FR 3119836 A1 20220819 FR 2101404 A 20210215 A éronef VTOL à quatre rotors en croix 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 supportant une cellule (30) de l’aéronef destinée à recevoir des occupants, 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 rotation de la cellule autour de l’axe de lacet de l’aéronef, l’unité de commande (18) est configurée pour détecter le défaut et pour 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 simultanément commander un mécanisme de découplage (32) assurant un désaccouplement de la cellule des deux axes en croix la supportant. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Aéronef VTOL à quatre rotors en croix 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 avançante (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 également connu 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 lorsque la cabine de l’aéronef VTOL comporte des occupants, personnes ou encore animaux. La présente invention a donc pour but principal de pallier ces inconvénients en proposant un aéronef 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 occupants transportés dans un mouvement en rotation lors de leur descente jusqu’au sol. Un autre but est de permettre malgré cette panne la poursuite de la mission en permettant de réinsérer 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 sur quatre bras définissant deux axes en croix supportant une cellule de l’aéronef destinée à recevoir la charge transportée, 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 rotation de la cellule autour d’un axe de lacet de l’aéronef, l’unité de commande est configurée pour détecter le défaut et pour 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 simultanément commander un mécanisme de découplage assurant un désaccouplement de la cellule des deux axes en croix la supportant. Ainsi en désaccouplant la cellule des bras supportant les rotors, on peut éviter sa mise en rotation lors de la descente de l’aéronef et on permet un atterrissage en douceur gage de sécurité pour les occupants transportés. Avantageusement, le mécanisme de séparation comporte un doigt de blocage actionné par un système d’actionnement et venant sélectivement bloquer la rotation d’un arbre central de rotation solidaire des deux axes en croix. De préférence, ledit système d’actionnement est un servomoteur dont le doigt de blocage constitue l’arbre moteur ou un moteur électrique actionnant une vis sans fin en prise avec une crémaillère solidaire du doigt de blocage. Avantageusement, le mécanisme de séparation comporte en outre une première machine électrique montée sur l’arbre central de rotation et de préférence des deuxième et troisième machines électriques articulées en rotation respectivement sur les axes de tangage et de roulis de l’aéronef, les première, deuxième et troisième machines électriques étant avantageusement des machines opérationnelles sur quatre quadrants. 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 supportant une cellule de l’aéronef destinée à recevoir des occupants, 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 rotation de la cellule autour d’un axe de lacet de l’aéronef, 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 commandé un mécanisme de découplage assurant un désaccouplement de la cellule des deux axes en croix la supportant. Avantageusement, le procédé consiste en outre à commander une première machine électrique pour délivrer, via la rotation d’un arbre central solidaire des deux axes en croix, un anti-couple (AC) à l’aéronef destiné à annuler le moment de lacet résultant du défaut du rotor ou de l’hélice et de préférence à commander des deuxième et troisième machines électriques pour, après le désaccouplement de la cellule suite au défaut du rotor ou de l’hélice, suivre et asservir l’inclinaison de la cellule à l’inclinaison des deux axes en croix et donc à la vitesse d’avancement de l’aéronef. De préférence, pour éviter la mise en rotation de la cellule autour de l’axe de lacet et permettre à l’aéronef de se poser sans que la cellule tourne sur elle-même ou de poursuivre sa mission, le pilotage de la première machine électrique est adapté pour respectivement permettre de réduire progressivement et de manière coordonnée chacun des régimes de rotation des deux rotors restant en fonctionnement ou permettre d’augmenter les régimes de rotation de ces deux rotors afin d’arrêter la descente voir d’assurer une remontée pour la poursuite de la mission dans ce mode dégradé. Avantageusement, 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, la illustre de façon très schématique un exemple de quadricoptère selon l’invention, la illustre un premier exemple de réalisation d’un ensemble de découplage mis en œuvre dans le quadricoptère de la , 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, la illustre un second exemple de réalisation d’un ensemble de découplage selon 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 quatre bras supportant les moteurs et les hélices généralement placés aux extrémités de la croix forment ce qu’il est convenu d’appeler une structure de sustentation de l’aéronef qui est reliée à la cellule de l’aéronef par un ensemble de découplage approprié 30 illustré plus en détail à la . Cet ensemble 30 comporte un arbre central de rotation 32 solidaire de la structure de sustentation et fixé verticalement au milieu de la croix pour être connecté à la cellule 28 via une liaison pivot 34. Cet arbre central est entrainé en rotation sous la commande de l’unité de traitement 18 par une machine électrique 36 monté en bout d’arbre et opérationnelle dans les 4 cadrans, c’est-à-dire fonctionnant à la fois en moteur et en génératrice et tournant dans un sens au l’autre. Un doigt de blocage 38 permet de rendre mécaniquement solidaire la cellule et la structure de sustentation via la liaison pivot 34. Plus précisément, le doigt de blocage 38 est lié mécaniquement à une crémaillère 40 en prise avec une vis sans fin 42 entrainée pour un moteur électrique sous la commande de l’unité de traitement et fixée mécaniquement à la cellule via la liaison pivot 34. Bien entendu, ce système à vis sans fin et crémaillère pourrait être remplacé par un servomoteur dont l’arbre de moteur constitue alors le doigt de blocage. Les figures 4A et 4B illustrent un 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 de permettre par l’ensemble de découplage approprié 30 un désaccouplement de la cellule (la cabine 28 qui accueille la charge transportée) de cette structure de sustentation en cas de panne moteur via le relâchement du doigt de blocage 38 assurant leur liaison en rotation et simultanément de piloter le taux de rotation de la structure de sustentation (qui tournera autour de l’axe de lacet) par rapport à la cellule qui devra rester fixe sans rotation autour de cet axe z, grâce à l’utilisation de la machine électrique 36 pour, en créant un anti-couple adapté à la rotation de la structure de sustentation, annuler un taux de rotation de la cellule mesuré par un gyroscope d’une centrale inertielle (un des capteurs non illustrés à la ) de l’aéronef. En effet, pour que la cellule n’ait pas le temps de se mettre en rotation autour de son axe de lacet (pour notamment le confort de l’occupant), il est supposé que le désaccouplement de la cellule avec la structure de sustentation sera instantané (ce qui nécessite un système d’actionnement très rapide) et qu’il n’y ait pas de vent. Concernant ce second point, la forme aérodynamique de la cellule avec un empennage complémentaire devra permettre d’améliorer la maitrise des attitudes de la cellule avec du vent dans cette phase transitoire qui doit rester la plus courte possible. La structure de sustentation devient donc une voilure tournante en autorotation en cas de panne d’un moteur ou d’un rotor alors que la machine électrique à l’interface des deux éléments devient un dispositif d’anti-couple. En vol vertical (décollage et atterrissage), horizontal ou stationnaire, le doigt de blocage est engagé et la structure de sustentation et la cellule sont solidaires mécaniquement l’une de l’autre et évoluent ensemble, une rotation de la structure entrainant une rotation de la cellule. Dans cette configuration standard de vol, la machine électrique n’est pas activée et les performances de l’aéronef en termes de vitesse, de durée de vol ou de consommation d’énergie en vol de croisière ne seront que peu dégradées par rapport à un VTOL standard dépourvu du module 30. Par contre, 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 désaccouplement de la cellule permettra de créer via la machine électrique un anti-couple qui annulera le mouvement de rotation autour de l’axe de lacet de la structure de sustentation en créant un moment de lacet sans changement d’attitude de tangage ou de roulis. Ce contrôle de l’anti-couple par le pilotage de la machine électrique en évitant la mise en rotation de cellule sur elle-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 simplement 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 - voir la ) et d’autre part à un désengagement du doigt de blocage 38 assurant la liaison mécanique en rotation entre la structure de sustentation et la cellule. La cellule devenue libre en rotation évoluera indépendamment de la structure de sustentation qui va tourner sur elle-même sous l’effet des deux rotors restant en fonctionnement et c’est le pilotage adéquat de la machine électrique (production du couple nécessaire) qui fixera le taux de rotation relatif de l’un par rapport à l’autre dans un objectif d’annuler le mouvement de rotation de la cellule dans la phase transitoire très courte entre la détection de la panne et le relâchement du doigt. De plus, c’est à la cellule que sont connectées les jambes de repos de l’aéronef qui viendront en contact avec le sol lors de l’atterrissage et qui ne doivent donc pas tourner sur elles-mêmes autour de l’axe de lacet. 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 du doigt de blocage est simultané, c’est à dire suffisamment rapide (en pratique de 10 à 100 millisecondes) suite à la détection de la panne, va s’effectuer sans entrainer la cellule en rotation autour de l’axe de lacet (axe z), la machine électrique créant sur l’arbre de rotation 32 un anti-couple (AC) s’opposant au moment de lacet créé par les rotors restant en fonctionnement sur la structure de sustentation, pour se stabiliser en vol stationnaire. Avec cette stratégie, le quadricoptère va pouvoir descendre verticalement sans que la cellule ne tourne 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 de la machine électrique sera alors adapté en conséquence pour éviter la mise en rotation de la cellule 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 de la machine électrique. L’attitude en tangage, en roulis et en lacet restera inchangée à mesure que l’aéronef se rapprochera du sol et l’aéronef finira par se poser sans tourner sur lui-même au contact du sol permettant de déposer sans difficulté les occupants 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 de la machine électrique est adapté pour opérer au-delà d’une trajectoire verticale. Plus particulièrement, dans un mode de réalisation complémentaire illustré à la , la cabine est non seulement rendue mobile en rotation selon son axe de lacet par la première machine électrique 36 mais également articulée en rotation sur ses axes de tangage et de roulis et asservie selon l’inclinaison du plan de la structure de sustentation en fonction de la vitesse d’avancement désirée dans une direction donnée par des deuxième et troisième machines électriques 44, 46 commandées également depuis l’unité de traitement 18. L’ensemble des trois liaisons pivot ainsi constituées forme ce que l’on peut appeler une nacelle de stabilisation articulée 48 permettant de suspendre mécaniquement la cellule à la structure de sustentation. Dans ce mode de réalisation, en vol d’avancement, l’inclinaison de la cellule est asservie sur l’inclinaison du plan de la structure de sustentation et donc à la vitesse d’avancement. Cela permet aux occupants de la cellule d’être dans une situation de vol confortable avec toujours une vue sur la direction d’avancement comme un vol à l’horizontal. En cas de panne moteur et si la mission est abandonnée (avec une priorité à l’atterrissage d’urgence), le même procédé qu’en vol vertical sans cellule peut être opéré avec une étape supplémentaire qui consiste à repositionner le plan de la structure de sustentation à l’horizontal le plus rapidement possible pour mieux gérer la descente. Si par contre la mission doit continuer (vol au-dessus de la mer), un mode de pilotage est possible où la structure de sustentation tournerait sur elle-même dans un sens et où l’articulation en lacet serait pilotée pour avoir un taux de rotation nulle de la cellule pour permettre le vol d’avancement. L’inversion du sens de rotation d’un des rotors encore opérationnel pourrait également être effectué pour finir la mission sans impacter l’attitude de la cellule. Avec un repositionnement longitudinal de l’avant de la cellule selon l’axe des rotors encore opérant, le birotor obtenu pourrait se comporter comme un hélicoptère tandem à deux rotors contrarotatifs. La gestion des régimes de rotation avant et arrière via les deuxième et troisième machines électriques permettrait d’incliner l’aéronef vers l’avant ou l’arrière pour engager un vol d’avancement ou de recul. Ainsi le procédé d’atterrissage d’urgence de l’invention permettant de ramener l’aéronef VTOL au sol sans dommage pour ses occupants 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 et simultanément désengager le doigt de blocage, Générer des consignes de vitesse adaptée à un taux de descente désiré pour les deux moteurs restant en fonctionnement et fournir par la machine électrique l’anti-couple nécessaire à l’annulation du mouvement de rotation de la cellule autour de l’axe de lacet, ou Stabiliser la perte d’altitude en ré-accélérant de manière coordonnée les deux moteurs restant en fonctionnement et fournir par la machine électrique l’anti-couple nécessaire à l’annulation du mouvement de rotation de la cellule autour de l’axe de lacet. 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 de lacet, tangage et roulis) 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 supportant une cellule (30) de l’aéronef destinée à recevoir la charge transportée, 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 rotation de la cellule autour d’un axe de lacet de l’aéronef, l’unité de commande (18) est configurée pour détecter le défaut et pour 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 simultanément commander un mécanisme de découplage (32) assurant un désaccouplement de la cellule des deux axes en croix la supportant. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 1, caractérisé en ce que le mécanisme de séparation comporte un doigt de blocage (38) actionné par un système d’actionnement (40, 42) et venant sélectivement bloquer la rotation d’un arbre central de rotation (32) solidaire des deux axes en croix. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 2, caractérisé en ce que ledit système d’actionnement est un servomoteur dont le doigt de blocage constitue l’arbre moteur ou un moteur électrique actionnant une vis sans fin (42) en prise avec une crémaillère (40) solidaire du doigt de blocage. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 2, caractérisé en ce que le mécanisme de séparation comporte en outre une première machine électrique (36) montée sur l’arbre central de rotation (32). Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 4, caractérisé en ce que le mécanisme de séparation comporte en outre des deuxième (44) et troisième (46) machines électriques articulées en rotation respectivement sur les axes de tangage et de roulis de l’aéronef. Aéronef VTOL à quatre rotors selon la revendication 4 ou la revendication 5, caractérisé en ce que les première, deuxième et troisième (46) machines électriques sont des machines opérationnelles sur quatre quadrants. 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 supportant une cellule (30) de l’aéronef destinée à recevoir des occupants, 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 rotation de la cellule autour d’un axe de lacet de l’aéronef, 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 commandé un mécanisme de découplage (32) assurant un désaccouplement de la cellule des deux axes en croix la supportant. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce qu’il est en outre commandé une première machine électrique (36) pour délivrer, via la rotation d’un arbre central (32) solidaire des deux axes en croix, un anti-couple (AC) à l’aéronef destiné à annuler le moment de lacet résultant du défaut du rotor ou de l’hélice. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que pour éviter la mise en rotation de la cellule autour de l’axe de lacet et permettre à l’aéronef de se poser sans que la cellule tourne sur elle-même ou de poursuivre sa mission, le pilotage de la première machine électrique (36) est adapté pour respectivement permettre de réduire progressivement et de manière coordonnée chacun des régimes de rotation des deux rotors restant en fonctionnement ou permettre d’augmenter les régimes de rotation de ces deux rotors afin d’arrêter la descente voir d’assurer une remontée pour la poursuite de la mission dans ce mode dégradé. Procédé selon la revendication 9, 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. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce qu’il est en outre commandé des deuxième (44) et troisième (46) machines électriques pour, après le désaccouplement de la cellule suite au défaut du rotor ou de l’hélice, suivre et asservir l’inclinaison de la cellule à l’inclinaison des deux axes en croix et donc à la vitesse d’avancement de l’aéronef.