CN116830411A - 用于电动飞机中的电力分配的系统和方法 - Google Patents

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Abstract

一种电动飞机电力分配系统，包括：第一电池组，所述第一电池组连接到至少第一负载和共用总线，所述共用总线将所述第一电池组并联连接到至少第二电池组；第一电部件，所述第一电部件电连接在所述第一电池组与所述第一负载之间并且被配置为响应于电流高于第一阈值电流而将所述第一负载与所述第一电池组断开，其中所述第一电部件在所述第一阈值电流下具有第一断开时间；以及第二电部件，所述第二电部件电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第二阈值电流而将所述第一电池组与所述共用总线断开，其中所述第二电部件在所述第二阈值电流下具有高于所述第一断开时间的第二断开时间。

Description

用于电动飞机中的电力分配的系统和方法
相关申请的交叉引用
本申请要求于2020年12月8日提交的美国申请号17/115,119的优先权和权益，所述申请的全部内容以引用的方式并入本文。
技术领域
本发明的领域总体上涉及电动飞机，并且更具体地涉及用于电动飞机的电力分配。
背景技术
电池技术的进步已经使得电池功率密度能够适合于为轻型电动飞机供电。电动飞机(尤其是客运飞机)的电力系统必须安全，同时又要轻便且高效。安全考虑有时可能与减轻重量和高效率的目标不一致。例如，常规的电力分配系统往往将多个电池组和冗余用于电力分配系统内，以确保不存在单点故障，但这种冗余加剧了效率低下并且增加了重量。平衡安全与飞机重量和效率问题对设计电动飞机提出了挑战。
发明内容
根据各种实施方案，一种用于电动飞机的电力分配系统包括第一电池组，所述第一电池组连接到负载以为所述负载供电并且经由共用总线连接到第二电池组以与所述第二电池组共享负载。诸如熔断器的第一电断开装置电定位在所述第一电池组与所述负载之间，并且第二电断开装置电定位在所述第一电池组与所述共用总线之间。所述第一电断开装置作用起来比所述第二电断开装置更快，诸如通过在其额定电流下具有比所述第二电断开装置更短的切断时间来实现。在从第一电池组到第一负载的电路中发生过流故障事件的情况下，第一断开装置将第一电池组与负载之间的连接断开，而第二断开装置并不断开，诸如由于其作用更慢的配置。因此，可保护第一电池免受负载处的故障或电池与负载之间的分配故障的影响，同时继续与第二电池组共享所述第一电池的电力。在共用总线上发生过流故障事件的情况下，第二断开装置将通过将第一电池组与共用总线断开来保护第一电池组，使得第一电池组可继续向负载提供电力。通过为共用总线提供电断开装置，可在电池之间共享电力，同时确保共用总线不会发生单点故障。
根据各种实施方案，一种用于电动飞机的电力分配系统包括：第一电池组，所述第一电池组连接到至少第一负载和共用总线，所述共用总线将所述第一电池组并联连接到至少第二电池组；第一电部件，所述第一电部件电连接在所述第一电池组与所述第一负载之间并且被配置为响应于电流高于第一阈值电流而将所述第一负载与所述第一电池组断开，其中所述第一电部件在所述第一阈值电流下具有第一断开时间；以及第二电部件，所述第二电部件电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第二阈值电流而将所述第一电池组与所述共用总线断开，其中所述第二电部件在所述第二阈值电流下具有高于所述第一断开时间的第二断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一阈值电流可小于所述第二阈值电流。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电池组可电连接到第二负载，并且第三电部件可电连接在所述第一电池组与所述第二负载之间并且在第三阈值电流下可具有第三断开时间，并且所述第三断开时间可低于所述第二断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第三断开时间可等于所述第一断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第二电池组可连接到至少第二负载，第三电部件可电连接在所述第二电池组与所述第二负载之间并且被配置为响应于电流高于第三阈值电流而将所述第二负载与所述第二电池组断开，其中所述第三电部件在所述第三阈值电流下可具有第三断开时间，并且第四电部件可电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第四阈值电流而将所述第二电池组与所述共用总线断开，其中所述第四电部件在所述第四阈值电流下可具有高于所述第三断开时间的第四断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电部件和所述第二电部件中的至少一者可为熔断器。
在这些实施方案中的任一个中，所述熔断器可为爆炸式熔断器、热熔断器或磁熔断器。
在这些实施方案中的任一个中，所述共用总线可连接所述第一电池组和所述第二电池组的正端子。
在这些实施方案中的任一个中，从所述第一电池组到所述第一负载以及从所述第一电池组到所述共用总线的电路可不含任何二极管。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一负载可为电推进单元。在这些实施方案中的任一个中，所述电推进单元可包括螺旋桨。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电池组可包括以串联、并联或串联和并联的组合布置的多个电池。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电池组可被配置为产生大于100伏。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一负载的电功率可为至少10千瓦。
在这些实施方案中的任一个中，所述系统可包括用于选择性地将所述第一电池组与所述第一负载或所述共用总线断开的第三电部件。在这些实施方案中的任一个中，所述第三电部件可电定位在所述第一电池组与所述第一电部件或所述第二电部件之间。
根据各种实施方案，一种电动飞机可包括上文的电力分配系统。在这些实施方案中的任一个中，所述飞机可为有人驾驶的。在这些实施方案中的任一个中，所述飞机可为垂直起飞和降落飞机。
根据各种实施方案，一种用于在电动飞机中分配电力的方法包括从第一电池组向第一负载提供电力，其中所述第一电池组连接到共用总线，所述共用总线将所述第一电池组并联连接到至少第二电池组，第一电部件电连接在所述第一电池组与所述第一负载之间并且被配置为响应于电流高于第一阈值而将所述第一负载与所述第一电池组断开，并且第二电部件电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第二阈值而将所述第一电池组与所述共用总线断开，其中所述第二阈值高于所述第一阈值。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一阈值电流可小于所述第二阈值电流。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电池组可电连接到第二负载，并且第三电部件可电连接在所述第一电池组与所述第二负载之间并且在第三阈值电流下可具有第三断开时间，并且所述第三断开时间可低于所述第二断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第三断开时间可等于所述第一断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第二电池组可连接到至少第二负载，第三电部件可电连接在所述第二电池组与所述第二负载之间并且被配置为响应于电流高于第三阈值电流而将所述第二负载与所述第二电池组断开，其中所述第三电部件在所述第三阈值电流下可具有第三断开时间，并且第四电部件可电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第四阈值电流而将所述第二电池组与所述共用总线断开，其中所述第四电部件在所述第四阈值电流下可具有高于所述第三断开时间的第四断开时间。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电部件和所述第二电部件中的至少一者可为熔断器。
在这些实施方案中的任一个中，所述熔断器可为爆炸式熔断器、热熔断器或磁熔断器。
在这些实施方案中的任一个中，所述共用总线可连接所述第一电池组和所述第二电池组的正端子。
在这些实施方案中的任一个中，从所述第一电池组到所述第一负载以及从所述第一电池组到所述共用总线的电路可不含任何二极管。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一负载可为电推进单元。在这些实施方案中的任一个中，所述电推进单元可包括螺旋桨。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电池组可包括以串联、并联或串联和并联的组合布置的多个电池。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一电池组可被配置为产生大于100伏。
在这些实施方案中的任一个中，所述第一负载的电功率可为至少10千瓦。
在这些实施方案中的任一个中，所述方法还可包括第三电部件选择性地将所述第一电池组与所述第一负载或所述共用总线断开。在这些实施方案中的任一个中，所述第三电部件可电定位在所述第一电池组与所述第一电部件或所述第二电部件之间。
根据各种实施方案，所述方法可由电动飞机执行。在这些实施方案中的任一个中，所述飞机可为有人驾驶的。在这些实施方案中的任一个中，所述飞机可为垂直起飞和降落飞机。
附图说明
现在将参考附图仅通过举例的方式描述本发明，在附图中：
图1A示出了根据各种实施方案的处于向前飞行配置的VTOL飞机；
图1B示出了根据各种实施方案的处于起飞和降落配置的VTOL飞机；
图2A和图2B示出了根据各种实施方案的用于为飞机的电推进单元供电的电力分配架构，其中多个电池组可拆离地连接到共用总线；
图2C示出了根据各种实施方案的用于为飞机的电推进单元供电的电力分配架构，其中两组电池组可拆离地连接到两条共用总线；
图3是根据各种实施方案的将两个电池组彼此连接并连接到相应的一对电推进单元的电路的框图；
图4是根据各种实施方案的将两个电池组彼此连接并连接到相应的一对电推进单元，并且包括任选的接触器的电路的框图；
图5至图8是根据各种实施方案的将两个电池组彼此连接并连接到相应的一对电推进单元，并且包括任选的接触器和任选的充电电路的各种电路的框图；并且
图9是根据各种实施方案的对包括两个分马达的电推进单元的电力分配的一部分的框图。
具体实施方式
根据各种实施方案，用于电动飞机中的电力分配的系统和方法包括用多个电池组为飞机的多个负载供电，每个电池组使用不同的电力分配总线连接到负载的不同部分。例如，第一电池组使用第一电力分配总线连接到负载的第一部分并且第二电池组使用第二电力分配总线连接到负载的第二部分。电池组中的至少一些经由共用总线彼此电连接，这使得在连接的电池组之间能够共享负载。为了保护电池免受从电池到其连接的负载的电路中的过流故障事件的影响，诸如熔断器的第一电断开装置电定位在电池与其连接的负载之间。为了保护电池免受涉及共用总线的过流故障事件的影响，第二电断开装置电定位在电池与共用总线之间。第一电断开装置作用起来比第二断开装置更快，使得负载处的过流事件不会导致电池与共用总线断开，从而确保电池可继续与一个或多个额外电池互连。互连电池实现了负载共享，这可具有电池较小的设计优势并因此实现重量减轻，同时电断开装置的组合确保不存在单点故障。根据各种实施方案，这可在没有二极管和/或冗余总线的情况下实现，从而提供重量减轻。
根据各种实施方案，多个负载包括电推进单元(EPU)。根据各种实施方案，EPU包括：旋翼，所述旋翼被配置用于诸如在垂直起飞和降落期间以及在悬停期间为飞机提供升力，并且可在巡航期间停用；以及推进桨，所述推进桨可为飞机提供升力并且向前倾斜来为飞机提供向前推力以进行向前飞行，同时由飞机的一个或多个机翼提供升力。根据各种实施方案，每个电池组为一个EPU供电。根据各种实施方案，每个电池组为多个EPU供电。根据各种实施方案，每个电池组为至少一个旋翼的至少一部分和至少一个推进桨的至少一部分供电，使得在电池组或其电力分配总线在向前飞行期间被禁用的情况下，仅损失掉至少一个推进桨的至少一部分的动力。由损失的电池组供电的其他EPU(旋翼)不贡献向前动力，因此它们的损失不会影响向前飞行。其余的推进桨部分(由其他电池组供电的那些)可继续操作，其中控制表面的调整和/或来自其余推进桨部分的动力的调整对损失的推进桨部分进行补偿。因此，可最小化电池组损失对向前飞行的影响，同时仍然提供容错能力，而不会增加与二极管和/或冗余电力分配总线相关联的重量。根据各种实施方案，每个电池组为一个推进桨(此外还有一定比例的旋翼)的等同物供电，使得由电池组损失导致的向前飞行的向前动力损失仅相当于一个推进桨的动力。
根据各种实施方案，单条共用总线将为EPU供电的所有电池组互连。根据各种实施方案，第一组电池组经由第一共用总线互连，并且第二组电池组经由第二共用总线互连。根据各种实施方案，第一组电池组与第二组电池组在类型和/或数量上有所不同。根据各种实施方案，第一组电池组为旋翼供电，而第二组电池组为推进桨供电。
根据各种实施方案，飞机是电动垂直起飞和降落(VTOL或eVTOL)飞机，所述飞机可垂直地起飞和降落并悬停，与使用需要跑道的飞机的情况相比，这提供了将旅客运载到更靠近其目的地处的能力。根据各种实施方案，飞机是固定机翼eVTOL。
根据各种实施方案，选择由给定电池组驱动的EPU以降低电池组发生故障时由于断电而对EPU造成的不稳定影响。布置在EPU集合的一条或多条对称轴的相对侧上的EPU可由同一个电池组供电以减小可能由于断电而对由电池组驱动的EPU产生的横滚、俯仰或偏航力矩。例如，在飞机纵轴两侧上的相同的相对位置上的EPU可由第一电池组驱动，使得如果电池组中的一个发生故障，将产生最小横滚力矩，因为由其余EPU提供的推力围绕纵轴仍将是均匀的。类似地，在一些实施方案中，EPU被布置在一组机翼的前后方，并且在机翼的相对侧和纵轴的相对侧上的EPU可由同一个电池组供电。
根据各种实施方案，由电池组供电的EPU部分可包括单个EPU马达的一部分，使得EPU马达的一部分由第一电池组供电，而EPU马达的另一部分由第二电池组供电。例如，EPU可包括两个半马达，所述半马达在正常操作期间可协同工作以驱动多个叶片来为飞机提供推力，并且半马达中的一个由一个电池组驱动，而另一个半马达由另一个电池组驱动。在电池组中的一个发生故障的情况下，EPU仍将以半功率操作。给定电池组可为不同EPU的分马达供电，使得电池组损失的影响在继续以降低的功率操作的多个EPU之间分摊。
在公开内容和实施方案的以下描述中，参考了附图，在所述附图中通过举例的方式示出了可实践的具体实施方案。应当理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可实践其他实施方案和实例，并且可进行改变。
此外，还应当理解，除非上下文另有明确指示，否则以下描述中使用的单数形式“一个/种(a/an)”和“所述”也意图包括复数形式。还应当理解，如本文所用的术语“和/或”是指且涵盖相关联所列项中的一个或多个的任何和所有可能组合。还应当理解，术语“包括(includes)”、“包括(including)”、“包含(comprises)”和/或“包含(comprising)”当在本文中使用时指明存在所述特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或单元，但并不排除存在或者增添一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件、单元和/或它们的组合。
如本文所用，术语“推进桨”是指可通过改变螺旋桨的螺距来为垂直爬升和向前推进提供推力的可变螺距螺旋桨。
如本文所用，术语“电池组”表示电连接电池(即，电池单元)的任何组合并且可包括以串联、并联或串联和并联的组合布置的多个电池。
图1A和图1B分别示出了根据各种实施方案的处于巡航配置以及垂直起飞和降落配置的VTOL飞机100。根据各种实施方案的VTOL飞机的示例性实施方案在名为“VerticalTake-Off and Landing Aircraft”且于2020年5月19日提交的美国专利申请号16/878,380中进行了讨论，所述申请的全部内容以引用的方式并入本文。
飞机100包括机身102、安装到机身102的机翼104和安装到机身102后部的一个或多个后稳定器106。飞机100包括多个旋翼112和多个推进桨(proprotors)114(在本文统称为EPU)。EPU(112、114)通常包括驱动风扇(多个叶片)的电动马达和用于控制马达/为马达供电的马达控制器。如下文相对于图4进一步讨论的，EPU可包括多个分马达，所述分马达可独立和共同地驱动风扇，并且可由多个单独的马达控制器控制。
旋翼112安装到机翼104并且被配置成为垂直起飞和降落提供升力。推进桨114安装到机翼104并且可在如图1B所示的爬升配置与如图1A所示的推进配置之间倾斜，在所述爬升配置中，所述推进桨提供垂直起飞和降落以及悬停所需的升力的一部分，在所述推进配置中，所述推进桨在水平飞行时为飞机100提供向前推力。如本文所用，推进桨爬升配置是指推进桨推力主要为飞机提供升力的任何推进桨取向，而推进桨推进配置是指推进桨推力主要为飞机提供向前推力的任何推进桨取向。
根据各种实施方案，旋翼112仅被配置用于提供升力，而所有推进力均由推进桨提供。因此，旋翼112可处于固定位置。在起飞和降落期间，推进桨114倾斜到爬升配置，在其中，所述推进桨的推力被向下引导以提供额外升力。
对于向前飞行，推进桨114从其爬升配置倾斜到其推进配置。换句话说，推进桨114的螺距从在垂直起飞和降落期间以及在悬停期间，推进桨推力被向下引导以提供升力所在的螺距变为推进桨推力被向后引导以为飞机100提供向前推力所在的螺距。推进桨围绕垂直于飞机100的向前方向的轴线118倾斜。当飞机100完全向前飞行时，可完全由机翼104提供升力，并且可关闭旋翼112。对于飞机巡航，旋翼112的叶片120可被锁定在低阻力位置。在一些实施方案中，旋翼112各自具有两个叶片120，所述两个叶片在巡航时被锁定在最小阻力位置，其中一个叶片在另一个叶片的正前方，如图1A所示。在一些实施方案中，旋翼112具有多于两个叶片。在一些实施方案中，推进桨114包括比旋翼112更多的叶片116。例如，如图1A和图1B所示，旋翼112各自可包括两个叶片，而推进桨114各自可包括五个叶片。根据各种实施方案，推进桨114可具有2至5个叶片。
根据各种实施方案，飞机在机身102的每一侧上仅包括一个机翼104(或延伸穿过整个飞机的单个机翼)，并且旋翼112的至少一部分位于机翼104的后方，而推进桨114的至少一部分位于机翼104的前方。在一些实施方案中，所有旋翼112都位于机翼104的后方，而所有推进桨都位于机翼104的前方。根据一些实施方案，所有旋翼112和推进桨114都安装到机翼—即，旋翼或推进桨都不安装到机身。根据各种实施方案，旋翼112全部位于机翼104的后方，而推进桨114全部位于机翼104的前方。根据一些实施方案，所有旋翼112和推进桨114都定位在翼尖109的内侧。
根据各种实施方案，旋翼112和推进桨114通过吊臂122安装到机翼104。吊臂122可安装在机翼104下方，机翼顶上，和/或可集成到机翼轮廓中。根据各种实施方案，一个旋翼112和一个推进桨114安装到相应的吊臂122。旋翼112可安装在吊臂122的后端处，而推进桨114可安装在吊臂122的前端处。在一些实施方案中，旋翼112安装在吊臂122上的固定位置上。在一些实施方案中，推进桨114经由铰链124安装到吊臂122的前端。推进桨114可安装到吊臂122，使得推进桨114在处于其推进配置时与吊臂122的主体对准，从而形成吊臂122的前端的连续延伸部，所述连续延伸部最小化了向前飞行的阻力。
根据各种实施方案，飞机100在飞机100的每一侧上仅可包括一个机翼，或包括延伸穿过飞机的单个机翼。根据一些实施方案，至少一个机翼104是安装到机身102的上侧的上机翼。根据一些实施方案，机翼包括控制表面，诸如襟翼和/或副翼。根据一些实施方案，机翼可具有弯曲的翼尖109以减小向前飞行期间的阻力。
根据一些实施方案，后稳定器106包括控制表面，诸如一个或多个方向舵、一个或多个升降舵和/或一个或多个组合式方向舵-升降舵。机翼可具有任何合适的设计。在一些实施方案中，如例如在图1A的实施方案中所示，机翼具有逐渐变细的前缘123。在一些实施方案中，机翼具有逐渐变细的后缘。
图2A示出了根据各种实施方案的用于为飞机100的EPU(112、114)供电的电力分配架构。尽管图1A至图2A示出了根据各种实施方案的安装到飞机机翼104的12个EPU(在图2A中编号为1-12)，但飞机可具有任何合适数量的EPU，包括四、六、八、十、十四、十八、二十个或更多个。EPU由多个电池组200供电。在图2A所示的实施方案中，存在六个电池组200—编号为1到6。每个电池组200仅为EPU的一部分供电。在所示的实施方案中，每个电池组200为两个EPU供电。在图2B中列出了根据图2A所示的实施方案的电池组和EPU的分组。电池组1为EPU 1和12供电，电池组2为EPU 2和11供电，依此类推。每个电池组200经由专用电力分配总线连接到其EPU的相应部分，例如，总线202将电池组1连接到EPU 1和EPU 12，并且总线204将电池组2连接到EPU 2和EPU 11。因此，一个电池组1的电力分配总线202并不电连接到电池组2的电力分配总线204。
根据各种实施方案，电池组200经由共用总线206互连，电池组200各自可拆离地连接到所述共用总线。通过共用总线206，电池组可负载共享，这降低了给定电池组所需的最大功率。降低的最大功率要求可能意味着更小的电池，这提供了重量减轻和/或使用功率更低、能量更高的电池单元，增加续航里程的电池。如下文进一步描述的，在每个电池组与共用总线之间提供诸如熔断器的电断开装置，使得在发生涉及共用总线的过流故障的情况下，电池组将通过经由电断开装置从共用总线拆离而受到保护，并且可继续为所述电池组直接连接的EPU供电。此外，根据各种实施方案，一个电池组或其电力分配中的电故障不会引起其他EPU和电池组的操作的故障。只有通过故障电池组或电力分配供电的EPU才会受到影响。因此，对飞机的供电中不存在单点故障。
根据各种实施方案，可选择由给定电池组供电的特定EPU以降低电池组发生故障时由于断电而对EPU造成的不稳定影响。根据各种实施方案，布置在EPU集合的一条或多条对称轴的相对侧上的EPU可由同一个电池组供电以减小可能由于断电而对由电池组驱动的EPU产生的横滚、俯仰或偏航力矩。例如，在飞机100的纵轴280的两侧上的相同的相对位置上的EPU可由第一电池组驱动，使得如果电池组中的一个发生故障，则将产生最小横滚力矩，因为由其余EPU提供的推力将围绕纵轴保持均匀。类似地，在一些实施方案中，一组EPU至少部分地布置在一对机翼的前缘的前方，并且一组EPU至少部分地布置在该对机翼的后缘的后方，并且在机翼的相对侧和纵轴280的相对侧上的EPU可由同一个电池组供电，使得在电池组发生故障的情况下将产生最小横滚和俯仰力矩(诸如图2A所示)。
根据各种实施方案，每个电池组200为至少一个推进桨114的至少一部分和至少一个旋翼112的至少一部分供电。在图2A的实施方案中，在相对位置处的旋翼和推进桨由同一个电池组200驱动。因此，在飞机机身102的左侧上的最外侧推进桨114(图2A中的EPU 1)由与在机身102的右侧上的最外侧旋翼112(EPU 12)相同的电池组(图2A中的电池组1)供电。类似地，另一对最外侧的EPU(图2A中的EPU 6和EPU 7)由同一个电池组(电池组6)供电。分组不必限于正对位置处的EPU。例如，EPU 1可与EPU 11分组，而不是与EPU 12分组。
由给定电池组供电的EPU的数量可大于两个。例如，在一些实施方案中，每个电池组的EPU的数量可为三个、四个、五个、六个或EPU总数的任何其他合适的部分。根据各种实施方案，每个组内可存在不同数量的EPU。例如，一个组可具有两个EPU(由某一电池组驱动的两个EPU)，而另一个组可具有四个EPU(由不同的电池组驱动的四个EPU)。电池组的数量可少至两个。在各种实施方案中，电池组的数量为至少三个、至少四个、至少五个、至少六个、至少七个、至少八个或更多个。
图2C示出了电池组以彼此隔离的组进行布置的实施方案。第一组230电池组(在所示的实施方案中为电池组1-6)经由第一共用总线232互连，并且第二组234电池组(在所示的实施方案中为电池组7-12)经由第二共用总线236互连。第一共用总线232和第二共用总线236彼此电隔离，使得在第一组230电池组与第二组234电池组之间不存在电连接。
根据各种实施方案，第一组230电池组中的每个电池组为推进桨114供电，而第二组234电池组中的每个电池组为旋翼112供电。根据一些实施方案，推进桨114和旋翼112的功率要求(例如，峰值功率和/或飞行过程中的功率)可能有所不同，并且第一组和第二组的电池组可基于推进桨114和旋翼112的功率需求的差异而为不同的类型和/或尺寸。例如，在一些实施方案中，推进桨114可在垂直飞行和水平飞行期间使用，而旋翼112仅可在垂直飞行期间使用，并且因此，推进桨114在飞行过程中所需的总功率可能大于旋翼112在飞行过程中所需的总功率，并且为了适应这种差异，第一组230电池组可大于第二组234电池组。
图3是电动飞机的电力分配系统300的至少一部分的框图。示出了两个电池组300和350，其中每个电池组被配置为连接到两个负载。然而，应当理解，所示的实施方案仅仅是示例性的，而是可使用任何数量的电池组并且它们可连接到任何数量的负载，诸如任何数量的EPU和/或任何数量的EPU部分，如上文所讨论。在所示的实施方案中，电池组300电连接到一对EPU 302、304。EPU 302可为例如图2A的EPU 1，并且EPU 304可为例如图2A的EPU 12。电池组300经由电力分配总线306连接到EPU 302、304。第一负载电断开装置308可电定位在第一电池组300与EPU 302之间以在发生与EPU 302或电力分配总线306的在电断开装置308下游的一部分相关联的过流故障事件(例如，接地故障)的情况下将第一电池组300与EPU302断开。第二负载电断开装置310可电定位在第一电池组300与EPU 304之间以在发生与EPU 304或电力分配总线306的在电断开装置310下游的一部分相关联的过流故障事件的情况下将第一电池组300与EPU 304断开。
第一电池组300电连接到共用总线314，第二电池组350也电连接到所述共用总线。通过共用总线314，可在第一电池组300与第二电池组350(以及可能连接到共用总线314的任何其他电池组)之间共享电力。这可使得例如电力能够从第一电池组300和第二电池组350两者供应到EPU 302和/或EPU 304。
第一共用总线电断开装置312电定位在第一电池组300与共用总线314之间以在发生过流故障事件的情况下将第一电池组300与共用总线314断开。这可保护第一电池组300免受与共用总线314相关联的过流故障事件的影响，所述过流故障事件可为例如涉及共用总线314的接地故障或涉及连接到共用总线314的电池组的故障。第一共用总线断开装置312还可保护共用总线314免受涉及电池组300本身的过流故障事件的影响。
根据各种实施方案，第一共用总线电断开装置312作用起来比第一负载电断开装置308和第二负载电断开装置310更慢。例如，在一些实施方案中，共用总线电断开装置312在其额定电流阈值下可具有比第一负载电断开装置308和第二负载电断开装置310中的每一者更慢的断开时间(在本领域中也称为切断时间或熔断时间)。由于不同的断开时间，如果在电力分配总线306、EPU 302和/或EPU 304上发生过流故障，所述过流故障导致第一断开装置308和/或第二断开装置310处的电流尖峰高于其额定电流并且导致共用总线电断开装置312处的电流尖峰高于其额定电流，则第一负载电断开装置308和/或第二负载电断开装置310将保护电池组300，同时电池组300保持连接到共用总线314，因为第一共用总线电断开装置312不会断开，这是由于它作用起来比第一负载电断开装置308和/或第二负载电断开装置310更慢。在一些实施方案中，负载断开装置308、310中的一者或两者具有比共用总线断开装置312更低的断开阈值电流。例如，一个或多个负载断开装置可具有300安培断开阈值以及在其断开阈值电流下的140毫秒断开时间，并且共用总线熔断器可具有500安培断开阈值以及在其断开阈值电流下的360毫秒断开时间。在一些实施方案中，负载断开装置具有与共用总线断开装置312相同的断开阈值。例如，负载断开装置和共用总线断开装置可具有500安培断开阈值，其中负载断开装置在阈值电流下具有140毫秒断开时间，而共用总线断开装置在阈值电流下具有300毫秒断开时间。
根据各种实施方案，第二电池组350可经由电力分配总线356连接到EPU 352和354。第三负载电断开装置358和第四负载电断开装置360可电定位在第二电池组350与EPU352和354之间，以在过流故障事件期间将第二电池组与EPU断开，如上文相对于第一电池组300以及EPU 302和304讨论的。第二共用总线电断开装置362可电定位在第二电池组350与共用总线314之间。第二共用总线电断开装置362作用起来可比第三负载电断开装置358和第四负载电断开装置360中的每一者都慢，如上文相对于第一共用总线断开装置312以及第一负载电断开装置308和第二负载电断开装置310讨论的。
根据各种实施方案，可将相应的电池组与共用总线314断开的共用总线电断开装置312和362具有相同的断开电流阈值和/或在其断开电流阈值下的相同的断开时间。在一些实施方案中，第一共用总线电断开装置312具有与第二共用总线电断开装置362不同的断开阈值和/或切断时间。在一些实施方案中，负载电断开装置308和310的断开电流阈值和/或切断时间彼此不同，这是诸如由于EPU 302和304的不同负载要求造成的。在一些实施方案中，负载电断开装置308和310中的一者或两者的断开电流阈值和/或切断时间与负载电断开装置358和360中的一者或两者的断开电流阈值和/或切断时间相同。
电断开装置308、310、312、358、360和362中的每一者都可为用于在发生过流故障事件的情况下断开电路的任何合适的电部件。例如，电断开装置中的一个或多个是操作地联接到电流检测器的熔断器、断路器或开关。根据一些实施方案，电断开装置308、310、312、358、360中的每一者都是熔断器。根据一些实施方案，电断开装置可为任何合适类型的熔断器或各类型熔断器的组合。例如，电断开装置308、310、312、358、360中的一者或多者是爆炸式熔断器、热熔断器或磁熔断器。根据一些实施方案，共用总线电断开装置是第一类型的电断开装置，而负载电断开装置是不同于第一类型的第二类型的电断开装置。例如，负载电断开装置308和310可为爆炸式熔断器，而共用总线电断开装置312可为热熔断器。
根据各种实施方案，负载电断开装置308、310、358和360中的一者或多者的断开电流阈值为至少50安培、至少100安培、至少200安培、至少300安培或至少500安培。根据各种实施方案，负载电断开装置308、310、358和360中的一者或多者的断开电流阈值为至少50安培、至少100安培、至少200安培、至少300安培或至少500安培。根据各种实施方案，共用总线电断开装置312、362中的一者或多者的断开电流阈值为至少100安培、至少200安培、至少300安培、至少400安培、至少500安培、至少600安培或至少1000安培。根据一些实施方案，共用总线电断开装置中的一者或多者的断开电流阈值比负载电断开装置中的一者或多者的断开电流阈值至少高出10％、至少高出20％、至少高出30％、至少高出50％、至少高出66％、至少高出75％或至少高出100％。根据各种实施方案，负载和/或共用总线电断开装置中的一个或多个在其额定电流阈值下的切断时间是1秒或更短、500毫秒或更短、400毫秒或更短、300毫秒或更短、200毫秒或更短、100毫秒或更短、50毫秒或更短或10毫秒或更短。根据各种实施方案，一个或多个负载断开装置在其额定阈值电流下的切断时间可比共用总线断开装置在其额定阈值电流下的切断时间快至少100倍、快至少50倍、快至少10倍、快至少5倍或快至少2倍。
根据一些实施方案，电池组300、350的负端子320、370电连接到共用负总线316。根据一些实施方案，共用总线314电连接到电池组300、350的正端子318、368。根据各种实施方案，电力分配系统300不含控制电池300、350之间电荷流动的二极管。根据各种实施方案，这可使得电力分配系统300相对于包括二极管的系统更为高效，从而可提供重量减轻。
根据各种实施方案，电力分配系统300包括一个或多个接触器，以用于选择性地电断开电力分配系统300的一个或多个部分，诸如在电池充电期间和/或在飞机断电之后使电力分配系统进入安全模式。图4至图8示出了根据各种实施方案的各种接触器布置。在图4中，接触器402电定位在第一电池组300与第一负载电断开装置308和第二负载电断开装置310之间。接触器404可任选地电定位在第一电池组300与第一共用总线电断开装置312之间。接触器406可任选地电定位在第一电池组300与共用负总线316之间。可对第二电池组350使用类似的接触布置，并且为了简洁起见将不再单独描述(这同样适用于以下描述的变型)。
在图5中，接触器502电定位在第一负载电断开装置308与EPU 302之间，第二接触器504电定位在第二负载电断开装置310与EPU 304之间。第三接触器506可任选地电定位在第一电池组300与共用负总线316之间。图5示出了根据各种实施方案的用于对电池组300和350进行充电的充电电路550。充电器端口552可用于将外部充电器连接到电力分配系统以进行充电。充电器端口552可连接到共用总线314和共用负总线316。充电器接触器554和充电器熔断器556可定位在充电器端口552与共用总线314之间。图6的实施方案类似于图5的实施方案，除了代替充电器接触器554，接触器602被设于共用总线电断开装置312与电池组300之间。
图7示出了对于电池组、负载和充电电路的布置具有最少数量的接触器的实施方案。接触器702位于电池组300的正端子318处，以用于将电池组300与EPU 302、304和共用总线314两者断开。任选的接触器704可定位在电池组300的负端子320处。图8所示的变型类似于图7的变型，除了充电电路850直接连接到电池组300，而不是共用总线314。充电器端口852可通向充电器总线860。电池组300可通过电定位在电池组300与充电器总线860之间的充电器熔断器854和充电器接触器856来连接到充电器总线860。
在一些实施方案中，EPU或EPU中的至少一些包括多个马达级，所述多个马达级各自由不同的电池组独立地供电，使得如果一个电池组发生故障，则只有EPU的一部分失去电力并且EPU可继续以降低的功率电平操作。图9是对包括两个分马达—902A和902B的EPU900的电力分配的一部分的框图。EPU 900可为旋翼，诸如图1A的旋翼112，或推进桨，诸如图1A的推进桨114。两个分马达902A和902B可独立地操作来经由轴件906驱动风扇叶片904，并且可同时操作来以较高的功率驱动风扇叶片904。分马达902A和902B分别由其各自的马达控制器908A和908B驱动。分马达902A和马达控制器908A经由电力分配总线960由电池组950供电，而分马达902B和马达控制器908B经由电力分配总线962由电池组952供电。电池组950和952经由共用总线910彼此电连接，根据上文讨论的原理，所述共用总线可经由共用总线电断开装置912和916从电池组950、952中的每一者拆离，使得在共用总线910处发生过流故障事件的情况下，分马达902A、马达控制器908A、分配总线960和电池组950与分马达902B、马达控制器908B、分配总线962和电池组952电隔离。因此，影响共用总线910和/或第一分马达902A的电故障不会影响第二分马达902B，反之亦然。因此，在共用总线910和/或电池组950或952中的一者发生故障的情况下，EPU 900可继续操作，但以降低的功率操作。此外，根据上文讨论的原理，负载电断开装置914、918保护对应的电池组950、952免受相关联的分马达、马达控制器和电力分配总线处的过流故障的影响。
根据各种实施方案，电池组可驱动相对布置的EPU的分马达。例如，参阅图2A，第一电池组1可为EPU 1的第一分马达、EPU 12的第一分马达、EPU 6的第一分马达和EPU 7的第一分马达供电。因此，在电池组1发生故障的情况下，在飞机的相对侧上的相同的相对位置处的旋翼和推进桨两者将失去其最大可用功率的至少一半，但仍将操作。
用于为EPU供电的电池组可位于飞机的任何合适的位置，包括位于机身和/或机翼。可根据期望的性能参数(例如，目标有效载荷、空速和高度)来选择EPU的数量和功率。根据各种实施方案，EPU中的一个或多个的最大额定功率为500千瓦或更小、优选地200千瓦或更小、更优选地150千瓦或更小。根据一些实施方案，EPU中的一个或多个的最大额定功率为至少10千瓦、优选地至少20千瓦、更优选地至少50千瓦。飞机可具有相等数量的旋翼和推进桨、更大数量的推进桨或更大数量的旋翼。
根据各种实施方案，每个电池组被配置用于实现至少1千瓦时或优选地至少10千瓦时的最大存储能量，和/或至多200千瓦时、优选地至多100千瓦时、优选地至多75千瓦时、更优选地至多50千瓦时的最大存储能量。根据各种实施方案，电池组被配置为使得其共同最大存储能量为至少1千瓦时或优选地至少10千瓦时，和/或其最大存储能量为至多200千瓦时、优选地至多100千瓦时、优选地至多75千瓦时或更优选地至多50千瓦时。根据各种实施方案，处于满电的电池组中的至少一些提供至少100伏、至少500伏或至少1000伏的电压。根据各种实施方案，处于满电的电池组中的至少一些提供至多2000伏、至多1500伏、至多1000伏或至多500伏。根据一些实施方案，标称最大电压是在500与1000伏之间，优选地在600与800伏之间，或更优选地在650与750伏之间。
根据各种实施方案，根据上文讨论的原理，EPU的大小被设计成适应由于电池组故障而导致的一部分EPU的损失。例如，如果两个EPU由于驱动两个EPU的电池组发生故障而损失掉，则其余的EPU和相关联的电池组的大小可能足以提供额外的推力，以至少部分弥补从被禁用的EPU中损失掉的推力。
根据上文讨论的原理的飞机可被配置为运载至少一人和至多10人、优选地至多6人以及更优选地至多4人。根据一些实施方案，飞机被配置为有人驾驶并且包括驾驶控制装置。在一些实施方案中，飞机被配置为在没有任何机载飞行员的情况下以及在有或没有一名或多名乘客的情况下自主地操作。
根据一些实施方案，飞机被配置为在高于地面高达3,000英尺的高度处以每小时高达150英里的巡航速度运载至多6人(例如，一名飞行员和至多5名乘客)长达75英里。在一些实施方案中，飞机被配置为供5人使用，诸如一名飞行员和四名乘客。根据各种实施方案，单次电池充电的最大续航里程是25英里、50英里、75英里、100英里或200英里。
根据各种实施方案，旋翼112和/或推进桨114被配置为具有相对较低的叶尖速度以减少飞机产生的噪音量。在一些实施方案中，旋翼叶片的叶尖速度在悬停时为约0.4马赫。根据各种实施方案，旋翼和/或推进桨叶片的直径是在1至5米的范围内，优选地在1.5至2米的范围内。
根据各种实施方案，翼展是在10至20米的范围内，优选地在15至16米的范围内。根据各种实施方案，飞机的长度是在3至20米的范围内，优选地在5至15米的范围内，更优选地在6至10米的范围内。
根据各种实施方案，飞机在起飞和降落期间通过将推进桨定位成爬升配置并经由由旋翼和推进桨提供的联合升力为飞机提供所需的升力来操作。根据各种实施方案，在垂直起飞和降落和/或悬停期间，推进桨可维持在预定爬升配置中，所述预定爬升配置在所有推进桨上可为相同的或对于不同推进桨来说可为不同的。根据各种实施方案，可在起飞和降落和/或悬停期间主动地调整推进桨中的至少一些的倾斜度以提供所需的稳定性和/或机动性。根据一些实施方案，在起飞、降落和/或悬停期间由飞行控制器主动地控制至少一个推进桨的倾斜度以产生偏航力矩。
根据各种实施方案，可由飞行控制器根据各种操作自由度来单独地控制每个旋翼和/或每个推进桨。根据各种实施方案，旋翼的唯一自由度是旋翼的旋转速度。在一些实施方案中，可共同地调整旋翼的叶片的迎角，从而提供额外的自由度。根据各种实施方案，推进桨的至少一部分的自由度包括推进桨的旋转速度、叶片的总迎角和推进桨的倾斜度。根据各种实施方案，这些自由度中的任一个都可由飞行控制器在起飞和降落期间主动地控制(自主地或响应于飞行员命令)以便提供适当的稳定性和机动性。
一旦飞机达到足够的高度开始向前飞行，推进桨就开始朝向其推进配置向前倾斜，使得它们的推力提供升力和推力的组合，随着推进桨进一步朝向其推进配置倾斜，升力的比例减小。在推进桨向前倾斜的时段的至少一部分期间，旋翼可保持活动以继续提供基于旋翼的升力。在向前空速足够高，以至于机翼提供足以维持飞机高度的升力之后的任何时候，都可停用旋翼。如上文所讨论，旋翼叶片可被锁定在低阻力位置。
在巡航期间，旋翼保持停用。机翼和/或后稳定器的控制表面可以常规方式使用来实现飞机机动性和稳定性。根据一些实施方案，如果电池组在向前飞行期间损失掉，从而导致由推进桨的由损失的电池组供电的部分提供的动力的损失，则飞机可通过使用控制表面和/或通过调整推进桨的未受影响部分的动力来进行补偿。
根据一些实施方案，可主动地控制推进桨中的至少一些的倾斜度以提供额外的稳定性和/或机动性控制。在一些实施方案中，在起飞和降落和/或悬停期间主动地控制推进桨中的至少一些的倾斜度。在一些实施方案中，推进桨的倾斜度在巡航期间是固定的(即，不变的)。根据一些实施方案，可在垂直起飞和降落和/或悬停期间主动而独立地控制最外侧推进桨的倾斜度以根据需要提供偏航力矩。
根据各种实施方案，EPU(旋翼和推进桨)可根据本文描述的电力分配架构来供电。例如，一种用于为飞机提供动力的方法包括由第一电池组经由第一电力总线为第一多个电推进单元供电，所述第一多个电推进单元安装到飞机的至少一个机翼并且至少部分地定位在至少一个机翼的前缘的前方，所述第一电力总线将第一电池组电连接到第一多个电推进单元中的第一电推进单元的至少一部分以及第二多个电推进单元中的第一电推进单元的至少一部分。所述方法还包括由第二电池组经由第二电力总线为第二多个电推进单元供电，所述第二多个电推进单元安装到至少一个机翼并且至少部分地定位在至少一个机翼的后缘的后方，所述第二电力总线将第二电池组电连接到第一多个电推进单元中的第二电推进单元的至少一部分以及第二多个电推进单元中的第二电推进单元的至少一部分，其中第二电力总线与第一电力总线电隔离。
根据各种实施方案，一种用于为飞机提供动力的方法包括由第一电池组经由第一电力总线为第一旋翼的至少一部分和第一推进桨的至少一部分供电，所述第一电力总线将第一电池组电连接到第一旋翼的至少一部分和第一推进桨的至少一部分。所述方法还包括由第二电池组经由第二电力总线为第二旋翼的至少一部分和第二推进桨的至少一部分供电，所述第二电力总线将第二电池组电连接到第二旋翼的至少一部分和第二推进桨的至少一部分，其中第二电力总线与第一电力总线电隔离。
根据各种实施方案，如果某一电池组或该电池组的电力分配在飞行期间，诸如在垂直起飞或降落、悬停或向前飞行期间发生故障，则仅禁用由该电池组供电的EPU。其余的EPU(由与被禁用的电池组电隔离的其他电池组供电的那些)继续操作。根据各种实施方案，可增大未受影响的EPU的至少一部分的功率以对被禁用的EPU的推力损失进行补偿。
根据各种实施方案，电池组为同一EPU的不同马达部分供电，使得在电池组中的一个或其电力分配损失的情况下，受影响的EPU可继续以降低的功率操作。根据各种实施方案，可增大未受影响的马达部分的功率和/或可增大未受影响的EPU的功率以对被禁用的马达部分的推力损失进行补偿。
出于解释的目的，已经参考具体实施方案描述了前面的描述。然而，上文的说明性讨论并不意图是详尽的或将本发明限制于所公开的精确形式。许多修改和变化根据以上教导是可能的。选择和描述实施方案是为了最好地解释这些技术的原理及其实际应用。由此使得本领域的其他技术人员能够最好地利用这些技术和具有适于预期的特定用途的各种修改的各种实施方案。
尽管已经参考附图充分描述了公开内容和实例，但应注意到，各种变化和修改对于本领域技术人员来说将是显而易见的。此类变化和修改应被理解为包括在如权利要求所限定的公开内容和实例的范围内。最后，本申请中引用的专利和出版物的全部公开内容特此以引用的方式并入本文。

Claims (20)

1.一种用于电动飞机的电力分配系统，所述电力分配系统包括：
第一电池组，所述第一电池组连接到至少第一负载和共用总线，所述共用总线将所述第一电池组并联连接到至少第二电池组；
第一电部件，所述第一电部件电连接在所述第一电池组与所述第一负载之间并且被配置为响应于电流高于第一阈值电流而将所述第一负载与所述第一电池组断开，其中所述第一电部件在所述第一阈值电流下具有第一断开时间；以及
第二电部件，所述第二电部件电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第二阈值电流而将所述第一电池组与所述共用总线断开，其中所述第二电部件在所述第二阈值电流下具有高于所述第一断开时间的第二断开时间。
2.如权利要求1所述的电力分配系统，其中所述第一阈值电流小于所述第二阈值电流。
3.如权利要求1或权利要求2所述的电力分配系统，其中所述第一电池组电连接到第二负载，并且第三电部件电连接在所述第一电池组与所述第二负载之间并且在第三阈值电流下具有第三断开时间，并且所述第三断开时间低于所述第二断开时间。
4.如权利要求3所述的电力分配系统，其中所述第三断开时间等于所述第一断开时间。
5.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述第二电池组连接到至少第二负载，第三电部件电连接在所述第二电池组与所述第二负载之间并且被配置为响应于电流高于第三阈值电流而将所述第二负载与所述第二电池组断开，其中所述第三电部件在所述第三阈值电流下具有第三断开时间，并且第四电部件电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第四阈值电流而将所述第二电池组与所述共用总线断开，其中所述第四电部件在所述第四阈值电流下具有高于所述第三断开时间的第四断开时间。
6.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述第一电部件和所述第二电部件中的至少一者是熔断器。
7.如权利要求6所述的电力分配系统，其中所述熔断器是爆炸式熔断器、热熔断器或磁熔断器。
8.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述共用总线连接所述第一电池组和所述第二电池组的正端子。
9.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中从所述第一电池组到所述第一负载以及从所述第一电池组到所述共用总线的电路不含任何二极管。
10.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述第一负载是电推进单元。
11.如权利要求10所述的电力分配系统，其中所述电推进单元包括螺旋桨。
12.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述第一电池组包括以串联、并联或串联和并联的组合布置的多个电池。
13.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述第一电池组被配置为产生大于100伏。
14.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，其中所述第一负载的电功率为至少10千瓦。
15.如前述权利要求中任一项所述的电力分配系统，所述电力分配系统包括用于选择性地将所述第一电池组与所述第一负载或所述共用总线断开的第三电部件。
16.如权利要求15所述的电力分配系统，其中所述第三电部件电定位在所述第一电池组与所述第一电部件或所述第二电部件之间。
17.一种电动飞机，所述电动飞机包括如权利要求1所述的电力分配系统。
18.如权利要求17所述的飞机，其中所述飞机是有人驾驶的。
19.如权利要求17或权利要求18所述的飞机，其中所述飞机是垂直起飞和降落飞机。
20.一种用于在电动飞机中分配电力的方法，所述方法包括从第一电池组向第一负载提供电力，其中所述第一电池组连接到共用总线，所述共用总线将所述第一电池组并联连接到至少第二电池组，第一电部件电连接在所述第一电池组与所述第一负载之间并且被配置为响应于电流高于第一阈值而将所述第一负载与所述第一电池组断开，并且第二电部件电连接在所述第一电池组与所述共用总线之间并且被配置为响应于电流高于第二阈值而将所述第一电池组与所述共用总线断开，其中所述第二阈值高于所述第一阈值。
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