JP2020006953A - マイクロハイブリッド発電機システムドローン - Google Patents

Abstract

【課題】マイクロハイブリッド発電機システムドローンを提供すること。【解決手段】マイクロ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、小型エンジンと、小型エンジンに結合され、小型エンジンによって生成される機械的動力を使用してＡＣ電力を生成するように構成される、発電機モータと、発電機モータによって生成されるＡＣ電力をＤＣ電力に変換し、ＤＣ電力を再充電可能バッテリおよび少なくとも１つのロータモータの一方または両方に提供するように構成される、ブリッジ整流器と、少なくとも１つの負荷の電力要求に少なくとも部分的に基づいて小型エンジンのスロットルを制御するように構成される、電子制御ユニットとを備え、少なくとも１つの負荷は、少なくとも１つのロータモータを含む。【選択図】図１３

Description

（発明の分野）
本発明は、マイクロハイブリッド発電機システムドローンに関する。

（発明の背景）
本出願は、３５ＵＳＣ§１２０下で、２０１５年１１月１６日に出願された米国特許出願第１４／９４２，６００号に対して優先権を主張する。上記文献の内容は、その全体として参照することによって援用される。

典型的な従来のマルチロータＵＡＶは、ヘリコプタまたは類似するタイプの航空機等の典型的な従来の単一ロータ航空機よりも、有意に複雑ではなく、動作させることが容易であり、より安価であり、保守することが容易である。例えば、従来のマルチロータＵＡＶは、４つ以上のロータモータと、それに結合される４つ以上のプロペラと、４つ以上の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、ＲＣ無線制御と、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。対照的に、ヘリコプタ等の単一ロータ航空機は、数千の部品を有し得る。加えて、単一ロータ航空機はまた、動作させることが困難であり、問題を診断することが困難であり、保守することが高価であることで有名である。

マルチロータＵＡＶは、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）を実施することができ、単一ロータ航空機と同様の操縦性を伴う空中制御が可能である。マルチロータＵＡＶは、組み立てることが比較的に容易であり、標準構成、例えば、クワッドロータ、ヘックスロータ、オクトロータ、および同等物に容易に適合可能である、オートパイロット飛行コントローラを含む、民生（ＣＯＴＳ）ハードウェアを使用し得る。

典型的な従来のマルチロータＵＡＶは、電力を提供し、プロペラに結合されるロータモータを駆動し、飛行を提供するために、再充電可能バッテリまたは複数のバッテリのみに依拠する。典型的な従来のマルチロータＵＡＶは、約１５０〜２１０Ｗｈ／ｋｇを提供し得る、リチウムポリマー（ＬｉＰｏ）バッテリを含む。これは、約１５分の典型的な装填飛行時間および約３２〜４５分の非装填飛行時間を提供し得る。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の電力を提供する。本場合では、飛行時間は、装填構成において約３０分である。

動作時、バッテリは、従来のマルチロータＵＡＶの飛行全体のために使用される。したがって、バッテリが枯渇すると、ＵＡＶは、動作を停止するであろう。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。加えて、物体から迅速に逸れること、または潜在的脅威を回避するために迅速に移動すること等、積極的な操縦が飛行中に必要とされる場合、そのような操縦は、バッテリを急速に枯渇させ、飛行時間を有意に低減させ得る、瞬間ピーク電力を要求する。

したがって、従来のバッテリ給電式マルチロータＵＡＶは、限定された耐久性および有効荷重を有し、バッテリ供給が枯渇した場合にいかなるバックアップ電力も提供しない。加えて、従来の商業的ＵＡＶは、非常に高価であり、今日では大規模に商業的に成長可能ではない。

従来のポータブル発電機は、重く、所望の場所に輸送することが困難であり得る。加えて、電気グリッド電力バックアップのために使用されるマイクログリッド電力システムまたは電力バックアップのために携帯電話基地局において使用される超マイクロ電力システムは、必要とされるバックアップ電力を提供するために、バッテリにのみ依拠する。

したがって、そのような用途において電力を提供し得る、小型、軽量、かつポータブルの発電機システムの必要性がある。加えて、改良された動作特性を伴うＵＡＶの必要性がある。例えば、より長い持続時間にわたって動作することが可能なＵＡＶの必要性がある。

（要約）
以下の実装およびその側面は、例示的かつ例証的であることを意味し、必ずしも、範囲を限定しない、システム、ツール、および方法と併せて説明ならびに例証される。種々の実装では、上記に説明される問題の１つ以上が、対処されている一方、他の実装は、他の改良を対象とする。

種々の実施形態では、無人航空機は、少なくとも１つのプロペラを回転するように駆動するように構成される、少なくとも１つのロータモータを備え、少なくとも１つのプロペラの回転は、推力を生成し、無人航空機を飛行させる。種々の実施形態では、無人航空機は、少なくとも１つのロータモータに提供される電力の量を制御するように構成される、電子速度制御を備える。さらに、種々の実施形態では、無人航空機は、少なくとも１つのロータモータに電力を提供するように構成される、マイクロハイブリッド発電機システムを備える。種々の実施形態では、無人航空機は、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を備える。さらに、種々の実施形態では、無人航空機は、機械的動力を生成するように構成される、小型エンジンを備える。加えて、種々の実施形態では、無人航空機は、小型エンジンに結合され、小型エンジンによって生成される機械的動力を使用してＡＣ電力を生成するように構成される、発電機モータを備える。さらに、種々の実施形態では、無人航空機は、発電機モータによって生成されるＡＣ電力をＤＣ電力に変換し、ＤＣ電力を再充電可能バッテリおよび少なくとも１つのロータモータの一方または両方に提供するように構成される、ブリッジ整流器を備える。種々の実施形態では、無人航空機は、少なくとも１つの負荷の電力要求に少なくとも部分的に基づいて、小型エンジンのスロットルを制御するように構成される、電子制御ユニットを備え、少なくとも１つの負荷は、少なくとも１つのロータモータを含む。

これらおよび他の利点が、以下の説明の熟読および図面のいくつかの実施例の研究に応じて、当業者に明白となるであろう。
本願明細書は、例えば、以下の項目も提供する。
（項目１）
無人航空機であって、
前記無人航空機のプロペラの回転を駆動するように構成されたロータモータと、
電気エネルギーを前記ロータモータに提供するように構成されたハイブリッドエネルギー生成システムであって、前記ハイブリッドエネルギー生成システムは、
電気エネルギーを前記ロータモータに提供するように構成された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たエンジンと、
前記エンジンによって生成される前記機械的エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成された発電機と、
前記ロータモータと前記再充電可能バッテリとの間で電気エネルギーの分配を制御するように構成されたエネルギー分配器と
を備える、ハイブリッドエネルギー生成システムと
を備える、無人航空機。
（項目２）
前記ハイブリッドエネルギー生成システムは、前記ロータモータの電気エネルギー要求に基づいて、前記エンジンのスロットルを制御するように構成された制御ユニットを備える、項目１に記載の無人航空機。
（項目３）
前記制御ユニットは、前記ロータモータの前記電気エネルギー要求を判定するように構成されている、項目２に記載の無人航空機。
（項目４）
前記発電機および前記再充電可能バッテリのうちの１つ以上から電気エネルギーを受け取るように構成された通信機器を備える、項目１に記載の無人航空機。
（項目５）
前記発電機および前記再充電可能バッテリのうちの１つ以上から電気エネルギーを受け取るように構成されたデータ記憶機器を備える、項目１に記載の無人航空機。
（項目６）
前記発電機は、前記エンジンによって生成される前記機械的エネルギーを交流電流に変換するように構成されている、項目１に記載の無人航空機。
（項目７）
前記ハイブリッドエネルギー生成システムは、前記発電機によって生成される前記交流電流を直流電流に変換するように構成された整流器を備える、項目６に記載の無人航空機。
（項目８）
エネルギー分配器整流器は、前記再充電可能バッテリと前記ロータモータとの間で直流電流の分配を制御するように構成されている、項目７に記載の無人航空機。
（項目９）
前記ロータモータに提供される電気エネルギーの量を制御するように構成されている、速度制御を備える、項目１に記載の無人航空機。
（項目１０）
前記エンジンは、ポリウレタン結合具を通して前記発電機に結合されている、項目１に記載の無人航空機。
（項目１１）
前記ポリウレタン結合具は、２０ＭＰａ〜６２ＭＰａの引張強度を有する、項目１に記載の無人航空機。
（項目１２）
前記エンジンは、フライホイールを含む、項目１に記載の無人航空機。
（項目１３）
前記フライホイールの急回転速度を測定するように構成されたセンサを備える、項目１２に記載の無人航空機。
（項目１４）
前記再充電可能バッテリは、前記エンジンおよび前記発電機が非アクティブであるとき、電気エネルギーを前記ロータモータに提供するように構成されている、項目１に記載の無人航空機。
（項目１５）
機械的エネルギー吸収コネクタを備え、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機に接続されている、項目１に記載の無人航空機。
（項目１６）
機械的エネルギー吸収コネクタは、ゴムダンパを備える、項目１５に記載の無人航空機。
（項目１７）
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た冷却システムを備える、項目１に記載の無人航空機。
（項目１８）
前記冷却システムは、前記ハイブリッドエネルギー生成システムからの熱を放散するように構成された１つ以上のフィンを備える、項目１７に記載の無人航空機。
（項目１９）
前記冷却システムは、空気流を前記ハイブリッドエネルギー生成システムに送達するように位置付けられたファンを備える、項目１７に記載の無人航空機。
（項目２０）
前記無人航空機を前記無人航空機の外部のデバイスに接続するように構成されたテザーを備える、項目１に記載の無人航空機。
（項目２１）
方法であって、
無人航空機のプロペラの回転を駆動するように構成されたロータモータに電気エネルギーを提供するように、ハイブリッドエネルギー生成システムを動作させることを含み、前記動作させることは、
前記ハイブリッド電気エネルギー生成システムのエンジンにおいて、機械的エネルギーを生成することと、
前記ハイブリッドエネルギー生成システムの発電機において、前記機械的エネルギーを電気エネルギーに変換することと、
前記ロータモータと前記ハイブリッドエネルギー生成システムの再充電可能バッテリとの間で生産された電気エネルギーの分配を制御することと
を含む、方法。
（項目２２）
前記ハイブリッドエネルギー生成システムを動作させることは、前記ロータモータの電気エネルギー要求に基づいて、前記エンジンのスロットルを制御することを含む、項目２１に記載の方法。
（項目２３）
前記ロータモータの前記電気エネルギー要求を判定することを含む、項目２２に記載の方法。
（項目２４）
前記機械的エネルギーを電力に変換することは、前記機械的エネルギーを交流電流に変換することを含む、項目２１に記載の方法。
（項目２５）
前記ハイブリッドエネルギー生成システムの整流器によって、前記交流電流を直流電流に変換することを含む、項目２４に記載の方法。
（項目２６）
前記発電機によって生産された電気エネルギーの少なくとも一部を再充電可能バッテリに提供することは、前記直流電流の少なくとも一部を前記再充電可能バッテリに提供することを含む、項目２５に記載の方法。
（項目２７）
前記発電機によって生産された電気エネルギーの少なくとも一部を前記ロータモータに提供することは、前記直流電流の少なくとも一部を前記ロータモータに提供することを含む、項目２５に記載の方法。
（項目２８）
前記エンジンに結合されたフライホイールの急回転速度に基づいて、前記エンジンのスロットルを制御することを含む、項目２１に記載の方法。
（項目２９）
前記ロータモータに提供されるエネルギーの量を制御することを含む、項目２１に記載の方法。
（項目３０）
前記エンジンおよび前記発電機が非アクティブであるとき、前記再充電可能バッテリから前記ロータモータに電気エネルギーを提供することを含む、項目２１に記載の方法。

図１は、例示的マイクロハイブリッド発電機システムの図を描写する。 図２は、マイクロ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３Ａは、マイクロハイブリッド発電機の側面図を描写する。図３Ｂは、マイクロハイブリッド発電機の分解側面図を描写する。 図４は、マイクロハイブリッド発電機システムの斜視図を描写する。 図５は、マイクロ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６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７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マイクロ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、本発明のＵＡＶのためのマイクロ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８は、マイクロ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９は、取外可能サブシステムを伴うマイクロハイブリッド発電機システムのシステム図を描写する。 図１０ａ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マイクロハイブリッド発電機システムの図を描写する。図１０ｂ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マイクロハイブリッド発電機システムの図を描写する。 図１１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１２は、マイクロハイブリッド発電機システムの制御システムを示す。 図１３は、マイクロ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の上面斜視図を示す。 図１４は、マイクロ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底部部分の上面斜視図を示す。 図１５は、マイクロ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底部部分の上面図を示す。 図１６は、マイクロハイブリッド発電機システムの側面斜視図を示す。 図１７は、マイクロハイブリッド発電機システムの側面斜視図を示す。

（発明の詳細な説明）
以下に開示される好ましい実施形態または複数の実施形態の他に、本発明は、他の実施形態が可能であり、種々の方法で実践または実行されることが可能である。したがって、本発明は、以下の説明に記載される、または図面に図示される、構造の詳細および構成要素の配列へのその適用に限定されないことを理解されたい。１つのみの実施形態が本明細書に説明される場合、本仮特許出願に基づくいずれの請求項も、その実施形態に限定されるべきではない。さらに、いずれのそのような請求項も、ある除外、制限、または放棄を示す明白かつ確かな証拠が存在しない限り、制限的に読み取られるべきではない。

マイクロハイブリッド発電機システムの１つ以上の実施形態は、エネルギー変換効率を伴う小型ポータブルマイクロハイブリッド発電機電源を提供する。ＵＡＶ用途では、１つ以上の実施形態のマイクロハイブリッド発電機システムは、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必要な機体、マイクロハイブリッド発電機駆動装置、および燃料の重量を克服するために使用されることができる。他の用途では、マイクロハイブリッド発電機デバイスシステムは、住宅および商業用途のための小型、軽量、かつポータブルな発電機として、またはマイクログリッド発電機もしくは超マイクログリッド発電機、および同等物として使用されることができる。

１つ以上の実施形態の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備えることができる。マイクロ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エンジンであり得る。種々の実施形態では、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。マイクロ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、ＵＡＶが積極的操縦を実施するときを含め、ＵＡＶのために高エネルギー連続電源および高ピーク電力可用性を形成する。さらに、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１つは、第１の電力システムまたは第２の電力システムのうちの対応する１つが故障する場合、マイクロ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。種々の実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システムは、住宅および商業用途において電力を提供するためのポータブル、軽量発電機として、またはマイクログリッドもしくは超マイクログリッド発電機としての役割を果たすことができる。

図１は、例示的マイクロハイブリッド発電機システム１０の図を描写する。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、燃料源１２、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１２は、燃料を第１の電力システムの小型エンジン１４に提供する。小型エンジン１４は、燃料源１２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、小型エンジン１４は、ＵＡＶ内への統合を可能にするために、約１２インチ×１１インチ×６インチの寸法および約３．５ポンドの重量を有することができる。一実施例では、小型エンジン１４は、Ｚｅｎｏａｈ（１−９ Ｍｉｎａｍｉｄａｉ Ｋａｗａｇｏｅ，Ｓａｉｔａｍａ ３５０−１１６５，Ｊａｐａｎ）から利用可能なＨＷＣ／Ｚｅｎｏａｈ Ｇ２９ ＲＣＥ ３Ｄ Ｅｘｔｒｅｍｅであり得る。マイクロハイブリッド発電機システム１０はまた、小型エンジン１４に結合される発電機モータ１６を含む。発電機モータ１６は、小型エンジン１４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。種々の実施形態では、小型エンジン１４のシャフトは、小型エンジン１４から離れるように熱を放散するファンを含む。種々の実施形態では、発電機モータ１６は、ポリウレタン結合具を通して小型エンジン１４に結合される。

一実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、１．８ｋＷの電力を提供することができる。さらに、本実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、約３馬力を提供し、約１．５ｋｇの重量である小型エンジン１４、例えば、Ｚｅｎｏａｈ（登録商標）Ｇ２９ＲＣ Ｅｘｔｒｅｍｅエンジンを含むことができる。本実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、Ｓｃｏｒｐｉｏｎ Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ Ｉｎｄｕｓｔｒｙ（登録商標）から利用可能である、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１６を含む。別の実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、１０ｋＷの電力を提供することができる。さらに、本別の実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、約１５〜１６．５馬力を提供し、約７ポンドの重量である小型エンジン１４、例えば、Ｄｅｓｅｒｔ Ａｉｒｃｒａｆｔ（登録商標）ＤＡ−１５０を含むことができる。本別の実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、Ｊｏｂｙ Ｍｏｔｏｒｓ（登録商標）ＪＭ１モータである発電機モータ１６を含む。

マイクロハイブリッド発電機システム１０は、ブリッジ整流器１８と、再充電可能バッテリ２０とを含む。ブリッジ整流器１８は、発電機モータ１６と再充電可能バッテリ２０との間に結合され、発電機モータ１６のＡＣ出力をＤＣ電力に変換し、再充電可能バッテリ２０を充電する、またはＤＣ電力をライン８２によって負荷７８に提供する、または電力をライン８６によってＤＣ／ＡＣインバータ８４に提供してＡＣ電力を負荷９０に提供する。再充電可能バッテリ２０は、ＤＣ電力をライン９４によって負荷９２に提供する、またはライン９８によってＤＣ／ＡＣインバータ９６に提供し、ＡＣ電力を負荷１００に提供し得る。一実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１０のブリッジ整流器１８および／または再充電可能バッテリ２０の出力は、ライン１０２によって、ＵＡＶの一部として１つ以上のロータモータ２５内に統合される１つ以上の電子速度制御デバイス（ＥＳＣ）２４に提供される。ＥＳＣ２４は、発電機モータ１６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１８および／または再充電可能バッテリ２０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、ＥＳＣ２４は、ＳｉｍｏｎＫを伴うＴ−Ｍｏｔｏｒ（登録商標）ＥＳＣ ４５Ａ（２−６Ｓ）であり得る。一実施例では、ブリッジ整流器１８は、Ｍｉｃｒｏｓｅｍｉ Ｐｏｗｅｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ Ｇｒｏｕｐ（登録商標）から利用可能なモデル番号ＭＳＤＩ００−０８のダイオードブリッジ８００Ｖ ＩＯＯＡ ＳＭ３であり得る。

種々の実施形態では、ＥＳＣ２４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２５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、ＥＳＣ２４は、ＵＡＶの右側のロータモータ２５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２５に提供されるため、負荷、例えば、１つ以上のロータモータ２５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。

一実施形態では、再充電可能バッテリ２０は、Ｐｕｌｓｅ Ｕｌｔｒａ Ｌｉｐｏ（登録商標）（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２０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。

マイクロハイブリッド発電機システム１０は、電子制御ユニット（ＥＣＵ）２２を含む。ＥＣＵ２２および本書において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、または便宜的な場所に（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、もしくは便宜的な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。

ＥＣＵ２２は、ブリッジ整流器１８および再充電可能バッテリ２０に結合される。ＥＣＵ２２は、小型エンジン１４の１分あたり回転数（ＲＰＭ）に正比例する、発電機モータ１６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１８のＤＣ電力出力と比較する。ＥＣＵ２２は、小型エンジン１４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２５の負荷または負荷７８、９０、９２、および１００のうちの１つ以上が変化するにつれて、ブリッジ整流器１８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、ＥＣＵ２２は、Ａｒｄｕｉｎｏ（登録商標）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２５の負荷は、ＥＳＣ２４が電気モータ２５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２５に提供される電力を増加させるように入力し、続けて、ＥＳＣ２４に、より多くの電力を電気モータ２５に提供させる場合、ＥＣＵ２２は、小型エンジン１４のスロットルを増加し、より多くの電力の生産物を電気モータ２５に提供させることができる。

ＥＣＵ２２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小型エンジン１４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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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６秒）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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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２は、マイクロハイブリッド発電機システム１０の側面斜視図を描写する。図３Ａは、マイクロハイブリッド発電機１０の側面図を描写する。図３Ｂは、マイクロハイブリッド発電機１０の分解側面図を描写する。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、発電機モータ１６に結合される小型エンジン１４を含む。一実施形態では、小型エンジン１４は、小型エンジン１４のシャフトへの発電機モータ１６のシャフトの結合を提供し、また、シンクフィン２７を用いて冷却を提供する、結合／冷却デバイス２６を含む。例えば、図３Ａおよび３Ｂは、発電機モータ１６のシャフト３２および小型エンジン１４のシャフト３４を結合する止めねじ３０を伴う結合具／ファン２８を含む、結合／冷却デバイス２６の一実施形態をさらに詳細に示す。結合／冷却デバイス２６はまた、ゴム結合リング３６を含み得る。

種々の実施形態では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、マイクロハイブリッド発電機システム１０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１０は、マイクロ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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０および／またはマイクロハイブリッド発電機システム１０を統合するＵＡＶは、マイクロハイブリッド発電機システム１０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。マイクロハイブリッド発電機システム１０の小型エンジン１４は、動作温度１５０℃において起動されることができ、マイクロハイブリッド発電機システム１０の周囲温度にある場合、小型エンジン１４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、少なくとも小型エンジン１６を横断して達成される。さらに、種々の実施形態では、小型エンジン１４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、小型エンジンの各ヘッドは、２４．６ｋＷの廃熱を生産する。種々の実施形態では、電気ダクテッドファンが、エンジンヘッドにわたって空気流を集中させるために使用される。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、小型エンジン１４のエンジン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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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。マイクロハイブリッド発電機システムの小型エンジン１４は、エンジンと発電機との間の不整合を適応させるために結合具を利用することができる。圧縮および捩りダンパの両方を使用する二重振動減衰システムは、マイクロハイブリッド発電機システム１０と、これが搭載される構造、例えば、ドローンとの間の減衰を提供することができる。一実施例では、小型エンジン１４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、小型エンジン１４を発電機モータ１６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。マイクロハイブリッド発電機システム１０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。マイクロハイブリッド発電機システム１０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。

小型エンジン１４（図２および３）はまた、機械的雑音および／またはエンジン振動を低減させる、フライホイール３８を含む。好ましくは、小型エンジン１４は、ホール効果センサ４０（図３）と、示されるようなフライホイール３８に結合されるホール効果磁石とを含む。一実施例では、ホール効果センサ４０は、ＲＣｅｘｌ Ｍｉｎ Ｔａｃｈｏｍｅｔｅｒ（登録商標）（Ｚｈｅｊｉａｎｇ Ｐｒｏｖｉｎｃｅ，Ｃｈｉｎａ）から利用可能であり得る。

小型エンジン１４が動作するとき、フライホイール３８は、スロットルに基づく速度で急回転する。フライホイール３８の急回転速度は、ホール効果センサ４０によって測定される。ホール効果センサ４０によって生成される電圧は、ＥＣＵ２２に入力される。種々の実施形態では、ＥＣＵ２２は、発電機モータ１６による出力を比較し、適切な電圧が維持され、バッテリがある閾値を超えて放電しないことを確実にする。ＥＣＵ２２は、次いで、発電機モータ１６および小型エンジン１４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７８、９０、９２、および／もしくは１００のうちの１つ以上、または１つ以上のロータモータ２５に供給することができる。

小型エンジン１４はまた、スタータモータ４２と、サーボ４４と、マフラ４６と、振動マウント４８とを含み得る。

図４は、マイクロハイブリッド発電機システム１０の斜視図である。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、小型モータ１４と、ブリッジ整流器１８に結合される発電機モータ１６とを含む。

図５は、マイクロハイブリッド発電機システム１０と統合されるＵＡＶ１５０の斜視図である。ＵＡＶ１５０は、それぞれ、プロペラ６０に結合される６つのロータモータ２５を含むが、しかしながら、マイクロハイブリッド発電機システム１０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。ＵＡＶ１５０は、３ ＤＲ Ｐｉｘｈａｗｋ（登録商標）の一部として実装されるＰｘ４飛行コントローラ（登録商標）を含むことができる。

一実施形態では、図１−５に示されるような小型エンジン１４は、電気スタータ５０を使用して始動され得る。図１に示されるような（また、図５に示される）燃料源１２が、図３に示されるような発電機モータ１６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小型エンジン１４に送達し、力を発電機モータ１６に印加する。発電機モータ１６の急回転は、電気を生成し、モータ発電機１６によって生成される電力は、小型エンジン１４のシャフトによって印加される電力に比例する。好ましくは、発電機モータ１６の標的回転速度は、発電機モータ１６のＫＶ（ｒｐｍ／Ｖ）に基づいて判定される。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１６の定格は、約４００ＫＶであろう。小型エンジン１４の回転速度は、以下の方程式によって判定され得る。
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１６に関して、小型エンジン１４のシャフトに結合される発電機モータ１６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２５、または負荷７８、９０、９２、および／もしくは１００のうちの１つ以上が、発電機モータ１６の出力に印加されるにつれて、バッテリの電圧出力は、降下し、これは、ＥＣＵ２２によって感知され、これは、続けて、小型エンジン１４のスロットルを増加させることができる。本場合では、ＥＣＵ２２が、小型エンジン１４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ように役立てるために使用され、本システムが負荷下で電力を損失しないように防止することができる。ＥＣＵ２２は、ガソリンエンジン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１６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１６からの電力出力は、ブリッジ整流器１８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１８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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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１６によって出力される発電機電力が、再充電可能バッテリ２０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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１６から、ブリッジ整流器を直接通してであり得、二次電源は、再充電可能バッテリ２０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１６）電源が利用可能ではない場合では、システム１０は、依然として、再充電可能バッテリ２０からの電力を使用して、短い時間周期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。

マイクロハイブリッド発電機システム１０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、機体の合計重量、ハイブリッドエンジンの合計重量、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）＝機体乾燥重量＋小型エンジン１４重量＋燃料重量＋有効荷重 （４）
であり、３）機体構成および空気力学に基づいて、特定のリフトモータが、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＝ＹＪ×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電力は、好ましくは、再充電可能バッテリ２０のサイズおよび構成に基づく。再充電可能バッテリ２０の構成は、再充電可能バッテリ２０のセル構成、再充電可能バッテリ２０のセル定格、および／または再充電可能バッテリ２０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判定される。
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２０は、小型エンジン１４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２０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時間周期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マイクロハイブリッド発電機システム１０は、従来のマルチロータＵＡＶよりも多い有効荷重とともに、長い時間周期にわたって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、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、最大約２時間５分の装填（３ポンドの負荷）飛行時間および約２時間３５分の非装填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、または小型エンジン１４および／もしくは発電機モータ１６が誤動作する場合では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、再充電可能バッテリ２０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２０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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。マイクロハイブリッド発電機システム１０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セル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６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、マイクロハイブリッド発電機システム１０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５８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セル技術を使用するとき、６０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、６２に示される約４００Ｗｈ／ｋｇ、およびＬｉＰｏバッテリを使用するとき、６４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７は、ＵＡＶの市場潜在性対ＵＡＶに結合されたときの１つ以上のマイクロハイブリッド発電機システム１０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、本発明のＵＡＶのためのマイクロハイブリッド発電機システム１０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。

種々の実施形態では、マイクロハイブリッド発電機電力システム１０は、ＵＡＶまたは類似するタイプの航空ロボット機の一部として統合され、ＵＡＶの飛行を持続するための電力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、マイクロハイブリッドシステム１０を組み込むＵＡＶ、例えば、ＵＡＶ１５０（図５）が、飛行中ではないとき、マイクロ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７８、９０、９２、および／または１００のうちの１つ以上に伝達されることができ、したがって、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、ポータブル発電機として動作する。マイクロハイブリッドシステム発電機１０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、マイクロハイブリッドシステム１０は、利用可能な電力生成能力を、負荷７８、９０、９２、および／または１００のうちの外部の１つ以上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８４、９６のうちの１つ以上が、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、ＵＡＶ１５０（図５）等のＵＡＶに結合されるマイクロハイブリッド発電機システム１０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８は、マイクロハイブリッド発電機システム１０を伴うＵＡＶの例示的飛行パターンを示す。図８に示される例示的飛行パターンでは、それに結合されるマイクロハイブリッドシステム１０を伴うＵＡＶ１５０は、飛行できる状態の燃料を装填される場所Ａにおいて始動する。ＵＡＶ１５０は、次いで、場所Ａから場所Ｂに進行し、場所Ｂに着陸する。ＵＡＶ１５０は、次いで、マイクロハイブリッドシステム１０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、ＵＡＶ１５０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、ＵＡＶ１５０は、マイクロハイブリッド発電機システム１０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、ＵＡＶ１５０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０を伴うＵＡＶ１５０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０を伴うＵＡＶ１５０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。マイクロハイブリッド発電機システム１０を伴うＵＡＶ１５０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機体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９は、取外可能サブシステムを伴うマイクロハイブリッド発電機システム１０に関する別のシステムの図を描写する。図１０ａ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マイクロハイブリッド発電機システム１０の図を描写する。図１０ｂ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マイクロハイブリッド発電機システム１０の図を描写する。種々の実施形態では、テザーライン２０１が、マイクロハイブリッド制御システム１０のブリッジ整流器１８のおよび再充電可能バッテリ２０のＤＣ出力に結合される。テザーライン２０１は、ＤＣ電力出力をテザーコントローラ２０２に提供することができる。テザーコントローラ２０２は、テザーケーブル２０６と地上または航空ロボット２０８との間に結合される。動作時、以下にさらに詳細に議論されるように、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、本書の図のうちの１つ以上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２０８に提供する。

図９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２５０、例えば、データ記憶機器２５２、通信機器２５４、外部負荷センサ２５６、付加的ハードウェア２５８、およびデータテザー２６２を介してテザーコントローラ２０２に結合され得る種々の多角的機器２６０を含むことができる。

図９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ＵＡＶ２７０（図１０）等の飛行ロボットもしくはＵＡＶまたは地上ロボット２７２の一部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２００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２０８の全てまたは適用可能な組み合わせが、マイクロハイブリッド発電機システム１０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２００は、所望の遠隔場所Ｂに、例えば、マイクロハイブリッド発電機システム１０によって給電される地上ロボット２７２を使用して地上を進行するか、またはマイクロハイブリッド発電機システム１０によって給電される飛行ロボットもしくはＵＡＶ２７０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２７０または地上ロボット２７２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２００は、２７４に示されるマイクロハイブリッド発電機システム１０および／または取外可能サブシステム２５０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２７２または飛行ロボットもしくはＵＡＶ２７０が動作している間、取り外されたままである。２８０に示されるように、飛行ロボットまたはＵＡＶ２７０が、場所Ｂにおいて必要とされると、飛行ロボットまたはＵＡＶ２７０は、テザーケーブル２０６に結合されるマイクロ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ＵＡＶ２７０が、もはやマイクロハイブリッド発電機システム１０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２５０を有していないと、これは、有意により軽く、より長い時間周期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ＵＡＶ２７０は、マイクロハイブリッド発電機システム１０によって提供される電力を使用して、離陸し、長い時間周期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、２９０に示されるように、地上ロボット２７２が、場所Ｂにおいて必要とされると、これは、テザーライン２０６に結合されるマイクロハイブリッド発電機システム１０によって給電され得、また、マイクロハイブリッド発電機システム１０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２５０を伴わないで有意により軽いであろう。地上ロボット２７２はまた、マイクロハイブリッド発電機システム１０によって提供される電力を使用して、長い時間周期にわたって使用されることができる。

図１１は、動作時の取外可能飛行パックを伴う地上ロボット３００を示す。取外可能飛行パック３０２は、マイクロハイブリッド発電機システム１０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３００に結合される。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、地上ロボット３００内に埋設される。地上ロボット３００は、飛行パック３０２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３００内の深くに埋設され、これは、飛行パック３０２から１００％独立して動作することができる。地上ロボット３００が飛行パック３０２に取り付けられると、飛行パック３０２は、地上ロボット３００内に埋設されるマイクロハイブリッド発電機システム１０から給電され、飛行パック３０２は、飛行を提供する。地上ロボット３００のプラットフォームは、脚ホイール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３００は、取外可能飛行パック３０２と、図１１に示されるようにそれに結合されるマイクロハイブリッド発電機システム１０とを含み得る。本実施例では、地上ロボット３００は、ホイール３０４によって示されるようなホイールベースのロボットである。本実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１０は、本書の１つ以上の図に関して上記に議論されるように、燃料源１２と、小型エンジン１４と、発電機モータ１６と、ブリッジ整流器１８と、再充電可能バッテリ２０と、ＥＣＵ２２と、随意のインバータ８４および９６とを含む。マイクロハイブリッド発電機システム１０はまた、好ましくは、データ記憶機器２５２と、通信機器２５４と、外部負荷センサ２５６と、付加的ハードウェア２５８と、示されるようにデータライン２６２に結合される多角的通信２６０とを含む。飛行パック３０２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３００および航空飛行パック３０２は、単一ユニットとして構成される。電力が、マイクロハイブリッド発電機システム１０から送達され、電力を飛行パック３０２に提供するために使用され、したがって、地上ロボット３００および飛行パック３０２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３０４は、３１０に示されるように飛行パック３０２から取り外され、飛行パック３０２から独立して操縦および動作することが可能である。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、地上ロボット３００内に埋設され、したがって、地上ロボット３０４は、飛行パック３０２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３００は、それ自体を飛行パック３０２に再取り付けし、場所Ａに戻ることが可能である。上記の動作の全ては、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３０２は、遠隔場所に横断し、地上ロボット３００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３０２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３００がその有効荷重として飛行パック３０２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３００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３０２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３００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２７２または飛行ロボットもしくはＵＡＶ２７０は、マイクロハイブリッド発電機システム１０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２５０が、マイクロハイブリッド発電機システム１０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ＵＡＶ２７０または地上ロボット２７２として構成される、マイクロハイブリッド発電機システム１０を伴うポータブルテザー付きロボットシステム２００は、次いで、マイクロハイブリッド発電機システム１０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、マイクロハイブリッド発電機システム１０を伴うポータブルテザー付きロボットシステム２００は、地上ロボット２７２または飛行ロボットもしくはＵＡＶ２７０を遠隔場所に効率的に輸送し、地上ロボット２７２または飛行ロボットもしくはＵＡＶ２７０を自動的に結合解除し、地上ロボット２７０または飛行ロボットもしくはＵＡＶ２７２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２７０または地上ロボット２７２を効果的に動作させることが可能である。システム２００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、機体コンポーネントが取り付けられ、機体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、有意により長い時間周期にわたって動作することを可能にする。システム２００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２００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、または複数機体協働環境、ならびに同等物を含み得る。

図１２は、マイクロハイブリッド発電機システムの制御システムを示す。マイクロハイブリッド発電機システムは、点火モジュール４０２に結合される電力プラント４００を含む。点火モジュール４０２は、物理的スパークを電力プラント４０２に提供することによって、電力プラント４００を始動するように機能する。点火モジュール４０２は、点火バッテリエリミネータ回路（ＩＢＥＣ）４０４に結合される。ＩＢＥＣ４０４は、点火モジュール４０２に給電するように機能する。

電力プラント４００は、電力を提供するように構成される。電力プラント４００は、小型エンジンと、発電機とを含む。電力プラントは、ＥＣＵ４０６によって制御される。ＥＣＵ４０６は、スロットルサーボを通して電力プラントに結合される。ＥＣＵ４０６は、小型エンジン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、電力プラント４００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。ＥＣＵ４０６は、分圧器４０８に結合される。分圧器４０８を通して、ＥＣＵは、負荷／機体４１４が引き込んでいる電力量を判定し、小型エンジン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判定することができる。

電力プラントは、分電盤４１０に結合される。分電盤４１０は、電力プラント４００によって生成される電力をバッテリパック４１２および負荷／機体４１４の一方または両方に分配することができる。分電盤４１０は、バッテリエリミネータ回路（ＢＥＣ）４１６に結合される。ＢＥＣ４１６は、電力をＥＣＵ４０６および受信機４１８に提供する。受信機４１８は、ＩＢＥＣ４０４を制御し、ＩＢＥＣ４０４に点火モジュール４０２に給電させるように機能する。受信機４１８はまた、電力プラント４００の小型エンジンのスロットルを制御する際に使用されるＥＣＵ４０６に情報を送信する。受信機４１８からＥＣＵへの情報は、小型エンジンのスロットルのスロットル位置およびマイクロ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。

図１３は、マイクロ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５００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５００は、６つのロータ５０２−１．．．５０２−６（以降では、「ロータ５０２」）を含む。ロータ５０２は、対応するモータ５０４−１．．．５０４−６（以降では、「モータ５０４」）によって急回転するようにされる。モータ５０４は、マイクロ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５００は、上面５０６を含む。上面５０６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、マイクロ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５０８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５０８を通して暴露される。

図１４は、マイクロハイブリッド発電機システム１０を通して給電されるドローンの底部部分５５０の上面斜視図を示す。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、電力をモータ５０４に提供するために、小型エンジン１４と、発電機モータ１６とを含む。ロータモータ５０４および対応するロータ５０２は、アーム５５２−１．．．５５２−６（以降では、「アーム５５２」）を通して、ドローンの底部部分５５０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５５０の底部部分の外面および／またはアーム５５２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１５は、マイクロハイブリッド発電機システム１０を通して給電されるドローンの底部部分５５０の上面図を示す。ロータモータ５０４および対応するロータ５０２は、アーム５５２を通して、ドローンの底部部分５５０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５５０の底部部分の外面および／またはアーム５５２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１６は、マイクロハイブリッド発電機システム１０の側面斜視図を示す。図１６に示されるマイクロハイブリッド発電機システム１０は、１．８ｋＷの電力を提供することが可能である。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、発電機モータ１６に結合される小型エンジン１４を含む。小型エンジン１４は、約３馬力を提供することができる。発電機モータ１６は、小型エンジン１４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１７は、マイクロハイブリッド発電機システム１０の側面斜視図を示す。図１７に示されるマイクロハイブリッド発電機システム１０は、１０ｋＷの電力を提供することが可能である。マイクロハイブリッド発電機システム１０は、発電機モータに結合される小型エンジン１４を含む。小型エンジン１４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、小型エンジン１４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。

本発明の具体的特徴が、いくつかの図面では示され、その他では示されないが、これは、各特徴が、本発明による他の特徴のいずれかまたは全てと組み合わせられ得るため、便宜上のためだけのものである。本明細書で使用されるような単語「〜を含む」、「〜を備える」、「〜を有する」、および「〜を伴う」は、広義かつ包括的に解釈されるべきであり、いずれかの物理的相互接続に限定されない。さらに、本主題の出願において開示されるいずれの実施形態も、唯一の可能な実施形態として解釈されるべきではない。他の実施形態も、当業者に想起されるであろう。

Claims (24)

1. 無人航空機であって、
   飛行モジュールであって、前記飛行モジュールは、
   プロペラと、
   前記プロペラの回転を駆動するように構成されたロータモータと
   を備える、飛行モジュールと、
   電気エネルギーを生成するように構成されたエネルギーシステムと
   を備え、
   前記無人航空機は、（１）前記エネルギーシステムが前記飛行モジュールに取り付けられ、かつ前記エネルギーシステムが前記電気エネルギーを前記ロータモータに提供して前記無人航空機の飛行を引き起こす、第１の構成と、（２）前記エネルギーシステムが前記飛行モジュールから取り外され、かつ前記エネルギーシステムが前記電気エネルギーを外部負荷に提供する、第２の構成とを有し、前記外部負荷は、地上機体を備えるロボットデバイスを備える、無人航空機。
2. 前記エネルギーシステムは、前記飛行モジュールから取り外され、前記飛行モジュールに再取り付けられるように構成されている、請求項１に記載の無人航空機。
3. 前記エネルギーシステムは、前記無人航空機が飛行中である間に前記飛行モジュールから取り外し可能である、請求項１に記載の無人航空機。
4. 前記第２の構成において、前記エネルギーシステムは、ケーブルによって前記飛行モジュールに接続されている、請求項１に記載の無人航空機。
5. 前記ケーブルは、データ伝送ケーブルを備える、請求項４に記載の無人航空機。
6. 前記ケーブルは、電力伝送ケーブルを備える、請求項４に記載の無人航空機。
7. 前記第１の構成にある間に第１の場所から第２の場所へ自律的に飛行することと、
   前記第２の場所において、前記飛行モジュールから前記エネルギーシステムを自律的に取り外して前記第２の構成に入ることと
   を行うために前記無人航空機を制御するように構成された制御システムを備える、請求項１に記載の無人航空機。
8. 前記エネルギーシステムは、ハイブリッドエネルギー生成システムを備え、前記ハイブリッドエネルギー生成システムは、
   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たエンジンと、
   前記エンジンによって生成される前記機械的エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成された発電機と
   を備える、請求項１に記載の無人航空機。
9. 前記電気エネルギーは、前記発電機から、前記再充電可能バッテリと、（１）前記ロータモータまたは（２）前記外部負荷のいずれかとのうちの１つ以上に提供される、請求項８に記載の無人航空機。
10. 前記再充電可能バッテリは、前記無人航空機が前記第１の構成にある場合に、電気エネルギーを前記ロータモータに提供するように構成されている、請求項８に記載の無人航空機。
11. 前記無人航空機が前記第２の構成にある場合に、前記発電機および前記再充電可能バッテリの両方は、閾値を超える前記外部負荷からの電力要求に応答して前記外部負荷に電気エネルギーを提供するように構成されている、請求項８に記載の無人航空機。
12. 前記再充電可能バッテリは、前記無人航空機が前記第２の構成にある場合に、前記外部負荷に電気エネルギーを提供するように構成されている、請求項８に記載の無人航空機。
13. 前記外部負荷は、データ記憶デバイス、通信デバイス、およびセンサのうちの１つ以上を備える、請求項１に記載の無人航空機。
14. 方法であって、
    電気エネルギーを生成するようにエネルギーシステムを動作させることと、
    前記エネルギーシステムが、プロペラの回転を駆動するように構成されたロータモータを備える飛行モジュールに取り付けられている、第１の構成において無人航空機を動作させることであって、前記電気エネルギーを飛行モジュールの前記ロータモータに提供して前記無人航空機の飛行を引き起こすことを含む、ことと、
    前記エネルギーシステムを前記飛行モジュールから取り外すことと、
    前記エネルギーシステムが前記飛行モジュールから取り外されている第２の構成において前記無人航空機を動作させることであって、前記電気エネルギーを外部負荷に提供することを含み、前記外部負荷は、地上機体を備えるロボットデバイスを備える、ことと
    を含む、方法。
15. 前記エネルギーシステムを前記飛行モジュールに再取り付けることを含む、請求項１４に記載の方法。
16. 前記無人航空機が飛行中である間に前記飛行モジュールから前記エネルギーシステムを取り外すことを含む、請求項１４に記載の方法。
17. 前記第２の構成において、前記エネルギーシステムは、ケーブルによって前記飛行モジュールに接続されている、請求項１４に記載の方法。
18. 前記第１の構成にある間に第１の場所から第２の場所へ自律的に飛行するように前記無人航空機を制御することと、
    前記第２の場所において、前記飛行モジュールから自律的に取り外すように前記エネルギーシステムを制御することと
    を含む、請求項１４に記載の方法。
19. 前記エネルギーシステムは、ハイブリッドエネルギー生成システムを備える、請求項１４に記載の方法。
20. 電気エネルギーを生成するように前記エネルギーシステムを動作させることは、
    前記ハイブリッドエネルギー生成システムのエンジンにおいて機械的エネルギーを生成することと、
    前記ハイブリッドエネルギー生成システムの発電機において、前記エンジンによって生成される前記機械的エネルギーを電気エネルギーに変換することと
    を含む、請求項１９に記載の方法。
21. 前記発電機から、再充電可能バッテリと、（１）前記ロータモータまたは（２）前記外部負荷のいずれかとのうちの１つ以上に前記電気エネルギーを提供することを含む、請求項２０に記載の方法。
22. 前記無人航空機が前記第１の構成にある場合に、前記再充電可能バッテリから前記ロータモータに電気エネルギーを提供することを含む、請求項２１に記載の方法。
23. 前記無人航空機が前記第２の構成にある場合に、閾値を超える前記外部負荷からの電力要求に応答して、前記再充電可能バッテリおよび前記発電機の両方から前記外部負荷に電気エネルギーを提供することを含む、請求項２１に記載の方法。
24. 前記外部負荷は、データ記憶デバイス、通信デバイス、およびセンサのうちの１つ以上を備える、請求項１４に記載の方法。