CN111051201A - 用于飞行器的故障容限电气系统 - Google Patents

Abstract

一种电动飞行器具有错误容限电气系统，该错误容限电气系统被设计成优化了与成本、性能和安全性相关的矛盾关注点。根据本公开的一些实施方案，一种电气系统具有多个电源(例如电池)，这些电源通过多个电气总线与其他电气部件比如用于驱动螺旋桨或飞行操纵面的电机连接。每个这样的总线与其他总线电气隔离，以帮助系统更好地抵御电气故障。此外，将一个或多个电气总线与用于驱动多个螺旋桨的电机连接。对由从同一总线接收的能量供电的螺旋桨的选择进行优化，以限制电气故障对飞行器的稳定性和可控性的影响。

Description

用于飞行器的故障容限电气系统

相关申请的交叉引用

本申请要求2017年6月30日提交的题为“Fault-Tolerant Electrical Systemsfor Aircraft(用于飞行器的故障容限电气系统)”的美国临时申请62/527,777的优先权，其通过引用并入本文。

背景技术

电动飞行器具有各种优点，并且作为其他类型燃料驱动飞行器的替代方案而变得越来越普遍。关于这一点，电动飞行器运行更清洁并且通常运行成本更低。此外，电动飞行器能够更安静地运行，使得这种类型的飞行器对于涉及在城市环境附近飞行的应用，包括被设计用于个人运输和包裹递送的自动驾驶飞行器，是特别有吸引力的。

使用电力来驱动飞行器的推进系统(例如螺旋桨)显著地提高了对飞行器电气系统的要求，并且对可用电力的有效利用是非常重要的。此外，由于电动飞行器中的电气故障可能是灾难性的，因此将电气系统设计成能够抵御故障也是重要的。然而，用于保护飞行器免受电气故障的设备，比如隔离总线和冗余电源，可能增加成本和重量，会限制飞行器的范围。电气系统，包括用于保护飞行器免受电气故障的防护装置，应当被有效地设计并且最佳地平衡各种考虑因素，包括安全性、性能和成本。总体来说，需要改进的电气系统，其在各种操作条件下提供足够的电力，同时有效且稳健地保护飞行器免受电气故障的影响。

附图说明

参考以下附图可以更好地理解本公开。附图的元件不一定相对于彼此成比例，重点在于清楚地说明本公开的原理。

图1示出了根据本公开的一些实施方案的自动驾驶VTOL飞行器的透视图。

图2A示出了如图1所示的自动驾驶VTOL飞行器的前视图，其中飞行操纵面被致动以用于控制侧倾和俯仰。

图2B示出了如图2A所示的自动驾驶VTOL飞行器的透视图。

图3是用于说明如图1所示的VTOL飞行器的各部件的框图。

图4是用于说明根据本公开的一些实施方案的如图3所示的飞行控制致动系统的框图。

图5示出了根据本公开的一些实施方案的处于悬停构造的如图1所示的自动驾驶VTOL飞行器的透视图。

图6示出了处于悬停构造的如图5所示的自动驾驶VTOL飞行器的俯视图，其中机翼倾斜使得由安装在机翼上的螺旋桨产生的推力基本垂直。

图7示出了根据本公开的一些实施方案的处于悬停构造的自动驾驶VTOL飞行器的俯视图。

图8是用于说明根据本公开的一些实施方案的用于如图1所示的电动飞行器的电气系统的一部分的框图。

图9是用于说明如图8所示的电气系统的另一部分的框图。

图10是用于说明根据本公开的一些实施方案的如图8所示的电源的框图。

图11是用于说明根据本公开的一些实施方案的如图8所示的电气总线的框图，其配备有用于隔离电气故障的熔断器。

图12是用于说明根据本公开的一些实施方案的用于如图1所示的电动飞行器的电气系统的一部分的框图。

图13是用于说明如图12所示的电气系统的另一部分的框图。

图14是用于说明根据本公开的一些实施方案的具有用于优化电力系统的一个或多个设计参数的优化逻辑的计算机系统的框图。

图15是用于说明如图1所示的VTOL飞行器的各部件的框图，其中电机控制器与用于驱动第一螺旋桨的第一电机电气耦接。

图16是用于说明图15的实施方案的框图，其中电机控制器与用于驱动第二螺旋桨的第二电机电气耦接。

图17是用于说明如图1所示的VTOL飞行器的各部件的框图，其中多个电机控制器选择性地与同一组用于驱动螺旋桨的电机耦接。

具体实施方式

本公开总体上涉及用于电动飞行器的故障容限电气系统。根据本公开的一些实施方案，电动飞行器具有多个电源(例如电池)，这些电源通过多个电气总线与其他电气部件比如用于驱动螺旋桨或飞行操纵面的电机电连接。每个这样的总线与其他总线电气隔离，以帮助系统更好地抵御电气故障。此外，为了优化电气系统的设计，将一个或多个电气总线与用于驱动多个螺旋桨的电机连接。对由从同一总线接收的能量供电的螺旋桨的选择进行优化，以限制电气故障对飞行器的稳定性和可控性的影响。作为实例，同一总线可以与驱动飞行器机身相对侧上的对应的螺旋桨的电机电连接，使得在电气故障妨碍对应的螺旋桨运行的情况下，侧倾和俯仰能够保持平衡以充分控制偏航。

图1示出了根据本公开的一些实施方案的垂直起降(vertical takeoff andlanding，VTOL)飞行器20。飞行器20是自主的或自动驾驶的，它能够在电子控制器的指挥下将乘客或货物飞行运送到选定的目的地，而无需人类飞行员的辅助。如本文所用，术语“自主”和“自动驾驶”是同义的，并且应当可互换地使用。此外，飞行器20是电动的，从而有助于降低运行成本。

如图1所示，飞行器20具有串列翼(tandem-wing)构造，其具有靠近机身33后部安装的一对后翼25、26以及靠近机身33前部安装的一对前翼27、28，前翼27、28也可称为“鸭式翼”。每个机翼25-28具有弯度(camber)，并且当空气流过机翼表面时产生升力(沿z方向)。后翼25、26高于前翼27、28安装，以便使它们保持在前翼27、28的尾迹(wake)之外。

在串列翼构造中，飞行器20的重心位于后翼25、26和前翼27、28之间，使得在向前飞行中，后翼25、26的升力所产生的力矩抵消前翼27、28的升力所产生的力矩。因此，飞行器20能够实现俯仰稳定而不需要水平稳定器，水平稳定器是以其他方式在向下的方向上产生升力，从而以低效的方式抵消由机翼产生的升力。在一些实施方案中，后翼25、26具有与前翼27、28相同的翼展、展弦比和平均翼弦，但是在其他实施方案中，机翼的尺寸和构造可以不同。应当强调，图1所示的飞行器20是为了说明的目的而呈现的，并且其他类型的飞行器，包括有人驾驶飞行器、具有由燃料提供动力的螺旋桨或其他推进装置的飞行器、以及具有其他类型的机翼构造的飞行器，也是可能的。2017年2月16日提交的题为“VerticalTakeoff and Landing Aircraft with Tilted-Wing Configurations(具有倾斜机翼构造的垂直起降飞行器)”的PCT申请第PCT/US2017/18135号以及2017年6月30日提交的题为“Vertical Takeoff and Landing Aircraft with Passive Wing Tilt(采用被动机翼倾斜的垂直起降飞行器)”的PCT申请第PCT/US17/40413号中描述了串列翼构造的示例性实施方案，上述申请通过引用结合于此。

在一些实施方案中，每个机翼25-28具有倾斜机翼构造，使其能够相对于机身33倾斜。关于这一点，如将在下文更详细地描述的，机翼25-28可旋转地耦接到机身33，使得它们可以相对于机身33动态地倾斜，以提供垂直起降(VTOL)能力和其他功能，比如偏航控制和改进的空气动力学特性，这将在下文更详细地描述。

多个螺旋桨41-48安装在机翼25-28上。在一些实施方案中，如图1所示，对于总共八个螺旋桨41-48，每个机翼25-28上安装两个螺旋桨，但是在其他实施方案中，其他数量的螺旋桨41-48是可能的。此外，不一定每个螺旋桨都安装在机翼上。例如，飞行器20可以具有一个或多个螺旋桨(未示出)通过不产生升力的结构(例如杆或其他结构)耦接到机身33上，比如在前翼27、28与后翼25、26之间的点处耦接到机身33上。这种螺旋桨可以通过旋转将螺旋桨连接到机身33的杆或其他结构、或通过其他技术而相对于机身33旋转。

对于向前飞行，机翼25-28和螺旋桨41-48如图1所示定位，使得螺旋桨41-48产生的推力基本水平(沿x方向)，以用于使飞行器20向前移动。此外，每个螺旋桨41-48安装在相应的机翼25-28上并且定位在机翼前缘的前方，使得螺旋桨将空气吹扫过机翼表面，从而改善机翼的升力特性。例如，螺旋桨41、42安装在机翼25的表面上并且将空气吹扫过机翼25的表面；螺旋桨43、44安装在机翼26的表面上并且将空气吹扫过机翼26的表面；螺旋桨45、46安装在机翼28的表面上并且将空气吹扫过机翼28的表面；螺旋桨47、48安装在机翼27的表面上并且将空气吹扫过机翼27的表面。除了产生推力之外，螺旋桨叶片的旋转还提高了机翼25-28周围的气流速度，使得对于飞行器20的给定空速，机翼25-28产生更多的升力。在其他实施方案中，可以使用其他类型的推进装置来产生推力，并且不一定每个机翼25-28上都安装有螺旋桨或其他推进装置。

每个后翼25、26的端部分别形成有大致沿垂直方向延伸的小翼75、76。在不同的实施方案中，小翼75、76的形状、尺寸和方向(例如角度)可以不同。在一些实施方案中，小翼75、76是平坦翼面(没有弯度)，但是其他类型的小翼也是可能的。如本领域已知的，小翼75、76可以通过平稳翼尖附近的气流来帮助减小阻力，从而帮助降低翼尖涡流的强度。小翼75、76还通过产生在向前飞行中趋于抵抗偏航的空气动力来实现关于偏航轴的横向稳定性。在其他实施方案中，不一定使用小翼75、76，并且可以使用其他技术来控制或稳定偏航。此外，除了后翼25、26之外或代替后翼25、26，小翼可以形成在前翼27、28上。

出于可控性的原因，这将在下文更详细地描述，可能需要将飞行器20设计成使得后翼25、26上的外侧螺旋桨41、44不在相同方向上旋转它们的叶片，并且前翼27、28上的外侧螺旋桨45、48不在相同方向上旋转它们的叶片。因此，在一些实施方案中，外侧螺旋桨44、45以与螺旋桨41、48相反的逆时针方向旋转它们的叶片。

机身33包括机架52，可拆卸的乘客模块55和机翼25-28安装在机架52上。乘客模块55具有地板(图1中未示出)，用于至少一个乘客的至少一个座椅(图1中未示出)安装在该地板上。乘客模块55还具有透明遮篷63，乘客可以透视透明遮篷63。可以从机架52移除乘客模块55并且可以用不同的模块(例如货物模块)替换乘客模块55，以改变飞行器20的功用，比如从载客变为载货。

如图2B所示，机翼25-28分别具有铰接的飞行操纵面95-98，用于在向前飞行中控制飞行器20的侧倾和俯仰。图1示出了处于中间位置的每个飞行操纵面95-98，每个飞行操纵面95-98在中间位置与机翼表面的其余部分对齐。因此，当飞行操纵面95-98处于中间位置时，气流不会被飞行操纵面95-98显著地改变方向或扰乱。每个飞行操纵面95-98都可以向上旋转，这具有减小升力的效果，并且每个飞行操纵面95-98都可以向下旋转，这具有增加升力的效果。

在一些实施方案中，后翼25、26的飞行操纵面95、96可以用于控制侧倾，前翼27、28的飞行操纵面97、98可以用于控制俯仰。关于这一点，为了使飞行器20侧倾，可以在向前飞行中相反地控制飞行操纵面95、96，使得根据飞行器20将要侧倾的方向，飞行操纵面95、96中的一个向下旋转，而飞行操纵面95、96中的另一个向上旋转，如图2A和2B所示。向下旋转的飞行操纵面95增加升力，而向上旋转的飞行操纵面96减小升力，使得飞行器20朝着向上旋转的飞行操纵面96所位于的一侧侧倾。因此，飞行操纵面95、96可以在向前飞行中用作副翼(aileron)。

可以在向前飞行中一致地控制飞行操纵面97、98。当需要增大飞行器20的俯仰时，飞行操纵面97、98都向下旋转，如图2A和2B所示，从而增加机翼27、28的升力。该升力增加导致飞行器20的机头上仰。相反，当需要飞行器20下倾时，飞行操纵面97、98都向上旋转，从而减小机翼27、28产生的升力。该升力减小导致飞行器20的机头下倾。因此，飞行操纵面97、98可以在向前飞行中用作升降舵(elevator)。

注意，在其他实施方案中，可以以其他方式使用飞行操纵面95-98。例如，飞行操纵面97、98可以用作副翼，飞行操纵面95、96可以用作升降舵。此外，任一飞行操纵面95-98可以在一段时间中用于一个目的(例如作为副翼)，而在另一段时间中用于另一个目的(例如作为升降舵)。实际上，如将在下文更详细描述的，根据机翼25-28的方向，飞行操纵面95-98中的任何一个都可以控制偏航。

在向前飞行中，俯仰、侧倾和偏航也可以通过螺旋桨41-48控制。例如，为了控制俯仰，控制器110可以调节前翼27、28上的螺旋桨45-48的叶片速度。叶片速度提高使得前翼27、28上的空气速度提高，从而增加了前翼27、28上的升力，因此增大了俯仰。相反地，叶片速度降低使得前翼27、28上的空气速度降低，从而减小了前翼27、28上的升力，因此减小了俯仰。螺旋桨41-44可以以类似方式控制以实现俯仰控制。另外，提高飞行器20一侧的叶片速度并降低另一侧的叶片速度，可以增加一侧的升力并减小另一侧的升力，从而引起侧倾。还可以使用叶片速度来控制偏转。拥有冗余的飞行控制机构有助于提高安全性。例如，在一个或多个飞行操纵面95-98发生故障的情况下，控制器110可以配置为使用螺旋桨41-48的叶片速度来减轻故障。

应当强调的是，上述机翼构造，包括螺旋桨41-48和飞行操纵面95-98的布置，以及机翼25-28的尺寸、数量和布置，仅为可以用于控制飞行器飞行的机翼构造的类型的实例。通过阅读本公开，上述机翼构造的各种修改和变化对于本领域普通技术人员是显而易见的。

参照图3，飞行器20可以在机载控制器110的指挥和控制下运行，机载控制器110可以用硬件或硬件、软件和固件的任意组合来实现。控制器110可以配置为通过至少控制螺旋桨41-48、机翼25-28和飞行操纵面95-98来控制飞行器20的飞行路径和飞行特性，这将在下文更详细地描述。

控制器110与多个电机控制器221-228耦接，其中每个电机控制器221-228配置为基于来自控制器110的控制信号来控制相应的螺旋桨41-48的叶片速度。如图3所示，每个电机控制器221-228与相应的电机231-238耦接，电机231-238驱动对应的螺旋桨41-48。当控制器110决定调节螺旋桨41-48的叶片速度时，控制器110发送控制信号，对应的电机控制器221-238使用该控制信号来设定螺旋桨叶片的转速，从而控制螺旋桨41-48提供的推力。

控制器110还与飞行控制致动系统124耦接，飞行控制致动系统124配置为在控制器110的指挥和控制下控制飞行操纵面95-98的运动。图4示出了飞行控制致动系统124的实施方案。如图4所示，系统124包括多个电机控制器125-128，它们分别与控制飞行操纵面95-98运动的多个电机135-138耦接。控制器110配置为提供可用于根据需要来设定飞行操纵面95-98的位置的控制信号。

如图3所示，控制器110与机翼致动系统152耦接，机翼致动系统152配置为在控制器110的指挥和控制下转动机翼25-28。如图3进一步所示，飞行器20具有电力系统163，用于为飞行器20的各部件包括控制器110、电机控制器221-228、125-128以及电机231-238、135-138供电。在一些实施方案中，用于驱动螺旋桨41-48的电机231-238完全由来自系统163的电力提供动力，但是在其他实施方案中，可以使用其他类型的电机231-238(例如燃料供给电机)。此外，在一些实施方案中，每个电机231-238通过一个或多个电机控制器221-228与电力系统163电气连接，电机控制器221-228通过控制输送到螺旋桨41-48的电力量来控制螺旋桨速度。为了简化说明，图3示出了每个电机231-238对应一个电机控制器221-228，但是在其他实施方案中，每个电机可以对应多于一个的电机控制器。在这种每个电机对应多个电机控制器的实施方案中，如果一个电机控制器发生故障，则与该发生故障的电机控制器耦接的电机可以继续从至少一个其他电机控制器接收电力。类似地，单个螺旋桨41-48也可以由多于一个的电机驱动。

电气系统163具有分布式电源，分布式电源包括安装于机架52上的不同位置的多个电池166。每个电池166与电力调节电路169耦接，电力调节电路169接收来自电池166的电力并调节该电力(例如调整电压)以分配给飞行器20的电气部件。具体地，电力调节电路169可以合并来自多个电池166的电力，以为飞行器的电气部件提供一个或多个直流(DC)电力信号。如果任一电池166发生故障，则可以使用剩余的电池166满足飞行器20的电力要求。

如上所述，在一些实施方案中，机翼25-28配置为在控制器110的指挥和控制下旋转。图1示出了针对向前飞行而定位的机翼25-28，机翼25-28的这种构造在本文中称为“向前飞行构造”，其中机翼25-28被定位成产生足够的气动升力以根据向前飞行的需要抵消飞行器20的重量。在这种向前飞行构造中，机翼25-28通常定位成近乎水平，如图1所示，使得每个机翼25-28的翼弦具有能够有效产生向前飞行升力的迎角。机翼25-28产生的升力通常足以根据需要维持飞行。

当有需要时，比如当飞行器20接近其目的地时，机翼25-28可以旋转，以便将机翼25-28的构造从图1所示的向前飞行构造转换为有助于进行垂直起降的构造，在本文中称为“悬停构造”。在悬停构造中，机翼25-28定位成使得螺旋桨41-48产生的推力足以根据垂直飞行的需要抵消飞行器20的重量。在这种悬停构造中，机翼25-28被定位成近乎垂直，如图5所示，使得螺旋桨41-48的推力大致方向向上以抵消飞行器20的重量，从而实现所需的垂直速度，尽管为了可控性，推力可能相对于垂直方向具有较小偏移，这将在下文更详细地描述。图6示出了处于悬停构造的飞行器20的俯视图，其中机翼25-28旋转使得螺旋桨的推力基本垂直。

注意，螺旋桨叶片的旋转方向(以下称为“叶片方向”)可以基于各种因素来选择，包括飞行器20处于悬停构造时的可控性。在一些实施方案中，机身33一侧上的外侧螺旋桨41、45的叶片方向与机身33另一侧上的外侧螺旋桨44、48的叶片方向成镜像。也就是说，外侧螺旋桨41对应于外侧螺旋桨48并且具有相同的叶片方向。进一步地，外侧螺旋桨44对应于外侧螺旋桨45并且具有相同的叶片方向。此外，对应的外侧螺旋桨44、45的叶片方向与对应的外侧螺旋桨41、48的叶片方向相反。因此，外侧螺旋桨41、44、45、48形成镜像四方形(quad)螺旋桨布置，包括叶片沿相同方向旋转的斜向对置螺旋桨对41、48以及叶片沿相同方向旋转的斜向对置螺旋桨对44、45。

在图5所示的示例性实施方案中，选择外侧螺旋桨41、48为顺时针叶片方向(当从飞行器20的前方观察时)，选择外侧螺旋桨44、45为逆时针叶片方向(当从飞行器20的前方观察时)。然而，如果需要，这种选择可以颠倒，使得螺旋桨41、48的叶片逆时针旋转，螺旋桨44、45的叶片顺时针旋转。

此外，机身33一侧上的内侧螺旋桨42、46的叶片方向与机身33另一侧上的内侧螺旋桨43、47的叶片方向成镜像。也就是说，内侧螺旋桨42对应于内侧螺旋桨47并且具有相同的叶片方向。进一步地，内侧螺旋桨43对应于内侧螺旋桨46并且具有相同的叶片方向。此外，对应的内侧螺旋桨43、46的叶片方向与对应的内侧螺旋桨42、47的叶片方向相反。因此，内侧螺旋桨42、43、46、47形成镜像四方形螺旋桨布置，包括叶片沿相同方向旋转的斜向对置螺旋桨对42、47以及叶片沿相同方向旋转的斜对向置螺旋桨对43、46。在其他实施方案中，飞行器20可以具有任何数量的四方形螺旋桨布置，并且螺旋桨41-48不一定以本文所述的镜像四方形布置定位。

在图5所示的示例性实施方案中，选择对应的内侧螺旋桨42、47为逆时针叶片方向(当从飞行器20的前方观察时)，选择对应的内侧螺旋桨43、46为顺时针叶片方向(当从飞行器20的前方观察时)。这种选择具有以下优点：确保后翼25、26位于螺旋桨42、43内侧的部分的因螺旋桨42、43产生的上洗气流而造成的失速早于机翼25、26位于螺旋桨42、43外侧的部分。这有助于在迎角增大时保持气流附着于飞行操纵面95、96所位于的机翼25、26表面，从而有助于在接近失速时保持飞行操纵面95、96控制飞行器20的功能有效。然而，如果需要，这种选择可以颠倒，使得螺旋桨42、47的叶片顺时针旋转，螺旋桨43、46的叶片逆时针旋转，如图7所示。在其他实施方案中，其他叶片方向组合也是可能的。

如上所述，通过在每个四方形布置中使叶片方向镜像，可以实现某些可控性方面的益处。例如，对应的螺旋桨(例如镜像四方形布置中的一个斜向对置螺旋桨对)产生的力矩可以趋向于抵消(counteract)或相互抵消(cancel)，使得飞行器20可以根据需要进行配平。可以选择性地控制螺旋桨41-48的叶片速度以实现所需的侧倾、俯仰和偏航力矩。作为实例，可以设计对应的螺旋桨的放置和构造(例如将对应的螺旋桨定位在距飞行器重心相同距离处)，使得当它们的叶片以特定速度(例如以大约相同的速度)旋转时，它们的俯仰力矩和侧倾力矩相互抵消。在这种情况下，为了控制偏航，对应的螺旋桨的叶片速度可以以大约相同的速率改变(即增大或减小)或者以其他方式改变，这将在下文更详细地描述，而不会产生引起飞行器20分别绕侧倾轴和俯仰轴发生位移的侧倾力矩和俯仰力矩。通过控制所有的螺旋桨41-48使它们的侧倾力矩和俯仰力矩相互抵消，控制器110可以改变至少一些螺旋桨的速度以产生所需的偏航力矩，而不会引起飞行器20绕侧倾轴和俯仰轴发生位移。类似地，可以通过差动地改变螺旋桨41-48的叶片速度来引起所需的侧倾运动和俯仰运动。在其他实施方案中，可以使用其他技术来控制侧倾力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

在悬停构造中，螺旋桨电机231-238产生的差动转矩能够用于控制偏航。关于这一点，由于空气阻力作用在螺旋桨41-48的旋转的叶片上，旋转的螺旋桨41-48通过旋转其叶片的电机231-238向飞行器20施加转矩。该转矩大致随旋转速度而变化。通过差动改变至少一些螺旋桨41-48的速度，旋转的螺旋桨41-48可以产生差动转矩，以使飞行器20偏航，或者换句话说，绕其偏航轴旋转。也可以使用其他技术来控制偏航，比如使飞行操纵面95-98偏转以及使机翼25-28倾斜，如PCT申请第PCT/US2017/18135中描述的。

通常需要电力系统163是故障容限的，使得电气故障(例如短路)不会导致整个系统163故障。实际上，在飞行器中，某些电动部件比如螺旋桨45-48的故障可能是灾难性的，并且确保电力系统163的健壮性(robustness)是一个重要的安全问题。可以将电力系统163设计成在抵御电气故障方面非常健壮，使得单一故障影响的部件数量最小。然而，提高电力系统163的健壮性会增加系统163的复杂性、成本和总重量。因此，在系统163的健壮性和其他考虑因素(包括成本和性能)之间存在折衷。通常需要有效地设计电力系统163，以提供平衡了许多相互矛盾因素(包括安全性、成本和性能)的优化解决方案。

在一个实施方案中，每个螺旋桨41-48的电机和电机控制器通过单独电气总线与单独的电源耦接，该电气总线与系统163中的其他电气总线电气隔离。因此，对于图6所示的飞行器10，存在至少八个单独的电源和八个单独的电气总线，以向用于驱动和控制螺旋桨41-48的电机和电机控制器馈送电力。如果在任何一个总线或电源上发生故障(例如短路)，则只有与故障电源或总线连接的电机所驱动的螺旋桨受到影响。通过将电气故障限制在单个螺旋桨41-48，电气系统163会非常健壮，但是需要八个单独的总线，增加了系统163的成本和重量。

在另一实施方案中，每个电气总线与一对螺旋桨41-48的电机和电机控制器耦接，使得对于具有八个螺旋桨的实施方案，仅需要四个单独的总线，如图6所示。通过减少电气总线的数量，可以降低电气系统163的成本和重量，但是使用数量较少的电气隔离总线还增加了风险，即一个给定的总线或电源上发生故障可能影响更多数量(在本例中为两个)螺旋桨41-48的运行。在其他实施方案中，一个给定的电气总线可以与任意数量的螺旋桨41-48的电机和电机控制器以及任意数量的电源连接。随着每个总线对应的螺旋桨数量增加，通常电气故障对飞行器10的性能和可控性的影响可能越大。

图8和图9示出了电气系统163的示例性实施方案，电气系统163试图通过将多个螺旋桨41-48的电机和电机控制器与各自的电源连接，来优化各种相互矛盾的考虑因素，包括安全性、成本和性能。具体地，如图8所示，电气系统163具有电源311，电源311通过电气总线351与螺旋桨42的电机控制器222和电机232电气耦接，以将电力从电源311传输到电机控制器222和电机232。电源311还通过电气总线351与螺旋桨47的电机控制器227和电机237电气耦接，以将电力从电源311传输到电机控制器227和电机237。另外，电气系统163具有电源312，电源312通过电气总线352与螺旋桨43的电机控制器223和电机233电气耦接，以将电力从电源312传输到电机控制器223和电机233。电源312还通过电气总线352与螺旋桨46的电机控制器226和电机236电气耦接，以将电力从电源312传输到电机控制器226和电机236。

如图9所示，电气系统163具有电源313，电源313通过电气总线353与螺旋桨41的电机控制器221和电机231电气耦接，以将电力从电源311传输到电机控制器221和电机231。电源313还通过电气总线353与螺旋桨48的电机控制器228和电机238电气耦接，以将电力从电源313传输到电机控制器228和电机238。另外，电气系统163具有电源314，电源314通过电气总线354与螺旋桨44的电机控制器224和电机234电气耦接，以将电力从电源314传输到电机控制器224和电机234。电源314还通过电气总线354与螺旋桨45的电机控制器225和电机235电气耦接，以将电力从电源314传输到电机控制器225和电机235。

每个电源311-314被设计成向与其耦接的电气部件提供电力，并且可以包括任意数量的电池或其他类型的用于供电的装置。图10示出了电源311的示例性实施方案，电源311包括多个电池361-363，多个电池361-363并联连接至电力调节电路364，电力调节电路364调节源自电池361-363、用于经由与电源311连接的电气总线351传输的电力信号。电力调节电路364可以根据需要进行电力信号的各种调节(例如电压调节)。为了说明的目的，图10示出了三个电池，但是在其他实施方案中，电源311可以具有任意数量的电池或其他电源装置。其他电源312-314可以与图10所示的电源类似构造。

值得注意的是，每个电气总线351-354与其他电气总线电气隔离，使得与任何单个电气总线351-354相关的故障不应当影响其他电气总线及它们所耦接的部件。因此，在本实施方案中，每个电气总线351-354与仅用于两个螺旋桨41-48的电机和电机控制器连接，所以任何单一电气故障不应当影响多于两个的螺旋桨的运行。此外，如将在下文更详细地描述的，可以采取一些步骤来试图隔离故障以使其对飞行器10的运行造成的影响更小。

此外，战略性地选择配成一对而从同一电气总线接收电力的螺旋桨，以便减轻电气故障对飞行器10的可控性的影响，从而帮助飞行器10更好地抵御电气故障。关于这一点，选择螺旋桨对，使得产生对应的俯仰力矩和侧倾力矩(在每个螺旋桨以大约相同的速度运行时，对应的俯仰力矩和侧倾力矩基本上相互抵消)的斜向对置螺旋桨与同一总线连接。因此，如果该螺旋桨对中的两个螺旋桨以大约相同的速度运行，则损失两个螺旋桨不应当产生任何必须由运行的其余螺旋桨来补偿以保持飞行器稳定的实质净俯仰力矩或净侧倾力矩。实际上，如果损失两个斜向对置螺旋桨的运行，则俯仰力矩和侧倾力矩保持平衡。

例如，如上所述，螺旋桨41、48斜向对置，因此当它们以相同速度运行时产生对应的俯仰力矩和侧倾力矩。具体地，螺旋桨41、48的运行速度增加，将空气分别更快地吹扫过机翼25、28，由此使得每个机翼25、28在螺旋桨41、48产生的气流经过机翼25、28的地方产生更大的升力。此外，每个螺旋桨41、48位于距飞行器重心的相同距离(沿y方向)处并且位于机身33的相对侧上，使得由螺旋桨41引起的附加升力所产生的绕侧倾轴的力矩基本上抵消由螺旋桨48引起的附加升力所产生的绕侧倾轴的力矩。此外，每个螺旋桨41、48位于距飞行器重心(位于后翼25、26与前翼27、28之间)的相同距离(沿x方向)处并且位于机身28的相对侧上，使得由螺旋桨41引起的附加升力所产生的绕俯仰轴的力矩基本上抵消由螺旋桨48引起的附加升力所产生的绕俯仰轴的力矩。

此外，如上所述，电机231、238以及螺旋桨41、48的对应的电机控制器221、228与同一电气总线353连接并从该电气总线353接收电力。因此，总线353上发生的阻碍电机231、238运行的电气故障会导致损失掉两个螺旋桨41、48的运行。如上所述，由于螺旋桨41、48在相同转速下产生趋于相互抵消的对应的俯仰力矩和侧倾力矩，因此损失两个螺旋桨41、48不应当产生任何需要由其他螺旋桨42-47补偿以保持飞行器10关于俯仰轴和侧倾轴稳定的净俯仰力矩或净侧倾力矩。

因此，当多个螺旋桨从同一电气总线接收电力时，将用于驱动机身33的相对侧上的对应(例如斜向对置)螺旋桨的电机进行配对以连接到同一电气总线有利于减小电气故障对可控性的影响。此外，将每个总线限制到仅一对对应的螺旋桨，也有助于减小电气故障对飞行器10的运行的影响。然而，应当注意，可以根据需要将其他数量的螺旋桨对与同一总线连接，同时仍然实现配对在可控性方面的益处。例如，可以使用同一电气总线来向同一四方形布置中的两对螺旋桨提供驱动电力。特别地，用于驱动内侧四边形布置的螺旋桨42、43、46、47的电机222、223、226、227可以与同一电气总线连接，或者用于驱动外侧四边形布置的螺旋桨41、44、45、48的电机221、224、225、228可以与同一电气总线连接。在任一总线上发生电气故障的情况下，内侧四方形布置的螺旋桨或外侧四方形布置的螺旋桨41、44、45、48二者之一应当保持运行以提供推力并控制俯仰、侧倾和偏航。此外，在损失了内侧四方形布置或外侧四方形布置中的螺旋桨的运行的情况下，俯仰和侧倾保持平衡。其他组合也是可能的。例如，用于驱动螺旋桨41、43、46、48的电机221、223、226、228可以与同一电气总线连接，或者用于驱动螺旋桨42、44、45、47的电机222、224、225、227可以与同一电气总线连接。在这样的实施方案中，在任一总线上发生电气故障的情况下，俯仰和侧倾应保持平衡。在其他实施方案中，用于任意数量的产生对应的俯仰力矩和侧倾力矩的斜向对置螺旋桨对的电机可以连接到同一总线。

在一些实施方案中，可以使用熔断器来隔离某些电气故障，以免影响与同一总线连接的所有部件。这种熔断器可以用于减轻将多个部件与同一电气总线连接所带来的风险。作为实例，图11示出了用于图8的实施方案的电气总线351，其与用于电气隔离故障的多个串联熔断器321-325连接。通常，每个熔断器321-325在短路状态下工作，在短路状态下，熔断器允许电流通过。然而，每个熔断器321-325都设计成当通过它的电力信号的电流或电压超过预定阈值时自动转换到开路状态。可以使用各种类型的熔断器。在一个示例性实施方案中，每个熔断器321-325被实现为烟火熔断器，其具有用于检测通过它的信号的电流或电压的检测器。这种熔断器还具有烟火部件，当电流或电压达到阈值时，该烟火部件被检测器触发而爆炸，从而切断通过它的导电连接。这种切断形成开路，防止电流通过熔断器。在其他实施方案中，可以根据需要使用其他类型的熔断器。

参照图11，熔断器321-323分别串联并靠近电源311的电池361-363，然后与总线351连接。在发生与电池361相关的电气故障(例如短路)的情况下，熔断器321响应于这种故障导致的电流或电压增加而从短路状态转换到开路状态，由此将电池361与总线351所连接的其他部件电气隔离。在这样的实例中，螺旋桨42、47的电机控制器222、227和电机232、237可以从其他电池362、363接收电力并且保持运行。类似地，在发生与电池362、363中的任一个相关的电气故障的情况下，与故障电池362、363串联的熔断器322、232响应于这种故障导致的电流或电压增加而从短路状态转变到开路状态，由此将故障电池362、363与总线351所连接的其他部件电气隔离。因此，在发生与电池361-363中的任一个相关的电气故障的情况下，螺旋桨42、47应当保持运行。

如图11所示，可以类似地将熔断器定位成串联并靠近总线351所连接的其他部件，用于隔离与其他部件相关的电气故障。例如，熔断器324、325可以分别定位成串联并靠近电机控制器222、227和电机232、237，如图11所示。因此，在发生与图11的任何电机或电机控制器相关的电气故障(例如短路)的情况下，与这些电机或电机控制器串联的对应的熔断器转换成开路状态，以将电气故障与总线351所连接的其他部件隔离。因此，这种电气故障应当仅影响一个螺旋桨(即由故障电机或电机控制器驱动或控制的螺旋桨)的运行。注意，在其他实施方案中，可以类似地使用熔断器隔离电气故障。例如，图8和图9所示的电气总线352-354可以类似地使用熔断器。

注意，用于驱动螺旋桨41-48的电源311-314可以用于驱动其他部件，比如飞行操纵面95-98。选择哪个电源311-314为哪个飞行操纵面95-98提供电力可以优化，以在发生电气故障的情况下提供更好的可控性，这将在下文更详细地描述。

关于这一点，飞行操纵面95-98中的一些可以被设计成产生更大的力矩，因此由于它们各自的位置或尺寸而相对于其他飞行操纵面95-98对俯仰、侧倾或偏航具有更大的影响。关于这一点，对于相同的力矢量，距离飞行器重心更远的一个飞行操纵面95-98相对于距离飞行器重心更近的另一飞行操纵面95-98应当产生更大的力矩。此外，一个飞行操纵面95-98与另一飞行操纵面设计类似但具有更大的表面积，其通常应当产生更大的力(例如升力)并因此产生更大的力矩。因此，更大(从而产生更大的力)并且位置距离飞行器重心更远(从而对于给定的力产生更大的力矩)的飞行操纵面95-98通常对飞行器可控性具有更大的影响。

类似地，对于相同的推力，距离飞行器重心更远的一个螺旋桨41-48相对于距离飞行器重心更近的另一螺旋桨41-48应当产生更大的力矩。而且，提供更大推力的一个螺旋桨41-48通常应该产生更大的力矩。因此，产生更大推力并且位置距离飞行器重心更远的螺旋桨41-48通常对飞行器可控性具有更大的影响。

在一些实施方案中，基于每个飞行操纵面95-98和螺旋桨41-48对飞行器10的可控性的相对影响来选择使用哪个电源311-315来为哪个飞行操纵面95-98和螺旋桨41-48提供电力。具体地，对飞行器可控性具有较大影响(相对于其他螺旋桨)的一个螺旋桨41-48与对飞行器可控性具有较小影响(相对于其他飞行操纵面)的一个飞行操纵面95-98使用同一电源311-314提供电力，使得在发生电气故障的情况下，对飞行器可控性的总体影响将较小。类似地，对飞行器可控性具有较小影响(相对于其他螺旋桨)的一个螺旋桨41-48与对飞行器可控性具有较大影响(相对于其他飞行操纵面)的一个飞行操纵面95-98使用同一电源311-314提供电力，使得在发生电气故障的情况下，对飞行器可控性的总体影响将较小。为了更好地说明前述内容，下文将更详细地描述飞行器10的实施方案中的电气系统163的示例性配置。

关于这一点，假定螺旋桨41-48具有相同的尺寸并且设计成产生相同的推力，尽管为了可控性可以对这种推力进行差动控制。在这种情况下，外侧螺旋桨41、44、45、48相对于内侧螺旋桨42、43、46、47通常对飞行器可控性具有更大的影响。另外，假定前翼27、28上的飞行操纵面97、98具有稍小的尺寸，从而相对于后翼25、26上的飞行操纵面95、96通常产生更小的力和力矩，使得飞行操纵面95、96相对于飞行操纵面97、98对飞行器可控性具有更大的影响。在该实例中，对飞行器可控性具有较大影响(相对于其他飞行操纵面97，98)的飞行操纵面95、96和对飞行器稳定性和可控性具有较小影响(相对于外侧螺旋桨41、44、45、48)的内侧螺旋桨42、43、46、47与同一电气总线连接。

例如，参照图12，总线351与用于致动飞行操纵面95的电机控制器125和电机135电气耦接。因此，电源311用于为后翼25上的飞行操纵面95以及内侧斜向对置螺旋桨42、47的运行提供电力。此外，总线352与用于致动飞行操纵面96的电机控制器126和电机136电气耦接。因此，电源312用于为后翼26上的飞行操纵面96以及内侧斜向对置螺旋桨43、46的运行提供电力。注意，颠倒外侧螺旋桨的配对，使电机控制器125和电机135与总线352电气耦接，并使电机控制器126和电机136与总线351电气耦接，可以实现类似的效果。

另外，参照图13，总线353与用于致动飞行操纵面97的电机控制器127和电机137电气耦接。因此，电源313用于为前翼27上的飞行操纵面97以及外侧斜向对置螺旋桨41、48的运行提供电力。此外，总线354与用于致动飞行操纵面98的电机控制器128和电机138电气耦接。因此，电源314用于为前翼28上的飞行操纵面98以及内侧斜向对置螺旋桨44、45的运行提供电力。注意，颠倒内侧螺旋桨的配对，使电机控制器127和电机137与总线354电气耦接，并使电机控制器128和电机138与总线353电气耦接，可以实现类似的效果。

因此，在图12和图13所示的示例性构造中，在总线351上发生电气故障阻碍飞行操纵面95和内侧螺旋桨42、47继续运行的情况下，相对于总线351与飞行操纵面95的电机以及任一对外侧螺旋桨41、44、45、48的电机电气耦接的实施方案，其对可控性的总体影响较小。对于总线352上发生的电气故障，其对可控性存在类似影响。此外，在总线353(图13)上发生电气故障阻碍飞行操纵面97和外侧螺旋桨41、48继续运行的情况下，相对于总线353与外侧螺旋桨41、48的电机以及后翼25、26上的任一飞行操纵面95、96的电机电气耦接的实施方案，其对可控性的总体影响较小。对于总线354上发生的电气故障，其对可控性存在类似影响。

如上所述，基于电气部件对可控性的影响程度，智能地将电气部件映射到电气总线，可以减少电气故障对可控性的总体影响。此外，使用本文描述的各种技术，可以设计并实现对与成本、性能和安全性相关的矛盾关注点有所优化的电气系统163。

如果需要，可以使用针对不同故障状况而自动评估各种设计的系统，以便于设计改进了某些感兴趣参数的同时能够抵御故障的高效电力系统。图14示出了根据一些实施方案的计算机系统410，其具有用于优化一个或多个设计参数的优化逻辑411。

优化逻辑411可以用软件、硬件、固件或其任意组合来实现。在图14所示的示例性系统410中，优化逻辑411用软件实现并存储在系统410的存储器421中。图14所示的示例性系统410包括至少一个常规处理元件426，比如数字信号处理器(DSP)或中央处理单元(CPU)，其通过本地接口429与系统410内的其他元件通信并驱动系统410内的其他元件，本地接口429可以包括至少一个总线。此外，输入接口433，例如键盘或鼠标，可以用于输入来自系统410的用户的数据，输出接口436，例如打印机、监视器、液晶显示器(LCD)或其他显示设备，可以用于向用户输出数据。

优化逻辑411配置为接收输入数据，该输入数据指示为驱动飞行器的螺旋桨提供电力的电力系统的设计变量。例如，优化逻辑411可以接收用于驱动飞行器的螺旋桨41-48的电机231-238的数量、用于控制电机231-238的电机控制器221-228的数量、从电源(例如电池166或电池组)向电机控制器221-228传送电力的电气总线的数量、以及用于提供电力的电源的数量作为输入。设计变量还可以包括每个电机231-238的最大电机转矩，以及针对系统将要设计抵御的每种可能故障情况的每个电机231-238的电机转矩(例如电机231-238、电气总线、电源等中的任何一个或其他数量的故障)。设计变量还可以指示哪些部件可以彼此连接，比如哪些电机231-238可以与哪些电机控制器221-228连接、哪些电机控制器221-228可以与哪些电气总线连接、以及哪些电气总线可以与哪些电源连接。设计变量还可以定义目标，比如要最大化、最小化、保持在特定范围内或以其他方式控制的特定参数或一组参数。作为实例，为了说明的目的，除非另外指明，否则在下文中假定目标是使电机221-228的重量最小化，这可以通过寻找一种实现各种姿态的稳态状况所需的电机转矩或力的量最小的设计来实现，这将在下文更详细地描述。

优化逻辑411还接收针当对多个姿态中的每个姿态向每个电机施加转矩时的沿每个轴(例如x轴、y轴和z轴)的力的变化量以及绕每个轴的力矩的变化量作为输入，在本文中称为“转矩数据”。即，对于每个电机231-238和每个姿态，转矩数据指示向该电机施加给定量的转矩时会引起多少沿每个轴的力以及多少绕每个轴的力矩。例如，对于悬停飞行，螺旋桨可以垂直定向，使得对于向电机施加的给定量的转矩，沿z方向存在力的变化，而沿x方向或y方向不存在力的变化。然而，对于向前飞行姿态，根据迎角，许多力可以沿x方向施加。因此，可以分析转矩数据以确定当针对多个姿态中的每个姿态(例如在悬停中、以一定角度倾斜飞行中、以一定角度爬升或下降中、直线水平向前飞行中，等等)向电机221-228施加给定量的转矩时，沿每个轴产生多少力以及绕每个轴产生多少力矩。

优化逻辑411还接收针对多个姿态中的每个姿态的稳态状况所需的沿每个轴(例如x轴、y轴和z轴)的力的量以及绕每个轴的力矩的量作为输入，在本文称为“配平数据”(trim data)。即，对于每个姿态，配平数据指示螺旋桨41-48需要沿每个轴施加多少力以及螺旋桨41-48需要绕每个轴施加多少力矩以使飞行器实现稳态飞行状况。例如，对于悬停飞行，配平数据可以指示飞行器需要沿z轴施加的力的量等于飞行器的重量。

优化逻辑411还接收指示系统约束的输入数据，在本文中称为“约束数据”。例如，约束数据可以指示电机控制器的数量必须是整数、电机控制器的数量必须等于或大于电气总线的数量、电源的数量必须等于或大于电气总线的数量、每个电机控制器221-228仅可以控制一个电机231-238、每个电机控制器221-228仅可以与一个电气总线连接、以及每个电源仅可以与一个总线连接。

在操作中，优化逻辑411配置为迭代地处理电力系统的多个设计。每个设计涉及电源、电气总线、电机控制器和电机的连接的不同组合，如设计变量和约束数据所指示的约束所约束或限制。连接的组合通常是指哪些资源组电气耦接在一起。例如，对于一种设计，电机控制器221、222和电机231、232可以与同一电气总线和电源电气连接，电机控制器223、224和电机233、234可以与同一电气总线和电源连接。对于另一种设计，电机控制器221、223和电机231、233可以与同一电气总线和电源电气连接，电机控制器222、224和电机232、234与同一电气总线和电源电气连接。由于上述两个实例中的资源之间的连接是不同的，所以每个实例表示不同的设计。注意，在不同的设计中，一种资源类型与另一种资源类型连接的数量可以不同。例如，在一种设计中，每个电气总线可以对应一个电机控制器，使得每个电气总线与单一的电机控制器连接。在另一个连接组合中，每个电气总线可以对应两个电机控制器，使得每个电气总线与两个电机控制器连接。在其他实例中，其他变化也是可能的。

对于由设计变量和约束数据限定的每种设计，优化逻辑411配置成迭代地处理飞行器10将要被设计抵御的多个故障状况，包括，例如一定数量(例如一个或多个)的电机231-238故障、一定数量(例如一个或多个)的电机控制器221-228故障、一定数量(例如一个或多个)的将电力从电源输送到电机和电机控制器的电气总线故障、一定数量(例如一个或多个)的电源故障、或故障的任意组合。对于每个故障状况，优化逻辑411确定对应的设计是否能够产生足够的力和力矩来实现由配平数据表示的各种姿态的稳态飞行状况。例如，一个故障状况可以是驱动螺旋桨41的电机231故障。基于转矩数据，优化逻辑411确定针对每个测试姿态的稳态飞行状况(如配平数据所指示的)，其余运行的螺旋桨42-48是否能够产生足够的力和力矩。针对任何一个测试姿态不能产生足够的力和力矩的设计被排除，作为飞行器10的可能候选设计。在剩余的候选设计(即未排除的设计)中，优化逻辑411确定哪个设计实现了指定的目标。例如，如果指定的目标是通过最小化每个电机231-238需要产生的力来使电机重量最小化，则优化逻辑411可以识别针对所有测试姿态，哪个候选设计需要的来自每个电机231-238的力的量最少。优化逻辑411可以通过输出接口436提供指示这种候选设计的输出，帮助用户选择实现或满足所述目标的设计。优化逻辑411还可以输出其计算获得的数据，例如由优化逻辑411计算的针对每个测试姿态每个电机231-238所需的力的量，以供用户分析。在其他实例中，在其他实施方案中，优化逻辑411可以提供其他类型的信息。

在以上针对图3所示的示例性实施方案中，用于驱动螺旋桨41-48的每个电机231-238有一个电机控制器221-228。如上所述，可以有任何数量的电机控制器与电机耦接。此外，可以选择性地将电机控制器与多个电机耦接。作为实例，图15示出了电机控制器453通过开关455选择性地与分别用于驱动螺旋桨41、42的一对电机231、232耦接的实施方案。开关455可以配置为在控制器110的指挥和控制下操作，以在一些时间将电机控制器453与电机231电气耦接，或者在其他时间将电机控制器453与电机232电气耦接，这将在下文更详细地描述。

当电机控制器453与电机231耦接时，如图15所示，电机231可以从电机控制器221和电机控制器453接收电力。在这种时间期间，电机231可以用更多的电力驱动螺旋桨41，并且因此实现螺旋桨41的更高叶片转速，从而导致螺旋桨41产生相对于图15所示构造的更大的推力和力矩。类似地，当电机控制器453与电机232耦接时，如图16所示，电机232可以从电机控制器222和电机控制器453接收电力。在这种时间期间，电机232可以用更多的电力驱动螺旋桨42，并且因此实现螺旋桨42的更高叶片转速，从而导致螺旋桨42产生相对于图15所示构造的更大的推力和力矩。

使电机控制器453选择性地与多个电机231、232电气耦接，如图15和16所示，可以实现各种益处和优点。作为实例，可以使用较小的电机控制器221、222、453(例如额定功率量更小)，而相对于每个电机231-238具有一个电机控制器221-228的实施方案(比如图3所示的)，仍然实现了以相同或相似的峰值功率来驱动螺旋桨41、42。作为实例，出于说明的目的，假定图3中每个电机控制器221-228额定提供50千瓦(kW)的功率。在这样的实施方案中，每个电机231-238可以接收的最大值50kW。在图15中，假定每个电机控制器221、222、453额定提供25kW的功率。因此，可以使用更小、更便宜的电气部件(例如电路)来实现图15中的电机控制器221、222、453。另外，通过使用更小的部件，电机控制器221、222、453的重量可以更小。然而，在两个实施方案中，每个电机231、232能够接收相同的最大功率(即50kW)，尽管在图15所示的实施方案中不是同时接收最大功率。

在正常运行中，控制器110可以利用螺旋桨41、42的相对定位来智能地控制开关455，以实现通过电机控制器221、222、453可获得的电力的有效使用。关于这一点，如上所述，螺旋桨41、42提供不同的力矩，因为它们位于距飞行器重心的不同距离处。当控制器110试图执行飞行操纵(例如侧倾运动、俯仰运动和/或偏航运动)时，可能需要使一个螺旋桨41、42以比另一个螺旋桨41、42更高的叶片速度运行，以实现所需的运动或效果。在这种情况下，控制器110可以控制开关455，使得其将电机控制器453与驱动将以更高叶片速度运行的螺旋桨41、42的电机231、232电气耦接。因此，可以控制开关455以提高峰值功率以驱动将以更高叶片速度运行的螺旋桨，从而增加该螺旋桨针对可控性能够提供的力和力矩。

另外，如果发生了与电机231、232中的一个相关的故障，则可以控制开关455以将电机控制器453与另一个运行的电机电气耦接，使得来自电机控制器453的电力不被引导到故障电机。关于这一点，系统可以包括图15中的一个或多个传感器(未示出)，用于感测电机231、232或螺旋桨41、42何时发生故障并向控制器110报告任何这种故障。如果感测到电机231或螺旋桨41发生故障，则控制器110可以响应于这样的故障来控制开关455，使得其将电机控制器453与驱动仍然起作用的螺旋桨42的电机232电气耦接。类似地，如果感测到电机232或螺旋桨42发生故障，则控制器110可以响应于这种故障来控制开关455，使得其将电机控制器453与驱动仍然起作用的螺旋桨41的电机231电气耦接。

使用电机控制器453还为电机控制器221、222提供运行冗余。关于这一点，系统可以包括一个或多个传感器(图15中未示出)，用于感测电机控制器221、222何时发生故障并向控制器110报告任何这种故障。控制器110可以响应于这种故障来控制开关455，使得其将电机控制器453与故障电机控制器221、222所连接的电机231连接。因此，即使存在故障，故障电机控制器221、222所耦接的电机231、232可以继续运行(尽管以较低的峰值功率)。例如，如果电机控制器221发生故障，则电机控制器453可以与电机231电气耦接，并且如果电机控制器222发生故障，则电机控制器453可以与电机232电气耦接。

在图15中，电机控制器453被示出为通过开关455选择性地与电机231、232耦接。这些电机231、232驱动位于同一机翼25上的螺旋桨41、42，这有助于促进图15所示的实施方案的布线。然而，应当注意，电机控制器453可以根据需要选择性地耦接在任意两个电机控制器221-228之间。进一步地，可以选择性地耦接在任意数量的电机221-228(例如多于两个)之间。还可以将多于一个的电机控制器选择性地与同一组电机耦接。作为实例，图17示出了具有附加电机控制器463的图15的实施方案，附加电机控制器463通过如上所述用于电机控制器453的开关469选择性地与电机231、232耦接。关于这一点，控制器110可以控制开关469，使得其将电机控制器463在任意给定时间与电机231、232中任一个电气耦接。两个电机控制器453、463可以都与同一电机231电气耦接，如图17所示，以向该电机231提供最大电力。可替代地，电机控制器453、463中的一个可以与一个电机231、232电气耦接，而另一个电机控制器453、463与另一个电机231、232电气耦接。

前述内容仅仅是说明本公开的原理，并且在不脱离本公开的范围的情况下，本领域技术人员可以进行各种修改。上述实施方案是为了说明而非限制的目的而提出的。本公开还可采取除本文明确描述的形式之外的许多形式。因此，要强调的是，本公开不限于明确公开的方法、系统和装置，而是旨在包括在所附权利要求的精神内的对其的变化和修改。

Claims (33)

1.一种电动飞行器，包括：

机身；

多个机翼，其以串列翼构造耦接到所述机身；

第一电源；

第二电源；

第一斜向对置螺旋桨对，其包括与所述多个机翼中的第一前翼耦接的第一螺旋桨以及与所述多个机翼中的第一后翼耦接的第二螺旋桨；

第一电机，其与所述第一螺旋桨耦接，用于驱动所述第一螺旋桨；

第二电机，其与所述第二螺旋桨耦接，用于驱动所述第二螺旋桨；

第二斜向对置螺旋桨对，其包括与所述多个机翼中的第二前翼耦接的第三螺旋桨以及与所述多个机翼中的第二后翼耦接的第四螺旋桨；

第三电机，其与所述第三螺旋桨耦接，用于驱动所述第三螺旋桨；

第四电机，其与所述第四螺旋桨耦接，用于驱动所述第四螺旋桨；

第一电气总线，其与所述第一电源、所述第一电机以及所述第二电机电气耦接；以及

第二电气总线，其与所述第二电源、所述第三电机以及所述第四电机电气耦接，其中，所述第二电气总线与所述第一电气总线电气隔离。

2.如权利要求1所述的电动飞行器，其中，所述第一斜向对置螺旋桨对构造成在所述机身的相对侧上产生对应的俯仰力矩和侧倾力矩，使得当电气故障影响所述第一斜向对置螺旋桨对中的每个螺旋桨的运行时，所述飞行器的俯仰和侧倾保持平衡。

3.如权利要求1所述的电动飞行器，其中，所述第一斜向对置螺旋桨对和所述第二斜向对置螺旋桨对呈四方形布置安装在所述飞行器上。

4.如权利要求1所述的电动飞行器，其中，所述电动飞行器是自动驾驶的。

5.如权利要求1所述的电动飞行器，还包括：

第一熔断器，其与所述第一电源的至少一个电池串联而与所述第一电气总线耦接；

第二熔断器，其与所述第一电机串联而与所述第一电气总线耦接；以及

第三熔断器，其与所述第二电机串联而与所述第一电气总线耦接。

6.如权利要求5所述的电动飞行器，其中，所述第一熔断器、所述第二熔断器以及所述第三熔断器中的至少一个是烟火熔断器。

7.如权利要求1所述的电动飞行器，还包括：

第三电源；

第三斜向对置螺旋桨对，其包括与所述第一前翼耦接的第五螺旋桨以及与所述第一后翼耦接的第六螺旋桨；

第五电机，其与所述第五螺旋桨耦接，用于驱动所述第五螺旋桨；

第六电机，其与所述第六螺旋桨耦接，用于驱动所述第六螺旋桨；以及

第三电气总线，其与所述第三电源、所述第五电机以及所述第六电机电气耦接。

8.如权利要求7所述的电动飞行器，还包括：

第四电源；

第四斜向对置螺旋桨对，其包括与所述第二前翼耦接的第七螺旋桨以及与所述第二后翼耦接的第八螺旋桨；

第七电机，其与所述第七螺旋桨耦接，用于驱动所述第七螺旋桨；

第八电机，其与所述第八螺旋桨耦接，用于驱动所述第八螺旋桨；

第四电气总线，其与所述第四电源、所述第七电机以及所述第八电机电气耦接，其中，所述第一电气总线、所述第二电气总线、所述第三电气总线以及所述第四电气总线各自彼此电气隔离。

9.如权利要求8所述的电动飞行器，其中，所述第一斜向对置螺旋桨对和所述第二斜向对置螺旋桨对呈内侧四方形布置安装在所述电动飞行器上，并且其中，所述第三斜向对置螺旋桨对和所述第四斜向对置螺旋桨对呈外侧四方形布置安装在所述电动飞行器上。

10.如权利要求9所述的电动飞行器，还包括：

第一飞行操纵面，其位于所述多个机翼上；

第九电机，其与所述第一飞行操纵面耦接，用于致动所述第一飞行操纵面，所述第九电机与所述第一电气总线和所述第二电气总线中的一个电气耦接；

第二飞行操纵面，其位于所述多个机翼上，所述第二飞行操纵面的表面积大于所述第一飞行操纵面的表面积；以及

第十电机，其与所述第二飞行操纵面耦接，用于致动所述第二飞行操纵面，所述第十电机与所述第三电气总线和所述第四电气总线中的一个电气耦接。

11.一种用于为飞行器的电气部件供电的方法，所述飞行器具有呈串列翼构造的多个机翼，所述飞行器具有第一斜向对置螺旋桨对，其包括与所述多个机翼中的第一前翼耦接的第一螺旋桨以及与所述多个机翼中的第一后翼耦接的第二螺旋桨；所述飞行器具有第二斜向对置螺旋桨对，其包括与所述多个机翼中的第二前翼耦接的第三螺旋桨以及与所述多个机翼中的第二后翼耦接的第四螺旋桨，所述方法包括：

经由第一电气总线从第一电源向第一电机和第二电机提供电力；

使用所述第一电机驱动所述第一螺旋桨；

使用所述第二电机驱动所述第二螺旋桨；

经由第二电气总线从第二电源向第三电机和第四电机提供电力，其中，所述第二电气总线与所述第一电气总线电气隔离；

使用所述第三电机驱动所述第三螺旋桨；以及

使用所述第四电机驱动所述第四螺旋桨。

12.如权利要求11所述的方法，其中，所述第一斜向对置螺旋桨对和所述第二斜向对置螺旋桨对呈四方形布置安装在所述飞行器上。

13.如权利要求11所述的方法，其中，所述飞行器是自动驾驶的。

14.如权利要求11所述的方法，还包括：

响应于所述第一电气总线上的信号的电压或电流超过阈值，自动地将耦接到所述第一电气总线上的熔断器从短路状态转换到开路状态。

15.如权利要求14所述的方法，其中，所述熔断器是烟火熔断器。

16.如权利要求11所述的方法，其中，所述飞行器具有第三斜向对置螺旋桨对，其包括与所述第一前翼耦接的第五螺旋桨以及与所述第一后翼耦接的第六螺旋桨，所述方法还包括：

经由第三电气总线从第三电源向第五电机和第六电机提供电力；

使用所述第五电机驱动所述第五螺旋桨；以及

使用所述第六电机驱动所述第六螺旋桨。

17.如权利要求16所述的方法，其中，所述飞行器具有第四斜向对置螺旋桨对，其包括与所述第二前翼耦接的第七螺旋桨以及与所述第二后翼耦接的第八螺旋桨，所述方法还包括：

经由第四电气总线从第四电源向第七电机和第八电机提供电力；

使用所述第七电机驱动所述第七螺旋桨；以及

使用所述第八电机驱动所述第八螺旋桨。

18.如权利要求17所述的方法，其中，所述第一斜向对置螺旋桨对和所述第二斜向对置螺旋桨对呈内侧四方形布置安装在所述飞行器上，并且其中，所述第三斜向对置螺旋桨对和所述第四斜向对置螺旋桨对呈外侧四方形布置安装在所述飞行器上。

19.如权利要求18所述的方法，还包括：

经由所述第一电气总线和所述第二电气总线中的一个向第九电机提供电力；

使用所述第九电机致动位于所述多个机翼上的第一飞行操纵面；

经由所述第三电气总线和所述第四电气总线中的一个向所述第十电机提供电力；以及

使用所述第十电机致动位于所述多个机翼上的第二飞行操纵面，所述第二飞行操纵面的表面积大于所述第一飞行操纵面的表面积。

20.一种用于设计飞行器的电力系统的方法，包括：

使用至少一个处理器接收设计变量，所述设计变量指示用于所述飞行器的电源的数量、用于驱动所述飞行器的螺旋桨的电机的数量、用于控制所述电机的电机控制器的数量、以及用于将所述电源与所述电机控制器连接的电气总线的数量；

使用所述至少一个处理器接收转矩数据，所述转矩数据指示，针对所述飞行器的多个姿态中的每个姿态，对于施加到每个电机的一个转矩量，沿多个轴中的每个轴产生的力的量以及绕所述多个轴中的每个轴产生的转矩的量；

使用所述至少一个处理器接收配平数据，所述配平数据指示，针对所述飞行器的所述多个姿态中的每个姿态，为了实现所述飞行器的稳态飞行状况，沿所述多个轴中的每个轴所需的力的量以及绕所述多个轴中的每个轴所需的力的量；

使用所述至少一个处理器迭代地处理所述电力系统的多个设计，每个设计表示所述电源、所述电机、所述电机控制器以及所述电气总线的不同的连接组合；

对于每个设计，使用所述至少一个处理器迭代地处理多个故障状况，其中，每个故障状况与包括以下各项的组中的至少一项的故障相关联：所述电源、所述电机、所述电机控制器以及所述电气总线；

对于每个故障状况，使用所述至少一个处理器基于所述转矩数据和所述配平数据来确定所述飞行器是否能够针对所述多个姿态中的每个姿态实现所述稳态飞行状况；以及

基于所述确定提供输出。

21.如权利要求20所述的方法，其中，所述方法还包括：

使用所述至少一个处理器识别所述飞行器被确定为能够针对所述多个姿态中的每个姿态实现所述稳态飞行状况的候选设计；

使用所述至少一个处理器接收指示所述飞行器的目标的参数；以及

使用所述至少一个处理器确定所述候选设计中的哪一个满足所述目标。

22.一种用于驱动飞行器上的螺旋桨的系统，包括：

第一螺旋桨，其安装在所述飞行器上；

第一电机，其与所述第一螺旋桨耦接，用于驱动所述第一螺旋桨；

第一电机控制器，其与所述第一电机耦接，用于向所述第一电机供应电力；

第二螺旋桨，其安装在所述飞行器上；

第二电机，其与所述第二螺旋桨耦接，用于驱动所述第二螺旋桨；

第二电机控制器，其与所述第二电机耦接，用于向所述第二电机供应电力；以及

第三电机控制器，其通过开关选择性地与所述第一电机和所述第二电机耦接，以用于向所述第一电机和所述第二电机供应电力。

23.如权利要求22所述的方法，其中，所述第一螺旋桨安装在所述飞行器的机翼上，并且其中，所述第二螺旋桨安装在所述机翼上。

24.如权利要求22所述的方法，还包括：控制器，其配置为响应于所述第一电机或所述第一螺旋桨的故障，控制所述开关使得所述第三电机控制器与所述第二电机电气耦接。

25.如权利要求22所述的方法，还包括：控制器，其配置为响应于所述第一电机控制器的故障，控制所述开关使得所述第三电机控制器与所述第一电机电气耦接。

26.如权利要求22所述的方法，还包括：控制器，其配置为基于所述飞行器所需的飞行操纵选择所述第一电机和所述第二电机中的一个，并且控制所述开关使得所选择的电机与所述第三电机控制器电气耦接。

27.如权利要求22所述的方法，还包括：第四电机控制器，其通过开关选择性地与所述第一电机和所述第二电机耦接，以用于向所述第一电机和所述第二电机供应电力。

28.一种用于驱动飞行器上的螺旋桨的方法，包括：

使用第一电机驱动安装在所述飞行器上的第一螺旋桨；

使用第一电机控制器向所述第一电机供应电力；

使用第二电机驱动安装在所述飞行器上的第二螺旋桨；

使用第二电机控制器向所述第二电机供应电力；

选择性地将第三电机控制器与所述第一电机和所述第二电机耦接；

使用所述第三电机控制器向所述第一电机供应电力；以及

使用所述第三电机控制器向所述第二电机供应电力。

29.如权利要求28所述的方法，其中，所述第一螺旋桨安装在所述飞行器的机翼上，并且其中，所述第二螺旋桨安装在所述机翼上。

30.如权利要求28所述的方法，其中，所述选择性地耦接包括响应于所述第一电机或所述第一螺旋桨的故障，将所述第三电机控制器与所述第二电机电气耦接。

31.如权利要求28所述的方法，其中，所述选择性地耦接包括响应于所述第一电机控制器的故障，将所述第三电机控制器与所述第一电机电气耦接。

32.如权利要求28所述的方法，还包括：

基于所需的飞行操纵选择所述第一电机和所述第二电机中的一个，其中，所述选择性地耦接包括基于所述选择将所选择的电机与所述第三电机控制器电气耦接。

33.如权利要求28所述的方法，还包括：

选择性地将第四电机控制器与所述第一电机和所述第二电机耦接；

使用所述第四电机控制器向所述第一电机供应电力；以及

使用所述第四电机控制器向所述第二电机供应电力。

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