JP2024500805A - 電気分散型推進システムを備えた飛行船 - Google Patents

Abstract

飛行船であって、複数の発電機（Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３、Ｇ４）と、複数の電気バス（バス１、バス２、バス３、バス４）と、複数の推進点（ＰＸｔ、ＰＸｂ、ＰＹ、ＰＺｂｔ、ＰＺｂｂ、ＰＺｓｔ、ＰＺｓｂ）であって、電気モータ駆動プロペラタイプの各々複数のスラスタ（Ｘｔ１、Ｘｔ２、Ｘｔ３、Ｘｔ４、Ｘｔ５、Ｘｔ６；Ｘｂ１、Ｘｂ２、Ｘｂ３、Ｘｂ４、Ｘｂ５、Ｘｂ６；Ｙ１、Ｙ２、Ｙ３、Ｙ４；Ｚｂｔ１、Ｚｂｔ２、Ｚｂｔ３、Ｚｂｔ４；Ｚｂｂ１、Ｚｂｂ２、Ｚｂｂ３、Ｚｂｂ４；Ｚｓｔ１、Ｚｓｔ２、Ｚｓｔ３、Ｚｓｔ４；Ｚｓｂ１、Ｚｓｂ２、Ｚｓｂ３、Ｚｓｂ４）から形成される推進剤束を備える複数の推進点と、を備える、飛行船。推進点の各々について、スラスタは、電気バスのうちの１つによって発電機のうちの１つに電気的に接続され、推進点の別のスラスタは、電気バスのうちの別の電気バスによって発電機のうちの別の発電機に電気的に接続される。

Description

本発明は、ホバリング可能な航空機のための電気分散型推進システムに関する。本発明は更に、そのようなシステムを装備したホバリング可能な航空機に関し、より詳細には、重い荷重を支える飛行船に関する。

通常、航空機の推進システムは、２つの発電ユニットと、各々が２つの発電ユニットのうちの１つに接続されている２つの主電気バスとを備える。下流では、推進システムは複数のスラスタを備え、スラスタの各々は、通常構成において、２つの電気バスのうちの１つに接続されている。これは、例えば、特定のマルチロータ及び垂直離陸航空機の場合である。

通常構成によれば、航空機の右推進点は、例えば、航空機の右側に位置する発電ユニットに電気的に接続され、一方、航空機の左推進点は、例えば、航空機の左側に位置する発電ユニットに電気的に接続される。

冗長性の理由から、２つの電力ユニットのうちの１つが欠陥を有する場合のために、電気的再構成ステップが提供される。例えば、左側に配置された発電ユニットが故障した場合に、右側に配置された発電ユニットから左側のモータに電力供給するために、可能な電気的再構成が提供される。この目的のために、左側のモータを、右側に配置された発電ユニットに接続するバックアップ電気回路を設けなければならない。当然ながら、右側のモータと左側に位置する発電ユニットとの間でも同じである。

欧州特許第３５２１１７２（Ｂ１）号は、電力を供給するための第１のパワーリザーブ及び電力を供給するための第２のパワーリザーブと、航空機に駆動力を提供するための複数の電気スラスタユニットとを備える、航空機の電気推進システムを開示している。電力分配ユニットは、第１のエネルギーアキュムレータから供給される電力及び第２のエネルギーアキュムレータから供給される電力を少なくとも１つの電気スラスタユニットに伝送するために設けられる。この電力分配ユニットはまた、少なくとも１つのスラスタユニットのためのエネルギーの第１の部分と、第２のパワーリザーブを充電するためのエネルギーの第２の部分とを使用して、第２のパワーリザーブを充電するように構成される。

したがって、バックアップ回路は、通常動作において主バスによる電気接続から電気的に分離されなければならず、電気ユニットの故障の場合に主バスから引き継がれなければならない。これは、それらが主バスと実質的に同じ特性を有することを意味する。通常の方式では有用でないが、故障の場合にのみ有用であるこのようなバックアップ回路の搭載重量に加えて、これらの回路の制御は、故障の原因にもなり得るアクチュエータ及びエフェクタを必要とする。

本発明の目的は、この欠点を克服することである。

本発明の１つの目的は、特に、前述の欠点の全て又は一部を改善することである。

本発明の第１の態様によれば、静止飛行能力を有する航空機のための電気推進システムが提案され、
－複数の発電機と、
－複数の電気バスと、
－複数の電気推進点と、を備える。

本発明による推進システムにおいて、複数の推進点のうちの少なくとも１つの推進点は、複数の電気プロペラスラスタから形成された推進剤束を含む。

この推進剤束内のスラスタは、複数の電気バスのうちの電気バスによって複数の発電機内の発電機に電気的に接続され、この推進剤束内の他の少なくとも１つのスラスタは、複数の電気バスのうちの別の電気バスによって複数の発電機内の別の発電機に電気的に接続される。

本発明の好ましいバージョンでは、各推進点は、複数の電気駆動プロペラベースのスラスタから形成された推進剤束を備え、各推進点において、当該推進剤束内のスラスタは、複数の電気バスのうちの電気バスによって複数の発電機内の発電機に電気的に接続され、この推進剤束内の他の各スラスタは、複数の電気バスのうちの別の電気バスによって複数の発電機内の別の発電機に電気的に接続される。

したがって、電気バスによって発電機に接続されたスラスタと、別の電気バスによって別の発電機に接続された同じ推進点の別のスラスタとの間の電気的分離が提案される。

分離は、
－高電圧高電力スイッチ技術が飛行中に使用されるほど十分に成熟していないことを考慮して、動的再接続スイッチを介して飛行中のネットワークを再構成する複雑さを回避し、
－再構成後に欠陥が広がる可能性を回避し、
－再構成なしにネイティブ冗長性の増加を提供する。

－開発コストを削減し（トレイン当たりの電力を２で割る）、
－検証をより容易にし（再構成がないので、複雑性がより少ない）、
－電気機器の電力／電流を低減する、ことを可能にする。

１つの可能性によれば、発電機は、ターボ交流発電機を備える。

発電機は、熱式であってもよい。

一実施形態では、発電機は燃料電池を含む。

１つの可能性によれば、少なくとも１つの推進剤束は巡航推進専用である。

第２の可能性によれば、任意選択で第１の可能性と組み合わせて、少なくとも１つの推進剤束は、実質的に垂直方向の推力を生成することに専用である。

第３の可能性によれば、任意選択で第１及び／又は第２の可能性と組み合わせて、少なくとも１つの推進剤束は、ベクトル化された推力を生成することに専用である。

第４の可能性によれば、任意選択で第１及び／又は第２及び／又は第３の推進剤束と組み合わせて、少なくとも１つの推進剤束は、横方向推力を生成することに専用である。

本発明の第２の実施形態によれば、第１の実施形態による推進システム、又はその改良のうちの１つ以上を装備したホバリング可能な航空機が提案される。

本発明の第３の態様によれば、本発明の第１の態様又はその改良の１つ以上による、ホバリング可能な航空機に装備される電気推進システムを管理するための方法が提案され、当該航空機は、飛行制御モジュールによって発せられた推進点に対する推力コマンドを受信する推進管理モジュールを備え、当該管理モジュールは、一方では電力要求命令を発電機の各々に送信し、他方では推力コマンドを当該推進点のスラスタの各々に送信するように構成されている。

有利には、方法は、発電ユニット又はスラスタの故障が検出された場合に、推進点のスラスタに送信される推力コマンドの修正を更に含む。

本発明の他の利点及び特殊性は、添付の図面を参照して、決して網羅的ではない実施態様及び実施形態の詳細な説明を読むと明らかになるであろう。
本発明による飛行船の右舷前方からの斜視図を概略的に示す。 図１に示す飛行船の上面図を概略的に示す。 図２に示すシステムの詳細図を概略的に示す。 図２に示すシステムの接続方式を概略的に示す。

以下に説明される実施形態は決して限定するものではないので、特性の選択が技術的利点を与えるか、又は本発明を従来技術から区別するのに十分である場合、説明された特徴の選択のみを含み、その後説明された他の特徴から分離される本発明の変形を考慮することが特に可能である。この選択は、少なくとも１つの特徴を含み、好ましくは機能的であり、構造的詳細を含まず、又は構造的詳細の一部のみが、技術的利点を与えるか、又は本発明を従来技術から区別するのに十分である場合、構造的詳細の一部のみを含む。

図において、いくつかの図に現れる要素は同じ参照符号を保持する。

ホバリング可能な航空機
航空機は、使用される揚力手段に応じて２つの主要なクラスに分類される。軽航空機は静的な力を使用し、一方、重航空機は、それらの重量を均衡させるために動的な力を生成する。これらの航空機は、多くの場合、空気よりも「軽い」又は「重い」と指定される。

本発明は、ホバリング可能な航空機に関する。

気球ベースの飛行船は、そのような航空機の一例であり、その揚力を提供するように意図された装置と、それにいくらかの操縦性を与える推進システムとを含む。移動のために、飛行船は推進システムを使用する。

重航空機、すなわち、揚力が主に空気力によって確保される「空気より重い」航空機は、ホバリング可能な航空機であってもよい。

これは、例えば、変換段階中に、推力が垂直である飛行形態から推力が水平である飛行形態にシフトする能力を有するベクトル化された推力を有する電気モータによって重航空機の揚力が提供される場合である。

これは、重航空機の揚力が回転翼によって提供される場合にも当てはまる。

更に、いくつかの重航空機は、固定翼及び回転翼の両方を有し、転換段階中に、固定翼飛行構成から回転翼飛行構成にシフトする能力を有する。

スラスタ
本発明によるスラスタは、電気モータ駆動プロペラタイプである。電気モータユニットは、当然、ギヤドモータなどの他の要素を備えてもよい。

本明細書において、スラスタという用語は、特に、水平及び／又は垂直成分を有する静的タイプの推進装置を指す。スラスタという用語は更に、ベクトル推力を有する推進装置、例えば、操縦可能なノズルによって出口流を方向付けるものを指す。

図１は、長手方向Ｘのロール軸と、横方向Ｙのピッチ軸と、縦方向及び横方向に垂直な垂直方向Ｚのヨー軸とを有する飛行船１を示す。

飛行船１は、船尾に、エレベータが設けられた右舷安定板２と左舷安定板３の２つの安定板と、方向舵が設けられた尾部垂直安定板４とを備える。

飛行船１は、２つの側方補助翼、それぞれ右舷補助翼５及び左舷補助翼６を更に備える（図１）。

飛行船１は、４つの発電機Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３、Ｇ４を備えている。図示の例では、発電機は、ターボ発電機とも呼ばれるターボ交流発電機タイプである。変形例によれば、発電機は、燃料電池及び／又は電池に電気的に接続される。また、図示の例では、４つの発電機の各々は、１ＭＷの電力を有する。

図示の例では、４つの発電機Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３、Ｇ４は、側方補助翼５及び６の内側に配置されている。より具体的には、ターボ発電機Ｇ１、Ｇ２は右舷補助翼５内に配置され、ターボ発電機Ｇ３、Ｇ４は右舷補助翼６内に配置されている。

また、図示の例では、飛行船１は、航空機のホバリング及び移動を可能にする７つの推進点、それぞれＰＸｔ、ＰＸｂ、ＰＹ、ＰＺｂｔ、ＰＺｂｂ、ＰＺｓｔ、ＰＺｓｂを備えている。

推進点ＰＸｔ、ＰＸｂは、長手方向Ｘの推力を船首又は船尾に向けて発生するように配置されている。推進点ＰＸｔ及びＰＸｂは、飛行船１の右舷及び左舷に配置されている。

更により正確には、推進点ＰＸｔ及びＰＸｂの各々は、電気モータ駆動プロペラタイプＸｔ１、Ｘｔ２、Ｘｔ３、Ｘｔ４、Ｘｔ５、Ｘｔ６の６つのスラスタ、それぞれＸｂ１、Ｘｂ２、Ｘｂ３、Ｘｂ４、Ｘｂ５、Ｘｂ６の推進剤束である。推進点ＰＸｔ及びＰＸｂのスラスタの各々のプロペラは、例えば、３枚羽根プロペラタイプである。

したがって、これらの推進点は、前方又は後方への軸方向推力又は差動推力によるヨーモーメントを生成することを可能にする。

推進点ＰＹは、右舷又は左舷に対して横方向Ｙに推力を発生し、ヨー軸に沿ったモーメントを発生するように配置される。図示の例では、推進点ＰＹは、飛行船１の船首に、その上部の側部に配置されている。

更に正確には、推進点ＰＹは、電気モータ駆動プロペラタイプの４つのスラスタＹ１、Ｙ２、Ｙ３、Ｙ４の推進剤束である。推進点ＰＹのスラスタの各々のプロペラは、例えば、３枚羽根プロペラタイプである。

推進点ＰＺｂｔ及びＰＺｂｂは、下向き又は上向きの方向Ｚに推力を発生させるように配置される。推進点ＰＺｂｔ及びＰＺｂｂは、飛行船１の船首、右舷、及び左舷に配置される。

更により正確には、推進点ＰＺｂｔ及びＰＺｂｂの各々は、電気モータ駆動プロペラタイプＺｂｔ１、Ｚｂｔ２、Ｚｂｔ３、Ｚｂｔ４の４つのスラスタ、それぞれＺｂｂ１、Ｚｂｂ２、Ｚｂｂ３、Ｚｂｂ４の推進剤束である。推進点Ｐｚｂｔ及びＰＺｂｂのスラスタの各々のプロペラは、例えば、３枚羽根プロペラタイプである。

推進点ＰＺｓｔ及びＰＺｓｂは、下向き又は上向きの方向Ｚに推力を発生させるように配置される。推進点ＰＺｓｔ及びＰＺｓｂは、飛行船１の船尾、右舷、及び左舷に配置される。

更により正確には、推進点ＰＺｓｔ及びＰＺｓｂの各々は、電気モータ駆動プロペラタイプＺｓｔ１、Ｚｓｔ２、Ｚｓｔ３、Ｚｓｔ４の４つのスラスタ、それぞれＺｓｂ１、Ｚｓｂ２、Ｚｓｂ３、Ｚｓｂ４の推進剤束である。推進点Ｐｚｂｔ及びＰＺｂｂのスラスタの各々のプロペラは、例えば、３枚羽根プロペラタイプである。

したがって、推進点ＰＺｂｔ、ＰＺｂｂ、ＰＺｓｔ、及びＰＺｓｂは、上向き又は下向きの垂直方向の推力、又は船首と船尾との間の推力差によるピッチングモーメント、又は右舷と左舷との間の推力差によるロールモーメントを生成することを可能にする。

図２に示すように、飛行船１はまた、１ＭＷの電力輸送容量を有する４つの電気バス、バス１、バス２、バス３、バス４を備えている。

各電気バスバス１、バス２、バス３、バス４は、以下に説明するシステムＳ１、Ｓ２、Ｓ３、Ｓ４によってタービンＧ１、Ｇ２、Ｇ３、Ｇ４にそれぞれ接続されている。

バス１は、電気モータＸｔ１、Ｘｔ３、Ｘｂ３、Ｙ４、Ｚｂｔ１、Ｚｂｂ１、Ｚｓｔ１、Ｚｓｂ１に接続されている。

バス２は、電気モータＸｔ４、Ｘｂ１、Ｘｂ４、Ｙ３、Ｚｂｔ２、Ｚｂｂ２、Ｚｓｔ２、Ｚｓｂ２に接続されている。

バス３は、電気モータＸｔ２、Ｘｔ５、Ｘｂ５、Ｙ５、Ｚｂｔ３、Ｚｂｂ３、Ｚｓｔ３、Ｚｓｂ３に接続されている。

バス４は、電気モータＸｔ６、Ｘｂ２、Ｘｂ６、Ｙ１、Ｚｂｔ４、Ｚｂｂ４、Ｚｓｔ４、Ｚｓｂ４に接続されている。

次に、図３を参照してシステムＳ１、Ｓ２、Ｓ３、Ｓ４について説明する。

システムＳ１は、
－ターボ発電機Ｇ１と、
－ターボ発電機Ｇ１に接続された整流装置Ｒ１と、
－バスＢｕｓ１に接続された主電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ１と、
－電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ１に接続されたバッテリＨＶＢＡＴＴ１と、を備える。

主電力ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ１はまた、地上電力ユニットＧＰＵ１に接続されている。

システムＳ２は、
－ターボ発電機Ｇ２と、
－ターボ発電機Ｇ２に接続された整流装置Ｒ２と、
－バスＢｕｓ２に接続された主電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ２と、
－電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ２に接続されたバッテリＨＶＢＡＴＴ２と、を備える。

主電力ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ２はまた、地上電力ユニットＧＰＵ２に接続されている。

システムＳ１及びＳ２は、左舷補助翼５に共に設置される。

システムＳ３は、
－ターボ発電機Ｇ３と、
－ターボ発電機Ｇ３に接続された整流装置Ｒ３と、
－バスＢｕｓ３に接続された主電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ３と、
－電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ３に接続されたバッテリＨＶＢＡＴＴ３と、を備える。

主電力ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ３はまた、地上電力ユニットＧＰＵ３に接続されている。

システムＳ４は、
－ターボ発電機Ｇ４と、
－ターボ発電機Ｇ４に接続された整流装置Ｒ４と、
－バスＢｕｓ４に接続された主電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ４と、
－電力分配ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ４に接続されたバッテリＨＶＢＡＴＴ４と、を備える。

主電力ユニットＭａｉｎ ＰＤＵ４はまた、地上電力ユニットＧＰＵ４に接続されている。

システムＳ３及びＳ４は、右舷補助翼６に共に設置される。

したがって、図４に示されるように、飛行船１の飛行の制御は、パイロットからコマンドを受信し、それらを処理し、それらを電気モータのセットに送信する制御ユニットＵｃによって保証される。

電気モータは、送達される推力を管理することを可能にするプロペラピッチを制御するためのユニットを個別に備えている。したがって、パイロットの命令が、
－制御ユニットＵｃＸｔ１、ＵｃＸｔ２、ＵｃＸｔ３、ＵｃＸｔ４、ＵｃＸｔ５、ＵｃＸｔ６をそれぞれ介して、推進点ＰＸｔの電気モータＸｔ１、Ｘｔ２、Ｘｔ３、Ｘｔ４、Ｘｔ５、Ｘｔ６に、
－制御ユニットＵｃＸｂ１、ＵｃＸｂ２、ＵｃＸｂ３、ＵｃＸｂ４、ＵｃＸｂ５、ＵｃＸｂ６をそれぞれ介して、推進点ＰＸｂの電気モータＸｂ１、Ｘｂ２、Ｘｂ３、Ｘｂ４、Ｘｂ５、Ｘｂ６に、
－制御ユニットＵｃＹ１、ＵｃＹ２、ＵｃＹ３、ＵｃＹ４をそれぞれ介して、推進点ＰＹの電気モータＹ１、Ｙ２、Ｙ３、Ｙ４に、
－制御ユニットＵｃＺｂｔ１、ＵｃＺｂｔ２、ＵｃＺｂｔ３、ＵｃＺｂｔ４をそれぞれ介して、推進点ＰＺｂｔの電気モータＺｂｔ１、Ｚｂｔ２、Ｚｂｔ３、Ｚｂｔ４に、
－制御ユニットＵｃＺｂｂ１、ＵｃＺｂｂ２、ＵｃＺｂｂ３、ＵｃＺｂｂ４をそれぞれ介して、推進点ＰＺｂｂの電気モータＺｂｂ１、Ｚｂｂ２、Ｚｂｂ３、Ｚｂｂ４に、
－制御ユニットＵｃＺｓｔ１、ＵｃＺｓｔ２、ＵｃＺｓｔ３、ＵｃＺｓｔ４をそれぞれ介して、推進点ＰＺｓｔの電気モータＺｓｔ１、Ｚｓｔ２、Ｚｓｔ３、Ｚｓｔ４に、
－制御ユニットＵｃＺｓｂ１、ＵｃＺｓｂ２、ＵｃＺｓｂ３、ＵｃＺｓｂ４をそれぞれ介して、推進点ＰＺｓｂの電気モータＺｓｂ１、Ｚｓｂ２、Ｚｓｂ３、Ｚｓｂ４に送信される。

制御ユニットＵｃは、パイロットからの要求を全ての電気モータに分配する。推進チェーン又は電気モータのいずれかが故障した場合、この要求は残りの機能ユニットに分配される。

各推進チェーンは、制御ユニットＵｐ１、Ｕｐ２、Ｕｐ３、Ｕｐ４によってそれぞれ制御される。

各ターボ発電機は、発電機Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３、Ｇ４に対してそれぞれ発電機制御ユニットＧＣＵ１、ＧＣＵ２、ＧＣＵ３、ＧＣＵ４によって制御される。

各バッテリは、それぞれバッテリＨＶＢＡＴＴ１、ＨＶＢＡＴＴ２、ＨＶＢＡＴＴ３、ＨＶＢＡＴＴ４に対する制御ユニットＢＭＳ１、ＢＭＳ２、ＢＭＳ３、ＢＭＳ４（「バッテリ管理システム」用）によって制御される。

制御ユニットＵｐ１は、バス１上で利用可能な電力の管理を保証する。バス１によって供給される電気モータＸｔ１、Ｘｔ３、Ｘｂ３、Ｙ４、Ｚｂｔ１、Ｚｂｂ１、Ｚｓｔ１、Ｚｓｂ１の総電力に応じて、ユニットＵｐ１は、コントローラＧＣＵ１を介してターボ発電機Ｇ１の動作点を制御し、コントローラＢＭＳ１を介してバッテリＨＶＢＡＴＴ１の充電又は放電を管理する。

制御ユニットＵｐ２は、バス２上で利用可能な電力の管理を保証する。バス２によって供給される電気モータＸｔ４、Ｘｂ１、Ｘｂ４、Ｙ３、Ｚｂｔ２、Ｚｂｂ２、Ｚｓｔ２、Ｚｓｂ２の総電力に応じて、ユニットＵｐ２は、コントローラＧＣＵ２を介してターボ発電機Ｇ２の動作点を制御し、コントローラＢＭＳ２を介してバッテリＨＶＢＡＴＴ２の充電又は放電を管理する。

制御ユニットＵｐ３は、バス３上で利用可能な電力の管理を保証する。バス３によって供給される電気モータＸｔ２、Ｘｔ５、Ｘｂ５、Ｙ５、Ｚｂｔ３、Ｚｂｂ３、Ｚｓｔ３、Ｚｓｂ３の総電力に応じて、ユニットＵｐ３は、コントローラＧＣＵ３を介してターボ発電機Ｇ３の動作点を制御し、コントローラＢＭＳ３を介してバッテリＨＶＢＡＴＴ３の充電又は放電を管理する。

制御ユニットＵｐ４は、バス４上で利用可能な電力の管理を保証する。バス４によって供給される電気モータＸｔ６、Ｘｂ２、Ｘｂ６、Ｙ１、Ｚｂｔ４、Ｚｂｂ４、Ｚｓｔ４、Ｚｓｂ４の総電力に応じて、ユニットＵｐ４は、コントローラＧＣＵ４を介してターボ発電機Ｇ４の動作点を制御し、コントローラＢＭＳ４を介してバッテリＨＶＢＡＴＴ４の充電又は放電を管理する。

したがって、推進点の各々について、当該推進点のスラスタは、電気バスによって複数の発電機のうちの１つに電気的に接続され、当該推進点の別のスラスタは、別の電気バスによって複数の発電機のうちの別の発電機に電気的に接続される。

前に所定の推力を有していた各推進点に対して、ターボ発電機が動作を停止する場合、当該推進点が４つのスラスタを備え、各スラスタは１つのターボ発電機によって他のスラスタとは独立して供給される場合、推進点の新しい推力は、前の推力の４分の１だけ低減されることが理解されよう。この推力の損失は、当該推進点の他の３つのスラスタの推力を修正することによって補正されてもよい。

したがって、１つの発電ユニットが故障しており、別の発電ユニットが正常に動作しているとき、制御ユニットは、正常に動作している発電ユニットに接続されたスラスタを対象とする命令を生成することができ、当該スラスタは命令を実施することができる。

同様に、推進点の１つのスラスタが動作を停止する場合、当該推進点が４つのスラスタを備え、各スラスタが１つのターボ発電機によって他のスラスタから独立して供給される場合、推進点からの新しい推力は、前の推力の４分の１だけ低減される。この推力の損失は、他の３つのスラスタの推力を修正することによって補正されてもよい。

したがって、推進点の１つのスラスタが故障しており、当該推進点の別のスラスタが正常に動作している場合、制御ユニットは、当該正常に動作している推進点のスラスタを対象とする命令を生成することができ、当該スラスタは命令を実施することができる。

当然のことながら、本発明は、今説明した例に限定されず、本発明の範囲から逸脱することなくこれらの例に多くの修正を加えることができる。加えて、本発明の異なる特徴、形態、変形、及び実施形態は、それらが互いに適合しないか又は排他的でない限り、様々な組み合わせで互いに関連付けられてもよい。

Claims (6)

1. 電気推進システムを備えたホバリング可能な飛行船であって、
   －複数の発電機（Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３、Ｇ４）と、
   －複数の電気バス（バス１、バス２、バス３、バス４）と、
   －複数の電気推進点（ＰＸｔ、ＰＸｂ、ＰＹ、ＰＺｂｔ、ＰＺｂｂ、ＰＺｓｔ、ＰＺｓｂ）と、を備え、
   前記複数の推進点は、長手方向の推力を加えるための専用の複数の電気駆動プロペラベースのスラスタから形成された少なくとも１つの推進剤束と、垂直方向の推力を加えるための専用の複数の電気駆動プロペラベースのスラスタから形成された少なくとも１つの推進剤束と、を備え、
   前記長手方向又は垂直方向の推進剤束のうちの少なくとも１つは、前記推進剤束内の各スラスタが、前記複数の電気バスのうちの電気バス（バス１、バス２、バス３、バス４）によって前記複数の発電機内の発電機に電気的に接続され、前記推進剤束内の他の各スラスタが、前記複数の電気バスのうちの別の電気バスによって前記複数の発電機内の別の発電機に電気的に接続されるように配置され、
   前記複数の推進点は、横方向推力を生成するための専用の少なくとも１つの推進剤束（ＰＹ）を更に備え、前記推進剤束（ＰＹ）は、そのスラスタのうちの１つが前記複数の電気バスのうちの電気バス（バス１、バス２、バス３、バス４）によって前記複数の発電機内の発電機に電気的に接続され、前記推進剤束内の少なくとも１つの他のスラスタの各々が前記複数の電気バスのうちの別の電気バスによって前記複数の発電機内の別の発電機に電気的に接続されるように配置されていることを特徴とする、ホバリング可能な飛行船。
2. 各推進点は、複数の電気プロペラスラスタから形成された推進剤束を備え、
   各推進点において、前記推進剤束内のスラスタは、前記複数の電気バスのうちの電気バスによって前記複数の発電機内の発電機に電気的に接続され、前記推進剤束内の他の各スラスタは、前記複数の電気バスのうちの別の電気バスによって前記複数の発電機内の別の発電機に電気的に接続される、請求項１に記載の飛行船。
3. 前記発電機は、ターボ交流発電機を含む、請求項１又は２に記載の飛行船。
4. 前記発電機は、燃料電池を含む、請求項１から３のいずれか一項に記載の飛行船。
5. 請求項１から４のいずれか一項に記載のホバリング可能な航空機に搭載される電気推進システムを管理するための方法であって、前記飛行船は、飛行制御モジュールによって発せられた推進点からの推力コマンドを受信する推進管理モジュールを備え、前記管理モジュールは、一方では電力要求命令を前記発電機の各々に送信し、他方では推力コマンドを前記推進点の前記スラスタの各々に送信するように構成されている、方法。
6. 発電ユニット又はスラスタの故障が検出された場合に、前記推進点の前記スラスタに送信される前記推力コマンドの修正を更に含む、請求項５に記載の方法。
   
   

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