Brevet FR3119837A1 — publié le 20220819

A éronef VTOL à quatre rotors e t procédé de gestion d’atterrissage d’urgence associé Aéronef VTOL à quatre rotors (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), les quatre rotors étant montés sur quatre bras (28A, 28B, 28C, 28D) définissant deux axes en croix et les deux rotors opposés d’un même axe tournant chacun dans un même sens de rotation, aéronef dans lequel, pour assurer en cas de défaut d’un rotor ou d’une hélice, un atterrissage d’urgence maitrisé de l’aéronef sans tourner autour de son axe de lacet, l’unité de commande (18) est configurée pour détecter le défaut et pour simultanément, générer des consignes de vitesse nulle sur le rotor en défaut ou le rotor associé à l’hélice en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé, et commander de manière coordonnée des gouvernes (30A, 30B, 30C, 30D), montées au niveau des deux bras des deux rotors opposés restant en fonctionnement, afin d’arrêter toute rotation autour de l’axe de lacet sans modification des angles de tangage et de roulis. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Aéronef VTOL à quatre rotors et procédé de gestion d’atterrissage d’urgence 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 montés fixement sur deux axes en croix. Le décollage vertical et l’atterrissage vertical sont des caractéristiques essentielles des aéronefs VTOL, notamment dans le cadre d’évolutions urbaines de type logistique ou de transport de personnes, car ils permettent de s’affranchir d’une piste de décollage tout en pouvant se poser sur des espaces restreints, voire même non préparés. Les hélicoptères à configuration conventionnelle (un rotor principal et un rotor anticouple de queue) 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 avançant (pas à l’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 monomoteur 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’attitude 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) qui se présentent typiquement sous deux configurations différentes en « + » ou en « x » connues sous les appellations de quad+ ou quadx, permettent de découpler les trois mouvements de lacet, tangage, et roulis avec des régimes de rotation des rotors deux à deux opposés. Ils sont constitués de quatre rotors de diamètres plus petits pour déplacer une masse équivalente à celle d’un hélicoptère conventionnels (la portance étant répartie sur quatre points au lieu d’un seul dans un tel VTOL) et ces quatre rotors n’ont pas besoin d’être articulés ou inclinés autour de leur axe de rotation pour modifier l’attitude de l’aéronef en fonctionnement nominal. En effet, comme il est connu, celle-ci est modifiée via la modification des régimes de rotation des quatre rotors. Toutefois, au contraire des hélicoptères conventionnels, 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 première solution connue à cette problématique est d’effectuer une redondance du système de propulsion, créant ainsi de fait un octocoptère. Toutefois, cette solution, outre qu’elle entraine un accroissement notable de la masse embarquée et donc diminue les performances de vol, implique une gestion particulièrement complexe du sens de rotation de ces huit rotors, notamment lors du passage du fonctionnement nominal à un fonctionnement dégradé suite à la perte d’un rotor. Aussi, il est connu également d’arrêter le rotor opposé au rotor en panne pour permettre le retour au sol du quadricoptère sans la perte de la mission. Toutefois, si cet arrêt du rotor opposé permet de stabiliser le quadricoptère dans un plan horizontal, la force de poussée nécessairement réduite des deux rotors restant en fonctionnement, en devenant inférieure au poids de l’aéronef, va entrainer le VTOL dans une descente verticale jusqu’au sol en tournant sur lui-même (sous l’effet du moment de rotation autour son axe de lacet qui est créé par les deux rotors restant qui eux tournent dans le même sens de rotation horaire ou antihoraire selon le rotor impacté), ce qui ne saurait être envisagé, notamment en cas de transport d’êtres vivants. La présente invention a donc pour but principal de pallier ces inconvénients en proposant un VTOL de type quadricoptère à rotors fixes capable d’assurer un atterrissage d’urgence maitrisé en cas de panne d’un moteur ou d’un propulseur tout en supprimant tout mouvement de lacet de nature à entrainer les personnes ou animaux transportés dans un mouvement en rotation lors de leur descente jusqu’au sol. Un autre but est de permettre malgré cet arrêt la poursuite de la mission en réinsérant l’aéronef dans le trafic aérien. Ce but est atteint par un aéronef VTOL à quatre rotors entrainant chacun une hélice et comportant une unité de commande pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors, les quatre rotors étant montés fixement sur quatre bras définissant deux axes en croix et les deux rotors opposés d’un même axe tournant chacun dans un même sens de rotation, caractérisé en ce que pour assurer, en cas de défaut d’un rotor ou d’une hélice, un atterrissage d’urgence maitrisé de l’aéronef sans tourner autour de son axe de lacet, l’unité de commande est configurée pour détecter le défaut et pour simultanément, générer des consignes de vitesse nulle sur le rotor en défaut ou le rotor associé à l’hélice en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé, et commander de manière coordonnée des gouvernes montées au niveau des deux bras des deux rotors opposés restant en fonctionnement, afin d’arrêter toute rotation autour de l’axe de lacet sans modification des angles de tangage et de roulis. Ainsi en permettant un contrôle du lacet par des gouvernes montées sur chacun des quatre bras du quadricoptère, on évite sa mise en rotation lors de sa descente et on permet un atterrissage en douceur gage de sécurité pour les passagers transportés. En outre, la capacité d’orientation de la poussée de chacun des rotors permise par ces gouvernes permet de réduire les inclinaisons en tangage et en roulis et donc améliore le confort de ces passagers en vol d’avancement comme en vol oblique ou en virage. Avantageusement, chacune des gouvernes est formée de deux volets indépendants articulés en rotation et pilotables via des actionneurs depuis l’unité de commande. De préférence, chacun des actionneurs est un servomoteur ou un moteur électrique avec une vis sans fin. Avantageusement, les deux gouvernes d’un même bras sont fixées de part et d’autre de l’axe de rotation du rotor supporté par ce bras. De préférence, pour stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor en défaut et de celui qui lui est diamétralement opposé et assurer une remontée en altitude afin de permettre à l’aéronef de s’insérer dans le trafic aérien, l’unité de commande est en outre configurée pour augmenter de manière coordonnée les consignes de vitesse les deux rotors restant en fonctionnement et pour piloter de façon appropriée l’inclinaison des gouvernes afin d’assurer une meilleure manœuvrabilité de l’aéronef. Avantageusement, le pilotage des gouvernes est effectué en les orientant vers deux directions opposées d’un angle d’inclinaison identique ou non. L’invention concerne également un procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors entrainant chacun une hélice et comportant une unité de commande pour délivrer une consigne de vitesse à chacun de ces quatre rotors, les quatre rotors étant montés fixement sur quatre bras définissant deux axes en croix et les deux rotors opposés d’un même axe tournant chacun dans un même sens de rotation, procédé dans lequel, pour assurer en cas de défaut d’un rotor ou d’une hélice, un atterrissage d’urgence maitrisé de l’aéronef sans tourner autour de son axe de lacet, il est tout d’abord détecté le défaut puis simultanément, il est généré des consignes de vitesse nulle sur le rotor en défaut ou le rotor associé à l’hélice en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé, et il est procédé de manière coordonnée à la commande de gouvernes montées au niveau des deux bras des deux rotors opposés restant en fonctionnement, afin d’arrêter toute rotation autour de l’axe de lacet sans modification des angles de tangage et de roulis. Avantageusement, la commande coordonnée des gouvernes consiste à les incliner simultanément et en direction opposée d’un angle d’inclinaison déterminé identique ou non. De préférence, pour obtenir un taux de descente déterminé, il est en outre généré des consignes de vitesse appropriées pour réduire progressivement et de manière coordonnée chacun des régimes de rotation des deux rotors restant en fonctionnement et en pilotant l’inclinaison des gouvernes en fonction de l’altitude. Avantageusement, pour stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor ou de l’hélice en défaut et du rotor qui lui est diamétralement opposé et assurer une remontée en altitude afin de permettre à l’aéronef de s’insérer dans le trafic aérien, il est en outre généré des consignes de vitesse appropriées pour ré-accélérer de manière coordonnée les deux rotors opposés restant en fonctionnement et les gouvernes sont inclinées de façon appropriée pour permettre la continuité de la mission dans ce mode dégradé. De préférence, la poursuite de la mission est conditionnée à un taux de rotation nul et à une vitesse linéaire nulle autour et suivant les axes de lacet, tangage et roulis. 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 est un synoptique de l’architecture électrique d’un quadricoptère selon l’invention, la illustre de façon très schématique un exemple de quadricoptère selon l’invention, la illustre en vue de dessus les forces mises en jeu lors d’un vol stationnaire sans rotation d’un quadricoptère selon l’invention, la illustre en vue de face ou de côté les forces mises en jeu lors d’un vol stationnaire sans rotation d’un quadricoptère selon l’invention, la montre une étape de fonctionnement du procédé de gestion d’atterrissage d’urgence de l’invention, la montre une étape de fonctionnement du procédé de gestion d’atterrissage d’urgence de l’invention, la illustre en vue de dessus les forces mises en jeu en cas de panne d’un quadricoptère conforme à l’invention, la illustre en vue de face ou de côté les forces mises en jeu en cas de panne d’un quadricoptère conforme à l’invention, et la représente sous forme d’un diagramme d’états les différentes configurations fonctionnelles dans lesquelles peut se trouver le quadricoptère conforme à l’invention. La 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 au niveau du contrôleur de vol 18. La illustre de façon schématique un tel quadricoptère à quatre bras 26A, 26B, 26C, 26D (formant deux axes en croix) supportant une cellule ou cabine 28 et qui 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 de ses quatre propulseurs 12A, 12C et 12B, 12D. Il peut aussi opérer un vol stationnaire, c’est-à-dire demeuré immobile sans rotation dans une attitude (position et altitude) donnée. Les figures 3A et 3B illustrent un tel vol stationnaire sans rotation dans lequel la somme F des forces de poussée équilibre exactement le poids total (poids à vide cellule incluse plus charge transportée) 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 26A, 26B et 26C, 26D sont disposés à 90° l’un de l’autre) tournent en sens contraire. Conformément à l’invention, il est proposé l’ajout d’une gouverne 30A, 30B, 30C, 30D formée de deux volets indépendants 30A1, 30A2, 30B1, 30B2, 30C1, 30C2, 30D1, 30D2 (illustrés aussi à la ), montée au niveau de chacun des bras 28A, 28B, 28C, 28D du quadricoptère (de préférence sous ce bras), articulée en rotation et pilotable via des actionneurs 32A1, 32A2, 32B1, 32B2, 32C1, 32C2, 32D1, 32D2, depuis le contrôleur de vol 18. L’homme du métier saura dimensionner la taille de chacune des gouvernes en fonction du débattement maximum nécessaire, de la nature des articulations et du type d’actionneurs (par exemple un servomoteur ou un moteur électrique avec une vis sans fin permettant d’atteindre rapidement ses butées tout en maintenant la position atteinte sans consommation d’énergie) avec la nécessaire redondance en cas de panne. En vol vertical (décollage, stationnaire et atterrissage), les deux volets indépendants de la gouverne (bien entendu on pourrait alternativement recourir à deux gouvernes indépendantes) sont maintenus dans leur plan vertical. Dans cette configuration verticale, elles auront un simple effet de canalisation du flux d’air pour rendre la poussée verticale plus efficace et ne dégraderont que peu les performances de l’aéronef en terme de vitesse ou de durée de vol. En outre et surtout, en cas de panne de l’un des moteurs (au niveau du rotor ou de l’hélice) depuis une situation en stationnaire ou en vol vertical (montée ou descente), le pilotage adapté des gouvernes fixées aux bras supportant les moteurs encore en fonctionnement permettra de créer un anti-couple qui annulera le mouvement de rotation autour de l’axe de lacet en créant un moment de lacet sans changement d’attitude de tangage ou de roulis. Ce contrôle de l’anti-couple par le pilotage des gouvernes en évitant la mise en rotation de l’aéronef sur lui-même permet d’assurer l’embarquement d’un équipage et de passagers. Mais il s’avère aussi bien évidemment utile pour maitriser un aéronef sur toute sa mission qu’il transporte plus généralement tout être vivant ou qu’il soit destiné à de la logistique. Pour ce faire, et comme le montre la , il est procédé tout d’abord à l’identification d’un défaut au niveau d’un moteur ou d’une hélice (en l’espèce 12B), 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, d’une part à l’envoi simultanée puis le maintien d’une consigne de vitesse nulle au moteur alimentant le rotor défaillant et au moteur diamétralement opposé (en l’espèce 12D) et d’autre part à une inclinaison appropriée des gouvernes des bras supportant les moteurs restant en fonctionnement. Plus précisément et comme le montre la , les deux volets (en l’espèce 32A1, 32A2 ; 32C1, 32C2) de chacune des deux gouvernes (en l’espèce 30A ; 30C) qui sont fixés sur chacun de ces deux bras (en l’espèce 28A ; 28C), de part et d’autre de l’axe de rotation des deux rotors tournants associés (en l’espèce 14A ; 14C), sont orientés vers deux directions opposées d’un angle d’inclinaison (par exemple +45° et -45° par rapport à un axe vertical dirigé vers le bas quand l’aéronef est à son altitude maximal de vol qui induira un fort moment autour de l’axe de lacet à contrebalancer ou +5° et -5° quand l’aéronef est à son altitude minimal de vol qui induira un faible moment autour de l’axe de lacet à contrebalancer) identique ou non les autres volets des gouvernes montées sur les bras supportant les deux rotors arrêtés restant dans leur position verticale initiale. Ainsi, et comme le montre la , 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 ), il en résultera pour le quadricoptère une descente verticale à un taux de descente déterminé qui, si l’actionnement des gouvernes est simultanée, c’est à dire suffisamment rapide suite à la détection de la panne, va s’effectuer sans entrer en rotation autour de l’axe de lacet (axe z) pour se stabiliser en vol stationnaire. En effet, le pilotage adapté des gouvernes fixées sous les bras de moteur encore en fonctionnement permettra de créer un anti-couple (AC) qui annulera le mouvement de rotation autour de cet axe de lacet. Au fur et à mesure que l’aéronef va se rapprocher du sol, le besoin de poussée se réduisant, le couple de lacet va également se réduire et les gouvernes auront alors de moins en moins besoin d’être inclinées. Avec cette stratégie, le quadricoptère va pouvoir descendre verticalement sans tourner autour de l’axe de lacet. Il est alors possible soit d’augmenter les régimes de rotation des rotors restant en fonctionnement pour arrêter la descente voir remonter et le pilotage des gouvernes sera alors adapté en conséquence pour éviter la mise en rotation autour de l’axe de lacet, soit de réduire progressivement et de manière coordonnée chacun des régimes de rotation de ces rotors en adaptant le pilotage des gouvernes. L’attitude en tangage, en roulis et en lacet restera inchangée à mesure que l’aéronef se rapproche du sol et l’aéronef finira par se poser sans tourner sur lui-même au contact du sol permettant de déposer sans difficulté les personnes ou les animaux transportés. Cette capacité de stopper la chute et de remonter en altitude pourra permettre à cet aéronef de s’insérer dans le trafic aérien en étant robuste à une panne moteur. De plus, par analogie avec les hélicoptères bimoteurs, il pourra permettre à un équipage de poursuivre sa mission en cas de panne moteur si le pilotage des gouvernes est adapté pour opérer au-delà d’une trajectoire verticale. Ainsi, le procédé d’atterrissage d’urgence de l’invention permettant de ramener l’aéronef VTOL au sol sans dommage pour ses passagers comporte les étapes suivantes : Détecter la perte d’un moteur (rotor) ou d’un propulseur (hélice), Générer des consignes de vitesse nulle sur ce moteur et celui qui lui est diamétralement opposé, Incliner simultanément et en direction opposée les gouvernes montées au niveau des bras supportant les moteurs restant en fonctionnement pour éviter la rotation de l’aéronef, et si nécessaire, Générer des consignes de vitesse adaptée à un taux de descente désiré pour les deux moteurs restant en fonctionnement et piloter l’inclinaison des gouvernes en fonction de l’altitude, ou Stabiliser la perte d’altitude en ré-accélérant de manière coordonnée les deux moteurs restant en fonctionnement et piloter si nécessaire l’inclinaison des gouvernes en fonction de l’altitude. La représente sous forme d’un diagramme d’états les différentes configurations fonctionnelles dans lesquelles peut ainsi se trouver le quadricoptère. Juste après l’allumage et un certain nombre d’étapes d’initialisation gérées durant l’état 50 « Début », le quadricoptère se trouve à l’état 52 « Posé », avec les moteurs prêts à démarrer. L’envoi d’une commande par le pilote (s’il est aux commandes de l’aéronef) ou le télépilote (s’il a le contrôle à distance) provoque le lancement des moteurs et le décollage du quadricoptère qui se trouve alors dans l’état 54 « Décollage » à partir duquel deux modes principaux de fonctionnement sont possibles. Dans un premier mode de pilotage, l’état 56 « Vol stationnaire », le pilotage du quadricoptère est opéré de manière automatique mettant en œuvre le système autonome de stabilisation en vol stationnaire. Ce mode autopiloté est notamment activé à la fin de la phase de décollage, dès que le pilote relâche ses commandes, ou en cas d’interruption de la liaison radio entre l’appareil et le VTOL en cas de commande télépilotée. Dans l’autre mode de pilotage, l’état 58 « Vol piloté », le pilotage du quadricoptère est opéré de façon directe par le pilote ou télépilote, au moyen, d’une combinaison de signaux émis par le détecteur d’inclinaison de l’appareil et/ou de commandes disponibles sur la station au sol. L’état « Vol piloté » ou «Vol stationnaire », prend fin par passage à un état d’atterrissage 60 « Atterrissage », suite à l’appui sur une commande spécifique de l’appareil ou en cas de réserve d’énergie bord faible (ici la batterie). Le passage à cet état produit une réduction du régime des rotations des moteurs et une diminution en cohérence de l’altitude. Lorsque le contact avec le sol a été détecté, l’état est à nouveau l’état 52 « Posé ». Le quadricoptère comporte également un état 62 « Transition piloté stationnaire », pour permettre au quadricoptère de passer de l’état 58 de mouvement en vol piloté, où il se déplace avec une inclinaison non nulle et donc une vitesse horizontale qui peut être relativement élevée, jusqu’à l’état 56 de sustentation verticale en vol stationnaire où il sera immobile et maintenu dans cette position fixe par le système de pilotage automatique et de stabilisation. Cette procédure d’arrêt sera opérée en un temps minimal et sans inversion de vitesse horizontale. Il comporte aussi un état 64 « Transition stationnaire piloté», pour permettre au VTOL de passer l’état de sustentation verticale 56 où il sera immobile et maintenu dans cette position fixe par le système de pilotage automatique et de stabilisation à l’état de mouvement 58, où il se déplace avec une inclinaison non nulle et donc une vitesse horizontale qui peut être relativement élevée. Enfin, l’état 66 « Gestion de la panne » correspond à un état d’urgence en cas d’anomalie détectée. Il provoque le lancement par défaut du procédé d’atterrissage d’urgence du quadricoptère décrit précédemment. Cet état de panne peut être atteint à partir de n’importe lequel des états précédemment décrits (illustrés par les flèches en pointillés), notamment en cas de panne du système propulsif distribué (blocage d’un moteur ou perte d’un rotor). La finalité de ce procédé est de stabiliser la perte d’altitude. Une fois la perte stabilisée, le pilote ou le télépilote depuis une station au sol, peut choisir de continuer la mission dans ce mode dégradé et donc ne pas atterrir tout de suite. Ce choix est effectué avantageusement via une interface homme machine simple, facile d’accès et à portée de main comme un bouton poussoir près ou sur les interfaces de commande. Par exemple, par défaut, bouton relâché, la procédure d’atterrissage d’urgence est enclenchée. Si le pilote ou le télépilote appuie sur le bouton et que les conditions de la poursuite de la mission sont réunies : mesure de la stabilisation de l’attitude de l’aéronef (absence de taux de rotation de la cellule sur les 3 axes) et mesure de l’absence de mouvement (vitesse linéaire nulle suivant les 3 axes de la cellule) par un estimateur d’état interne au contrôleur de vol, la procédure d’atterrissage d’urgence est abandonné et le pilote peut continuer la mission en mode dégradé avec une capacité de guidage/pilotage réduite identique celle disponible pour faire l’atterrissage d’urgence. Aéronef VTOL à quatre rotors (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), les quatre rotors étant montés sur quatre bras (28A, 28B, 28C, 28D) définissant deux axes en croix et les deux rotors opposés d’un même axe tournant chacun dans un même sens de rotation, caractérisé en ce que, pour assurer en cas de défaut d’un rotor ou d’une hélice, un atterrissage d’urgence maitrisé de l’aéronef sans tourner autour de son axe de lacet, l’unité de commande (18) est configurée pour détecter le défaut et pour simultanément, générer des consignes de vitesse nulle sur le rotor en défaut ou le rotor associé à l’hélice en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé, et commander de manière coordonnée des gouvernes (30A, 30B, 30C, 30D) montées au niveau des deux bras des deux rotors opposés restant en fonctionnement, afin d’arrêter toute rotation autour de l’axe de lacet sans modification des angles de tangage et de roulis. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 1, caractérisé en ce chacune des gouvernes est formée de deux volets indépendants (30A1, 30A2, 30B1, 30B2, 30C1, 30C2, 30D1, 30D2) articulés en rotation et pilotables via des actionneurs (32A1, 32A2, 32B1, 32B2, 32C1, 32C2, 32D1, 32D2) depuis l’unité de commande (18). Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 2, caractérisé en ce que chacun des actionneurs est un servomoteur ou un moteur électrique avec une vis sans fin. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 1, caractérisé en ce que les deux gouvernes d’un même bras sont fixées de part et d’autre de l’axe de rotation du rotor supporté par ce bras. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 1, 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) et assurer une remontée en altitude afin de permettre à l’aéronef de s’insérer dans le trafic aérien, l’unité de commande (18) est en outre configurée pour augmenter de manière coordonnée les consignes de vitesse les deux rotors restant en fonctionnement (12A, 12C) et pour piloter de façon appropriée l’inclinaison des gouvernes afin d’assurer une meilleure manœuvrabilité de l’aéronef. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 5, caractérisé en ce que le pilotage des gouvernes est effectué en les orientant vers deux directions opposées d’un angle d’inclinaison identique ou non. Procédé de gestion d’atterrissage d’urgence dans un aéronef VTOL à quatre rotors (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), les quatre rotors étant montés fixement sur quatre bras (28A, 28B, 28C, 28D) définissant deux axes en croix et les deux rotors opposés d’un même axe tournant chacun dans un même sens de rotation, procédé dans lequel, pour assurer en cas de défaut d’un rotor ou d’une hélice, un atterrissage d’urgence maitrisé de l’aéronef sans tourner autour de son axe de lacet, il est tout d’abord détecté le défaut puis simultanément, il est généré des consignes de vitesse nulle sur le rotor en défaut ou le rotor associé à l’hélice en défaut et celui qui lui est diamétralement opposé, et il est procédé de manière coordonnée à la commande de gouvernes (30A, 30B, 30C, 30D) montées au niveau des deux bras des deux rotors opposés restant en fonctionnement, afin d’arrêter toute rotation autour de l’axe de lacet sans modification des angles de tangage et de roulis. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que la commande coordonnée des gouvernes consiste à les incliner simultanément et en direction opposée d’un angle d’inclinaison déterminé identique ou non. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que pour obtenir un taux de descente déterminé, il est en outre généré des consignes de vitesse appropriées pour réduire progressivement et de manière coordonnée chacun des régimes de rotation des deux rotors restant en fonctionnement et en pilotant l’inclinaison des gouvernes en fonction de l’altitude. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que pour stabiliser la perte d’altitude résultant de l’arrêt du rotor ou de l’hélice en défaut et du rotor qui lui est diamétralement opposé et assurer une remontée en altitude afin de permettre à l’aéronef de s’insérer dans le trafic aérien, il est en outre généré des consignes de vitesse appropriées pour ré-accélérer de manière coordonnée les deux rotors opposés restant en fonctionnement et les gouvernes sont inclinées de façon appropriée pour permettre la poursuite de la mission dans ce mode dégradé. Procédé selon la revendication 10, caractérisé en ce que la poursuite de la mission est conditionnée à un taux de rotation nul et à une vitesse linéaire nulle autour et suivant les axes de lacet, tangage et roulis.