Brevet FR3155810A1 — publié le 20250530

Aéronef à décollage et atterrissage vertical comprenant : au moins quatre paires d'hélices (10) contrarotatives ; des unités motrices (21, 22, 23) pour entrainer les hélices (11, 12) en rotation, une unité de contrôle de vol pour commander les unités motrices (21, 22, 23) de manière à obtenir, pour chaque hélice (11, 12), une poussée cible ; et un système de détection pour détecter une défaillance des unités motrices (21, 22, 23). Chacune des paires d'hélices (10) est équipée de trois unités motrices (21, 22, 23) commandables séparément, à savoir une unité motrice primaire (21) pour l'entrainement de l'une des hélices de la paire et des unités motrices secondaire et tertiaire (22, 23) pour l'entrainement de l'autre hélice, les unités motrices secondaire et tertiaire (22, 23) étant disposées de sorte que leurs couples moteurs s'additionnent. (Figure 4) Aéronef à décollage et atterrissage vertical L’invention concerne un aéronef à décollage et atterrissage vertical ou aéronef « VTOL » (acronyme anglais de « Vertical Take-off and Landing »). Arrière-plan De nombreuses configurations d'aéronef VTOL ont été étudiées par le passé. Des exemples de configurations connues sont décrits dans le document de brevet EP 3393904 B1 et dans la Publication 1 : « Local controllabillity and attitude stabilization of multirotor UAVs : Validation on a coaxial octorotor » de Majd Saied et al (Robotics and Autonomous Systems 91 (2107) 128-138). Dans la Publication 1, selon la configuration dite coaxiale contrarotative à huit rotors (« coaxial counter-rotating octorotor»), l’aéronef comprend : quatre paires d'hélices contrarotatives permettant d'assurer la sustentation de l'aéronef ; des unités motrices pour entrainer les hélices en rotation, chaque unité motrice comprenant un moteur électrique et son système électronique de contrôle ; et une unité de contrôle de vol pour commander les unités motrices de manière à obtenir, pour chaque hélice, une poussée cible. Par rapport à d’autres configurations, la configuration coaxiale contrarotative à huit rotors présente des avantages en termes de compacité. De plus, le flux hélicoïdal de la première hélice d’une paire étant redressé par la seconde, le rendement propulsif est amélioré. Une telle configuration permet donc d’obtenir un aéronef maniable, stable et bien adapté pour intervenir dans des zones confinées. En revanche, il est difficile de maîtriser le comportement de l’aéronef après la défaillance d’une des unités motrices ou, pire, de deux unités motrices (Cf. tableau 10 de la Publication 1). La défaillance d’une des unités motrices a un impact direct et immédiat sur l’équilibre de l’aéronef et crée un risque majeur de sécurité. Dans le pire des cas, l'aéronef risque de se retourner et de s'écraser. Le problème devient encore plus critique si deux unités motrices sont défaillantes simultanément. On parle ci-après de « panne double » pour désigner la défaillance simultanée de deux unités motrices appartenant, respectivement, à deux paires d’hélices. Si la défaillance simultanée de trois unités motrices ou plus est un évènement hautement improbable, on estime que l’occurrence d’une panne double est un événement suffisamment probable pour être pris en considération dans la conception de l’aéronef. Il s’agit donc d’un point critique pour la certification de navigabilité, en particulier pour certaines catégories d’aéronefs tels que les véhicules aériens sans humain à bord ou « UAV » (acronyme anglais de « Unmanned Aerial Vehicle ») de masse supérieure à 25kg lorsqu’ils doivent survoler des zones urbaines ou pour des aéronef VTOL destinés au transport de passagers. Il existe donc un besoin pour une solution permettant de mieux maitriser le comportement d’un aéronef multirotor à hélices coaxiales contrarotatives en cas de panne double. Cette solution doit par ailleurs être de conception relativement simple et de masse relativement limitée, de manière à garantir un bon niveau de performance de l’aéronef, notamment en termes de charge utile et d’autonomie. Présentation générale Un aéronef à décollage et atterrissage vertical selon l’invention comprend : au moins quatre paires d'hélices contrarotatives permettant d'assurer, au moins en partie, la sustentation de l'aéronef ; des unités motrices pour entrainer les hélices en rotation, chaque unité motrice comprenant un moteur électrique et son système électronique de contrôle ; une unité de contrôle de vol pour commander les unités motrices de manière à obtenir, pour chaque hélice, une poussée cible; et un système de détection pour détecter une défaillance des unités motrices. Chacune des paires d'hélices comprend une hélice haute et une hélice basse tournant dans des sens opposés autour d'un axe d'hélice sensiblement parallèle à l'axe de lacet de l'aéronef. Les paires d'hélices sont réparties de façon symétrique par rapport aux axes de roulis et de tangage de l'aéronef. Chacune des paires d'hélices est équipée de trois unités motrices commandables séparément, à savoir une unité motrice primaire pour l'entrainement de l'une des hélices, dite hélice simple moteur, et des unités motrices secondaire et tertiaire pour l'entrainement de l'autre hélice, dite hélice double moteur, les unités motrices secondaire et tertiaire étant disposées de sorte que leurs couples moteurs s'additionnent. Lorsqu'une panne double est détectée par le système de détection, l'unité de contrôle de vol commande les unités motrices secondaire et tertiaire d'au moins deux hélices, dites hélices compensatrices, choisies parmi les hélices double moteur, pour entrainer chacune des hélices compensatrices au moyen de ses unités motrices secondaire et tertiaire, de manière à augmenter le poussée de chacune des hélices compensatrices et compenser la perte de poussée liée à la défaillance des deux unités motrices. La solution proposée consiste donc, pour chaque paire d’hélices contrarotatives, à prévoir une hélice simple moteur et une hélice double moteur et à utiliser, en cas de panne double, au moins deux hélices double moteur comme hélices compensatrices. Grâce à l’action des hélices compensatrices, il est possible de maitriser le comportement de l’aéronef en cas de double panne, quelle que soit la configuration de la double panne. En doublant la motorisation d’une seule des hélices de chaque paire, on obtient un bon compromis entre la sécurité recherchée et la masse de l’aéronef. On notera qu’une autre approche consisterait à doubler la motorisation de chacune des deux hélices de chaque paire d’hélices contrarotatives. Cette solution, dite « solution de redondance totale », apporterait également une réponse au problème de double panne des unités motrices. Toutefois, elle présenterait l’inconvénient d’augmenter la masse de l’aéronef dans une proportion trop importante de sorte que le compromis entre sécurité et masse ne serait pas satisfaisant. Les caractéristiques et avantages précités, ainsi que d'autres, apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit. Cette description détaillée fait référence aux dessins annexés. Brève description des dessins Les dessins annexés sont schématiques et ne sont pas nécessairement à l'échelle, ils visent avant tout à illustrer les principes de l'invention. Sur ces dessins, d'une figure (fig) à l'autre, des éléments (ou parties d'élément) identiques sont repérés par les mêmes signes de référence. FIG. 1 Cette figure représente un exemple d’aéronef VTOL vu de profil. FIG. 2 Cette figure représente l'exemple d’aéronef VTOL de la FIG. 1 vu de dessus. FIG. 3 Cette figure représente schématiquement un autre exemple d’aéronef VTOL. FIG. 4 Cette figure représente en détail un exemple d’hélices contrarotatives avec leurs unités motrices. FIG. 5 Cette figure représente l’aéronef de la FIG. 3 lors d’un premier exemple de panne double. FIG. 6 Cette figure représente l’aéronef de la FIG. 3 lors d’un deuxième exemple de panne double. FIG. 7 Cette figure représente l’aéronef de la FIG. 3 lors d’un troisième exemple de panne double. FIG. 8 Cette figure représente l’aéronef de la FIG. 3 lors d’un quatrième exemple de panne double. Description détaillée Des modes de réalisation particuliers de l’aéronef proposé sont décrits en détail ci-après, en référence à l'exemple représenté sur les dessins annexés. Ces modes de réalisation illustrent les caractéristiques et les avantages de l’invention. Il est toutefois rappelé que l’invention ne se limite ni à ces modes de réalisation, ni à l'exemple représenté. De manière générale, l’aéronef VTOL multi-rotor comprend au moins quatre paires d'hélices contrarotatives permettant d'assurer, au moins en partie, la sustentation de l'aéronef ; des unités motrices pour entrainer les hélices en rotation, chaque unité motrice comprenant un moteur électrique et son système électronique de contrôle ; une unité de contrôle de vol pour commander les unités motrices de manière à obtenir, pour chaque hélice, une poussée cible; et un système de détection pour détecter une défaillance des unités motrices. Les figures 1 et 2 représentent schématiquement un exemple d’aéronef 1 avec quatre paires d'hélices contrarotatives 10. La FIG. 3 représente schématiquement un autre exemple d’aéronef 1 avec huit paires d'hélices contrarotatives 10. Le nombre de paires d'hélices n’est toutefois pas limité à ces exemples et l’aéronef peut comprendre 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, etc. paires d’hélices. Lorsque l’aéronef 1 comprend un nombre impair de paires d’hélices 10, au moins une des paires d’hélice 10 est disposée sur l’axe de roulis X de l'aéronef. Les axes de roulis X, de tangage Y et de lacet Z de l'aéronef sont des axes imaginaires autour desquels tourne l’aéronef. Ces axes sont orientés comme suit : - l'axe de roulis X, ou axe longitudinal, est parallèle à la ligne s'étendant de la partie avant (e.g., le nez) à la partie arrière (e.g., la queue) de l'aéronef, à travers le corps central (e.g., le fuselage) de l'aéronef, et passe par le centre de masse de l’aéronef ; - l'axe de tangage Y, ou axe latéral ou transversal, est l’axe perpendiculaire à l’axe de roulis passant par le centre de masse de l'aéronef. Lorsque l’aéronef présente un plan de voilure fixe principal, l'axe de tangage Y s'étend d'une extrémité du plan de voilure fixe principal à l'autre extrémité de ce plan ; et - l'axe de lacet Z, ou axe vertical, passe par le centre de masse G de de l'aéronef, du haut vers le bas, et est perpendiculaire aux deux autres axes X, Y. Ces axes X, Y, Z sont repérés sur les exemples des figures 1 à 3. L'avant et l'arrière, comme l'amont ou l'aval, sont définis par rapport au sens d'avancement normal de l'aéronef, repéré par la flèche de l’axe X. La FIG. 4 représente schématiquement, en détail, un exemple de paire d'hélices 10 contrarotative. La paire d'hélices 10 comprend une hélice haute 11 et une hélice basse 12 tournant dans des sens opposés autour d'un axe d'hélice A. L’axe d'hélice A est sensiblement parallèle à l'axe de lacet Z de l'aéronef 1. L’expression « sensiblement parallèle » signifie que l’axe d’hélice A peut ne pas être strictement parallèle à l’axe de lacet Z et former un léger angle (e.g., de moins de 10°) avec l’axe Z, du moment que cet angle n'empêche pas l'effet que la paire d’hélices 10 est censée produire. Le sens de rotation de chaque hélice est représenté par une double flèche sur les figures. Les paires d'hélices 10 sont réparties de façon symétrique par rapport aux axes de roulis X et de tangage Y de l'aéronef, et entourent le corps central (e.g., le fuselage) de l'aéronef 1. Chaque paire d’hélice peut être reliée, par exemple au moyen d’un bras de fixation 15 ou tout autre élément de liaison, au corps central de l’aéronef ou à un élément intermédiaire relié au fuselage comme un plan de voilure fixe. Dans l’exemple des figures 1 et 2, l’aéronef 1 comprend un fuselage 2 formant le corps central de l’aéronef, un système de propulsion 5 à l’avant du fuselage 2 et quatre paires d’hélices 10 contrarotatives. L’aéronef 1 comprend également trois plans de voilure : un plan de voilure avant 20 de type canard situé à l'avant de l'aéronef 1 ; un plan de voilure principal 30 situé dans la partie médiane de l'aéronef 1 ; et un plan de voilure arrière 40 de type empennage situé à l'arrière de l'aéronef 1. Le plan de voilure principal 30 est formé d’une paire d'ailes 32 (i.e. une aile droite et une aile gauche) jointes entre elles au-dessus du fuselage 2. Les quatre paires d’hélices 10 sont réparties symétriquement de part et d'autre du plan de voilure principal 30 et de part et d'autre du fuselage 2. En d'autres termes, deux paires d’hélices 10 sont situées à droite du fuselage 2, de part et d'autre (i.e. en avant et en arrière) de l'aile droite 32, et deux paires d’hélices 10 sont situées à gauche du fuselage, de part et d'autre (i.e. en avant et en arrière) de l'aile gauche 32. Dans cet exemple, chaque paire d’hélices 10 est reliée structurellement, i.e., est attachée fixement, au plan de voilure principal 30. Ensemble, les quatre paires d’hélices 10 et les plans de voilure 10, 20, 30 permettent d’assurer la sustentation de l’aéronef. Dans l’exemple de la FIG. 3 , l’aéronef 1 comprend un corps central 3 autour duquel sont réparties les paires d’hélices 10. Les paires d'hélices 10 sont réparties de façon symétrique par rapport aux axes de roulis X et de tangage Y de l'aéronef 1. Ainsi, on trouve deux paires d’hélices 10 dans chacun des secteurs avant droit, avant gauche, arrière droit et arrière gauche de l’aéronef. Dans certains modes de réalisation et dans les exemples des figures 1 à 3, les hélices hautes 11 symétriques par rapport à l’axe de roulis X tournent dans des sens opposés, les hélices hautes 11 symétriques par rapport à l’axe de tangage Y tournent dans des sens opposés, les hélices basses 12 symétriques par rapport à l’axe de roulis X tournent dans des sens opposés, et les hélices basses 12 symétriques par rapport à l’axe de tangage Y tournent dans des sens opposés. Ainsi, dans l’exemple de la FIG. 2 , les hélices hautes 11 des secteurs avant droit et arrière gauche tournent dans le même sens. Comme illustré sur la FIG. 4 , chaque paire d'hélice 10 est équipée de trois unités motrices commandables séparément, à savoir une unité motrice primaire 21 pour l'entrainement de l'une des hélices, dite hélice simple moteur et des unités motrices secondaire 22 et tertiaire 23 pour l'entrainement de l'autre hélice, dite hélice double moteur. Les unités motrices secondaire 22 et tertiaire 23 sont disposées de sorte que leurs couples moteurs s'additionnent. En d’autres termes, si dans une configuration de vol l’hélice 11 doit fournir une poussée nécessitant un couple important qu’une seule des unités motrices 22, 23 ne peut pas fournir, la mise en marche de la deuxième unité motrice permet d’augmenter le couple moteur total pour obtenir la poussée requise. Dans l’exemple de la FIG. 4 , l’hélice haute 11 est l’hélice double moteur et l’hélice basse 12 est l’hélice simple moteur, mais la configuration inverse est possible. On notera que l’utilisation des adjectifs ordinaux « primaire », « secondaire » et « tertiaire » n'a pas pour but d'impliquer ou de créer un ordre de fonctionnement des unités motrices. L'utilisation de ces adjectifs sert simplement à distinguer les unités motrices entre elles. Chaque unité motrice 21, 22, 23 comprend un moteur électrique et son système électronique de contrôle. Chaque unité motrice 21, 22, 23 peut également comprendre un système électronique d’alimentation et, en particulier, un onduleur. Les unités motrices 21, 22, 23 peuvent être alimentées par différents types de sources d’énergie électrique, comme un système de stockage d’énergie (batteries, hydrogène), un système de génération d’énergie (thermique, hydrogène) ou un système mixte (hybride). Lorsqu’il y a plusieurs sources d’énergie électrique à bord, les sorties des sources d’énergie électrique peuvent être additionnées avant d’être distribuées aux unités motrices. Les unités motrices 21, 22, 23 peuvent être alimentées séparément. L’aéronef 1 comprend un système de détection pour détecter une défaillance de chacune des unités motrices 21, 22, 23. Par défaillance, on entend désigner un défaut ou une panne de l’unité motrice, que ce défaut ou cette panne provienne du moteur électrique, de son système électronique de contrôle ou de son système électronique d’alimentation. Dans la présente demande, une hélice ayant une unité motrice défaillante est appelée « hélice défaillante ». Le système de détection peut comprendre un ou plusieurs capteurs tels que des sondes de température, de capteurs de mesure de la vitesse de rotation du moteur, de mesure de couple, de mesure des différents courants du moteur et/ou de son circuit électronique, de mesure des courants de fuite, de décharge partielle, ou toute autre mesure permettant de faire un diagnostic santé (i.e., un diagnostic d’état) de l’unité motrice. Le système de détection peut également utiliser des mesures et/ou l’estimation d’un ou de plusieurs paramètres de l’aéronef et/ou de la condition de vol. Lorsqu'une défaillance simultanée de deux unités motrices, ou panne double, est détectée par le système de détection, l'unité de contrôle de vol commande les unités motrices secondaire et tertiaire d'au moins deux hélices, dites hélices compensatrices, choisies parmi les hélices double moteur, pour entrainer chacune des hélices compensatrices au moyen de ses unités motrices secondaire et tertiaire, de manière à augmenter le poussée de chacune des hélices compensatrices et compenser la perte de poussée liée à l'arrêt des deux unités motrices défaillantes. Dans certains modes de réalisation, la poussée de chacune des hélices compensatrices est augmentée au-delà de la poussée maximale qui serait disponible si l'hélice compensatrice était entrainée uniquement par son unité motrice secondaire 22 ou par son unité motrice tertiaire 23. En d’autres termes, les unités motrices secondaire et tertiaire, lorsqu’elles sont actionnées ensemble, permettent d’obtenir une poussée, dite « poussée de compensation », supérieure à la poussée qu’il est possible d’obtenir avec une seule des deux unités motrices 22, 23. Ainsi, l’unité motrice secondaire 22 n’est pas dimensionnée pour obtenir, à elle seule, ladite poussée de compensation. Idem pour l’unité motrice tertiaire 23. Ceci permet de réduire les dimensions et la masse de ces unités motrices 22, 23 qui, typiquement, ne sont conçues (ou sélectionnées sur étagère) que pour assurer la poussée nominale de vol. Dans certains modes de réalisation, pour chaque paire d'hélices 11, 12 fonctionnant normalement, les unités motrices 21, 22 et/ou 23 sont commandées de sorte que les couples résistants de chacune des hélices 11, 12 s'annulent. La paire d'hélices 11, 12 est ainsi équilibrée en couple afin de ne pas créer de couple de lacet. Dans certains modes de réalisation, les unités motrices secondaire 22 et tertiaire 23 sont identiques en termes de couple moteur. Ce choix permet d’apporter un traitement symétrique dans la gestion des défaillances de chacune de ces unités motrices 22, 23. Dans certains modes de réalisation, les hélices hautes 11 symétriques par rapport aux axes de roulis X et de tangage Y tournent dans des sens opposés, et les hélices basses 12 symétriques par rapport aux axes de roulis X et de tangage Y tournent dans des sens opposés. Ceci permet d’annuler les moments de lacet produits par l’ensemble des hélices hautes et les moments de lacet produits par l’ensemble des hélices basses. Le contrôle de l’appareil par l’intermédiaire de l’unité centrale de contrôle de vol est alors facilité. Dans certains modes de réalisation, l'unité de contrôle de vol peut être centralisée. Dans certains modes de réalisation, l’unité de contrôle de vol fait partie du système de contrôle de vol de l’aéronef, ou « FCS » (acronyme anglais de « Flight Control System »), ce système étant basé sur l’asservissement à un ou à plusieurs organes de contrôle d’un ou de plusieurs paramètres d’état de l’appareil et/ou des mesures et/ou de l’estimation d’un ou de plusieurs paramètres de l’appareil et/ou de la condition de vol. Ce système de contrôle de vol est, en outre, muni d’une fonction de reconfiguration des commandes. Le système de contrôle de vol dispose également d’une fonction d’alerte au pilote lui indiquant la détection d’une ou plusieurs défaillances (défauts ou pannes) et de la reconfiguration des commandes et de l’impact sur la mission. Préférentiellement, le système de contrôle de vol comprend une fonction d’assistance au pilote proposant au pilote une trajectoire optimale et une assistance à la gestion de la trajectoire suite à la défaillance et à la reconfiguration des commandes. Dans certains modes de réalisation, l’unité de contrôle de vol définit une stratégie de compensation, ou logique de compensation, en fonction du nombre simultané de défaillances à considérer. Cette stratégie de compensation peut être définie à partir d’un tableau traitant de l’ensemble des cas de défaillance possibles et proposant pour chaque cas une stratégie (optimisée ou pas) de compensation. La stratégie de compensation peut aussi être obtenue par un algorithme embarqué d’optimisation et fonctionnant en temps réel. La stratégie de compensation peut être exploitée par la fonction de reconfiguration des commandes du système de contrôle de vol. La fonction de reconfiguration va adapter les lois de pilotage et les gains d’asservissement en fonction de la stratégie de compensation sélectionnée, du mode de pilotage et de la configuration de vol (vitesse, altitude, etc.). Les figures 5 à 8 illustrent différents cas de double panne possibles. Ces figures représentent schématiquement l’exemple d’aéronef de la FIG. 3 . Le sens de rotation des hélices 11, 12 est le même que sur la FIG. 3 . Les hélices simple moteur sont les hélices basses 12 et les hélices double moteur sont les hélices hautes 11, comme dans l’exemple de la FIG. 4 . Toutefois, les hélices simple moteur pourraient être les hélices hautes et les hélices double moteur pourraient être les hélices basses, sans que cela n’affecte les explications qui suivent. Les lettres « D », « C » et « E » sont utilisées sur ces figures à la suite du numéro de l’hélice (e.g. 11C, 11D, 12D, 12E) pour désigner, respectivement, les hélices défaillantes (« D »), les hélices compensatrices (« C ») et les hélices non défaillantes mises à l’arrêt volontairement (« E »). Les axes de roulis X et de tangage Y de l'aéronef définissent entre eux quatre secteurs : un secteur avant droit FR, un secteur avant gauche FL, un secteur arrière droit RR et un secteur arrière gauche RL. Plusieurs stratégies de compensation sont définies ci-après en référence à ces figures. Dans certains modes de réalisation, selon une première stratégie de compensation, lorsque les deux unités motrices défaillantes sont deux unités motrices primaires entrainant, respectivement, deux hélices simple moteur tournant dans des sens opposés, les hélices compensatrices comprennent les deux hélices double moteur appartenant, respectivement, aux deux paires d'hélices dont les deux hélices simple moteur font partie. En d’autres termes, les hélices simple moteur défaillantes et les hélices double moteur compensatrices appartiennent aux mêmes paires d’hélice. Cette première stratégie de compensation est illustrée par l’exemple de la FIG. 5 . Dans cet exemple, les hélices simple moteur défaillantes sont notées 12D et repérées par une croix. Dans l’exemple, les hélices défaillantes 12D sont situées, respectivement, dans les secteurs avant droit FR et avant gauche FL, mais elles pourraient se situer dans d’autres secteurs ou se situer toutes les deux dans le même secteur. Les hélices simple moteur défaillantes 12D tournent dans des sens opposés. Dans un tel cas de double panne, la stratégie de compensation proposée consiste à mettre à l’arrêt les unités motrices 21 des hélices défaillantes 12D et à utiliser comme hélices compensatrices les hélices double moteur notées 11C. En fonctionnement normal, ces hélices compensatrices 11C peuvent être entrainées par une seule unité motrice, par exemple l’unité motrice secondaire 22. En cas de double panne, les unités motrices tertiaires 23 sont actionnées de sorte que chaque hélice compensatrice 11C est entrainée non seulement par son unité motrice secondaire 22 mais également par son unité motrice tertiaire 23. Ainsi, la poussée de chaque hélice compensatrice 11C peut être augmentée de manière à compenser la perte de poussée liée à la défaillance des hélices 12D. En variante, en fonctionnement normal, les hélices compensatrices 11C peuvent être entrainées par leur deux unités motrices secondaire 22 et tertiaire 23, ces unités motrices produisant un couple nominal inférieur à leur couple maximum disponible. En cas de double panne, les unités motrices secondaires et tertiaires 22, 23 sont commandées pour produire leur couple maximum disponible (ou un couple strictement supérieur à leur couple nominal et inférieur ou égal à leur couple maximum disponible). Ainsi, la poussée de chaque hélice compensatrice 11C peut être augmentée de manière à compenser la perte de poussée liée à la défaillance des hélices 12D. Dans certains modes de réalisation, selon une deuxième stratégie de compensation, lorsque les deux unités motrices défaillantes sont deux unités motrices primaires appartenant à deux secteurs adjacents et entrainant, respectivement, des première et deuxième hélices simple moteur tournant dans le même sens, l'unité de contrôle de vol commande l'arrêt des deux unités motrices défaillantes et des deux unités motrices primaires situées, respectivement, dans les deux secteurs adjacents et entrainant les deux hélices simple moteur symétriques de la première et de la deuxième hélice simple moteur par rapport à l'axe de roulis X ou de tangage Y. Dans ce cas, les hélices compensatrices comprennent les quatre hélices double moteur appartenant, respectivement, aux paires d'hélices dont les unités motrices mises à l'arrêt font partie. Cette deuxième stratégie de compensation est illustrée par l’exemple de la FIG. 6 . Dans cet exemple, les hélices simple moteur défaillantes 12D sont situées dans les secteurs avant droit FR et avant gauche FL, mais elles pourraient se situer dans d’autres secteurs adjacents (e.g., les secteurs RL et FL, les secteurs RL et RR, ou les secteurs RR et FR). Les hélices simple moteur défaillantes 12D tournent dans le même sens. Dans un tel cas de double panne, la stratégie de compensation proposée consiste à arrêter les hélices défaillantes 12D mais également à arrêter les hélices simple moteur notées 12E qui sont situées dans les deux secteurs adjacents FL et FR et qui sont symétriques des deux hélices simple moteur 12D par rapport à l'axe de roulis X. La stratégie de compensation consiste également à utiliser comme hélices compensatrices les quatre hélices double moteur notées 11C. Ces hélices compensatrices 11C sont les hélices double moteur appartenant aux mêmes paires d'hélices que les hélices 12D et 12E. En fonctionnement normal, les hélices compensatrices 11C peuvent être entrainées par une seule unité motrice, par exemple l’unité motrice secondaire 22. En cas de double panne, les unités motrices tertiaires 23 sont actionnées de sorte que chaque hélice compensatrice 11C est entrainée non seulement par son unité motrice secondaire 22 mais également par son unité motrice tertiaire 23. Ainsi, la poussée de chaque hélice compensatrice 11C peut être augmentée de manière à compenser la perte de poussée liée à l’arrêt des hélices 12D et 12E. En variante, en fonctionnement normal, les hélices compensatrices 11C peuvent être entrainées par leur deux unités motrices secondaire 22 et tertiaire 23, ces unités motrices produisant un couple nominal inférieur à leur couple maximum disponible. En cas de double panne, les unités motrices secondaires et tertiaires 22, 23 sont commandées pour produire leur couple maximum disponible (ou un couple strictement supérieur à leur couple nominal et inférieur ou égal à leur couple maximum disponible). Ainsi, la poussée de chaque hélice compensatrice 11C peut être augmentée de manière à compenser la perte de poussée liée à l’arrêt des hélices 12D et 12E. Dans certains modes de réalisation, selon une troisième stratégie de compensation, lorsque les deux unités motrices défaillantes sont une unité motrice primaire et une unité motrice secondaire entrainant, respectivement, une première hélice simple moteur et une première hélice double moteur, l'unité de contrôle de vol commande : l'arrêt de l’unité motrice primaire défaillante; l’arrêt d'une unité motrice primaire entrainant une deuxième hélice simple moteur symétrique de la première hélice simple moteur par rapport à l'axe de roulis X ou de tangage Y ; et l'unité motrice tertiaire de la première hélice double moteur pour compenser la perte de poussée liée à la défaillance de l'unité motrice secondaire. Selon cette troisième stratégie de compensation, les hélices compensatrices comprennent les deux hélices double moteur appartenant, respectivement, aux deux paires d'hélices dont les première et deuxième hélices simple moteur font partie. Cette troisième stratégie de compensation est illustrée par les exemples des figures 7 et 8. Dans l’exemple de la FIG. 7 , les hélices simple moteur et double moteur défaillantes 12D, 11D sont situées dans le même secteur, à savoir le secteur avant gauche FL. Dans un tel cas de double panne, la stratégie de compensation proposée consiste à arrêter l’hélices simple moteur défaillante 12D et l’hélice simple moteur 12E symétrique de la première hélice simple moteur par rapport à l'axe de roulis X. La stratégie de compensation proposée consiste également à commander l'unité motrice tertiaire 23 de l’hélice double moteur défaillante 11D pour compenser la perte de poussée liée à la défaillance de l'unité motrice secondaire 22 de cette hélice 11D. Selon cette troisième stratégie de compensation, les hélices compensatrices 11C comprennent les deux hélices double moteur appartenant aux mêmes paires d'hélices que les hélices simple moteur 12D et 12E. En fonctionnement normal, les hélices compensatrices 11C peuvent être entrainées par une seule unité motrice, par exemple l’unité motrice secondaire 22. En cas de double panne, les unités motrices tertiaires 23 sont actionnées de sorte que chaque hélice compensatrice 11C est entrainée non seulement par son unité motrice secondaire 22 mais également par son unité motrice tertiaire 23. Ainsi, la poussée de chaque hélice compensatrice 11C peut être augmentée de manière à compenser la perte de poussée liée à l’arrêt des hélices 12D et 12E. En variante, en fonctionnement normal, les hélices compensatrices 11C peuvent être entrainées par leur deux unités motrices secondaire 22 et tertiaire 23, ces unités motrices produisant un couple nominal inférieur à leur couple maximum disponible. En cas de double panne, les unités motrices secondaires et tertiaires 22, 23 sont commandées pour produire leur couple maximum disponible (ou un couple strictement supérieur à leur couple nominal et inférieur ou égal à leur couple maximum disponible). Ainsi, la poussée de chaque hélice compensatrice 11C peut être augmentée de manière à compenser la perte de poussée liée à l’arrêt des hélices 12D et 12E. Dans certains modes de réalisation, les hélices de l’appareil et leurs unités motrices sont conçues pour produire une poussée nominale (Tnom) et une poussée maximale de compensation (Tmax). Cette variation de poussée peut être obtenue grâce à la variation du régime de rotation des hélices et/ou de leur pas. La poussé maximale (Tmax) est calculée en fonction du nombre de panne multiple que le système doit gérer. A la poussée nominale (Tnom) et à la poussée maximale de compensation (Tmax) de chaque hélice correspondent, respectivement, un couple nominal (Qnom) et un couple maximal (Qmax) demandés par l’hélice. Dans certains modes de réalisation, chacune des unités motrices (i.e., chacun des moteurs) des hélices double moteur est dimensionnée pour produire un couple nominal (Qnom/2) qui représente la moitié du couple nominal (Qnom) demandé par l’hélice, et un couple maximal (Qmax/2) qui représente la moitié du couple maximum demandé (Qmax) par l’hélice, auquel cas les unités motrices sont toutes les deux sollicitées en fonctionnement normal pour obtenir le couple nominal (Qnom) demandé par l’hélice, et sont toutes les deux sollicitées en situation de compensation pour obtenir le couple maximum (Qmax) demandé par l’hélice. Par ailleurs, le couple maximal (Qmax/2) est supérieur ou égal au couple nominal (Qnom) demandé par l’hélice, de sorte qu’en cas de défaillance et de mise à l’arrêt de l’une des deux unités motrices, l’autre unité motrice peut à elle seule produire le couple nominal (Qnom) demandé par l’hélice. L’utilisation d’une boîte de transmission entre l’arbre commun des moteurs des unités motrices et l’arbre de l’hélice peut permettre de mieux adapter les caractéristiques des moteurs aux exigences requises. Les modes de réalisation décrits dans le présent exposé sont donnés à titre illustratif et non limitatif, une personne du métier pouvant facilement, au vu de cet exposé, modifier ces modes de réalisation, ou en envisager d'autres, tout en restant dans le cadre de l'invention. En particulier, une personne du métier pourra facilement envisager des variantes ne comprenant qu'une partie des caractéristiques des modes de réalisation précédemment décrits, si ces caractéristiques à elles seules suffisent pour procurer un des avantages de l'invention. De plus, les différentes caractéristiques de ces modes de réalisation peuvent être utilisées seules ou être combinées entre elles. Lorsqu'elles sont combinées, ces caractéristiques peuvent l'être comme décrit ci-dessus ou différemment, l'invention ne se limitant pas aux combinaisons spécifiques décrites dans le présent exposé. En particulier, sauf précision contraire, une caractéristique décrite en relation avec un mode de réalisation peut être appliquée de manière analogue à un autre mode de réalisation. Aéronef à décollage et atterrissage vertical comprenant : au moins quatre paires d'hélices (10) contrarotatives permettant d'assurer, au moins en partie, la sustentation de l'aéronef (1); des unités motrices (21, 22, 23) pour entrainer les hélices (11, 12) en rotation, chaque unité motrice comprenant un moteur électrique et son système électronique de contrôle; une unité de contrôle de vol pour commander les unités motrices (21, 22, 23) de manière à obtenir, pour chaque hélice (11, 12), une poussée cible; et un système de détection pour détecter une défaillance des unités motrices (21, 22, 23), dans lequel chacune des paires d'hélices (10) comprend une hélice haute (11) et une hélice basse (12) tournant dans des sens opposés autour d'un axe d'hélice (A) sensiblement parallèle à l'axe de lacet (Z) de l'aéronef (1), dans lequel les paires d'hélices (10) sont réparties de façon symétrique par rapport aux axes de roulis (X) et de tangage (Y) de l'aéronef (1), dans lequel chacune des paires d'hélices (10) est équipée de trois unités motrices (21, 22, 23) commandables séparément, à savoir une unité motrice primaire (21) pour l'entrainement de l'une des hélices, dite hélice simple moteur, et des unités motrices secondaire et tertiaire (22, 23) pour l'entrainement de l'autre hélice, dite hélice double moteur, les unités motrices secondaire et tertiaire (22, 23) étant disposées de sorte que leurs couples moteurs s'additionnent, dans lequel, lorsqu'une défaillance simultanée de deux unités motrices (21, 22, 23) appartenant, respectivement, à deux paires d’hélice (10) est détectée par le système de détection, l'unité de contrôle de vol commande les unités motrices secondaire et tertiaire (22, 23) d'au moins deux hélices, dites hélices compensatrices (11C), choisies parmi les hélices double moteur, pour entrainer chacune des hélices compensatrices (11C) au moyen de ses unités motrices secondaire et tertiaire (22, 23), de manière à augmenter la poussée de chacune des hélices compensatrices (11C) et compenser la perte de poussée liée à la défaillance des deux unités motrices . Aéronef selon la revendication 1, dans lequel la poussée de chacune des hélices compensatrices (11C) est augmentée au-delà de la poussée maximale qui serait disponible si l'hélice compensatrice (11C) était entrainée uniquement par son unité motrice secondaire (22) ou son unité motrice tertiaire (23). Aéronef selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les unités motrices secondaire (22) et tertiaire (23) sont identiques en termes de couple moteur. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel, lorsque les deux unités motrices défaillantes sont deux unités motrices primaires (21) entrainant, respectivement, deux hélices simple moteur (12D) tournant dans des sens opposés, les hélices compensatrices (11C) comprennent les deux hélices double moteur appartenant, respectivement, aux deux paires d'hélices (10) dont les deux hélices simple moteur (12D) font partie. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel les axes de roulis (X) et de tangage (Y) de l'aéronef définissent entre eux quatre secteurs (FL,FR, RL, RR), et dans lequel, lorsque les deux unités motrices défaillantes sont deux unités motrices primaires (21) appartenant à deux secteurs adjacents et entrainant, respectivement, des première et deuxième hélices simple moteur (12D) tournant dans le même sens, l'unité de contrôle de vol commande : l'arrêt des deux unités motrices défaillantes et des deux unités motrices primaires situées, respectivement, dans les deux secteurs adjacents et entrainant les deux hélices simple moteur (12E) symétriques de la première et de la deuxième hélice simple moteur (12D) par rapport à l'axe de roulis (X) ou de tangage (Y) ; et dans lequel les hélices compensatrices (11C) comprennent les quatre hélices double moteur appartenant, respectivement, aux paires d'hélices (10) dont les unités motrices mises à l'arrêt font partie. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel, lorsque les deux unités motrices défaillantes sont une unité motrice primaire et une unité motrice secondaire entrainant, respectivement, une première hélice simple moteur (12D) et une première hélice double moteur (11D), l'unité de contrôle de vol commande : l'arrêt de l’unité motrice primaire défaillante ; l'arrêt de l’unité motrice primaire entrainant une deuxième hélice simple moteur (12E) symétrique de la première hélice simple moteur (12D) par rapport à l'axe de roulis (X) ou de tangage (Y) ; l'unité motrice tertiaire (23) de la première hélice double moteur (11D) pour compenser la perte de poussée liée à la défaillance de l'unité motrice secondaire, et dans lequel les hélices compensatrices comprennent les deux hélices double moteur (11C) appartenant, respectivement, aux deux paires d'hélices (10) dont les première et deuxième hélices simple moteur (12D, 12E) font partie. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, dans lequel, pour chaque paire d'hélices (10) fonctionnant normalement, les unités motrices (21, 22, 23) sont commandées de sorte que les couples résistants de chacune des hélices (11, 12) s'annulent. Aéronef selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans lequel les hélices hautes (11) symétriques par rapport aux axes de roulis (X) et de tangage (Y) tournent dans des sens opposés, et dans lequel les hélices basses (12) symétriques par rapport aux axes de roulis (X) et de tangage (Y) tournent dans des sens opposés.