JP2020511350A - 無人航空車両のための電力システムの冷却 - Google Patents

Abstract

無人航空車両は、回転するように少なくとも１つのプロペラを駆動するように構成される、少なくとも１つのロータモータと、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、マイクロハイブリッド発電機システムとを含む。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。無人航空車両はまた、マイクロハイブリッド発電機システムに結合するように構成される、冷却システムを含む。冷却システムは、１つ以上の板と、１つ以上の板のそれぞれから延在する、複数のフィンとを含む。冷却システムは、マイクロハイブリッド発電機システムから熱を放散するように構成される。

Description

（関連出願）
本願は、２０１７年３月１０日に出願され“ＣＯＯＬＩＮＧ Ａ ＰＯＷＥＲ ＳＹＳＴＥＭ ＦＯＲ ＡＮ ＵＮＭＡＮＮＥＤ ＡＥＲＩＡＬ ＶＥＨＩＣＬＥ”と題された米国仮特許出願第６２／４６９，８４０号に対する優先権を主張するものであり、該出願は、その全体が参照により本明細書中に援用される。

本説明は、電力システムを冷却することに関する。

マルチロータ無人航空車両（ＵＡＶ）は、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、１つ以上の電力システムと、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類似する操縦性を伴う空中制御が可能である。

本明細書に説明されるものは、無人航空車両（ＵＡＶ）によって採用される熱管理方略である。例えば、ＵＡＶは、能動的冷却および受動的冷却のうちの一方または両方をＵＡＶの電力システムの１つ以上の構成要素に提供するように構成される、１つ以上の冷却システムを含んでもよい。冷却システムは、相当な量の熱を生成する傾向がある、マイクロハイブリッド発電機システムの構成要素から熱を放散するように構成されてもよい。

一側面では、無人航空車両は、回転するように少なくとも１つのプロペラを駆動するように構成される、少なくとも１つのロータモータと、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、マイクロハイブリッド発電機システムとを含む。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。無人航空車両はまた、マイクロハイブリッド発電機システムに結合するように構成される、冷却システムを含む。冷却システムは、１つ以上の板と、１つ以上の板のそれぞれから延在する、複数のフィンとを含む。冷却システムは、マイクロハイブリッド発電機システムから熱を放散するように構成される。

実装は、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。

いくつかの実装では、１つ以上の板は、小型エンジンに結合するように構成される。

いくつかの実装では、板のうちの少なくとも１つおよび対応する複数のフィンは、プロペラのうちの１つの実質的に下に位置付けられる。

いくつかの実装では、複数のフィンは、１つ以上の板から垂直方向に延在する。

いくつかの実装では、板は、小型エンジンに物理的に結合される。

いくつかの実装では、板は、発電機モータに結合される。

いくつかの実装では、冷却システムは、インペラを備える。

いくつかの実装では、インペラは、小型エンジンに結合される。

いくつかの実装では、インペラは、ロータモータに結合される。

いくつかの実装では、板は、小型エンジンの１つ以上の排気パイプに結合される。

いくつかの実装では、板は、金属から形成される。

いくつかの実装では、フィンは、フィンの複数の群を備え、フィンの各群は、板のうちの１つの対応する表面から延在する。

いくつかの実装では、フィンは、等しく離間される。

いくつかの実装では、各板の外周に位置するフィンは、板の表面の内部領域内に位置するフィンから離れるように扇形に広げられる。

いくつかの実装では、１つ以上の板は、少なくとも１つのプロペラの下方に位置付けられる。

一般的側面では、方法は、無人航空車両のプロペラの回転を駆動するように構成される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であって、ハイブリッド電気エネルギー生成システムのエンジン内で機械的エネルギーを生成することと、ハイブリッドエネルギー生成システムの発電機内で、機械的エネルギーを電気エネルギーに変換することと、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に提供することと、（ｉ）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ハイブリッドエネルギー生成システムのロータモータに提供することおよび（ｉｉ）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からの電気エネルギーをロータモータに提供することのうちの１つ以上と、を含む、ことと、冷却システムへの熱の放散によってハイブリッドエネルギー生成を冷却することであって、冷却システムは、１つ以上の板と、１つ以上の板のそれぞれから延在する、複数のフィンとを備える、こととを含む。

本明細書に説明される主題の１つ以上の実施形態の詳細が、付随の図面および下記の説明に記載される。主題の他の特徴、目的、および利点は、説明および図面および請求項から明白となるであろう。

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示す。 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示す。 図３Ａは、マイクロハイブリッド発電機の側面図を示す。 図３Ｂは、マイクロハイブリッド発電機の分解側面図を示す。 図４−７は、冷却システムを含むマイクロハイブリッド発電機システムと統合されるＵＡＶの実施例を示す。 図４−７は、冷却システムを含むマイクロハイブリッド発電機システムと統合されるＵＡＶの実施例を示す。 図４−７は、冷却システムを含むマイクロハイブリッド発電機システムと統合されるＵＡＶの実施例を示す。 図４−７は、冷却システムを含むマイクロハイブリッド発電機システムと統合されるＵＡＶの実施例を示す。 図８は、マイクロハイブリッド発電機システムの斜視図を示す。 図９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の斜視図を示す。 図１０は、異なるＵＡＶ電源の比エネルギーを比較するグラフを示す。 図１１は、例示的マイクロハイブリッド発電機システムを伴う例示的ＵＡＶに関する市場潜在性対耐久性のグラフを示す。 図１２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１３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図を示す。 図１４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示す。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マイクロハイブリッド発電機システムの図を示す。 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、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１７−１９は、ＵＡＶの図を示す。 図１７−１９は、ＵＡＶの図を示す。 図１７−１９は、ＵＡＶの図を示す。 図２０および２１は、マイクロハイブリッド発電機システムの一部の図を示す。 図２０および２１は、マイクロハイブリッド発電機システムの一部の図を示す。 図２２Ａおよび２２Ｂは、マイクロハイブリッド発電機システムの一部の図を示す。 図２２Ａおよび２２Ｂは、マイクロハイブリッド発電機システムの一部の図を示す。 図２３は、エンジンの一部の図を示す。

本明細書に説明されるものは、１つ以上の熱管理方略を採用する無人航空車両（ＵＡＶ）である。例えば、ＵＡＶは、能動的冷却および受動的冷却のうちの一方または両方をＵＡＶの電力システムの１つ以上の構成要素に提供するように構成される、１つ以上の冷却システムを含む。冷却システムは、ＵＡＶが飛行中である、および／またはＵＡＶが地上に位置する間（例えば、飛行前、飛行後、および／または地上ベースの動作を実施している間等）に動作するように構成されてもよい。

いくつかの実装では、ＵＡＶは、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てもよい。マイクロハイブリッド発電機システムは、小型ポータブルマイクロ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ことができる。マイクロハイブリッド発電機システムは、車両、マイクロ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。

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。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。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。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、高比エネルギー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、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。

図１は、例示的マイクロハイブリッド発電機システム１００の図を示す。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、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または混合物を貯蔵するための燃料源１０２（例えば、容器）を含む。燃料源１０２は、燃料を第１の電力システムの小型エンジン１０４に提供する。小型エンジン１０４は、燃料源１０２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。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４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。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、Ｚｅｎｏａｈ（１−９ Ｍｉｎａｍｉｄａｉ Ｋａｗａｇｏｅ， Ｓａｉｔａｍａ ３５０−２０２５，Ｊａｐａｎ）から入手可能なＨＷＣ／Ｚｅｎｏａｈ Ｇ２９ ＲＣＥ ３Ｄ Ｅｘｔｒｅｍｅであってもよい。マイクロハイブリッド発電機システム１００はまた、小型エンジン１０４に結合される発電機モータ１０６を含む。発電機モータ１０６は、小型エンジン１０４によって生成された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、小型エンジン１０４のシャフトは、小型エンジン１０４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１０６は、ポリウレタン結合具を通して小型エンジン１０４に結合される。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、１．８ｋＷの電力を提供することができる。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、最大２．２５ｋＷを提供し得、約１．５ｋｇの重量である小型エンジン１０４を含むことができる。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、Ｚｅｎｏａｈ（Ｒ） Ｇ２９ＲＣ Ｅｘｔｒｅｍｅエンジンであってもよい。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、Ｓｃｏｒｐｉｏｎ Ｐｒｅｃｉｓｉｏｎ Ｉｎｄｕｓｔｒｙ（Ｒ）から入手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１０６を含むことができる。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、１０ｋＷの電力を提供することができる。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、約１１〜１２．２５ｋＷを提供し、約３．２ｋｇの重量である小型エンジン１０４を含むことができる。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、Ｄｅｓｅｒｔ Ａｉｒｃｒａｆｔ（Ｒ） Ｄ−１５０である。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、Ｊｏｂｙ Ｍｏｔｏｒｓ（Ｒ） ＪＭ１モータ等の発電機モータ１０６を含むことができる。

マイクロハイブリッド発電機システム１００は、ブリッジ整流器１０８と、再充電可能バッテリ１１０とを含む。ブリッジ整流器１０８は、発電機モータ１０６と再充電可能バッテリ１１０との間に結合され、発電機モータ１０６のＡＣ出力をＤＣ電力に変換し、再充電可能バッテリ１１０を充電する、またはＤＣ電力をライン１２０によって負荷１１８に提供する、または電力をライン１２４によってＤＣ／ＡＣインバータ１２２に提供し、ＡＣ電力を負荷１２６に提供する。再充電可能バッテリ１１０は、ＤＣ電力をライン１３０によって負荷１２８に提供する、またはライン１３４によってＤＣ／ＡＣインバータ１３２に提供し、ＡＣ電力を負荷１３６に提供してもよい。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００のブリッジ整流器１０８および／または再充電可能バッテリ１１０の出力は、ライン１３８によって、ＵＡＶの一部として１つ以上のロータモータ１１６内に統合される１つ以上の電子速度制御デバイス（ＥＳＣ）１１４に提供される。ＥＳＣ１１４は、発電機モータ１０６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１０８および／または再充電可能バッテリ１１０によって提供されるＤＣ電力を制御することができる。いくつかの実施例では、ＥＳＣ１１４は、ＳｉｍｏｎＫを伴うＴ−Ｍｏｔｏｒ（Ｒ） ＥＳＣ ４５Ａ（２−６Ｓ）であり得る。いくつかの実施例では、ブリッジ整流器１０８は、Ｍｉｃｒｏｓｅｍｉ Ｐｏｗｅｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ Ｇｒｏｕｐ（Ｒ）から入手可能なモデル番号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、マイクロ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、ＥＳＣ１１４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１１６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、ＥＳＣ１１４は、ＵＡＶの右側のロータモータ１１６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より遅くスピンさせることができる。電力が種々のレベルにおいて１つ以上のロータモータ１１６に提供されるため、負荷（例えば、１つ以上のロータモータ１１６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１１０は、Ｐｕｌｓｅ Ｕｌｔｒａ Ｌｉｐｏ（Ｒ）（Ｃｈｉｎａ）から入手可能であり、３，０００ｍＡｈ、２２．２Ｖ ６５Ｃを提供する、ＬｉＰｏバッテリ（Ｍｏｄｅｌ ＰＬＵ６５−３０００６）であってもよい。いくつかの実施例では、再充電可能バッテリ１１０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ってもよい。

マイクロハイブリッド発電機システム１００は、電子制御ユニット（ＥＣＵ）１１２を含む。ＥＣＵ１１２および本明細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また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。コンピュータシステムは、プロセッサと、メモリと、不揮発性記憶装置と、インターフェースとを含んでもよい。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。いくつかの実施例では、プロセッサは、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ってもよい。

いくつかの実施例では、メモリは、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、磁気フロッピー（登録商標）またはハードディスク、磁気光学ディスク、光学ディスク、ＣＤ−ＲＯＭ、ＥＰＲＯＭ、またはＥＥＰＲＯＭ等の読取専用メモリ（ＲＯＭ）、磁気または光学カード、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、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の間にメモリに書き込まれてもよい。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、随意であってもよい。

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。いくつかの実施例では（例えば、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、実践的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、処理のために適切なコンピュータ可読場所に移動され得、例証の目的のために、その場所は、本明細書では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、いくつかの実施例では、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（例えば、不揮発性記憶装置からハードウェアレジスタに）記憶されてもよい。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。

動作のいくつかの実施例では、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等の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れら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／または出力（Ｉ／Ｏ）デバイスを含むことができる。いくつかの実施例では、Ｉ／Ｏデバイスは、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。いくつかの実施例では、ディスプレイデバイスは、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、また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のうちの１つ以上のもの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。本明細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またはその一部を含むことができる。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、また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、また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、いくつかの実施例では、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、本明細書に含まれる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ことができる。

ＥＣＵ１１２は、ブリッジ整流器１０８および再充電可能バッテリ１１０に結合される。ＥＣＵ１１２は、小型エンジン１０４の１分あたり回転数（ＲＰＭ）に正比例する、発電機モータ１０６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１０８のＤＣ電力出力と比較する。ＥＣＵ１１２は、小型エンジン１０４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１１６の負荷または負荷１１８、１２６、１２８、および１３６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１０８のＤＣ電力出力を増加または減少させることができる。いくつかの実施例では、ＥＣＵ１１２は、Ｃｈｉｎａから入手可能な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１１６の負荷は、ＥＳＣ１１４が電気モータ１１６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１１６に提供される電力を増加させるように入力し、続けて、ＥＳＣ１１４に、より多くの電力を電気モータ１１６に提供させる場合、ＥＣＵ１１２は、小型エンジン１０４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１１６に提供させることができる。

ＥＣＵ１１２は、感知されたアナログ電圧を読み取り、感知されたアナログ電圧を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１０４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。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１００の側面斜視図を示す。図３Ａは、マイクロハイブリッド発電機１００の側面図を示す。図３Ｂは、マイクロハイブリッド発電機１００の分解側面図を示す。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、発電機モータ１０６に結合される、小型エンジン１０４を含む。

いくつかの実施例では、１つ以上の熱管理方略は、能動的冷却、受動的冷却、または両方をマイクロハイブリッド発電機システム１００の１つ以上の構成要素に提供するために採用されることができる。高比電力構成要素は、時として、（例えば、熱放散は、通常、表面積に比例するため）過熱を受けやすい。加えて、内部燃焼は、熱を生成する本質的に非効率的なプロセスであり得る。

能動的冷却システムは、任意のものを冷却するためにエネルギーの使用を伴うものである。例えば、能動的冷却システムは、遠心ファン等の１つ以上のファンを採用してもよい。遠心ファンは、ファンがエンジンと同一のＲＰＭでスピンするように小型エンジン１０４のエンジンシャフトに結合され、したがって、有意な空気流を生産することができる。遠心ファンは、空気流が小型エンジン１０４のシリンダヘッド等のエンジンのある構成要素（例えば、エンジンの最も高温の部分）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、マイクロハイブリッド発電機システム１００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（例えば、プロペラ後流と称される）が、マイクロハイブリッド発電機システム１００の構成要素を冷却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、受動的冷却方略が、マイクロハイブリッド発電機システム１００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組み合わせて使用されることができる。受動的冷却システムは、熱を１つの場所（例えば、冷却される構成要素）から別の場所（例えば、熱が経時的に放散され得る場所）に伝達するための熱放散技法を利用するものである。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００の１つ以上の構成要素は、熱伝導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減させることができる。例えば、ＵＡＶのフレームは、熱シンクとして作用し得る、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る。

一実施形態では、小型エンジン１０４は、小型エンジン１０４のシャフトへの発電機モータ１０６のシャフトの結合を提供し、シンクフィン２０４を用いて冷却もまた提供する、結合具／冷却デバイス２０２を含む。例えば、図３Ａおよび３Ｂは、発電機モータ１０６のシャフト３０６および小型エンジン１０４のシャフト３０８を結合する止めねじ３０４を伴う結合具／ファン３０２を含む、結合具／冷却デバイス２０２の一実施形態をさらに詳細に示す。結合具／冷却デバイス２０２はまた、ゴム結合リング（図２２Ａの２２０２）を含んでもよい。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１００は、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、熱がＵＡＶの外部に向かって伝達されるようにするための構成要素を含み、ＵＡＶ内に統合される。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００および／またはマイクロハイブリッド発電機システム１００を統合するＵＡＶは、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１００の小型エンジン１０４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１００の周囲温度にある場合、小型エンジン１０４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１０４を横断して達成される。さらに、いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、１２ｋＷ力において動作され、４９ｋＷの廃熱を生成する（例えば、小型エンジンの各ヘッドは、２４．５ｋＷの廃熱を生産する）。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００の小型エンジン１０４のエンジンヘッドは、エンジン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、小型エンジン１０４のエンジンヘッドにわたって達成されることができる。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１０４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。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、１０，０００ＲＰＭで１．６８Ｎｍの平均トルクを生産する。いくつかの実施例では、ウレタン結合具が、マイクロハイブリッド発電機システム１００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、いくつかの実施例では、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１００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１００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１０４はまた、機械的騒音および／またはエンジン振動を低減させ得る、はずみ車２０６を含む。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、ホール効果センサ（図３Ａの３１０）と、示されるようにはずみ車２０６に結合されるホール効果磁石とを含む。いくつかの実施例では、ホール効果センサ３１０は、ＲＣｅｘｌ Ｍｉｎ Ｔａｃｈｏｍｅｔｅｒ（Ｒ）（Ｚｈｅｊｉａｎｇ Ｐｒｏｖｉｎｃｅ， Ｃｈｉｎａ）から入手可能であり得る。

小型エンジン１０４が動作するとき、はずみ車２０６は、スピンし、はずみ車２０６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３１０によって測定され、ＥＣＵ１１２に入力される。ＥＣＵ１１２は、測定された電圧を発電機モータ１０６によって出力された電圧と比較する。ＥＣＵ１１２は、次いで、発電機モータ１０６および小型エンジン１０４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１１８、１２６、１２８、および／または１３６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１１６に供給するであろう。

小型エンジン１０４はまた、スタータモータ２０８と、サーボ２１０と、マフラ２１２と、振動マウント２１４とを含んでもよい。

図４−７は、電力システムと、電力システムを冷却するための冷却システム４０２とを含む、ＵＡＶ４００の実施例を示す。図示される実施例では、ＵＡＶ４００は、ＵＡＶ４００に給電するためのマイクロハイブリッド発電機システム（例えば、図１のマイクロハイブリッド発電機システム１００）を採用するが、いくつかの実装では、冷却システム４０２は、冷却を他のタイプの電力システム（例えば、下記により詳細に説明されるように、発電機モータに結合されるガソリンタービン等）に提供するために使用され得ることを理解されたい。本実施例では、冷却システム４０２は、熱放散技法を利用することによって、マイクロハイブリッド発電機システム１００の１つ以上の構成要素を冷却するように構成される。

図示される実施例では、冷却システム４０２は、第１の板４０４と、第２の板４０６とを含み、各板４０４、４０６は、フィン４０８を含む。各板４０４、４０６のフィン４０８は、個別の板４０４、４０６の第１の表面４１２から延在するフィンの第１の群４１０および個別の板４０４、４０６の第２の表面（図６の４１６）から延在するフィンの第２の群（図６の４１４）において配列される。フィン４０８は、外向きに、例えば、それらが取り付けられる個別の板４０４、４０６から垂直方向に延在する。

フィン４０８は、対流を増加させる（例えば、対流表面積を増加させる）ことによって、個別の板４０４、４０６から離れるような熱伝達の速度を増加させるように設計および配列される。対流表面積は、付加的フィン４０８が含まれるため、増加し得る。したがって、熱伝達は、概して、付加的フィン４０８が含まれるため、増加する。

冷却システム４０２は、相当な量の熱を生成する傾向がある、マイクロハイブリッド発電機システム１００の構成要素（例えば、最も多くの熱を生成する構成要素）またはその近傍に位置付けられてもよい。このように、冷却システム４０２によって提供される冷却は、最も必要とされる場所において利用されることができる。図示される実施例では、板４０４、４０６は、小型エンジン１０４、特に、小型エンジン１０４のシリンダヘッドに結合されるが、いくつかの実装では、板４０４、４０６は、小型エンジン１０４の他の構成要素に結合／搭載されてもよい。いくつかの実装では、板４０４、４０６は、１つ以上の締結具（例えば、ねじ、ボルト、定位置に溶接等）によって小型エンジン１０４に物理的に結合される。いくつかの実装では、板４０４、４０６は、小型エンジン１０４に物理的に結合されず、むしろ、熱伝達の観点から結合される。例えば、板４０４、４０６は、板４０４、４０６の表面および小型エンジン１０４が相互に物理的に接触する、または相互に近接近し、それによって、その間の熱の伝達を可能にするように、小型エンジン１０４のそばに存在してもよい。シリンダヘッドは、エンジンピストンがシリンダの内容物を圧縮し、それによって、燃焼を起こさせる場所である。そのような圧縮および燃焼は、大量の熱を生産する。熱は、対流によってシリンダヘッドが結合される板４０４、４０６の一部に伝達される。順に、熱は、対流によって板４０４、４０６に沿って個別のフィン４０８に伝達される。熱の少なくとも一部は、これが板４０４、４０６に沿ってフィン４０８に向かって伝達されるにつれて放散され得る。残りの熱は、フィン４０８に伝達され、フィン４０８の比較的に広い集合的表面積は、熱が（例えば、フィン４０８の不在下で起こるであろう放散の速度と比較して）比較的に迅速に放散することを可能にする。放散の速度はまた、単純に、フィン４０８がマイクロハイブリッド発電機システム１００の熱生成構成要素から離れた場所において熱を放散することを可能にすることによって改良される。

いくつかの実装では、冷却システム４０２は、小型エンジン１０４以外のマイクロハイブリッド発電機システム１００の構成要素またはその近傍に位置付けられてもよい。例えば、いくつかの実装では、板４０４、４０６は、発電機モータ１０６に結合されてもよい。いくつかの実装では、フィンは、小型エンジン１０４および／または発電機１０６上に直接配置されてもよい。そのようなフィンは、板４０４、４０６のフィン４０８の代わり、またはそれに加えたものであってもよい。

いくつかの実装では、インペラもまた、マイクロハイブリッド発電機システム１００の構成要素を冷却することを補助するために使用される。インペラは、別個の構成要素等として提供される冷却システム４０２の一部であってもよい。インペラは、小型エンジン１０４および／または発電機モータ１０６等の冷却されるマイクロハイブリッド発電機システム１００の構成要素またはその近傍に位置付けられる、回転構成要素であってもよい。インペラは、小型エンジン１０４および／または発電機モータ１０６から離れるように空気（例えば、高温周囲空気）を吹送し、熱が他のより低温の面積において放散されることを可能にするように構成されてもよい。

マイクロハイブリッド発電機システム１００の排気パイプ４１８もまた、板４０４、４０６が結合される場所の近傍に位置することができる。小型エンジン１０４からの排気は、大量の熱を生成する傾向がある。したがって、排気によって引き起こされる熱もまた、冷却システム４０２によって、板４０４、４０６に、次いで、フィン４０８に向かって伝達されることができる。

板４０４、４０６およびフィン４０８は、適切な速度で熱を放散するために好適な１つ以上の材料から作製されてもよい。物体内の熱伝達の程度および速度は、少なくとも部分的に、物体の伝導の量に基づき得る。比較的に高い熱伝導率を伴う材料は、熱が迅速に通過することを可能にし、それによって、熱放散の速度を最大限にすることができる。いくつかの実装では、複数の材料タイプが、熱の伝達を補助するために使用されてもよい。図示される実施例では、板４０４、４０６は、１つの金属材料（例えば、銅）から作製され、フィン４０８は、別のタイプの金属材料（例えば、アルミニウム）から作製され、その両方が、比較的に高い熱伝導率を有する。

図４−７に図示される冷却システム４０２は、１００個を上回るフィン４０８（例えば、第１の表面４１２から延在する約８５個のフィン４０８および第２の表面４１６から延在する約８５個のフィン４０８）を含むものとしてフィンの各群４１０、４１４を示すが、任意の数のフィン４０８が、含まれてもよい。いくつかの実装では、フィン４０８の付加的またはより少ない群が、採用され得る。いくつかの実装では、採用される特定の数のフィン４０８は、熱伝達の程度を増加させる（例えば、最大限にする）ように、実験に基づいてもよい。いくつかの実装では、フィン４０８の特定の構成（例えば、間隔、群化、配向、傾斜、または他の構成）は、熱伝達が増加される、または最大限にされるようなものであってもよい。採用される特定の構成は、採用される特定の電力システムに関する適切な構成を決定するための計算および／または実験に基づいてもよい。

図４−７に示される実施例では、板４０４、４０６は、約２００ｍｍ×１００ｍｍの寸法を有してもよく、フィン４０８は、約１００ｍｍの長さであってもよい。しかしながら、板４０４、４０６および／またはフィン４０８のサイズは、ＵＡＶ４００の特定の特性および／またはＵＡＶ４００が使用される特定の用途に依存してもよい。同様に、板４０４、４０６および／またはフィン４０８の配列および冷却システム４０２内に採用される板および／またはフィンの数も、同様に、ＵＡＶ４００の特定の特性および／またはＵＡＶ４００が使用される特定の用途に依存してもよい。

図５および６を参照すると、図示される実施例では、各板４０４、４０６は、板４０４、４０６の第１の表面４１２から延在するフィンの第１の群４１０（例えば、図５に示されるフィン４０８）と、板４０４、４０６の第２の表面４１６（例えば、図５に図示されないが、第１の表面４１２と対向する表面）から延在するフィンの第２の群４１４とを含む。フィンの第１の群４１０は、２つの部分群、すなわち、約５０個のフィン４０８を含む第１の部分群４１０ａと、約３５個のフィン４０８を含む第２の部分群４１０ｂとに分割される。各部分群４１０ａ、４１０ｂのフィン４０８は、行および列の行列パターンにおいて配列される。第１の部分群４１０ａのフィン４０８は、それぞれ１０個のフィン４０８の５つの行（例えば、１０×５行列）において配列され、第２の部分群４１０ｂのフィン４０８は、それぞれ７つのフィン４０８の５つの行（例えば、７×５行列）において配列される。

各行のフィン４０８は、相互に離間され、フィン４０８の行もまた、相互に離間される。そのような間隔は、熱が空気中に放散するために十分な周囲空間を提供するように選定されてもよい。一般に、各行のフィン４０８は、ほぼ等距離に離間される。しかしながら、いくつかの実装では、フィン４０８のうちの１つ以上のものは、その間に付加的空間を提供するために（例えば、熱伝達の有効性を最大限にするために）、相互に対して扇形構成を有してもよい。例えば、外周フィン（例えば、図５の板４０４の外縁に最も近接するフィン４０８および板４０４の中間に最も近接するフィン４０８）は、周囲空間を増加させ、熱伝達を最大限にするために、個別の部分群４１０ａ、４１０ｂの他のフィン４０８から離れるように扇形になってもよい。

冷却システム４０２は、熱生成構成要素から離れるような熱の放散を改良することによって、マイクロハイブリッド発電機システム１００を冷却するものとして主に説明されたが、冷却システム４０２はまた、他のタイプの冷却を採用してもよい。上記に説明されるように、熱放散の速度は、マイクロハイブリッド発電機システム１００の熱生成構成要素（例えば、小型エンジン１０４）から離れた場所にフィン４０８を位置させることによって改良される。冷却システム４０２が位置付けられる特定の場所は、冷却を最大限にするように方略的に選定されてもよい。

図７に図示されるように、板４０４、４０６のうちの一方または両方および対応するフィン４０８は、プロペラ４２０のうちの個別のものの実質的に下に位置してもよい。プロペラ４２０のスピンは、空気の流れ（例えば、時として、プロペラ後流と称される）を生成させる。プロペラ後流は、プロペラ４２０に対して略下向き方向に発生し、それによって、ＵＡＶ４００を空中に上昇させる対向力をもたらす。板４０４、４０６のうちの一方または両方および対応するフィン４０８を個別のプロペラ４２０の実質的に下に位置付けることによって、プロペラ４２０は、冷却システム４０２の構成要素を冷却するファンとして作用することができる。このように、ＵＡＶ４００によって本質的に生成されるプロペラ後流は、冷却目的のために利用されることができる。

冷却システム４０２の精密な位置付けは、ＵＡＶ４００の特定のプロペラ４２０の特性に依存してもよい。いくつかの実施例では、プロペラ４２０の寸法は、プロペラ後流をプロペラ４２０の真下の特定の場所に向かって集中させてもよい。いくつかの実施例では、板４０４、４０６および対応するフィン４０８は、空気流の速度が最大限にされる場所に位置付けられることができる。いくつかの実施例では、最も多くの冷却補助を要求する冷却システム４０２の構成要素、プロペラ後流から最も利益を享受し得る冷却システム４０２の構成要素等が、そのような高空気流場所に位置付けられてもよい。例えば、冷却システム４０２のフィン４０８は、（例えば、図７に示されるように）スピンするプロペラ４２０によって画定される円周の実質的に下に位置付けられてもよい。そのような場所は、最も高い程度のプロペラ後流を被り得る。フィン４０８は、フィン４０８の間の空間が放散された熱を取り除くことができるため、（例えば、そのように位置する板４０４、４０６と比較して）そのような場所に位置することから特に利益を享受し得る。

冷却システム４０２は、冷却がＵＡＶ４００の飛行能力および／または飛行効率に悪影響を及ぼすことなく最大限にされるように位置付けられてもよい。例えば、冷却システム４０２は、冷却性能および上昇への悪影響の好ましいバランスが達成され得る場所に位置付けられてもよい。いくつかの実装では、プロペラと個別の板４０４、４０６およびフィン４０８との間の距離は、そのようなバランスを維持するように選定されることができる。

図４−７に図示される冷却システム４０２は、それぞれ、複数のフィン４０８を含む２つの板４０４、４０６を有するものとして示されるが、任意の数の板が、使用されてもよい。いくつかの実装では、冷却システム４０２は、ＵＡＶ４００のプロペラ４２０の数に等しいいくつかの板を含んでもよい。例えば、冷却システム４０２は、それぞれ、複数のフィン４０８を含む６つの板を含んでもよい。

図示される板４０４、４０６は、実質的に類似する構成を有するものとして示される（例えば、各板４０４、４０６は、実質的に同一の構成を伴うほぼ同数のフィン４０８を有するものとして図示される）が、いくつかの実装では、種々の板４０４、４０６が、異なる板構成および／またはフィン構成を有してもよい。いくつかの実装では、冷却システム４０２は、マイクロハイブリッド発電機システム１００の他の部分に添着される付加的板およびフィン４０８を含んでもよい。比較的に少ない熱（例えば、小型エンジン１０４が生成するものよりも比較的に少ない熱）を生成する構成要素に添着される板およびフィン４０８は、特定の冷却要件に応じて構成されてもよい。例えば、付加的板が、図４−７に示される板４０４、４０６と異なる（例えば、より小さい）寸法を有してもよい、および／または異なる数の（例えば、より少ない）フィン４０８を含んでもよい。そのような付加的板およびフィン４０８の構成は、許容不可能な程度までＵＡＶ４００の効率および／または範囲に影響を及ぼすことなく、マイクロハイブリッド発電機システム１００に提供される冷却を最大限にするように選定されてもよい。

図８は、マイクロハイブリッド発電機システム１００の斜視図を示す。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、小型エンジン１０４と、ブリッジ整流器１０８に結合される発電機モータ１０６とを含む。

図９は、マイクロハイブリッド発電機システム１００と統合されるＵＡＶ９００の斜視図を示す。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１１６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１００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。

いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、電気スタータ（図２および９の２１６）を使用して始動されてもよい。燃料源１０２が、（例えば、図３に示されるような）発電機モータ１０６に直接結合されるそのロータシャフトをスピンさせるために燃料を小型エンジン１０４に送達し、力を発電機モータ１０６に印加することができる。発電機モータ１０６のスピンは、電気を生成し、モータ発電機１０６によって生成される電力は、小型エンジン１０４のシャフトによって印加される動力に比例する。いくつかの実施例では、発電機モータ１０６の標的回転速度は、発電機モータ１０６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１０６の定格は、約４００ＫＶであり得る。小型エンジン１０４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、発電機モータ１０６が２５ＶＤＣ出力を生成するために、小型エンジン１０４のシャフトに結合される発電機モータ１０６のシャフトは、約１０，０００ＲＰＭにおいてスピンする必要がある。

負荷（例えば、１つ以上のモータ１１６または負荷１１８、１２６、１２８、および／または１３６のうちの１つ以上のもの）が、発電機モータ１０６の出力に印加されるにつれて、マイクロハイブリッド発電機システム１００の電圧出力は、降下し、それによって、小型エンジン１０４および発電機モータ１０６の速度を低減させるであろう。いくつかの実施例では、ＥＣＵ１１２が、小型エンジン１０４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ることができる。ＥＣＵ１１２は、ガソリンエンジンのための標準ガバナのものと類似する様式で作用することができるが、ＲＰＭを調整する代わりに、ＥＣＵ１１２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１０６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１０６からの電力出力は、ブリッジ整流器１０８によって整流される必要があり得る、交流（ＡＣ）の形態であり得る。ブリッジ整流器１０８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。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００の出力電力は、「直列ハイブリッド」構成において設置されることができ、発電機モータ１０６によって出力される発電機電力が、再充電可能バッテリ１１０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ってもよい。

動作時、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１０６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１１０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。一方の一次電源（例えば、発電機モータ１０６）が利用可能ではない場合では、システム１００は、依然として、再充電可能バッテリ１１０からの電力を使用して、短い時間周期にわたって動作し続け、それによって、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１００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）＝車両乾燥重量＋小型エンジン１０４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＝ηｘ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実施例では、利用可能な電力または合計エネルギーは、再充電可能バッテリ１１０のサイズおよび構成に基づいてもよい。再充電可能バッテリ１１０の構成は、再充電可能バッテリ１１０のセル構成、再充電可能バッテリ１１０のセル定格、および／または再充電可能バッテリ１１０の合計ｍＡｈに基づくことができる。いくつかの実施例では、６Ｓ、１６，０００ｍＡｈ、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）×１６，０００ｍＡｈ＝４００ワット時
（６）
ピーク電力可用性＝電圧×ｍＡｈ×Ｃ定格＝
２５ＶＤＣ×１６，０００ｍＡｈ×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、いくつかの実施例では、再充電可能バッテリ１１０は、小型エンジン１０４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ってもよい。加えて、再充電可能バッテリ１１０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ってもよい、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１００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。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、最大約２時間５分の装填（例えば、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１０４および／または発電機モータ１０６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１００は、再充電可能バッテリ１１０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。いくつかの実施例では、再充電可能バッテリ１１０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。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、効率的な高比エネルギー電源が要求され、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、および同等物）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１００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１０は、異なるＵＡＶ電源の比エネルギーを比較するグラフを示す。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００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、図２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、高比エネルギー燃料セル技術を使用するとき、１００４に示されるような約１，０００Ｗｈ／ｋｇ、リチウム硫黄バッテリを使用するとき、１００６に示されるような約４００Ｗｈ／ｋｇ、およびＬｉＰｏバッテリを使用するとき、１００８に示されるような約２００Ｗｈ／ｋｇの最大比エネルギー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マイクロハイブリッド発電機システム１００が達成することが可能である例示的な２時間＋の飛行時間に関する飛行時間と、ＵＡＶのためのマイクロハイブリッド発電機システム１００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を示す。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機電力システム１００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、マイクロハイブリッド発電機電力システム１００を組み込むＵＡＶ（例えば、図９のＵＡＶ９００）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、マイクロハイブリッド発電機システム１００がポータブル発電機として動作するように、外部負荷１１８、１２６、１２８、および／または１３６のうちの１つ以上のものに伝達されることができる。マイクロハイブリッドシステム発電機１００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１００は、利用可能な電力生成能力を、負荷１１８、１２６、１２８、および／または１３６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１２２、１３２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てもよい。

いくつかの実施例では、ＵＡＶ（例えば、図９のＵＡＶ９００）に結合されるマイクロハイブリッド発電機システム１００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、マイクロハイブリッド発電機システム１００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、それに結合されるマイクロハイブリッドシステム１００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、マイクロハイブリッドシステム１００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。

いくつかの実施例では、ＵＡＶ９００は、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００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、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。マイクロハイブリッド発電機システム１００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、いくつか例を挙げると、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または災害救助状況、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マイクロハイブリッド発電機システム１００に関する別のシステムの図を示す。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マイクロハイブリッド発電機システム１００の図を示す。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、マイクロハイブリッド発電機システム１００の図を示す。いくつかの実施例では、テザーライン１３０２が、マイクロハイブリッド制御システム１００のブリッジ整流器１０８および再充電可能バッテリ１１０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、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、本明細書に含まれる図のうちの１つ以上のものとともに上記に議論されたのと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、付加的取外可能構成要素１３１０を含むことができる。例えば、本システムは、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いくつかの実施例では、本システムは、飛行ロボットまたはＵＡＶ（図１４の１４０２）等の飛行ロボットまたはＵＡＶまたは地上ロボット１４０４の一部として構成されてもよい。ポータブルテザリング式ロボットシステム１４０８が、場所Ａにおいてミッションを開始してもよい。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、マイクロハイブリッド発電機システム１００によって給電されることができる。ポータブルテザリング式ロボットシステム１４０８は、所望の遠隔場所Ｂまで、（例えば、マイクロハイブリッド発電機システム１００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（例えば、マイクロハイブリッド発電機システム１００によって給電される飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２を使用して）空中を進行するかのいずれかであり得る。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リング式ロボットシステム１４０８は、１４０６に示されるマイクロハイブリッド発電機システム１００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または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ＵＡＶ１４０２が、もはやマイクロハイブリッド発電機システム１００および／またはそれに取り付けられる付加的構成要素１３１０を有していないとき、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。いくつかの実施例では、飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２は、マイクロハイブリッド発電機システム１００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で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に結合されるマイクロハイブリッド発電機システム１００によって給電されてもよく、また、マイクロハイブリッド発電機システム１００および／またはそれに取り付けられる付加的構成要素１３１０を伴わないことで有意により軽くあり得る。地上ロボット１４０４もまた、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１５は、動作時の取外可能飛行パック１５０４を伴う、地上ロボット１５０２を示す。取外可能飛行パック１５０４は、マイクロハイブリッド発電機システム１００を含む。取外可能飛行パック１５０４は、１つ以上の実施形態の地上ロボット１５０２に結合される。マイクロハイブリッド発電機システム１００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てもよく、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内に埋設されるマイクロハイブリッド発電機システム１００から給電されてもよく、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。

いくつかの実施例では、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マイクロハイブリッド発電機システム１００とを含んでもよい。図示される実施例では、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、マイクロハイブリッド発電機システム１００は、本明細書に含まれる１つ以上の図を参照して上記に議論されるように、燃料源１０２と、小型エンジン１０４と、発電機モータ１０６と、ブリッジ整流器１０８と、再充電可能バッテリ１１０と、ＥＣＵ１１２と、随意のインバータ１２２および１３２とを含む。マイクロハイブリッド発電機システム１００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、単一ロータまたはマルチロータ、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。

いくつかの実施例では、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。地上ロボット１５０２および飛行パック１５０４が、場所Ａから場所Ｂに飛行し得るように、電力が、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、地上ロボット１５０６が飛行パック１５０４から独立して給電されることが可能であるように、地上ロボット１５０２内に埋設される。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。

いくつかの実施例では、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し得ない。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を搬送する必要性なくそのミッションを完了し得るように、後方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、および飛行パック１５０４が意図された目的地の近傍に着陸することができない荷物送達サービスを含んでもよい。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。

いくつかの実施例では、ミッションが完了されることに応じて、地上ロボット１４０４または飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２は、マイクロハイブリッド発電機システム１００に戻るように自律的に結合されることができる。いくつかの実装では、そのような結合は、ミッションが完了されることに応じて自動的に実施される。付加的取外可能構成要素１３１０が、マイクロハイブリッド発電機システム１００に戻るように自律的に結合されることができる。飛行ロボットまたはＵＡＶ１４０２または地上ロボット１４０４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１００を伴うポータブルテザリング式ロボットシステム１４０８は、次いで、マイクロハイブリッド発電機システム１００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１００を伴うポータブルテザリング式ロボットシステム１４０８は、地上ロボット１４０４または飛行ロボットまたは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または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またはＵＡＶ１４０４の動作時間を最大限にすることが有益であり得る場合、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、テザリング式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テザリングを提供する。これは、車両構成要素が取り付けられ、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、航空ロボットまたは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／または通信ネットワーキング、複数車両協働環境、および同等物を含んでもよい。

図１６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。

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、小型エンジンと、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、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、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、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の小型エンジンのスロットルを制御する際に使用される情報をＥＣＵ１６０８に送信する。受信機１６２０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情報をＥＣＵに送信する。

図１７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から１７０２−６（以降、「ロータ１７０２」）を含む。ロータ１７０２は、対応するモータ１７０４−１から１７０４−６（以降、「モータ１７０４」）によってスピンさせられる。モータ１７０４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、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ことを補助し得る、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、マイクロハイブリッド発電機システム１００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。マイクロハイブリッド発電機システム１００は、電力をモータ１７０４に提供するために、小型エンジン１０４と、発電機モータ１０６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から１８０２−６（以降、「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、マイクロハイブリッド発電機システム１００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、マイクロハイブリッド発電機システム１００の側面斜視図を示す。図２０に示されるマイクロハイブリッド発電機システム１００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１００は、発電機モータ１０６に結合される小型エンジン１０４を含む。小型エンジン１０４は、約３馬力を提供することができる。発電機モータ１０６は、小型エンジン１０４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、マイクロハイブリッド発電機システム１００の側面斜視図を示す。図２１に示されるマイクロハイブリッド発電機システム１００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１００は、発電機モータに結合される小型エンジン１０４を含む。小型エンジン１０４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１０４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およびマイクロハイブリッド発電機システムのさらなる説明が、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ここに組み込まれる）に見出されることができる。

いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、エンジンが高比電力で動作することを可能にする特徴を含むことができる。小型エンジン１０４は、高い電力対重量比出力を有する２ストロークエンジンであり得る。小型エンジン１０４は、エンジンが小型かつ軽く、したがって、エンジンの高い電力対重量比出力に寄与するように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る。いくつかの実施例では、小型エンジンは、１ｋＷ／ｋｇ（キログラムあたりキロワット）の比エネルギーを有し、小型エンジンによって生成される電力の１キロワット毎に約１０ｋｇの揚力を生成してもよい。いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、ブラシレスモータであり得、これは、エンジンの高比電力の達成に寄与することができる。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、エンジンからの電磁干渉（ＥＭＩ）のリスクを低減させる。

いくつかの実施例では、小型エンジン１０４は、ＵＡＶの感受性構成要素がエンジン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の感受性構成要素は、例えば、Ｐｉｘｈａｗｋ、コンパス、全地球測位システム（ＧＰＳ）、または他の構成要素等の慣性測定ユニッ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、小型エンジンを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、エンジン１０４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、振動がエンジンからＵＡＶの他の構成要素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、エンジン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、小型エンジン１０４および発電機モータ１０６は、精密かつロバストな接続を通して（例えば、ウレタン結合具３０４を通して）直接結合される。特に、発電機モータ１０６は、発電機本体２２０２内に格納される発電機ロータ３０６および発電機ステータ３０８を含む。発電機ロータ３０６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３０６は、結合具３０４を介してエンジンシャフト２０６に結合される。小型エンジン１０４と発電機モータ１０６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１０６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、ひいては、内部応力を低減させる。発電機ロータ３０６のエンジンシャフト２０６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３０６とエンジンシャフト２０６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３０６のエンジンシャフト２０６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、小型エンジン１０４および発電機モータ１０６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、および小型エンジン１０４および発電機モータ１０６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、小型エンジン１０４への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ことを補助する。

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、ひいては、マイクロハイブリッド発電機システムが、高電力において長い時間周期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、多くのエンジンサイクル（例えば、数百万のエンジンサイクル）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ように役立つことができる。いくつかの実施例では、エンジンは、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、最小の外力を被り、したがって、エンジン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。

小型エンジン１０４と発電機モータ１０６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電力システムは、ＵＡＶ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２０８が、発電機モータ１０６と小型エンジン１０４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３０６は、エンジンシャフト２０６に直接噛合されることができる。発電機ステータ３０８は、エンジン１１６のフレーム２１０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、小型形状因子および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、発電機モータ１０６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、小型エンジン１０４と発電機モータ１０６との間の結合具上の摩損を低減させ、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、小型エンジン１０４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）明確に異なる構成要素である。

いくつかの実施例では、設計基準が、小型エンジン１０４と発電機モータ１０６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、エンジンが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、小型エンジン１０４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、エンジン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、エンジン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、エンジン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、エンジン内の良好な燃焼反応を達成するために、エンジン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、エンジン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、エンジンのスロットルは、所望のエンジン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、エンジンが（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し得るように提供されることができる。フィードフォワード制御は、エンジン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ことができる。いくつかの実施例では、エンジンは、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、マイクロ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可能にするために、マイクロ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。

図２３は、マイクロハイブリッド発電機システムの例示的小型エンジン１０４の図を示す。本実施例では、小型エンジン１０４は、エンジン上（例えば、エンジンのシリンダヘッドのうちの１つ以上のものの上）に形成される、複数のフィン２３０２を含み、エンジンの対流表面積を増加させ、それによって、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、マイクロ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。

冷却システム（例えば、能動的冷却システムおよび受動的冷却システム）は、ＵＡＶの一部として採用されるマイクロハイブリッド発電機システムの中に組み込まれるものとして主に説明されたが、いくつかの実装では、そのような冷却システムは、他のタイプの航空車両の一部として採用されるマイクロハイブリッド発電機システムの中に組み込まれてもよい。同様に、いくつかの実装では、そのような冷却システムは、ＵＡＶに給電するために使用される他のタイプの電力システムの中に組み込まれてもよい。

いくつかの実施例では、マイクロハイブリッド発電機システム１００および／またはＵＡＶ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、アルミニウムまた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。

ＵＡＶが、発電機モータに結合されるガソリン動力エンジンを含む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るものとして主に説明されたが、他のタイプの電力システムもまた、使用されてもよい。いくつかの実装では、ＵＡＶは、少なくとも部分的に、ガソリンタービン等のタービンによって給電されてもよい。例えば、ガソリンタービンが、ガソリン動力エンジンの代わりに使用されることができる。ガソリンタービンは、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２つの別個の電力システムのうちの１つであってもよい。すなわち、マイクロハイブリッド発電機システムは、ガソリンタービンの形態における第１の電力システムと、発電機モータの形態における第２の電力システムとを含むことができる。ガソリンタービンは、発電機モータに結合されてもよい。

ガソリンタービンは、ガソリン動力エンジン（例えば、上記に説明される小型エンジン１０４）によって提供されるものよりも高いＲＰＭレベルを提供してもよい。そのようなより高いＲＰＭ能力は、第２の電力システム（例えば、上記に説明される発電機モータ１０６）が（例えば、上記に説明されるバッテリ１１０を充電するために）電気をより迅速かつ効率的に生成することを可能にし得る。

時として、燃焼タービンと称される、ガソリンタービンは、その間に燃焼チャンバを伴う下流タービンに結合される上流回転圧縮機を含んでもよい。ガソリンタービンは、大気空気が圧縮機を通して流動することを可能にし、それによって、空気の圧力を増加させるように構成されてもよい。エネルギーが、次いで、高温流を生成するために、ガソリン等の燃料を空気中に適用（例えば、噴霧）し、燃料に点火することによって追加されてもよい。高温および高圧ガス流は、次いで、タービンに進入し得、ガス流は、排気圧まで膨張し、それによって、軸仕事出力を生産することができる。タービン軸仕事は、次いで、圧縮機およびシャフトに結合され得る発電機（例えば、発電機モータ５０４）等の他のデバイスを駆動するために使用される。軸仕事のために使用されないエネルギーは、高温および高速のうちの一方または両方を有する排気ガスとして排出されることができる。ガスタービン設計の１つ以上の性質および／または寸法は、最も望ましいエネルギー形態が最大限にされるように選定されることができる。ＵＡＶとの併用の場合では、ガスタービンは、典型的には、排気ガスから、またはガスタービンに接続されるダクテッドファンから推力を生産するように最適化されるであろう。

ガソリンタービンは、部分的に、ガソリンタービンのより高いＲＰＭ能力に起因して、（例えば、ガソリン動力エンジンによって生成される熱と比較して）比較的に大量の熱を生成し得る。本明細書に説明される冷却システムは、ガソリンタービンが許容可能な温度限界を超えないことを確実にするために使用されてもよい。そのような冷却は、タービンの寿命を延長する、タービンの効率を維持する等のために、ガソリンタービンを使用する実装のために特に重要であり得る。

いくつかの実装では、１つ以上のタービン入口空気冷却技法もまた、ガソリンタービンの動作温度をさらに低減させるために採用されてもよい。そのような技法は、ガソリンタービンの吸気を冷却するために使用されてもよく、その直接的結果は、電力出力増強、改良されたエネルギー効率等を含むことができる。ガソリンタービンの性能、効率、生成される電力出力等は、気候条件（例えば、周囲空気および吸気の温度、密度、圧力等）に依存し得る。タービン入口空気冷却方略は、空気を改良されたガソリンタービン性能のための条件において投入するために、空気の１つ以上の特性を調節する役割を果たすことができる。そのような冷却技法は、高い周囲温度を伴う気候において特に有用であり得る。

いくつかの実装では、霧化技法が、採用されてもよい。入口空気霧化は、微細に霧状化された水（例えば、霧）を入口空気流中に噴霧することを含み得る。水は、迅速に蒸発し、それによって、空気を冷却し、タービンの電力出力を増加させる。例えば、脱塩水が、加圧され、空気入口に（例えば、１つ以上の霧ノズルを通して）注入されてもよい。脱塩水の使用は、鉱物含有量を伴う水が空気流中で蒸発した場合に起こり得る、ガソリンタービンの構成要素の汚れを防止することができる。いくつかの実装では、過剰な霧（例えば、入口空気を完全に飽和させるために要求されるものよりも多い霧）が、提供されてもよく、過剰な霧の液滴が、ガソリンタービンの圧縮機の中に搬送されることができ、それらは、蒸発し、中間冷却効果を生産し、それによって、さらなる電力増大をもたらすことができる。

いくつかの実装では、蒸発冷却技法が、採用されてもよい。水がヘッダ全体を通して分配され得、空気が湿潤多孔面を通過する湿潤剛性媒体（例えば、時として、蒸発冷却器と呼ばれる）が、ガソリンタービンに近接して位置付けられることができる。空気が通過するにつれて、水の一部が、蒸発し、空気から顕熱を吸収し、その相対湿度を増加させる。空気乾球温度は、減少され得る一方、湿球温度は、影響を受けない。

いくつかの実装では、蒸気圧縮チラーおよび蒸気吸収チラーのうちの一方または両方が、ガソリンタービンにおいて採用されてもよい。蒸気圧縮チラー技術では、冷却剤が、チル化コイル熱交換器を通して循環されることができる。液滴キャッチャが、水分および水滴を収集するために、コイルの下流に配設されることができる。機械的チラーは、気象条件にかかわらず、入口空気が湿球温度を下回ってチル化される能力に起因して、ガソリンタービンの出力電力および性能を（例えば、湿潤技術よりも）増加させることができる。いくつかの実装では、複数のチル化コイルおよび液滴キャッチャ（例えば、時として、集合的に、「チラーユニット」と称される）が、使用されることができる。

蒸気吸収チラー技術では、熱エネルギーが、機械的エネルギーの代わりに、冷却を生産するために使用されることができる。例えば、ガソリンタービンによって生産される残りの熱は、冷却システムを駆動するための熱源としての役割を果たしてもよい。

いくつかの実装では、熱エネルギー貯蔵タンクが、上記に説明される冷却技法のうちの１つ以上のものと併用されてもよい。熱エネルギー貯蔵タンクは、オフピーク時間（例えば、気象条件が最適であるときの時間、最大性能および効率が必要とされないときの時間、ＵＡＶが短距離飛行に関与するときの時間等）の間に生産され得るチル化水の貯蔵を可能にしてもよい。エネルギーは、タービン入口空気をチル化し、電力出力を改良するために、オンピーク時間（例えば、気象条件が最適ではないときの時間、最大性能および効率が要求されるときの時間、ＵＡＶが比較的に長い距離を進行する必要があるときの時間等）の間等、後で使用されてもよい。例えば、ガソリンタービンからの過剰な電力は、ＵＡＶが比較的に長い行程に出発する前の暖機飛行の間にチル化水を生産するために使用されることができ、チル化水は、行程の間の性能、効率、および電力出力を改良するために、後で使用されることができる。

いくつかの実装では、タービンのブレードは、比較的に低い熱を維持するように設計されてもよい、および／または１つ以上のブレード冷却技法を採用してもよい。いくつかの実施例では、タービンブレードは、耐熱材料を含んでもよい。例えば、ブレードは、耐熱材料から作製されたシェルを有してもよく、シェルは、ブレード合金で充填されてもよい。

いくつかの実装では、対流冷却技法が、ブレードにおいて採用されてもよい。低温空気が、ブレードの内部の通路を通過されることができる。熱が、伝導によってブレードを通して、次いで、対流によってブレードの内側で流動する空気中に伝達される。ブレードの増加された表面積は、冷却を改良し得る。したがって、冷却経路は、蛇行し、複数の小型フィンを含んでもよい。いくつかの実装では、ブレード内の内部通路は、形状が円形または楕円形であってもよい。冷却は、そのような通路を通してハブからブレード先端に向かって空気を通過させることによって達成されることができる。冷却空気は、空気圧縮機によって提供されてもよい。

いくつかの実装では、衝突冷却技法が、ブレードにおいて採用されてもよい。時として、比較的に高速を有する空気が、ブレードの内面に提供され、それによって、通常の対流冷却と比較して、より多くの熱が対流によって伝達されることを可能にし得る。衝突冷却は、最も大きい熱負荷を有するブレードの領域（例えば、前縁）において採用されてもよい。

いくつかの実装では、フィルム冷却技法が、ブレードにおいて採用されてもよい。ブレードは、小孔を含んでもよく、冷却空気が、そのような孔を通してブレードから圧送されてもよい。冷却空気の薄層が、次いで、ブレードの外面上に生成され、それによって、主流からの熱伝達を低減させる。空気孔は、ブレードの種々の場所に位置付けられてもよい。いくつかの実装では、空気孔は、主として、最も大きい熱負荷が典型的には見出される、ブレードの前縁に位置付けられる。

いくつかの実装では、冷却流出技法が、ブレードにおいて採用されてもよい。ブレードの表面は、表面上に複数の小さいオリフィスを有する多孔性材料から作製されてもよい。冷却空気は、オリフィスを通して押進され、それによって、フィルムまたは冷却境界層を生成することができる。

いくつかの実装では、ピンフィン冷却技法が、ブレードにおいて採用されてもよい。ブレードは、ブレード表面上にピンフィンのアレイを含んでもよい。熱伝達が、アレイから、ブレードの側壁を通して起こることができる。冷却剤がピンフィンを横断して（例えば、高速で）流動するにつれて、空気流は、分離し、それによって、後流を生成する。そのような技法は、ブレードの狭い後縁において採用されてもよい。

いくつかの実装では、蒸散冷却技法が、ブレードにおいて採用されてもよい。そのような技法は、これがブレード上に冷却空気の薄フィルムを生成する点においてフィルム冷却と類似するが、空気が孔を通して注入されるのではなく、多孔性シェルを通して漏出される点において異なる。そのような技法は、低温空気を用いてブレード全体を均一に被覆し、これを比較的に高い温度において特に効果的にし得る。蒸散冷却を採用するブレードは、多孔性シェルを伴う剛性支柱を含んでもよい。空気は、支柱の内部チャネルを通して流動し、多孔性シェルを通過し、ブレードを冷却することができる。

いくつかの冷却技法が、個別に上記に説明されたが、本明細書に説明される冷却技法の任意の組み合わせが、電力システムおよび／またはＵＡＶの特定の実装のために要求されるように、電力システムに冷却を提供するために採用され得ることを理解されたい。

いくつかの実施形態が、説明された。但し、種々の修正が、本明細書に説明される主題の精神および範囲から逸脱することなく行われ得ることを理解されたい。他のそのような実施形態も、以下の請求項の範囲内である。

Claims (16)

1. 無人航空車両であって、
   回転するように少なくとも１つのプロペラを駆動するように構成される少なくとも１つのロータモータと、
   電力を前記少なくとも１つのロータモータに提供するように構成されるマイクロハイブリッド発電機システムであって、前記マイクロハイブリッド発電機システムは、
   電力を前記少なくとも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、
   機械的動力を生成するように構成される小型エンジンと、
   前記小型エンジンに結合され、前記小型エンジンによって生成される前記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
   を備える、マイクロハイブリッド発電機システムと、
   前記マイクロハイブリッド発電機システムに結合するように構成される冷却システムであって、前記冷却システムは、
   １つ以上の板と、
   前記１つ以上の板のそれぞれから延在する複数のフィンと
   を備える、冷却システムと
   備え、
   前記冷却システムは、前記マイクロハイブリッド発電機システムから熱を放散するように構成される、無人航空車両。
2. 前記１つ以上の板は、前記小型エンジンに結合するように構成される、請求項１に記載の無人航空車両。
3. 前記板のうちの少なくとも１つおよび対応する複数のフィンは、前記プロペラのうちの１つの実質的に下に位置付けられる、請求項１に記載の無人航空車両。
4. 前記複数のフィンは、前記１つ以上の板から垂直方向に延在する、請求項１に記載の無人航空車両。
5. 前記板は、前記小型エンジンに物理的に結合される、請求項１に記載の無人航空車両。
6. 前記板は、前記発電機モータに結合される、請求項１に記載の無人航空車両。
7. 前記冷却システムは、インペラを備える、請求項１に記載の無人航空車両。
8. 前記インペラは、前記小型エンジンに結合される、請求項７に記載の無人航空車両。
9. 前記インペラは、前記ロータモータに結合される、請求項７に記載の無人航空車両。
10. 前記板は、前記小型エンジンの１つ以上の排気パイプに結合される、請求項１に記載の無人航空車両。
11. 前記板は、金属から形成される、請求項１に記載の無人航空車両。
12. 前記フィンは、フィンの複数の群を備え、フィンの各群は、前記板のうちの１つの対応する表面から延在する、請求項１に記載の無人航空車両。
13. 前記フィンは、等しく離間される、請求項１に記載の無人航空車両。
14. 各板の外周に位置するフィンは、前記板の表面の内部領域内に位置するフィンから離れるように扇形に広げられる、請求項１に記載の無人航空車両。
15. 前記１つ以上の板は、前記少なくとも１つのプロペラの下方に位置付けられる、請求項１に記載の無人航空車両。
16. 方法であって、
    無人航空車両のプロペラの回転を駆動するように構成される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であって、
    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内で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内で、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、
    前記発電機によって生産された前記電気エネルギーの少なくとも一部を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に提供することと、
    （ｉ）前記発電機によって生産された前記電気エネルギーの少なくとも一部を前記ハイブリッドエネルギー生成システムのロータモータに提供することおよび（ｉｉ）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からの電気エネルギーを前記ロータモータに提供することのうちの１つ以上と
    を含む、ことと
    冷却システムへの熱の放散によって前記ハイブリッドエネルギー生成を冷却することであって、前記冷却システムは、
    １つ以上の板と、
    前記１つ以上の板のそれぞれから延在する複数のフィンと
    を備える、ことと
    を含む、方法。