JP2021525673A

JP2021525673A - 電力システムアーキテクチャとこれを用いたフォールトトレラントｖｔｏｌ航空機

Info

Publication number: JP2021525673A
Application number: JP2020566669A
Authority: JP
Inventors: ビヴァート，ジョーベン; ストール，アレックス; デアゲースト，マーチンヴァン; マカフィー，スコット; ライアン，ジェイソン
Original assignee: Joby Aviation Inc
Current assignee: Joby Aviation Inc
Priority date: 2018-05-31
Filing date: 2019-05-31
Publication date: 2021-09-27
Also published as: EP3802322A1; JP2023134581A; US11827347B2; KR20240007689A; CN112368208A; KR20210006972A; EP3802322A4; US20200010187A1; US20240025543A1; WO2019232472A1

Abstract

航空機での使用に適合した電気モータの高信頼性バッテリアーキテクチャを備えた電源システムである。個々のバッテリを使用して、例えば、６以上のモータを備えたシステムのサブセットの２つ以上のモータに電力を供給することができる。各モータは、バッテリの２以上のサブセットから電力を供給され、モータの故障に対応することができる。垂直離着陸モードでモータが故障した場合、適切な姿勢制御を継続し十分な推力を提供するために、動力が他のモータに転用される。モータが故障した場合、故障したモータからオフセットした第２のモータをパワーダウンさせ、姿勢制御を実現することができる。【選択図】２Ａ

Description

［０００１］関連出願への相互参照
［０００２］本出願は、２０１８年５月３１日にＢｅｖｉｒｔらに出願された米国仮特許出願番号６２／６７８，２７５の優先権を主張するものであり、参照によりその全体が本明細書に組み込まれる。

［０００４］本発明は、電動飛行、すなわち、航空機に使用される電気モータ用の動力システムに関する。

［０００６］図１Ａ〜１Ｄは、本発明のいくつかの実施形態によるホバー構成のＶＴＯＬ航空機を示す。［０００７］図１Ｅ〜１Ｈは、本発明のいくつかの実施形態による前進飛行構成のＶＴＯＬ航空機を示す。［０００８］図１Ｉ〜１Ｋは、本発明のいくつかの実施形態による、前進飛行構成から垂直離着陸構成に移行するＶＴＯＬ航空機を示す。［０００９］図２Ａは、本発明のいくつかの実施形態による、リングアーキテクチャを有する飛行システムのレイアウトである。［００１０］図２Ｂは、本発明のいくつかの実施形態による、リングアーキテクチャのモータ位置を特定するレイアウトである。［００１１］図２Ｃは、本発明のいくつかの実施形態による、バッテリ位置のレイアウトである。［００１２］図３は、本発明のいくつかの実施形態による、モータ出力チャートである。［００１３］図４は、本発明のいくつかの実施形態による、故障シナリオのレイアウトである。［００１４］図５は、本発明のいくつかの実施形態による、故障補償レイアウトである。［００１５］図６は、本発明のいくつかの実施形態による、故障補償レイアウトである。［００１６］図７は、本発明のいくつかの実施形態による、電力アーキテクチャのレイアウトである。［００１７］図８は、本発明のいくつかの実施形態による、バッテリ放電チャートである。［００１８］図９は、本発明のいくつかの実施形態による、飛行制御システムアーキテクチャのレイアウトである。［００１９］図１０は、本発明のいくつかの実施形態による、飛行制御ソフトウェアアーキテクチャを示す。［００２０］図１１Ａは、本発明のいくつかの実施形態による、ダブレットアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２１］図１１Ｂは、本発明のいくつかの実施形態による、ダブレットアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２２］図１１Ｃは、本発明のいくつかの実施形態による、モータ故障を伴うダブレットアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２３］図１１Ｄは、本発明のいくつかの実施形態による、バッテリ故障を伴うダブレットアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２４］図１２は、本発明のいくつかの実施形態による、ヘキサグラムアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２５］図１３は、本発明のいくつかの実施形態による、スターアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２６］図１４は、本発明のいくつかの実施形態による、メッシュアーキテクチャを備えた飛行電力システムのレイアウトである。［００２７］図１５Ａ〜Ｃは、本発明のいくつかの実施形態による、バッテリ故障動作に関する情報を示す。

［００２８］概要
［００２９］航空機での使用に適合した電気モータ用のための信頼性を高めた電力システムアーキテクチャを備えた電力システムである。個々のバッテリは、例えば６つ以上のモータを有するシステムで２つ以上のモータのサブセットに電力を供給するために利用することができる。各モータは、２つ以上のバッテリサブセットから電力を供給できるため、モータの故障に対応可能である。各モータには２セット以上の巻線があり、各巻線は異なるバッテリで駆動される。前進飛行または垂直離着陸モードにおいて巻線の故障、バッテリの故障、またはモータの故障が生じると、電力経路が自動的に変更されて、適切な姿勢制御を継続し、十分な推力を提供し得る。モータの故障時に、故障したモータからオフセットされた第２のモータの電源を切り、姿勢制御を容易にすることができる。

［００３０］詳細な説明
［００３１］いくつかの態様において、航空機は、離陸時に推力を提供するために、電気モータによって動力供給されるブレードプロペラを利用することがある。このプロペラ／モータユニットは、推進アセンブリと呼ばれることがある。いくつかの態様において、航空機の翼は、プロペラが離着陸のための垂直推力を提供するように、前縁を上向きにして回転することがある。いくつかの態様において、翼のモータ駆動プロペラユニットは、それ自体が固定翼に対して回動し、それによってプロペラは、離着陸のための垂直推力を提供することができる。モータ駆動プロペラユニットの回動により、プロペラと電気モータの両方を回転させることによって推力の方向転換が可能となり、したがって、回転ジョイントの周りまたは回転ジョイントを介したトルク駆動のジンバルまたは他の方法を必要としない。

［００３２］いくつかの態様において、本発明の実施形態による航空機は、垂直構成に展開されたロータアセンブリからの垂直推力で地面から離陸する。航空機が高度を上げ始めると、前方への加速を開始するために、ロータアセンブリが前方に傾斜し始める。航空機が前進速度を上げると、翼上の気流によって揚力が発生し、ロータの重要性が低下し、垂直推力を使用して高度を維持することが不要になる。航空機が十分な前進速度に達すると、離陸時に垂直推力を提供するために用いられたブレードの一部または全部を、ナセルに沿って収納することができる。いくつかの態様において、垂直離陸および着陸に使用されるすべての推進アセンブリは、前進飛行中にも使用される。推進アセンブリを支持するナセルは窪みを有し、ブレードが窪み内に入れ子になって、切り離されたロータアセンブリの抗力を大幅に低減することができる。

［００３３］離陸後に航空機は、プロペラを垂直方向の推力方向から、水平方向の推力成分を含む位置まで関節運動させることによって、前進飛行への移行を開始する。航空機が速度を上げて前進し始めると、翼によって揚力が発生するため、ロータからの垂直方向の推力が少なくて済む。プロペラが前方飛行、水平推力、構成へとさらに関節運動するに伴い、航空機はより高速になる。

［００３４］図１Ａ〜１Ｄの垂直離陸構成に見られるように、本発明のいくつかの実施形態による第１の垂直構成では、航空機２００は固定翼２０２、２０３を使用し、これらは垂直離着陸と前進飛行の両方に適合した同じか異なるタイプの推進アセンブリを具える前方掃引翼であり得る。この構成では、推進アセンブリは垂直推進方向に配置される。機体２０１は、左翼２０２および右翼２０３を支持する。翼に沿ったモータ駆動ロータアセンブリ２０６が、ナセル本体に存在し得る展開機構を使用して前進飛行構成から垂直構成に関節運動するように適合された電動モータおよびプロペラを具え、ナセルを全部または殆ど翼に取り付けられた場所のままでモータおよびプロペラを展開する。いくつかの態様において、プロペラブレードは、ナセル本体に収納して入れ子にすることができる。翼端にあるモータ駆動ロータアセンブリ２０７は、ピボット軸に沿って前進飛行構成から垂直離着陸構成に展開することができ、ここでナセルと電気モータおよびプロペラは一斉に展開する。翼ごとに１つのミッドスパン推進アセンブリおよび１つの翼端推進アセンブリを示すが、いくつかの態様では、複数のミッドスパン推進アセンブリが存在してもよい。

［００３５］後方に延びる航空機本体２０１は、立ち上がる後部スタビライザ２０４にも取り付けられている。後部スタビライザには、後部推進アセンブリ２０５が取り付けられている。後部スタビライザの先端にあるモータ駆動ロータアセンブリ２０７は、ピボット軸に沿って前進飛行構成から垂直離着陸構成に展開することができ、ここでナセルと電気モータおよびプロペラは一斉に展開する。

［００３６］図１Ｄの平面図に見られるように、推進アセンブリは、航空機の重心から異なる距離に、２つの軸に配置されている。垂直離着陸時の姿勢制御は、各位置の推進アセンブリで推力を変化させることによって操作することができる。垂直離着陸時のモータの故障、特に翼の船外推進アセンブリでのモータの故障の状況では、航空機の姿勢は、本書に記載のフォールトトレランス戦略を実施することによって維持することができる。

［００３７］航空機２００は、２つの乗員席が並んでいるとともに、機体２０１の下に着陸装置が並んでいるのが見える。２つの乗員席が図示されているが、本発明の異なる実施形態では、他の数の乗員を収容することができる。

［００３８］図１Ｅ〜１Ｈは、前進飛行構成の航空機２００を示している。この構成では、推進アセンブリは、水平飛行中に前方推力を提供するように配置される。図１Ｈに示すように、モータとプロペラの重心は、前進飛行構成において翼の前縁の前方にあり得る。図１Ｇに見られるように、後部スタビライザ２０４の推進アセンブリ２０５は、翼の推進アセンブリ２０６、２０７とは異なる高さにあり得る。前進飛行中のモータ故障の状況では、航空機の姿勢は、本明細書に記載のフォールトトレランス戦略を実施することによって維持することができる。

［００３９］いくつかの態様において、翼に取り付けられた推進アセンブリの全部または一部が前進飛行構成で使用されるように適合され、一方で他の翼に取り付けられたプロペラは、通常の前進飛行中に完全に収納されるように適合され得る。航空機２００は、右翼２０３に２つの推進アセンブリを有し、左翼２０２に２つの推進アセンブリを有し得る。各翼の内側推進アセンブリは、垂直離着陸のために展開位置へと上向きにされ、前進飛行への移行時に収納位置の方へ戻され、次いで前進飛行中にそれらのブレードが収納され、入れ子にされるように適合された翼搭載ロータ２０６を有し得る。船外推進アセンブリ２０７が、水平推力構成から垂直推力構成へと一斉に旋回することができる。

［００４０］同様に、各後部スタビライザ２０４は、自身に搭載された推進アセンブリを有し、これらは両方とも、垂直離着陸モードおよび移行モード中に使用されるように適合されている。いくつかの態様では、すべての推進アセンブリの設計は同じであり、１つのサブセットが前進飛行のためにメインブレードとともに使用される。いくつかの態様では、すべての推進アセンブリの設計は同じであり、すべてのプロペラが前進飛行に使用される。いくつかの態様では、後部スタビライザ２０４には異なる数の推進アセンブリユニットが取り付けられ得る。

［００４１］翼に搭載された推進アセンブリ２０６、２０７を駆動するモータ、および後部スタビライザに搭載された推進アセンブリを駆動するモータは、それぞれ２組の巻線を有し得る。いくつかの態様では、両方の巻線セットは飛行中に電力供給される。いくつかの態様では、モータの各巻線は異なるバッテリ回路によって電力供給される。いくつかの態様では、各モータは３組以上の巻線を有し得る。

［００４２］いくつかの実施形態では、航空機の電気モータは、充電式バッテリによって動力供給される。１つまたは複数の電力バスを駆動する複数のバッテリを使用すると、１つのバッテリに障害が発生した場合の信頼性が向上する。いくつかの実施形態では、バッテリは、パイロットの体重に応じて機体バランスを調整できるように、位置調整可能にラックの本体内に存在する。図１０は、本発明のいくつかの実施形態による６個のバッテリシステムのバッテリ位置レイアウトを示す。

［００４３］いくつかの実施形態では、図２Ａに示すように、電動垂直離着陸航空機用の高信頼性電力システム１０は、リングアーキテクチャ内に６つのモータおよび６つのバッテリを有する。この例示的な構成では、６つのモータおよび６つのバッテリが存在する。各バッテリは２つのモータに電力供給し、各モータは２つのバッテリから電力を受け取る。図２Ｂは、６つの推進アセンブリと６つのバッテリを使用する例示的な実施形態における、ＶＴＯＬ航空機の６モータのレイアウトを示す。図２Ｃは、６つの推進アセンブリと６つのバッテリを使用する例示的な実施形態における、ＶＴＯＬ航空機の６バッテリのレイアウトを示す。例示的なリング型実施形態では、６つのバッテリおよび６つのモータが存在する。各モータは２つの別個のバッテリで駆動される。バッテリの位置３０が異なるため、電力システムアーキテクチャの信頼性とフォールトトレランスも強化される。各バッテリは２つの別個のモータに電力供給する。いくつかの態様では、各モータは２組の巻線で巻かれ、各組の巻線は異なるバッテリから電力を受ける。図７に関して後述するように、６つのバッテリのそれぞれが２つの電力インバータ３１に給電し、合計１２の電力インバータを給電する。バッテリの公称電圧は６００Ｖである。６つの推進モータのそれぞれに２組の巻線があり、各モータは２組の巻線に１つずつ、２つのインバータによって電力供給される。１つのモータに電力供給する２つのインバータは、それぞれ異なるバッテリから電力供給される。

［００４４］例示的な６モータ６バッテリの実施形態１０において、第１のモータ１１は、第６のバッテリ２６および第１のバッテリ２１に連結されている。第２のモータ１２は、第１のバッテリ２１および第２のバッテリ２２に連結されている。第３のモータ１３は、第２のバッテリ２２および第３のバッテリ２３に連結されている。第４のモータ１４は、第３のバッテリ２３および第４のバッテリ２４に連結されている。第５のモータ１５は、第４のバッテリ２４および第５のバッテリ２５に連結されている。第６のモータ１６は、第５のバッテリ２５および第６のバッテリ２６に連結されている。公称動作シナリオでは、各バッテリは、連結されている２つのモータ間で均等に配電を分割し、各モータは、連結されている各バッテリから等しい量の電力を受け取る。

［００４５］本発明の実施形態による電力システムアーキテクチャのフォールトトレラントの態様は、少なくともバッテリの故障、モータの故障、またはモータインバータの故障に耐え、それに対応するように適合されている。

［００４６］図３は、６モータの実施形態における単一のモータ４０に必要な電力の棒グラフ（各動作モードについての棒ペアを含む）である。青い縦棒（各モードの棒ペアの左側）は、５つの異なる飛行フェーズ（ホバー４１、垂直上昇４２、垂直下降４３、巡航上昇４４、および巡航４５）のモータごとの公称（通常）動作電力を示している。ホバー、垂直上昇、および垂直下降モードはＶＴＯＬモードであり、図１Ａ〜１Ｄに示すように、モータが垂直推力位置へと回転する。図１Ｅ〜１Ｈに示すように、巡航上昇フェーズと巡航フェーズでは、モータが前進飛行位置にある。後述するように、赤い縦棒（各モードについての棒ペアの右側）は、緊急フェーズ動作を表す。

［００４７］図３に示すように、６モータ６バッテリのリングアーキテクチャシステムの例示的な実施形態は、公称状態で、ＶＴＯＬモードでモータあたり約６０ｋＷ駆動する。この６０ｋＷは、約１５０ｋＷの最大利用可能電力と比較される。ただし、モータに障害が発生した場合は、以下でさらに説明するように、姿勢と高度の制御を維持するために、より多くの電力が残りのモータに振り向けられることがある。

［００４８］図４は、第１のモータが故障する潜在的な故障モード６０を示している。モータレイアウト表現に見られるように、第１のモータ１１の喪失は、遠位ポートモータでの推力の喪失を表し、これは航空機の姿勢に重大な影響を与えるものである。フライトコンピューターは、少なくとも２つのことを即座に感知し得る。第１は、そのモータが電流の引き込みを停止したことである。第２に、航空機の姿勢に混乱が生じることである。航空機のバランスを維持するために、フライト制御コンピュータは必要に応じて反対側のモータへの電力を低減させる。この例では、図５に示すように、第４のモータ１４への電力が低減される。２つのモータのシャットダウンによる揚力の損失は、残りの４つのモータにより多くの電力をかけより多くの揚力を提供することを必要とする。図６は、第２、第３、第５、および第６のモータで増加した負荷需要が、バッテリからより多くの電力を分配することによってどのように満たされるかを示す。図３に戻ると、赤い縦棒は、モータの故障と、反対側のモータのモータのシャットダウンに必要な電力供給を示す。いくつかの態様において、第４のモータのパワーダウンと、第２、第３、第５、および第６のモータへのパワー増加が同時に起こり得る。いくつかの態様において、第４のモータのパワーダウンと第２、第３、第５、および第６のモータへのパワー増加は、連続して行われる。

［００４９］図６に示すように、第１のモータ１１が故障し、航空機のバランスをとるために第４のモータ１４の電源を切ると、第１のバッテリ２１は第２のモータ１２にのみ電力供給するようになる。同様に、第３のバッテリは第３のモータにのみ電力供給し、第４のバッテリは第５のモータにのみ電力供給し、第６のバッテリは第６のモータにのみ電力供給する。第２のバッテリは第２と第３のモータの両方に電力供給し、第５のバッテリは第５と第６のモータに電力供給する。第４のモータが電力０％で動作しているように示されているが、いくつかの態様ではこのクロスモータは、例えば公称電力の０〜２０％の範囲の低レベルで動作していてもよい。第１と第６のバッテリは単一のモータにのみ電力供給し、第３と第５のバッテリは主に単一のモータに電力を供給するだけなので、これらのバッテリは第２、第３、第５、第６のモータのそれぞれの巻線に多くの電流６１を供給する。第２と第５のバッテリは、隣接するモータ間で均等に分割される。図６に示す障害シナリオでは、各バッテリが同じ量の電力を出力し得るが、２つのバッテリは電力供給を分割し、４つのモータが１つのモータにのみ電力を供給する（または実質的に供給している）。この緊急モードでのモータの増加した負荷需要は、航空機に搭載されている利用可能なエネルギーを利用するために、バッテリアーキテクチャを通じて共有される。姿勢制御の懸念に対応するために、１つのモータが無効になり、第２のモータの電源がオフにされた、各バッテリは引き続き使用され、電力を供給している。

［００５０］いくつかの実施形態では、垂直離着陸機は、マルチバッテリシステムの電源リンク障害または完全なモータ障害に耐えるように適合された自律姿勢制御システムを具え、負荷分散によってバッテリの放電レベルをより適切に等しくする。いくつかの態様において、各モータは、複数の相補的な巻線セットで駆動され、各巻線セットは、異なる負荷リンクを使用し、異なるバッテリによって駆動される。図７は、６モータ６バッテリ航空機の電気システム電力アーキテクチャの例示的な実施形態である。６つのバッテリ２０１はそれぞれ２つの電力インバータに電力供給し、合計１２の電力インバータ２０２に電力供給する。バッテリの公称電圧は６００Ｖである。６つの推進モータ２０３はそれぞれ２セットの巻線を有し、各モータが巻線の各セットから１つずつ、２つのインバータによって動力を供給される。１つのモータに電力を供給する２つのインバータは、それぞれ異なるバッテリから電力供給される。バッテリは、モータインバータに電力供給することに加えて、さまざまな飛行モード（垂直離着陸構成、前進飛行構成、およびその間の移行）中にロータを展開および格納するのに使用されるロータ展開機構２０４（ナセル傾斜アクチュエータ）にも電力を供給する。

［００５１］フライトコンピュータ２０５は、６つのモータの１２の巻線セットへ電力供給している１２個のインバータ２０２の各々からの電流を監視する。このフライトコンピュータ２０５はまた、６つのモータの１２セットの巻線のそれぞれに供給されるモータ電流を制御することができる。いくつかの実施形態では、バッテリ２０１はまた、可変ピッチプロペラ２０６のブレードピッチモータおよび位置エンコーダに電力を供給する。バッテリはまた、飛行機の様々な操縦翼面を配置するために使用される操縦翼面アクチュエータ２０７に電力を供給する。ブレードピッチモータおよび操縦翼面アクチュエータ２０７は、ＤＣ−ＤＣコンバータ２０８を介して流れる電力を受け取り、これが例えば電圧を６００Ｖから１６０Ｖに降圧する。一連のアビオニクス２０９が、フライトコンピュータに連結されてもよい。バッテリ充電器２１０を、バッテリ２０１を再充電するために使用することができ、このバッテリ充電器は、航空機の外部および地上ベースであってもよい。

［００５２］モータの故障、またはモータへの電力リンクの故障などの故障の場合、上記のように、様々なバッテリから様々なモータへの配電に対する補償が、自律的に、航空機内で行われ得る。これらの補償は、例えば、パイロットからの入力を必要とせずに行うことができる。

［００５３］別の故障シナリオでは、モータの単一の巻線が故障する可能性がある。そのようなシナリオでは、反対側のモータがいくらかパワーダウンされ、一方で巻線が１本残っているモータがいくらかパワーアップされる場合がある。バッテリから供給される電力は、さまざまなバッテリの放電を均等にするために緩和され得る。さらに別の障害シナリオでは、１つのバッテリが故障する可能性がある。その場合、クロスモータは１０〜２０％低減され、故障したバッテリ／インバータとともにモータに残った唯一のバッテリが大きな電力を供給し、リングに沿った差動電力がバッテリの放電を分散するために用いられる。リングアーキテクチャでバッテリが完全に故障した場合、それぞれ１つの巻線セットを持つ２つのモータに電力が供給されなくなり、隣接する各モータの残りの巻線セットは、その巻線セットのバッテリからより多くの電力を取ることになる。ここでは、バッテリの放電率を最適に等しくするために、リング周りの電力が差動的に調整される。クロスモータは、適切な放電率を維持するために部分的にパワーダウンされる。

［００５４］図８は、４つの飛行モードと、各飛行モードにおけるバッテリ放電率の棒グラフ２３５を示す。棒グラフの縦軸はバッテリ放電率Ｃである。バッテリ放電率は正規化された係数であり、放電率１Ｃは１時間でバッテリを放電する。２Ｃは３０分でバッテリを放電し、放電率３Ｃは２０分でバッテリを放電し、他も同様である。この例示的な実施形態では最大ピーク放電率２３６は約５Ｃであり、バッテリの化学的性質の制限によって設定され得る。名目上の飛行モードは、ホバー２３２、移行２３３、およびクルーズ２３４である。クルーズ放電率２４０は、約１Ｃであり得る。航空機が着陸に近づくと、航空機は移行モード２３３に変化し、その移行放電率２３９は約２Ｃであり得る。その後、着陸時に航空機はホバーモード２３２に入り、その放電率は約２．５Ｃであり得る。モータが故障した場合、航空機は緊急ホバーモード２３１に入り、クロスモータをパワーダウンさせて姿勢を安定させることができる。このホバーモード放電率２３７は、３Ｃを超え得る。

［００５５］例示的な実施形態では、最大離陸総重量（ＭＧＴＯＷ）は４２００ポンドであり得る。放電率は地面効果（ＯＧＥ）から外れており、すべてのバッテリの総エネルギー貯蔵量は１５０ｋＷｈである。緊急ホバーモード２３１での緊急着陸の場合、緊急ホバー放電率２３７で高放電率を使用する場合の予想時間は約１分である。

［００５６］図９は、本発明のいくつかの実施形態による、高信頼性電動航空機のための飛行制御システムアーキテクチャを示す。例示的な実施形態では、制御システムのフライトコンピュータ１１１は、ミッションコンピュータ１１２およびパイロット１１３から飛行コマンド１１４を受信する。フライトコンピュータはまた、一連のフライトクリティカルセンサ１１０からの入力を受信し得る。フライトクリティカルセンサは、三重に冗長であり得る。フライトコンピュータは三重に冗長であり得る。システムは、各アクチュエータ１１５にボーティングブリッジ１１６を具え得る。図１０は、本発明のいくつかの実施形態による飛行制御ソフトウェアアーキテクチャを示す。

［００５７］本発明のいくつかの実施形態では、他のバッテリおよびモータアーキテクチャを用いて、システムのフォールトトレランスをさらに強化することができる。いくつかの態様において、図１１Ａに示すように、左翼先端推進アセンブリ１２１、左翼推進アセンブリ１２２、右翼推進アセンブリ１２３、右翼先端推進アセンブリ１２４、左後部推進アセンブリ１２５、および右後部推進アセンブリ１２６の６つの推進アセンブリの電気モータに４つのバッテリを使用するダブレットアーキテクチャ１２０が用いられる。このダブレットアーキテクチャでは、各バッテリが航空機の縦方向中心線の両側にある１つまたは複数のモータに電力を供給する。最も遠い船外機に電力供給するバッテリを航空機の中心線の反対側にあるモータにリンクさせることにより、バッテリ故障があると航空機全体にその影響を広げ、バッテリ故障による姿勢オフセットの量が低減される。例えば、第１のモータ１２１でモータ故障が生じると、当該故障を補償するために、第４のモータへの電力が瞬時に減少され得る。しかしながら、残りのモータを用いるダブレットアーキテクチャにおける電力共有の補償体制により、上記開示したリングアーキテクチャと比較して、インバータ最適化システムでのインバータ負荷を低くすることができる。また、残りのモータを用いるダブレットアーキテクチャでの電力共有の補償体制により、リングアーキテクチャと比較して、バッテリ最適化システムでのバッテリ負荷を低くすることができる。

［００５８］図１１Ｂは、ダブレットアーキテクチャ１２０の公称動作条件を示し、ここで４つのバッテリ１１１、１１２、１１３、１１４はそれぞれ３つの異なるモータのうちの１つの巻線に３５ＫＷを供給し、バッテリごとに合計１０５ｋＷを供給し、モータごとに合計７０ｋＷを受け取り、合計４２０ｋＷを供給する。各モータは３つのバッテリから電力を受け取る。

［００５９］図１１Ｃはモータの故障状態を示し、この例は左翼先端推進アセンブリのモータ１２１である。図示のように、右翼先端のモータ１２４は、左翼先端モータの損失を相殺するために、電力供給されておらず、もはや電力を消費していない。現在、各バッテリは以前の３つではなく２つのモータに電力を供給しており、各モータは以前の３つではなく２つのバッテリから電力を受け取っている。各バッテリは同じ電力出力レベルで動作することができ、各モータ巻線とそれに関連するインバータも同じ電力レベルで動作することができる。

［００６０］図１１Ｄは１つのバッテリの故障状態を示し、この例は第１のバッテリ１１１である。この状況では、残りの各バッテリは同じ出力レベルを提供するが、航空機の縦方向の中心線の両側で生成される推力のバランスをとるために、異なるモータが異なる出力レベルで動作する。

［００６１］図１２は、本発明のいくつかの実施形態による、６バッテリ６モータのヘキサグラムアーキテクチャ２００を示す。図１２に示すヘキサグラムアーキテクチャでは、リングアーキテクチャと同様に、６つのバッテリそれぞれが２つのモータに電力供給する。各モータは２つのバッテリで駆動される。ただし、第１のバッテリは第１と第３のモータに電力供給し、第２のバッテリは第２と第５のモータに電力供給する。このヘキサグラムアーキテクチャは、第１、第３、および第６モータと、第２、第４、および第５モータを含む２つの別個のリングを作成する。最も遠い船外機に電力供給するバッテリを航空機の中心線の反対側にあるモータに繋げることにより、バッテリ故障があると航空機全体にその影響を広げ、バッテリ故障による姿勢オフセットの量を低減する。例えば、第１のモータでモータ障害が発生した場合でも、障害を補償するために第４のモータへの電力が瞬時に低減され得る。ただし、残りのモータを使用するヘキサゴナルアーキテクチャでの電力共有の補償体制により、リングアーキテクチャと比較して、インバータ最適化システムでのインバータ負荷を低減することができる。また、残りのモータを使用するヘキサゴナルアーキテクチャでの電力共有の補償体制により、リングアーキテクチャと比較して、バッテリ最適化システムでのバッテリ負荷を低減することができる。図１６は、ここで説明するさまざまなモータ・バッテリアーキテクチャにおけるバッテリ障害時のインバータ最適化、バッテリ最適化、およびモータ最適化ソリューションの、インバータ、バッテリ、およびモータの最大負荷を示す。図１６では、他のアーキテクチャのような呼び名とは異なり、ヘキサグラムアーキテクチャは記号で示されている。

［００６２］図１３および１４は、本発明のいくつかの実施形態による６モータ４バッテリシステムを示す。図１３は、４つのバッテリを使用して６つのモータに電力を供給するスターアーキテクチャを示す。各バッテリは３つのモータに連結されている。図１４は、バッテリ４つとモータ６つを具えるメッシュアーキテクチャを示す。

［００６３］図１６Ａ、１６Ｂ、および１６Ｃはそれぞれ、モータ故障時に本書で説明するさまざまなモータ・バッテリアーキテクチャ用のインバータ最適化、バッテリ最適化、およびモータ最適化ソリューションにおけるインバータ、バッテリ、およびモータの最大負荷を示す。ヘキサグラムアーキテクチャは、他のアーキテクチャのような呼び名とは対照的に、記号で示されている。図示のように、すべての最適化（インバータ最適化、バッテリ最適化、およびモータ最適化）に関して検討すると、ヘキサグラムアーキテクチャが最良のソリューションを提供する。

［００６４］上記の説明から明らかなように、本明細書に記載の説明から多種多様な実施形態を構成することができ、当業者には追加の利点および修正が容易に生じるであろう。したがって、そのより広い態様における本発明は、図示され説明されている特定の詳細および例示的な例に限定されない。本明細書に記載の実施形態は、物理的構造、ならびに使用方法を含み得る。したがって、これらの詳細からの逸脱を、出願人の発明全体の意図または範囲から逸脱することなく行うことができる。

Claims

電動式の垂直離着陸航空機において、
複数の推進アセンブリであって、それぞれが１つの電気モータを具える推進アセンブリと、
複数のバッテリであって、それぞれが２つ以上の前記電気モータに連結されている複数のバッテリとを具え、
前記電気モータはそれぞれ複数のモータ巻線回路を具え、１つのモータの前記巻線回路のそれぞれが異なるバッテリに連結されていることを特徴とする航空機。
複数のインバータをさらに具え、前記バッテリのそれぞれが、１つのインバータを介して前記電気モータのそれぞれに連結されている、請求項１に記載の航空機。
モータ故障時に所望の航空機の姿勢を維持するために、前記バッテリによって前記電気モータに供給される電力を自律的に調整するように適合されたフライト制御システムをさらに具える、請求項１に記載の航空機。
モータ故障時に所望の航空機の姿勢を維持するために、前記バッテリによって前記電気モータに供給される電力を自律的に調整するように適合されたフライト制御システムをさらに具える、請求項２に記載の航空機。
バッテリ故障時に所望の航空機の姿勢を維持するために、前記バッテリによって前記電気モータに供給される電力を自律的に調整するように適合されたフライト制御システムをさらに具える、請求項１に記載の航空機。
バッテリ故障時に所望の航空機の姿勢を維持するために、前記バッテリによって前記電気モータに供給される電力を自律的に調整するように適合されたフライト制御システムをさらに具える、請求項２に記載の航空機。
前記電気モータのそれぞれが複数のモータ巻線回路を具え、１つのモータの前記複数のモータ巻線回路のうちの前記巻線回路のそれぞれが異なるバッテリに連結されている、請求項１に記載の航空機。
前記電気モータのそれぞれが複数のモータ巻線回路を具え、１つのモータの前記複数のモータ巻線回路のうちの前記巻線回路のそれぞれが異なるバッテリに連結されている、請求項２に記載の航空機。
前記電気モータのそれぞれが複数のモータ巻線回路を具え、１つのモータの前記複数のモータ巻線回路のうちの前記巻線回路のそれぞれが異なるバッテリに連結されている、請求項４に記載の航空機。
前記電気モータのそれぞれが複数のモータ巻線回路を具え、１つのモータの前記複数のモータ巻線回路のうちの前記巻線回路のそれぞれが異なるバッテリに連結されている、請求項６に記載の航空機。
前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の左側にある１つまたは複数のモータに連結され、前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の右側にある１つまたは複数のモータに連結されている、請求項１に記載の航空機。
前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の左側にある１つまたは複数のモータに連結され、前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の右側にある１つまたは複数のモータに連結されている、請求項２に記載の航空機。
前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の左側にある１つまたは複数のモータに連結され、前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の右側にある１つまたは複数のモータに連結されている、請求項７に記載の航空機。。
前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の左側にある１つまたは複数のモータに連結され、前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の右側にある１つまたは複数のモータに連結されている、請求項８に記載の航空機。。
垂直離着陸航空機の動力および推進システムにおける第１のモータのモータ故障に対応するための方法であって、前記航空機が、
それぞれが１つの電機モータを具える複数の推進アセンブリと、
それぞれが２つ以上の前記電気モータに連結されている複数のバッテリとを具え、
前記電気モータのそれぞれは複数のモータ巻線回路を具え、１つのモータの前記巻線回路のそれぞれは異なるバッテリに結合されており、
前記方法が、
第２のモータの電源を切るステップであって、前記第２のモータは、前記第１のモータに対して前記航空機の縦方向の中心線の反対側にある、ステップと、
必要な推力を維持するために、残りのモータの一部または前部に供給される電力を増大するステップと、を含むことを特徴とする方法。
前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の左側にある１つまたは複数のモータに連結され、前記複数のバッテリのそれぞれが、前記航空機の縦軸の右側にある１つまたは複数のモータに連結されている、請求項１５に記載の方法。