WO2019155171A1 - Aeronef multi-rotor - Google Patents

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WO2019155171A1
WO2019155171A1 PCT/FR2019/050275 FR2019050275W WO2019155171A1 WO 2019155171 A1 WO2019155171 A1 WO 2019155171A1 FR 2019050275 W FR2019050275 W FR 2019050275W WO 2019155171 A1 WO2019155171 A1 WO 2019155171A1
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WO
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aircraft
rotors
blades
fuselage
displacement
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PCT/FR2019/050275
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Inventor
Gaetan CHESNEAU
Hugo JOUAN
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Safran SA
Original Assignee
Safran SA
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Publication date
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Ceased legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/24—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with rotor blades fixed in flight to act as lifting surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/20—Vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/21—Rotary wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
    • B64U30/293—Foldable or collapsible rotors or rotor supports

Definitions

  • the present invention relates to a multi-rotor aircraft with vertical takeoff and / or landing (VTOL) capability.
  • VTOL vertical takeoff and / or landing
  • Such an aircraft is typically equipped with rotors for its lift.
  • rotor or “lift rotor” here covers the rotors used for helicopters and tilting propellers, in particular, and more generally any rotor with unducted blades.
  • Helicopters have this feature with their main rotor. But it limits cruising performance with speeds not exceeding 300 km / h.
  • the stress of vertical take-off and / or landing and / or displacements along substantially the vertical axis impose the generation of a vertical thrust, whereas the flight in "plane" mode - the preferred axis of displacement then assumed horizontal, to create a thrust in the opposite direction to this privileged sense in advance - much more efficient to travel the distance, requires horizontal thrust.
  • the second solution has the advantage of less complexity.
  • An object of the invention is to provide a solution to these problems.
  • a multi-rotor aircraft comprising:
  • At least two two-blade contra-rotating levator rotors including an advancing blade and a retreating blade
  • the blade is called advancing blade of each rotor, which, when the rotor rotates, leaves the tail of the aircraft and goes to the nose.
  • the retreating blade leaves the nose and turns towards the tail of the aircraft.
  • Each fuselage 3 comprises at the front a nose 5 directed towards a direction of advance of the the aircraft (arrow 7), and at the rear a tail 9. On the ground and in horizontal flight, the nose 5 and the tail 9 will be located along a preferred axis 13 of horizontal displacement, according to which the fuselage 3 presents an overall plan of symmetry (see horizontal flight figures 6.7, for example).
  • a consideration may be to promote the lift of the aircraft.
  • said elements of the aircraft are parts of the wing (s) fixed (s) ) that the non-retracted blocked blades enlarge when they project.
  • the retraction means comprise receiving locations of the retracted blades blocked, and that means for moving the blades of said at least two rotors allow a movement of the blades between a first state in which the blocked blades are at said locations and a second state in which the blades are unblocked above said locations to be rotatable.
  • Such upward or downward movement is a guarantee of safety because in the unlocked state the blades concerned are located higher than in the locked state.
  • said aforementioned elements of the aircraft define at least one support related to the fuselage, side branches erected or oriented rearward, and on which said at least two rotors would then be mounted.
  • An alternative relevant to upward and downward movements to retract / desecrate said blades may consist in providing: - that the aforementioned support is erect side branches, and
  • That tilting means allow to move at least the recessed blades blocked, between a high position where they are deployed substantially horizontally and a low position where they extend downward, substantially along the side branches erect.
  • the support defines at least a portion of tail or wing of the aircraft.
  • the birotors are in no way excluded, it is also expected that the aircraft can include at least four so-called two-by-two contra-rotating levitation rotors comprising:
  • At least two counter-rotating levitation rotors before arranged in front of the fuselage or towards the front of the fuselage, on both sides, and
  • At least two rear counter-rotating lift rotors arranged behind the fuselage or towards the rear of the fuselage, on either side.
  • variable angle rotor blades or no blades
  • variable speed see both
  • the aircraft further comprises complementary means of horizontal thrust.
  • the horizontal displacement of the aircraft can be done aircraft horizontally.
  • the complementary horizontal thrust means may comprise at least one propeller.
  • the invention also relates to a method of operating a multi-rotor aircraft providing the same advantages and solving at least some of the same problems as already mentioned for the aforementioned aircraft, the method being such that:
  • said at least two rotors are rotated, in a situation of displacement of the aircraft along the preferred axis of displacement, said at least two rotors are locked with their blades oriented transversely with respect to the preferred axis of displacement, and at least the retracting blades are retracted blocked, and,
  • said at least two locked rotors are unlocked, placed in a non-retracted state, ready for operation, and rotated.
  • the retraction of at least some of the retracted blades blocked include their retraction excluding that of the forward moving blades blocked, and / or,
  • FIG. 3 a top view of a four-rotor aircraft with support arms of the rotors
  • FIGS. 4 to 6 and 11 -14 are perspective views from above of quadri rotor aircraft with rotor wing support portions, as in FIGS. 7-8, except that the aircraft of FIGS. 3 to 6 and 11 -17 can be in gliding mode when the figured rotors are stopped, whereas the aircraft of FIGS. 7 to 14 are completed by an auxiliary propulsion, (propeller (s) in the examples) ;
  • FIGS. 15A and 15B two views from above of a quadri-rotor aircraft, in "cruise” and “hoover” modes, respectively, and of which the possible detail of one of the rotor supports can be seen , in front view: operational rotors for sustenter by turning about a vertical axis Figure 16 and retreating blades of these rotors retracted Figure 17; and
  • the said "certain flight situations" are defined by takeoff and / or landing situations of the aircraft.
  • FIGS. 3 and following it can thus be seen, as already shown in FIGS. 1 and 2, multi-rotor aircraft, each marked 100, with rotary wings comprising two-blade levitation rotors, respectively 11 a, 11 b, when they are bi-rotors, and 11 a, 11 b, 11 c, 11 d when they are four-rotors.
  • These rotors act for the lift and respectively two and four support arms, respectively 12a, 12b and 12a, 12b, 12c, 12d connect the fuselage rotors 3 of the aircraft considered.
  • Each fuselage 3 comprises, at the front, a nose directed towards a direction of advance of the aircraft (arrow 7), and at the rear a tail 9.
  • the nose 5 and the tail 9 are located along the longitudinal axis of the aircraft: axis X figures 4,5 for example, which axis is confused or not with the preferred axis 13 of movement of the aircraft, depending on whether it is on the ground or in flight, and which type of flight it is: horizontal flight, ascent, descent ... etc.
  • the aircraft and its fuselage 3 may have an overall plane of symmetry 130 which contains the X axis.
  • All levitation rotors to which the invention applies are two-bladed, and therefore include an advancing blade such 110 and a recoiling blade 110 ', as shown in Figure 3 or 4, for example.
  • twin-rotor lift aircraft ( Figures 9,10, by way of examples), the two rotors 11a, 11b concerned are counter-rotating. They are located on the same perpendicular to the X axis, on either side of the fuselage 3.
  • the four rotors 11a, 11b, 11c, 11d concerned are located in pairs, on either side of the fuselage 3 on two lines transverse to the axis X or the axis 13 (noted together 13 / X in some figures), one before, the other back; two perpendiculars in the examples.
  • FIG. 5 shows that if the rotational speeds of the two front rotors 11a, 11b are equal, likewise for those of the two rear rotors 11c, 11d, and that the rotational speeds of the rotors 11a, 11b are further lower than those of the two rear rotors 11c, 11d, while a pitch angle T will be created, advancing the aircraft.
  • each aircraft is further provided with means 15 for rotating these rotors. It can typically be motors, electric or otherwise, conventional on helicopters to rotate the rotor (s).
  • Figures 8,10,12,14, the arrows 43 mark this situation of vertical displacement.
  • Figures 4.15B can be considered an aircraft on the ground.
  • means 17 for blocking and unlocking said rotors also make it possible:
  • 19 retraction means allow, once blocked, the recoiling blade 110 'of each of the levitation rotors concerned is placed in a state retracted, this therefore in the aforementioned situation of displacement a priori in flight along said axis 13.
  • the retraction means 19 may comprise motors and mechanisms for moving the carrying means of the locked blades, such as in particular their rotating drive shafts, as referred to below.
  • said elements of the aircraft with respect to which the non-retracted locked blades 110 project laterally are, moreover, parts, marked 23 FIGS. 9-10 and 21, 23 Figures 4-8,11 -14, fixed wing that the non-retracted blocked blades enlarge when they project, given the lift characteristics inherent to the blades 110, 110 '.
  • the fixed wing portions replace the arms of the solution of Figure 3, a combination between the solutions being further possible.
  • holding arms can be streamlined, they can also be profiled to create lift and help the aircraft to glide in the absence of horizontal propulsive power.
  • said support elements of the rotors and therefore of the blades in question may be planar, like the wings marked 21, or with other shapes, such as in particular in "C”: markers 23 FIGS. and 12c-12d Figure 3, U-shaped, as Figures 16,17, or "H", referenced 24 Figures 15A, 15B.
  • Such support elements "C”, always connected to the fuselage 3, are upstanding side branches 29a, 31a or oriented rearward (for example arm 25a, 27a Figure 3), and wherein said at least two rotors, such as 11a, 11b, 9-10, are mounted.
  • An advantage is to be able to associate then an adapted distance of the rotors vis-à-vis the fuselage 3 to an ability to obtain partially blocked blades partially retracted and partially retracted, this laterally with respect to the axis X or 13.
  • the rotors concerned are mounted towards the free ends, such as 290, 310 of said support elements, this being a guarantee of safety and efficiency (distance to the fuselage).
  • each axis and thus shaft 111 for rotating a rotor (see Figure 18 or 20) will be located towards the free end of the support concerned, such as:
  • each rotor will rotate preferentially, laterally, away from the fuselage 3 and, in height, above this fuselage.
  • the rotors 11a, 11b ... will be with axis and shaft 111 rotational drive each vertical , so that a single vertical movement (pivoting or translation in particular) brings each retraction into a location, such as FIGS. 18-20, open upwards, to the dimensions of the recoiling blade 110 'so that each retreating blade can It accommodates, if desired (the arrow 35 indicates the direction of rotation of the blades of the schematized rotor and the arrow 13 the axis and direction of advance considered of the aircraft in question).
  • the wing portions 21 or high transverse branches 29b, 31b will be horizontal, aircraft assumed flat on the ground, and the axes and shafts 111 (rotational) rotors assumed vertical, so that each recoiling blade concerned can be easily retracted, ( Figure 20) once the rotor in question blocked, that released ( Figure 18) to become operational, for example by a simple vertical movement, as schematically Figures 18-20.
  • “Operational” means the situation of a rotor in which it sustains, or is ready to sustain, the aircraft, by turning about a vertical axis, as for example Figure 15B, 16 or 18.
  • the recoiling blade 110 'considered may be integrated in the support, or it may be provided with a recess or compartment 33a adapted to accommodate the retracted blade; see figures 18-20.
  • Figures 18-20, the marked support element is 21, but any other would be suitable: wing portion 23, support arm 12a, 12b, 12c or 12d.
  • the kinematics of retraction / release may be a translation along the vertical axis of the shaft 111 of the rotor in question, once the rotor stopped.
  • displacement means such as a controlled motor 42 ( Figures 18,20), can move the locked rotors between their retracted and non-retracted positions.
  • FIG. 15A, 17 a low position in which they extend downwards, substantially along the upstanding lateral branches of the support, such as 37a, 39a FIG. 17.
  • the advancing blades 110 may, as desired, be fixed
  • the aircraft 100 may comprise wings 45 attached laterally to the fuselage 3.
  • It may be one or more propellers, propellant (s) or tractor (s), motorized.
  • motorized complementary horizontal thrust will be favorably mounted along the axis X, on the fuselage 3 to then interfere with the least possible with the rotors, such as 11 a ... etc.

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Abstract

L'invention concerne un aéronef multi-rotor bi-pales comprenant des moyens (17) de blocage et de déblocage de rotors de sustentation (11a, 11 b), pour: - en situation de décollage et/ou d'atterrissage, laisser les rotors tourner, et - en situation de déplacement horizontal de l'aéronef, bloquer lesdites pales dans une orientation transversale par rapport à l'axe (13) de déplacement. Des moyens (19) d'escamotage permettent qu'en déplacement suivant l'axe de déplacement, la pale reculante (110') bloquée de chacun des rotors soit dans un état escamoté.

Description

AERONEF MULTI-ROTOR
INTRODUCTION
[001] La présente invention concerne un aéronef multi-rotor à capacité de décollage et/ou atterrissage vertical (VTOL).
[002] Un tel aéronef est typiquement équipé de rotors pour sa sustentation.
[003] L’expression « rotor » ou « rotor de sustentation » couvre ici les rotors utilisés pour les hélicoptères et les hélices basculantes, en particulier, et plus généralement tout rotor à pales non carénées.
[004] Ces rotors (de sustentation) sont utilisés dans certaines situations de vol - mais pas forcément dans toutes -, comme un décollage et/ou un atterrissage vertical. Ils participent alors à ce qu’un tel aéronef puisse décoller et/ou atterrir sensiblement verticalement.
[005] Le décollage et l’atterrissage vertical sont des caractéristiques régulièrement prises en compte sur différents moyens de transports volants (ici aéronefs), car elles permettent de s’affranchir de piste de décollage et/ou de pouvoir se poser sur des espaces restreints voire non préparés et donc potentiellement d’évoluer en ville.
[006] Les hélicoptères présentent cette caractéristique avec leur rotor principal. Mais celui-ci limite les performances en croisière avec des vitesses ne dépassant pas 300 km/h. La contrainte de décollage et/ou atterrissage vertical et/ou des déplacements selon sensiblement l’axe vertical imposent de générer une poussée verticale, alors que le vol en mode « avion » - axe privilégié de déplacement alors supposé horizontal, pour créer une poussée dans le sens opposé à ce sens privilégié d’avance -, bien plus efficace pour parcourir de la distance, nécessite de la poussée horizontale.
[007] Deux possibilités s’offrent alors :
- faire basculer les ensembles « moteur(s)/rotor(s) » pour qu’ils soient utilisés à la verticale durant le décollage et/ou l’atterrissage puis à l’horizontale durant la croisière comme cela est le cas sur des aéronefs existants, - disposer d’ensembles « moteur(s)/rotor(s) » fixes pour le décollage et/ou l’atterrissage et d’autres ensembles « moteur(s)/rotor(s) » pour la croisière comme cela existe sur d’autres aéronefs existants.
[008] Toutefois, la première solution entraîne une complexité importante, avec des mécanismes de rotation qui doivent être robustes et donc lourds pour basculer les ensembles moteur/rotors. De plus, comme une puissance plus faible en croisière qu’en décollage et/ou atterrissage est requise, il faudrait idéalement réadapter les ensembles « moteur(s)/rotors » à cette phase, ce qui ajoute encore de la complexité.
[009] La deuxième solution a l’avantage d’une complexité moindre.
Cependant, une fois en croisière les moteurs destinés au décollage n’ont plus d’utilité, puisqu’alors la portance peut être générée par une voilure fixe. Pire, la présence de rotors libres peut entraîner une forte trainée de divers type (frottement, turbulences...) et dégrader les performances de l’appareil en croisière.
[010] Dans ce deuxième cas, un problème posé est relatif à la manière de limiter au mieux cette trainée.
[011] Encore une autre situation pourrait se trouver si on souhaitait profiter au mieux de la portance d’un aéronef multi-rotor planant dans un sens d’avance (flèche 7), notamment le long de l’axe privilégié de déplacement.
[012] Un objet de l’invention est d’apporter une solution à ces problèmes.
[013] Il peut être ainsi cherché, sur un aéronef, à :
- assurer une caractéristique de décollage et/ou atterrissage vertical,
- assurer un déplacement sensiblement selon l’axe vertical,
- limiter la trainée en croisière (ici mentionné comme un vol suivant un « axe privilégié de déplacement »),
- assurer des performances en croisière élevées : vitesses et/ou distances,
- limiter la complexité,
- favoriser une capacité à planer (si possible sensiblement suivant ledit « axe privilégié de déplacement »), sans plus alors nécessairement de motorisation de l’aéronef. [014] C’est pour satisfaire une partie au moins de ces caractéristiques qu’il est ici proposé un aéronef multi-rotor comprenant :
- un fuselage, avec :
-- à l’avant un nez dirigé vers un sens d’avance de l’aéronef, suivant sensiblement un axe privilégié de déplacement de l’aéronef,
-- à l’arrière une queue,
- au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs bipales, incluant une pale avançante et une pale reculante, et
- des moyens d’entrainement desdits au moins deux rotors, pour les entraîner en rotation au moins dans certaines situations de vol de l’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend en outre :
- des moyens de blocage et de déblocage desdits au moins deux rotors, pour :
-- dans lesdites certaines situations de vol, laisser les moyens d’entrainement faire tourner lesdits au moins deux rotors, et
-- en situation de déplacement de l’aéronef le long de l’axe privilégié de déplacement, bloquer lesdites pales dans une orientation transversale par rapport audit axe privilégié de déplacement, et
- des moyens d’escamotage pour qu’en situation de déplacement suivant l’axe privilégié de déplacement, la pale reculante bloquée de chacun desdits au moins deux rotors soit dans un état escamoté.
[015] Il est précisé que, conformément aux conventions, on appelle pale avançante de chaque rotor, la pale qui, quand le rotor tourne, part de la queue de l’aéronef et va vers le nez. La pale reculante part du nez et tourne vers la queue de l’aéronef.
[016] De la sorte, lorsque l’aéronef se déplace horizontalement à une vitesse par exemple de 300 km/h, la vitesse de l’aéronef vient s'ajouter à celle de la pale avançante (par exemple 100 km/). On obtient ainsi un vent relatif total de 400 km/h en bout de pale avançante. Pour la pale reculante, la vitesse du vent relatif est par contre de 200km/h. Il y a donc un écart important entre les vents relatifs des pales avançantes et reculantes. [017] Ainsi, si la solution de l’invention doit s’appliquer avec un intérêt notable aux cas d’exemples des figures 1 et 2, on pourra considérer son application moins utile dans les cas des figures 1 et 2, là où des croix sont marquées et où l’on voit deux représentations de type quadrirotor (quad copier en anglais) , avec donc des aéronefs à configurations respectivement en « + » 1 et en « x » 10, à voilures tournantes comportant quatre rotors bipales 1 a,1 b,1 c,1d pour leur sustentation et quatre bras support, respectivement 2a, 2b, 2c, 2d reliant les rotors au fuselage 3. Chaque fuselage 3 comprend à l’avant un nez 5 dirigé vers un sens d’avance de l’aéronef (flèche 7), et, à l’arrière une queue 9. Au sol et en vol horizontal, le nez 5 et la queue 9 seront situés le long d’un axe 13 privilégié de déplacement horizontal, suivant lequel le fuselage 3 présente un plan global de symétrie (voir vol horizontal figures 6,7, par exemple).
[018] De fait, dans les cas de ces figures 1 ,2, aux emplacements marqués d’une croix, la solution proposée ne présente pas d’intérêt :
- soit car le bord de fuite de la pale reculante (voir flèche pour le sens de rotation) vu par le vent relatif V est en phase d’avancement,
- soit car le bras support concerné n’est pas perpendiculaire à l’axe 13 privilégié de déplacement horizontal.
[019] Il est donc important :
- que, dans une situation de croisière, l’escamotage concerne la pale reculante bloquée,
- et que le rotor concerné soit bloqué avec ses pales orientées alors transversalement par rapport à l’axe privilégié de déplacement horizontal. Si « transversalement » n’implique strictement une orientation des pales bloquées à 90° dudit axe privilégié de déplacement horizontal, il faut en être proche.
[020] Comme on le verra ci-après, d’autres applications de la solution de l’invention existent hors configuration en « + » ou en « x », comme par exemple figure 17 où l’on voit un autre concept avec escamotage de la pale reculante des rotors arrière le long de branches supports dressées (appelées aussi « fins ») reliées au fuselage 3. La configuration d’exemple est celle d’un quadricopter présentant les mêmes sens de rotation de ses rotors que sur les figures 3 et suivantes, avec des rotors avant installés sur des plans canard, et des rotors arrière installés au sommet donc de deux branches supports dressées d’un arrière de fuselage à empennage en H (appelée aussi « H-Tail »).
[021] Comme noté ci-avant, une considération pourra être de favoriser la portance de l’aéronef.
[022] Dans ce contexte, il est proposé que les ou certains au moins desdits au moins deux rotors précédemment mentionnés soient portés par des éléments de l’aéronef vis-à-vis desquels les pales bloquées non escamotées feront saillie latéralement par rapport audit axe.
[023] Ainsi, la portance de ces pales bloquées non escamotées pourra être utilisée.
[024] Pour favoriser encore cette démarche, voire, comme également noté ci-avant, favoriser une capacité de l’aéronef à planer, il est aussi proposé que lesdits éléments de l’aéronef soient des parties de voilure(s) fixe(s) que les pales bloquées non escamotées agrandissent lorsqu’elles en font saillie.
[025] Ainsi, dans la situation concernée, on augmentera les surfaces portantes, ceci pouvant être utile tant en phase motorisée qu’en éventuelle phase non motorisée (planante).
[026] Encore une autre considération pourra être de réaliser de façon simple, efficace, performante et de maintenance aisée, la manière de passer entre les états bloqué et débloqué des pales concernées.
[027] Aussi est-il alors proposé que les moyens d’escamotage comprennent des emplacements de réception des pales reculantes bloquées, et que des moyens de déplacement des pales desdits au moins deux rotors permettent un déplacement des pales entre un premier état dans lequel les pales bloquées sont au niveau desdits emplacements et un second état dans lequel les pales sont débloquées au-dessus desdits emplacements pour pouvoir tourner. [028] Un tel déplacement vers le haut ou le bas est gage de sécurité, car en état débloqué les pales concernées sont situées plus haut qu’en état boqué.
[029] Encore une autre considération liée à l’efficacité et à la sécurité pourra porter à considérer intéressant que lesdits éléments précités de l’aéronef définissent au moins un support lié au fuselage, à branches latérales dressées ou orientées vers l’arrière, et sur lequel lesdits au moins deux rotors seraient alors montés.
[030] Ceci pourra en particulier s’avérer pertinent si le support lié au fuselage est à forme en « C » et présente des extrémités libres vers lesquelles lesdits au moins deux rotors seront montés.
[031] En effet, les deux retours du « C » pourront alors servir à la fois de supports de montage des rotors et de zones d’escamotage (voire d’emplacements de réception) des pales reculantes bloquées, avec un avantage supplémentaire s’il s’agit de parties de voilure fixe. Avec ces formes en « C » on éloignera les rotors du fuselage, en en protégeant les abords.
[032] Une alternative pertinente à des déplacements vers le haut et le bas pour escamoter/désescamoter lesdites pales pourra consister à prévoir : - que le support précité soit à branches latérales dressées, et
- que des moyens de basculement permettent de faire bouger au moins les pales reculantes bloquées, entre une position haute où elles sont déployées sensiblement horizontalement et une position basse où elles s’étendent vers le bas, sensiblement le long des branches latérales dressées.
[033] On pourra alors tirer parti de ces branches latérales dressées pour limiter la trainée avec une solution assez simple et une technique déjà maîtrisée.
[034] A cet égard, on pourra trouver un avantage de simplicité et d’efficacité (portance favorisée, notamment) si le support définit une partie au moins d’empennage ou de voilure de l’aéronef. [035] Si les birotors ne sont aucunement exclus, il est aussi prévu que l’aéronef puisse comprendre au moins quatre dits rotors de sustentation contrarotatifs deux à deux comprenant :
- au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs avant disposés devant le fuselage ou vers l’avant du fuselage, de part et d’autre, et
- au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs arrière disposés derrière le fuselage ou vers l’arrière du fuselage, de part et d’autre.
[036] De plus gros aéronefs sont ainsi concernés.
[037] A priori, les rotors de sustentation situés dans une même diagonale tourneront alors dans le même sens.
[038] Notamment avec de gros aéronefs, mais aussi avec éventuellement de plus petits sur lesquels on n’aura pas souhaité utiliser (du moins exclusivement) des rotors à angle de pales (ou pas de pales) variables , ou à vitesse de rotation variable, voir les deux, pour faire avancer l’aéronef, ou plus particulièrement le faire se déplacer horizontalement, il est proposé que l’aéronef comprenne en outre des moyens complémentaires de poussée horizontale.
[039] Ainsi, le déplacement horizontal de l’aéronef pourra se faire aéronef à l’horizontal.
[040] Et on aura compris que, dans cette situation qui pourrait être celle de croisière de l’aéronef, la pale reculante bloquée de chacun des rotors bloqués sera donc dans un état escamoté.
[041] En particulier, les moyens complémentaires de poussée horizontale pourront comprendre au moins une hélice.
[042] Outre un aéronef en tant que tel, l’invention concerne aussi un procédé de fonctionnement d’un aéronef multi-rotor procurant les mêmes avantages et résolvant certains au moins des mêmes problèmes que déjà évoqués pour l’aéronef précité, le procédé étant tel que :
- dans certaines situations de vol de l’aéronef, on entraine en rotation lesdits au moins deux rotors, - dans une situation de déplacement de l’aéronef le long de l’axe privilégié de déplacement, on bloque lesdits au moins deux rotors avec leurs pales orientées transversalement par rapport à l’axe privilégié de déplacement, et on escamote au moins les pales reculantes bloquées, et,
- dans lesdites certaines situations de vol, on débloque lesdits au moins deux rotors bloqués, on les place dans un état non escamoté, prêt à fonctionner, et on les entraîne en rotation.
[043] Pour tirer parti à la fois de l’escamotage de certaines pales, mais aussi de la portance d’autres de ces pales et/ou de leur capacité d’influer sur la commande de l’aéronef, il est aussi proposé ici, comme précédemment :
- que l’escamotage d’au moins certaines des pales reculantes bloquées comprenne leur escamotage à l’exclusion de celui des pales avançantes bloquées, et/ou,
- qu’en situation de déplacement de l’aéronef le long dudit axe privilégié de déplacement, on laisse au moins certaines des pales non escamotées faire saillie latéralement, pour qu’elles puissent alors former des parties de voilure fixe.
[044] Ainsi, on optimisera la manière d’utiliser chaque pale. On pourra en effet alors utiliser la forme naturelle des pales d’un rotor pour les transformer en voilure fixe.
[045] L’invention pourra être mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de l’invention pourront apparaître à la lecture de la description suivante faite à titre d’exemple non limitatif en référence aux dessins annexés dans lesquels :
- les figures 1 et 2 illustrent en vue de dessus deux cas où la solution de l’invention ne présente pas un intérêt majeur, même si elle peut s’appliquer ;
- les solutions des figures 3 et suivantes sont privilégiées, avec :
-- figure 3, une vue de dessus d’un aéronef quadri-rotor à bras supports des rotors ;
-- figures 4 à 6 et 11 -14, des vues en perspective de dessus d’aéronefs quadri-rotor à parties d’ailes supports des rotors, idem figures 7-8, sauf que les aéronefs des figures 3 à 6 et 11 -17 peuvent être à mode planeur à l’arrêt des rotors figurés, tandis que les aéronefs des figures 7 à 14 sont complétés par une propulsion annexe, (hélice(s) dans les exemples) ;
-- figures 15A, 15B deux vues de dessus d’un aéronef quadri-rotor , en modes respectivement « cruise » (croisière) et « hoover » (sustentation maximale) et dont on voit le détail possible de l’un des supports de rotors, en vue avant : rotors opérationnels pour sustenter en tournant autour d’un axe vertical figure 16 et pales reculantes de ces rotors escamotés figure 17 ; et
- figures 18-20 trois états d’un rotor de sustentation : opérationnel (tournant) figure 18, pales bloquées transversalement figure 19, et pale reculante escamotée et pale avançante en saillie figure 20. DESCRIPTION DETAILLEE
[046] Dans les cas traités ci-après, à titre d’exemples, lesdites « certaines situations de vol » (lors desquelles on entraine en rotation les rotors de sustentation, après les avoir, si nécessaire, débloqués et placés dans un état non escamoté, prêt à fonctionner) sont définies par des situations de décollage et/ou d’atterrissage de l’aéronef.
[047] D’autres situations pourraient toutefois être concernées, comme celles où il faudrait rapidement s’élever en altitude, avec déplacement sensiblement selon l’axe vertical (forte pente après un décollage, ou évolution suivant l’axe Z sur les dessins).
[048] Sur les figures 3 et suivantes, on voit donc, comme déjà montrés figures 1 et 2, des aéronefs multi-rotors, chacun repéré 100, à voilures tournantes comportant des rotors de sustentation bipales, respectivement 11 a, 11 b, quand ils sont bi-rotors, et 11 a, 11 b, 11 c, 11 d quand ils sont quadri- rotors. Ces rotors agissent pour la sustentation et respectivement deux et quatre bras support, respectivement 12a, 12b et 12a,12b,12c,12d relient les rotors au fuselage 3 de l’aéronef considéré. Chaque fuselage 3 comprend, à l’avant un nez 5 dirigé vers un sens d’avance de l’aéronef (flèche 7), et à l’arrière une queue 9. Le nez 5 et la queue 9 sont situés le long de l’axe longitudinal de l’aéronef : axe X figures 4,5 par exemple, lequel axe est confondu ou non avec l’axe 13 privilégié de déplacement de l’aéronef, suivant qu’il est au sol ou en vol, et de quel type de vol il s’agit : vol horizontal, montée, descente... etc.
[049] L’aéronef et son fuselage 3 peuvent présenter un plan global de symétrie 130 qui contient l’axe X.
[050] Tous les rotors de sustentation auxquels s’appliquent l’invention sont bipales, et incluent donc une pale avançante telle 110 et une pale reculante 110’, comme repéré figure 3 ou 4, par exemple.
[051] Sur les figures des flèches sur un cercle indiquent le sens de rotation des pales.
[052] Sur les aéronefs bi-rotors de sustentation (figures 9,10, à titre d’exemples), les deux rotors 11 a, 11 b concernés sont contrarotatifs. Ils sont situés sur une même perpendiculaire à l’axe X, de part et d’autre du fuselage 3.
[053] Même si les figures ne l’illustrent pas, il sera a priori prévu en outre au moins un plan stabilisateur à (ou vers) l’avant et/ou à (ou vers) l’arrière, pour que l’aéronef soit contrôlable.
[054] Sur les aéronefs quadri-rotors de sustentation (toutes les figures, sauf 9 et 10), les quatre rotors 11 a,11 b,11 c,11d concernés sont situés par paire, de part et d’autre du fuselage 3, sur deux lignes transversales à l’axe X ou à l’axe 13 (notés ensemble 13/X sur certaines figures), l’une avant, l’autre arrière ; deux perpendiculaires dans les exemples.
[055] Ils sont contrarotatifs deux à deux : les deux rotors avant 11 a, 11 b sont contrarotatifs entre eux ; les deux rotors arrière 11 c, 11 d sont contrarotatifs entre eux. Et ces rotors tournent dans le même sens en diagonale : 11a, 11 d tournent dans le même sens, comme 11 b,11 c. [056] Tout ou partie des rotors de sustentation 11 a... pourra (sans impératif toutefois) être à pales 110,110’ à pas variables et donc à commandes agissant sur les angles des pales pour faire avancer l’aéronef, en créant alors de la poussée horizontale.
[057] Concernant les évolutions de l’aéronef 100, on voit figure 5 que si les vitesses de rotation des deux rotors avant 11a, 11 b sont égales, de même pour celles des deux rotors arrière 11 c,11 d, et que les vitesses de rotation des rotors 11 a, 11 b sont en outre inférieurs à celles des deux rotors arrière 11 c, 11 d, alors un angle de tangage T va se créer, faisant avancer l’aéronef.
[058] En s’inclinant en tangage, l’aéronef va accélérer horizontalement depuis une position stationnaire et permettre un vol d’avancement propulsé par ses rotors 11a...etc. Sous l’effet de cette vitesse d’avancement horizontal, les rotors 11a... etc pourront être escamotés comme expliqué.
[059] Pour entraîner les rotors de sustentation au moins dans certaines situations de vol (décollage, atterrissage...), chaque aéronef est en outre pourvu de moyens 15 d’entrainement en rotation de ces rotors. Il peut typiquement s’agir de moteurs, électriques ou non, classiques sur les hélicoptères pour faire tourner le(s) rotor(s).
[060] Figures 8,10,12,14, les flèches 43 marquent cette situation de déplacement vertical. Figures 4,15B on peut considérer un aéronef au sol. Figures 6,7,11 ,13,15A, l’aéronef avance ; ce peut être en vol horizontal (orientations suivant 7 et 13 confondues), ou du moins avec les axes X et 13 confondus.
[061] Conformément à l’invention, des moyens 17 de blocage et de déblocage desdits rotors permettent par ailleurs :
- dans les situations concernées de vol, comme en situation de décollage et/ou d’atterrissage dans les présents exemples, de laisser les moyens 15 d’entrainement faire tourner les rotors, et
- en situation de déplacement de l’aéronef le long de l’axe privilégié 13 de déplacement, de bloquer les pales 110,110’ dans une orientation transversale par rapport audit axe X ou 13. [062] Pour ne pas surcharger les figures, seules les figures 18-19 les schématisent, même s’ils sont systématiquement présents en réalité, si un escamotage de pale reculante est prévu.
[063] Typiquement, il peut s’agir de freins agissant sur les moyens 15 d’entrainement, pour typiquement laisser tourner ces moteurs, ou les bloquer dans une position angulaire prédéterminée, ici transversalement à l’axe X ou 13.
[064] En outre, des moyens 19 d’escamotage (voir figures 18-20 qui de nouveau seules les schématisent) permettent, qu’une fois bloquée, la pale reculante 110’ de chacun des rotors de sustentation concernés soit placée dans un état escamoté, ceci donc dans la situation précitée de déplacement a priori en vol, suivant ledit axe 13.
[065] Typiquement, les moyens 19 d’escamotage pourront comprendre des moteurs et des mécanismes pour mettre en mouvement les moyens porteurs des pales bloquées, tels en particulier que leurs arbres d’entrainement en rotation, comme on y fait référence ci-après.
[066] En vol, bloquer les rotors de sustentation et donc escamoter leurs pales reculantes, 110’, va a minima permettre de réduire la traînée sans altérer le fonctionnement de l’aéronef dans cette phase de vol.
[067] On tirera toutefois encore mieux parti de la situation créée si les ou certains au moins des rotors (voir notamment le cas d’un quadri-rotors) sont portés par des éléments de l’aéronef (bras lié(s) au fuselage, partie(s) de voilure...) vis-à-vis desquels les pales bloquées non escamotées font saillie, latéralement par rapport à l’axe X ou 13, comme on peut le comprendre en regardant les pales avançantes 110 des différentes figures et en les imaginant bloquées chacune, notamment dans les positions figurées où elles sont perpendiculaires à l’axe X ou 13, dans une continuité avec leurs éléments supports respectifs : bras simples, parties d’ailes , etc...
[068] En effet, dès lors qu’il s’agit de pales avançantes, de telles pales saillantes latéralement vont pouvoir faire bénéficier au mieux l’aéronef d’une portance accrue. [069] A ce sujet, on préférera a priori que, pale reculante 110’ bloquée, la pale avançante 110 du même rotor fasse saillie des éléments supports qui les portent, dans l’alignement de ceux-ci, comme cela est illustré pour les parties de voilure sensiblement planes 21 ,23, ou pour les branches transversales 29b, 31 b mentionnées ci-après (voir figures 6,7,13 par exemple).
[070] Dans les exemples des figures 4 à 14, lesdits éléments de l’aéronef vis-à-vis desquels les pales bloquées non escamotées 110 font saillie latéralement sont d’ailleurs des parties, repérées 23 figures 9-10 et 21 ,23 figures 4-8,11 -14, de voilure fixe que les pales bloquées non escamotées agrandissent lorsqu’elles en font saillie, compte tenu des caractéristiques de portance inhérentes aux pales 110,110’.
[071] Dans ces exemples, les parties de voilure fixe remplacent les bras de la solution de la figure 3, une combinaison entre les solutions étant en outre possible. Ainsi, si des bras de maintien peuvent être carénés, ils peuvent également être profilés pour créer de la portance et aider l’aéronef à planer en l’absence de puissance propulsive horizontale.
[072] Par exemple sur un aéronef bi-rotor (figures 9-10) lesdits éléments de l’aéronef vis-à-vis desquels les pales bloquées seront donc pour partie escamotées et pour partie non escamotées pourront donc être des bras sans portance notable, liés au fuselage 3.
[073] En termes de formes, lesdits éléments supports des rotors et donc des pales en cause pourront être plans, comme les ailes repérées 21 , ou avec d’autres formes, comme en particulier en « C » : repères 23 figures 4- 14 et 12c-12d figure 3, en U, comme figures 16,17, ou en « H », repère 24 figures 15A,15B.
[074] De tels éléments supports en « C », toujours liés au fuselage 3, sont à branches latérales dressées (vers le haut) 29a ,31 a ou orientées vers l’arrière (par exemple bras 25a, 27a figure 3), et sur lequel lesdits au moins deux rotors, tels 11 a,11 b figures 9-10, sont montés. [075] Un avantage est de pouvoir associer alors un éloignement adapté des rotors vis-à-vis du fuselage 3 à une capacité à obtenir des pales bloquées pour partie escamotées et pour partie non escamotées, ceci latéralement par rapport à l’axe X ou 13.
[076] On aura compris que seront d’ailleurs à cet égard adaptés desdits éléments supports de rotors comme les parties de voilure transversales à l’axe X ou 13 et à forme en « C » ouvert vers le haut, donc à branches latérales dressées 29a ,31a, comme montré sur différentes figures.
[077] Dans tous les cas, on préférera en outre que les rotors concernés soient montés vers les extrémités libres, telles 290, 310 de leurs dits éléments supports, ceci étant gage de sécurité et d’efficacité (éloignement vis-à-vis du fuselage).
[078] Ainsi, chaque axe et donc arbre 111 d’entrainement en rotation d’un rotor (voir figure 18 ou 20) sera situé vers l’extrémité libre du support concerné, telles :
- les extrémités des parties de voilure 21 ou 23 (figure 7 ou 9, par exemple) opposées aux emplantures, ou
- les extrémités, tournées vers l’axe X ou 13, de la poutre en « C » ouverte vers l’arrière et à branches latérales 25a, 27a (figure 3).
[079] Dans une solution à branches latérales, que celles-ci soient orientées vers l’arrière (25a, 27a), ou dressées (29a, 31 a), seront présentes, transversalement à l’axe X ou 13 :
- des branches transversales arrière 25b, 27b pour les aéronefs à branches latérales 25a, 27a orientées vers l’arrière (figure 3), ou
- des branches transversales hautes 29b, 31 b pour les aéronefs à branches latérales 29a, 31 a dressées (figures 6,7,13 par exemple).
[080] Sur les supports qui les portent, chaque rotor tournera préférentiellement, latéralement, à distance du fuselage 3 et, en hauteur, au- dessus de ce fuselage.
[081] De là : - les deux parties de voilure 21 de type « ailes hautes » à emplantures situées vers le sommet du fuselage 3, comme figures 4-8, et
- des branches transversales 29b, 31 b hautes pour les aéronefs à branches latérales 29a, 31 a dressées comme figures 4-8, y compris si seules une voilure en « C » dressée est prévue (figures 9-10).
[082] Par exemple en mode décollage, les rotors tourneront ainsi au-dessus de leurs supports et du fuselage 3, limitant donc les interférences avec eux.
[083] Et en mode « croisière » ou « planeur », les rotors 11 a, 11 b...à axes verticaux seront bloqués transversalement à l’axe d’avancement 13 de l’aéronef, avec les pales avançantes 110 pouvant agir chacune comme une (partie d’) aile fixe dirigées donc :
- vers l’extérieur (opposé du fuselage 3) si les rotors sont montés sur des ailes, ou parties de voilure, 21 sensiblement planes, ou
- vers l’intérieur (vers le fuselage donc) si les rotors sont montés sur des ailes, ou parties de voilure, 23 sensiblement en « C ».
[084] Egalement sur les supports qui les portent, et au moins en situation avec leurs pales reculantes 110’ prêtes à être escamotées, les rotors 11 a, 11 b... seront à axe et arbre 111 d’entrainement en rotation chacun vertical, de façon qu’un simple mouvement vertical (pivotement ou translation en particulier) amène chaque escamotage en un emplacement, tel 33 figures 18-20, ouvert vers le haut, aux dimensions de la pale reculante 110’ pour que chaque pale reculante puisse s’y loger, si on le souhaite (la flèche 35 indique le sens de rotation des pales du rotor schématisé et la flèche 13 l’axe et le sens d’avance considérés de l’aéronef en cause).
[085] Typiquement, les parties de voilure 21 ou branches transversales hautes 29b, 31 b seront horizontales, aéronef supposé à plat, au sol, et les axes et arbres 111 (de rotation) des rotors supposés verticaux, de sorte que chaque pale reculante concernée pourra être aisément tant être escamotée, (figure 20) une fois le rotor en cause bloqué, que dégagée (figure 18) pour redevenir opérationnelle, par exemple par un simple déplacement vertical, comme schématisé figures 18-20. [086] On entend par « opérationnelle », la situation d’un rotor dans laquelle il sustente, ou est prêt à sustenter, l’aéronef, en tournant autour d’un axe vertical, comme par exemple figure 15B,16 ou 18.
[087] A ce sujet, la pale reculante 110’ considérée pourra être intégrée au support, ou celui-ci pourra être pourvu d’un creux ou d’un compartiment 33a adapté à accueillir la pale escamotée ; voir figures 18-20.
[088] Figures 18-20, l’élément support repéré est 21 , mais tout autre serait adapté : partie de voilure 23, bras support 12a,12b,12c ou12d.
[089] Et s’il s’agit d’escamoter sensiblement verticalement, comme figure 17, on peut imaginer basculer en conséquence les emplacements des figures 18-20, pour par exemple placer des compartiment 33a sur une partie au moins de l’empennage 24 des figures 15A,15B.
[090] On pourra dans tous les cas prévoir un rangement dans un capot qui permettrait, une fois refermé, de garder une forme de mat favorable d’un point de vue aérodynamique.
[091] Comme schématisé figures 18-20, la cinématique de rétractation/dégagement (ou déploiement) pourra donc être une translation suivant l’axe vertical de l’arbre 111 du rotor en cause, une fois ce rotor arrêté.
[092] En tant que partie des moyens 19 d’escamotage, des moyens de déplacement, telle une motorisation commandée 42 (figures 18,20), pourront permettre de déplacer les rotors bloqués entre leurs positions escamotée et non- escamotée.
[093] On pourra aussi envisager, comme figures 15A-17, une rotation de la pale reculante 110’ concernée.
[094] A cet égard, sur un support à branches latérales dressées 29a, 31 a, comme avec des branches transversales hautes 29b, 31 b, mais aussi par exemple sur une partie au moins de supports en U, comme figures 15A,15B,16,17, au sommet de branches latérales dressées 37a, 39a, ou sur un empennage en « H » 24 (voir encore figures 15A,15B), peuvent être prévus (en tant que partie des moyens 19 d’escamotage) des moyens 40 de basculement pour faire bouger au moins les pales reculantes bloquées 110’, entre :
- une position haute où elles sont déployées sensiblement horizontalement ; voir figures 15B, 16,
- et une position basse (figures 15A,17) où elles s’étendent vers le bas, sensiblement le long des branches latérales dressées du support, telles 37a, 39a figure 17.
[095] Dans la solution des figures 15A,15B,16,17, où l’aéronef est un quadri-rotors 11 a,11 b,11 c,11 d du type précité, les deux rotors arrière de sustentationl 1 c, 11d contra-rotatifs sont donc à pales latérales reculantes 110’ extérieures (opposées au fuselage 3). Une fois les rotors concernés arrêtés, elles seront donc, en position escamotée, rabattues vers le bas, sensiblement le long du côté extérieur des branches latérales dressées 37a, 39a (voir figure 17).
[096] Les pales avançantes 110 pourront, au choix, rester fixes
(horizontales) pour générer de la portance ou être repliées du côté intérieur des branches latérales dressées (solution non montrée ici) pour diminuer la trainée.
[097] Sur les quadri-rotors (ou plus : 6,8 ou davantage encore de rotors), contrarotatifs deux à deux comme expliqué ci-avant, on voit dans les exemples des figures 4-8 et 10-15B que pourront donc être favorablement prévus, à fins de performance et de stabilité, symétriquement par rapport à l’axe X :
- au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs avant 11 a, 11 b disposés devant le fuselage 3 ou vers l’avant de ce fuselage, de part et d’autre, comme sur des plans canard, et
- au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs arrière 11 c,11 d disposés derrière le fuselage 3 ou vers l’arrière du fuselage, toujours de part et d’autre. [098] Comme dans l’exemple des figures 15A,15B, le long de l’axe X, entre les rotors avant et arrière et leurs supports, l’aéronef 100 pourra comprendre des ailes 45 fixées latéralement au fuselage 3.
[099] Si, à l’arrêt des rotors à pales reculantes escamotées, un effet de planeur est jugé insuffisant ou inapproprié (pour un vol commercial par exemple), seront utilement adjoints aux rotors des moyens 41 complémentaires de poussée horizontale ; voir figures 7-10 notamment.
[100] Il pourra s’agir d’une ou plusieurs hélices, propulsive(s) ou tractrice(s), motorisées.
[101] Ces moyens 41 complémentaires motorisés de poussée horizontale seront favorablement montés selon l’axe X, sur le fuselage 3 pour alors interférer le moins possiblement avec les rotors, tels qu’11 a...etc.
[102] En résumé, et comme on l’a compris de ce qui précède, lorsque, après par exemple une situation de décollage (flèche 43 vers le haut, figure 10), les rotors 11a...étant alors entraînés en rotation, on veut, sur un aéronef bénéficiant des améliorations de l’invention, établir une situation performante de déplacement le long de l’axe 13 privilégié de déplacement, il suffira :
- de bloquer lesdits (au moins deux) rotors, à axe chacun vertical, avec leurs pales 110,110’ orientées transversalement par rapport à l’axe X ou 13, - puis d’escamoter (au moins) les pales reculantes 110’ bloquées, ceci favorablement à l’exclusion de l’escamotage des pales avançantes bloquées.
[103] En fin de vol, pour atterrir, on débloquera les rotors bloqués, on (re)placera les pales concernées dans leur état non escamoté, prêtes à fonctionner, et on les (ré)entrainera en rotation, typiquement en relançant leurs motorisations 15.
[104] On aura compris que l’invention, qui permet la transition réversible d’une voilure tournante vers une voilure fixe grâce au blocage en rotation des rotors de sustentation, dans une configuration bien précise, et d’une voilure fixe vers une voilure tournante, suite au déblocage en rotation de ces mêmes rotors de sustentation, peut se décliner sur nombres d’aéronefs multi-rotor, sous réserve qu’ils comprennent au minimum deux rotors de sustentation et contrarotatifs. Plus de deux paires de tels rotors est possible.

Claims

REVENDICATIONS
1. Aéronef multi-rotor comprenant :
- un fuselage (3), avec :
-- à l’avant un nez (5) dirigé vers un sens (7) d’avance de l’aéronef, suivant sensiblement un axe (X,13) privilégié de déplacement de l’aéronef,
-- à l’arrière une queue (9),
- au moins deux rotors (11 a,11 b,11 c,11d) de sustentation contrarotatifs bipales, incluant une pale avançante (110) et une pale reculante (110’), et
- des moyens (15) d’entrainement desdits au moins deux rotors, pour les entraîner en rotation au moins dans certaines situations de vol de l’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend en outre :
- des moyens (17) de blocage et de déblocage desdits au moins deux rotors, pour :
-- dans lesdites certaines situations de vol, laisser les moyens d’entrainement faire tourner lesdits au moins deux rotors, et
-- en situation de déplacement de l’aéronef le long de l’axe privilégié de déplacement, bloquer lesdites pales dans une orientation transversale par rapport audit axe privilégié de déplacement horizontal, et
- des moyens (19) d’escamotage pour qu’en situation de déplacement suivant l’axe privilégié de déplacement, la pale reculante bloquée de chacun desdits au moins deux rotors soit dans un état escamoté.
2. Aéronef selon la revendication 1 dans lequel les ou certains au moins desdits au moins deux rotors sont portés par des éléments (12a,12b,12c,12d,21 ,23,24) de l’aéronef vis-à-vis desquels les pales bloquées (110) non escamotées font saillie, latéralement par rapport audit axe (X,13).
3. Aéronef selon la revendication 2, dans lequel lesdits éléments de l’aéronef sont des parties de voilure fixe que les pales (110) bloquées non escamotées agrandissent lorsqu’elles en font saillie.
4. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les moyens d’escamotage comprennent des emplacements (33,33a) de réception des pales reculantes bloquées, et des moyens (40,42) de déplacement des pales desdits au moins deux rotors permettent un déplacement des pales entre un premier état dans lequel les pales bloquées (110) sont au niveau desdits emplacements et un second état dans lequel les pales (110,110’) sont débloquées au-dessus desdits emplacements pour pouvoir tourner.
5. Aéronef selon la revendication 2, seule ou en combinaison avec l’une quelconque des revendications 3,4, dans lequel lesdits éléments
(12a,12b,12c,12d,21 ,23,24) de l’aéronef définissent au moins un support lié au fuselage, à branches latérales dressées (29a, 31 a) ou orientées vers l’arrière (25a, 27a), et sur lequel lesdits au moins deux rotors sont montés.
6. Aéronef selon la revendication 5, dans lequel le support (12c,12d,23) lié au fuselage est à forme en « C » et présente des extrémités libres (310) vers lesquelles lesdits au moins deux rotors sont montés.
7. Aéronef selon la revendication 5, dans lequel le support est à branches latérales dressées (29a, 31 a), et des moyens (40) de basculement permettent de faire bouger au moins les pales reculantes (110’) bloquées, entre une position haute où elles sont déployées sensiblement horizontalement et une position basse où elles s’étendent vers le bas, sensiblement le long des branches latérales dressées (29a, 31 a).
8. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 5,6 ou 7, dans lequel le support définit une partie au moins d’empennage (24) ou de voilure (21 ,23).
9. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, qui comprend au moins quatre dits rotors de sustentation contrarotatifs deux à deux comprenant :
- au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs avant (11 a,11 b) disposés devant le fuselage ou vers l’avant du fuselage, de part et d’autre, et - au moins deux rotors de sustentation contrarotatifs arrière (11 c,11d) disposés derrière le fuselage (3) ou vers l’arrière du fuselage, de part et d’autre.
10. Aéronef selon l’une quelconque des revendications précédentes, qui comprend en outre des moyens (41 ) complémentaires de poussée horizontale.
11. Aéronef selon la revendication 10, dans lequel les moyens (41 ) complémentaires de poussée horizontale comprennent au moins une hélice.
12. Procédé de fonctionnement d’un aéronef multi-rotor comprenant :
- un fuselage (3) présentant :
-- à l’avant un nez dirigé vers un sens d’avancement de l’aéronef, suivant sensiblement un axe (X,13) privilégié de déplacement de l’aéronef, et -- à l’arrière une queue (9), et,
- au moins deux rotors (11 a, 11 b, 11c, 11d) de sustentation contrarotatifs bipales, incluant une pale avançante (110) et une pale reculante (110’), et disposés latéralement, de part et d’autre du fuselage,
le procédé étant tel que dans certaines situations de vol de l’aéronef, on entraîne en rotation lesdits au moins deux rotors,
caractérisé en ce que :
- dans une situation de déplacement de l’aéronef le long de l’axe privilégié de déplacement, on bloque lesdits au moins deux rotors avec leurs pales orientées transversalement par rapport à l’axe (X,13) privilégié de déplacement, et on escamote au moins les pales reculantes (110’) bloquées, et,
- dans lesdites certaines situations de vol, on débloque lesdits au moins deux rotors bloqués, on les place dans un état non escamoté, prêt à fonctionner, et on les entraîne en rotation.
13. Procédé de fonctionnement selon la revendication 12, dans lequel l’escamotage d’au moins certaines des pales reculantes (110’) bloquées comprend leur escamotage à l’exclusion de celui des pales avançantes (110) bloquées.
14. Procédé de fonctionnement selon l’une quelconque des revendications 12,13 dans lequel, en situation de déplacement de l’aéronef le long de l’axe privilégié de déplacement (X,13), on laisse au moins certaines des pales (110) non escamotées faire saillie latéralement, pour qu’elles puissent alors former des parties de voilure fixe.
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