CN106414238B - 无人机配置和用于无人机内燃机的电池增大，以及相关的系统和方法 - Google Patents

无人机配置和用于无人机内燃机的电池增大，以及相关的系统和方法 Download PDF

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Abstract

无人机配置和用于无人机内燃机的电池增大，以及相关联的系统和方法被描述。代表性的配置包括机身，被耦接到机身并相对于机身枢转的第一和第二机翼，以及有机身装载的多个提升旋翼。代表性的电池增大布置包括直流供电的电机、电子速度控制器，以及发电机组子系统，其被耦接至电子速度控制器。该发电机组子系统包括电池组、交流发电机，以及电机‑发电机控制器，其具有相位控制电路，其可配置为整流来自交流发电机的多相交流电输出，以产生整流的直流馈入至直流供电的电机。电机‑发电机控制器被配置为从电池组提取直流功率以产生经整流的直流馈入。

Description

无人机配置和用于无人机内燃机的电池增大，以及相关的系 统和方法
相关申请交叉引用
本申请要求于2014年3月13日提交的申请号为61/952,675，名称为“BATTERYAUGMENTATION FOR INTERNAL COMBUSTION ENGINE,AND ASSOCIATED SYSTEMS ANDMETHODS(用于内燃机的电池增大，以及相关的系统和方法)”的美国临时专利申请的权益，以及要求于2014年8月14日提交的申请号为62/037021，名称为“BATTERY AUGMENTATIONFOR INTERNAL COMBUSTION ENGINE,AND ASSOCIATED SYSTEMS AND METHODS(用于内燃机的电池增大，以及相关的系统和方法)”的美国临时专利申请的权益，以上两者都通过引用以其整体并入本文。
技术领域
本公开大体涉及用于驱动电机的直流(DC)电源，并尤其涉及用于具有多个旋翼的无人机(UAV)的直流电源。直流电源可被用于为各种无人机提供动力，包括具有可变倾角的机翼和多个旋翼的组合的无人机。
背景技术
常规的用于多旋翼无人机的电源通常是直流(DC)电池。然而，大多数电池具有有限的能量密度。因此，只有电池的电源提供有限的续航能力，并且对于无人机不能保持长距离出行。由现有的多旋翼运载工具(vehicles)使用的其它替代的动力源引入了额外的问题，如在提供给旋翼的功率中的不可预测的波动，从而造成飞行的不稳定。
发明内容
直流电源系统(例如，无人机的发电机组子系统)被公开，其利用高能量密度液体燃料以增加多旋翼运载工具的行驶续航能力。所公开的直流电源系统包括轻便和高功率的能量转换管线以驱动电子传动系统。能量转换管线至少部分地由液体燃料提供动力。在至少一个实施方式中，能量转换管线包括内燃机(ICE)和无刷直流(BLDC)交流发电机。所公开的直流电源系统的实施方式还包括具有一个或多个电池的电池模块。所公开的直流电源系统的实施方式提供了稳定的直流电压，以在各种操作模式下驱动多个旋翼，包括发动机启动模式、仅有发电机模式、基于发电机的波动缓和模式、具有自动电池增大的发电机模式、具有辅助增大的发电机模式、仅有电池的模式，或它们的任意组合。
所公开的直流电源系统可以实现同时使用内燃机和一组电池的混合动力运载工具电源。此实现优于传统的“串联”的混合电源，其中内燃机为电池充电，并且电机仅由电池供给的电力来驱动。这种实现也优于作为彼此的“替代品”操作的传统的混合电源，即电机是由ICE驱动或由电池驱动。
本公开的一些实施方式具有除了或替代以上所述的其它的方面、元素、特征和步骤。这些潜在的增加和替换中的若干在整个说明书中的其余部分中被描述。
附图说明
图1A是根据至少一些实施方式的多旋翼运载工具的代表性系统的架构的框图。
图1B是代表性的运载工具的一部分的视图，在其上可以安装在此公开的系统的实施方式。
图2是根据至少一些实施方式的运载工具的航空电子子系统的代表性的系统架构的框图。
图3是根据至少一些实施方式的运载工具的发电机组子系统的代表性的系统架构的框图。
图4是根据至少一些实施方式的在地面发动机启动模式下的图3的发电机组子系统内的电流流动的视图。
图5是根据至少一些实施方式的在飞行中发动机启动模式下图3的发电机组子系统内的电流流动的视图。
图6是根据至少一些实施方式的在仅有发电机的模式下的图3的发电机组子系统的电流流动的视图。
图7是根据至少一些实施方式的在波动缓和模式或电池增大模式下的图3的发电机组子系统中的电流流动视图。
图8是根据至少一些实施方式的在仅有电池的模式下的图3的发电机组子系统内的电流流动的视图。
图9是根据至少一些实施方式的在电池充电子模式下的图3的发电机组子系统内的电流流动的视图。
图10是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机组子系统中的电机-发电机控制器的代表性的系统结构的框图。
图11是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统中的电机-发电机控制器内的相位控制器的第一代表性电路图。
图12是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统的电机—发电机控制器内的相位控制器的第二示例性电路图。
图13是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统的电机—发电机控制器内的增大控制器的第一代表性电路图。
图14是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统中的电机—发电机控制器内的增大控制器的第二示例性电路图。
图15是根据本技术的实施方式被配置的具有与发电系统结合的提升旋翼和轴向推力旋翼的运载工具的部分示意性俯视图。
图16是根据本技术的实施方式的具有多个提升旋翼、牵引旋翼和动态地可修改的机翼几何形状的车辆的运载工具的部分示意性俯视图。
图17是具有通常类似于上述参考图16的配置，而不包括牵引旋翼的空中运载工具的部分示意性俯视图。
图18是根据本技术的另一实施方式的具有动态地可修改的机翼和提升旋翼吊舱的空中运载工具的部分示意性俯视图。
图19是根据本技术的实施方式的具有与发电系统结合的动态地可修改的提升旋翼吊舱的空中运载工具的部分示意性俯视图。
图20是根据本技术的又一实施方式的具有固定机翼和可移动的旋翼吊杆的的空中运载工具的部分示意性侧视图。
图21是根据本技术的另一实施方式的具有可控制的提升旋翼吊舱的空中运载工具的部分示意性顶部等距视图。
图22是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统的电机—发电机控制器内相位控制器的第三示例性电路图。
图23是根据至少一些实施方式示出的健康监控系统的框图。
附图描绘各种实施方式仅用于说明的目的。本领域技术人员将容易地从以下讨论中认识到在此说明的结构和方法的替代实施方式可以在不脱离在此描述的公开的原理的情况下被采用。
具体实施方式
本技术一般涉及无人机(UAV)配置和用于无人机内燃机的电池增大。若干描述结构和过程的细节是公知的并通常与这些类型的系统和过程相关联，但是其可能会不必要地模糊本发明公开的技术的一些显著方面，为了清楚起见其并未在以下描述中阐述。此外，尽管下面的公开阐述了所公开的技术的不同方面的若干实施方式，各种其它的实施方式可以具有相较于在本部分描述的不同的配置和/或不同的部件。因此，所公开的技术可以包括具有额外的元素的其它实施方式，该额外的元素没有在下面相对于图1A-23被描述，和/或不具有在下面相对于图1A-23描述的若干个元素。
下面描述的技术的若干实施方式可以采取计算机可执行指令的形式，包括由可编程计算机和/或控制器执行的程序。例如，涉及供电、控制、飞行和/或其它操作UAV的方法的实施方式可以通过计算机可执行指令被实施。相关领域普通技术人员将理解，该技术可以在除了那些下面描述的计算机和/或控制器系统上实施。所公开的技术可以在专用计算机、控制器或专门编程的数据处理器中被体现，其被配置或构造成执行一个或多个计算机可执行指令。因此，在本文中使用的术语“计算机”和“控制器”是指任何合适的数据处理器并可以包括因特网设备和手持装置(包括掌上型计算机、可穿戴计算机、蜂窝或移动电话、多处理器系统、基于处理器的或可编程的消费电子产品、网络计算机、小型计算机等等)。由这些计算机处理的信息可在任何合适的显示介质处被呈现。
技术还可以在分布式环境中实现，其中任务或模块通过经由通信网络被链接的远程处理装置执行。例如，在根据本公开的系统中的控制器可以与系统中的其它部件链接并控制系统中的其它部件。在分布式计算环境中，程序模块或子程序可以位于本地和远程存储器存储装置中。下面描述的技术的各方面可被存储或分布在计算机可读介质上，包括磁性或光学可读或可移动计算机磁盘，以及电子分布在网络上。
1.0概述
本公开内容描述了无人机配置和电源系统以向无人机使用的内燃机提供电池增大。在一些实施方式中，所公开的无人机配置包括电池增大系统，以及在其他实施方式中，所公开的无人机配置不必包括所公开的电池增大系统。同样地，所公开的电池增大系统可以在除以下描述以外的无人机配置上被实现。在一般情况下，本公开的电池增大方面根据下面的标题2.0-8.0被描述，并且进一步的无人机配置是根据标题9.0被描述。
2.0多旋翼运载工具系统
图1A是根据至少一些实施方式的多旋翼运载工具100的代表性系统的架构的框图。代表性的运载工具平台在图1B中被示出。例如，多旋翼运载工具可以是采用八个电驱动的固定螺距的旋翼的旋转翼。如本文所使用的，术语“旋翼”被用于包括旋翼、螺旋桨和任何其它合适的旋转叶片或叶片型结构，其通过与周围的流体介质的相互作用向运载工具施力。该多旋翼运载工具可以包括多个子系统。该子系统可以包括航空电子子系统102、发电机组子系统104、一个或多个电子速度控制器(ESC)106(例如，具有8个旋翼的运载工具中的8个控制器)，以及驱动一个或多个旋翼110(例如，螺旋桨)的一个或多个驱动电机108。在一些实施方式中，驱动电机是“耦接”到旋翼/螺旋桨。即，驱动电机适用于在能够被耦接到旋翼/螺旋桨的结构。
多旋翼运载工具100可以包含一个或多个航空电子电池112和一个或多个运载工具电池114。一个或多个(例如，所有的)驱动电机108和旋翼110的组合可以由专用电子速度控制器(ESC)106中的一个提供的三相交流(AC)电源供电。
ESC 106可以由共同的直流电源总线(以下称“直流电机总线116”)供电。该直流电机总线116是由发电机组子系统104供电的，其主要作用是通过微控制器管理的电机-发电机转换管线以将液体燃料转换为直流电力。发电机组子系统104可以包括微控制器来管理电机-发电机转换管线。由每个ESC 106、驱动电机108，和旋翼110的组合产生的推力可以通过使用脉冲宽度调制(PWM)编码的控制信号的专用的、单向串行链路被控制，被连接到航空电子子系统102。
图1B是代表性的运载工具的一部分的视图，如多旋翼运载工具100，在其上可以安装在此公开的系统的实施方式。
图2是根据至少一些实施方式的用于运载工具(例如，图1的多旋翼运载工具100)的航空电子子系统200的代表性的系统架构的框图。例如，该航空电子子系统200可以是图1A的航空电子子系统102，或者是图1A的航空电子子系统102的一部分。
该航空电子子系统200可以便于遥控飞行控制和/或自主飞行控制。航空电子系统200可包括至少以下功能模块：飞行控制器202、自动驾驶模块204、DC-DC转换器206、微型飞行器链路(MAVLink)接口208、遥测收发器210、辅助远程控制接收器212、全球定位系统(GPS)接收器214、磁力计216、气压传感器218，或它们的任意组合。
大多数多旋翼运载工具既不是动态地也不是静态地稳定，因此需要活动的飞行稳定性。飞行控制器(FC)202可以是包含在航空电子控制器220(例如，航空电子微控制器)的操作代码内的模块。航空电子控制器220可以被连接到运载工具的ESC，从而控制由每一个驱动电机/旋翼组合所产生的推力，并提供稳定的飞行。
该飞行控制器202可以使用六轴加速计阵列222以确定每个电机/支撑物组合需要产生的特定的推力水平，以为了在三个旋转轴和三个平移面上维持或改变所希望的加速度值。飞行控制器202也能够保持预设运载工具方位(即，跨所有三个轴线保持零速度)。飞行控制器202可以由地面引航员(全手动遥控操作模式下)、自动驾驶仪(自主操作模式下)被命令，或从来自地面引航员和基于自动驾驶仪的增大(电子控制的操作模式下)的手动命令的组合被命令。该飞行控制器202从命令源的任何单个或组合处接收控制信息，该控制信息取决于哪个模式是活动的和/或是否航空电子子系统200正在使用主要的或备用的射频(RF)控制链路。该命令源可以包括：遥感收发器210(例如，通过进程间通信(IPC)的MAVLink接口208连接)；辅助远程控制接收器212(例如，PWM链路)；以及来自自动驾驶模块204的进程间通信(IPC)链路。
自动驾驶模块204可以被包含在航空电子控制器220的操作代码内。自动驾驶模块204提供至少两个功能，包括在自助飞行操作模式过程中存储的飞行计划的执行，以及在线控飞行模式操作模式过程中的GPS、气压测高和磁力计数据的集成。
自动驾驶模块204可以被连接到GPS接收器214(例如，通过TTL串行链路)和磁力计216(例如，通过I2C链路)。自动驾驶模块204可以通过其IPC链路被连接到气压传感器218。运载工具外部，自动驾驶模块204还可以经由MAVLink接口208(例如，IPC-连接接口)和遥测链路与控制站连接。自动驾驶模块204可以通过PWM链路经由辅助远程控制接收器212(例如，无线电接收器)进一步被连接到专用的远程手持飞行控制器。
在航空电子子系统200中的所有航空电子设备的功能可以通过DC-DC转换器206(例如，专用的DC-DC转换器)供电。该DC-DC转换器206由运载工具中的一个或多个航空电子电池供电。可替代地，DC-DC转换器206也可以由发电机组子系统供电，如图1A的发电机组子系统104或图3的发电机组子系统。DC-DC转换器也可以从发电机组子系统接收备用电源或电源增大。
图3是根据至少一些实施方式的运载工具的发电机组子系统300的代表性的系统架构的框图(例如，图1的多旋翼运载工具100)。例如，发电机组子系统300可以是图1的发电机组子系统104。发电机组子系统300实现了所公开的直流电源系统，其使得电池电源增大由内燃机(ICE)302生成的动力。在一些实施方式中，另一个基于燃料的动力源可以代替ICE302。例如，基于燃料的动力源可以生成机械运动和将该机械运动输入耦接至交流发电机306。
发电机组子系统300实现了能量转换管线，其通过ICE 302和交流发电机306(例如无刷DC交流发电机)将液体燃料转换成电能。交流发电机306可具有机械运动输入和多相交流电流输出。能量转换管线可以具有转换管线重量相对于能量密度的的高比率。此比率被称为管线转换效率(PCE)。发电机组子系统300可以有利地使用由微控制器308实现的复杂的电源管理系统控制的轻量级硬件。微控制器308接收监控传感器链路以确定发电机组子系统300的状态，并输出各种控制链路，以调整发电机组子系统300的各种部件。图3示出了显示为阴影框的传感器链路和控制器链路的示例。这种组合通过实施稳定ICE 302的DC电源输出的方式使得ICE 302得以使用。发电机组子系统300能够达到PCE的更高的水平，这统称是传统的电源管理系统所无法达到的。
所公开的车用内燃机302(例如，一个轻质ICE)以机械地驱动发电机306。例如，交流发电机306可以是多相交流发电机(例如，经由传输的交流发电机306。在至少某些情况下，ICE 302和交流发电机306都不必定适合于为电驱动多旋翼运载工具供电，这是由于它们产生的动力中的波动。但是，对于将液体燃料转化为原始电能，ICE 302和交流发电机306是属于密度(例如，瓦每磅)最高的部件。
为了获得这些部件的优势(例如，很高的转换密度)，所公开的运载工具通过微控制器308实现控制模块以仔细监控和积极控制ICE 302和转换管线中的其它部件。
能量转换管线可以始于为ICE 302加入燃料。微控制器308可以实现DC电机总线调节(MBR)模块310，其控制ICE 302的电源输出和旋转频率(每分钟转数(RPM))。直流MBR模块310可以是由微控制器308实现的模块，其执行存储在微控制器308内或外部的永久数字存储器上的数字指令。直流MBR模块310控制ICE 302的点火、节流和燃料/空气混合物。直流MBR模块310还监控DC电机总线312和运载工具电池总线314上的电流和电压，例如当启动ICE 302时。
传动器316可以机械地连接ICE 302和交流发电机306。交流发电机306可以是具有三个外相输出的多相交流发电机，其名义上创建了三相交流电。每个外相连接可以被连接到交流发电机306内的多个内相。
交流发电机306的多相配置可以最大化交流发电机306的机械转换效率(例如，根据瓦每单位转矩)。但是，交流发电机306的这个配置可以产生AC电力，其包含高度复杂的波形，以及瞬态电感。
为了解决这些潜在的低效率，发电机组子系统300通过主动整流AC信号和通过电机-发电机控制器(MGC)318减少电感有关的电力调节缺陷，将AC供电转换为DC电机总线312中的直流(DC)供电。MGC 318还可以补偿在转换的直流供电中的波动。
发电机组子系统300还可以通过使用交流发电机306作为ICE 302的启动电机进行操作。为了便于操作的这个模式，交流发电机306的三个AC相被连接到MGC 318。MGC 318可以主动地由微型控制器308控制。该MGC 318可以提供复杂的交流供电的无损整流成直流电机总线312上的直流供电。MGC 318还可以提供同步的电抗(例如，功率因数校正)的主动和动态的消除并向交流发电机306提供三相电源以在ICE 302的启动序列中驱动该交流发电机306作为电机。在瞬时功率缺失过程中和在ICE 302或交流发电机306完全故障过程中，MGC 318可以进一步使得运载工具的电池电源的动态集成成为可能(例如，运载工具可以在仅有电池模式下操作，如果该操作是期望的，则其可以由地面操作者命令)。该MGC 318还可以进一步提供早发电机组子系统300的DC输出中的波动的主动缓和。
典型的无源整流器采用二极管，其在整流期间施加正向压降。无源整流器的性质“剪切”下AC输入电压的峰值正好为正向压降的量。作为一个示例，如果具有峰-峰值电压为20V的单相AC信号被引入到桥式整流器(例如，4个二极管被配置为反向AC信号的“负”侧)，所得的DC输出的峰值将会是10V减去整流器中所使用的二极管的压降。例如，对于典型的功率二极管，正向压降为1.7V，或在上面的例子中的峰值电压的17％的下降。功率一般与电压的平方成比例。因此，例如，减少电压至83％(即，下降17％)减小了功率到大约69％(即，0.832)，导致约31％的功率损耗。这种效果在低电压AC应用中特别显著(例如，来自交流发电机306产生的交流电力)。
在交流发电机306生成低压AC的实施方式中，在MGC 318的无源整流器的实现将会造成功率的减小，并且将会产生在无源整流器中的潜在的散热问题(即，与二极管的压降相关联的功率损耗)。在这些实施方式中，MGC 318实现相位控制器以执行有源整流。在若干实施方式中，具有有源整流，而不是采用功率二极管，晶体管在每个相控制器中被用作二极管以最小化正向压降(例如，参见图11和12)。例如，晶体管可以是场效应晶体管(FET)或双极型晶体管。作为具体的示例，FET可以是金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)。作为另一个具体的示例，双极型晶体管可以是绝缘栅双极型晶体管(IGBT)。每个晶体管可包括“体二极管”。通过打开晶体管(例如，向晶体管施加和是的栅极电压)，MGC 318可降低电阻和体二极管的正向压降。相位控制器的晶体管使得MGC 318能够模仿基于二极管的整流器，而没有功率损耗。在一些实施方式中，二极管仍作为相位控制器的一部分(例如，参见图22)。
电阻的这种减少能够通过每个FET中的N沟道的使用获得，以消除FET的体二极管(例如，1.7V下降)的正向压降。MGC 318在FET的体二极管导通的任何时候打开相应的FET的N沟道(通过向FET施加合适的栅极电压)。MGC 318可以以至少两种方式检测体二极管是否导通。MGC 318可以包括在每个相位控制器中的电流分流器以感测体二极管的电流流动以及局部地流动(例如，在相位控制器内)。如果电流流动指示体二极管导通，合适的栅极电压被施加到相应的FET以将FET转变为饱和状态。在其它实施方式中，交流发电机306的AC相位输出由微控制器308监控。至少部分基于来自交流发电机306的监控的电压，该微控制器308可以驱动相应的FET的栅极电压变为饱和状态(例如，通过确定所监控的电压相对于DC电机总线312是否会造成体二极管导通)。
由于饱和的FET能够以非常低的功率损耗传到电流，以上描述的整流过程可以被认为是“无损耗整流”。这个特征是有利的，因为FET可以表现的像二极管，具有几乎不可测量的低正向压降，从而防止通过正向压降所造成的功率损失。
发电机组子系统300可以在不同的操作模式下进行操作。例如，这些操作模式可以包括发动机启动模式、仅有发电机的模式、具有波动缓和的发电机模式、具有电池增大的发电机模式以及仅有电池的模式。在交流发电机306正在产生电力的任何时候，电池充电子模式可以被激活。电池充电子模式可操作性地连同仅有发电机的模式、具有波动缓和的发电机模式、以及具有电池增大的发电机模式以及仅有电池的模式。
在交流发电机306产生电力的任何时间(例如，仅有发电机的模式、具有波动缓和的发电机模式、以及具有电池增大的发电机模式)，MGC 318能够提供来自交流发电机306的AC供电的整流。MGC 318可以在两种整流模式下操作，包括自主整流模式和辅助整流模式。
该发电机组子系统300还可以包括电机总线监控器320、电池充电器322、燃料箱324、电池监控器326，和电池总线开关328。该电机总线监控器320通过用于微控制器308的DC电机总线312监控电压和电流流动。电池充电器322为运载工具电池114充电并监控运载工具电池114。燃料箱324储存燃料用于ICE 302。电池监控器326通过用于微控制器308的DC电池总线314监控电压和电流。电池总线开关328连接零个或多个运载工具电池114到电池总线314(零表示没有任何电池连接到电池总线314)。
图4是根据至少一些实施方式的在地面发动机启动模式下的图3的发电机组子系统300内的电流流动的视图。在此模式下，微控制器308起初监控电池总线314(标记为“VBATTERY”)和燃料水平(标记为“LEVELFUEL”)，以确保两者都足以让ICE 302启动。
然后微控制器308命令三相电源(换向直流)通过控制信号的组合(例如，控制电压低信号和控制电压高信号，被分别标记为“CTRLVL”、“CTRLVH”)被引导向交流发电机306至MGC 318。为了响应，MGC 318生成3相换向直流电源。微控制器308还通过到ICE 302的控制信号(分别标记为“PWMTHROTTLE”和“PWMMIXTURE”)控制ICE 302的发动机油门和ICE 302的燃料混合物。
传感器信号可以被反馈回微控制器308。例如，发动机转速(例如，RPM，被标记为“RPMENGINE”)、废气温度(被标记为“TEMPEGT”)、气缸头温度(被标记为“TEMPCHT”)，以及电池总线电流(标记为“CBATTERY”)可以由微控制器308监控。电池充电可以被用作ICE 302的启动转矩的代理。传感器信号可以关闭ICE 302启动序列的反馈回路。
因为当运载工具在地面上以及当运载工具在飞行时ICE 302可以被启动。图4描绘了当在地面上启动ICE 302时发电机组子系统300的电流流动状态。一个或多个运载工具电池(例如，运载工具电池114)可在此模式下使用。图5是根据至少一些实施方式的在飞行中发动机启动模式下图3的发电机组子系统300内的电流流动的图示。在这种模式下，直流电机总线312由MGC 318(例如，MGC 318的增大控制器)激励。直流电机总线312提供动力，从而使运载工具的驱动电机(例如，驱动电机108)推动运载工具。同时MGC 318可以换向功率至交流发电机306，使交流发电机306可以启动ICE 302。例如，被用于整流其它模式的来自交流发电机306的AC电力的相位控制器可以现在被用于传送功率至交流发电机306。
3.0发电机组系统操作模式
3.1仅有发电机的模式
图6是根据至少一些实施方式的在仅有发电机的模式下的图3的发电机组子系统300的电流流动的视图。在仅有发电机的模式下，运载工具的所有动力均由交流发电机306提供。在此模式下，微控制器308可以主动地管理ICE 302的转矩产生，以及MGC 318的各种功率调节功能。
微控制器308监控DC电机总线312处的电压(通过标识为“VMOTOR”的传感器链路)。该微控制器308还可以管理ICE 302的转矩输出(通过标有“PWMTHROTTLE”的控制器链路)。微控制器308还管理ICE 302的效率，通过监控废气温度(通过标记为“TEMPEGT”的传感器链路)作为燃烧效率反馈回路来优化混合物。通过交流发电机306提供的AC功率的整流由MGC318提供，通过自主或辅助的模式提供。
图7是在至少一些实施方式中的波动缓和模式或电池增大模式下的图3的发电机组子系统300中的电流流动视图。
3.2具有波动缓和模式的发电机
在波动缓和模式下的操作可以等同于仅有发电机的模式，除了一个或多个运载工具的电池被MGC 318使用以在输出到DC电机总线312之前从整流的输出功率中去除波动。在一些实施方式中，增大控制器是可配置的，以防止当DC电机总线312的第一电压下降到低于电池总线314的第二电压时来自DC电机总线312的直流电流流入到电池总线314中，并允许电流从电池总线314流到DC电机总线312。
此操作模式的一个特征是在MGC 318内的增大控制器的功能的结合，以及微控制器308的交流发电机306的输出的调节。在波动缓和模式中，微控制器308监控在电池总线314上的额定电压并且利用那个来控制ICE 302的油门。通过ICE 302的油门控制，该微控制器308可以确保来自整流过程的DC波动的峰值电压(例如，通过MGC 318中的相位控制器)与电池总线314的额定总线电压匹配。例如，增大控制器是可配置的以提供交流发电机产生比在电池组中的电池的额定电压更少的电压。
因此，在整流过程的输出中的DC波动中的瞬时低谷期间，增大控制器将电池总线314连接到DC电机总线312。这种连接有效地利用来自电池总线314的功率“填补”在DC输出中的低谷，并且创建了从MGC 318到DC电机总线312的基本上没有波动的输出。
标记为“SELECTBAT”的控制链路允许微控制器308选择哪个运载工具电池应该被用于这个模式。微控制器308可以选择一个或多个运载工具电池。例如，微控制器308可以使用一个电池用于波动缓和以及对另一个电池用来自DC电机总线312的DC功率进行充电。
3.3具有电池增大模式的发电机
在这种模式下的操作可以等同于仅有发电机的模式，除了一个或多个运载工具电池114被MGC 318使用以增大由交流发电机306提供的功率。当在此模式下操作时有两个增大子模式，包括自动增大和选择增大。
3.3A自动增大子模式
当运载工具需要的电力比交流发电机306可以提供的电力更多时，子模式被使用。这个子模式可以由ICE 302、传动器316，或交流发动机306中的一些部件的毁灭性故障所触发，或由于异常/极端飞行状况而造成的瞬时功率不足所触发。该子模式也可以从微控制器308被控制。在一些实施方式中，当在该子模式中，ICE 302的油门处于最大值，并且增大控制器调整功率从电池总线314到DC电机总线312的传输，从而用电池功率增大交流电动机306的功率输出。
该增大控制器可以实现这种调节，通过利用DC电机总线312和电池总线314之间的电压差以从电池调节增大，从而尽可能多的来自交流发电机306的功率由运载工具驱动电机使用(例如，驱动电机108)，因此船舶的电池使用被仅限在所需要的高于由交流发电机306提供的最大功率内。
在具体的实施方式中，每当在直流电机总线312上的电压(例如，由交流发电机306和整流过程产生的均方根(RMS)电压)下降到低于电池总线314的电压时，该增大控制器引导功率从电池总线314到直流电机总线312。相反地，当系统负载减小使得由交流发电机306和整流过程产生的RMS电压上升到高于电池总线314的RMS电压时，该增大控制器停止在直流电机总线上增大功率。
3.3B选择增大子模式
这个子模式允许微控制器308来命令一个或多个运载工具电池114以贡献电流的一设定量至直流电机总线312。当一个或多个ICE 302的热量限制已经达到时(例如，废气温度限制或气缸头温度限制)，这个子模式可以被用于减少在ICE 302上的功率负载。
此子模式结合了增大控制器的功能和微控制器308的电压从交流发电机306输出到整流过程的调节。当在该子模式下操作时，微控制器308管理ICE 302的油门控制，例如，确保从电池总线314所测量的电流(通过标记有“CBATTERY”的传感器链路)保持在设定的电流贡献水平。
如果“CBATTERY”下降到低于所选择的设定点，ICE 302的油门被减小，从而减小到交流发电机306的转矩。反过来，从整流过程到增大控制器的输出的RMS电压也被减小。这种减少增加了直流电动机总线312和电池总线314之间的电压失衡，最终使得在直流电机总线312处的电压相对于在电池总线314处的电压降低。直流电机总线312处的电压的下降导致从电池总线314通过增大控制器到直流电机总线312的电流贡献的增加。
相反，如果“CBATTERY”上升到高于选择的设定点之上，ICE 302的油门被增大，从而增加从MGC 318中的整流过程输出到增大控制器的RMS电压。这增加了在直流电机总线312和电池总线314之间的电压失衡，使得直流电机总线312相对于电池总线314上升。这种上升最终降低了从电池总线314通过增强控制器到直流电机总线312的电流贡献。
3.4仅有电池的子模式
图8是根据至少一些实施方式的在仅有电池的模式下的图3的发电机组子系统内的电流流动的视图。这种模式可以被认为是上述的自动增加子模式的一种特殊情况，其是当交流发电机306无电可用时使用。这种模式可以通过ICE 302、传动器316或交流发电机306中的部件的故障所触发，或通过来自微控制器308的命令来触发。
由于具有自动增大子模式，当在仅有电池的模式下时，增大控制电池总线314将电池总线314连接到直流电机总线312。这确保了电池总线314提供直流电机总线312所需的所有电能以驱动驱动电机(例如，驱动电机108)。
3.5电池充电子模式
图9是根据至少一些实施方式的在电池充电子模式下的图3的发电机组子系统内的电流流动的视图。在具体的实施方式中，在交流发电机306正在产生电力的任何时间，一个或多个运载工具电池114可以被充电。当所有的运载工具电池114被充电时，无电池增大模式是可用的。
如果仅是运载工具电池114的一个子集被充电，那么一个或多个其他电池可被用于使得任何电池增大模式启用，并从而确保足够的电池充电水平可以被维持。这使得电池充电发生在甚至是当波动抑制或电池增大是必要或有益时，充电过程中，即使期间出现波动时，抑制或增大电池的必要或有益的。图9描绘了发电机组子系统300可用的许多电池充电模式排列中的一个。在这个示例中，第一电池被用于电池增大模式中的一个，第二电池正在被充电。
图10是在至少一些实施方式中的在运载工具的发电机组子系统中的电机-发电机控制器(MGC)1000的代表性的系统结构的框图。例如，电机-发电机控制器(MGC)1000可以是在发电机组子系统300中的MGC 318。
MGC 1000提供交流发电机(例如，图3的交流发电机306)的交流发电机相位1002和DC电机总线1014(标记为“VMOTOR”)和运载工具的电池总线1012(标记为“VBATTERY”)的其中之一或两者之间的发电机组子系统内的直接连接。交流发电机相位1002可作为来自交流发电机的输入或输出，这取决于发电机组子系统的操作模式。
该MGC 1000至少包括耦接到交流发电机相位1002中的一个的相位检测器1004。该相位检测器1004可以将标记为“PHASEDETECT”的传感器链接发射回发电机组子系统的微传感器(例如，图3的微传感器308)。传感器链接可以报告来自交流发电机的或到交流发电机的AC相位的进展。例如，由于交流发电机相位1002的相位差是恒定的，确定交流发电机相位1002的一个的AC相位使得微控制器能够在任何给定时间确定其它交流发电机相位1002。相位检测器1004向微控制器提供了交流发电机的旋翼的角参考点。
MGC 1000还具有多个相位控制器，其被耦接到交流发电机相位1002，例如两个相位控制器每相位。对于三相交流发电机，MGC 1000可以包括六个相位控制器，包括高侧相位控制器(例如，相位控制器1006a、1006b，和1006c，统称为“高侧相位控制器1006”)和低侧相位控制器(例如，相位控制器1008a、1008b，和1008c，统称为“低侧相位控制器1008”)。
DC电机总线1014和电池总线1012可分别具有较高的电压线和较低的电压线。高侧相位控制器1006的每一个可以被耦接到DC电机总线1014的较高电压线，以及低侧相位控制器1008可以被耦接到DC电机总线1014的较低电压线。增大控制器1010可以被耦接至电池总线1012的一侧，并且被耦接至DC电机总线1014的另一侧，使一些DC电流从电池总线1012流至DC电机总线1014，在MGC 1000和/或发电机组子系统的一些操作模式中。
在图示的例子中，存在总数为六个的相位控制器在MGC 1000中。每个交流发电机相位(例如，标为“U”、“V”和“W”)被连接到一组相位控制器。这些交流发电机相位1002的每一个具有相位控制器(例如，高侧相控制器1006中的一个)，其被连接到DC电机总线1014的正侧，以及相位控制器(例如，低侧相位控制器1008中的一个)被连接到DC电机总线1014的地面。
在具体的实施方式中，在交流发电机306产生功率的任何时间，发电机组子系统300提供那个功率的整流，从而提供DC电源至运载工具。所有的六个相位控制器1006和1008可以以至少三个模式中的至少一个在一起操作：发动机起动模式、自动整流模式，和辅助整流模式。发电机组子系统的微控制器可以经由控制链路指示相位控制器处于特定的操作模式(例如，在图10中标注为“MODER”)。
3.6发动机启动模式
在发动机起动模式中，每个相位控制器1006和1008作为高速和低阻抗开关，使电流从其DC电机总线1014的其各自一侧流到其各自的交流发电机相位。切换是由发电机子系统的微控制器通过单个的控制线1016控制的(例如，用于每个相位控制器1006和1008，标记为“CTRLUH”，“CTRLUL”，“CTRLVH结”，“CTRL VL”，“CTRLWH”和“CTRL WL”)。
该控制线使发电机子系统的微控制器连接地面或任何发电机相位1002。通过这个，相位控制器1006和1008在发动机启动模式过程中向交流发电机提供换向功率。
4.0相位控制器整流模式
4.1自主整流
相位控制器1006和1008的自主整流模式使来自交流发电机(例如，交流发电机306)的AC电源的整流，而无需外部控制流程。在这种模式下，每个相位控制器1006和1008作为具有非常低的正向压降的二极管(例如，低于1毫伏)。其结果是，六个相位控制器1006和1008可以表现为类似于或与三相桥式整流器相同，除了没有任何有意义的压降。
如二极管一样，当高侧相位控制器1006感觉到在它们各自的交流发电机相位1002上的正斜率过零点时，高侧相位控制器1006连接到各自的交流发电机相位1002至DC电机总线1014的正极侧。以类似的方式，当低侧相位控制器1008感觉到它们各自的交流发电机相位1002上的负斜率过零点时，低侧相位控制器1008连接到各自的交流发电机相位1002至DC电机总线1014的接地侧。
4.2辅助整流
当交流发电机的特性和系统负载创建了超过了电子速度控制器的补偿的容量的同步电抗(例如，由运载工具的电子速度控制器，如图1中ECS 106消耗的电压和电流之间的相位差)时，此整流模式被使用。也就是说，当组合的负载的功率因数下降低于个体的功率因数太多时，微控制器指示相位控制器1006和1008执行辅助的整流。
在此模式下，每个相位控制器1006和1008充当高速和低阻抗开关，使电流从DC电机总线1014的其各自的交流电动机相位流到DC电机总线1014的其各自一侧。切换是由发电机子系统的微控制器通过单个的控制线1016控制的。在辅助的整流过程中，微控制器可以使用来自相位检测器1004的相位指示以确定所有的相位控制器切换的定时。
一旦微控制器确定相位控制器切换的定时，微控制器可以基于切换提供确切的“过零”。这种类型的切换可以提供如自主整流模式一样的整流特性。微控制器还可以实现“离轴”切换(例如，提前过零)。微控制器在功率因数校正模式过程中实现“离轴”切换。
微控制器可以在过零之前选择性地切换一些相位控制器1006和1008，以在瞬态感应期间的过程中断开交流发电机相位1002(例如，在每个功率周期的后半部分期间星形连接的交流发电机架构所发生的)。通过在呈现在相位中的感应之前断开相位，相位纯电感被减小。这种类型的切换增加了相位的功率因数，从而减小了感应电压和电流相位增量。
5.0增大控制器模式
增大控制器1010可以在至少三个模式下工作，包括发动机启动模式、辅助增大模式和隔离模式。
5.1发动机启动模式
在这种模式下，增大控制器1010将DC电机总线1014直接连接到电池总线1012，使在发动机启动过程中电池电源流动通过各个相位控制器1006和1008至交流发电机(例如，通过交流发电机相位1002)。
5.2辅助增大
在这种模式下，增大控制器1010作为具有非常低的正向压降的二极管(例如，低于1毫伏)，每当在DC电机总线1014上的电压下降到低于电池总线1012的电压时，允许电流从电池总线1012流到DC电机总线1014。
微控制器可以选择辅助增大模式用于增大控制器1010，当发电机组子系统是在纹波缓和模式和电池增大模式下(例如，包括适用的子模式)。在这些发电机组子系统模式中，微控制器可以调节交流发电机的RMS电压输出(例如，通过控制发电机子系统中的ICE)作为其对于这些增大模式的主要的控制机制。例如，微控制器可以通过控制与交流发电机耦接的内燃机的节流来调节RMS电压输出。
微控制器也可以把将增大控制器1010放置在辅助增大模式中，当发电机组子系统处于仅有发电机模式下。这使得在来自交流发电机的电源输出的突然丧失的事件中(例如，ICE故障、传输失败，等)能够进行完全自主的电池备用。
5.3隔离模式
在此模式下，电池总线1012和DC电机总线1014彼此完全隔离。这种模式将仅在电池总线故障的情况下使用(例如，电池总线1012、一个或多个电池，或电池开关的故障)。隔离模式禁用由辅助增大模式提供的自动电池备用功能，并使得运载工具易遭受功率损失事件。
6.0基于晶体管的相位控制器的示例
图11是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统中的电机-发电机控制器内的相位控制器1100的第一代表性电路图。例如，电机—发电机控制器可以是在图3的发电机子系统300内的MGC 318。电机—发电机控制器可包括图3的微控制器308。所示的一对相位控制器1100包括高侧相位控制器和低侧相位控制器。
该相位控制器1100被耦接到交流发电机相位1102，其被标记为“BLDC MPhase”，DC电机总线1104被标记为“VMotor_Bus”，电池总线1106被标记为“VbatteryD”。交流发电机相位1102是双向连接至来自交流发电机的相位中的一个。交流发电机相位1102可以是图10的交流发电机相位1002中的一个。DC电机总线1104可以是图3的DC电机总线312或图10的DC电机总线1014。电池总线1106可以是图3的电池总线314或提10的电池总线1012。
该相位控制器1100被进一步连接到来自发电机子系统的微处理器的控制链路。例如，相位控制器1100可从微控制器接收输入，包括高侧相位控制链路1108、低侧相位控制链路1110、高侧功率因数校正(PFC)启用链路1112，以及低侧PFC启用链路1114。
该相位控制器1100包括两对电流开关，例如场效应晶体管，对应于高侧相位控制器和低侧相位控制器。例如，高侧PFC开关1116和高侧控制开关1118对应于高侧相位控制器，以及低侧PFC开关1120和低侧控制开关1122对应于低侧相位控制器。
如上所述，相位控制器1100可在自主整流模式和辅助整流模式下操作。在自主整流模式中，微控制器可以保持高侧PFC开关1116和低侧PFC开关1120打开。在辅助整流模式中，微控制器可以同时打开和关闭高侧PFC开关1116和高侧控制开关1118，并且同时打开和关闭低侧PFC开关1120和低侧控制开关1122。
6.1用于基于晶体管的相位控制器的自主整流模式
该相位控制器1100包括耦接到交流发电机相位1102的电流检测电路1124。该电流检测电路1124确定是否高侧控制开关1118的体二极管正在流动，或者是低侧控制开关的体二极管1122正在流动，并指示哪个体二极管是流过标记为“VGateAutoHi”和“VGateAutoLo”的电压端。
门控制电路1126从电流检测电路1124接收到这样的指示。如果是高侧控制开关1118的体二极管，那么较高的电压被施加到高侧控制开关1118的栅极，如果是低侧控制开关1122的体二极管，那么较高的电压被施加到低侧控制开关1122的栅极。
6.2用于基于晶体管的相位控制器的辅助整流模式
辅助整流模式由PFC驱动电路1128启用。PFC驱动电路1128通过高侧PFC启用链路1112和低侧PFC启用链路1114驱动。这些控制链路允许微控制器在通过微控制器确定的瞬态感应期间与交流发电机相位1102断开。通过在感应被呈现之前断开交流发电机相位1102，交流发电机相位的净电感减小。
6.3用于基于晶体管的相位控制器的发动机启动模式
如图10中所描述的，当发电机组子系统处于发动机启动模式时，电池总线1106被连接到相位控制器1100并提供电流到相位控制器1100。在此模式下，微控制器操纵各种相位控制链路，使得每对相位控制器1100发送换向的直流电源至交流发电机的三个相位的每一个。这使得相位控制器1100对能够将交流发电机作为BLDC电机运行。
图12是在至少一些实施方式中的在运载工具的发电机子系统的电机—发电机控制器内的相位控制器1200的第二示例性电路图。相位控制器1200类似于图11的相位控制器1100，除了电流检测电路1124被第一电流检测电路1224和第二电流检测电路1225替代。第一电流检测电路1224可以检测通过高侧控制开关1118的体二极管的电流流动，以及第二电流检测电路1225可以检测通过低侧控制开关1122的体二极管的电流流动。电流检测电路1224和1225可以分别由整流器芯片实现。每个整流器芯片可耦接到各自的控制开关的漏极端和源极端，以确定体二极管是否是有效的。电流检测电路1224和1225然后可以输出哪个体二极管是有效的指示至栅极控制电路1126。
图12也示出了相位输出信号1250至发电机组系统的微控制器。相位输出信号在图12中被标记为“BLDC Phase Out”。相位输出信号是输出到微控制器以指示交流发电机相位1102的相位，当相位控制器1200在发电机模式下时。在一些实施方式中，只有三对相位控制器1200中的一对具有该输出。例如，相位控制器的“U”形对具有此输出。电压定标器可以被用来使相位输出信号1250的峰值下降到5V最大输入电压由微控制器使用。相位输出信号1250也可以供给到电压比较器以向微控制器发送方形脉冲，每当交流发电机相位1102经过每30度旋转的增量时。在任何一种情况下，相位输出信号1250允许微控制器来感测在微控制器引导的“辅助整流模式”过程中，微控制器何时应该为每对相位控制器1200切换各种相位控制器控制链路1108和1110。
7.0基于二极管的相位控制器的示例
图22是在至少一些实施方式中的在运载工具的发电机子系统的电机—发电机控制器内相位控制器2200的第三示例性电路图。相位控制器2200具有与图11的相位控制器1100和图12的相位控制器1200类似的功能。相位控制器2200包括电机总线端2202，ESC端2204(例如，分别被耦接到图1的多个ESC 106)，交流发电机相端2206(例如，分别被耦接到永磁同步电机的不同相位，如图11的交流发电机相位1102)，或者电池总线端2208。电机总线端2202被耦接到运载工具的电机总线(例如，图3的DC电机总线312)。电机总线端2202可并行耦接至三相整流电路2210。三相整流电路2210可以包括三组二极管对。相位控制器2200包括三个继电器2212。如图22所示，每个继电器2212可以分别被耦接到ESC端2204，分别被耦接到交流发电机端2206，以及分别被耦接到三相整流电路2210的二极管对之间的节点。
图13是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统的电机—发电机控制器内的增大控制器1300的第一代表性电路图。例如，电动机—发电机控制器可以是在图3的发电机组子系统300中的MGC 318。电机—发电机控制器可以包括微控制器，例如图3的微控制器308。而在一些实施方式中增大控制器1300可以被建模为二极管，下面的第一示例性电路图示出了容忍高电压下降/瓦数耗散的增大控制器的实施方式(例如，5kA-6kA耗散)，而二极管将很容易在增大控制器1300的工作电流处损坏。第一示例性电路图还使得当增大控制器1300有效时能够进行检测，以提供反馈至微控制器。
增大控制器1300被耦接到被标记为“Vmotor”的DC电机总线1302、标记为“Vbattery”的电池总线1304、被标记为“active”的有效指示器控制链路1306。DC电机总线1302可以是图3的DC电机东线312或图10的DC电机总线1014。电池总线1304可以是图3的电池总线314或图10的电池总线1012。有效指示器控制链路1306在当增大控制器1300是有效时保持电压的第一范围(例如，当超过阈值(诸如零电流)的电流从电池总线1304流到DC电机总线1302时)。有效指示器控制链路1306保持电压的第二范围，当增大控制器1300是无效时。
电流开关1308，例如晶体管，更具体的是场效应晶体管(例如，金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSEFT))，可被耦接在电池总线1304和DC电机总线1302之间。在一些实施方式中，电流开关1308可以是双极型晶体管，例如绝缘栅双极型晶体管(IGBT)。电流开关1308可以包括体二极管，其使得当电流开关1308关闭时，一些电流从电池总线1304流至DC电机总线1302，但反之则不然。
该增大控制器1300包括电流检测器电路1310。电流检测器电路1310在这里被示为通过运算放大器来实现的比较器。即，当电流从电池总线1304流至DC电机总线1302时，跨电池总线1304上的电阻的压降可以由比较器来检测。因此，该比较器和电流检测器电路1310可通过在其输出端保持第三电压范围来指示活动(即，电流从电池总线1304流过)。因此，该比较器和电流检测器电路1310可以通过在其输出端保持第四电压范围来指示非活动(即，没有或很小的电流从电池总线1304流过)。例如，第四电压范围低于第三电压范围。
电流检测器电路1310的输出馈入晶体管驱动器电路1312。晶体管驱动器电路1312施加电压至电流开关1308的栅极以打开电流开关1308，当电流检测器电路1310的输出指示是活动时允许更多的电流通过电流开关1308。
电流检测电路1310的输出还被耦接到定时器电路1314。定时器电路1314也可以具有第二端，其被耦接到有效指示器控制链路1306。当电流检测器电路1310指示活动时，定时器电路1314可在有效指示器控制链路1306处维持电压的第一范围。当电流检测电路1310指示非活动时，定时器电路1314可以在有效指示器控制链路1306处保持电压的第二范围。当电流检测器电路1310以高于预设定的阈值的频率(例如，约900Hz)在指示活动和非活动之间切换时，定时器电路1314可以在有效指示器控制链路1306处保持电压的第一范围。例如，当发电机子系统在波动缓和模式下操作时，根据来自整流过程的电压波动的频率，增大控制器1300和因此电流开关1308可以被打开和关闭。定时器电路1314向微处理器呈现“打开”状态，甚至是在波动缓和模式过程中。
图14是根据至少一些实施方式的在运载工具的发电机子系统中的电机—发电机控制器内的增大控制器1400的第二示例性电路图。电机—发电机控制器可包括微控制器，诸如图3的微控制器308。增大控制器1400是类似于图3的增大控制器1300，除了增大控制器1400包括整流器芯片1410，而不是图13的电流检测器电路1310。增强控制器1400包括标记为“Vmotor”的DC电机总线1402、被标记为“Vbattery”的电池总线1404、被标记为“active”的有效指示器控制链路1406。DC电机总线1402可以是图3的DC电机总线或图10的DC电机总线1014。电池总线1404可以是图3的电池总线或图10的电池总线1012。有效指示器控制链路1406是类似于图13的有效指示器控制链路1306。
电流开关1408，例如晶体管，更具体的是场效应晶体管，可被耦接在电池总线1404和DC电机总线1402之间。电流开关1408可以包括体二极管，类似于电流开关1408，其使得当电流开关1408关闭时，一些电流从电池总线1404流至DC电机总线1402，但反之则不然。
整流器芯片1410可以分别被耦接到电流开关1408源端和漏端。整流器芯片1410可以检测电流开关1408的体二极管是否是有效的，通过监测源端和漏端。如果该体二极管是有效的，则整流器芯片1410输出信号到晶体管驱动电路1412，类似于晶体管驱动电路1312，以指示该晶体管驱动电路1412到将导通电压施加到电流开关1408的栅极，从而降低来自源端和漏端的电阻。
8.0飞行控制
图23是根据至少一些实施方式示出的健康监控系统2300的框图。健康监控系统2300可以在航空电子设备子系统200中实现，例如在飞行控制器202中。飞行控制器可以从自动驾驶模块接收命令(例如，自动驾驶模块204并将这些命令翻译为信号至ESC(例如，图1的ESC 106)。该飞行控制器可操作地被耦接到自动驾驶模块204和ESC 106的至少一个，以基于来自自动驾驶模块204的命令控制ESC。在至少一些实施方式中，飞行控制器也可以实施健康监控系统2300以防止和/或从运载工具的各种故障情形中恢复。
如果没有健康监控系统2300，自动驾驶模块可能没有意识到故障(例如，在电机中或在其它控制电路中)已经发生，直到开始失去高度或开始失控(例如，如方向上变化所表现出的)。在这些情况下，即使是对自动驾驶模块的10毫秒警告信息可以使得自动驾驶模块保持高度和从故障中恢复。来自健康监控系统2300的预警的缺失，使得自动驾驶模块可能不能够从故障中恢复。
故障情景可以包括螺旋桨/旋翼的损坏、电机的轴承的损坏、电气故障(例如，ESC)，或它们的任意组合。为了检测这些旋翼情景，健康监控系统2300可以耦接到温度传探针2302(例如，温度探针2302a和温度探针2302b，统称为“温度探针2302”)，电探针2306(例如，电流探针2306a和电压探针2306b，统称为“电探针2306”)，以及惯性传感器2310。
例如，温度探针2302a可以被附接在或基本上邻近于电机的基底(例如，图1的驱动电机108)并且温度探针2302b可被附接到或基本上邻近于ESC(例如，ESC 106中的一个)。在一些实施方式中，健康监控系统2300可以仅包括单个温度探针。在一些实施方式中，健康监控系统2300可以包括多于两个温度探针。在一些实施方式中，健康监控系统可以包括多对温度探针，其中每对对应于每一对电机驱动器和ESC。健康监控系统2300可以使用来自温度探针2302的度数以检测至少一个ESC的电气故障，或至少一个电机驱动器的轴承损坏。
例如，电流探针2306a和电压探针2306b可被附接到ESC的电路。电流探针2306a可以监控ESC的当前使用和检测短路。电压探针2306b可以检测线路故障(例如，开路)。在一些实施方式中，健康监控系统2300可以包括多对电探针2306。例如，每对可对应于图1的ESC106中的一个。健康监控系统2300可以使用来自电探针2306的度数来检测在一个或多个ESC处的电故障。
惯性传感器2310可以是用于检测机械振动的传感器。例如，惯性传感器2310可以是加速计或其它类型的运动传感器。惯性传感器2310可以被附接到或基本上邻近于电机驱动器、旋翼/螺旋桨、旋翼的轴，或它们的任意组合。在一些实施方式中，健康监控系统2300可包括在每一组旋翼/螺旋桨/电机中的至少一个惯性传感器2310。健康监控系统2300可以使用来自惯性传感器2310的度数来检测异常振动作为旋翼/螺旋桨/电机中的至少一个即将发生故障的先兆。例如，电机轴承的磨损或旋翼的损坏可能会导致异常的振动。
健康监控系统2300可以发送警告消息至自动驾驶模块，以响应于检测现有的或即将发生的故障。响应于该警告消息，自动驾驶模块可以执行预防措施。例如，自动驾驶模块可以关闭已被检测到将已经故障或将要发生故障的螺旋桨/旋翼/电机/ESC组的一个或多个。对于另一示例，自动驾驶模块可以实现已经被检测到已经故障或将要发生故障的一个或多个螺旋桨/旋翼/电机/ESC组的功率减小。
健康监控系统2300可以提供直接和即时的反馈至飞行控制器和/或自动驾驶模块，反馈其推进系统(例如，一组螺旋桨/旋翼/电机/ESC)已经发生故障。例如，健康监控系统2300可以确定单个旋翼操作、螺旋桨、电机和ESC的组合的某些部分已经发生故障。然后，健康监控系统2300可以在飞行控制器和/或自动驾驶模块的飞行控制配置中实施使得从故障中更优雅的恢复。
在几个实施方式中，自动驾驶模块和/或飞行控制器可以在运载工具的姿态降级之前(例如，从水平飞行出发，或以其它方式被控制的飞行)，对推进系统(例如，没有故障的推进系统)进行电源调整。当故障检测依赖于高度或其他飞行数据时，这解决了飞行控制器无法恢复降级的飞行计划的问题。健康监控系统2300不仅可以感知推进故障，也可以预测即将发生的推进的故障(如，由惯性传感器2310检测到的振动)。健康监控系统2300使飞行控制器和/或自动驾驶模块在危险条件甚至是其发生前提前应用飞行控制规律。这使得运载工具有更多的时间计划飞行恢复。作为一个示例，而不是等待直到推进模块出现故障，飞行控制器和/或自动驾驶模块可以被配置为降低提升功率，或者甚至关闭一个或多个推进模块，在灾难性故障之前。这些选项可以被激活，在预警的基础上，响应于潜在的或即将发生故障的检测。
在这些实施方式中，健康监控系统2300使得飞行控制器和/或自动驾驶模块避免对飞行控制进行突然的(例如，并不总是成功的)调整，以补偿故障。由健康监控系统2300保护的运载工具可以防止推进模块(例如，提升模块)出现故障的二级效应，其中包括可能的在飞机上的火灾、由于支撑物/电片碎片对运载工具的损坏，和/或振动引起的结构损坏。
再次参看图1-3和图23，与其相关的部件和/或模块的部分的每一个可以以专用电路的形式被实现，或者以一个或多个适当编程的可编程处理器的形式，或它们的组合。例如，所描述的模块可被实现为在能够有处理器或控制器执行的有型存储存储器上的指令。有形存储存储器可以是易失性或非易失性存储器。在一些实施方式中，易失性存储器可以被认为是“非暂时性的”，表示它不是暂时的信号。模块可以是可操作的，当由处理器或其他计算设备执行时，例如，单板芯片、应用专用集成电路、现场可编程字段阵列、能够使用网络的计算设备、虚拟机终端装置、基于云的计算终端装置，或任何其组合。在图中的存储空间和存储器可以用有形存储存储器来实现，包括易失性或非易失性存储器。
每个模块和/或组件可单独地和独立于其它模块或部件操作。模块的一些或全部可以在同一主机装置上或在单独的装置上执行。单独的装置可以通过一个或多个通信通道被耦接在一起(例如，无线或有线通道)以协调它们的操作。一些或所有的部件和/或模块可以被组合为一个部件或模块。
单个部件或模块可以被分成子模块或子部件，每个子模块或子部件执行单个部件或模块的单独的方法步骤或方法步骤。在一些实施方式中，至少一些模块和/或部件共享到存储空间的访问。例如，一个模块或组件可以访问由其他模块或部件访问或转换的数据。模块或部件可以被认为是“耦接”到另一个，如果它们共享物理连接或虚拟连接，直接或间接地，能允许从一个模块或部件访问或修改的数据在另一个模块或部件中被访问。在一些实施方式中，至少一些模块可以被远程地升级或修改。在图中所描述的系统可以包括额外的、更少的或不同的模块用于各种应用。
所公开的技术的具体实施方式的一个特征是，它们可以包括一组相位控制器，用于将来自交流发电机的多个AC相位整流为单个直流电压。此特征的一个优点是，相位控制器使得双向的交流到直流的转换。即，相位控制器可以将交流相位转换成直流电压，或者通过使用从电池提供的直流电压对交流发电机换向。这一特征的另一个优点是在整流过程中提供的交流相位的定时的断开的能力，其允许外部的微控制器在整流过程中提供功率因数校正。另一个特征是，该实施方式包括增大控制器。此特征的一个优点是增加被提供到空中运载工具的电机总线的直流电压的能力，通过将从相位控制器输出的整流的电压与电池的直流电压输出结合。这一特征的另一个优点是，从来自相位控制器的整流的电压输出中移除电压波动的能力。又一特征是该实施方式包括ICE以提供直流电源来驱动多旋翼运载工具的旋翼。此特征的一个优点是，ICE通过利用高能量密度的液体燃料延长了多旋翼运载工具的耐力。
9.0无人机配置
图1B，如上面所讨论的，示出了代表性的运载工具，在其上根据图1A和2-4的发电系统可以被安装。在进一步的实施方式中，这样的发电系统可被安装在具有其它配置的空中运载工具上。例如，这种发电系统可以被安装在具有四旋翼(而非八旋翼)的配置中。在更进一步的实施方式中，配置可以被实施，而不必然包括以上参考图1A和2-14所描述的类型的发电系统，而可以包括其它发电系统。代表性的配置能够在悬停和巡航模式下提供长航时飞行，并提供强大的垂直起飞和着陆的能力，并参考图15-20描述如下。
图15示出了具有载有机翼1520和尾部或尾翼1540的机身1510的空中运载工具1500。尾部1540可以包括被装载在响应的尾部臂架上的双垂直安定面1542，以及在垂直安定面1542之间延伸的水平安定面1532。虽然在图15中未示出，但是机翼1520可以包括合适的前缘装置、后缘装置、襟翼，和/或副翼，并且尾部表面可包括合适的控制表面，例如，升降表面、方向舵，和/或调整片。
运载工具1500可以包括多个螺旋桨或旋翼1532，其包括多个提升旋翼1532a，其可被用于向运载工具1500提供垂直起飞和着陆的能力。每个提升旋翼1532a(图15中示出4个)可通过相应的电动电机1531驱动，并且可以通过相应的旋翼吊杆1533装载。电机1531可经由发电系统1530供电。在特定的实施方式中，发电系统1530可以包括大体上类似于任何那些以上参考图1A和2-14描述的配置，并且可以相应地包括被耦接到交流发电机的内燃机，其又转而被耦接到一个或多个电机/发电机控制器、电池，和/或其它相关联的特征。
运载工具1500还可以包括一个或多个额外的旋翼，例如，尾部安装的推进器旋翼1532b和/或机头安装的牵引旋翼1532c。在特定的实施方式中，所有上述旋翼是由电动电机驱动的，具有由发电系统1530提供的电源。在这种布置的相对简单的的实施方式中，每个旋翼1532具有一个固定的几何形状，例如，固定螺距。
在操作中，提升旋翼1532a被激活用于垂直起飞。一旦运载工具1500已经实现了合适的高度，运载工具1500过渡到水平飞行。这可以通过增加由在船尾的一对提升旋翼1532a提供的推力和/或减小由正向的一对提升旋翼1532a提供的推力来实现。此过程使得飞机向前和向下倾斜，并使各提升旋翼1532a的推力包括水平分量。同时，推进旋翼1532b和牵引旋翼1532c被激活，以提供额外的向前推力分量。当运载工具1500在向前方向获得加速，机翼1520提供升力。当机翼1520提供的升力增加时，提升旋翼1532a所需的升力降低。当提升旋翼1532a被停止时(例如，具有旋翼与飞行方向对齐使得减少拖拽)，当机翼1520提供所有所需的升力，以及牵引旋翼1532c和/或推进旋翼1532b提供所有所需的推力时，到向前飞行的转换可以被完成。当空中运载工具1500从向前飞行转换为悬停，然后从悬停转换为垂直着陆时，前述步骤被颠倒。
在至少一些实施方式中，上述结构对于在垂直和水平飞行之间的转换的过程中进行控制可以是困难的。特别是，当运载工具从垂直起飞转换到水平向前飞行时，运载工具向前倾斜，以允许提升旋翼1532a在向前的方向提供推力矢量分量。然而，将运载工具1500向前倾斜减少了机翼1520的迎角，从而刚好在当机翼1520有望增加它们所提供的升力的时候减小了机翼1520生成升力的能力。相反地，在从向前飞行转换到悬停的过程中(在准备垂直降落)，典型的步骤是切断到任何轴向推力旋翼的电源(例如，推动旋翼1532b和/或牵引旋翼1532c)，并允许该运载工具的空速降低到该提升旋翼1532a可被激活的点。空中运载工具所需的将速度充分减小的时间和距离可以是难以预测和/或调整的(例如，在改变机翼条件中)，并且可以相应地使飞行器难以在不进行多次尝试的情况下在预定的目标处精准地着陆。在其它实施方式中，下面进一步参照图16-18进行描述，该配置可以包括机翼的几何形状可以是动态修改的、可变的，和/或可配置的，以解决上述缺点。
图16示出了具有机翼1620、机身1610、尾部1640，和发电系统1630的空中运载工具1600。发电系统1630提供功率给牵引旋翼1632c和多个提升旋翼1632a。
在该实施方案的一个特定方面中，机翼1620可以被配置为改变方向和/或几何形状，以一种当空中运载工具1600在垂直和水平飞行之间转换时考虑空中运载工具1600的不同倾斜姿态的方式。具体地，每个机翼1620可通过机翼接头1621被耦接至机身1610，其允许机翼1620相对于机身1610移动。在一个具体实施方式中，机翼接头1621是枢转接头并且可以相应地包括轴1623，其允许机翼1620相对机身1610旋转，如箭头W1和W2所示。枢转点在一些实施方式中可以是在大约机翼1620的中间弦处，并且在其它实施方案中可以是在其它位置。机翼枢转电机1622，其可以从发电系统1630接收电力，以适当的方向旋转机翼1620。
在操作中，随着空中运载工具1600从悬停转换到水平飞行，飞行器向前倾斜(机头朝下)，使得提升旋翼1632a沿着水平轴生成推力分量，如以上参照图15所描述的。同时，机翼1620可在尾部方向枢转，如箭头W1所指示的，使得提供和/或保持适当的高迎角，甚至当机身1610向前倾斜时。其结果是，当牵引旋翼1632c被激活时，机翼1620将比它们被固定时更快地提供升力，并且以上述参考图15所描述的方式向下倾斜。
当空中运载工具1600从向前飞行转换到悬停时，前述的操作可以被颠倒。牵引旋翼1632c可以被停止，并且，随着向前的空速下降，前方的一对提升旋翼1632a可以比在后方的提升旋翼1632a接收更多的能量。这将会导致运载工具将机头向上倾斜，以及提供反向推力矢量，使得更快地为空中运载工具1600减速。此时，机翼1620可以向前倾斜，如箭头W2所示，以避免失速，尽管机身1610有相对高的迎角。其结果是，运载工具1600可以以一种比参考图15所述的方式更块的和更可预测的方式减速并转换到悬停。
在一个特定的实施方式中，空中运载工具1600的尾翼或尾部1640可以被特别配置成考虑机翼1620的各种安装角。特别是，尾部1640可以包括固定的垂直安定面1642和可旋转的平尾1643，而不是具有可移动的升降舵的固定水平的安定面。因此，当机身1610在从水平飞行转换和转换到水平飞行过程中向上和向下倾斜，整个水平安定表面的迎角可以在很宽的角度范围内被调整。特别是，每个平尾1643可被耦接到机身1610或具有轴的尾翼1644，并且可以通过相应的电机被驱动(没有在图16示出)，其反过来由发电系统1630供电。因此，平尾1643可以在飞行器的相对高的向上倾斜和向下倾斜偏移过程中提供充分的升降控制权限。
图17是根据本技术的另一个实施方式配置的空中运载工具1700的部分示意性俯视图。在该实施方式的一个具体的方面中，空中运载工具1700具有大致类似于参考上述图16所述的结构，但缺少牵引旋翼1632c。相反，空中运载工具1700包括提升/推力旋翼1632d。这些旋翼可以具有通常类似于上面参考图15和16所讨论的结构，但不是在水平飞行期间停止，提升/推力旋翼1632d可以在向前飞行期间保持有效。为了实现这个结果，机身1610向前倾斜足以允许由提升/推力旋翼1632d提供的推力的分量是在向前的方向。机翼1620向后方枢转，如箭头W1示出的，以便提供提升，尽管机身1610的向下的倾斜姿态。
图17所示的结构的一个预期优点是，它可以消除对牵引旋翼或推动旋翼的需要，同时仍然提供垂直起飞、垂直降落，并向前飞行的能力。相反地，如上参照图16所述的结构的一个预期优点是，牵引旋翼1632c(和/或推进旋翼)可产生更大的向前的空速，这是由于由这种旋翼所提供的增加的向前的推力。这种配置的速度和/或航时也可以通过减少阻力被增加，这可能是由图17所示的机身1710的向前倾斜的姿态所导致的。
上述参照图15-17所述的提升旋翼具有旋转轴(即，旋翼旋转所围绕的轴)，其相对于无人机的机身是固定的。在其它实施方式中，旋转轴相对于机身是移动。例如，图18是根据本技术的进一步的实施方式被配置的具有可枢转的或可移动的或可配置的旋转吊舱1834的空中运载工具1800的部分示意性俯视图。运载工具1800包括机身1810，其装载了旋翼吊舱1834，除了机翼1820和尾部1840。旋翼吊舱1834的每个可包括提升/推力旋翼1832d对，其从发电系统1830接收电力，该发电系统1830类似于以上所述的那些。在具体的实施方式中，空中运载工具1800可以包括牵引旋翼1832c(和/或推进旋翼，在图18中未示出)，并且在其它实施方式中，空中运载工具1800不包括任何牵引旋翼1832c或推进旋翼，如将在下面进一步讨论的。
旋翼吊舱1834和机翼1820被配置为彼此独立地转动。例如，旋翼吊舱1834在相应的吊舱接头1837处可移动地被耦接至机身1810。每个吊舱接头1837可以包括吊舱枢转轴1835，其由相应的吊舱枢转马达1836驱动用于在向后方向(由箭头P1指示)以及向前方向(由箭头P2指示)旋转相应的提升旋翼吊舱1834。机翼1820也可以是可枢转的。相应地，每个机翼1820可通过使用机翼接头1821被耦接到相应的提升旋翼吊舱1834。机翼接头1821可以包括机翼旋转轴1823，其由机翼枢转电机1822驱动，用于在向后方向(由箭头W1指示)以及向前方向(由箭头W2指示)相对于提升旋翼吊舱1834旋转每个机翼1820。
在操作中，升降旋转吊舱1834和机翼1820可以彼此独立地被旋转(例如，在方向上彼此相反)，以允许从悬停到水平飞行以及返回的平稳过渡。在该实施方式的另一个方面，一旦向前飞行被实现，该提升旋翼吊舱1834可被向前枢转约90°，如箭头P2所示，使得提升/推力旋翼1832d直接面朝前并且向空中运载工具1800提供所有需要的向前的推力，而机翼1820提供所需的升力。在这样的实施方式中，牵引旋翼1832c可以被移除。在又一个进一步的实施方式中，提升旋转吊舱1834的旋转可以消除机翼1820进行旋转的需要，如接下来将会参考图19所描述的。
继续参照图18，空中运载工具1800可以包括具有可旋转的平尾1843和固定的垂直安定面1842的尾部1840。如以上参考图17所讨论的，平尾的布置可以提供足够的控制权限，甚至是在高倾斜角的情况下。在其他实施方式中，平尾的布置可以被固定水平的安定面布置所替代，例如，当提升旋翼吊舱1834和机翼的独立旋转消除了对高飞行器倾斜角的需要时。
在另一个实施方式中，图18所示的结构可被简化，例如，通过消除机翼枢转电机122。本实施方式的其他方面可以包括将机翼枢转轴1823与吊舱旋转轴1835结合，使得(在机身1810的每一侧)单个轴从机身1810延伸，通过旋翼吊舱1834至机翼1820。在本实施方式的另一方面，旋翼吊舱1834然后在轴上自由枢转。与此基准配置中，枢转电机1836(先前被描述为驱动旋翼吊舱1834)转而驱动机翼1834，如箭头W1和W2所示。绕轴的旋翼吊舱1834的旋转位置是由常规动态的提升力确定的，该提升力是由前方和后方的旋翼1832d提供的。例如，如果后方的旋翼1832d提供比前方的旋翼1832d更大的提升力，则旋翼吊舱1834将向前旋转(倾斜)。对于传统的提升、悬停和着陆机动，在每个旋翼吊舱1834上的两个提升旋翼1832d可以提供组合的提升力，其将控制运载工具1800保持在大致水平的方向。
在上面刚刚描述的布置的又一进一步的简化中，吊舱枢转电机1836可以被可释放的制动器替代。当锁定时，制动器可以防止旋翼吊舱1834相对于机身1810旋转。当制动器被解锁时，旋翼吊舱1834可相对于机身1810自由旋转。在任一模式下，机翼1820可以保持在相对于机身1810固定的位置。在起飞过程中，制动器防止机身1810(其可以是机头重)向前倾斜。一旦空中运载工具1810达到足够的前进速度，和/或牵引旋翼1832c在平尾1843上提供足够的气流，平尾1843可以提供足够的倾斜控制权限以允许制动器释放。在一个实施方式中，制动器能由机身1810装载，并且在其它实施方式中，制动器可以由旋翼吊舱1834装载。
在又一实施方式中，旋翼吊舱1834可被置于沿着机翼1820的长度进一步远离机身1810。因此，旋翼吊舱1834不直接被连接到机身1810，而是将被连接在机翼1820的内侧部分和机翼1820的外侧部分之间。在此配置中，吊舱1834可以根据上述参考图18所描述的任何实施方式被固定或旋转。
图19示出了根据本技术的进一步的实施方式被配置的空中运载工具1900。在这个实施方式的一方面，该运载工具1900包括机翼1920，其被固定到相应的机身1910。提升旋翼1932a由旋翼吊舱1934装载，其位于机翼1920的外侧端。旋翼吊舱1934可以相对于机翼1920被旋转(如箭头P1和P2所指示)，通过相应的吊舱枢转电机1936和吊舱枢转轴1935。提升旋翼1932a由发电系统1930供电，其还可以为可选的推进旋翼1932b或牵引旋翼供电(在图19中未示出)。尾部1940可包括双臂架1941，各装载了垂直安定面1942，具有由垂直安定面1942装载的水平安定面1934。在其它实施方式中，尾部1940可以具有其它配置。在一些配置中，空中运载工具1900可以包括推进旋翼1932b，以及在其它配置中，推进旋翼1932b可以被移除。
图18所示的配置相较于图19中所示的配置的一个潜在优点是，旋翼吊舱更接近机身，因此减少了对机翼的弯曲负荷。相反地，在图19中的布置相对于在图18中示出的布置的优点在于枢转接头的数量被减少。
图20是根据本技术的另一实施方式的具有可移动的、可改变的和/或其它可配置的提升旋翼臂架的空中运载工具2000的部分示意性侧视图。在该实施方式的一个方面，空中运载工具2000包括两个提升旋翼臂架2034(其中一个是在图20中可见的)，其每一个装载了一对提升旋翼2032a。每个臂架2034通过臂架接头2037可被耦接到机身2010。在一个具体的实施方式中，臂架接头2037可包括臂架枢转轴2035，其允许提升旋翼臂架2034顺时针和逆时针相对于机身2010枢转。空中运载工具2000还可以包括固定的机翼2020。在本实施方式的特定方面，机翼2020具有高机翼配置，以便增加机翼2020和臂架接头2037之间的空间。这种布置允许提升旋翼臂架2034通过合适的角度枢转而不干扰机翼。
在操作中，提升旋翼臂架2034可以在垂直起飞(和着陆)机动过程中以在图20所示的大体上水平的定向被放置。为了转换到水平飞行，提升旋翼臂架2034逆时针旋转使得提升旋翼2032a被定位成向空中运载工具2000提供向前的推力分量。因为空中运载工具2000不需要向下倾斜以将提升旋翼2032a置于这样的定向，所以机翼2020可以保持相对于机身2010固定。在本实施方式的特定方面中，空中运载工具2000可以包括具有垂直安定面2042和水平平尾2043的尾部或尾翼2040。平尾2043(相对于升降舵)，能提供足够的控制权限，以处理可能由移动提升旋翼臂架2034引起的倾斜时刻。
在图20中所示的配置的一个特征是旋转提升旋翼臂架2034可以消除对移动的机翼的需要。其结果是，机翼2020能够提供合适的提升，而不改变其安装角。此外，提升旋翼臂架2034经过的枢转角足以从提升旋翼2032a引导向前的推力，而无需推进或牵引旋翼。
图21是根据本技术的又一实施方式的具有可以在大体上面朝前的位置和大体上面朝上的位置之间旋转的提升旋翼的空中运载工具的部分示意性顶部等距视图。在该实施方式的一个方面，空中运载工具2100包括机身2110、从机身2110想歪延伸的机翼2120，以及置于在机翼2120后方的尾部或尾翼2140。尾翼2140可以包括运载工具水平安定面2143和运载工具垂直安定面2142。水平安定面2143可以包括垂直方向舵2145，用于控制运载工具偏航，以及水平安定面2143可以包括运载工具升降舵2144。该运载工具升降舵2144可以被激活以控制空中运载工具2100的整体的倾斜姿态。
空中运载工具2100可进一步包括多个倾斜旋翼2132，其可被用来提升空中运载工具2100和/或提供向前的推力用于空中运载工具2100，这取决于包括旋翼2132的定向在内的因素。因此，旋翼2132的旋转轴可以相对于空中运载工具的飞行的方向而重新定向。在一个具体的实施方式中，旋翼2132可以通过相应的旋翼吊舱2134被装载。在图21所示的实施方式中，旋翼吊舱2134可以朝向机翼2120的端部来装载，在其它实施方式中可以被装载在其它位置。在任何这些实施方式中，旋翼吊舱2134可相对于机翼2120和/或机身2110旋转，并且可以在相应的吊舱接头2137处被耦接至机翼2120。因此，每个旋转吊舱2134可朝向面向前的位置旋转(由箭头F指示)并且可以以相反的方向，即朝向面向上的定向旋转，由箭头U示出。
旋翼2132可包括前旋翼2132a，其被置于后旋翼2132b的前方，当相应的旋翼吊舱2134处于大体上平行的、面相上的位置时。在至少一些多旋翼飞行器中，旋翼吊舱2134通过增加在后旋翼2134提供的力和前方旋翼2132a提供的力之间的力的差值而被旋转。例如，如果后旋翼2132b被供电以比在2132a的前旋翼提供更多的力，则它提升旋翼吊舱2134的后部，使得旋翼吊舱2134以向前的方向旋转，如箭头F所示出的。为了在相反的方向上(由箭头U示出)旋转旋翼吊舱2134，力的差值颠倒，具有前旋翼2132a比后旋翼2132b提供更多的力。
在至少某些实施方式中，当空中运载工具2100具有由气流作用在机翼2120上所提供的其提升的显著部分时，后旋翼2132b和前旋翼2132a之间可用的力的差值可以相对较小。因此，当空中运载工具2100具有显著的向前速度时，转动旋翼吊舱2134可能是困难的。为了解决这一潜在的问题，空中运载工具2100的实施方式可包括一个或多个吊舱升降舵2134，其可被驱动以改变旋翼吊舱2134的倾斜角，进而改变旋翼2132的定向，甚至是处在相对高的向前空速时。特别是，旋翼吊舱2134可以依靠相对较高的向前空速，以提供被用于在箭头F和V所指示的方向上倾斜旋翼吊舱2134的空气动力。例如，在代表性的实施方式中，旋翼吊舱2134的每一个包括装载吊舱升降舵2134的吊舱水平安定面2133。为了向前旋转旋翼吊舱和旋翼2132，如箭头F所指示的，吊舱升降舵2134相对于吊舱水平安定面2133向下旋转，如箭头A指示的。为了在相反的方向上旋转旋翼吊舱2134，如箭头U所指示的，吊舱升降舵2134向上旋转，如箭头B所指示的。
在上述参考图21所述的实施方式的一个方面中，该系统可以包括特征，以防止或抑制荷兰滚。在一个实施方式中，该系统可包括转矩管，其延伸通过机翼2120以连接吊舱2134并与吊舱的运动同步。在另一个实施方式中，吊舱2134可以被锁定，例如，在低速运转过程中(这是荷兰滚通常发生的地方)，以防止或减少荷兰滚。吊舱2134然后可以在更高的速度被解锁，在那时荷兰滚发生的可能性较小。在又一实施方式中，升降舵控制可以与驱动吊舱2134的驱动器替换，大体上以上面参考图19所述的方式。
至少一些以上参考图21所述的特征的一个优点是吊舱升降舵2134可以改进悬臂2132以相对高的运载工具空速时旋转的能力。特别是，以这样的空速，旋翼仅基于在前和后旋翼2132a，2132b之间可获得的力的差值来改变定向可以是困难的。
以上参考图15-20描述的若干实施方式的一个特征是，他们可以包括包括发电系统，其通过耦接到交流发电机、电池和相关联的切换特征的内燃机来提供电源至一个或多个旋翼。因此，上述发电布置、特征和技术不需要被限制于八旋翼飞行器，可以被应用到各种无人驾驶的空中运载工具配置。
至少一些前述配置的另一特征是它们可以包括一个或多个提升旋翼，其与一个或多个牵引/推进旋翼相结合。所有的这些可以是用与交流发电机、电池和相关联的切换特征结合的燃烧机提供的电功率进行电驱动的。一个关联的特征是，电功率可以是任何螺旋桨或旋翼在任何时间可获得的，独立于飞行器的飞行模式(例如，独立于飞行器是否正在起飞、巡航、悬停、降落或者参与另一机动)。与此级别的灵活性相关联的优点是，它可以提高在一个模式和另一个模式之间的转换的平滑度、速度，和/或效率。另一个优点是，它允许操作员(人和/或自动化控制系统)从升力的多个可能的组合中进行选择。因此，操作者可以选择提供了用于给定任务和/或给定任务的一部分所需的性能特征的组合。性能特征可以包括航时、速度、起飞和着陆周期数，和/或其他措施。对于任何这些特征，控制升力的哪一部分是由机翼提供的以及哪一部分是由提升旋翼提供的能力可以改进性能特征。例如，由于从提升旋翼所获得的升力，上述配置可支持以小于固定机翼飞行器可能允许的速度进行长航时向前飞行。航时也可以大于基础的四旋翼运载工具可以获得的航时，这是由于有机翼提供的升力。
前述的实施方式的至少一些的另一特征是机翼可以具有各种几何形状和/或配置。特征的一个优点是其可以改进水平和垂直飞行之间的转换，例如，通过减少进行转换所需的时间的量，通过使得转换更加平滑，和/或通过使得转换更加可预测的和可复制的，从而改进飞行器可以被引导的准确性。具体的实施方式在以上枢转机翼的上下文中被描述，例如，整个弦枢转机翼，以改变机翼的迎角，而不是传统的枢转前和/或后缘。在其它实施方式中，机翼可具有其他布置，包括机翼翘曲布置，和/或前和/后缘装置的布置，以允许机翼的迎角和升力的中心动态地被改变。前述的实施方式不同于可展开的前和后缘装置的常规布置。这种传统的装置可转移翼面的升力的中心，但不直接地改变翼面的迎角——相反，翼面的迎角可以改变作为作用在前和/或后缘装置上的空气动力的最终结果，如果这些力没有被抵消。更进一步的实施方式包括前述特征的任何合适的组合(例如，可变几何形状的机翼、可变安装角或迎角机翼，和/或改变升力的中的前/后缘装置)。根据任何前述实施方式的配置可以包括相同或合适的不同数量的垂直提升旋翼、牵引旋翼和/或推进旋翼。
前述特征单独的和/或与在此描述的其他特征组合，可以提供若干优点，相较于现有的四轴旋翼或四轴飞行器结构。例如，仅仅依赖于由机载电池产生的电力通常具有相对较短的范围，至少部分是因为提升旋翼使用大量的功率并且没有利用由空气在固定提升表面(例如，机翼)上的流动所产生的升力。典型的固定旋翼运载工具可以具有显著的限定的向前飞行速度和范围，并且，由于保持悬停配置所需的功率，可遭受较差的悬停续航。此外，在续航能力上的限制通常将此类配置限制为一次起飞和一次着陆周期每电池充电。
常规的混合的四轴旋翼，除了提升旋翼之外具有机翼，通常使用电动电机用于横向的运动和提升，或电动电机用于提升以及为气体驱动的电机用于横向运动。两种配置可以比全电动多旋翼运载工具提供更多的航时。例如，传统的混合四轴旋翼可以起降不止一次。然而，这种传统的混合旋翼仍在它们可以完成的起飞和着陆周期上被限制，具有限制的机载功率供应。此外，这种运载工具可以具有有限的航时，因为提升旋翼在向前飞行时对向前推力没有显著贡献，反而在向前飞行时通常被停止。
根据在此公开的若干配置的飞行器可以克服以上描述的一些或所有传统的运载工具的确定。特别是，这种飞行器可以实现在向前飞行模式中的长航时和在悬停模式中的长航时。这种飞行器可以起降多次，因此可能适合于需要和/或受益于这种性能的任务(例如，包裹递送)。此外，这种运载工具可以在慢速前进时操作，例如，低于正常的机翼失速速度，通过使用提升旋翼可获得的增大的升力，和/或调整机翼的迎角使得机翼不失速或保持在低于临界迎角之下的迎角，甚至是在低速前进时。
进一步的实施方式可以提供附加的优点。例如，许多这里所描述的配置被设计为垂直起飞和降落，因此可能不包括常规的起落架。相反，这种运载工具可以包括起落橇。然而，在特定实施方式中，运载工具可以被配置成包括轮式起落架或其它起落架，其允许起飞和/或着陆滚转。通常情况下，这样的运载工具将包括襟翼以增加在低速时的升力。根据本技术的实施方式的运载工具不需要包括护襟翼，而是在进场和着陆过程中可以依靠提升旋翼在低速行进时提供升力。在一个实例中这样的性能可能是有利的，如果提升旋翼的一个(例如四个提升旋翼中的一个)在着陆时发生故障。在这样的情况下，运载工具不能在悬停中容易地被控制并且特别地，不可操作的旋翼减小了可用的偏航权限，在所控制的垂直降落是困难或不可能的点。然而，根据以上所述的配置，剩下的有效的提升旋翼可以被重新定向(例如，被枢转)以提供在运载工具的尾部表面上的空气流动以提供稳定性并围绕偏航轴控制。除了或代替上述情况，可变倾角机翼可以允许运载工具在低空速前进时着陆，而无需襟翼。在前述实施方式的特定方面中，提升旋翼的额外的一个可以是故意停止(例如，在四旋翼配置中使得只有两个提升旋翼是有效的，具有一个旋翼因发生故障而无效，以及另一个被有意关闭)以提供对称配置。
从前述内容可以理解，用于说明的目的的所公开的技术的具体的实施方式已经在此被描述，但是各种修改可以在不脱离该技术的情况下作出。例如，交流发电机AC相位的数量可以仅有两个相位或可以多于四个相位。在特定实施方式的上下文中描述的发明的某些方面可以在其它实施方式中被组合或移除。例如，微控制器、增大控制器以及相位控制器可以被组合成集成电路。单个电机和/或驱动器可以为多个装置供电，例如，多个旋转机翼。特定的实施方式在具有四个提升旋翼的运载工具的上下文中在上面被描述。在其他实施方式中，运载工具可以包括多个旋翼，例如，在四个两排的布置中的八个旋翼，或四对共轴，反向旋转的提升旋翼。前述实施方式的各方面已经在无人机的上下文中一般地被描述。在其他实施方式中，具有类似于那些上述的配置和/或电池增大电源系统的空中运载工具可以用于载人飞行。此外，虽然所公开的技术的某些实施方式相关联的优点已经在那些实施方式的上下文中进行了描述，其他实施方式也可以表现出这些优点，并且不是所有的实施方式必须要展现这样的优点才落入本技术的范围。因此，本公开和相关联的技术可以包括在这里没有明示或描述的其他实施方式。

Claims (36)

1.一种多旋翼运载工具系统，包括：
直流(DC)供电的电机，其被耦接至旋翼；
电子速度控制器，其被耦接至所述直流供电的电机，以通过调节提供到所述直流供电的电机的电流控制所述直流供电的电机的速度；以及
发电机组子系统，其被耦接至所述电子速度控制器，以通过直流电机总线为所述电子速度控制器供电，其中所述发电机组子系统包括：
电池组，其包括一个或多个电池；
交流发电机，其具有机械运动输入和多相交流电(AC)输出；以及
电机—发电机控制器，其具有相位控制电路，其配置为整流所述交流发电机的所述多相交流电输出，以产生整流的直流馈入至所述直流供电的电机；以及
其中所述电机—发电机控制器被配置为从所述电池组提取直流功率以产生经整流的直流馈入；以及
其中所述相位控制电路进一步包括由晶体管来实现的相位控制器，从而能够无损整流。
2.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，其中所述电机—发电机控制器被配置为通过将直流功率从所述电池组中的至少一个电池中提取出来以对所述交流发电机换向。
3.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，其中所述电机—发电机控制器被配置为将所述直流功率仅从所述电池组中的所述电池的子集中提取出来。
4.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，其中所述交流发电机是无刷直流(BLDC)交流发电机。
5.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，其中所述发电机组子系统进一步包括：
增大控制器，其被配置为通过使用来自所述电池组的所述直流功率填补来自所述相位控制电路的所整流的直流馈入中的电压波动。
6.根据权利要求5所述的多旋翼运载工具系统，其中所述增大控制器被配置为提供所述交流发电机产生比在所述电池组中的电池的标称电压更小的电压。
7.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，其中，所述相位控制电路进一步包括二极管。
8.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，进一步包括：基于燃料的功率源，其产生机械运动并且被耦接至所述交流发电机的所述机械运动输入端。
9.根据权利要求8所述的多旋翼运载工具系统，其中所述基于燃料的功率源是内燃机。
10.根据权利要求1所述的多旋翼运载工具系统，还包括：
自动驾驶模块，其执行所述多旋翼运载工具的飞行计划；以及
飞行控制器，其可操作地耦接至所述自动驾驶模块和所述电子速度控制器，以基于来自所述自动驾驶模块的命令控制电子速度控制器。
11.根据权利要求10所述的多旋翼运载工具系统，还包括：
传感器，其被耦接至所述电子速度控制器或所述直流供电的电机；以及
其中所述飞行控制器实施健康监控系统，其基于至少是所述传感器的读数来检测故障或即将发生的故障。
12.根据权利要求11所述的多旋翼运载工具系统，其中所述传感器是耦接至所述电子速度控制器的电流传感器、电压传感器，或温度传感器中的至少一个。
13.根据权利要求11所述的多旋翼运载工具系统，其中所述传感器至少是耦接到所述直流供电的电机的温度传感器或惯性传感器中的至少一个。
14.一种直流(DC)供电系统，包括：
电池总线，其被耦接到电池；
内燃机；
交流发电机，其被耦接到所述内燃机以将所述内燃机的机械运动转换为至少是通过交流发电机相位端提供的交流电；
电机—发电机控制器，包括：
相位控制器，其被耦接至所述交流发电机相位端，配置为在输出电机总线处将所述交流电整流为直流电，其中所述相位控制器由晶体管来实现从而能够无损整流；以及
增大控制器，配置为防止来自所述电机总线的所述直流电流入所述电池总线，并且当所述电机总线的第一电压下降到低于所述电池总线的第二电压时允许电流从所述电池总线流到所述电机总线；以及
微控制器，其被配置为节流所述内燃机以保持所整流的直流电低于在所述电池总线处的额定电压。
15.根据权利要求14所述的直流供电系统，其中所述微控制器被配置为将所述电机—发电机控制器从第一模式切换到第二模式。
16.根据权利要求15所述的直流供电系统，其中所述第一模式和所述第二模式从以下模式中选择：地面发动机起动模式中、空中发动机起动模式、仅有发电机模式，具有波动缓和的发电机模式、具有电池增大的发电机模式，以及仅有电池的模式。
17.根据权利要求16所述的直流供电系统，其中所述仅有发电机模式、具有波动缓和的发电机模式、具有电池增大的发电机模式是可操作的以在电池充电的子模式下操作，其中，由所述相位控制器产生的所述直流电被用于对所述电池充电。
18.根据权利要求15所述的直流供电系统，还包括在所述内燃机处的传感器，并且其中所述微控制器被配置为至少基于来自所述传感器的传感器读数来控制所述内燃机。
19.根据权利要求18所述的直流供电系统，其中所述传感器被配置为监控发动机转速、废气温度、气缸头温度，以及电池总线电流。
20.根据权利要求18所述的直流供电系统，其中所述微控制器被配置为当节流所述内燃机时，控制所述内燃机的功率输出和旋转频率。
21.根据权利要求18所述的直流供电系统，其中所述微控制器被配置成控制所述内燃机的点火、节流、燃料/空气混合物，或它们的任何组合。
22.根据权利要求14所述的直流供电系统，还包括在所述输出电机总线处的传感器，以测量在所述输出电机总线的电流或电压，并且其中所述微控制器被耦接至所述传感器并被配置为基于来自所述传感器的传感器读数来控制所述内燃机或所述电机—发电机控制器的至少一个。
23.根据权利要求14所述的直流供电系统，还包括在所述电池总线处的传感器，以测量在所述电池总线的电流或电压，并且其中所述微控制器被耦接至所述传感器并被配置为基于来自所述传感器的传感器读数来控制所述内燃机或所述电机—发电机控制器的至少一个。
24.一种直流(DC)供电系统，包括：
电池总线，其被耦接到电池；
第一交流发电机相位端，其被电耦接到来自交流发电机的交流电的相位；以及
电机—发电机控制器，包括：
相位控制器，其被耦接至所述第一交流发电机相位端，配置为将所述交流电整流为直流电用于输出到电机总线，其中所述相位控制器由晶体管来实现从而能够无损整流；以及
增大控制器，配置为防止来自所述电机总线的所述直流电流入所述电池总线，并且当所述电机总线的第一电压下降到低于所述电池总线的第二电压时允许电流从所述电池总线流到所述电机总线。
25.根据权利要求24所述的直流供电系统，其中所述相位控制器被配置为提供来自被输出到所述电机总线的所述直流电的同步电抗的有效的和动态的消除。
26.根据权利要求24所述的直流供电系统，还包括两个额外的交流发电机相位端，并且其中所述交流发电机相位端，包括所述第一交流发电机相位端，适合于运送功率至所述交流发电机或从所述交流发电机运送功率。
27.根据权利要求24所述的直流供电系统，其中所述相位控制器被配置为提供被输出到所述电机总线的所述直流电中的波动的有效缓和。
28.一种无人机(UAV)，包括：机身；
第一机翼，其被耦接到所述机身并相对于所述机身可枢转；
第二机翼，其被耦接到所述机身并相对于所述机身可枢转；以及
由所述机身装载的多个提升旋翼；
直流(DC)供电的电机，其被耦接至至少一个所述提升旋翼；以及
直流电源，其被耦接至所述直流供电的电机，所述直流电源包括：
电池总线，其被耦接到电池；
交流发电机，其具有机械运动输入和多相交流电(AC)输出；以及电机—发电机控制器，其具有相位控制电路，其配置为整流所述交流发电机的所述多相交流电输出，以产生整流的直流馈入至所述直流供电的电机，其中所述相位控制电路由晶体管来实现从而能够整流。
29.根据权利要求28所述的无人机，进一步包括：
第一电机，其可操作地被耦接到所述第一机翼以相对于所述机身旋转所述第一机翼；以及
第二电机，其可操作地被耦接到所述第二机翼以相对于所述机身旋转所述第二机翼。
30.根据权利要求28所述的无人机，还包括牵引旋翼，其由所述机身装载朝向所述机身的前端。
31.根据权利要求28所述的无人机，还包括推进旋翼，其由所述机身装载朝向所述机身的后端。
32.根据权利要求28所述的无人机，其中所述提升旋翼具有相对于所述机身固定的旋转轴。
33.根据权利要求28所述的无人机，其中所述提升旋翼具有相对于所述机身可移动的旋转轴。
34.根据权利要求33所述的无人机，其中所述提升旋翼的两个是由第一吊舱装载，并且所述提升旋翼的两个是由第二吊舱装载，并且其中所述第一吊舱和所述第二吊舱的每一个是相对于机身可旋转的。
35.根据权利要求28所述的无人机，还包括：
电子速度控制器，其被耦接至所述直流供电的电机，以通过调节提供到所述直流供电的电机的电流控制所述直流供电的电机的速度；以及
发电机组子系统，其被耦接至所述电子速度控制器，以通过直流电机总线为所述电子速度控制器供电，其中所述发电机组子系统包括：
电池组，其包括一个或多个电池；
其中所述电机—发电机控制器被配置为从所述电池组提取直流功率以产生经整流的直流馈入。
36.根据权利要求28所述的无人机，其中所述直流电源还包括：
内燃机；其中
所述交流发电机，其被耦接到所述内燃机以将所述内燃机的机械运动转换为至少是通过交流发电机相位端提供的交流电；并且其中
所述电机—发电机控制器，包括：
相位控制器，其被耦接至所述交流发电机相位端，配置为在输出电机总线处将所述交流电整流为直流电；以及
增大控制器，配置为防止来自所述电机总线的所述直流电流入所述电池总线，并且当所述电机总线的第一电压下降到低于所述电池总线的第二电压时允许电流从所述电池总线流到所述电机总线；以及
微控制器，其被配置为节流所述内燃机以保持所整流的直流电低于在所述电池总线处的额定电压。
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