JP6570095B2 - 乗り物推進のための発電および分配 - Google Patents

Description

（優先権の主張）
本願は、米国特許出願第６２／３９８，４６８号（２０１６年９月２２日出願）、および米国特許出願第６２／３９８，４６４号（２０１６年９月２２日出願）に対する優先権を主張し、両出願の全内容は、参照により本明細書に組み込まれる。

種々のタイプのエンジンが、陸上乗り物、航空機等の乗り物のための推進システムにおいて採用され得る。発生させられたエネルギーの損失を減少させるために、そのようなエンジンは、乗り物を前方に推進する構成要素の近傍に位置する。航空機では、燃焼エンジン等のエンジンは、エンジンが動力を提供しているプロペラの近傍に位置する。潜在的にエンジンを位置付けるための航空機上の場所の限定とともに、プロペラの性能の変更は、プロペラを駆動するエンジンの動作性能の変更を通して制御される。

ある側面では、航空機は、エンジンおよびエンジンに機械的に結合されている発電機を備えているハイブリッド発電システムと、発電機に電気的に結合されている電気モータおよび電気モータに結合されている回転機構を備えている推進システムとを含む。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

回転機構は、プロペラを含む。

回転機構は、ファンを含む。

発電機は、エンジンからの機械エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成される。

電気モータは、発電機からの電気エネルギーを回転機械エネルギーに変換するように構成される。

回転機構は、電気モータからの回転機械エネルギーによって駆動されるように構成される。

エンジンは、燃焼エンジンを含む。

推進システムは、航空機の翼上に位置し、ハイブリッド発電システムは、航空機の本体上に位置する。

航空機は、複数の推進システムを含み、各推進システムは、発電機に電気的に結合されている電気モータと、電気モータに結合されている回転機構とを含む。

各電気モータは、各他の電気モータから独立して、動作するように構成される。

航空機は、発電機および電気モータに電気的に結合されているバッテリを含む。

航空機は、発電機に電気的に結合されている感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものを含む。

ある側面では、方法は、航空機のハイブリッド発電システムにおいて、機械エネルギーをエンジンにおいて発生させることと、エンジンに機械的に結合されている発電機において発生させられた機械エネルギーを電気エネルギーに変換することとを含む。方法は、航空機の推進システムにおいて、電気エネルギーを回転機構の回転を駆動するための回転機械エネルギーに変換することを含む。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

方法は、電気エネルギーを回転機械エネルギーに変換し、航空機の複数の推進システムの各々において回転機構の回転を駆動することを含む。

方法は、各他の推進システムにおける回転機構の回転から独立して、各推進システム内で回転機構の回転を駆動することを含む。

方法は、第１の方向における第１の回転機構の回転を駆動することと、第２の方向における第２の回転機構の回転を駆動することとを含み、第１の方向は、第２の方向と異なる。

方法は、第１の速度における第１の回転機構の回転を駆動することと、第２の速度における第２の回転機構の回転を駆動することとを含み、第１の速度は、第２の速度と異なる。

方法は、電気エネルギーの少なくとも一部をバッテリ内に貯蔵することを含む。

方法は、電気エネルギーの少なくとも一部を感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものに提供することを含む。

ある側面では、乗り物は、車輪と、エンジンおよびエンジンに機械的に結合されている発電機を含むハイブリッド発電システムと、発電機に電気的に結合され、車輪に機械的に結合されている電気モータを含む推進システムとを含む。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

乗り物は、自転車を含む。

発電機は、エンジンからの機械エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成される。

電気モータは、発電機からの電気エネルギーを回転機械エネルギーに変換するように構成される。

車輪は、電気モータからの回転機械エネルギーによって駆動されるように構成される。

エンジンは、燃焼エンジンを備えている。

乗り物は、燃料をエンジンに提供するように構成されている燃料タンクを含む。

推進システムは、車輪上に位置し、ハイブリッド発電システムは、乗り物の本体上に位置する。

乗り物は、発電機および電気モータに電気的に結合されているバッテリを含む。

乗り物は、発電機に電気的に結合されている感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものを含む。

ある側面では、方法は、乗り物のハイブリッド発電システムにおいて、機械エネルギーをエンジンにおいて発生させることと、エンジンに機械的に結合されている発電機において発生させられた機械エネルギーを電気エネルギーに変換することと、電気エネルギーを乗り物の車輪の回転を駆動するための回転機械エネルギーに変換することとを含む。

実施形態は、以下の特徴のうちの１つ以上のものを含むことができる。

乗り物の車輪の回転を駆動することは、自転車の車輪の回転を駆動することを含む。

方法は、電気エネルギーの少なくとも一部をバッテリ内に貯蔵することを含む。

方法は、電気エネルギーの少なくとも一部を感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものに提供することを含む。

これらおよび他の側面、特徴、ならびに種々の組み合わせは、方法、装置、システム、機能を行う手段、プログラム製品等として表され得る。

他の特徴および利点は、説明ならびに請求項から明白となるであろう。
本発明は、例えば、以下を提供する。
（項目１）
航空機であって、前記航空機は、
ハイブリッド発電システムであって、前記ハイブリッド発電システムは、
エンジンと、
前記エンジンに機械的に結合されている発電機と
を備えている、ハイブリッド発電システムと、
推進システムであって、前記推進システムは、
前記発電機に電気的に結合されている電気モータと、
前記電気モータに結合されている回転機構と
を備えている、推進システムと
を備えている、航空機。
（項目２）
前記回転機構は、プロペラを備えている、項目１に記載の航空機。
（項目３）
前記回転機構は、ファンを備えている、項目１または２に記載の航空機。
（項目４）
前記発電機は、前記エンジンからの機械エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成されている、項目１から３のいずれかに記載の航空機。
（項目５）
前記電気モータは、前記発電機からの電気エネルギーを回転機械エネルギーに変換するように構成されている、項目４に記載の航空機。
（項目６）
前記回転機構は、前記電気モータからの回転機械エネルギーによって駆動されるように構成されている、項目５に記載の航空機。
（項目７）
前記エンジンは、燃焼エンジンを備えている、項目１から６のいずれかに記載の航空機。
（項目８）
前記推進システムは、前記航空機の翼上に位置し、前記ハイブリッド発電システムは、前記航空機の本体上に位置している、項目１から７のいずれかに記載の航空機。
（項目９）
複数の推進システムを備え、各推進システムは、前記発電機に電気的に結合されている電気モータと、前記電気モータに結合されている回転機構とを備えている、項目１から８のいずれかに記載の航空機。
（項目１０）
各電気モータは、各他の電気モータから独立して動作するように構成されている、項目９に記載の航空機。
（項目１１）
前記発電機および前記電気モータに電気的に結合されているバッテリを備えている、項目１から１０のいずれかに記載の航空機。
（項目１２）
前記発電機に電気的に結合されている感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものを備えている、項目１から１１のいずれかに記載の航空機。
（項目１３）
方法であって、前記方法は、
航空機のハイブリッド発電システムにおいて、
エンジンにおいて、機械エネルギーを発生させることと、
前記エンジンに機械的に結合されている発電機において、前記発生させられた機械エネルギーを電気エネルギーに変換することと、
前記航空機の推進システムにおいて、前記電気エネルギーを回転機構の回転を駆動するための回転機械エネルギーに変換することと
を含む、方法。
（項目１４）
前記電気エネルギーを前記航空機の複数の推進システムの各々における回転機構の回転を駆動するための回転機械エネルギーに変換することを含む、項目１３に記載の方法。
（項目１５）
各他の推進システムにおける前記回転機構の回転から独立して、各推進システムにおける前記回転機構の回転を駆動することを含む、項目１４に記載の方法。
（項目１６）
第１の方向における第１の回転機構の回転を駆動することと、第２の方向における第２の回転機構の回転を駆動することとを含み、前記第１の方向は、前記第２の方向と異なる、項目１５に記載の方法。
（項目１７）
第１の速度における第１の回転機構の回転を駆動することと、第２の速度における第２の回転機構の回転を駆動することとを含み、前記第１の速度は、前記第２の速度と異なる、項目１５または１６に記載の方法。
（項目１８）
前記電気エネルギーの少なくとも一部をバッテリ内に貯蔵することを含む、項目１３から１７のいずれかに記載の方法。
（項目１９）
前記電気エネルギーの少なくとも一部を感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものに提供することを含む、項目１３から１８のいずれかに記載の方法。
（項目２０）
乗り物であって、前記乗り物は、
車輪と、
ハイブリッド発電システムであって、前記ハイブリッド発電システムは、
エンジンと、
前記エンジンに機械的に結合されている発電機と
を備えている、ハイブリッド発電システムと、
前記発電機に電気的に結合され、かつ前記車輪に機械的に結合されている電気モータを備えている推進システムと
を備えている、乗り物。
（項目２１）
前記乗り物は、自転車を備えている、項目２０に記載の乗り物。
（項目２２）
前記発電機は、前記エンジンからの機械エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成されている、項目２０または２１に記載の乗り物。
（項目２３）
前記電気モータは、前記発電機からの電気エネルギーを回転機械エネルギーに変換するように構成されている、項目２２に記載の乗り物。
（項目２４）
前記車輪は、前記電気モータからの回転機械エネルギーによって駆動されるように構成されている、項目２３に記載の乗り物。
（項目２５）
前記エンジンは、燃焼エンジンを備えている、項目２０から２４のいずれかに記載の乗り物。
（項目２６）
燃料を前記エンジンに提供するように構成されている燃料タンクを備えている、項目２０から２５のいずれかに記載の乗り物。
（項目２７）
前記推進システムは、前記車輪上に位置し、前記ハイブリッド発電システムは、前記乗り物の本体上に位置している、項目２０から２６のいずれかに記載の乗り物。
（項目２８）
前記発電機および前記電気モータに電気的に結合されているバッテリを備えている、項目２０から２７のいずれかに記載の乗り物。
（項目２９）
前記発電機に電気的に結合されている感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものを備えている、項目２０から２８のいずれかに記載の乗り物。
（項目３０）
方法であって、前記方法は、
乗り物のハイブリッド発電システムにおいて、
エンジンにおいて、機械エネルギーを発生させることと、
前記エンジンに機械的に結合されている発電機において、前記発生させられた機械エネルギーを電気エネルギーに変換することと、
前記電気エネルギーを前記乗り物の車輪の回転を駆動するための回転機械エネルギーに変換することと
を含む、方法。
（項目３１）
前記乗り物の車輪の回転を駆動することは、自転車の車輪の回転を駆動することを含む、項目３０に記載の方法。
（項目３２）
前記電気エネルギーの少なくとも一部をバッテリ内に貯蔵することを含む、項目３０または３１に記載の方法。
（項目３３）
前記電気エネルギーの少なくとも一部を感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つ以上のものに提供することを含む、項目３０から３２のいずれかに記載の方法。

図１は、航空機の略図である。 図２は、分散型エネルギーシステムを採用する航空機の略図である。 図３は、分散型エネルギーシステムのブロック図である。 図４は、無人航空機（ＵＡＶ）の略図である。 図５は、燃焼エンジンを採用する単一プロペラＵＡＶの略図である。 図６は、分散型エネルギーシステムを採用する単一プロペラＵＡＶの略図である。 図７は、分散型エネルギーシステムを採用するマルチプロペラＵＡＶの略図である。 図８は、バッテリ充電レベル対飛行時間のチャートである。 図９は、ＵＡＶ高度対飛行時間のチャートである。 図１０Ａは、分散型エネルギーシステムを採用する自転車の側面図である。 図１０Ｂは、分散型エネルギーシステムを採用する自転車の正面図である。 図１０Ｃは、ハイブリッドエネルギー発生システムの略図である。

ここで、航空機（例えば、有人または無人航空機）または陸上乗り物（例えば、自動車、自転車、移動ロボット、もしくは別のタイプの乗り物等の有人または無人陸上乗り物）等の乗り物に推進力を提供するための分散型エネルギーシステムの使用を説明する。分散型エネルギーシステムでは、燃焼エンジン等のエンジンが、電気エネルギー発電機を駆動し、それは、乗り物を推進するための推進システム（例えば、航空機の１つ以上のプロペラを駆動する推進システム）に給電する電気エネルギーを生産する。分散型エネルギーシステムでは、エンジンは、推進システムに近接して位置付けられる必要がない（例えば、エンジンは、プロペラから比較的に遠隔に位置することができる）。さらに、電気エネルギーを燃焼エンジンによって生産された機械エネルギーから発生させ、機械エネルギーではなく、電気エネルギーを推進システムに提供することによって、エンジンの動作は、本質的に、推進システムの動作から分断される。したがって、エンジンおよび推進システムの両方が、効率的（例えば、非常に異なり得る最適回転速度において）かつ独立して（例えば、エンジンおよびプロペラの回転速度が、互いに独立して変更され得る）動作させられ得る。

図１を参照すると、有人または無人航空機等の航空機１００は、２つのプロペラアセンブリ１０２、１０４を含む、推進システムを含む。各プロペラアセンブリ１０２、１０４は、内燃エンジン等のエンジン１０５、１０６を含み、エンジン１０５、１０６は、飛行のための前方推力を提供するためのプロペラ１０７、１０８、タービンファン、または他の推進機構に機械的に結合される。航空機１００において使用される内燃エンジンは、例えば、（限定ではないが）２ストロークおよび４ストローク往復動エンジン（例えば、ディーゼルエンジン、６気筒、８気筒エンジン等）、ヴァンケルエンジン、ガスタービン等の種々の形態をとることができる。いくつかの配列では、複数のエンジンタイプが、同じ乗り物を推進するために利用されることができる。

エンジンを推進機構（例えば、プロペラ、ファン等）に結合するために使用され得る機械結合技法は、エンジンと推進機構との間の直接結合、動力伝達系（例えば、機械的変速装置）を採用する結合技法、または他のタイプの機械的結合を含む。機械結合技法は、燃焼エンジンが推進機構の回転速度に対して固定された回転速度で動作するように制約する。例えば、航空機のプロペラの回転速度を増加させるために（例えば、高度を上げるため）、燃焼エンジンの動作速度は、増加させられる。逆に言えば、プロペラの回転速度を減少させるために、燃焼エンジンの動作速度は、減少させられる。

直接結合技法は、比較的に実装が単純であると見なされ、概して、軽量構成要素を伴い得る。加えて、直接結合技法は、概して、エンジンから推進機構（例えば、プロペラ、タービンファン、車輪等）に伝達される機械動力のいずれも消散させない。しかしながら、直接結合技法は、エンジンが接続される推進機構の回転速度に依存する速度でエンジンが回転することを要求し、それは、システム設計におけるトレードオフにつながり得る。例えば、ガスタービンは、一般に、少なくとも約３０，０００ＲＰＭの回転速度で最も効率的に動作する一方、プロペラは、多くの場合、約２０００ｒｐｍ〜約４０００ｒｐｍ等のより低い回転速度で最も効率的に動作する。ガスタービンおよびプロペラの両方がそれらの効率的回転速度の近くで動作することを可能にするために、変速装置等の動力伝達機構が、エンジンの回転速度を推進機構のための回転速度まで減少させるために採用されることができる。ある例では、ガスタービンがプロペラ（例えば、ターボファン構成）を駆動するために使用される設計に対して、変速装置が、最初に発生させられた回転速度（例えば、ガスタービンの３０，０００ｒｐｍ）をプロペラのための回転速度（例えば、２０００〜４０００ｒｐｍ）に調節するための１０以上の歯車減速を実装するために、使用されることができる。しかしながら、動力伝達機構（例えば、変速装置）は、重く、したがって、動力伝達機構の使用は、乗り物の重量を追加し得る。加えて、動力伝達機構は、多くの場合、エンジンによって発生させられた動力の一部を消散させ、可能な故障を被り得る。さらに、燃焼エンジンおよび推進機構（例えば、航空機のためのプロペラまたはファン）が、直接結合、変速装置等を使用して、所与の動作条件の組下で効率的に動作するように適合されているときでも、エンジンおよび推進機構は、異なる動作条件の組下、例えば、乗り物の任務中に遭遇し得る動作条件下で、それほど効率的に動作することができないこともある。加えて、推進機構が、例えば、任務中に遭遇する変化する動作条件に応答して、その回転速度または他の動作パラメータを変化させ得る率は、エンジンの回転速度または他の動作パラメータが変化できる率によって限定される。

推進機構へのエンジンの機械結合は、推進システムの設計側面、より一般的には、乗り物（例えば、航空機１００）の設計側面をも限定し得る。例えば、図１に示されるように、燃焼エンジン１０６とプロペラ１０８との間の機械的結合（例えば、直接結合または動力伝達機構を介した結合）は、燃焼エンジン１０６がプロペラ１０８の近傍に位置することを要求する。動力を異なる場所に位置付けられる複数のプロペラに提供するために単一燃焼エンジンを採用する設計は、実装が困難であり得る。さらに、プロペラの近傍のエンジンの場所は、エンジン１０６をプロペラアセンブリ１０４のフレームおよび航空機１００の構造から機械的に隔離することを困難にし得、それは、ひいては、振動、エンジン音等を減少させることを困難にする。

いくつかの航空機では、反対方向に動作する２つ以上のプロペラを有することが、有利であり得る。しかしながら、プロペラを反対方向に駆動するために、各プロペラのための燃焼エンジン、変速装置、動力伝達系等は、異なる構成を有し得、それは、乗り物の設計を複雑にし（例えば、システム構成要素の数を増加させることによって）、より大きい乗り物保守負担等につながり得る。

図２を参照すると、有人または無人航空機等の航空機２００は、分散型エネルギーシステムを含む。分散型エネルギーシステムは、２つのプロペラアセンブリ２０２、２０４を含む推進システムと、ハイブリッドエネルギー発生システム２１０とを含む。各プロペラアセンブリ２０２、２０４は、それぞれ、電気モータ２０５、２０６によって駆動されるプロペラ２０７、２０８を含む。電気モータ２０５、２０６は、ハイブリッドエネルギー発生システム２１０によって発生させられた電気エネルギーによって給電される。ハイブリッドエネルギー発生システム２１０は、発電機２１４に直接結合される燃焼エンジン等のエンジン２１２を含む。発電機２１４は、エンジン２１２によって発生させられた機械動力から交流電流（ＡＣ）電力を発生させる。発電機２１４によって発生させられたＡＣ電力は、電力をプロペラアセンブリ２０２、２０４内の電気モータ２０５、２０６に提供するために使用されることができ、それらは、順に、プロペラ２０７、２０８の回転を駆動する。

図２の航空機２００内に実装される分散型エネルギーシステムでは、エンジン２１２は、推進システム（例えば、プロペラ２０７、２０８を駆動する電気モータ２０５、２０６）に機械的に結合されず、むしろ、モータ２０５、２０６に電気的に結合される。その結果、エンジンと推進システムとの間の機械結合に関連付けられた課題の多くは、回避される。例えば、エンジン２１２と推進システムとの間の機械結合を伴わない場合、エンジン２１２の回転速度は、推進システムの回転速度に関連したままである必要はない。したがって、エンジン２１２およびプロペラ２０７、２０８は両方とも、それらの回転速度が互いに有意に異なる場合でも、効率的回転速度において独立して動作するように設計されることができる。さらに、エンジン２１２の回転速度は、プロペラ２０７、２０８の回転速度を調節するために調節される必要がない。その結果、推進システムの回転速度は、例えば、高度の変更をもたらすために、または任務中の動作条件の変更に応答して、迅速に変化させられることができ、エンジン２１２の動作は、推進システムへの負荷にかかわらず、効率的回転速度に維持されることができる。

推進システムに機械的に結合されないエンジン２１２の使用は、航空機の重量も減少させ、より良好な燃料効率につながることができる。例えば、エンジンによって発生させられる電力は、エンジンの回転速度に比例する（電力＝トルク×ｒｐｍ）。したがって、高回転速度で動作する小型エンジンが、航空機上への軽量化を追加しながら、推進システムを駆動するために十分な電力を送達するために使用されることができる。加えて、エンジン２１２と推進システムとの間の機械結合の不在は、変速装置等の複雑かつ重い機械的動力伝達系が必要ないことを意味する。むしろ、エネルギーは、軽量かつあまり複雑ではない電気構成要素を経由して、エンジン２１２から推進システムに電気エネルギーとして効率的に伝達されることができる。

いくつかの例では、ハイブリッドエネルギー発生システム２１０は、発電機２１４によって発生させられた電気エネルギーの少なくとも一部を貯蔵し得る再充電可能バッテリ等の１つ以上のバッテリ２１６を含むことができる。例えば、発電機２１４は、ブリッジ整流器等の整流器に結合されることができ、整流器は、発電機２１４のＡＣ出力をバッテリ２１６に提供される直流電流（ＤＣ）電力に変換する。バッテリ２１６内に貯蔵されるエネルギーは、例えば、飛行中に生じ得る電力のための突然の需要に応答して、追加の電力を電気モータ２０５、２０６に提供するために、エンジン２１２、発電機２１４、またはハイブリッドエネルギー発生システム２１０の別の構成要素の故障の場合、安全な動作および着地を可能にするために、または他の目的のために使用されることができる。バックアップ電源としてのバッテリ２１６の役割は、二次電力ユニットまたはピギーバック発電機組の必要性を排除し、したがって、航空機は、より軽量にされ、より少ない構成要素を維持することができる。いくつかの例では、バッテリは、リチウムポリマーバッテリ、例えば、６〜１２個の電池および約１６，０００ｍＡｈ（ミリアンペア時間）〜約２２，０００ｍＡｈの充電を伴うバッテリであることができる。バッテリのサイズおよび充電は、飛行パラメータ、予期される環境条件、任務タスク、または他の要因等の要因によることができる。いくつかの例では、バッテリ２１６は、航空機２００が、例えば、以下にさらに議論されるサイレントまたはステルス動作を可能にするために、エンジン２１２をオフにした状態で飛行することを可能にすることができる。

例示的ハイブリッドエネルギー発生システムのさらなる説明は、２０１５年１１月１６日に出願された米国特許出願第１４／９４２，６００号に提供され、その全内容は、参照することによって本明細書に組み込まれる。

エンジン２１２は、シャーシまたは機体をエンジン振動および／またはエンジン雑音から隔離するために弾力性搭載部を使用して、航空機２００のシャーシまたは機体上に搭載されることができる。この隔離は、シャーシまたは機体上の振動応力を減少させ、航空機２００の器具類および／またはペイロードへの振動の影響を緩和し、機体から放射される外部および内部音を軽減し、パイロットまたは乗客の快適性を増加させる（有人航空機のため）ことができる。

本明細書の説明は、有人または無人航空機（例えば、固定翼またはマルチロータＵＡＶ）等の航空機を指すが、本明細書に説明される分散型エネルギーシステムは、陸上乗り物（例えば、有人または無人自動車、自転車等）、海中乗り物（例えば、無人船、無人潜水艦（ＵＵＶ））、または他のタイプの乗り物のために電力を推進システムに提供するために使用されることができる。例えば、陸上乗り物のために、ハイブリッドエネルギー発生システムは、前進運動のためのトルクを提供する１つ以上の車輪もしくは別の機構を駆動する、電力を電気モータに提供するために使用されることができる。

図３は、航空機（例えば、図２の航空機２００）の分散型エネルギーシステム３００の略図である。ハイブリッドエネルギー発生システム２１０内では、エンジン２１２（例えば、燃焼エンジン）は、直接機械結合等の機械結合３０２を介して、発電機２１４に機械的に結合される。発電機２１４は、発電機２１４によって発生させられた電気エネルギーがプロペラアセンブリ２０２、２０４に給電するために使用され得るように、電気結合３０４を介して、プロペラアセンブリ２０２、２０４に結合される。各プロペラアセンブリ２０２、２０４内では、モータ２０５、２０６は、電気エネルギーを機械エネルギーに変換して戻し、それは、対応するプロペラ２０７、２０８を駆動するために、機械的結合３０６、３０８を横断して提供される。

前述のように、ハイブリッドエネルギー発生システム２１０とプロペラアセンブリ２０２、２０４との間の機械結合ではない電気結合３０４の存在は、エンジン２１２およびモータ２０５、２０６の両方が、互いに独立して設定され得る、効率的動作特性を伴って起動されることを可能にする。例えば、エンジン２１２は、高回転速度で動作させられることができる一方、モータ２０５、２０６は、複雑かつ重い機械的動力伝達系を要求せずに、はるかに低い回転速度で動作させられることができる。さらに、電気結合３０４は、各モータ２０５、２０６が、他のモータから独立して動作させられることを可能にし、モータ２０５、２０６が、異なる回転速度で、または異なる他のパラメータで、もしくは反対方向においてさえ、動作させられることを可能にする。

ハイブリッドエネルギー発生システム２１０は、電力を同じ航空機上の他のタイプの推進機構３１０に提供することもできる。例えば、プロペラアセンブリ２０２、２０４に給電することに加え、ハイブリッドエネルギー発生システム２１０は、ファンまたは別のタイプの推進機構にも給電することができる。

いくつかの例では、ハイブリッドエネルギー発生システム２１０は、電力を航空機の他のサブシステムに提供するために使用されることができる。例えば、ハイブリッドエネルギー発生システムは、これらのサブシステムのための専用電力ユニットを必要とせず、電気結合３０４を通して、感知サブシステム３１２、コンピューティングサブシステム３１４、通信サブシステム３１６、または他のサブシステムに電力を提供することができる。航空機の他のサブシステムに給電するためのハイブリッドエネルギー発生システムの使用は、航空機が、より小型かつより軽量となることを可能にし、したがって、燃料効率および性能を改良する。

いくつかの例では、航空機は、再生滑空（ｒｅｇｅｎｅｒａｔｉｖｅ ｓｏａｒｉｎｇ）を実装することができる。航空機が飛行中、エンジンは、例えば、航空機をステルスモード（以下にさらに議論される）で動作させるために非アクティブにされることができる。自由スピンプロペラは、次いで、バッテリを再充電するためのタービンとして使用されることができる。同様に、プロペラは、航空機が上昇気流に遭遇するとき、バッテリを再充電することもできる。

図４を参照すると、固定翼無人航空機（ＵＡＶ）４００の例は、以下の仕様を伴うＭｕｇｉｎ ３ ｍ ＵＡＶである。
・ 翼長：３ｍ
・ 長さ：２５ｍ
・ 燃焼エンジンを用いた最大航続時間：３時間（６リットルの燃料を消費する）
・ 最大離陸重量：２５ｋｇ
・ 最大ペイロード重量：８ｋｇ
・ 自重：８ｋｇ
・ 巡航速度：５５ｍｐｈ（８８．５ｋｍ／時）
・ 燃料エネルギー密度：１２，８８８ワット時／ｋｇ
図５を参照すると、ある例では、ＵＡＶ（例えば、図４のＵＡＶ４００に対して与えられる仕様を伴うＭｕｇｉｎ ３ ｍ ＵＡＶ）は、プロペラ５０４に機械的に結合される燃焼エンジン５０２によって動力を供給されるＵＡＶ５００として構成されることができる。この例では、ＤＡ−５０燃焼エンジン（Ｄｅｓｅｒｔ Ａｉｒｃｒａｆｔ，Ｔｕｃｓｏｎ，ＡＺ）が、燃焼エンジン５０２として使用され、プロペラ５０４は、２２ｘ８プロペラである。他のタイプの燃焼エンジンおよび／またはプロペラも、使用されることができる。

燃焼エンジン動力供給式ＵＡＶ５００に対する動作パラメータの仕様は、表１に与えられる。燃料重量は、０．７７ｋｇ／Ｌで計算され、燃料からの総エネルギーは、１２，８８８ワット時／ｋｇで計算された。

図６を参照すると、ある例では、同一Ｍｕｇｉｎ ３ ｍ ＵＡＶ（例えば、図４のＵＡＶ４００に対して与えられる仕様を伴う）は、分散型エネルギーシステムを伴うＵＡＶ６００として構成されることができる。分散型エネルギーシステムは、燃焼エンジン（図示せず）と、プロペラ６０４を駆動するブラシレスモータ６０６に電気的に結合される、発電機６０２とを含む。この例では、エンジンは、Ｚｅｎｏａｈ（登録商標） Ｇ２９０ＲＣ ３．５ ＨＰエンジン（Ｈｕｓｑｖａｒｎａ Ｚｅｎｏａｈ Ｃｏ．Ｌｔｄ．，Ｓａｉｔａｍａ，Ｊａｐａｎ）であり、発電機および推進モータは両方とも、Ｔｕｒｎｉｇｙ（登録商標） ＲｏｔｏＭａｘ １．６０ Ｂｒｕｓｈｌｅｓｓ Ｏｕｔｒｕｎｎｅｒ Ｍｏｔｏｒであり、バッテリは、６Ｓ １６０００ ｍＡｈ Ｌｉｐｏバッテリであり、プロペラは、２２ｘ８プロペラである。他のタイプのエンジン、発電機、モータ、バッテリ、および／またはプロペラも、使用されることができる。

例ＵＡＶ６００に対する動作パラメータの仕様は、表１に与えられる。バッテリからの総エネルギーは、９０％放電時の３．７ボルト×６×１６アンペア時間×０．９＝３２０ワット時間として計算された。バッテリおよびハイブリッドエネルギー発生システムからの総利用可能エネルギーは、バッテリからの総エネルギーおよび０．１２×燃料からの総エネルギーの和として計算された。０．１２の係数は、ハイブリッドエネルギー発生システムの１２％エネルギー変換効率を考慮する。飛行時間は、８８．５ｋｍ／時の巡航速度におけるモータのエネルギー消費率によって除算された総利用可能エネルギーとして計算された。他のパラメータは、上記に説明される通りに計算された。

燃焼エンジン給電式ＵＡＶ５００と比較して、分散型エネルギーシステム給電式ＵＡＶ６００は、より軽量であり（例えば、より少ない燃料が搬送されるため）、より長い飛行時間を有し、対応してより長い範囲を伴う。

図７を参照すると、ある例では、同一Ｍｕｇｉｎ ３ ｍ ＵＡＶ（例えば、図４のＵＡＶ４００に対して与えられる仕様を伴う）は、分散型エネルギーシステムを伴うＵＡＶ７００として構成されることができる。分散型エネルギーシステムは、燃焼エンジン（図示せず）と、発電機７０２とを含み、発電機７０２は、２つのブラシレスモータ７０５、７０６に電気的に結合され、それらの各々は、対応するプロペラ７０７、７０８を駆動する。この例では、エンジンは、Ｚｅｎｏａｈ（登録商標） Ｇ３４０ＲＣ ３４ ｃｃエンジンであり、発電機は、Ｈａｃｋｅｒ Ｍｏｔｏｒ Ｑ８０−４Ｌ Ｂｒｕｓｈｌｅｓｓ ｍｏｔｏｒ（Ｈａｃｋｅｒ Ｍｏｔｏｒ ＧｍｂＨ，Ｅｒｇｏｌｄｉｎｇ，Ｇｅｒｍａｎｙ）であり、推進モータは、Ｔｕｒｎｉｇｙ（登録商標） ＲｏｔｏＭａｘ １．６０ Ｂｒｕｓｈｌｅｓｓ Ｏｕｔｒｕｎｎｅｒ Ｍｏｔｏｒであり、バッテリは、６Ｓ １６０００ ｍＡｈ Ｌｉｐｏバッテリであり、各プロペラは、２２ｘ８プロペラである。他のタイプのエンジン、発電機、モータ、バッテリ、および／またはプロペラも、使用されることができる。例示的ＵＡＶ７００に対する動作パラメータの仕様は、表１に与えられる。

燃焼エンジン給電式ＵＡＶ５００および分散型エネルギーシステム給電式ＵＡＶ７００は、同一総離陸重量を有するが、ハイブリッドエネルギー発生システム給電式ＵＡＶ７００の範囲および飛行時間は、燃焼エンジン給電式ＵＡＶの範囲および飛行時間の２倍を上回る。この範囲および飛行時間における差異は、例えば、ハイブリッドエネルギー発生システムによって提供される追加のエネルギーに起因する。

分散型エネルギーシステム給電式ＵＡＶは、サイレントモードおよび滑空モード等の複数の動作モードを有することができる。サイレントモードでは、ＵＡＶは、着目エリアの上をバッテリ電力で動作し、エンジンがアイドリングまたは非アクティブにされ、ＵＡＶの雑音および熱特性を減少させることを可能にすることができる。滑空モード（時として、ステルスモードとも称される）では、ＵＡＶは、エンジンがアイドリングまたは非アクティブにされ、電力が推進機構の電気モータに提供されない状態で、着目エリアの上を滑空することができる。サイレントモードまたは滑空モードにおける動作は、例えば、監視任務のために、ＵＡＶが展開されることを可能にする。

図８を参照すると、サイレントモードでは、ＵＡＶは、離陸時、推進システムの燃焼エンジンおよび電気モータの両方が動作した状態で、その任務を開始することができる。任務が進むにつれて、発電機によって発生させられた電力の一部は、電気モータに給電するために使用され、発電機によって発生させられた電力の一部は、貯蔵のためにバッテリに送信される。ＵＡＶが巡航高度に到達するとき、バッテリは、バッテリ充電レベルプロット８００上の点８０２に示されるように完全に充電されている。

飛行中、燃焼エンジンは、アイドルリングまたは非アクティブにされることができ、プロペラに結合される電気モータは、バッテリから受電することができる。バッテリが、電力を電気モータに提供するにつれて、バッテリは、バッテリ充電レベルプロット８０上の領域８０４として示されるように、放電する。バッテリの充電レベルが、点８０６に示されるように、所定のレベル（例えば、１０％、２０％、３０％、４０％、５０％、または別の充電レベル）まで低下すると、燃焼エンジンは、再びアクティブにされることができる。アクティブにされた燃焼エンジンは、領域８０８として示されるように、電力を電気モータに提供することと、バッテリを再充電することとの両方を行うことができる。

燃焼エンジンは、ＵＡＶが、その任務のために、サイレントモード動作が所望されるエリア等の着目エリアに近づくと、非アクティブにされることができる（点８１０として示される）。燃焼エンジンの非アクティブ化は、ＵＡＶの雑音レベルおよび温度を減少させ、したがって、ＵＡＶが音および／または熱検出センサを回避することに役立つ。燃焼エンジンが非アクティブにされた状態で、バッテリは、ＵＡＶが着目エリア内またはその近傍を飛行するにつれて、電力を電気モータに提供する（領域８１２として示される）。バッテリの充電レベルが、点８１４に示されるように、所定のレベルまで低下すると、ＵＡＶは、着目エリアから退出することができ、燃焼エンジンは、再びアクティブにされ、バッテリを再充電することができる。このサイクルは、例えば、任務が完了するまで、燃焼エンジンのための燃料がほぼ使い切られるまで等、複数回、繰り返されることができる。

図９を参照すると、滑空モードでは、ＵＡＶは、推進システムの燃焼エンジンおよび電気モータの両方が動作した状態で、離陸時、その任務を開始することができる。ＵＡＶが所定のより高い高度（高度プロット９００上の点９０２に示される）に到達すると、エンジンおよび電気モータは、非アクティブにされ、ＵＡＶが所定のより低い高度（点９０４に示される）まで滑降することを可能にする。ＵＡＶがより低い高度に到達すると、エンジンおよび電気モータは、再びアクティブにされ、より高い高度（点９０６に示される）に戻るようにＵＡＶを推進する。

このプロセスは、ＵＡＶが着目エリアに到達するまで、繰り返されることができる。着目エリアでは、エンジンおよび電気モータは、非アクティブにされ、ＵＡＶが完全にサイレントで動作し、したがって、雑音および熱検出センサを回避することを可能にする。ＵＡＶは、滑空モードにおいて着目エリアの上空に留まり、例えば、監視画像を捕捉すること、または積荷を着目エリアに投下することができる。ＵＡＶが所定の低高度に到達すると、ＵＡＶは、着目エリアから退去することができる。着目エリア外では、エンジンおよび電気モータは、再びアクティブにされ、より高い高度に戻るようにＵＡＶを推進し、例えば、着目エリアに再進入するか、または基地に戻ることができる。

いくつかの例では、ＵＡＶは、エンジンが持続的に起動した状態で、および／またはバッテリ電力がオンの状態で、着目エリアまで飛行することができ、ＵＡＶが着目エリアの近傍に来ると、滑空モードでのみ動作することができる。

いくつかの例では、ＵＡＶが、エンジンおよび電気モータの両方が非アクティブにされた状態で滑空する間、自由スピンプロペラは、タービンとして使用され、バッテリを充電することができる。例えば、プロペラのスピンは、電気モータにトルクとして伝達され、それは、電気モータに電気エネルギーを発生させる。発生させられた電気エネルギーは、バッテリに提供されることができる。

いくつかの例では、分散型エネルギーシステムの存在は、ツインプロペラ航空機のプロペラの回転速度（例えば、ｒｐｍ）が、方向転換するために変動させられることを可能にする。いくつかの例では、航空機上の燃焼エンジンの場所は、異なるペイロードに適応するために、例えば、航空機の製造後、迅速に変更されることができる。例えば、エンジンの場所は、航空機（そのペイロードを含む）の重力中心が固定されたままであるように調節されることができる。プロペラが航空機の翼上に搭載されるいくつかの例では、翼は、電気モータが従来の燃焼エンジンまたはジェットエンジンより軽量であるので、機械的構造を殆ど伴わずに構築されることができる。

本明細書に説明されるＵＡＶは、気象監視または予測用途のために展開されることができる。例えば、ＵＡＶを含有する、ＮＣＡＲ投下ゾンデは、気象観測機によってハリケーンの中心の中に投入されることができる。ＮＣＡＲ投下ゾンデから展開されたＵＡＶは、気象データをハリケーンの内側から収集し、データを遠隔目的地（例えば、気象観測機または別の目的地）に伝送するか、または将来的回収のために、データをオンボードデータ記憶装置内に記憶することができる。例えば、ＵＡＶは、ハリケーン内の垂直高度および側方位置の両方の関数として、気象データを収集するように動作させられることができる。そのような位置データは、特定のハリケーンの短期予測のために、および改良された気象予測能力のために、既存の気象モデルを訓練するために、または新しい気象モデルを作成するために、有用であり得る。展開可能ＵＡＶのさらなる説明は、２０１７年５月１２日に出願された米国特許出願第１５／５９３，８０３号に見出されることができ、その全内容は、参照することによって本明細書に組み込まれる。

本明細書に説明されるＵＡＶは、空気品質試験、森林火災の監視もしくは予測、火山噴火の監視、放射能にさらされる領域の内側の環境監視、または遠隔監視もしくは測定が有用であり得る他の状況等、感知用途のために展開されることができる。いくつかの例では、ＵＡＶは、環境測定、静止画、またはビデオ画像、もしくは他のデータ等のデータを収集し、データをオンボードデータ記憶装置内に記憶することができる。後に、ＵＡＶが回収されたとき、または基地に戻ったとき、データは、オンボードデータ記憶装置から読み出されることができる。いくつかの例では、ＵＡＶは、収集されたデータを、例えば、リアルタイムで、またはバッチで、遠隔サーバ（例えば、ＵＡＶが投入された飛行機上）、衛星、または別の目的地等の目的地に伝送することができる。データ収集、記憶、および／または伝送のためのＵＡＶの使用のさらなる説明は、２０１７年５月１２日に出願された米国特許出願第１５／５９４，２５５号に見出されることができ、その全内容は、参照することによって本明細書に組み込まれる。

本明細書に説明されるＵＡＶは、敵地の政府監視、人間の進入に対して閉鎖された領土の安全監視（例えば、放射性廃棄物処分用地）、または他の安全用途のため等、安全用途のために使用されることができる。本明細書に説明されるＵＡＶは、部隊の移動に先立った偵察、遠隔地（例えば、荒野）に展開された部隊へのコンピューティング能力（例えば、データ記憶能力、データ処理能力、通信能力、または他のコンピューティング能力）の送達、または他の軍事用途のため等、軍事用途のために使用されることができる。

いくつかの例では、本明細書に説明される分散型エネルギーシステムは、自動車、トラック、バス、自転車、移動ロボット、または他の陸上乗り物等の有人もしくは無人陸上乗り物の推進機構にエネルギーを提供するために採用されることができる。陸上乗り物と併用されるとき、分散型エネルギーシステムは、陸上乗り物の１つ以上の車輪を回転させるためのエネルギーを提供する。

図１０Ａ−１０Ｃを参照すると、ある例では、自転車１５０が、自転車１５０の後輪１５２の回転を駆動するためのエネルギーを提供する分散型エネルギーシステムによって給電される。分散型エネルギーシステムは、燃焼エンジン等のエンジン１５６と、エンジン１５６に機械的に結合されている発電機１５８とを含むハイブリッドエネルギー発生システム１５４を含む。ハイブリッドエネルギー発生システム１５６は、実質的に、上で説明される通りに動作する。ガソリン等の燃料をエンジン１５６に提供するための燃料タンク１５９が、自転車の側面上等、自転車１５０上に搭載されることができる。

発電機１５８によって発生させられた電気エネルギーは、例えば、車輪のハブ１６２上に搭載される、車輪の中心位置等における後輪１５２上に位置する電気モータ１６０に提供される。電気モータ１６０は、後輪１５２の回転を駆動するトルクを発生させ、それは、自転車１５０に移動させる。

ハイブリッドエネルギー発生システム１５６および電気モータ１６０は、自転車１５０上の異なる位置に位置することができる。例えば、ハイブリッドエネルギー発生システム１５６は、自転車１５０の車体に取り付けられることができ、自転車の後面（図示されるように）または正面におけるラック１６４上に搭載されることができる。ハイブリッドエネルギー発生システム１５６および電気モータ１５０を自転車１５０上の異なる位置に位置させることは、自転車１５０を平衡させるために役立ち、したがって、快適な乗車経験を乗車者に提供することができる。例えば、ハイブリッドエネルギーシステム１５６は、ハイブリッドエネルギーシステム１５６の重量が、自転車の両側間に均一に分散されるように、自転車１５０の中心軸の上方に位置付けられることができる。

いくつかの例では、ハイブリッドエネルギー発生システム１５４は、発電機１５８によって発生させられた電気エネルギーを貯蔵するための１つ以上のバッテリ１６６を含むことができる。バッテリ１６６内に貯蔵されたエネルギーは、例えば、自転車１５０が坂道を上るとき補助するために、または燃料タンク１５９が空であるとき、エネルギーを提供するために、追加の電気エネルギーを電気モータ１６０に提供するために使用されることができる。いくつかの例では、乗車者が、自転車１５０で惰走している（例えば、坂道を惰走して下る）とき、後輪１５２および電気モータ１６０は、タービンとして作用し、バッテリ１６４内に貯蔵され得るエネルギーを発生させることができる。

エンジン１５６は、自転車１５０の後輪１５２に機械的に結合されないので、エンジン１５６は、後輪１５２の回転速度にかかわらず、効率的動作条件下で動作させられることができる。例えば、高回転速度で動作する小型の軽量エンジンが、使用されることができる。

図１０Ａおよび１０Ｂの例では、分散型エネルギーシステムは、後輪１５２の回転を駆動する。いくつかの例では、分散型エネルギーシステムは、自転車の前輪１６６または自転車の前輪１６６および後輪１５２の両方の回転を駆動することができる。いくつかの例では、分散型エネルギーシステムは、自動車またはトラック等の別のタイプの陸上乗り物の１つ以上の車輪の回転を駆動するために採用されることができる。いくつかの例では、陸上乗り物の各車輪は、各車輪が互いの車輪から独立して駆動され得るように、専用電気モータによって駆動されることができる。感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、通信サブシステム、または他のサブシステム等の陸上乗り物の他のシステムも、分散型エネルギーシステムによって給電されることができる。例えば、無人自動車内の自動運転関連機能が、分散型エネルギーシステムによって給電されることができる。

いくつかの例では、陸上移動ロボットが、分散型エネルギーシステムを用いて実装されることができる。例えば、陸上移動ロボットは、軍事または公共安全用途、構造用途、産業用途、もしくは他の使用において使用されることができる。分散型エネルギーシステムのそのような陸上移動ロボットとの使用は、これらのロボットが効率的に動作することに役立つことができ、コンパクトな軽量ロボットの設計を可能にすることができ、かつロボットが静かに動作することを可能にすることができる。

他の実施形態も、以下の請求項の範囲内である。

Claims (18)

1. 航空機であって、前記航空機は、
   ハイブリッド発電システムであって、前記ハイブリッド発電システムは、
   燃焼エンジンと、
   前記燃焼エンジンに機械的に結合されている発電機と
   を備えている、ハイブリッド発電システムと、
   複数の推進システムであって、各推進システムは、前記ハイブリッド発電システムから遠隔に位置し、各推進システムは、
   前記発電機に電気的に結合されている電気モータと、
   前記電気モータに結合されている回転機構と
   を備えている、複数の推進システムと、
   前記燃焼エンジンの動作を制御するように構成された電子制御ユニットと、
   前記複数の推進システムのそれぞれの動作を制御するように構成された複数の電子速度コントローラと
   を備え、前記燃焼エンジンの動作を制御することは、前記複数の推進システムを制御することから独立しており、
   少なくとも１つの推進システムの動作を制御することは、前記複数の推進システムの残りを制御することから独立しており、
   前記燃焼エンジンは、前記機械的に結合されている発電機に提供される単一の回転出力を生成するように制御される、航空機。
2. 前記回転機構は、プロペラを備えている、請求項１に記載の航空機。
3. 前記回転機構は、ファンを備えている、請求項１に記載の航空機。
4. 前記発電機は、前記エンジンからの機械エネルギーを電気エネルギーに変換するように構成されている、請求項１に記載の航空機。
5. 前記電気モータは、前記発電機からの電気エネルギーを回転機械エネルギーに変換するように構成されている、請求項４に記載の航空機。
6. 前記回転機構は、前記電気モータからの回転機械エネルギーによって駆動されるように構成されている、請求項５に記載の航空機。
7. 前記複数の推進システムのうちの１つまたは複数は、前記航空機の翼上に位置し、前記ハイブリッド発電システムは、前記航空機の本体上に位置している、請求項１に記載の航空機。
8. 前記複数の推進システムの各々は、前記発電機に電気的に結合されている電気モータと、前記電気モータに結合されている回転機構とを備えている、請求項１に記載の航空機。
9. 各電気モータは、各他の電気モータから独立して動作するように構成されている、請求項８に記載の航空機。
10. 前記発電機および前記電気モータに電気的に結合されているバッテリを備えている、請求項１に記載の航空機。
11. 前記発電機に電気的に結合されている感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つまたは複数を備えている、請求項１に記載の航空機。
12. 方法であって、前記方法は、
    航空機のハイブリッド発電システムにおいて、
    燃焼エンジンにおいて、機械エネルギーを発生させることと、
    前記燃焼エンジンに機械的に結合されている発電機において、前記発生させられた機械エネルギーを電気エネルギーに変換することと、
    電子制御ユニットにおいて、前記燃焼エンジンが前記機械的に結合されている発電機に提供される単一の回転出力を生成するように動作するように、前記燃焼エンジンの動作を制御することと、
    複数の電子速度コントローラの各々において、それぞれ、複数の推進システムのうちの少なくとも１つの動作を制御することと、
    各推進システムが前記ハイブリッド発電システムから遠隔に位置している前記航空機の前記複数の推進システムにおいて、
    前記電気エネルギーを各推進システムの回転機構の回転を駆動するための回転機械エネルギーに変換することと、
    各他の推進システムにおける前記回転機構の回転から独立して、各推進システムにおける前記回転機構の回転を駆動することと
    を含み、前記電子制御ユニットにおいて、前記燃焼エンジンの動作を制御することは、前記複数の推進システムを制御することから独立しており、
    前記複数の推進システムの動作を制御することは、前記燃焼エンジンの動作を制御することから独立している、方法。
13. 第１の方向における第１の回転機構の回転を駆動することと、第２の方向における第２の回転機構の回転を駆動することとを含み、前記第１の方向は、前記第２の方向と異なる、請求項１２に記載の方法。
14. 第１の速度における第１の回転機構の回転を駆動することと、第２の速度における第２の回転機構の回転を駆動することとを含み、前記第１の速度は、前記第２の速度と異なる、請求項１２に記載の方法。
15. 前記電気エネルギーの少なくとも一部をバッテリ内に貯蔵することを含む、請求項１２に記載の方法。
16. 前記電気エネルギーの少なくとも一部を感知サブシステム、コンピューティングサブシステム、および通信サブシステムのうちの１つまたは複数に提供することを含む、請求項１２に記載の方法。
17. 前記燃焼エンジンは、前記航空機の動作中に前記単一の回転出力を生成するように制御される、請求項１〜１１のいずれか一項に記載の航空機。
18. 前記燃焼エンジンが前記航空機の動作中に前記単一の回転出力を生成するように動作する、請求項１２〜１６のいずれか一項に記載の方法。