WO2016198809A1 - Dispositif de largage de drones, procédé de largage - Google Patents

Dispositif de largage de drones, procédé de largage Download PDF

Info

Publication number
WO2016198809A1
WO2016198809A1 PCT/FR2016/051424 FR2016051424W WO2016198809A1 WO 2016198809 A1 WO2016198809 A1 WO 2016198809A1 FR 2016051424 W FR2016051424 W FR 2016051424W WO 2016198809 A1 WO2016198809 A1 WO 2016198809A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
drone
main wing
longitudinal axis
release
dropping
Prior art date
Application number
PCT/FR2016/051424
Other languages
English (en)
Inventor
Arnaud LE MAOUT
Vincent CROZE
Christophe MORCILLO
Julian KINDNESS
Christophe MERLE
Alexandre RICARD
Original Assignee
Airborne Concept
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airborne Concept filed Critical Airborne Concept
Publication of WO2016198809A1 publication Critical patent/WO2016198809A1/fr

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/40—Varying angle of sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/50—Glider-type UAVs, e.g. with parachute, parasail or kite
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/50—Foldable or collapsible UAVs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/20—Launching, take-off or landing arrangements for releasing or capturing UAVs in flight by another aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/80—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets
    • B64U70/83—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets using parachutes, balloons or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors

Definitions

  • the present invention relates to the field of devices for dropping a drone.
  • the invention also relates to a method of release and its variants.
  • Preliminary intelligence such as military action
  • Embedded unmanned aircraft, better known as drones a term that will be used for the rest of the description, are increasingly used to meet this need for information.
  • Such drones are remotely piloted or programmed to reach target areas. These drones include sensors (camera, cameras, survey device etc.) to collect the desired information. In the civil field, such drones are used to make surveys for agriculture for example. These drones can also carry material of reduced size and weight in difficult-to-reach target areas. The interest of the drone is to allow these operations of collecting information or routing equipment in a simpler and faster way than by land or by the use of aircraft with pilots. Moreover, UAVs make it possible to supplement the existing aerial surveillance means whose autonomy is limited and thus to ensure the permanent collection of information. They have the advantage of not exposing pilots to risks in the event of conflict for example or of danger in a contaminated zone or in case of dangerous weather conditions.
  • the drones equipped with the release device according to the present invention are UAVs of the miniature aircraft type and not missile forms intended for a single use.
  • the drones concerned are aircraft comprising a fuselage, a wing and a stabilizer as well as an engine, generally electric and a power source and a remote control unit or programmed.
  • drones are deployed from the ground using launchers throwing the drone into the sky.
  • the use of such launchers requires the pre-routing of said launcher and the presence of operators on the launch site of the drone.
  • a drone can only be deployed from a location accessible to the ground which excludes hostile areas, contaminated or with an unsuitable geography. The installation of the launcher may therefore require delivery times to a suitable launch site as well as significant logistics.
  • the distance between the launch zone and the target zone (s) that is to say the information gathering or material gathering zone or zones, strikes the drones' autonomy, mainly because of the consumption during the climb phase as well as the need to make a one-way trip and a return trip between the launch zone and the target zone.
  • the goal is to be able to launch the drones from piloted aircraft, of greater autonomy as transport planes, likely to carry at least one drone and to be able to ensure a release at an altitude adapted according to the needs.
  • the release can be made closer to the target at an altitude eliminating any danger when it comes to military operations for example, the drone then having to just drive or be driven to the place of release of material or collection information. Its autonomy is not amputated since it is downhill and therefore gliding or low consumption and it can after his mission for example, join a base distant from the mission site of the drone.
  • the release can also be done further from the target to avoid any danger but as the drone is dropped at high altitude, it can reach a remote area, in hovering, also without amputating its autonomy.
  • the problem posed by this air drop is that of the turbulence related to the drag of the dropping aircraft that could damage the integrity of the drone if it was dropped as is, ready to fly.
  • the goal is to provide a release device that allows to maintain the integrity of the dropped drone but also to preserve its autonomy by limiting the duration of implementation, especially when the drone is dropped at low altitude.
  • Such a missile is intended to be dropped directly from the carrier, the wing being rotated after release by a mechanism or aerodynamic effects when the wing is equipped with aileron. By reversing their bearings, under the effect of the relative wind, there is a pivoting torque that turns the wing.
  • Such an arrangement is intended primarily to fly the missile by rotating the support of the wing forming a ring, along a circle whose plane is perpendicular to the longitudinal axis of said missile. This makes it possible to adjust the flight direction of the missile.
  • Such an arrangement is aimed at applications for missile-type machines that can not be likened to drones according to the present invention.
  • US Pat. No. 8,939,056 is also known which describes an acoustic buoyster launcher which is cylindrical, like a missile since it is brought into the water, without any motor. The implementation is to put in a tube said buoy, the tube is dropped from a carrier in flight.
  • the buoy exits the tube without explaining how and the missile is suspended from a first parachute while the empennage is automatically deployed.
  • the wing of the missile rotates due to the aerodynamic effects and the parachute is dropped, the missile pursuing in gliding.
  • the wings and empennage are in turn dropped to the right of the point of entry into the water provided.
  • a second downhill parachute then deploys to allow a descent into the water with a limited speed of impact.
  • Such an arrangement is reserved for a missile-type non-autonomous craft with a very limited wing surface.
  • the device according to the present invention aims to allow the deployment of a wing of an aircraft-type drone, dropped in full turbulence.
  • One aspect of the invention aims to allow deployment of the wing of the drone with a minimum of loss of autonomy.
  • Another aspect of the invention is a rapid implementation, without requiring significant logistics.
  • FIG. 1 a perspective view of a drone according to the present invention, with the wing in the two positions retracted and deployed, with its braking parachute,
  • FIG. 2 a schematic view of the means of pivoting the wing and the release of the braking parachute
  • FIGS. 3A to 3D a view of a mimic of the dropping of a drone according to the present invention
  • FIGS. 4A to 4E a view of a dummy release diagram of a drone placed in a drone drop container according to a first embodiment
  • FIGS. 5A to 5E a view of a dummy release diagram. a drone placed in a drop container of a drone according to a variant of the first embodiment.
  • the drone according to the present invention is shown in FIGS. 1 and 2 and comprises, in known manner, a fuselage 10, a main wing 12 and a stabilizer 14.
  • the fuselage 10 comprises a power source 10-1, in the form of a high capacity lithium-ion battery or a fuel cell, a 10-2 motor, in this case an engine electrical, a propeller 10-3 placed in the nose of the fuselage, driven by said engine, possibly collapsible, and control means 10-4 of said drone, either programmed prior to the flight, or remotely controlled.
  • the drone according to the present invention comprises a specificity, namely a main wing 12, mounted in high wing, pivoting and able to take two positions:
  • a first retracted position, 12-1 in which said main wing has its longitudinal axis YY 'parallel to the longitudinal axis XX' of the fuselage, in the release configuration, -
  • a second extended position, 12-2 in which said main wing has its longitudinal axis YY 'perpendicular to the longitudinal axis XX' fuselage, in vol.
  • the drone comprises motorized means 12-3 for pivoting the main wing 12 from the retracted position 12-1 to the deployed position 12-2.
  • These motorized means 12-3 for pivoting can take the form of an electric motor 12-4, an arm 12-5, connected to said main wing 12 to rotate it.
  • An assembly of two rings 12-6 allows such rotation by limiting the friction.
  • Balls, not shown, can be interposed between the rings to form a bearing and further limit friction.
  • the drone according to the present invention also comprises locking means 12-7 of the main wing 12 in the second position, that is to say deployed.
  • locking means 12-7 may take any suitable form, in particular pins capable of cooperating with housings of conjugated profile, formed in the wing, said pins being subjected to the action of elastic return means such as springs or elastomer pads.
  • the empennage 14 is of the V-type with a point of intersection substantially located on the axis XX 'of the fuselage.
  • the VE is inverted with respect to the upper wing, said VE opening downwards.
  • This empennage 14 comprising, in a known manner, flaps 14-1 maneuvering for depth and direction, in a combined and known manner.
  • the inversion of the V e is intended to allow the rotation of the main wing 12 around its axis of rotation, without conflict.
  • the drone according to the present invention also comprises release means 16, in this case located at the rear end of the fuselage, behind the empennage 14.
  • release means 16 comprise for example a movable rod.
  • These release means 16 can take two positions one 16-1 retaining and the other 16-2 release, as a parachute attachment for example with a pin.
  • release means 16 are controlled independently or automatically but in all cases, the implementation in the release position 16-2 is slaved to the second extended position, 12-2, in which said main wing 12 has its axis. longitudinal YY 'perpendicular to the longitudinal axis XX' fuselage, in vol. The locking means 12-7 of the main wing in the second deployed position, 12-2, condition the release position 16-2 of the release means 16.
  • the drone comprises a parachute PI connected to the release means 16.
  • FIG. 3 shows the various drone release phases according to the present invention.
  • the drone is dropped from a carrier in flight.
  • the drone has its main wing 12 in the retracted position, 12-1, in which said main wing has its longitudinal axis YY 'parallel to the longitudinal axis XX' of the fuselage, in drop configuration.
  • the parachute PI is opened automatically, that is to say at the exit of the carrier and the drone being in the turbulence generated by the drag of the carrier in flight does not suffer the consequences since the main wing surface is not not deployed and therefore has no lift incompatible with its mechanical strength. In a few seconds, in FIG.
  • the drone leaves the turbulence zone, its speed is reduced by the open PI parachute and the main wing 12 is rotated by the pivot means 12-3, to pass from the first retracted position, 12-1, wherein said main wing has its longitudinal axis YY 'parallel to the longitudinal axis XX' of the fuselage, in the configuration deployed at the second deployed position, 12-2, in which said main wing has its longitudinal axis YY 'perpendicular to longitudinal axis XX' fuselage, in vol.
  • the drone has a wing in the deployed position 12-2 and the wing locks automatically thanks to the locking means 12-7 in this deployed position, preventing the reverse pivoting of the wing in the opposite direction, which whatever the reasons.
  • the parachute P1 is released by the release means 16 because they are placed in the release position 16-2 because of the locked position of the locking means 12-7 of the main wing 12.
  • the drone can then fly because of its setting configuration flight, figure 3D.
  • the propulsion means that is to say the engine 10-2, the propeller 10-3 driven by said engine, and the control means 10-4 of said drone, then allow the drone to fulfill its mission which can even be finalized by a return flight to a home base.
  • the method of implementing the delivery device according to the present invention comprises the following steps:
  • the drone is disposed in a container 18.
  • This container is of the openable type, with an opening, for example, in at least two parts 18-1, 18-2, such as a corolla flower.
  • the container 18 comprises a release parachute P2 fixedly secured to said container at a point opposite to that of the opening.
  • This container 18 comprises means for automatically opening the at least two parts to release the carried load namely the drone.
  • Such automatic opening will be implemented either by a strap, or by reaching a stabilized position or by means of timed opening means.
  • the parachute P2 has a lower descent speed than that of PI so as to avoid any subsequent collision between said container and the drone under parachute as will be explained further.
  • the drone will come down, in any case faster than the container.
  • the drone is disposed in the container 18, in the release position that is to say with the wing in the first retracted position, 12-1, wherein said main wing has its longitudinal axis YY 'parallel to the longitudinal axis XX' of the fuselage.
  • the container 18 is released from the carrier in flight, closed with its parachute P2 open or semi open or with an automatic opening strap.
  • the container 18 carries the drone equipped with the release device according to the present invention. The drone is perfectly protected during this drop during the few seconds necessary to exit turbulence drag the carrier.
  • the container 18 being open, in Figure 4B, the drone is released with its wing in the retracted position along the fuselage, and said drone falls with simultaneous opening of its parachute Pl.
  • the drone is thus separated from the container and taking into account the difference of speeds of descent, there is no risk of collision.
  • the deployment time of the PI parachute can generate an initial altitude differential, constituting a guard.
  • the drone having its wing in place, locked, the parachute PI is released from the drone, it is the figure 4D. Once the parachute is released and in flight configuration, the drone can fulfill its mission, figure 4E.
  • the method of implementing the device according to this variant comprises the following steps:
  • the release cycle uses the same release device of the invention.
  • the drone is dropped from the carrier in a container 18, identical to the previous one with a parachute P2 but having attachment means 18-3, adapted to cooperate with the dropping means 16 of the drone.
  • the container is dropped Figure 5A, as in Figure 4A, which allows a drone release by perfectly protecting the drone that is located inside.
  • the container 18 opens, in Figure 5B, the drone is retained in the container with its wing in the retracted position, along the fuselage by the attachment means 18-3 to which the drone is connected by its own means of release 16 in 16-1 restraint position.
  • FIG. 5B the container is dropped Figure 5A, as in Figure 4A, which allows a drone release by perfectly protecting the drone that is located inside.
  • the container 18 opens, in Figure 5B, the drone is retained in the container with its wing in the retracted position, along the fuselage by the attachment means 18-3 to which the drone is connected by its own means of release 16 in 16-1 restraint position.
  • the main wing 12 of the drone is rotated by pivoting means 12- 3 to pass from the first retracted position, 12-1, in which said main wing has its longitudinal axis YY 'parallel to the longitudinal axis XX 'of the fuselage, in the configuration deployed at the second deployed position, 12-2, wherein said main wing has its longitudinal axis YY' perpendicular to the longitudinal axis XX 'fuselage, in vol.
  • the maneuver is possible, without risk, because of the reduced speed of descent, of the order of 5m / s to give an order of idea, obtained by the effect of the parachute P2 of the container.
  • the release means 16 pass from the 16-1 retaining position to the 16-2 release position of the attachment means 18-3.
  • the drone in flight configuration, is released from the container as shown in FIG. 5D and said drone can then fulfill its mission as shown in FIG. 5E.
  • the release device according to the present invention relates to drones having dimensions of the order of 1 to 2 meters.
  • the engine has been represented in nose but could also be in the fuselage ass propulsive mode, without changing the present invention.

Abstract

L'objet de l'invention est un dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, ledit drone comprenant un fuselage (10) avec un axe longitudinal XX', une aile principale (12) avec un axe longitudinal YY' et un empennage (14) arrière, caractérisé en ce qu'il comprend: une aile principale (12) montée mobile en rotation d'une position escamotée dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage, des moyens motorisés de pivotement de ladite aile principale (12), des moyens de verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée, et des moyens de largage (16) pouvant prendre deux positions l'une (16-1) de retenue et l'autre de libération.

Description

DISPOSITIF DE LARGAGE DE DRONES, PROCEDE DE LARGAGE
La présente invention se rapporte au domaine des dispositifs de largage d'un drone. L'invention vise aussi un procédé de largage et ses variantes.
Le renseignement préliminaire à une action, par exemple une action militaire, offre une capacité d'anticipation et conditionne l'efficacité de l'action en contribuant à l'économie des moyens mis en œuvre pour accomplir cette action. Il est donc important de disposer de moyens de renseignements offrant la capacité de prélever les informations indispensables à une analyse éclairée de chaque situation afin d'optimiser les moyens mis en œuvre et effectuer une action adaptée à une situation donnée. Les aéronefs sans pilote embarqué, plus connus sous le nom de drones, terme qui sera utilisé pour la suite de la description, sont de plus en plus utilisés pour répondre à ce besoin d'information.
De tels drones sont pilotés à distance ou programmés pour se rendre sur des zones cibles. Ces drones comportent des capteurs (caméra, appareils photos, dispositif de relevés etc.) permettant de récolter les informations souhaitées. Dans le domaine civil, de tels drones sont utilisés pour effectuer des relevés pour l'agriculture par exemple. Ces drones peuvent également acheminer du matériel de taille et poids réduits sur des zones cibles difficilement accessibles. L'intérêt du drone est de permettre ces opérations de recueil d'information ou d'acheminement de matériel de manière plus simple et rapide que par voie terrestre ou par l'utilisation d'appareils avec pilotes. De plus, les drones permettent de compléter les moyens aériens de surveillance existants dont l'autonomie est limitée et ainsi d'assurer la permanence du recueil de l'information. Ils présentent l'avantage de ne pas exposer des pilotes à des risques en cas de conflit par exemple ou de dangers en zone contaminée ou en cas de conditions météo dangereuses. Les drones équipés du dispositif de largage selon la présente invention sont des drones du type aéronefs en miniature et non des formes missiles destinées à une utilisation unique.
Les drones concernés sont des aéronefs comprenant un fuselage, une aile et un empennage ainsi qu'une motorisation, généralement électrique et une source d'énergie ainsi qu'une centrale de pilotage à distance ou programmé.
Usuellement, les drones sont déployés depuis le sol à l'aide de lanceurs projetant le drone dans le ciel. L'utilisation de tels lanceurs nécessite le préacheminent dudit lanceur et la présence d'opérateurs sur le site de lancement du drone. Un drone ne peut donc être déployé que depuis un lieu accessible au sol ce qui exclut les zones hostiles, contaminées ou présentant une géographie inadaptée. L'installation du lanceur peut donc nécessiter des délais d'acheminement sur un site de lancement adapté ainsi qu'une logistique importante. De plus, l'éloignement entre la zone de lancement et la ou les zones cibles, c'est-à-dire la ou les zones de recueil d'information ou d'acheminement de matériel, grève l'autonomie des drones, principalement à cause des consommations en phase de montée ainsi que par la nécessiter d'effectuer un trajet aller et un trajet retour entre la zone de lancement et la zone cible.
Or, les drones actuels ont une autonomie limitée. Par ailleurs, les drones équipés de moteurs thermiques sont peu discrets, ce qui peut s'avérer dommageable pour des opérations militaires.
Le but est donc de pouvoir lancer les drones à partir d'aéronefs pilotés, de plus grande autonomie comme des avions de transport, susceptibles d'emporter au moins un drone et de pouvoir assurer un largage à une altitude adaptée en fonction des besoins.
Ainsi, le largage peut s'effectuer au plus près de la cible à une altitude écartant tout danger lorsqu'il s'agit d'opérations militaires par exemple, le drone n'ayant alors plus qu'à se conduire ou être conduit vers le lieu de largage de matériels ou de recueil d'informations. Son autonomie n'est alors pas amputée puisqu'il est en descente et donc en vol plané ou à faible consommation et il peut après sa mission par exemple, rejoindre une base distante du lieu de mission dudit drone.
Le largage peut aussi s'effectuer plus loin de la cible pour éviter tout danger mais comme le drone est largué à haute altitude, il peut rejoindre une zone éloignée, en vol plané, également sans amputer son autonomie.
Le problème posé par ce largage en vol est celui des turbulences liées à la traînée de l'aéronef de largage qui pourraient porter atteinte à l'intégrité du drone s'il était largué tel quel, prêt à voler. Le but est donc de prévoir un dispositif de largage qui permette de conserver l'intégrité du drone largué mais aussi de préserver son autonomie en limitant la durée de mise en œuvre, surtout lorsque le drone est largué à basse altitude.
On connaît des moyens de largage d'un missile avec une aile de très faible portance agissant comme un aileron. Cet aileron est initialement en position escamotée, c'est- à-dire pivotée le long de l'axe longitudinal du fuselage comme dans la demande de brevet WO 2010/119442.
L'escamotage de l'aile est uniquement pour un gain de place durant le vol du porteur puisque ce type de missile est soutenu, extérieurement à l'aéronef porteur et largué directement. Du fait de la très faible portance de l'aileron, il n'y aucun problème de dégradation possible, d'ailleurs la vitesse de ce type de missile est immédiatement très importante.
Un tel missile est prévu pour être largué directement du porteur, l'aile étant pivotée après largage par un mécanisme ou par les effets aérodynamiques lorsque l'aile est équipée d'aileron. En inversant leurs incidences, sous l'effet du vent relatif, il se produit un couple de pivotement qui fait tourner l'aile.
Un tel agencement vise surtout à piloter le missile en faisant pivoter le support de l'aile formant bague, le long d'un cercle dont le plan est perpendiculaire à l'axe longitudinal dudit missile. Ceci permet de régler la direction de vol du missile. Un tel agencement vise des applications pour des engins du type missile qui ne peuvent être assimilés à des drones selon la présente invention.
On connaît aussi la demande de brevet US 8 939 056 qui décrit un lanceur de bouée acoustique qui est cylindrique, comme un missile puisqu'il est amené à pénétrer dans l'eau, exempte de moteur. La mise en œuvre consiste à mettre dans un tube ladite bouée, le tube est largué à partir d'un porteur en vol.
La bouée sort du tube sans qu'il soit expliqué de quelle façon et le missile est suspendu à un premier parachute tandis que l'empennage est automatiquement déployé. Sous parachute, l'aile du missile pivote du fait des effets aérodynamiques et le parachute est largué, le missile poursuivant en vol plané. Les aile et empennage sont à leur tour largués au droit du point de pénétration dans l'eau prévu. Dès lors un second parachute de descente se déploie pour permettre une descente dans l'eau avec une vitesse d'impact limitée.
Un tel agencement est réservé à un engin non autonome, du type missile, à surface alaire très limitée.
Le dispositif selon la présente invention vise à permettre le déploiement d'une aile d'un drone du type aéronef, largué en pleines turbulences.
Un aspect de l'invention vise à permettre un déploiement de l'aile du drone avec un minimum de perte d'autonomie. Un autre aspect de l'invention vise une mise en œuvre rapide, sans nécessiter une logistique importante.
L'invention est maintenant décrite en regard des dessins annexés, dessins qui représentent des modes de réalisation du dispositif selon la présente invention, les différentes figures des dessins montrant .
Figure 1 : une vue en perspective d'un drone selon la présente invention, avec l'aile dans les deux positions escamotée et déployée, avec son parachute de freinage,
Figure 2 : une vue schématique de moyens de pivotement de l'aile et de largage du parachute de freinage, Figures 3A à 3D : une vue d'un synoptique de largage d'un drone selon la présente invention,
Figures 4A à 4 E : une vue d'un synoptique de largage d'un drone placé dans un container de largage d'un drone selon un premier mode de réalisation, Figures 5A à 5E : une vue d'un synoptique de largage d'un drone placé dans un container de largage d'un drone selon une variante du premier mode de réalisation.
Le drone selon la présente invention est représenté sur les figures 1 et 2 et comprend de façon connue un fuselage 10, une aile principale 12 et un empennage 14.
Dans le cas présent, le fuselage 10 comprend une source d'énergie 10-1, sous forme d'une pile à haute capacité Lithium/Ions ou d'une pile à combustible, une motorisation 10-2, en l'occurrence un moteur électrique, une hélice 10-3 placée en nez du fuselage, entraînée par ladite motorisation, éventuellement repliable, et des moyens de pilotage 10-4 dudit drone, soit programmés préalablement au vol, soit commandés à distance. Le drone selon la présente invention comprend une spécificité, à savoir une aile principale 12, montée en aile haute, pivotante et apte à prendre deux positions :
Une première position escamotée, 12-1, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage, en configuration largage, - Une seconde position déployée, 12-2, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' perpendiculaire à l'axe longitudinal XX' fuselage, en configuration vol.
Le drone comporte des moyens motorisés 12-3 de pivotement de l'aile principale 12 de la position escamotée 12-1 à la position déployée 12-2. Ces moyens motorisés 12-3 de pivotement peuvent prendre la forme d'un moteur électrique 12-4, un bras 12-5, relié à ladite aile principale 12 afin de la faire pivoter. Un montage de deux bagues 12-6 permet une telle rotation en limitant les frottements. Des billes, non représentées, peuvent être interposées entre les bagues pour constituer un roulement et limiter encore plus les frottements.
Le drone selon la présente invention comporte également des moyens de verrouillage 12-7 de l'aile principale 12 dans la seconde position, c'est-à-dire déployée.
Ces moyens de verrouillage 12-7 peuvent prendre toute forme adaptée, notamment des pions aptes à coopérer avec des logements de profil conjugué, ménagés dans l'aile, lesdits pions étant soumis à l'action de moyens de rappel élastiques tels que des ressorts ou des plots en élastomère. L'empennage 14 est du type en Vé avec un point d'intersection sensiblement situé sur l'axe XX' du fuselage.
En l'occurrence le Vé est inversé par rapport à l'aile haute, ledit Vé s'ouvrant vers le bas.
Cet empennage 14 comportant de façon connue, des ailerons 14-1 de manœuvre pour la profondeur et la direction, de façon combinée et connue.
L'inversion du Vé est destinée à permettre la rotation de l'aile principale 12 autour de son axe de rotation, sans conflit.
Le drone selon la présente invention comprend également des moyens de largage 16, en l'occurrence situés à l'extrémité arrière du fuselage, en arrière de l'empennage 14. Ces moyens de largage 16 comprennent par exemple une tige mobile. Ces moyens de largage 16 peuvent prendre deux positions l'une 16-1 de retenue et l'autre 16-2 de libération, comme une attache de parachute par exemple avec une goupille.
Ces moyens de largage 16 sont commandés de façon indépendante ou automatique mais dans tous les cas, la mise en œuvre en position 16-2 de libération est asservie à la seconde position déployée, 12-2, dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' perpendiculaire à l'axe longitudinal XX' fuselage, en configuration vol. Les moyens de verrouillage 12-7 de l'aile principale dans la seconde position déployée, 12-2, conditionnent la mise en position 16-2 de libération des moyens de largage 16.
Dans le premier mode de réalisation, le drone comprend un parachute PI relié aux moyens de largage 16.
Sur la figure 3, on a représenté les différentes phases de largage du drone selon la présente invention.
Sur la figure 3A, le drone est largué d'un porteur en vol. Le drone a son aile principale 12 en position escamotée, 12-1, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage, en configuration largage.
Le parachute PI est ouvert en automatique, c'est-à-dire dès la sortie du porteur et le drone étant dans les turbulences engendrés par la traînée du porteur en vol n'en subit pas les conséquences puisque la surface alaire principale n'est pas déployée et donc n'a pas de portance incompatible avec sa résistance mécanique. En quelques secondes, sur la figure 3B, le drone sort de la zone de turbulence, sa vitesse est réduite par le parachute PI ouvert et l'aile principale 12 est mise en rotation par les moyens 12-3 de pivotement, pour passer de la première position escamotée, 12-1, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage, en configuration largage à la seconde position déployée, 12-2, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' perpendiculaire à l'axe longitudinal XX' fuselage, en configuration vol.
Sur la figure 3C, le drone présente une aile en position déployée 12-2 et l'aile se verrouille automatiquement grâce aux moyens de verrouillage 12-7 dans cette position déployée, interdisant le pivotement inverse de l'aile dans le sens inverse, quelles qu'en soient les raisons.
Simultanément, le parachute PI est largué par les moyens de largage 16 du fait de leur mise en position 16-2 de libération du fait même de la mise en position verrouillée des moyens de verrouillage 12-7 de l'aile principale 12. Le drone peut alors voler du fait de sa mise en configuration vol, figure 3D.
Les moyens de propulsion c'est-à-dire la motorisation 10-2, l'hélice 10-3 entraînée par ladite motorisation, et les moyens de pilotage 10-4 dudit drone, permettent alors au drone de remplir sa mission qui peut même être finalisée par un vol retour à une base d'accueil.
Le procédé de mise en œuvre du dispositif de largage selon la présente invention comprend les étapes suivantes :
largage du drone du porteur en vol,
ouverture du parachute PI,
- pivotement de ladite aile principale 12 grâce aux moyens motorisés 12-
3 de pivotement, d'une position escamotée 12-1 dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée 12-2 dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage,
verrouillage de l'aile principale 12 dans la seconde position, déployée, et manœuvre des moyens de largage 16 d'une position 16-1 de retenue à une position de libération 16-2 du parachute PI, simultanément au verrouillage de l'aile principale 12 dans la seconde position, déployée. Selon un autre mode de réalisation, voir figure 4, le drone est disposé dans un container 18. Ce container est du type ouvrable, avec une ouverture, par exemple, en au moins deux parties 18-1, 18-2, comme une corolle de fleur.
Le container 18 comprend un parachute P2 de largage solidaire de façon inamovible dudit container, en un point opposé à celui de l'ouverture. Ce container 18 comprend des moyens d'ouverture automatique des au moins deux parties pour libérer la charge emportée à savoir le drone. Une telle ouverture automatique sera mise en œuvre soit par un sangle, soit par atteinte d'une position stabilisée soit encore par des moyens d'ouverture temporisée.
Le parachute P2 possède un vitesse de descente inférieure à celle de PI de façon à éviter toute collision ultérieure entre ledit container et le drone sous parachute comme cela sera expliqué plus avant. Le drone descendra donc, dans tous les cas plus rapidement que le container.
Dans ce second mode de réalisation, le drone est disposé dans le container 18, en position de largage c'est-à-dire avec l'aile dans la première position escamotée, 12- 1, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage.
Sur la figure 4, on a représenté les différentes phases de largage.
Sur la figure 4A, le container 18 est largué du porteur en vol, fermé avec son parachute P2 ouvert ou semi ouvert ou avec une ouverture automatique à sangle. Le container 18 emporte le drone équipé du dispositif de largage selon la présente invention. Le drone est parfaitement protégé durant ce largage pendant les quelques secondes nécessaires pour sortir des turbulences de la traînée du porteur.
Le container 18 étant ouvert, sur la figure 4B, le drone est libéré avec son aile en position escamotée, le long du fuselage, et ledit drone chute avec ouverture simultanée de son parachute Pl.
Le drone est donc séparé du container et compte tenu du différentiel de vitesses de descente, il n'y a aucun risque de collision. Le temps du déploiement du parachute PI permet de générer un différentiel d'altitude initial, constituant une garde.
Une fois le drone sous parachute, les phases représentées sur la figure 3 sont mises en œuvre de façon identique, c'est l'objet de la figure 4C qui est identique à la figure 3B.
Le drone ayant son aile en place, verrouillée, le parachute PI est libéré du drone, c'est la figure 4D. Une fois le parachute libéré et en configuration vol, le drone peut remplir sa mission, figure 4E.
Le procédé de mise en œuvre du dispositif selon cette variante comprend les étapes suivantes :
- largage du container 18,
ouverture du parachute P2,
ouverture du container 18,
largage du drone équipé du parachute PI, relié aux moyens de largage 16,
- ouverture du parachute PI,
pivotement de ladite aile principale 12 grâce aux moyens motorisés 12- 3 de pivotement, d'une position escamotée 12-1 dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée 12-2 dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage,
verrouillage de l'aile principale 12 dans la seconde position, déployée, et manœuvre des moyens de largage 16 d'une position 16-1 de retenue à une position de libération 16-2 du parachute PI, simultanément au verrouillage de l'aile principale 12 dans la seconde position, déployée.
Selon une autre variante, représentée sur la figure 5, le cycle de largage utilise le même dispositif de largage de l'invention.
Ainsi le drone est largué du porteur dans un container 18, identique au précédent avec un parachute P2 mais comportant des moyens d'accrochage 18-3, aptes à coopérer avec les moyens de largage 16 du drone.
Ainsi, le container est largué Figure 5A, comme sur la figure 4A, ce qui permet un largage du drone en protégeant de façon parfaite le drone qui se situe à l'intérieur. Le container 18 s'ouvre, sur la figure 5B, le drone est retenu dans le container avec son aile en position escamotée, le long du fuselage par les moyens d'accrochage 18- 3 auquel le drone est relié par ses propres moyens de largage 16 en position 16-1 de retenue. Sur la figure 5C, l'aile principale 12 du drone est mise en rotation par les moyens 12- 3 de pivotement, pour passer de la première position escamotée, 12-1, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage, en configuration largage à la seconde position déployée, 12-2, dans laquelle ladite aile principale a son axe longitudinal YY' perpendiculaire à l'axe longitudinal XX' fuselage, en configuration vol.
La manœuvre est possible, sans risque, du fait de la vitesse de descente réduite, de l'ordre de 5m/s pour donner un ordre d'idée, obtenue par l'effet du parachute P2 du container.
Simultanément au verrouillage de l'aile principale 12 en position déployée 12-2, les moyens de largage 16 passent de la position 16-1 de retenue à la position 16-2 de libération des moyens d'accrochage 18-3.
Le drone, en configuration vol, est libéré du container comme montré sur la figure 5D et ledit drone peut alors remplir sa mission comme montré sur la figure 5E.
Ainsi le procédé de mise en œuvre du dispositif de largage selon l'invention dans cette variante comprend les étapes suivantes :
largage du container 18,
ouverture du parachute P2,
ouverture du container 18, les moyens de largage 16 du drone coopérant avec les moyens d'accrochage 18-3 du container,
- pivotement de ladite aile principale 12 grâce aux moyens motorisés 12-
3 de pivotement, d'une position escamotée 12-1 dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée 12-2 dans laquelle ladite aile principale 12 a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage,
verrouillage de l'aile principale 12 dans la seconde position, déployée, et manœuvre des moyens de largage 16 d'une position 16-1 de retenue à une position de libération 16-2 des moyens d'accrochage 18-3, simultanément au verrouillage de l'aile principale 12 dans la seconde position, déployée.
Le dispositif de largage selon la présente invention concerne des drones présentant des dimensions de l'ordre de 1 à 2 mètres. La motorisation a été représentée en nez mais pourrait aussi se trouver en cul de fuselage en mode propulsif, sans rien changer à la présente invention.

Claims

REVENDICATIONS
1. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, ledit drone comprenant un fuselage (10) avec un axe longitudinal XX', une aile principale (12) avec un axe longitudinal YY' et un empennage (14) arrière, caractérisé en ce qu'il comprend :
- une aile principale (12) montée mobile en rotation d'une position escamotée (12-1) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée (12-2) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage, - des moyens motorisés (12-3) de pivotement de ladite aile principale (12), des moyens de verrouillage (12-7) de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée, et
des moyens de largage (16) pouvant prendre deux positions l'une (16-1) de retenue et l'autre (16-2) de libération.
2. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de largage (16) sont asservis aux moyens de verrouillage (12-7) de l'aile principale (12), les moyens de largage passant de la position (16-1) de retenue à la position de libération (16-2) simultanément à la manœuvre des moyens de verrouillage (12-7) de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée.
3. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend un container (18) du type ouvrable, avec une ouverture en au moins deux parties (18-1, 18-2), muni d'un parachute P2 de largage, solidaire de façon inamovible dudit container, en un point opposé à celui de l'ouverture, ledit container recevant ledit drone.
4. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon la revendication 3, caractérisé en ce que le container (18) comprend des moyens d'ouverture automatique.
5. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que le container (18) comprend des moyens d'ouverture temporisée.
6. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon la revendication 3 à 5, caractérisé en ce que le container (18) comprend des moyens d'accrochage (18-3), aptes à coopérer avec les moyens de largage (16) du drone.
7. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comprend un parachute PI relié aux moyens de largage (16) du drone.
8. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon les revendications 3 et 7, caractérisé en ce que le parachute P2 possède un vitesse de descente inférieure à celle de Pl.
9. Dispositif de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le drone comprend une aile principale (12) haute et un empennage (14) en Vé renversé muni d'ailerons.
10. Procédé de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, équipé d'un dispositif de largage selon l'une des revendications 1, 2 et 7, caractérisé en ce qu'il comprend la succession d'étapes suivantes :
- largage du drone du porteur en vol,
ouverture du parachute PI,
pivotement de ladite aile principale (12) grâce aux moyens motorisés (12-3) de pivotement, d'une position escamotée (12-1) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée (12-2) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage,
verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée, et manœuvre des moyens de largage (16) d'une position (16-1) de retenue à une position de libération (16-2) du parachute PI, simultanément au verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée.
11. Procédé de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, équipé d'un dispositif de largage selon l'une des revendications 1 à 5 et 7 à 9, caractérisé en ce qu'il comprend la succession d'étapes suivantes :
largage du container (18),
ouverture du parachute P2,
ouverture du container (18),
- largage du drone équipé du parachute PI, relié aux moyens de largage
(16),
ouverture du parachute PI,
pivotement de ladite aile principale (12) grâce aux moyens motorisés (12-3) de pivotement, d'une position escamotée (12-1) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée (12-2) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage,
verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée, et
manœuvre des moyens de largage (16) d'une position (16-1) de retenue à une position de libération (16-2) du parachute PI, simultanément au verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée.
12. Procédé de largage d'un drone à partir d'un porteur en vol, équipé d'un dispositif de largage selon l'une des revendications 1 à 6 et 8, 9, caractérisé en ce qu'il comprend la succession d'étapes suivantes :
largage du container (18),
ouverture du parachute P2,
ouverture du container (18), les moyens de largage (16) du drone coopérant avec les moyens d'accrochage (18-3) du container, pivotement de ladite aile principale (12) grâce aux moyens motorisés (12-3) de pivotement, d'une position escamotée (12-1) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage à une position déployée (12-2) dans laquelle ladite aile principale (12) a son axe longitudinal YY' parallèle à l'axe longitudinal XX' du fuselage,
verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée, et
manœuvre des moyens de largage (16) d'une position (16-1) de retenue à une position de libération (16-2) des moyens d'accrochage (18-3), simultanément au verrouillage de l'aile principale (12) dans la seconde position, déployée.
PCT/FR2016/051424 2015-06-12 2016-06-13 Dispositif de largage de drones, procédé de largage WO2016198809A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1555391A FR3037316A1 (fr) 2015-06-12 2015-06-12 Dispositif volant sans pilote aero-largable
FR1555391 2015-06-12

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2016198809A1 true WO2016198809A1 (fr) 2016-12-15

Family

ID=54848649

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2016/051424 WO2016198809A1 (fr) 2015-06-12 2016-06-13 Dispositif de largage de drones, procédé de largage

Country Status (2)

Country Link
FR (1) FR3037316A1 (fr)
WO (1) WO2016198809A1 (fr)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108482685A (zh) * 2018-05-30 2018-09-04 中国科学院工程热物理研究所 无人机回收系统、无人机及回收方法
WO2019134714A1 (fr) * 2018-01-08 2019-07-11 Geosat Aerospace & Technology Inc. Procédés et systèmes d'atterrissage en parachute de lancement de véhicule aérien sans pilote
CN112623179A (zh) * 2020-12-23 2021-04-09 中国科学院力学研究所 一种可回收可变形式发射吊舱
CN112623227A (zh) * 2020-12-23 2021-04-09 中国科学院力学研究所 一种吊舱用多功能吊挂载荷舱
US11073841B2 (en) 2018-01-08 2021-07-27 GEOSAT Aerospace & Technology Methods and systems for launching an unmanned aerial vehicle
US11884406B2 (en) 2018-01-08 2024-01-30 GEOSAT Aerospace & Technology Parachute landing methods and systems for an unmanned aerial vehicle

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6056237A (en) * 1997-06-25 2000-05-02 Woodland; Richard L. K. Sonotube compatible unmanned aerial vehicle and system
US6392213B1 (en) * 2000-10-12 2002-05-21 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Flyer assembly
US20050093507A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Sliwa Steven M. Methods and systems for starting propeller-driven devices
US20090314886A1 (en) * 2007-06-13 2009-12-24 Aurora Flight Sciences Corporation Deployment of telescoping aircraft structures by drogue parachute riser tension
WO2010119442A1 (fr) 2009-04-16 2010-10-21 Israel Aerospace Industries Ltd. Véhicule aérien et son procédé de fonctionnement
US8444082B1 (en) * 2009-08-19 2013-05-21 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy High performance ‘X’-configuration airplane for storage and launch from a tubular container
US8939056B1 (en) 2012-04-20 2015-01-27 Barron Associates, Inc. Systems, devices, and/or methods for managing targeted payload descent

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3971535A (en) * 1973-01-05 1976-07-27 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Oblique-wing supersonic aircraft
US4998689A (en) * 1989-07-14 1991-03-12 Rockwell International Corporation 90 degree rotation aircraft wing
US6923404B1 (en) * 2003-01-10 2005-08-02 Zona Technology, Inc. Apparatus and methods for variable sweep body conformal wing with application to projectiles, missiles, and unmanned air vehicles

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6056237A (en) * 1997-06-25 2000-05-02 Woodland; Richard L. K. Sonotube compatible unmanned aerial vehicle and system
US6392213B1 (en) * 2000-10-12 2002-05-21 The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. Flyer assembly
US20050093507A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Sliwa Steven M. Methods and systems for starting propeller-driven devices
US20090314886A1 (en) * 2007-06-13 2009-12-24 Aurora Flight Sciences Corporation Deployment of telescoping aircraft structures by drogue parachute riser tension
WO2010119442A1 (fr) 2009-04-16 2010-10-21 Israel Aerospace Industries Ltd. Véhicule aérien et son procédé de fonctionnement
US8444082B1 (en) * 2009-08-19 2013-05-21 The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy High performance ‘X’-configuration airplane for storage and launch from a tubular container
US8939056B1 (en) 2012-04-20 2015-01-27 Barron Associates, Inc. Systems, devices, and/or methods for managing targeted payload descent

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019134714A1 (fr) * 2018-01-08 2019-07-11 Geosat Aerospace & Technology Inc. Procédés et systèmes d'atterrissage en parachute de lancement de véhicule aérien sans pilote
US11073841B2 (en) 2018-01-08 2021-07-27 GEOSAT Aerospace & Technology Methods and systems for launching an unmanned aerial vehicle
US11884406B2 (en) 2018-01-08 2024-01-30 GEOSAT Aerospace & Technology Parachute landing methods and systems for an unmanned aerial vehicle
CN108482685A (zh) * 2018-05-30 2018-09-04 中国科学院工程热物理研究所 无人机回收系统、无人机及回收方法
CN112623179A (zh) * 2020-12-23 2021-04-09 中国科学院力学研究所 一种可回收可变形式发射吊舱
CN112623227A (zh) * 2020-12-23 2021-04-09 中国科学院力学研究所 一种吊舱用多功能吊挂载荷舱

Also Published As

Publication number Publication date
FR3037316A1 (fr) 2016-12-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2016198809A1 (fr) Dispositif de largage de drones, procédé de largage
US7854410B2 (en) Powered unmanned aerial vehicle
EP3210658B1 (fr) Drone muni de supports de drone relevables
EP3233632B1 (fr) Drone et équipement d'intervention aéroportée associé
EP2181036B1 (fr) Dispositif aerien
EP3241747A1 (fr) Dispositif de reception d'un drone et systeme de repartition de drones associe
EP3476733B1 (fr) Drone d'activites industrielles
FR3054825A1 (fr) Drone
IL262690B2 (en) launch system
CA3200032A1 (fr) Systeme de transport spatial reutilisable
FR2808772A1 (fr) Systeme furtif d'ejection de munitions aeriennes emballees
WO2014076403A1 (fr) Véhicule aérien à décollage vertical et vol horizontal
EP1600728A1 (fr) Engin volant pour l'observation du sol
EP3067273B1 (fr) Drone à voilure tournante de type tricopter
EP2906469B1 (fr) Drone télé-opéré comportant un moyen de fixation à une surface
FR3020622A1 (fr) Aerodyne sans pilote embarque
FR2964946A1 (fr) Petit engin volant sans pilote
FR2780774A1 (fr) Dispositif d'autoprotection passive pour engin mobile tel qu'un helicoptere
FR3051440A1 (fr) Drone endurant a decollage et atterrissage verticaux optimise pour des missions en environnement complexe
FR3072581A1 (fr) Drone de recherche et de marquege d'une cible
CA3006445A1 (fr) Drone propulse par une fusee
FR2675114A1 (fr) Dispositif a engin volant pour le survol d'une zone, notamment en vue de sa surveillance.
FR3036377A1 (fr) Dispositif aeronef a voilure fixe a decollage et atterrissage verticaux capable d'assurer une transition en vol horizontal et de se diriger dans l'espace sans l'aide de gouvernes
EP1515886A1 (fr) Aeronef plus leger que l'air comprenant plusieurs ballons relies par un chassis
EP4294723A1 (fr) Aéronef sans équipage fiabilisé et procédé de pilotage d'un tel aéronef sans équipage

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16742331

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 16742331

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1