KR20230093315A - 항공기용 전기 동력 추진 시스템 - Google Patents
항공기용 전기 동력 추진 시스템 Download PDFInfo
- Publication number
- KR20230093315A KR20230093315A KR1020237017731A KR20237017731A KR20230093315A KR 20230093315 A KR20230093315 A KR 20230093315A KR 1020237017731 A KR1020237017731 A KR 1020237017731A KR 20237017731 A KR20237017731 A KR 20237017731A KR 20230093315 A KR20230093315 A KR 20230093315A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- battery
- propulsion assembly
- propulsion
- switch
- aircraft
- Prior art date
Links
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims abstract description 134
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims abstract description 134
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims description 34
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 24
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 24
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 19
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 4
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 4
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims 3
- 230000015654 memory Effects 0.000 description 14
- 230000006870 function Effects 0.000 description 11
- 230000008859 change Effects 0.000 description 9
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 5
- 239000004020 conductor Substances 0.000 description 4
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 208000032953 Device battery issue Diseases 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 description 1
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L3/00—Electric devices on electrically-propelled vehicles for safety purposes; Monitoring operating variables, e.g. speed, deceleration or energy consumption
- B60L3/0023—Detecting, eliminating, remedying or compensating for drive train abnormalities, e.g. failures within the drive train
- B60L3/0061—Detecting, eliminating, remedying or compensating for drive train abnormalities, e.g. failures within the drive train relating to electrical machines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L3/00—Electric devices on electrically-propelled vehicles for safety purposes; Monitoring operating variables, e.g. speed, deceleration or energy consumption
- B60L3/0092—Electric devices on electrically-propelled vehicles for safety purposes; Monitoring operating variables, e.g. speed, deceleration or energy consumption with use of redundant elements for safety purposes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L50/00—Electric propulsion with power supplied within the vehicle
- B60L50/50—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells
- B60L50/60—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells using power supplied by batteries
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
- B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
- B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
- H02J1/00—Circuit arrangements for dc mains or dc distribution networks
- H02J1/14—Balancing the load in a network
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
- H02J4/00—Circuit arrangements for mains or distribution networks not specified as ac or dc
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
- H02P4/00—Arrangements specially adapted for regulating or controlling the speed or torque of electric motors that can be connected to two or more different electric power supplies
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L2200/00—Type of vehicles
- B60L2200/10—Air crafts
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L2220/00—Electrical machine types; Structures or applications thereof
- B60L2220/40—Electrical machine applications
- B60L2220/42—Electrical machine applications with use of more than one motor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
- H02J2310/00—The network for supplying or distributing electric power characterised by its spatial reach or by the load
- H02J2310/40—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle
- H02J2310/44—The network being an on-board power network, i.e. within a vehicle for aircrafts
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
- Y02T10/60—Other road transportation technologies with climate change mitigation effect
- Y02T10/70—Energy storage systems for electromobility, e.g. batteries
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Transportation (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
- Forklifts And Lifting Vehicles (AREA)
- Toys (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
- Details Of Aerials (AREA)
- Coupling Device And Connection With Printed Circuit (AREA)
- Retarders (AREA)
- Power Sources (AREA)
Abstract
항공기용 전기 추진 시스템은 배터리, 전기 추진 조립체 및 전원 분배 회로를 포함한다. 각각의 배터리는 각각의 하나의 전력 분배 회로를 통해 2개 이상의 전기 추진 조립체와 연결된다. 전기 추진 조립체는 항공기에 위치하며 항공기에 평형힘을 가하도록 작동하여 고장이 나는 경우 항공기가 롤, 피치 및/또는 요의 큰 변화를 받지 않도록 한다.
Description
이 출원은 2020년 10월 27일에 출원된 미국 임시특허 출원번호 63/106,197 "VTOL AIRCRAFT Fan Tilting Mechanisms And Arrangements" 및 2021년 3월 16일에 출원된 미국 정규특허 출원번호 17/202,855 "Power Distribution Circuits for Electrically Powered Aircraft"에 대한 우선권을 주장하며, 모든 목적을 위해 그 전체 내용이 참조로 본 명세서에 포함된다.
설명된 실시예는 일반적으로 항공기용 전기 동력 추진 시스템에 관한 것이다. 특히 설명된 실시예는 추진 시스템 내의 하나 이상의 고장으로 인해 항공기에 가해지는 추진력의 평형(balanced) 변화를 제공하는 전력 분배 회로를 포함하는 전기 동력 항공기 추진 시스템에 관한 것이다.
전기 동력 항공기는 신뢰성과 조종성을 위해 다중 추진 조립체를 사용하는 추진 시스템을 포함할 수 있다. 그러나 다중 추진 조립체를 사용하면 가능한 고장 지점의 수가 증가하고 관련된 안정성 및 제어 영향이 증가한다.
추진 시스템의 하나 이상의 고장 조건의 결과로 발생하는 안정성 및 제어 영향이 항공기의 롤, 피치 및/또는 요에 큰 변화를 야기하지 않도록 보장하기 위해 공간적으로 분산된 추진 조립체 사이에 평형 전력 분배가 사용되는 항공기용 전기 동력 추진 시스템이 제공된다. 결과적으로 항공기의 지속적인 안전한 작동 가능성이 높아진다.
일 측면에서 항공기용 전기 동력 추진 시스템은 배터리, 전기 추진 조립체 및 전력 분배 회로를 포함한다. 각각의 전력 분배 회로는 하나의 배터리를 2개 이상의 전기 추진 조립체에 연결한다. 배터리에 연결된 전기 추진 조립체는 작동 가능하며 항공기에 평형힘(balanced force)을 적용하기 위해 항공기에 배치된다. 예를 들어 일부 실시예에서, 평형힘은 항공기의 무게 중심(CG) 한계 내에 위치된 추진 시스템 평형점에 대해 평형을 이룬다. 많은 실시예에서, 추진 시스템 평형점은 항공기의 무게 중심(CG)으로부터 상대적으로 작은 거리 내에 있으며, 그 위치는 페이로드 및 연료 크기 및 분포의 변동으로 인해 변경될 수 있다. 많은 실시예에서 각각의 전력 분배 회로는 하나 이상의 고장 조건이 2개 이상의 전기 추진 조립체가 항공기에 평형힘을 적용하는 것을 중단하도록 구성되어 결과적으로 항공기의 롤, 피치 및/또는 요에 큰 변화를 야기하지 않는 평형한 안정성 및 제어 충격을 보장한다.
일부 실시예에서 배터리와 연결된 2개 이상의 전기 추진 조립체는 항공기의 무게 중심(CG) 한계 내에 배치된 항공기의 추진 시스템 평형점에 대해 서로 정반대(diametrically opposed)로 배치된 2개의 전기 추진 조립체를 포함한다. 추진 시스템 평형점은 항공기의 무게 중심(CG) 가까이 또는 그 위에 위치할 수 있다. 다양한 실시예에서, 전기 추진 조립체는 추진 시스템 평형점에 대해 평형힘을 항공기에 가하도록 작동 가능하고 배치되는 4개의 전기 추진 조립체를 포함한다. 일부 실시예에서, 전기 동력 추진 시스템은 접촉기(contactor: 예를 들어, 전기 릴레이 스위치)를 더 포함한다. 각각의 접촉기는 각각의 배터리와 각각의 분리(isolated) 전력 분배 회로 사이에 연결될 수 있다. 다양한 실시예에서, 전기 추진 조립체 중 적어도 하나는 1차 제어기, 1차 권선, 예비(redundant) 제어기 및 예비 권선을 포함한다. 1차 제어기는 1차 권선에 연결된다. 예비 제어기는 예비 권선에 연결된다.
일부 실시예에서 배터리 중 제1배터리는 제1추진 조립체의 1차 제어기에 전기적으로 연결되고 배터리 중 제2배터리는 제1추진 조립체의 예비 제어기에 전기적으로 연결된다. 다양한 실시예에서 전기 동력 추진 시스템은 퓨즈를 더 포함한다. 각각의 퓨즈는 분리 전원 분배 회로의 일부 또는 전부가 함께 전기적으로 연결되도록 2개의 분리 전원 분배 회로를 함께 연결할 수 있다.
다른 측면에서 항공기용 전기 동력 추진 시스템은 제1배터리, 제2배터리, 제1전기 추진 조립체, 제2전기 추진 조립체, 제3전기 추진 조립체, 제4전기 추진 조립체, 제1분리 전력 분배 회로 및 제2분리 전력 분배 회로를 포함한다.
제1전기 추진 조립체는 제1힘을 생성한다. 제2전기 추진 조립체는 제2힘을 생성한다. 제1힘과 제2힘은 항공기의 무게 중심 한계 내에 위치한 추진 시스템 평형점에 대해 평형을 이룰 수 있다. 제3전기 추진 조립체는 제3힘을 생성한다. 제4전기 추진 조립체는 제4힘을 생성한다. 제3힘과 제4힘은 추진 시스템 평형점에 대해 평형을 이룰 수 있다. 제1분리 전력 분배 회로는 제1배터리를 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체에 연결한다. 제2분리 전력 분배 회로는 제2배터리를 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체에 연결한다.
일부 실시예에서, 제1전기 추진 조립체는 항공기의 제1날개에 부착되고 제2전기 추진 조립체는 항공기의 제2날개에 부착된다. 다양한 실시예에서, 제3전기 추진 조립체는 항공기의 제1날개에 부착되고 제4전기 추진 조립체는 항공기의 제2날개에 부착된다. 일부 실시예에서 제1분리 전력 분배 회로 및 제2분리 전력 분배 회로는 1차 분리 전력 분배 회로이다. 전기 동력 추진 시스템은 제1예비 전력 분배 회로 및 제2예비 전력 분배 회로를 더 포함할 수 있다. 제1예비 전력 분배 회로는 제3배터리를 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체에 연결할 수 있다. 제2예비 분리 전력 분배 회로는 제4배터리를 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체에 연결할 수 있다.
일부 실시예에서 제1분리 전력 분배 회로는 제1전기 추진 조립체의 1차 제어기에 연결되고, 제2분리 전력 분배 회로는 제2전기 추진 조립체의 1차 제어기에 연결되며, 제1예비 분리 전력 분배 회로는 제1전기 추진 조립체의 예비 제어기에 연결되고, 제2예비 분리 전력 분배 회로는 제2전기 추진 조립체의 예비 제어기에 연결된다. 일부 실시예에서, 제1전기 추진 조립체, 제2전기 추진 조립체, 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체 중 적어도 하나는 1차 제어기, 1차 권선, 예비 제어기 및 예비 권선을 포함한다. 1차 제어기는 1차 권선에 연결된다. 예비 제어기는 예비 권선에 연결된다. 다양한 실시예에서, 전기 동력 추진 시스템은 제1분리 전력 분배 회로를 제2분리 전력 분배 회로에 연결하는 퓨즈를 더 포함한다.
다른 측면에서, 항공기에 전력을 공급하는 방법은 제1배터리에 연결된 제1분리 전력 분배 회로를 통해 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계를 포함한다. 제1전기 추진 조립체는 항공기의 좌측 날개에 부착되고 제2전기 추진 조립체는 항공기의 우측 날개에 부착되어 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체가 항공기의 무게 중심 한계 내에 배치되는 추진 시스템 평형점을 중심으로 각각의 평형힘을 가한다. 다양한 실시예에서, 항공기에 전력을 공급하는 방법은 제2배터리에 연결된 제2분리 전력 분배 회로를 통해 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계를 더 포함한다. 제3전기 추진 조립체는 작동 가능하고 항공기의 좌측 날개에 부착되고, 제4전기 추진 조립체는 작동 가능하고 항공기의 우측 날개에 부착되어 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체가 추진 시스템 평형점에 대해 각각의 평형힘을 가한다.
일부 실시예에서, 제1분리 전력 분배 회로 및 제2분리 전력 분배 회로는 1차 분리 전력 분배 회로이다. 이 방법은 (a) 제3배터리에 연결된 제1예비 분리 전력 분배 회로를 통해 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계, 및 (b) 제4배터리에 연결된 제2예비 분리 전원 분배 회로를 통해 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계를 더 포함할 수 있다. 다양한 실시예에서, 상기 방법은 접촉기(예를 들어, 전기 릴레이 스위치)를 사용한다. 각각의 접촉기는 각각의 배터리와 각각의 격리된 전원 분배 회로 사이에 연결될 수 있다. 일부 실시예에서, 제1전기 추진 조립체, 제2전기 추진 조립체, 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체 중 적어도 하나는 1차 제어기, 1차 권선, 예비 제어기 및 예비 권선을 포함한다. 1차 제어기는 1차 권선에 연결된다. 예비 제어기는 예비 권선에 연결된다. 다양한 실시예에서, 상기 방법은 제1분리 전력 분배 회로를 제2분리 전력 분배 회로에 연결하는 퓨즈를 더 채용한다.
다른 측면에서 항공기는 기체, 제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체, 제4추진 조립체, 제1배터리 및 제2배터리를 포함한다.
기체는 롤 축을 갖는다. 제1추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제1양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제2추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제2양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제3추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제3양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제4추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제4양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제1배터리는 제1추진 조립체에 연결되어 제1추진 조립체에 전력을 공급하여 제1양력을 생성하고, 제3추진 조립체에 연결되어 제3추진 조립체에 전력을 공급하여 제3양력을 생성한다. 제2배터리는 제2추진 조립체에 연결되어 제2추진 조립체에 전력을 공급하여 제2양력을 생성하고, 제4추진 조립체와 연결되어 전력을 제4추진 조립체에 공급하여 제4양력을 생성한다. 제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체 및 제4추진 조립체는 공간적으로 분산되어 있다. 제1추진 조립체와 제3추진 조립체는, 제1양력과 제3양력이 크기가 같고 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트(zero roll moment)를 생성하도록 조합되어 제1배터리에서 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체로 전력 공급의 손실이 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 롤 모멘트의 변화가 실질적으로 제로가 되도록 작동할 수 있다. 제2추진 조립체와 제4추진 조립체는, 제2양력과 제4양력의 크기가 같고 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트를 생성하도록 조합되어 제2배터리에서 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체로 전력 공급의 손실이 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 롤 모멘트의 변화가 실질적으로 제로가 되도록 작동할 수 있다.
제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체 및 제4추진 조립체는 임의의 적합한 공간 배치를 가질 수 있다.
예를 들어 일부 실시예에서, 제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체 및 제4추진 조립체는 직사각형 어레이로 공간적으로 배치된다.
일부 실시예에서 항공기는 제1배터리 제1스위치, 제2배터리 제1스위치 및 제어 시스템을 더 포함한다.
제1배터리 제1스위치는 제1배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 연결된 닫힌 상태(closed state)를 갖는다. 제1배터리 제1스위치는 제1배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태(open state)를 갖는다. 제2배터리 제1스위치는 제2배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 연결된 닫힌 상태를 갖는다. 제2배터리 제1스위치는 제2배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제어 시스템은 제1배터리 제1스위치 및 제2배터리 제1스위치 각각의 동작을 제어하도록 구성된다. 제어 시스템은 제1추진 조립체 또는 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제1배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제2추진 조립체 또는 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제2배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다.
일부 실시예에서 항공기는 제1배터리 제2스위치 및 제2배터리 제2스위치를 더 포함한다.
제1배터리 제2스위치는 제1배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제1배터리 제2스위치는 제1배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제2배터리 제2스위치는 제2배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제2배터리 제2스위치는 제2배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제어 시스템은 제1배터리 제2스위치 및 제2배터리 제2스위치 각각의 동작을 제어하도록 추가로 구성된다. 제어 시스템은 제2추진 조립체 또는 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제1배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제1추진 조립체 또는 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제2배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다.
일부 실시예에서 제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체 및 제4추진 조립체는 1차 구동 전류 제어기, 2차 구동 전류 제어기 및 연관된(associated) 구동 코일을 채용한다. 예를 들어 일부 실시예에서 제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체 및 제4추진 조립체 각각은 1차 구동 전류 제어기, 1차 구동 코일, 2차 구동 전류 제어기 및 2차 구동 코일을 포함한다. 각각의 1차 구동 전류 제어기는 연관된 1차 구동 코일에 대한 구동 전류의 공급을 제어한다. 각각의 2차 구동 전류 제어기는 연관된 2차 구동 코일에 대한 구동 전류의 공급을 제어한다. 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 제1배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제1배터리 제1스위치에 전기적으로 연결된다. 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 제2배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제2배터리 제1스위치에 전기적으로 연결된다. 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 제2배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제2배터리 제2스위치에 전기적으로 연결된다. 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 제1배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제1배터리 제2스위치에 전기적으로 연결된다.
일부 실시예에서 항공기는 제5추진 조립체, 제6추진 조립체, 제7추진 조립체, 제8추진 조립체, 제3배터리 및 제4배터리를 더 포함한다. 제5추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제5양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제6추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제6양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제7추진 조립체는 기체와 연결되고 기체에 가해지는 제7양력을 생성하도록 작동 가능하다. 제8추진 조립체는 기체와 연결되어 기체에 가해지는 제8양력을 생성하도록 작동할 수 있다. 제3배터리는 제5추진 조립체에 연결되어 제5추진 조립체에 전력을 공급하여 제5양력을 생성하고, 제7추진 조립체와 연결되어 제7추진 조립체에 전력을 공급하여 제7양력을 생성한다. 제4배터리는 제6추진 조립체에 연결되어 제6추진 조립체에 전력을 공급하여 제6양력을 생성하고, 제8추진 조립체와 연결되어 제8추진 조립체에 전력을 공급하여 제8양력을 생성한다. 제5추진 조립체, 제6추진 조립체, 제7추진 조립체, 제8추진 조립체는 공간적으로 분산되어 있다. 제5추진 조립체와 제7추진 조립체는, 제5양력과 제7양력의 크기가 같고 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트를 생성하도록 조합되어 제3배터리에서 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체로 전력 공급의 손실이 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 롤 모멘트의 변화가 실질적으로 제로가 되도록 작동할 수 있다. 제6추진 조립체와 제8추진 조립체는, 제6양력과 제8양력의 크기가 같고 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트를 생성하도록 조합되어 제4배터리에서 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체로 전력 공급의 손실이 롤 축을 중심으로 항공기에 가해지는 롤 모멘트의 변화가 실질적으로 제로가 되도록 작동할 수 있다. 일부 실시예에서, 제6추진 조립체, 제7추진 조립체 및 제8추진 조립체는 직사각형 어레이로 공간적으로 배치된다.
일부 실시예에서 항공기는 제1배터리 제1스위치, 제2배터리 제1스위치, 제3배터리 제1스위치, 제4배터리 제1스위치 및 제어 시스템을 더 포함한다.
제1배터리 제1스위치는 제1배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 연결된 닫힌 상태를 갖는다. 제1배터리 제1스위치는 제1배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제2배터리 제1스위치는 제2배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 연결된 닫힌 상태를 갖는다. 제2배터리 제1스위치는 제2배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제3배터리 제1스위치는 제3배터리가 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체와 전기적으로 연결된 닫힌 상태를 갖는다. 제3배터리 제1스위치는 제3배터리가 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제4배터리 제1스위치는 제4배터리가 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제4배터리 제1스위치는 제4배터리가 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제어 시스템은 제1배터리 제1스위치, 제2배터리 제1스위치, 제3배터리 제1스위치 및 제4배터리 제1스위치 각각의 동작을 제어하도록 구성된다. 제어 시스템은 제1추진 조립체 또는 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제1배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제2추진 조립체 또는 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제2배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제5추진 조립체 또는 제7추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제3배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제6추진 조립체 또는 제8추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제4배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다.
일부 실시예에서 항공기는 제1배터리 제2스위치, 제2배터리 제2스위치, 제3배터리 제2스위치 및 제4배터리 제2스위치를 더 포함한다. 제1배터리 제2스위치는 제1배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제1배터리 제2스위치는 제1배터리가 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제2배터리 제2스위치는 제2배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제2배터리 제2스위치는 제2배터리가 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제3배터리 제2스위치는 제3배터리가 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제3배터리 제2스위치는 제3배터리가 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제4배터리 제2스위치는 제4배터리가 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태를 갖는다. 제4배터리 제2스위치는 제4배터리가 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는다. 제어 시스템은 제1배터리 제2스위치, 제2배터리 제2스위치, 제3배터리 제2스위치 및 제4배터리 제2스위치 각각의 동작을 제어하도록 추가로 구성된다. 제어 시스템은 제2추진 조립체 또는 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제1배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제1추진 조립체 또는 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제2배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제6추진 조립체 또는 제8추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제3배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다. 제어 시스템은 제5추진 조립체 또는 제7추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 제4배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되게 한다.
항공기의 일부 실시예에서, 각각의 제1추진 조립체, 제2추진 조립체, 제3추진 조립체, 제4추진 조립체, 제5추진 조립체, 제6추진 조립체, 제7추진 조립체 및 제8추진 조립체는 1차 구동 전류 제어기, 1차 구동 코일, 2차 구동 전류 제어기 및 2차 구동 코일을 포함한다. 각각의 1차 구동 전류 제어기는 연관된 1차 구동 코일에 대한 구동 전류의 공급을 제어한다. 각각의 2차 구동 전류 제어기는 연관된 2차 구동 코일에 대한 구동 전류의 공급을 제어한다. 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 제1배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제1배터리 제1스위치에 전기적으로 연결된다. 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 제2배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제2배터리 제1스위치에 전기적으로 연결된다. 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 제3배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제3배터리 제1스위치에 전기적으로 연결된다. 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 제4배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제4배터리 제1스위치에 전기적으로 연결된다. 제1추진 조립체 및 제3추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 제2배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제2배터리 제2스위치에 전기적으로 연결된다. 제2추진 조립체 및 제4추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 제1배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제1배터리 제2스위치에 전기적으로 연결된다. 제5추진 조립체 및 제7추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 제4배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제4배터리 제2스위치에 전기적으로 연결된다. 제6추진 조립체 및 제8추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 제3배터리로부터 전력을 수신하기 위해 제3배터리 제2스위치에 전기적으로 연결된다.
본 발명의 특성 및 이점을 더 잘 이해하기 위해, 다음 설명 및 첨부된 도면을 참조해야 한다. 그러나 각각의 도면은 예시의 목적으로만 제공되며 본 발명의 범위를 한정하기 위한 것이 아님을 이해해야 한다. 또한 일반적으로 발명의 설명에서 명백하지 않은 한, 다른 도면의 요소가 동일한 참조 번호를 사용하는 경우 요소는 일반적으로 기능이나 목적이 동일하거나 적어도 유사하다.
도 1a 및 도 1b는 본 발명의 실시예에 따른 수직(도 1a) 및 수평(도 1b) 비행 구성의 전기 동력 항공기의 단순화된 사시도이다.
도 2는 도 1a 및 도 1b에 도시된 전기 동력 항공기를 위한 6개의 분리 1차 전원 분배 회로 및 6개의 분리 예비 전원 분배 회로를 포함하는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 3은 배터리 고장의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 추진 시스템의 개략도이다.
도 4는 접촉기 고장 또는 전력 분배 버스 단락의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 동력 추진 시스템의 개략도이다.
도 5는 단락된 인버터 또는 모터 권선의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 동력 추진 시스템의 개략도이다.
도 6은 점유된(seized) 모터의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 동력 추진 시스템의 개략도이다.
도 7은 도 1a 및 도 1b에 도시된 전기 동력 항공기에 대한 6개의 분리 1차 전력 분배 회로를 포함하고 예비 전력 분배 회로를 포함하지 않는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 8은 도 1a 및 도 1b에 도시된 전자 동력 항공기용 공통 전원 버스를 형성하기 위해 퓨즈를 통해 함께 연결된 6개의 1차 전력 분배 회로 및 6개의 여전 전력 분배 회로를 포함하는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 9는 도 1a 및 도 1b에 도시된 전기 동력 항공기를 위한 공통 전력 버스를 형성하기 위해 퓨즈를 통해 함께 연결된 6개의 분리 1차 전력 분배 회로를 포함하는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 2는 도 1a 및 도 1b에 도시된 전기 동력 항공기를 위한 6개의 분리 1차 전원 분배 회로 및 6개의 분리 예비 전원 분배 회로를 포함하는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 3은 배터리 고장의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 추진 시스템의 개략도이다.
도 4는 접촉기 고장 또는 전력 분배 버스 단락의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 동력 추진 시스템의 개략도이다.
도 5는 단락된 인버터 또는 모터 권선의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 동력 추진 시스템의 개략도이다.
도 6은 점유된(seized) 모터의 영향을 나타내는 도 2에 도시된 전기 동력 추진 시스템의 개략도이다.
도 7은 도 1a 및 도 1b에 도시된 전기 동력 항공기에 대한 6개의 분리 1차 전력 분배 회로를 포함하고 예비 전력 분배 회로를 포함하지 않는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 8은 도 1a 및 도 1b에 도시된 전자 동력 항공기용 공통 전원 버스를 형성하기 위해 퓨즈를 통해 함께 연결된 6개의 1차 전력 분배 회로 및 6개의 여전 전력 분배 회로를 포함하는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
도 9는 도 1a 및 도 1b에 도시된 전기 동력 항공기를 위한 공통 전력 버스를 형성하기 위해 퓨즈를 통해 함께 연결된 6개의 분리 1차 전력 분배 회로를 포함하는 전기 동력 추진 시스템의 단순화된 개략도이다.
본 명세서에 개시된 시스템 및 기술은 일반적으로 전기 동력 수직 이착륙(VTOL) 항공기에 관한 것이다. 보다 구체적으로, 본 명세서에 개시된 시스템 및 기술은 전기 동력 추진 시스템의 하나 이상의 고장이 항공기의 롤, 피치 및/또는 요에 불안정한 변화를 초래하지 않도록 배터리로부터의 전력이 다중 추진 조립체에 분산된 VTOL 항공기용 전기 동력 추진 시스템 및 방법에 관한 것이다. 많은 실시예에서 각각의 배터리는 대응되는 카운터 밸런싱 추진력의 손실을 초래하는 추진 시스템의 하나 이상의 고장 상태가 항공기의 롤, 피치 및/또는 요에서 불안정한 변화를 일으키지 않도록, 연관된 전력 분배 회로를 통해 카운터 밸런싱 추진력을 생성하고 인가하도록 작동하는 항공기의 추진 조립체의 서브 세트로 전력을 공급한다.
방법, 공정, 시스템, 장치 등을 포함하는 다양한 본 발명의 실시예가 본 명세서에 설명된다.
본 발명에 따른 전기 동력 항공기용 전력 분배 시스템의 특징 및 양태를 더 잘 이해하기 위해, 본 발명의 실시예에 따른 전기 추진 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 특정 구현예를 논의함으로써 다음 섹션에서 개시 내용에 대한 추가 컨텍스트가 제공된다. 이러한 실시예는 예일 뿐이며 전력 분배 시스템은 여기에서 설명된 것 이외의 다른 유형의 전기 구동 탈것(vehicle)에 사용될 수 있다.
본 명세서의 일부를 형성하는 첨부 도면과 관련하여 몇 가지 예시적인 실시예가 설명될 것이다. 이어지는 설명은 실시예(들)만을 제공하며 본 발명의 범위, 적용 가능성 또는 구성을 제한하려는 의도가 아니다. 오히려 실시예(들)의 이어지는 설명은 통상의 기술자에게 하나 이상의 실시예를 구현하기 위한 가능한 설명을 제공할 것이다. 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 구성요소의 기능 및 배치에 다양한 변경이 이루어질 수 있음을 이해해야 한다. 다음 설명에서, 설명의 목적을 위해 특정 발명의 실시예에 대한 완전한 이해를 제공하기 위해 특정 세부사항이 제시된다. 그러나, 이러한 특정 세부사항 없이 다양한 실시예가 실시될 수 있음이 명백할 것이다. 수치와 설명은 제한적이지 않다. "예시" 또는 "예시적"이라는 단어는 본 명세서에서 "예시, 사례 또는 실례로서 제공하는 것"을 의미하는 데 사용된다. 본 명세서에서 "예시적" 또는 "예시"로 기술된 임의의 실시예 또는 설계는 반드시 다른 실시예 또는 설계보다 바람직하거나 유리한 것으로 해석되어서는 안 된다.
도 1a 및 도 1b는 본 발명의 실시예에 따른 12개의 틸팅 전기 추진 조립체(105(1)-105(12))를 갖는 전기 동력 VTOL 항공기(100)의 단순화된 사시도를 도시한다. 보다 구체적으로 도 1a는 수직 비행 구성의 항공기(100)를 도시하고, 도 1b는 수평 비행 구성의 항공기(100)를 도시한다.
도 1a 및 도 1b에 도시된 바와 같이 일부 실시예에서 항공기(100)는 한 명 이상의 승객 및/또는 화물을 운송하도록 구성될 수 있고, 자동 및/또는 원격으로 제어될 수 있다(예를 들어, 항공기를 작동시키기 위해 기내 조종사가 필요하지 않을 수 있음). 도시된 예에서 항공기(100)는 승객 및/또는 화물을 운반하기 위한 객실 섹션을 포함할 수 있는 동체(110)를 포함한다. 추진 조립체(105(1)-105(12))는 붐(115)의 반대쪽 끝에 장착될 수 있다. 하나 이상의 붐(115)이 항공기(100)의 각 날개(120, 125)에 연결되어 항공기(100)가 임의의 수의 추진 조립체(105)를 가질 수 있게 한다. 예를 들어, 각각의 날개(120, 125)는 3개의 붐(115)을 포함할 수 있고, 각각의 붐은 그 위에 장착된 한 쌍의 틸팅 전자 추진 조립체(105)를 포함한다.
항공기(100)에 대한 추진 시스템 평형점(130)이 교차점에 있는 3개의 상호 수직 좌표축 X, Y 및 Z를 사용하는 도 1a 및 도 1b에 항공기(100)가 도시되어 있다.
많은 실시예에서 추진 시스템 평형점(130)은 항공기(100)의 무게 중심 한계 내에 위치하고 항공기 무게 중심(CG)으로부터 상대적으로 작은 거리 내에 위치될 수 있다. 알려진 바와 같이 항공기의 무게 중심(CG) 위치는 일반적으로 페이로드 항목(예를 들어 연료, 승객, 화물 등)의 양과 위치의 차이로 인해 다르다. 항공기(100)의 작동 중에 항공기(100)에 대한 무게 중심(CG)의 위치 변화는 일반적으로 적용 가능한 내항 규정을 통해 제한되어 항공기(100)에 대한 무게 중심(CG)의 위치가 특정한 한계 내에서 유지되도록 한다. 많은 실시예에서, 추진 시스템 평형점(130)은 상세히 후술하는 바와 같이, 하나 이상의 추진 시스템의 고장으로 인한 항공기 롤, 피치 및/또는 요의 변화를 최소화하기 위해 무게 중심(CG)의 지정된 위치 한계 내의 적절한 위치에 위치한다.
항공기(100)는 각 좌표축 방향 Fx, Fy, Fz에서의 힘 및 각 좌표축 Mx, My, Mz에 대한 모멘트를 포함하는 6개의 자유도를 갖는다. 항공기(100)는 동체(110)에 모두 부착된 우측 날개(120) 맞은편에 좌측 날개(125)를 포함한다. 이 실시예에서 추진 조립체(105)는 각각의 날개(120, 125)를 따라 좌측 날개(125)에 동일한 개수, 우측 날개(120)에 동일한 개수, 각 날개의 전방에 동일한 개수 및 각 날개의 후방에 동일한 개수로 분산되어, 그 결과 추진 시스템 평형점(130)에 대해 추진 조립체(105)가 균등하게 분산된다. 여기에 설명된 동력 분배 접근 방식과 조합된 무게 중심(CG)의 지정된 위치 제한 내에 위치하는 추진 시스템 평형점(130)에 대한 추진 조립체(105)의 균등한 분산은 상세히 후술하는 하나 이상의 추진 시스템 고장으로 인한 항공기 롤, 피치 및/또는 요의 변화를 최소화하는 데 사용될 수 있다.
항공기(100)는 상세히 후술하는 바와 같이 배터리로부터 추진 조립체(105)로 전력을 전달하는 전력 분배 시스템(도 1a 및 1B에 도시되지 않음)을 포함한다.
많은 실시예에서 전력 분배 시스템은 전력 분배 회로를 포함한다. 각각의 전력 분배 회로는 적어도 하나의 배터리로부터 추진 시스템 평형점(130)에 대해 평형을 이루는 적어도 2개의 추진 조립체(105)로 전력을 분배하여, 추진 시스템의 대응하는 고장 상태가 발생하면 추진 시스템에 가해지는 힘이 고장 상태의 결과로 중단된 추진 조립체로부터의 항공기는 추진 시스템 평형점(130)에 대해 평형을 이루거나 실질적으로 평형을 이루어 항공기(100)에 가해지는 힘을 평형하게 감소시킨다. 예를 들어 예시된 실시예에서 추진 조립체(105(1) 및 105(12))는 하나의 전력 분배 회로를 통해 전력을 공급받을 수 있고 추진 조립체(105(6) 및 105(7))는 다른 전력 분배 회로를 통해 전력을 공급받을 수 있다.
예를 들어 도 1a에 도시된 구성에서 전력 분배 회로 중 하나가 고장나면, 항공기(100)는 Z축(Fz)을 따라 힘의 변화를 경험할 것이고 다른 힘 또는 모멘트(Fx, Fy, Mx, My 또는 Mz)의 결과적인 변화는 항공기 무게 중심(CG)에 대한 추진 시스템 평형점의 근접성으로 인해 상대적으로 작아, 항공기(100)의 롤, 피치 및/또는 요를 종래의 추진 시스템에 비해 감소시킨다. 평형한 추진 조립체의 다른 예는 2, 11; 5, 8; 3, 10; 4, 9; 1,6, 7, 12; 2, 5, 8, 11 및 3, 4, 9, 10 기타 등이다. 통상의 기술자는 전자 추진 조립체(105)의 수 및 위치가 도 1a 및 도 1b에 예시된 것에 제한되지 않는다는 것과, 항공기 등의 다른 위치에 제공되는 더 적거나 더 많은 추진 장치를 항공기에 포함할 수 있음을 이해할 것이다.
도 2는 도 1a 및 도 1b에 도시된 항공기(100)를 위한 단순화된 전력 분배 시스템(200)을 도시한다. 도 2에 도시된 바와 같이, 전력 분배 시스템(200)은 각각 접촉기(215(1)-215(12))를 통해 6개의 배터리(220(1)-220(6)) 중 하나에 연결되며, 상세히 후술하는 바와 같이, 추진 시스템 평형점(130)(도 1a, 도 1b 참조)에 대해 평형한 2개 이상의 추진 조립체(105)에 전력을 공급하도록 배치된 12개의 분리된 전력 분배 회로(205(1)-205(12))를 포함한다. 보다 구체적으로, 이 특정 실시예에서 6개의 1차 분리 전력 분배 회로(205(1)-205(6)) 및 6개의 예비 분리 전력 분배 회로(205(7)-205(12))가 있다. 각각의 전력 분배 회로(205)는 추진 조립체의 평형 쌍에 전력을 공급한다.
예를 들어 1차 전력 분배 회로(205(1))는 접촉기(215(1))를 통해 배터리 1(220(1))에 연결되고 평형 추진 조립체(105(1) 및 105(12))에 전력을 공급한다. 도 1a 및 1B에 도시된 바와 같이, 추진 조립체(105(1) 및 105(12))는 추진 시스템 평형점(130)에 대해 평형을 이루고 있는데(도 1a 및 1B 참조), 추진 시스템 105(1)는 추진 시스템 평형점(130)에서 좌측 날개(125)를 따라(예를 들어 +Y축) 동일한 거리에 있고 추진 시스템(105(12))는 CG에서 우측 날개(120)를 따라 있어 X축에 대해 평형한 모멘트 Mx를 제공하기 때문이다. 또한, 추진 시스템(105)(1)은 추진 시스템(105)(12)이 CG의 후방(-X축을 따라)인 추진 시스템 평형점(130)의 전방(+X축을 따라)과 동일한 거리이며, Y축에 대한 평형 모멘트(My)를 제공한다. 평형한 추진 조립체는 추진 시스템 평형점(130)에 대해 "정반대"라고도 할 수 있다.
이 특정 실시예에서 각각의 추진 시스템(105)은 1차 권선(230(1)-230(12))에 연결된 1차 제어기(225(1)-225(12)) 및 예비 권선(240(1)-240(120))에 연결된 예비 제어기(235(1)-235(235(1)-235))를 포함한다. 1차 권선(230(1)-230(12)) 및 예비 권선(240(1)-240(12)) 각각은 각각의 프로펠러(250(1)-250(12))를 회전시키는 각각의 샤프트(245(1)-245(12))에 전력을 연결한다. 1차 제어기(225) 및 1차 권선(230)은 예비 제어기(235) 및 예비 권선(240)으로부터 전기적으로 분리되어 하나의 제어기 또는 권선이 고장나더라도 샤프트(245)는 여전히 다른 제어기 및 권선으로부터 1/2 전력을 수신한다.
예를 들어 추진 시스템(105(1))은 1차 제어기(225(1)) 및 1차 권선(230(1))에 연결되며, 예비 제어기(235(1)) 및 예비 권선(240(1))에 연결되는 예비 전력 분배 회로(205(12))를 통해 배터리(220(6))로부터 1/2 전력을 수신하는 1차 전력 분배 회로(205(1))를 통해 배터리(220(1))로부터 1/2 전력을 수신할 수 있다. 따라서, 배터리(220(1))가 고장나면 추진 시스템(105(1))은 여전히 배터리 6(220(6))으로부터 절반의 전력을 수신할 수 있다. 추진 조립체(105(1) 및 105(12))가 평형을 이루기 때문에 각 추진 시스템에 대한 동력은 동일할 수 있다. 일부 실시예에서 제어 또는 컴퓨팅 시스템(255)이 사용되며, 배터리 6(220(6))에서 추진 조립체(105(1)) 및 (105(12))로 공급된 전력을 보상하고 부스트하여 배터리 1(220(1))의 고장으로 인한 1/2 전력 손실을 보상할 수 있다.
유사한 방식으로 배터리 2(220(2))는 1차 전력 분배 회로(205(2))를 통해 추진 조립체(105(2) 및 105(11))에 전력을 공급하고, 배터리 3(220(3))은 1차 전력 분배 회로(205(3))를 통해 추진 조립체(105(3) 및 105(10))에 전력을 공급하고, 배터리 4(220(4))는 1차 전력 분배 회로(205(4))를 통해 추진 조립체(105(4) 및 105(9))에 전력을 공급하고, 배터리 5(220(5))는 1차 전력 분배 회로(205(5))를 통해 추진 조립체(105(5) 및 105(8))에 전력을 공급하고, 배터리 6(220(6))은 1차 전력 분배 회로(205(6))를 통해 추진 조립체(105(6) 및 105(7))에 전력을 공급한다.
이 실시예에서 또한 6개의 예비 전원 분배 회로(205(7)-205(12))가 있다. 배터리 1(220(1))은 예비 전력 분배 회로(205(7))를 통해 추진 조립체(105(6) 및 105(7))에 전력을 공급하고, 배터리 2(220(2))는 예비 전력 분배 회로(205(8))를 통해 추진 조립체(105(5) 및 105(8))에 전력을 공급하고, 배터리 3(220(3))은 예비 전력 분배 회로(205(9))를 통해 추진 조립체(105(4) 및 105(9))에 전력을 공급하고, 배터리 4(220(4))는 예비 전력 분배 회로(205(10))를 통해 추진 조립체(105(3) 및 105(10))에 전력을 공급하고, 배터리 5(220(5))는 예비 전력 분배 회로(205(5))를 통해 추진 조립체(105(2) 및 105(11))에 전력을 공급하고, 배터리 6(220(6))은 예비 전력 분배 회로(205(6))를 통해 추진 조립체(105(1) 및 105(12))에 전력을 공급한다. 본 개시의 이점을 갖는 통상의 기술자에 의해 이해되는 바와 같이, 1차 전력 분배 회로 및 예비 전력 분배 회로 및 추진 조립체의 다른 배치는 본 개시의 범위 내에 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 각각의 1차 전력 분배 회로 및 예비 전력 분배 회로(205)는 각각의 접촉기(215(1)-215(12))를 통해 각각의 배터리(220)에 연결된다. 즉, 각각의 접촉기(215)는 각각의 전력 분배 회로(205)를 통해 추진 조립체(105)의 평형 쌍에 공급되는 전력을 제어한다. 일부 실시예에서 각각의 접촉기(215)는 전기 기계 릴레이인 반면, 다른 실시예에서는 하나 이상의 솔리드 스테이트 스위치를 포함하지만 이에 제한되지 않는 상이한 장치일 수 있다. 다양한 실시예에서, 접촉기(215)는 각각의 배터리(220)로 유입 또는 유출되는 전류를 감지하는 전류 감지 회로로 제어될 수 있다. 전류가 미리 결정된 임계값에 도달하면 접촉기(215)가 열려 배터리(220)와 각각의 전력 분배 회로(205) 사이의 연결을 끊을 수 있다. 단일선으로 도 2에 도시된 각 전력 분배 회로(205)는 적어도 전력 및 접지 컨덕터를 포함하는 DC 회로를 나타낸다. 일부 실시예에서 공통 접지 컨덕터는 2개 이상의 전력 분배 회로(205)에 사용될 수 있다. 다양한 실시예에서 접촉기(215)는 양극 또는 접지 도체와 배터리(220) 사이에만 위치할 수 있는 반면, 다른 실시예에서는 전원 및 접지 전도체 모두 사이에 위치될 수 있다. 추가 실시예에서 접촉기(215) 대신에 또는 접촉기에 추가하여 퓨즈가 사용될 수 있다.
일부 실시예에서 제어 시스템(255)은 상세히 후술하는 바와 같이 전력 분배 시스템(200)의 하나 이상의 기능을 제어하기 위해 제어기(225, 235), 접촉기(215) 및/또는 배터리(220)에 연결될 수 있다. 일 실시예에서, 제어 시스템(255)은 배터리(220)를 유사한 충전 상태로 유지하기 위해 하나 이상의 제어기(225, 235)에서 조정할 수 있다. 보다 구체적으로, 일부 실시예에서 하나 이상의 배터리(220)는 노후화(예를 들어, 더 오래된 또는 더 많은 방전 사이클을 경험함)될 수 있고, 감소된 충전 용량을 갖고/갖거나 하나 이상의 배터리는 새로 충전된 배터리로 교체되어 배터리가 불균일한 충전 상태를 가질 수 있다. 제어 시스템(255)은 충전 상태와 연관된 각 배터리(220)로부터 정보를 수신하고 하나 이상의 제어기(225, 235)의 작동을 조정함으로써 각 배터리로부터 인출된 전력을 조정할 수 있다.
일부 실시예에서 각각의 제어기(225, 235)는 전력 분배 회로(205)로부터 DC 전력을 수신하고 이를 토크, rpm, 블레이드 피치 각도 등의 형태로 모터 권선(230, 240)에 공급되는 AC 전력으로 변환한다. 다양한 실시예에서 각각의 추진 시스템(105)은 AC 모터를 포함하지만, 다른 실시예에서는 단일 샤프트에 연결된 다수의 모터를 포함할 수 있고 추가 실시예에서는 DC 모터일 수 있다.
일부 실시예에서 도 1a 및 도 1b에 도시된 바와 같이 항공기(100)는 과작동되는데, 즉 자유도(예를 들어, 6)보다 더 많은 추진 조립체(105)(예를 들어, 12)를 갖고, 따라서 제어 시스템(255)은 제어기(225, 235)의 무수한 조합을 조정하여 모든 배터리 사이에서 동일한 충전 상태를 유지하도록 특정 배터리(220)를 다른 것보다 빠르거나 느리게 방전할 수 있다. 따라서, 제어 시스템(255)은 입력으로서 배터리(220)의 힘 및 모멘트(예를 들어, Fx, Fy, Fz, Mx, My, Mz) 및 충전 상태를 사용할 수 있고, 충전 상태 및 전력 사용을 최적화하기 위해 제어기(225, 235)에 명령을 출력할 수 있다.
일부 실시예에서 항공기(100) 상의 추진 조립체(105)의 평형한 배치는 측풍 및 다른 조건 동안 배터리(220)의 균일한 방전을 가능하게 한다. 예를 들어 도 1a에 도시된 바와 같이, 좌측에서 접근하는(예를 들어, 추진 조립체(105(1), 105(7))로부터 추진 조립체(105(6), 105(12))를 향해) 측풍은 추진 조립체(105(1) 및 105(7))로부터 전력 드로우(power draw)를 야기하며 추진 조립체(105(6) 및 105(12))로부터의 전력 드로우를 증가시킨다. 그러나 도 2에 나타낸 바와 같이, 추진 조립체(105(1) 및 105(12))는 동일한 배터리(예를 들어, 배터리(220(1) 및 220(6)))에 연결되므로 105(12)의 증가된 전력 드로우는 105(1)의 감소된 전력 드로우를 상쇄하고, 따라서 배터리(220(1) 및 220(6))는 배터리(220(2)-220(5))와 비교적 유사한 방전율을 유지한다. 유사하게 추진 조립체(105(6) 및 105(7))는 평형을 이룬다.
일부 실시예에서 하나 이상의 다이오드는 전력 분배 회로와 직렬로 연결될 수 있어서 배터리가 단락된 경우 전력 분배 시스템을 보호하기 위해 전류가 배터리 밖으로만 흐를 수 있고 배터리 안으로 흐르지 않을 수 있다. 다른 실시예에서 전력 분배 시스템은 추진 조립체가 에너지를 생성하고(예를 들어, 하강 동안) 전력을 배터리로 전달하는 재생 충전을 가능하게 한다.
도 3 내지 도 6은 예시적인 고장 모드의 경우 전력 분배 시스템(200)의 동작을 도시한다. 다른 고장 모드 및 전력 분배 시스템에 의한 고장 모드에 대한 응답은 도시되지 않았지만 본 개시의 범위 내에 있다. 도 3은 도 2에 도시된 전력 분배 시스템(200)을 도시하나, 도 3에서 배터리(220(1))가 고장난 것으로 표시된다. 도 3에 도시된 바와 같이, 고장난 배터리(220(1))는 접촉기(215(1)) 및 접촉기(215(7))가 열리도록 하여 전원이 더 이상 1차 제어기(225(1))를 통해 추진 시스템(105(1))으로, 예비 제어기(235(6))를 통해 추진 시스템(105(6))으로, 예비 제어기(235(7))를 통해 추진 시스템(105(7))으로 공급되지 않도록 한다. 따라서, 추진 조립체(105(1), 105(6), 105(7) 및 105(12))는 배터리(220(1)) 고장 전에 받았던 전력의 절반을 받을 수 있다.
전술한 바와 같이 일부 실시예에서 제어 시스템(255)은 고장을 검출하고, 접촉기(215(1), 215(7))를 열고 배터리(220(6))에서 추진 조립체(105(1), 105(6), 105(7))로 전력을 즉시 증가시켜 항공기에 100% 전력을 복원할 수 있다.
대안적으로 전력 분배 회로(205)의 평형 특성 때문에, 제어 시스템(255)은 배터리(220(1))로부터의 전체 전력 손실을 보상하기 위해 추진 조립체(105(1) 및 105(12))에 대한 전력을 증가시킬 수 있거나, 대안적으로 추진 조립체(105(6) 및 105(7))로 전력을 증가시킬 수 있다. 대안적으로 제어 시스템(255)은 고장을 보상하기 위해 예를 들어 배터리(220(2))에서 추진 조립체(105(2) 및 105(11))까지 더 복잡한 조치를 취하고 전력을 증가시킬 수 있다. 본 개시 내용의 이점을 갖는 통상의 기술자는 제어기가 배터리(220(1))의 손실을 보상하기 위해 사용할 수 있는 많은 상이한 옵션을 인식할 것이다.
도 4는 도 2에 도시된 전력 분배 시스템(200)을 도시하나, 도 4에서는 배터리 접촉기(215(1))가 고장났고 및/또는 전력 분배 회로 205(1) 내에 단락이 있다.
도 3에 도시된 바와 같이, 평형 추진 조립체(105(1) 및 105(12))에 전력을 공급하는 전력 분배 회로(205(1))로부터의 전력을 차단하는 고장이 검출되면 접촉기(215(1))가 열릴 수 있다. 따라서 전력은 항공기(100)에 대해 평형한 상태로 감소된다. 접촉기(215(1))가 결함과 배터리(220(1)) 사이의 연결을 끊기 때문에 배터리는 여전히 접촉기(215(7))를 통해 전원 분배 회로(205(7))와 추진 조립체(105(6) 및 105(7))에 전력을 공급할 수 있다.
도 5는 도 2에 도시된 전력 분배 시스템(200)을 도시하나, 도 5에서는 1차 제어기(225(1)) 및/또는 1차 권선(230(1))이 고장났다. 도 5에 도시된 바와 같이, 전력 분배 회로(205(1))로부터 그리고 배터리(220(1))로부터 1차 제어기(225(1)) 및 1차 권선(230(1))으로 전력을 차단하는 고장이 검출되면 접촉기(215(1))가 열릴 수 있다. 추진 시스템(105(1))은 예비 전력 분배 회로(205(12))를 통해 배터리(220(6))로부터 여전히 절반의 전력을 수신할 수 있다.
도 6은 도 2에 도시된 전력 분배 시스템(200)을 도시하나, 도 2에서는 제6추진 시스템(105(1))의 샤프트(245(1))가 점유된다. 도 6에 도시된 바와 같이, 접촉기(215(1))는 전력 분배 회로(205(1)) 및 배터리(220(1))로부터 전력을 차단하는 고장이 검출되면 열릴 수 있다. 유사하게, 예비 전력 분배 회로(205(12)) 및 배터리(220(6))로부터 전력을 차단하는 접촉기(215(12))가 열릴 수 있다. 평형한 배치로 인해 접촉기(215(1), 215(12))를 열면 추진 시스템(105(12))에 전달되는 전력이 완전히 손실된다. 추진 조립체(105(1) 및 105(12))에 대한 동력 손실이 평형을 이루기 때문에, 항공기(100)는 고장에 응답하여 회전하지 않고 고도 또는 속도만 잃을 것이다. 제어 시스템(255)은 전술한 바와 같이 무수한 방식으로 고장을 보상할 수 있다.
도 7은 도 2에 도시된 전력 분배 시스템(200)과 유사한 전력 분배 시스템(700)을 도시하나, 도 7에서는 예비 전력 분배 회로 205(7)-205(12)가 제거되었다. 도 7에 도시된 바와 같이, 각각의 추진 시스템(705(1)-705(12))은 1차 제어기(225) 및 1차 권선(230)만을 갖는다. 1차 전력 분배 회로(205(1)-205(6))는 여전히 평형한 상태로 추진 조립체(105)에 전력을 공급한다. 그러나 1차 전력 분배 회로(205(1)-205(6))가 고장나면 추진 조립체(705)에 전력을 계속 공급하기 위한 예비 전력 분배 회로가 없다. 예를 들어 배터리(220(1))가 고장나면 접촉기(215(1))가 열리고 평형 추진 조립체(705(1) 및 705(12))가 작동을 멈춘다. 제어 시스템(255)은 배터리(220(6))로부터 평형 추진 조립체(705(6) 및 705(7))로 전력을 증가시키거나 무수한 다른 조치를 취함으로써 보상할 수 있다.
도 8은 도 2에 도시된 전력 분배 시스템(200)과 유사한 전력 분배 시스템(800)을 도시하나, 도 8에서는 각각의 1차 전력 분배 회로(205(1)-205(6)) 및 각각의 예비 전력 분배 회로(205(7)-205(12))는 퓨즈(805(1)-805(10))와 함께 연결되었다.
도 8에 도시된 바와 같이, 제1퓨즈(805(1))는 각각 제11차 전원 분배 회로 및 제21차 전원 분배 회로(205(1), 205(2))를 연결하고, 제2퓨즈(805(2))는 제21차 전원 분배 회로 및 제31차 전원 분배 회로(205(2), 205(3))를 연결하고, 각각 제3퓨즈에서 제5퓨즈(805(3)-805(5))까지 유사한 연결이 이루어진다. 유사하게, 예비 전력 분배 회로(205(7)-205(12))는 각각 제1예비 전력 분배 회로 및 제2예비 전력 분배 회로(205(7), 205(8))를 연결하는 제6퓨즈(805(6)), 각각 제2예비 전력 분배 회로 및 제3예비 전력 분배 회로(205(8), 205(9))를 연결하는 제7퓨즈(805(7))와 함께 연결되며, 유사한 연결이 제8퓨즈 내지 제10퓨즈(805(8)-805(10))에 대해 각각 이루어진다.
퓨즈(805)는 이들이 모두 전기적으로 함께 연결되기 때문에 공통 전압 레벨을 갖는 모든 전력 분배 회로(205)를 초래한다. 이러한 배치는 배터리(220)의 균일한 방전 및 공통 버스를 따른 전력 공유를 가능하게 한다. 단락된 배터리 고장의 경우, 예를 들어 배터리 220(2), 제1퓨즈(805(1)), 제2퓨즈(805(2)), 제6퓨즈(805(6)) 및 제7퓨즈(805(7))가 끊어지는 경우, 배터리(220(3)-220(6))에서 제1배터리(220(1))를 분리한다. 기본적으로 고장이 발생하면 고장이 발생한 양쪽의 퓨즈가 끊어져 고장이 발생한 전력 분배 회로가 “고립(island)”된다. 일부 실시예에서 도 2에 도시된 바와 같이, 1차 전력 분배 회로 및/또는 예비 전력 분배 회로에서 각각의 배터리를 분리하는 접촉기가 포함될 수 있다.
도 9는 도 8에 나타낸 전력 분배 시스템(800)과 유사한 전력 분배 시스템(900) 및 도 2에 나타낸 전력 분배 시스템(200)과 유사한 전력 분배 시스템(900)을 나타내나, 도 9에서 예비 전력 분배 회로(205(7)-205(12))는 제거되었다. 도 9에 도시된 바와 같이, 각각의 추진 시스템(905)은 1차 제어기(225) 및 1차 권선(230)만을 갖는다. 1차 전원 분배 회로(205(1)-205(6))는 퓨즈(805(1)-805(5))를 통해 각각 함께 연결되어 공통 버스를 형성하고 추진 조립체(905)에 전원을 평형한 상태로 공급한다. 퓨즈(805)는 이들이 모두 전기적으로 함께 연결되기 때문에 공통 전압 레벨을 갖는 모든 전력 분배 회로(205)를 초래한다. 이러한 배치는 배터리(220)의 균일한 방전 및 공통 버스를 따른 전력 공유를 가능하게 한다. 도 8과 유사하게, 고장이 발생한 경우 고장난 전력 분배 회로 및/또는 배터리는 고장의 양측에서 하나 이상의 퓨즈가 끊어짐으로써 "고립"된다. 일부 실시예에서 도 2에 도시된 바와 같이, 1차 전력 분배 회로 및 예비 전력 분배 회로에서 각각의 배터리를 분리하는 접촉기가 포함될 수 있다.
항공기(100)(도 1 참조)가 항공기의 하나의 특정 구성으로 설명되고 예시되지만, 본 발명의 실시예는 다수의 항공기와 함께 사용하기에 적합하다.
예를 들어, 2개 이상의 전자 추진 조립체를 사용하는 항공기는 본 발명의 실시예와 함께 사용될 수 있다. 일부 경우에, 본 개시의 실시예는 신뢰성에 대한 필요성 때문에 한 명 이상의 사람을 태운 항공기와 함께 사용하기에 특히 적합하지만, 본 명세서에 개시된 전력 분배 시스템은 "유인" 항공기에 제한되지 않고, 임의의 크기의 임의의 "유인" 및 "무인" 항공기에서 사용될 수 있다.
간략화를 위해, 커패시터, 전류 감지 회로, 제어기 세부사항, 프로세서 통신 버스, 메모리, 저장 장치 및 전력 분배 시스템의 다른 구성요소와 같은 다양한 전기 구성요소는 도면에 도시되지 않았다.
전술한 명세서에서, 본 발명의 실시예는 구현예마다 다를 수 있는 많은 특정 세부 사항을 참조하여 설명되었다.
따라서 본 명세서 및 도면은 제한적인 의미가 아니라 예시적인 것으로 간주되어야 한다. 본 개시 범위의 유일하고 배타적인 지표 및 출원인이 본 개시 범위가 되도록 의도하는 것은 후속 수정을 포함하여 이러한 청구범위가 발행되는 구체적인 형태로 본 출원에서 발행되는 청구범위의 문언적이고 동등한 범위이다. 특정 실시예의 구체적인 세부사항은 본 발명의 실시예의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 임의의 적절한 방식으로 조합될 수 있다.
추가로, "바닥" 또는 "상부" 등과 같은 공간적으로 상대적인 용어는 예를 들어 도면에 도시된 바와 같이, 다른 요소(들) 및/또는 특징(들)에 대한 요소 및/또는 특징의 관계를 설명하기 위해 사용될 수 있다.
공간적으로 상대적인 용어는 도면에 도시된 방향에 더하여 사용 및/또는 작동 중인 장치의 다른 방향을 포함하도록 의도된 것임을 이해할 것이다. 예를 들어, 도면의 장치가 뒤집힌 경우 "바닥" 표면으로 설명된 요소는 다른 요소 또는 특징 "위에" 배향될 수 있다. 장치는 다르게 배향될 수 있고(예를 들어, 90도 회전되거나 다른 배향으로) 본 명세서에서 사용되는 공간적으로 상대적인 서술어는 그에 따라 해석된다.
첨부된 도면을 참조하면, 메모리를 포함할 수 있는 구성요소(예를 들어, 제어 또는 컴퓨팅 시스템(255), 제어기(225, 235 등))는 비일시적 기계 판독 가능 매체를 포함할 수 있다. 본 명세서에서 사용되는 "기계 판독 가능 매체" 및 "컴퓨터 판독 가능 매체"라는 용어는 기계가 특정 방식으로 작동하게 하는 데이터 제공에 참여하는 임의의 저장 매체를 지칭한다. 위에 제공된 실시예에서, 다양한 기계 판독 가능 매체는 실행을 위해 프로세서 및/또는 다른 장치(들)에 명령/코드를 제공하는 데 관련될 수 있다. 추가로 또는 대안적으로 기계 판독 가능 매체는 그러한 명령/코드를 저장 및/또는 운반하는 데 사용될 수 있다. 많은 구현예에서 컴퓨터 판독 가능 매체는 물리적 및/또는 유형의 저장 매체이다. 이러한 매체는 비휘발성 매체, 휘발성 매체 및 전송 매체를 포함하지만 이에 제한되지 않는 다양한 형태를 취할 수 있다. 일반적인 형태의 컴퓨터 판독 가능 매체에는 예를 들어 자기 및/또는 광학 매체, 펀치 카드, 종이 테이프, 구멍 패턴이 있는 기타 물리적 매체, RAM, 프로그래밍 가능한 읽기 전용 메모리(PROM), 지울 수 있는 프로그래밍 가능한 읽기 전용 메모리(EPROM), FLASH-EPROM, 기타 메모리 칩 또는 카트리지, 이하 설명되는 반송파 또는 컴퓨터가 명령어 및/또는 코드를 읽을 수 있는 기타 매체를 포함한다.
본 명세서에서 논의된 방법, 시스템 및 장치는 예시이다.
다양한 실시예는 다양한 절차 또는 구성요소를 적절하게 생략, 대체 또는 추가할 수 있다. 예를 들어 특정 실시예에 대해 설명된 특징은 다양한 다른 실시예에서 조합될 수 있다. 실시예의 상이한 측면 및 요소는 유사한 방식으로 조합될 수 있다. 여기에 제공된 도면의 다양한 구성 요소는 하드웨어 및/또는 소프트웨어로 구현될 수 있다. 또한, 기술이 발전함에 따라, 많은 구성요소들은 본 발명의 범위를 특정 예들로 제한하지 않는 예들이다.
비트, 정보, 값, 요소, 기호, 문자, 변수, 용어, 숫자, 숫자 등과 같은 신호를 참조하는 것이 주로 일반적 사용의 이유로 때때로 편리한 것으로 입증되었다. 그러나 이들 또는 유사한 용어 모두는 적절한 물리량과 연관되어야 하며 단지 편리한 레이블이라는 것을 이해해야 한다. 달리 구체적으로 언급하지 않는 한, 위의 논의에서 명백한 바와 같이, 본 명세서 전체에서 "프로세싱", "컴퓨팅", "계산", "결정", "확정", "식별", "연관", "측정", "실행" 등은 특수 목적 컴퓨터, 제어기 또는 유사한 특수 목적 전자 컴퓨팅 장치와 같은 특정 장치의 동작 또는 프로세스를 의미한다. 따라서 본 명세서와 관련하여 특수 목적 컴퓨터 또는 유사한 특수 목적 전자 컴퓨팅 장치는 일반적으로 메모리, 레지스터 또는 기타 정보 저장 장치, 전송 장치 또는 특수 목적 컴퓨터 또는 유사한 특수 목적 전자 컴퓨팅 장치의 표시 장치 내의 물리적 전자, 전기 또는 자기 양으로 표현되는 신호를 조작하거나 변환할 수 있다.
통상의 기술자는 본 명세서에 기술된 메시지를 전달하는 데 사용되는 정보 및 신호가 임의의 다양한 상이한 기술 및 기법을 사용하여 표현될 수 있음을 이해할 것이다. 예를 들어, 상기 설명 전반에 걸쳐 참조될 수 있는 데이터, 명령, 명령, 정보, 신호, 비트, 기호 및 칩은 전압, 전류, 전자기파, 자기장 또는 입자, 광학 필드 또는 입자, 또는 이들의 임의의 조합으로 표현될 수 있다.
본 명세서에서 사용되는 용어 "및", "또는" 및 "및/또는"은 이러한 용어가 사용되는 문맥에 적어도 부분적으로 의존할 것으로 예상되는 다양한 의미를 포함할 수 있다. 일반적으로 "또는"이 A, B 또는 C와 같은 목록을 연결하는 데 사용되는 경우 여기서 포괄적인 의미로 A, B 및 C를 의미할 뿐만 아니라, 여기서 배타적인 의미로 A, B 또는 C를 의미하도록 의도된다. 또한, 본 명세서에서 "하나 이상"이라는 용어는 임의의 특징, 구조 또는 특징을 단수로 설명하는 데 사용될 수 있거나 특징, 구조 또는 특징의 어떤 조합을 설명하는 데 사용될 수 있다. 다만, 이는 예시에 불과하며, 청구범위가 이에 한정되는 것은 아님을 유의해야 한다. 또한, A, B 또는 C와 같은 목록을 연관시키는 데 사용되는 "~ 중 적어도 하나"라는 용어는 A, B, C, AB, AC, BC, AA, AAB, ABC, AABBCCC 등과 같은 A, B 및/또는 C의 임의의 조합을 의미하는 것으로 해석될 수 있다.
본 명세서 전반에 걸쳐 "하나의 예", "예", "특정 예" 또는 "예시적인 구현예"에 대한 언급은 특징 및/또는 예와 관련하여 설명된 특정한 특징, 구조 또는 특성이 적어도 하나의 기능 및/또는 청구대상의 예 중 하나에 포함될 수 있음을 의미한다. 따라서, "한 예에서", "예에서", "특정 예에서", "특정 구현예에서" 또는 본 명세서 전반에 걸쳐 다양한 위치에 있는 다른 유사한 문구가 반드시 모두 동일한 특징을 언급하는 것은 아니다. 또한, 특정 특징, 구조 또는 특성은 하나 이상의 예 및/또는 특징에서 연결될 수 있다.
앞선 상세한 설명에서, 청구대상의 완전한 이해를 제공하기 위해 다수의 특정 세부사항이 제시되었다. 그러나 청구대상은 이들 특정 세부사항 없이 실시될 수 있다는 것이 통상의 기술자에 의해 이해될 것이다. 다른 경우에, 통상의 기술자에게 알려진 방법 및 장치는 청구대상을 모호하게 하지 않도록 상세하게 설명되지 않았다. 따라서, 청구대상은 개시된 특정 예에 제한되지 않으며, 그러한 청구대상은 또한 첨부된 청구범위 및 그 등가물의 범위 내에 있는 모든 측면을 포함할 수 있음을 의도한다.
펌웨어 및/또는 소프트웨어를 포함하는 구현예의 경우, 방법론은 여기에 설명된 기능을 수행하는 모듈(예를 들어 절차, 기능 등)로 구현될 수 있다.
명령을 유형적으로 구현하는 임의의 기계 판독 가능 매체는 여기에 설명된 방법론을 구현하는 데 사용될 수 있다. 예를 들어, 소프트웨어 코드는 메모리에 저장되고 프로세서 유닛에 의해 실행될 수 있다. 메모리는 프로세서 유닛 내에서 또는 프로세서 유닛 외부에서 구현될 수 있다. 본 명세서에서 사용되는 용어 "메모리"는 임의의 유형의 장기, 단기, 휘발성, 비휘발성 또는 기타 메모리를 말하며 임의의 특정 유형의 메모리 또는 메모리의 수 또는 메모리가 저장되는 매체 유형에 제한되지 않는다.
펌웨어 및/또는 소프트웨어로 구현되는 경우, 기능은 컴퓨터 판독 가능 저장 매체에 하나 이상의 명령 또는 코드로 저장될 수 있다. 예시는 데이터 구조로 인코딩된 컴퓨터 판독 가능 매체 및 컴퓨터 프로그램으로 인코딩된 컴퓨터 판독 가능 매체를 포함한다. 컴퓨터 판독 가능 매체에는 물리적 컴퓨터 저장 매체가 포함된다. 저장 매체는 컴퓨터에서 액세스할 수 있는 모든 사용 가능한 매체일 수 있다. 제한이 아닌 예로서, 이러한 컴퓨터 판독 가능 매체는 RAM, ROM, EEPROM, 컴팩트 디스크 판독 전용 메모리(CD-ROM) 또는 기타 광학 디스크 스토리지, 자기 디스크 스토리지, 반도체 스토리지 또는 기타 스토리지 장치, 또는 명령어 또는 데이터 구조의 형태로 원하는 프로그램 코드를 저장하는 데 사용할 수 있고 컴퓨터에서 액세스할 수 있고 컴퓨터에 의해 접근 가능한 다른 매체를 포함할 수 있다. 여기서 사용되는 디스크 및 디스크는 컴팩트 디스크(CD), 레이저 디스크, 광 디스크, 디지털 다용도 디스크(DVD), 플로피 디스크 및 블루레이 디스크를 포함하며 디스크는 일반적으로 데이터를 자기적으로 재생하는 반면 디스크는 레이저로 데이터를 광학적으로 재생한다. 위의 조합도 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체의 범위에 포함되어야 한다.
컴퓨터로 읽을 수 있는 저장 매체에 저장하는 것 외에도, 명령 및/또는 데이터는 통신 장치에 포함된 전송 매체에 신호로 제공될 수 있다. 예를 들어, 통신 장치는 명령 및 데이터를 나타내는 신호를 갖는 송수신기를 포함할 수 있다. 명령 및 데이터는 하나 이상의 프로세서가 청구 범위에 설명된 기능을 구현하도록 구성된다. 즉, 통신 장치는 개시된 기능을 수행하기 위한 정보를 나타내는 신호를 갖는 전송 매체를 포함한다. 처음에 통신 장치에 포함된 전송 매체는 개시된 기능을 수행하기 위한 정보의 제1부분을 포함할 수 있는 반면, 두 번째로 통신 장치에 포함된 전송 매체는 개시된 기능을 수행하기 위한 정보의 제2부분을 포함할 수 있다.
Claims (30)
- 항공기를 위한 전기 동력 추진 시스템으로서,
복수 개의 배터리;
복수 개의 전기 추진 조립체; 및
복수 개의 분리(isolated) 전력 분배 회로로서, 각각 상기 복수 개의 배터리 중 하나의 배터리를 상기 복수 개의 전기 추진 조립체 중 2개 이상의 전기 추진 조립체와 연결하고, 상기 2개 이상의 전기 추진 조립체는 상기 항공기에 위치하여 상기 항공기에 평형힘(balanced force)을 가하는 복수 개의 전력 분배 회로;를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 항공기에 가해지는 평형힘은 상기 항공기의 무게 중심(CG) 한계 내에 위치하는 추진 시스템 평형점에 대해 평형을 이루는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 2개 이상의 전기 추진 조립체는 상기 항공기의 무게 중심(CG) 한계 내에 위치하는 추진 시스템 평형점에 대해 서로 정반대(diametrically opposed)로 배치된 2개의 전기 추진 조립체를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 2개 이상의 전기 추진 조립체는 상기 항공기의 무게 중심(CG) 내에 위치한 추진 시스템 평형점에 대해 평형힘을 상기 항공기에 가하도록 배치된 4개의 전기 추진 조립체를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 전기 동력 추진 시스템은 복수 개의 접촉기(contactor)를 더 포함하고, 각각의 접촉기는 각각의 배터리와 각각의 분리 전력 분배 회로 사이에 연결되는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 복수 개의 전기 추진 조립체 중 적어도 하나의 전기 추진 시스템은 1차 권선에 연결된 1차 제어기 및 예비(redundant) 권선에 연결된 예비 제어기를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 복수 개의 배터리 중 제1배터리는 제1추진 시스템의 1차 제어기에 전기적으로 연결되고, 상기 복수 개의 배터리 중 제2배터리는 상기 제1추진 시스템의 예비 제어기에 전기적으로 연결되는, 전기 동력 추진 시스템. - 제1항에 있어서,
상기 전기 동력 추진 시스템은 복수 개의 퓨즈를 더 포함하고, 각각의 퓨즈는 상기 복수 개의 분리 전력 분배 회로가 함께 전기적으로 연결되도록 상기 복수 개의 분리 전력 분배 회로 중 2개의 분리 전력 분배 회로를 함께 연결하는, 전기 동력 추진 시스템. - 항공기를 위한 전기 동력 추진 시스템으로서,
제1배터리 및 제2배터리;
제1힘을 생성하는 제1전기 추진 조립체 및 제2힘을 생성하는 제2전기 추진 조립체로서, 상기 제1전기 추진 조립체 및 상기 제2전기 추진 조립체는 상기 항공기의 무게 중심에 대해 평형을 이루는, 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체;
제3힘을 생성하는 제3전기 추진 조립체 및 제4힘을 생성하는 제4전기 추진 조립체로서, 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체는 상기 항공기의 무게 중심에 대해 평형을 이루는, 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체;
상기 제1배터리를 상기 제1전기 추진 조립체 및 상기 제2전기 추진 조립체에 연결하는 제1분리 전력 분배 회로; 및
상기 제2배터리를 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체에 연결하는 제2분리 전력 분배 회로;를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제9항에 있어서,
상기 제1전기 추진 조립체는 상기 항공기의 제1날개에 부착되고 상기 제2전기 추진 조립체는 상기 항공기의 제2날개에 부착되는, 전기 동력 추진 시스템. - 제10항에 있어서,
상기 제3전기 추진 조립체는 상기 항공기의 제1날개에 부착되고 상기 제4전기 추진 조립체는 상기 항공기의 제2날개에 부착되는 전기 동력 추진 시스템. - 제9항에 있어서,
상기 제1분리 전력 분배 회로 및 제2분리 전력 분배 회로는 1차 분리 전력 분배 회로이고,
상기 전력 분배 회로는
제3배터리를 상기 제1전기 추진 조립체 및 상기 제2전기 추진 조립체에 연결하는 제1예비 분리 전력 분배 회로; 및
제4배터리를 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체에 연결하는 제2예비 분리 전력 분배 회로;를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제12항에 있어서,
상기 제1분리 전력 분배 회로 및 상기 제2분리 전력 분배 회로는 각각 상기 제1전기 추진 조립체의 1차 제어기 및 상기 제2전기 추진 조립체의 1차 제어기에 연결되고,
상기 제1예비 분리 전력 분배 회로 및 상기 제2예비 분리 전력 분배 회로는 각각 상기 제1전기 추진 조립체의 예비 제어기 및 상기 제2전기 추진 조립체의 예비 제어기에 연결되는, 전기 동력 추진 시스템. - 제9항에 있어서,
상기 제1전기 추진 조립체, 상기 제2전기 추진 조립체, 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체 중 적어도 하나의 전기 추진 조립체는 1차 권선에 연결된 1차 제어기 및 예비 권선에 연결된 예비 제어기를 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 제9항에 있어서,
상기 전기 동력 추진 시스템은 상기 제1분리 전력 분배 회로를 상기 제2분리 전력 분배 회로에 연결하는 퓨즈를 더 포함하는, 전기 동력 추진 시스템. - 항공기에 전력을 공급하기 위한 방법으로서,
제1배터리에 연결된 제1분리 전력 분배 회로를 통해 제1전기 추진 조립체 및 제2전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계로서, 상기 제1전기 추진 조립체는 상기 항공기의 좌측 날개에 부착되고 상기 제2전기 추진 조립체는 상기 항공기의 우측 날개에 부착되고, 상기 제1전기 추진 조립체 및 상기 제2전기 추진 조립체는 상기 항공기의 중심선을 중심으로 평형을 이루는 각각의 양력을 가하도록 작동 가능한 단계; 및
제2배터리에 연결된 제2분리 전력 분배 회로를 통해 제3전기 추진 조립체 및 제4전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계로서, 상기 제3전기 추진 조립체는 상기 항공기의 좌측 날개에 부착되고 상기 제4전기 추진 조립체는 상기 항공기의 우측 날개에 부착되고, 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체는 상기 항공기의 중심선을 중심으로 평형을 이루는 각각의 양력을 가하도록 작동 가능한 단계;를 포함하는, 항공기에 전력을 공급하는 방법. - 제16항에 있어서,
상기 제1분리 전력 분배 회로 및 상기 제2분리 전력 분배 회로는 1차 분리 전력 분배 회로이고,
상기 방법은,
제3배터리에 연결된 제1예비 분리 전력 분배 회로를 통해 상기 제1전기 추진 조립체 및 상기 제2전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계; 및
제4배터리에 연결된 제2예비 분리 전력 분배 회로를 통해 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체에 전력을 제공하는 단계;를 더 포함하는, 항공기에 전력을 공급하는 방법. - 제16항에 있어서,
상기 방법은 접촉기를 더 포함하고, 각각의 접촉기는 상기 제1배터리 및 상기 제2배터리 중 하나와 상기 제1분리 전력 분배 회로 및 상기 제2분리 전력 분배 회로 중 하나 사이에 연결되는, 항공기에 전력을 공급하는 방법. - 제16항에 있어서,
상기 제1전기 추진 조립체, 상기 제2전기 추진 조립체, 상기 제3전기 추진 조립체 및 상기 제4전기 추진 조립체 중 적어도 하나는 1차 권선에 연결된 1차 제어기 및 예비 권선에 연결된 예비 제어기를 포함하는, 항공기에 전력을 공급하는 방법. - 제16항에 있어서,
상기 방법은 상기 제1분리 전력 분배 회로를 상기 제2분리 전력 분배 회로에 연결하는 퓨즈를 더 포함하는, 항공기에 전력을 공급하는 방법. - 항공기로서,
롤 축을 갖는 기체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제1양력을 생성하도록 작동 가능한 제1추진 조립체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제2양력을 생성하도록 작동 가능한 제2추진 조립체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제3양력을 생성하도록 작동 가능한 제3추진 조립체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제4양력을 생성하도록 작동 가능한 제4추진 조립체;
상기 제1추진 조립체에 연결되어 상기 제1추진 조립체에 전력을 공급하여 제1양력을 생성하고, 상기 제3추진 조립체에 연결되어 상기 제3추진 조립체에 전력을 공급하여 상기 제3양력을 생성하는 제1배터리; 및
상기 제2추진 조립체에 연결되어 상기 제2추진 조립체에 전력을 공급하여 제2양력을 생성하고, 상기 제4추진 조립체에 연결되어 상기 제4추진 조립체에 전력을 공급하여 상기 제4양력을 생성하는 제2배터리;를 포함하고,
상기 제1추진 조립체, 상기 제2추진 조립체, 상기 제3추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체는 공간적으로 분산되고,
상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체는, 상기 제1양력과 상기 제3양력이 크기가 같고 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트(zero roll moment)를 생성하도록 조합되어 상기 제1배터리에서 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체로 전력 공급 손실이 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 실질적으로 제로 롤 모멘트를 가하도록 작동 가능하고,
상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체는, 상기 제2양력과 상기 제4양력이 크기가 같고 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트를 생성하도록 조합되어 상기 제2배터리에서 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체로 전력 공급 손실이 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 실질적으로 제로 롤 모멘트를 가하도록 작동 가능한, 항공기. - 제21항에 있어서,
상기 제1추진 조립체, 상기 제2추진 조립체, 상기 제3추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체는 직사각형 어레이로 공간적으로 배치되는, 항공기. - 제21항에 있어서,
상기 항공기는,
상기 제1배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태(closed state) 및 상기 제1배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태(open state)를 갖는 제1배터리 제1스위치;
상기 제2배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제2배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제2배터리 제1스위치; 및
상기 제1배터리 제1스위치 및 상기 제2배터리 제1스위치 각각의 동작을 제어하는 제어 시스템으로서, 상기 제어 시스템은 상기 제1추진 조립체 또는 상기 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제1배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고, 상기 제어 시스템은 상기 제2추진 조립체 또는 상기 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제2배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하는 제어 시스템;을 더 포함하는, 항공기. - 제23항에 있어서,
상기 제1배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제1배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제1배터리 제2스위치; 및
상기 제2배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제2배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제2배터리 제2스위치;를 포함하고,
상기 제어 시스템은 상기 제1배터리 제2스위치 및 상기 제2배터리 제2스위치 각각의 동작을 추가로 제어하고,
상기 제어 시스템은 상기 제2추진 조립체 또는 상기 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제1배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제1추진 조립체 또는 상기 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제2배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하는, 항공기. - 제24항에 있어서,
상기 제1추진 조립체, 상기 제2추진 조립체, 상기 제3추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체 각각은 1차 구동 전류 제어기, 1차 구동 코일, 2차 구동 전류 제어기 및 2차 구동 코일을 포함하고, 각각의 1차 구동 전류 제어기는 연관된(associated) 1차 구동 코일로 구동 전류의 공급을 제어하고, 각각의 2차 구동 전류 제어기는 연관된 2차 구동 코일로 구동 전류의 공급을 제어하고,
상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 상기 제1배터리 제1스위치에 전기적으로 연결되어 상기 제1배터리로부터 전력을 수신하고,
상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체 각각의 1차 구동 전류 제어기는 상기 제2배터리 제1스위치에 전기적으로 연결되어 상기 제2배터리로부터 전력을 수신하고,
상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 상기 제2배터리 제2스위치에 전기적으로 연결되어 상기 제2배터리로부터 전력을 수신하고,
상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체 각각의 2차 구동 전류 제어기는 상기 제1배터리 제2스위치에 전기적으로 연결되어 상기 제1배터리로부터 전력을 수신하는, 항공기. - 제21항에 있어서,
상기 항공기는,
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제5양력을 생성하도록 작동 가능한 제5추진 조립체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제6양력을 생성하도록 작동 가능한 제6추진 조립체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제7양력을 생성하도록 작동 가능한 제7추진 조립체;
상기 기체와 연결되고 상기 기체에 가해지는 제8양력을 생성하도록 작동 가능한 제8추진 조립체;
상기 제5추진 조립체에 연결되어 상기 제5추진 조립체에 전력을 공급하여 상기 제5양력을 생성하고, 상기 제7추진 조립체에 연결되어 상기 제7추진 조립체에 전력을 공급하여 상기 제7양력을 생성하는 제3배터리; 및
상기 제6추진 조립체에 연결되어 상기 제6추진 조립체에 전력을 공급하여 제6양력을 생성하고, 상기 제8추진 조립체와 연결되어 상기 제8추진 조립체에 전력을 공급하여 제8양력을 생성하는 제4배터리;를 더 포함하고,
상기 제5추진 조립체, 상기 제6추진 조립체, 상기 제7추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체는 공간적으로 분산되어 있고,
상기 제5추진 조립체와 상기 제7추진 조립체는, 상기 제5양력과 상기 제7양력의 크기가 동일하고 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트를 생성하도록 조합되어 상기 제3배터리에서 상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체로 전력 공급 손실이 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 실질적으로 제로 롤 모멘트를 가하도록 작동 가능하고,
상기 제6추진 조립체와 상기 제8추진 조립체는, 상기 제6양력과 상기 제8양력의 크기가 동일하고 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 가해지는 실질적으로 제로 롤 모멘트를 생성하도록 조합되어 상기 제4배터리에서 상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체로 전력 공급 손실이 상기 롤 축을 중심으로 상기 항공기에 실질적으로 제로 롤 모멘트를 가하도록 작동 가능한, 항공기. - 제26항에 있어서,
상기 제5추진 조립체, 상기 제6추진 조립체, 상기 제7추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체는 직사각형 어레이로 공간적으로 배치되는, 항공기. - 제26항에 있어서,
상기 항공기는,
상기 제1배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제1배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제1배터리 제1스위치;
상기 제2배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제2배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제2배터리 제1스위치;
상기 제3배터리가 상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제3배터리가 상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제3배터리 제1스위치;
상기 제4배터리가 상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제4배터리가 상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제4배터리 제1스위치; 및
상기 제1배터리 제1스위치, 상기 제2배터리 제1스위치, 상기 제3배터리 제1스위치 및 상기 제4배터리 제1스위치 각각의 동작을 제어하는 제어 시스템;을 더 포함하고,
상기 제어 시스템은 상기 제1추진 조립체 또는 상기 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제1배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제2추진 조립체 또는 상기 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제2배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제5추진 조립체 또는 상기 제7추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제3배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제6추진 조립체 또는 상기 제8추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제4배터리 제1스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하는, 항공기. - 제28항에 있어서,
상기 항공기는,
상기 제1배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제1배터리가 상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제1배터리 제2스위치;
상기 제2배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제2배터리가 상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제2배터리 제2스위치;
상기 제3배터리가 상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체와 전기적으로 연결된 닫힌 상태 및 상기 제3배터리가 상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체와 전기적으로 분리된 열린 상태를 갖는 제3배터리 제2스위치; 및
상기 제4배터리가 상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체와 전기적으로 연결되는 닫힌 상태 및 상기 제4배터리가 상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체와 전기적으로 분리되는 열린 상태를 갖는 제4배터리 제2스위치;를 더 포함하고,
상기 제어 시스템은 상기 제1배터리 제2스위치, 상기 제2배터리 제2스위치, 상기 제3배터리 제2스위치 및 상기 제4배터리 제2스위치 각각의 동작을 추가로 제어하고,
상기 제어 시스템은 상기 제2추진 조립체 또는 상기 제4추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제1배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제1추진 조립체 또는 상기 제3추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제2배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제6추진 조립체 또는 상기 제8추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제3배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하고,
상기 제어 시스템은 상기 제5추진 조립체 또는 상기 제7추진 조립체의 검출된 고장에 응답하여 상기 제4배터리 제2스위치가 닫힌 상태에서 열린 상태로 재구성되도록 하는, 항공기. - 제29항에 있어서,
상기 제1추진 조립체, 상기 제2추진 조립체, 상기 제3추진 조립체, 상기 제4추진 조립체, 상기 제5추진 조립체, 상기 제6추진 조립체, 상기 제7추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체 각각은 1차 구동 전류 제어기, 1차 구동 코일, 2차 구동 전류 제어기 및 2차 구동 코일을 포함하고, 각각의 1차 구동 전류 제어기는 연관된 1차 구동 코일에 대한 구동 전류의 공급을 제어하고, 각각의 2차 구동 전류 제어기는 연관된 2차 구동 코일에 대한 구동 전류의 공급을 제어하고,
상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체 각각의 상기 1차 구동 전류 제어기는 상기 제1배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제1배터리 제1스위치와 전기적으로 연결되고,
상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체 각각의 상기 1차 구동 전류 제어기는 상기 제2배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제2배터리 제1스위치와 전기적으로 연결되고,
상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체 각각의 상기 1차 구동 전류 제어기는 상기 제3배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제3배터리 제1스위치와 전기적으로 연결되고,
상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체 각각의 상기 1차 구동 전류 제어기는 상기 제4배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제4배터리 제1스위치와 전기적으로 연결되고,
상기 제1추진 조립체 및 상기 제3추진 조립체 각각의 상기 2차 구동 전류 제어기는 상기 제2배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제2배터리 제2스위치에 전기적으로 연결되고,
상기 제2추진 조립체 및 상기 제4추진 조립체 각각의 상기 2차 구동 전류 제어기는 상기 제1배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제1배터리 제2스위치에 전기적으로 연결되고,
상기 제5추진 조립체 및 상기 제7추진 조립체 각각의 상기 2차 구동 전류 제어기는 상기 제4배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제4배터리 제2스위치에 전기적으로 연결되고,
상기 제6추진 조립체 및 상기 제8추진 조립체 각각의 상기 2차 구동 전류 제어기는 상기 제3배터리로부터 전력을 수신하기 위해 상기 제3배터리 제2스위치에 전기적으로 연결되는, 항공기.
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US202063106197P | 2020-10-27 | 2020-10-27 | |
| US63/106,197 | 2020-10-27 | ||
| US17/202,855 | 2021-03-16 | ||
| US17/202,855 US20220127011A1 (en) | 2020-10-27 | 2021-03-16 | Power distribution circuits for electrically powered aircraft |
| PCT/US2021/056667 WO2022093833A1 (en) | 2020-10-27 | 2021-10-26 | Electrically powered propulsion systems for aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20230093315A true KR20230093315A (ko) | 2023-06-27 |
Family
ID=81257910
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020237017731A KR20230093315A (ko) | 2020-10-27 | 2021-10-26 | 항공기용 전기 동력 추진 시스템 |
| KR1020237013188A KR20230093257A (ko) | 2020-10-27 | 2021-10-27 | Vtol 항공기 팬 틸팅 메커니즘 및 장치 |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020237013188A KR20230093257A (ko) | 2020-10-27 | 2021-10-27 | Vtol 항공기 팬 틸팅 메커니즘 및 장치 |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US20220127011A1 (ko) |
| EP (2) | EP4237333A1 (ko) |
| JP (2) | JP2023547385A (ko) |
| KR (2) | KR20230093315A (ko) |
| CN (2) | CN116670029A (ko) |
| AU (2) | AU2021368019B2 (ko) |
| CA (2) | CA3195314A1 (ko) |
| IL (1) | IL302028A (ko) |
| MX (1) | MX2023004608A (ko) |
| WO (2) | WO2022093833A1 (ko) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20220127011A1 (en) * | 2020-10-27 | 2022-04-28 | Wisk Aero Llc | Power distribution circuits for electrically powered aircraft |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10315760B2 (en) * | 2014-03-18 | 2019-06-11 | Joby Aero, Inc. | Articulated electric propulsion system with fully stowing blades and lightweight vertical take-off and landing aircraft using same |
| US11945597B2 (en) | 2021-01-25 | 2024-04-02 | Archer Aviation, Inc. | Systems and methods for control allocation for electric vertical take-off and landing aircraft |
| US11919631B2 (en) | 2021-02-08 | 2024-03-05 | Archer Aviation, Inc. | Vertical take-off and landing aircraft with aft rotor tilting |
| EP3998197A1 (en) * | 2021-03-05 | 2022-05-18 | Lilium eAircraft GmbH | Engine comprising a movable aerodynamic component |
| EP3998201B1 (en) * | 2021-05-19 | 2024-06-05 | Lilium eAircraft GmbH | Time variable electrical load sharing in a power distribution network of an aircraft |
| US11691724B2 (en) * | 2021-06-09 | 2023-07-04 | Archer Aviation, Inc. | Systems and methods for controlling rotor tilt for a vertical take-off and landing aircraft |
| US20220402603A1 (en) * | 2021-06-22 | 2022-12-22 | Kitty Hawk Corporation | Vehicle with tractor tiltrotors and pusher tiltrotors |
| WO2024123704A1 (en) * | 2022-12-05 | 2024-06-13 | Wisk Aero Llc | Distributed low voltage power generation architecture for battery electrified aircraft |
| US12006035B1 (en) * | 2023-05-30 | 2024-06-11 | Archer Aviation, Inc. | Systems and methods for flight control of EVTOL aircraft |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2702168A (en) * | 1950-07-07 | 1955-02-15 | Haviland H Platt | Convertible aircraft |
| US3790105A (en) * | 1971-03-08 | 1974-02-05 | K Eickman | Hydraulically controlled fluid stream driven vehicle |
| US5195702A (en) | 1991-04-09 | 1993-03-23 | Malvestuto Jr Frank S | Rotor flap apparatus and method |
| US6415242B1 (en) * | 1999-07-23 | 2002-07-02 | Abnaki Information Systems, Inc. | System for weighing fixed wing and rotary wing aircraft by the measurement of cross-axis forces |
| US6247667B1 (en) * | 1999-08-06 | 2001-06-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Tiltrotor aircraft pylon conversion system |
| US6655631B2 (en) * | 2000-07-28 | 2003-12-02 | John Frederick Austen-Brown | Personal hoverplane with four tiltmotors |
| JP2002153027A (ja) | 2000-11-14 | 2002-05-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 多冗長度永久磁石形電動機 |
| GB2389471B (en) * | 2002-06-06 | 2005-09-21 | Sun Microsystems Inc | Latent fault detection in redundant power supply systems |
| US8720814B2 (en) * | 2005-10-18 | 2014-05-13 | Frick A. Smith | Aircraft with freewheeling engine |
| US7601030B2 (en) * | 2007-02-16 | 2009-10-13 | Hammond Power Solutions, Inc. | Method and apparatus for directly mounting fuses to transformer terminals |
| GB2468652B (en) | 2009-03-16 | 2011-08-31 | Ge Aviat Systems Ltd | Electrical power distribution |
| DE102012104783B4 (de) * | 2012-06-01 | 2019-12-24 | Quantum-Systems Gmbh | Fluggerät, bevorzugt UAV, Drohne und/oder UAS |
| AU2013327362B2 (en) * | 2012-10-05 | 2017-04-20 | Marcus LENG | Electrically powered aerial vehicles and flight control methods |
| GB201416842D0 (en) * | 2014-09-24 | 2014-11-05 | Rolls Royce Plc | Aircraft |
| EP3184425B1 (en) | 2015-12-21 | 2018-09-12 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Multirotor aircraft |
| FR3065440B1 (fr) * | 2017-04-24 | 2019-06-07 | Fly-R | Aeronef a voilure rhomboedrique a atterrissage vertical |
| GB2550489B (en) * | 2017-05-03 | 2018-07-18 | Wirth Res Limited | An unmanned aerial vehicle |
| US10618656B2 (en) * | 2017-10-04 | 2020-04-14 | Textron Innovations Inc. | Tiltrotor aircraft having interchangeable payload modules |
| GB201815213D0 (en) * | 2018-09-18 | 2018-10-31 | Advanced Mobility Res And Development Ltd | Aircraft and modular propulsion unit |
| US20200140079A1 (en) | 2018-11-02 | 2020-05-07 | Textron Innovations Inc. | Vertical takeoff and landing dual-wing aerial vehicle |
| US11148799B2 (en) | 2018-11-26 | 2021-10-19 | Textron Innovations Inc. | Tilting duct compound helicopter |
| EP3670338B1 (en) * | 2018-12-20 | 2021-03-03 | LEONARDO S.p.A. | Vertical take-off and/or landing aircraft and method for controlling a flow of a fluid along a fluidic line of a vertical take-off and/or landing aircraft |
| US10589838B1 (en) * | 2019-06-11 | 2020-03-17 | The Suppes Family Trust | Multicopter with passively-adjusting tiltwing |
| US11535366B2 (en) * | 2020-03-25 | 2022-12-27 | Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company | Shifting a center of gravity of an aircraft |
| CN111452981A (zh) | 2020-04-03 | 2020-07-28 | 厦门大学 | 复合式垂直起降飞行器的冗余垂起动力系统及其布局方法 |
| US11661180B2 (en) | 2020-07-08 | 2023-05-30 | Archer Aviation Inc. | Systems and methods for power distribution in electric aircraft |
| US20220127011A1 (en) * | 2020-10-27 | 2022-04-28 | Wisk Aero Llc | Power distribution circuits for electrically powered aircraft |
-
2021
- 2021-03-16 US US17/202,855 patent/US20220127011A1/en active Pending
- 2021-10-26 AU AU2021368019A patent/AU2021368019B2/en active Active
- 2021-10-26 JP JP2023524655A patent/JP2023547385A/ja active Pending
- 2021-10-26 WO PCT/US2021/056667 patent/WO2022093833A1/en active Application Filing
- 2021-10-26 EP EP21887348.7A patent/EP4237333A1/en active Pending
- 2021-10-26 KR KR1020237017731A patent/KR20230093315A/ko active Search and Examination
- 2021-10-26 CA CA3195314A patent/CA3195314A1/en active Pending
- 2021-10-26 CN CN202180087755.8A patent/CN116670029A/zh active Pending
- 2021-10-27 CA CA3195158A patent/CA3195158A1/en active Pending
- 2021-10-27 EP EP21887460.0A patent/EP4237330A4/en active Pending
- 2021-10-27 IL IL302028A patent/IL302028A/en unknown
- 2021-10-27 WO PCT/US2021/056891 patent/WO2022093987A1/en active Application Filing
- 2021-10-27 AU AU2021368047A patent/AU2021368047A1/en active Pending
- 2021-10-27 US US17/512,433 patent/US12017764B2/en active Active
- 2021-10-27 CN CN202180087962.3A patent/CN116670030A/zh active Pending
- 2021-10-27 JP JP2023524286A patent/JP2023549451A/ja active Pending
- 2021-10-27 MX MX2023004608A patent/MX2023004608A/es unknown
- 2021-10-27 KR KR1020237013188A patent/KR20230093257A/ko unknown
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20220127011A1 (en) * | 2020-10-27 | 2022-04-28 | Wisk Aero Llc | Power distribution circuits for electrically powered aircraft |
| US12017764B2 (en) | 2020-10-27 | 2024-06-25 | Wisk Aero Llc | VTOL aircraft fan tilting mechanisms and arrangements |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US12017764B2 (en) | 2024-06-25 |
| EP4237330A4 (en) | 2024-10-16 |
| CA3195158A1 (en) | 2022-05-05 |
| AU2021368047A1 (en) | 2023-06-08 |
| AU2021368019B2 (en) | 2024-09-12 |
| JP2023547385A (ja) | 2023-11-10 |
| CA3195314A1 (en) | 2022-05-05 |
| MX2023004608A (es) | 2023-06-06 |
| AU2021368019A1 (en) | 2023-06-08 |
| US20220127011A1 (en) | 2022-04-28 |
| EP4237333A1 (en) | 2023-09-06 |
| IL302028A (en) | 2023-06-01 |
| KR20230093257A (ko) | 2023-06-27 |
| WO2022093833A1 (en) | 2022-05-05 |
| CN116670029A (zh) | 2023-08-29 |
| CN116670030A (zh) | 2023-08-29 |
| EP4237330A1 (en) | 2023-09-06 |
| US20220126996A1 (en) | 2022-04-28 |
| JP2023549451A (ja) | 2023-11-27 |
| WO2022093987A1 (en) | 2022-05-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR20230093315A (ko) | 항공기용 전기 동력 추진 시스템 | |
| US12006048B2 (en) | Electric power system architecture and fault tolerant VTOL aircraft using same | |
| US20200164995A1 (en) | Fault-tolerant electrical systems for aircraft | |
| JP2023134581A (ja) | 電力システムアーキテクチャとこれを用いたフォールトトレラントｖｔｏｌ航空機 | |
| Jensen et al. | Flight test experience with an electromechanical actuator on the F-18 systems research aircraft | |
| US10723235B1 (en) | Flexible battery system for a vehicle | |
| CN113972447A (zh) | 可切换电池管理系统 | |
| US11945594B2 (en) | Systems and methods for power distribution in electric aircraft | |
| US11939075B2 (en) | Systems and methods for power distribution in a drone aircraft | |
| JP2024519073A (ja) | 航空機の電力分配ネットワークにおける電気的故障隔離 | |
| CN116723977A (zh) | 配备有电动分布式推进系统的飞艇 | |
| US20220126998A1 (en) | Apparatus for generating thrust for air transport | |
| US20230411958A1 (en) | Power distribution circuits for electrically powered aircraft | |
| WO2022115132A1 (en) | Electric power system architecture and fault tolerant vtol aircraft using same | |
| US11932133B2 (en) | System and method for overcurrent protection in an electric vehicle | |
| CN113753227A (zh) | 多旋翼飞行器及其控制方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination |