JP2019516611A - ハイブリッド発電機システムによって給電される乗客搬送無人航空車両 - Google Patents

Abstract

無人航空車両が、少なくとも１つのプロペラを駆動し、回転させるように構成される、少なくとも１つのロータモータと、人間または動物の乗客を収容するようなサイズの乗客コンパートメントと、電力を少なくとも１つのロータモータに提供し、人間または動物の乗客を搬送するために十分な揚力を生成するように構成される、ハイブリッド発電機システムとを含む。ハイブリッド発電機システムは、電力を少なくとも１つのロータモータに提供するように構成される、再充電可能バッテリと、機械的動力を生成するように構成される、機関と、機関に結合され、機関によって生成される機械的動力から電力を生成するように構成される、発電機モータとを含む。

Description

（優先権主張）
本願は、２０１６年５月２０日に出願された米国特許出願第６２／３３９，２８４号、２０１６年５月１３日に出願された米国特許出願第６２／３３５，９３８号、および２０１７年２月１３日に出願された米国特許出願第６２／４５８，１６３号に対する優先権を主張するものであり、これらの出願の全ての内容は、参照によりその全体として本明細書中に援用される。

マルチロータ無人航空車両（ＵＡＶ）が、ロータモータと、各ロータモータに結合される１つ以上のプロペラと、電子速度コントローラと、飛行制御システム（オートパイロット）と、遠隔制御（ＲＣ）無線制御装置と、フレームと、リチウムポリマー（ＬｉＰｏ）または類似するタイプの再充電可能バッテリ等の再充電可能バッテリとを含み得る。マルチロータＵＡＶは、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）を実施することができ、単一ロータ航空車両と同様の操縦性を伴う空中制御が可能である。

ある側面では、無人航空車両が、少なくとも１つのプロペラを駆動し、回転させるように構成される、少なくとも１つのロータモータと、人間または動物の乗客を収容するようなサイズの乗客コンパートメントと、電気エネルギーを少なくとも１つのロータモータに提供し、人間または動物の乗客を搬送するために十分な揚力を生成するように構成される、ハイブリッド発電機システムとを含む。ハイブリッド発電機システムは、電気エネルギーを少なくとも１つのロータモータに提供するように構成される、再充電可能バッテリと、機械的エネルギーを生成するように構成される、機関と、

機関に結合され、機関によって生成される機械的動力から電気エネルギーを生成するように構成される、発電機モータとを含む。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

発電機モータによって生成される電気エネルギーは、ロータモータおよび再充電可能バッテリのうちの少なくとも１つに提供される。

無人航空車両は、乗客コンパートメント内の温度、湿度、および酸素含有量のうちの１つ以上のものを制御するように構成される、気候制御システムを含む。気候制御システムは、発電機モータおよび再充電可能バッテリのうちの１つ以上のものから電気エネルギーを受け取る。

無人航空車両は、乗客が無人航空車両を着陸させることを可能にするように構成される、制御システムを含む。制御システムは、乗客から目的地を示す情報を受信するように構成される。制御システムは、遠隔制御センタから動作命令を受信するように構成される。

乗客サイズのコンパートメントは、無人航空車両のフレームの上部側上に位置付けられる。

乗客サイズのコンパートメントは、無人航空車両のフレームの底部側上に位置付けられる。

乗客サイズのコンパートメントは、単一の人間の乗客を収容するようなサイズである。

再充電可能バッテリは、少なくとも最小量の電気エネルギーを提供するようなサイズである。

無人航空車両は、気象条件を検出するように構成される気象センサを含む。

無人航空車両は、気象センサによって検出されたデータに基づいて、飛行計画を自動的に修正するように構成される制御システムを含む。

無人航空車両は、無人航空車両の１つ以上の構成要素の条件を検出するように構成されるセンサを含む。無人航空車両は、センサによって検出されたデータに基づいて、飛行計画を自動的に修正するように構成される制御システムを含む。

無人航空車両は、エネルギー吸収コネクタを含み、ハイブリッド電力生成システムは、エネルギー吸収コネクタを通して無人航空車両のフレームに結合される。

ハイブリッドエネルギー生成システムは、少なくとも１５０ｋＷの電力を生成するように構成される。

ハイブリッドエネルギー生成システムは、最大１ＭＷの電力を生成するように構成される。

発電機モータは、機関に堅く結合される。

発電機モータは、金属板によって機関に結合される。

機関は、２ストローク往復ピストン機関、４ストローク往復ピストン機関、ガスタービン、および回転機関のうちの１つ以上のものを含む。

無人航空車両は、ハイブリッドエネルギー生成システムを冷却するように構成される、冷却システムを含む。

発電機モータは、永久磁石同期発電機、誘導発電機、およびスイッチトリラクタンス発電機のうちの１つ以上のものを備える。

ある側面では、無人航空車両のための試験スタンドが、地面と接触するように配列される基部を含む。試験スタンドはまた、基部から延在するフレームを含む。フレームは、その間に空間を画定する、少なくとも第１の側部分および第２の側部分を含む。試験スタンドはまた、フレームに摺動可能に取り付けられる１つ以上の搭載機構を含む。１つ以上の搭載機構は、無人航空車両に添着するように構成され、その結果、無人航空車両は、試験飛行中、フレームに平行な方向において画定される空間内で摺動することを可能にされる。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

試験スタンドはまた、第１の側部分の上端部および第２の側部分の上端部に添着される、１つ以上のクロスビームを含む。

基部は、複数の脚部を含む。

複数の脚部は、地面に平行に存在する。

複数の脚部は、複数の脚部の底端部が地面と接触し、複数の脚部の上端部がフレームに添着されるように、地面との角度を形成する。

１つ以上の搭載機構はそれぞれ、フレームにおいて形成される個別の軌道内に存在するように構成される、ホイールと、ホイールを無人航空車両における対応するクリアランス孔に添着するように構成される、締結具とを含む。

１つ以上の搭載機構は、マウントを含む。

マウントは、少なくとも、その中にフレームの第１の側部分が存在する第１の開口と、その中にフレームの第２の側部分が存在する第２の開口とを含む。

マウントは、無人航空車両上の受容機構に取り付けられるように構成されるクリップを含む。

マウントは、無人航空車両に解放可能に取り付けられるように構成されるドッキングデバイスを含む。

マウントおよび無人航空車両のうちの一方または両方は、地面との衝突を減衰するように構成される、１つ以上の足部を含む。

足部は、１つ以上のばねを含む。

足部は、力吸収材料を含む。

足部は、テニスボールを含む。

第１の側部分は、基部から延在する２つのビームを含み、第２の側部分は、基部から延在する２つのビームを含む。

フレームは、空間をさらに画定する、１つ以上の付加的側部分を含む。

試験スタンドは、他の試験スタンドに取り付けられ、複数の無人航空車両の飛行を試験するための試験スタンドシステムを形成するように構成される。

ある側面では、複数の無人航空車両のための試験スタンドシステムが、複数の試験スタンドを含む。試験スタンドはそれぞれ、地面と接触するように配列される基部を含む。試験スタンドはそれぞれまた、基部から延在するフレームを含む。フレームは、その間に空間を画定する、少なくとも第１の側部分および第２の側部分を含む。試験スタンドはそれぞれまた、フレームに摺動可能に取り付けられる１つ以上の搭載機構を含む。１つ以上の搭載機構は、無人航空車両に添着するように構成され、その結果、無人航空車両は、試験飛行中、フレームに平行な方向において摺動することを可能にされる。各基部は、複数の試験スタンドの基部をともに固定するための１つ以上の機構を含む。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

各試験スタンドはまた、第１の側部分の上端部および第２の側部分の上端部に添着されるクロスビームを含む。

試験スタンドシステムはまた、それぞれ、試験スタンドのうちの１つのクロスビームを試験スタンドのうちの別の１つのクロスビームに接続する、複数のジョイントを含む。

図１および２は、乗客搬送ＵＡＶの図である。 図１および２は、乗客搬送ＵＡＶの図である。

図３は、乗客コンパートメントの図である。

図４Ａおよび４Ｂは、制御インターフェースの図である。

図５は、例示的ハイブリッド発電機システムの図を描写する。

図６は、ハイブリッド発電機システムの側面斜視図を描写する。

図７Ａは、ハイブリッド発電機の側面図を描写する。

図７Ｂは、ハイブリッド発電機の分解側面図を描写する。

図８は、ハイブリッド発電機システムの斜視図である。

図９は、ハイブリッド発電機システムと統合されるＵＡＶの斜視図である。

図１０は、異なるＵＡＶ電源のエネルギー密度を比較するグラフを描写する。

図１１は、ＵＡＶに関する市場潜在性対ＵＡＶに結合されたときの１つ以上の実施形態のハイブリッド発電機システムが達成することが可能である例示的２時間＋の飛行時間に関する飛行時間と、ＵＡＶのためのハイブリッド発電機システムに関する総合的市場潜在性対耐久性の実施例とのグラフを描写する。

図１２は、ハイブリッド発電機システムを伴うＵＡＶの例示的飛行パターンを示す。

図１３は、取外可能サブシステムを伴うハイブリッド発電機システムの図を描写する。

図１４Ａは、ＵＡＶの一部として統合される取外可能サブシステムを伴うハイブリッド発電機システムの図を描写する。図１４Ｂは、地上ロボットの一部として統合される取外可能サブシステムを伴うハイブリッド発電機システムの図を描写する。

図１５は、動作時の取外可能飛行パックを伴う地上ロボットを示す。

図１６は、ハイブリッド発電機システムの制御システムを示す。

図１７−１９は、ＵＡＶの図である。 図１７−１９は、ＵＡＶの図である。 図１７−１９は、ＵＡＶの図である。

図２０および２１は、ハイブリッド発電機システムの一部の図である。 図２０および２１は、ハイブリッド発電機システムの一部の図である。

図２２Ａおよび２２Ｂは、ハイブリッド発電機システムの一部の図である。

図２３は、機関の一部の図である。

図２４は、ＵＡＶと併用するための試験スタンドの実施例を示す。

図２５は、ＵＡＶに添着するように構成される搭載機構の実施例を示す。

図２６は、ＵＡＶに添着するように構成される搭載機構の別の実施例を示す。

図２７は、ＵＡＶの斜視図を示す。

図２８は、ＵＡＶと併用するための試験スタンドの別の実施例を示す。

図２９は、複数のＵＡＶと併用するための試験スタンドシステムの実施例を示す。

ここで、ハイブリッド発電機によって給電され、例えば、短距離二地点間乗客輸送のために使用され得る、無人航空車両（ＵＡＶ）を説明する。これらの乗客搬送ＵＡＶは、輸送中に１人以上の乗客を収容するための乗客コンパートメントを含む。これらの乗客搬送ＵＡＶのハイブリッド発電機は、乗客および彼の個人的アイテムを搬送するために十分な揚力を生成するために（例えば、出力電力、負荷性能等に関して）スケール変更され、乗客の安全性を確実にするために十分な冗長性とともに設計されることができる。

図１を参照すると、いくつかの実施例では、乗客搬送ＵＡＶ１００が、単一の乗客を搬送するようなサイズの乗客コンパートメント１０２を含む。乗客コンパートメント１０２は、ＵＡＶのフレーム１０４の上方に位置付けられる。乗客搬送ＵＡＶ１００は、下記により詳細に説明されるように、それぞれ、プロペラ１０８に結合される複数のロータ１０６を含む、ハイブリッド発電機システムを含む。プロペラ１０８は、乗客搬送ＵＡＶ１００および乗客コンパートメント１０２の内容物（例えば、人物およびスーツケース等のその人物の個人的アイテム）を搬送するために十分な揚力を生成する。図２を参照すると、いくつかの実施例では、乗客コンパートメント２０２が、乗客搬送ＵＡＶ２００のフレーム２０４の下方に位置付けられることができる。

図１および２の実施例では、ＵＡＶ１００、２００は、単一の乗客を搬送するようなサイズの乗客コンパートメント１０２、２０２を含む。いくつかの実施例では、乗客コンパートメント１０２、２０２は、２人、３人、４人、５人、または別の数の乗客等の複数の乗客を搬送するようなサイズであることができる。乗客コンパートメント１０２、２０２が複数の乗客を搬送するようなサイズであるとき、ハイブリッド発電機は、複数の乗客のより多い重量を搬送するために、より多い量の揚力を生成するように構成されることができる。例えば、ハイブリッド発電機は、より大きいモータおよびプロペラ、より多い数のロータおよびプロペラを含むことができる、より多い量の電力を生成するように構成される機関を含むことができる等である。

図３を参照すると、乗客コンパートメント１０２の内部は、乗客の快適性および／または安全性のためのアメニティを含むことができる。例えば、乗客コンパートメント１０２は、シートベルト３０２を伴う座席３００、乗客コンパートメント１０２の内部を快適な温度、湿度、および／または酸素含有量において維持するための気候制御システム３０４、オーディオまたはビデオシステム、コンピューティングデバイス等のエンターテイメントシステム３０６、１つ以上のライト３０８、乗客の個人的な所持品のための貯蔵スペース３１０、もしくは他のアメニティを含むことができる。乗客コンパートメント１０２は、無線インターネットシステム、それを通して乗客が遠隔制御センタと通信し得る無線システム、または他のタイプの通信能力等の通信システム３１２を具備することができる。

いくつかの実施例では、制御インターフェースが、乗客コンパートメントの内部に格納される。制御インターフェースは、乗客がＵＡＶ１００の動作に対する可変制御度を有することを可能にすることができる。図４Ａを参照すると、いくつかの実施例では、限定された制御インターフェース３１６が、乗客に、ＵＡＶの動作を制御するための限定された能力のみを提供する。例えば、限定された制御インターフェース３１６は、通信システム３１２の一部（例えば、スピーカ３１８およびマイクロホン３２０）と、乗客が緊急事態（例えば、医療的緊急事態、機器故障、または別の理由）においてＵＡＶを迅速に着陸させるために押し得る緊急ボタン３２２とを含む。限定された制御インターフェース３１６を具備するＵＡＶの動作は、主として、遠隔制御センタによって制御されることができ、これは、目的地の座標または住所をＵＡＶに伝送する、飛行を開始する、または他の制御タスクを実施することができる。図４Ｂを参照すると、いくつかの実施例では、制御インターフェース３２４が、乗客に付加的制御能力を提供することができる。例えば、制御インターフェース３２４は、乗客が目的地の座標または住所を入力し得るスクリーン３２６（例えば、タッチ感受性スクリーン）および乗客が飛行を開始するために押し得る始動ボタン３２８の付加的特徴を含む。

ここで説明される乗客搬送ＵＡＶは、乗客および彼の個人的アイテムを搬送するために十分な揚力を生成するようなサイズのハイブリッド発電機システムによって給電される。例えば、ハイブリッド発電機システムは、最大約２００ポンド、最大約２５０ポンド、最大約３００ポンド、または別の重量を搬送するようなサイズであることができる。いくつかの実施例では、大きい安全公差が、ハイブリッド発電機システムに設計されることができる。例えば、ハイブリッド発電機システムは、ＵＡＶの動作中、乗客コンパートメントにおいて許容される重量よりも多くの重量を搬送するようなサイズであることができる。

ここで説明される乗客搬送ＵＡＶに給電するハイブリッド発電機システムは、乗客の安全性を確実にするために、冗長性とともに設計されることができる。例えば、マルチロータＵＡＶは、ロータまたはプロペラのうちの１つ以上のものが停止するときであっても、安全に飛行するように設計されることができる。ＵＡＶは、機関故障の場合にＵＡＶが安全に着陸することを可能にするために十分な電力を提供するために、大型バッテリを具備することができる。ＵＡＶは、航行センサ、大気もしくは気象センサ、または他のタイプのセンサ等のセンサを利用し、例えば、危険な飛行条件を予測および／または回避するために、風況を検出する、その自身の健康状態を監視する、または他の監視を実施することができる。バッテリシステムおよび電気制御装置は、一次機関電力の喪失の場合に自動的かつシームレスにシステム電力を提供するように設計されることができる。これが起こると、乗客搬送ＵＡＶは、最も近接する緊急着陸地点における安全な着陸のために方向転換されることができる。動作のエリア内で、緊急着陸地点が、定義されることができ、バッテリパックは、動作の全ての場合に、乗客搬送ＵＡＶがバッテリ電力下で緊急着陸地点に到達するために十分なエネルギーが常時存在し得るようなサイズであることができる。

センサアレイは、局地的気象条件を監視し、安全ではない条件（強風、過剰な周囲温度、大雨、または低可視性）の場合に飛行を禁止する、または気象条件が変化する場合に既存の飛行計画を終了する、もしくは飛行計画を修正するために使用されることができる。センサアレイはまた、重要な飛行構成要素の性能を監視し、安全な動作を確実にし、要求される保守を監視するために使用されることができる。例えば、プロペラモータ上の温度センサは、動作温度対負荷を監視するために使用されることができる。モータ動作温度が、事前定義された範囲外にある場合、モータは、次の飛行に先立つ検査のためにフラグ化されるであろう。いくつかの実施例では、既存の飛行計画が、飛行構成要素の性能の監視の結果に基づいて、修正または終了されることができる。

具体的実施例では、最大１００ｋｇの重量である単一の乗客および個人的アイテムを搬送するようなサイズのＵＡＶは、約２５０ｋｇ〜約３５０ｋｇの重量であり、約５０ｋｇ〜約１５０ｋｇの燃料を搬送する。そのようなＵＡＶは、飛行するために約１２５ｋＷの電力を利用し、したがって、約１５０ｋＷの機械的動力を生産することが可能な機関を利用する。

機関は、２ストローク往復ピストン機関、４ストローク往復ピストン機関、ガスタービン、回転機関、または別のタイプの機関であり得る。

乗客搬送ＵＡＶは、従来の輸送インフラストラクチャを使用して、低人口のエリアまたはアクセスすることが困難なエリアへの、もしくはそれからの短距離二地点間輸送のために人物を輸送するために使用されることができる。ある実施例では、乗客搬送ＵＡＶは、列島における、例えば、日本、ハワイ、フィリピン、または密接に離間された島を有する他の地域の島間の島間輸送のために使用されることができる。乗客搬送ＵＡＶは、定期的な商業的航空サービスを正当化するために十分な人口を有していない、またはその地理が標準的な空港を実現困難にする島、町、もしくは地域に航空輸送サービスを提供するために使用されることができる。乗客搬送ＵＡＶは、短距離都市交通のために使用され、例えば、交通パターンまたは遅延を受けないタクシーとして作用することができる。いくつかの事例では、ＵＡＶは、特定の施設または会場内の人員移動を補助し、例えば、個人を空港、スポーツ会場、産業または軍事集合地帯等内の種々の場所に効率的に移動させることができる。

いくつかの実施例では、乗客搬送ＵＡＶの乗客コンパートメントは、家畜または野生動物の輸送等の動物輸送のために好適であるように修正されることができる。例えば、牛がその牧場から遠くで放牧されている間に病気になった場合、牛は、家畜輸送に関して具備した乗客搬送ＵＡＶ上に荷積され、処置のためにその牧場または獣医施設に戻されることができる。同様に、野生において遭遇した損傷した絶滅寸前の動物も、乗客搬送ＵＡＶ上に荷積され、処置のために動物園または獣医施設に輸送され、続けて、その野生環境に戻されることができる。

ＵＡＶ１００は、ポータブルハイブリッド発電機電源にエネルギー変換効率を提供するハイブリッド発電機システムによって給電されることができる。ＵＡＶ用途では、ハイブリッド発電機システムは、車両、ハイブリッド発電機駆動装置、および使用される燃料の重量を克服し、ＵＡＶ用途において拡張された耐久性および有効荷重能力を提供するために使用されることができる。

ハイブリッド発電機システムは、２つの別個の電力システムを含むことができる。ハイブリッド発電機システムの一部として含まれる第１の電力システムは、発電機モータに結合される小型かつ効率的なガソリン動力機関であり得る。第１の電力システムは、ハイブリッド発電機システムの一次電源としての役割を果たすことができる。ハイブリッド発電機システムの一部として含まれる第２の電力システムは、高エネルギー密度再充電可能バッテリであり得る。ともに、第１の電力システムおよび第２の電力システムは、組み合わされ、高エネルギー連続電源を形成し、ＵＡＶのための、および、ナビゲーション、データ処理、データ記憶、通信、または他の能力のためのコンポーネント等のＵＡＶ上に格納される他のコンポーネントのための高ピーク電力可用性を伴う。いくつかの実施例では、第１の電力システムおよび第２の電力システムのうちの一方は、他方の電力システムが故障を被る場合、ハイブリッド発電機システムのバックアップ電源としての役割を果たすことができる。

図５は、例示的ハイブリッド発電機システム５００の図を描写する。ハイブリッド発電機システム５００は、燃料源５０２、例えば、ガソリン、ガソリンおよび油混合物の混合物、または類似するタイプの燃料もしくは混合物を貯蔵するための容器を含む。燃料源５０２は、燃料を第１の電力システムの機関５０４に提供する。機関５０４は、燃料源５０２によって提供される燃料を使用し、機械的エネルギーを生成することができる。一実施例では、機関５０４は、約１２インチ×１１インチ×６インチの寸法および約３．５ポンドの重量を有し、ＵＡＶ内への統合を可能にすることができる。一実施例では、機関５０４は、Ｚｅｎｏａｈ（１−９ Ｍｉｎａｍｉｄａｉ Ｋａｗａｇｏｅ， Ｓａｉｔａｍａ ３５０− ２０２５， Ｊａｐａｎ）から利用可能なＨＷＣ／Ｚｅｎｏａｈ Ｇ２９ ＲＣＥ ３Ｄ Ｅｘｔｒｅｍｅであり得る。ハイブリッド発電機システム５００はまた、機関５０４に結合される発電機モータ５０６を含む。発電機モータ５０６は、機関５０４によって生成される機械的動力を使用して、ＡＣ出力電力を生成するように機能する。いくつかの実施例では、機関５０４のシャフトは、機関５０４から離れるように熱を放散するファンを含む。いくつかの実施例では、発電機モータ５０６は、ポリウレタン結合具を通して機関５０４に結合される。

いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、１．８ｋＷの電力を提供することができる。ハイブリッド発電機システム５００は、約３馬力を提供し、約１．５ｋｇの重量である機関５０４、例えば、Ｚｅｎｏａｈ（Ｒ） Ｇ２９ＲＣ Ｅｘｔｒｅｍｅ機関を含むことができる。ハイブリッド発電機システム５００は、Ｓｃｏｒｐｉｏｎ Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ Ｉｎｄｕｓｔｒｙ（Ｒ）から利用可能なブラシレスモータ（３８０Ｋｖ、８ｍｍシャフト、部品番号５０３５−３８０）である、発電機モータ５０６を含むことができる。１．８ｋＷの電力を提供するハイブリッド発電機システム５００は、約６，０００ｒｐｍのＲＰＭ出力で動作することができる。

いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、１０ｋＷの電力を提供することができる。ハイブリッド発電機システム５００は、約１５〜１６．５馬力を提供し、約７ポンドの重量である機関５０４、例えば、Ｄｅｓｅｒｔ Ａｉｒｃｒａｆｔ（Ｒ） Ｄ−１５０を含むことができる。ハイブリッド発電機システム５００は、Ｊｏｂｙ Ｍｏｔｏｒｓ（Ｒ） ＪＭ１モータである発電機モータ５０６を含むことができる。１０ｋｗの電力を提供するハイブリッド発電機システム５００は、約６，０００ｒｐｍ等の高ＲＰＭ出力で動作することができ、良好な信頼性および長い寿命を呈することができる。１０ｋＷの電力を提供するハイブリッド発電機システム５００は、貨物輸送、監視、またはデータ収集および／もしくは処理のためのＵＡＶ等の無人ＵＡＶのために好適であり得る。

いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、１００ｋＷの電力を提供することができる。いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、約１２０ｋＷ、１５０ｋＷ、２００ｋＷ、３００ｋＷ、４００ｋＷ、５００ｋＷ、６００ｋＷ、７００ｋＷ、８００ｋＷ、９００ｋＷ、または１ＭＷの電力等の最大１ＭＷの電力を提供することができる。例えば、ハイブリッド発電機システム５００は、１２０ｋＷ発電機に結合されるＣｏｎｔｉｎｅｎｔａｌ Ｄｉｅｓｅｌ ＣＤ−１５５ピストン機関またはＬｙｃｏｍｉｎｇ ｉＥ２ピストン機関を含むことができる。発電機は、永久磁石同期発電機、誘導発電機、スイッチトリラクタンス発電機、または他のタイプの回転発電機のうちの１つ以上のものであり得る。１２０ｋＷの電力を提供するハイブリッド発電機システム５００は、有人または乗客搬送ＵＡＶのために好適であり得る。

ハイブリッド発電機システム５００は、ブリッジ整流器５０８と、再充電可能バッテリ５１０とを含む。ブリッジ整流器５０８は、発電機モータ５０６と再充電可能バッテリ５１０との間に結合され、発電機モータ５０６のＡＣ出力をＤＣ電力に変換し、再充電可能バッテリ５１０を充電する、またはＤＣ電力をライン５２０によって負荷５１８に提供する、もしくは電力をライン５２４によってＤＣ／ＡＣインバータ５２２に提供し、ＡＣ電力を負荷５２６に提供する。再充電可能バッテリ５１０は、ＤＣ電力をライン５３０によって負荷５２８に提供する、またはライン５３４によってＤＣ／ＡＣインバータ５３２に提供し、ＡＣ電力を負荷５３６に提供し得る。一実施例では、ハイブリッド発電機システム５００のブリッジ整流器５０８および／または再充電可能バッテリ５１０の出力は、ライン５３８によって、ＵＡＶの一部として１つ以上のロータモータ５１６内に統合される１つ以上の電子速度制御デバイス（ＥＳＣ）５１４に提供される。ＥＳＣ５１４は、発電機モータ５０６によって提供される１つ以上のロータモータにブリッジ整流器５０８および／または再充電可能バッテリ５１０によって提供されるＤＣ電力を制御することができる。一実施例では、ＥＳＣ５１４は、ＳｉｍｏｎＫを伴うＴ−Ｍｏｔｏｒ（Ｒ） ＥＳＣ ４５Ａ（２−６Ｓ）であり得る。一実施例では、ブリッジ整流器５０８は、Ｍｉｃｒｏｓｅｍｉ Ｐｏｗｅｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ Ｇｒｏｕｐ（Ｒ）から利用可能なモデル番号ＭＳＤ１００−０８のダイオードブリッジ８００Ｖ １００Ａ ＳＭ３であり得る。いくつかの実施例では、能動整流が、ハイブリッド発電機システムの効率を改良するために適用されることができる。

いくつかの実施例では、ＥＳＣ５１４は、オペレータから受信される入力に応答して、１つ以上のロータモータ５１６に提供される電力量を制御することができる。例えば、オペレータが、ＵＡＶを右に移動させる入力を提供する場合、ＥＳＣ５１４は、ＵＡＶの右側のロータモータ５１６により少ない電力を提供し、ロータモータに、ＵＡＶの左側のプロペラよりもＵＡＶの右側のプロペラを遅く急回転させることができる。電力が可変レベルにおいて１つ以上のロータモータ５１６に提供されるため、負荷、例えば、１つ以上のロータモータ５１６に提供される電力量は、オペレータから受信される入力に応答して変化することができる。

いくつかの実施例では、再充電可能バッテリ５１０は、Ｐｕｌｓｅ Ｕｌｔｒａ Ｌｉｐｏ（Ｒ）（Ｃｈｉｎａ）から利用可能であり、３０００ｍＡｈ、２２．２Ｖ ６５Ｃを提供する、ＬｉＰｏバッテリ（Ｍｏｄｅｌ ＰＬＵ６５−３０００６）であり得る。他の設計では、再充電可能バッテリ５１０は、リチウム硫黄（ＬｉＳｕ）再充電可能バッテリまたは類似するタイプの再充電可能バッテリであり得る。

ハイブリッド発電機システム５００は、電子制御ユニット（ＥＣＵ）５１２を含む。ＥＣＵ５１２および本文書に説明される他の適用可能なシステムは、コンピュータシステム、複数のコンピュータシステム、またはコンピュータシステムもしくは複数のコンピュータシステムの一部として実装されることができる。概して、コンピュータシステムは、プロセッサ、メモリ、不揮発性記憶装置、およびインターフェースを含むであろう。典型的なコンピュータシステムは、通常、少なくともプロセッサ、メモリ、およびメモリをプロセッサに結合するデバイス（例えば、バス）を含むであろう。プロセッサは、例えば、マイクロプロセッサ等の汎用中央処理ユニット（ＣＰＵ）またはマイクロコントローラ等の専用プロセッサであり得る。

メモリは、実施例として、限定ではないが、ダイナミックＲＡＭ（ＤＲＡＭ）およびスタティックＲＡＭ（ＳＲＡＭ）等のランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）を含むことができる。メモリは、ローカルである、遠隔である、または分散されることができる。バスはまた、プロセッサを不揮発性記憶装置に結合することができる。不揮発性記憶装置は、多くの場合、磁気フロッピもしくはハードディスク、磁気光学ディスク、光学ディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、ＥＰＲＯＭ、もしくはＥＥＰＲＯＭ等の読取専用メモリ（ＲＯＭ）、磁気もしくは光学カード、または大量のデータのための別の形態の記憶装置である。本データの一部は、多くの場合、ダイレクトメモリアクセスプロセスによって、コンピュータシステム上のソフトウェアの実行中にメモリに書き込まれる。不揮発性記憶装置は、ローカルである、遠隔である、または分散されることができる。不揮発性記憶装置は、システムがメモリ内で利用可能な全ての適用可能なデータを用いて作成され得るため、随意である。

ソフトウェアは、典型的には、不揮発性記憶装置内に記憶される。実際には、大きいプログラムに関して、プログラム全体をメモリ内に記憶することは、全く可能ではない場合がある。それにもかかわらず、ソフトウェアが起動するために、必要に応じて、これが、処理のために適切なコンピュータ可読場所に移動され、例証を目的として、その場所は、本文書においてメモリと称されることを理解されたい。ソフトウェアが実行のためにメモリに移動されているときであっても、プロセッサは、典型的には、ソフトウェアと関連付けられる値を記憶するためのハードウェアレジスタと、理想的には、実行を高速化する役割を果たすローカルキャッシュとを利用するであろう。本明細書で使用されるように、ソフトウェアプログラムが、「コンピュータ可読記憶媒体内に実装される」と称されるとき、ソフトウェアプログラムは、適用可能な公知の、または都合のよい場所に（不揮発性記憶装置からハードウェアレジスタに）記憶されると仮定される。プログラムと関連付けられる少なくとも１つの値が、プロセッサによって可読であるレジスタ内に記憶されるとき、プロセッサは、「プログラムを実行するように構成される」と見なされる。

動作の一実施例では、コンピュータシステムが、ディスクオペレーティングシステム等のファイル管理システムを含むソフトウェアプログラムである、オペレーティングシステムソフトウェアによって制御されることができる。関連付けられるファイル管理システムソフトウェアを伴うオペレーティングシステムソフトウェアの一実施例は、Ｍｉｃｒｏｓｏｆｔ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ（Ｒｅｄｍｏｎｄ， Ｗａｓｈｉｎｇｔｏｎ）からのＷｉｎｄｏｗｓ（登録商標）として公知の一連のオペレーティングシステムおよびその関連付けられるファイル管理システムである。その関連付けられるファイル管理システムソフトウェアを伴うオペレーティングシステムソフトウェアの別の実施例は、Ｌｉｎｕｘ（登録商標）オペレーティングシステムおよびその関連付けられるファイル管理システムである。ファイル管理システムは、典型的には、不揮発性記憶装置内に記憶され、プロセッサに、オペレーティングシステムによって要求される種々の行為を実行させ、データを入出力し、不揮発性記憶装置上にファイルを記憶することを含め、データをメモリ内に記憶する。

バスはまた、プロセッサをインターフェースに結合することができる。インターフェースは、１つ以上の入力および／もしくは出力（Ｉ／Ｏ）デバイスを含むことができる。Ｉ／Ｏデバイスは、実施例として、限定ではないが、キーボード、マウスまたは他のポインティングデバイス、ディスクドライブ、プリンタ、走査装置、およびディスプレイデバイスを含む他のＩ／Ｏデバイスを含むことができる。ディスプレイデバイスは、実施例として、限定ではないが、ブラウン管（ＣＲＴ）、液晶ディスプレイ（ＬＣＤ）、またはいくつかの他の適用可能な公知の、もしくは都合のよいディスプレイデバイスを含むことができる。インターフェースは、モデムまたはネットワークインターフェースのうちの１つ以上のものを含むことができる。モデムまたはネットワークインターフェースは、コンピュータシステムの一部であると見なされ得ることを理解されたい。インターフェースは、アナログモデム、ｉｓｄｎモデム、ケーブルモデム、トークンリングインターフェース、イーサネット（登録商標）インターフェース、衛星伝送インターフェース（例えば、「ダイレクトＰＣ」）、またはコンピュータシステムを他のコンピュータシステムに結合するための他のインターフェースを含むことができる。インターフェースは、コンピュータシステムおよび他のデバイスが、ネットワーク内でともに結合されることを可能にする。

コンピュータシステムが、モジュールとして、モジュールの一部として、または複数のモジュールを通して実装されることができる。本文書で使用されるように、モジュールは、１つ以上のプロセッサもしくはその一部を含む。１つ以上のプロセッサの一部は、レジスタのサブセット、マルチスレッドプロセッサの１つ以上のスレッドの専用であるプロセッサの一部、その間にプロセッサがモジュールの機能性の一部を実行することに完全に、もしくは部分的に専用であるタイムスライス、または同等物等の任意の所与の１つ以上のプロセッサを備えるハードウェアの全てよりも少ないハードウェアの一部を含むことができる。したがって、第１のモジュールおよび第２のモジュールが、１つ以上の専用プロセッサを有することができる、または第１のモジュールおよび第２のモジュールが、相互に、もしくは他のモジュールと１つ以上のプロセッサを共有することができる。実装特有または他の考慮事項に応じて、モジュールは、集中される、またはその機能性は、分散されることができる。モジュールは、ハードウェア、ファームウェア、またはプロセッサによる実行のためにコンピュータ可読媒体内で具現化されるソフトウェアを含むことができる。プロセッサは、本文書の図を参照して説明されるもの等の実装されるデータ構造および方法を使用して、データを新しいデータに変換する。

ＥＣＵ５１２は、ブリッジ整流器５０８および再充電可能バッテリ５１０に結合される。ＥＣＵ５１２は、機関５０４の１分あたり回転数（ＲＰＭ）に正比例する、発電機モータ５０６の出力のＡＣ電圧を測定するように構成されることができ、これをブリッジ整流器５０８のＤＣ電力出力と比較する。ＥＣＵ５１２は、機関５０４のスロットルを制御し、負荷、例えば、１つ以上の電気モータ５１６の負荷または負荷５１８、５２６、５２８、および５３６のうちの１つ以上のものが変化するにつれて、ブリッジ整流器５０８のＤＣ電力出力を増加または減少させることができる。一実施例では、ＥＣＵ５１２は、Ｃｈｉｎａから利用可能なＡｒｄｕｉｎｏ（Ｒ） ＭＥＧＡ ２５６０ Ｂｏａｒｄ Ｒ３であり得る。種々の実施形態では、１つ以上の電気モータ５１６の負荷は、ＥＳＣ５１４が電気モータ５１６に提供される電力量を変化させるにつれて変化することができる。例えば、ユーザが、電気モータ５１６に提供される電力を増加させるように入力し、続けて、ＥＳＣ５１４に、より多くの電力を電気モータ５１６に提供させる場合、ＥＣＵ５１２は、機関５０４のスロットルを増加させ、より多くの電力の生産物を電気モータ５１６に提供させることができる。

ＥＣＵ５１２は、感知されたアナログ電圧を読み取り、これらをＡＤＣカウントに変換し、カウントを所望の電圧に対応するものと比較し、結果が不感帯外である場合、プログラムされた利得に従って機関５０４のスロットルを増加または減少させることによって、負荷の電圧出力を維持するように機能することができる。

一実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、約１，８００ワットの連続電力、１０，０００ワットの瞬間電力（例えば、１６，０００ｍＡｈパルスバッテリで６Ｓ）を提供することができ、１，５００Ｗｈ／ｋｇのガソリン変換率を有する。一実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、約１２インチ×１２インチ×１２インチの寸法および約８ポンドの重量を有する。

図６は、ハイブリッド発電機システム５００の側面斜視図を描写する。図７Ａは、ハイブリッド発電機５００の側面図を描写する。図７Ｂは、ハイブリッド発電機５００の分解側面図を描写する。ハイブリッド発電機システム５００は、発電機モータ５０６に結合される機関５０４を含む。一実施形態では、機関５０４は、機関５０４のシャフトへの発電機モータ５０６のシャフトの結合を提供し、また、シンクフィン６０４を用いて冷却を提供する、結合／冷却デバイス６０２を含む。例えば、図７Ａおよび７Ｂは、発電機モータ５０６のシャフト７０６および機関５０４のシャフト７０８を結合する止めねじ７０４を伴う結合具／ファン７０２を含む、結合／冷却デバイス６０２の一実施形態をさらに詳細に示す。結合／冷却デバイス６０２はまた、ゴム結合リング２２０２（図２２Ａ）を含み得る。

種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００は、ハイブリッド発電機システム５００から離れるような熱の伝達を促進するための構成要素を含む、および／または熱を生産する構成要素にわたって空気流を増加させるために、ＵＡＶ内に統合される。例えば、ハイブリッド発電機システム５００は、ハイブリッド発電機システムから離れるように熱を伝達させるために、具体的構成要素、例えば、整流器上に冷却フィンを含むことができる。種々の実装では、ハイブリッド発電機システム５００は、熱がＵＡＶの外部に向かって伝達されるようにするために、構成要素を含み、ＵＡＶ内に統合される。

種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００および／またはハイブリッド発電機システム５００を統合するＵＡＶは、ハイブリッド発電機システム５００の少なくとも１つの構成要素を横断する１分あたり４０６立方フィートの空気流を可能にするように構成される。ハイブリッド発電機システム５００の機関５０４は、動作温度１５０℃において起動されることができ、ハイブリッド発電機システム１０の周囲温度にある場合、機関５０６によって生成される熱を除去するために、１分あたり４０６立方フィートの空気流が、少なくとも機関５０６を横断して達成される。さらに、種々の実施形態では、機関５０６は、１６．５馬力において動作され、４９．２ｋＷの廃熱を生成し、例えば、機関の各ヘッドは、２４．６ｋＷの廃熱を生産する。種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００の機関５０６の機関ヘッドは、機関ヘッドにわたって空気流を集中させるために、電気ダクテッドファンに結合される。例えば、１分あたり４０６立方フィートの空気流が、電気ダクテッドファンを使用して、機関５０６の機関ヘッドにわたって達成されることができる。

種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００は、二重振動減衰システムを使用して、ＵＡＶの一部として統合される。ハイブリッド発電機システムの機関５０６は、二重振動減衰システムとしての役割を果たすための結合具を利用することができる。一実施例では、機関５０６は、１０，０００ＲＰＭで１．６８Ｎｍの平均トルクを生産する。種々の実施形態では、ウレタン結合具が、ハイブリッド発電機システム５００の少なくとも一部をＵＡＶに結合するために使用される。さらに、一実施例では、ウレタン結合具は、９０Ａ〜７５Ｄのデュロメータ値を有することができる。ハイブリッド発電機システム５００の少なくとも一部をＵＡＶに固着させるために使用される例示的ウレタン結合具は、Ｌ４２ウレタン、Ｌ１００ウレタン、Ｌ１６７ウレタン、およびＬ３１５ウレタンを含む。ハイブリッド発電機システム５００の少なくとも一部をＵＡＶに固着させるために使用されるウレタン結合具は、２０ＭＰａ〜６２．０ＭＰａの引張強度、２７０〜８００％の破壊時の伸び率、２．８ＭＰａ〜３２ＭＰａの弾性率、１１０％〜４３５％の摩耗指数、および１２．２ｋＮ／ｍ〜１９２．２ｋＮ／ｍの引裂き強度を有することができる。

いくつかの実施例では、機関５０４（図６および７）はまた、機械的雑音および／または機関振動を低減させる、はずみ車６０６を含むことができる。いくつかの実施例では、機関５０４は、ホール効果センサ７１０（図７Ａ）と、示されるようなはずみ車６０６に結合されるホール効果磁石とを含むことができる。一実施例では、ホール効果センサ７１０は、ＲＣｅｘｌ Ｍｉｎ Ｔａｃｈｏｍｅｔｅｒ（Ｒ）（Ｚｈｅｊｉａｎｇ Ｐｒｏｖｉｎｃｅ， Ｃｈｉｎａ）から利用可能であり得る。

機関５０４が動作するとき、はずみ車６０６は、急回転し、はずみ車６０６の１分あたり回転数に正比例する電圧を生成する。本電圧は、ホール効果センサ７１０によって測定され、ＥＣＵ５１２に入力される。ＥＣＵ５１２は、測定された電圧を発電機モータ５０６によって出力された電圧と比較する。ＥＣＵ５１２は、次いで、発電機モータ５０６および機関５０４の一方または両方のスロットルを制御し、必要に応じて電圧を増加または減少させ、電力を負荷５１８、５２６、５２８、および／もしくは５３６のうちの１つ以上のものまたは１つ以上のロータモータ５１６に供給するであろう。

機関５０４はまた、スタータモータ６０８と、サーボ６１０と、マフラ６１２と、振動マウント６１４とを含み得る。

図８は、ハイブリッド発電機システム５００の斜視図である。ハイブリッド発電機システム５００は、モータ５０４と、ブリッジ整流器５０８に結合される発電機モータ５０６とを含む。

図９は、ハイブリッド発電機システム５００と統合されるＵＡＶ９００の斜視図である。ＵＡＶ９００は、それぞれ、プロペラ９０２に結合される６つのロータモータ５１６を含むが、しかしながら、ハイブリッド発電機システム５００と統合されるＵＡＶは、より多くの、またはより少ないロータモータおよびプロペラを含み得ることを理解されたい。ＵＡＶ９００は、Ｐｉｘｈａｗｋ（Ｒ）によって製造されるＰｘ４飛行コントローラを含むことができる。

一実施形態では、図４−９に示されるような機関５０４は、電気スタータ６１６を使用して始動され得る。図５に示されるような（また、図９に示される）燃料源５０２が、図７に示されるような発電機モータ５０６に直接結合されるそのロータシャフトを急回転させるために燃料を機関５０４に送達し、力を発電機モータ５０６に印加する。発電機モータ５０６の急回転は、電気を生成し、モータ発電機５０６によって生成される電力は、機関５０４のシャフトによって印加される動力に比例する。好ましくは、発電機モータ５０６の標的回転速度は、発電機モータ５０６のＫＶ（ｒｐｍ／Ｖ）に基づいて決定される。例えば、２５ボルトＤＣの標的電圧が所望される場合、発電機モータ５０６の定格は、約４００ＫＶであろう。機関５０４の回転速度は、以下の方程式によって決定され得る。
ＲＰＭ＝ＫＶ（ＲＰＭ／ボルト）×標的電圧（ＶＤＣ） （１）
ＲＰＭ＝４００ＫＶ×２５ＶＤＣ （２）
ＲＰＭ＝１０，０００ （３）

本実施例では、２５ＶＤＣ出力を生成するための発電機モータ５０６に関して、機関５０４のシャフトに結合される発電機モータ５０６のシャフトは、約１０，０００ＲＰＭにおいて急回転する必要がある。

負荷、例えば、１つ以上のモータ５１６または負荷５１８、５２６、５２８、および／もしくは５３６のうちの１つ以上のものが、発電機モータ５０６の出力に印加されるにつれて、ハイブリッド発電機システム５００の電圧出力は、降下し、これは、機関５０４および発電機モータ５０６の速度が低減されるようにするであろう。本場合では、ＥＣＵ５１２が、機関５０４のスロットルを調整し、負荷とともに変動する一貫した出力電圧を維持するために役立てるために使用されることができる。ＥＣＵ５１２は、ガソリン機関のための標準ガバナのように作用することができるが、ＲＰＭを調整する代わりに、これは、閉ループフィードバックコントローラに基づいて、ブリッジ整流器および発電機モータ５０６の一方または両方の標的電圧出力を調整することができる。

発電機モータ５０６からの電力出力は、ブリッジ整流器５０８によって整流される必要がある、交流（ＡＣ）の形態であり得る。ブリッジ整流器５０８は、上記に議論されるように、ＡＣ電力を直流（ＤＣ）電力に変換することができる。種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００の出力電力は、「直列ハイブリッド」構成において配置されることができ、発電機モータ５０６によって出力される発電機電力が、再充電可能バッテリ５１０を充電する、または電力を別の外部負荷に提供するために利用可能であり得る。

動作時、ハイブリッド発電機システム５００が機能しているとき、少なくとも２つの利用可能な電源が存在し得る。一次電源は、発電機モータ５０６から、ブリッジ整流器を通して直接であり得、二次電源は、再充電可能バッテリ５１０からであり得る。したがって、連続電力可用性および高ピーク電力可用性の組み合わせが、提供され、これは、ＵＡＶ用途またはポータブル発電機用途に対して特に非常に好適であり得る。一方の一次（発電機モータ５０６）電源が利用可能ではない場合では、システム５００は、依然として、再充電可能バッテリ５１０からの電力を使用して、短い期間にわたって継続して動作し、ＵＡＶが緊急着陸等の安全方略を持続することを可能にすることができる。

ハイブリッド発電機システム５００がＵＡＶのために使用されるとき、以下の条件が、ＵＡＶを効果的かつ効率的に動作させるために満たされることができる。１）合計連続電力（ワット）は、ＵＡＶ飛行を持続するために要求される電力を上回り得、２）ＵＡＶ飛行を持続するために要求される電力は、車両の合計重量、ハイブリッド機関の合計重量、燃料の合計重量、および有効荷重の合計重量の関数であり、
合計重量（グラム）＝車両乾燥重量＋機関５０４重量＋燃料重量＋有効荷重 （４）
であり、３）車両構成および空気力学に基づいて、特定の車両が、１１の効率定格（グラム／ワット）を有し、
飛行するために要求される合計電力＝η×重量（グラム） （５）
である。

飛行を持続するために要求される電力が、利用可能な連続電力を上回る場合では、利用可能な電力または合計エネルギーは、好ましくは、再充電可能バッテリ５１０のサイズおよび構成に基づく。再充電可能バッテリ５１０の構成は、再充電可能バッテリ５１０のセル構成、再充電可能バッテリ５１０のセル定格、および／または再充電可能バッテリ５１０の合計ｍＡｈに基づき得る。一実施例では、６Ｓ、１６０００ｍＡｈ、２５Ｃのバッテリパックに関して、合計エネルギーは、以下の方程式によって決定される。
合計エネルギー＝電圧×ｍＡｈ＝２５ＶＤＣ（６Ｓ）×１６０００ｍＡｈ＝４００ワット時 （６）
ピーク電力可用性＝電圧×ｍＡｈ×Ｃ定格＝２５ＶＤＣ×１６０００ｍＡｈ×２５Ｃ １０，４００ワット （７）
合計ピーク時間＝４００ワット時／１０，４００ワット＝１３８．４秒 （８）
さらに、一実施例では、再充電可能バッテリ５１０は、機関５０４からの一次電力故障の場合では、１３８．４秒にわたって１０，４００ワットの電力を提供することが可能であろう。加えて、再充電可能バッテリ５１０は、飛行のために最大１０，４００ワットの利用可能な電力を提供することが可能であり得る、または有効荷重は、積極的な操縦のために必要とされる短い期間にわたって瞬間ピーク電力を必要とする。

結果として、ＵＡＶに結合されているときのハイブリッド発電機システム５００は、従来のマルチロータＵＡＶよりも多い有効荷重とともに、長い期間にわたってＵＡＶを飛行させ、操縦するための電力を効率的かつ効果的に提供する。一実施例では、ハイブリッド発電機システム５００は、最大約２時間５分の荷積（３ポンドの負荷）飛行時間および約２時間３５分の非荷積飛行時間を提供することができる。さらに、燃料源が不足する、または機関５０４および／もしくは発電機モータ５０６に異常がある場合では、ハイブリッド発電機システム５００は、再充電可能バッテリ５１０を使用し、ＵＡＶが安全な着陸を実施することを可能にするために十分な電力を提供することができる。種々の実施形態では、再充電可能バッテリ５１０は、物体、または脅威、および同等物を回避するための積極的な操縦のために、瞬間ピーク電力をＵＡＶに提供することができる。

種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００は、商業用途および住宅用途の両方において使用され得る、信頼性のある、効率的、軽量、ポータブルな発電機システムを提供し、電力グリッドから離れた遠隔場所において電力を提供し、マイクログリッド発電機または超マイクログリッド発電機を提供することができる。

種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００は、効率的な高エネルギー密度電源が要求され、燃料源が炭化水素燃料を使用可能な電力に変換するために容易に利用可能である、適用可能な用途、例えば、ロボット工学、ポータブル発電機、マイクログリッドおよび超マイクログリッド、ならびに同等物のために使用されることができる。ハイブリッド発電機システム５００は、種々の形態の再充電可能バッテリ（リチウムイオン、リチウムポリマー、リチウム硫黄）およびさらには、典型的には、従来のＵＡＶにおいて使用される燃料電池技術よりも有意にエネルギー効率的であることが示されている。

図１０は、異なるＵＡＶ電源のエネルギー密度を比較するグラフを描写する。種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００は、低コストで容易に利用可能である従来のガソリンを使用し、例えば、図６の１００２に示されるように、ＵＡＶ用途のために約１，５００Ｗｈ／ｋｇの電力を提供することができる。完全にバッテリに依拠する従来のＵＡＶは、エネルギー高密度燃料電池技術を使用するとき、１００４に示される約１，０００Ｗｈ／ｋｇ、リチウム硫黄バッテリを使用するとき、１００６に示される約４００Ｗｈ／ｋｇ、およびＬｉＰｏバッテリを使用するとき、１００８に示されるわずか約２００Ｗｈ／ｋｇの最大エネルギー密度を提供することができる。

図１１は、ＵＡＶの市場潜在性対ＵＡＶに結合されたときの１つ以上のもののハイブリッド発電機システム５００が達成することが可能である例示的２時間＋の飛行時間に関する飛行時間と、ＵＡＶのためのハイブリッド発電機システム５００に関する総合的市場潜在性対耐久性の実施例とのグラフ１１０４を描写する。

種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００は、ＵＡＶまたは類似するタイプの航空ロボット車両の一部として統合され、ＵＡＶの飛行を持続するための一次電源を使用して、ポータブル飛行発電機として機能し、次いで、ＵＡＶがその目的地に到達し、飛行中ではないとき、電力の一次電源として作用することができる。例えば、ハイブリッドシステム１０を組み込むＵＡＶ、例えば、ＵＡＶ９００（図９）が、飛行中ではないとき、ハイブリッドシステムによって生成される利用可能な電力は、外部負荷５１８、５２６、５２８、および／または５３６のうちの１つ以上のものに伝達されることができ、したがって、ハイブリッド発電機システム５００は、ポータブル発電機として動作する。ハイブリッドシステム発電機５００は、連続ピーク電力生成能力を提供し、遠隔かつ多くの場合到達することが困難な場所において電力を提供することができる。「非飛行ポータブル発電機モード」では、ハイブリッドシステム５００は、利用可能な電力生成能力を、負荷５１８、５２６、５２８、および／または５３６のうちの外部の１つ以上のものに向かって迂回させることができる。電力要件に応じて、ＤＣ／ＡＣインバータ５２２、５３２のうちの１つ以上のものが、ＤＣ電圧を標準ＡＣ電力（１２０ＶＡＣまたは２４０ＶＡＣ）に変換するために使用され得る。

動作時、ＵＡＶ９００（図９）等のＵＡＶに結合されるハイブリッド発電機システム５００は、空中飛行を使用して場所から場所に横断し、着陸し、燃料を電力に変換するように発電機のスイッチをオンにすることが可能であろう。

図１２は、ハイブリッド発電機システム５００を伴うＵＡＶの例示的飛行パターンを示す。図１２に示される例示的飛行パターンでは、それに結合されるハイブリッドシステム５００を伴うＵＡＶ９００は、飛行できる状態の燃料を搭載される場所Ａにおいて始動する。ＵＡＶ９００は、次いで、場所Ａから場所Ｂに進行し、場所Ｂに着陸する。ＵＡＶ９００は、次いで、ハイブリッドシステム５００を使用し、場所Ｂにおけるローカル使用のための電力を生成し、それによって、ポータブル飛行発電機として作用する。電力がもはや必要とされないとき、ＵＡＶ９００は、場所Ａに戻り、次のタスクに関する命令を待機する。

種々の実施形態では、ＵＡＶ９００は、ハイブリッド発電機システム５００によって提供される電力を使用し、初期場所から遠隔場所に進行し、飛行し、着陸し、次いで、遠隔場所において電力を生成する。タスクの完了に応じて、ＵＡＶ９００は、その新しいタスクに関するコマンドを受け取る状態となる。この全ては、手動で、または自律的／自動化プロセスを通して実施されることができる。種々の実施形態では、ハイブリッド発電機システム５００を伴うＵＡＶ９００は、燃料の搬送およびローカル発電機が必要とされる適用可能な用途において使用されることができる。したがって、ハイブリッド発電機システム５００を伴うＵＡＶ９００は、遠隔場所に燃料および発電機の両方を搬送する必要性を排除する。ハイブリッド発電機システム５００を伴うＵＡＶ９００は、飛行中であるときおよび飛行中ではないときの両方において車両に給電することが可能であり、同量の利用可能な電力を外部負荷に提供することができる。これは、電力が現場における軍隊に対して必要とされる状況、発電機および燃料の輸送が厳しい人道もしくは災害救助状況、またはもはや利用可能ではない電力に関する要求が存在する状況において有用であり得る。

図１３は、取外可能サブシステムを伴うハイブリッド発電機システム５００に関する別のシステムの図を描写する。図１４Ａは、ＵＡＶの一部として統合される取外可能サブシステムを伴うハイブリッド発電機システム５００の図を描写する。図１４Ｂは、地上ロボットの一部として統合される取外可能サブシステムを伴うハイブリッド発電機システム５００の図を描写する。種々の実施形態では、テザーライン１３０２が、ハイブリッド制御システム５００のブリッジ整流器５０８および再充電可能バッテリ５１０のＤＣ出力に結合される。テザーライン１３０２は、ＤＣ電力出力をテザーコントローラ１３０４に提供することができる。テザーコントローラ１３０４は、テザーケーブル１３０６と地上または航空ロボット１３０８との間に結合される。動作時、下記にさらに詳細に議論されるように、ハイブリッド発電機システム５００は、本文書の図のうちの１つ以上のものとともに上記に議論されるような類似する出力能力を用いて、テザー上の電力を地上または航空ロボット１３０８に提供する。

図１３に示されるシステムは、本システムの一部として統合される付加的取外可能コンポーネント１３１０、例えば、データ記憶機器１３１２、通信機器１３１４、外部負荷センサ１３１６、付加的ハードウェア１３１８、およびデータテザー１３２２を介してテザーコントローラ１３０４に結合され得る種々の多方面の機器１３２０を含むことができる。

図１３に示されるシステムの動作の一実施例では、本システムは、飛行ロボットもしくはＵＡＶ（例えば、飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２（図１４）等）の一部として、または、地上ロボット１４０４として構成され得る。ポータブルテザー付きロボットシステム１４０８は、場所Ａにおいてミッションを開始する。サブシステムおよび地上、テザーコントローラ、地上／航空ロボット１３０８の全てまたは適用可能な組み合わせが、ハイブリッド発電機システム５００によって給電されることができる。ポータブルテザー付きロボットシステム１４０８は、所望の遠隔場所Ｂに、例えば、ハイブリッド発電機システム５００によって給電される地上ロボット１４０４を使用して地上を進行するか、またはハイブリッド発電機システム５００によって給電される飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２を使用して空中を進行するかのいずれかである。場所Ｂにおいて、飛行ロボット１４０２または地上ロボット１４０４として構成されるポータブルテザー付きロボットシステム１４０８は、１４０６に示されるハイブリッド発電機システム５００および／または取外可能サブシステム１３１０を自律的に結合解除することができ、これは、地上ロボット１４０４または飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２が動作している間、取り外されたままである。１４１２に示されるように、飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２が、場所Ｂにおいて必要とされるとき、飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２は、テザーケーブル１３０６に結合されるハイブリッド発電機システムによって提供される電力を使用して動作されることができる。飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２が、もはやハイブリッド発電機システム５００および／またはそれに取り付けられる付加的コンポーネント１３１０を有していないとき、これは、有意により軽く、より長い期間にわたって飛行することができる。一実施例では、飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２は、ハイブリッド発電機システム５００によって提供される電力を使用して、離陸し、長い期間にわたってホバリング位置に遠隔に留まることができる。

同様に、１４１０に示されるように、地上ロボット１４０４が、場所Ｂにおいて必要とされるとき、これは、テザーライン１３０６に結合されるハイブリッド発電機システム５００によって給電され得、また、ハイブリッド発電機システム５００および／またはそれに取り付けられる付加的コンポーネント１３１０を伴わないで有意により軽いであろう。地上ロボット１４０４もまた、ハイブリッド発電機システム５００によって提供される電力を使用して、長い期間にわたって使用されることができる。

図１５は、動作時の取外可能飛行パックを伴う地上ロボット１５０２を示す。取外可能飛行パック１５０４は、ハイブリッド発電機システム５００を含む。取外可能飛行パックは、１つ以上の実施形態の地上ロボット１５０２に結合される。ハイブリッド発電機システム５００は、地上ロボット１５０２内に埋設される。地上ロボット１５０２は、飛行パック１５０４から取外可能である。そのような設計では、能力の大部分は、地上ロボット１５０２内の深くに埋設され、これは、飛行パック１５０４から１００％独立して動作することができる。地上ロボット１５０２が飛行パック１５０４に取り付けられると、飛行パック１５０４は、地上ロボット１５０２内に埋設されるハイブリッド発電機システム５００から給電され、飛行パック１５０４は、飛行を提供する。地上ロボット１５０２のプラットフォームは、脚車輪またはねじ山付き基部運動であり得る。

一実施形態では、地上ロボット１５０２は、取外可能飛行パック１５０４と、図１５に示されるようにそれに結合されるハイブリッド発電機システム５００とを含み得る。本実施例では、地上ロボット１５０２は、車輪１５０６によって示されるような車輪ベースのロボットである。本実施例では、ハイブリッド発電機システム１０は、本文書の１つ以上の図に関して上記に議論されるように、燃料源５０２と、機関５０４と、発電機モータ５０６と、ブリッジ整流器５０８と、再充電可能バッテリ２０と、ＥＣＵ５１２と、随意のインバータ５２２および５３２とを含む。ハイブリッド発電機システム５００はまた、好ましくは、データ記憶機器１３１２と、通信機器１３１４と、外部負荷センサ１３１６と、付加的ハードウェア１３１８と、示されるようにデータライン１３２２に結合される多方面の通信１３２０とを含む。飛行パック１５０４は、好ましくは、固定翼、単一ロータもしくはマルチロータ、航空デバイス、または類似するタイプの航空デバイス等の航空ロボットプラットフォームである。

一実施形態では、地上ロボット１５０２および航空飛行パック１５０４は、単一ユニットとして構成される。電力が、ハイブリッド発電機システム５００から送達され、電力を飛行パック１５０４に提供するために使用され、したがって、地上ロボット１５０２および飛行パック１５０４は、場所Ａから場所Ｂに飛行することができる。場所Ｂにおいて、地上ロボット１５０６は、１５０８に示されるように飛行パック１５０４から取り外され、飛行パック１５０４から独立して操縦および動作することが可能である。ハイブリッド発電機システム５００は、地上ロボット１５０２内に埋設され、したがって、地上ロボット１５０６は、飛行パック１５０４から独立して給電されることが可能である。地上ミッションの完了に応じて、地上ロボット１５０２は、それ自体を飛行パック１５０４に再取り付けし、場所Ａに戻ることが可能である。上記の動作は全て、手動である、半自律的である、または完全に自律的であり得る。

一実施形態では、飛行パック１５０４は、遠隔場所に横断し、地上ロボット１５０２を送達することができる。所望の場所において、飛行パック１５０４のいかなる必要性も存在せず、したがって、これは、地上ロボット１５０２がその有効荷重として飛行パック１５０４を搬送する必要なくそのミッションを完了し得るように、後ろに残されることができる。これは、困難かつ厳しい地形、遠隔場所を横断するために、および地上ロボット１５０２をその場所に輸送することが厳しい状況において有用であり得る。例示的用途は、遠隔地雷目的地、遠隔監視および偵察、ならびに飛行パック１５０４が意図された目的地に近接して着陸し得ない荷物送達サービスを含み得る。これらの実施例では、飛行パックのための指定された安全降下区域が、使用されることができ、ローカル送達が、目的地まで地上ロボット１５０２によって完了される。

種々の実施形態では、次いで、ミッションが、完了し、地上ロボット１４０４または飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２は、ハイブリッド発電機システム５００に戻るように自律的に結合されることができる。付加的取外可能コンポーネント１３１０が、ハイブリッド発電機システム５００に戻るように自律的に結合されることができる。飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２または地上ロボット１４０４として構成される、ハイブリッド発電機システム５００を伴うポータブルテザー付きロボットシステム１４０８は、次いで、ハイブリッド発電機システム５００によって提供される電力を使用して、場所Ａに戻る。

結果として、ハイブリッド発電機システム５００を伴うポータブルテザー付きロボットシステム１４０８は、地上ロボット１４０４または飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２を遠隔場所に効率的に輸送し、地上ロボット１４０４または飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０２を自動的に結合解除し、地上ロボット１４０２または飛行ロボットもしくはＵＡＶ１４０４の動作時間を最大限にするために有益であり得る、テザー電力を使用して、飛行ロボット１４０２または地上ロボット１４０４を効果的に動作させることが可能である。システム１４０８は、テザー付き地上または航空ロボットの重量を削減し、それによって、その電力要件を有意に低減させる際に効果的であり得る、モジュール式取外可能繋留を提供する。これは、車両コンポーネントが取り付けられ、車両が運動を持続する必要がある元々の能力と比較すると、航空ロボットもしくはＵＡＶまたは地上ロボットが、有意により長い期間にわたって動作することを可能にする。システム１４０８は、遠隔場所において発電機、ロボット、およびテザーを組み立てる必要性を排除し、したがって、時間、リソース、および費用を節約する。システム１４０８の有用な用途は、特に、遠隔感知、攻撃または守備的軍事用途および／もしくは通信ネットワーキング、または複数車両協働環境、ならびに同等物を含み得る。

図１６は、ハイブリッド発電機システムの制御システムを示す。ハイブリッド発電機システムは、点火モジュール１６０４に結合される発電装置１６０２を含む。点火モジュール１６０４は、物理的スパークを発電装置１６０４に提供することによって、発電装置１６０２を始動するように機能する。点火モジュール１６０４は、点火バッテリエリミネータ回路（ＩＢＥＣ）１６０６に結合される。ＩＢＥＣ１６０６は、点火モジュール１６０４に給電するように機能する。

いくつかの実施例では、点火モジュール１６０４は、ＩＢＥＣ１６０６を使用するのではなく、ＤＣ／ＤＣコンバータを通してブリッジ整流器の出力から直接給電される。例えば、ブリッジ整流器出力によって点火モジュール１６０４を給電することは、少なくとも約１０ｋＷの電力を生産する電力生成システムのために使用されることができる。

発電装置１６０２は、電力を提供するように構成される。発電装置１６０２は、機関と、発電機とを含む。発電装置は、ＥＣＵ１６０８によって制御される。ＥＣＵ１６０８は、スロットルサーボを通して発電装置に結合される。ＥＣＵ１６０８は、機関のスロットルを制御するようにスロットルサーボを動作させ、発電装置１６０２に、生産される電力量を増加させるか、または減少させるかのいずれかであり得る。ＥＣＵ１６０８は、分圧器１６１０に結合される。分圧器１６１０を通して、ＥＣＵは、ＥＣＵ１６０８が生成している電力量を決定し、機関のスロットルを増加させるか、減少させるか、または一定に保つかを決定することができる。

発電装置は、分電盤１６１２に結合される。分電盤１６１２は、発電装置１６０２によって生成される電力をバッテリパック１６１４および負荷／車両１６１６の一方または両方に分配することができる。分電盤１６１２は、バッテリエリミネータ回路（ＢＥＣ）１６１８に結合される。ＢＥＣ１６１８は、電力をＥＣＵ１６０８および受信機１６２０に提供する。受信機１６２０は、ＩＢＥＣ１６０６を制御し、ＩＢＥＣ１６０６に点火モジュール１６０４に給電させるように機能する。受信機１６２０はまた、発電装置１６０２の機関のスロットルを制御する際に使用されるＥＣＵ１６０８に情報を送信する。受信機１６２０からＥＣＵへの情報は、機関のスロットルのスロットル位置およびハイブリッド生成システムが動作しているモードに関連する。いくつかの実施例では、ＩＢＥＣが使用されていないとき、受信機１６２０は、点火モジュール１６０４を直接イネーブルまたはディスエーブルにするために使用される。

図１７は、ハイブリッド発電機システムを通して給電されるドローンの上部部分１７００の上面斜視図を示す。図１３に示されるドローンの上部部分１７００は、６つのロータ１７０２−１．．．１７０２−６（以降では、「ロータ１７０２」）を含む。ロータ１７０２は、対応するモータ１７０４−１．．．１７０４−６（以降では、「モータ１７０４」）によって急回転するようにされる。モータ１７０４は、ハイブリッド発電機システムを通して給電されることができる。ドローンの上部部分１７００は、上面１７０６を含む。上面１７０６の縁は、空気抗力を低減させ、ドローンの空気力学的性能を改良するように湾曲されることができる。上面は、それを通して空気が流動し、ハイブリッド発電機システムの少なくとも一部から離れるように熱を放散する際に補助し得る、開口部１７０８を含む。種々の実施形態では、空気フィルタの少なくとも一部が、開口部１７０８を通して暴露される。

図１８は、ハイブリッド発電機システム５００を通して給電されるドローンの底部部分１８００の上面斜視図を示す。ハイブリッド発電機システム５００は、電力をモータ１７０４に提供するために、機関５０４と、発電機モータ５０６とを含む。ロータモータ１７０４および対応するロータ１７０２は、アーム１８０２−１．．．１８０２−６（以降では、「アーム１８０２」）を通して、ドローンの底部部分１８００の主要本体から離れるように位置付けられる。ドローンの底部部分１８００の底部部分の外面および／またはアーム１８０２は、空気抗力を低減させ、ドローンの空気力学的性能を改良するために湾曲される縁を有することができる。

図１９は、ハイブリッド発電機システム５００を通して給電されるドローンの底部部分１８００の上面図を示す。ロータモータ１７０４および対応するロータ１７０２は、アーム１８０２を通して、ドローンの底部部分１８００の主要本体から離れるように位置付けられる。ドローンの底部部分１８００の底部部分の外面および／またはアーム１８０２は、空気抗力を低減させ、ドローンの空気力学的性能を改良するために湾曲される縁を有することができる。

図２０は、ハイブリッド発電機システム５００の側面斜視図を示す。図１６に示されるハイブリッド発電機システム５００は、１．８ｋＷの電力を提供することが可能である。ハイブリッド発電機システム５００は、発電機モータ５０６に結合される機関５０４を含む。機関５０４は、約３馬力を提供することができる。発電機モータ５０６は、機関５０４によって生成される機械的動力を使用して、ＡＣ出力電力を生成するように機能する。

図２１は、ハイブリッド発電機システム５００の側面斜視図を示す。図１７に示されるハイブリッド発電機システム５００は、１０ｋＷの電力を提供することが可能である。ハイブリッド発電機システム５００は、発電機モータに結合される機関５０４を含む。機関５０４は、約１５〜１６．５馬力を提供することができる。発電機モータは、機関５０４によって生成される機械的動力を使用して、ＡＣ出力電力を生成するように機能する。

ＵＡＶおよびハイブリッド発電機システムのさらなる説明が、米国出願第１４／９４２，６００号（その内容が、参照することによってその全体として本明細書に組み込まれる）に見出されることができる。

いくつかの実施例では、機関５０４は、機関が高電力密度で動作することを可能にする特徴を含むことができる。機関５０４は、高い重量比出力を有する２ストローク機関であり得る。機関５０４は、少数の可動部分を伴う単純設計を具現化することができ、したがって、機関は、小型かつ軽く、したがって、機関の高い重量比出力に寄与する。具体的実施例では、機関は、１ｋＷ／ｋｇ（キログラムあたりキロワット）のエネルギー密度を有し、機関によって生成される電力の１キロワット毎に約１０ｋｇの揚力を生成する。いくつかの実施例では、機関５０４は、ブラシレスＤＣモータまたは永久磁石同期モータに結合されることができ、これは、機関の高電力密度の達成に寄与することができる。例えば、ブラシレスモータは、効率的かつ信頼性があり、概して、スパークしにくく、したがって、機関からの電磁干渉（ＥＭＩ）のリスクを低減させる。

いくつかの実施例では、機関５０４は、ＵＡＶおよびデータセンタの感受性コンポーネントが機関によって生成される振動から絶縁されることを可能にする、振動絶縁システムを介してＵＡＶ上に搭載される。ＵＡＶの感受性コンポーネントは、例えば、Ｐｉｘｈａｗｋ、コンパス、全地球測位システム（ＧＰＳ）、または他のコンポーネント等の慣性測定ユニットを含むことができる。データセンタの感受性コンポーネントは、例えば、プロセッサ、データ記憶デバイス、無線通信コンポーネント、または他のコンポーネントを含むことができる。

いくつかの実施例では、振動絶縁システムは、機関をＵＡＶのフレームに取り付ける、振動減衰マウントを含むことができる。振動減衰マウントは、機関５０４が、ＵＡＶのフレームから独立して発振することを可能にし、したがって、振動が機関からＵＡＶの他のコンポーネントに伝送されることを防止する。振動減衰マウントは、引裂きまたは断裂を伴わずに、機関の運動によって生成される機械的エネルギーを吸収し、したがって、機械的エネルギーがＵＡＶの残りに伝達されることを防止し得る、ゴム等のロバストなエネルギー吸収材料から形成されることができる。いくつかの実施例では、振動減衰マウントは、スペーサを用いてともに堅く継合される２つの層のゴムダンパから形成されることができる。スペーサの長さは、マウントに関する所望の堅性を達成するように調節されることができる。ゴムの硬度は、振動エネルギーを吸収するために、所望の減衰特性を達成するように調節されることができる。

図２２Ａを参照すると、いくつかの実施例では、機関５０４および発電機モータ５０６は、精密かつロバストな接続を通して、例えば、剛性金属結合具またはウレタン結合具７０４を通して直接結合される。例えば、剛性金属結合具は、高ｒｐｍ、パルス負荷、および衝撃における動作に対して安定したボルト留めアルミニウム板を含むことができる。特に、発電機モータ５０６は、発電機本体２２０２内に格納される発電機ロータ７０６および発電機ステータ７０８を含む。発電機ロータ７０６は、発電機軸受２２０４によって発電機本体２２０２に取り付けられる。発電機ロータ７０６は、結合具７０４を介して機関シャフト６０６に結合される。機関５０４と発電機モータ５０６との間の精密結合は、精密に機械加工された部分を使用し、発電機モータ５０６の回転構成要素の重量および支持を平衡させることによって達成されることができ、これは、順に、内部応力を低減させる。発電機のロータと機関シャフトとの整合もまた、精密結合を達成するために役立つことができる。ロータと機関シャフトとの間の不整合は、効率を低減させ、早期の故障に潜在的につながり得る不平衡を引き起こし得る。いくつかの実施例では、ロータと機関シャフトとの整合は、精密なインジケータおよび固定具を使用して達成されることができる。精密結合は、可能な範囲において、機関５０４および発電機モータ５０６を冷却することによって、外部応力を低減させることによって、ならびに機関５０４および発電機モータ５０６を定常条件下で起動することによって維持されることができる。例えば、振動絶縁マウントは、機関５０４に対する外部応力が低減される、または実質的に排除されることを可能にし、精密直接結合を達成する際に補助する。

直接結合は、第１の電力システムの信頼性に寄与することができ、これは、順に、ハイブリッド発電機システムが、高電力において長い期間にわたって連続的に動作することを可能にする。加えて、直接結合は、第１の電力システムの耐久性に寄与し、したがって、数百万の機関サイクル等の多くの機関サイクルにわたってでも機械的クリープおよび疲労を低減させるために役立つことができる。いくつかの実施例では、機関は、振動絶縁システムによってＵＡＶのフレームから機械的に絶縁され、したがって、最小の外部力を被り、したがって、機関と発電機モータとの間の直接結合は、内部応力のみを考慮することによって実装されることができる。

機関５０４と発電機モータ５０６との間の直接結合は、第１の電力システムが、小型形状因子を有するコンパクトな軽量電力システムであることを可能にすることができる。コンパクトかつ軽量の電力システムは、ＵＡＶの中に容易に統合されることができる。

図２２Ｂを参照すると、いくつかの実施例では、フレームレスまたは軸受レス発電機６０８が、発電機モータ５０６と機関５０４との間のウレタン結合具の代わりに使用されることができる。例えば、発電機上の軸受（図２２Ａの２２０４）は、除去されることができ、発電機ロータ７０６は、機関シャフト６０６に直接噛合されることができる。発電機ステータ７０８は、機関５１６のフレーム６１０に固定されることができる。本構成は、結合具で発電機を過剰に拘束することを防止する一方、小型形状因子ならびに低減された重量および複雑性を提供する。

いくつかの実施例では、柔軟性または可撓性結合具が、スプラインシャフト、ＣＶジョイント、ＵＶジョイントとして、および／または他のＵＡＶ構成要素のために提供されることができる。そのような柔軟性結合具は、乗客を搬送するようなサイズのＵＡＶシステム等のより大きいＵＡＶシステムとの併用に関連し得る。柔軟性または可撓性結合具は、機関および発電機シャフトの精密な整合に関する要件を低減させる。

いくつかの実施例では、発電機モータ５０６は、大きい回転慣性モーメントを提供するはずみ車を含む。大きい回転慣性は、低減されたトルクスパイクおよび平滑な電力出力をもたらし、したがって、機関５０４と発電機モータ５０６との間の結合具に対する摩損を低減させ、第１の電力システムの信頼性に寄与することができる。いくつかの実施例では、発電機は、機関５０４に直接噛合されると、はずみ車として作用する。いくつかの実施例では、はずみ車は、例えば、発電機が十分な回転慣性を提供しない場合、固有の構成要素である。

いくつかの実施例では、設計基準が、機関５０４と発電機モータ５０６との間の良好な対合を提供するように設定される。モータの電力帯域は、典型的には、狭い範囲に限定される。本電力帯域は、その中で殆どの飛行条件下で動作するＲＰＭ（１分あたり回転数）範囲を識別するために使用されることができる。識別されたＲＰＭ範囲に基づいて、推進システム（例えば、ロータ）に対して適切な電圧を提供することが可能であるモータ定数（ｋＶ）を有する発電機が、選択されることができる。適切な発電機の選択は、負荷が増加するにつれて、発電機からの電圧が降下しないであろうことを確実にするために役立つ。例えば、機関が６，５００ＲＰＭにおいて最大電力を有し、５０Ｖシステムが推進のために所望される場合、１３０のｋＶを有する発電機が、選択されることができる。

いくつかの実施例では、排気パイプが、機関５０４の効率に好影響を及ぼすように設計されることができる。排気パイプは、機関からの排気のための膨張チャンバとしての役割を果たし、したがって、機関の容積効率を改良する。排気パイプの形状は、本システムの共振に基づいて、空気を燃焼チャンバの中に戻すように誘導するように調整されることができる。いくつかの実施例では、気化器もまた、温度または他のパラメータ等、機関の動作パラメータに基づいて調整されることができる。例えば、気化器は、機関内の良好な燃焼反応を達成するために、機関の中に所望の燃料量を許容し、したがって、標的燃料対空気比が到達されることを可能にするように調整されることができる。加えて、スロットル本体は、機関出力をさらに改良するために、燃料噴射および／またはタイミングを制御するように設計されることができる。

いくつかの実施例では、機関のスロットルは、所望の機関性能を達成するために調整されることができる。例えば、本システムの電圧が負荷下で降下すると、スロットルは、増加され、本システムの電圧が高くなりすぎると、スロットルは、減少される。バス電圧は、調整され、フィードバック制御ループが、使用され、スロットル位置を制御することができる。いくつかの実施例では、バッテリへの電流は、バッテリの充電および推進電圧を制御する目的で監視されることができる。いくつかの実施例では、フィードフォワード制御が、提供されることができ、したがって、機関は、（例えば、ミッション計画に基づいて、および／またはモータによって引き込まれる負荷に基づいて）負荷の次回の変化を予測し、予測された変化をプリエンプティブに補償することができる。フィードフォワード制御は、機関がより少ない遅れで負荷の変化に応答することを可能にする。いくつかの実施例では、機関は、例えば、負荷を見込んで（例えば、ミッション計画における負荷予報）バッテリ寿命を最大限にする、または別の目標を最大限にするために、事前規定されたスケジュールに従ってバッテリを充電するように制御されることができる。スロットル調整は、バッテリを完全に充電された状態に保つことに役立ち、本システムが所望の電圧において起動し得ることを確実にすることに役立ち、バックアップ電力が利用可能であることを確実にすることに役立つことができる。

いくつかの実施例では、ウルトラキャパシタが、ハイブリッド発電機システムが変化する電力要求に迅速に応答することを可能にするために、ハイブリッド発電機システムの中に組み込まれることができる。例えば、ウルトラキャパシタは、急速な応答および平滑な信頼性のある電力が可能な軽量システムを提供するために、１つ以上の再充電可能バッテリと併用されることができる。

いくつかの実施例では、熱管理方略が、ハイブリッド発電機システムの構成要素を能動的または受動的に冷却するために採用されることができる。例えば、熱放散は、通常、表面積に比例するため、高電力密度構成要素は、過熱する傾向にある。加えて、内部燃焼は、本質的に非効率的なプロセスであり、これは、熱を生成する。

能動的冷却方略は、遠心ファン等のファンを含むことができる。遠心ファンは、機関シャフトに結合されることができ、したがって、ファンは、機関と同一のＲＰＭで急回転し、したがって、有意な空気流を生産する。遠心ファンは、空気流が機関のある構成要素、例えば、シリンダヘッド等の機関の最も熱い部分にわたって指向されるように位置付けられることができる。ＵＡＶの飛行運動によって生成される空気流もまた、ハイブリッド発電機システムを冷却するために使用されることができる。例えば、ＵＡＶのロータによって押動される空気（プロップウォッシュと称される）が、ハイブリッド発電機システムの構成要素を冷却するために使用されることができる。受動的冷却方略は、ハイブリッド発電機システムの構成要素を冷却するために、単独で、または能動的冷却方略との組み合わせにおいて使用されることができる。いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システムの１つ以上の構成要素は、散逸性熱シンクと接触して位置付けられ、したがって、構成要素の動作温度を低下させることができる。例えば、ＵＡＶのフレームは、アルミニウム等の熱伝導性材料から形成されることができ、これは、熱シンクとして作用することができる。図２２を参照すると、いくつかの実施例では、フィン２３０２が、機関上（例えば、機関のシリンダヘッドのうちの１つ以上のものの上）に形成され、機関の対流表面積を増加させ、したがって、増加された熱伝達を可能にすることができる。いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システムは、構成要素をさらに冷却するために、ある構成要素が周囲空気またはＵＡＶの飛行運動によって生成される空気流に選択的に暴露されるように構成されることができる。

いくつかの実施例では、ハイブリッド発電機システム１０、ＵＡＶ、および／またはデータセンタコンポーネントの材料は、軽量であり得る。例えば、高強度重量比を伴う材料が、重量を削減するために使用されることができる。例示的材料は、アルミニウムもしくは高強度アルミニウム合金（例えば、７０７５合金）、炭素繊維ベースの材料、または他の材料を含むことができる。構成要素設計もまた、重量削減に寄与することができる。例えば、構成要素は、構成要素のために使用される材料の堅性を増加させ、その量を削減するように設計されることができる。いくつかの実施例では、構成要素は、構成要素の機能に関連しない材料が除去され、したがって、構成要素の重量をさらに削減するように設計されることができる。

いくつかのマルチロータＵＡＶは、電力を提供するために１つ以上のバッテリ（例えば、再充電可能バッテリ）に依拠し（例えば、それにのみ依拠し）、プロペラに結合されるロータモータを駆動し、飛行を達成し得る。典型的な従来のマルチロータＵＡＶは、約１５０〜２１０Ｗｈ／ｋｇの電力を提供し得る、リチウムポリマー（ＬｉＰｏ）バッテリを含み得る。これは、約１５分の典型的な荷積飛行時間および約３２〜４５分の非荷積飛行時間を提供し得る。いくつかの実装では、高度なリチウム硫黄バッテリもまた、使用され得、これは、約４００Ｗｈ／ｋｇの電力を提供し得る。そのような場合では、荷積構成における約３０分の飛行時間が、達成され得る。

いくつかの実装では、ＵＡＶは、ＵＡＶ用途における耐久性および有効荷重能力を拡張するために、マイクロハイブリッド発電機システムによって給電され得る。そのようなマイクロハイブリッド発電機システムの実施例が、２０１５年１１月１６日に出願された米国出願第１４／９４２，６００号（その内容が、参照することによってその全体として本明細書に組み込まれる）に説明されている。マイクロハイブリッド発電機システムは、２つの別個の電力システムを含むことができる。第１の電力システムは、発電機モータに結合される小型かつ効率的なガソリン動力機関であり得る。いくつかの実施例では、第１の電力システムは、マイクロハイブリッド発電機システムの一次電源としての役割を果たすことができる。第２の電力システムは、高エネルギー密度再充電可能バッテリであり得る。ともに、第１の電力システムおよび第２の電力システムは、組み合わされ、ＵＡＶのために高ピーク電力可用性を提供する、高エネルギー連続電源を形成することができる。さらに、第１の電力システムまたは第２の電力システムのいずれかは、他の電源が故障した、または枯渇した状態になった場合、バックアップ電源としての役割を果たすことができる。

ＵＡＶによって採用される電源のタイプにかかわらず、電源は、最終的に、飛行中に枯渇した状態になり得る。これが起こると、ＵＡＶは、動作を中止するであろう。ＵＡＶが飛行中である場合、これは、ＵＡＶの破滅的墜落をもたらし得る。例えば、ＵＡＶが、典型的な飛行高度において（例えば、数十、数百、またはさらには数千メートルのオーダーにおいて）屋外で飛行試験されている場合、電力の喪失は、ＵＡＶに深刻な損傷をもたらす可能性が高いであろう。損傷は、ＵＡＶが比較的に高速（例えば、ＵＡＶが着陸中に持続するように設計されているものを超える速度）で地面と接触することからもたらされ得る。損傷は、そのように接触するように設計されていないＵＡＶの１つ以上の部分（例えば、ＵＡＶのプロペラ、アーム等）が地面と接触することからもたらされ得る。例えば、ＵＡＶは、これが電力を喪失した後に地面に接近するにつれて回転または反転し得、ＵＡＶのプロペラまたはアームは、地面と接触し、それによって、プロペラまたはアームの破壊もしくは屈曲をもたらし得る。そのような損傷は、ＵＡＶが比較的に低い高度（例えば、５メートルを下回る）において電力を喪失するときであってももたらされ得る。

ＵＡＶへの損傷のリスクは、ＵＡＶの試験を非常に危険かつ高コストにし得る。例えば、ＵＡＶの１つ以上の電源の容量または範囲を試験するとき、試験者は、電源が最終的に枯渇した状態になったときにＵＡＶが墜落するであろう可能性に起因して、電源の範囲限界を超えることを渋る場合がある。

さらに、いくつかの実装では、ＵＡＶによって採用される電源は、ＵＡＶが４〜６時間の（または、例えば、さらに長い）飛行時間を持続することを可能にし得る。そのような延長された長さの飛行時間は、試験者が手動で実施および持続することが困難であり得る。例えば、そのような期間にわたって集中力を維持することは、困難であり得る。加えて、そのような期間にわたって試験者の細心の注意を要求することは、これが試験者がタイムリーな様式で他のタスク（例えば、他のドローンを試験すること等）を完了することを妨げるため、非効率的であり得る。

本明細書に説明されるものは、１つ以上のＵＡＶの飛行試験中に使用され得る試験スタンドである。試験スタンドは、（例えば、搭載機構を介して）ＵＡＶを受け取るように設計される。試験スタンドは、ＵＡＶが制限または半制限様式で飛行することを可能にする。例えば、試験スタンドは、ＵＡＶが事前定義された（例えば、試験スタンドの構造的寸法によって限定されるような）高度限界内で上昇および下降することを可能にし得る。いくつかの実装では、試験スタンドは、ＵＡＶが試験スタンドにおける使用中に略水平な飛行配向を維持するように構成され得る。言い換えると、試験スタンドは、ＵＡＶが飛行中にそのロール、ヨー、およびピッチの任意の組み合わせを調節することを実質的に防止し得る。いくつかの実装では、ＵＡＶは、構成可能な飛行自由度がＵＡＶに提供されるように試験スタンドに搭載され得る。例えば、ＵＡＶは、ＵＡＶが構成可能な限界内でそのロール、ヨー、およびピッチのうちの１つ以上のものの任意の組み合わせを調節し得るように、搭載機構に取り付けられ得る（または、例えば、搭載機構が、試験スタンドに取り付けられ得る）。いくつかの実装では、試験スタンドは、これが提供する飛行制限に起因して、ＵＡＶの安全な屋内試験を可能にし得る。

電源が試験飛行中に最終的に枯渇した状態になるとき、試験スタンドは、ＵＡＶが制御または半制御様式で地面に落下することを確実にする。例えば、付与された高度制限に起因して、ＵＡＶは、ＵＡＶに過剰な損傷を引き起こすであろう落下の間、ある程度の速度に到達することを防止される。同様に、ＵＡＶが略平行な飛行配向を維持することを強制する試験スタンドに起因して、ＵＡＶの脆弱または高価な構成要素は、地面と接触することを防止され、したがって、これらの構成要素への過剰な損傷は、回避されることができる。

図２４は、ＵＡＶ４５０との併用のために構成される試験スタンド１５０の実施例を示す。試験スタンド１５０は、基部１６０と、基部から延在するフレーム１７０と、フレーム１７０に取り付けられる複数の搭載機構１８０とを含む。

基部１６０は、地面と接触するように配列される。図示される配列では、基部１６０は、地面に平行に配列される複数の脚部１６２を含む。脚部１６２は、試験スタンド１５０が（例えば、試験スタンド１５０の残りおよびＵＡＶ４５０の重量に起因して、別様に起こり得る）転倒することを防止する構成において配列される。例えば、脚部１６２は、そのような転倒を防止するために十分なサイズを有する地面の面積を被覆するように配列され得る。いくつかの実装では、基部１６０は、そのような転倒を防止するための重量を有する材料を含み得る。例えば、基部１６０の重量は、試験スタンド１５０の残りの重量を上回り得る。いくつかの実装では、基部１６０は、地面に添着されるように構成され得る。例えば、脚部１６２は、脚部１６２を地面に添着する締結具を受け取るためのクリアランス孔を含み得る。

いくつかの実装では、基部１６０は、複数の脚部１６２が地面に平行に存在しないように配列され得る。例えば、脚部１６２は、脚部１６２が地面との角度を形成する円錐形構成を有し得る。脚部１６２の底端部は、地面と接触し得、脚部１６２の上端部は、フレーム１７０に添着され得る。

フレーム１７０は、基部１６０から（例えば、垂直に）延在する。フレーム１７０は、それに沿ってＵＡＶ４５０が試験中に飛行することを可能にされる軸を画定し得る。フレーム１７０は、基部１６０の第１の側から延在する第１の側部分１７２と、基部１６０の第２の側から延在する第２の側部分１７４とを含む。側部分１７２、１７４は、その中にＵＡＶ４５０が飛行中に存在し得る空間をその間に画定する。図示される配列では、側部分１７２、１７４はそれぞれ、それに沿ってＵＡＶ４５０が試験中に飛行し得る２つのビーム１７６を含む。２つの側部分１７２、１７４のみが図示される配列に示されているが、付加的側部分が、含まれ得る。例えば、第３の側部分および第４の側部分が、基部１６０から延在し得、したがって、４つの側部分は、その間に正方形の空間を画定する。いくつかの実装では、各側部分は、１つのビームのみを含み得る。つまり、第１の側部分１７２は、単一のビーム１７６を含み得、第２の側部分１７４は、単一のビーム１７６を含み得る。

図示される配列等におけるいくつかの実装では、試験スタンド１５０は、フレーム１７０の側部分１７２、１７４をともに接続する１つ以上のクロスビーム１９０を含み得る。クロスビーム１９０は、第１の側部分１７２の上端部および第２の側部分１７４の上端部に添着され得る。クロスビーム１９０は、試験スタンド１５０の構造完全性を改良するために使用され得る。例えば、クロスビーム１９０は、フレーム１７０の側部分１７２、１７４を略垂直配向において維持するように構成され得る。いくつかの実装では、クロスビーム１９０は、下記により詳細に説明されるように、複数の試験スタンド１５０をともに接続するための固定点として使用され得る。

図示される配列では、試験スタンド１５０は、ＵＡＶ４５０に添着（例えば、それを受容）するように構成される、複数の搭載機構１８０を含む。搭載機構１８０は、フレーム１７０に取り付けられる（例えば、摺動可能に取り付けられる）。ＵＡＶ４５０は、搭載機構１８０およびＵＡＶ４５０が試験飛行中にフレーム１７０に沿って（例えば、それに平行な方向において）摺動することを可能にする様式で搭載機構１８０に取り付けられ得る。

図２５は、搭載機構１８０の実施例を示す。図示される配列では、搭載機構１８０は、フレーム１７０に沿って垂直に摺動するように構成される摺動構成要素である。各摺動構成要素は、フレーム１７０のビーム１７６のうちの１つの軌道２４５（例えば、Ｔスロット）内に嵌合するように構成されるホイール２５２を含む。摺動構成要素はまた、ホイール２５２をＵＡＶ４５０における対応するクリアランス孔２５８に添着する締結具２５６を含む。ホイール２５２は、これが軌道２５４に沿って移動するにつれて回転するように構成され、それによって、ＵＡＶ４５０がフレーム１７０に沿って垂直に摺動する際の摩擦を低減させる。ＵＡＶとフレーム１７０との間の摩擦の低減は、試験飛行が実際の飛行条件をより厳密に模倣することを可能にする。

いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０は、他のタイプの搭載機構によって試験スタンド１５０に接続され得る。図２６は、開口を形成するリング部分３５２および接続部分３５４を含む、搭載機構３５０の別の実施例を示す。接続部分３５４は、接続部分３５４をＵＡＶ４５０に添着する締結具を受け取るように構成される、１つ以上のクリアランス孔を含むことができる。リング部分３５２は、フレーム１７０の対応するビーム１７６の周囲に配置されることができ、したがって、搭載機構３５０およびＵＡＶ４５０は、フレーム１７０に沿って（例えば、それに平行な方向において）摺動することを可能にされる。複数の搭載機構３５０が、提供され得る（例えば、搭載機構３５０は、フレーム１７０のビーム１７６毎に提供され得る）。いくつかの実装では、リング部分３５２によって形成される開口は、ホイール、玉軸受、摩擦低減処理等、搭載機構３５０とビーム１７６との間の摩擦を低減させるための機構を含み得る。

いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０は、接続部分３５４に可撤式に取り付けられ得る。例えば、ＵＡＶ４５０および／または接続部分３５４は、種々の異なるＵＡＶが（例えば、試験スタンドの分解および再組立を要求することなく）搭載機構３５０から内外に交換されることを可能にする、１つ以上のクリップを含み得る。このように、複数の異なるＵＡＶが、容易かつ迅速に試験されることができる。

いくつかの実装では、リング部分３５２の特定の構成は、実施されるべき試験飛行の所望の特性に基づいて選定され得る。例えば、リング部分３５２によって形成される開口は、ロール、ヨー、およびピッチの任意の組み合わせに関する運動（例えば、角度回転）のある程度の飛行自由度を提供するように設計され得る。例えば、開口は、フレーム１７０のビーム１７６の外周を実質的に上回る円周を有し、それによって、ＵＡＶ４５０がそのロール、ヨー、およびピッチを調節することを可能にし得る。いくつかの実装では、開口の寸法は、飛行自由度が特定の飛行シナリオに基づいて調節され得るように構成可能であり得る。運動の飛行自由度を提供することは、搭載機構３５０がビーム１７６と結合するリスクを低減させることができる。運動の飛行自由度を提供することはまた、現実的な飛行試験シナリオを可能にすることができ、オペレータ（例えば、ＵＡＶ４５０の試験者）がＵＡＶ４５０の自由飛行展開に先立って、ＵＡＶ４５０の安定した飛行特性を確認することを可能にすることができる。

試験スタンド１５０は、特定の飛行試験シナリオのために好適な構造完全性を提供するために好適な任意の材料を用いて作製されることができる。使用される材料は、試験されるべき特定のＵＡＶのサイズ、重量等に依存し得る。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、鋼、炭素鋼、ステンレス鋼、鉄、アルミニウム、銅、チタン等の金属を含み得る。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、木材、ポリマー（例えば、プラスチック）等を含み得る。当業者に公知の他の材料が、前述の材料の代わりに、またはそれとの組み合わせにおいて利用されることができる。

試験スタンド１５０は、試験されるべき特定のＵＡＶに応じて、広い範囲の寸法を有し得る。大きいまたは重いＵＡＶは、その増加された質量および潜在的により大きい加速能力に起因して、飛行中より大きい力を生成することが可能であり得る。したがって、試験スタンド１５０の寸法は、試験スタンド１５０が転倒することを可能にすることなく、ＵＡＶの飛行を十分に制限するためのサイズおよび重量を提供するために、そのような大きいまたは重いＵＡＶを試験するために比較的に大きくあり得る。対照的に、より小さい寸法が、飛行中に過剰な量の力を生成することが可能ではない比較的により小さいＵＡＶに対して適切であり得る。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、２０１６年９月１５日に出願された米国仮出願第６２／３９４，８６１号（「第’８６１号出願」）（その内容が、参照することによってその全体として本明細書に組み込まれる）等に説明される、複数の構成（例えば、圧潰構成または開放構成）において配列され得る比較的に小さいＵＡＶを収容するために十分な寸法を有し得る。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、第’８６１号出願に説明されるパラシュート機構を試験するために十分な寸法を有し、そのために別様に構成され得る。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０の基部１６０は、試験スタンド１５０を試験中に直立位置に保つために必要な重量または構成を提供するように設計され得る。例えば、基部１６０は、試験スタンド１５０の残りおよび試験されているＵＡＶ４５０よりも有意に重い重量を有し得る。いくつかの実施例では、基部１６０は、基部１６０に地面の比較的に広い面積を被覆させる寸法を有し得る。基部１６０の１つ以上の寸法は、試験スタンドの高さに比例し得、したがって、その最も高い可能な高度においてＵＡＶ４５０によって引き起こされるトルクは、試験スタンドを転倒させるには不十分である。例えば、基部１６０の長さ、幅、直径等のうちの１つ以上のものは、試験スタンド１５０の高さを２倍、３倍等上回り得る。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、特定のサイズのＵＡＶを単純に収容するために、特定の最小寸法を有し得る。例えば、試験スタンド１５０の寸法は、フレーム１７０の第１の側部分１７２と第２の側部分１７４との間に形成される空間が、特定のＵＡＶ４５０を収容し得るようなものであり得る。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０の寸法は、少なくとも部分的に、実施されるべき特定の飛行試験シナリオに依存し得る。例えば、ＵＡＶ４５０が比較的に高い飛行高度を維持することを要求する試験は、ＵＡＶ４５０がフレーム１７０に沿って摺動することを可能にし、そのような高度に到達するために十分な長さを有するフレーム１７０を使用して実施され得る。ＵＡＶ４５０がある付加的飛行自由度を有することを可能にする試験（例えば、ＵＡＶ４５０がそのロール、ヨー、およびピッチの任意の組み合わせを調節することを可能にする試験、ＵＡＶ４５０が地面に平行な平面において移動することを可能にする試験等）は、フレーム１７０が、より制限的な飛行試験中にＵＡＶ４５０を収容するために別様に形成されるであろうものよりも比較的に広い空間を形成することを要求し得る。

図２７は、ＵＡＶ４５０の斜視図を示す。ＵＡＶ４５０は、マイクロハイブリッド発電機システムと統合され得る。ＵＡＶ４５０は、それぞれ、プロペラ４５４に結合される、６つのロータモータ４５２を含む。ロータモータ４５２およびプロペラ４５４は、アーム４５６によって、ＵＡＶ４５０の主要本体から離れるように位置付けられる。ＵＡＶ４５０は、（例えば、３ ＤＲ Ｐｉｘｈａｗｋ（Ｒ）の一部として実装される）Ｐｘ４ ｆｌｉｇｈｔ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ （Ｒ）を含み得る。試験スタンド１５０は、当業者によって理解されるように、より多いまたは少ないロータモータ４５２、プロペラ４５４、およびアーム４５６を含むＵＡＶと併用され得ることを理解されたい。

いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０が複数の搭載機構１８０によってフレーム１７０に（例えば、直接）添着されるのではなく、ＵＡＶ４５０は、別個の搭載デバイスを介してフレーム１７０に添着され得る。図２８は、フレーム１７０に取り付けられる（例えば、摺動可能に取り付けられる）マウント５５０を含む試験スタンド１５０の実施例を示す。いくつかの実装では、マウント５５０自体が、搭載機構と見なされることができる。マウント５５０は、マウント５５０が側部分１７２、１７４によって画定される空間内に存在するようにフレーム１７０に取り付けられる。

マウント５５０は、マウント５５０がフレーム１７０に沿って（例えば、それに平行な方向において）摺動することを可能にする様式でフレーム１７０に取り付けられる。図示される配列では、マウント５５０は、その中にフレーム１７０の側部分１７２、１７４が存在する複数の開口５０２を含む。いくつかの実装では、開口５０２は、ホイール、玉軸受等、マウント５５０とフレーム１７０との間の摩擦を低減させるための機構を含み得る。いくつかの実装では、マウント５５０は、図２５に関して上記に説明される摺動構成要素等の摺動構成要素によってフレーム１７０に取り付けられ得る。

マウント５５０は、マウント５５０およびＵＡＶ４５０が試験飛行中にフレーム１７０に沿って（例えば、それに平行な方向において）摺動することを可能にする様式でＵＡＶ４５０に添着するように構成される。マウント５５０は、ＵＡＶ４５０をマウント５５０に固定するための１つ以上の機構を含み得る。いくつかの実施例では、ＵＡＶ４５０は、マウント５５０の陥凹内に存在し得、締結具が、ＵＡＶ４５０を定位置に固定するために使用され得る。図示される配列では、マウント５５０は、ＵＡＶ４５０のクリアランス孔２５８に取り付けられる締結具を受け取るように構成されるクリアランス孔５５６を伴う２つのフィン５５４を含む。いくつかの実装では、マウント５５０は、ＵＡＶ４５０に取り付けられる（例えば、ＵＡＶ４５０の受容機構に取り付けられる）ように構成される１つ以上のクリップを含み得る。

いくつかの実装では、マウント５５０は、フレーム１７０に恒久的に取り付けられ得、ＵＡＶ４５０は、マウント５５０に可撤式に取り付けられ得る。このように、種々の異なるＵＡＶが、試験スタンド１５０の分解および再組立を要求することなく、マウント５５０から外に容易に交換されることができる。いくつかの実装では、マウント５５０は、ＵＡＶ４５０を受容するように構成されるドッキングデバイスを含み得る。ＵＡＶ４５０（および、例えば、試験されるべき他のＵＡＶ）は、ＵＡＶ４５０がマウント５５０に添着されるように、ドッキングデバイスと噛合する構成要素を含み得る。ドッキングデバイスは、ＵＡＶ４５０がマウント５５０から除去されることを可能にする解放機構を含み得る。

いくつかの実装では、マウント５５０は、マウント５５０と地面との間の衝突を減衰するように構成される、１つ以上の足部を含み得る。電源が試験飛行中に最終的に枯渇した状態になり、ＵＡＶ４５０が地面に落下するとき、足部は、ＵＡＶ４５０と地面との間の衝撃力を最小限にするために役立つことができる。いくつかの実装では、足部は、制御様式で衝撃力を受け取る１つ以上のばねを含む。いくつかの実装では、足部は、（例えば、その個別の底端部において）ポリマー、ゴム、ネオプレン、シリコーン等の力吸収または衝撃吸収材料を含む。いくつかの実装では、足部は、テニスボール等の中空球形構造（例えば、ボール）を含む。

いくつかの実装では、足部の力吸収または衝撃吸収能力は、少なくとも部分的に、足部とマウント５５０との間の接続によって提供される。例えば、力吸収または衝撃吸収材料が足部の底端部において含まれるのではなく、またはそれに加えて、足部は、足部が地面と接触することに応じて衝撃力を吸収する機構によって、マウント５５０に添着され得る。例えば、足部は、地面との衝突の時間中に長さが縮小することによって衝撃力を減衰する伸縮構造によって、マウント５５０に添着され得る。いくつかの実施例では、足部は、マウント５５０の底面と個別の足部との間に形成される角度が、地面との衝突の時間中に低減され、それによって、衝撃力を吸収するように、マウント５５０に添着され得る。いくつかの実装では、足部は、ＵＡＶ４５０自体の一部として含まれ得る。例えば、足部は、試験飛行が開始される前にＵＡＶ４５０に添着され得る。

試験スタンド１５０は、ＵＡＶ４５０が制限または半制限様式で飛行することを可能にし得る。いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０は、ＵＡＶ４５０が略水平な飛行配向を維持するような様式で試験スタンド１５０に取り付けられる。例えば、ＵＡＶ４５０は、（例えば、図２８のマウント５５０等、図１７４の１つ以上の搭載機構１８０を介して）試験スタンド１５０に取り付けられ得、したがって、ＵＡＶ４５０は、飛行中にそのロール（例えば、前後軸を中心とする回転）、ヨー（例えば、垂直軸を中心とする回転）、および／またはピッチ（例えば、横軸を中心とする回転）を調節することを実質的に防止される。例えば、試験スタンド１５０は、ＵＡＶ４５０が試験飛行中に（例えば、フレーム１７０に沿って垂直に摺動することによって）その飛行高度のみを調節することを可能にし得る。そのような飛行制限は、（高度以外の）いかなる移動の自由度も提供されないように、ＵＡＶ４５０を１つ以上の搭載機構１８０に添着し、１つ以上の搭載機構１８０をフレーム１７０に添着することによって付与され得る。いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０は、試験飛行中にその高度を調節することもまた同様に防止され得る。そのような飛行制限は、１つ以上の搭載機構１８０を係止することによって（例えば、フレーム１７０上の搭載機構１８０の上方および下方に停止機構を適用することによって）付与され得る。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、ＵＡＶ４５０が試験飛行中にそのロール、ヨー、およびピッチのうちの１つ以上のものの任意の組み合わせを調節することを可能にし得る。例えば、ＵＡＶ４５０は、ＵＡＶ４５０がそのロール、ヨー、およびピッチの任意の組み合わせを調節することを可能にする様式で、１つ以上の搭載機構１８０に取り付けられ得る。いくつかの実施例では、搭載機構１８０（例えば、図１７４に関して説明される摺動機構）は、ホイール２５２をＵＡＶ４５０に接続する締結具２５６が、ＵＡＶ４５０に関するロール、ヨー、またはピッチのある程度の自由度を可能にするように構成され得る。例えば、搭載機構１８０は、そのような移動を可能にするボールおよびソケットジョイントを含み得る。いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０は、限定された数の点においてフレーム１７０に添着され得る。例えば、ＵＡＶ４５０は、ＵＡＶ４５０がそのピッチを自由に調節することを可能にするために、側部分１７２または１７４のうちの一方のみに添着され得る。いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０は、ＵＡＶがそのロール、ヨー、ピッチ、または高度を調節するための自由度が（例えば、１つ以上の搭載機構１８０を手動で調節することによって）構成可能であるように添着され得る。

いくつかの実装では、１つ以上の搭載機構１８０は、本明細書に説明される飛行自由を提供する様式でフレーム１７０に取り付けられ得る。例えば、ＵＡＶ４５０は、略固定様式で１つ以上の搭載機構１８０（例えば、図２８のマウント５５０）に取り付けられ得、マウント５５０は、マウント５５０（およびそれによって、ＵＡＶ４５０）がそのロール、ヨー、およびピッチのうちの１つ以上のものを調節することを可能にする様式でフレーム１７０に取り付けられ得る。いくつかの実装では、マウント５５０の開口５５２は、ロール、ヨー、およびピッチの任意の組み合わせに関するある程度の飛行自由度を提供するように設計される。例えば、開口５５２は、フレーム１７０のビーム１７６の外周を実質的に上回る外周を有し、それによって、ＵＡＶ４５０がそのロール、ヨー、およびピッチを調節することを可能にし得る。いくつかの実装では、開口５５２の寸法は、飛行自由度が特定の飛行シナリオに基づいて調節され得るように構成可能であり得る。

いくつかの実装では、１つ以上の搭載機構１８０は、ＵＡＶ４５０が半制限様式で移動することを可能にする可撓性構成要素を含み得る。例えば、搭載機構１８０は、ＵＡＶ４５０がその高度、ロール、ヨー、およびピッチの任意の組み合わせを調節することを可能にする、ストリング、チェーン、ロープ等を含み得る。いくつかの実装では、可撓性構成要素の長さは、ＵＡＶ４５０にもたらされるべき飛行自由度に対応し得る。例えば、比較的に長い（例えば、数フィートのオーダーの）構成要素は、ＵＡＶ４５０に、比較的に短い（例えば、数インチのオーダーの）構成要素を相対的に上回る飛行自由度をもたらし得る。いくつかの実装では、可撓性構成要素の長さは、ＵＡＶ４５０のプロペラまたは他の構成要素と絡まるいかなるリスクも存在しないように選定され得る。

試験スタンド１５０は、主に、ＵＡＶ４５０がビーム１７６に平行な上下方向においてフレーム１７０に沿って摺動することを可能にするように描写されているが、いくつかの実装では、搭載機構１８０、３５０、および／またはマウント５５０は、ＵＡＶ４５０が他の方向においてビーム１７６または試験スタンド１５０の他の部分に沿って摺動することを可能にするように構成され得る。例えば、いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、地面に平行な方向において延設されるビームおよび／または軌道を含み得、搭載機構１８０、３５０、および／またはマウント５５０は、ＵＡＶ４５０が地面に平行な方向において試験スタンド１５０に沿って摺動することを可能にする様式で、試験スタンド１５０に添着され得る。試験スタンド１５０は、ＵＡＶ４５０が、試験飛行目的のために望ましい任意の方向において（例えば、地面に対してある角度において、湾曲パターンにおいて、事前定義されたパターンにおいて等）摺動することを可能にし得る。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、試験を補助するための１つ以上のセンサを含み得る。例えば、１つ以上の加速度計、ジャイロスコープ、力センサ、振動センサ、熱センサ等が、試験スタンド１５０（例えば、基部１６０、フレーム１７０、搭載機構１８０等）内に含まれる、または埋設され得る。そのようなセンサは、ＵＡＶ（例えば、図２７のＵＡＶ４５０）の試験飛行中にデータを収集するように構成され得る。例えば、１つ以上のセンサは、試験飛行中およびその完了後に分析され得るデータを収集するように構成され得る。データは、試験飛行中のＵＡＶ４５０の飛行性能を示し得る。

いくつかの実装では、１つ以上のセンサは、ＵＡＶ４５０が進行する傾向にある方向を識別するように構成される。例えば、ＵＡＶ４５０は、直進および水平飛行を維持するためのコマンドを受信し得る。しかしながら、ＵＡＶ４５０の１つ以上の構成要素における変動またはアセンブリにおける変動に起因して、ＵＡＶ４５０は、特定の方向に引動される傾向を有し得る。１つ以上のセンサ（例えば、加速度計または力センサ等）は、ＵＡＶ４５０の引動の方向および程度を検出するように構成され得る。そのようなデータは、続けて、例えば、ＵＡＶ４５０を較正するために使用され得る。

いくつかの実装では、振動センサが、ＵＡＶ４５０が飛行中に許容不可能な程度の振動を生成しないことを確実にするために採用され得る。例えば、ＵＡＶ４５０の１つ以上の構成要素における変動またはそのような構成要素のアセンブリにおける変動に起因して、ＵＡＶ４５０は、飛行正確度、飛行距離、飛行効率等に悪影響を及ぼし得る振動を被り得る。いくつかの実装では、振動センサは、被る振動の程度に対応する信号を生成するように構成され得る。振動の程度がある閾値（例えば、事前決定された閾値）を満たす場合、振動センサは、そのような発生を示すように構成され得る。飛行試験中またはその後、技師は、許容不可能な程度の振動をＵＡＶ４５０が被ったことを通知され得、技師は、そのような振動読取値を引き起こした問題に対処することができる。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、ＵＡＶ４５０によって生成される熱の程度を測定するための１つ以上の熱センサもしくは温度センサ（例えば、赤外線（ＩＲ）センサ）を含み得る。例えば、１つ以上のＩＲセンサは、ＩＲセンサが種々の異なる面積または構成要素におけるＵＡＶ４５０の温度を識別し得るように、試験スタンド１５０内に配列され得る。このように、許容不可能な程度の熱を生成する構成要素が、識別および相関されることができる。例えば、ＩＲセンサは、機関等、殆どの熱を生成する傾向にあるＵＡＶ４５０の構成要素の温度を監視するために使用され得る。１つ以上のＩＲセンサは、ＵＡＶ４５０の各ロータおよびプロペラを監視し、過剰な熱が（例えば、欠陥または不適切に組み立てられた構成要素の結果としての摩擦に起因して）生成されているかどうかを決定するために使用され得る。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、試験飛行中に１つ以上のセンサによって取得された全てのデータを記録するように構成され得る。そのようなデータは、オペレータまたは技師が試験飛行の種々のパラメータを迅速に決定し得るように、試験飛行中またはその後に分析されることができる。例えば、オペレータまたは技師は、不適切に組み立てられた場合がある、または欠陥があり得るＵＡＶ４５０の任意の構成要素を容易に識別することができる。オペレータまたは技師はまた、特定のＵＡＶ４５０の飛行時間能力、特定のＵＡＶ４５０の飛行特性（例えば、ＵＡＶ４５０がある方向に引動される傾向にあるかどうか、およびどの程度か）、ＵＡＶ４５０によって生成された熱等を決定することができる。そのようなデータは、ＵＡＶ４５０のどれが屋外飛行のために好適であるかを決定するために、他のＵＡＶ４５０の飛行データと比較されることができる。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、試験飛行中およびその後に情報を表示するように構成される、ビデオスクリーン（例えば、ＬＣＤスクリーン）等のディスプレイデバイスを含む。例えば、スクリーンは、本明細書に説明される１つ以上のセンサによって収集されるデータをリアルタイムで表示し得る。いくつかの実装では、スクリーンは、試験飛行中にＵＡＶ４５０の視覚表現を表示し得る。スクリーンは、試験飛行中に問題が識別される場合、およびそのとき、インジケーションを提示するように構成され得る。例えば、１つ以上のセンサからの読取値が、ＵＡＶ４５０の構成要素に欠陥があることを示す場合（例えば、ロータのうちの１つに欠陥がある場合）、スクリーンは、そのようなことを示すアラートを表示し得る。いくつかの実装では、ＵＡＶ４５０の視覚表現は、種々の構成要素のステータスに基づいて、特定の色（例えば、緑色、黄色、赤色等）になり得る。例えば、ロータが、センサから収集されたデータに基づいて欠陥があると決定される場合、ロータは、赤色で表示され得る。ロータが、わずかに欠陥があるが、飛行のために依然として好適であると決定される場合、ロータは、黄色で表示され得る。ＵＡＶ４５０の全ての構成要素が、完全に動作可能である場合、ＵＡＶ４５０は、緑色で表示され得る。

いくつかの実装では、スクリーンは、現在の試験飛行が実施されている間に異なる試験飛行（例えば、以前の試験飛行）に関連する情報を表示するように構成され得る。このように、現在の試験飛行中に収集される１つ以上のセンサからの読取値が、異なるＵＡＶ４５０の飛行特性が（例えば、リアルタイムで）比較され得るように以前の読取値と比較されることができる。いくつかの実装では、スクリーンは、複数の表示面積を含み得る。各表示面積は、異なる試験飛行（例えば、複数の異なる並行する試験飛行、複数の過去および／または現在の試験飛行等）に関連するデータを提示するように構成され得る。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、ネットワーク（例えば、インターネット）に接続するように構成され得、したがって、データは、ネットワークに接続される他の試験スタンドまたはコンピューティングデバイスと共有されることができる。例えば、試験スタンド１５０のネットワークは、全ての試験スタンドが飛行試験データをリアルタイムで共有（例えば、並行して共有）し得るように接続され得る。いくつかの実装では、データベースもまた、ネットワークに接続される。データベースは、以前の試験飛行データ（例えば、ネットワーク内に含まれる全ての試験スタンド１５０からの試験飛行データ）を記憶するように構成され得る。このように、飛行データ傾向が、分析および識別されることができ、有用な情報が、統計分析によって取得され得る。

試験スタンド１５０は、試験されている特定のＵＡＶ４５０を識別するための１つ以上の識別もしくは追跡デバイスを含み得る。例えば、試験スタンド１５０（例えば、試験スタンド１５０の基部１６０、フレーム１７０、搭載機構１８０等）は、試験スタンド１５０において搭載されるＵＡＶ４５０の識別マークを走査するように構成される走査または読取デバイスを含み得る。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、搭載されるＵＡＶ４５０上に印刷されるバーコードを読み取るように構成されるバーコードリーダを含む。このように、試験飛行中に１つ以上のセンサによって収集されるデータが、特定のＵＡＶ４５０と相関されることができる。いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、ＲＦＩＤ、ＮＦＣ、Ｂｌｕｅｔｏｏｔｈ（登録商標）等の短距離無線プロトコルを介して通信するように構成されるコンポーネント（例えば、ＲＦＩＤリーダ）を含む。各ＵＡＶ４５０は、試験スタンド１５０のＲＦＩＤリーダと相互作用するように構成される識別情報（例えば、ＩＤ番号等）を含むコンポーネント（例えば、ＲＦＩＤタグ）を含み得る。ＵＡＶ４５０が試験飛行のために試験スタンド１５０において配置されると、ＲＦＩＤリーダは、特定のＵＡＶ４５０の識別情報を決定するために、ＵＡＶ４５０のＲＦＩＤタグを識別することができる。このように、収集されたデータ（例えば、試験スタンド１５０のネットワークの全ての試験スタンド１５０によって収集されたデータ）は、さらなる分析および比較のために適切に編成されることができる。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０はまた、ＲＦＩＤリーダおよびＲＦＩＤタグが相互に通信範囲内にあった時間の長さを決定するように構成されるタイミングコンポーネント（例えば、カウンタまたはクロック）を含み得る。そのような情報は、試験飛行の時間の長さを決定するために使用されることができる。いくつかの実装では、ＲＦＩＤリーダは、試験スタンド１５０の垂直位置において位置付けられ、したがって、ＵＡＶ４５０のＲＦＩＤタグは、ＲＦＩＤリーダおよびＲＦＩＤタグが無線通信範囲内にあるために、飛行（例えば、ホバリング）中でなければならない。そのような構成を使用して、ＲＦＩＤリーダおよびＲＦＩＤタグが相互に無線通信範囲内にあるときに（例えば、ＵＡＶ４５０がホバリングを開始するときに）タイマを開始し、ＲＦＩＤリーダおよびＲＦＩＤタグがもはや相互に無線通信範囲内にないときに（例えば、ＵＡＶ４５０が電源が枯渇した状態になることに起因してもはやホバリングしていないときに）時間を停止させることによって、試験飛行の長さを識別することができる。そのようなタイミング情報は、電源（例えば、機関および／またはバッテリ）の飛行時間能力を識別するために使用されることができる。

いくつかの実装では、試験スタンド１５０は、他の試験スタンドに取り付けられ、複数のＵＡＶを試験するための試験スタンドシステムを形成するように構成され得る。例えば、第１の試験スタンドが、第２の試験スタンドに接続するための取付機構を含み得る。第２の試験スタンドは、第１の試験スタンドからの取付機構ならびに第３の試験スタンドに接続するための取付機構を受け取るための受容機構を含み得る。第３の試験スタンドは、第２の試験スタンドからの取付機構を受け取るための受容機構を含み得、以下同様である。任意の数の試験スタンドが、本様式で（例えば、直列に）接続され得る。

図２９は、複数の試験スタンド１５０ａ−ｎを含む試験スタンドシステム６５０の実施例を示す。図示される配列では、第１の試験スタンド１５０ａの基部１６０ａは、第２の試験スタンド１５０ｂの基部１６０ｂに接続される。特に、第１の基部１６０ａの脚部１６２ａは、第２の基部１６０ｂの脚部１６２ｂに接続される。本実施例では、脚部１６２ａ、１６２ｂは、複数の締結具６５２によって相互に接続される。

いくつかの実装では、脚部１６２ａ、１６２ｂは、１つ以上の他の機構によって接続され得る。いくつかの実装では、各試験スタンドは、脚部の各対が２つの構成のうちの１つを有するフックを含むように構成され得る。例えば、第１の試験スタンド１５０ａの前側上の脚部１６２ａは、下向きフック構成を有するフックを含み得、第１の試験スタンド１５０ａの後側上の脚部１６２ａは、上向きフック構成を有するフックを含み得る。同様に、第２の試験スタンド１５０ｂの前側上の脚部１６２ｂは、下向きフック構成を有するフックを含み得、第２の試験スタンド１５０ｂの後側上の脚部１６２ｂは、上向きフック構成を有するフックを含み得る。第１の試験スタンド１５０ａの上向きに面するフックは、第２の試験スタンド１５０ｂの下向きに面するフックと噛合し、試験スタンド１５０ａ、１５０ｂをともに接続することができる。このように、（例えば、それぞれ、同一の構成を有する）複数の試験スタンドが、締結具６５２を使用することなく、ともに直列に容易に接続されることができる。

図示される配列では、試験スタンド１５０ａ、１５０ｂはまた、試験スタンド１５０ａ、１５０ｂの上部部分において相互に接続される。特に、各試験スタンド１５０ａ、１５０ｂは、フレーム１７０ａ、１７０ｂの上端部に添着されるクロスビーム１９０ａ、１９０ｂを含む。クロスビーム１９０ａ、１９０ｂは、複数のジョイント６５４によって相互に接続される。いくつかの実装では、ジョイント６５４は、締結具によってクロスビーム１９０ａ、１９０ｂに接続される。いくつかの実装では、ジョイント６５４は、フックによってクロスビーム１９０ａ、１９０ｂに接続される。

図２９に示されないが、第２の試験スタンド１５０ｂは、第３の試験スタンド１５０ｃに同様に接続され得、これは、順に、第４の試験スタンド１５０ｄに同様に接続され得、以下同様であることを理解されたい。

試験スタンドシステム６５０は、類似する条件下で複数のＵＡＶを同時に試験するための方法を提供することができる。いくつかの実施例では、ＵＡＶ、飛行試験シナリオ、またはその両方に関連する１つ以上のパラメータが、種々のＵＡＶの試験飛行を横断して改変され得る。例えば、わずかに異なる重量を有するが、その他の点では同じである複数のＵＡＶが、種々の試験スタンド１５０ａ−ｎにおいて同時に試験され得る。試験飛行は、個別のＵＡＶの電源が、補充されることを必要とすることなく飛行を維持するために十分な電力を供給し得る長さを決定するために実施され得る。このように、試験スタンドシステム６５０は、単一の変数（例えば、重量）がＵＡＶの飛行性能に影響を及ぼす程度を決定するために、共通の試験条件を提供することができる。

他の実施形態も、以下の請求項の範囲内である。

Claims (42)

1. 無人航空車両であって、
   少なくとも１つのプロペラを駆動し、回転させるように構成される少なくとも１つのロータモータと、
   人間または動物の乗客を収容するようなサイズの乗客コンパートメントと、
   電気エネルギーを前記少なくとも１つのロータモータに提供し、前記人間または動物の乗客を搬送するために十分な揚力を生成するように構成されるハイブリッド発電機システムであって、前記ハイブリッド発電機システムは、
   電気エネルギーを前記少なくとも１つのロータモータに提供するように構成される再充電可能バッテリと、
   機械的エネルギーを生成するように構成される機関と、
   前記機関に結合され、前記機関によって生成される機械的動力から電気エネルギーを生成するように構成される発電機モータと
   を含む、ハイブリッド発電機システムと
   を含む、無人航空車両。
2. 前記発電機モータによって生成される電気エネルギーは、前記ロータモータおよび前記再充電可能バッテリのうちの少なくとも１つに提供される、請求項１に記載の無人航空車両。
3. 前記乗客コンパートメント内の温度、湿度、および酸素含有量のうちの１つ以上のものを制御するように構成される気候制御システムを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
4. 前記気候制御システムは、前記発電機モータおよび前記再充電可能バッテリのうちの１つ以上のものから電気エネルギーを受け取る、請求項３に記載の無人航空車両。
5. 前記乗客が前記無人航空車両を着陸させることを可能にするように構成される制御システムを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
6. 前記制御システムは、前記乗客から目的地を示す情報を受信するように構成される、請求項５に記載の無人航空車両。
7. 前記制御システムは、遠隔制御センタから動作命令を受信するように構成される、請求項５に記載の無人航空車両。
8. 乗客サイズのコンパートメントは、前記無人航空車両のフレームの上部側上に位置付けられる、請求項１に記載の無人航空車両。
9. 乗客サイズのコンパートメントは、前記無人航空車両のフレームの底部側上に位置付けられる、請求項１に記載の無人航空車両。
10. 乗客サイズのコンパートメントは、単一の人間の乗客を収容するようなサイズである、請求項１に記載の無人航空車両。
11. 前記再充電可能バッテリは、少なくとも最小量の電気エネルギーを提供するようなサイズである、請求項１に記載の無人航空車両。
12. 気象条件を検出するように構成される気象センサを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
13. 前記気象センサによって検出されたデータに基づいて、飛行計画を自動的に修正するように構成される制御システムを含む、請求項１２に記載の無人航空車両。
14. 前記無人航空車両の１つ以上の構成要素の条件を検出するように構成されるセンサを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
15. 前記センサによって検出されたデータに基づいて、飛行計画を自動的に修正するように構成される制御システムを含む、請求項１４に記載の無人航空車両。
16. エネルギー吸収コネクタを含み、前記ハイブリッド電力生成システムは、前記エネルギー吸収コネクタを通して前記無人航空車両のフレームに結合される、請求項１に記載の無人航空車両。
17. 前記ハイブリッドエネルギー生成システムは、少なくとも１５０ｋＷの電力を生成するように構成される、請求項１に記載の無人航空車両。
18. 前記ハイブリッドエネルギー生成システムは、最大１ＭＷの電力を生成するように構成される、請求項１に記載の無人航空車両。
19. 前記発電機モータは、前記機関に堅く結合される、請求項１に記載の無人航空車両。
20. 前記発電機モータは、金属板によって前記機関に結合される、請求項１に記載の無人航空車両。
21. 前記機関は、２ストローク往復ピストン機関、４ストローク往復ピストン機関、ガスタービン、および回転機関のうちの１つ以上のものを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
22. 前記ハイブリッドエネルギー生成システムを冷却するように構成される冷却システムを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
23. 前記発電機モータは、永久磁石同期発電機、誘導発電機、およびスイッチトリラクタンス発電機のうちの１つ以上のものを含む、請求項１に記載の無人航空車両。
24. 無人航空車両のための試験スタンドであって、
    地面と接触するように配列される基部と、
    前記基部から延在するフレームであって、前記フレームは、少なくとも第１の側部分および第２の側部分を含み、前記第１の側部分および前記第２の側部分は、その間に空間を画定する、フレームと、
    前記フレームに摺動可能に取り付けられる１つ以上の搭載機構であって、前記１つ以上の搭載機構は、無人航空車両に添着するように構成され、その結果、前記無人航空車両は、試験飛行中、前記フレームに平行な方向において前記画定される空間内で摺動することを可能にされる、１つ以上の搭載機構と
    を含む、試験スタンド。
25. 前記第１の側部分の上端部および前記第２の側部分の上端部に添着される、１つ以上のクロスビームをさらに含む、請求項２４に記載の試験スタンド。
26. 前記基部は、複数の脚部を含む、請求項２４に記載の試験スタンド。
27. 前記複数の脚部は、地面に平行に存在する、請求項２６に記載の試験スタンド。
28. 前記複数の脚部は、前記複数の脚部の底端部が地面と接触し、前記複数の脚部の上端部が前記フレームに添着されるように、地面との角度を形成する、請求項２６に記載の試験スタンド。
29. 前記１つ以上の搭載機構のそれぞれは、
    前記フレームにおいて形成される個別の軌道内に存在するように構成されるホイールと、
    前記ホイールを前記無人航空車両における対応するクリアランス孔に添着するように構成される締結具と
    を含む、請求項２４に記載の試験スタンド。
30. 前記１つ以上の搭載機構は、マウントを含む、請求項２４に記載の試験スタンド。
31. 前記マウントは、少なくとも、その中に前記フレームの第１の側部分が存在する第１の開口と、その中に前記フレームの第２の側部分が存在する第２の開口とを含む、請求項３０に記載の試験スタンド。
32. 前記マウントは、前記無人航空車両上の受容機構に取り付けられるように構成されるクリップを含む、請求項３０に記載の試験スタンド。
33. 前記マウントは、前記無人航空車両に解放可能に取り付けられるように構成されるドッキングデバイスを含む、請求項３０に記載の試験スタンド。
34. 前記マウントおよび前記無人航空車両のうちの一方または両方は、地面との衝突を減衰するように構成される１つ以上の足部を含む、請求項３０に記載の試験スタンド。
35. 前記足部は、１つ以上のばねを含む、請求項３４に記載の試験スタンド。
36. 前記足部は、力吸収材料を含む、請求項３４に記載の試験スタンド。
37. 前記第１の側部分は、前記基部から延在する２つのビームを含み、前記第２の側部分は、前記基部から延在する２つのビームを含む、請求項２４に記載の試験スタンド。
38. 前記フレームは、前記空間をさらに画定する１つ以上の付加的側部分を含む、請求項２４に記載の試験スタンド。
39. 前記試験スタンドは、他の試験スタンドに取り付けられ、複数の無人航空車両の飛行を試験するための試験スタンドシステムを形成するように構成される、請求項２４に記載の試験スタンド。
40. 複数の無人航空車両のための試験スタンドシステムであって、
    複数の試験スタンドであって、それぞれ、
    地面と接触するように配列される基部と、
    前記基部から延在するフレームであって、前記フレームは、少なくとも第１の側部分および第２の側部分を含み、前記第１の側部分および前記第２の側部分は、その間に空間を画定する、フレームと、
    前記フレームに摺動可能に取り付けられる１つ以上の搭載機構であって、前記１つ以上の搭載機構は、無人航空車両に添着するように構成され、その結果、前記無人航空車両は、試験飛行中、前記フレームに平行な方向において摺動することを可能にされる、１つ以上の搭載機構と、
    を含む、複数の試験スタンド
    を含み、
    各基部は、前記複数の試験スタンドの基部をともに固定するための１つ以上の機構を含む、試験スタンドシステム。
41. 各試験スタンドはさらに、前記第１の側部分の上端部および前記第２の側部分の上端部に添着されるクロスビームを含む、請求項４０に記載の試験スタンドシステム。
42. 複数のジョイントをさらに含み、前記複数のジョイントのそれぞれは、前記試験スタンドのうちの１つのクロスビームを前記試験スタンドのうちの別の１つのクロスビームに接続する、請求項４１に記載の試験スタンドシステム。