CN107660190A

CN107660190A - 电动飞机和电源设备

Info

Publication number: CN107660190A
Application number: CN201680029104.2A
Authority: CN
Inventors: 酒井广隆; 森靖; 楠见泰之; 三泽大树
Original assignee: Sony Corp
Current assignee: Murata Northeast China; Murata Manufacturing Co Ltd
Priority date: 2015-05-28
Filing date: 2016-04-18
Publication date: 2018-02-02
Anticipated expiration: 2036-04-18
Also published as: JP6435991B2; EP3303124A1; CN107660190B; WO2016189797A1; JP2016222031A; EP3303124B1

Abstract

提供了一种电气设备，包括：电池(6)；与第一对翼耦接的第一对马达(3a、3d)以及与第二对翼耦接的第二对马达(3b、3e)；以及被配置成控制所述第一对马达的第一马达控制电路(12ad)和被配置成控制所述第二对马达的第二马达控制电路(12be)。电池(6)被配置成经由第一电力线向第一马达控制电路(12ad)供电，并且电池(6)被配置成经由第二电力线向第二马达控制电路(12be)供电。

Description

电动飞机和电源设备

相关申请的交叉引用

本申请要求于2015年5月28日提交的日本优先权专利申请JP 2015-108195的优先权，其全部内容通过引用结合于此。

技术领域

本公开涉及包括两个或更多个旋翼的旋翼飞机(多轴直升机)，并且特别涉及一种电动飞机和一种电源设备。

背景技术

作为这种类型的电动飞机中的一个的无人驾驶飞机例如被称为无人机，并且使用包括二次电池和电池控制电路的电池模块旋转其马达，以使其旋翼与马达一起旋转。例如，PTL 1描述了包括旋翼的无人驾驶飞机。相关技术中的无人驾驶飞机例如是玩具，而且相对较轻。越来越多的人如今希望用无人驾驶飞机运输重物。

引用列表

专利文献

PTL 1：JP 2010-120641A

发明内容

技术问题

飞行期间的电力短缺和平衡是重载运输的问题。电力短缺限制了飞行时间和要运输的负载的重量，这就是商业无人驾驶飞机遗憾地没有得到广泛使用的原因。为了克服电力短缺，使用具有高输出的电池模块。例如，使用多达一百个以上的圆柱形锂离子二次电池来产生大量功率。此外，无人驾驶飞机在空气中难以平衡并容易失衡，并且由于风等而掉下。这也是无人驾驶飞机没有广泛用于运输负载的原因。

较重的负载需要更大和更重的驱动马达和螺旋桨。每个电池模块还必须电气配置成输出高电流。此外，无人驾驶飞机的机身被配置成对掉下、摇摆等做好准备，并且不幸地更重。

根据本公开的实施方式，提供了一种较轻的电动飞机和电源设备。

问题的解决方案

根据本公开的实施方式，提供了一种电气设备，包括：电池；与第一对翼耦接的第一对马达以及与第二对翼耦接的第二对马达；以及被配置成控制所述第一对马达的第一马达控制电路和被配置成控制所述第二对马达的第二马达控制电路。所述电池被配置成经由第一电力线向第一马达控制电路供电，并且所述电池被配置成经由第二电力线向第二马达控制电路供电。

本公开的另一方面是一种用于电动飞机的电源设备，包括：电池；以及第一电力线和第二电力线。所述电池被配置成经由第一电力线向第一对马达控制电路供电，并且所述电池被配置成经由第二电力线向第二对马达控制电路供电。

发明的有利效果

根据至少一个实施方式，电池模块向马达控制单元提供电源，导致更少的电源。因此，不需要提供重型大功率电源线、大型电路等。此外，不仅可以实现此处描述的有利效果，而且还可以实现本文所述的任何有利效果。下面例证的有利效果也不限制本公开。

附图说明

图1是示出根据本公开的第一实施方式的无人驾驶飞机的配置的平面图；

图2是示出无人驾驶飞行器的结构的前视图；

图3是用于描述电池单元的配置的一个示例和另一个示例的示意图；

图4是用于描述本公开的实施方式的图；

图5是本公开的第一实施方式的方框图；

图6是示出本公开的第一实施方式的变型的方框图；

图7是本公开的第二实施方式的方框图；

图8是示出本公开的第二实施方式的变型的方框图；

图9是参考示例的方框图。

具体实施方式

在下文中，将参照附图详细描述本发明的(a)优选实施方式。在本说明书和附图中，具有基本相同的功能和结构的结构元件用相同的附图标记表示，并且省略对这些结构元件的重复说明。

以下实施方式是本公开的优选具体示例，并且对其进行各种技术上优选的限制。然而，下面，本公开的范围不限于这些实施方式，除非特别地说明其限制了本公开。

现在，将按照以下顺序描述本公开。

<1、第一实施方式>

<2、第二实施方式>

<3、变型>

<1、第一实施方式>

图1是根据第一实施方式的无人驾驶飞机的平面图，图2是根据第一实施方式的无人驾驶飞机的前视图。机身包括：主体1，成形具有多边形截面的圆柱体或管，并且用作中心部分；以及固定到主体1的上部的支撑轴2a至2f。作为示例，主体1成形为具有六边形横截面的管，并且六个支撑轴2a至2f以等角度间隔从主体1的中心径向延伸。主体1和支撑轴2a至2f由轻而坚固的材料制成。

此外，包括主体1和支撑轴2a至2f的机身被设计为例如使其部件以机身的重心位于通过支撑轴2a至2f的中心的垂直线上的方式成形和设置。电路单元5和电池单元6以重心位于垂直线上的方式额外连接。

在第一实施方式中设置有六个旋翼和马达。不过，机身可以包括四个旋翼和马达，或八个或更多个旋翼和马达。

马达3a至3f作为旋翼的驱动源连接到相应的支撑轴2a至2f的末端。旋翼4a至4f连接到马达3a至3f的旋转轴。包括控制相应马达的马达控制电路的电路单元5连接到支撑轴2a至2f相交的中心部分，并且马达控制电路至少包括处理器。

此外，电池单元6设置在主体1的下部，作为电源。如下所述，电池单元6包括向相应的马达和旋翼对供电的三个电池模块，每对马达和旋翼具有180°的相对间隔。每个电池模块包括例如锂离子二次电池和控制充电和放电的电池控制电路。即，马达3a和旋翼4a与马达3d和旋翼4d成对。同样，(马达3b和旋翼4b)与(马达3e和旋翼4e)成对，而(马达3c和旋翼4c)与(马达3f和旋翼4f)成对。电池模块的数量等于对数。

电池单元6例如可拆卸地连接至主体1的内部。如图3所示，电池单元6相对于作为重心的机身的中心对称，并且被设置和成形为具有中心开口7。图3A示出了设置围绕中心开口7具有规则六边形平面形状的中空壳体8的示例，并且电池模块存储在壳体8中。如图3B所示，电池模块可以存储在分开的壳体8a和8b中。

如果电池单元6的重心与机身的重心一致，则重心更稳定。此外，电池单元6具有中心开口7，因此，在飞行期间因风流过中心开口7而受风等影响较小。因此，这可以有助于平衡控制，允许更长的飞行时间，并进一步防止电池单元6的温度升高。

电池单元6设置在比支撑轴2a到2f的水平位置低的位置，如图2所示。电池单元6的位置比水平位置低a/4到a/2。此处，a表示从机身的中心位置b(支撑轴2a到2f的交叉点)到旋翼4a到4f的旋转中心的距离。这种位置关系提供来自电池单元6的质量的恢复力。即，这是因为作用在电池单元6的质量上的重力施加力，以将驱动轴水平保持在支点b周围。这也可以防止控制和倾斜机身所需的马达输出过高。

图4示出了电池单元6在横轴上的位置，同时示出了使机身向前(在垂直轴上)倾斜所需的恢复力和马达输出。为了使图简洁，恢复力由线性轴表示，并且倾斜机身所需的马达输出由对数轴表示。例如，与位于a/8处的电池单元6相比，位于a/4处的电池单元6通过杠杆作用提供双重恢复力，因此优选将电池组设置为远离支点b，以确保平衡。

同时，机身必须向前倾斜，以推进无人驾驶飞机。例如，如果电池单元6设置在a的位置，则与位于a/2处的电池单元6相比，机身必须通过抵抗双重恢复力的力量向前倾斜。因此，马达产生更高的输出，遗憾的是，导致更大的电池模块向马达供电。在本文中，在(a/4至a/2)处设置的电池单元6在电池单元6的恢复力和用于使机身向前倾斜的马达输出之间提供更适当的平衡。

通常被称为无人机的无人驾驶飞机均有马达控制电路来控制马达的输出，以进行所需的巡航。例如，当无人驾驶飞机徘徊或停留在空中时，无人驾驶飞机使用安装在机身上的陀螺仪来检测倾斜度，增大在机身的下降侧的马达的输出，并减小在机身的提升侧上的马达的输出，以保持机身水平。无人驾驶飞机通过减小马达在前进方向上的输出并增大马达在相反方向的输出而向前推进，以在前进方向产生向前推力。设置在上述位置的电池单元6在机身的稳定性与对无人驾驶飞机的平衡控制和推力控制的容易控制之间提供了适当的平衡。

此外，在这些控制类型中，处于180°相对位置的一对马达和旋翼经常具有逆向控制的转速。鉴于这一点，本公开的实施方式提供了一种向每对马达和旋翼供电的电池模块。

图5示出了根据本公开的第一实施方式的系统的配置示例。电池单元6包括三个电池模块11ad、11be和11cf。这些电池模块11ad、11be和11cf构成电池单元6。如上所述，电池模块11ad、11be和11cf成形为具有中心开口7。

从电池模块11ad输出的电力被供应给马达控制电路12ad。马达3a和3d连接到马达控制电路12ad。马达3a和3d使旋翼4a和4d旋转。从电池模块11be输出的电力被供应给马达控制电路12be。马达3b和3e连接到马达控制电路12be。马达3b和3e使旋翼4b和4e旋转。从电池模块11cf输出的电力被供应给马达控制电路12cf。马达3f和3f连接到马达控制电路12cf。马达3c和3f使旋翼4c和4f旋转。

尽管图5和以下附图未示出，但是设置了控制整个无人驾驶飞机的总体控制器、检测无人驾驶飞机的平衡的平衡传感器等，其允许无人驾驶飞机例如上升、下降、推进以及向后移动。

例如，图1所示的无人驾驶飞机1包括三个相对的马达对，并且因此包括三对组件，这三对组件包括电池模块和马达控制电路以及相对马达。图9示出其系统配置与本公开的实施方式的系统配置不同的参考示例。例如，将从单个电池模块15输出的电力提供给马达控制电路16，马达控制电路16将电力分配给六个马达3a到3f。在一些情况下，三个电池模块15可以并联连接。

根据图9所示的参考示例，来自电池模块15的电力被供应给六个马达。因此，从电池模块15供应给马达控制电路16的电流取值大。此外，在马达控制电路16内流动的电流取大值。支持高电流的电缆、电路部件等通常是大而重的，增大了无人驾驶飞机的重量。

根据本公开的第一实施方式，与根据参考示例的配置相比，可以将从相应的电池模块供应给马达控制电路12ad、12be和12cf的电流减小到大约1/3。这使得可以为电流路径和电路部件的元件设定较低的可允许电流值，使系统更轻。结果，可以使无人驾驶飞机更轻。

此外，如上所述，通常在相反的方向上控制无人驾驶飞机的180°相对的旋翼(马达)对，以增大一个旋翼的转速，同时降低另一个旋翼的转速。因此，如果从公共电池模块向一对马达供应电力，则可以平均相应电池模块的容量的减小。

图6示出了本公开的第一实施方式的变型例的系统配置。图6与图5的不同之处在于，提供了一种容量均衡电路13，其包括用于电池模块11ad、11be和11cf的至少一个处理器。容量均衡电路13包括监控电池模块11ad、11be和11cf的电压的电路、以及基于电压之间的关系来均衡电池模块11ad、11be和11cf的容量的开关元件。例如，即使将无人驾驶飞机设计成重心位于旋翼的中心位置，为了进行平衡控制，重心偏离中心位置的负载物体也对特定马达施加较重的负载，并且驱动马达的电池模块的容量大大降低。这导致比预期的飞行时间更短。如果容量均衡电路13校正容量，则可以克服这一点。

<2、第二实施方式>

将参照图7描述本公开的第二实施方式。无人驾驶飞机包括如图1所示的六个旋翼4a至4f。在第一实施方式中，马达控制电路对针对每一对是分开的，但是在第二实施方式中，无人驾驶飞机被配置成包括单个马达控制电路12，尽管对每一对进行控制。例如，马达控制电路12在一些对之间共享控制微型计算机。马达控制电路12具有针对每一对分开的供电系统，并且通过每个供电系统从每个电池模块向一对马达供应电力。

与第一实施方式一样，在第二实施方式中，从公共电池模块向一对马达供应电力，因此，可以平均相应对的电池模块的容量的减小。

此外，如果电池单元6的重心与机身的重心一致，则重心更稳定。此外，电池单元6具有中心开口7，使得平衡控制更容易并且允许更长的飞行时间。此外，将电池单元6设置在比支撑轴2a到2f的水平位置(从a/4到a/2的距离)低的位置，在电池单元6的恢复力和马达输出之间提供更适当地平衡，用于向前倾斜机身。

图8示出了第二实施方式的修改。与第一实施方式一样，马达控制电路12包括阻止特定电池模块的容量减小的容量均衡电路13。

另外，也可以如下配置本技术。

(1)一种电气设备，包括：

电池；

与第一对翼耦接的第一对马达以及与第二对翼耦接的第二对马达；以及

被配置成控制所述第一对马达的第一马达控制电路和被配置成控制所述第二对马达的第二马达控制电路，

其中，所述电池被配置成经由第一电力线向第一马达控制电路供电，并且

其中，所述电池被配置成经由第二电力线向第二马达控制电路供电。

(2)根据(1)所述的电气设备，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述电池模块的总数等于所述马达对的总数。

(3)根据(1)所述的电气设备，其中，所述第一对马达包括第一马达和第二马达，并且其中，所述第一马达控制电路被配置成增大所述第一马达的转速，同时降低所述第二马达的转速。

(4)根据(3)所述的电气设备，其中，所述第一对翼包括与所述第一马达耦接的第一翼和与所述第二马达耦接的第二翼，并且所述第一和第二翼处于相对位置。

(5)根据(4)所述的电气设备，其中，所述相对位置包括180°的相对位置。

(6)根据(1)所述的电气设备，还包括多个轴，其中，所述多个轴被配置成支撑第一马达和第二马达。

(7)根据(6)所述的电气设备，其中，所述电池设置在比所述轴低a/4到a/2的距离的位置处，并且其中，a表示从所述电气设备的中心位置到第一翼和第二翼中的一个的旋转中心的距离。

(8)根据(7)所述的电气设备，其中，所述电池能够从所述电气设备拆卸。

(9)根据(7)所述的电气设备，其中，所述电池设置在所述轴的交叉点的下方。

(10)根据(1)所述的电气设备，还包括壳体，其中，所述壳体被配置成存储所述电池。

(11)根据(10)所述的电气设备，其中，所述壳体以中心开口形状对称。

(12)根据(10)所述的电气设备，其中，所述壳体包括六边形和矩形形状中的至少一种。

(13)根据(1)所述的电气设备，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述电池模块至少包括锂离子电池和电池控制电路。

(14)根据(1)所述的电气设备，还包括容量均衡电路，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述容量均衡电路被配置成均衡所述多个电池模块的容量。

(15)根据(1)所述的电气设备，其中，所述第一马达控制电路和所述第二马达控制电路被配置成共享微型计算机。

(16)根据(1)所述的电气设备，其中，所述电气设备包括无人驾驶飞机。

(17)一种用于电动飞机的电源设备，包括：

电池；以及

第一电力线和第二电力线；

其中，所述电池被配置成经由第一电力线向第一对马达的控制电路供电，并且

其中，所述电池被配置成经由第二电力线向第二对马达的控制电路供电。

(18)根据(17)所述的电源设备，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述电池模块的总数等于所述马达对的总数。

(19)根据(17)所述的电源设备，其中，所述第一对马达包括第一马达和第二马达，并且其中，所述第一马达控制电路被配置成增大所述第一马达的转速，同时降低所述第二马达的转速。

(20)根据(17)所述的电源设备，其中，所述电池能够从所述电源设备拆卸。

(21)根据(17)所述的电源设备，还包括多个轴，其中，所述多个轴被配置成支撑第一对马达和第二对马达。

(22)根据(21)所述的电源设备，其中，所述电池设置在所述轴的交叉点的下方。

(23)根据(17)所述的电源设备，其中，所述电池以中心开口形状对称。

(24)根据(17)所述的电源设备，还包括容量均衡电路，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述容量均衡电路被配置成均衡所述多个电池模块的容量。

(25)一种电动飞机，包括：

旋翼；

马达，被配置成旋转相应旋翼；

支撑轴，被配置成支撑相应旋翼和相应马达；

马达控制单元，被配置成控制每个马达的旋转；

电源线，被配置成向相应的马达对供电；以及

电池模块，被配置成连接到相应的电源线。

(26)根据(25)所述的电动飞机，包括：

旋翼对，被配置成彼此相对，

其中，旋翼对的数量等于电池模块的数量。

(27)根据(26)所述的电动飞机，

其中，所述旋翼对包括以180°的角度彼此相对的旋翼。

(28)根据(25)到(27)中任一项所述的电动飞机，还包括：

容量均衡电路，被配置成均衡所述电池模块的容量。

(29)根据(25)到(28)中任一项所述的电动飞机，

其中，所述电池模块被设置成形成中心开口。

(30)根据(25)到(29)中任一项所述的电动飞机，

其中，所述电池模块连接到比所述支撑轴的位置低的位置。

(31)根据(30)所述的电动飞机，

其中，当从机身的中心到每个旋翼的中心位置的长度被表示为a时，每个支撑轴的位置与每个电池模块的位置之间的差被设定在(a/4)到(a/2)的范围内。

(32)一种电源设备，包括：

电源线，被配置成向均旋转旋翼的相应马达对供电；以及

电池模块，被配置成连接到相应的电源线。

(33)根据(32)所述的电源设备，还包括：

容量均衡电路，被配置成均衡所述电池模块的容量。

<3、变型>

虽然上面已经具体描述了本公开的实施方式，但是本公开不限于上述每个实施方式。基于本公开的实施方式的技术思想，可能具有各种变化。例如，本公开不限于传送负载的电动飞机，也可以应用于安装有摄像装置的电动飞机、喷洒农药的电动飞机等。

只要在本公开的范围内，上述实施方式中的配置、方法、过程、形状、材料、值等可以彼此组合。

本领域技术人员应当理解，根据设计要求和其他因素，可以进行各种修改、组合、子组合和变更，只要在所附权利要求或其等同物的范围内。

附图标记列表

1 主体

2a至2f 支撑轴

3a至3f 马达

4a至4f 旋翼

5 电路单元

6 电池单元

7 中心开口

11a至11f 电池模块

12a至12f 马达控制电路。

Claims

1.一种电气设备，包括：

电池；

其中，所述电池被配置成经由第一电力线向所述第一马达控制电路供电，并且

其中，所述电池被配置成经由第二电力线向所述第二马达控制电路供电。

2.根据权利要求1所述的电气设备，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述电池模块的总数等于马达对的总数。

3.根据权利要求1所述的电气设备，其中，所述第一对马达包括第一马达和第二马达，并且其中，所述第一马达控制电路被配置成增大所述第一马达的转速，同时降低所述第二马达的转速。

4.根据权利要求3所述的电气设备，其中，所述第一对翼包括与所述第一马达耦接的第一翼和与所述第二马达耦接的第二翼，并且所述第一翼和所述第二翼处于相对位置。

5.根据权利要求4所述的电气设备，其中，所述相对位置包括180°的相对位置。

6.根据权利要求1所述的电气设备，还包括多个轴，其中，所述多个轴被配置成支撑所述第一马达和所述第二马达。

7.根据权利要求6所述的电气设备，其中，所述电池被设置在比所述轴低a/4到a/2的距离的位置处，并且其中，a表示从所述电气设备的中心位置到第一翼和第二翼中的一个的旋转中心的距离。

8.根据权利要求7所述的电气设备，其中，所述电池能够从所述电气设备拆卸。

9.根据权利要求7所述的电气设备，其中，所述电池设置在所述轴的交叉点的下方。

10.根据权利要求1所述的电气设备，还包括壳体，其中，所述壳体被配置成存储所述电池。

11.根据权利要求10所述的电气设备，其中，所述壳体以中心开口形状对称。

12.根据权利要求10所述的电气设备，其中，所述壳体包括六边形形状和矩形形状中的至少一种。

13.根据权利要求1所述的电气设备，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述电池模块至少包括锂离子电池和电池控制电路。

14.根据权利要求1所述的电气设备，还包括容量均衡电路，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述容量均衡电路被配置成均衡所述多个电池模块的容量。

15.根据权利要求1所述的电气设备，其中，所述第一马达控制电路和所述第二马达控制电路被配置成共享微型计算机。

16.根据权利要求1所述的电气设备，其中，所述电气设备包括无人驾驶飞机。

17.一种用于电动飞机的电源设备，包括：

电池；以及

第一电力线和第二电力线；

其中，所述电池被配置成经由所述第一电力线向第一对马达的控制电路供电，并且

其中，所述电池被配置成经由所述第二电力线向第二对马达的控制电路供电。

18.根据权利要求17所述的电源设备，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述电池模块的总数等于马达对的总数。

19.根据权利要求17所述的电源设备，其中，所述第一对马达包括第一马达和第二马达，并且其中，所述第一马达控制电路被配置成增大所述第一马达的转速，同时降低所述第二马达的转速。

20.根据权利要求17所述的电源设备，其中，所述电池能够从所述电源设备拆卸。

21.根据权利要求17所述的电源设备，还包括多个轴，其中，所述多个轴被配置成支撑所述第一对马达和所述第二对马达。

22.根据权利要求21所述的电源设备，其中，所述电池设置在所述轴的交叉点的下方。

23.根据权利要求17所述的电源设备，其中，所述电池以中心开口形状对称。

24.根据权利要求17所述的电源设备，还包括容量均衡电路，其中，所述电池包括多个电池模块，并且其中，所述容量均衡电路被配置成均衡所述多个电池模块的容量。