FR3071480A1

FR3071480A1 - AERIAL VEHICLE CAPABLE OF VERTICAL TAKEOFF AND LANDING, VERTICAL AND HORIZONTAL FLIGHT AND ENERGY PRODUCTION IN FLIGHT

Info

Publication number: FR3071480A1
Application number: FR1853109A
Authority: FR
Inventors: Dong Soo Har; Sang Min Lee
Original assignee: Korea Advanced Institute of Science and Technology KAIST
Current assignee: Korea Advanced Institute of Science and Technology KAIST
Priority date: 2017-09-27
Filing date: 2018-04-10
Publication date: 2019-03-29
Anticipated expiration: 2038-04-10
Also published as: FR3071480B1

Abstract

Un véhicule aérien comprend : un corps principal agencé dans une première direction ; deux ailes principales disposées par rapport au corps principal dans une deuxième direction sensiblement perpendiculaire à la première direction, les deux ailes principales étant agencées de manière opposée l'une par rapport à l'autre ; deux unités de commande d'inclinaison d'aile principale couplées respectivement aux ailes principales et adaptées pour commander les ailes principales pour qu'elles s'inclinent indépendamment l'une de l'autre ; deux unités de propulsion principales agencées respectivement sur les ailes principales ; des ailes de queue agencées sur un côté arrière du corps principal dans les deuxième et troisième directions sensiblement perpendiculaires à la première direction ; une gouverne de direction agencée sur l'aile arrière de la troisième direction ; une unité de commande d'inclinaison de gouverne de direction adaptée pour commander l'inclinaison de la gouverne de direction ; une unité de propulsion de queue agencée sur le côté arrière du corps principal ; une unité de commande d'inclinaison de queue adaptée pour commander l'inclinaison de l'unité de propulsion de queue ; une unité de puissance adaptée pour fournir de la puissance aux unités de propulsion principales et de queue; et une unité de commande de position adaptée pour commander les unités de commande d'inclinaison d'aile principale, les unités de propulsion principales, l'unité de commande d'inclinaison de gouverne de direction, l'unité de propulsion de queue et l'unité de commande d'inclinaison de queue, pour ajuster la position du véhicule aérien tandis qu'il est en l'air.An air vehicle comprises: a main body arranged in a first direction; two main wings arranged relative to the main body in a second direction substantially perpendicular to the first direction, the two main wings being arranged opposite to one another; two main wing tilt control units coupled respectively to the main wings and adapted to control the main wings to tilt independently of one another; two main propulsion units respectively arranged on the main wings; tail wings arranged on a rear side of the main body in the second and third directions substantially perpendicular to the first direction; a rudder arranged on the rear wing of the third direction; a rudder inclination control unit adapted to control the inclination of the rudder; a tail propulsion unit arranged on the rear side of the main body; a tail tilt control unit adapted to control the inclination of the tail propulsion unit; a power unit adapted to provide power to the main and tail propulsion units; and a position control unit adapted to control the main wing tilt control units, the main propulsion units, the rudder tilt control unit, the tail propulsion unit and the rudder control unit. tilt control unit, to adjust the position of the air vehicle while it is in the air.

Description

VEHICULE AERIEN CAPABLE DE DECOLLAGE ET D'ATTERRISSAGE VERTICAL, DE VOL VERTICAL ET HORIZONTAL ET DE PRODUCTION D'ÉNERGIE EN VOLAIR VEHICLE CAPABLE OF VERTICAL TAKE-OFF AND LANDING, VERTICAL AND HORIZONTAL FLIGHT AND POWER GENERATION IN FLIGHT

1. Domaine [0001] Différents modes de réalisation concernent une ingénierie aérospatiale, et plus particulièrement un véhicule aérien à ailes fixes capables de s'incliner indépendamment l'une de l'autre. Les différents modes de réalisation sont applicables aux véhicules aériens habités et non habités, qui sont autonomes ou contrôlés.1. Field [0001] Different embodiments relate to aerospace engineering, and more particularly an air vehicle with fixed wings capable of tilting independently of one another. The different embodiments are applicable to manned and unmanned air vehicles, which are autonomous or controlled.

2. Description de la technique antérieure [0002] De nos jours, des véhicules aériens à ailes fixes dotés de la capacité de décollage et d'atterrissage courts ou verticaux sont décrits comme des véhicules aériens de tailles multiples. Dans le cas des petits véhicules aériens à ailes fixes, de nombreuses technologies connues différentes sont utilisées pour offrir la capacité de décollage et d'atterrissage courts ou verticaux.2. Description of the Prior Art [0002] Nowadays, fixed wing air vehicles with the ability to take off and land short or vertical are described as air vehicles of multiple sizes. In the case of small fixed wing air vehicles, many different known technologies are used to provide short or vertical takeoff and landing capability.

[0003] L'une des manières possibles d'un véhicule aérien à ailes fixes pour décoller sans utiliser une piste est la mesure de décollage assisté. Cette mesure de décollage assisté est exécutée en fournissant une impulsion initiale au véhicule aérien pour qu'il devienne en vol.One of the possible ways of an air vehicle with fixed wings to take off without using a runway is the assisted takeoff measurement. This assisted take-off measure is carried out by providing an initial impulse to the air vehicle so that it becomes in flight.

[0004] Une fois en l'air, un système de commande du véhicule aérien peut agir en association avec les moteurs afin de le maintenir stable et équilibré dans une opération de vol.Once in the air, an air vehicle control system can act in association with the engines to keep it stable and balanced in a flight operation.

[0005] Des inconvénients de cette technologie sont qu'un dispositif de type fronde spécial peut parfois être nécessaire pour permettre un lancement sûr du véhicule aérien à ailes fixes, ce qui rend le décollage plus long et plus complexe. D'autres inconvénients peuvent être le risque de blessure du véhicule aérien à ailes fixes en cas de lancement raté.Disadvantages of this technology are that a special sling-type device may sometimes be necessary to allow safe launching of the air vehicle with fixed wings, which makes take-off longer and more complex. Other disadvantages can be the risk of injury to the fixed wing air vehicle in the event of a failed launch.

[0006] Pour un décollage totalement sans assistance, une solution peut être d'utiliser un schéma de rotors inclinés pour le décollage. Dans une configuration de rotors inclinés, les ailes sont fixes et seuls les moteurs peuvent bouger pendant le régime de décollage et de vol. Dans ce schéma, lorsque le véhicule aérien est toujours au sol, les rotors dirigent leur puissance de poussée vers le sol verticalement afin de pousser le véhicule aérien pour effectuer un décollage vertical similaire à celui d'un véhicule aérien à aile tournante. Une fois en l'air, les rotors du véhicule aérien à rotors inclinés peuvent faire tourner leur position afin de fournir une force de poussée ou de traction dans les ailes pour générer la force de portance nécessaire pour maintenir le véhicule aérien en vol.For a totally unassisted takeoff, one solution may be to use an inclined rotor scheme for takeoff. In an inclined rotor configuration, the wings are fixed and only the engines can move during takeoff and flight. In this diagram, when the air vehicle is still on the ground, the rotors direct their thrust power towards the ground vertically in order to push the air vehicle to perform a vertical take-off similar to that of a rotary wing air vehicle. Once in the air, the rotors of the inclined-rotor air vehicle can rotate their position to provide thrust or traction in the wings to generate the lift force necessary to keep the air vehicle in flight.

[0007] Bien que cette procédure puisse effectuer un décollage sans assistance supplémentaire, elle présente un important inconvénient dû à la traînée aérodynamique au décollage. Puisque les ailes peuvent rester dans la même configuration, leur surface fournit une très importante traînée aérodynamique, ce qui rend la quantité d'air devant être écarté beaucoup plus grande, et par conséquent la quantité de poussée nécessaire de la part des moteurs est nettement plus élevée.Although this procedure can take off without additional assistance, it has a significant drawback due to the aerodynamic drag on takeoff. Since the wings can remain in the same configuration, their surface provides a very large aerodynamic drag, which makes the amount of air to be drawn out much greater, and therefore the amount of thrust required from the engines is significantly more high.

[0008] Un autre schéma qui peut être utilisé est des ailes inclinées et des rotors fixes. Dans cette configuration, les rotors pointent toujours dans la même direction, mais les ailes disposent des options de pouvoir s'incliner de plusieurs degrés. Cette configuration d'ailes inclinables exécute le décollage d'une manière très similaire à la configuration de rotors inclinés. La différence majeure et l'avantage du schéma des ailes inclinées et des rotors fixes par rapport au schéma des rotors inclinés sont que puisque l'aile du schéma des ailes inclinées et des rotors fixes est de forme verticale, la traînée aérodynamique peut être réduite, en dotant par conséquent le système du véhicule aérien d'une meilleure stabilité.Another scheme which can be used is inclined wings and fixed rotors. In this configuration, the rotors always point in the same direction, but the wings have the options of being able to tilt by several degrees. This configuration of tilting wings performs takeoff in a manner very similar to the configuration of inclined rotors. The major difference and advantage of the inclined wings and fixed rotors scheme compared to the inclined rotors scheme is that since the wing of the inclined wings and fixed rotors scheme is vertical, the aerodynamic drag can be reduced, thereby providing the aerial vehicle system with better stability.

[0009] Le principal inconvénient de ce schéma des ailes inclinées et des rotors fixes est la quantité de force de portance nécessaire pour que le système du véhicule aérien puisse parvenir à un décollage. Une procédure de décollage stable nécessite habituellement un système du véhicule aérien avec 4 moteurs, ce qui finit par drainer une grande partie de l'énergie stockée dans le véhicule aérien, et par conséquent à raccourcir son temps de vol.The main drawback of this diagram of inclined wings and fixed rotors is the amount of lift force necessary for the air vehicle system to be able to take off. A stable take-off procedure usually requires an air vehicle system with 4 motors, which ends up draining much of the energy stored in the air vehicle, and therefore shortening its flight time.

[0010] Des véhicules aériens fonctionnent avec de l'énergie électrique, et exigent donc une procédure pour réguler et contrôler la puissance du système du véhicule aérien afin d'éviter une chute rapide de l'énergie. La source d'énergie des petits véhicules aériens en configuration à ailes fixes et à ailes tournantes est généralement une batterie électrique.Air vehicles operate with electrical energy, and therefore require a procedure to regulate and control the power of the air vehicle system in order to avoid a rapid drop in energy. The energy source of small air vehicles in fixed wing and rotating wing configuration is generally an electric battery.

[0011] La plupart des véhicules aériens disponibles non seulement pour le public, mais aussi utilisés pour des tâches militaires et civiles utilisent du courant électrique comme source d'énergie. Des batteries doivent donc être installées sur le véhicule aérien pour fournir un temps de vol important et rendre le système du véhicule aérien capable de fonctionner efficacement. Des batteries plus grandes sont montées sur le véhicule aérien ; une plus grande consommation d'énergie est nécessaire dans le véhicule aérien pour le décollage et le vol du véhicule aérien. Ceci entraîne un compromis entre la puissance fournie par les batteries du véhicule aérien et la puissance consommée dans le véhicule aérien puisque les batteries ajoutent un poids significatif au véhicule aérien, et nécessite donc une énergie plus élevée pour fournir une force de portance suffisante pour garder le véhicule aérien en vol.Most air vehicles available not only for the public, but also used for military and civil tasks use electric current as an energy source. Batteries must therefore be installed on the air vehicle to provide a long flight time and make the air vehicle system capable of operating efficiently. Larger batteries are mounted on the aerial vehicle; greater energy consumption is required in the air vehicle for takeoff and flight of the air vehicle. This results in a compromise between the power supplied by the batteries of the air vehicle and the power consumed in the air vehicle since the batteries add significant weight to the air vehicle, and therefore requires higher energy to provide sufficient lift force to keep the aerial vehicle in flight.

[0012] Afin de contrôler la consommation de l'énergie, un système de gestion des batteries du véhicule aérien est inclus dans la plupart des véhicules aériens fonctionnant avec de l'électricité. Ce système du véhicule aérien est plus utile dans les situations où il y a plusieurs blocs de batteries, et un schéma de contrôle est nécessaire pour la décharge et la charge des batteries.In order to control the consumption of energy, an air vehicle battery management system is included in most air vehicles operating with electricity. This aerial vehicle system is most useful in situations where there are multiple battery packs, and a control scheme is required for discharging and charging the batteries.

[0013] En configuration quadrirotor, toute la force de portance du véhicule aérien provient des moteurs, ce qui provoque un drainage extrêmement rapide de la batterie. Dans la configuration des ailes fixes, les forces de portance proviennent non seulement des moteurs, mais aussi de l'interaction des ailes avec le flux d'air libre. Du fait de ceci, la quantité de puissance requise par les moteurs va être considérablement inférieure.In quadrotor configuration, all the lift force of the air vehicle comes from the engines, which causes extremely rapid drainage of the battery. In the configuration of the fixed wings, the lift forces come not only from the motors, but also from the interaction of the wings with the free air flow. Because of this, the amount of power required by the motors will be considerably lower.

RÉSUMÉ [0014] Dans un mode de réalisation, un véhicule aérien peut comprendre: un corps principal agencé dans une première direction ; deux ailes principales disposées par rapport au corps principal dans une deuxième direction sensiblement perpendiculaire à la première direction, les deux ailes principales étant agencées de manière opposée l'une par rapport à l'autre; deux unités de commande d'inclinaison d'aile principale couplées respectivement aux ailes principales et adaptées pour commander les ailes principales pour qu'elles s'inclinent indépendamment l'une de l'autre ; deux unités de propulsion principales agencées respectivement sur les ailes principales ; des ailes de queue agencées sur un côté arrière du corps principal dans les deuxième et troisième directions sensiblement perpendiculaires à la première direction ; une gouverne de direction agencée sur l'aile arrière de la troisième direction ; une unité de commande d'inclinaison de gouverne de direction adaptée pour commander l'inclinaison de la gouverne de direction ; une unité de propulsion de queue agencée sur le côté arrière du corps principal ; une unité de commande d'inclinaison de queue adaptée pour commander l'inclinaison de l'unité de propulsion de queue ; une unité de puissance adaptée pour fournir de la puissance aux unités de propulsion principales et de queue; et une unité de commande de position adaptée pour commander les unités de commande d'inclinaison d'aile principale, les unités de propulsion principales, l'unité de commande d'inclinaison de gouverne de direction, l'unité de propulsion de queue et l'unité de commande d'inclinaison de queue, pour ajuster la position du véhicule aérien tandis qu'il est en l'air. [0015] Les ailes principales peuvent être de configuration symétrique. Les ailes de queue de la deuxième direction peuvent être disposées de manière opposée l'une par rapport à l'autre et de configuration symétrique.SUMMARY In one embodiment, an air vehicle can include: a main body arranged in a first direction; two main wings disposed relative to the main body in a second direction substantially perpendicular to the first direction, the two main wings being arranged opposite to each other; two main wing tilt control units respectively coupled to the main wings and adapted to control the main wings to tilt independently of each other; two main propulsion units arranged respectively on the main wings; tail wings arranged on a rear side of the main body in the second and third directions substantially perpendicular to the first direction; a rudder arranged on the rear wing of the third direction; a rudder tilt control unit adapted to control the tilt of the rudder; a tail propulsion unit arranged on the rear side of the main body; a tail tilt control unit adapted to control the tilt of the tail propulsion unit; a power unit adapted to supply power to the main and tail propulsion units; and a position control unit adapted to control the main wing tilt control units, the main propulsion units, the rudder tilt control unit, the tail propulsion unit and the 'tail tilt control unit, to adjust the position of the air vehicle while in the air. The main wings can be of symmetrical configuration. The tail wings of the second direction may be arranged opposite to each other and of symmetrical configuration.

[0016] Les unités de commande d'inclinaison d'aile principale et l'unité de commande d'inclinaison de queue peuvent incliner les ailes principales et les ailes de queue de telle sorte que les unités de propulsion principales et arrière fournissent une poussée et un soulèvement pendant un vol du véhicule aérien dans la troisième direction.The main wing tilt control units and the tail tilt control unit can tilt the main wings and the tail wings so that the main and rear propulsion units provide thrust and an uplift during an aerial vehicle flight in the third direction.

[0017] Les unités de commande d'inclinaison d'aile principale et l'unité de commande d'inclinaison de queue peuvent incliner les ailes principales et les ailes de queue de sorte que les unités de propulsion principale et arrière fournissent une poussée et un soulèvement pendant un vol du véhicule aérien, dans un espace formé par les premières et deuxièmes directions.The main wing tilt control units and the tail tilt control unit can tilt the main wings and the tail wings so that the main and rear propulsion units provide thrust and lifting during flight of the aerial vehicle, in a space formed by the first and second directions.

[0018] L'unité de propulsion de queue peut être fermée et peut générer de la puissance à partir d'un flux d'air pendant un vol du véhicule aérien dans un espace formé par les première et deuxième directions. L'unité de puissance est chargée par l'unité de propulsion de queue pendant le vol du véhicule aérien dans l'espace formé par les première et deuxième directions.The tail propulsion unit can be closed and can generate power from an air flow during a flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions. The power unit is charged by the tail propulsion unit during the flight of the air vehicle in the space formed by the first and second directions.

[0019] Les unités de commande d'inclinaison d'aile principale peuvent incliner les ailes principales dans la même direction, de sorte que le véhicule aérien effectue un mouvement de tangage pendant un vol du véhicule aérien dans un espace formé par les première et deuxième directions ou dans la troisième direction.The main wing tilt control units can tilt the main wings in the same direction, so that the air vehicle performs a pitching movement during a flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions or in the third direction.

[0020] L'unité de commande d'inclinaison de gouverne de direction peut incliner la gouverne de direction de sorte que le véhicule aérien effectue un mouvement de lacet pendant un vol du véhicule aérien dans un espace formé par les première et deuxième directions.The rudder tilt control unit can tilt the rudder so that the air vehicle makes a yaw movement during a flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions.

[0021] Les unités de commande d'inclinaison d'aile principale peuvent incliner les ailes principales dans des directions opposées de sorte que le véhicule aérien effectue un mouvement de roulis pendant un vol du véhicule aérien dans un espace formé par les première et deuxième directions.The main wing tilt control units can tilt the main wings in opposite directions so that the air vehicle rolls during a flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions .

[0022] Les unités de commande d'inclinaison d'aile principale peuvent incliner les ailes principales dans des directions opposées de sorte que le véhicule aérien fasse un mouvement de lacet pendant un vol du véhicule aérien dans la troisième direction.The main wing tilt control units can tilt the main wings in opposite directions so that the air vehicle makes a yaw movement during a flight of the air vehicle in the third direction.

[0023] Les unités de propulsion principales peuvent fournir une propulsion différente l'une de l'autre de sorte que le véhicule aérien effectue un mouvement de roulis pendant un vol du véhicule aérien dans la troisième direction.The main propulsion units can provide different propulsion from one another so that the air vehicle rolls during a flight of the air vehicle in the third direction.

[0024] L'unité de commande de position peut comprendre : une mémoire adaptée pour stocker des valeurs de position de référence ; une unité de détection adaptée pour générer des valeurs de position actuelle en détectant la position actuelle du véhicule aérien ; et une unité de correction de position adaptée pour générer des valeurs de correction en comparant les valeurs de position de référence et les valeurs de position actuelle, et pour fournir les valeurs de correction aux unités de commande d'inclinaison d'aile principale, aux unités de propulsion principales, à l'unité de propulsion de queue et à l'unité de commande d'inclinaison de queue.The position control unit can include: a memory adapted to store reference position values; a detection unit adapted to generate current position values by detecting the current position of the air vehicle; and a position correction unit adapted to generate correction values by comparing the reference position values and the current position values, and for providing the correction values to the main wing tilt control units, to the units main propulsion unit, the tail propulsion unit and the tail tilt control unit.

DESCRIPTION BRÈVE DES DESSINS [0025] La figure 1 montre une position de décollage vertical d'un véhicule aérien selon un mode de réalisation de la présente divulgation.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Figure 1 shows a vertical take-off position of an air vehicle according to an embodiment of the present disclosure.

[0026] La figure 2 montre le véhicule aérien changeant de mode de vol selon un mode de réalisation de la présente divulgation.Figure 2 shows the air vehicle changing flight mode according to one embodiment of the present disclosure.

[0027] La figure 3 représente le véhicule aérien dans un mode de vol horizontal selon un mode de réalisation de la présente invention.Figure 3 shows the air vehicle in a horizontal flight mode according to an embodiment of the present invention.

[0028] La figure 4 montre un mouvement de tangage du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal.Figure 4 shows a pitching movement of the air vehicle in the horizontal flight mode.

[0029] La figure 5 montre un mouvement de lacet du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal.Figure 5 shows a yaw movement of the air vehicle in the horizontal flight mode.

[0030] La figure 6 montre un mouvement de roulis du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal.Figure 6 shows a rolling movement of the air vehicle in the horizontal flight mode.

[0031] La figure 7 représente le véhicule aérien dans un mode de vol vertical selon un mode de réalisation de la présente invention.Figure 7 shows the air vehicle in a vertical flight mode according to an embodiment of the present invention.

[0032] La figure 8 montre un mouvement de tangage du véhicule aérien dans le mode de vol vertical.Figure 8 shows a pitching movement of the air vehicle in the vertical flight mode.

[0033] La figure 9 montre un mouvement de lacet du véhicule aérien dans le mode de vol vertical.Figure 9 shows a yaw movement of the air vehicle in the vertical flight mode.

[0034] La figure 10 montre un mouvement de roulis du véhicule aérien dans le mode de vol vertical.Figure 10 shows a rolling movement of the air vehicle in the vertical flight mode.

[0035] La figure 11 représente schématiquement un système de commande inclus dans le véhicule aérien de la figure 1.FIG. 11 schematically represents a control system included in the air vehicle of FIG. 1.

[0036] Les figures 12 à 20 montrent divers modes de réalisation de liaison entre des ailes principales et des actionneurs des ailes principales.Figures 12 to 20 show various embodiments of connection between main wings and actuators of the main wings.

[0037] La figure 21 montre un mode de réalisation d'un boîtier des dispositifs d'engrenage épicycloïdal.Figure 21 shows an embodiment of a housing of the planetary gear devices.

[0038] La figure 22 montre une coupe transversale de la figure 21.Figure 22 shows a cross section of Figure 21.

[0039] La figure 23 représente un mode de réalisation d'une structure adaptée pour incliner le moteur de queue.Figure 23 shows an embodiment of a structure adapted to tilt the tail motor.

[0040] La figure 24 montre le véhicule aérien ayant un turbopropulseur appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 24 shows the air vehicle having a turboprop applied as the propulsion engine of the air vehicle.

[0041] La figure 25 montre le véhicule aérien équipé d'un turboréacteur à double flux appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 25 shows the air vehicle equipped with a turbofan engine applied as a propulsion engine of the air vehicle.

[0042] La figure 26 montre le véhicule aérien ayant un moteur à réaction appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 26 shows the air vehicle having a jet engine applied as the propulsion engine of the air vehicle.

[0043] La figure 27 montre le véhicule aérien ayant un moteur à soufflante carénée appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 27 shows the air vehicle having a faired fan motor applied as the propulsion engine of the air vehicle.

DESCRIPTION DÉTAILLÉE [0044] Divers modes de réalisation peuvent être décrits ci-dessous de manière plus détaillée en se reportant aux dessins annexés. La présente invention peut, cependant, être réalisée sous différentes formes et ne doit pas être considérée comme limitée aux modes de réalisation exposés ici. Au contraire, ces modes de réalisation sont fournis de telle sorte que cette description peut être approfondie et complète et peut entièrement transmettre la portée de la présente invention à l'homme du métier. Les dessins ne sont pas nécessairement à l'échelle, et dans certains cas, les proportions peuvent avoir été exagérées afin d'illustrer clairement des caractéristiques des modes de réalisation. Tout au long de la divulgation, les références numériques correspondent directement aux parties similaires dans les diverses figures et divers modes de réalisation de la présente invention. Il convient également de noter que dans cette description, « connecté/couplé » fait référence à un composant non seulement se couplant directement à un autre composant, mais également se couplant indirectement à un autre composant via un composant intermédiaire. De plus, une forme singulière peut inclure une forme plurielle tant que ce n'est pas spécifiquement mentionné dans une phrase. Il devrait être facile de comprendre que la signification de « sur » et « au-dessus » dans la présente divulgation devrait être interprétée de la manière la plus large de sorte que « sur » signifie non seulement « directement sur », mais aussi « sur » quelque chose avec une ou des caractéristiques ou couches intermédiaires entre les deux, et que « au-dessus » signifie non seulement directement sur le dessus, mais aussi sur le dessus de quelque chose avec une ou des caractéristiques ou couches intermédiaires entre les deux.DETAILED DESCRIPTION Various embodiments can be described below in more detail with reference to the accompanying drawings. The present invention can, however, be embodied in different forms and should not be considered as limited to the embodiments set out here. On the contrary, these embodiments are provided so that this description can be deepened and complete and can fully transmit the scope of the present invention to those skilled in the art. The drawings are not necessarily to scale, and in some cases the proportions may have been exaggerated in order to clearly illustrate features of the embodiments. Throughout the disclosure, the reference numerals correspond directly to like parts in the various figures and various embodiments of the present invention. It should also be noted that in this description, “connected / coupled” refers to a component not only coupling directly to another component, but also indirectly coupling to another component via an intermediate component. In addition, a singular form can include a plural form as long as it is not specifically mentioned in a sentence. It should be easy to understand that the meanings of "on" and "above" in this disclosure should be broadly interpreted so that "on" means not only "directly on", but also "on Something with one or more features or layers in between, and that "above" means not only directly on top, but also on top of something with one or more features or layers in between.

[0045] Le système de propulsion, le schéma de stockage d'énergie et la configuration de vol selon des modes de réalisation de la présente description peuvent être appliqués à de nombreux types de véhicules aériens. Des modes de réalisation de la présente divulgation peuvent également être appliqués à des véhicules aériens habités et non habités, qui sont autonomes ou contrôlés.The propulsion system, the energy storage scheme and the flight configuration according to embodiments of the present description can be applied to many types of air vehicles. Embodiments of this disclosure may also be applied to manned and unmanned air vehicles, which are autonomous or controlled.

[0046] La figure 1 montre une position de décollage vertical d'un véhicule aérien selon un mode de réalisation de la présente invention. [0047] En se référant à la figure 1, le véhicule aérien selon des modes de réalisation de la présente divulgation peut comprendre deux ailes principales 4 et 7 prévues des deux côtés d'un corps principal 3. Deux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 peuvent être fournis aux ailes principales 4 et 7 dans une configuration de tracteur, respectivement. Des actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent être prévus entre le corps principal 3 et les ailes principales 4 et 7, respectivement. Les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent fonctionner indépendamment l'un de l'autre. Par conséquent, les ailes principales 4 et 7 peuvent être inclinées indépendamment l'une de l'autre. En raison des inclinaisons indépendantes des ailes principales 4 et 7, les directions de poussée des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 peuvent être commandées indépendamment l'une de l'autre. Les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et les hélices d'aile principale couplées aux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 peuvent être prévus sur le côté avant des ailes principales 4 et 7 dans une configuration de tracteur, respectivement. [0048] Le véhicule aérien selon des modes de réalisation de la présente divulgation peut en outre comprendre des ailes horizontales 11 et 12 et une aile verticale 13 prévue sur le côté arrière du corps principal 3.Figure 1 shows a vertical take-off position of an air vehicle according to an embodiment of the present invention. Referring to Figure 1, the air vehicle according to embodiments of the present disclosure may include two main wings 4 and 7 provided on both sides of a main body 3. Two electric main wing motors 2 and 8 can be supplied to main wings 4 and 7 in a tractor configuration, respectively. Main wing actuators 5 and 6 may be provided between the main body 3 and the main wings 4 and 7, respectively. The main wing actuators 5 and 6 can operate independently of each other. Consequently, the main wings 4 and 7 can be inclined independently of one another. Due to the independent inclinations of the main wings 4 and 7, the thrust directions of the electric main wing motors 2 and 8 can be controlled independently of one another. The electric main wing motors 2 and 8 and the main wing propellers coupled to the electric main wing motors 2 and 8 may be provided on the front side of the main wings 4 and 7 in a tractor configuration, respectively. The air vehicle according to embodiments of the present disclosure may further comprise horizontal wings 11 and 12 and a vertical wing 13 provided on the rear side of the main body 3.

[0049] Une gouverne de direction 14 peut être prévue sur l'aile verticale 13. La gouverne de direction 14 peut être commandée par un actionneur de queue vertical 15 prévu entre l'aile verticale 13 et la gouverne de direction 14.A rudder 14 can be provided on the vertical wing 13. The rudder 14 can be controlled by a vertical tail actuator 15 provided between the vertical wing 13 and the rudder 14.

[0050] Un moteur de queue 10 et une hélice de queue peuvent être prévus entre les ailes horizontales 11 et 12. Le moteur de queue 10 peut fournir des poussées horizontales et verticales au véhicule aérien conformément aux modes de réalisation de la présente divulgation. L'inclinaison du moteur de queue 10 peut être commandée par un actionneur de queue 9 agencé entre les ailes horizontales 11 et 12. Le moteur de queue 10 peut avoir une configuration de propulseur.A tail motor 10 and a tail propeller may be provided between the horizontal wings 11 and 12. The tail motor 10 may provide horizontal and vertical thrusts to the air vehicle in accordance with the embodiments of this disclosure. The tilt of the tail motor 10 can be controlled by a tail actuator 9 arranged between the horizontal wings 11 and 12. The tail motor 10 can have a propellant configuration.

[0051] Chaque paire des ailes principales 4 et 7 et des ailes horizontales 11 et 12 peut avoir une configuration de balayage rectiligne conique symétrique.Each pair of main wings 4 and 7 and horizontal wings 11 and 12 can have a symmetrical conical rectilinear scanning configuration.

[0052] Le véhicule aérien selon des modes de réalisation de la présente divulgation peut être alimenté en puissance à partir d'une pluralité d'ensembles de cellules de batterie (non illustrés) prévus dans celui-ci.The air vehicle according to embodiments of the present disclosure can be supplied with power from a plurality of sets of battery cells (not shown) provided therein.

[0053] La figure 1 montre une position de décollage et d'atterrissage verticale du véhicule aérien selon des modes de réalisation de la présente divulgation.Figure 1 shows a vertical takeoff and landing position of the air vehicle according to embodiments of the present disclosure.

[0054] En se reportant à la Fig. 1, le véhicule aérien peut être maintenu dans une position d'atterrissage en utilisant comme support des trains d'atterrissage 16 disposés à l'avant et à l'arrière du corps principal 3. Pendant le décollage du véhicule aérien, les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10 peuvent pivoter dans une direction verticale par l'intermédiaire des actionneurs d'aile principale 5 et 6 et de l'actionneur de queue 9. Les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et le moteur de queue 10 peuvent être activés pour fournir une poussée et un soulèvement maximum au véhicule aérien. Lors de l'atterrissage du véhicule aérien, les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10 peuvent être maintenus dans la configuration verticale sans une quelconque inclinaison tandis que les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et le moteur de queue 10 peuvent faire varier leur poussée et leur portance pour l'atterrissage en toute sécurité du véhicule aérien sur le sol. Une fois l'atterrissage terminé, le véhicule aérien peut être maintenu dans la position d'atterrissage en utilisant comme support les trains d'atterrissage 16. L'électronique et tous les composants principaux peuvent être disposés dans un nez 1 et le corps principal 3 du véhicule aérien.Referring to FIG. 1, the air vehicle can be kept in a landing position using as landing gear 16 arranged at the front and rear of the main body 3. During takeoff of the air vehicle, the main wings 4 and 7 and the tail motor 10 can pivot in a vertical direction via the main wing actuators 5 and 6 and the tail actuator 9. The electric main wing motors 2 and 8 and the tail 10 can be activated to provide maximum thrust and lift to the air vehicle. When the air vehicle lands, the main wings 4 and 7 and the tail motor 10 can be kept in the vertical configuration without any tilting while the electric main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10 may vary their thrust and lift for the safe landing of the air vehicle on the ground. Once the landing is complete, the air vehicle can be kept in the landing position using the landing gear 16 as support. The electronics and all the main components can be arranged in a nose 1 and the main body 3 of the aerial vehicle.

[0055] Des première et seconde batteries en tant que source de puissance du véhicule aérien peuvent être agencées dans le corps principal 3. Les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et le moteur de queue 10 peuvent être alimentés en puissance par les premier et second blocs de batteries. Pendant le décollage du véhicule aérien, l'un des premier et second blocs de batteries peut alimenter le moteur de queue 10 et l'autre des premier et second blocs de batteries peut fournir de la puissance aux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8.First and second batteries as a power source for the air vehicle can be arranged in the main body 3. The electric main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10 can be supplied with power by the first and second battery packs. During take-off of the air vehicle, one of the first and second battery packs can power the tail motor 10 and the other of the first and second battery packs can supply power to the electric main wing motors 2 and 8 .

[0056] La figure 2 montre le véhicule aérien changeant de mode de vol selon un mode de réalisation de la présente divulgation.Figure 2 shows the air vehicle changing flight mode according to one embodiment of the present disclosure.

[0057] La figure 2 montre le véhicule aérien changeant son mode de vol d'un mode de vol vertical à un mode de vol horizontal. Une fois que le véhicule aérien n'est plus au sol et atteint une altitude suffisamment élevée, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 et l'actionneur de queue 9 peuvent incliner progressivement les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10 afin que le véhicule aérien puisse changer de vol de mode et passer du mode de vol vertical au mode de vol horizontal.Figure 2 shows the air vehicle changing its flight mode from a vertical flight mode to a horizontal flight mode. Once the air vehicle is no longer on the ground and has reached a sufficiently high altitude, the main wing actuators 5 and 6 and the tail actuator 9 can gradually tilt the main wings 4 and 7 and the tail motor 10 so that the air vehicle can change flight mode and switch from vertical flight mode to horizontal flight mode.

[0058] La figure 3 représente le véhicule aérien dans le mode de vol horizontal selon un mode de réalisation de la présente divulgation.FIG. 3 represents the air vehicle in the horizontal flight mode according to one embodiment of the present disclosure.

[0059] En se reportant à la figure 3, une fois dans le mode de vol horizontal et après qu'une certaine vitesse soit atteinte pendant le vol horizontal du véhicule aérien, le moteur de queue 10 peut être arrêté et commencer à fonctionner en tant que générateur pendant que les moteurs électriques 2 et 8 continuent leurs opérations. L'énergie fournie par le moteur de queue 10 peut charger l'un des premier et second blocs de batteries, qui à ce moment a moins d'énergie restante, tandis que l'autre peut fournir de l'énergie au moins aux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8. Le flux d'air s'écoulant de l'avant vers l'arrière du véhicule aérien en résultat du changement de mode pour le mode de vol horizontal du véhicule aérien peut faire tourner l'hélice du moteur de queue 10 pour générer de la puissance, de telle sorte que la puissance est chargée dans les premier et second blocs de batteries.Referring to Figure 3, once in the horizontal flight mode and after a certain speed is reached during the horizontal flight of the air vehicle, the tail motor 10 can be stopped and start operating as as generator while the electric motors 2 and 8 continue their operations. The energy supplied by the tail motor 10 can charge one of the first and second battery packs, which at this time has less energy remaining, while the other can supply energy at least to the motors d electric main wing 2 and 8. The air flow flowing from the front to the rear of the air vehicle as a result of the mode change for the horizontal flight mode of the air vehicle can cause the propeller to rotate tail 10 to generate power, so that power is charged in the first and second battery packs.

[0060] L'un des premier et second blocs de batteries peut fournir sa puissance aux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8, et l'autre des premier et second blocs de batteries peut fournir sa puissance au moteur de queue 10. Entre les premier et second blocs de batteries, l'un dont la puissance restante est la plus importante peut être commuté pour fournir l'énergie restante aux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8. Le véhicule aérien peut en outre comprendre une source de puissance supplémentaire disponible pour un atterrissage d'urgence.One of the first and second battery packs can supply power to the main electric wing motors 2 and 8, and the other of the first and second battery packs can supply power to the tail motor 10. Between the first and second battery packs, one of which has the highest remaining power can be switched to supply the remaining power to the electric main wing motors 2 and 8. The air vehicle may further include a power source additional available for emergency landing.

[0061] Une fois le changement pour le mode de vol horizontal effectué, le véhicule aérien peut voler uniquement avec les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8. Dans le mode de vol horizontal, le véhicule aérien peut être muni d'une portance depuis les ailes principales 4 et 7 inclinées parallèlement au corps principal 3.Once the change has been made to the horizontal flight mode, the air vehicle can only fly with the electric main wing motors 2 and 8. In the horizontal flight mode, the air vehicle can be provided with lift. from the main wings 4 and 7 inclined parallel to the main body 3.

[0062] La figure 4 montre un mouvement de tangage du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal.Figure 4 shows a pitching movement of the air vehicle in the horizontal flight mode.

[0063] La figure 4 montre une opération de tangage du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal. Pendant l'opération de tangage dans le mode de vol horizontal, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent incliner les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 dans une direction nécessitant une portance. Dans cette situation, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent fournir le tangage du véhicule aérien en tournant dans la même direction. Comme illustré sur la figure 4, lorsque les ailes principales 4 et 7 sont inclinées vers le haut par les actionneurs d'aile principale 5 et 6, la poussée générée par les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 peut comporter une composante verticale ascendante dont la poussée soulève une tête du véhicule aérien et fournir le tangage vers le haut. Au contraire, lorsque les ailes principales 4 et 7 sont inclinées vers le bas par les actionneurs d'aile principale 5 et 6, la poussée générée par les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 peut comprendre une composante verticale descendante, dont la poussée appuie sur la tête du véhicule aérien et fournir le tangage vers le bas. Pendant le l'opération de tangage des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8, une poussée principale peut être fournie de nouveau par le moteur de queue 10 lorsque cela est nécessaire.Figure 4 shows a pitching operation of the air vehicle in the horizontal flight mode. During the pitching operation in the horizontal flight mode, the main wing actuators 5 and 6 can tilt the electric main wing motors 2 and 8 in a direction requiring lift. In this situation, the main wing actuators 5 and 6 can provide the pitching of the air vehicle by turning in the same direction. As illustrated in FIG. 4, when the main wings 4 and 7 are inclined upwards by the main wing actuators 5 and 6, the thrust generated by the electric main wing motors 2 and 8 may include an upward vertical component the thrust of which lifts a head of the aerial vehicle and provides the pitch up. On the contrary, when the main wings 4 and 7 are inclined downward by the main wing actuators 5 and 6, the thrust generated by the electric main wing motors 2 and 8 may include a vertical downward component, the thrust of which press the head of the aerial vehicle and provide the pitch down. During the pitching operation of the electric main wing motors 2 and 8, a main thrust can be supplied again by the tail motor 10 when necessary.

[0064] La figure 5 montre un mouvement de lacet du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal.Figure 5 shows a yaw movement of the air vehicle in the horizontal flight mode.

[0065] La figure 5 montre une opération de lacet du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal. Dans le mode de vol horizontal, l'actionneur de queue vertical 15 peut faire tourner la gouverne de direction 14 dans le sens des aiguilles d'une montre pour faire tourner le véhicule aérien dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. Au contraire, l'actionneur de queue vertical 15 peut faire tourner la gouverne de direction 14 dans le sens inverse des aiguilles d'une montre pour faire tourner le véhicule aérien dans le sens des aiguilles d'une montre. Dans un mode de réalisation, le véhicule aérien peut effectuer l'opération de lacet en faisant varier la puissance de sortie des moteurs d'aile principale électriques respectifs 2 et 8.Figure 5 shows a yaw operation of the air vehicle in the horizontal flight mode. In the horizontal flight mode, the vertical tail actuator 15 can rotate the rudder 14 clockwise to rotate the air vehicle counterclockwise. In contrast, the vertical tail actuator 15 can rotate the rudder 14 counterclockwise to rotate the air vehicle clockwise. In one embodiment, the air vehicle can perform the yaw operation by varying the output power of the respective electric main wing motors 2 and 8.

[0066] La figure 6 montre un mouvement de roulis du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal.Figure 6 shows a rolling movement of the air vehicle in the horizontal flight mode.

[0067] La figure 6 montre une opération de roulis du véhicule aérien dans le mode de vol horizontal. Pendant l'opération de roulis, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent incliner les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 dans des directions opposées l'une à l'autre. Le véhicule aérien peut être en roulis dans le sens des aiguilles d'une montre ou dans le sens inverse des aiguilles d'une montre selon les directions d'inclinaison des ailes principales 4 et 7.Figure 6 shows a rolling operation of the air vehicle in the horizontal flight mode. During the roll operation, the main wing actuators 5 and 6 can tilt the electric main wing motors 2 and 8 in opposite directions to each other. The aerial vehicle can be rolled clockwise or anticlockwise according to the directions of inclination of the main wings 4 and 7.

Comme illustré sur la figure 6, lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 inclinent l'aile principale droite 7 vers le haut et l'aile principale gauche 4 dans la direction vers le bas, la poussée générée par le moteur d'aile principale droit 8 peut comprendre une direction verticale ascendante et la poussée générée par le moteur d'aile principale gauche 2 peut comprendre une direction verticale descendante. Ces poussées des directions opposées peuvent mettre en roulis le véhicule aérien en faisant rouler le corps principal 3 du véhicule aérien dans le sens des aiguilles d'une montre en regardant le véhicule aérien depuis l'avant de celui-ci. Au contraire, lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 inclinent l'aile principale droite 7 vers le bas et l'aile principale gauche 4 vers le haut, la poussée générée par le moteur d'aile principale droit 8 peut comprendre une direction verticale descendante et la poussée générée par le moteur d'aile principale gauche 2 peut comprendre une direction verticale ascendante. Ces poussées des directions opposées peuvent mettre en roulis le véhicule aérien en faisant rouler le corps principal 3 du véhicule aérien dans le sens inverse des aiguilles d'une montre en regardant le véhicule aérien depuis l'avant de celui-ci.As illustrated in Figure 6, when the main wing actuators 5 and 6 tilt the right main wing 7 up and the left main wing 4 in the downward direction, the thrust generated by the wing motor main right 8 may include an upward vertical direction and the thrust generated by the left main wing motor 2 may include a downward vertical direction. These thrusts from opposite directions can roll the air vehicle by rolling the main body 3 of the air vehicle clockwise while looking at the air vehicle from the front thereof. On the contrary, when the main wing actuators 5 and 6 tilt the right main wing 7 down and the left main wing 4 up, the thrust generated by the right main wing motor 8 may include a direction downward vertical and the thrust generated by the left main wing motor 2 may include an upward vertical direction. These pushes from opposite directions can roll the air vehicle by rolling the main body 3 of the air vehicle counterclockwise while looking at the air vehicle from the front thereof.

[0068] La figure 7 représente le véhicule aérien dans le mode de vol vertical selon un mode de réalisation de la présente divulgation.Figure 7 shows the air vehicle in the vertical flight mode according to one embodiment of the present disclosure.

[0069] La figure 7 montre le véhicule aérien montant ou descendant dans une direction verticale. Lors du passage du mode de vol horizontal au mode de vol vertical, le moteur de queue 10 peut être à nouveau activé et le moteur de queue 10 et les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 peuvent fournir une portance au véhicule aérien. Dans le mode de vol vertical, la portance peut dépendre uniquement de la poussée fournie par les moteurs d'aile principale 2 et 8 et le moteur de queue 10. Lorsque le véhicule aérien passe dans le mode de vol vertical, le moteur de queue 10 peut cesser de servir de générateur de puissance et commencer à servir de moteur pour fournir de nouveau une portance au véhicule aérien. Dans le mode de vol vertical, le véhicule aérien peut ajuster des sorties des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et du moteur de queue 10, et les actionneurs d'aile principale 5 et 6 et l'actionneur de queue 9 peuvent commander lorsque cela s'avère nécessaire les directions de poussée des ailes principales 4 et 7 et du moteur de queue 10 en inclinant les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10, ce qui stabilise le véhicule aérien dans le mode de vol vertical. Dans le mode de vol vertical, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 et l'actionneur de queue 9 peuvent fournir au véhicule aérien un mouvement de tangage, de lacet et de translation en inclinant indépendamment les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10. Le mouvement de translation dans le mode de vol vertical peut être similaire au mouvement du véhicule aérien pendant le changement de mode de vol. Comme illustré sur la figure 2, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 et l'actionneur de queue 9 peuvent incliner progressivement les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10, qui sont maintenant dans la direction verticale, et ainsi les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 le moteur 10 peut générer une composante de poussée de la direction horizontale.Figure 7 shows the aerial vehicle going up or down in a vertical direction. When switching from horizontal flight mode to vertical flight mode, the tail motor 10 can be activated again and the tail motor 10 and the electric main wing motors 2 and 8 can provide lift to the air vehicle. In the vertical flight mode, the lift may depend only on the thrust provided by the main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10. When the air vehicle switches to the vertical flight mode, the tail motor 10 may cease to serve as a power generator and begin to serve as an engine to provide lift to the air vehicle again. In vertical flight mode, the air vehicle can adjust outputs of the electric main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10, and the main wing actuators 5 and 6 and the tail actuator 9 can control when necessary, the directions of thrust of the main wings 4 and 7 and of the tail motor 10 by tilting the main wings 4 and 7 and the tail motor 10, which stabilizes the air vehicle in the vertical flight mode. In vertical flight mode, the main wing actuators 5 and 6 and the tail actuator 9 can provide the aerial vehicle with pitching, yawing and translation movement by independently tilting the main wings 4 and 7 and the engine tail 10. The translational movement in the vertical flight mode may be similar to the movement of the air vehicle during the change of flight mode. As illustrated in FIG. 2, the main wing actuators 5 and 6 and the tail actuator 9 can gradually tilt the main wings 4 and 7 and the tail motor 10, which are now in the vertical direction, and thus the electric main wing motors 2 and 8 motor 10 can generate a thrust component of the horizontal direction.

[0070] La figure 8 montre un mouvement de tangage du véhicule aérien dans le mode de vol vertical.Figure 8 shows a pitching movement of the air vehicle in the vertical flight mode.

[0071] La figure 8 montre une opération de tangage du véhicule aérien dans le mode de vol vertical. Dans le mode de vol vertical, le véhicule aérien peut être doté d'une portance provenant des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et du moteur de queue 10. Lorsqu'une sortie des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 agencés à l'avant du véhicule aérien est augmentée ou qu'une sortie du moteur de queue 10 agencé dans le côté arrière du véhicule aérien est diminuée dans le mode de vol vertical, la tête du véhicule aérien est à portance vers le haut, comme illustré sur la figure 8, et ainsi le véhicule aérien peut effectuer l'opération de tangage vers le haut. Au contraire, lorsque la sortie des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 agencés à l'avant du véhicule aérien est diminuée ou que la sortie du moteur de queue 10 agencé à l'arrière du véhicule aérien est augmentée dans le mode de vol vertical, la tête du véhicule aérien est à portance vers le bas, et ainsi le véhicule aérien peut effectuer l'opération de tangage vers le bas.Figure 8 shows a pitching operation of the air vehicle in the vertical flight mode. In the vertical flight mode, the air vehicle can be provided with a lift coming from the electric main wing motors 2 and 8 and from the tail motor 10. When an output from the electric main wing motors 2 and 8 arranged at the front of the air vehicle is increased or an output of the tail motor 10 arranged in the rear side of the air vehicle is decreased in the vertical flight mode, the head of the air vehicle is lifted upwards, as illustrated in FIG. 8, and thus the aerial vehicle can perform the upward pitching operation. On the contrary, when the output of the electric main wing motors 2 and 8 arranged at the front of the air vehicle is decreased or when the output of the tail motor 10 arranged at the rear of the air vehicle is increased in the flight mode vertical, the head of the air vehicle is lifted down, and thus the air vehicle can perform the pitching operation down.

[0072] La figure 9 montre un mouvement de lacet du véhicule aérien dans le mode de vol vertical.Figure 9 shows a yaw movement of the air vehicle in the vertical flight mode.

[0073] La figure 9 montre une opération de lacet du véhicule aérien dans le mode de vol vertical. Dans le mode de vol vertical, lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 inclinent respectivement les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 dans des directions opposées, le véhicule aérien peut tourner dans le sens des aiguilles d'une montre ou dans le sens inverse des aiguilles d'une montre sur le plan horizontal. Comme illustré sur la figure 9, lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 inclinent indépendamment les ailes principales 4 et 7 de sorte qu'un côté avant de l'aile principale droite 7 soit orienté vers l'arrière du véhicule aérien et qu'un côté avant de l'aile principale gauche 4 soit orienté vers l'avant du véhicule aérien, la poussée fournie par le moteur d'aile principale droit 8 peut comprendre une composante horizontale dirigée vers le côté arrière du véhicule aérien, et la poussée fournie par le moteur d'aile principale gauche 2 peut comprendre une composante horizontale dirigée vers le côté avant du véhicule aérien. Ces composantes horizontales opposées peuvent faire tourner le véhicule aérien dans le sens des aiguilles d'une montre sur le plan horizontal en regardant le véhicule aérien à partir du dessus, en fournissant ainsi le mouvement de lacet au véhicule aérien. Au contraire, lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 inclinent indépendamment les ailes principales 4 et 7 de telle sorte que le côté avant de l'aile principale droite 7 soit orienté vers le côté avant du véhicule aérien et que le côté avant de l'aile principale gauche 4 soit orienté vers le côté arrière du véhicule aérien, la poussée fournie par le moteur d'aile principale droite 8 peut comprendre une composante horizontale dirigée vers le côté avant du véhicule aérien, et la poussée fournie par le moteur d'aile principale gauche 2 peut comprendre une composante horizontale vers le côté arrière du véhicule aérien. Ces composantes horizontales opposées peuvent faire tourner le véhicule aérien dans le sens inverse des aiguilles d'une montre sur le plan horizontal en regardant le véhicule aérien à partir du dessus, en fournissant ainsi le mouvement de lacet au véhicule aérien.Figure 9 shows a yaw operation of the air vehicle in the vertical flight mode. In the vertical flight mode, when the main wing actuators 5 and 6 respectively tilt the electric main wing motors 2 and 8 in opposite directions, the air vehicle can turn clockwise or counterclockwise. anti-clockwise on the horizontal plane. As illustrated in FIG. 9, when the main wing actuators 5 and 6 independently tilt the main wings 4 and 7 so that a front side of the right main wing 7 is oriented towards the rear of the air vehicle and qu a front side of the left main wing 4 is oriented towards the front of the air vehicle, the thrust provided by the right main wing motor 8 can comprise a horizontal component directed towards the rear side of the air vehicle, and the thrust provided by the left main wing engine 2 may include a horizontal component directed towards the front side of the air vehicle. These opposite horizontal components can rotate the air vehicle clockwise on the horizontal plane looking at the air vehicle from above, thereby providing yaw motion to the air vehicle. On the contrary, when the main wing actuators 5 and 6 independently tilt the main wings 4 and 7 so that the front side of the right main wing 7 is oriented towards the front side of the air vehicle and the front side of the left main wing 4 is oriented towards the rear side of the air vehicle, the thrust supplied by the right main wing motor 8 can comprise a horizontal component directed towards the front side of the air vehicle, and the thrust supplied by the engine d left main wing 2 may include a horizontal component towards the rear side of the air vehicle. These opposite horizontal components can rotate the air vehicle counterclockwise on the horizontal plane when looking at the air vehicle from above, thereby providing yaw motion to the air vehicle.

[0074] La figure 10 illustre un mouvement de roulis du véhicule aérien dans le mode de vol vertical.FIG. 10 illustrates a rolling movement of the air vehicle in the vertical flight mode.

[0075] La figure 10 montre une opération de roulis du véhicule aérien dans le mode de vol vertical. Dans le mode de vol vertical, le véhicule aérien peut être muni du mouvement de roulis en ajustant des sorties des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 tandis que la poussée fournie par les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et le moteur de queue 10 sont maintenues dans la direction verticale sans incliner les ailes principales 4 et 7 et le moteur de queue 10. En augmentant la sortie du moteur d'aile principale droit 8 et en diminuant la sortie du moteur d'aile principale gauche 2, le véhicule aérien peut être en roulis dans le sens des aiguilles d'une montre en regardant le véhicule aérien depuis l'avant de celui-ci. Au contraire, en diminuant la sortie du moteur d'aile principale droit 8 et en augmentant la sortie du moteur d'aile principale gauche 2, le véhicule aérien peut être en roulis dans le sens inverse des aiguilles d'une montre en regardant le véhicule aérien depuis l'avant de celui-ci.Figure 10 shows an aircraft vehicle roll operation in the vertical flight mode. In vertical flight mode, the air vehicle can be provided with roll motion by adjusting outputs of the electric main wing motors 2 and 8 while the thrust provided by the electric main wing motors 2 and 8 and the motor tail 10 are maintained in the vertical direction without tilting the main wings 4 and 7 and the tail motor 10. By increasing the output of the right main wing motor 8 and by decreasing the output of the left main wing motor 2, the aerial vehicle may be rolling clockwise while looking at the aerial vehicle from the front thereof. On the contrary, by decreasing the output of the right main wing motor 8 and by increasing the output of the left main wing motor 2, the air vehicle can be rolled counterclockwise while looking at the vehicle aerial from the front of it.

[0076] La figure 11 représente schématiquement un système de commande inclus dans le véhicule aérien de la figure 1.FIG. 11 schematically represents a control system included in the air vehicle of FIG. 1.

[0077] Le système de commande du véhicule aérien peut comprendre une mémoire interne. Des valeurs de position de référence représentant des positions de référence du véhicule aérien peuvent être stockées à l'avance dans la mémoire interne.The air vehicle control system may include an internal memory. Reference position values representing reference positions of the air vehicle can be stored in advance in the internal memory.

[0078] Le système de commande peut en outre comprendre un accéléromètre et un gyroscope. L'accéléromètre et le gyroscope peuvent détecter la position actuelle du véhicule aérien en vol. Afin de réduire les vulnérabilités au bruit de l'accéléromètre et du gyroscope, le système de commande peut en outre comprendre un filtre de bruit tel que le filtre de Kalman étendu.The control system can also include an accelerometer and a gyroscope. The accelerometer and gyroscope can detect the current position of the air vehicle in flight. In order to reduce the noise vulnerabilities of the accelerometer and gyroscope, the control system may further include a noise filter such as the extended Kalman filter.

[0079] Le système de commande peut en outre comprendre une unité de correction de position. Par exemple, l'unité de correction de position peut être la commande proportionnelle-intégrale (PI). L'unité de correction de position peut comparer les valeurs de position de référence stockées dans la mémoire interne avec les valeurs de la position actuelle du véhicule aérien en vol détectée par l'accéléromètre et le gyroscope. L'unité de correction de position peut calculer une valeur d'erreur sur la base de la comparaison. La valeur d'erreur peut représenter la position à corriger du véhicule aérien en vol. L'unité de correction de position peut fournir la valeur d'erreur aux actionneurs d'aile principale 5 et 6, à l'actionneur de queue 9, à l'actionneur de queue vertical 15, aux moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et au moteur de queue 10.The control system may further include a position correction unit. For example, the position correction unit can be proportional-integral (PI) control. The position correction unit can compare the reference position values stored in the internal memory with the values of the current position of the air vehicle in flight detected by the accelerometer and the gyroscope. The position correction unit can calculate an error value based on the comparison. The error value can represent the position to be corrected of the air vehicle in flight. The position correction unit can supply the error value to the main wing actuators 5 and 6, the tail actuator 9, the vertical tail actuator 15, the electric main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10.

[0080] Les actionneurs d'aile principale 5 et 6, l'actionneur de queue 9, l'actionneur de queue vertical 15, les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et le moteur de queue 10 peuvent commander la poussée des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et du moteur de queue 10, le degré d'inclinaison des ailes principales 4 et 7, le moteur de queue 10 et la gouverne de direction 14 afin de compenser la valeur d'erreur fournie. Grâce à l'ajustement de l'inclinaison et de la poussée pour la correction de position du véhicule aérien, le véhicule aérien peut être stabilisé pendant le mode de vol.The main wing actuators 5 and 6, the tail actuator 9, the vertical tail actuator 15, the electric main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10 can control the thrust of the motors electric main wing 2 and 8 and the tail motor 10, the degree of inclination of the main wings 4 and 7, the tail motor 10 and the rudder 14 in order to compensate for the error value supplied. By adjusting the tilt and thrust to correct the position of the air vehicle, the air vehicle can be stabilized during flight mode.

[0081] Les figures 12 à 19 illustrent différents modes de réalisation de la relation de liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6 pour assurer l'inclinaison indépendante des ailes principales 4 et 7, ce qui ne limitera pas la portée des modes de réalisation de la présente divulgation.Figures 12 to 19 illustrate different embodiments of the connection relationship between the main wings 4 and 7 and the main wing actuators 5 and 6 to ensure the independent inclination of the main wings 4 and 7, which will not limit the scope of the embodiments of this disclosure.

[0082] La figure 12 illustre un mode de réalisation de la liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 12 illustrates an embodiment of the connection between the main wings 4 and 7 and the main wing actuators 5 and 6.

[0083] Selon un mode de réalisation de la présente divulgation, les ailes principales 4 et 7 peuvent être prévues à l'écart l'une de l'autre pour l'inclinaison indépendante de celles-ci. Les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent être configurés pour incliner les ailes principales 4 et 7 et combiner les ailes principales 4 et 7 avec le corps principal 3. Les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent être montés sur le corps principal 3. Les ailes principales 4 et 7 peuvent être couplées directement aux axes de rotation des actionneurs d'aile principale 5 et 6, respectivement. Les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent fonctionner indépendamment l'un de l'autre. Par conséquent, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent incliner indépendamment les ailes principales 4 et 7, respectivement.According to one embodiment of the present disclosure, the main wings 4 and 7 can be provided away from one another for the independent inclination thereof. The main wing actuators 5 and 6 can be configured to tilt the main wings 4 and 7 and combine the main wings 4 and 7 with the main body 3. The main wing actuators 5 and 6 can be mounted on the main body 3. The main wings 4 and 7 can be directly coupled to the axes of rotation of the main wing actuators 5 and 6, respectively. The main wing actuators 5 and 6 can operate independently of each other. Therefore, the main wing actuators 5 and 6 can independently tilt the main wings 4 and 7, respectively.

[0084] La figure 13 illustre un mode de réalisation de la liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 13 illustrates an embodiment of the connection between the main wings 4 and 7 and the main wing actuators 5 and 6.

[0085] La liaison directe entre les ailes principales 4 et 7 et les axes de rotation des actionneurs d'aile principale 5 et 6 peut nécessiter une sécurité, puisque la liaison directe couple les ailes principales 4 et 7 au corps principal 3 avec une petite limitation de surface et soutient le poids des ailes principales 4 et 7 et la résistance à l'air subie par les ailes principales 4 et 7 en vol. La sécurité peut être implémentée par des tiges métalliques externes 18. Les tiges métalliques externes 18 peuvent être constituées d'un tube. Les tiges métalliques externes 18 peuvent respectivement pénétrer dans les ailes principales 4 et 7 et une partie du corps principal 3. Les ailes principales 4 et 7 peuvent être fixées par les tiges métalliques externes 18, respectivement.The direct connection between the main wings 4 and 7 and the axes of rotation of the main wing actuators 5 and 6 may require security, since the direct connection couples the main wings 4 and 7 to the main body 3 with a small limitation of surface and supports the weight of main wings 4 and 7 and the resistance to air undergone by main wings 4 and 7 in flight. Safety can be implemented by external metal rods 18. The external metal rods 18 can consist of a tube. The external metal rods 18 can respectively penetrate into the main wings 4 and 7 and part of the main body 3. The main wings 4 and 7 can be fixed by the external metal rods 18, respectively.

[0086] Les tiges métalliques externes 18 peuvent être supportées par des tiges métalliques internes 17 ayant chacune un diamètre externe de la même taille qu'un diamètre interne de l'une correspondante des tiges métalliques externes 18. Les tiges métalliques internes 17 étant respectivement insérées dans les tiges métalliques externes 18, les tiges métalliques externes 18 peuvent être adaptées pour tourner librement. Les tiges métalliques internes 17 ayant des diamètres externes plus petits peuvent être fixées au corps principal 3, et les tiges métalliques externes 18 peuvent être adaptées pour tourner indépendamment et librement avec les surfaces externes des tiges métalliques internes 17, respectivement. Par conséquent, les tiges métalliques internes 17 à l'intérieur des tiges métalliques externes 18 peuvent garantir l'inclinaison indépendante des ailes principales 4 et 7 en plus de supporter les ailes principales 4 et 7 pour qu'elles restent dans leurs emplacements, respectivement.The external metal rods 18 can be supported by internal metal rods 17 each having an external diameter of the same size as an internal diameter of a corresponding one of the external metal rods 18. The internal metal rods 17 being respectively inserted in the external metal rods 18, the external metal rods 18 can be adapted to rotate freely. The internal metal rods 17 having smaller external diameters can be fixed to the main body 3, and the external metal rods 18 can be adapted to rotate independently and freely with the external surfaces of the internal metal rods 17, respectively. Consequently, the internal metal rods 17 inside the external metal rods 18 can guarantee the independent inclination of the main wings 4 and 7 in addition to supporting the main wings 4 and 7 so that they remain in their locations, respectively.

[0087] Des roues dentées 19 peuvent être prévues sur les tiges métalliques externes 18 à l'intérieur du corps principal 3, respectivement. L'inclinaison des ailes principales 4 et 7 peut être commandée par les actionneurs d'aile principale 5 et 6 agencés sur le corps principal 3. Des roues dentées 20 peuvent également être prévues sur les actionneurs d'aile principale 5 et 6, respectivement. Les roues dentées 19 et 20 peuvent se verrouiller mutuellement et tourner dans des directions opposées l'une à l'autre en fonction du rapport de démultiplication. En conséquence, lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 tournent dans une certaine mesure, les roues dentées 20 des actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent tourner dans la même mesure. Par conséquent, les roues dentées 19 des tiges métalliques externes 18 peuvent tourner dans la direction opposée aux roues dentées 20 des actionneurs d'aile principale 5 et 6 selon le rapport de démultiplication, respectivement. Lorsque les tiges métalliques externes 18 tournent avec les roues dentées 19, les ailes principales 4 et 7 fixées aux tiges métalliques externes 18 peuvent tourner dans la direction opposée aux roues dentées 20 des actionneurs d'aile principale 5 et 6 selon le rapport de démultiplication des roues dentées 19 et 20, respectivement, qui incline les ailes principales 4 et 7.Toothed wheels 19 may be provided on the external metal rods 18 inside the main body 3, respectively. The inclination of the main wings 4 and 7 can be controlled by the main wing actuators 5 and 6 arranged on the main body 3. Toothed wheels 20 can also be provided on the main wing actuators 5 and 6, respectively. The toothed wheels 19 and 20 can lock each other and turn in opposite directions to each other depending on the gear ratio. Consequently, when the main wing actuators 5 and 6 rotate to a certain extent, the gears 20 of the main wing actuators 5 and 6 can rotate to the same extent. Therefore, the sprockets 19 of the outer metal rods 18 can rotate in the opposite direction to the sprockets 20 of the main wing actuators 5 and 6 according to the gear ratio, respectively. When the external metal rods 18 rotate with the toothed wheels 19, the main wings 4 and 7 fixed to the external metal rods 18 can rotate in the opposite direction to the toothed wheels 20 of the main wing actuators 5 and 6 according to the gear ratio of the toothed wheels 19 and 20, respectively, which inclines the main wings 4 and 7.

[0088] La figure 14 illustre un mode de réalisation de la liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 14 illustrates an embodiment of the connection between the main wings 4 and 7 and the main wing actuators 5 and 6.

[0089] La figure 15 illustre un mode de réalisation de la liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 15 illustrates an embodiment of the connection between the main wings 4 and 7 and the main wing actuators 5 and 6.

[0090] Il peut être nécessaire d'exercer une force importante pour incliner les ailes principales 4 et 7 en vol. Ceci est dû au fait que l'opération d'inclinaison doit être exécutée par l'intermédiaire d'une force plus importante que la somme de la poussée générée par les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 des ailes principales 4 et 7 et de la résistance à l'air subie par les ailes principales 4 et 7. Dans un mode de réalisation, pour l'opération l'inclinaison en douceur, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent être prévus pour être plusieurs afin de fournir une force suffisante pour exécuter l'opération d'inclinaison. Comme illustré sur la figure 14, une pluralité d’actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent être couplés en série aux roues dentées 20. Comme illustré sur la figures 15, la pluralité d’actionneurs d'aile principale 5 et 6 peut être couplée en parallèle aux roues dentées 20. Le rapport de démultiplication des roues dentées 19 et 20 peut varier afin d'ajuster le degré d'inclinaison des ailes principales 4 et 7.It may be necessary to exert a large force to tilt the main wings 4 and 7 in flight. This is due to the fact that the tilting operation must be carried out by means of a force greater than the sum of the thrust generated by the electric main wing motors 2 and 8 of the main wings 4 and 7 and resistance to the air undergone by the main wings 4 and 7. In one embodiment, for the smooth tilting operation, the main wing actuators 5 and 6 can be provided to be several in order to provide sufficient force to perform the tilting operation. As illustrated in FIG. 14, a plurality of main wing actuators 5 and 6 can be coupled in series with the toothed wheels 20. As illustrated in FIGS. 15, the plurality of main wing actuators 5 and 6 can be coupled in parallel to the toothed wheels 20. The gear ratio of the toothed wheels 19 and 20 can vary in order to adjust the degree of inclination of the main wings 4 and 7.

[0091] Bien que la présente invention montre des modes de réalisation des moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et des roues dentées 19 et 20 couplés aux actionneurs d'aile principale 5 et pour la description du véhicule aérien ayant les ailes principales 4 et 7 pouvant être inclinées de façon indépendante, la portée du mode de réalisation de la présente divulgation ne sera pas limitée à ceci. Par exemple, différents actionneurs tels que des vérins hydrauliques et pneumatiques 21, des liaisons 24 et 25, des dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29, des crémaillères et pignons 30, des moteurs linéaires, etc., peuvent être appliqués au véhicule aérien.Although the present invention shows embodiments of the electric main wing motors 2 and 8 and toothed wheels 19 and 20 coupled to the main wing actuators 5 and for the description of the air vehicle having the main wings 4 and 7 can be independently tilted, the scope of the embodiment of this disclosure will not be limited to this. For example, different actuators such as hydraulic and pneumatic cylinders 21, connections 24 and 25, planetary gear devices 26 to 29, racks and pinions 30, linear motors, etc., can be applied to the air vehicle.

[0092] La figure 16 illustre un mode de réalisation de la liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les vérins hydrauliques et pneumatiques 21.FIG. 16 illustrates an embodiment of the connection between the main wings 4 and 7 and the hydraulic and pneumatic cylinders 21.

[0093] Les tiges métalliques externes 18 dans le corps principal 3 peuvent être couplées aux pistons des vérins hydrauliques et pneumatiques 21 à travers des structures 22 de ceux-ci et des goupilles 23, respectivement. Les tiges métalliques externes 18 et les pistons des vérins hydrauliques et pneumatiques 21 peuvent être couplés les uns aux autres par les goupilles 23, et ainsi les tiges métalliques externes 18 et les pistons des vérins hydrauliques et pneumatiques 21 peuvent être fixés les uns aux autres tout en tournant. L'inclinaison des ailes principales 4 et 7 peut être commandée par les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 agencés dans le corps principal 3. Les tiges métalliques externes 18 peuvent tourner lorsque les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 poussent et tirent les pistons de ceux-ci. Lorsque les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 tirent leurs pistons, les tiges métalliques externes 18 couplées aux pistons par l'intermédiaire des goupilles 23 peuvent également être tirées, et ainsi les tiges métalliques externes 18 peuvent tourner dans le sens des aiguilles d'une montre. Lorsque les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 poussent leurs pistons, les tiges métalliques externes 18 couplées aux pistons par l'intermédiaire des goupilles 23 peuvent également être poussées, et ainsi les tiges métalliques externes 18 peuvent tourner dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. Par conséquent, les ailes principales 4 et 7 couplées aux tiges métalliques externes 18 peuvent être inclinées. Les degrés d'inclinaison des ailes principales 4 et 7 peuvent dépendre de combien les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 poussent et tirent leurs pistons, respectivement. Dans un mode de réalisation, les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 peuvent être fournis à plusieurs afin de fournir une plus grande puissance. La pluralité des vérins hydrauliques et pneumatiques 21 peuvent être couplés les uns aux autres en série ou parallèle.The external metal rods 18 in the main body 3 can be coupled to the pistons of the hydraulic and pneumatic cylinders 21 through structures 22 thereof and pins 23, respectively. The external metal rods 18 and the pistons of the hydraulic and pneumatic cylinders 21 can be coupled to one another by the pins 23, and thus the external metal rods 18 and the pistons of the hydraulic and pneumatic cylinders 21 can be fixed to each other while while turning. The inclination of the main wings 4 and 7 can be controlled by the hydraulic and pneumatic cylinders 21 arranged in the main body 3. The external metal rods 18 can rotate when the hydraulic and pneumatic cylinders 21 push and pull the pistons thereof. When the hydraulic and pneumatic cylinders 21 pull their pistons, the external metal rods 18 coupled to the pistons by means of the pins 23 can also be pulled, and thus the external metal rods 18 can rotate clockwise. When the hydraulic and pneumatic cylinders 21 push their pistons, the external metal rods 18 coupled to the pistons via the pins 23 can also be pushed, and thus the external metal rods 18 can rotate anticlockwise. . Consequently, the main wings 4 and 7 coupled to the external metal rods 18 can be inclined. The degrees of inclination of the main wings 4 and 7 may depend on how much the hydraulic and pneumatic cylinders 21 push and pull their pistons, respectively. In one embodiment, the hydraulic and pneumatic cylinders 21 can be supplied to several in order to provide greater power. The plurality of hydraulic and pneumatic cylinders 21 can be coupled to each other in series or parallel.

[0094] La figure 17 représente un mode de réalisation de la liaison de structure comprenant les ailes principales 4 et 7, une bielle longue 24, une bielle courte 25 et des actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 17 represents an embodiment of the structural connection comprising the main wings 4 and 7, a long connecting rod 24, a short connecting rod 25 and main wing actuators 5 and 6.

[0095] Les tiges métalliques externes 18 dans le corps principal 3 peuvent être couplées aux bielles longues 24 à travers des structures 22 de celles-ci et des goupilles 23, respectivement. Les bielles longues 24 peuvent être couplées aux bielles courtes 25 par l'intermédiaire d'autres goupilles 23, respectivement. Les bielles courtes 25 peuvent être couplées aux actionneurs d'aile principale 5 et 6. Les tiges métalliques externes 18, les bielles longues 24, les bielles courtes 25 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent être couplés les uns aux autres par les goupilles 23, et ainsi les tiges métalliques externes 18, les bielles longues 24 et les bielles courtes 25 peuvent être fixées les unes aux autres en rotation. L'inclinaison des ailes principales 4 et 7 peut être commandée par les bielles longues 24, les bielles courtes 25 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6 agencés dans le corps principal 3. Les tiges métalliques externes 18 couplées aux bielles longues 24 peuvent tourner lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 poussent et tirent les bielles longues 24 en faisant tourner les bielles courtes 25. Lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 font tourner les bielles courtes 25 dans le sens des aiguilles d'une montre, les bielles longues 24 peuvent être tirées, et donc des tiges métalliques 18 couplées aux bielles longues 24 peuvent tourner dans le sens des aiguilles d'une montre. Lorsque les actionneurs d'aile principale 5 et 6 font tourner les bielles courtes 25 dans le sens inverse des aiguilles d'une montre, les bielles longues 24 peuvent être poussées et ainsi les tiges métalliques externes 18 couplées aux bielles longues 24 peuvent tourner dans le sens inverse des aiguilles d'une montre. Par conséquent, les ailes principales 4 et 7 couplées aux tiges métalliques externes 18 peuvent être inclinées. Les degrés d'inclinaison des ailes principales 4 et 7 peuvent dépendre de combien les actionneurs d'aile principale 5 et 6 poussent et tirent les bielles longues 24 en faisant tourner les bielles courtes 25, respectivement. Dans un mode de réalisation, les actionneurs d'aile principale 5 et 6 et les bielles longues et courtes 24 et 25 peuvent être prévus pour être plusieurs afin de fournir une plus grande puissance. La pluralité des actionneurs d'aile principale 5 et 6 et les bielles longues et courtes 24 peuvent être couplées les unes aux autres en série ou parallèle.The external metal rods 18 in the main body 3 can be coupled to the long connecting rods 24 through structures 22 thereof and pins 23, respectively. The long connecting rods 24 can be coupled to the short connecting rods 25 via other pins 23, respectively. The short connecting rods 25 can be coupled to the main wing actuators 5 and 6. The external metal rods 18, the long connecting rods 24, the short connecting rods 25 and the main wing actuators 5 and 6 can be coupled to each other by the pins 23, and thus the external metal rods 18, the long connecting rods 24 and the short connecting rods 25 can be fixed to each other in rotation. The inclination of the main wings 4 and 7 can be controlled by the long connecting rods 24, the short connecting rods 25 and the main wing actuators 5 and 6 arranged in the main body 3. The external metal rods 18 coupled to the long connecting rods 24 can rotate when the main wing actuators 5 and 6 push and pull the long connecting rods 24 by rotating the short connecting rods 25. When the main wing actuators 5 and 6 rotate the short connecting rods 25 clockwise shows, the long rods 24 can be pulled, and therefore metal rods 18 coupled to the long rods 24 can rotate clockwise. When the main wing actuators 5 and 6 rotate the short connecting rods 25 counterclockwise, the long connecting rods 24 can be pushed and thus the external metal rods 18 coupled to the long connecting rods 24 can rotate in the counterclockwise. Consequently, the main wings 4 and 7 coupled to the external metal rods 18 can be inclined. The degrees of inclination of the main wings 4 and 7 may depend on how much the main wing actuators 5 and 6 push and pull the long connecting rods 24 by rotating the short connecting rods 25, respectively. In one embodiment, the main wing actuators 5 and 6 and the long and short connecting rods 24 and 25 can be provided to be several in order to provide greater power. The plurality of main wing actuators 5 and 6 and the long and short connecting rods 24 can be coupled to each other in series or parallel.

[0096] La figure 18 illustre un mode de réalisation de la liaison de structure comprenant les ailes principales 4 et 7, les crémaillères et pignons 30 et les vérins hydrauliques et pneumatiques 21.FIG. 18 illustrates an embodiment of the structural connection comprising the main wings 4 and 7, the racks and pinions 30 and the hydraulic and pneumatic cylinders 21.

[0097] Les pignons inclus dans les crémaillères et pignons 30 aptes à tourner selon le mouvement de translation des crémaillères incluses dans les crémaillères et pignons 30 peuvent être réalisés comme les roues dentées 19 prévues sur les tiges métalliques externes 18 à l'intérieur du corps principal 3, respectivement. Les crémaillères incluses dans les crémaillères et pignons 30 peuvent être couplées aux vérins hydrauliques et pneumatiques 21. Comme les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 poussent et tirent des pistons, les crémaillères incluses dans les crémaillères et pignons 30 peuvent effectuer des mouvements de translation. Les mouvements de translation des crémaillères incluses dans les crémaillères et pignons 30 peuvent faire tourner les roues dentées 19 des crémaillères et pignons 30 verrouillées mutuellement avec les crémaillères incluses dans les crémaillères et pignons 30. La rotation des roues dentées 19 des crémaillères et pignons 30 peut faire tourner les tiges métalliques externes 18 couplées aux roues dentées 19 des crémaillères et pignons 30, ce qui incline les ailes principales 4 et 7. Les degrés d'inclinaison des ailes principales 4 et 7 peuvent dépendre de combien les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 poussent et tirent les pistons. Les vérins hydrauliques et pneumatiques 21 adaptés pour déplacer les crémaillères incluses dans les crémaillères et pignons 30 peuvent être remplacés par les moteurs linéaires.The pinions included in the racks and pinions 30 able to rotate according to the translational movement of the racks included in the racks and pinions 30 can be made like the toothed wheels 19 provided on the external metal rods 18 inside the body main 3, respectively. The racks included in the racks and pinions 30 can be coupled to the hydraulic and pneumatic cylinders 21. As the hydraulic and pneumatic cylinders 21 push and pull pistons, the racks included in the racks and pinions 30 can perform translational movements. The translational movements of the racks included in the racks and pinions 30 can rotate the toothed wheels 19 of the racks and pinions 30 mutually locked with the racks included in the racks and pinions 30. The rotation of the toothed wheels 19 of the racks and pinions 30 can rotate the external metal rods 18 coupled to the toothed wheels 19 of the racks and pinions 30, which inclines the main wings 4 and 7. The degrees of inclination of the main wings 4 and 7 may depend on how much the hydraulic and pneumatic cylinders 21 push and pull the pistons. The hydraulic and pneumatic cylinders 21 adapted to move the racks included in the racks and pinions 30 can be replaced by linear motors.

[0098] La figure 19 montre un mode de réalisation de la liaison entre les ailes principales 4 et 7 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 19 shows an embodiment of the connection between the main wings 4 and 7 and the main wing actuators 5 and 6.

[0099] La liaison directe entre les ailes principales 4 et 7 et la seule tige métallique externe 18 n'est pas suffisante pour supporter et incliner les ailes principales 4 et 7. La sécurité peut être implémentée par une pluralité de tiges métalliques externes 18. La pluralité des tiges métalliques externes 18 peut disperser une grande quantité de charges à partir des ailes principales 4 et 7 lorsque les ailes principales 4 et 7 sont inclinées. La pluralité des tiges métalliques externes 18 peut empêcher leur courbure et un glissement entre les tiges métalliques externes 18 et les ailes principales 4 et 7 lorsque les ailes principales 4 et 7 sont inclinées. Conformément à un mode de réalisation de la présente invention, la pluralité des tiges métalliques externes 18 peut pénétrer dans les ailes principales 4 et 7 et peut supporter les ailes principales 4 et 7 à l'intérieur des ailes principales 4 et 7. Aux extrémités des ailes principales 4 et 7, des connecteurs 31 peuvent combiner la pluralité des tiges métalliques externes 18. Les connecteurs 31 peuvent être des tiges de type tube vers le corps principal 3. Les connecteurs 31, en combinaison avec les modes de réalisation décrits en faisant référence aux figures 12 à 18, peuvent incliner les ailes principales 4 et 7.The direct connection between the main wings 4 and 7 and the single external metal rod 18 is not sufficient to support and tilt the main wings 4 and 7. Security can be implemented by a plurality of external metal rods 18. The plurality of external metal rods 18 can disperse a large amount of charge from the main wings 4 and 7 when the main wings 4 and 7 are inclined. The plurality of external metal rods 18 can prevent their curvature and a sliding between the external metal rods 18 and the main wings 4 and 7 when the main wings 4 and 7 are inclined. In accordance with an embodiment of the present invention, the plurality of external metal rods 18 can penetrate the main wings 4 and 7 and can support the main wings 4 and 7 inside the main wings 4 and 7. At the ends of the main wings 4 and 7, connectors 31 can combine the plurality of external metal rods 18. The connectors 31 can be tube type rods towards the main body 3. The connectors 31, in combination with the embodiments described with reference in Figures 12 to 18, can tilt the main wings 4 and 7.

[00100] La figure 20 illustre un mode de réalisation de la liaison de structure comprenant les ailes principales 4 et 7, les dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29 et les actionneurs d'aile principale 5 et 6.FIG. 20 illustrates an embodiment of the structural connection comprising the main wings 4 and 7, the planetary gear devices 26 to 29 and the main wing actuators 5 and 6.

[00101] Les dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29 peuvent comprendre des engrenages planétaires 26, des engrenages satellites 27, des couronnes dentées 28 et des supports 29, respectivement. Les couronnes dentées 28 peuvent être fixes et les actionneurs d'aile principale 5 et 6 peuvent faire tourner les engrenages planétaires 26. Ensuite, les engrenages satellites 27 peuvent tourner dans une direction opposée à la direction de rotation des engrenages planétaires 26 tout en tournant le long des surfaces des engrenages planétaires 26, et les couronnes dentées 28 tournant dans la même direction que la direction de rotation des engrenages planétaires 26. Par conséquent, les engrenages satellites 27 peuvent fournir à travers les supports 29 une sortie en rotation de la même direction que la direction de rotation des engrenages planétaires 26. Le nombre d'engrenages satellites 27 peut varier. Les supports 29 peuvent maintenir les engrenages satellites 27 à une distance prédéterminée et les maintenir en rotation ensemble en supportant les axes de rotation des engrenages satellites 27. Les engrenages planétaires 26 et la pluralité d'engrenages satellites 27 peuvent avoir leurs axes rotatifs, respectivement, et ainsi les engrenages planétaires 26 et la pluralité d'engrenages satellites 27 peuvent être couplés aux tiges métalliques externes 18 par l'intermédiaire de paliers, ce qui augmente la stabilité structurelle des ailes principales 4 et 7 adaptées pour s'incliner. Comme illustré sur la figure 20, d'autres tiges métalliques externes 18 peuvent être couplées aux mêmes axes aux engrenages satellites 27 en plus des tiges métalliques externes 18 couplées aux mêmes axes aux engrenages planétaires 26. Les tiges métalliques externes 18 ajoutées peuvent également être couplées aux supports 29 et peuvent tourner ensemble avec les engrenages satellites 27 à travers les supports 29 lorsque les engrenages satellites 27 tournent. La pluralité de tiges métalliques externes 18 peut supporter fortement les ailes principales 4 et 7 pour une inclinaison. Un nombre de tiges métalliques externes 18 peut dépendre du nombre d'engrenages satellites 27. Une vitesse de rotation des supports 29 peut dépendre de la vitesse de rotation des engrenages planétaires 26 et des nombres de dents des engrenages planétaires 26 et des couronnes dentées 28.The planetary gear devices 26 to 29 may include planetary gears 26, planet gears 27, toothed rings 28 and supports 29, respectively. The toothed rings 28 can be fixed and the main wing actuators 5 and 6 can rotate the planetary gears 26. Then, the planet gears 27 can rotate in a direction opposite to the direction of rotation of the planetary gears 26 while turning the along the surfaces of the planetary gears 26, and the toothed rings 28 rotating in the same direction as the direction of rotation of the planetary gears 26. Therefore, the planet gears 27 can provide through the supports 29 a rotation output in the same direction as the direction of rotation of the planetary gears 26. The number of planet gears 27 can vary. The supports 29 can keep the planet gears 27 at a predetermined distance and keep them in rotation together by supporting the axes of rotation of the planet gears 27. The planetary gears 26 and the plurality of planet gears 27 can have their axes of rotation, respectively, and thus the planetary gears 26 and the plurality of satellite gears 27 can be coupled to the external metal rods 18 by means of bearings, which increases the structural stability of the main wings 4 and 7 adapted to tilt. As illustrated in FIG. 20, other external metal rods 18 can be coupled to the same axes with the planet gears 27 in addition to the external metal rods 18 coupled to the same axes with the planetary gears 26. The added external metal rods 18 can also be coupled to the supports 29 and can rotate together with the planet gears 27 through the supports 29 when the planet gears 27 rotate. The plurality of external metal rods 18 can strongly support the main wings 4 and 7 for an inclination. A number of external metal rods 18 can depend on the number of satellite gears 27. A speed of rotation of the supports 29 can depend on the speed of rotation of the planetary gears 26 and the numbers of teeth of the planetary gears 26 and toothed rings 28.

[00102] Les engrenages planétaires 26 des dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29 peuvent être directement couplés aux actionneurs d'aile principale 5 et 6, ce qui est similaire au mode de réalisation décrit en faisant référence à la figure 12. En faisant référence à la figure 20, des paliers 32 peuvent supporter les tiges métalliques externes 18 et peuvent empêcher le cintrage des tiges métalliques externes 18. Les paliers 32 peuvent être couplés au corps principal 3. Le palier 32 peut être prévu autant que nécessaire au niveau de divers axes de rotation pour empêcher la vibration des axes de rotation et pour améliorer la rotation en douceur des axes de rotation, de sorte que les axes de rotation soient supportés non pas de l'intérieur, mais de l'extérieur de ceux-ci. Les paliers 32 peuvent être appliqués à tous les modes de réalisation décrits.The planetary gears 26 of the planetary gear devices 26 to 29 can be directly coupled to the main wing actuators 5 and 6, which is similar to the embodiment described with reference to Figure 12. With reference in Figure 20, bearings 32 can support the external metal rods 18 and can prevent the bending of the external metal rods 18. The bearings 32 can be coupled to the main body 3. The bearing 32 can be provided as necessary at various axes of rotation to prevent vibration of the axes of rotation and to improve smooth rotation of the axes of rotation, so that the axes of rotation are supported not from the inside, but from the outside thereof. The bearings 32 can be applied to all the embodiments described.

[00103] La figure 21 illustre un mode de réalisation d'un boîtier des dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29.FIG. 21 illustrates an embodiment of a housing of the planetary gear devices 26 to 29.

[00104] L'une des considérations pour le véhicule aérien ayant des ailes principales 4 et 7 capables de s'incliner est le flux d'air entre les ailes principales 4 et 7 et le corps principal 3. Dans un véhicule aérien général, lorsque les ailes principales sont fixées à un corps principal sous une forme intégrée, de l'air circule naturellement le long des surfaces du corps principal et des ailes principales. Cependant, les ailes principales doivent être physiquement séparées d'un corps principal pour implémenter l'inclinaison des ailes principales. Le flux d'air dans des espaces entre le corps principal et les ailes principales peut exercer un effet néfaste sur un véhicule aérien en vol avec une grande vitesse. FIGUE. La figure 21 illustre un mode de réalisation d'un boîtier adapté pour réduire les espaces entre le corps principal 3 et les ailes principales 4 et 7 lorsque les dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29 sont implémentés sur le véhicule aérien selon un mode de réalisation de la présente invention. Les supports 29 peuvent être les axes de sorties des dispositifs d'engrenage épicycloïdal 26 à 29. Par conséquent, les ailes principales 4 et 7 peuvent s'incliner lorsque les supports 29 tournent. Comme illustré sur la figure 21, des supports de type disque 33 peuvent être prévus pour entourer les couronnes dentées 28. Les supports de type disque peuvent avoir des brides de type mâle sur leurs côtés, ce qui est similaire à une roue de train. Les ailes principales 4 et 7 peuvent être fixées aux supports de type disque 33. Par l'intermédiaire des tiges métalliques externes 18, les ailes principales 4 et 7, les supports de type disque 33, les engrenages planétaires 26 et les engrenages satellites 27 peuvent être couplés les uns aux autres. La surface 34 du corps principal 3 peut avoir des trous. Les trous peuvent avoir des brides de type femelle pour permettre aux brides des supports de type disque 33 de s'y ajuster et d'entourer les supports de type disque 33 sur le côté des supports de type disque 33. Les trous peuvent avoir une taille appropriée telle que les supports de type disque 33 tournent en douceur. Conformément à un mode de réalisation de la présente invention, la surface de contact entre les supports de type disque 33 et les ailes principales 4 et 7 peut être alignée sur la surface 34 du corps principal 3, et ainsi les ailes principales 4 et 7 peuvent s'incliner sans espace entre la surface 34 du corps principal 3 et les ailes principales 4 et 7. Bien que les brides de type mâle et de type femelle s'adaptant les unes aux autres puissent avoir un petit jeu, dont la direction est perpendiculaire et opposée à l'écoulement d'air sur la surface 34 du corps principal 3, l'afflux de l'écoulement d'air dans le corps principal 3 peut être réduit. [00105] La figure 22 illustre une coupe transversale de la figure 21.One of the considerations for the air vehicle having main wings 4 and 7 capable of tilting is the air flow between the main wings 4 and 7 and the main body 3. In a general air vehicle, when the main wings are attached to a main body in an integrated form, air flows naturally along the surfaces of the main body and the main wings. However, the main wings must be physically separated from a main body to implement the inclination of the main wings. The flow of air into spaces between the main body and the main wings can have a detrimental effect on an air vehicle in flight at high speed. FIG. FIG. 21 illustrates an embodiment of a housing adapted to reduce the spaces between the main body 3 and the main wings 4 and 7 when the planetary gear devices 26 to 29 are implemented on the air vehicle according to one embodiment of the present invention. The supports 29 can be the output axes of the planetary gear devices 26 to 29. Consequently, the main wings 4 and 7 can tilt when the supports 29 rotate. As illustrated in FIG. 21, disc type supports 33 may be provided to surround the toothed crowns 28. The disc type supports may have male type flanges on their sides, which is similar to a train wheel. The main wings 4 and 7 can be fixed to the disc type supports 33. By means of the external metal rods 18, the main wings 4 and 7, the disc type supports 33, the planetary gears 26 and the satellite gears 27 can be coupled to each other. The surface 34 of the main body 3 may have holes. The holes may have female type flanges to allow the flanges of the disc type supports 33 to adjust thereto and surround the disc type supports 33 on the side of the disc type supports 33. The holes may have a size suitable such that the disc type supports 33 rotate smoothly. According to an embodiment of the present invention, the contact surface between the disc-type supports 33 and the main wings 4 and 7 can be aligned with the surface 34 of the main body 3, and thus the main wings 4 and 7 can tilt without space between the surface 34 of the main body 3 and the main wings 4 and 7. Although the flanges of the male and female type adapting to each other may have a small clearance, the direction of which is perpendicular and opposite to the air flow on the surface 34 of the main body 3, the inflow of the air flow into the main body 3 can be reduced. FIG. 22 illustrates a cross section of FIG. 21.

[00106] En se référant à la figure 22, les supports de type disque 33 peuvent coupler les engrenages satellites 27 aux ailes principales 4 et 7 sans contact des couronnes dentées 28 à la surface 34 du corps principal 3, en effectuant ainsi une rotation régulière. Comme illustré sur la figure 22, les brides de type mâle des supports de type disque 33 et les brides de type femelle des trous du corps principal 3, qui s'ajustent les unes dans les autres, forment le petit jeu, dont la direction est perpendiculaire et opposée à l'écoulement d'air sur la surface 34 du corps principal 3.Referring to Figure 22, the disc-type supports 33 can couple the satellite gears 27 to the main wings 4 and 7 without contact of the toothed rings 28 on the surface 34 of the main body 3, thereby performing a regular rotation . As illustrated in FIG. 22, the male type flanges of the disc type supports 33 and the female type flanges of the holes in the main body 3, which fit into each other, form the small clearance, the direction of which is perpendicular and opposite to the air flow on the surface 34 of the main body 3.

[00107] La figure 23 montre un mode de réalisation d'une structure 35 adaptée pour incliner le moteur de queue 10.FIG. 23 shows an embodiment of a structure 35 adapted to tilt the tail motor 10.

[00108] En se référant à la figure 23, le moteur de queue 10 et l’actionneur de queue 9 peuvent être agencés au niveau de la structure 35. L’actionneur de queue 9 peut avoir une roue dentée 20. La structure 35 peut être couplée au corps principal 3 à travers un palier 32 et une tige de type cylindrique ayant une roue dentée 36. La tige de type cylindrique ayant une roue dentée 36 peut être fixée au corps principal 3. La roue dentée 36 de la tige de type cylindrique peut être verrouillée mutuellement avec la roue dentée 20 de l’actionneur de queue 9. Puisque la roue dentée 36 de la tige de type cylindrique est fixée au corps principal 3, la roue dentée 36 de la tige de type cylindrique ne peut pas tourner. Par conséquent, lorsque l’actionneur de queue 9 fait tourner la roue dentée 20, la roue dentée 20 peut tourner autour de la roue dentée 36 de la tige de type cylindrique. Lorsque la roue dentée 20 tourne autour de la roue dentée 36 de la tige de type cylindrique, la structure peut tourner par rapport à la tige de type cylindrique, ce qui incline le moteur de queue 10. Les degrés d'inclinaison du moteur de queue 10 peuvent dépendre du rapport de démultiplication de la roue dentée 20 de l'actionneur de queue 9 et de la roue dentée 36 de la tige de type cylindrique, et de combien tourne la roue dentée 20 de l'actionneur de queue 9.Referring to Figure 23, the tail motor 10 and the tail actuator 9 may be arranged at the structure 35. The tail actuator 9 may have a toothed wheel 20. The structure 35 may be coupled to the main body 3 through a bearing 32 and a cylindrical type rod having a toothed wheel 36. The cylindrical type rod having a toothed wheel 36 can be fixed to the main body 3. The toothed wheel 36 of the type rod cylindrical can be mutually locked with the toothed wheel 20 of the tail actuator 9. Since the toothed wheel 36 of the cylindrical type rod is fixed to the main body 3, the toothed wheel 36 of the cylindrical type rod cannot rotate . Therefore, when the tail actuator 9 rotates the gear 20, the gear 20 can rotate around the gear 36 of the cylindrical type rod. When the toothed wheel 20 rotates around the toothed wheel 36 of the cylindrical type rod, the structure can rotate relative to the cylindrical type rod, which inclines the tail motor 10. The degrees of inclination of the tail motor 10 may depend on the reduction ratio of the toothed wheel 20 of the tail actuator 9 and of the toothed wheel 36 of the cylindrical type rod, and on how much the toothed wheel 20 of the tail actuator 9 rotates.

[00109] Lorsque le véhicule aérien est du type habité dans lequel un être humain peut embarquer, les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 et le moteur de queue 10, qui sont adaptés pour fournir une poussée par l'intermédiaire d'hélices, peuvent être remplacés par divers moteurs de propulsion tels qu'un turbopropulseur 37, un turboréacteur à double flux 38, un moteur à réaction 39 et un moteur à soufflante carénée 40.When the air vehicle is of the manned type in which a human being can embark, the electric main wing motors 2 and 8 and the tail motor 10, which are adapted to provide thrust by means of propellers can be replaced by various propulsion engines such as a turboprop 37, a turbofan 38, a jet engine 39 and a faired fan motor 40.

[00110] La figure 24 illustre le véhicule aérien ayant le turbopropulseur 37 appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 24 illustrates the air vehicle having the turboprop 37 applied as the propulsion engine of the air vehicle.

[00111] La figure 25 illustre le véhicule aérien ayant le turboréacteur à double flux 38 appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 25 illustrates the air vehicle having the turbofan 38 applied as a propulsion engine of the air vehicle.

[00112] La figure 26 illustre le véhicule aérien ayant le moteur à réaction 39 appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.Figure 26 illustrates the air vehicle having the jet engine 39 applied as the propulsion engine of the air vehicle.

[00113] La figure 27 illustre le véhicule aérien ayant le moteur à soufflante carénée 40 appliqué en tant que moteur de propulsion du véhicule aérien.FIG. 27 illustrates the air vehicle having the faired fan motor 40 applied as the propulsion engine of the air vehicle.

[00114] Comme décrit ci-dessus, selon un mode de réalisation de la présente invention, le véhicule aérien peut obtenir une grande portance à partir des ailes principales 4 et 7 inclinées dans une direction parallèle au corps principal 3 de celui-ci dans le mode de vol horizontal.As described above, according to an embodiment of the present invention, the air vehicle can obtain a large lift from the main wings 4 and 7 inclined in a direction parallel to the main body 3 thereof in the horizontal flight mode.

[00115] Conformément à un mode de réalisation de la présente divulgation, le véhicule aérien peut centrer la poussée de moteurs plus sur la propulsion que sur la portance, ce qui est différent des véhicules aériens de type hélicoptère ou à rotors inclinés existants censés centrer la poussée de moteurs beaucoup plus sur la portance que sur la propulsion. Par conséquent, dans le mode de vol horizontal, le véhicule aérien selon un mode de réalisation de la présente divulgation peut avoir une vitesse et une efficacité énergétique supérieures à celles des véhicules aériens de type hélicoptère ou à rotors inclinés existants.According to one embodiment of the present disclosure, the air vehicle can center the thrust of the engines more on the propulsion than on the lift, which is different from the air vehicles of helicopter type or with existing inclined rotors supposed to center the engine thrust much more on lift than on propulsion. Consequently, in the horizontal flight mode, the air vehicle according to an embodiment of the present disclosure can have a speed and an energy efficiency higher than those of existing helicopter or inclined rotor type air vehicles.

[00116] Selon un mode de réalisation de la présente divulgation, dans le mode de vol horizontal, le véhicule aérien ne peut utiliser que les moteurs d'aile principale électriques 2 et 8 pour la poussée, tout en utilisant le moteur de queue 10 comme générateur pour charger la batterie.According to one embodiment of the present disclosure, in the horizontal flight mode, the air vehicle can only use the electric main wing motors 2 and 8 for the thrust, while using the tail motor 10 as generator to charge the battery.

[00117] Selon un mode de réalisation de la présente divulgation, le véhicule aérien peut décoller et atterrir verticalement sans piste dans le mode de vol vertical.According to one embodiment of the present disclosure, the air vehicle can take off and land vertically without a runway in the vertical flight mode.

[00118] Selon un mode de réalisation de la présente divulgation, le véhicule aérien peut avoir une plus grande efficacité énergétique et un temps de vol plus long.According to one embodiment of the present disclosure, the air vehicle can have greater fuel efficiency and a longer flight time.

[00119] Selon un mode de réalisation de la présente divulgation, le véhicule aérien peut se stabiliser lui-même sans contrôle externe.According to one embodiment of the present disclosure, the air vehicle can stabilize itself without external control.

[00120] Selon un mode de réalisation de la présente divulgation, le véhicule aérien peut obtenir une portance supplémentaire à partir des 5 ailes principales 4 et 7 capables d'être inclinées.According to one embodiment of the present disclosure, the air vehicle can obtain additional lift from the 5 main wings 4 and 7 capable of being inclined.

[00121] Bien que divers modes de réalisation aient été décrits à des fins illustratives, il apparaîtra à l'homme du métier que divers changements et modifications peuvent être apportés sans s'écarter de l'esprit et de la portée de l'invention tels que définis dans les 10 revendications annexées.Although various embodiments have been described for illustrative purposes, it will be apparent to those skilled in the art that various changes and modifications can be made without departing from the spirit and scope of the invention such as defined in the 10 appended claims.

Claims

1. Air vehicle comprising:

a main body arranged in a first direction;

two main wings disposed relative to the main body in a second direction substantially perpendicular to the first direction, the two main wings being arranged opposite to each other;

two main wing tilt control units respectively coupled to the main wings and adapted to control the main wings to tilt independently of each other;

two main propulsion units arranged respectively on the main wings;

tail wings disposed on a rear side of the main body in the second and third directions substantially perpendicular to the first direction;

a rudder arranged on the rear wing of the third direction;

a rudder tilt control unit adapted to control the tilt of the rudder;

a tail propulsion unit arranged on the rear side of the main body;

a tail tilt control unit adapted to control the tilt of the tail propulsion unit;

a power unit adapted to supply power to the main and tail propulsion units; and a position control unit adapted to control the main wing tilt control units, the main propulsion units, the rudder tilt control unit, the tail propulsion unit and the 'tail tilt control unit, to adjust the position of the air vehicle while in the air.

2. An aerial vehicle according to claim 1, in which the main wings are of symmetrical configuration, and in which the tail wings of the second direction are arranged opposite to each other and of symmetrical configuration.

An aerial vehicle according to claim 1, wherein the main wing tilt control units and the tail tilt control unit tilt the main wings and the tail wings so that the main propulsion units and tail provide thrust and lift during an aerial vehicle flight in the third direction.

An air vehicle according to claim 1, wherein the main wing tilt control units and the tail tilt control unit tilt the main wings and the tail wings so that the main propulsion units and tail provide thrust and lift during flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions.

5. Air vehicle according to claim 1, in which the tail propulsion unit is deactivated and generates power from an air flow during a flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions. , and wherein the power unit is charged by the tail propulsion unit during the flight of the air vehicle in the space formed by the first and second directions.

The air vehicle according to claim 1, wherein the main wing tilt control units tilt the main wings in the same direction, so that the air vehicle performs a pitch movement during flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions, or in the third direction.

7. An air vehicle according to claim 1, wherein the rudder tilt control unit tilts the rudder so that the air vehicle performs a yaw movement during a flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions.

The air vehicle according to claim 1, wherein the main wing tilt control units tilt the main wings in opposite directions so that the air vehicle rolls during flight of the air vehicle in a space formed by the first and second directions.

An air vehicle according to claim 1, wherein the main wing tilt control units tilt the main wings in opposite directions so that the air vehicle yawes during flight of the air vehicle in the third direction.

An air vehicle according to claim 1, wherein the main propulsion units provide different propulsion from each other so that the air vehicle rolls during flight of the air vehicle in the third direction.

11. An air vehicle according to claim 1, in which the position control unit comprises:

a memory adapted to store reference position values;

a detection unit adapted to generate current position values by detecting the current position of the air vehicle; and a position correction unit adapted to generate

5 correction values by comparing the reference position values and the current position values and supplying the correction values to the main wing tilt control units, the main propulsion units, the control unit rudder tilt, tail propulsion unit and tail tilt control unit 10.