JP2023544421A - クリーン燃料電気ビークルのためのヘルスアセスメント及びモニタリングシステム及び方法 - Google Patents

クリーン燃料電気ビークルのためのヘルスアセスメント及びモニタリングシステム及び方法 Download PDF

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モリソン、ブライアン、ディー．
オースティン、グレン
スペレーン、ウィリアム
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アラカイ テクノロジーズ コーポレーション
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Abstract

燃料電池及びモータシステム条件センサ又はオンボードセンサのセットからの信号を記録する段階、及び、結果を定期的に分析して、燃料電池及びモータシステムパフォーマンス傾向を検査し、それにより燃料電池又はモータシステムメンテナンスの必要性を予測する段階を備える、燃料電池及びモータ傾向モニタリングのためのシステム及び方法。現在のパラメータ値を、同様の動作条件の以前の事例における記録されたパラメータ値と比較する段階；パラメータ値を、予め定められた公称範囲に対して比較する段階；及び、推奨される燃料電池又はモータシステム動作条件を超過しているか、又は、継続すれば結果として燃料電池又はモータシステム動作条件を超過するか又は境界を越えた読み取り値を生成する傾向を経時的に示している検知パラメータ値を検出する段階を含む、様々な分析を別個に又は並行して実行することができる。上記分析の結果によって、燃料電池、モータ、及び航空機システムメンテナンススケジューリングが通知され、推奨される燃料電池、モータ、及び航空機システムパフォーマンス傾向及び／又は動作条件の超過に関してユーザにアラートが提供され、安全性が強化されるとともにメンテナンス効率が改善される。

Description

［関連出願の相互参照］
本願は、２０２０年１０月５日に出願された、同時係属中である米国仮特許出願第６３／０８７，６３２号の優先権及び利益を主張するものであり、全ての主題は両方の出願に共通である。上記仮特許出願の開示は、参照によりその全体が本明細書に援用される。
本発明は、燃料電池（「燃料電池（ｆｕｅｌ－ｃｅｌｌｓ）」）及び電気モータ（「モータ（ｍｏｔｏｒｓ）」）のヘルスアセスメント、モニタリング、操作、及びメンテナンスのためのシステム及び方法に関する。これには、用途及びアーキテクチャに応じて、燃料電池モジュール又は他のオンボード電源が、水素及び酸素又は他の好適なエネルギー貯蔵物質を、１又は複数の電気モータを動作させるためにその後使用される電気に変換する、次世代エアモビリティ（ＡＡＭ）航空機を含む、フルスケール、クリーン燃料、電動垂直離陸及び着陸（ｅＶＴＯＬ）型のマルチロータ航空機、又は固定翼又はハイブリッド航空機のための、軽量、高出力密度、シングル又はフォールトトレラント燃料電池を含む、オンボード燃料電池駆動電気（低排出又は無排出）航空機への、排他的ではないが特定の用途が見出される。コンピュータモニタリングを通知するのにセンサ及びコンポーネントの測定の結果を用いることによって、上記システム、方法、及び装置は、航空機の機能、信頼性、安全性、及び効率を改善するのに燃料供給サブシステム及び発電サブシステムの両方に関するデータを使用することができる。航空機は、リモート命令又は移動先への予めプログラムされたルートのいずれかに従って、無人航空ビークル（ＵＡＶ）又はドローンモードで操作され得るか、又は、オペレータモードでパイロットによって操作され得る。
低減スケールマルチロータ航空機（マルチコプタと呼ばれることもある）は新しいものではないが、それらは、人間の乗客を輸送することの厳密さ又は要件を意図していない低減スケールモデルであり、大抵は玩具として、又は、無線制御リモコンによって動きが制御された状態で限られた期間の監視又は航空写真撮影のミッションのために、又は事前に計画されたルートを飛行するためにのいずれかで使用される。全てではないが、ほとんどはバッテリ駆動である。例えば、米国特許出願第２０１２００８３９４５号は、具体的には、低減スケールマルチコプターに関するが、ＦＡＡ認証乗客輸送実装に必要な安全、構造、又は冗長性の特徴にも、フォールトトレランス及び状態変数解析を有する実用的な乗客輸送ビークルを実装するのに必要なシステムのいずれかにも、オンボードで輸送される燃料からそれ自体の電力を生成する任意の方式にも対応していない。安全かつ確実に人間の乗客を輸送し、米国及び外国の空域内において運行することが可能なフルスケール航空機を提供する動力学及び完全性の要件は、以前の低減されたスケールモデルとは大幅に異なり、より洗練されたコンポーネント、センサ、アセスメントシステム、及びモニタリングデバイスを必要とする。
現代では、多くの個人が航空機で移動している。５００マイルより遠い移動先の場合、歴史的にこれが最も速く、かつ、乗客のマイルあたりの怪我の観点において、最も安全な移動方式である。しかしながら、米国内には、約２００のハブ及びスポーク空港のみが存在し、人口の大部分は空港から３０分以上離れている。しかし、米国全体では、５，３００を超える小さい制御塔付きの地域空港、及び、１９，０００を超える、制御塔が限られた又は無い小さい飛行場があり、人口の９７％以上は、飛行場から１５～３０分以内に位置する。以前から多く指摘されているように、これは非常に利用率が低い能力である。
２１世紀において、発展している米国航空宇宙システム（ＮＡＳ）の高度な技術を適用して、３次元の空域における、より分散された、非集中的な移動を可能にするための機会が利用可能であり、これは、既存のハブとスポークの空港システムの制約の多く、ならびに、２次元の州間及び通勤用ハイウェイシステムの混雑とは無関係である。
多くの大都市及び都会エリアは、通勤の交通によって、事実上グリッドロック状態となり、大動脈は既に容量に達しているか、又は超えており、住宅及び既存のビジネスは、拡張又はさらなる建設に対して、深刻な障害を提示している。「Ｌｉｆｅ Ａｆｔｅｒ Ａｉｒｌｉｎｅｒｓ」シリーズのプレゼンテーション（Ｌｉｆｅ Ａｆｔｅｒ Ａｉｒｌｉｎｅｒｓ ＶＩ， ＥＡＡ ＡｉｒＶｅｎｔｕｒｅ ２００３， Ｏｓｈｋｏｓｈ， ＷＩ． Ａｕｇ ３， ２００３， ａｎｄ Ｌｉｆｅ Ａｆｔｅｒ Ａｉｒｌｉｎｅｒｓ ＶＩＩ， ＥＡＡ ＡｉｒＶｅｎｔｕｒｅ ２００４， Ｏｓｈｋｏｓｈ， ＷＩ． Ｊｕｌ ３０， ２００４を参照されたい）において、ＮＡＳＡは、また、ＮＡＳＡのＤｒ．Ｂｒｕｃｅ Ｈｏｌｍｅｓ（Ｓｍａｌｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ － Ａ Ｖｉｓｉｏｎ ｆｏｒ ２１ｓｔ Ｃｅｎｔｕｒｙ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ Ａｌｔｅｒｎａｔｉｖｅｓ， Ｄｒ． Ｂｒｕｃｅ Ｊ． Ｈｏｌｍｅｓ， ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｃｅｎｔｅｒ． ２００２を参照されたい）は、短距離エアモビリティを提供するために、オンデマンドで運行する、非集約的で、分散型で、二地点間（ｐｏｉｎｔ－ｔｏ－ｐｏｉｎｔ：ポイント・トゥ・ポイント）かつスケーラブルな方式で、個人用エアビークル（ＰＡＶ）の階層型統合に基づく航空の将来について主張した。そのようなシステムは、現在の集中型、集約型、ハブ－スポークシステムではなく、２１世紀の統合型空域、自動化及び技術に大きく依存する。この階層型の構想の第１又は最低階層は、小型の個人用エアモビリティビークル又は航空機であり、地上の交通の混雑又は大容量の空港の利用可能性によって制限されることなく、人がある地点から任意の地点へ効率的かつ単純に移動することを可能にする。主な要件は、ビークル自動化、レーダ非搭載空域及び塔が無い施設における動作、推進のためのグリーン技術、安全性及び信頼性の増加、ならびに、米国航空宇宙システム（ＮＡＳ）又は外国の同等物の内部における統合型動作のための経路途中の手順及びシステムを含む。ＮＡＳＡによって挙げられる最終的な目標は、自動化された自己運転航空機、及び、都市内交通のための非炭化水素駆動航空機を含む。ＮＡＳＡは、いずれ、将来の移動する全マイルのうち最大で４５％が個人用エアビークルによるものとなると予測する。
したがって、先進アビオニクス及び飛行制御技術と組み合わされた、（これまで電気化学バッテリに貯蔵されていたエネルギーを単に消費するのとは対照的に）独自の電力を生成するためのオンボード能力を備える、高信頼性、安全性、単純性、及び冗長制御特徴を有する最先端の電気モータ及び電子機器及びコンピュータ技術に基づき、通勤、レクリエーション、都市間輸送、産業、配達のための用途、又は、とりわけ搭乗している人間の乗客の有無にかかわらないセキュリティ及び監視の用途が見出されるフルスケールマルチコプタの実装について説明する。
既存の低減スケールマルチロータ航空機（マルチコプタと呼ばれることもある）は、人間の乗客を輸送することの厳密さ又は要件を意図していない低減スケールモデルであった。結果として、これらのデバイスは、一般に、基本的なバッテリ、ヒートシンク、及び電気モータを備えるが、ラジエータ、流体（多くの場合、クーラントと呼ばれる）、冷却ファン、又は乗客輸送電動ビークルが通例提供する冷却システムのためのモニタリングデバイスを欠く、単純な電力生成システムに依存している。それらは、人間の乗客を輸送することの要件を満たすのに必要な、洗練されたセンサ及びビークルヘルスアセスメント及びモニタリングシステムも欠いている（同時に、従来の航空機よりも大幅に小さい寸法要件に適合するように、そのようなシステムに当てられる空間及び重量を節減している）。安全かつ確実に人間の乗客を輸送可能なフルスケール航空機を提供することの上記の重要な動力学及び完全性の要件は、低減スケールモデルのものとは大幅に異なる。そのような要件は、飛行する公衆が享受する高レベルの安全性に寄与してきたが、その安全性にはコストが伴う。このコストは、比較的小規模の短距離ルートにおいて特に明白である。低人口地域間での主要な民間航空会社による航空移動は限定されているか又は利用できない傾向にあるが、なぜなら、そのようなルートは、例えば、「エアタクシー」又は「エアキャブ」サービスにおいて小型の航空機によって最も費用対効果的にサポートすることができるからである。そのようなサービスは、米国において展開され始めているが、人間の乗客を安全かつ確実に輸送するとともに米国及び外国の空域内で運行することが可能なフルスケール航空機を提供することの動力学及び完全性の要件が重要である。そのようなビークルは、フォールトトレランス及び状態変数解析を有する実用的な乗客輸送ビークルを実装するのに必要なモニタリングデバイス及びアセスメントシステムを使用する先進アビオニクス及び飛行制御技術と組み合わされた、電力を生成するためのオンボード能力を備える、ＦＡＡ認証乗客輸送実装のために必要な高信頼性、安全性、単純性、構造的、及び冗長制御特徴を有する、最新式の電気モータ、電子機器及びコンピュータ技術を必要とする。
航空機上で電力を生成及び分配する（例えば、１又は複数の燃料電池から１又は複数のモータ又はモータコントローラに）ことは、非効率なパフォーマンス、リソースの消費、廃熱生成及び放散率、高速コンポーネント又は頻繁な繰り返しの使用による疲労及び摩耗、外部環境又は気象による損傷及び劣化、メンテナンスに関係するシステム複雑性、エラー及び障害、及び空間に関する制約、重量、空気力学、汚染、より大きなコスト、より大きな重量又は空間消費、ビークル構成に対する制限、及び不所望なビークルコンポーネント複雑性及び冗長性及び安全性を含む複数の課題を提示し、実行可能な飛行パフォーマンスを達成するように様々な設定及び条件で関連する電磁、化学反応、及び熱力学原理を実施するためのより効率的な方法を要求する。燃料電池を使用して電力を生成することは、魅力的な代替法であるが、航空機の要求は、現在の燃料電池技術を実用的な方式で実装することを困難にしている。一般に、燃料電池は、燃料の化学エネルギー及び酸化剤を、化学反応、ほとんどの場合には一対の酸化還元反応を通して直接電気に変換する様々なタイプの電気化学電池である。３つの異なるセグメント又は要素：電解質及び２つの電極、すなわちそれぞれ負のアノード及び正のカソードの界面において、燃料電池における２つの化学反応が発生する。燃料電池は燃料を消費し、２つの酸化還元反応の最終結果として、通常は負荷と呼ばれる電気デバイスに電力供給するために使用することができる電流を生成するとともに、他の生成物としてただ水又は二酸化炭素及び熱を生成する。燃料、例えば、水素がアノードに供給され、空気がカソードに供給される。アノードでの触媒は、燃料に酸化反応を起こさせ、イオン（多くの場合、正に帯電した水素イオン又はプロトン）及び負に帯電した電子を生成し、これらの電子は、カソードへの様々な経路を取る。通常は微細な白金粉末である、アノード触媒は、燃料を電子とイオンに分解し、電子は外部回路を通ってアノードからカソードに移動し、両端間の電圧降下が電気の流れを生成し、直流電気を生成する。イオンは、電解質を通ってアノードからカソードに移動する。イオン、多くの場合は正に帯電した水素イオン（プロトン）を燃料電池の２つの側の間で移動させる電解質。電解質は、通例燃料電池のタイプを定義し、水酸化カリウム、炭酸塩、及びリン酸のような複数の物質から作製することができる。イオン又はプロトンは、電解質を通ってカソードへと移動する。カソードでは、別の触媒によってイオン、電子、及び酸素が反応する。カソード触媒、多くの場合ニッケルは、イオンを廃棄物に変換し、主な副生成物として水を形成する。したがって、水素燃料の場合、電子は酸素及びプロトンと結合して、発生した電気、水及び熱のみを生成する。
燃料電池は、多用途かつスケーラブルであり、パワーステーション又は機関車のように大きなシステム、及び、パーソナル電子デバイス又はホビードローンのように小さなシステムのための電力を提供することができる。燃料及び電解質は、燃料電池のタイプを定義する。燃料電池は、水素又は別の燃料の化学エネルギーを使用して、電気をクリーンかつ効率的に生成する。燃料電池は、電気を燃焼によってではなく化学的に生成するので、それらは、従来のパワープラントを制限する特定の熱力学の法則（例えば、カルノー限界）を受けない。したがって、燃料電池は、ほとんどの場合に、燃料からのエネルギーの抽出において、従来の燃料燃焼よりも効率的である。一部の電池からの廃熱も利用することで、システム効率をまたさらに向上させることができる。
一部の燃料電池は、純粋な水素を必要とし、他の燃料電池は、いくらかの不純物を許容することができるが、効率的に動作するためにより高い温度を必要とし得る。液体電解質は一部の電池を循環しており、これには、動的で空間が制限された環境でそのような電池を使用する可能性を低下させる、ポンプ又はその他の追加機器が必要となる。イオン交換膜電解質は、低減したコストで効率及び耐久性が向上している。プロトン交換膜（ＰＥＭ）燃料電池の固体の可撓性電解質は漏れ又は割れを生じず、これらの電池は十分に低い温度で動作することが、これらをビークルに好適なものとしている。しかし、これらの燃料は精製しなければならず、したがって、燃料を精製するために「改質装置」又は電解槽等の前処理機器が必要になり、システムの複雑性が増大し、利用可能な空間が減少する。白金触媒は膜の両側に使用されることが多く、コストが高くなる。個々の燃料電池は、少量の直流（ＤＣ）電気を生成するのみであり、実際には、多数の燃料電池を組み付けてスタックにする必要がある。これは、大きな発電が必要とされるが空間及び特に重量を最小限に抑えなければならない航空機の実装に困難さを課しており、実行可能な飛行パフォーマンスを達成するように様々な設定及び条件において関連する化学反応、電磁、及び熱力学原理を実施するためのより効率的な方法を要求する。
一般に、電動ビークルは、可動部品の摩擦による熱及び摩耗及び電気抵抗による熱を含む、それらのビークルが使用する様々なシステム及びサブシステムからの振動を管理し及び廃熱を放散させることを必要とする。例えば、モータにおいて、ロータは、磁界を生成する永久磁石を含み得る。その磁界は、ステータコア（積み重ねられた積層で構成されている）の巻線内を流れる電流と相互作用して、ロータとステータとの間に測定可能なトルクを生成し、回転を生じさせる。ロータが回転するとき、インバータによって実行される電流制御を伴って、トルクが略一定のまま維持されるようにステータ電流の大きさ及び極性が連続的に変化し、電気から機械エネルギーへの変換が効率的である。ロータのこの回転及びエネルギーの変換によって熱が生じ、加熱された部品が物理寸法を増大させ、接触及び回転する部品における追加の摩擦をもたらし、より多くの熱及び摩耗が追加される。電源は、電気抵抗の影響を受けるので、デバイスの機能にとって有害であり得る余剰熱が生成される。熱は、効率に影響する電流抵抗も増加させ、ここで、電流の流れにおけるより大きな抵抗が部品及びコンポーネントの追加の加熱も発生させる。ビークルがモータ、バッテリ、燃料電池、燃料電池、ジェネレータ又は他の手段のうちどれを使用して推進、制御、操舵、又はビークルの移動のモニタリングをするかにかかわらず、これらのコンポーネントは、摩耗、振動、及び、過熱を防止し適切な動作温度及び条件を維持するために管理されシステムから放散されなければならない余剰熱を生成する。機能不全又は障害をユーザに単にアラート又は通知するのではなく、パフォーマンスデータを処理するとともにシステムにおける課題及び脆弱性を予想することによるアクティブモニタリングシステムは、より厳密な安全基準に準じるのみならず、システムの全体的な効率及び異なる動的条件の範囲に合わせて調整する能力を改善もする。これは、障害に関連付けられたコストを低減し、メンテナンスアウトカムを改善することができるが、必要とされる動作条件及びパラメータを達成及びモニタリングするのにセンサ分析を実装するために、より洗練されたシステムを要求する。さらに、動作安全性を同時に強化しながらビークルあたりのメンテナンスコストを低減することができるのであれば、クリーン燃料、燃料電池、及びマルチロータビークルを使用する「エアタクシー」又は「エアキャブ」サービスにとって経済的である移動量はより大きくなる。
特に、機能するために追加のリソースを消費又は要求するのではなく利用可能なリソースを使用しながら、航空機（次世代エアモビリティ航空機を含む）の要求を動的に満たすように、かつ、効率的なビークルパフォーマンスのための好ましい動作条件（例えば温度）に１又は複数のモータを維持するように、電力（電圧及び電流）の生成及び分配のモニタリング及び管理における効率及び有効性を改善するために、ターボチャージャ又はスーパーチャージャ及び熱交換器のその設計における有利な特性を利用する、フルスケール、クリーン燃料、電動ＶＴＯＬ航空機のための発電サブシステムと連動する、一般的なビークル診断及び通知を拡張するように改良された軽量、高効率、フォールトトレラントな燃料電池ヘルスアセスメントシステム、方法、及び装置が必要とされている。さらに、航空機の飛行を正常に維持するべく、遵守しなければならない飛行パラメータによって要求されるビークルの体積及び質量に対する制限に起因して、航空機内において使用されるシステムの数、質量、及びサイズを限定しながら、貯蔵された液体水素燃料を燃料電池及び他の発電コンポーネントに供給するための気体水素燃料に効率的に変換すべく、悪条件をその発生前に予想して、発電サブシステムからの廃熱の放散、及び、パワー及び電気システムの過熱、障害、又は機能不全の防止を同時に行う必要性がある。本発明は、他の望ましい特性を有することに加えて、これらの必要性に対処するためのさらなる解決策に関する。具体的には、本発明は、燃料電池の課題及び他のコンポーネントのヘルス課題を、それらが問題になる前に予測し、したがって、飛行安全性を強化するとともに製造業者の保証コストを低減しながら、燃料電池航空機メンテナンスコストを大幅に低減する、システム、方法、及び装置に関する。ヘルスアセスメントは、気体水素、液体水素、又は他の一般的な燃料（圧縮、液体又は気体燃料を含む）等の燃料から電気を生成するためのシステムを含む軽量機体胴体又はマルチロータ機体胴体と；軽量マルチロータ機体胴体又は他のフレーム構造体に取り付けられた電動リフト及び推進システムと；それぞれがプロペラ又はロータを駆動するＡＣ又はＤＣブラシレス電気モータの逆回転するペアと；航法のための統合アビオニクスシステムと；モータを管理し、ビークル安定性を維持し、飛行ベクトル及びパラメータを維持し、電力及び燃料供給及び分配を制御し、機構を操作し、熱力学的動作条件又は当業者によって理解される他のビークルパフォーマンスを制御するための冗長オートパイロットシステムと；ルートを予め計画し、オートパイロットを介して移動先までシステムに飛行させる、又は、タブレットコンピュータ又はオペレータジョイスティックのセットの動きを通じて、推力、ピッチ、ロール及びヨーを直接制御する能力をオペレータに提供するためのタブレットコンピュータベースのミッション計画及びビークル制御システムと；交通及び状況認識、気象ディスプレイ、ならびに警告を提供するためのＡＤＳＢ又はＡＤＳＢのような能力（リモートＩＤを含む）とを有する、次世代エアモビリティ（ＡＡＭ）航空機を含む、フルスケールの垂直離陸及び着陸型の有人又は無人航空機における燃料電池モジュールを使用する電力の生成及び分配を管理するために不可欠である。本明細書で使用されるリモートＩＤは、飛行中の無人航空機システム（ＵＡＳ）が、連邦航空局（ＦＡＡ）によって公布された規則及びプロトコルと一致する他の当事者が受信できる識別情報を提供する能力を指す。上記ビークルはテールロータを備えず、例示的な実施形態において、逆回転プロペラ又はロータの直接接続されたペア、又は、ロータとも呼ばれる逆回転プロペラの遊星又は他のギアボックス減速ペアを駆動する小さな電気モータの１又は複数のペアを含む電気モータのセットによって揚力が提供される。モータの各ペアにおける逆回転プロペラ又はロータの使用は、さもなければ回転の慣性によって生成されるトルクを打ち消す。プログラムされた単一又は冗長デジタルオートパイロット制御ユニット（オートパイロットコンピュータ）、又は、モータ管理コンピュータによる自動コンピュータモニタリングを含む制御システム及びコンピュータモニタリングは、各モータコントローラ及びモータを制御して、ピッチ、バンク、ヨー、及び上昇を発生させ、同時に、オンボード慣性センサを使用してビークル安定性を維持し、パイロット又はルート計画用ソフトウェアが命令し得る飛行レジームを制限し、意図しない急激なバンク又はピッチ、又は、制御の喪失につながり得る他の潜在的に有害な行動からビークルを保護し、また、同時に、航空機コンポーネント及びゾーンの温度及び伝熱を測定、算出、及び調整しながら、冷却システム及び加熱システムパラメータ、バルブならびにポンプを制御して、モータ、燃料電池及び他の重要なコンポーネントが動作パラメータを超過することから保護し、飛行中に搭乗者のために安全で快適な環境を提供する。検知されたビークル状態についてのパラメータ値は、推奨されるビークル動作パラメータが超過しそうなときを検出するために使用される。モータ制御命令を通知するのにビークル状態測定からのフィードバックを使用することによって、及び冗長オートパイロットコンピュータ間で投票すること（ｖｏｔｉｎｇ）によって、上記方法及びシステムは、動作単純性、安定性、信頼性に寄与する。上記システム、方法及び装置は、本明細書ではマルチロータ航空機とも呼ばれる、マルチロータ機体胴体を有するフルスケールのクリーン燃料電気ビークル、特にフルスケールマルチロータ垂直離陸及び着陸型の有人又は無人航空機を含む、実装において燃料電池モジュールを使用した水素等の燃料からの電力の生成及び分配によって発生したパフォーマンスデータを測定する。本発明は、オンデマンドの広く普及したポイント・トゥ・エニーポイント２１世紀エアモビリティシステム（Ｏｎ－Ｄｅｍａｎｄ， Ｗｉｄｅｌｙ Ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅｄ Ｐｏｉｎｔ－ｔｏ－Ａｎｙ Ｐｏｉｎｔ ２１ｓｔ Ｃｅｎｔｕｒｙ Ａｉｒ Ｍｏｂｉｌｉｔｙ ｓｙｓｔｅｍ）の一環として、個人用エアビークル（ＰＡＶ）又はエアモビリティビークル（ＡＭＶ）又は次世代エアモビリティ（ＡＡＭ）航空機のコア設計の一部を扱う。明確にするために、本明細書におけるマルチロータ航空機への全ての言及は、ＡＡＭ航空機を含むが、これに限定されない、上記のビークルのいずれか又は全てを含む。ビークルの動作は、連邦航空局によって特定されるようなクラスＥ又はクラスＧ空域における有視界飛行方式（ＶＦＲ）の下で動作するときに、多くのオペレータにとって単純かつ魅力的であるので、大部分の通勤者の状況において、航空交通制御塔とのいかなる無線のやり取りも必要としない。他の場合において、ビークルは、米国におけるＶＦＲ及びＩＦＲ（計器飛行方式）及びパート１３５（ａｉｒｃｒａｆｔ ｆｏｒ ｈｉｒｅ）動作における、又は、限定するものではないが、航空機認証及び動作を管轄する二国間協定を米国が維持する国を含む他の国の同等の規制における、他の空域クラスにおいて動作し得る。それぞれが参照により本明細書に援用される。
このアプローチによれば、燃料電池条件センサ及び環境センサ又はアビオニクスセンサの出力は、定期的に、好ましくは毎分多数回、記録され、その結果は、燃料電池及びモータパフォーマンスの傾向を検査し、燃料電池メンテナンスの必要性を予測するために分析される。そのようなモニタリングにより、高価な燃料電池オーバーホール間の平均時間の延長が安全になるので、その結果を使用することでメンテナンスコストを大幅に低減させることができ；オーバーホールをより長い間隔で予めスケジュールすることができ、センサモニタリングの結果がメンテナンス行為の必要性を示す場合にのみ、その間に追加のオーバーホールが実行される。
この分析は、複数の方式で実行することができる。１つの例示的な実施形態において、水素及び酸素圧力又は燃料電池クーラント温度、又は個々のセル電圧、又は既知の動作点下で生成された合計電圧及び電流、又は特定の燃料電池温度、又は特定のＲＰＭ及びトルクでの１又は複数のモータ電流等の所与の動作パラメータの現在の値を、同様の動作条件の以前の事例におけるそのパラメータに関して記録された値と比較することができ；差が大き過ぎることは、燃料電池における何かが注意を必要としている可能性があることを示唆する傾向がある。典型的には並行して採用される別のアプローチは、パラメータ値を予め定められた公称範囲と比較することである。さらに別のアプローチは、それらの公称範囲の外ではないが、継続すれば間もなく境界を越えた読み取り値をもたらす傾向を経時的に示す値を検出することである。また、検知された値を使用して、パイロットが推奨される燃料電池動作条件に近付いているか又は超過している場合、又は、モータが許容可能なＲＰＭ及びトルクの近くで又はこれを超えて駆動されている場合を検出することもでき、これは、過剰な摩耗又はベアリングの課題又はモータ又は燃料電池信頼性に影響する他のファクタを示し得る。そのような分析の結果は、少なくとも２つの方式でメンテナンスコストの低減に寄与する。複数の飛行の間で、メンテナンス要員は、オーバーホールが必要である可能性が高い場合及び場合によってはその範囲を決定するために分析結果を参照することができる。この結果を各飛行の間又はその完結時に使用して、典型的には安全性がまだ損なわれていないが、何らかのメンテナンス行為を取るべきであることを示す条件の発生をパイロットにアラートすることもできる。両方のアプローチが、著しいメンテナンス予算削減にもかかわらず達成することができる安全性のレベルに寄与する。
本発明の例示的な実施形態によれば、燃料電池及びモータシステムのパフォーマンスをモニタリングする方法は、１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサを使用し、飛行動作中に１又は複数のオンボードセンサによって報告される燃料電池及びモータシステムからの現在の燃料電池及び個々のモータパフォーマンスデータ及び飛行動作中に複数のオンボード航空機センサ及びデータストアによって報告される航空機からの現在の航空機パフォーマンスデータを取得する。この方法は、次に、現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと比較して、現在の航空機パフォーマンスデータが、許容可能な差の予め定められた範囲内で以前の航空機パフォーマンスデータと重なる動作の定量的範囲を特定し、大気条件（当該飛行に関する圧力、高度、及び温度）における差を考慮した、同様の航空機パフォーマンスの定量的範囲を特定する。この方法は、次に、上記同様の航空機パフォーマンスの定量的範囲を以前の燃料電池及び／又はモータパフォーマンスデータに対応する同様の範囲と照合し、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットを特定する。現在の燃料電池又はモータパフォーマンスデータは、上記以前の燃料電池又はモータパフォーマンスデータのサブセットと比較され、燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差が特定される。燃料電池パフォーマンスデータ及びモータパフォーマンスデータにおける差は、プロセッサ及び１又は複数のアルゴリズムを使用して１又は複数のヘルス指標に変換される。ヘルス指標は、ヘルスアセスメント及び何らかの超過についての警告又は飛行中にログに記録され得る警告の形でのユーザインタフェースへの出力である。
本発明の態様によれば、ヘルスアセスメントは、グラフ、メッセージ、テキスト警告、及びパイロット、メンテナンス要員のオーナのための指標のうちの１又は複数を含む。いくつかの態様において、ヘルスアセスメントは、傾向分析のために又は予測的な方式で使用することができる。
本発明の態様によれば、ディスプレイデバイスは、クリーン燃料航空機に関する動作条件、制御パネル、ゲージ計器出力及びセンサ出力のうちの１又は複数をモニタリング及び表示するために使用される標準的なアビオニクスの構成を伴うプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイを含むことができる。代替的には、ディスプレイ機構は、パイロット又はビークルオペレータを飛行に重要でない警告から遮断し、その代わりに、飛行中又は地上への帰還時のいずれかにおいてデータリンクを介してこれらを報告してよい。燃料電池及びモータシステムの現在のパフォーマンスデータを取得する段階は、水素温度、酸素温度、燃料温度、燃料タンク温度、燃料電池システム出力電圧及び電流、水素燃料流量、湿度、モータ温度、モータコントローラ温度、スタック温度、クーラント温度、ラジエータ温度、熱交換器温度、バッテリ温度（存在する場合）、水素圧力、酸素又は空気圧、プロペラ／ロータ速度（ＲＰＭ）のうちの１又は複数を測定した出力又は燃料電池内部条件センサの出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を含むことができる。現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階は、真対気速度、指示対気速度、気圧高度、密度高度、外気温、垂直速度、ホバリング時のモータｒｐｍ、既知の前進対気速度でのモータｒｐｍ、モータ温度、及びモータコントローラ温度のうちの１又は複数を測定した出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を有することができる。現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、前記現在の航空機パフォーマンスデータから収集された環境条件における少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を定期的に取得及び記録する段階をさらに有することができ、前記少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力は、高度計、対気速度計、垂直速度計、磁気コンパス、姿勢指示器、人工水平儀、飛行方位計、定針儀、内滑り又は外滑り水平状態指示計（ＨＳＩ）、旋回計、旋回及び内滑り指示器、旋回釣合計、縦軸回りの回転の指示器、傾斜計、コンピュータ駆動ステアリングバーを伴う姿勢命令指示計（ＡＤＩ）、航法信号指示器、進入角指示灯、超短波全方向無線標識（ＶＯＲ）コース偏差指示器（ＣＤＩ）／ローカライザ、ＧＰＳ、オムニ方位選択器（ＯＢＳ）、ツーフロム指示器（ＴＯ／ＦＲＯＭ ｉｎｄｉｃａｔｏｒ）、無指向性無線標識（ＮＤＢ）計器、フラグ計器、自動方向探知機（ＡＤＦ）指示計器、無線磁気指示計（ＲＭＩ）、ジャイロコンパス、航空機の機首方向、ピッチ、ロール、ヨー、ピッチレート、ロールレート、ヨーレート、及び全３座標における加速を示す慣性測定を表す計器、ガラスコックピット計器プライマリフライトディスプレイ（ＰＦＤ）、温度検知デバイス、熱安全センサ、圧力計、レベルセンサ、真空計、クリーン燃料航空機内の動作条件センサ、又はそれらの組み合わせのうちの１又は複数からの出力を含む。上記リストは、一例として提示されているものであり、必ずしも、航空機データを示すように意図された全てのタイプのセンサを具体化しているものではない。
本発明の態様によれば、現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、前記パフォーマンスデータからパフォーマンスデータ値を導出すること；以前に記憶された予め定められたパラメータセットにアクセスすること；及び対応する予め定められたパラメータセット値に対する比較が、前記予め定められたパラメータセットに記憶されている閾値よりも大きい逸脱を示すか否かを分析することによって、前記燃料電池及びモータシステムが前記予め定められたパラメータセット内で動作しているか又は所定の燃料電池及びモータシステム動作条件を超過しているかどうかを燃料電池及びモータパフォーマンスデータから判定する段階をさらに有する。現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機データと比較する段階は、予め定められた数の以前の使用に関する傾向記録が記憶されているかどうかを判定する段階を有することができる。前記現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと前記比較する段階は、以前の使用に関する前記傾向記録に記憶されている値の平均を取得するとともに、現在の傾向記録の値を、前記予め定められた数の以前の使用に関する前記傾向記録からの対応する平均に対して比較する段階を有することができる。平均を取得する段階は、以前の使用に関する傾向記録の時系列グループ分けのための平均を取得する段階を含むことができる。
本発明の態様によれば、前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと前記比較する段階は、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力に関する予測される値を取得する段階；前記少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力の前記予測される値及び実際の値の間の差を現在の傾向記録に記憶する段階；及び他の計器出力又はセンサ出力を現在の傾向記録に記憶する段階を有することができる。前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと前記比較する段階は、複数の環境条件で前記燃料電池及びモータシステムパフォーマンスデータに関する予測される値を取得する段階；及び前記燃料電池及びモータシステムパフォーマンスデータの前記予測される値及び実際の値の間の差を現在の傾向記録に記憶する段階も有することができる。ヘルス指標を出力する段階は、現在の傾向記録の値を表示する段階；対応する平均を表示する段階；及び前記現在の傾向記録のそれぞれの値に関連付けられた許容差又は閾値を表示する段階を有することができる。表示する段階は、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）バスを使用して、モータ速度、流体圧力、水素燃料流量、対気速度、高度、電池温度、電池圧力、最大スタック温度、最小スタック温度、最大排気温度、前記スタック内の最後のセルに至るまでの、その温度を含む、前記スタックの最初のセルの温度を含む出力のリストから取られた計器出力又はセンサ出力に関連付けられた値を表示する段階を有することができ、１又は複数の燃料電池セル及び１又は複数のモータコントローラは、温度及び他のパラメータを自己測定及び報告するようにそれぞれ構成されている。
本発明の態様によれば、現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、計器出力又はセンサ出力のうちの少なくとも１つの値が、予測される値から、予め定められた許容差又は閾値よりも大きく異なっている場合に、オペレータにインジケーションを提供する段階を有することができる。方法は、コンピュータベースのデータベース又はルックアップテーブルから予測される値を取得する段階、及び、１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はプロセッサを使用して、データベース又はルックアップテーブル内で内挿演算を実行する段階をさらに備えることができる。前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はプロセッサを使用して、前記ルックアップテーブル内で内挿演算を実行する段階は、内挿を実行するのに機械学習又は回帰分析を使用することができる。出力する段階は、定期的に取得された少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力に対応する履歴記録を表示する段階をさらに有することができる。
本発明の態様によれば、燃料電池システムは、水素燃料電池システムとすることができる。燃料電池システムは、航空機燃料電池システムとすることができる。
本発明の態様によれば、方法は、燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階をさらに備えることができる。燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階は、制御アルゴリズムを動作させる１又は複数のオートパイロット制御ユニットが、複数の燃料電池のうちのそれぞれ及び複数のモータコントローラのうちのそれぞれ、及び燃料供給サブシステムに対する命令を生成する段階、及び、クリーン燃料航空機のためのマルチロータ航空機安定性を管理及び維持するとともにフィードバックをモニタリングする段階を有することができる。燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階は、前記燃料電池及びモータシステムを安定させるように特定の高度を維持する段階；前記燃料電池及びモータシステムを推奨されるパーセント航行電圧及び電流に設定し、前記複数の燃料電池のうちのそれぞれへの対応する酸素燃料供給及び水素燃料供給を、前記複数の燃料電池のうちのそれぞれに関する前記パフォーマンスデータに基づいて設定する段階；推奨される最良のパフォーマンス電圧及び電流、及び前記複数の燃料電池のうちのそれぞれへの対応する酸素供給及び水素供給を設定する段階；及び推奨される最良の経済電圧及び電流、及び前記複数の燃料電池のうちのそれぞれへの対応する酸素供給及び水素供給を設定する段階を有することができる。燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階は、１又は複数のセンサを使用して、固定翼又はマルチロータ航空機における動作条件を測定し、次に、１又は複数の燃料電池及びモータモジュールに関する前記パフォーマンスデータを使用して、比較、計算、選択、及び実行段階を実行し、前記１又は複数の燃料電池及びモータモジュールによる電圧及び電流又はトルク生成及び供給及び前記マルチロータ航空機における動作条件を反復的に管理する段階も有することができる。少なくとも１つの計器又はセンサが、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）バスを使用してパフォーマンスデータを報告して、前記オートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサに、特定のバルブ、ポンプ、ベント、トランスデューサ、又はそれらの組み合わせを通知し、それにより燃料供給又は流体を使用した冷却を増加又は減少させることを可能にすることができ、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニットは、燃料、空気、及びクーラントの流れを異なるロケーションへと変更する、バルブ、ポンプ、ベント、及びトランスデューサを操作する命令を用いて、複数のモータコントローラ、燃料供給サブシステム、前記１又は複数の燃料電池モジュール、及び流体制御ユニットに命令する、少なくとも２つの冗長オートパイロット制御ユニットを含む。少なくとも２つの冗長オートパイロット制御ユニットは、冗長ネットワークを介して投票プロセスを通信することができる。方法は、安定航行条件を確立する段階、次に、安定航行条件でのパフォーマンスデータを記録する段階、及び、傾向ラインをプロットしてキーパフォーマンスインジケータ結果を表示する段階を、設定間隔で反復プロセスにおいて繰り返すことができる。
本発明の態様によれば、前記推奨される最良のパフォーマンス電圧及び電流、及び前記推奨される最良の経済電圧及び電流は、搭載されているペイロード、前進航行速度、垂直速度、空気温度、空気密度又は圧力、高度、燃料電池モジュール電流、燃料電池モジュール電圧、合計電流、合計電圧、モータトルク、合計電力、クーラント温度、水素流量及び燃料圧力のうちの１又は複数を含む、前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータ、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータ、前記予め定められたパラメータセット、及び、指定された照合パフォーマンスパラメータ及び動作条件での以前の飛行に対して比較して現在の飛行中に前記複数の燃料電池及びモータがどれだけ効率的に動作しているかの指標を使用して設定することができる。
本発明の態様によれば、現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階は、ネットワーク内でリンクされた前記航空機の複数のオンボードセンサの第３のセットからのデータにアクセスするとともに、オンボードプロセッサ又はリモートプロセッサによってその後集約及び処理される前記ネットワークからのセンサ出力を収集して、オンボードセンサ及び航空機素子の実際の距離及び構成を正確に反映するセンサ素子及び他の航空機素子のグラフ表現間の比例関係を維持するプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイグラフィカルユーザインタフェースを使用して表現される前記航空機のモデルを生成する段階を有することができる。
本発明の例示的な実施形態によれば、燃料電池及びモータシステムのパフォーマンスをモニタリングするためのシステムは、飛行動作中の燃料電池及びモータパフォーマンスを報告する１又は複数のオンボードセンサ；飛行動作中の現在の航空機パフォーマンスデータを報告する複数のオンボード航空機センサ及びデータストア；１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサ；及びディスプレイを備える。１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサは、前記現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと比較して、前記現在の航空機パフォーマンスデータが許容可能な差の予め定められた範囲内で前記以前の航空機パフォーマンスデータと重なる動作の範囲を特定し、同様の航空機パフォーマンスの時間区分を特定する段階；前記同様の航空機パフォーマンスの時間区分を、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータに対応する同様の範囲と照合し、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットを特定する段階；前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと比較するとともに、燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を特定する段階；プロセッサ及び１又は複数のアルゴリズムを使用して、前記燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を１又は複数のヘルス指標に変換する段階を含む段階を実行する。ディスプレイは、ヘルス指標をヘルスアセスメントの形式でユーザインタフェースに出力する。
本発明の態様によれば、燃料電池及びモータシステムは、１又は複数のモータコントローラによって制御される１又は複数のモータ及びプロペラ又はロータアセンブリに電圧及び電流を供給するように構成された、１又は複数の熱交換器及び１又は複数のターボチャージャ又はスーパーチャージャと流体連通する、少なくとも１つのスタックにおける１又は複数の水素燃料電池を有する少なくとも１つの燃料電池モジュールを備えることができる。１又は複数の水素燃料電池の各水素燃料電池は、各水素燃料電池に配置された水素フローフィールドプレートであって、各水素燃料電池内部で、気体水素（ＧＨ２）を、それに接続され且つプロトン交換膜（ＰＥＭ）のアノード側にさらに接続されたアノード側触媒層に接続されたアノードガス拡散層（ＡＧＤＬ：ａｎｏｄｅ ｇａｓ ｄｉｆｆｕｓｉｏｎ ｌａｙｅｒ）を含むアノードバッキング層に通すように方向転換するように構成された第１のチャネルアレイを含む水素フローフィールドプレートを有することができ、アノード側触媒層は、ＧＨ２に接触して、ＧＨ２をプロトン及び電子に分解するように構成されている。各水素燃料電池は、各水素燃料電池に配置された酸素フローフィールドプレートであって、各水素燃料電池内部で、圧縮空気を、それに接続され且つＰＥＭのカソード側にさらに接続されたカソード側触媒層に接続されたカソードガス拡散層（ＣＧＤＬ）を含むカソードバッキング層に通すように方向転換するように構成された第２のチャネルアレイを含む酸素フローフィールドプレートを含むことができ、ＰＥＭは、ポリマーを含み、アノード側からカソード側にプロトンを透過させるように構成されているが、電子を制限する。各水素燃料電池は、１又は複数の水素燃料電池の各水素燃料電池からアノード側触媒層からの電子を収集し、１又は複数のモータコントローラ及び航空機コンポーネントに電圧及び電流を供給するように構成された電気回路を含むことができ、電気回路から戻る電子は、圧縮空気内の酸素と結合して、酸素イオンを形成し、次に、プロトンは、酸素イオンと結合して、Ｈ２Ｏ分子を形成し；１又は複数のモータコントローラは、測定された動作条件に基づいてアルゴリズムを計算するように構成されており、１又は複数のモータ及びプロペラ又はロータアセンブリのうちのそれぞれについての電圧及びトルク又は電流の量及び分配を選択及び制御するように構成されたコンピュータプロセッサを含む、１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのプロセッサによって命令される。１又は複数の水素燃料電池の各水素燃料電池は、第２のチャネルアレイを使用して各水素燃料電池からＨ２Ｏ及び圧縮空気を除去するように構成された酸素フローフィールドプレートの流出端；及び、第１のチャネルアレイを使用して各水素燃料電池から排気ガスを除去するように構成された水素フローフィールドプレートの流出端を含むことができる。前記少なくとも１つの燃料電池モジュールは、モジュールハウジング、燃料送達アセンブリ、空気フィルタ、ブロワ、空気流量計、再循環ポンプ、クーラントポンプ、燃料電池コントロール、センサ、エンドプレート、クーラント導管、接続、水素入口、クーラント入口、酸素入口、水素出口、空気及び／又は酸素出口、クーラント出口、及び、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールに接続されるとともにこれと流体連通し、クーラントを輸送するクーラント導管をさらに含むことができる。
本発明の態様によれば、前記燃料電池及びモータシステムは、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールと流体連通する燃料タンク、気体水素（ＧＨ２）又は液体水素（ＬＨ２）を含む燃料を貯蔵及び輸送するように構成された前記燃料タンクとそれぞれ流体連通する、燃料ライン、燃料ポンプ、充填のための燃料補給接続又は燃料コネクタ、１又は複数のベント、１又は複数のバルブ、１又は複数の圧力レギュレータ、及びユニオンを含む燃料供給サブシステム；前記燃料タンク及び前記複数の水素燃料電池の各水素燃料電池を含む前記少なくとも１つの燃料電池モジュールと流体連通する熱交換器、複数の流体導管、及び、クーラントを貯蔵及び輸送するように構成された、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールと流体連通する少なくとも１つのラジエータを含む熱エネルギーインタフェースサブシステム；前記複数の水素燃料電池から、高電圧高電流の液冷又は空冷モータコントローラである前記複数のモータコントローラに供給される電圧及び電流の分配をモニタリング及び制御するための電力分配モニタリング及び制御サブシステムをさらに備えることができる。電力分配モニタリング及び制御サブシステムは、動作条件を測定してパフォーマンスデータ又は環境データを出力するように構成された１又は複数のセンサを含むことができ、１又は複数のセンサは、前記燃料供給サブシステムにおける気体の温度及び濃度をモニタリングし、１又は複数の圧力計、１又は複数のレベルセンサ、１又は複数の真空計、１又は複数の温度センサも含み；前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのプロセッサは、シリアルＲＳ２３２、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）、イーサネット（登録商標）、アナログ電圧入力、アナログ電圧出力、モータ制御のためのパルス幅変調出力、組み込み又はスタンドアロンのエアデータコンピュータ、組み込み又はスタンドアロンの慣性測定デバイス、及び１又は複数のクロス通信チャネル又はネットワークから選択されるインタフェースのうちの少なくとも１つを含むコンピュータプロセッサ及び入力／出力インタフェース、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニットへの有線又は無線（ＲＦ）接続を有する、ソフトウェアを含むミッション計画コンピュータ；クリーン燃料航空機との間の衝突回避、交通、緊急検出及び気象情報を前記ソフトウェアに提供する無線接続又は有線接続自動従属監視ブロードキャスト（ＡＤＳＢ）ユニット；及び、１又は複数のアルゴリズムに基づいて、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールに空気を供給する１又は複数の空気駆動ターボチャージャ又はスーパーチャージャを使用して、前記発電サブシステムの前記複数の水素燃料電池から、それぞれプロペラ又はロータブレードの複数のペアを含み且つそれぞれ前記複数のモータコントローラに電気的に接続されるとともにそれによって制御される前記複数のモータ及びプロペラ又はロータアセンブリのうちのそれぞれへの電圧及び電流の量及び分配を計算、選択及び制御して、前記熱エネルギーインタフェースサブシステムを使用して廃熱を放散させるように構成された、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はプロセッサ、ここで、Ｈ２Ｏ分子は、１又は複数の排出ポート又はベントを使用して除去される、を含むことができる。
本発明の態様によれば、前記ディスプレイデバイスは、クリーン燃料航空機に関する動作条件、制御パネル、ゲージ及びセンサ出力のうちの１又は複数をモニタリング及び表示するために使用される標準的なアビオニクスの構成を伴うプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイを含むことができる。
本発明の態様によれば、現在の燃料システムパフォーマンスデータを取得する段階は、水素温度、酸素温度、燃料温度、燃料タンク温度、燃料電池システム速度、水素燃料流量、湿度、モータ温度、モータコントローラ温度、スタック温度、クーラント温度、ラジエータ温度、熱交換器温度、バッテリ温度、排気流体温度、前記燃料供給サブシステム内の気体の濃度、流体圧力、プロペラ速度（ＲＰＭ）のうちの１又は複数を測定した出力又は燃料電池条件センサの出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を含むことができる。前記現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階は、真対気速度、指示対気速度、気圧高度、密度高度、外気温、及び垂直速度のうちの１又は複数を測定した出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を有することができる。
本発明の態様によれば、前記航空機の複数のオンボードセンサの第３のセットは、ネットワーク内でリンクさせることができ、前記ネットワークからのセンサ出力は、オンボードプロセッサ又はリモートプロセッサによって集約及び処理されて、オンボードセンサ及び航空機素子の実際の距離及び構成を正確に反映するセンサ素子及び他の航空機素子のグラフ表現間の比例関係を維持するプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイグラフィカルユーザインタフェースを使用して表現される前記航空機のモデルを生成する。前記モデルは、オンボード航空機センサのセット又は前記航空機の特定の領域に関係する様々な出来事又はデータに注意を喚起するようにセンサロケーションを示す、英数字の記号、照明、色変化、フラグ、強調又はそれらの組み合わせのうちの１又は複数を含む、センサ出力又は出力測定値を伝えるように前記モデルを拡張するグラフ表現及び／又は視聴覚表現を伴う、前記航空機の探索可能なインタラクティブ３次元デジタル表現を提供することができる。前記モデルは、様々な航空機動作状態が変更された場合に、センサデータの各セットを個々に参照するよりも容易に明らかであるように集合した航空機の動作における潜在的危険を容易に特定するように、リモート又はオンボードプロセッサを使用してモデルディスプレイ上にマッピングされる、前記航空機によって経験された実際のセンサ読み取り値に対応する前記モデル上のセンササブセット又は領域にわたって出現するオンボードセンサフィードバックパターンに基づいて、ディスプレイパラメータ及び出力を変更するようにプログラムされてよい。前記モデルは、現在のセンサ出力に加えて、動的に挙動しているか、又は定常状態又は通常の動作パラメータから逸脱している前記航空機の領域を特定するために、比較のための以前の航空機動作状態及びデータ又は傾向データにおける変化の表示を含む、経時的なセンサグループ分けのためのデータの表現を可能にすることができる。
以下の本発明の説明は、添付図面を参照する。
本発明を実践するための装置を示す例示的なブロック図を示している。
本発明を実装することができる１つの方式を示す例示的なルーチンのフローチャートを示している。
図２のワークフローのうちの１つをさらに詳細に示すフローチャートを示している。
統合システム及び関連コンポーネントを制御するロジックを含む、本発明を実践するための例示的なシステムブロック図を示している。 統合システム及び関連コンポーネントを制御するロジックを含む、本発明を実践するための例示的なシステムブロック図を示している。 統合システム及び関連コンポーネントを制御するロジックを含む、本発明を実践するための例示的なシステムブロック図を示している。 統合システム及び関連コンポーネントを制御するロジックを含む、本発明を実践するための例示的なシステムブロック図を示している。
マルチロータ航空機に関する制御パネル、ゲージ、及びセンサ出力の一例を示している。
マルチロータ航空機に関するセンサ出力から導出されたヘルスアセスメント及びパフォーマンスデータのための表示出力の一例を示している。
システムによって生成されたヘルスデータを提示するのに使用することができるディスプレイのタイプの一例を示している。
傾向モニタリングデータログの一例を示している。
例示的なフォールトトレラントな三重冗長投票制御及び通信手段に着目した、例示的なより詳細なブロック図を示している。
本発明のシステムの様々な燃料電池、燃料供給、発電、及びモータ制御コンポーネントの電気及びシステム接続性を示している。
ＣＡＮバスによって接続されたコンポーネント及びサブシステムを含む、本発明を実践するための例示的な生成システムブロック図を示している。
マルチロータ航空機内の燃料電池モジュールの例示的な構成を示している。
マルチロータ航空機内の少なくとも１つの燃料電池モジュールにおける燃料電池の例示的なサブコンポーネントを示している。
マルチロータ航空機内の燃料電池の例示的な内部サブコンポーネントを示している。
マルチロータ航空機内の燃料電池アセスメント及びモニタリングシステムコンポーネント及び発電サブシステムの例示的位置を示すマルチロータ航空機のプロファイル図を示している。
クーラント流体導管を示す、燃料供給及び発電サブシステムを収容する位置及び区画を示す２つのビューを示す、マルチロータ航空機内の発電サブシステム伝熱及び熱交換ソースコンポーネントの構成の例示的な図を示している。
本発明の実施形態による、マルチロータ航空機のフレームから片持ち支持された６つのロータを有するマルチロータ航空機の側面図及び上面図を示し、燃料供給サブシステム及び発電サブシステムを収容するロケーション及び区画；本発明のシステムの様々な燃料供給、発電、及びモータ制御コンポーネントの電気的及びシステム接続性を示している。
マルチロータ航空機内の燃料タンク及び燃料供給サブシステムの例示的なサブコンポーネントを示している。
燃料タンク、燃料電池、ラジエータ、熱交換器及び空調コンポーネント、ならびに、コンポーネント間の伝熱のための相互に関係する導管の例示的な図を示している。
１つの例示的な実施形態による、本発明を示すフローチャートを示している。
全体的な理解を提供するべく、特定の例示的な実施形態をここで説明する；しかしながら、当業者であれば、本明細書に説明されるシステム及び方法は、他の好適な用途のためのシステム及び方法を提供するために適合及び修正され得ること、ならびに、本明細書に説明されるシステム及び方法の範囲を逸脱することなく他の追加及び修正が行われ得ることを理解するであろう。
特に明記しない限り、図示の実施形態は、特定の実施形態の様々な詳細の例示的な特徴を提供するものとして理解でき、したがって、特に明記しない限り、図の特徴、コンポーネント、モジュール、及び／又は態様は、開示されるシステム又は方法から逸脱することなく、他の方法で組み合わせ、分離、交換、及び／又は再配置できる。
本発明の例示的な実施形態は、好適な動作特性を維持しながらロバスト性及び信頼性を改善するように、実際の物理的障害の前にコンポーネントにおける問題又は不適切な動作条件を予測、予想、又は検出するために、航空機に電力供給する燃料電池及びモータシステムのヘルスアセスメントを生成する装置、システム、及び方法に関する。上記装置、方法、及びシステムは、ＡＡＭ航空機及び本明細書で以前に議論した全ての均等物を含む、フルスケールのクリーン燃料電動マルチロータ航空機に統合することができる。そのようなビークルの例は、参照により本明細書に援用される米国特許第９，７６４，８２２号及び米国特許第９，２４２，７２８号に記載されている。統合システムの１又は複数の燃料電池モジュールは、並列又は直列で個々に機能するが、ターボチャージャ又はスーパーチャージャ（又は、これらのコンポーネントの代わりにブロワ又は補助貯蔵酸素供給部Ｏ２）によって圧縮された周囲空気からの気体酸素、及び、圧力変更膨張コンポーネント又は温度変更熱交換器によって液体水素から抽出された（又は気体形態で貯蔵された）気体水素を処理するために協働する複数の燃料電池を備える。気体水素が膜電解質接合体の触媒及びプロトン交換膜（ＰＥＭ）を含む燃料電池層を通過し、電子が上記膜を横断することを防止しながら、酸化反応を用いて電子から解離したプロトンが上記膜を通過する。統合システムの１又は複数の燃料電池モジュールは、複数のモータ及びプロペラ又はロータアセンブリのうちのそれぞれのための電圧及びトルク又は電流の量及び分配を選択及び制御するように構成されたオートパイロット制御ユニットによる命令を受けるモータコントローラに電圧及び電流を供給するために、複数の水素燃料電池から電子を収集するように構成された電気回路を使用する。電気回路から、触媒を含む燃料電池内の異なる領域に戻ってきた電子は、圧縮空気内の又は圧縮空気から分離した酸素と結合して、酸素イオンを形成する。次いで、触媒が関与する反応を通じて、以前に電子から分離されたプロトンが酸素イオンと結合して、Ｈ２Ｏ分子及び熱を形成する。統合システムは、少なくとも発電サブシステムを備える。揚力及び推進力は、ロータとも呼ばれるギア付きの又は直接接続された逆回転プロペラをそれぞれ駆動する電気モータのセット（ペアを含み得る）によって提供される。モータの各ペアにおける逆回転プロペラ又はロータの使用は、さもなければ回転の慣性によって生成されるトルクを打ち消す。統合システムは、１又は複数の燃料電池モジュールと流体連通し、液体水素、気体水素、又は同様の流体等の燃料を貯蔵及び輸送するように構成された燃料タンクを有する燃料供給サブシステム、１又は複数のベント、１又は複数の出口、及び１又は複数の排出ポート；熱力学的動作条件を測定するように構成された１又は複数の温度検知デバイス又は熱エネルギー検知デバイス；及び、熱力学的動作条件を含む測定された動作条件の比較結果に基づいて、１又は複数の熱基準及びアルゴリズムを使用してエネルギー伝達に関する１又は複数の優先順位を含む温度調整プロトコルを計算するように構成されており、かつ、温度調整プロトコルに基づいて、１又は複数のソースから１又は複数の熱エネルギー移動先への熱エネルギー伝達の量及び分配を選択及び制御するように構成されたコンピュータプロセッサを含むオートパイロット制御ユニットも備える。燃料電池モジュール、モータ、モータコントローラ、バッテリ、回路基板及び他の電子機器は、余剰熱又は廃熱を除去又は放散する必要がある。統合システムは、複数の流体導管を用いてクーラントを貯蔵及び輸送するように構成された、１又は複数の燃料電池モジュールと流体連通する１又は複数のラジエータ又は熱交換器を備える。電圧及び電流を生成するための１又は複数の燃料電池モジュールによって電力が提供される場合、電子機器は、電気の発生及び余剰熱又は熱エネルギー生成をモニタリング及び制御し、モータコントローラは、次に、各モータへの命令された電圧及び電流を制御して、そのパフォーマンスを測定する。プログラムされたデジタルオートパイロット制御ユニット（オートパイロットコンピュータ）又はモータ管理コンピュータによる自動コンピュータモニタリングを含む制御システムを使用して、統合システムは、燃料供給、電流、電圧、航空機コンポーネントの温度及び伝熱を測定、算出、及び調整しながら、冷却及び加熱パラメータ及び熱力学的動作条件、バルブ及びポンプをも同時に制御しながら、ピッチ、バンク、ヨー及び上昇を生じさせるように各モータコントローラ及びモータを制御し、それにより、モータ、燃料電池、及び他の重要なコンポーネントが動作パラメータを超過しないように保護する。発電サブシステムの燃料電池は、組み込まれた測定コンポーネント（例えばセンサ）及び能力を有する。例示的な実施形態において、燃料電池は、ＣＡＮバスを介してリアルタイムにクエリされることができ、このとき、その間隔においてスタック内の各個々のセルのヘルスステータスがどのようなものであるかを分析及び判定する。ステータスは、利用可能なディスプレイに出力することができる。代替的な実施形態は、ＣＡＮデータの使用に代えて報告技法を実装することができる。上記機器、コンポーネント、及び段階又は技法は、潜在的な電源の問題をその発生前に検出する傾向モニタリングの能力を有することを、有料の（ｆｏｒ ｈｉｒｅ）乗客輸送エアビークル（例えば、「エアタクシー」事業者）に要求する、ＦＡＡパート１３５要件の関連部分を含む規則を満たす。ここで、発電サブシステムは、燃料電池駆動ｅＶＴＯＬにおいてモニタリングされる１又は複数の燃料電池を使用する。
統合システムを使用して、飛行データレコーダが動作するのと同様の方式で、定期的な測定が行われて、地上での後の使用のためのものを含むデータが集約及び記憶される。さらに、データは、自動化システムによる即時分析のために、リアルタイムで地上に送信することができる。１つの実施形態において、オンボード暗号化データリンクは、様々な選択可能な時間間隔で、燃料電池及びモータヘルス／ステータスデータを地上局にデジタル方式で送信する。例示的な実施形態において、当業者によって理解されるように、データは、１秒に１回、又は１０秒に１回、又はより長いか又は短い間隔で、送信される。地上で受信された送信データは、データに対して実行することができるアルゴリズムを使用して分析され、燃料電池及びモータパフォーマンスを或る期間（例えばビークルの寿命、又は過去１０～２０回の飛行）にわたる同じビークルの履歴記録に対して比較して、何らかの変化又は劣化を検査及び発見する。各燃料電池コンポーネント（例えば個々のセル）を比較して、消耗したか又は消耗しつつある電池を検出することもできる。燃料電池のセット全体（例えば３つの燃料電池）又は発電サブシステムは、全体として、例えば既知の負荷点において実行する場合、履歴データに対してパフォーマンスを評価することができる。これは、安定航行条件の確立、様々な温度（空気温度、クーラント温度、コンポーネント温度等）、高度、搭載されているペイロード、前進航行速度、空気密度、電流、電圧、合計電力、水素流量、流体圧力、及び、例えば高度又は温度を含む同じ又は同様の条件で、特定の飛行及び以前の飛行を対比して、燃料電池及びモータがどれだけ効率的に動作しているかを示す他の測定値の記録を含み得る。
全体を通して同様の部分が同様の参照符号によって示されている図１～図２０は、本発明に係る、軽量、高効率、燃料電池ヘルスアセスメント及びモニタリング装置、方法、及びシステムの１つの例示的な実施形態又は複数の実施形態を示している。図面に示される１又は複数の例示的な実施形態を参照して、本発明について記載するが、多くの代替形態が本発明を具体化することができることが理解されるべきである。当業者であれば、本発明の思想及び範囲をなお維持するような方式で、要素又は材料のサイズ、形状又はタイプ等、開示される実施形態のパラメータを変更する異なる方式をさらに理解するであろう。
図１は、本発明を実践するために採用され得る装置及びシステムの１つのタイプのブロック図を示している。従来、小型の燃料電池航空機は、プライマリフライトディスプレイ１２、多機能ディスプレイ（ＭＦＤ）１４、及び全地球測位システム（ＧＰＳ）１６等のオンボード機器を備え、これらの全てが、燃料電池モジュール１８及び他の航空機システムの動作をモニタリングし、高度、対気速度、及び外気温及び／又は他の環境データ等のこれらのシステムの動作及び航空機の状態データの様々な状況を表す出力を提供する。全ての航空機が同じ組み合わせの計器を採用しているわけではない。航空機が備える計器の組み合わせが何であれ、計器出力の或るセットが燃料電池傾向モニタリングシステムユニット２０によって収集され、これは、図１の例示のリムーバブルフラッシュメモリ２２等のメモリに収集されたデータを記録し、本明細書で説明したように収集されたデータに対する分析を実行する。モニタリングユニット２０は、通常、マイクロプロセッサベースの回路において具現化され、航空機のデータバス及び／又は外部装置３０と通信するのに必要な様々なインタフェース回路を有する。さらに、又はその代わりに、モニタリングユニット２０は、一部の計器出力の手動記録のために構成され得る。
例示的な図示の実施形態において、本明細書に記載した分析は、専らオンボードモニタリングユニット２０によって実行されてよく、別個の地上機器は、もしあるとしても分析のうちのほんの少しを実行する。このアプローチは好ましいが、本発明の様々な態様は、異なるように労力を分割して実践することができ；原理上は、航空機及び地上機器間のデータリンクを使用することによって地上機器において分析のうちの一部又は全て、実際には記録の一部又は全てさえ、航空機の外部で実行することができる。これは航空機に対して分析を実行するために好ましいが、多くの用途において、様々な分析の結果を表示するのに、及び／又は、フリート平均におけるように、１つの航空機からの結果を１又は複数の他の航空機と又は航空機の数の平均に対して比較するのに、別個の、通常は地上の装置を使用することが当業者には明らかである。この事実を示すように、図１は地上アクセスポート２４を含み、これは、実際には、例えばイーサネットコネクタ又は何らかのタイプの無線又はデジタルモバイルブロードバンドネットワークインタフェースとすることができる。好ましくは、モニタリングユニット２０は、ウェブサーバ方式でデータを提供する；限定されるものではないが、従来のウェブブラウザを実行するように構成された、従来のラップトップ、デスクトップコンピュータ、又は他のパーソナルコンピュータ等のプロセッサ／ディスプレイ２６が、このユニットと通信することができ、これは、要求された情報をウェブページフォーマットで送信することによって応答することができる。しかし、加えて又はその代わりに、他のデータ伝送フォーマット、プロセッサ、及び／又はディスプレイを使用することができることは明らかである。
いくつかの実施形態は、加えて又はその代わりに、詳細情報ディスプレイを航空機自体において利用可能にしてよい。図示の実施形態がそうしていない理由は、本発明の教示によって最も利益を受ける小型シングルパイロット航空機のうちの多くにおいて、飛行乗務員が注意を向ける必要がある項目の数を最小に維持することが最良であるからである。しかしながら、分析の一部の結果は、飛行乗務員にとって有用であり得、既存のアビオニクスのディスプレイ上でテキスト及び／又はグラフィックとして表示されるように、データチャネルを介して表示又は提供されてよい。一例として、システム２０は、パイロットの操作ハンドブック（ＰＯＨ：Ｐｉｌｏｔ'ｓ Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ Ｈａｎｄｂｏｏｋ）として知られていることもある、その航空機に関する製造業者のＦＡＡ承認航空機飛行マニュアル（ＡＦＭ：Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｆｌｉｇｈｔ Ｍａｎｕａｌ）において確立された承認された制限に対してパフォーマンスをモニタリングすることができ、パイロットに超過をアラートしてよい。それに従って、いくつかの実施形態は、パイロットが超過条件に入った場合にそのパイロットにアドバイスするために原始的なディスプレイを含むことによって、その利益及びパイロットの注意散漫を最小限に抑えるという目標の間で折衷してよい。
図１の例示的な実施形態に関して、そのようなディスプレイは、例えば、好ましくは発光ダイオード（ＬＥＤ）の形態の、６未満のインジケータライト２８から成ってよい。ＬＥＤ２８の例示的な用途は、モニタリングシステムが現在異常を検出していないことを示すように単一の緑色ＬＥＤを使用することを含んでよい。点滅する黄色ＬＥＤは、パイロットが、航空機の燃料電池を正常範囲外で操作しており、操作設定をＡＦＭと一貫した値に調整すべきであることを示すために使用することができる。点灯した黄色の光は、モニタリングされているパラメータのうちの１つが大きな変更を受けたことを示してよい。そのような状況におけるパイロットの適切な応答は、典型的には、その事実を適切なメンテナンス要員に報告することである。点滅する赤色の光は、特定のパラメータが異常に過激な変化を受けていないか又は公称範囲外に逸脱していないが、１又は複数が懸念すべき傾向を示しており、したがって飛行ログに特別な注意を払うことが妥当であることのインジケーションとして利用されてよい。点灯した赤色の光は、超過条件を示してよい。
パイロットにこの又は他の情報及び／又は警告を伝えるために、色及び／又は点滅及び／又は点灯光の他の組み合わせ、ならびに可聴信号を使用してよい。例えば、パイロットが航空機を特定の予め定められた「航行」条件内で又はそれを外れて操作していることを示すために、緑色及び黄色のＬＥＤの組み合わせを使用することができる。下で参照するように、「航行」条件内で航空機を操作することは、データ比較をより意味あるものにする目的に適う。ＬＥＤ２８に加えて又はその代わりに、上記情報ディスプレイを、パイロットへの表示のためにそこに情報がデジタル方式で送信される、ＧＰＳユニット１６及び／又はＭＦＤ１４等の新しい及び／又は利用可能な航空機コックピットディスプレイに組み込んでよい。
図２は、本発明のいくつかの実施形態が採用し得るモニタリング分析アプローチとして簡略化された形態で本発明を実装することができる１つの方式を示す、ルーチンのフローチャートを示している。簡潔性のために、ここでは、センサシステムクロックの「刻み（ｔｉｃｋ）」毎に、システムが定期的にルーチン２００に入ることを想定している。これが起こる頻度は、記録されるパラメータに対して適切であるように選択され、いくつかの場合において、頻度は、異なるパラメータによって異なってよい。やはり、簡潔性のために、ここでは頻度はこれらの全てについて同じであることを想定しているが、具体性のために、３秒に１回の頻度を想定する。図２の段階１０２が示すように、システム１００は、まず様々なセンサ出力（例えば、温度計、熱電対、熱センサ、流量計、加速度計、チルトセンサ等からの出力）を記録する。典型的な現代のアビオニクスにおいて、そのようなデータは、航空機の様々なデータバスを通して容易にアクセスされ得、図示の実施形態は、そのようにして取得することができる様々な量の中から選択する。このようにして取得される航空機測定値の代表的な群は、対気速度、高度、緯度及び経度、外気温（ＯＡＴ）、プロペラ又はロータ回転数毎分（ＲＰＭ）、Ｈ２燃料圧力、燃料電池圧力、燃料流量（ＦＦ）のレート、最大排気ガス温度、スタック電流、スタック電力、スタック電圧、スタックタイプ、モジュールタイプ、定格電力、定格電圧、ＬＢ電流、ＬＢ電圧、ＬＢ電力、ＬＢ条件、温度設定点、効率、補助圧力、補助／周囲温度、再循環（ｒｅｃｉｒｃ．）パルス幅変調（ＰＷＭ：ｐｕｌｓｅ ｗｉｄｔｈ ｍｏｄｕｌａｔｉｏｎ）、ＣＤＡ ｐｗｍ、ファンｐｗｍ、ブロワｐｗｍ、クーラントｐｗｍ、再循環（ｒｅｃｉｒ．）電流、再循環（ｒｅｃｉｒ．）周波数、ブロワ周波数、５ｖｄｃレール、１２ｖａｃレール、ＣＤＲ／Ｈ２センサ、ＨＶセンサ、空気流量であってよい。
このように取得されたセンサデータを用いて、システム１００は、段階１０４におけるように様々な分析を実行し、これは、航空機ヘルス（動作条件又は状態を含む）に対する異常又は危険を検出するために使用されてよい。段階１０４は、これらの様々な分析を「非履歴」として参照するが、なぜなら、これらは現在又はかなり最近の値のみに依拠するからである。パラメータの多くについて、システム１００が測定値をそれと比較する、予め定められた限度又は閾値がある。これらは、値自体に対する限度、及び／又は、最後の読み取り値からの、又は、デフォルトで又はオペレータ入力によって設定された過去の数回の読み取り値のいくつかの平均からの、変更の量の限度であり得る。他の可能なデータ分析メトリックは、燃料電池動作効率の指標としての飛行マイル毎ガロン、観測されたパラメータから計算された燃料電池ブレード馬力（ＢＨＰ：Ｂｌａｄｅ ＨｏｒｓｅＰｏｗｅｒ）、最小及び最大ＣＨＴ間の温度スパン、ピークに至る最初のシリンダ及びピークに至る最後のシリンダに関するＥＧＴ間の温度スパン、ピークに至る最初のシリンダ及びピークに至る最後のシリンダ間のＦＦスパン、及び燃料電池デューティサイクルヒストグラムを含む。燃料電池の寿命は、より高いパワー設定で経過した時間によって決まるデューティサイクルによって直接影響を受ける。離陸パワー設定でより長期間動作する燃料電池は、寿命の低減及びより頻繁なコンポーネントの問題を発生させる傾向がある。
さらに、メンテナンス課題を反映しないが、航空機クルーが何らかのアクションを取る必要があることを示す読み取り値が存在する。最大の効率を得るために、例えば、高度及び／又は対気速度の関数としてのＭＡＰ及びＦＦの特定の値が望ましいことが知られている場合がある。また、システム１００は、燃料混合の関数として排気温度を観測し、望ましい温度を推論してよい。段階１０６にて、システムは、そのような測定されたパフォーマンスパラメータが、期待値の特定の許容差内にあるかを判定することができる。システム１００は、次に、段階１０８におけるように、それが望ましい動作条件から逸脱している場合には、パフォーマンスを期待値に合わせて調整するようにクルーにアドバイスしてよい。そのようなアドバイス又は調整インジケーションを、図１に関連して議論したように、すなわち、フライトディスプレイのＬＥＤ２８等のディスプレイ及び／又は可聴信号を介して、クルーに提供してよい。
パフォーマンスパラメータは、通常は航空機のためのＰＯＨにおいて提供される。例えば、ＰＯＨは、特定のＭＡＰ、ｒｐｍ、％パワー、高度及び外気温でのＦＦ及び対気速度等の、期待される動作パラメータについてのルックアップテーブルを提供してよい。ＰＯＨにおいて発見される期待される動作パラメータに加えて、システムは、ＣＨＴ、ＥＧＴ、ＣＨＴスパン、ＥＧＴスパン、及び本明細書で議論された他のパフォーマンスパラメータを含むがこれに限定されない、推定された燃料電池及びモータパフォーマンスパラメータ値のデータベースを維持することができ、及び／又は、段階１０４の非履歴分析が、上記推定された燃料電池及びモータパフォーマンスパラメータ値を提供することができる。
システム１００は、「履歴」分析も実行する、すなわち、現在の値を、合致する条件下で同じ航空機が以前に示した値と比較する。所与の飛行のデータを以前の飛行からのデータと比較することから導き出される結論の品質は、飛行条件が非常に幅広く変化するので、当初は問題があるように見え得る。図示の実施形態は、この問題を軽減するために複数の手段及び／又は補正を使用する。まず、ＬＥＤ２８に関連して上述したように、システム１００は、高度及び外気温条件の所与のセット又はパラメータのセットに関して、燃料電池動作値の変動が比較的穏やかであるように、特定の予め定められた「航行」条件を採用するようにクルーを促す。「航行」条件を採用する例として、クルーは、（１）特定の高度を維持し；（２）適用可能なＰＯＨに従って、航行パワーを設定し（例えば７２％±２％）；及び（３）ＰＯＨに従って、空気（Ｏ２）及びＧＨ２供給を最良のパワー混合に設定してよい。特定の例示的な実施形態において、この混合は、最良の経済混合に設定され得る。
変化する飛行条件を使用した比較に関連付けられた問題を軽減する別の方式として、図示の実施形態が、航空機１０００が予め定められた時間量の間予め定められた航行レジームにあったときに採用する「履歴」モードにあるときにのみ、履歴分析を実行することである。さらに、推定された燃料電池及びモータパフォーマンスパラメータ値を、飛行データ比較を実行する際に使用することができる。例えば、現在の飛行及び以前の飛行間の高度の相違は、傾向に関するそれぞれの飛行の動作パラメータの直接の比較が信頼性のある結果を提供しない可能性があるほど大きい場合がある。しかしながら、そのような相違は、推定された燃料電池及びモータパフォーマンスパラメータ値及び実際の値の間の差を使用して比較を行うことによって補償することができる。
段階１１０が示すように、システムは、それがその履歴分析モードに既に入っているか否かを判定する。そうでない場合、それは、次に段階１１２にて航空機が航行条件下で安定に動作しているか否かを判定する。これは、例えば、プロペラ又はロータ回転数毎分が或る予め定められた長さの時間の間適切に小さな範囲内に、例えば、２分間２５００±２００ＲＰＭに、維持されたこと、及び、電圧又は電流が最適な又は目標の値の適切な許容差内にあることを観測することによって判定することができる。これにより、安定航行条件が優勢であるとシステム１００が判定した場合、それは、段階１１４が示すように、履歴分析モードを採用して、履歴分析を実行する。そうでなければ、比較目的の現在のデータの値は制限され、したがって、システム１００は履歴分析を省く。モードにかかわらず、システム１００は、重要な航空機１０００及び燃料電池及びモータパフォーマンスデータを定期的に（例えば３秒毎に）捕捉し、それを、地上要員が後の時間にアクセス及びレビューすることができる不揮発性コンピュータ可読媒体に記録するが、図１に関して記載したように、オンボードアクセス及び／又はレビューも企図され得る。
段階１１０によって表される判定が、そうではなく、システムが既に通常の航行条件レジームで動作しているというものである場合、方法は、段階１１６に進み、ここで、システム１００は、それが今その動作レジームから脱すべきか否かを判定する。例示的な図示の実施形態に関して、履歴モードには、飛行毎に１回のみ入り、したがって、各飛行は、履歴又は傾向分析に関する単一の記録を提供する。そのため、段階１１６は、飛行に関する履歴記録が取得されたか否かを判定してよい。履歴モードを脱してよいと段階１１６が判定する他の理由が存在し得る。取得されているデータが比較目的のために有用でないことを示す、そうすることの典型的な理由は、高度変化の速度が毎分３００フィート（１．５２４メートル／秒）等の何らかの最大値を超過していること、又は、対気速度が、７０ノット（３６．０１メートル／秒）の指示対気速度（ｋｉａｓ又はＫＴＡＳ）等の特定の閾値を下回ったことである。そのような条件が発生する場合、システム１００は、履歴分析モードを離れ、したがって履歴分析を省く。そうでなければ、それは、図３を参照しながらさらに詳細に記載されるように、段階１１４の履歴分析を実行する。次に、段階１３６は、本明細書で以前に記載したように分析結果をローカルに又はリモートに記憶し、この分析を、将来の報告、データ分析及び比較における使用のために利用可能にする。システム１００が、上記方法の段階を通って分析段階を用いて関連データを処理すると、結果（現在の及び／又は段階１１４の履歴分析を含み得る）がメモリ及びデータストレージにおいて更新されるとともに、プライマリフライトディスプレイ１２又は多機能ディスプレイ（ＭＦＤ）１４を含み得るクルー画面上で更新され、こうして、航空機、その燃料電池、及び他の航空機コンポーネントの動的ヘルスアセスメントが提供される。
図３は、図２の動作をさらに詳細に記載する例示的なフローチャートを示している。具体的には、図３は、段階１１４の履歴分析のアクションを示している。図２の段階１１０における履歴モードに入る判定を行う際に使用されるパフォーマンス尺度に関する実際の値を使用して、図３の段階１１８は、図２の段階１０４及び１０６に関連して記載したルックアップテーブル又はデータベースに入って、履歴分析において使用されることになる他のパフォーマンス尺度に関する予測される値を取得し、これらを（例えば関連する時間経過閾値内で）適格性基準に照らす。例示的な実施形態に関して、ＲＰＭ、高度、及び外気温（ＯＡＴ）に関する測定値が、テーブル又はデータベースに入る際の指標として使用されてもよいが、他のパフォーマンス尺度が使用されてもよい。他のパフォーマンス尺度に関する予測される値は、テーブルから取られるか又は内挿される。例示的な実施形態に関して、予測される値は、ＦＦ、ＯＡＴ、真対気速度（ＫＴＡＳ）、及び％パワーに関して取得されてよい。用途に応じて、他のパフォーマンス尺度に関する予測される値が取得されてよい。例えば、燃料電池製造業者からの公開された曲線に対して曲線あてはめを行うことにとって、最大ＣＨＴ及び最大ＥＧＴが算出されて、必要に応じて外気温に対して調整されてよい。履歴分析１１４は、パフォーマンス尺度に関する予測される値及び実際の値の間の差を取得して、飛行に関する傾向記録にその結果を記憶する。いくつかのパラメータに関して、上記差は、「正常」動作条件に関する既知の値及び実際の値の間で取ることができる。オイル温度及び圧力、電池動作温度及びモータ温度等のそのような「正常」動作条件値は、製造業者の文献から取得され得る。ルックアップテーブル又はデータベースエントリを有しない、又は算出することができないこれらのパフォーマンス尺度に関しては、「航行」条件時に測定されたそれらの実際の値が傾向記録に組み込まれる。システムは、通常、数千時間の飛行に関するデータを記憶可能であるが、いくつかの実施形態は、何らかの目的で、特に、傾向を観測するために、（デフォルトで入力された又はユーザによって入力された予め定められた時間又は量の飛行設定にアクセスすることよって評価される）最近の飛行のみに注意を制限してよい。さらに、履歴又は傾向分析を実行する際、これらの以前の飛行の安定航行レジーム中に取られた特定の最小数の以前の飛行記録を使用することが有利であり得る。これを表すために、段階１１８は、システム１００を、最後の２００時間の飛行時間内に生じた最も少ない５回の以前の飛行に関する傾向記録が存在するか否かを判定するものとして示している。当業者には理解されるように、以前の飛行の数及びこれらの飛行のタイミングは、実行されることになる履歴及び分析に適合するように変えることができる。システムは、追加の基準を使用してデータを評価することによってデータセットを精製してよい。例えば、段階１２０は、現在の高度測定値から５００フィート以内の高度を有する記録が存在するか否かを判定し、段階１２６は、現在のＯＡＴから２℃以内のＯＡＴを有する記録が存在するか否かを判定する。方法は、基準のセットを繰り返し適用して、データ及び基準に基づいて調整が必要であるか否か（例えば１２２ １２８調整）を評価し、段階１２４及び１３０にて必要に応じて値を調整し（又は調整を実行するようにインジケーションを表示する）、方法は、段階１３４に進んで、次の記録を傾向分析の候補とみなす。同様の航空機パフォーマンスを有する定量的範囲を有する十分な傾向記録が存在する場合、その同様の航空機パフォーマンスの定量的範囲が、対応する以前の燃料電池及びモータパフォーマンスと照合されて、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットを特定する。段階１３２にて、現在の燃料電池及びモータパフォーマンスと以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットとの対比に基づいて燃料電池及びモータパフォーマンスの履歴又は傾向比較が実行され、結果が返される。図３が示すように、そのような記録が利用可能でない場合、履歴比較は発生しない。しかしながら、いずれの場合においても、現在の飛行に関する傾向記録は、将来の飛行の履歴分析におけるあり得る使用のために記憶されている。
段階１３２の履歴比較は、比較されるパフォーマンス尺度に応じて様々な方式で実行されてよい。一般に、値が差分値であるか又はパフォーマンス尺度の実際の値であるかにかかわらず、現在の飛行に関する傾向記録における値は、以前の飛行に関する傾向記録からの対応する値の平均と比較される。いくつかの尺度に関して、傾向記録値は、同じ飛行から取られた以前の読み取り値と比較することもできる。
図２を再度参照すると、履歴分析の完了時、図示の実施形態は、次に、段階１３６におけるように分析結果を記憶し、段階１３８におけるように、必要に応じてクルーディスプレイを更新する。いくつかの実施形態は、クルーディスプレイを利用しなくてもよく、一部のものは、地上装置がその目的のために利用可能になるまで、分析の一部及びひいては分析の結果の記憶を延期してもよいし、又はリアルタイムでデータをダウンリンク送信してもよい。
飛行が完了したとき、次に、メンテナンス要員が、記録されたデータを得ることができる。１つのアプローチは、地上装置が、記録されたデータを取得し、様々なパラメータに適切な表示のスタイルを決定し、データのレビューのために選択するビューのリストをユーザに提供し、それらのビューに従ってデータを表示するようプログラムされたコンピュータの形態を取ることである。しかしながら、図示の実施形態は、表示を提供するのに地上装置に頼るが、それは、ビューのリスト及び他のユーザインタフェース要素を生成するのにオンボード装置を使用する。上述したように、それは、オンボード装置（サーバ）がウェブページを提供し；地上装置が、所望のユーザインタフェースを提供するのに標準的なウェブブラウザクライアントだけを必要とする、いわゆるクライアントサーバアプローチを利用して、それを行う。他の実施形態は、オンボードシステムに、重要な結果を詳述する電子メール又はテキストメッセージを送信させてよい。
履歴分析又は他のデータ分析を返すことは、その情報を提供するためにディスプレイにおける様々な表現を使用して、様々な方式で達成されてよい。例示的な実施形態において、航空機１０００の各サブシステムのための合計の複数のセンサは、物理的な航空機のモデルを確立する包括的コンピュータ生成モデルにおいてリンク及び集約されており、これにより、モデルを通したセンサ出力のインタラクションによって、追加のオンボード又はリモート診断が可能になる。グラフィカルユーザインタフェースを使用したモデルの表現は、探索可能であり、実際の航空機における現実のセンサデバイス及び航空機素子の実際の距離及び構成を正確に反映するセンサ及び他の航空機素子のグラフ表現間の比例関係を維持しながら、航空機の異なるビュー及びパースペクティブを示すように操作することができる、ワイヤフレーム又は３次元表現を含んでよい。さらに、様々な出力測定値を要約するようにデザインされた視聴覚表現を有するセンサ出力を容易に伝えるように、グラフ表現が上記モデルを拡張する（例えば、様々なセンサにて記録された温度読み取り値が組み合わされて、異なる温度測定値を表す異なる色値を有する色フィードバックを提供してよく、航空機の特定の領域に対する注意を喚起すべく、異常読み取り値又は予め定められた動作閾値から外れた読み取り値のエリアを強調、照明、又は点滅させてよい）。上記モデルは、燃料電池モジュールが機能停止し、航空機安定性及びパフォーマンスを維持するために燃料又は電力が他の燃料電池モジュールに方向転換された場合等、様々な航空機動作状態が変更された場合に、ディスプレイパラメータ及び出力を変更するようにプログラムされてよい。ホーリスティックセンサフィードバックは、センササブセット、又は、航空機によって経験された実際のセンサ読み取り値に対応するモデル上のエリアを横切って出現するパターンから分析される。例えば、各燃料電池コンポーネント（例えば、個々のセル）を比較して、消耗した又は消耗しつつある電池を検出することができる。燃料電池のセット全体（例えば３つの燃料電池）又は発電サブシステムは、全体として、例えば既知の負荷点において実行する場合、履歴データに対してパフォーマンスを評価することができる。リモート又はオンボードロケーションにおけるモデルディスプレイ上にマッピングされる異常なセンサ読み取り値の近接性によって、センサデータの各セットを個々に参照した場合には即座に明らかにならない航空機の動作における潜在的に危険な状況が容易に特定される。例えば、複数の近接センサが温度の増加をそれぞれ読み取った場合（航空機上のどこに温度が拡散されたかを突き止める）、又は、複数の近接センサが、航空機の特定の部分又はサブシステムの周囲の異常な動き特性を示すデータをそれぞれ提供した場合、又は、突き止められた温度の増加とともに異常な動き又は振動が容易に特定された場合に、機能不全センサからの信号ノイズ又は異常なセンサ読み取り値として通常は識別不可能であり得るものが、明らかとなり得る。オンボードディスプレイにおけるモデルの表現は、搭乗者に提供される情報量において従来のゲージ読み取り値及び警告光を拡張し、これを超越する。
様々なセンサ及びフィードバックを用いてそれら自体及び互いをモニタリングするようにネットワーク化されてよい航空機の冗長システムは、実際の課題（例えば、仕様外のパフォーマンス）に加えて、潜在的な課題がどこで発生しつつあり得るかに関する一層より多くの情報を提供し（例えば、消耗した又は消耗しつつある電池を検出するために各燃料電池コンポーネント（例えば、個々のセル）を比較することができる）、オンボード又はリモート手段によるより緊密なモニタリングを保証するように、上記モデルによって表され得る。加えて、上記モデルは、単に現在のセンサ出力ではなく、履歴分析に応じた経時的なセンサグループ分けのためのデータの表現を可能にし、それにより、システム１００は、比較のために以前の状態及びデータ又は傾向データにおける変化を表示し、動的に挙動しているか、又は定常状態又は通常の動作から逸脱している航空機１０００の領域をより容易に特定し、潜在的な障害が実際に発生する前のそれらのより優れた予測（例えば、経時的な振動の増加又は航空機が同じ燃料を使用しているか又は同じ電力量を生成している時間中の速度の低下を観測することによる）を実現することができる。
様々なモデルシナリオにおけるモデルのパフォーマンスは、飛行不安定性を防止するために緊急手順又は操作が必要であり得る場合を特定するために使用することができる。このようにして、上記モデルは、航空機がこれから進入する条件におけるビークルパフォーマンス又は動作を予想又は予測するために使用され、航空機上での航空移動の安全性及び予測可能性を改善することができる。理想的に機能しているか又は原型的な航空機が経験するものに基づく標準データを提供するのではなく、環境及び状況条件を特定のビークルの現在の状態に適用し、センサデータ処理をはるかにより正確かつ信頼性のあるものにすることができる。
１つの実施形態において、上記モデルは、複数のオンボード航空機センサに関する様々な出来事又はデータに対する注意を喚起するために、特定のセンサロケーションを照明、フラグ付け、又は強調することができる、航空機１０００の３次元デジタルパースペクティブ（航空機１０００がどこにあるか、それがどのように操作されているか、及びそれがどこに向かっているかの３次元表現を含む）を提供することが可能であり得る。上記モデルは、より迅速に理解可能な表示で表現されるよりフォーカスされたデータを生み出す、単純にパッシブではなくインタラクティブな診断を可能にする。
図４Ａ～図４Ｂは、ヘルスアセスメントに基づいて統合システム及び関連コンポーネントを制御するロジックを含む、本発明を実践するための例示的なシステムブロック図を示している。好ましい実施形態における複数のモータ２８及びプロペラ２９又はロータのモータは、航空機モータとして動作可能であり、かつ、空冷又は液冷される又はその両方の、ブラシレス同期三相ＡＣ又はＤＣモータである。モータ及び燃料電池モジュール１８は、電気抵抗及び摩擦を含む力から余剰熱又は廃熱を生成し、その結果、この熱は、管理及び熱エネルギー伝達の対象となり得る。一実施形態において、モータは、燃料電池モジュール１８とは別個の冷却ループ又は回路に接続される。別の実施形態によると、モータは、燃料電池モジュール１８と共有された冷却ループ又は回路に接続される。
図５は、マルチロータ航空機１０００のための制御パネル、ゲージ及びセンサ出力の例を示している。例示の実施形態では、本明細書に記載される動作分析及び制御アルゴリズムは、オンボードオートパイロットコンピュータによって実行され、飛行経路及び他の有用なデータは、クリーン燃料ＶＴＯＬ航空機の動作条件、制御パネル、ゲージ及びセンサ出力をモニタリング及び表示するために使用される標準的なアビオニクスの構成を有する簡略化コンピュータ及びディスプレイを含み得るアビオニクスディスプレイ上に提示される。１つの例示的な実施形態において、クーラント温度、ならびに、燃料残量、それぞれのモータ及びプロペラ又はロータアセンブリ及び燃料電池モジュール１８（底部）のうちのそれぞれに関する燃料電池温度及びモータパフォーマンスを含む燃料電池動作条件、ならびに、温度センサを含む電子的に接続されたセンサから導出された気象データ（右半分）及び空中経路データ（ｈｉｇｈｗａｙ ｉｎ ｔｈｅ ｓｋｙ ｄａｔａ）（左半分）を示すために、１種のディスプレイプレゼンテーション１６を提供することができる。ビークルのＧＰＳ対気速度（左上の垂直バー）及びＧＰＳ高度（右上の垂直バー）も示される。機首磁方位、バンク及びピッチも表示１２され、航空機１０００がどこにいるか、どのように動作しているか、どこへ向かっているかについての包括的な３次元表現をオペレータに提示する。画面の下半分は、搭載されている電力の量でビークルが容易に到達できる近くの着陸サイトを図示する。画面の下部に沿っている感圧式ボタンの列から、詳細ヘルスアセスメントディスプレイを含む他の画面が選択され得る。ディスプレイプレゼンテーション１２ａは同様であるが、飛行経路に沿ってパイロットを誘導するための「ウィケット」が追加されている。画面の下半分は、搭載されている電力の量でビークルが容易に到達できる近くの着陸サイトを図示する。磁気コンパス又はＧＰＳに加えてディスプレイに組み込まれ得る、当技術分野において既知の一般的な計器及びゲージは、高度計、対気速度計（例えば、大気圧に対する航空機のピトー管におけるラムエア圧力の測定による）、変化する空気圧を検知する垂直速度計（バリオメータ、又は昇降計の速度）、姿勢指示器（人工水平儀）、飛行方位計、定針儀（ＤＧ）、水平状態指示計（ＨＳＩ、これは機首方向情報を提供するだけでなく、航法の支援もする）及び姿勢命令指示計（コンピュータ駆動ステアリングバーを伴うＡＤＩ）、旋回計又は旋回及び内滑り指示器又は旋回釣合計（これは、縦軸回りの回転を示す）、傾斜計（航空機が釣り合い飛行にあるか、又は内滑り又は外滑りにあるかを示す）、超短波全方向無線標識（ＶＯＲ）／ローカライザ、コース偏差指示器（ＣＤＩ）、オムニ方位選択器（ＯＢＳ）、ツーフロム指示器、フラグ、無指向性無線標識（ＮＤＢ）、自動方向探知機（ＡＤＦ）指示計器（固定カード、可動カード）、無線磁気指示計（例えば２つのニードルを有するＲＭＩ）、又はそれらの組み合わせを含む。多くの現代の計器クラスタは、複数の計器機能を統合し（例えば、ＲＭＩがジャイロコンパスにリモートに結合されており、それにより、それが、異なるＡＤＦレシーバに結合された、航空機の機首方向を表すアジマスカードを自動的に回転させることで、磁気コンパスを航法信号及びグライドスロープ計器と組み合わせた１つの計器又はＨＳＩを使用した位置の固定を可能にする）、本発明は、燃料電池ヘルス出力とともに上述したアビオニクスディスプレイに組み込まれた飛行ガラスコックピット計器プライマリフライトディスプレイ（ＰＦＤ）を含む、完全に電子的な計器ディスプレイと適合する。図５は、このビークル及びミッションに適合された利用可能なＴＳＯ'ｄ（すなわちＦＡＡ承認）アビオニクスユニットの使用を示している。ＦＡＡ又は国際機関によって承認を受けた、より単純な形式のアビオニクス（簡略化ビークル動作又はＳＶＯとして知られている）が導入され得、ここで、当該ディスプレイは概念上、「タブレット」にインストールされてそこで動作するソフトウェアパッケージ、又は、Ａｐｐｌｅ ｉＰａｄ（登録商標）と同様の簡略化コンピュータ及びディスプレイである。同一のディスプレイソフトウェアを実行する２つの同一のユニットを使用することにより、ユーザが複数の異なるディスプレイプレゼンテーションを構成しながら、飛行中に１つのディスプレイに障害が生じた場合でも完全な能力を有することを可能にする。これにより、ビークルの全体的な安全性及び信頼性を強化する。
図６は、履歴分析が適用され得る様々な動作パラメータ及び許容差を含む、マルチロータ航空機１０００に関するオンボードセンサ出力から導出されたパフォーマンスデータのヘルスアセスメント及びモニタリングのためのディスプレイ出力３００の例を示している。異なる実施形態は、異なるメトリック又は基準を利用してよく、所与の実施形態は、異なる動作パラメータに関して又は同じパラメータの異なるタイプの分析、例えば、燃料電池オーバーホール及び交換に関して、異なる基準を使用してよい。異常が検出された場合、異常を表したエントリを、メンテナンス要員に通知するように強調することができる。このようにして取得される航空機測定値の代表的な群は、対気速度、高度、緯度及び経度、外気温（ＯＡＴ）、プロペラ又はロータ回転数毎分（ＲＰＭ）、Ｈ２燃料圧力、燃料電池温度及び電流、水素消費の速度又は燃料流量（ＦＦ）、スタック電流、スタック電力、スタック電圧、モジュールタイプ、定格電力、定格電圧、温度設定点、効率、補助圧力、補助／周囲温度、５ｖｄｃレール、１２ｖａｃレール、チルトセンサ、０ｖ、１．２５ｖ、及び２．０４８ｖ参照空気流量であってよい。このデータから燃料電池ヘルスが測定される。システム１００の例示的なヘルスアセスメントディスプレイは、内部タイミングディスプレイ３０２、動的入力３０４、個々のオンボードセンサ出力３０６、組み合わせメトリック出力３０８、コントロール３１０、インタフェースコンポーネント３１２、及びグラフィカルディスプレイ３１４を含む。ブラウザベースの通信モードを提供することに加えて、オンボードシステムは、他の方式でデータが読み取られることも可能にする。例えば、オンボードストレージは、ウェブサーバインタフェースを使用して検査及び／又はダウンロードされてもよい。必ずしもそうではないが、典型的には、オンボードストレージは、標準的な技法を採用することによって容易に読み取られるカンマ区切りの又は他の単純なファイルフォーマットのデータを含み得る、容易に取り外し可能なデバイス２７、例えば、ＵＳＢインタフェースフラッシュメモリの形態を取ってよい。メモリデバイスは通常、数千時間のデータ（場合によっては、航空機のサービス履歴全体）を記憶するのに十分な容量を有するので、メンテナンス要員は、システムがこれらのデータをそのためにモニタリングするタイプの異常を強調するインジケーションとともに、最近の１回の飛行のデータだけでなく、最近の３回の飛行、前の１０時間、最後のオーバーホールからの全てのデータ、最後の２００時間、又は、サービス履歴全体等、いくつかの選択された以前のデータも示すために、地上ディスプレイを採用可能とし得る。ヘルスアセスメントに関する他のフォーマットは、パイロット、オーナ、又はメンテナンス要員に対する、グラフ、テキスト警告、又は他の好適な指標を含むことができる。
図７は、ヘルスアセスメント及び傾向モニタリングシステム１００によって生成されたデータの一部を提示するために使用され得るディスプレイ４００のタイプの例を示している。パラメータ及び基準４０２は、システム１００によって分析される選択されたデータセットをコンテキスト化するために提供される。上部プロット４０４は、動作温度及び圧力４０８に関する１回の飛行の傾向分析結果を提示しており、それにより、ＲＰＭ、ＭＡＰ、ＦＦ、真対気速度、温度及び圧力等を含むメトリック４０６について比較が分析されている。上記プロットは、時刻４１６に応じた、ＭＡＰ及びＦＦ４１０等とともに温度及び圧力４０８を提示している。追加のプロットは、動作温度４１２及び排気ガス温度４１４に関する傾向データを表示している。他のビューが、データの他のセットを表示することができる。一例として、プロット４０４における傾向平均は、以前の飛行の傾向記録の２つ又はそれよりも多くの時系列グループ分けに関する一連の平均と置き換えられてよい。
図８は、傾向モニタリング及び／又はヘルスアセスメントにおいて使用され得るデータログ５００の例を示している。図８は、現在の飛行に関する動作パラメータ５０２、及び、履歴分析（図２及び図３の段階１１４）によって判定され得る、比較可能な履歴記録に関する平均（５０４）、最小（５０６）及び最大（５０８）動作パラメータの間の比較を示している。データログ５００等のログの使用は、異常な動作パラメータのスポット検出を容易にすることができる。ログは、許容差の外に向かう傾向にある、及び／又は、実際にもはや許容可能な許容差内にないパラメータを強調することができる。他のビューが、データの他のセット及び／又は他の形式の比較を表示してよい。例えば、比較プロットは、図７のプロット４０４～４１０と同様であり得るが、１又は複数のパラメータに関する履歴傾向を示し得、ここで、履歴分析において使用される各記録に関するパラメータの値は、時間軸に沿った点を表し得る。パラメータが経時的に一貫している場合、比較プロットは、水平線を示す。水平線から離れる何らかの逸脱は、許容差の外に向かう傾向を示し得、メンテナンス要員に対して強調することができる。
より重要なメンテナンス行為が要求される前に調整又は修復することができる燃料電池関連項目の分析及び予測に対する本発明のアプローチは、よりコストがかかり、より長いダウンタイムを要するオーバーホールを回避するのに役立ち、破局的な飛行中の障害の可能性を大幅に低減させることができる。結果として、それにより、安全性を損なうことなく（おそらくは強化さえして）、燃料電池航空機のためのメンテナンスコストを低減させることが可能になる。したがって、それは、当技術分野において著しい前進及び改善をなす。
図４は、電気システム接続性及び統合システム及び関連コンポーネントを制御するためのロジックの例示的なブロック図をさらに示している。ここで、個人用航空ビークル（ＰＡＶ）又は無人航空ビークル（ＵＡＶ）のための発電を管理することは、モータ２８及びプロペラ又はロータアセンブリ２９、プライマリフライトディスプレイ１６、冷却ソース又は熱エネルギー制御サブシステム、典型的には全地球測位システム（ＧＰＳ）レシーバが内部に組み込まれた、自動従属監視Ｂ（ＡＤＳＢ）トランスミッタ／レシーバ、燃料ゲージ、対気速度及び垂直速度を算出するためのエアデータコンピュータ、ミッション制御タブレットコンピュータ及びミッション計画ソフトウェア、及び冗長飛行コンピュータ（オートパイロットコンピュータとも呼ばれる）等のオンボード機器を含む。上述したものの全ては、航空機１０００の操作及び位置のいずれかをモニタリングするか、又は、電気を生成する水素駆動燃料電池ベースの発電サブシステム及び燃料供給サブシステムをモニタリング及び制御して、高度、姿勢、対地速度、位置、局所地形、推奨される飛行経路、気象データ、残りの燃料及び飛行時間、モータ電圧及び電流ステータス、意図された目的地、及び、成功裡かつ安全な飛行に必要な他の情報等の、これらのシステムの動作及び航空機１０００の状態データの様々な状況を表すディスプレイプレゼンテーションを提供する。例示的な実施形態において、ミッション制御タブレットコンピュータ又はサイドアームコントローラは、指定されたルート又は位置命令セット、又は達成されることが意図された動きをオートパイロットコンピュータ３２及びヴォータ（ｖｏｔｅｒ）４２、モータコントローラ２４及びエアデータコンピュータ３６へ送信し、対気速度及び垂直速度を算出し得る。いくつかの実施形態では、燃料タンク、アビオニクスバッテリ、燃料ポンプ及び冷却システム、ならびにスタータ／オルタネータも、含まれ、モニタリングされ、及び制御され得る。任意の燃料電池は、オンボード燃料タンクによって燃料供給され、燃料を使用して、マルチロータ航空機１０００のための電力のソースを生成する。燃料電池ベースの発電サブシステムは、貯蔵された水素を圧縮空気と結合し、水及び熱のみの副生成物を伴って電気を生成し、これにより、燃料ポンプ及び冷却システムも備えることができる燃料電池モジュールを形成する。システムは、少なくとも以下のシステム及びコンポーネント、すなわち、１）飛行制御ハードウェア；２）飛行制御ソフトウェア；３）飛行制御テスト；４）モータ制御及び電力分配サブシステム；５）モータ；及び、６）燃料電池発電サブシステムに関して、異常な条件の際に予測可能な挙動を発生させる、事前設計されたフォールトトレランス又はグレースフルデグラデーションを実装する。複数のモータコントローラは、高電圧高電流の液冷又は空冷コントローラであり得る。システムは、１又は複数のオートパイロット制御ユニットへの有線又は無線（ＲＦ）接続を有する、ソフトウェアを含むミッション計画コンピュータ、及び、クリーン燃料航空機１０００との間の衝突回避、交通、緊急検出、及び気象情報をソフトウェアに提供する、無線接続又は有線接続のＡＤＳＢユニットをさらに備えることができる。コンピュータプロセッサ及び入力／出力インタフェースを有する１又は複数のオートパイロット制御ユニットは、シリアルＲＳ２３２、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）、イーサネット、アナログ電圧入力、アナログ電圧出力、モータ制御用のパルス幅変調出力、組み込み又はスタンドアロンのエアデータコンピュータ、組み込み又はスタンドアロンの慣性測定デバイスから選択されるインタフェースのうちの少なくとも１つを有し得る。１又は複数のオートパイロット制御ユニットは、制御アルゴリズムを動作させて、複数のモータコントローラのそれぞれに対する命令を生成し、クリーン燃料航空機のマルチロータ航空機安定性を管理及び維持し、フィードバックをモニタリングできる。方法は、１又は複数の温度検知デバイス又は熱エネルギー検知デバイスを使用して、マルチロータ航空機における動作条件を測定する段階を繰り返すことができ、次に、１又は複数の燃料電池モジュールに関するデータを使用して、比較、計算、選択及び制御、及び実行段階を実行して、１又は複数の燃料電池モジュールによる電圧及び電流又はトルク生成及び供給及びマルチロータ航空機における動作条件を反復的に管理する。オートパイロットはまた、ピッチ、バンク角度、ヨー、加速度等、他のビークル状態情報の測定を担当し、それ自体の内部センサ及び利用可能なデータを使用してビークル安定性の維持を担当する。
オートパイロットと複数のモータコントローラとの間の命令インタフェースは、１つの機器セットと別のものとの間で変動し、可変ＤＣ電圧、可変抵抗、ＣＡＮ、イーサネット又は他のシリアルネットワークコマンド、ＲＳ－２３２又は他のシリアルデータコマンド、又はＰＷＭ（パルス幅変調）シリアルパルスストリーム、又は、当業者に明らかである他のインタフェース規格等の、各モータコントローラへの信号オプションを伴い得る。オートパイロットコンピュータ内で動作する制御アルゴリズムは、必要な状態分析、比較を実行し、結果として生じる命令を個々のモータコントローラに対して生成し、結果として生じるビークル状態及び安定性をモニタリングする。ビークルを動作させるための電気エネルギーは、任意選択の高電流ダイオード又はフィールド効果トランジスタ（ＦＥＴ）及び回路ブレーカを通じて、電圧及び電流をモータコントローラに提供する燃料電池モジュールから取得される。モータコントローラはそれぞれ、ＲＰＭモード又はトルクモードのいずれかでモータを制御することによって所望の推力を達成するために必要な電圧及び電流を個々に管理し、各モータ及びプロペラ／ロータの組み合わせによる推力の生成を可能にする。ビークルあたりのモータコントローラ及びモータ／プロペラ又はロータの組み合わせの数は、ビークルのアーキテクチャ、所望のペイロード（重量）、燃料容量、電気モータサイズ、重量、及び電力、及びビークル構造に応じて、４のように少なくてよく、１６又はそれを上回るように多くてもよい。
図９は、システム全体に関連する、冗長でフォールトトレラントな多重冗長投票制御及び通信手段及びオートパイロット制御ユニット３２の重要な特徴を詳細に示すブロック図７００を示している。さらに、オートパイロットコンピュータ３２はまた、後の分析又は再生のために、航空機の位置、航空機の状態データ、速度、高度、ピッチ角、バンク角、推力、ロケーション、及び航空機の位置及びパフォーマンスを捕捉するのに典型的な他のパラメータの自動記録又は報告のために構成され得る。さらに記録されたデータは複製され、耐火性及び耐衝撃性のある別のコンピュータ又はデバイスに送信され得る。これらの要件を達成するべく、当該オートパイロットは、組み込みエアデータコンピュータ（ＡＤＣ）及び組み込み慣性測定センサを含むが、これらのデータはまた、小さい別個のスタンドアロンユニットから取得され得る。オートパイロットは、シングル、デュアル、クアッド又は他のコントローラによって操作され得るが、信頼性及び安全性の目的で、好ましい実施形態は、三重冗長オートパイロットを使用し、ユニットは、１又は複数のネットワーク（信頼性及び利用可能性のために２つが好ましい）を使用して、協働的な関係において、情報、決定及び意図される命令を共有する。許容可能なガードバンドの外側の深刻な不一致の場合において、３つのユニットが存在すると想定すると、３票のうち２票は、命令がモータコントローラ２４によって実施されると決定し、適切な命令が自動的に選択されてモータコントローラ２４へ送信される。同様に、ハードウェアのサブセットは、ネットワーク、例示的な実施形態では、ＣＡＮバスの条件をモニタリングして、バスジャム又は他の機能不全が物理レベルで発生したかどうかを判断し、その場合、復帰用ＣＡＮバスへの自動切り替えが行われる。オペレータは通常、飛行中にコントローラの不一致について通知されないが、その結果はログに記録され、したがって、飛行後にさらに診断を行うためにユニットをスケジュールし得る。
ミッション制御タブレットコンピュータ３６は通常、単一又は二重冗長実装であり、各ミッション制御タブレットコンピュータ３６は、同一のハードウェア及びソフトウェア、ならびに、ユニットを「プライマリ」又は「バックアップ」として指定する画面ボタンを含む。プライマリユニットは、障害が無い限り、全ての場合において使用され、これにより、オペレータ（存在する場合）は、タッチアイコンを通じて「バックアップ」ユニットを選択する必要があるか、又は、オートパイロットがプライマリユニットの障害を検出したときに、自動フェイルオーバは、バックアップユニットを選択するかのいずれかである。公式の予めプログラムされたルートなしで動作するとき、ミッション制御タブレットコンピュータ３６は、その内部動きセンサを使用して、オペレータの意図を評価し、所望の動き命令をオートパイロットへ送信する。ミッション計画コンピュータ又はタブレットなしで動作するとき、オートパイロットは、接続されたジョイスティック又はサイドアームコントローラのペアから命令を受信する。ＵＡＶモード、又は有人自動モードでは、ミッション計画ソフトウェア３４は、飛行前に航空機１０００が飛行するためのルート、目的地、及び高度プロファイルを指定するために使用され、その飛行のための飛行計画を形成する。飛行計画は、プライマリミッション制御タブレットコンピュータ３６に入力された場合、自動的に対応するオートパイロットへ送信され、オートパイロットは自動的に、それら自体とバックアップミッション制御タブレットコンピュータ３６との間で飛行計画の詳細を相互入力し、その結果、各オートパイロットコンピュータ３２及びミッション制御タブレットコンピュータ３６は、同じミッション命令及び意図されたルートを保持する。プライマリタブレットに障害が生じた場合、バックアップタブレットは既に、同じ飛行の詳細を含み、オペレータのアクション又は自動フェイルオーバのいずれかによって選択されたとき、飛行の制御を担当する。
複数のモータ及びプロペラ２９のモータ制御の場合、同期ＡＣ又はＤＣブラシレスモータのために、各高電流コントローラから各モータに接続する３つの相がある。３つの相のうち任意の２つの位置を逆にすると、モータは反対方向に動作する。代替的に、同じ効果を可能にするソフトウェア設定がモータコントローラ２４内にあるが、ハードワイヤされていることが好ましい。なぜなら、反対方向に動作する指定されたモータはまた、逆のピッチ（これらは場合により、左手対右手ピッチ、又は、プラー（通常）対プッシャ（逆）ピッチプロペラと呼ばれる）のプロペラを有することにより複数のモータ及びプロペラ２９を形成する必要があるからである。逆回転するペアにおいてモータを動作させることにより、そうでなければビークルを回転させようとする回転トルクを打ち消す。
図示された実施形態において、本明細書に説明される動作分析及び制御アルゴリズムは、オンボードオートパイロットコンピュータ３２によって実行され、飛行経路及び他の有用なデータはアビオニクスディスプレイ１２上に提示される。本発明の様々な態様は、異なる分業で実施でき；位置及び制御命令の一部又は全部は、原則として、航空機１０００と地上機器との間でブロードバンド又は８０２．１１Ｗｉ－Ｆｉ（登録商標）ネットワーク又は無線周波数（ＲＦ）データリンク又は戦術データリンクメッシュネットワーク又は同様のものを使用することによって、航空機１０００の外部で、地上機器で実行できる。
ＡＤＳＢ能力と結合されたアビオニクスディスプレイシステムの組み合わせにより、マルチロータ航空機１０００は、他の近くの航空機からのブロードキャストデータを受信でき、それによって、マルチロータ航空機１０００は、他の航空機との接近遭遇を回避することと；他の協力する航空機との接近遭遇を回避するために、自航空機の位置データをブロードキャストすることと；パイロットに表示するため、及びマルチロータ航空機１０００内のアビオニクスディスプレイシステムで使用するための気象データを受信することと；航空交通管制官と相互作用又は通信をほとんど、又は全く必要とせず、マルチロータ航空機１０００の動作を可能にすることと；米国航空宇宙システム下での自航空機の状態、協力する航空機の状態、及び利用可能な飛行経路の動力学に基づいて、飛行経路最適化のための計算を実行し、したがって、出発地から目的地までの最適又は略最適な飛行経路を実現することとを可能にする。
図９は、定性決定プロセスを実行するために、フォールトトレラントな三重冗長投票制御及びの通信手段を使用して実装された投票プロセスを示す、より詳細なブロック図の例を示している。このリアルタイムシステムには簡潔な「正解」がないため、代わりに、オートパイロットコンピュータ３２は、飛行計画を相互入力することによって、飛行計画データ及び飛行を動作させるための所望のパラメータを共有し、それぞれが、現在の航空機１０００の状態、及び各ノードのヘルスを定義する、それ自体の状態空間変数を測定する。各ノードは、（記載の実施形態では、シリアルＣＡＮバスメッセージフォーマットで）独立して、モータ制御出力のセットを生成し、各ノードは、それ自体の内部ヘルスステータスを評価する。次いで、ヘルスステータスアセスメントの結果を使用して、どのオートパイロットが複数のモータ及びプロペラ２９のモータを実際に制御するのかを自動的に選択する。
例示的な実施形態では、投票プロセスは、次の規則によって誘導される：１）各オートパイロットノード（ＡＰ）３２は、各メッセージの開始時に、その内部ヘルスが良好であるときに「ノード ｏｋ」７０４をアサートする。メッセージは、各更新期間を発生させ、ＡＰ間の共有通信を提供し；２）各ＡＰは、それが内部障害を検出した場合又はその内部ウォッチドッグタイマが満了した場合（ＡＰ又はソフトウェア障害を示す）、又はそれがバックグラウンド自己テストに失敗した場合に「ノード ｏｋ」をディアサートし；３）１ショット「ウォッチドッグ」タイマ７０６を再トリガするために、各ＡＰの「ノード ｏｋ」信号が時間間隔毎に少なくとも１回パルスしなければならず；４）ＡＰのヘルスビットがパルスしない場合、ウォッチドッグがタイムアウトしてＡＰは無効とみなされ；５）各ＡＰは、二重冗長マルチトランスミッタバス７１０（これはＣＡＮネットワーク、又はＲＳ－４２２／４２３シリアルネットワーク、又はイーサネットネットワーク、又は、複数のノードを通信させる同様の手段であってよい）を介して他の２つのＡＰに接続し；６）ＡＰは、どちらがコックピットプライマリタブレットと通信しているかに基づいてどちらがプライマリＡＰであるかを判定し；７）プライマリＡＰは、プライマリタブレットから飛行計画データ又は飛行命令を受信し；８）ＡＰは、次に、二重冗長ネットワーク７１０を使用して、それら自体の間で飛行計画データ及び通過地点データを相互入力し（これにより、各オートパイロット（ＡＰ）が、ミッション又は命令パラメータを、それがタブレットからそれらを受信したかのように認識することが保証される）；９）コックピットにおいて、バックアップタブレットは、その相互入力されたＡＰから飛行計画データ又は飛行命令のコピーを受信し；１０）各ＡＰは、次に、命令された状態に対して航空機１０００の状態をモニタリングして、許容可能な許容差又はガードバンド範囲内でプライマリＡＰが機能していることを確実にし（ここで、二重冗長ネットワーク７１０を使用してＡＰ間で結果が共有される）；１１）この実施形態において、モータ出力命令が、ＰＷＭモータ制御シリアル信号を使用して発行され（他の実施形態もまた記載されるが、ここでは詳細に扱わない）、各ＡＰからの出力が、各モータコントローラ２４に提示される前にヴォータ７１２を通過し；１２）ＡＰがそのヘルスビット又は障害をディアサートして、そのウォッチドッグタイマを再トリガする場合、ＡＰは無効とみなされ、ヴォータ７１２は、異なるＡＰを自動的に選択して、その投票テーブルに基づいて飛行を制御し；１３）新たなＡＰがビークル状態の制御を取り、以前のようにヴォータ７１２へのモータ命令を発行し；１４）各ＡＰは、そのコンパニオンＡＰに関するヘルスステータス状態テーブルを維持し（ＡＰが通信に障害した場合、それは動作不能としてログに記録され、残りのＡＰは、それらの状態テーブルを更新して、障害を起こした又は障害を起こしつつあるＡＰからの入力をもはや受容又は期待しない）；１５）定性分析もまた、現在命令していないＡＰ又は独立モニタノードによってモニタリングされ；１６）各ＡＰは、それ自体の状態テーブルに加えて２つの他の状態テーブル及び許容可能な逸脱テーブルを維持し；１７）ネットワークマスタは、周期的な頻度で他のＡＰに対して新たなフレームを発行し、次に、その最新の状態データを公開し；１８）各ＡＰは、メッセージフレームを参照した後にプログラマブル遅延内で、その結果を他のＡＰに公開するか、又は無効と宣言されなければならない；及び１９）メッセージフレームがプログラマブル遅延後に受信されていない場合、ノード２は、ネットワークマスタロールを取って、ノード１に、そのマスタロールを終了させるようメッセージを送信する。冗長通信システムは、システム動作又は安全性を低下させることなく、システムが単一の障害を切り抜けることを可能にするために提供されていることに留意されたい。単一より多くの障害は、緊急システム実装を開始し、緊急減速及び降下システムは、障害の数及び障害タイプに基づいて、ロータ間バリスティックパラシュートを解放するために起動され得る。
アナログスイッチ７１２を使用して実装されたマルチウェイヴォータは、１．ＯＫ、２．ＯＫ及び３．ＯＫの状態をモニタリングし、これらの３の信号を使用して、モータ制御メッセージが制御ノード及びモータコントローラ２４間で行き来し得、燃料電池メッセージが制御ノード及び燃料電池間で行き来し得、ジョイスティックメッセージが制御ノード及びジョイスティック間で行き来し得るように、どのシリアル信号セット７０２を有効化するかを決定する。このコントローラのシリアルバスは、好ましい実施形態では、ＣＡＮネットワークに代表されるが、ＰＷＭパルス列、ＲＳ－２３２、イーサネット、又は同様の通信手段等の他のシリアル通信を使用し得る。代替的な実施形態では、ＰＷＭパルス列が利用され；各チャネルのＰＷＭパルスの幅は、モータコントローラ２４が達成すべきＲＰＭのパーセントを指定するために使用される。これにより、制御ノードは、命令をネットワーク上の各モータコントローラ２４に発行することが可能となる。投票及び信号切替により、３つのオートパイロットコンピュータからの複数（典型的には、モータ毎に１つと、任意の他のサーボシステム毎に１つ）の命令ストリーム出力に投票して、各オートパイロットの内部ヘルス及びステータスに関するシステムの知識を使用して、複数の命令ストリームの単一セットを生成できる。
図１０は、本発明のシステムの様々な燃料電池、酸素送達、燃料供給、発電、及びモータ制御コンポーネントの電気的及びシステム接続性、ならびに、マルチロータ航空機１０００のための例示的な燃料供給サブシステム９００を示している。電気的接続性は、（対応する複数のモータ及びプロペラ２９又はロータの）６個のモータ及びプロペラアセンブリ２８、及び、モータ及びプロペラの組み合わせに電力を供給するのに必要な電気コンポーネントを含む。高電流コンタクタ９０４は、燃料電池モジュール１８を開始するためにスタータ／ジェネレータ２６に電圧を適用するビークルキースイッチ４０の制御下で係合及び係合解除される。本発明の例示的な実施形態によれば、イグニッション後、燃料電池モジュール１８（例えば、１又は複数の水素駆動燃料電池又は炭化水素燃料モータ）は、（複数のモータ及びプロペラ２９の）６個のモータ及びプロペラアセンブリ２８に電力供給するための電気を生成する。回路ブレーカ９０３を有する電力分配モニタリング及び制御サブシステムは、燃料電池モジュール１８から生成された電圧及び電流の複数のモータコントローラ２４への分配を自律的にモニタリング及び制御する。当業者であれば理解できるように、回路ブレーカ９０２は、過負荷又は短絡の結果として生じる損傷からモータコントローラ２４のそれぞれを保護するように設計される。酸素送達システム１１００タンク又はキャニスタ９２（航空機の構成に応じて、複数のタンク又は内部タンクとして実装され得る）は、当業者に既知である様々な制御及びバルブを使用して、作動及び吐出速度を制御するように電気的に接続されている。さらに、電気的接続性及び燃料供給サブシステム９００は、ダイオード又はＦＥＴ２０を含み、各電源と電気メインバス及び燃料電池モジュール１８との間の絶縁を提供する。ダイオード又はＦＥＴ２０はまた、２つのソースからの電流をともに電気メインバスにダイオードＯＲするという点で、フェイルセーフ回路の一部である。例えば、燃料電池モジュール１８のペアの１つに障害が生じた場合、ダイオード又はＦＥＴ２０は、今では唯一の残った電流ソースによって提供される電流が、全てのモータコントローラ２４に均等に共有され分配されることを可能にする。そのような場合は、システム障害を明確に構成し、オートパイロットコンピュータ３２は、それに従って、可能な限りすぐに安全に航空機を着陸させるように応答する。
有利なことに、ダイオード又はＦＥＴ２０は、残りの電流を共有することによって、システムがそのモータの半分を失わないようにする。さらに、ダイオード又はＦＥＴ２０はまた、個々に有効化されるので、１つのモータで障害が発生した、又は劣化が生じた場合、（複数のモータ及びプロペラ２９、例えば逆回転するペアの）適切なモータ及びプロペラの組み合わせ２８が無効化される。例えば、ダイオード又はＦＥＴ２０は、（複数のモータ及びプロペラ２９又はロータの）適切なモータ及びプロペラの組み合わせ２８が、そのペアをスイッチオフして、不均衡な推力を回避するために、有効な電流を無効化する。同様に、酸素送達システム１１００を、そのような障害の場合においてパワー出力を増大させるように自動的に従事させる又はトリガすることができる。このようにして、ビークルパフォーマンス及び飛行パラメータが障害の場合にもかかわらず維持されるように、（複数のモータ及びプロペラ２９又はロータの）残りの動作モータ及びプロペラの組み合わせ２８に、電流を通した追加の電力を迅速に供給することができる。本発明の例示的な実施形態によれば、（複数のモータ及びプロペラ２９の）６つのモータ及びプロペラの組み合わせ２８は、それぞれ、モータ及びプロペラ２９を含み、６つのモータ及びプロペラの組み合わせ２８の６つのモータの独立した動きを制御するモータコントローラ２４に接続される。当業者によって理解されるように、電気的接続性及び燃料供給サブシステム９００は、６、８、１０、１２、１４、１６、又はそれ以上の独立したモータコントローラ２４及び（複数のモータ及びプロペラ２９の）モータ及びプロペラアセンブリ２８を使用して実装され得る。
引き続き図１０において、電気的接続性及び燃料供給サブシステム９００はまた、冗長バッテリモジュールシステム、ならびに、ＤＣ充電システムのコンポーネントを示している。電気的接続性及び燃料供給サブシステム９０１は、燃料タンク２２、アビオニクスバッテリ２７、ポンプ（例えば、水又は燃料ポンプ）及び冷却システム４４、スーパーチャージャ４６、及びスタータ／オルタネータを含む。燃料電池１８は、オンボード燃料３０タンク２２によって燃料供給され、燃料を使用して、モータ及びプロペラの組み合わせ２８のための電力のソースを生成する。当業者には理解されるように、燃料電池モジュール１８は、複数のモータ及びプロペラ２９を駆動又は回転させるために、水素又は他の好適な気体燃料３０によって燃料供給することができる、１又は複数の水素駆動燃料電池を含むことができる。
図１１は、電力（電圧及び電流）の生成、分配、調整、及びモニタリングを制御するロジックを含む、本発明のシステムの様々な制御インタフェースコンポーネントのための電気及びシステム接続性の例示的なシステム図を示している。複数のモータ２８及びプロペラ１００６又はロータのためのモータのペアは、異なるＲＰＭ又はトルク設定（オートパイロットがＲＰＭ又はトルクモードにおいてモータを制御しているかどうかによって決定される）で動作するように命令され、オートパイロット制御下で、逆回転するモータ及びプロペラ１００６又はロータのペアからのわずかに異なる推力量を生成することにより、安定した飛行姿勢を維持するためにオートパイロットの６軸の内蔵又はリモートの慣性センサからの位置フィードバックを使用して、ピッチモーメント、又はバンクモーメント、又はヨーモーメント、又は、高度の変更、又は横方向の動き、又は縦方向の動き、又は同時に上記したものの任意の組み合わせを航空機１０００に与える。センサデータは、各オートパイロットによって読み取られ、その物理的な動き及び動きの速度が評価され、次いで、それらを３次元全ての命令された動きと比較して、必要な新しい動き命令が評価される。例示的な実施形態に関与する機器及びプロトコルに応じて、一連の命令は、例えば、１０～３０ミリ秒の「フレーム」内に含まれる１．０～２．０ミリ秒の間で変化するパルス幅で表される、指定された命令情報を搬送する一連のサーボ制御パルスの繰り返しを使用して送信され得る。このようにして、命令情報の複数のチャネルは、各フレーム内の単一シリアルパルスストリーム上に多重化される。モータのＲＰＭは、制御線に印加されるパルスの持続時間によって決定される。別の実施形態において、モータ命令は、オートパイロットからモータコントローラ２４へデジタルで送信され得、イーサネット又はＣＡＮ（コントローラエリアネットワーク）等（これは、適用可能な多くの利用可能なデジタルデータバスの１つである）のデジタルデータバスを使用して、ステータス及び／又はフィードバックがモータコントローラ２４からオートパイロットへ返され得る。航空機の１０００の現在及び意図されたロケーションのアビオニクス、計装、及び表示と組み合わせると、一組の機器により、オペレータは、ビークル内、データリンクを介した地上、又は事前に計画されたルートの割り当てによる自律的な動作のいずれであっても、航空機１０００を簡単かつ安全に動作させ、意図された目的地に誘導できる。各モータの電気的動作特性／データは制御され、分析及び意思決定のために投票システムに伝達される。モータコントローラ２４への通信は、（本実施形態では）信号完全性を保護するために、光ファイバトランシーバがインラインで設置された、デジタルネットワークプロトコルであるＣＡＮを介して、オートパイロットとモータコントローラ２４との間で行われる。飛行制御ハードウェアは、例えば、プロセッサを有する飛行コントローラの冗長セットを有し得て、それぞれは、３つの加速度計、３つのジャイロ、３つの磁力計、２つの気圧計、及び少なくとも１つのＧＰＳデバイスを有するが、ハードウェア及びソフトウェアのデバイスの正確な組み合わせ及び構成は異なり得る。モータパフォーマンスに関連する測定パラメータには、モータ温度、ＩＧＢＴ温度、電圧、電流、トルク、及び回転毎分（ＲＰＭ）が含まれる。さらに、これらのパラメータの値は、所与の大気、電力、及びピッチ条件下で予想される推力に相関する。
燃料電池制御システムは、特定の使用構成に基づいて、様々な数の燃料電池、例えば、フォールトトレランスのために構成された３つの水素燃料電池のセットを有し得る。オートパイロット内に記憶される１又は複数の飛行制御アルゴリズムは、ＣＡＮを介して燃料電池によって供給される電力を制御及びモニタリングする。三重モジュラー冗長オートパイロットは、任意の１つの燃料電池の喪失を検出し、相互接続の形式を使用して残りの燃料電池を再構成することにより、燃料電池及びモータシステムが、安全な降下及び着陸を実行するように航空機１０００を動作させることを継続可能であることを確実にし得る。
ＡＤＳＢ能力と結合されたアビオニクスディスプレイシステムの組み合わせにより、マルチロータ航空機１０００は、他の近くの航空機からのブロードキャストデータを受信でき、それによって、マルチロータ航空機１０００は、他の航空機との接近遭遇を回避することと；他の協力する航空機との接近遭遇を回避するために、自航空機の位置データをブロードキャストすることと；パイロットに表示するため、及びマルチロータ航空機１０００内のアビオニクスディスプレイシステムで使用するための気象データを受信することと；航空交通管制官と相互作用又は通信をほとんど、又は全く必要とせず、マルチロータ航空機１０００の動作を可能にすることと；米国航空宇宙システム下での自航空機の状態、協力する航空機の状態、及び利用可能な飛行経路の動力学に基づいて、飛行経路最適化のための計算を実行し、したがって、出発地から目的地までの最適又は略最適な飛行経路を実現することとを可能にする。
図１２、図１３及び図１４は、マルチロータ航空機１０００の発電サブシステム６００内の燃料電池モジュール１８の例示的なサブコンポーネントを示している。図１２は、マルチロータ航空機１０００の発電サブシステム内の少なくとも１つの燃料電池モジュールにおける燃料電池のサブコンポーネントを含む、マルチロータ航空機１０００内での燃料電池の例示的な構成を示している。１つの実施形態において、航空燃料電池モジュールは、各水素駆動燃料電池が気体水素（ＧＨ２）又は液体水素（ＬＨ２）によって燃料供給される１又は複数の水素駆動燃料電池、統合マニホールドを含む多機能スタックエンドプレート、空気フィルタ、ブロワ、空気流量計、燃料送達アセンブリ、再循環ポンプ、クーラントポンプ、燃料電池コントロール、センサ、エンドプレート、少なくとも１つのガス拡散層（ＧＤＬ）、少なくとも１つの膜電解質接合体、バッキング層及び触媒層を有する膜電解質接合体のプロトン交換膜の各側におけるアノード及びカソード容積、少なくとも１つのフローフィールドプレート、流体クーラント導管、接続又は接合部、水素入口、クーラント入口、クーラント出口、１又は複数の空気駆動ターボチャージャ、及び、１又は複数の燃料電池モジュールに接続されてこれと流体連通し流体クーラント１１８を輸送するクーラント導管、統合ワイヤハーネス、統合電子機器及びコントロールを含む。図１３は、マルチロータ航空機１０００内の少なくとも１つの燃料電池モジュール１８における燃料電池の例示的なサブコンポーネントを示している。１つの実施形態において、１又は複数の燃料電池モジュール１８は、空気フィルタ１８ｆ、ブロワ１８ｆ、空気流量計１８ｆ、燃料送達アセンブリ７３、再循環ポンプ７７、クーラントポンプ７６、燃料電池コントロール１８ｅ、センサ、エンドプレート１８ａ、少なくとも１つのガス拡散層１８ｂ、少なくとも１つの膜電解質接合体１８ｃ、少なくとも１つのフローフィールドプレート１８ｄ、クーラント導管８４、接続、水素入口８２、クーラント入口７８、クーラント出口７９、空気を１又は複数の燃料電池モジュール１８に供給する１又は複数の空気駆動ターボチャージャ４６、ならびに、１又は複数の燃料電池モジュール１８に接続及び流体連通してクーラント３１を輸送するクーラント導管８４を含む。１又は複数の燃料電池モジュール１８はさらに、１又は複数の水素駆動燃料電池を含み得、各水素駆動燃料電池は、気体水素（ＧＨ２）又は液体水素（ＬＨ２）によって燃料供給され、１又は複数の燃料電池モジュール１８は、燃料タンク２２からの水素を空気と結合させ、電圧及び電流を供給する。燃料電池容器及び配管は、関与する圧力及び温度についてのＡＳＭＥコード及びＤＯＴコードに沿って設計される。
一実施形態において、航空燃料電池モジュール１８は、統合マニホールド、統合ワイヤハーネス、統合電子機器及びコントロールを含む、部品数を低減するように構成された多機能スタックエンドプレートを含み、スタックエンドプレートは、特定の配管及びフィッティングを不要にし、部品の容易な検査及び交換を可能にし、改善された信頼性と、質量、体積及びノイズの大幅な低減と、二重壁保護の低減とをもたらす。統合電子機器及びコントロールは、燃料電池モジュール１８のための温度センサ又は熱エネルギーセンサとして動作し得、また、燃料電池モジュール１８の伝熱インフラストラクチャアーキテクチャに統合され得、それにより、動作によって生成された余剰熱はまた、電子機器及びコントロールから離れるように伝達され、より効率的な動作を促進し、過熱を低減し得る。航空燃料電池モジュール１８はさらに、重量の低減；容積出力密度の増加；非常に高い耐振動性；パフォーマンス及び燃料効率の改善；耐久性の増加；ならびにそれらの組み合わせのためにスタックが最適化された航空宇宙軽量金属燃料電池コンポーネントから構成され得る。例示的な実施形態において、燃料電池モジュール１８は、１００００時間以上の設計寿命で、７２×１２×２４インチ（Ｌ×Ｈ×Ｗ）の寸法、及び、１２０ｋｇ未満の質量の構成で１２０ｋＷの電力を生成し得る。各モジュールの動作方向は、ロール、ピッチ、ヨーに対応し、二重壁保護ならびに衝撃及び振動システムの耐性を低減する。
図１４は、エンドプレート１８ａによって覆われた燃料電池モジュール１８内の燃料電池の例示的な内部サブコンポーネントを示しており、水素フローフィールドプレート及び酸素フローフィールドプレート１８ｄ、バッキング層及び触媒を有する膜電解質接合体のプロトン交換膜１８ｃの各側におけるアノード及びカソード容積の構成、ならびに、結果として生じる水素、酸素、及びクーラントのフローベクトルを示している。気体水素燃料は、送達アセンブリ７３を介して入り得て、圧縮空気（ターボチャージャ又はスーパーチャージャ４６、ブロワ、又は圧縮空気又は酸素の局所供給によって供給される）の形態の酸素（Ｏ２）は、空気フィルタ／ブロワ／メータ１８ｆからの出力として入り得て、排気流体は、再循環ポンプ７７を介して除去できる。一実施形態では、触媒層は、電極／電解質界面に付着させ得る。電極／電解質界面において触媒層内のカソードに液体水が形成され得、これは、除去されない場合には燃料電池及びモータパフォーマンスを妨害し、それによりＯ２が電極／電解質界面に到達するのが妨害されることで、最大電流密度が制限される。ガス拡散層ＧＤＬ１８ｂは、ガス輸送を妨げることなく、Ｈ２Ｏの除去を可能にするために実施され得る。ＧＤＬ１８ｂは、電極／電解質界面への流れ及び生成された電流を運ぶのに十分な導電率を可能にし、ＧＤＬ１８ｂを通る水蒸気拡散及びガス流出路からの対流を可能にするように多孔性であり得、それによって、電解質を循環させ、水を気化させるが、液体Ｈ２Ｏを透過させることはできない。ガス拡散層ＧＤＬ１８ｂは、流路を構成する導体間で電子を通過させるために導電性であり得る。ＧＤＬ１８ｂは、バッキング層及びメソポーラス層の両方を有し得る。圧縮されたＯ２／空気は、ガス流路を通っても流れ、ＧＤＬ１８ｂを通って触媒層に拡散し、そこで、電解質層又は接合体を通って来るイオン又はプロトンと反応する。一般的な電解質のタイプには、アルカリ、溶融炭酸塩、リン酸（液体電解質）、ならびにプロトン交換膜（ＰＥＭ１８ｃ）及び固体酸化物（固体）がある。液体電解質は、様々な手段で２つの電極の間に保持される。ＰＥＭ１８ｃは、膜電解質接合体（ＭＥＡ）１８ｃを使用して所定の位置に保持される。ＰＥＭ１８ｃ（ＰＥＭＦＣ）は、ほとんどの場合、その電解質として水性の酸性高分子膜を使用し、白金系の電極を有する。
動作時、１又は複数の熱交換器５７を使用した抽出によって、又は、システム１００によって開始された圧力変化によってＧＨ２に変換されたＬＨ２、及び、空気フィルタ／ブロワ／メータ１８ｆを経由したターボチャージャ又はスーパーチャージャ４６（又は従来の燃料ポンプ及びレギュレータ又は空気又は酸素の局所ストレージ）からの圧縮空気／Ｏ２流が、両方とも、複数の水素燃料電池を含む１又は複数燃料電池スタックを含む１又は複数の燃料電池モジュール１８に供給される。複数の水素燃料電池の各燃料電池において、送達アセンブリ７３からのＧＨ２燃料は、入口にて水素フローフィールドプレート１８ｄ進入流の第１の端部に入り、水素をアノード層に分配し及び導くように設計されたチャネルアレイを含む水素フローフィールドプレート１８ｄ内の流路を通して供給され、ここで、余剰なＧＨ２は、燃料電池の残りを迂回するように導かれ、流体導管、バルブ、及び再循環ポンプ７７にさらに接続されてこれと流体連通し得る出口にて、ＧＨ２排出流を介してそのフローフィールドプレート１８ｄの第２の端部を出て、将来の燃料電池反応のために水素をリサイクルし得る（又は、排出ポート６６を使用して排気として排出されてよい）。同様に、各燃料電池において、ターボチャージャ又はスーパーチャージャ４６からの圧縮空気内に含まれているか又はそこから抽出されたＯ２は、入口を使用して酸素フローフィールドプレート１８ｄ進入流の第１の端部に入り、カソード層に酸素を分配し及び導くように設計されたチャネルアレイを通して、各燃料電池におけるプレートのペアのそれぞれの対向するフローフィールドプレート１８ｄにおけるＧＨ２の流れに対して垂直の角度の方向においてフローフィールドプレート１８ｄを横断する流路を通して供給され、ここで、余剰なＯ２は、燃料電池の残りを迂回するように導かれて、流体導管、バルブ、及び再循環ポンプ７７にさらに接続されてこれらと流体連通し得る出口におけるＯ２及び／又はＨ２Ｏ排出流を介してそのフローフィールドプレート１８ｄの第２の端部を出て、将来の燃料電池反応のために酸素をリサイクルし得る（又は、排出ポート６６を使用して排気として排出されてよい）。気体ＧＨ２及びＯ２のうちのそれぞれは、ＰＥＭ１８ｃ等のプラスチック膜によってさらに分離される２つの触媒層によって分離された、燃料電池の両側で互いに対向して配置された（それにより、正味の流れが互い及び燃料電池の中心に向かう）、２つの別個のＧＤＬ１８ｂを介して拡散される。バッキング層とプラスチック膜触媒との間の界面にある電極のコンポーネントであり得る電解触媒は、酸化反応を含み得る反応を使用して、ＧＨ２分子を水素イオン又はプロトン及び電子に分解する。一実施形態では、アノード層のアノードで、白金触媒によって、Ｈ２二水素がＨ＋正に帯電した水素イオン（プロトン）とｅ－負に帯電した電子に分割される。ＰＥＭ１８ｃは、正に帯電したイオンのみを通過させてカソードに到達することを可能にし、その結果、カソードに引き付けられたプロトンはＰＥＭ１８ｃを通過し、一方、電子は、ＰＥＭ電解質接合体（ＭＥＡ）がそれらに対してバリアとして機能する場所で制限される。負に帯電した電子は、代わりに、電圧降下に従って、外部電気回路に沿ってカソードに移動し、その結果、電流がアノード側触媒層からカソード側触媒層に流れ、電気を生成して、航空機１０００のコンポーネントに電力を供給し、この電力は、ストレージに送られるか、又は、複数のモータ及びプロペラアセンブリ２８を動作させるために、複数のモータコントローラ２４に直接送られる。フローフィールドプレート１８ｄによって分配された後に電子がＧＤＬを通過するときに白金電極と接触するところで、外部電気回路への電子の流れを容易にするために１又は複数の集電体が使用され得、これは、金属又は他の好適な導電性媒体を有し、ＭＥＡを迂回してカソード層に到達するように方向付けられ得る。外部電気回路を通過した後、電子はカソード層に堆積し、そこで電子と水素イオン又はプロトンが第２の触媒層の存在下でＯ２と結合して、水及び熱が生成される。電子は、Ｏ２と結合してＯ２イオンを生成し、次いで、ＰＥＭ１８ｃを通って到着する水素イオン又はプロトンが、Ｏ２のイオンと結合してＨ２Ｏを形成する。次いで、このＨ２Ｏは、カソード側触媒層を越えてＧＤＬを通ってＯ２流路に戻され、そこで除去されるか、又はそうでなければ空気流と離れるように対流して、流体導管、バルブ、又はポンプにさらに接続され、それらと流体連通し得る、出口でのＯ２及び／又はＨ２Ｏ排出流を介してそのフローフィールドプレート１８ｄの第２の端部を出ることができ、他の排気ガス又は流体にも使用できる排出ポート６６を使用して排気として排出され得る。したがって、燃料電池の生成物は、反応によって生成された、熱、水、及び電気だけである。他の実施形態では、代わりに、集電体プレート又はＧＤＬ圧縮プレート等の追加の層を実装できる。
図１５は、マルチロータ航空機内での燃料ヘルスアセスメント及びモニタリングシステムコンポーネント及び発電サブシステムの例示的な位置、ならびに、冷却体を含む伝熱及び熱交換コンポーネント、及び、本発明の様々な燃料供給、発電、及びモータ制御コンポーネントのシステム接続性を示す、マルチロータ航空機１０００のプロファイル図を示している。これらのコンポーネントに組み込まれたオンボードセンサは、互いを冗長にモニタリングし、航空機１０００のパフォーマンス、状態、及び動作条件に関する現在のデータをヘルスアセスメントシステムに提供する。
図１６は、クーラント流体導管を示す、燃料供給及び発電サブシステムを収容する位置及び区画を示す２つの図を示す、マルチロータ航空機内の、オンボードセンサを含む、発電サブシステム伝熱及び熱交換コンポーネントの構成の例示的な図を示している。マルチロータ航空機１０００内の伝熱及び冷却ソース１０１０コンポーネントを含む発電サブシステムの構成の例示的な実施形態は、クーラント流体導管１４２とともに燃料供給及び発電サブシステムを収容する位置及び区画を示す図を示している。発電サブシステムは、特定の使用構成、例えば、水素燃料電池のセットに基づいて様々な数の燃料電池を有し得る。電池の動作及び制御は、ＣＡＮプロトコル又は類似のデータバス又はネットワーク又は無線又は他の通信手段を介して可能となる。飛行制御アルゴリズムは、ＣＡＮを介して燃料電池によって供給される電力を変調及びモニタリングする。関連するコンポーネントに関するオンボードセンサデータは、システム１００によって分析され、この分析に基づいて、オートパイロット制御ユニットは、航空機１０００を仕様及び許容可能な動作パラメータ内で動作させるように、ＣＡＮプロトコル又は同様のデータバス又はネットワーク又は無線又は他の通信手段を介して燃料電池を操作及び制御する。
図１７は、本発明の一実施形態による、マルチロータ航空機のフレームから片持ち支持された６つのロータを有するマルチロータ航空機の側面図及び上面図を示し、燃料供給及び発電サブシステムを収容するロケーション及び区画；本発明のシステムの様々な燃料供給、発電、及びモータ制御コンポーネントの電気的及びシステム接続性を示し；マルチロータ航空機機体１００のフレームから延びるプロペラ又はロータ２９のアレイ及び略環状の構成を有する細長支持アーム１００８の位置を示している。本発明の例示的な実施形態によれば、複数の電気モータ２８は、細長支持アーム１００８によって支持され、航空機１０００が上昇するとき、細長支持アーム１００８は、（吊った状態で）航空機１０００自体を支持する。マルチロータ航空機１０００の側面図及び上面図は、本発明の一実施形態による、マルチロータ航空機１０００のフレームから片持ち支持された６個のロータ（プロペラ２９）を示し、冷却体６０が明確に示される、複数のモータ２８及びプロペラ又はロータ２９アセンブリを支持する細長支持アーム１００８が取り付けられる機体１０００のロケーションを示している。
図１８は、航空機１０００のヘルスアセスメントのためのデータを提供するセンサを装備した、マルチロータ航空機１０００内の燃料タンク２２及び燃料供給サブシステム９００の例示的なサブコンポーネントを示している。燃料タンク２２はさらに、カーボンファイバエポキシシェル又はステンレス鋼又は他のロバストシェル、プラスチック又は金属ライナ、金属インタフェース、衝突／降下保護を含み、関与する圧力及び温度についてＡＳＭＥコード及びＤＯＴコードに沿って設計された燃料ライン８５、容器及び配管８５を用いて、水素の作動流体を燃料３０として使用するよう構成されている。一般に、熱力学システムでは、作動流体は、エネルギーを吸収又は伝達する、又は、機械又は熱機関を作動させる液体又は気体である。本発明では、作動流体は、液体又は気体状態の燃料、クーラント３１、加熱されても又はされなくてもよい加圧された又は他の空気を含み得る。燃料タンク２２は、コンポーネント／機械的区画から外部温度ゾーン５４へのベント６４を含むように設計されており、燃料タンク２２を破裂させることなく５０フィート（１５．２４メートル）の降下を実現する設計で設置されている。燃料タンク２２のヘッド側は、複数のバルブ８８と、燃料タンク２２を動作させるための器具とを有する。一実施形態において、燃料タンク２２のヘッド側は、ＬＨ２燃料補給ポート（燃料移送カップリング５８の雌部品）を含む篏合部品Ａ；３／８"Ｂ（ベント６４）、１／４"（ＰＴ）、１／４"（ＰＧ＆ＰＣ）、フィードスルー、真空ポート、真空計、スペアポート、１／４"センサ（液体検出）を含む篏合部品Ｂ；少なくとも１つの１インチユニオン８６（熱交換器５７とのインタフェース）及び１／２"安全性バルブ８８を含む篏合部品Ｃを含む。液体水素貯蔵サブシステム及び燃料タンク２２は、充填のための少なくとも１つの燃料移送カップリング５８；充填のための１バール（１００ｋＰａ）ベント６４；自己圧力上昇ユニット；少なくとも２つの安全性リリーフバルブ８８；ＧＨ２加熱コンポーネント；熱交換器５７にルーティングされているか又はそうでなければ燃料電池クーラント３１水のための流体導管と接触している容器及び配管を採用し得る。燃料タンク２２はまた、レベルセンサ（高容量）を含み、規制要件を満たし得る。燃料タンク２２の異なる例示的な実施形態は、降下及び衝突保護を提供するために燃料タンク２２のコンポーネントをカプセル化するために使用されるカーボンファイバエポキシシェル又はステンレス鋼シェル材料を含み得る。別の実施形態では、ＬＨ２燃料タンク２２は、１又は複数の内槽、絶縁ラップ、内槽と外槽との間の真空、及び、はるかに低い動作圧力、典型的には、約１０バール（１ＭＰａ）、又は１４０ｐｓｉ（９６５．２７ｋＰａ）を有し得る（ＧＨ２は、典型的には、はるかに高い圧力で動作する）。燃料タンク２２はまた、コネクタ、レギュレータ及び類似のコンポーネントのためのさらなる降下及び衝突保護を提供するために少なくとも１つの保護リングを装備し得る。例示的な実施形態において、燃料供給サブシステム９００はさらに、燃料タンク２２に液体水素（ＬＨ２）を記載の量まで充填し安全に貯蔵するために使用されるＬＨ２充填ラインを含む。ここで、圧力センサ、圧力安全性バルブ、圧力計、圧力レギュレータ、及び１又は複数の圧力上昇ユニットは、燃料タンク２２の環境をモニタリング、調節、及び調整し、燃料を適切な温度及び状態に維持し、ＬＨ２放出ラインを使用して供給される（例示的な燃料電池モジュール１８を有する）発電サブシステム６００に効率的に燃料補給し、燃料は、１又は複数の熱交換器５７を含む追加の手段によって調整される。移動中の燃料の継続的な供給を維持し、かつ、燃料安全性を管理するべく、揮発性気体はベーパライザ７２及び１又は複数のＧＨ２ベント６４接続を通り、外部環境へ排出され得る。追加のコンポーネントは、少なくとも１つの真空センサ及びポート、ならびにレベルセンサフィードスルーを含む。燃料供給サブシステム９００はさらに、（例示的な燃料電池モジュール１８を有する）発電サブシステム６００に供給するために適切な方式でクーラント導管を通るクーラントの流れをモニタリング、誘導、変更、及び調整するために使用される、圧力トランスミッタ、レベルセンサ、クーラント循環ポンプ、及び圧力レギュレータソレノイドバルブを含むがこれらに限定されるものではない様々なコンポーネントを含む。一実施形態において、燃料は、（例示的な燃料電池モジュール１８を有する）発電サブシステム６００からの別個のクーラント（例えば、熱交換器５７と流体連通する）によって提供され得、別の実施形態によると、燃料供給サブシステム９００は、クーラントを輸送するクーラント導管を含む冷却ループ又は回路を（例示的な燃料電池モジュール１８を有する）発電サブシステム６００と共有し、追加の実施形態において、燃料供給サブシステム９００は、熱伝導接触、又は、例えば１又は複数の熱交換器５７による間接的接触のいずれかを介して、（例示的な燃料電池モジュール１８を有する）発電サブシステム６００を含む様々なコンポーネントのクーラント導管として機能する燃料ラインを含み得る。
図１９は、発電サブシステム６００の最も基本的なコンポーネントとともに、燃料タンク２２、燃料電池、ラジエータ６０、熱交換器５７及び空調コンポーネントを含む燃料供給サブシステム９００の例示的な図を示している。統合システム１００燃料供給サブシステム９００は、気体水素（ＧＨ２）、液体水素（ＬＨ２）、又は同様の流体燃料から成る群から選択される燃料を貯蔵及び輸送するように構成された、１又は複数の燃料電池と流体連通する燃料タンク２２をさらに含む。燃料供給サブシステム９００はさらに、それぞれが燃料タンク２２に流体連通する、燃料ライン、少なくとも１つの燃料供給カップリング５８、充填のための燃料補給接続、１又は複数のベント６４、１又は複数のバルブ８８、１又は複数の圧力レギュレータ、ベーパライザ７２、ユニオン８６、及び、熱交換器５７を含み、１又は複数の温度検知デバイス又は熱安全センサは、燃料供給サブシステム９００における気体の温度及び濃度をモニタリングし、また、１又は複数の圧力計、１又は複数のレベルセンサ、１又は複数の真空計、及び、１又は複数の温度センサを含む。オートパイロット制御ユニット３２又はコンピュータプロセッサはさらに、サブシステムのコンポーネントを操作して、温度調整プロトコルに基づいて、発電サブシステム６００を含む１又は複数のソースから、内部温度ゾーン５２（ＨＶＡＣサブシステム６を使用する）、外部温度ゾーン５４（少なくとも１つのラジエータ６０又は１又は複数の排出ポート６６を少なくとも使用する）、及び燃料供給サブシステム９００（熱交換器５７又はベーパライザ７２を含む熱エネルギーインタフェースサブシステム５６を使用する）を含む１又は複数の熱エネルギー移動先へ、を含む熱エネルギー伝達の量及び分配を計算、選択、及び制御するよう構成されている。分配は、ＨＶＡＣサブシステムを使用して、内部温度ゾーン５２を有する１又は複数のソースから、燃料供給サブシステム９００を有する１又は複数の熱エネルギー移動先まで行われ得る；又は、１又は複数のベント６４を使用して、外部温度ゾーン５４から燃料供給サブシステム９００まで行われ得る；及びそれらの組み合わせで行われ得る。図１８は、圧力上昇ユニット、ＬＨ２オルトポート（Ａｌｔ Ｐｏｒｔ）、燃料補給ポート、スイッチコンタクトを有する圧力計、圧力変換／レベル／真空計／圧力レギュレータ、ＬＨ２をＧＨ２に変換するためのベーパライザ７２、及び篏合部品Ａ：ＬＨ２燃料補給ポート（雌燃料移送カップリング５８）；篏合部品Ｂ；３／８"Ｂ（ベント６４）；篏合部品Ｃ１"ユニオン８６（熱交換器５７を有するインタフェース）とともに、ＬＨ２４００Ｌ燃料タンク２２を示している。少なくとも１つのラジエータ６０、クーラント出口、例示的な燃料電池モジュール１８、クーラント入口７８、空気流量検知及び調節、ならびにクーラント（冷却水循環）ポンプ７６も示される。示される熱エネルギーインタフェースサブシステム５６は、燃料３０を含む燃料供給サブシステム９００に接続されてこれと流体連通する第１流体導管、及び、クーラント３１を含む発電サブシステム６００に接続されてこれと流体連通する第２導管に接続するように構成された熱交換器５７又はベーパライザ７２を含み、熱エネルギーは、クーラント３１から、伝導によって伝導インタフェースを越えて、燃料３０へ伝達され、これにより、燃料３０を温め、クーラント３１を冷却し、１又は複数の温度検知デバイス又は熱エネルギー検知デバイスはさらに、燃料温度センサ及びクーラント温度センサを含む。
図１９は、燃料タンク２２、燃料電池、ラジエータ６０、熱交換器５７、及び空調コンポーネントを含むコンポーネントの中の伝熱のための相互に関係する導管を示している。一実施形態において、冷却システムは、伝熱による燃料電池モジュール１８、モータ、モータコントローラ２４、及び電子機器の冷却のために構成された５つの熱交換器５７を含む。熱交換器５７はそれぞれ、チューブ、ユニオン８６（ＬＨ２タンク側）、真空ポート／フィードスルー及びベント６４を含む。様々な実施形態では、内側容器からの１又は複数の出口を使用し得て、複数の内側容器を外側容器の内部に構築し得る。ベーパライザ７２は、導管８５、パイプ８５又はチューブ８５によって熱交換器５７に相互接続され得る、又は、クーラント導管８４を接触させることによって、それ自体で熱交換器５７として機能し得る。１つの実施形態において、熱交換器５７は、熱伝導、熱力学及び流体力学に関する異なる原理を実装することによって、より効率的にエネルギー／熱を１つの流体から別の流体へ伝達する、軽量アルミニウム熱交換器５７又は小型流体熱交換器５７をさらに含んでよい。そのような流体熱交換器５７は、クーラント導管８４及び燃料ライン８５の内部を通常流れる温かい及び／又は熱い流体を使用する。熱エネルギーは、クーラント導管８４において、システムを流れるにつれて、流体（クーラント３１）からの対流によって伝達され、移動する流体は、異なる温度の表面を有する流体導管／クーラント導管８４の内壁と接触し、分子の動きは、対流を通じてユニット表面あたりの伝熱を確立する。次いで、熱伝導では、熱は、熱交換器５７本体内の２つのコンポーネント間の物理的接触の領域にわたって、より高温の流体導管／クーラント導管８４からより低温の燃料フローチューブ８５／燃料導管８５／燃料ライン８５に自然に流れる。熱エネルギーは次に、燃料フローチューブ８５／燃料導管８５／燃料ライン８５の内壁の表面積を接触させることによって、再び対流によって、流入チューブ８５／燃料導管８５／燃料ライン８５の内壁から、流れる燃料ライン８５内の流体へ伝達される。熱交換器５７は、平行流；向流；及び交差流を含む基準の流れにより分類され得る。熱交換器５７は、シェル及びチューブ、プレート、フィン、螺旋、及び、当該タイプの組み合わせであり得る。熱交換器５７の本体、チューブ、パイプ、ライン及び導管は、銅、ステンレス鋼、及び合金及びそれらの組み合わせのうちの１つ、又は他の導電性材料を有し得る。流体熱交換器５７の第１の開放端は、クーラント導管８４に接続されて、これと流体連通してよい。第２の開放端は、発電サブシステム６００（例えば、燃料電池モジュール１８）、外部温度ゾーン５４、及び特にラジエータ６０を含む他のサブシステムに流体（クーラント３１）を輸送する第２のクーラント導管８４に接続されており、これと流体連通する。流体熱交換器５７の第３開放端は、流入チューブ８５／燃料導管８５／燃料ライン８５に接続及び流体連通され得る。流体熱交換器５７の第４の開放端は、流入チューブ８５／燃料導管８５／燃料ライン８５に接続され、これらと流体連通し、その結果、流体熱交換器５７は、燃料供給サブシステム９００、発電サブシステム６００、内部温度ゾーン５２、又は外部温度ゾーン５４に対して流入又は流出する流体導管、クーラント導管８４、パイプ、燃料ライン８５の区画を置き換え、交換器５７を通って流れる流体から熱を再び取り出し、その熱を流入流体に伝達し得る。接続は、パイプを接続する任意の既知の方法を使用して行い得る。熱力学的動作条件を測定することは、熱エネルギーの１又は複数のソースに対応する第１の温度を測定し、熱基準に対応する１又は複数の追加の温度を評価することを含み、１又は複数の熱基準は、動作パラメータ、警告パラメータ、機器設定、搭乗者制御設定、代替的なコンポーネント、代替的なゾーン、温度センサ及び外部参照情報から成る群から選択される１又は複数の参照を含む。１又は複数のソースは、発電サブシステム６００、内部温度ゾーン５２、外部温度ゾーン５４及び燃料供給サブシステム９００から成る群から選択される。１又は複数の熱エネルギー移動先は、発電サブシステム６００、内部温度ゾーン５２、外部温度ゾーン５４及び燃料供給サブシステム９００から成る群から選択される。一実施形態において、燃料電池制御システム１００は、６個のモータ及び３個の燃料電池モジュール１８を含み；各２つのモータペア毎に１個の燃料電池がある。燃料電池モジュール１８は、モニタリング、ソースコードのレベルＡ分析、及び、１つの燃料電池の障害の場合における少なくとも１つのクロスオーバスイッチを有する、三重モジュラー冗長オートパイロットである。いくつかの実施形態において、燃料タンク２２、アビオニクスバッテリ２７、燃料ポンプ７４及び冷却システム４４、スーパーチャージャ４６、及びラジエータ６０も含まれ、モニタリングされ、制御され得る。任意の燃料電池モジュール１８は、オンボード燃料タンク２２によって燃料供給され、燃料３０を使用して、マルチロータ航空機１０００のための電力のソースを生成する。これらのコンポーネントは、４Ｄ飛行管理と連携するように構成及び統合される。発電サブシステム６００は、特定の使用構成に基づいて、様々な数の燃料電池、例えば、水素燃料電池のセットを有し得る。電池の動作及び制御は、ＣＡＮプロトコル又は類似のデータバス又はネットワーク又は無線又は他の通信手段を介して可能となる。飛行制御アルゴリズムは、ＣＡＮを介して燃料電池によって供給される電力を変調及びモニタリングする。
図２０は、１の例示的な実施形態に係る本発明によるヘルスアセスメントを受ける例示的な燃料電池プロセスを示すフローチャートを示している。方法８００は、段階８０２にて、液体水素（ＬＨ２）燃料を、燃料タンク２２から、燃料タンク２２と流体連通する１又は複数の熱交換器５７に輸送するとともに、１又は複数の熱交換器５７を使用してＬＨ２の状態を気体水素（ＧＨ２）に変換して、ＬＨ２への熱エネルギー伝達を実行する段階；及び、段階８０４にて、ＧＨ２を１又は複数の熱交換器５７から、１又は複数の熱交換器５７と流体連通する複数の水素燃料電池を含む１又は複数の燃料電池モジュール１８内に輸送する段階を備える。方法の段階は、段階８０６にて、複数の水素燃料電池内部で、ＧＨ２を、複数の水素燃料電池のうちのそれぞれにおける水素フローフィールドプレート１８ｄの流入端に組み込まれた第１のチャネルアレイ内へと方向転換する段階、ＧＨ２を第１のチャネルアレイに強制的に通す段階、ＧＨ２を、水素フローフィールドプレート１８ｄの第１のチャネルアレイと表面積が接触してこれと接続されたアノードガス拡散層（ＡＧＤＬ）１８ｂを含むアノードバッキング層を通して、ＡＧＤＬ及び膜電解質接合体（ＭＥＡ）１８ｃのプロトン交換膜（ＰＥＭ１８ｃ）のアノード側に接続されたアノード側触媒層内に拡散させる段階をさらに備える。段階８０８において、システム１００は、吸気口と流体連通している１又は複数のターボチャージャ又はスーパーチャージャ４６を使用して、周囲空気を収集して圧縮し、圧縮空気にすることを実行する。システム１００は、段階８１０にて、１又は複数のターボチャージャ又はスーパーチャージャ４６からの圧縮空気を、１又は複数のターボチャージャ又はスーパーチャージャ４６と流体連通する複数の水素燃料電池を含む１又は複数の燃料電池モジュール１８内に輸送する段階；及び、段階８１２にて、複数の水素燃料電池内部の圧縮空気を、水素フローフィールドプレート１８ｄに対向して配置された複数の水素燃料電池のうちのそれぞれにおける酸素フローフィールドプレート１８ｄの流入端に組み込まれた第２のチャネルアレイ内へと方向転換する段階、ＧＨ２を第２のチャネルアレイに強制的に通す段階、圧縮空気を、酸素フローフィールドプレート１８ｄの第２のチャネルアレイと表面積が接触してこれと接続されたカソードガス拡散層（ＣＧＤＬ）１８ｂを含むカソードバッキング層を介して、ＣＧＤＬ及び膜電解質接合体のＰＥＭ１８ｃのカソード側に接続されたカソード側触媒層内に拡散させる段階を実行する。段階８１４にて、アノード側触媒層との接触を通して、ＬＨ２をプロトン又は正の電荷を有する水素イオン及び負の電荷を有する電子に分解する段階、ここで、ＰＥＭ１８ｃは、電荷の引き寄せを通して、プロトンをアノード側からカソード側に透過させるが、電子を含む他の粒子を制限する；段階８１６にて、マルチロータ航空機における複数のモータ及びプロペラアセンブリ２８を制御するように構成された複数のモータコントローラ２４を含む発電サブシステムに電力供給する電気回路に電圧及び電流を供給する段階；段階８１８にて、電気回路の電流から戻る電子を圧縮空気中の酸素と結合させて、酸素イオンを形成し、次に、プロトンを酸素イオンと結合させて、Ｈ２Ｏ分子を形成する段階；段階８２０にて、Ｈ２Ｏ分子を、ＣＧＤＬを通して第２のチャネルアレイ内に送り、酸素フローフィールドプレート１８ｄの第２のチャネルアレイ及び流出端を使用して燃料電池からＨ２Ｏ及び圧縮空気を除去する段階；及び、段階８２２にて、水素フローフィールドプレート１８ｄの第１のチャネルアレイ及び流出端を使用して、燃料電池から排気ガスを除去する段階。燃料電池の機能によって生成された余剰熱は、排気ガス及び／又はＨ２Ｏとともに排出するか、１又は複数のクーラント充填ラジエータの使用を通して放散されるか、又は、ＬＨ２を加熱する熱エネルギー伝達を通してＬＨ２からＧＨ２を抽出するために、１又は複数の熱交換器５７によって使用される流体導管における作動流体によって、これらの２つの異なる流体を直接接触させることなく、供給することができる。１つの例示的な実施形態において、圧縮空気からのＧＨ２及び酸素分子又は空気は、燃料電池及び燃料電池モジュール１８を通過して、それぞれ水素出口及び酸素出口から出てよく、ここで、電気、熱及びＨ２Ｏ蒸気を継続体に生成するように本発明の処理段階が反復的に実行されるので、それぞれは、流体をリサイクルして、ＧＨ２及び酸素又は空気を、燃料電池及び燃料電池モジュール１８内で実行される後続の反応において再使用されるように、燃料供給サブシステム及び外部インタフェースサブシステムに戻すように導く追加の流体導管と流体連通されるように構成されてよい。
オートパイロット制御ユニット３２又はコンピュータプロセッサを使用して、発電サブシステム６００から１又は複数の熱エネルギー移動先への熱エネルギー伝達を実行することは、発電サブシステム６００のコンポーネントと流体連通する流体を使用して、熱又は熱エネルギーを熱エネルギー移動先に対応する異なるロケーションに輸送し、それによって、１又は複数のソースの温度又は余剰熱エネルギーを低減することを有し得る。これを達成するべく、プロセッサは、ソース及び熱エネルギー移動先のペアを選択し、そのペアについての記憶されたルーティングデータを取得してから、適切なバルブ８８、レギュレータ、導管、及びコンポーネントをアクティブ化、作動、又は調整して、航空機１０００を通じて作動流体を送り、流体の流れをソースから１又は複数の熱エネルギー移動先へ誘導する。例えば、温度調整プロトコルが、燃料電池モジュール１８が廃熱の放散及び移動を必要とすることを示す場合、プロセッサは、燃料供給サブシステム９００を熱エネルギー移動先として選択し得、プロセッサは、その燃料電池モジュール１８に接続され流体連通されるクーラント導管８４に流体連通されるクーラントポンプ７６及び適切なバルブ８８を作動させ、その結果、クーラント３１は、熱交換器５７につながるルートに沿って、クーラント導管８４及び配管８４を通って燃料電池モジュール１８から移動し、次に、燃料ライン８５におけるポンプ及びバルブ８８を同様に作動させ、それにより、クーラント３１及び燃料３０は、プロセッサによってアクティブ化された熱交換器５７の別個の導管を通じて同時に流れ、熱又は熱エネルギーが、より高温のクーラント３１から、熱交換器５７の導管、壁及び本体を越えて、より低温の燃料３０へ伝達され、これにより、燃料電池モジュール１８ソースの温度を低減し、燃料３０、又は、より一般的には燃料供給サブシステム９００の温度を増加させる。１又は複数のソースから１又は複数の熱エネルギー移動先への熱エネルギー伝達の実行はさらに、バルブ８８及びクーラントポンプ７６を使用して、燃料３０又はクーラント３１の流体流を方向転換することを含み得、クーラント３１は水及び添加剤（不凍液等）を含み得る。プロセッサが燃料電池モジュール１８の測定を継続すると、プロセッサは、流れを他の熱エネルギー移動先に方向転換するか、又は、熱交換器５７への流れを低減させるか、又は、熱交換器５７への流れを停止させて、その流れを異なる熱エネルギー移動先に向け直してよい。複数のプロセッサは、ともに動作して、エネルギー伝達タスクを達成するために異なる機能を実行し得る。統合システム１００は、コンポーネント、ゾーン、及びサブシステムを反復的又は継続的に測定し、設計及び動作条件パラメータを満たすように航空機１０００のエネルギー伝達及び温度パフォーマンスを常に調整する。１又は複数の温度検知デバイス又は熱エネルギー検知デバイスを使用して、熱エネルギーのソースに対応する第１の温度及び熱基準に対応する１又は複数の追加の温度を含む、マルチロータ航空機１０００における熱力学的動作条件を測定することは、燃料温度、燃料タンク温度、燃料電池又は燃料電池モジュール１８温度、バッテリ温度、モータコントローラ温度、クーラント温度又はピークコントローラ温度、モータ温度、又はピークモータ温度又は集約モータ温度、ラジエータ６０温度、キャビン温度、及び外気温から成る群から選択される１又は複数を測定することをさらに含む。温度調整プロトコルは、比較結果に基づいて、オートパイロット制御ユニット３２又はコンピュータプロセッサ及びアルゴリズムを使用して、例示的な方法７００及び統合システム１００によって計算され得る。温度調整プロトコルに基づいて、１又は複数のソースからの熱エネルギー伝達の量及び分配を選択及び制御することは、１又は複数の熱エネルギー移動先を指示することをさらに有し、温度調整プロトコルに基づいて、１又は複数のソースからの熱エネルギー伝達の量及び分配を選択及び制御することをさらに有する。プロセッサは、システムに問い合わせ、後の算出、計算、優先度、プロトコル及び割り当てを決定する一連の質問への回答を決定する。例えば、発電サブシステム６００は、インタフェースの設定温度よりも高温ですか？発電サブシステム６００はインタフェースの最高温度よりも高温ですか？発電サブシステム６００は外部温度ゾーン５４よりも高温ですか？例えば、発電サブシステム６００と燃料供給サブシステム９００との間の温度差が大きいままである場合、発電サブシステム６００のソースから燃料供給サブシステム９００の熱エネルギー移動先への移動が実行される。外部温度ゾーン５４は、１又は複数のラジエータ６０及び１又は複数のファン６８に連結され得る排出ポート６６又はベント６４を含む外部温度出口をさらに有し得る。プロセッサは、外部温度ゾーンを燃料電池モジュール１８ソースの熱エネルギー移動先として設定し得るが、ラジエータ６０又はクーラント温度が正常又は安全動作限界温度を超過することを開始した場合、プロセッサは、温度分配プロトコル及び優先度を再調整し得、熱交換器５７への追加のクーラント３１の流れを作動させ、燃料供給サブシステム９００を追加の熱エネルギー移動先として追加し、これにより、ラジエータ６０に必要な冷却負荷を低減し、さらに、燃料電池モジュール１８ソースの温度を低減し、そのソースを改善された動作温度にする。熱エネルギー／温度交換サブシステムの熱インタフェースは、航空機１０００上で離れて配置される複数のサブシステム及びコンポーネントを相互接続し、作動流体を使用して様々な移動先への伝達のための熱及び熱エネルギーの輸送を容易にするために重要である。熱インタフェースはさらに、伝導を含む熱力学を使用して、１又は複数の熱交換器５７に流体連通されるクーラント導管８４によって供給されるクーラント３１から、熱交換器５７壁及び熱交換器５７表面を越えて、１又は複数の熱交換器５７に流体連通する燃料ライン８５によって供給される燃料３０へ熱又は熱エネルギーを伝達するよう構成された１又は複数の熱交換器５７を含み、クーラント３１及び燃料３０は、互いに物理的に隔離された状態を維持する。電気を生成するために、本発明の処理段階が反復的に実行されると、熱又は熱エネルギー（加熱された流体クーラント１１８を含む）及びＨ２Ｏ蒸気が生成され、継続的に移送される。
代替的な実施形態において、システムを制御する段階は、オートパイロット制御ユニット又はコンピュータプロセッサを使用する、発電サブシステムから１又は複数の熱エネルギー移動先への熱エネルギー伝達の実行を含み、発電サブシステムのコンポーネントに流体連通する流体を使用して、熱又は熱エネルギーを、熱エネルギー移動先に対応する異なるロケーションへ輸送し、これにより、１又は複数のソースの温度又は余剰熱エネルギーを低減することを含み得る。これを実現するために、プロセッサはソース及び熱エネルギー移動先のペアを選択し、そのペアについての記憶されたルーティングデータを取得し、次いで、適切なバルブ、レギュレータ、導管、及びコンポーネントをアクティブ化、作動、又は調整して、流体クーラント１１８を含む作動流体を航空機１０００を通して送り、流体の流れをソースから１又は複数の熱エネルギー移動先に向ける。例えば、温度調整プロトコルが、モータ１２６及び冷却体１０２からの加熱された流体を受け取った燃料電池モジュールが廃熱の放散及び伝達を必要とすることを示す場合、プロセッサは、燃料供給サブシステムを熱エネルギー移動先として選択し得、プロセッサは、その燃料電池モジュールに接続され流体連通される流体クーラント導管１４２に流体連通されるクーラントポンプ及び適切なバルブを作動させ、その結果、流体クーラント１１８は、熱交換器につながるルートに沿って、流体クーラント導管１４２及び配管を通って燃料電池モジュールから移動し、次に、燃料ライン８５におけるポンプ及びバルブ８８を同様に作動させ、それにより、クーラント３１及び燃料３０は、プロセッサによってアクティブ化された熱交換器５７の別個の導管を通じて同時に流れ、熱又は熱エネルギーが、より高温のクーラント３１から、熱交換器５７の導管、壁及び本体を越えて、より低温の燃料３０へ伝達され、これにより、燃料電池モジュール１８ソースの温度を低減し、燃料３０、又は、より一般的には燃料供給サブシステムの温度を増加させる。１又は複数のソースから１又は複数の熱エネルギー移動先への熱エネルギー伝達の実行はさらに、バルブ８８及びクーラントポンプ７６を使用して、燃料３０又はクーラント３１の流体流を方向転換することを含み得、クーラント３１は水及び添加剤（不凍液等）を含み得る。プロセッサが燃料電池モジュール１８の測定を継続すると、プロセッサは、流れを他の熱エネルギー移動先に方向転換するか、又は、熱交換器への流れを低減させるか、又は、熱交換器への流れを停止させて、流れを異なる熱エネルギー移動先に向け直してよい。
各例示的な実施形態では、複数のプロセッサがともに動作して異なる機能を実行することで、エネルギー伝達タスクを達成し得る。統合システムは、コンポーネント、ゾーン、及びサブシステムを反復的又は継続的に測定して、設計及び動作条件パラメータを満たすために、航空機１０００のエネルギー伝達及び温度パフォーマンスを常に調整する。１又は複数の温度検知デバイス又は熱エネルギー検知デバイスを使用して、熱エネルギーのソースに対応する第１の温度及び熱基準に対応する１又は複数の追加の温度を含む、マルチロータ航空機１０００における熱力学的動作条件を測定することは、燃料温度、燃料タンク温度、燃料電池又は燃料電池モジュール温度、バッテリ温度、モータコントローラ温度、クーラント温度又はピークコントローラ温度、モータ温度、又はピークモータ温度又は集約モータ温度、ラジエータ６０温度、キャビン温度、及び外気温から成る群から選択される１又は複数を測定することをさらに含む。温度調整プロトコルは、比較結果に基づいて、オートパイロット制御ユニット３２又はコンピュータプロセッサ及びアルゴリズムを使用して、例示的な方法７００及び統合システムによって計算され得る。温度調整プロトコルに基づいて、１又は複数のソースからの熱エネルギー伝達の量及び分配を選択及び制御することは、１又は複数の熱エネルギー移動先を指示することをさらに有し、温度調整プロトコルに基づいて、１又は複数のソースからの熱エネルギー伝達の量及び分配を選択及び制御することは、そのソースを改善された動作温度に至らしめることをさらに有する。１又は複数のソースから１又は複数の熱エネルギー移動先への熱エネルギー伝達を実行後、例示的な方法は、１又は複数の温度検知デバイス又は熱エネルギー検知デバイスを使用して、発電、燃料供給及び関連するサブシステムを含む、マルチロータ航空機１０００における熱力学的動作条件を測定することを繰り返し、その後、１又は複数の燃料電池及び１又は複数のモータ制御ユニットに関するデータを使用して、比較、計算、選択及び制御、ならびに実行段階を実行し、マルチロータ航空機１０００における動作条件を反復的に管理する。
本明細書において説明される方法２００、８００及びシステム１００は、特定の航空機１０００又はハードウェア又はソフトウェア構成に限定されるものではなく、多くの航空機又は動作環境における適用可能性が見出され得る。例えば、本明細書に説明されるアルゴリズムは、ハードウェア、ソフトウェア、又はそれらの組み合わせで実装され得る。方法２００、７００及びシステム１００は、１又は複数のコンピュータプログラムにおいて実装され得、コンピュータプログラムは、１又は複数のプロセッサ実行可能命令を含むと理解され得る。コンピュータプログラムは、１又は複数のプログラマブルプロセッサ上で実行し得、プロセッサによって読み取り可能な１又は複数のストレージ媒体（揮発性及び不揮発性メモリ及び／又はストレージ要素を含む）、１又は複数の入力デバイス、及び／又は、１又は複数の出力デバイスに記憶され得る。したがって、プロセッサは１又は複数の入力デバイスにアクセスして入力データを取得し得、１又は複数の出力デバイスにアクセスして出力データを通信し得る。入力及び／又は出力デバイスは、以下：ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、独立ディスクの冗長アレイ（ＲＡＩＤ）、フロッピドライブ、ＣＤ、ＤＶＤ、磁気ディスク、内部ハードドライブ、外部ハードドライブ、メモリスティック、ＵＳＢフラッシュストレージ、又は、本明細書において提供されたようなプロセッサによってアクセス可能である他のストレージデバイス、ミッション制御タブレットコンピュータ３６、ミッション計画ソフトウェア３４プログラム、スロットルペダル、サイドアームコントローラ、ヨーク又は制御ホイール、又は、プロセッサによってアクセス可能である他の動き指示デバイスのうちの１又は複数を含むことができ、そのような上述した例は、網羅的でなく、限定でなく例示のためのものである。
コンピュータプログラムは好ましくは、コンピュータシステムと通信するために、１又は複数の高水準手続き型又はオブジェクト指向プログラミング言語を使用して実装され；しかしながら、プログラムは、所望される場合、アセンブリ又は機械語で実装され得る。言語はコンパイル又は解釈され得る。
したがって、本明細書に提供されるプロセッサは、いくつかの実施形態において、ネットワーク化又は通信環境において独立に又は一緒に動作させることができる３つの同一のデバイスに組み込まれ得、ネットワークは例えば、イーサネット等のローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）、ワイドエリアネットワーク（ＷＡＮ）、ＲＳ２３２又はＣＡＮ等のシリアルネットワークを含むことができ、及び／又は、イントラネット及び／又はインターネット及び／又は別のネットワークを含むことができる。ネットワークは、有線、無線ＲＦ、又はブロードバンド、又は、これらの組み合わせであり得、１又は複数の通信プロトコルを使用して、異なるプロセッサ間の通信を容易にし得る。プロセッサは、分散処理のために構成され得、いくつかの実施形態において、必要に応じてクライアントサーバモデルを利用し得る。したがって、方法及びシステムは、複数のプロセッサ及び／又はプロセッサデバイスを利用して、必要なアルゴリズムを実行し、適切なビークル命令を決定し得、３つのユニットにおいて実装される場合、３つのユニットは、それら自体の間で投票し、講じられるべきアクションについて、３分の２の合意に到着し得る。当業者には理解されるように、投票は、別の数のユニット（例えば、１、２、３、４、５、６等、プロセッサ命令は、そのような単一又は複数のプロセッサ／デバイスの間で分割することができる）を使用して実行することもできる。例えば、投票は、他のシステム状態情報を使用して、偶数のユニットが同意しないときに生じ得る任意の同点を壊し得、それにより、システムは、動作のための許容可能なレベルの安全性を提供する合意に到達する。
プレゼンテーションを表示するためのプロセッサを統合したデバイス又はコンピュータシステムは、例えば、ディスプレイを有するパーソナルコンピュータ、ワークステーション（例えば、Ｓｕｎ、ＨＰ）、携帯電話、ラップトップ、ハンドヘルド、又はｉＰａｄ等のタブレット等のパーソナルデジタルアシスタント（ＰＤＡ（登録商標））ハンドヘルドデバイス、又は、本明細書において提供されるように動作し得るプロセッサと通信するか又はプロセッサと統合することが可能な別のデバイスを含み得る。したがって、本明細書で提供されるデバイスは、網羅的なものではなく、例示のために提供されるものであり、限定するためのものではない。
「プロセッサ」又は「プロセッサ」の言及は、スタンドアロン及び／又は分散環境において通信し得る１又は複数のプロセッサを含むと理解され得、したがって、有線又は無線通信を介して他のプロセッサと通信するよう構成され得、そのような１又は複数のプロセッサは、類似又は異なるデバイスであり得る１又は複数のプロセッサ制御デバイス上で動作するよう構成され得る。さらに、メモリへの言及は、別段の定めが無い限り、プロセッサ制御デバイスの内部にあり、プロセッサ制御デバイスの外部にあり得、様々な通信プロトコルを使用して有線又は無線ネットワークを介してアクセスされ得る、１又は複数のプロセッサ可読及びアクセス可能メモリ要素及び／又はコンポーネントを含み得、別段の定めが無い限り、外部及び内部メモリデバイスの組み合わせを含むように構成され得、そのようなメモリは、用途に基づいて、連続的であるか及び／又は分割され得る。データベースへの言及は、１又は複数のメモリ関連付けを含むように理解することができ、ここで、そのような言及は、商業的に利用可能なデータベース製品（例えば、ＳＱＬ、Ｉｎｆｏｒｍｉｘ、Ｏｒａｃｌｅ）及びプロプライエタリデータベースをも含むことができ、リンク、キュー、グラフ、ツリー等のメモリを関連付けるための他の構造も含み得、このような構造は、限定ではなく例示のために提供されている。ネットワークへの言及は、別段の定めが無い限り、１又は複数のネットワーク、イントラネット及び／又はインターネットを含み得る。
方法及びシステムは、特定の実施形態に関して説明されたが、それらはそのように限定されない。例えば、方法及びシステムは、６、８、１０、１２、１４、１６、又はそれ以上の独立したモータコントローラ及びモータ１２６を有する様々なビークルに適用し、したがって、異なる動作能力を提供し得る。例えば、上記方法及びシステムは、トラック業界、又は傾向モニタリングが燃料電池メンテナンス及び／又はオーバーホール要件を低減するのに役立ち得る他の業界における燃料電池及びモータパフォーマンスのモニタリングに適用され得る。システムは、オペレータの制御下で操作され得る、又は、地上からのネットワーク又はデータリンクを介して操作され得る。航空機燃料電池モニタリングについて図２及び図３に関して説明したように、運転者、マリンパイロット、又は他のオペレータが、履歴分析のための燃料電池パラメータ読み取り値を取得するために燃料電池を定常状態で又は「航行」条件で操作してよい。そのようなシステムは、特に米国パート１３５規則及び外国の同等物に関する貨物及び乗客輸送作業における有用性を見出すが、燃料電池及び電気モータビークルの任意のオペレータのための全体的な動作安全性を強化することもまた意図している。上の教示を参照すれば、多くの修正及び変形が明らかとなり得、本明細書に説明及び図示される部品の詳細、材料及び配置における多くの追加の変更が当業者によって行われ得る。

Claims (39)

  1. 航空機に電力供給する燃料電池及びモータシステムのヘルスアセスメントを生成する方法であって、前記方法は、
    飛行動作中に１又は複数のオンボードセンサによって報告される前記燃料電池及びモータシステムからの現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階；
    飛行動作中に複数のオンボード航空機センサ及びデータストアによって報告される前記航空機からの現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階；
    前記現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと比較して、前記現在の航空機パフォーマンスデータが許容可能な差の予め定められた範囲内で前記以前の航空機パフォーマンスデータと重なる動作の定量的範囲を特定し、同様の航空機パフォーマンスの定量的範囲を特定する段階；
    前記同様の航空機パフォーマンスの定量的範囲を以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータに対応する同様の範囲と照合し、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットを特定する段階；
    前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと比較するとともに、航空機パフォーマンスの所与の範囲に関する燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を特定する段階；
    プロセッサ及び１又は複数のアルゴリズムを使用して、前記燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を１又は複数のヘルス指標に変換する段階；及び
    前記１又は複数のヘルス指標を前記ヘルスアセスメントの形式でユーザインタフェースに出力する段階
    を備える方法。
  2. 前記ヘルスアセスメントは、グラフ、メッセージ、テキスト警告、及び指標のうちの１又は複数を含む、請求項１に記載の方法。
  3. 前記ヘルスアセスメントは、傾向分析において使用される、請求項１又は２に記載の方法。
  4. 前記方法は、前記航空機に搭載されたシステム及びプロセッサのみを使用して実施される、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
  5. 前記方法は、前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットを前記航空機上ではないロケーションに送信するとともに、前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを比較する段階の後続段階を実行する段階、前記燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を変換する段階、及び、前記１又は複数のヘルス指標を前記航空機上ではないロケーションにおいて出力する段階をさらに備えることによって実施される、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
  6. ディスプレイデバイスは、クリーン燃料航空機に関する動作条件、制御パネル、ゲージ計器出力及びセンサ出力のうちの１又は複数をモニタリング及び表示するために使用される標準的なアビオニクスの構成を伴うプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイを含む、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
  7. １又は複数のオンボードセンサを使用して現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、水素温度、酸素温度、燃料温度、燃料タンク温度、燃料電池出力電圧及び電流、水素燃料流量、湿度、モータ温度、モータコントローラ温度、スタック温度、クーラント温度、ラジエータ温度、熱交換器温度、バッテリ温度、水素圧力、酸素又は空気圧、プロペラ速度（ＲＰＭ）のうちの１又は複数を測定した出力又は燃料電池内部条件センサの出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を有する、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法。
  8. 現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階は、真対気速度、指示対気速度、気圧高度、密度高度、外気温、及び垂直速度のうちの１又は複数を測定した出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を有する、請求項１から７のいずれか一項に記載の方法。
  9. 現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、前記現在の航空機パフォーマンスデータから収集された環境条件における少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を定期的に取得及び記録する段階を有し、前記少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力は、高度計、対気速度計、垂直速度計、磁気コンパス、姿勢指示器、人工水平儀、飛行方位計、定針儀、内滑り又は外滑り水平状態指示計（ＨＳＩ）、旋回計、旋回及び内滑り指示器、旋回釣合計、縦軸回りの回転の指示器、傾斜計、コンピュータ駆動ステアリングバーを伴う姿勢命令指示計（ＡＤＩ）、航法信号指示器、進入角指示灯、超短波全方向無線標識（ＶＯＲ）コース偏差指示器（ＣＤＩ）／ローカライザ、ＧＰＳ、オムニ方位選択器（ＯＢＳ）、ツーフロム指示器、無指向性無線標識（ＮＤＢ）計器、フラグ計器、自動方向探知機（ＡＤＦ）指示計器、無線磁気指示計（ＲＭＩ）、ジャイロコンパス、航空機の機首方向を表す計器、ガラスコックピット計器プライマリフライトディスプレイ（ＰＦＤ）、温度検知デバイス、熱安全センサ、圧力計、レベルセンサ、真空計、クリーン燃料航空機内の動作条件センサ、又はそれらの組み合わせのうちの１又は複数からの出力を含む、請求項１から８のいずれか一項に記載の方法。
  10. 現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、
    前記燃料電池及びモータパフォーマンスデータからパフォーマンスデータ値を導出すること；
    以前に記憶された予め定められたパラメータセットにアクセスすること；及び
    対応する予め定められたパラメータセット値に対する比較が、前記予め定められたパラメータセットに記憶されている閾値よりも大きい逸脱を示すか否かを分析すること
    によって、前記燃料電池及びモータシステムが前記予め定められたパラメータセット内で動作しているか又は所定の燃料電池及びモータシステム動作条件を超過しているかどうかを燃料電池及びモータパフォーマンスデータから判定する段階をさらに有する、請求項１から９のいずれか一項に記載の方法。
  11. 前記現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと比較する段階は、予め定められた数の以前の使用に関する傾向記録が記憶されているかどうかを判定する段階を有する、請求項１から１０のいずれか一項に記載の方法。
  12. 前記現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと前記比較する段階は、以前の使用に関する前記傾向記録に記憶されている値の平均を取得するとともに、現在の傾向記録の値を、前記予め定められた数の以前の使用に関する前記傾向記録からの対応する平均に対して比較する段階を有する、請求項１１に記載の方法。
  13. 平均を取得する段階は、以前の使用に関する傾向記録の時系列グループ分けのための平均を取得する段階を有する、請求項１２に記載の方法。
  14. 前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと前記比較する段階は、
    少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力に関する予測される値を取得する段階；
    前記少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力の前記予測される値及び実際の値の間の差を現在の傾向記録に記憶する段階；及び
    他の計器出力又はセンサ出力を現在の傾向記録に記憶する段階
    を有する、請求項１３に記載の方法。
  15. 前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと前記比較する段階は、
    前記燃料電池及びモータシステムパフォーマンスデータに関する予測される値を取得する段階；及び
    前記燃料電池及びモータシステムパフォーマンスデータの前記予測される値及び実際の値の間の差を現在の傾向記録に記憶する段階
    を有する、請求項１４に記載の方法。
  16. ヘルス指標を出力する段階は、
    現在の傾向記録の値を表示する段階；
    対応する平均を表示する段階；及び
    前記現在の傾向記録のそれぞれの値に関連付けられた許容差又は閾値を表示する段階
    をさらに有する、請求項１５に記載の方法。
  17. 表示する段階は、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）バスを使用して、モータ速度、流体圧力、水素燃料流量、対気速度、高度、電池温度、電池圧力、最大スタック温度、最小スタック温度、最大排出流体温度、スタック内の最後のセルに至るまでの、その温度を含む、前記スタックの最初のセルの温度を含む出力のリストから取られた計器出力又はセンサ出力に関連付けられた値を表示する段階を有し、１又は複数の燃料電池モジュール及び１又は複数のモータコントローラは、温度及び他のパラメータを自己測定及び報告するようにそれぞれ構成されている、請求項１６に記載の方法。
  18. 現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、１又は複数のオンボードセンサのうちの少なくとも１つの値が、予測される値から、予め定められた許容差又は閾値よりも大きく異なっている場合に、オペレータにインジケーションを提供する段階を有する、請求項１から１７のいずれか一項に記載の方法。
  19. コンピュータベースのデータベース又はルックアップテーブルから前記予測される値を取得する段階をさらに備える、請求項１８に記載の方法。
  20. １又は複数のオートパイロット制御ユニット又はプロセッサを使用して、前記データベース又は前記ルックアップテーブル内で内挿演算を実行する段階をさらに備える、請求項１９に記載の方法。
  21. 内挿を実行するのに機械学習又は回帰分析を使用して、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はプロセッサを使用して、前記ルックアップテーブル内で内挿演算を実行する段階をさらに備える、請求項２０に記載の方法。
  22. 前記出力する段階は、定期的に取得された少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力に対応する履歴記録を表示する段階をさらに有する、請求項２１に記載の方法。
  23. 前記燃料電池及びモータシステムは、水素燃料電池システムである、請求項１から２２のいずれか一項に記載の方法。
  24. 前記燃料電池及びモータシステムは、航空機燃料電池システムである、請求項２３に記載の方法。
  25. 前記燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階をさらに備える、請求項２４に記載の方法。
  26. 前記燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階は、
    制御アルゴリズムを動作させる１又は複数のオートパイロット制御ユニットが、複数の燃料電池のうちのそれぞれ及び複数のモータコントローラのうちのそれぞれ、及び燃料供給サブシステムに対する命令を生成する段階；
    クリーン燃料航空機に関するマルチロータ航空機安定性を管理及び維持するとともにフィードバックをモニタリングする段階；
    前記燃料電池及びモータシステムを安定させるように特定の高度を維持する段階；
    前記燃料電池及びモータシステムを推奨されるパーセント航行電圧及び電流、及びＲＰＭに設定し、前記複数の燃料電池のうちのそれぞれへの対応する酸素燃料供給及び水素燃料供給を、前記複数の燃料電池のうちのそれぞれに関するパフォーマンスデータに基づいて設定する段階；
    推奨される最良のパフォーマンス電圧及び電流、及び前記複数の燃料電池のうちのそれぞれへの対応する酸素供給及び水素供給を設定する段階；及び
    推奨される最良の経済電圧及び電流及びモータＲＰＭ、及び前記複数の燃料電池及びモータのうちのそれぞれへの対応する酸素供給及び水素供給を設定する段階
    を有する、請求項２５に記載の方法。
  27. 前記燃料電池及びモータシステムを予め定められたパラメータセット内で動作するように制御する段階は、
    １又は複数のセンサを使用して、マルチロータ航空機における動作条件を測定し、次に、１又は複数の燃料電池及びモータモジュールに関するパフォーマンスデータを使用して、比較、計算、選択、及び実行段階を実行し、前記１又は複数の燃料電池及びモータモジュールによる電圧及び電流又はトルク生成及び供給及び前記マルチロータ航空機における動作条件を反復的に管理する段階を有し；
    少なくとも１つの計器又はセンサが、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）バスを使用してパフォーマンスデータを報告して、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサに、特定のバルブ、ポンプ、ベント、トランスデューサ、又はそれらの組み合わせを通知し、それにより燃料供給又は流体を使用した冷却を増加又は減少させることを可能にし、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニットは、燃料、空気、及びクーラントの流れを異なるロケーションへと変更する、バルブ、ポンプ、ベント、及びトランスデューサを操作する命令を用いて、複数のモータコントローラ、燃料供給サブシステム、前記１又は複数の燃料電池モジュール、及び流体制御ユニットに命令する、少なくとも２つの冗長オートパイロット制御ユニットを含み、前記少なくとも２つの冗長オートパイロット制御ユニットは、冗長ネットワークを介して投票プロセスを通信し；及び
    前記方法は、安定航行条件を確立する段階、次に前記安定航行条件でのパフォーマンスデータを記録する段階、及び傾向ラインをプロットしてキーパフォーマンスインジケータ結果を表示する段階を、設定間隔で反復プロセスにおいて繰り返す、請求項２５に記載の方法。
  28. 推奨される最良のパフォーマンス電圧及び電流、及び前記推奨される最良の経済電圧及び電流は、搭載されているペイロード、前進航行速度、垂直速度、空気温度、空気密度又は圧力、高度、燃料電池モジュール電流、燃料電池モジュール電圧、合計電流、合計電圧、モータトルク、合計電力、クーラント温度、水素流量及び燃料圧力のうちの１又は複数を含む、前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータ、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータ、前記予め定められたパラメータセット、及び、指定された照合パフォーマンスパラメータ及び動作条件での以前の飛行に対して比較して現在の飛行中に前記複数の燃料電池及びモータがどれだけ効率的に動作しているかの指標を使用して設定される、請求項２７に記載の方法。
  29. 現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階は、ネットワーク内でリンクされた前記航空機の複数のオンボードセンサの第３のセットからのデータにアクセスするとともに、オンボードプロセッサ又はリモートプロセッサによってその後集約及び処理される前記ネットワークからのセンサ出力を収集して、オンボードセンサ及び航空機素子の実際の距離及び構成を正確に反映するセンサ素子及び他の航空機素子のグラフ表現間の比例関係を維持するプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイグラフィカルユーザインタフェースを使用して表現される前記航空機のモデルを生成する段階を有する、請求項２８に記載の方法。
  30. 燃料電池及びモータシステムのパフォーマンスをモニタリングするためのシステムであって、
    飛行動作中の燃料電池及びモータパフォーマンスを報告する１又は複数のオンボードセンサ；
    飛行動作中の現在の航空機パフォーマンスデータを報告する複数のオンボード航空機センサ及びデータストア；
    １又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサであって、
    前記現在の航空機パフォーマンスデータを以前の航空機パフォーマンスデータと比較して、前記現在の航空機パフォーマンスデータが、許容可能な差の予め定められた範囲内で前記以前の航空機パフォーマンスデータと重なる動作範囲を特定し、同様の航空機パフォーマンスの時間区分を特定する段階；
    前記同様の航空機パフォーマンスの範囲を、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータに対応する同じ同様の範囲と照合し、以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットを特定する段階；
    前記現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを前記以前の燃料電池及びモータパフォーマンスデータのサブセットと比較するとともに、燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を特定する段階；及び
    プロセッサ及び１又は複数のアルゴリズムを使用して、前記燃料電池及びモータパフォーマンスデータにおける差を１又は複数のヘルス指標に変換する段階
    を含む段階を実行する、１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのためのプロセッサ；及び
    前記１又は複数のヘルス指標をヘルスアセスメントの形式でユーザインタフェースに出力するディスプレイ
    を備える、システム。
  31. 前記燃料電池及びモータシステムは、
    複数のモータコントローラによって制御される複数のモータ及びプロペラアセンブリに電圧及び電流を供給するように構成された、１又は複数の熱交換器及び１又は複数のターボチャージャ又はスーパーチャージャと流体連通する、少なくとも１つのスタックにおける複数の水素燃料電池
    を有する少なくとも１つの燃料電池モジュールを備え、前記複数の水素燃料電池の各水素燃料電池は、
    各水素燃料電池に配置された水素フローフィールドプレートであって、各水素燃料電池内で、気体水素（ＧＨ２）を、それに接続され且つプロトン交換膜（ＰＥＭ）のアノード側にさらに接続されたアノード側触媒層に接続されたアノードガス拡散層（ＡＧＤＬ）を含むアノードバッキング層に通すように方向転換するように構成された第１のチャネルアレイを含み、前記アノード側触媒層は、前記ＧＨ２と接触して前記ＧＨ２をプロトン及び電子に分解するように構成されている、水素フローフィールドプレート；
    各水素燃料電池に配置された酸素フローフィールドプレートであって、各水素燃料電池内部で、圧縮空気を、それに接続され且つ前記ＰＥＭのカソード側にさらに接続されたカソード側触媒層に接続されたカソードガス拡散層（ＣＧＤＬ）を含むカソードバッキング層に通すように方向転換するように構成された第２のチャネルアレイを含み、前記ＰＥＭは、ポリマーを含み、プロトンを前記アノード側から前記カソード側に透過させるように構成されているが、前記電子を制限する、酸素フローフィールドプレート；
    前記複数の水素燃料電池の各水素燃料電池から前記アノード側触媒層からの電子を収集し、前記複数のモータコントローラ及び航空機コンポーネントに電圧及び電流を供給するように構成された電気回路であって、前記電気回路から戻る電子は、前記圧縮空気中の酸素と結合して酸素イオンを形成し、次に、前記プロトンは、酸素イオンと結合してＨ２Ｏ分子を形成し；前記複数のモータコントローラは、測定された動作条件に基づいてアルゴリズムを計算するように構成されており、且つ、前記複数のモータ及びプロペラアセンブリのそれぞれに関する電圧及びトルク又は電流の量及び分配を選択及び制御するように構成されたコンピュータプロセッサを含む、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのプロセッサによって命令される、電気回路；
    前記第２のチャネルアレイを使用して、各水素燃料電池からＨ２Ｏ及び前記圧縮空気を除去するように構成された、前記酸素フローフィールドプレートの流出端；及び
    前記第１のチャネルアレイを使用して、各水素燃料電池から排気ガスを除去するように構成された、前記水素フローフィールドプレートの流出端；
    を含み
    前記少なくとも１つの燃料電池モジュールは、モジュールハウジング、燃料送達アセンブリ、空気フィルタ、ブロワ、空気流量計、再循環ポンプ、クーラントポンプ、燃料電池コントロール、センサ、エンドプレート、クーラント導管、接続、水素入口、クーラント入口、酸素入口、水素出口、空気及び／又は酸素出口、クーラント出口、及び、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールに接続されるとともにこれと流体連通し、クーラントを輸送するクーラント導管をさらに含む、請求項３０に記載のシステム。
  32. 前記燃料電池及びモータシステムは、
    前記少なくとも１つの燃料電池モジュールと流体連通する燃料タンク、気体水素（ＧＨ２）又は液体水素（ＬＨ２）を含む燃料を貯蔵及び輸送するように構成された前記燃料タンクとそれぞれ流体連通する、燃料ライン、燃料ポンプ、充填のための燃料補給接続又は燃料コネクタ、１又は複数のベント、１又は複数のバルブ、１又は複数の圧力レギュレータ、及びユニオンを含む燃料供給サブシステム；
    前記燃料タンク及び前記複数の水素燃料電池の各水素燃料電池を含む前記少なくとも１つの燃料電池モジュールと流体連通する熱交換器、複数の流体導管、及び、クーラントを貯蔵及び輸送するように構成された、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールと流体連通する少なくとも１つのラジエータを含む熱エネルギーインタフェースサブシステム；及び
    前記複数の水素燃料電池から、高電圧高電流の液冷又は空冷モータコントローラである前記複数のモータコントローラに供給される電圧及び電流の分配をモニタリング及び制御するための電力分配モニタリング及び制御サブシステムであって、
    動作条件を測定してパフォーマンスデータ又は環境データを出力するように構成された１又は複数のセンサ、ここで、１又は複数のセンサは、前記燃料供給サブシステムにおける気体の温度及び濃度をモニタリングし、１又は複数の圧力計、１又は複数のレベルセンサ、１又は複数の真空計、１又は複数の温度センサも含む；
    を含む、電力分配モニタリング及び制御サブシステムをさらに備え、
    前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はコンピュータユニットのプロセッサは、
    シリアルＲＳ２３２、コントローラエリアネットワーク（ＣＡＮ）、イーサネット、アナログ電圧入力、アナログ電圧出力、モータ制御のためのパルス幅変調出力、組み込み又はスタンドアロンのエアデータコンピュータ、組み込み又はスタンドアロンの慣性測定デバイス、及び１又は複数のクロス通信チャネル又はネットワークから選択されるインタフェースのうちの少なくとも１つを含むコンピュータプロセッサ及び入力／出力インタフェース、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニットへの有線又は無線（ＲＦ）接続を有する、ソフトウェアを含むミッション計画コンピュータ；
    クリーン燃料航空機との間の衝突回避、交通、緊急検出及び気象情報を前記ソフトウェアに提供する無線接続又は有線接続自動従属監視ブロードキャスト（ＡＤＳＢ）ユニット；及び
    １又は複数のアルゴリズムに基づいて、前記少なくとも１つの燃料電池モジュールに空気を供給する１又は複数の空気駆動ターボチャージャ又はスーパーチャージャを使用して、発電サブシステムの前記複数の水素燃料電池から、それぞれプロペラブレードの複数のペアを含み且つそれぞれ前記複数のモータコントローラに電気的に接続されるとともにそれによって制御される前記複数のモータ及びプロペラアセンブリのうちのそれぞれへの電圧及び電流の量及び分配を計算、選択及び制御し、前記熱エネルギーインタフェースサブシステムを使用して廃熱を放散させるように構成された、前記１又は複数のオートパイロット制御ユニット又はプロセッサ、ここで、Ｈ２Ｏ分子は、１又は複数の排出ポート又はベントを使用して除去される
    を含む、請求項３１に記載のシステム。
  33. ディスプレイデバイスは、クリーン燃料航空機に関する動作条件、制御パネル、ゲージ及びセンサ出力のうちの１又は複数をモニタリング及び表示するために使用される標準的なアビオニクスの構成を伴うプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイを含む、請求項３１又は３２に記載のシステム。
  34. 現在の燃料電池及びモータパフォーマンスデータを取得する段階は、水素温度、酸素温度、燃料温度、燃料タンク温度、燃料電池システム速度、水素燃料流量、湿度、モータ温度、モータコントローラ温度、スタック温度、クーラント温度、ラジエータ温度、熱交換器温度、バッテリ温度、排気流体温度、燃料供給サブシステム内の気体の濃度、流体圧力、プロペラ速度（ＲＰＭ）のうちの１又は複数を測定した出力又は燃料電池条件センサの出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を有する、請求項３１から３３のいずれか一項に記載のシステム。
  35. 前記現在の航空機パフォーマンスデータを取得する段階は、真対気速度、指示対気速度、気圧高度、密度高度、外気温、及び垂直速度のうちの１又は複数を測定した出力のリストから取られた、少なくとも１つの計器出力又はセンサ出力を取得する段階を有する、請求項３１から３４のいずれか一項に記載のシステム。
  36. 航空機の複数のオンボードセンサの第３のセットは、ネットワーク内でリンクされ、前記ネットワークからのセンサ出力は、オンボードプロセッサ又はリモートプロセッサによって集約及び処理されて、オンボードセンサ及び航空機素子の実際の距離及び構成を正確に反映するセンサ素子及び他の航空機素子のグラフ表現間の比例関係を維持するプライマリフライトディスプレイ又はアビオニクスディスプレイグラフィカルユーザインタフェースを使用して表現される前記航空機のモデルを生成する、請求項３１から３５のいずれか一項に記載のシステム。
  37. 前記モデルは、オンボード航空機センサのセット又は前記航空機の特定の領域に関係する様々な出来事又はデータに注意を喚起するようにセンサロケーションを示す、英数字の記号、照明、色変化、フラグ、強調又はそれらの組み合わせのうちの１又は複数を含む、センサ出力又は出力測定値を伝えるように前記モデルを拡張するグラフ表現及び／又は視聴覚表現を伴う、前記航空機の探索可能なインタラクティブ３次元デジタル表現を提供する、請求項３６に記載のシステム。
  38. 前記モデルは、様々な予め定められた航空機動作状態が変更された場合に、リモート又はオンボードプロセッサを使用してモデルディスプレイ上にその後マッピングされる、前記航空機によって出力された実際のセンサ読み取り値に対応する前記モデル上のセンササブセット又は領域にわたって出現するオンボードセンサフィードバックパターンに基づいて、ディスプレイパラメータ及び出力を変更するようにプログラムされている、請求項３７に記載のシステム。
  39. 前記モデルは、現在のセンサ出力に加えて、動的に挙動しているか、又は定常状態又は通常の動作パラメータから逸脱している前記航空機の領域を特定するために、比較のための以前の航空機動作状態及びデータ又は傾向データにおける変化の表示を含む、経時的なセンサグループ分けのためのデータの表現を可能にする、請求項３７に記載のシステム。
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