[0001] 本发明涉及飞行器领域，更具体地涉及电力推进垂直起飞和降落飞行器领域。

[0002] 航空工业目前正在发生多种剧变，其部分与环境相关要求的演变有关，部分与电力推进飞行器的发展有关。尤其，VTOL(垂直起飞和降落)领域的发展特别迅猛，因为它作为一种新的机动性交通工具提供了引人关注的前景。

[0003] VTOL本身并不是一个新领域(早在1921年就已经发展起来)，但其电气化带来了新的解决方案和规定。特别是最新的规定(例如，参见2019年7月2日发布的SC‑VTOL‑01特殊条件垂直起飞和降落(VTOL)飞行器)要求所有与推进和飞行相关的系统、发动机、电源和整个电气系统都要有冗余，以确保飞行的连续性(称为“持续安全飞行和降落”)，而不仅仅是在发生故障后紧急降落。这也称为“单一故障安全”，即“单一故障容忍度”。

[0004] 这些规定带来了许多问题，特别是在保持合理成本的同时是否切实可行的问题。事实上，如果所有元件都增加一倍，那么成本就会增加一倍以上，因为需要加大尺寸来控制额外的重量，更不用说这还意味着需要重新审查飞行器的所有飞行能力。

[0005] 因此，必须找到其他解决方案。大多数解决方案基于两个原则，并可能同时使用：

[0006] ——在电池组级别对能量进行极其复杂的管理，并使用专用模块详细管理其操作点。文献US 9586 690描述了这种解决方案。

[0007] ——使用发电源为水平推进器提供电力，以便仅在起飞和降落时使用电池，从而增加了电力推进解决方案的航程和续航时间。文献WO 2020/016510和文献EP 3 628 593描述了这种类型的解决方案。

[0008] 然而，这些解决方案并不完全令人满意，特别是不能实现单一故障安全的解决方案。

[0026] 附图和下文的描述包含特定内容。因此，它们不仅可用于更好地理解本发明，而且在必要时还有助于对本发明的定义。

[0027] 本说明书可能涉及受到作者权利和/或版权保护的内容。因为本专利文件出现在官方文件中，权利拥有者不反对任何人对本专利文件或其描述进行复制。至于其他方面，权利拥有者完全保留自己的权利。

[0028] 如图1所示，本发明的飞行器2包括控制器4、两个水平驱动单元6和8、四个垂直驱动单元10、12、14和16以及两个发电源18和20。

[0029] 在本文所述示例中，所述水平驱动单元6(分别为8)包括交流‑直流换流器(分别为32)、电动机24(分别为34)和推进器26(分别为36)，例如带有螺旋桨。所述推力器26(分别为
36)设置成使所述飞行器能够在基本水平方向上向前移动。在本文所述示例中，所述推力器
26(分别为36)在飞行模式下消耗80kW的功率。

[0030] 如下所述，所述水平驱动单元6(分别为8)在输入端连接到开关28(分别为38)，所述开关28允许将所述输入端连接到所述垂直驱动单元10(分别为14)或12(分别为16)的输出端。

[0031] 所述垂直驱动单元10(分别为12，14，16)包括由电机52(分别为56，82，86)驱动的旋翼42(分别为46，72，76)和由电机54(分别为58，84，88)驱动的旋翼44(分别为48，74，78)。所述电机52，54由各自的交流‑直流换流器62，64(分别为66，68，92，94，96，98)供电。将所述交流‑直流换流器62，64(分别为66，68，92，94，96，98)与所述垂直驱动单元10(分别为12，
14，16)的电气总线连接；将电池50(分别为60，80，90)、连接到所述发电源18的配电总线的输入端、以及连接到所述发电源20的配电总线的输入端连接与所述电气总线连接。最后，将每个垂直驱动单元10，12(分别为14，16)的电气总线与这些单元的各自输出端连接；将所述输出端与所述开关28(分别为38)连接。如下文所述，当所述电池50，60，80，90输出其电量的
100％时，其总输出功率为600kW。

[0032] 在本文所述示例中，每个发电源18(分别为20)包括涡轮发电机100(分别为102)和交流‑直流换流器104(分别为106)。在本文所述示例中，每个涡轮发电机在其电量为100％时，其输出功率为40kW。可选地，所述发电源可以是其他直流或交流发电源，随后是交流‑直流换流器或直流‑直流换流器。因此，这些发电源可以基于由传统燃料、生物燃料或合成燃料驱动的涡轮发电机。另外，还可以使用氢基能源，如燃料电池。

[0033] 如下文所述，所述控制器4是低压设备，其被设置成一方面控制所述发电源18，20，另一方面控制所述开关28，38，以及图1中未示出的各种保护元件，这些保护元件将在图2至图6中进一步解释。

[0034] 当分析图1时，似乎所有的电机和电气元件均重复。因此，可以确保单一故障安全，稍后将对此进行描述。实际上，包括两个水平驱动单元、四个垂直驱动单元、以及两个发电源，其中所述垂直驱动单元组成两个子组，与同一个水平驱动单元连接。

[0035] 然而，除了这种非常传统的复制之外，每个垂直驱动单元的电气总线以及每个发电源的配电总线一起允许实现本发明的益处。

[0036] 实际上，如下文所述，与由并置构成的现有解决方案相比，图1飞行器的特定结构允许电源真正混合。因此，根据功率要求，电池和发电源可以协同工作。然而除此之外，这种结构允许将电池仅仅视为“能量缓冲器”。电池将完全被动处理，除了使电池系统本身BMS(电池管理系统)运行所需的基本智能之外，无需软件或硬件智能，例如激活保护和报告状态。这完全与所有现有解决方案背离，在这些解决方案中，要么有一个元件专门用于优化电池的操作，充当控制器，要么有一个元件用于补偿电池可能存在的弱点，但只是交替使用，即电池和该元件不能同时运行。

[0037] 图2示出了图1的飞行器飞行期间的能量消耗周期。如该图所示，飞行从第一操作200开始，其中飞行器垂直起飞。在这一阶段，垂直驱动单元的旋翼运行并形成消耗能量的主要部分——水平驱动单元可能出于稳定性原因运行，但能量消耗可忽略不计。它们由电池提供高达600kW的功率，由发电源提供高达80kW的功率。因此，在飞行开始时，电量在75％至90％之间的电池将过渡到其电量在55％至70％。在这个阶段结束时，飞行器距离起飞点约50英尺，即高度差大约15米。

[0038] 随后，在操作210中，飞行器在50英尺到150英尺之间从垂直飞行逐渐过渡到水平飞行，然后飞行器进行类似于传统飞行器的爬升。在这个阶段，旋翼逐渐停止，一旦达到水平巡航，功率消耗从680kW下降到80kW。电池和发电源继续以全速工作，电池继续消耗，当达到水平巡航阶段时，电池电量下降到10％到30％。

[0039] 水平飞行在不使用电池的操作220中进行。发电源继续以全速运行，控制器控制的水平驱动单元共享其产生的80kW功率，未被这些单元消耗的功率将用于给电池充电。在海拔超过1000英尺(约300米)的这个阶段，可以将电池充电到50％左右。

[0040] 随后，下降发生在操作230中，其中100％地使用发电源来给电池充电。这样可以将电池充电到100％。在这个阶段，没有电机元件消耗能量。

[0041] 随后，在操作240中，进行从水平飞行到垂直飞行的转变，其中消耗逐渐转变到大约340kW，其中，电池的电荷从100％逐渐转变到85％和95％之间。

[0042] 最后，在操作250中，仅应用旋翼来进行垂直降落，与起飞类似，但优点是利用了重力。因此，电池继续放电到75％到90％之间，与操作200的起点一样。

[0043] 因此，飞行器在两次飞行之间无需在地面充电，从而提高了其可用性。此外，可以明显看出，发电源总是在满负荷下运行(图6是一种例外情况)，在发电源不能提供足够电力的情况下，电池用于补偿电力。同样，为了保证有足够的电能进行降落，电池会尽快充电。

[0044] 或者，飞行器电池可以在两次飞行之间的地面上充电，两次飞行之间的时间间隔要足够长。在这种情况下，控制器4可能会在各个阶段对电力供应进行更复杂的权衡，或者增加涡轮发电机的工作点，以改变供能分布，增加行程，限制噪声污染、污染物排放等。

[0045] 由于本发明的结构，电池采用被动控制方式——如果旋翼或水平驱动单元消耗功率小于80kW，那么自然不使用电池，多余的电流甚至可以用于对它们充电(像在操作220或230中)；如果需要更大功率，那么自然会使用电池。

[0046] 由于本发明的结构，电池的超尺寸也可以保持得相当低。事实上，在操作220结束时，10％到30％的电荷保留在电池中并不是巧合，这保证了能够在故障消除电池的情况下保持单一故障安全。

[0047] 图3示出了垂直驱动单元的电池或另一个电气元件故障的情况。为简单起见，仅表示从发电源18和垂直驱动单元12输出的能量，但其他元件的操作类似。

[0048] 在所示的情况下，第一垂直驱动单元10由于电机52或54之一出现电气故障而关闭。在操作200、210、240或250中，这种情况禁用。

[0049] 首先，应该注意，每个电气元件都由接触器保护，可以控制所述接触器使其与电路的其余部分隔离。因此，在本实施例中，连接到每个发电源的配电总线的输入端的两个接触器(未示出)允许隔离垂直驱动单元10(分别为12，14，16)，避免任何电气问题从外部向垂直驱动单元10(分别为12，14，16)蔓延。对于具有开关28，38的水平驱动单元以及具有未示出的开关的发电源来说，情况也是如此。此外，这些电气子集内的每个元件还通过开关(未示出)与其所属电气子集的其余部分连接，因此，例如当电池50发生故障时，可将其与垂直驱动单元10的其余部分切断，而无需立即断开后者的连接。

[0050] 在本文所述示例中，接触器由于二极管(未示出)的存在而加倍提供，在电气问题尤其是短路的情况下，二极管允许以被动方式隔离垂直驱动单元，以防止电气问题从垂直驱动单元10(分别为12，14，16)蔓延到外部。

[0051] 此外，电池50，60，80，90尺寸过大。同时，控制器4确保将开关28与垂直驱动单元12的输出端连接。因此，电池的使用功率可达100kW。此外，发电源可在其常规工作点之外使用，并在电量为110％或120％下使用几分钟。再加上蓄电池的过度使用，可以补偿因垂直驱动单元10断开而损失80kW功率。从发电源18发出的电力的路径由粗箭头表示。

[0052] 因此，起飞(或紧急降落)有保证，可以在没有任何风险的情况下进行，电池的尺寸稍微过大。

[0053] 图4示出了不同的故障情况，在这种情况下，其中一个发电源丢失。同样，这里只代表一些电力元件，而其他的运作方式相似。

[0054] 如该图所示，连接在发电源10配电母线上的垂直驱动单元的输入端通过控制器4打开的接触器进行隔离。此外，剩余的发电源在其常规工作点之外使用，电池的使用维持了70kW的电力供应，即水平驱动单元正常消耗功率的90％。

[0055] 这里再次保证了单一故障安全，因为电池可以在飞行器降落前的下降阶段充电。此外，25％的超大电池容量保证了在90％的正常电容量下有足够的电能继续水平飞行。

[0056] 图5示出了另一种不同的故障情况，在这种情况下，水平驱动单元丢失。在这种情况下，最大限度地使用剩余的水平驱动单元，以便在考虑损失的情况下保持具有高度和速度分布的水平巡航。电池可以在突然过度消耗的情况下用作缓冲器。

[0057] 图6示出了可以由控制器4实现的算法，以根据各种情况管理电力控制。

[0058] 这包括从接收旋翼和/或推进器的工作点的操作600开始的循环。

[0059] 随后，在操作610中，旋翼和/或推进器汲取对应于该操作点的电流。该操作之后是操作620中的测试，以确定涡轮发电机是否100％被控制。如果不是这种情况，则控制器4将其推到全速，随着速度的增加，电池在操作630中补偿当前电流。如果将涡轮发电机推到全速，则在操作640中，控制器4确定其产量是否足够满足操作610的电流消耗。如果不是这种情况，则保持满负荷直到下一个操作点，并加载电池。如果是这种情况，则在操作650中，控制器4将验证电池是否需要充电。如果是这种情况，则保持满负荷，多余的功率用于给电池充电，直到下一个工作点。否则，在操作660中，通过控制器4减少涡轮发电机的操作点，直到下一个操作点。

[0060] 在上文中，仅出于指示性而非限制性的目的给出了功率消耗。电气结构应根据与飞行器飞行相关的实际需要进行调整。

[0061] 从前述可知，电源是高功率/低容量类型，而发电源是高容量/低功率类型。这是因为电源被用作能量缓冲器，而发电源的大小与水平飞行的消耗量有关，并允许对能量缓冲器进行再充电。

[0062] 这种双重性得益于上述结构，根据该结构，所有电路相互连接，同时通过保护而实现独立，从而在优化元件尺寸的同时产生冗余，保证了单一故障安全。因此，本发明的飞行器最大限度地降低了与实现单一故障安全相关的额外成本，并且实现了真正的混合架构，其中所述电源在飞行的每一步都能真正互补。

[0063] 还应该注意的是，所述图为飞行器的电气图。因此，尽管旋翼42，44，46，48，52，54，56，58并排，但从机械角度来看，事实并非如此。实际上，此类转子成对组装在垂直驱动单元内，防止故障导致飞行器不稳定。因此，相同垂直驱动单元的旋翼通常相对于飞行器中心对称布置。

[0064] 此外，尽管所述图示出了配有2个推进器、8个旋翼和2个涡轮发电机的飞行器，但是此类部件的编号可能不尽相同。实际上，可能有2个以上推进器，每台水平驱动单元可以配有两个以上的垂直驱动单元。同样，控制器4也可能翻倍提供，以确保具有额外的弹性。

[0065] 最后，特定的垂直驱动单元只能与一个水平驱动单元连接，便于简化结构控制。实际上，该原理允许通过连接到同一水平驱动单元的不同垂直驱动单元的数量来控制冗余和尺寸。弹性由水平驱动单元的开关组织，这可以以简单的方式实现。这比垂直驱动单元可以连接到几台水平驱动单元的方案要有效得多。在后面这种方案中，在稳定模式和退化模式下均会造成主要控制问题。

[0066] 或者，如上所述，飞行器可以在地面充电，以便在起飞时电源实现满充。这便于通过增加飞机航程实施其他飞行方案，并在低空起飞和降落阶段限制噪声排放和污染物排放。