Brevet FR3103463A1 — publié le 20210528

Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux et aéronef VTOL associé Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux entrainant chacun une hélice et comportant une unité de commande pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors (12A, 12B, 12C, 12D), dans lequel, pour assurer un atterrissage d’urgence maitrisé, l’unité de commande est configurée pour détecter un défaut d’un rotor ou d’une hélice et générer des consignes de vitesse nulle sur ce rotor en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé. Figure pour l’abrégé : Fig. 3B. Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux et aéronef VTOL associé La présente invention se rapporte au domaine général des moyens de transports individuels volants de type aéronef VTOL (pour « Vertical Take-Off and Landing ») et elle concerne plus particulièrement des VTOL à quatre rotors opposés deux à deux. Le décollage vertical et l’atterrissage vertical sont des caractéristiques essentielles des aéronefs VTOL, notamment dans le cadre d’évolutions urbaines de type logistique, car ils permettent de s’affranchir d’une piste de décollage tout en pouvant se poser sur des espaces restreints, voire non préparés. Les hélicoptères monomoteurs présentent cette caractéristique avec leur rotor principal mais celui-ci limite les performances en phase de croisière avec des vitesses ne dépassant pas 300 km/h, en particulier à cause du Mach en bout de pale horizontale. La contrainte de décollage vertical impose de générer de la poussée verticale alors que le vol en mode avion nécessite de la poussée horizontale. Comme un seul rotor propulsif est disponible dans cette configuration à un rotor principal, il est nécessaire de pouvoir l’incliner grâce à un mécanisme de plateau cyclique pour contrôler les mouvements de tangage et de roulis. Un rotor de queue anti couple permet de stabiliser l’altitude de l’aéronef en lacet. En cas de perte du système d’entrainement du rotor principal, le régime d’autorotation permis par ce type de rotor permet au pilote de se poser même si cette manœuvre n’est pas sans risque pour lui. Le pilote doit appliquer une procédure d’atterrissage d’urgence en autorotation suivi d’une phase d’arrondi d’atterrissage (landing flare) afin de respecter une certaine trajectoire lors de la descente. Les quadricoptères (ou quadrirotors) se présentent typiquement sous deux configurations différentes en « + » ou en « x » connues sous les appellations de quad+ ou quadx et qui permettent de découpler les trois mouvements de lacet, tangage, et roulis avec des régimes de rotation deux à deux opposés. Ils sont constitués de quatre rotors de diamètres plus petits pour déplacer la même masse (portance répartie sur quatre points au lieu d’un seul dans un hélicoptère monomoteur) et ces quatre rotors n’ont pas besoin d’être articulés autour de leur axe de rotation pour modifier l’altitude de l’aéronef en fonctionnement nominal. En effet, comme il est connu, celle-ci est modifiée via les régimes de rotation des quatre rotors. Toutefois, au contraire des hélicoptères monomoteurs, un régime d’autorotation n’est pas accessible dans un quadricoptère et la perte du système d’entrainement d’un rotor est donc problématique car elle entraine quasi systématiquement la perte de l’aéronef VTOL et donc de la mission. Une solution connue à cette problématique est d’effectuer une redondance du système de propulsion, créant ainsi de fait un octocoptère. Toutefois, cette solution implique à la fois une gestion particulièrement complexe de la rotation des rotors et un accroissement notable de la masse embarquée. La présente invention a donc pour but principal de pallier ces inconvénients en proposant un VTOL de type quadricoptère capable d’assurer un atterrissage d’urgence maitrisé en cas de panne d’un moteur ou d’un propulseur tout en limitant la complexité et la masse induite par la solution proposée. Ce but est atteint par un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux entrainant chacun une hélice et comportant une unité de commande pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors, caractérisé en ce que, pour assurer un atterrissage d’urgence maitrisé, l’unité de commande est configurée pour détecter un défaut d’un rotor ou d’une hélice et générer des consignes de vitesse nulle sur ce rotor en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé. Ainsi en stoppant deux des quatre rotors, celui défaillant et celui qui lui est opposé géométriquement, on peut éviter une chute incontrôlée du VTOL et on évite de compromettre la mission et l’intégrité matérielle de l’aéronef VTOL. De préférence, l’unité de commande est en outre configurée pour générer des consignes de vitesse réduites (avantageusement jusqu’à -30% par rapport à un régime de croisière) pour les deux rotors restant en fonctionnement correspondant à un taux de descente déterminé (avantageusement compris entre -1 m/s et -5 m/s) ou bien, afin de stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor en défaut et de celui qui lui est diamétralement opposé, pour générer des consignes de vitesse augmentées (avantageusement jusqu’à +70% par rapport à un régime de croisière) de manière coordonnée pour les deux rotors restant en fonctionnement. La présente invention concerne également un procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux entrainant chacun une hélice et comportant une unité de commande pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors, procédé dans lequel il est tout d’abord détecté un défaut d’un rotor ou d’une hélice puis il est généré des consignes de vitesse nulle sur ce rotor en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé. Avantageusement, il peut être en outre généré des consignes de vitesse réduites pour les deux rotors restant en fonctionnement correspondant à un taux de descente déterminé (de préférence compris entre -1 m/s et -5 m/s) ou bien encore, pour stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor en défaut et de celui qui lui est diamétralement opposé, il peut être généré des consignes de vitesse augmentées de manière coordonnée pour les deux rotors restant en fonctionnement. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels : la figure 1 est un synoptique d’une architecture d’un quadricoptère selon l’invention, la figure 2A illustre en vue de dessus les forces mises en jeu lors d’un vol stationnaire sans rotation du quadricoptère de la figure 1, la figure 2B illustre en vue de face ou de côté les forces mises en jeu lors d’un vol stationnaire sans rotation du quadricoptère de la figure 1, la figure 3A montre une étape de fonctionnement du procédé de gestion d’atterrissage d’urgence de l’invention, la figure 3B montre une étape de fonctionnement du procédé de gestion d’atterrissage d’urgence de l’invention, la figure 4A illustre en vue de dessus les forces mises en jeu en cas de panne d’un quadricoptère conforme à l’invention, et la figure 4B illustre en vue de face ou de côté les forces mises en jeu en cas de panne d’un quadricoptère conforme à l’invention. La figure 1 montre de façon schématique l’architecture électrique d’un aéronef VTOL de type quadricoptère 10 comportant quatre propulseurs (hélices horizontales 12A à 12D) reliés chacun à un moteur électrique (ou rotor) d’entrainement 14A à 14D dont la rotation est commandée via un ou plusieurs convertisseurs de puissance 16 par une unité de commande 18 de type contrôleur dédié qui délivre les consignes de vitesse pour ces moteurs. Cette unité de commande est reliée à un module mémoire 20 comportant notamment une cartographie des sols survolés, un module d’entrée/sortie 22 en liaison avec différents capteurs (non représentés) de données physiques ou d’images et nécessaires au vol de l’aéronef (position, altitude, température et pression externes, masse embarquée, vitesse du vent, etc…) comme à la commande des quatre moteurs (régime et température moteurs par exemple) et un module d’émission/réception 24 pour notamment l’échange de ces données via une antenne radiofréquence 24A avec des stations au sol. Une ou plusieurs batteries 26 sont en outre prévues pour l’alimentation électrique des différents éléments de l’aéronef. En fonction de la zone survolée et des obstacles avoisinants, différentes stratégies de pilotage (lois de contrôle) peuvent bien entendu être mises en œuvre. Un tel quadricoptère peut effectuer des décollages et atterrissages verticaux (selon l’axe z dit de lacet) ainsi que des déplacements horizontaux (selon les axes x dit de roulis ou y dit de tangage) en régime de croisière à des vitesses variables dépendant des vitesses respectives des quatre propulseurs. Il peut aussi opérer un vol stationnaire, c’est-à-dire demeuré immobile sans rotation à une position et une altitude donnée. Les figures 2A et 2B illustrent un tel vol stationnaire sans rotation dans lequel la somme F des forces de poussée équilibre exactement le poids total de l’aéronef P (le vent étant supposé nul). On peut noter que dans cette configuration d’équilibre, les vitesses de rotation V (et couples C) des quatre rotors sont identiques et présentent chacun une force de poussée F 12A , F 12B , F 12C , F 12D égale au quart du poids total. Les hélices deux à deux opposées 12A, 12C et 12B, 12D (celles dont les bras support sont alignés) tournent en même sens et les hélices adjacentes (par exemple 12A, 12B et 12C, 12D dont les bras sont disposés à 90° l’un de l’autre) tournent en sens contraire. Conformément à l’invention, il est proposé de configurer l’unité de commande d’un aéronef VTOL à quatre rotors afin d’assurer en cas de panne de l’un de ses quatre rotors ou l’une des quatre hélices un atterrissage d’urgence parfaitement maitrisé avec un taux de descente déterminé, par exemple compris entre -1 m/s et -5 m/s. Pour ce faire, et comme le montre la figure 3A, il est procédé tout d’abord à l’identification d’un défaut au niveau d’un moteur ou d’une hélice, par exemple par une mesure d’un régime moteur incohérent par rapport à la consigne de vitesse délivrée par l’unité de commande, puis, une fois cette identification avérée, à l’envoi simultanée puis le maintien d’une consigne de vitesse nulle au moteur alimentant le rotor défaillant et au moteur diamétralement opposé (voir la figure 3B). Ainsi, et comme le montre la figure 4A, en situation de vol stationnaire ou de vol vertical (montée ou descente), la détection d’une telle panne conduira à l’arrêt de la rotation de deux des quatre rotors opposés deux à deux afin de créer un moment de lacet (couple C) sans tangage ni roulis mais avec une réduction de la force de poussée. Cette force de poussée F devenant inférieure au poids de l’aéronef P (voir la figure 4B), il en résultera pour le quadricoptère une descente verticale à un taux de descente déterminé en tournant autour de son axe de lacet (axe z). En réduisant progressivement et de manière coordonnée chacune des vitesses moteurs des deux rotors restant en fonctionnement (par une réduction des consignes de vitesse de préférence jusqu’à -30% par rapport au régime de croisière), les angles de tangage et de roulis resteront inchangés alors que le taux de rotation autour de l’axe de lacet va diminuer à mesure que l’on s’approchera du sol (toutefois, dans la phase de descente, l’utilisation du rotor déjà arrêté pourrait permettre de se déplacer autrement que dans l’axe vertical). L’aéronef finira par se poser même s’il tournera encore légèrement sur lui-même au contact du sol. On peut noter toutefois qu’il est aussi possible d’arrêter la descente voire de remonter en augmentant alors les vitesses de rotation des rotors en fonctionnement (par une augmentation des vitesses de consignes de préférence jusqu’à +70% par rapport au régime de croisière), mais au prix d’une rotation plus rapide de l’aéronef sur lui-même. De même, depuis une situation en vol d’avancement, l’arrêt en rotation de deux des quatre rotors opposés deux à deux va toujours créer un moment de lacet qui va annuler les angles des tangages et de roulis et va donc remettre à plat l’aéronef. Comme précédemment, le quadricoptère va descendre en tournant pour se stabiliser à plat et en rotation autour de l’axe de lacet. Ainsi le procédé d’atterrissage d’urgence de l’invention permettant de ramener l’aéronef VTOL au sol sans dommage comporte les étapes suivantes : Détecter la perte d’un moteur ou d’une hélice, Générer des consignes de vitesse nulle sur ce moteur et celui qui lui est diamétralement opposé, et si nécessaire Générer des consignes de vitesse adaptée à un taux de descente désiré pour les deux moteurs restant en fonctionnement, ou Stabiliser la perte d’altitude en ré-accélérant de manière coordonnée les deux rotors restant en fonctionnement. Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux (10) entrainant chacun une hélice (14A, 14B, 14C, 14D) et comportant une unité de commande (18) pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors (12A, 12B, 12C, 12D), caractérisé en ce que, pour assurer un atterrissage d’urgence maitrisé, l’unité de commande est configurée pour détecter un défaut d’un rotor ou d’une hélice et générer des consignes de vitesse nulle sur ce rotor en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé. Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’unité de commande (18) est en outre configurée pour réduire des consignes de vitesse pour les deux rotors restant en fonctionnement (12A, 12C) correspondant à un taux de descente déterminé. Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 2, caractérisé en ce que le taux de descente déterminé est compris entre -1 m/s et -5 m/s. Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 2, caractérisé en ce que les consignes de vitesse sont réduites jusqu’à -30% par rapport à un régime de croisière. Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’unité de commande (18) est en outre configurée pour stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor en défaut (12B) et de celui qui lui est diamétralement opposé (12D), en augmentant des consignes de vitesse de manière coordonnée les deux rotors restant en fonctionnement (12A, 12C). Aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 5, caractérisé en ce que les consignes de vitesse sont augmentées jusqu’à +70% par rapport à un régime de croisière. Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux (10) entrainant chacun une hélice (14A, 14B, 14C, 14D) et comportant une unité de commande (18) pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors (12A, 12B, 12C, 12D), procédé dans lequel il est tout d’abord détecté un défaut d’un rotor ou d’une hélice puis il est généré des consignes de vitesse nulle sur ce rotor en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé. Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 7, caractérisé en ce qu’il est en outre généré des consignes de vitesse réduites pour les deux rotors restant en fonctionnement (12A, 12C) correspondant à un taux de descente déterminé. Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 8, caractérisé en ce que le taux de descente déterminé est compris entre -1 m/s et -5 m/s. Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors opposés deux à deux selon la revendication 7, caractérisé en ce que, pour stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor en défaut (12B) et de celui qui lui est diamétralement opposé (12D), il est en outre généré des consignes de vitesse augmentées de manière coordonnée pour les deux rotors restant en fonctionnement (12A, 12C).