用于电动飞行器中的电力分配的系统和方法与流程

用于电动飞行器中的电力分配的系统和方法
1.相关申请的交叉引用
2.本技术要求2020年7月8日提交的美国申请号16/923,939的优先权和权益，所述申请以引用的方式整体并入本文。
技术领域
3.本发明的领域总体涉及电动飞行器，并且更具体地，涉及电动飞行器的电力分配。


背景技术：

4.电池技术方面的进步已经实现了适合于向轻质电动飞行器供电的电池功率密度。用于电动飞行器、尤其是客机的电力系统必须在轻且有效的同时是安全的。安全性考虑因素有时可能与重量减轻和高效率的目标相悖。例如，常规的配电系统常常在所述配电系统内采用多个电池组和冗余部分以确保不存在单点故障，但此冗余部分增加了低效并且添加了重量。平衡安全性以及飞行器重量和效率问题对设计电动飞行器提出了挑战。


技术实现要素：

5.根据各种实施方案，一种电动飞行器包括多个电动推进单元和多个电池组，每个电池组独立地向所述电动推进单元的不同部分供电。根据各种实施方案，第一组电动推进单元是向飞行器提供升力的一组旋翼，并且第二组电动推进单元是一组转桨，所述一组转桨可倾斜，以便在提升位置提供升力并且在向前推力位置提供向前推力，并且每个电池组向至少一个旋翼的至少一部分和一个转桨的至少一部分供电。根据各种实施方案，第一组电动推进单元定位在一组机翼的前缘的前面，并且第二组电动推进单元定位在所述一组机翼的后缘的后面，使得每个电池组向在所述机翼的前面的电动推进单元中的至少一者的至少一部分和在所述机翼的后面的电动推进单元中的至少一者的至少一部分供电。假如在飞行期间电池组变得失效，那么仅由所述电池组供电的电动推进单元的部分受影响，其余的电动推进单元可正常操作，因为它们是由其他电池组供电。根据各种实施方案，每个电池组向至少一个旋翼的至少一部分和至少一个转桨的至少一部分供电，使得在电池组或其配电母线在向前飞行期间变得失效的情况下，仅失去来自至少一个转桨的所述至少一部分的向前动力，这是因为所述至少一个旋翼的所述至少一部分在向前飞行期间被停用，并且其余的转桨部分可在调整了控制表面并且来自其余转桨部分的动力补偿了失去的转桨部分的情况下继续操作。根据各种实施方案，向电动推进单元的不同部分供电的电池组不彼此电连接，这使得不需要二极管来阻止从一个电池组流动到另一电池组的电力，从而相对于其中电池组并联布置的架构导致更大的配电效率和重量减轻。
6.根据一些实施方案，一种电动飞行器包括：多个旋翼，所述多个旋翼用于提供用于所述飞行器的垂直起飞和着陆的升力；多个转桨，所述多个转桨能够在用于提供用于所述飞行器的垂直起飞和着陆的升力的升降配置与用于向所述飞行器提供向前推力的推进配置之间倾斜；第一电池组，所述第一电池组用于向所述多个旋翼中的第一旋翼的至少一部
分和所述多个转桨中的第一转桨的至少一部分供电；第二电池组，所述第二电池组用于向所述多个旋翼中的第二旋翼的至少一部分和所述多个转桨中的第二转桨的至少一部分供电；第一电源母线，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一旋翼的所述至少一部分和所述第一转桨的所述至少一部分；以及第二电源母线，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第二旋翼的所述至少一部分和所述第二转桨的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。
7.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼和所述第一转桨可在所述飞行器的相对侧上。
8.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼可仅由所述第一电池组供电，并且所述第一转桨仅由所述第二电池组供电。
9.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼可包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。
10.在这些实施方案中的任一者中，将所述第一电池组连接到所述第一旋翼和所述第一转桨的电路可没有二极管。
11.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组可包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。
12.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组和所述第二电池组可被配置为产生大于100伏。
13.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼和所述第一转桨中的至少一者的电功率可以是至少10千瓦。
14.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是有人驾驶的。
15.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是垂直起飞和着陆的飞行器。
16.根据一些实施方案，一种用于向飞行器供电的方法包括：由第一电池组经由第一电源母线向第一旋翼的至少一部分和第一转桨的至少一部分供电，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一旋翼的所述至少一部分和所述第一转桨的所述至少一部分；以及由第二电池组经由第二电源母线向第二旋翼的至少一部分和第二转桨的至少一部分供电，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第二旋翼的所述至少一部分和所述第二转桨的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。
17.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼和所述第一转桨可在所述飞行器的相对侧上。
18.在这些实施方案中的任一者中，所述方法还可包括：在垂直起飞期间经由所述第一旋翼和所述第二旋翼以及所述第一转桨和所述第二转桨向所述飞行器提供升力；以及在巡航期间在所述第一旋翼和所述第二旋翼被停用时经由所述第一转桨和所述第二转桨向所述飞行器提供向前推力。
19.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼可仅由所述第一电池组供电。
20.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼可包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。
21.在这些实施方案中的任一者中，将所述第一电池组连接到所述第一旋翼和所述第一转桨的电路可没有二极管。
22.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组可包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。
23.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组和所述第二电池组可被配置为产生大于100伏。
24.在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼的电功率可以是至少10千瓦。
25.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是有人驾驶的。
26.根据各种实施方案，一种电动飞行器包括：机身；至少一个机翼，所述至少一个机翼连接到所述机身；第一多个电动推进单元，所述第一多个电动推进单元安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的前缘的前面；第二多个电动推进单元，所述第二多个电动推进单元安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的后缘的后面；第一电池组，所述第一电池组用于向所述第一多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分供电；第二电池组，所述第二电池组用于向所述第一多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分供电；第一电源母线，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的所述至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的所述至少一部分；以及第二电源母线，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第二电动推进单元的所述至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的所述第二电动推进单元的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。
27.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元可在所述飞行器的相对侧上。
28.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元可包括可倾斜转桨，并且所述第二多个电动推进单元可包括固定旋翼。
29.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元可仅由所述第一电池组供电。
30.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电推进单元可包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。
31.在这些实施方案中的任一者中，将所述第一电池组连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电路可没有二极管。
32.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组可包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。
33.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组和所述第二电池组可被配置为产生大于100伏。
34.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电功率可以是至少10千瓦。
35.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是有人驾驶的。
36.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是垂直起飞和着陆的飞行器。
37.根据一些实施方案，一种用于向飞行器供电的方法包括：由第一电池组经由第一电源母线向安装到所述飞行器的至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的前缘的前面的第一多个电动推进单元供电，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分和第二多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分；以及由第二电池组经由第二电源母线向安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的后缘的后面的第二多个电动推进单元供电，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。
38.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元可在所述飞行器的相对侧上。
39.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元可包括可倾斜转桨，并且所述第二多个电动推进单元可包括固定旋翼。
40.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元可仅由所述第一电池组供电。
41.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电推进单元可包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。
42.在这些实施方案中的任一者中，将所述第一电池组连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电路可没有二极管。
43.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组可包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。
44.在这些实施方案中的任一者中，所述第一电池组和所述第二电池组可被配置为产生大于100伏。
45.在这些实施方案中的任一者中，所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电功率可以是至少10千瓦。
46.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是有人驾驶的。
47.在这些实施方案中的任一者中，所述飞行器可以是垂直起飞和着陆的飞行器。
附图说明
48.现在将参考附图仅举例描述本发明，附图中：
49.图1a示出根据各种实施方案的处于向前飞行配置的vtol飞行器；
50.图1b示出根据各种实施方案的处于起飞和着陆配置的vtol飞行器；
51.图2a和图2b说明根据各种实施方案的用于向飞行器的电动推进单元供电的配电架构；
52.图3是根据各种实施方案的将一个电池组连接到一对电动推进单元的电路的框图；以及
53.图4是根据各种实施方案的至包括两个部分马达的电动推进单元的配电的一部分的框图。
具体实施方式
54.根据各种实施方案，用于电动飞行器中的配电的系统和方法包括使用多个电池组向所述飞行器的多个电动推进单元(epu)供电，每个电池组使用不同的配电母线向epu的不同部分供电。例如，第一电池组使用第一配电母线向epu的第一部分供电，并且第二电池组使用与第一配电母线电隔离的第二配电母线向epu的第二部分供电。假如第一电池组出故障，那么epu的仅第一部分没有电力，epu的第二部分继续被供应来自第二电池组的电力。epu的大小被设计成使得飞行器可在没有epu的至少第一部分的情况下继续受控的飞行。通过使用不同的电池组使用不同的母线向epu的不同部分供电，可在不需要互连的电池组和此类架构需要的二极管的情况下实现容错的配电，这可导致更大的配电效率和更低的重量。
55.根据各种实施方案，多个epu包括：旋翼，所述旋翼被配置为诸如在垂直起飞和着陆期间以及在悬停期间向飞行器提供升力，并且可在巡航期间被停用；以及转桨，所述转桨可向飞行器提供升力并且向前倾斜以向飞行器提供向前推力来用于向前飞行，其中升力是由飞行器的一个或多个机翼提供。根据各种实施方案，每个电池组向至少一个旋翼的至少一部分和至少一个转桨的至少一部分供电，使得在电池组或其配电母线在向前飞行期间变得失效的情况下，仅失去来自至少一个转桨的所述至少一部分的动力。由失去的电池组供电的其他epu(旋翼)对向前动力无贡献，因此它们的损失不影响向前飞行。其余的转桨部分(由其他电池组供电的转桨部分)可继续操作，其中对控制表面的调整和/或对来自其余的转桨部分的动力的调整补偿失去的转桨部分。因此，可将电池组的损失对向前飞行的影响降至最小，同时仍然在不增加与二极管和/或冗余的配电母线相关联的重量的情况下提供容错。根据各种实施方案，每个电池组向一个转桨的等效物供电(作为某一比例的旋翼的补充)，使得由于损失电池组而引起的用于向前飞行的向前动力损失仅是来自一个转桨的动力的等效物。
56.根据各种实施方案，飞行器是电动垂直起飞和着陆(vtol或evtol)飞行器，其可垂直地起飞和着陆并悬停，从而与当使用需要跑道的飞行器时的情况相比，提供将旅客载运到更靠近他们的目的地的能力。根据各种实施方案，所述飞行器是固定翼evtol。
57.根据各种实施方案，由给定电池组驱动的epu被选择为减少假如电池组出故障时由到epu的电力的损失而引起的失稳影响。布置在epu集合的一条或多条对称轴线的相对侧上的epu可由同一电池组供电，以减少可由于到被电池组驱动的epu的电力的损失而引起的横滚力矩、俯仰力矩或横摆力矩。例如，在飞行器的纵轴线的任一侧上位于相同相对位置的epu可由第一电池组驱动，使得假如所述电池组中的一者出故障，则将出现最小的横滚力矩，因为由其余epu提供的推力将关于所述纵轴线仍然是一致的。类似地，在一些实施方案
中，epu布置在一组机翼的前面和后面，并且在机翼的相对侧和纵轴线的相对侧上的epu可由同一电池组供电。
58.根据各种实施方案，由电池组供电的epu的部分可包括单个epu马达的一部分，使得epu马达的一个部分由第一电池组供电，并且epu马达的另一部分由第二电池组供电。例如，epu可包括两个半部马达，所述两个半部马达可在正常操作期间一致地工作以驱动多个叶片以向飞行器提供推力，并且所述半部马达中的一者由一个电池组驱动并且另一半部马达由另一电池组驱动。在电池组中的一者出故障的情况下，epu仍然以一半的功率操作。给定的电池组可向不同epu的部分马达供电，使得电池组的损失的影响分摊在继续以减小的功率操作的多个epu上。
59.在对本公开和实施方案的以下描述中，参考附图，在附图中以说明的方式示出了可实践的具体实施方案。将理解，在不脱离本公开的范围的情况下，可实践其他实施方案和示例并且可作出改变。
60.另外，还将理解，在以下描述中使用的单数形式“一”和“所述”意在还包括复数形式，除非上下文另外清楚指示。还将理解，如本文使用的术语“和/或”是指且涵盖相关联的所列项目中的一者或多者的任何和所有可能的组合。将进一步理解，术语“包括(includes)”、“包括(including)”、“包括(comprises)”和/或“包括(compris ing)”当在本文使用时指定所陈述的特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或单元的存在，但不排除一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件、单元和/或其群组的存在或添加。
61.如本文使用，术语“转桨”是指可变螺距螺旋桨，其可通过改变螺旋桨的螺距来提供用于垂直升降的推力和用于向前推进的推力。
62.如本文使用，术语“电池组”是指电连接的电池(即，电池电芯)的任何组合，并且可包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。
63.图1a和图1b说明根据各种实施方案的分别处于巡航配置以及垂直起飞和着陆配置的vtol飞行器100。根据各种实施方案的vtol飞行器的示例性实施方案在2020年5月19日提交的名称为“vert i cal take-off and landing aircraft”的美国专利申请号16/878,380中论述，所述申请的全部内容以引用的方式并入本文。
64.飞行器100包括机身102、安装到机身102的机翼104，以及安装到机身102的后方的一个或多个后方稳定器106。飞行器100包括多个旋翼112和多个转桨114(在本文统称为epu)。epu(112、114)一般包括驱动风扇(多个叶片)的电动马达和用于控制马达/向马达供电的马达控制器。如在下文关于图4进一步论述，epu可包括多个部分马达，所述多个部分马达可独立地和共同地驱动风扇并且可由多个单独的马达控制器控制。
65.旋翼112安装到机翼104并且被配置为提供用于垂直起飞和着陆的升力。转桨114安装到机翼104，并且能够在如图1b中所示的升降配置与如图1a中所示的推进配置之间倾斜，在所述升降配置中，转桨提供垂直起飞和着陆以及悬停所需的升力的一部分，在所述推进配置中，转桨向飞行器100提供向前推力以用于水平飞行。如本文使用，转桨升降配置是指其中转桨推力向飞行器提供主要升力的任何转桨取向，并且转桨推进配置是指其中转桨推力向飞行器提供主要向前推力的任何转桨取向。
66.根据各种实施方案，旋翼112被配置为仅提供升力，其中所有推进力都是由转桨提供。因此，旋翼112可位于固定位置。在起飞和着陆期间，转桨114倾斜成升降配置，其中他们
的推力被向下引导以用于提供额外的升力。
67.为了向前飞行，转桨114从它们的升降配置倾斜成它们的推进配置。换句话说，转桨114的螺距从转桨推力被向下引导以在垂直起飞和着陆期间以及在悬停期间提供升力的螺距改变为转桨推力被向后引导以向飞行器100提供向前推力的螺距。转桨关于垂直于飞行器100的前向方向的轴线118倾斜。当飞行器100处于全前向飞行时，升力可完全由机翼104提供，并且可关闭旋翼112。旋翼112的叶片120可在飞行器巡航期间被锁定在低阻力位置。在一些实施方案中，旋翼112各自具有在最小阻力位置被锁定以用于巡航的两个叶片120，其中一个叶片在另一叶片的正前方，如图1a中说明。在一些实施方案中，旋翼112具有两个以上叶片。在一些实施方案中，转桨114包括比旋翼112更多的叶片116。例如，如图1a和图1b中说明，旋翼112可各自包括两个叶片，并且转桨114可各自包括五个叶片。根据各种实施方案，转桨114可具有2个到5个叶片。
68.根据各种实施方案，飞行器在机身102的每一侧上仅包括一个机翼104(或跨整个飞行器延伸的单个机翼)，并且旋翼112的至少一部分位于机翼104的后面，并且转桨114的至少一部分位于机翼104的前面。在一些实施方案中，所有旋翼112都位于机翼104的后面，并且所有转桨都位于机翼104的前面。根据一些实施方案，所有旋翼112和转桨114都安装到机翼，即，没有旋翼或转桨安装到机身。根据各种实施方案，旋翼112全部位于机翼104的后面，并且转桨114全部位于机翼104的前面。根据一些实施方案，所有旋翼112和转桨114都从翼尖109向内定位。
69.根据各种实施方案，旋翼112和转桨114通过吊臂122安装到机翼104。吊臂122可安装在机翼104下方、机翼的顶部上和/或可集成到机翼型面中。根据各种实施方案，一个旋翼112和一个转桨114安装到每个吊臂122。旋翼112可安装在吊臂122的后端处，并且转桨114可安装在吊臂122的前端处。在一些实施方案中，旋翼112安装在吊臂122上的固定位置。在一些实施方案中，转桨114经由铰链124安装到吊臂122的前端。转桨114可安装到吊臂122，使得转桨114当处于其推进配置时与吊臂122的主体对准，从而形成吊臂122的前端的连续延伸，这最小化向前飞行的阻力。
70.根据各种实施方案，飞行器100可在飞行器100的每一侧上仅包括一个机翼，或包括跨飞行器延伸的单个机翼。根据一些实施方案，至少一个机翼104是安装到机身102的上侧的高机翼。根据一些实施方案，机翼包括控制表面，诸如襟翼和/或副翼。根据一些实施方案，机翼可具有弯曲翼尖109以用于在向前飞行期间减小阻力。
71.根据一些实施方案，后方稳定器106包括控制表面，诸如一个或多个方向舵、一个或多个升降舵和/或一个或多个组合式方向舵-升降舵。机翼可具有任何合适的设计。在一些实施方案中，机翼具有渐细前缘123，如(例如)图1a的实施方案中所示。在一些实施方案中，机翼具有渐细后缘。
72.图2a说明根据各种实施方案的用于向飞行器100的epu(112、114)供电的配电架构。尽管图1a至图2a说明安装到机翼104的12个epu(在图2a中编号为1-12)，但根据各种实施方案的飞行器可具有任何合适数目的epu，包括四个、六个、八个、十个、十四个、十八个、二十个或更多。epu是由多个电池组200供电。在图2a中说明的实施方案中，存在六个电池组200，编号为1到6。每个电池组200向epu的仅一部分供电。在所说明的实施方案中，每个电池组200向两个epu供电。在图2b中列出了根据在图2a中说明的实施方案的对电池组和epu的
分组。电池组1向epu 1和epu 12供电，电池组2向epu 2和epu 11供电，且依此类推。每个电池组200经由专用的配电母线(例如，母线202、204)连接到epu的其相应部分。因此，一个电池组1的配电母线202不电连接到电池组2的配电母线204。
73.由于电池组200彼此电隔离，所以一个电池组或其配电中的电气故障不影响其他epu和电池组的操作。仅由出故障的电池组或配电供电的epu受到影响。因此，在对飞行器的供电中不存在单点故障。此外，由于电池组和配电电路彼此隔离，所以不需要二极管来阻止从一个电池组流动到另一电池组的电流。这可相对于具有并联的电池组的系统导致显著的重量减轻和增加的效率。
74.根据各种实施方案，由给定电池组供电的特定epu可被选择为减少假如电池组出故障时由给epu的电力的损失而引起的失稳影响。根据各种实施方案，布置在epu集合的一条或多条对称轴线的相对侧上的epu可由同一电池组供电，以减少可由于给被电池组驱动的epu的电力的损失而引起的横滚力矩、俯仰力矩或横摆力矩。例如，在飞行器的纵轴线280的任一侧上位于相同相对位置的epu可由第一电池组驱动，使得假如所述电池组中的一者出故障，则将出现最小的横滚力矩，因为由其余epu提供的推力将关于所述纵轴线是一致的。类似地，在一些实施方案中，一组epu至少部分地布置在一对机翼的前缘的前面并且一组epu至少部分地布置在一对机翼的后缘的后面，并且在机翼的相对侧和纵轴线280的相对侧上的epu可由同一电池组供电，使得在所述电池组出故障的情况下将出现最小的横滚力矩和俯仰力矩(诸如图2a中所示)。
75.根据各种实施方案，每个电池组200向至少一个转桨114的至少一部分和至少一个旋翼112的至少一部分供电。在图2a的实施方案中，位于相对位置的旋翼和转桨是由同一电池组200驱动。因此，飞行器的机身102的左侧上的最外侧转桨114(图2a中的epu 1)与机身102的右侧上的最外侧的旋翼112(epu 12)是由同一电池组(图2a中的电池组1)供电。类似地，另一对最外侧epu(图2a中的epu 6和epu 7)是由同一电池组(电池组6)供电。分组不需要受限于位于确切相对位置的epu。例如，epu 1可与epu 11而不是epu 12一起分组。
76.由给定电池组供电的epu的数目可大于二。例如，在一些实施方案中，每个电池组的epu的数目可以是三个、四个、五个、六个或epu的总数的任何其他合适的部分。根据各种实施方案，在每个组内可存在不同数目的epu。例如，一个组可具有两个epu(由电池组驱动的两个epu)，而另一组可具有四个epu(由不同的电池组驱动的四个epu)。电池组的数目可少至两个。在各种实施方案中，电池组的数目是至少三个、至少四个、至少五个、至少六个、至少七个、至少八个或更高。
77.图3是根据各种实施方案的将一个电池组300连接到一对epu302、304的电路的框图。epu 302可以是例如图2a的epu 1，并且epu 304可以是例如图2a的epu 12。电池组300经由配电母线306连接到epu 302、304。提供多个熔丝以在电气故障的情况下保护部件。提供两个熔丝308和310以在发生与相应的epu 302、304相关联的电源电涌的情况下分别断开epu 302和304。熔丝312定位在电池组300的紧接下游。熔丝312由于其处置两个epu的电力而具有比熔丝308、310更高的电流额定值。根据各种实施方案，小号熔丝314位于电池组与充电电路(未示出)之间。
78.根据各种实施方案，可提供接触器316来将电池组300的正极端子连接到epu/使所述正极端子与epu断开。根据各种实施方案，诸如在飞行器在地面上时，可使用接触器316断
开epu的电力。根据各种实施方案，诸如经由位于飞行器的驾驶舱中的手动开关来手动地操作接触器316。在一些实施方案中，还在负极端子上提供类似的接触器318。
79.在一些实施方案中，epu或至少一些epu包括多个马达级，所述多个马达级各自独立地由不同的电池组供电，使得假如一个电池组出故障，那么epu的仅一部分未被供电，并且epu可继续以减小的功率水平操作。图4是对包括两个部分马达402a和402b的epu 400的配电的一部分的框图。epu 400可以是旋翼，诸如图1a的旋翼112，或转桨，诸如图1a的转桨114。两个部分马达402a和402b可独立地操作以经由轴406驱动风扇叶片404，并且可同时操作以便以更高的功率驱动风扇叶片404。部分马达402a和402b分别由它们的自身的马达控制器408a和408b驱动。部分马达402a和马达控制器408a由电池组450经由配电母线460供电，而部分马达402b和马达控制器408b由电池组452经由配电母线462供电。部分马达402a、马达控制器408a、配电母线460和电池组450与部分马达402b、马达控制器408b、配电母线462和电池组452电隔离。因此，影响第一部分马达402a的电气故障不影响第二部分马达402b，并且反之亦然。因此，在电池组450或452中的一者将出故障的情况下，epu 400可继续操作，尽管是以减小的功率操作。
80.根据各种实施方案，电池组可驱动相对布置的epu的部分马达。例如，观看图2a，第一电池组1可向epu 1的第一部分马达、epu 12的第一部分马达、epu 6的第一部分马达和epu 7的第一部分马达供电。因此，在电池组1出故障的情况下，在飞机的相对侧上位于相同相对位置的旋翼和转桨将失去它们的最大可用功率的至少一半，但将仍然操作。
81.用于向epu供电的电池组可位于飞行器的任何合适的位置，包括位于机身中和/或机翼中。可根据期望的性能参数(例如，目标有效负载、空速和海拔)来选择epu的数目和功率。根据各种实施方案，epu中的一者或多者的最大额定功率是500千瓦或更小，优选地200千瓦或更小，更优选地150千瓦或更小。根据一些实施方案，epu中的一者或多者的最大额定功率是至少10千瓦，优选地至少20千瓦，更优选地至少50千瓦。飞行器可具有相等数目的旋翼和转桨、更大数目的转桨或更大数目的旋翼。
82.根据各种实施方案，每个电池组被配置为至少1千瓦时或优选地至少10千瓦时的最大储存能量，和/或最多200千瓦时、优选地最多100千瓦时、优选地最多75千瓦时、更优选地最多50千瓦时的最大储存能量。根据各种实施方案，电池组被配置为使得它们的集体最大储存能量是至少1千瓦时或优选地至少10千瓦时，和/或它们的最大储存能量是最多200千瓦时、优选地最多100千瓦时、优选地最多75千瓦时或更优选地最多50千瓦时。根据各种实施方案，满电下的至少一些电池组提供至少100伏、至少500伏或至少1000伏的电压。根据各种实施方案，满电下的至少一些电池组提供最多2000伏、最多1500伏、最多1000伏或最多500伏。根据一些实施方案，标称最大电压在500伏与1000伏之间，优选地在600伏与800伏之间，或更优选地在650伏与750伏之间。
83.根据各种实施方案，epu的大小被设计成根据上文论述的原理适应由于电池组故障而引起的epu的一部分的损失。例如，假如由于驱动两个epu的电池组中的故障而失去所述两个epu，则其余的epu和相关联的电池组的大小可充分被设计成提供额外的推力来至少部分地弥补从失效的epu失去的推力。
84.根据上文论述的原理的飞行器可被配置为载运至少一个人且多达10人，优选地多达6人，并且更优选地多达4人。根据一些实施方案，飞行器被配置为有人驾驶，并且包括驾
驶控制。在一些实施方案中，飞行器被配置为在没有任何机上飞行员的情况下以及在具有或没有一个或多个乘客的情况下自主地操作。
85.根据一些实施方案，飞行器被配置为在高于地面3,000英尺的海拔下以每小时150英里的巡航速度将6人(例如，飞行员和5个乘客)载运75英里。在一些实施方案中，飞行器被配置为用于5人，诸如一个飞行员和四个乘客。根据各种实施方案，单个电池电荷上的最大范围是25英里、50英里、75英里、100英里或200英里。
86.根据各种实施方案，旋翼112和/或转桨114被配置为具有相对低的梢速以减小由飞行器产生的噪声量。在一些实施方案中，转子叶片的梢速在悬停时是约0.4马赫。根据各种实施方案，旋翼和/或转桨叶片的直径是1米到5米的范围，优选地在1.5米到2米的范围内。
87.根据各种实施方案，翼展在10米到20米的范围内，优选地在15米到16米的范围内。根据各种实施方案，飞行器的长度在3米到20米的范围内，优选地在5米到15米的范围内，更优选地在6米到10米的范围内。
88.根据各种实施方案，在起飞和着陆期间通过以下操作来操作飞行器：将转桨定位在升降配置，并且经由旋翼和转桨所提供的组合升力向飞行器提供所需的升力。根据各种实施方案，在垂直起飞和着陆和/或悬停期间，可将转桨维持在预定升降配置，所述预定升降配置可跨所有转桨都相同或对于不同转桨不同。根据各种实施方案，可在起飞和着陆和/或悬停期间主动地调整至少一些转桨的倾斜度以提供所需的稳定性和/或机动性。根据一些实施方案，由飞行控制器在起飞、着陆和/或悬停期间主动地控制至少一个转桨的倾斜度以产生偏航力矩。
89.根据各种实施方案，可由飞行控制器根据各种操作自由度单独地控制每个旋翼和/或每个转桨。根据各种实施方案，旋翼的仅有的自由度是旋翼的旋转速度。在一些实施方案中，可共同地调整旋翼的叶片的冲角，从而提供额外的自由度。根据各种实施方案，转桨的至少一部分的自由度包括转桨的旋转速度、叶片的集体冲角和转桨的倾斜度。根据各种实施方案，可由飞行控制器在起飞和着陆期间(自主地或响应于飞行员命令)主动地控制这些自由度中的任一者，以便提供适当的稳定性和机动性。
90.一旦飞行器已经实现足够的海拔以开始向前飞行，转桨就开始朝向它们的推进配置向前倾斜，使得它们的推力提供升力与推力的组合，其中随着转桨朝向它们的推进配置进一步倾斜，升力的比例减小。旋翼可在转桨向前倾斜的时段的至少一部分期间保持活动，以继续提供基于旋翼的升力。在向前空速高到足以使得机翼提供足够的升力来维持飞行器的海拔之后的任何时刻，可停用旋翼。如上文所论述，可将旋翼叶片锁定在低阻力位置。
91.在巡航期间，旋翼保持被停用。可通过常规的方式将机翼的控制表面和/或后方稳定器用于飞行器机动性和稳定性。根据一些实施方案，假如在向前飞行期间失去电池组，从而导致失去由失去的电池组供电的转桨的部分所提供的动力，则飞行器可经由使用控制表面和/或经由调整来自转桨的不受影响的部分的动力进行补偿。
92.根据一些实施方案，可主动地控制至少一些转桨的倾斜度，以提供额外的稳定性和/或机动性控制。在一些实施方案中，在起飞和着陆和/或悬停期间主动地控制至少一些转桨的倾斜度。在一些实施方案中，转桨的倾斜度在巡航期间是固定的(即，不改变)。根据一些实施方案，可在垂直起飞和着陆和/或悬停期间在需要时主动地且独立地控制最外面
的转桨的倾斜度以提供偏航力矩。
93.根据各种实施方案，可根据本文描述的配电架构向epu(旋翼和转桨)供电。例如，一种用于向飞行器供电的方法包括：由第一电池组经由第一电源母线向安装到飞行器的至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的前缘的前面的第一多个电动推进单元供电，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分和第二多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分。所述方法还包括由第二电池组经由第二电源母线向安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的后缘的后面的第二多个电动推进单元供电，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。
94.根据各种实施方案，一种用于向飞行器供电的方法包括：由第一电池组经由第一电源母线向第一旋翼的至少一部分和第一转桨的至少一部分供电，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一旋翼的所述至少一部分和所述第一转桨的所述至少一部分。所述方法还包括由第二电池组经由第二电源母线向第二旋翼的至少一部分和第二转桨的至少一部分供电，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第二旋翼的所述至少一部分和所述第二转桨的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。
95.根据各种实施方案，假如电池组或用于那个电池组的配电在飞行期间出故障，诸如在垂直起飞或着陆、悬停或向前飞行期间出故障，则仅由那个电池组供电的epu失效。由与所述失效的电池组电隔离的其他电池组供电的其余epu继续操作。根据各种实施方案，可增加不受影响的epu的至少一部分的动力以补偿失效的epu的推力的损失。
96.根据各种实施方案，电池组向同一epu的不同马达部分供电，使得在损失了所述电池组或其配电中的一者的情况下，受到影响的epu可继续以减小的功率操作。根据各种实施方案，可增加不受影响的马达部分的功率和/或可增加不受影响的epu的功率，以补偿来自失效的马达部分的推力的损失。
97.出于阐释的目的，已参考特定实施方案描述了前述描述。然而，以上说明性论述无意为详尽的或将本发明限于所公开的精确形式。鉴于以上教导，许多修改和变化都是可能的。对实施方案进行选择和描述以便最佳地阐释技术的原理和它们的实际应用。进而使本领域其他技术人员能够最佳地利用具有适合于所预期的特定用途的各种修改的所述技术和各种实施方案。
98.尽管已经参考附图完全描述了本公开，但请注意，各种变化和修改对于本领域技术人员而言将变得显而易见。此类变化和修改将理解为包括在由权利要求书限定的本公开和示例的范围内。最后，在本技术中所提及的专利和公布的整个公开内容在此以引用的方式并入本文。

技术特征：
1.一种电动飞行器，所述电动飞行器包括：多个旋翼，所述多个旋翼用于提供用于所述飞行器的垂直起飞和着陆的升力；多个转桨，所述多个转桨能够在用于提供用于所述飞行器的垂直起飞和着陆的升力的提升配置与用于向所述飞行器提供向前推力的推进配置之间倾斜；第一电池组，所述第一电池组用于向所述多个旋翼中的第一旋翼的至少一部分和所述多个转桨中的第一转桨的至少一部分供电；第二电池组，所述第二电池组用于向所述多个旋翼中的第二旋翼的至少一部分和所述多个转桨中的第二转桨的至少一部分供电；第一电源母线，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一旋翼的所述至少一部分和所述第一转桨的所述至少一部分；以及第二电源母线，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第二旋翼的所述至少一部分和所述第二转桨的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。2.如权利要求1所述的飞行器，其中所述第一旋翼和所述第一转桨在所述飞行器的相对侧上。3.如权利要求1或权利要求2所述的飞行器，其中所述第一旋翼仅由所述第一电池组供电，并且所述第一转桨仅由所述第二电池组供电。4.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述第一旋翼包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。5.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中将所述第一电池组连接到所述第一旋翼和所述第一转桨的电路没有二极管。6.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述第一电池组包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。7.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述第一电池组和所述第二电池组被配置为产生大于100伏。8.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述第一旋翼和所述第一转桨中的至少一者的电功率是至少10千瓦。9.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器是有人驾驶的。10.如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器是垂直起飞和着陆的飞行器。11.一种用于向飞行器供电的方法，所述方法包括：由第一电池组经由第一电源母线向第一旋翼的至少一部分和第一转桨的至少一部分供电，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一旋翼的所述至少一部分和所述第一转桨的所述至少一部分；以及由第二电池组经由第二电源母线向第二旋翼的至少一部分和第二转桨的至少一部分供电，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第二旋翼的所述至少一部分和所述第二转桨的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。在这些实施方案中的任一者中，所述第一旋翼和所述第一转桨可在所述飞行器的相对侧上。
12.如权利要求11所述的方法，所述方法还包括：在垂直起飞期间经由所述第一旋翼和所述第二旋翼和所述第一转桨和所述第二转桨向所述飞行器提供升力；以及在巡航期间在所述第一旋翼和所述第二旋翼被停用时经由所述第一转桨和所述第二转桨向所述飞行器提供向前推力。13.如权利要求11或权利要求12所述的方法，其中所述第一旋翼仅由所述第一电池组供电。14.如权利要求11-13中任一项所述的方法，其中所述第一旋翼包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。15.如权利要求11-14中任一项所述的方法，其中将所述第一电池组连接到所述第一旋翼和所述第一转桨的电路没有二极管。16.如权利要求11-15中任一项所述的方法，其中所述第一电池组包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。17.如权利要求11-16中任一项所述的方法，其中所述第一电池组和所述第二电池组被配置为产生大于100伏。18.如权利要求11-17中任一项所述的方法，其中所述第一旋翼的电功率是至少10千瓦。19.如权利要求11-18中任一项所述的方法，其中所述飞行器是有人驾驶的。20.一种电动飞行器，所述电动飞行器包括：机身；至少一个机翼，所述至少一个机翼连接到所述机身；第一多个电动推进单元，所述第一多个电动推进单元安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的前缘的前面；第二多个电动推进单元，所述第二多个电动推进单元安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的后缘的后面；第一电池组，所述第一电池组用于向所述第一多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分供电；第二电池组，所述第二电池组用于向所述第一多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分供电；第一电源母线，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的所述至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的所述至少一部分；以及第二电源母线，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第二电动推进单元的所述至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的所述第二电动推进单元的所述至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。21.如权利要求20所述的飞行器，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元在所述飞行器的相对侧上。
22.如权利要求20或权利要求21所述的飞行器，其中所述第一多个电动推进单元包括可倾斜的转桨，并且所述第二多个电动推进单元包括固定旋翼。23.如权利要求20-22中任一项所述的飞行器，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元仅由所述第一电池组供电。24.如权利要求20-23中任一项所述的飞行器，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电推进单元包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。25.如权利要求20-24中任一项所述的飞行器，其中将所述第一电池组连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电路没有二极管。26.如权利要求20-25中任一项所述的飞行器，其中所述第一电池组包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。27.如权利要求20-26中任一项所述的飞行器，其中所述第一电池组和所述第二电池组被配置为产生大于100伏。28.如权利要求20-27中任一项所述的飞行器，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电功率是至少10千瓦。29.如权利要求20-28中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器是有人驾驶的。30.如权利要求20-29中任一项所述的飞行器，其中所述飞行器是垂直起飞和着陆的飞行器。31.一种用于向飞行器供电的方法，所述方法包括：由第一电池组经由第一电源母线向安装到所述飞行器的至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的前缘的前面的第一多个电动推进单元供电，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分和第二多个电动推进单元中的第一电动推进单元的至少一部分；以及由第二电池组经由第二电源母线向安装到所述至少一个机翼并且至少部分地定位在所述至少一个机翼的后缘的后面的第二多个电动推进单元供电，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第一多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分和所述第二多个电动推进单元中的第二电动推进单元的至少一部分，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。32.如权利要求31所述的方法，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元在所述飞行器的相对侧上。33.如权利要求31或权利要求32所述的方法，其中所述第一多个电动推进单元包括可倾斜的转桨，并且所述第二多个电动推进单元包括固定旋翼。34.如权利要求31-33中任一项所述的方法，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元仅由所述第一电池组供电。35.如权利要求31-34中任一项所述的方法，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电推进单元包括至少两个马达部分，所述第一电池组向所述至少两个马达部分中的第
一马达部分供电，并且所述第二电池组向所述至少两个马达部分中的第二马达部分供电。36.如权利要求31-35中任一项所述的方法，其中将所述第一电池组连接到所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元和所述第二多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电路没有二极管。37.如权利要求31-36中任一项所述的方法，其中所述第一电池组包括串联、并联布置或以串联与并联的组合布置的多个电池。38.如权利要求31-37中任一项所述的方法，其中所述第一电池组和所述第二电池组被配置为产生大于100伏。39.如权利要求31-38中任一项所述的方法，其中所述第一多个电动推进单元中的所述第一电动推进单元的电功率是至少10千瓦。40.如权利要求31-39中任一项所述的方法，其中所述飞行器是有人驾驶的。41.如权利要求31-40中任一项所述的方法，其中所述飞行器是垂直起飞和着陆的飞行器。

技术总结
一种电动飞行器包括：旋翼，所述旋翼用于提供用于所述飞行器的垂直起飞和着陆的升力；转桨，所述转桨能够在用于提供用于所述飞行器的垂直起飞和着陆的升力的提升配置与用于向所述飞行器提供向前推力的推进配置之间倾斜；第一电池组，所述第一电池组用于向第一旋翼和第一转桨供电；第二电池组，所述第二电池组用于向第二旋翼和第二转桨供电；第一电源母线，所述第一电源母线将所述第一电池组电连接到所述第一旋翼和所述第一转桨；以及第二电源母线，所述第二电源母线将所述第二电池组电连接到所述第二旋翼和所述第二转桨，其中所述第二电源母线与所述第一电源母线电隔离。电源母线与所述第一电源母线电隔离。电源母线与所述第一电源母线电隔离。


技术研发人员：G
受保护的技术使用者：阿彻航空股份有限公司
技术研发日：2021.07.07
技术公布日：2023/5/23