FR3131275A1 - Aéronef - Google Patents

Abstract

TITRE DE L'INVENTION : AÉRONEF L'aéronef (20) comporte un fuselage (21), au moins six propulseurs à hélice(s) (P0 à P7) reliés mécaniquement au fuselage, et, pour chacun d'au moins deux de ces propulseurs à hélice(s), un actionneur (22) d’inclinaison pour incliner ce propulseur à hélice(s) vers l’avant, permettant ainsi une poussée vectorisée, pouvant également générer un couple de tangage et de lacet. En vol de croisière, six propulseurs à hélice(s) avant (P0 à P5) sont orientés selon des axes verticaux et ne sont pas activés, et deux propulseurs à hélice(s) arrière (P6 et P7) sont orientés selon des axes horizontaux et activés pour fournir une poussée horizontale. L’aéronef comporte des ailes (W0 à W3) positionnées au-dessus d'un plan des propulseurs à hélice(s), associées à des actionneurs (23) d'inclinaison. L’aéronef comporte au moins un réservoir de cryo-hydrogène, au moins une pile à combustible pour alimenter les propulseurs à hélice(s), et un condensateur d'alimentation électrique des propulseurs à hélice(s), stockant une énergie électrique supérieure à l'énergie nécessaire à l'ensemble des propulseurs à hélice(s) pour dix secondes de vol stationnaire. Le fuselage comporte un système d'arrimage de nacelle amovible. Figure pour l’abrégé : Fig. 6

Description

AÉRONEF Domaine technique de l'invention

La présente invention concerne un aéronef. Elle s'applique, notamment, aux domaines du transport de marchandises ou de passagers et de la lutte contre les incendies et autres catastrophes naturelles ou industrielles.

Etat de la technique

Afin d'augmenter les ressources d'urgence et de résoudre la congestion des transports, l'utilisation d'aéronefs, autrement appelés aéronefs sans pilote, est envisagée. Le réchauffement climatique augmente le nombre et la gravité des catastrophes naturelles, notamment les feux de forêt, les inondations et les tempêtes. Pour renforcer les moyens d'intervention, il est nécessaire de transporter des charges plus importantes, plus rapidement et plus près du point de besoin.

De plus, les villes géantes surpeuplées renforcent la nécessité d'utiliser la dimension verticale pour des raisons d'urgence et des livraisons critiques d'abord, pour les transports publics et privés ensuite.

Cependant, l'utilisation de moyens supplémentaires de transport aérien a jusqu'à présent entraîné une augmentation de l'énergie fossile consommée, ce qui signifie une augmentation du CO₂.

Le transport de personnes ou de marchandises, notamment de conteneurs, de caisses mobiles normalisées, sur des trajets classiques de 200 à 2 000 km, se heurte à plusieurs difficultés.

D'une part, les obstacles naturels au sol nécessitent l'installation et l'entretien d'infrastructures (routes, ponts, tunnels, voies ferrées, etc.). D'autre part, la proximité de zones habitées interdit les transports bruyants, tels que les hélicoptères.

Ces hélicoptères présentent d'autres inconvénients :
- l'inclinaison de l'hélicoptère, nécessaire à l'accélération horizontale, entraîne une gêne pour les passagers et des dommages pour la cargaison,
- les turbulences à proximité des falaises ou des bâtiments déstabilisent les hélicoptères - les corrections du pilote sont limitées par le temps de réflexe du pilote, l'inertie de la chaîne de propulsion et les degrés de liberté de l'appareil,
- l'envergure de l'hélice combinée à cette instabilité nécessite des marges de sécurité qui imposent une distance minimale par rapport aux obstacles,
- la mécanique de leur propulsion, basée sur un moteur à combustion interne, nécessite un niveau de maintenance élevé,
- l'unicité de la chaîne de propulsion expose complètement la mission au risque de défaillance,
- le rapport de charge utile est faible, ce qui conduit à une autonomie limitée et à une multiplication des ravitaillements.

Dans le cas particulier des feux de forêt, les différents moyens techniques actuellement disponibles souffrent tous d'inconvénients majeurs :
- concernant les avions de transport d'eau, par exemple le Canadair (marque déposée), l'ouverture non progressive de leur trappe de largage et leur altitude contrainte par les crêtes, limitent la précision de leur arrosage du feu et le pourcentage d'eau arrivant sur la cible,
- l'hélicoptère est plus précis mais plus lent et transporte beaucoup moins d'eau et
- les véhicules terrestres sont gênés par les obstacles du terrain (relief, pente, forêt, rivière, etc.), y compris en zone urbaine (bâtiments, mobilier urbain), et leur vitesse de déplacement est limitée ainsi que leur capacité à transporter de l'eau.
Le transport de personnes ou de marchandises, notamment de conteneurs, de caisses mobiles normalisées, sur des parcours classiques de 200 à 2 000 km, se heurte à plusieurs difficultés.

D'une part, les obstacles naturels au sol nécessitent l'installation et l'entretien d'infrastructures (par exemple, routes, ponts, tunnels, voies ferrées). D'autre part, la proximité de zones habitées interdit les transports bruyants, tels que les hélicoptères.

Ces hélicoptères présentent d'autres inconvénients :
- l'inclinaison de l'hélicoptère, nécessaire à l'accélération horizontale, entraîne une gêne pour les passagers et des dommages pour la cargaison,
- les turbulences à proximité des falaises ou des bâtiments déstabilisent les hélicoptères - les corrections du pilote sont limitées par le temps de réflexe du pilote, l'inertie de la chaîne de propulsion et les degrés de liberté de l'appareil,
- l'envergure de l'hélice combinée à cette instabilité nécessite des marges de sécurité qui imposent une distance minimale par rapport aux obstacles,
- la mécanique de leur propulsion, basée sur un moteur à combustion interne, nécessite un niveau de maintenance élevé,
- l'unicité de la chaîne de propulsion expose complètement la mission au risque de défaillance,
- le rapport de charge utile est faible, ce qui conduit à une autonomie limitée et à une multiplication des ravitaillements.

Dans le cas particulier des feux de forêt, les différents moyens techniques actuellement disponibles souffrent tous d'inconvénients majeurs :
- concernant les avions de transport d'eau, par exemple le Canadair (marque déposée), l'ouverture non progressive de leur trappe de largage et leur altitude contrainte par les crêtes, limitent la précision de leur arrosage du feu et le pourcentage d'eau arrivant sur la cible,
- l'hélicoptère est plus précis mais plus lent et transporte beaucoup moins d'eau et
- les véhicules terrestres sont gênés par les obstacles du terrain (relief, pente, forêt, rivière, etc.), y compris en milieu urbain (bâtiments, mobilier urbain), et leur vitesse de déplacement est limitée ainsi que leur capacité à transporter de l'eau.

Présentation de l'invention

La présente invention a pour but de remédier à tout ou partie de ces inconvénients.

A cet effet, selon un premier aspect, la présente invention vise un aéronef comportant un fuselage définissant un axe principal de fuselage, au moins six propulseurs à hélice(s) reliés mécaniquement au fuselage, et, pour chacun d'au moins deux de ces propulseurs à hélice(s), un actionneur d’inclinaison pour faire tourner ce propulseur à hélice(s) autour d'un axe de rotation faisant un angle inférieur à 45 degrés avec un plan perpendiculaire à l'axe principal du fuselage, permettant ainsi une poussée vectorisée, pouvant également générer un couple de tangage et de lacet.

En faisant tourner les deux ou plusieurs propulseurs à hélice(s) orientables, l'aéronef peut tourner sur lui-même, compenser le vent pendant le décollage ou l'atterrissage, accélérer en vol, faire du vol stationnaire et réduire sa vitesse de vol.

Dans des modes de réalisation particuliers, le fuselage a une partie avant et une partie arrière définissant un ordre de propulseurs à hélice(s) de l'avant vers l'arrière, dans lequel chacun des propulseurs à hélice(s) les plus en arrière fait partie des au moins deux propulseurs à hélice(s) associés aux actionneurs d'inclinaison. Dans de tels modes de réalisation, la rotation des propulseurs à hélice(s) les plus en arrière pour obtenir une poussée horizontale empêche un autre propulseur à hélice(s) de se trouver dans le flux d'air propulsé par chacun de ces propulseurs à hélice(s) les plus en arrière.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte au moins quatre propulseurs à hélice(s) associés à des actionneurs d'inclinaison. De tels modes de réalisation améliorent la maniabilité de l'aéronef.

Dans des modes de réalisation particuliers, tous les propulseurs à hélice(s) sont parmi les au moins deux propulseurs à hélice(s) munis d'actionneurs d’inclinaison. Dans de tels modes de réalisation, la maniabilité de l'aéronef est ainsi encore améliorée.

Dans des modes de réalisation particuliers, le fuselage a une partie avant et une partie arrière définissant un ordre de propulseurs à hélice(s) de l'avant vers l'arrière, l'aéronef comporte huit propulseurs à hélice(s), chacun desdits propulseurs à hélice(s) étant associé à un actionneur d'inclinaison. La présence de huit propulseurs à hélice(s) améliore la stabilité de l'aéronef ainsi que sa sécurité en cas de défaillance d'un propulseur à hélice(s).

Dans des modes de réalisation particuliers, en vol de croisière, six propulseurs à hélice(s) avant sont orientés selon des axes verticaux et deux propulseurs à hélice(s) arrière sont orientés selon des axes horizontaux. Les six propulseurs à hélice(s) avant créent ainsi une traînée minimale.

Dans des modes de réalisation particuliers, en vol de croisière, les deux propulseurs à hélice(s) les plus à l'arrière sont activés pour fournir une poussée horizontale, et les six propulseurs à hélice(s) avant ne sont pas activés. Cette répartition des activations des propulseurs à hélice(s), dont au moins deux, et quatre dans le cas d'un aéronef à huit propulseurs à hélice(s), sont désactivés, permet d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef.

Dans des modes de réalisation particuliers, entre le décollage et le vol de croisière, les six propulseurs à hélice(s) avant sont successivement orientés selon des axes verticaux et activés pour fournir une poussée verticale, puis orientés avec un angle d’inclinaison progressif et activés pour fournir une poussée oblique, puis orientés avec un angle d’inclinaison dégressif jusqu'à être orientés selon des axes verticaux. Cette répartition des activations des propulseurs à hélice(s) permet une transition en douceur entre l'accélération verticale au décollage et la vitesse de croisière horizontale.

Dans des modes de réalisation particuliers, entre le vol de croisière et l'atterrissage, les six propulseurs à hélice(s) avant sont successivement orientés avec un angle d’inclinaison progressif et activés pour fournir une poussée oblique, puis orientés avec un angle d’inclinaison dégressif jusqu'à être orientés selon des axes verticaux et activés pour fournir une poussée verticale. Cette répartition des activations des propulseurs à hélice(s) permet également une transition en douceur entre l'accélération verticale au décollage et la vitesse de croisière horizontale.

Dans des modes de réalisation particuliers, pendant le virage en U, au moins un propulseur à hélice(s) le plus en avant d'un côté de l'aéronef et au moins un propulseur à hélice(s) le plus en arrière de l'autre côté de l'aéronef sont orientés le long d'axes obliques ayant des angles d'inclinaison opposés.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte des ailes positionnées au-dessus d'un plan des propulseurs à hélice(s). Dans de tels modes de réalisation, les ailes augmentent le rayon d'action de l'aéronef.

Dans des modes de réalisation particuliers, les ailes ont une forme incurvée avec une concavité tournée vers le bas. La forme incurvée augmente la distance entre les ailes et les propulseurs à hélice(s) et réduit l'impact des ailes sur le flux d'air dans les propulseurs à hélice(s).

Dans certains modes de réalisation, l'envergure maximale des ailes est inférieure à la longueur de l'aéronef. Dans de tels modes de réalisation, l'aéronef est donc très compact, tant en vol qu'au sol, ce qui permet de densifier l'aire de stationnement et de réduire le risque de collision.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte des ailes associées à des actionneurs d'inclinaison pour faire tourner les ailes autour d'axes de rotation parallèles à l'axe principal du fuselage, ce qui permet de resserrer l'envergure des ailes en phase de vol où l'on compte moins sur la portance des ailes.

Dans des modes de réalisation particuliers, chaque propulseur à hélice(s) comporte au moins une hélice carénée. Les hélices carénées réduisent le bruit généré par l'aéronef.

Dans des modes de réalisation particuliers, chaque propulseur à hélice(s) comporte des hélices contrarotatives. Cette disposition en contre-rotation des hélices réduit le bruit causé par l'aéronef. Par exemple, un bruit de l'ordre de 40 dB à 1000 mètres, sans le dispositif d'atténuation, a été mesuré avec un prototype de l'aéronef objet de l'invention.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte au moins un réservoir de cryo-hydrogène et au moins une pile à combustible pour alimenter les propulseurs à hélice(s). Dans de tels modes de réalisation, l'aéronef n'émet pas de gaz à effet de serre, de NOx, de CO₂, de particules fines et ne pollue pas son environnement, ni au décollage, ni en vol, ni à l'atterrissage. Il peut donc être utilisé en ville ou dans des sites particulièrement fragiles.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte un condensateur d'alimentation électrique des propulseurs à hélice(s), chargé par au moins une pile à combustible, ledit condensateur stockant une énergie électrique supérieure à l'énergie nécessaire à l'ensemble des propulseurs à hélice(s) pendant dix secondes de vol stationnaire. Dans ces modes de réalisation, le condensateur compense le temps nécessaire à chaque pile à combustible pour atteindre sa pleine puissance.

Dans des modes de réalisation particuliers, le fuselage comporte un système d'arrimage de nacelle amovible. L'aéronef peut ainsi passer rapidement d'une mission de transport de passagers à une mission de transport de marchandises, de sauvetage ou de lutte contre les incendies, par exemple.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte un compensateur d'attitude qui distribue de l'énergie électrique aux propulseurs à hélice(s) pour contrebalancer les variations d'attitude. Ceci améliore le confort des passagers et la sécurité des marchandises transportées.

Brève description des figures

D'autres avantages, buts et caractéristiques particulières de l'invention ressortiront de la description non limitative suivante d'au moins un mode de réalisation particulier de l'aéronef objet de la présente invention, en référence aux dessins annexés, dans lesquels :

représente, en perspective, un premier mode de réalisation particulier de l'aéronef objet de l'invention, dans une configuration stationnée,

représente, en perspective, l'aéronef illustré à la , en configuration de décollage ou d'atterrissage,

montre, en perspective, l'aéronef illustré sur les figures 1 et 2, en configuration de rotation sur place,

montre, en perspective, l'aéronef illustré aux figures 1 à 3, en configuration de vol à basse vitesse,

montre, en perspective, l'aéronef illustré dans les figures 1 à 4, en configuration de vol à grande vitesse,

représente, en perspective, l'aéronef illustré dans les Figs. 1 à 5, en configuration de vol de croisière,

représente les éléments de contrôle et de commande des différents actionneurs d'inclinaison des ailes et des propulseurs à hélice(s) de l'aéronef illustré aux figures 1 à 6,

représente une emplanture d'aile mobile et ses organes de mobilité de l'aéronef illustré aux figures 1 à 7,

représente, sous forme de schéma fonctionnel, les principaux composants de l'aéronef illustré aux figures 1 à 8,

représente, en vue de dessus, un deuxième mode de réalisation de l'aéronef objet de l'invention, en configuration de vol stationnaire, et

représente, en vue de dessus, l'aéronef illustré à la , en configuration de vol.

La présente description est non limitative, et chaque caractéristique d'un mode de réalisation peut être combinée avec toute autre caractéristique de tout autre mode de réalisation de manière avantageuse.

Dans toute la description, le terme " supérieur " ou " haut " ou " dessus " est utilisé pour désigner ce qui est en haut sur les figures 1 à 6 et 8, qui correspondent à la disposition normale de l'aéronef. Le terme "inférieur" ou "bas" est utilisé pour désigner ce qui se trouve en dessous sur ces figures 1 à 6. Les notions de "vertical" et de "hauteur" découlent de ces définitions. Le terme "avant" est utilisé pour désigner ce qui est en bas à gauche sur les figures 1 à 6 et en haut à gauche sur les figures 10 et 11, ce qui correspond à la direction avant de l'aéronef en mouvement, et le terme "arrière" est utilisé pour désigner ce qui est en haut à droite sur les figures 1 à 6 et en bas à droite sur les figures 10 et 11. Les mesures effectuées dans le sens avant-arrière, c'est-à-dire parallèlement à l'axe principal du fuselage ou parallèlement à l'axe horizontal du plan de symétrie vertical de l'aéronef, sont appelées "longueur". Ce qui se trouve à droite de l'aéronef, vu de l'arrière vers l'avant, est appelé "droite" ou "droit", et ce qui se trouve à gauche sous cet aspect est appelé "gauche". Les dimensions mesurées le long d'un axe perpendiculaire au plan de symétrie de l'aéronef sont appelées "largeur". On appelle "interne" ou "intérieur" ce qui est proche ou orienté vers l'axe principal du fuselage, et "externe" ou "extérieur" ce qui est plus éloigné de cet axe ou orienté à l'opposé de cet axe.

On peut définir trois plans de référence. Le premier plan de référence, le plan de symétrie principal (plan de symétrie vertical ci-dessus), est le plan pour lequel la machine présente une symétrie gauche-droite. Le plan de symétrie principal contient la ligne qui est colinéaire avec la direction de croisière et qui passe par le centre de masse de l'aéronef. Le deuxième plan de référence, le plan supérieur, contient également le centre de masse de l'aéronef, est orthogonal au plan de symétrie principal et parallèle à l'axe d'inclinaison des propulseurs à hélice(s). Le plan supérieur est perpendiculaire à la direction de la poussée lorsque l'aéronef est en vol stationnaire dans une atmosphère parfaitement calme. Le plan supérieur est orienté de telle sorte que le vecteur normal soit majoritairement dirigé dans la direction opposée à la poussée lorsque l'aéronef est en vol stationnaire, c'est-à-dire majoritairement vers le haut au repos. Le troisième plan de référence, le plan frontal, est orthogonal au plan de symétrie principal et au plan supérieur, il contient le centre de masse de l'aéronef et son vecteur normal est orienté dans la direction principale du mouvement vers l'avant de l'aéronef.

Les propulseurs à hélice(s) sont référencés avec la lettre "P" suivie d’un chiffre entre 0 et 7, de sorte que les indices des propulseurs à hélice(s) à gauche de l’aéronef sont des chiffres pairs et ceux des propulseurs à hélice(s) à droite de l’aéronef des chiffres impairs, et de sorte que ces chiffres augmentent toujours en allant de l'avant à l'arrière de l'appareil. Ainsi, les propulseurs à hélice(s) les plus en avant ont les indices P0 et P1. Les propulseurs à hélice(s) les plus à l'arrière ont les indices P6 et P7. On définit le vecteur principal d’un propulseur à hélice(s) comme coïncidant avec l'axe de rotation de chaque hélice qu’il comporte et pointant dans la direction opposée à celle du débit massique moyen, c'est-à-dire pointant vers nous lorsque nous faisons face à la surface avant d'aspiration du propulseur à hélice(s).

On définit l'angle d'inclinaison comme l'angle entre la projection du vecteur principal du propulseur à hélice(s) sur le plan de symétrie principal et le vecteur normal du plan supérieur. Cela implique que le vecteur principal du propulseur à hélice(s) est parallèle et de même direction par rapport au vecteur du plan supérieur lorsque l'angle d’inclinaison est nul, le vecteur principal du propulseur à hélice(s) est parallèle et de même direction par rapport au vecteur du plan frontal lorsque l'angle d’inclinaison est de 90 degrés. Le vecteur principal du propulseur à hélice(s) est parallèle et de direction opposée par rapport au vecteur du plan frontal lorsque l'angle d’inclinaison est de -90 degrés.

On définit la poussée du propulseur à hélice(s) par rapport à une échelle normalisée, 0% étant complètement arrêté, 100% étant la poussée qui, lorsqu'elle est réglée sur tous les propulseurs à hélice(s), équilibre la poussée et le poids nominal en position de vol stationnaire. Les propulseurs à hélice(s) sont conçus de manière à permettre une poussée maximale réelle de 200% et peuvent donc être utilisés dans toute la gamme de 0% à 200%. On note que deux propulseurs à hélice(s) dont la poussée est réglée à 50% et les angles d'inclinaison à 90 degrés sont suffisants pour compenser la traînée et maintenir la vitesse de croisière.

La présente invention, avec toutes les caractéristiques décrites précédemment, est destinée à remédier à de nombreux inconvénients du système de transport terrestre actuel sur un nombre important d'objectifs à long terme détaillés dans ce qui suit.

Premièrement, elle contribuera à donner une forte impulsion au mouvement actuel de réduction des émissions de dioxyde de carbone en fournissant une solution de remplacement à hydrogène prête à l'emploi, avec des caractéristiques améliorées par rapport aux moyens conventionnels.

Deuxièmement, en réduisant considérablement le besoin de nouvelles infrastructures terrestres telles que les autoroutes, les ponts, les voies ferrées, les aéroports, elle contribuera à préserver les terres naturelles, à réduire le morcellement des forêts, à minimiser notre impact sur la biodiversité et à économiser une quantité importante de ressources émettrices de CO₂telles que le béton, le goudron et le gaz ; l'invention propose un aéronef polyvalent à décollage et atterrissage verticaux dont les besoins en infrastructures terrestres sont inférieurs d'un ordre de grandeur à ceux des moyens de transport concurrents (trains, camions, avions).

Troisièmement, en transformant une grande partie du trafic routier en solutions aériennes, elle permettra de lutter efficacement contre les microplastiques, dont le caractère insidieux et toxique a été bien documenté. Par exemple, ils sédimentent dans le sang de nombreux animaux puisque les plastiques traversent leurs membranes barrières, se frayant un chemin dans le sang de nombreuses amorces de la chaîne alimentaire, puis sont transmis aux humains et posent un problème de santé explosif, sans parler de la pollution des sols à grande échelle, de l'impact sur la faune, etc. Étant donné que 35 % des microplastiques proviennent (www.statista.com/chart/17957/where-the-oceans-microplastics-come-from/) des particules des pneus et de l'usure des routes, on constate que la solution des pneus sans émissions est loin d'être une solution totalement acceptable.

Quatrièmement, elle contribuera à accroître l'efficacité énergétique du système dans son ensemble (ce qui est différent du passage à l'énergie entièrement renouvelable, l'objectif étant, même avec de l'énergie d'origine renouvelable, de réduire la consommation d'énergie et donc de réduire les effets secondaires négatifs de la production d'énergie renouvelable, comme l'utilisation des sols), en raccourcissant simplement la distance parcourue, en s'éloignant de l'architecture de transport basée sur un hub qui implique un gaspillage massif, et en favorisant le transport de point à point par l'itinéraire le plus court. Il s'agit également d'un avantage majeur par rapport au transport terrestre, qui repose sur des infrastructures empêchant toujours les itinéraires rectilignes.

Pour pouvoir mettre en pratique les quatre points énumérés ci-dessus, l'invention est conçue de telle sorte qu'elle apporte des avantages significatifs sur un ensemble bien équilibré et soigneusement sélectionné de six paramètres primaires spécifiques qui, lorsqu'ils sont élevés au niveau approprié, permettent à l'invention d'atteindre ces objectifs à long terme.

La première caractéristique qui est retenue comme découlant de la présente invention est un niveau de sécurité intrinsèquement plus élevé pour l'aéronef. Le transport de masse se traduit immédiatement par un nombre de vols supérieur de plusieurs ordres de grandeur et le niveau de sécurité doit évoluer dans la même proportion pour que le nouveau cadre de transport basé sur l'invention soit suffisamment sûr pour devenir une solution de base. La présente invention devrait pouvoir élever le niveau de sécurité d'au moins un ordre de grandeur en termes de probabilité de défaillance catastrophique par rapport à la plupart des aéronefs actuels capables de transporter des charges utiles de plus de cinq tonnes tout en étant capables de décoller et d'atterrir verticalement, dont les hélicoptères lourds conventionnels à turbine ou les quadricoptères lourds électriques constituent un bon exemple.

La métrique clé pour cette caractéristique de sécurité est le nombre d'incidents déclenchant un atterrissage d'urgence par heure de vol. L'objectif de la présente invention pour ce critère est un niveau d'un tel incident pour 360 000 heures de vol, ce qui équivaut aux meilleurs avions de ligne à moteur à réaction de leur catégorie.

La deuxième caractéristique qui découle de la présente invention est un niveau plus élevé de durabilité, qui se décompose en deux sous-aspects : l'efficacité énergétique et une source d'énergie compatible avec la production d'énergie renouvelable intermittente (le solaire et l'éolien concentrant la plus grande partie des investissements dans le déploiement de nouvelles capacités de production d'énergie renouvelable depuis deux décennies). De nombreux facteurs bien documentés plaident en faveur d'une attention particulière à l'efficacité énergétique des avions : Depuis le réchauffement climatique, la raréfaction des ressources, le coût de la transition énergétique, la nécessité d'accélérer les taux d'adoption. La présente invention devrait être en mesure d'élever le niveau d'efficacité énergétique en réduisant de manière significative la consommation d'énergie sur des tâches typiques, comme, plus spécifiquement, en réduisant de moitié la consommation d'énergie pour un vol de 20 minutes à une vitesse de croisière nominale de 190 km/h et avec une charge utile de six tonnes, tout en croisant à une altitude de 1000 mètres, par rapport à la plupart des avions actuels capables de transporter des charges utiles de plus de cinq tonnes tout en étant capables de décoller et d'atterrir verticalement, dont un bon exemple sont les hélicoptères conventionnels lourds à turbine ou les quadricoptères électriques lourds.

La troisième caractéristique qui découle de la présente invention est un niveau plus élevé de compacité à proximité du sol. Cette compacité est un facteur clé pour la densité d'empilement des machines décrites dans la présente invention et joue un rôle important en permettant une opération plus proche de la cible et une liaison point à point. Plus précisément, la surface de projection au sol, toutes parties confondues, de l'aéronef en position de stationnement et en phase de descente finale de la phase initiale d'ascension, doit être maintenue au moins deux fois inférieure à celle de tout aéronef capable de transporter des charges utiles supérieures à cinq tonnes tout en étant capable de décoller et d'atterrir verticalement, dont un bon exemple sont les hélicoptères lourds conventionnels à turbine ou les quadricoptères lourds électriques.

La quatrième caractéristique qui découle de la présente invention est une agilité accrue. Cette caractéristique peut être mesurée par plusieurs avantages : La première partie de cette caractéristique d'agilité serait une supériorité en termes de capacité à exécuter des trajectoires (c'est-à-dire une description temporelle de six paramètres : latitude, longitude, altitude, tangage, lacet et roulis) qui ne peuvent être égalées par aucun autre aéronef capable de transporter des charges utiles de plus de cinq tonnes tout en étant capable de décoller et d'atterrir verticalement, un bon exemple étant les hélicoptères lourds conventionnels à turbine ou les quadricoptères lourds électriques. La deuxième partie de l'avantage de cette caractéristique d'agilité serait une capacité accrue d'exécuter des trajectoires qui peuvent être égalées par les machines actuelles de l'état de l'art, mais avec des forces et/ou des moments de force largement augmentés, par un facteur de deux, par rapport aux aéronefs à propulsion électrique, qui sont la véritable référence à laquelle on compare la présente invention. Cette deuxième sous-caractéristique est d'une importance critique pour pouvoir supporter des vents et/ou des turbulences élevés (définis du point de vue de l'aéronef comme un vecteur de vent changeant rapidement de direction, par exemple une rotation de 90 degrés en quatre secondes), qui ont à leur tour un impact majeur en termes de seuil de vent au-delà duquel l'aéronef doit rester au sol, ce qui a une implication majeure dans le nombre effectif d'heures par an pendant lesquelles l'appareil peut être utilisé en toute sécurité.

La cinquième caractéristique qui découle de la présente invention est une plus grande disponibilité, qui peut être mesurée comme le nombre de parcours réussis avec une charge utile accomplis par un aéronef pendant une certaine période de temps (la référence typique pourrait être un mois). On vise à augmenter significativement cette valeur, par exemple d'un facteur de deux, par rapport à tout aéronef capable de transporter des charges utiles de plus de cinq tonnes tout en étant capable de décoller et d'atterrir verticalement, un bon exemple étant les hélicoptères conventionnels lourds à turbine ou les quadricoptères électriques lourds.

La sixième caractéristique qui découle de la présente invention est une meilleure acceptabilité, qui peut être mesurée comme un composé de la réduction des perturbations pour le voisinage et les zones de vol stationnaire, plus une diminution significative du risque pour la population. Encore une fois, cette mesure sera améliorée par rapport aux aéronefs capables de transporter des charges utiles de plus de cinq tonnes tout en étant capables de décoller et d'atterrir verticalement, dont les hélicoptères lourds conventionnels à turbine ou les quadricoptères électriques lourds sont un bon exemple.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte huit propulseurs à hélice(s) répartis de manière symétrique des deux côtés par rapport au plan vertical contenant l'axe principal avant-arrière.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la sécurité conforme aux objectifs antérieurs, car ils permettent un facteur de redondance de niveau huit. Un terme contribuant de manière significative à la probabilité qu'un aéronef perde sa capacité à maintenir son altitude est approximativement la probabilité que les dispositifs de propulsion spécifiques utilisés soient élevés à la puissance du nombre minimal de dispositifs de propulsion requis pour ne pas perdre l'altitude trop rapidement. Dans le cas de l'invention, chaque propulseur à hélice(s) étant par exemple conçu pour supporter 240% de sa charge de poussée nominale requise pour la charge utile nominale dans une configuration de contribution à portance nulle, on voit que l'invention peut gérer une multitude de situations où les pertes de trois propulseurs, ou plus simplement de moteurs, peuvent être compensées de manière à ce que la sécurité du vol ne soit pas compromise.

Fondamentalement, les conditions pour qu'un aéronef reste en état de navigabilité sont les suivantes : la somme des poussées des propulseurs à hélice(s) opérationnels atteint huit fois 100% de poussée, aucun propulseur à hélice(s) ne dépasse 200% de poussée (Il y a une puissance de réserve pour le contrôle instantané du lacet et du tangage), le centre de masse correspond au centre de poussée en se projetant sur un plan horizontal quelconque, et au moins trois propulseurs à hélice(s) sont opérationnels (pour le contrôle du lacet et du tangage).

Par exemple, une situation où les propulseurs à hélice(s) P0, P3, P5 et P6 sont en panne est une situation navigable si P1, P2, P4, P7 sont poussées à 200% de charge. De même, une situation où les propulseurs à hélice(s) P0, P2, P5 et P7 sont en panne peut être rendue apte au vol, et les symétriques par rapport au plan de symétrie principal et au plan frontal également.

Lorsque l'aéronef est équipé de huit propulseurs à hélice(s) capables d'une poussée vectorisée, un plus grand nombre de situations d'urgence peuvent être mises en état de navigabilité. Par exemple, dans le cas où les propulseurs à hélice(s) P6 et P7 sont en panne, l'ensemble de l'aéronef peut être incliné dans le plan de symétrie principal de sorte que le centre de masse corresponde à nouveau au centre de poussée en se projetant sur un plan horizontal. Dans ce cas, le niveau du nez de l'aéronef se trouve en dessous de sa queue. Situations symétriques par rapport au plan de symétrie principal et au plan frontal également. Une situation où les propulseurs à hélice(s) P5, P6 et P7 sont en panne peut être traitée de manière similaire, en ajoutant seulement une autre rotation. Il convient de mentionner que les quadricoptères ne peuvent pas présenter de telles propriétés.

De tels modes de réalisation permettent également une amélioration de l'efficacité conforme aux paramètres des objectifs antérieurs, car ils permettent des conceptions de coque aérodynamique avec une surface de section avant apparente plus faible, qui joue un rôle critique dans la traînée et donc dans l'efficacité, puisque la traînée est la force contraire prédominante qui résiste au mouvement de l'aéronef. Cet avantage résulte de la réduction du diamètre des hélices tout en augmentant leur nombre afin de conserver une surface balayée stable, et du fait que les propulseurs à hélice(s) sont alignés en deux rangées de chaque côté de l'aéronef, le premier propulseur à hélice(s) de chaque rangée faisant de l'ombre aux autres propulseurs à hélice(s) dans la rangée d'un point de vue aérodynamique, alors que l'aéronef vole en premier à une altitude stabilisée, ce qui est la configuration de croisière standard et celle de référence pour un vol économe en énergie.

De tels modes de réalisation permettent également une amélioration de la compacité par rapport aux aéronefs antérieurs, car ils permettent de réduire la largeur de l'aéronef au détriment de sa longueur, ce qui est compatible avec les zones d'atterrissage cibles telles que les quais d'entrepôt, les rues, etc.

Dans des modes de réalisation particuliers de l'invention, les propulseurs à hélice(s) de l'aéronef sont entraînés électriquement par des moteurs électriques directement montés sur les arbres des hélices, l'énergie embarquée étant générée par un ensemble de piles à combustible à hydrogène, typiquement 40 piles à combustible de 128 kW chacune, provenant de la voiture Toyota Mirai Generation 3 (marques déposées) ou des piles à combustible Hyzon (marque déposée) récemment annoncées.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la sécurité conforme aux objectifs antérieurs car ils permettent une amélioration en quatre étapes : ils réduisent le nombre de pièces mobiles par rapport à une chaîne de propulsion conventionnelle comprenant une turbine à gaz entraînant un réducteur à grande vitesse, lui-même entraînant un cardan relié à l’hélice ; ils suppriment les composants à haute température provoquant des incendies, tels que la chambre de combustion, en s'appuyant sur des composants à température relativement basse ; ils suppriment les composants à grande vitesse sujets aux pannes, tels que les bobines d'arbre de turbine, les pignons à grande vitesse, etc. dont la vitesse de rotation peut atteindre plus de 25 000 tours par minute et s'appuie uniquement sur des hélices de propulsion à faible vitesse, dont la vitesse de rotation ne dépasse pas 2 500 tours par minute. En supprimant la plupart des composants mécaniques, il réduit les sources de vibrations (comme par exemple la turbine et le réducteur mentionnés plus haut) qui entraînent une fatigue de la structure, de la tuyauterie et du câblage. De plus, le fait que l'invention, dans cette réalisation particulière, repose sur 40 piles à combustible indépendantes au lieu de deux turbos (avec une probabilité de défaillance unitairement plus faible) permet d'obtenir une source d'énergie embarquée plus résistante, la probabilité de défaillance critique étant la probabilité unitaire par défaut à la puissance du seuil du nombre critique d'éléments où la production d'énergie ne correspond plus aux exigences de la capacité de vol.

Dans la configuration de l'invention, on peut affirmer que l’aéronef n'est pas dans une zone critique tant que 30 piles à combustible sont opérationnelles. En supposant que la durée de vie d'une membrane échangeuse de protons est de 25 000 heures, on peut postuler grossièrement (en supposant une distribution de probabilité géométrique des défaillances) que la probabilité horaire de défaillance est de 4e^-5. D'autre part, le taux de défaillance du meilleur moteur d'hélicoptère de sa catégorie est de 0,35e^-5. Le lecteur pourra se référer à l'article : "Measuring Safety in Single- and Twin-Engine Helicopters" par Roy G. Fox, ingénieur en chef de la sécurité chez Bell Helicopter Textron Inc.

La probabilité horaire de compromettre la navigabilité d'un hélicoptère bimoteur est alors de 0,35e^-5, contre (4e^-5)^-10~= 1e^-44pour l'aéronef objet de l’invention. Le même type de calcul montrant un écart d'au moins dix ordres de grandeur s'applique aux causes de navigabilité non liées aux moteurs (notamment la boîte de vitesses, le mécanisme de commutation, les arbres et les embrayages) par rapport à l'invention qui, dans ce mode de réalisation particulier, repose sur huit lignes de production d'énergie et de propulsion distinctes et facilement commutables.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de l'efficacité conforme aux objectifs antérieurs, qui peut être appréciée d'abord par rapport aux aéronefs conventionnels tels que les hélicoptères, puis par rapport aux quadricoptères électriques alimentés par des batteries, etc.

En ce qui concerne l'aéronef conventionnel, l'efficacité globale totale de la chaîne du carburant à la poussée du rotor, y compris comme moteur principal l'efficacité de la petite turbine à gaz (environ 30 %) et l'efficacité de la boîte de vitesses (~85 %), est d'environ 25 %, tandis que l'efficacité totale du carburant hydrogène à la poussée du rotor est d'environ ~62 %, ayant comme moteurs principaux l'efficacité de la pile à combustible maintenant signalée à 68 %, le variateur de fréquence (généralement ~97 %) et le moteur synchrone à aimant permanent (généralement ~95 %), donc plus de deux fois l'efficacité de la chaîne de combustion interne. On note que cela vaut également pour l'hydrogène comme carburant de moteur à combustion.

En ce qui concerne les quadricoptères électriques et les avions multi-rotors alimentés par des batteries, l'efficacité énergétique est radicalement différente, comme on va le montrer ci-après. Considérons deux aéronefs, par exemple des quadricoptères électriques, semblables en tous points à l'exception du dispositif de stockage de l'énergie, l'un utilisant de l'hydrogène et l'autre des batteries. La poussée totale des deux aéronefs est de dix tonnes, consommant en moyenne deux MW, le poids total à vide, stockage d'énergie mis à part, des aéronefs est de cinq tonnes. Donc, pour un objectif de vol de 30 minutes, en supposant des batteries parfaitement efficaces et en utilisant une densité d'énergie de 200 Wh/kg pour les batteries modernes au lithium-ion de cobalt, on se retrouve avec un ensemble de batteries pesant cinq tonnes. Cela signifie que dans cette configuration, ces aéronefs n'ont pratiquement aucune charge utile. D'autre part, en utilisant du LH₂à 33 kWh/kg, on obtient une charge de carburant de 90 kg, stockée dans un réservoir cryogénique de 310 kg et générant de l'énergie à l'aide d'un ensemble de piles à combustible de 800 kg, ce qui donne une charge utile disponible de 3,8 tonnes. En notant que plus l'aéronef est lourd, plus les pales du rotor doivent être grandes, moins l'air semble être visqueux par rapport à l'aéronef, plus la puissance de poussée par kg soulevé est élevée. Par conséquent, on voit que les drones alimentés par batterie, bien que physiquement dominants dans le domaine des petites charges utiles, lorsqu'ils atteignent un certain seuil de charge utile dans la gamme de trois à cinq tonnes, ont tendance à utiliser presque toute leur énergie pour soulever leur propre poids à vide, consomment un ordre de grandeur de plus d'énergie pour la même tâche, et finissent par présenter des rendements nets proches de zéro.

De tels modes de réalisation permettent une compacité conforme aux objectifs antérieurs, puisque la densité énergétique volumique de l'hydrogène liquéfié est presque le double de celle de l'hydrogène comprimé, actuellement la norme automobile, à 700 bars. Étant donné que les réservoirs de stockage d'hydrogène constituent le principal facteur du volume interne total de l'aéronef, la compacité du carburant se traduit directement par un resserrement des dimensions de la coque, ce qui permet de réduire la traînée aérodynamique en croisière et contribue donc à accroître encore l'efficacité énergétique.

Ces modes de réalisation permettent une agilité conforme aux objectifs antérieurs puisque la densité énergétique massique de l'hydrogène permet un rapport poussée/charge utile comparativement supérieur à celui de tous les aéronefs à décollage et atterrissage verticaux n'utilisant pas d'hydrogène, comme indiqué ci-dessus.

De tels modes de réalisation permettent une disponibilité conforme aux objectifs antérieurs, principalement en raison de deux facteurs. Premièrement, par rapport aux avions ou drones multi-rotors alimentés par des batteries électriques, la haute densité d'énergie permet de réduire le nombre de recharges (jusqu'à huit fois moins) pour un même service, ce qui augmente le temps opérationnel par rapport aux batteries. Deuxièmement, le remplissage du réservoir H₂est au moins dix fois plus rapide que la charge rapide d'un bloc-batterie.

De tels modes de réalisation permettent une capacité conforme aux objectifs antérieurs, principalement parce que, par rapport aux avions ou drones multi-rotors alimentés par des batteries électriques, comme le montre la discussion précédente sur l'efficacité, le LH₂permet une mise à l'échelle massive et tend à augmenter sa capacité comparative.

Dans certains modes de réalisation de l'invention, le système principal de production d'énergie de l'aéronef est couplé à un condensateur dont la puissance instantanée maximale est équivalente à la puissance maximale du groupe de production d'énergie embarqué et dont la capacité de stockage est comprise entre 20 secondes et 10 minutes, l'objectif étant de permettre de stocker l'énergie du groupe de production d'énergie lorsqu'elle est supérieure à la consommation d'énergie des hélices, et inversement de libérer l'énergie complémentaire afin de compléter le groupe de production d'énergie embarqué si nécessaire. En variante, chacun des huit groupes de production d'énergie à bord est équipé de son propre condensateur.

De tels modes de réalisation permettent un gain de sécurité conforme à la définition des objectifs précédents pour deux raisons.

Premièrement, il permet de disposer instantanément d'un stockage de secours ultime pour l'atterrissage de la "dernière chance", au cas où le groupe électrogène serait en panne, ou bien de fournir de l'énergie pour les situations d'évitement d'urgence nécessitant un passage instantané de la puissance nominale à la puissance maximale.

Deuxièmement, il permet de réduire la brutalité de l'augmentation de la charge sur le groupe électrogène, en particulier pendant les phases d'atterrissage et de décollage et, par conséquent, le lissage des transitoires augmente la durée de vie des piles à combustible.

Le lecteur pourra se référer à l'article : "Diagnostic & health management of fuel cell systems: Issues and solutions " dans Annual Reviews in Control, Volume 42, 2016, Pages 201-211, de D. Hissel et M.C. Pera (Institut FEMTO-ST - UMR CNRS 6174 / Fédération de recherche FCLAB - FR CNRS 3539).

En effet, la longue liste des paramètres clés qui affectent la durée de vie des piles à combustible est, pureté des réactifs mise à part : la première cause est la privation de combustible et d'oxydant (c'est-à-dire une augmentation soudaine de la charge qui n'est pas couverte suffisamment rapidement par une augmentation de l'alimentation en oxygène et/ou en hydrogène, en raison d'un retard dans la montée en puissance de la pompe ou du compresseur) ; la deuxième cause est la surveillance de la température (le circuit de refroidissement et la sonde de température ont une inertie thermique et ne peuvent pas détecter une surchauffe sous une échelle de temps spécifique, typiquement deux secondes, ce qui peut entraîner des retards dans l'ajustement du flux de refroidissement, entraînant à son tour une surchauffe locale transitoire dans la pile) ; la troisième cause est la supervision de l'hydratation (l'oxygène entrant doit être hydraté dans une plage spécifique et l'hydratation se fait de manière passive à travers une membrane, et a une inertie par elle-même, ce qui limite l'augmentation de la charge massique par période de temps, les règles ultérieures mettant en garde contre les montées en puissance agressives) ; la quatrième cause est la variation de la pression (la membrane électrolytique étant mince, moins de 100 µm, et ne pouvant supporter une chute de pression trop importante entre l'anode et la cathode, les processus doivent être suffisamment lents pour permettre à la pression de s'ajuster) ; la cinquième cause est l'ondulation du courant (due au convertisseur de puissance de sortie, qui est amortie par un condensateur) ; la sixième cause est le fonctionnement en circuit ouvert (un potentiel élevé favorise les réactions de corrosion au niveau des électrodes), ce qui plaide fortement pour que l'ensemble de la production d'énergie repose sur un dispositif de stockage permettant un arrêt progressif et suffisamment lent (typiquement deux minutes) lorsque l'aéronef est au repos.

Les six causes précédemment exposées de la réduction de la durée de vie des piles à combustible sont atténuées par le condensateur, ce qui, en résumé, permet de rapprocher le fonctionnement des piles à combustible d'un fonctionnement stationnaire plutôt que d'une application automobile, ce qui est reconnu pour augmenter la durée de vie par un facteur de quatre, et réduire en conséquence la probabilité de défaillance en vol. Avec certaines redondances dans le système, on obtient une réduction nette de la probabilité de défaillance d'un ordre de grandeur. De tels modes de réalisation permettent une amélioration de l'efficacité conforme aux objectifs fixés antérieurement, étant donné que la privation d'oxygène (et dans une moindre mesure la privation d'hydrogène) est la principale cause de la réduction de l'efficacité de la pile à combustible (l'efficacité tombe généralement de 68 % à 45 % dans des conditions de privation d'oxygène élevée), ce qui souligne le rôle critique du condensateur en tant qu'amortisseur dans ce domaine.

Le lecteur pourra se référer à l'article "Technology Assessment of a Fuel Cell Vehicle: 2017 Toyota Mirai", Argonne National Laboratory, Report # ANL/ESD-18/12.

Ces modes de réalisation permettent une amélioration de la compacité conforme aux objectifs antérieurs, car le fait de s'appuyer sur un condensateur peut entraîner une réduction de la taille des groupes de production d'énergie, la coupure d'énergie étant compensée par le condensateur.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la disponibilité conforme aux objectifs fixés, car les améliorations de la durée de vie décrites précédemment ont un effet majeur sur le temps de fonctionnement de l'aéronef.

Dans certains modes de réalisation de l'invention, le stockage de l'hydrogène de l'aéronef est effectué sous forme liquéfiée dans des réservoirs cryogéniques.

De telles réalisations permettent une amélioration de l'efficacité et sont conformes à notre objectif d'amélioration de la sécurité par rapport aux aéronefs électriques alimentés par batterie, car les produits réactifs sont séparés (H₂et oxygène) au lieu d'être étroitement stockés ensemble (la principale raison pour laquelle les batteries Li-ion à haute densité peuvent déclencher une combustion intempestive, même au repos). Une autre raison est que le cryo-hydrogène liquéfié est stocké dans un réservoir à basse pression, ce qui réduit d'au moins un ordre de grandeur la probabilité et le danger d'une explosion par rapport aux réservoirs de stockage d'hydrogène comprimé de 70 MPa. Par rapport à la solution conventionnelle utilisant des moteurs à combustion interne. Une autre raison objective est qu'il n'y a pas de point de haute température à proximité du stockage à l'intérieur du fuselage qui pourrait déclencher un incendie (kérosène + chambre de combustion). Il faut également souligner que tout l'aéronef peut être conçu comme Ex-i (sécurité intrinsèque pour atmosphère explosive), ce qui signifie que l'aéronef peut être exploité en toute sécurité en cas de fuite massive de H₂. Ce dernier point ne peut être reproduit sur un moteur à combustion interne (qu'il utilise du kérosène, de l'hydrogène ou des biocarburants). Enfin, sept redondances peuvent encore être maintenues en divisant les réservoirs en huit unités indépendantes.

De telles réalisations permettent une amélioration de l'énergie et sont conformes à notre objectif d'efficacité tout au long de la chaîne, car il a été prouvé avec succès que l’hydrogène liquéfié (« LH_{2 »}) est aussi énergivore que l'hydrogène 70MPa compressé mécaniquement par les récents travaux IDEALHY financés par l'UE en utilisant la technologie cryogénique standard.

Le lecteur pourra se référer à l'article : "Efficient Large Scale Hydrogen Liquefaction," par Ilka Seemann, Christoph Haberstroh et Hans Quack, Technische Universitaet Dresden Bitzer Chair of Refrigeration, Cryogenics and Compressor Technology D 01062 Dresden, Germany.

Cela permet à l'hydrogène liquéfié d'être sur un pied d'égalité avec l'hydrogène comprimé du point de vue de la chaîne d'approvisionnement. En outre, en s'appuyant sur un argument similaire concernant la masse de l'hydrogène par rapport à celle des batteries, on constate que le poids est un facteur d'amplification de l'efficacité de l'aéronef et qu'il est donc d'une importance capitale, l'effet étant d'au moins un ordre de grandeur. Étant donné que les cryo-réservoirs ne doivent tolérer qu'une légère pression interne, et que l'isolation thermique peut être réalisée à l'aide de laine isolante légère et de feuilles d'aluminium réfléchissantes, et en permettant une faible ébullition, la résistance requise de leur paroi est réduite d'au moins deux ordres de grandeur, ce qui entraîne une réduction correspondante du poids du réservoir vide.

Le lecteur pourra se référer à l'article : dans "Future Energy (Third Edition), 2020" par Mary Helen McCay, Shahin Shafiee, chapitres : 22.3.3.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la compacité puisque le cryo-hydrogène liquide a une densité volumétrique plus élevée (71 kg/m3) par rapport au H₂à 700bar (42 kg/m3), de près d'un facteur deux. Étant donné que près des deux tiers du volume de l'espace interne du fuselage principal de la présente invention sont remplis par le réservoir de stockage, l'utilisation d'hydrogène liquéfié offre un avantage significatif par rapport à tout autre engin aux performances similaires qui serait basé sur de l'hydrogène comprimé. L'hydrogène liquéfié, avec une densité d'énergie volumique de près de 2200kWh/m3, offre également un avantage constant (facteur 4) par rapport aux batteries Li-ion (500 kWh/m3), et donc par rapport à tous les aéronefs alimentés par des batteries électriques.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la disponibilité par rapport à tous les aéronefs alimentés par des batteries, car la densité énergétique élevée de l'hydrogène liquéfié permet de réduire le nombre de recharges pour un même service, ce qui augmente le temps opérationnel par rapport aux batteries (par un facteur quatre si l'on considère un volume similaire consacré au stockage d'énergie, ou par un ordre de grandeur si l'on considère un poids similaire consacré au stockage d'énergie). Le lecteur pourra se référer à l'article : dans "eTransportation, volume 1, août 2019, 100011", "La charge rapide des batteries lithium-ion : A review", par Anna Tomaszewska, Zhengyu Chu, Xuning Feng, Simon O'Kane, Xinhua Liu, Jingyi Chen, Chenzhen Ji, Elizabeth Endler, Ruihe Li, Lishuo Liu, Yalun Li.

Le remplissage du stockage d'énergie est également d'une importance critique et peut être mesuré par le rapport entre le temps nécessaire pour remplir le stockage et le temps de vol maximal permis par ce remplissage. Ce rapport a bien sûr un impact direct sur la disponibilité de l'aéronef puisqu'il s'agit d'un facteur limitant de ce dernier. Les batteries (qu'elles soient Li-ion, Li-cobalt, Li-S, etc.) sont limitées à ce sujet par leur taux C, qui semble être intrinsèquement limité à une valeur de 4, ce qui signifie que la vitesse de charge ne peut pas dépasser la vitesse de décharge en croisière en opération d'un facteur vitesse, mettant une limite de 4 au ratio de disponibilité. D'autre part, le remplissage du réservoir de LH₂a été démontré comme étant beaucoup plus rapide, et avec un dimensionnement approprié de la tuyauterie et des pompes. Pour une version spécifique de l’aéronef objet de la présente invention dimensionnée pour avoir une charge utile de six tonnes et une durée de vol de quatre heures en mode de croisière, le volume attendu du réservoir d'H₂liquéfié devrait être d'environ 1 000 kg d'hydrogène. Pour une densité spécifique de l'hydrogène liquide de 71 kg/m3, une vitesse du fluide de six m.s^-1et un diamètre intérieur de 125 mm à la section de l'orifice de remplissage, le temps de remplissage est légèrement inférieur à 1,6 minute. Par conséquent, le rapport entre le temps de vol et le temps d'immobilisation au sol est supérieur à 150, contre quatre pour les aéronefs alimentés par des batteries électriques ayant une capacité de poussée similaire, soit une amélioration de plus d'un ordre de grandeur.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la compacité puisque les arguments développés pour le point sur l'impact de l'hydrogène liquide sur la compacité ont un impact direct sur la quantité totale d'énergie qui peut être stockée à bord et la portée et la capacité de charge utile qui en découlent.

Dans certains modes de réalisation de l'invention, les propulseurs à hélice(s) de l'aéronef sont carénés, et l'axe de révolution du carénage est maintenu en coïncidence avec l'axe de rotation de chaque hélice, même pendant une éventuelle inclinaison des propulseurs à hélice(s).

De telles réalisations permettent d'améliorer la sécurité pour trois raisons distinctes, chacune d'entre elles étant d'une importance telle qu'elle rend presque obligatoire ce carénage.

La première raison est que le carénage, lorsqu'il est conçu comme un anneau de confinement des pales de l’hélice, agit comme tel. L'importance de cette caractéristique a déjà été démontrée lors d'incidents liés à la fatigue d'aubes de turbosoufflante en vol. La présence d'un grand volume de carburant à l'intérieur de l'enveloppe des trajectoires des pales expulsées par la force centrifuge rend les conséquences de tels incidents presque immédiatement catastrophiques et compromet, au minimum, la vie de tous les passagers et équipages, sans parler des victimes potentielles au sol. Dans le cas où le carburant est de l'hydrogène (comprimé ou liquéfié), le risque est amplifié par le fait que le carburant est sous pression. Un autre facteur d'amplification du risque est que, géométriquement parlant, le risque que la pale issue d’une rupture traverse une section critique de l'appareil, principalement les réservoirs, est considérablement plus grand que, disons, celui qu'une pale d'une turbosoufflante du Boeing 737 (marques déposées) déclenche un danger en vol qui entraînerait finalement la mort de tous les passagers. Les chances sont de 30 % pour la présente invention (la pale serait probablement expulsée presque perpendiculairement à l'axe de rotation et aurait alors une probabilité d'impact sur le corps de 25 à 50 %) contre une probabilité inférieure à 1 % pour un avion de ligne typique, où tout peut être conçu pour qu'un tel évènement n'ait pas de conséquences catastrophiques. Il convient de noter que le fait d'avoir le plan de rotation des hélices (celui qui contient toutes les pales et qui est perpendiculaire à l'axe de l’hélice) au-dessus ou au-dessous de l'aéronef ne réduit pas significativement le risque puisque l'extinction non maîtrisée d'une pale dans un rotor pourrait entraîner la destruction d'un autre rotor. Il convient également de noter que ce problème est pratiquement inconnu pour les petits quadricoptères et les drones légers, car les pales en polymère sont beaucoup plus tolérantes que les pales à charge lourde (qui sont plus fragiles) et parce que les énergies d'impact pour de tels évènements sont nettement inférieures.

La deuxième raison est que le carénage agit comme un déflecteur pour la plupart des projectiles que les pales de l’hélice seraient susceptibles de frapper. Dans la plupart des situations de vol, comme par exemple la première phase de décollage, la dernière phase d'atterrissage et le vol de croisière, les propulseurs à hélice(s) sont orientés de manière à faire face au ciel (sauf par exemple pour la dernière rangée de propulseurs à hélice(s) en mode de croisière), et comme le vecteur d'incidence des projectiles est probablement horizontal, le carénage agit comme un bouclier dans la plupart des cas.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de l'efficacité puisque les carénages d’hélices augmentent de manière significative l'efficacité du propulseur à hélice(s) dans des conditions de vol stationnaire et de poussée statique, dont l'importance est cruciale pour les véhicules à décollage et atterrissage verticaux dont la consommation d'énergie est multipliée par un facteur de quatre pendant les phases de vol stationnaire/ascension verticale/descente verticale par rapport à la phase de croisière où les ailes peuvent fournir une portance efficace avec une consommation d'énergie considérablement réduite. Les raisons bien documentées d'une telle augmentation de l'efficacité des carénages peuvent être résumées comme suit : il supprime les tourbillons d'extrémité de pale qui dissipent l'énergie dans les écoulements turbulents, il supprime la possibilité pour l'air aspiré de réintégrer immédiatement la surface d'aspiration de la pale en imposant un chemin plus long, une telle recirculation étant une source d'énergie gaspillée, il aide à contenir la bulle de surpression côté refoulement et l'empêche de fuir autour de l’hélice et enfin, grâce à des sections convergentes puis divergentes, il augmente la vitesse axiale du flux d'air et permet donc un angle d'attaque plus favorable pour les pales.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de la compacité car une meilleure efficacité peut être échangée contre une surface balayée quelque peu réduite et donc une empreinte d'aéronef plus petite.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de l'acceptabilité puisqu'ils permettent une meilleure signature sonore, ce qui est d'une importance capitale pour imaginer que la présente invention soit utilisée comme solution de transport de masse, surtout si l'on considère que l'avantage clé des véhicules à décollage et atterrissage verticaux réside dans leur capacité à effectuer des vols de liaison point à point, avec des zones d'atterrissage et de décollage au centre de zones fortement peuplées, et à proximité immédiate d'habitations, de bureaux et de zones commerciales. L'amélioration de la signature sonore provient de trois raisons distinctes.

Le lecteur pourra se référer à l'article : "Narrowband noise spectra with expanded frequency scale" dans le rapport de la NASA intitulé "Helicopter Main-Rotor Noise", NASA Technical Publication, auteurs : Brooks, Thomas F. (Planning Research Corp. Hampton, VA., États-Unis), Jolly, J. Ralph, Jr.(Planning Research Corp. Hampton, Va., États-Unis), Marcolini, Michael A.(NASA Langley Research Center Hampton, VA, États-Unis), Date de publication : 1er août 1988).

La première raison est la capacité du carénage à supprimer presque entièrement (90 % de réduction pour une hélice de deux mètres de diamètre avec un espacement entre l'extrémité des pales et la paroi interne du carénage inférieur à 10 mm) le phénomène d'interaction entre les pales et les tourbillons (les pales génèrent un tourbillon qui persiste dans l'atmosphère jusqu'à ce qu'il croise la trajectoire de la pale suivante de l’hélice, générant un bruit à basse fréquence immédiatement identifiable comme un bruit d'hélicoptère à distance). Cette source est une source quelque peu dominante dans le bruit aérodynamique généré par les hélicoptères et tous les véhicules à décollage et atterrissage verticaux utilisant des hélices (voir par exemple la de : "Narrowband noise spectra with expanded frequency scale" dans le rapport intitulé "Helicopter Main-Rotor Noise", NASA. La présence d'un carénage étroit bloque la génération du vortex et donc la génération du bruit aérodynamique associé.

Le lecteur pourra se référer à l'article : " Helicopter Rotor Thickness Noise Control Using Unsteady Force Excitation ", auteurs : Yongjie Shi, Teng Li, Xiang He, Linghua Dong et Guohua Xu. National Key Laboratory of Rotorcraft Aeromechanics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China, dans Appl. Sci. 2019.

La deuxième raison est qu'une autre source de bruit importante est le "bruit d'épaisseur", qui est le résultat d'une impulsion d'onde sonore créée par le mouvement rotatif répétitif de l'air déplacé par la surface de l'aile (pale). Il est principalement dirigé dans le plan du rotor (voir par exemple le graphique intitulé "Pression sonore générée par la force d'excitation en fonction de l'angle azimutal", dans le rapport "Helicopter Rotor Thickness Noise Control Using Unsteady Force Excitation"). En raison de cette distribution angulaire spécifique, l'absorption du bruit par un absorbeur de bruit placé sur la paroi intérieure cylindrique du carénage permettrait d'obtenir une absorption du bruit sur une épaisseur pratiquement totale puisque tous les cônes d'émission coupent la zone absorbante. Un exemple de matériau permettant d'obtenir une absorption du bruit serait une structure composite d'un panneau microperforé et d'un métal poreux qui, lorsqu'elle est utilisée sur une structure sandwich optimale d'une épaisseur totale réelle de 36,8 mm, présente un coefficient d'absorption allant jusqu'à 97% dans la gamme de fréquences de deux kHz à six kHz.

La troisième raison est que les autres sources de génération de bruit (bruit de chargement, bruit propre, etc.) sont liées au carré de la vitesse de l'air circulant autour de la pale, qui est linéaire avec la distance à l'axe de l’hélice, ce qui entraîne une génération de bruit plus élevée près de l'extrémité de la pale (indépendamment du phénomène d'interaction tourbillonnaire de la pale déjà évoqué). L'absorbeur de bruit de la paroi intérieure des carénages, en raison de sa proximité des sources de bruit et d'un angle de vue sensiblement solide par rapport à l'emplacement de la source (environ 35 % de 4π), ajoute des capacités supplémentaires importantes de réduction du bruit.

Dans des modes de réalisation particuliers, les propulseurs à hélice(s) de l'aéronef sont équipés de dispositifs d'annulation du bruit situés le long de la paroi interne du carénage, et dont l'émission sonore peut être synchronisée avec les passages des pales des hélices. Dans de tels cas, les sources de bruit non annulées par les moyens décrits précédemment seraient supprimées pour atteindre un fonctionnement presque silencieux.

Dans des modes de réalisation particuliers, les carénages des propulseurs à hélice(s) sont équipés de volets permettant de dévier le flux d'air de sortie de ces propulseurs à hélice(s) vers la gauche ou la droite de l'aéronef. A cet effet, les volets ont une position essentiellement radiale ou diamétrale à la sortie du carénage. Pour une disposition diamétrale, les paliers supportant l'axe des volets peuvent tous deux être intégrés dans le carénage. Dans le cas d'une disposition radiale, l'axe des volets et les paliers peuvent être intégrés dans un bras allant du carénage à la nacelle centrale du moteur d'hélice. Les volets, en position neutre, sont alignés avec l'axe de rotation de chaque hélice du propulseur à hélice(s). L'axe de rotation des volets est essentiellement horizontal et parallèle au plan de symétrie principal de l'aéronef.

Dans des modes de réalisation particuliers, les propulseurs à hélice(s) de l'aéronef sont capables de s'incliner selon un axe perpendiculaire au plan de symétrie principal gauche-droite de l'aéronef.

Dans de tels modes de réalisation, les propulseurs à hélice(s) les plus à l'arrière sont inclinés de manière à faire face aux propulseurs à hélice(s) avant, ce qui permet d'obtenir une poussée horizontale et d'éviter qu’un autre propulseur à hélice(s) se trouve dans le flux d'air propulsé par chacun de ces propulseurs à hélice(s) les plus à l'arrière.

Dans certains modes de réalisation, tous les propulseurs à hélice(s) sont orientables. Dans de tels modes de réalisation, on obtient un gain de sécurité puisque, en cas de panne d’un propulseur à hélice(s) affecté à la poussée horizontale, tout autre propulseur à hélice(s) du même côté de l’aéronef, qui était jusqu'ici inactif, peut être immédiatement activé pour compenser la perte de poussée. Cette réaffectation des propulseurs à hélice(s) en vol permet de mettre en place divers modes d'urgence pour faire face à la panne d’au moins un propulseur à hélice(s).

Dans des modes de réalisation particuliers, une paire de propulseurs à hélice(s) gauche-droite est rendue orientable. Dans de tels modes de réalisation, on obtient un gain de compacité puisque la poussée vectorisée permet d'épargner les propulseurs à hélice(s) dédiés à la propulsion de croisière (les propulseurs à hélice(s) orientables sont utilisés pour la poussée verticale pendant le décollage et l'atterrissage, puis pour la poussée horizontale pendant la croisière), ce qui permet de réduire l'encombrement global.

Dans certains modes de réalisation, tous les propulseurs à hélice(s) sont orientables. Dans ces modes de réalisation, on obtient un gain d'agilité puisque l’aéronef peut exécuter des manœuvres à couple élevé, puisque la composante de poussée horizontale peut être découplée de la composante de poussée verticale, ce qui donne un couple presque arbitraire pour les rotations horizontales.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef possède des ailes et huit propulseurs à hélice(s), toutes orientables.

Dans de tels modes de réalisation, on peut définir différentes combinaisons d'angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) et de poussées.

La première combinaison illustrée à la , l'état de stationnement, est l'état zéro lorsque la machine est au sol au repos, dans une configuration où tous les angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 0 degré et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont nulles.

La deuxième combinaison illustrée à la , l'état de vol stationnaire, est une combinaison où tous les angles d'inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 0 degré et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont de 100% (On note que les angles d'inclinaison des propulseurs à hélice(s) peuvent varier continuellement autour de 0 degré pour contrebalancer les charges du vent : il s'agit d'une adaptation continue à l'échelle de 100 microsecondes).

Troisième combinaison également illustrée sur la , le décollage vertical pur est une combinaison où tous les angles d'inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 0 degré et où la poussée des propulseurs à hélice(s) est de 120%. On note que la vitesse ascensionnelle est directement liée à la sur-poussée par rapport à la position de vol stationnaire et peut être ajustée à volonté. De même, les remarques faites pour la deuxième combinaison restent valables. On note que, afin de lisser la sensation d'accélération dans le cas du transport de passagers, la poussée des propulseurs à hélice(s) suivra une courbe lisse dont la moyenne temporelle sera une valeur d'environ 120%, un grand nombre de profils de lissage communs, similaires à ceux des ascenseurs, pourraient être appliqués. Cet état ascendant est particulièrement utile lors du décollage à partir d'un terrain entouré d'obstacles.

La quatrième combinaison illustrée à la , la transition vers le décollage vertical, est une phase où, tout en continuant à monter, l'aéronef arrondit sa trajectoire vers un mouvement de croisière horizontal, mais pour laquelle la contribution de l'aile à la portance peut encore être considérée comme nulle. Cela se traduit bien sûr par une configuration dont les paramètres sont adaptés en permanence et dont on ne donne, par souci de simplicité, qu'un aperçu moyenné dans le temps. Pour cette combinaison, tous les angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 20 degrés et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont de 130%, afin de maintenir une projection verticale de la poussée supérieure à 100%.

La cinquième combinaison montrée sur la , presque en transition vers le vol horizontal, est une phase où, alors que l'aéronef a presque fini d'arrondir sa trajectoire vers un mouvement de croisière horizontal, et pour laquelle la contribution des ailes à la portance représente maintenant environ 25% de la portance totale requise. Cela se traduit bien sûr par une configuration dont les paramètres sont adaptés en permanence, et dont on ne donne, par souci de simplicité, qu'un aperçu en moyenne temporelle. Pour cette combinaison, tous les angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 30 degrés et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont de 120%.

Sixième combinaison, la reconfiguration finale avant la croisière, est une phase où l'aéronef se prépare à la croisière qui se produit lorsque l'aéronef a acquis une vitesse suffisante et que la portance des ailes est supérieure à 75% de celles requises. Dans cette configuration, les angles d'inclinaison des propulseurs à hélice(s) P0 à P5 passent de 30 degrés à 0 degré dans un mouvement continu et leur poussée disparaît lentement alors que la portance des ailes converge vers 100 %. En même temps, les propulseurs à hélice(s) P6 et P7 ont leurs angles d'inclinaison allant de 30 degrés à 90 degrés et leur poussée convergeant vers 50%.

La septième combinaison illustrée à la , la croisière, est une phase où les paramètres des propulseurs à hélice(s) de l'aéronef restent assez stables, les propulseurs à hélice(s) P0 à P5 ayant des angles d'inclinaison à 0 degré et leur poussée étant nulle, et les propulseurs à hélice(s) P6 et P7 ayant leurs angles d'inclinaison fixés à 90 degrés et leur poussée stabilisée à 50%.

La huitième combinaison, qui est essentiellement une phase miroir de la sixième phase, se produit lors de la décélération et de la préparation à l'atterrissage. Dans cette configuration, les angles d'inclinaison des propulseurs à hélice(s) P0 à P5 passent de 0 degré à -30 degrés dans un mouvement continu et leur poussée passe lentement de 0% à 110 %. Dans le même temps, les propulseurs à hélice(s) P6 et P7 ont leurs angles d’inclinaison passant de 90 degrés à -30 degrés et leur poussée augmente à 110 %. Pendant cette phase, la portance des ailes diminue.

La neuvième combinaison, qui est essentiellement une phase miroir de la cinquième phase, est une phase où l'aéronef commence à arrondir sa trajectoire vers le sol, et où la contribution des ailes à la portance se réduit à environ 25% de la portance totale requise. Cela se traduit bien sûr par une configuration dont les paramètres sont adaptés en permanence et dont, pour des raisons de simplicité, on ne donne qu'un aperçu de la moyenne dans le temps. Pour cette combinaison, tous les angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de -30 degrés et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont de 105 %.

Dixième combinaison, l'atterrissage vertical pur est une combinaison où tous les angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 0 degré et les poussées des propulseurs à hélice(s) de 95 %. On note que la vitesse de descente est directement liée à la sur-poussée par rapport à la position de vol stationnaire et peut être ajustée à volonté. De même, les remarques faites pour la deuxième combinaison sont valables. On note que, afin d'adoucir la sensation de chute dans le cas du transport de passagers, la poussée des propulseurs à hélice(s) suivra une courbe lisse dont la moyenne temporelle serait une valeur d'environ 95 %, de nombreux profils de lissage communs, similaires à ceux des ascenseurs, pouvant être appliqués. Le profil de poussée est bien adapté lorsqu'il se termine par une valeur de 100% et une dérivée temporelle de presque zéro. Cet état descendant est particulièrement utile lors de l’atterrissage sur un terrain entouré d'obstacles.

La onzième combinaison, le vol stationnaire à basse vitesse, est une combinaison où tous les angles d'inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont de 0 degré et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont de 100 %.

La douzième combinaison illustrée à la , un demi-tour à grande vitesse sur le côté gauche de l'aéronef, est une combinaison où les angles d’inclinaison des propulseurs à hélice(s) sont, dans l'ordre croissant des indices : 0, 0, 30, -30, 30, -30, 0, 0 degrés et les poussées des propulseurs à hélice(s) sont de 95 %, 95 %, 130 %, 130 %, 130 %, 130 %, 95 %, 95 %. La même combinaison avec des angles d'inclinaison opposés donne un demi-tour rapide vers la gauche. Plus généralement, au moins le propulseur à hélice(s) le plus à l'avant, P0 ou P1 d'un côté de l'aéronef et au moins un propulseur à hélice(s) le plus à l'arrière, P8 ou P7 respectivement, de l'autre côté de l'aéronef sont orientés le long d'axes obliques ayant des angles d'inclinaison opposés.

Dans des modes de réalisation particuliers, une paire de propulseurs à hélice(s) gauche-droite est rendue orientable. Dans de tels modes de réalisation, on obtient un gain d'acceptabilité puisque la poussée vectorisée permet au plancher de la cabine de rester toujours horizontal, même pendant la transition du vol vertical au vol horizontal. Cette capacité est importante pour le confort des passagers et pour les soins aux patients.

Dans certains modes de réalisation de l'invention, les propulseurs à hélice(s) de l'aéronef sont dotés d’hélices contrarotatives.

Le lecteur pourra se référer à l'article : "Experimental comparison between a counter-rotating axial flow fan and a conventional rotor-stator stage", auteurs : Juan Wang, Florent Ravelet, Farid Bakir. Laboratoire DynFluid ENSAM Paris. Présenté à la 10e conférence européenne sur les turbomachines, avril 2013, Lappeenranta, Finlande.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration du rendement puisque les hélices contrarotatives permettent de récupérer efficacement l'énergie cinétique de rotation du tourbillon sortant de la première hélice par la seconde, augmentant ainsi le rendement énergétique. L'amélioration typique est généralement un facteur 1,4. Par exemple, cette étude a révélé que le rendement statique maximal de la configuration à contra-rotation est de 67 %, alors que le rendement statique maximal du rotor avant équivalent seul est de 45 %.

De tels modes de réalisation permettent d'améliorer la compacité en empilant deux hélices par propulseur à hélice(s), ce qui représente un simple doublement des surfaces balayées par les hélices. La compacité a également pour effet secondaire de réduire le diamètre des hélices et donc de réduire la traînée aérodynamique.

De tels modes de réalisation permettent une amélioration de l'acceptabilité puisque, pour la même poussée, la configuration en contra-rotation permet une vitesse de pointe plus faible et donc une génération de bruit considérablement réduite.

Dans des modes de réalisation particuliers, le fuselage est équipé de paires d'ailes symétriques par rapport au plan de symétrie principal. Dans de tels modes de réalisation, on obtient un gain de sécurité puisque les ailes offrent une portance supplémentaire pour un atterrissage d'urgence en cas de défaillance de certains des propulseurs à hélice(s).

Dans de tels modes de réalisation, on obtient aussi un avantage en termes d'efficacité énergétique puisque, pendant la croisière, les ailes peuvent fournir la portance totale requise à une fraction du coût énergétique d'une sustentation reposant entièrement sur des propulseurs à hélice(s). Cette fraction est approximativement égale à ¼ pour une configuration de charge utile de six tonnes de la présente invention.

Dans de tels modes de réalisation, on obtient également un avantage en termes d'acceptabilité puisqu'ils permettent une énorme réduction du bruit provenant de l'arrêt de trois quarts des propulseurs à hélice(s) pendant la croisière.

Dans ces modes de réalisation, on obtient également un avantage substantiel en termes de capacité puisque les ailes augmentent considérablement la portée en permettant un vol horizontal efficace.

Dans certains modes de réalisation, la connexion entre les ailes et le fuselage se fait sur la partie supérieure du fuselage, les ailes émergeant du fuselage avec un angle de 45 degrés par rapport au plan supérieur afin de donner aux propulseurs à hélice(s) suffisamment de place pour s'incliner et avoir un volume libre pour l'aspiration d'air qui n'est pas gêné par la présence de l'aile. Dès que cette dernière condition est remplie, l'aile s'incurve vers l'horizontale, en ayant la plus grande partie de sa surface dans cette direction. Dans de tels modes de réalisation, la forme et l'emplacement de l'aile permettent de bien respecter les paramètres de notre objectif de compacité.

Dans certains modes de réalisation, les ailes peuvent être constituées d'un nombre quelconque de paires, et par exemple de deux paires en tandem.

Dans des modes de réalisation particuliers, les extrémités des ailes sont équipées d'une ailette terminale (« winglet ») formant un angle prononcé (généralement supérieur à 45 degrés) avec la section horizontale principale de l'aile et pointant vers le haut ou vers le bas (les deux étant acceptables). Cette ailette empêche, au moins partiellement, la formation de tourbillons en bout d'aile, et participe à l'efficacité énergétique du vol.

Dans certains modes de réalisation, les ailes sont des pièces entièrement statiques et les propulseurs à hélice(s) les plus à l'arrière sont inclinables. Dans ces modes de réalisation, pour toute vitesse de croisière acceptable donnée, le réglage de la poussée de portance des ailes est effectué en contrôlant le tangage de l'aéronef, ce dernier étant réalisé en inclinant les propulseurs à hélice(s) les plus à l'arrière autour de leur position de +90 degrés de manière à induire un moment de tangage légèrement négatif ou positif pour maintenir l'angle de tangage cible.

Dans des modes de réalisation particuliers, les ailes sont équipées de volets qui permettent de modifier la cambrure du profil de la section transversale de l'aile. Dans ces modes de réalisation, les volets d'aile sont utilisés pour ajuster les caractéristiques de portance de l'aile sans modifier le tangage de l'aéronef - mais le contrôle de l'angle de tangage peut également être utilisé en complément comme expliqué ci-dessus.

Dans des modes de réalisation particuliers, les ailes sont équipées de volets similaires aux gouvernes de profondeur d’un avion qui permettent de modifier le tangage. Dans de tels modes de réalisation, la portance des ailes est régulée par l'angle de tangage de l'aéronef en agissant sur ces élévateurs.

Dans des modes de réalisation particuliers, les ailes, lorsqu'elles sont déployées en position de portance maximale, comprennent une section horizontale rotative similaire à celle des ailes horizontales arrière des stabilisateurs des avions de ligne. Dans de tels modes de réalisation, la portance des ailes est régulée par l'aéronef en ajustant directement l'angle d'attaque des ailes via l'axe de rotation.

Dans certains modes de réalisation, les ailes sont équipées d'une charnière permettant de les replier. Dans de tels modes de réalisation, le pliage des ailes permet d'obtenir une envergure projetée plus étroite que celle de l'aéronef sans ailes, et ce pendant la phase finale de montée ou de descente du décollage ou de l'atterrissage et en position de stationnement. Dans de tels modes de réalisation, la charnière d'aile permet d'incliner l'aile vers le haut d'un angle de 25 degrés dans la situation où les propulseurs à hélice(s) ont des angles d’inclinaison dans la plage [-30 degrés, +30 degrés] et ont une puissance supérieure à 75 %, typiquement en vol stationnaire à basse vitesse, lors de la phase de descente finale de l'atterrissage ou pendant la première phase d'ascension lors du décollage.

Dans des modes de réalisation particuliers, les ailes sont équipées d'une ou plusieurs charnières permettant de modifier la géométrie de l'aile, dont l'objectif principal est de réduire l'envergure projetée au sol lors de l'approche du sol. Dans de tels modes de réalisation, les ailes peuvent être déployées jusqu'à une envergure pouvant atteindre quatre fois la longueur axiale du fuselage, ce qui permet un décollage élevé, même à faible vitesse, ce qui permet une consommation d'énergie ultra-faible et contribue à l'efficacité énergétique du vol.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef est équipé d'un système d'arrimage amovible permettant d'arrimer des charges utiles détachables et donc de changer de charge utile.

Les figures 1 à 6 montrent un aéronef 20 qui peut être soit piloté, soit télécommandé, soit entièrement sans pilote et reposant sur une intelligence artificielle embarquée autonome contrôlant tous les aspects des vols.

L'aéronef 20 comporte un fuselage 21 définissant un axe principal de fuselage et huit propulseurs à hélice(s) P0 à P7 reliées mécaniquement au fuselage. Chacun des propulseurs à hélice(s) P0 à P7 est associé à un actionneur d’inclinaison 22 pour faire tourner ce propulseur à hélice(s) autour d'un axe de rotation 24 faisant un angle inférieur à 45 degrés avec un plan perpendiculaire à l'axe principal du fuselage. De préférence, cet axe de rotation 24 est dans un plan perpendiculaire à l'axe principal du fuselage.

En inclinant les propulseurs à hélice(s) orientables, l'aéronef 20 peut pivoter, compenser le vent lors du décollage et de l'atterrissage, accélérer en vol, faire du vol stationnaire et réduire sa vitesse de vol. La présence de huit propulseurs à hélice(s) améliore la stabilité de l'aéronef ainsi que sa sécurité en cas de défaillance d'un propulseur à hélice(s).

Le fuselage comporte une partie avant et une partie arrière définissant un ordre avant-arrière des propulseurs à hélice(s), respectivement, à l'avant, P0 et P1, puis P2 et P3, puis P4 et P5 et, à l'arrière, P6 et P7.

Dans des modes de réalisation particuliers où au moins un propulseur à hélice(s) n'est pas associé à un actionneur d’inclinaison 22, les propulseurs à hélice(s) les plus en arrière, P6 et P7, font partie des au moins deux propulseurs à hélice(s) associées aux actionneurs d’inclinaison. L'orientation des propulseurs à hélice(s) P6 et P7 les plus en arrière pour obtenir une poussée horizontale empêche un autre propulseur à hélice(s) de se trouver dans le flux d'air propulsé par chacun de ces propulseurs à hélice(s) P6 et P7 les plus en arrière.

Dans des modes de réalisation particuliers, l'aéronef comporte, pour chacun d'au moins quatre, mais pas tous, de ces propulseurs à hélice(s), un actionneur d’inclinaison pour faire tourner ce propulseur à hélice(s) autour d'un axe de rotation dans un plan perpendiculaire à l'axe principal du fuselage.

Ceci permet d'améliorer la maniabilité de l'aéronef.

Comme expliqué ci-dessus, en mode croisière, les six propulseurs à hélice(s) avant, P0 à 05, sont orientés selon des axes verticaux et les deux propulseurs à hélice(s) arrière, P6 et P7, sont orientés selon des axes horizontaux. Les six propulseurs à hélice(s) avant produisent ainsi une traînée minimale. Toujours en vol de croisière, les deux propulseurs à hélice(s) avant P0 et P1 sont activés pour fournir une poussée verticale, les propulseurs à hélice(s) intermédiaires P2 à P5 entre les propulseurs à hélice(s) avant P0 et P1 et les propulseurs à hélice(s) arrière P6 et P7 ne sont pas activés et les deux propulseurs à hélice(s) arrière P6 et P7 sont activés pour fournir une poussée horizontale. Cette répartition des activations des propulseurs à hélice(s), dont quatre sont éteints, permet d'augmenter l'autonomie de l'aéronef 20.

Dans le premier mode de réalisation illustré sur les figures 1 à 9, l'aéronef 20 comporte des ailes W0 à W3 associées à des actionneurs d’inclinaison des ailes autour d'axes de rotation 25 parallèles à l'axe principal du fuselage 21. Ces ailes W0 à W3 permettent d'augmenter le rayon d'action de l'aéronef 20 lorsque certains propulseurs à hélice(s), notamment les propulseurs à hélice(s) intermédiaires P2 à P5, sont arrêtés, les ailes assurant la portance nécessaire.

Dans des modes de réalisation particuliers tels que celui illustré sur les figures 1 à 9, les ailes W0 à W3 sont positionnées au-dessus d'un plan défini par les propulseurs à hélice(s) et présentent une forme incurvée avec une concavité dirigée vers le bas. Comme illustré sur la , ces ailes ont une forme en " V ", avec une première partie plane touchant l'emplanture 23, un angle de sensiblement 45 degrés, une deuxième partie plane sensiblement horizontale en configuration de vol, et, après un deuxième angle de sensiblement 60 degrés, une ailette réduisant la traînée induite par la portance sans trop augmenter l'envergure de l'aile. Cette forme courbe augmente la distance entre les ailes et les propulseurs à hélice(s) et réduit l'impact des ailes sur l'écoulement de l'air dans les propulseurs à hélice(s).

De préférence, l'envergure maximale des ailes W0 à W3, en vol de croisière, est inférieure à la longueur de l'aéronef 20. De préférence, le rapport entre l'envergure maximale des ailes et la longueur de l'aéronef 20 est inférieur à 0,75. L'aéronef 20 présente ainsi une grande compacité, tant en vol qu'au sol, ce qui permet un stationnement plus dense et une réduction des risques de collision.

Les actionneurs d’inclinaison sont, par exemple, de la marque Orientalmotor (marque déposée).

Dans des modes de réalisation particuliers, tels que celui représenté sur les figures 1 à 9, l'aéronef 20 comporte au moins un réservoir d'hydrogène 61 et au moins une pile à combustible 63 pour alimenter les propulseurs à hélice(s) P0 à P7. L'aéronef 20 n'émet donc pas de gaz à effet de serre et ne pollue pas son environnement, ni au décollage, ni en vol, ni à l'atterrissage. L'aéronef 20 peut ainsi décoller, atterrir et voler en ville ou dans des sites particulièrement fragiles. De préférence, les réservoirs d'hydrogène 61 conservent de l'hydrogène cryogénique (25 °K). En variante, les réservoirs 61 conservent de l'hydrogène liquide sous pression, par exemple 700 bars.

De préférence, l'aéronef 20 comporte également un condensateur 64 d'alimentation électrique des propulseurs à hélice(s), chargé par au moins une pile à combustible. Ce condensateur 64 stocke une énergie électrique supérieure à l'énergie consommée par l'ensemble des propulseurs à hélice(s) P0 à P7 pendant dix secondes, et de préférence vingt secondes, lorsque l'aéronef 20 est en vol stationnaire. Ce condensateur 64 permet de compenser le temps nécessaire à chaque pile à combustible 63 pour atteindre sa pleine puissance. Par exemple, le condensateur 64 est l'un de ceux commercialisés par la société ISKRA (marque déposée).

Dans des modes de réalisation particuliers, tels que celui illustré sur les figures 1 à 9, au moins un propulseur à hélice(s) et, de préférence, tous les propulseurs à hélice(s) P0 à P7, comporte deux rotors 69 et 70 portant des hélices et un moteur pour faire tourner les rotors dans des sens de rotation opposés autour de l'axe de rotation 26. Cette disposition en contra-rotation des hélices permet de réduire le bruit causé par l'aéronef 20.

De préférence, l'aéronef 20 comporte un compensateur d'assiette qui distribue des puissances d'alimentation électrique aux propulseurs à hélice(s) P0 à P7 pour contrebalancer les variations d'assiette, par exemple dues aux turbulences ou au vent. Ceci permet d'améliorer le confort des passagers éventuels et la sécurité des marchandises transportées.

Dans des modes de réalisation particuliers, le fuselage comporte un système d'arrimage de nacelle amovible (non représenté). L'aéronef peut ainsi changer rapidement de charge utile et passer d'une mission de transport de personnes à une mission de transport de marchandises, de sauvetage ou de lutte contre l'incendie, par exemple. Grâce à ces nacelles interchangeables, l'aéronef peut soulever en quelques secondes différents types de charges utiles (container, réservoirs d'eau, ambulance, etc.). Les nacelles interchangeables peuvent être utilisées pour les applications suivantes :
- les évacuations sanitaires,
- missions de sauvetage sur terre, en mer et en montagne,
- fret / logistique,
- tourisme,
- transport public,
- mission de protection civile ou
- la lutte contre les incendies et autres catastrophes naturelles ou industrielles.

La nacelle est portée par l'aéronef par un ILIDS (acronyme de International Low Impact Docking System). Le système d'arrimage peut aussi être une simple élingue ou une ventouse électromagnétique.

On observe, en , que les organes de contrôle et de commande des différents actionneurs d'inclinaison d'aile 33 et des actionneurs d'inclinaison de propulseurs à hélice(s) 32 de l'aéronef 20 illustré sur les figures 1 à 6 comprennent un contrôleur de mouvement 31, un contrôleur principal 34, une interface utilisateur 30 permettant à un pilote de prendre le contrôle de l'aéronef 20, un contrôleur de communication 35, un contrôleur de collision 36, et un module de géolocalisation, d'acquisition de données au sol et de modélisation 37.

Le contrôleur de communication 35 est connecté à un réseau de données cellulaire 4G 38, un réseau de données cellulaire 5G 39, et un réseau de communication par satellite 40.

Le contrôleur de collision 36 est connecté à un émetteur de localisation d'urgence (ELT) 41, à un système d'alerte de trafic et d'évitement des collisions (TCAS) 42, également appelé système d'alerte et d'évitement des collisions en vol (ACAS), un instrument embarqué conçu pour éviter les collisions en vol entre aéronefs, et à une radio haute fréquence 43.

Le module 37 est connecté à un radioaltimètre (RA) 44, un LIDAR avant 45, un LIDAR arrière 46, un système de positionnement global (GPS) 47, une navigation inertielle 49, un radiogoniomètre automatique (ADF) 48 et un équipement de mesure de distance (DME) 50.

La montre les éléments pivotants d'une aile W0 à W3. Ces organes comprennent une source d'énergie auxiliaire 57, un contrôleur d'angle 55, un actionneur d’inclinaison 53, un codeur de position angulaire absolue 51 relié au contrôleur d'angle 55.

On observe, en , que les systèmes de puissance-poussée 60 comprennent, pour chacun des propulseurs à hélice(s) P0 à P7, un arbre d'inclinaison, un arbre tournant dans le sens des aiguilles d'une montre reliant l’hélice tournant dans le sens des aiguilles d'une montre 69 au moteur 82, et un arbre tournant dans le sens inverse des aiguilles d'une montre reliant l’hélice tournant dans le sens inverse des aiguilles d'une montre 70 et le moteur 86.

Le système de propulsion à poussée vectorisée comporte un circuit d'hydrogène, l'hydrogène cryogénique liquide s'écoulant des réservoirs 61 vers un échangeur de chaleur 95 qui le vaporise et le fournit à un collecteur 96 qui le distribue à l'éjecteur de gaz 97 à travers une vanne d'arrêt de sécurité 98 vers les canalisations internes d'hydrogène des piles à combustible 63, ces dernières étant ensuite drainées vers le côté aspiration de l'éjecteur de gaz 97 à travers un clapet anti-retour 99. Le système d'alimentation et de drainage assure un débit constant dans la canalisation de la pile à combustible et améliore l'homogénéité de la distribution du combustible.

Le système de transmission de la puissance à la poussée vectorisée comporte une circulation d'air, qui commence en atmosphère ouverte, avec de l'air frais aspiré à travers le filtre à air 90, puis comprimé à une pression absolue d'environ quatre bars par un compresseur d'air 91 (généralement un compresseur centrifuge entraîné par un moteur à aimant permanent à haute vitesse pour un rapport puissance/poids élevé), puis refroidi par un échangeur de chaleur à tubes et ailettes 92 à flux transversal et refroidi à l'air, puis distribué à un système d'hydratation de l'air à membrane 93 (les meilleures conditions de fonctionnement des piles à combustible exigent une teneur en humidité d'environ 20 % dans l'air entrant) qui permet à l'eau sortant des piles à combustible 63 d'être réintroduite dans l'air entrant dans les piles à combustible par un dispositif à contre-courant avec une membrane perméable. L'air en excès par rapport à la réaction chimique produisant l'eau, ainsi que l'eau produite qui est emportée avec le flux d'air sortant des piles à combustible, est rejeté dans l'atmosphère par l'échappement 94.

Le système puissance-poussée comporte quatre circuits de refroidissement. Le premier circuit de refroidissement est un double circuit d'air atmosphérique ouvert circulant à travers les dissipateurs 81 et 85. Ces dissipateurs 81 et 85 évacuent la chaleur des moteurs 82 et 86 tournant dans le sens des aiguilles d'une montre et dans le sens inverse, ainsi que de leur variateur de fréquence 80 et 84. Les hélices assurant le flux d'air de refroidissement atmosphérique sont directement reliées aux arbres de couple principaux, c'est-à-dire que l’hélice de refroidissement tournant dans le sens des aiguilles d'une montre 83 est entraînée par l'arbre de l’hélice tournant dans le sens des aiguilles d'une montre et l’hélice de refroidissement tournant dans le sens inverse des aiguilles d'une montre 87 est entraînée par l'arbre de l’hélice tournant dans le sens inverse des aiguilles d'une montre.

Le deuxième circuit de refroidissement est un circuit d’air atmosphérique ouvert traversant à contre-courant l'échangeur de chaleur de refroidissement de l'air entrant 92. Le troisième circuit de refroidissement est un circuit de liquide de refroidissement qui traverse les piles à combustible 63, libère de la chaleur à travers l'échangeur de chaleur à flux croisé 62 vers un quatrième circuit de refroidissement à l'air libre, puis passe par la pompe 100, puis par le vaporisateur d'hydrogène 95 avant d'être distribué à nouveau aux piles à combustible via le collecteur 101.

Le système d'alimentation en énergie comporte un circuit électrique qui achemine l'énergie électrique fournie par les piles à combustible 63 vers un élévateur de tension 89 par l'intermédiaire de bus électriques 88. L'énergie haute tension peut être stockée, selon les besoins instantanés du système de poussée, dans le condensateur 64. L'énergie haute tension est fournie aux pilotes à fréquence variable 82 et 86, respectivement du moteur de l’hélice 80 tournant dans le sens des aiguilles d'une montre et du moteur de l’hélice 84 tournant dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. Le booster de tension 89 fournit également de l'énergie au circuit d'alimentation des auxiliaires 65.

Chaque propulseur à hélice(s) P0 à P7 est associé à un contrôleur d'angle 66, un actionneur d'inclinaison 67 et un codeur de position angulaire absolue 68 connecté au contrôleur d'angle 66.

Le booster de tension fournit également de l'énergie aux auxiliaires, comme par exemple l'actionneur d'inclinaison 67.

Dans le deuxième mode de réalisation illustré sur les figures 10 et 11 en vues de dessus, l'aéronef 72 comporte un fuselage 73 définissant un axe principal 77 de fuselage, six propulseurs à hélice(s) P10 à P15 reliés mécaniquement au fuselage, et, pour chacun de seulement deux de ces propulseurs à hélice(s), P12 et P13, un actionneur d’inclinaison 74 pour faire pivoter ce propulseur à hélice(s) autour d'un axe de rotation 75 faisant un angle 76 inférieur à 45 degrés avec un plan perpendiculaire à l'axe principal 77 du fuselage 73.

Dans ce deuxième mode de réalisation, les propulseurs à hélice(s) les plus en arrière P14 et P15 ne font pas partie des propulseurs à hélice(s) équipés d'actionneurs d’inclinaison.

Dans ce deuxième mode de réalisation, l'aéronef 72 ne comporte pas d'ailes.

De préférence, l'aéronef 72 comporte au moins un réservoir d'hydrogène et au moins une pile à combustible pour l'alimentation des propulseurs à hélice(s) et un condensateur pour l'alimentation des propulseurs à hélice(s), comme décrit en regard du premier mode de réalisation (Figures 1 à 9). Les propulseurs à hélice(s) P10 à P15 ne comportent qu'un seul rotor portant une seule hélice et un moteur pour faire tourner ce rotor. De préférence, le fuselage comporte un système d'arrimage pour fixer des nacelles amovibles.

Comme on le comprend de la description ci-dessus, l'aéronef de l'invention comporte un fuselage définissant un axe principal de fuselage, au moins six propulseurs à hélice(s) reliés mécaniquement au fuselage, et, pour chacun d'au moins deux de ces propulseurs à hélice(s), un actionneur d’inclinaison pour faire tourner ce propulseur à hélice(s) autour d'un axe de rotation faisant un angle inférieur à 45 degrés avec un plan perpendiculaire à l'axe principal de fuselage, permettant ainsi une poussée vectorisée, pouvant également générer un couple de tangage et de lacet. De préférence, le fuselage comporte une partie avant et une partie arrière définissant un ordre des propulseurs à hélice(s) de l'avant vers l'arrière, chacun des propulseurs à hélice(s) les plus en arrière faisant partie des au moins deux propulseurs à hélice(s) associés aux actionneurs d'inclinaison. De préférence, au moins quatre propulseurs à hélice(s) sont associés aux actionneurs d'inclinaison. De préférence, tous les propulseurs à hélice(s) font partie des au moins deux propulseurs à hélice(s) associés aux actionneurs d’inclinaison.

Toute combinaison des caractéristiques techniques des divers modes de réalisation et de leurs variantes fournit d'autres modes de réalisation et variantes de la présente invention.

Comme on le comprend à partir de la description ci-dessus, l'utilisation de l'aéronef objet de l'invention pour des missions d'urgence, de transport public et de transport de marchandises permet la décongestion des villes et des axes de transport routier, ainsi que l'émergence d'une économie environnementale et d'un nouveau marché de transport aérien fluide, rapide et propre, compétitif avec le transport terrestre. L'aéronef est donc un outil puissant pour l'intégration verticale des flux logistiques par voie aérienne.

Claims (19)

1. Aéronef (20, 72) caractérisé en ce qu’il comporte un fuselage (21, 73) définissant un axe principal (77) de fuselage, au moins six propulseurs à hélice(s) (P0 à P7, P10 à P15) reliés mécaniquement au fuselage, et, pour chacun d'au moins deux de ces propulseurs à hélice(s), un actionneur (22, 74) d’inclinaison pour faire tourner ce propulseur à hélice(s) autour d'un axe de rotation (24, 75) faisant un angle (76) inférieur à 45 degrés avec un plan perpendiculaire à l'axe principal de fuselage, permettant ainsi une poussée vectorisée, pouvant également générer un couple de tangage et de lacet.
2. Aéronef (20) selon la revendication 1, dans lequel le fuselage (21) a une partie avant et une partie arrière définissant un ordre des propulseurs à hélice(s) (P0 à P7) d'avant en arrière, dans lequel chacun des propulseurs à hélice(s) (P6, P7) les plus en arrière fait partie des au moins deux propulseurs à hélice(s) associés aux actionneurs (22) d'inclinaison.
3. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 ou 2, qui comporte au moins quatre propulseurs à hélice(s) (P0 à P7) associés aux actionneurs (22) d'inclinaison.
4. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel tous les propulseurs à hélice(s) (P0 à P7) font partie des au moins deux propulseurs à hélice(s) munis d'actionneurs (22) d’inclinaison.
5. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le fuselage (21) présente une partie avant et une partie arrière définissant un ordre des propulseurs à hélice(s) (P0 à P7) de l'avant vers l'arrière, qui comporte huit propulseurs à hélice(s), chacun desdits propulseurs à hélice(s) étant associé à un actionneur (22) d'inclinaison.
6. Aéronef (20) selon la revendication 5, dans lequel, en vol de croisière, six propulseurs à hélice(s) avant (P0 à P5) sont orientés selon des axes verticaux et deux propulseurs à hélice(s) arrière (P6 et P7) sont orientés selon des axes horizontaux.
7. Aéronef (20) selon l’une des revendications 5 ou 6, dans lequel, en vol de croisière, deux propulseurs à hélice(s) (P6 et P7) les plus à l'arrière sont activés pour fournir une poussée horizontale, et six propulseurs à hélice(s) avant (P0 à P5) ne sont pas activés.
8. Aéronef (20) selon l’une des revendications 5 à 7, dans lequel, entre le décollage et le vol de croisière, les six propulseurs à hélice(s) avant (P0 à P5) sont successivement orientés selon des axes verticaux et activés pour fournir une poussée verticale, puis orientés avec un angle d’inclinaison progressif et activés pour fournir une poussée oblique, puis orientés avec un angle d’inclinaison dégressif jusqu'à être orientés selon des axes verticaux.
9. Aéronef (20) selon l’une des revendications 5 à 8, dans lequel, entre le vol de croisière et l'atterrissage, les six propulseurs à hélice(s) avant (P0 à P5) sont successivement orientés avec un angle d’inclinaison progressif et activés pour fournir une poussée oblique, puis orientés avec un angle d’inclinaison dégressif jusqu'à être orientés le long d'axes verticaux et activés pour fournir une poussée verticale.
10. Aéronef (20) selon l’une des revendications 5 à 9, dans lequel, pendant un demi-tour, au moins un propulseur à hélice(s) (P1) le plus avant d'un côté de l'aéronef et au moins un propulseur à hélice(s) (P6) le plus arrière de l'autre côté de l'aéronef sont orientés selon des axes obliques ayant des angles d'inclinaison opposés.
11. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 10, qui comporte des ailes (W0 à W3) positionnées au-dessus d'un plan des propulseurs à hélice(s) (P0 à P7).
12. Aéronef (20) selon la revendication 11, dans lequel les ailes (W0 à W3) ont une forme incurvée avec une concavité tournée vers le bas.
13. Aéronef (20) selon l’une des revendications 11 ou 12, dans lequel l'envergure maximale des ailes (W0 à W3) est inférieure à la longueur de l'aéronef.
14. Aéronef (20) selon l’une des revendications 11 à 13, qui comporte des ailes (W0 à W3) associées à des actionneurs (23) d'inclinaison pour faire tourner les ailes autour d'axes de rotation (25) parallèles à l'axe principal du fuselage, ce qui permet de resserrer l'envergure des ailes dans une phase de vol où l'on compte moins sur la portance des ailes.
15. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 14, dans lequel chaque propulseur à hélice(s) (P0 à P7) comporte au moins une hélice carénée.
16. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 15, dans lequel chaque propulseur à hélice(s) (P0 à P7) comporte des hélices contrarotatives.
17. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 16, qui comporte au moins un réservoir (61) de cryo-hydrogène et au moins une pile à combustible (63) pour alimenter les propulseurs à hélice(s) (P0 à P7).
18. Aéronef (20) selon la revendication 17, qui comporte un condensateur (64) d'alimentation électrique des propulseurs à hélice(s) (P0 à P7), chargé par au moins une pile à combustible (63), ledit condensateur stockant une énergie électrique supérieure à l'énergie nécessaire à l'ensemble des propulseurs à hélice(s) pour dix secondes de vol stationnaire.
19. Aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 18, dans lequel le fuselage (21) comporte un système d'arrimage de nacelle amovible.