特表 2024-518970 少なくとも１つの充電可能電源および１つの発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機のためのエネルギー管理システム

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公表特許公報(A)

(11)【公表番号】

(43)【公表日】2024-05-08

(54)【発明の名称】少なくとも１つの充電可能電源および１つの発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機のためのエネルギー管理システム

(51)【国際特許分類】

   B64D 27/33 20240101AFI20240426BHJP

   B64U 50/33 20230101ALI20240426BHJP

   B64D 35/024 20240101ALI20240426BHJP

   H02J 7/34 20060101ALI20240426BHJP

【ＦＩ】

B64D27/33

B64U50/33

B64D35/024

H02J7/34 A

【審査請求】有

【予備審査請求】未請求

(21)【出願番号】P 2023569929

(86)(22)【出願日】2022-05-10

(85)【翻訳文提出日】2023-12-22

(86)【国際出願番号】 FR2022050892

(87)【国際公開番号】W WO2022238653

(87)【国際公開日】2022-11-17

(31)【優先権主張番号】2104948

(32)【優先日】2021-05-10

(33)【優先権主張国・地域又は機関】FR

(81)【指定国・地域】

(71)【出願人】

【識別番号】522194072

【氏名又は名称】アセンダンス・フライト・テクノロジー

【氏名又は名称原語表記】ＡＳＣＥＮＤＡＮＣＥ ＦＬＩＧＨＴ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ

(74)【代理人】

【識別番号】110002066

【氏名又は名称】弁理士法人筒井国際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】ディネル，クレマン

(72)【発明者】

【氏名】マルデュエル，マリオン

【テーマコード（参考）】

5G503

【Ｆターム（参考）】

5G503AA07

5G503BA01

5G503BB01

5G503DA07

5G503DA18

5G503DA19

5G503GB06

5G503GD06

(57)【要約】

ハイブリッド電力源を有する航空機のための電力管理システムは、少なくとも１つの充電可能電源および発電源と、一方では、電力管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データを決定し、他方では、航空機によって要求される瞬時電力および／または航空機の充電可能電源の充電状態に関する電力データを決定するように構成された検出器（２００）と、検出器（２００）から電力データを受信し、電源の制御状態を決定するように構成されたオートマトン（２１０）と、を含み、オートマトン（２１０）は、＊要求される瞬時電力が電力生成源の容量よりも小さく、後者によって提供されるバッファ状態と、＊要求される瞬時電力が、発電源の容量よりも小さく、完全に発電源によって提供され、発電源が、充電可能電源を充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、＊要求される瞬時電力が発電源の容量よりも大きく、充電可能電源が要求される瞬時電力を達成するために必要な補充を提供するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む。システムは、状態データを受信し、状態データが故障を示す場合にバックアップ電気的構成を決定するように構成されたアダプタ（２２０）と、オートマトン（２１０）から状態情報を受信し、要求される瞬時電力に基づいて充電可能電源（５０、６０、８０、９０）および発電源（１８、２０）の電気的制御を決定するように構成されたコントローラ（２３０）と、公称電気的構成を実施するために、またはアダプタ（２２０）のバックアップ電気的構成を受信した場合に、このバックアップ電気的構成を実施するために、電力管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路のスイッチにコマンドを発するように構成されたスイッチ（２４０）と、をさらに含む。

【特許請求の範囲】

【請求項1】

少なくとも１つの充電可能電源および１つの発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機用のエネルギー管理システムであって、
一方では、前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データと、他方では、前記航空機によって要求される瞬時電力および／または前記航空機の前記充電可能電源の充電状態に関する電力データと、を決定するように構成された検出器（２００）と、
前記検出器（２００）から前記電力データを受信し、前記電力源の制御状態を判定するように構成されたオートマトン（２１０）であって、前記オートマトン（２１０）が、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、それによって供給されるバッファ状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、前記少なくとも１つの発電源によって完全に供給され、前記１つまたは複数の発電源が、前記少なくとも１つの充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも高く、前記少なくとも１つの充電可能電源が、前記要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む、オートマトン（２１０）と、
前記状態データを受信し、前記状態データが故障を示す場合にバックアップ電気的構成を決定するように構成されたアダプタ（２２０）と、
前記オートマトン（２１０）の状態情報を受信し、前記要求される瞬時電力に従って、前記少なくとも１つの充電可能電源（５０、６０、８０、９０）および前記少なくとも１つの発電源（１８、２０）の電気的制御を決定するように構成されたコントローラ（２３０）と、
公称電気的構成を実施するために、または前記アダプタ（２２０）のバックアップ電気的構成を受信した場合には、このバックアップ電気的構成を実施するために、前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路のスイッチに制御を発するように構成されたスイッチ（２４０）と、を含むエネルギー管理システム。

【請求項2】

前記コントローラ（２３０）が、前記オートマトン（２１０）が前記バッファ状態にある場合に、前記少なくとも１つの発電源によって供給される前記電力が前記要求される瞬時電力まで増加する遷移中に、前記充電可能電源を使用するように構成される、請求項１に記載のエネルギー管理システム。

【請求項3】

前記オートマトン（２１０）が前記バッファ状態で初期化され、以下の遷移規則、すなわち、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも高い場合には、前記バッファ状態または前記充電状態から前記ターボ状態に遷移することと、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低い場合には、前記ターボ状態から前記バッファ状態に遷移することと、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、かつ、１つまたは複数の充電可能電源が満充電しきい値よりも低い充電状態を有する場合には、前記バッファ状態から前記充電状態に遷移することと、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、かつ、前記１つまたは複数の充電可能電源が満充電しきい値に等しい充電状態を示す場合には、前記充電状態から前記バッファ状態に遷移することと、を示す、請求項１または２に記載のエネルギー管理システム。

【請求項4】

前記オートマトン（２１０）が、前記少なくとも１つの電源（１８、２０）が非アクティブ化されているサイレント状態をさらに含む、請求項１から３のいずれか一項に記載のエネルギー管理システム。

【請求項5】

前記オートマトン（２１０）が、以下の遷移規則、すなわち、
前記検出器（２００）によってサイレントモード制御が受信された場合には、前記バッファ状態、前記充電状態、または前記ターボ状態から前記サイレント状態に遷移することと、
前記サイレントモード制御が非アクティブ化された場合には、前記サイレント状態から前記バッファ状態に遷移することと、をさらに有する、請求項４に記載のエネルギー管理システム。

【請求項6】

前記コントローラ（２３０）が、故障が検出された場合に前記アダプタ（２２０）のバックアップ電気的構成を受信し、前記バックアップ電気的構成に従って前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路の１つまたは複数の要素の停止を制御するように構成される、請求項１から５のいずれか一項に記載のエネルギー管理システム。

【請求項7】

前記スイッチ（２４０）が、前記オートマトン（２１０）の状態を受信し、それに応じて前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路の前記スイッチに制御を発するように構成される、請求項１から６のいずれか一項に記載のエネルギー管理システム。

【請求項8】

少なくとも１つの充電可能電源および発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機用のエネルギー管理方法であって、以下の動作、すなわち、
ａ）一方では、前記エネルギー管理方法によって制御される前記航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データと、他方では、前記航空機によって要求される瞬時電力および／または前記航空機の前記充電可能電源の充電状態に関する電力データと、を決定するステップと、
ｂ）前記電源の制御状態を判定するように構成されたオートマトン（２１０）に前記動作ａ）の前記電力データを送信するステップであって、前記オートマトン（２１０）が、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、それによって供給されるバッファ状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、前記少なくとも１つの発電源によって完全に供給され、前記１つまたは複数の発電源が、前記少なくとも１つの充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも高く、前記少なくとも１つの充電可能電源が、前記要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む、ステップと、
ｃ）前記要求される瞬時電力および前記動作ｂ）において判定された前記オートマトンの前記状態に従って、前記少なくとも１つの充電可能電源（５０、６０、８０、９０）および前記少なくとも１つの発電源（１８、２０）の電気的制御を決定するステップと、
ｄ）前記状態データから故障の発生を検出し、バックアップ電気的構成を決定するステップと、
ｅ）公称電気的構成を実施するために、または動作ｄ）においてバックアップ電気的構成が決定された場合には、このバックアップ電気的構成を実施するために、エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の電力消費電気回路のスイッチに制御を発するステップと、を含むエネルギー管理方法。

【請求項9】

コンピュータプログラムであって、前記コンピュータプログラムがコンピュータ上で実行されると、請求項８に記載の方法を実施する命令を含む、コンピュータプログラム。

【請求項10】

請求項９に記載のコンピュータプログラムが記録されたデータ記憶媒体。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、航空機の分野に関し、より詳細には、少なくとも１つの充電可能電源および１つの発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機用のエネルギー管理システムの分野に関する。

【背景技術】

【0002】

航空産業は、現在、部分的には環境関連要件の進化に関連して、部分的には電動航空機の開発に関連して、多くの変化に直面している。特に、ＶＴＯＬ分野（垂直離着陸：Vertical Take-off and Landingを表す）は、新しい輸送手段として非常に興味深い見通しを提供するので、特に動的である。

【0003】

ＶＴＯＬは非常に古い分野である（１９２１年以来開発されている）が、それらの電化は、多くの新たに提案された解決策ならびに規制を生じさせている。特に、最新の規制（例えば、２０１９年７月２日発行のＳＣ－ＶＴＯＬ－０１特別条件垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を参照されたい）は、故障の発生後の緊急着陸だけでなく、飛行の継続性（「安全な飛行および着陸の継続」と呼ばれる）を確実にするために、推進および飛行、モータ、電気システム全体を通過する電力源に関連するすべてのシステムの冗長性を必要とする。これは、「ワン・フェイル・セーフ」、すなわち「単純な故障に対して耐性がある」とも呼ばれる。

【0004】

これらの規制は、充電可能電源のレベルだけでなく、発電源のレベルだけでなく、モータおよびロータのレベルにおいても、冗長性を伴う解決策の開発を大いに促進してきた。

【0005】

この開発の結果は、制御システムの非常に重要な複雑化である。従来、ハイブリッド電力源を有する航空機内では、以下の３つの制御システムを行うことができる。
外部条件および飛行制御装置に従って飛行パラメータを管理し、特にモータおよび／またはロータによって要求される瞬時電力を決定し、それに応じてそれらを制御するが、任意選択でフラップ、スタビライザ、補助翼などの向きのような他のパラメータであってもよい、飛行管理システム（いわゆる「飛行管理システム」またはＦＭＳ）と、
充電可能電源内の電気エネルギーの管理を最適化するように意図されたバッテリ管理システム（いわゆる「バッテリ管理システム」、またはＢＭＳ）と、
ＦＭＳ（従来の熱推進システムの場合には、「全機能デジタルエンジン制御」を表すＦＡＤＥＣによって行うことができるように）の要求に従って、消費者への電力供給を管理するためのエネルギー管理システム（いわゆる「エネルギー管理システム」またはＥＭＳ）と、である。

【0006】

これら３つのシステムは共存する可能性もあるが、例えば、ＢＭＳまたはＥＭＳが極めて単純化されている場合には、ＢＭＳとＥＭＳとが組み合わされることも起こり得る。

【0007】

冗長管理が表す課題、すなわち消費電力の最適化に対処するために、ＦＭＳ、ＢＭＳおよびＥＭＳに隣接して移植された特定のコントローラが開発されている。ワン・フェイル・セーフ管理の追加は、状況をさらに複雑にする。

【0008】

航空業界の信頼性要件を考慮すると、これらの問題は、従来、各問題（エネルギー管理、冗長性／故障管理）についてすべての可能なケースを網羅的に列挙し、各問題についてこの完全性を再現することを可能にするツリーによって管理されている。これは、例えば中国特許出願公開第１０９０９４７９０号明細書の場合である。

【0009】

しかしながら、進行状況が進むにつれて、ツリーは、生成および管理するためにますます複雑になり、リスク源になる。加えて、アーキテクチャの１つの要素が変化するとすぐに、ツリーは陳腐化し、０から再開する必要がある。他の解決策は、仏国特許出願公開第３０８４３１８号明細書または米国特許出願公開第２０１１／０１７８６４８号明細書のような飛行段階に従って管理することを求める。ここでもやはり、これらの手法は簡潔であり、ほとんど適応できない。

【0010】

このため、現在までのところ、ワン・フェイル・セーフの問題を制御することを可能にしながら、ハイブリッド航空機内の電力を効率的に管理することを可能にするシステムは存在しない。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0011】

【特許文献1】中国特許出願公開第１０９０９４７９０号明細書

【特許文献2】仏国特許出願公開第３０８４３１８号明細書

【特許文献3】米国特許出願公開第２０１１／０１７８６４８号明細書

【発明の概要】

【0012】

本発明は、状況を改善することを目的とする。この目的のために、少なくとも１つの充電可能電源および発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機用のエネルギー管理システムを提供する。このシステムは、一方では、エネルギー管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データと、他方では、航空機によって要求される瞬時電力および／または航空機の充電可能電源の充電状態に関する電力データと、を決定するように構成された検出器と、検出器から電力データを受信し、電力源の制御状態を判定するように構成されたオートマトンと、を含む。

【0013】

オートマトンは、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、それによって供給されるバッファ状態と、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、少なくとも１つの発電源によって完全に供給され、１つまたは複数の発電源が、少なくとも１つの充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも高く、少なくとも１つの充電可能電源が、要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む。

【0014】

システムはまた、状態データを受信し、状態データが故障を示す場合にバックアップ電気的構成を決定するように構成されたアダプタと、オートマトンの状態情報を受信し、要求される瞬時電力に従って、少なくとも１つの充電可能電源および少なくとも１つの発電源の電気的制御を決定するように構成されたコントローラと、公称電気的構成を実施するために、またはアダプタのバックアップ電気的構成を受信した場合には、このバックアップ電気的構成を実施するために、エネルギー管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路のスイッチに制御を発するように構成されたスイッチと、を含む。

【0015】

このエネルギー管理システムは、機能的で簡素化された管理を導入することができるため、特に有利である。実際、オートマトン／アダプタ分離は、ワン・フェイル・セーフを管理しながら、電力を管理し、アーキテクチャの潜在的な冗長性を利用することを可能にする。このエネルギー管理システムのアーキテクチャの別の利点は、ハイブリッド航空機のアーキテクチャに「依存しない」ことである。実際、電力消費を実施するためにエネルギー管理と回路の構成の管理とを切り離すことによって、エネルギー管理システムは、アダプタの設定を変更するだけでよいため、航空機の任意の程度の電気的または機械的冗長性を管理することが可能になる。したがって、このエネルギー管理システムは、大きな拡張性を有し、非常に様々なアーキテクチャを有する多くのハイブリッド航空機に迅速に展開することができる。

【0016】

様々な実施形態によれば、本発明は、以下の特徴のうちの１つまたは複数を有することができる。
コントローラは、オートマトンがバッファ状態にある場合に、少なくとも１つの発電源によって供給される電力が要求される瞬時電力まで増加する遷移中に、充電可能電源を使用するように構成され、
オートマトンはバッファ状態で初期化され、以下の遷移規則、すなわち、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも高い場合には、バッファ状態または充電状態からターボ状態に遷移することと、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低い場合には、ターボ状態からバッファ状態に遷移することと、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、かつ、１つまたは複数の充電可能電源が満充電しきい値よりも低い充電状態を示す場合には、バッファ状態から充電状態に遷移することと、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、かつ、１つまたは複数の充電可能電源が満充電しきい値に等しい充電状態を示す場合には、充電状態からバッファ状態に遷移することと、を示し、
オートマトンは、少なくとも１つの電源が非アクティブ化されているサイレント状態をさらに含み、
オートマトンは、以下の遷移規則、すなわち、
＊検出器によってサイレントモード制御が受信された場合には、バッファ状態、充電状態、またはターボ状態からサイレント状態に遷移することと、
＊サイレントモード制御が非アクティブ化された場合には、サイレント状態からバッファ状態に遷移することと、をさらに有し、
コントローラは、故障が検出された場合にアダプタのバックアップ電気的構成を受信し、バックアップ電気的構成に従ってエネルギー管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路の１つまたは複数の要素の停止を制御するように構成され、
スイッチは、オートマトンの状態を受信し、それに応じてエネルギー管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路のスイッチに制御を発するように構成される。

【0017】

本発明はまた、少なくとも１つの充電可能電源および発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機のためのエネルギー管理方法に関し、この方法は、以下の動作を含むことを特徴とする。
ａ）一方では、エネルギー管理方法によって制御される航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データと、他方では、航空機によって要求される瞬時電力および／または航空機の充電可能電源の充電状態に関する電力データと、を決定するステップと、
ｂ）電力源の制御状態を判定するように構成されたオートマトンに動作ａ）の電力データを送信するステップであって、オートマトンが、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、それによって供給されるバッファ状態と、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、少なくとも１つの発電源によって完全に供給され、１つまたは複数の発電源が、少なくとも１つの充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、
＊要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも高く、少なくとも１つの充電可能電源が、要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む、ステップと、
ｃ）要求される瞬時電力および動作ｂ）において判定されたオートマトンの状態に従って、少なくとも１つの充電可能電源および少なくとも１つの発電源の電気的制御を決定するステップと、
ｄ）状態データから故障の発生を検出し、バックアップ電気的構成を決定するステップと、
ｅ）公称電気的構成を実施するために、または動作ｄ）においてバックアップ電気的構成が決定された場合には、このバックアップ電気的構成を実施するために、エネルギー管理システムによって制御される航空機の電力消費電気回路のスイッチに制御を発するステップと、を含む。

【0018】

本発明はまた、本発明による装置を実施するための、または前記コンピュータプログラムがコンピュータ上で実行されるときに本発明による方法を実行するための命令を含むコンピュータプログラム、およびこのコンピュータプログラムが記録されたデータ記憶媒体に関する。

【0019】

本発明の他の特徴および利点は、例示的かつ非限定的な目的のために与えられた例から導出された以下の説明を図面から読むことにより、よりよく明らかになるであろう。

【図面の簡単な説明】

【0020】

【図1】本発明によるエネルギー管理システムを含むハイブリッド航空機の電気的構成の概略図である。

【図2】図１のエネルギー管理システムの概略図である。

【図3】図２のオートマトンの状態、およびこれらの間の遷移の概略図である。

【図4】（航空機のパイロットからエネルギー管理システムまでの）制御の順序およびそれぞれの効果を説明する図である。

【図5】本発明による装置を実装する航空機の一般的な制御ループを示す図である。

【発明を実施するための形態】

【0021】

以下の図面および説明は、本質的に、特定の性質の要素を含む。したがって、それらは、本発明をよりよく理解するためだけでなく、必要に応じてその定義にも寄与するために使用することができる。

【0022】

本明細書は、著作権によって保護され得る要素を含み得る。権利者は、本特許文書またはその説明を、公式記録に記載されているものと同一に複製することについて、何人からも異論を唱えられるべきではない。その他については、その権利を完全に留保する。

【0023】

図１に見ることができるように、本発明による航空機２は、本発明によるエネルギー管理システム４と、２つの水平駆動ユニット６および８と、４つの垂直駆動ユニット１０、１２、１４および１６と、２つの発電源１８および２０と、を含む。

【0024】

このタイプの航空機は、極めて革新的であり、エネルギー管理システム４の可能性を示すのに特に適している。しかしながら、航空機は、より単純な構造、例えば、１つの単一の水平駆動ユニット、１つまたは２つの垂直駆動ユニット、および１つの単一の発電源を有することができる。さらに代替的には、航空機は、ＶＴＯＬタイプ以外であるが、別のタイプ、例えば「従来の」ハイブリッド航空機であってもよい。

【0025】

本明細書に記載の例では、水平駆動ユニット６（それぞれ８）は、ＤＣ－ＡＣ変換器２２（それぞれ３２）と、電気モータ２４（それぞれ３４）と、例えばプロペラ型の推進ユニット２６（それぞれ３６）とを含む。推進ユニット２６（それぞれ３６）は、航空機が実質的に水平方向に前進することを可能にするように構成される。本明細書に記載の例では、推進ユニット２６（それぞれ３６）は、飛行体制において８０ｋＷの電力を消費する。

【0026】

水平駆動ユニット６（それぞれ８）は、後述するように、この入力を垂直駆動ユニット１０（それぞれ１４）または１２（それぞれ１６）の出力に接続することを可能にするスイッチ２８（それぞれ３８）に入力において接続される。

【0027】

垂直駆動ユニット１０（それぞれ１２、１４、１６）は、モータ５２（それぞれ５６、８２、８６）によって駆動されるロータ４２（それぞれ４６、７２、７６）と、モータ５４（それぞれ５８、８４、８４、８８）によって駆動されるロータ４４（それぞれ４８、７４、７８）とを含む。モータ５２および５４は、それぞれのＤＣ－ＡＣ変換器６２および６４（それぞれ６６および６８、９２および９４、９６および９８）によって電力供給される。ＤＣ－ＡＣ変換器６２および６４（それぞれ６６および６８、９２および９４、９６および９８）は、バッテリ５０（それぞれ６０、８０、９０）が接続される垂直駆動ユニット１０（それぞれ１２、１４、１６）の電気バス、ならびに発電源１８の配電バスに接続される入力、発電源２０の配電バスに接続される入力に接続される。最後に、垂直駆動ユニット１０および１２（それぞれ１４および１６）のそれぞれの電気バスは、これらのそれぞれの出力に接続され、スイッチ２８（それぞれ３８）に接続される。以下に見られるように、バッテリ５０、６０、８０および９０は、それらの容量の１００％を供給するときに一緒に６００ｋＷを供給する。

【0028】

本明細書に記載の例では、各発電源１８（それぞれ２０）は、一方では、タービン発電機１００（それぞれ１０２）およびＡＣ－ＤＣ変換器１０４（それぞれ１０６）を含む。本明細書に記載の例では、各タービン発電機は、その容量の１００％で４０ｋＷを供給することができる。あるいは、発電源は、他のＤＣまたはＡＣ発電源と、それに続くＡＣ－ＤＣ変換器またはＤＣ－ＤＣ変換器とから構成することができる。したがって、これらの供給源は、従来の燃料、バイオ燃料、または合成燃料によって動力供給されるタービン発電機に基づくことができる。さらに代替的には、燃料電池のような水素ベースの電力源を使用することができる。

【0029】

図２に見られるように、エネルギー管理システム４は、一方では発電源１８および２０、他方ではスイッチ２８および３８、ならびに図１には示されていない様々な保護要素を制御するように構成される。

【0030】

図１を分析すると、すべてのモータおよび電気要素が複製されているように見える。これにより、ワン・フェイル・セーフを確保することができる。実際、２つの水平駆動ユニットと、同じ水平駆動ユニットに接続された２つのサブユニットを形成する４つの垂直駆動ユニット自体と、２つの発電源とが存在する。

【0031】

このむしろ従来の複製を超えて、各垂直駆動ユニットに固有の電気バス、ならびに各発電源に固有の配電バスは、この目的に到達することを可能にする。

【0032】

実際、以下に見られるように、図１の航空機の特定の構造は、単なる並置からなる既存の解決策とは対照的に、電源の実際のハイブリダイゼーションを有することを可能にする。したがって、電力要件に応じて、バッテリと発電源の両方が協調して動作することができる。それにもかかわらず、このアーキテクチャは、バッテリを純粋な「エネルギーバッファ」として考慮することを可能にする。バッテリは、完全に受動的に処理され、バッテリシステムを単独で動作させるために必要な基本的な知能以外のソフトウェアまたはハードウェア知能、例えば保護を作動させ、状態を上げるためにＢＭＳ（バッテリ管理システム）を必要としない。これは、要素がバッテリの動作を最適化するように特別に設計され、制御として機能するか、または要素がバッテリの潜在的な弱点を補償するために設けられるが、排他的に交互に、すなわちバッテリおよびこの要素が同時に動作することができない既存のすべての解決策に完全に反する。

【0033】

図２は、図１のエネルギー管理システム４の概略図を示す。この図に示すように、エネルギー管理システム４は、検出器２００と、オートマトン２１０と、アダプタ２２０と、コントローラ２３０と、スイッチ２４０とを含む。

【0034】

検出器２００は、航空機２の様々なデータを受信するように構成されたシステムであり、これは任意選択的に、一方ではオートマトン２１０に、他方ではアダプタ２２０に、全体的または部分的に処理および送信する。

【0035】

したがって、検出器２００が受信するデータは、以下の２つの主なタイプのものである。
一方では、エネルギー管理システム４によって制御される航空機の電力消費電気回路の要素の状態（負荷レベル、温度、限界、動作状態、故障状態など）を示す状態データ、および
他方では、ロータ４２、４４、４６、４８、７２、７４、７６、７８のモータ５２、５４、５６、５８、８２、８４、８６、８８、および／または推進ユニット２６および３６のモータ２４および３４によって要求される瞬時電力に関する電力データ、および／または航空機の充電可能電源５０、６０、８０および９０の充電状態。

【0036】

したがって、検出器２００は、電力消費に関連する要素の機能状態、すなわち一方では故障の有無、ならびに航空機２の飛行段階の存在、ならびにこれらの要素のエネルギー状態、すなわちそれらの瞬間状態、ならびにＦＭＳの制御に応答して決定される航空機２の飛行に関連する瞬時電力要求の全体図を有する。

【0037】

次に、「要求される瞬時電力」という表現は、別の定義が明示的に言及されている場合を除いて、ロータ４２、４４、４６、４８、７２、７４、７６、７８のモータ５２、５４、５６、５８、８２、８４、８６、８８、および／または推進ユニット２６および３６のモータ２４および３４によって要求される電力を常に指す。

【0038】

本明細書に記載の例では、オートマトン２１０は有限オートマトンであり、その一実施形態が図３に示されている。この図から分かるように、オートマトン２１０は、以下の４つの可能な状態を有する。
要求される瞬時電力が少なくとも一方の発電源１８および２０の容量よりも低く、これらによって供給される、いわゆる「バッファ」状態３００、
要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、かつ、全体が少なくとも１つの発電源によって供給され、かつ、少なくとも１つの発電源が少なくとも１つの再充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する、いわゆる「充電」状態３１０、
要求される瞬時電力が少なくとも１つの発電源の容量よりも高く、少なくとも１つの充電可能電源が、要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給する、いわゆる「ターボ」状態３２０、および
音の放出を減らすために発電源１８および２０が意図的に停止され、汚染物質の放出も減らすことができる、オプションのいわゆる「サイレント」状態３３０。

【0039】

オートマトン２１０は、以下を保証することを目的とした遷移を提示する。
一方では、オートマトン２１０（したがって、エネルギー管理システム４）に関連する故障のリスクを制限するために、状態遷移の決定における最小リスク、
他方では、バッテリ５０、６０、８０、９０の充電を可能な限り頻繁に行うこと。

【0040】

このため、状態遷移は２つの変数に基づく。
要求される瞬時電力、
バッテリ５０、６０、８０、９０の充電率。

【0041】

優先順位として、要求される瞬時電力が発電源１８および２０の電力容量を超えるとすぐに、バッファ状態または充電状態がターボ状態に切り替わる。実際、この場合、飛行制御を実施するのに十分な電力を供給するために、バッテリ５０、６０、８０、９０ならびに発電源１８および２０を同時に動作させることが不可欠である。

【0042】

二次的に、要求される瞬時電力が発電源１８および２０の電力容量よりも低い場合、優先順位はバッテリを再充電することである。

【0043】

したがって、オートマトン２１０は、バッファ状態から充電状態またはターボ状態に、充電状態からターボ状態に遷移することができ、充電状態からバッファ状態に、またはターボ状態からバッファ状態に遷移することができる。しかしながら、ターボ状態から充電状態に遷移することはできず、最初にバッファ状態に遷移すべきである。

【0044】

このようにして、各状態遷移は、要求される瞬時電力またはバッテリの充電状態のいずれかに関する状態の１回の変更によって調整されるからである。したがって、オートマトン２１０の信頼性は、いくつかの連続する遷移または非遷移のリスクが最小であるため、改善される。

【0045】

また、オートマトン２１０は、約２５０Ｈｚの周波数で状態をリフレッシュするため、バッファ状態の全体にわたってほぼ瞬時にターボ状態から充電状態に切り替えることができる。あるいは、この周波数は、例えば、５０Ｈｚ～２ｋＨｚの間に含まれ得る。

【0046】

同様に、サイレント状態３３０は、航空機２のパイロットによる手動起動に依存する程度までのオプションである。したがって、後者は、任意の状態をサイレント状態に遷移させる発電源１８および２０をオフにする制御を送信する。充電およびターボ状態の場合と同様に、この制御が停止されると、オートマトン２１０は再びバッファ状態に遷移する。

【0047】

したがって、バッファ状態は、オートマトン２１０の動作をより信頼性の高いものにすることができるという点で、起動状態およびベース状態からなる。遷移を定義するパラメータは変更できることに留意されたい。したがって、バッファ状態から充電状態への遷移は、バッテリ５０、６０、８０、９０の充電しきい値によって調整することができ、このしきい値自体は、航空機２の動作状態および／または飛行プログラムに従って変更することができる。同様に、発電源１８および２０の電力容量は、航空機２の動作状態、機能状態、および／または飛行プログラムに従って変更することができる。例えば、故障の場合には、発電源１８および２０のうちの１つまたは複数をそれらの定格容量よりも高い容量、例えば１２０％で動作させることが必要な場合がある。ターボ状態に遷移するためのしきい値は、それに応じて適合されるべきである。この適合は、本明細書に記載の例では、遷移しきい値を適合させるアダプタ２２０によって、およびこの情報を発電源の制御基板（それぞれ発電源の制御基板）に送信するコントローラ２３０によって実行される。

【0048】

さらに代替的に、サイレント状態への切り替えは、純粋に手動ではなく、航空機２の環境を考慮に入れ、例えば、飛行高さおよび地理的位置のうちの１つまたは複数のパラメータを考慮に入れることができる。

【0049】

アダプタ２２０は、検出器２００から状態データを受信するように構成される。これに基づいて、アダプタ２２０は、故障状態および対応するバックアップ電気的構成を決定することができる。例えば、検出器２００から受信した状態データが、モータ５２が故障していることを示す場合、アダプタ２２０は、垂直駆動ユニット１０が絶縁されるべきであると決定し、この絶縁の必要性を示す電気的構成を返し、それが含む要素をオフにする。

【0050】

したがって、アダプタ２２０は、すべての可能な故障構成のテーブルと、それぞれに対応するバックアップ電気的構成と、を含む。同様に、アダプタ２２０が故障していないと判定した場合、アダプタは、例えば航空機２の飛行段階を考慮に入れることができる公称電気的構成を戻すことができる。アダプタ２２０がすべての可能な故障構成を有するテーブルを含むという事実は、任意のエラーを保証することを目的とする。あるいは、アダプタ２２０は、バックアップ電気的構成を決定するために論理動作に基づいて動作することができる。

【0051】

実際には、電気的構成は、公称構成であるかバックアップ構成であるかにかかわらず、絶縁スイッチおよび／またはターンオフ制御が作動されるべきであるという事実を反映する。実際、図１の回路の各要素は、スイッチ（図示せず）によって回路の残りの部分に接続され、消費者およびエネルギー生成器は、オンまたはオフになるとさらに制御される。

【0052】

モータ５２の故障の例に戻ると、アダプタ２２０は、図４に示すように垂直駆動ユニット１０を分離するバックアップ電気的構成を決定する。これは、垂直駆動ユニット１０内のすべてのスイッチ、すなわち、ＡＣ－ＤＣ変換器１０４とＤＣ－ＡＣ変換器６２に接続された垂直駆動ユニット１０の入力との間のスイッチ、ＡＣ－ＤＣ変換器１０６とＤＣ－ＡＣ変換器６４に接続された垂直駆動ユニット１０の入力との間のスイッチ、バッテリ５０と垂直駆動ユニット１０の残りの部分との間のスイッチ、およびモータ５２および５４をオフにする制御を示すバックアップ電気的構成をもたらす。このバックアップ電気的構成はまた、垂直駆動ユニット１２への電力を切り替えるために垂直駆動ユニット１２内のすべてのスイッチ、ならびに垂直駆動ユニット１２に切り替えるべきスイッチ２８が起動されるべきであることを示す。

【0053】

コントローラ２３０は、一方ではオートマトン２１０の状態を受信し、他方ではアダプタ２２０の電気的構成を受信する。これに基づいて、コントローラ２３０は、オートマトン２１０の状態に対応するエネルギー体制、およびアダプタ２２０の電気的構成によって示される停止情報に従って、充電可能電源５０、６０、８０および９０ならびに／または発電源１８および２０を制御することができる。

【0054】

例えば、
離陸段階において、起動されたサイレント状態で、コントローラ２３０は、発電源１８および２０をオフにする制御を送信する。オフにすることによって、コントローラ２３０は、電気システムの考慮される要素の電気的切断のための制御を発することを理解されたい。実際には、この制御は、考慮される電力源がハイパーアイドルレジームで回転するいわゆるスーパーアイドルレジームをもたらすことができ、安全上の理由（再起動の問題のリスク）で電源をオフにすることを回避する。

【0055】

さらに代替的に、この停止は、文字通りの意味で電気的オフをもたらし得る。
離陸段階では、充電状態で、コントローラ２３０は、発電源１８および２０の電力を増加させて、バッテリ５０、６０、８０および９０によって放出される電力を０まで低下させる制御を送信し、
ターボ状態の離陸段階では、コントローラ２３０は、発電源１８および２０の電力をそれらの最大容量まで増加させるための制御を送信し、
充電状態の巡航飛行段階では、コントローラ２３０は、バッテリ５０、６０、８０、および９０によって放出される電力がＢＭＳによって示される充電電力の逆数に等しくなるまで（すなわち、実際には、バッテリはこの再充電電力を受け取る）、発電源１８および２０の電力を増加させる制御を送信し、
巡航飛行段階では、バッファ状態で、コントローラ２３０は、バッテリ５０、６０、８０および９０によって放出される電力を０まで低下させるために、発電源１８および２０の電力を増加させる制御を送信し、
バッファ状態の下降段階では、コントローラ２３０は、バッテリ５０、６０、８０および９０によって放出される電力を０まで低下させるために、発電源１８および２０の電力を増加させる制御を送信し、
バッファ状態の着陸段階では、コントローラ２３０は、バッテリ５０、６０、８０、および９０によって放出される電力を０まで低下させるために、発電源１８および２０の電力を増加させる制御を送信し、
ターボ状態の着陸段階では、コントローラ２３０は、発電源１８および２０の電力をそれらの最大容量まで増加させるなどの制御を送る。

【0056】

最後に、スイッチ２４０は、一方ではアダプタ２２０によって発せられる構成と、他方ではオートマトン２１０の状態によって誘発される電気的構成との間でＡＮＤ型二値演算を実行するように構成される。したがって、モータ５２の故障の例に戻ると、オートマトン２１０の状態がターボ状態である間、垂直駆動ユニット１０のスイッチについて、この動作は０（アダプタ２２０によって発せられたバックアップ電気的構成によって順序付けられた分離から生じる）×１（ターボ状態から生じる）となり、これらのスイッチについては０に戻る。回路のすべてのスイッチの状態がスイッチ２４０によって決定されると、対応する制御が回路のすべてのスイッチに送信され、検出器２００からのループを再開することができる。

【0057】

したがって、以下のようになると思われる。
電力を消費または生成する回路のすべての要素は、それらの状態を検出器２００に示すために検出器に接続され、
電力を供給する回路のすべての要素は、コントローラ２３０によって制御され、
すべてのスイッチおよびオン／オフ制御は、スイッチ２４０によって制御される。

【0058】

したがって、本発明のエネルギー管理システムは、（オートマトン２１０を介した）電力生成モードの管理と、（アダプタ２２０を介した）この電力を消費するための回路の電気的構成の管理とを完全に分離する。コントローラ２３０およびスイッチ２４０は、各々がオートマトン２１０およびアダプタ２２０の出力を受信し、電源供給部およびスイッチをそれぞれ制御するためにこれらの出力を考慮に入れることができるように、意図的に単純化された性質の要素である。

【0059】

電気回路の制御のこの非相関化は、その設計の冗長性にかかわらず、すべてのタイプのハイブリッド航空機に迅速かつ確実に展開することができるアーキテクチャを設定するという点で、特に革新的かつ有利である。

【0060】

あるいは、コントローラ２３０は、オートマトン２１０からのみデータを受信し、スイッチ２４０は、アダプタ２２０からのみデータを受信するように構成することができる。

【0061】

図５は、本発明によるエネルギー管理システムが実装される航空機のアーキテクチャの非常に高レベルの動作フローチャートを示す。したがって、航空機の制御ループが連続的に行われ、ＦＭＳは、動作５００において関数ＦＭＳ（）を介して操縦室およびパイロット支援要素から制御を受信する。

【0062】

その後に、動作５１０において、関数ＦＭＳ（）によって生成されたデータは、上述した本発明によるシステムが実装される関数ＥＭＳ（）を介して本発明によるエネルギー管理システムに伝搬する。最後に、動作５２０において、コントローラ２３０によって発せられた制御は、個々の要素を制御する関数ＤＲＶ（）によって実施される。そして、ループは動作５００で再開する。

【0063】

言うまでもなく、このループは航空機の実際の動作と比較して単純化されており、故障が検出された場合、またはフィードバック形式を必要とする他の理由で中断が発生する可能性がある。目的は、本発明がどのレベルのハードウェアアーキテクチャに位置するかを開示することであり、ＦＭＳはＥＭＳと考えることもできず、リアクタコントローラはそれ自体ＥＭＳと考えることもできない。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【手続補正書】

【提出日】2023-12-22

【手続補正1】

【補正対象書類名】特許請求の範囲

【補正対象項目名】全文

【補正方法】変更

【補正の内容】

【特許請求の範囲】

【請求項1】

少なくとも１つの充電可能電源および１つの発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機用のエネルギー管理システムであって、
一方では、前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データと、他方では、前記航空機によって要求される瞬時電力および／または前記航空機の前記充電可能電源の充電状態に関する電力データと、を決定するように構成された検出器（２００）と、
前記検出器（２００）から前記電力データを受信し、前記電力源の制御状態を判定するように構成されたオートマトン（２１０）であって、前記オートマトン（２１０）が、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、それによって供給されるバッファ状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、前記少なくとも１つの発電源によって完全に供給され、前記１つまたは複数の発電源が、前記少なくとも１つの充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも高く、前記少なくとも１つの充電可能電源が、前記要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む、オートマトン（２１０）と、
前記状態データを受信し、前記状態データが故障を示す場合にバックアップ電気的構成を決定するように構成されたアダプタ（２２０）と、
前記オートマトン（２１０）の状態情報を受信し、前記要求される瞬時電力に従って、前記少なくとも１つの充電可能電源（５０、６０、８０、９０）および前記少なくとも１つの発電源（１８、２０）の電気的制御を決定するように構成されたコントローラ（２３０）と、
公称電気的構成を実施するために、または前記アダプタ（２２０）のバックアップ電気的構成を受信した場合には、このバックアップ電気的構成を実施するために、前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路のスイッチに制御を発するように構成されたスイッチ（２４０）と、を含み、
前記コントローラ（２３０）が、故障が検出された場合に前記アダプタ（２２０）のバックアップ電気的構成を受信し、前記バックアップ電気的構成に従って前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路の１つまたは複数の要素の停止を制御するように構成される、エネルギー管理システム。

【請求項2】

前記コントローラ（２３０）が、前記オートマトン（２１０）が前記バッファ状態にある場合に、前記少なくとも１つの発電源によって供給される前記電力が前記要求される瞬時電力まで増加する遷移中に、前記充電可能電源を使用するように構成される、請求項１に記載のエネルギー管理システム。

【請求項3】

前記オートマトン（２１０）が前記バッファ状態で初期化され、以下の遷移規則、すなわち、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも高い場合には、前記バッファ状態または前記充電状態から前記ターボ状態に遷移することと、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低い場合には、前記ターボ状態から前記バッファ状態に遷移することと、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、かつ、１つまたは複数の充電可能電源が満充電しきい値よりも低い充電状態を有する場合には、前記バッファ状態から前記充電状態に遷移することと、
前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、かつ、前記１つまたは複数の充電可能電源が満充電しきい値に等しい充電状態を示す場合には、前記充電状態から前記バッファ状態に遷移することと、を示す、請求項１または２に記載のエネルギー管理システム。

【請求項4】

前記オートマトン（２１０）が、前記少なくとも１つの電源（１８、２０）が非アクティブ化されているサイレント状態をさらに含む、請求項１から３のいずれか一項に記載のエネルギー管理システム。

【請求項5】

前記オートマトン（２１０）が、以下の遷移規則、すなわち、
前記検出器（２００）によってサイレントモード制御が受信された場合には、前記バッファ状態、前記充電状態、または前記ターボ状態から前記サイレント状態に遷移することと、
前記サイレントモード制御が非アクティブ化された場合には、前記サイレント状態から前記バッファ状態に遷移することと、をさらに有する、請求項４に記載のエネルギー管理システム。

【請求項6】

前記スイッチ（２４０）が、前記オートマトン（２１０）の状態を受信し、それに応じて前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路の前記スイッチに制御を発するように構成される、請求項１から５のいずれか一項に記載のエネルギー管理システム。

【請求項7】

少なくとも１つの充電可能電源および発電源を含むハイブリッド電力源を有する航空機用のエネルギー管理方法であって、以下の動作、すなわち、
ａ）一方では、前記エネルギー管理方法によって制御される前記航空機の電力消費電気回路の要素の状態を示す状態データと、他方では、前記航空機によって要求される瞬時電力および／または前記航空機の前記充電可能電源の充電状態に関する電力データと、を決定するステップと、
ｂ）前記電源の制御状態を判定するように構成されたオートマトン（２１０）に前記動作ａ）の前記電力データを送信するステップであって、前記オートマトン（２１０）が、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の容量よりも低く、それによって供給されるバッファ状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも低く、前記少なくとも１つの発電源によって完全に供給され、前記１つまたは複数の発電源が、前記少なくとも１つの充電可能電源を再充電するために使用される余剰電力を生成する充電状態と、
＊前記要求される瞬時電力が前記少なくとも１つの発電源の前記容量よりも高く、前記少なくとも１つの充電可能電源が、前記要求される瞬時電力に達するのに必要な補充を供給するターボ状態と、を含む群の少なくとも３つの状態を含む、ステップと、
ｃ）前記要求される瞬時電力および前記動作ｂ）において判定された前記オートマトンの前記状態に従って、前記少なくとも１つの充電可能電源（５０、６０、８０、９０）および前記少なくとも１つの発電源（１８、２０）の電気的制御を決定するステップと、
ｄ）前記状態データから故障の発生を検出し、バックアップ電気的構成を決定するステップと、
ｅ）公称電気的構成を実施するために、または動作ｄ）においてバックアップ電気的構成が決定された場合には、このバックアップ電気的構成を実施するために、エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の電力消費電気回路のスイッチに制御を発し、前記バックアップ電気的構成に従って前記エネルギー管理システムによって制御される前記航空機の前記電力消費電気回路の１つまたは複数の要素の停止を制御するステップと、を含むエネルギー管理方法。

【請求項8】

コンピュータプログラムであって、前記コンピュータプログラムがコンピュータ上で実行されると、請求項７に記載の方法を実施する命令を含む、コンピュータプログラム。

【請求項9】

請求項８に記載のコンピュータプログラムが記録されたデータ記憶媒体。

【国際調査報告】