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双功能 飞行器

阅读：1006发布：2020-06-30

专利汇可以提供双功能飞行器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供一种飞行器，所述飞行器包括具有内燃机和发电机的电源。所述发电机由所述内燃机提供动力。所述飞行器还包括推进组件，所述推进组件包括推进器和电动机，所述电动机配置成用于使所述推进器旋转。所述飞行器还包括电气出线口，所述电气出线口配置用于与外部功率耗散器连接。所述电气出线口和所述推进组件选择性地与所述电源电连通，以使所述电源选择性地向所述电气出线口或所述推进组件中的一者提供电力。，下面是双功能飞行器专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种飞行器，包括：
包括内燃机和发电机的电源，所述发电机由所述内燃机提供动力；
推进组件，所述推进组件包括推进器和电动机，所述电动机配置成用于使所述推进器旋转；以及
电气出线口，所述电气出线口配置成用于与外部功率耗散器连接，所述电气出线口和所述推进组件选择性地与所述电源电连通，以使所述电源选择性地向所述电气出线口或所述推进组件中的一者提供电力。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述电源配置成产生最大输出功率，并且其中所述飞行器配置成当所述发电机与所述电气出线口电连通时向所述电气出线口提供大体上最大输出功率。
3.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述内燃机是涡轮轴发动机。
4.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述电源配置成产生至少约1兆瓦。
5.根据权利要求1所述的飞行器，进一步包括：
电力总线，其中所述电源通过所述电力总线选择性地与所述推进系统和所述电气出线口电连通。
6.根据权利要求5所述的飞行器，其中所述电力总线包括开关，所述开关用于选择性地将所述推进组件和所述电气出线口电连接到所述电源。
7.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行器是无人驾驶飞行器。
8.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述飞行器配置成垂直起飞和降落。
9.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述外部功率耗散器是电力网。
10.根据权利要求1所述的飞行器，其中所述推进组件进一步包括多个推进器和相应多个电动机。

说明书全文

双功能飞行器

技术领域

[0001] 本发明主题大体上涉及包括发电双重功能的飞行器。

背景技术

[0002] 发生灾害之后，例如在海啸、飓风、地震、龙卷风等自然灾害之后，发电厂和/或电力网的部分可能受损。因此，在所述灾难发生后，受这些灾害影响的地区可能难以接收到电力。

[0003] 为了向这些地区提供电力，可以将专用发电机运输到这些地区。如果位置较偏远，或者通往这些地区的通道损坏，则可以使用飞行器空运这些专用发电机。但是如果受影响地区对于常规固定机翼飞行器而言太偏远，则可能难以向所述地区提供专用发电机。因此，用于例如在发生灾难之后向一个地区提供电力的系统将是有益的。更确切地说，用于向需要电力的相对较偏远地区提供电力的系统将特别有用。

发明内容

[0004] 本发明的方面和优点将部分地在以下说明中阐明，或根据所述说明可显而易见，或可以通过实施本发明了解到。

[0005] 在本发明的一个实施例中，提供了一种飞行器。所述飞行器包括具有内燃机和发电机的电源。所述发电机由所述内燃机提供动力。所述飞行器还包括推进组件，所述推进组件包括推进器和电动机，所述电动机配置成用于使所述推进器旋转。所述飞行器还包括电气出线口，所述电气出线口配置用于与外部功率耗散器(power sink)连接。所述电气出线口和所述推进组件选择性地与所述电源电连通，以使所述电源选择性地向所述电气出线口或所述推进组件中的一者提供电力。

[0006] 在某些示例性实施例中，所述电源配置成产生最大输出功率，并且其中所述飞行器配置成当所述发电机与所述电气出线口电连通时向所述电气出线口大体上提供最大输出功率。

[0007] 在某些示例性实施例中，所述内燃机是涡轮轴发动机。

[0008] 在某些示例性实施例中，所述电源配置成产生至少约1兆瓦。

[0009] 在某些示例性实施例中，所述飞行器进一步包括电力总线，其中所述电源通过所述电力总线选择性地与所述推进组件和所述电气出线口电连通。例如，在某些示例性实施例中，所述电力总线包括开关，用于选择性地将所述推进组件和所述电气出线口电连接到所述电源。

[0010] 在某些示例性实施例中，所述飞行器是无人驾驶飞行器。

[0011] 在某些示例性实施例中，所述飞行器配置成垂直起飞和降落。

[0012] 在某些示例性实施例中，所述外部功率耗散器是电力网。

[0013] 在某些示例性实施例中，所述推进组件进一步包括多个推进器和相应多个电动机。

[0014] 在某些示例性实施例中，所述推进组件在所述飞行器的飞行操作期间利用最大飞行功率，所述电源配置成产生最大输出功率，并且所述最大输出功率大于所述最大飞行功率。例如，在某些示例性实施例中，所述最大输出功率比所述最大飞行功率大至少约百分之十。例如，在某些示例性实施例中，所述飞行器配置成当所述电源与所述电气出线口电连通时，通过所述电气出线口向所述外部功率耗散器提供大体上最大输出功率。

[0015] 在本发明的一个示例性方面中，提供了一种用于操作飞行器的方法。所述飞行器包括：电源，所述电源具有内燃机和由所述内燃机提供动力的发电机；推进组件和电气出线口。所述方法包括以飞行模式操作所述飞行器，以使所述飞行器将来自所述电源的电力提供给所述推进组件，并且所述推进组件向所述飞行器提供推力。所述方法还包括以发电模式操作所述飞行器，以使所述飞行器将来自所述电源的电力提供给所述电气出线口。

[0016] 在某些示例性方面中，操作所述飞行器和所述飞行模式包括向所述推进组件提供第一功率量，其中以所述发电模式操作所述飞行器包括向所述电气出线口提供第二功率量，并且其中第一功率量和第二功率量各自为至少约一兆瓦。

[0017] 在某些示例性方面中，所述飞行器在发电操作模式期间处于停飞状态(grounded)。

[0018] 在某些示例性方面中，以所述飞行模式操作所述飞行器包括执行垂直起飞和/或降落。

[0019] 在某些示例性方面中，以所述飞行模式操作所述飞行器包括使所述飞行器飞行到目的地并确定使所述飞行器飞行到所述目的地所需的燃料量。对于所述示例性方面，以所述发电模式操作所述飞行器包括当剩余燃料量在飞行到所述目的地所需的确定燃料量的预定阈值内时，停止以所述发电模式操作所述飞行器。

[0020] 在某些示例性方面中，操作所述飞行器和所述飞行操作模式包括向所述推进组件提供第一功率量。对于所述示例性方面，以所述发电模式操作所述飞行器包括向所述电气出线口提供第二功率量，其中所述第二功率量大于所述第一功率量。例如，对于所述示例性方面，所述第二功率量可以比所述第一功率量大至少约百分之十。

[0021] 技术方案1.一种飞行器，包括：

[0022] 包括内燃机和发电机的电源，所述发电机由所述内燃机提供动力；

[0023] 推进组件，所述推进组件包括推进器和电动机，所述电动机配置成用于使所述推进器旋转；以及

[0024] 电气出线口，所述电气出线口配置成用于与外部功率耗散器连接，所述电气出线口和所述推进组件选择性地与所述电源电连通，以使所述电源选择性地向所述电气出线口或所述推进组件中的一者提供电力。

[0025] 技术方案2.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述电源配置成产生最大输出功率，并且其中所述飞行器配置成当所述发电机与所述电气出线口电连通时向所述电气出线口提供大体上最大输出功率。

[0026] 技术方案3.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述内燃机是涡轮轴发动机。

[0027] 技术方案4.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述电源配置成产生至少约1兆瓦。

[0028] 技术方案5.根据技术方案1所述的飞行器，进一步包括：

[0029] 电力总线，其中所述电源通过所述电力总线选择性地与所述推进系统和所述电气出线口电连通。

[0030] 技术方案6.根据技术方案5所述的飞行器，其中所述电力总线包括开关，所述开关用于选择性地将所述推进组件和所述电气出线口电连接到所述电源。

[0031] 技术方案7.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述飞行器是无人驾驶飞行器。

[0032] 技术方案8.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述飞行器配置成垂直起飞和降落。

[0033] 技术方案9.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述外部功率耗散器是电力网。

[0034] 技术方案10.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述推进组件进一步包括多个推进器和相应多个电动机。

[0035] 技术方案11.根据技术方案1所述的飞行器，其中所述推进组件在所述飞行器的飞行操作期间利用最大飞行功率，其中所述电源配置成产生最大输出功率，并且其中所述最大输出功率大于所述最大飞行功率。

[0036] 技术方案12.根据技术方案11所述的飞行器，其中所述最大输出功率比所述最大飞行功率大至少约百分之十。

[0037] 技术方案13.根据技术方案11所述的飞行器，其中所述飞行器配置成当所述电源与所述电气出线口电连通时，通过所述电气出线口向所述外部功率耗散器大体上提供所述最大输出功率。

[0038] 技术方案14.一种用于操作飞行器的方法，所述飞行器包括：电源，所述电源具有内燃机和由所述内燃机提供动力的发电机；推进组件；以及电气出线口，所述方法包括：

[0039] 以飞行模式操作所述飞行器，以使所述飞行器将来自所述电源的电力提供给所述推进组件，并且所述推进组件向所述飞行器提供推力；以及

[0040] 以发电模式操作所述飞行器，以使所述飞行器将来自所述电源的电力提供给所述电气出线口。

[0041] 技术方案15.根据技术方案14所述的方法，其中操作所述飞行器和所述飞行操作模式包括向所述推进组件提供第一功率量，其中以所述发电模式操作所述飞行器包括向所述电气出线口提供第二功率量，并且其中所述第一功率量和所述第二功率量各自为至少约一兆瓦。

[0042] 技术方案16.根据技术方案14所述的方法，其中所述飞行器在所述发电操作模式期间接地。

[0043] 技术方案17.根据技术方案14所述的方法，其中以所述飞行模式操作所述飞行器包括执行垂直起飞和/或降落。

[0044] 技术方案18.根据技术方案14所述的方法，其中以所述飞行模式操作所述飞行器包括使所述飞行器飞行到目的地并且确定使所述飞行器飞行到所述目的地所需的燃料量，并且其中以所述发电模式操作所述飞行器包括当剩余燃料量在飞行到所述目的地所需的确定燃料量的预定阈值内时，停止以所述发电模式操作所述飞行器。

[0045] 技术方案19.根据技术方案14所述的方法，其中操作所述飞行器和所述飞行操作模式包括向所述推进组件提供第一功率量，其中以所述发电模式操作所述飞行器包括向所述电气出线口提供第二功率量，并且其中所述第二功率量大于所述第一功率量。

[0046] 技术方案20.根据技术方案19所述的方法，其中所述第二功率量比所述第一功率量大至少约百分之十。

[0047] 参考以下具体说明和所附权利要求书可以更深入地了解本发明的这些以及其他特点、方面和优点。附图并入本说明书并构成本说明书的一部分，所述附图图示了本发明的各实施例，并与具体实施方式一起解释本发明的原理。

附图说明

[0048] 本说明书参考附图，针对所属领域一般技术人员，完整且可实现地详细公开了本发明，包含其最佳模式，其中：

[0049] 图1是根据本发明多个示例性实施例的飞行器的透视图。

[0050] 图2是图1所示示例性飞行器的俯视示意图。

[0051] 图3是处于向前推进位置的图1所示示例性飞行器的机翼组件的一侧的侧视示意图。

[0052] 图4是处于垂直推进位置的图3所示机翼组件的侧部的另一侧视示意图。

[0053] 图5是根据本发明一个示例性实施例的主推力推进器的侧视示意图。

[0054] 图6是根据本发明的一个示例性实施例的以飞行模式操作的飞行器的电力系统的示意图。

[0055] 图7是以发电模式操作的图6所示飞行器的示例性电力系统的示意图。

[0056] 图8是根据本发明一个示例性方面的用于操作飞行器的方法的流程图。

具体实施方式

[0057] 现在将详细参考本发明的各项实施例，附图中示出了本发明实施例的一个或多个实例。具体实施方式中使用数字和字母标识来指代附图中的特征。附图和说明中类似或相同的标识用于指代本发明的类似或相同的部分。

[0058] 本专利申请文件所用的术语“第一”、“第二”以及“第三”可以互换使用以区分不同部件，并且这些术语并不旨在表示各个部件的位置或重要性。

[0059] 术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机内的相对位置，“前”是指更靠近发动机入口的位置，而“后”是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

[0060] 术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流的来向，而“下游”是指流体流的去向。

[0061] 除非上下文明确另作规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”也含有复数意义。

[0062] 本说明书全文和权利要求书中所用的近似语言用于修饰能够合理修改但不会变更相关对象的基本功能的任何数量表示。因此，由一个或多个诸如“大约”、“近似”和“大体上”等术语修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，所述近似语言可以与用于测量值的仪器的精度，或者用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度相对应。例如，所述近似语言可能指在10％的容限内。在此处以及说明书及权利要求书的各处中，范围限制将组合并互换地使用；除非上下文或语言另作说明，否则所述范围是已知的并且包括其中包括的所有子范围。

[0063] 本说明书中使用的术语“处理器”和“计算机”和相关术语，例如，“处理装置”、“计算装置”和“控制器”并不限于所属领域中称为计算机的集成电路，而是进一步泛指包括微控制器、微型计算机、可编程逻辑控制器(PLC)和专用集成电路以及其他可编程电路中的一者或多者的一个或多个处理装置，并且这些术语可以在本说明书中互换使用。在本说明书中所述的实施例中，所述计算机或控制器可以另外包括存储器。所述存储器可包括但不限于计算机可读介质，例如随机存取存储器(RAM)、计算机可读非易失性介质，例如闪存。或者，也可以使用软磁盘、光盘只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)和/或数字多功能光盘(DVD)。此外，在本说明书中所述的实施例中，所述计算机或控制器可以包括一个或多个输入通道和/或一个或多个输出通道。所述输入通道可以是但不限于与操作员接口例如鼠标和键盘相关联的计算机外围设备，或者传感器，例如与发动机例如燃气涡轮发动机相关联的发动机传感器，用于确定所述发动机的操作参数。此外，在所述示例性实施例中，所述输出通道可包括但不限于操作员接口监测器。此外，所述存储器可以存储软件或其他指令，所述软件或其他指令在由所述控制器或处理器执行时，使得所述控制器能够执行某些操作或功能，例如以下方法200中所述的一个或多个功能。术语“软件”可以包括存储在存储器中或可由存储器访问的任何计算机程序，以供例如控制器、处理器、客户端和服务器执行。

[0064] 现在参见附图，其中相同数字是指所有附图中的相同元件，图1提供可包括本发明多个实施例的示例性飞行器10的透视图。图2提供图1所示的示例性飞行器10的俯视示意图。如图1和图2共同所示，飞行器10限定纵向方向L(以及延伸穿过其中的纵向中心线12)、垂直方向V和横向方向T。此外，飞行器10限定左舷侧14和相对的右舷侧16。

[0065] 应注意，在某些示例性实施例中，示例性飞行器10可以是能够在无人驾驶的情况下飞行的无人驾驶飞行器。例如，示例性飞行器10可以通过例如由人类操作员进行远程控制来驾驶，或者可以是完全或间歇自主的并且由机载计算机(未图示)控制。

[0066] 飞行器10包括机身18，所述机身大体上沿飞行器10的纵向中心线12延伸在前端20与后端22之间。飞行器10另外包括机翼组件，所述机翼组件附接到机身18或与所述机身一起形成整体。确切地说，对于图示的实施例，飞行器10包括在机身18的前端20附近附接到机身18或与所述机身一起形成整体的前机翼组件26、以及在机身18的后端22附近附接到机身18或与所述机身一起形成整体的后机翼组件28。应注意，对于图示的实施例，前机翼组件26和后机翼组件28各自配置成两个分离的机翼部分或侧面。确切地说，前机翼组件26包括左舷侧30和右舷侧32，并且后机翼组件28类似地包括左舷侧34和右舷侧36。所述前机翼组件
26的左舷侧30和右舷侧32各自大致在沿纵向中心线12的相同位置处分别附接到机身18。类似地，所述后机翼组件28的左舷侧34和右舷侧36各自大致在沿纵向中心线12的相同位置处分别附接到机身18。但是应理解，在其他实施例中，前机翼组件26或后机翼组件28中的一者或这两者可以与机身18一起形成整体并且/或者可以由单个连续部分形成。

[0067] 尽管未图示，但是在其它实施例中，飞行器10可以另外包括一个或多个稳定翼，例如一个或多个垂直稳定翼、水平稳定翼等。此外，应理解，尽管未示出，但在某些实施例中，前机翼组件26或后机翼组件28中的一个或多个可以另外包括用于在飞行期间帮助控制飞行器10的襟翼，例如前缘襟翼或后缘襟翼。此外，在另一些其他示例性实施例中，飞行器10可以不包括前机翼组件26或后机翼组件28中的一者或这两者。

[0068] 仍然参见图1和图2，示例性飞行器10进一步包括推进系统38，用于在操作期间向飞行器10提供预期量的推力。广义地说，所述示例性推进系统38包括推进器和电动机，所述电动机配置成用于使所述推进器旋转。更确切地说，如下文详述，图1和图2所示的示例性推进系统38包括多个推进器组件，每个推进器组件包括推进器和相应的电动机。

[0069] 另外，示例性飞行器10包括电源40，并且更确切地说，电源40包括内燃机94和由内燃机94提供动力的发电机96(参见图2)。图示的示例性电源40位于远离推进系统38处，并位于飞行器10的机身18内靠近机身18的后端22处。但是应注意，在其他实施例中，电源40可以替代地位于飞行器10的机身18内的其他任何适当位置处或其他地方。

[0070] 飞行器10进一步包括电力总线42，用于选择性地将电源40电连接到推进系统38。电力总线42可与控制器45(图2)一起操作，用于通过电力总线42向多个推进器组件分配电力。应注意，对于图示的实施例，示例性飞行器10另外包括一个或多个储能装置44(例如一个或多个电池)。一个或多个储能装置44电连接到电力总线40。

[0071] 更确切地说，对于所图示的实施例，推进系统38包括在机身18的相对侧上附接到前机翼组件26的左舷前推进器组件和右舷前推进器组件，以及在机身18的相对侧上类似地附接到后机翼组件28的左舷后推进器组件和右舷后推进器组件。如下文详述，这些推进器组件中的每个推进器组件配置成相对高直径的电风扇组件(即，由电动机驱动的电风扇)。因此，左舷前推进器组件是左舷前风扇组件48，右舷前推进器组件是右舷前风扇组件50，左舷后推进器组件是左舷后风扇组件52，并且所述右舷后推进器组件是右舷后风扇组件54。
左舷前风扇组件48、右舷前风扇组件50、左舷后风扇组件52和右舷后风扇组件54中的每一者经由电力总线42选择性地与电源40电连通，以使每个所述推进器组件可以由电源40提供动力。

[0072] 应理解，尽管各种推进器在本说明书中描述成“风扇”，但是所述术语无意将本发明限于任何单一类型的电推进器。除非权利要求书特别限制，否则在本发明的其他实施例中，本说明书中描述成“风扇”的任何推进器可以附加地或替代地配置成其他任何适当的推进装置，包括但不限于涵道式风扇、无涵道风扇、单级风扇(即具有单级螺旋桨的风扇)以及多级反转级风扇(multiple counter-rotating stage fans)(即，具有多级反转螺旋桨的风扇)。

[0073] 仍然参见图1和图2，图示的示例性飞行器10除了前飞之外还适于实现大体垂直的起飞和/或降落。例如，图1示出了处于垂直(或降落)起飞模式的飞行器10，而图2示出了飞行器10和前进或横向飞行模式。

[0074] 应认识到，图示的示例性飞行器10可以至少部分地由于每个机翼组件包括倾斜部分而在垂直起飞模式与水平飞行模式之间移动。例如，对于图1和2中所示的示例性飞行器10，前机翼组件26的左舷侧30包括倾斜部分56，前机翼组件26的右舷侧32包括倾斜部分58，后机翼组件28的左舷侧34包括倾斜部分60并且后机翼组件28的右舷侧36包括倾斜部分62。
相应机翼组件26、28的倾斜部分56、58、60、62可以以任何适当方式附接到相应机翼组件26、
28的相应静态机翼部分(未标示)。例如，倾斜部分56、58、60、62可以使用回转接头、滑环接口或以其他任何适当方式附接到相应的静态机翼部分。另外，对于图示的实施例，风扇组件
48、50、52、54中的每一者均附接到相应机翼组件26、28的相应倾斜部分56、58、60、62。确切地说，对于图示的实施例，左舷前风扇组件48附接到前机翼组件26的左舷侧30的倾斜部分
56，右舷前风扇组件50附接到前机翼组件26的右舷侧32的倾斜部分58，左舷后风扇组件52附接到后机翼组件28的左舷侧34的倾斜部分60，并且右舷后风扇组件54附接到后机翼组件
28的右舷侧36的倾斜部分52。

[0075] 此外，另外简要地参见图3和图4，其中以两种操作模式提供飞行器10的机翼组件的一侧的侧视示意图。例如，在某些实施例中，图示的机翼可以是上文参见图1和2所述的前机翼组件26的左舷侧30。如图所示，这些倾斜部分56、58、60、62中的每个倾斜部分可在水平/前向飞行位置(图2和3)和垂直飞行位置(图1和4)之间移动。倾斜部分56、58、60、62在水平飞行位置与垂直飞行位置之间的移动另外使相应的风扇组件48、50、52、54在向前推进位置与垂直推进位置之间移动。相应地，左舷前风扇组件48和右舷前风扇组件50以及左舷后风扇组件52和右舷后风扇组件54中的每一者均可通过相应的倾斜部分56、58、60、62在向前推进位置与垂直推进位置之间移动。确切地说，倾斜部分56、58、60、62中的每一者在水平飞行位置与垂直飞行位置之间旋转至少约九十度(90°)，以使相应的风扇组件48、50、52、54在向前推进位置与垂直推进位置之间移动。但是应理解，在其他示例性实施例中，多个风扇组件48、50、52、54可以替代性地以其他任何适当方式在向前推进位置与垂直推进位置之间移动。例如，在其他实施例中，风扇48、50、52、54中的一个或多个风扇可以包括铰链组件，其用于使风扇组件在向前推进位置与垂直推进位置之间倾斜至少约九十度。

[0076] 现在也参见图5，提供了根据本发明一个示例性实施例的风扇组件的侧视示意图，其中所述风扇组件包括推进器/风扇和电动机。对于图5所示的实施例，风扇组件配置成电风扇组件，并且图5中所示的示例性风扇和电动机可以表示上述的多个风扇组件48、50、52、54。

[0077] 如图所示，所述示例性风扇组件配置成无涵道电风扇72。无涵道电风扇72大体上包括风扇部分74，所述风扇部分包括多个风扇叶片76，其中所述多个风扇叶片76中的每个风扇叶片从径向外尖端78延伸到基部80。每个风扇叶片76在基部80处附接到无涵道电风扇72的轮毂82。轮毂82通过风扇轴84附接到位于无涵道电风扇72的罩盖88内的电动机86。电动机86经由电力总线42或者更确切地说，对于图示的实施例，经由电力总线42的电线90与电源40电连通。

[0078] 尽管未示出，但是电风扇94另外可以包括位于电动机86与风扇部分74之间的齿轮箱，用于提高或减小风扇94相对于电动机86的旋转速度。此外，在某些实施例中，涵道式电风扇94可以包括用于在操作期间改变多个风扇叶片76中的每个风扇叶片的节距(pitch)的一个或多个机构。

[0079] 另外，如上文简述，应理解，在其他示例性实施例中，风扇组件可以替代地以其他任何适当方式进行配置。例如，在其他实施例中，一个或多个风扇组件可以是涵道式风扇组件，可以包括多级风扇等。另外，在其他示例性实施例中，推进系统38可以是其他任何适当的推进系统。例如，在其他示例性实施例中，所述推进系统可以包括其他任何适当数量的推进组件、推进组件的尺寸、推进组件的位置和/或推进组件的类型。附加地或者替代地，可以提供能够执行垂直起飞和降落的其他任何适当的飞行器。例如，在其他示例性实施例中，飞行器10可以配置成直升机。此外，在另一些其他示例性实施例中，所述飞行器可不以能够执行垂直起飞和降落的方式进行配置，而是可以配置成例如常规的固定机翼飞行器。

[0080] 返回参见图1和图2中所示的示例性实施例，并且更确切地参见图2所示，如上所述，电源40选择性地电连接到推进系统38，以选择性地为推进系统38提供动力。确切地说，应理解，图1和图2所示的示例性飞行器10配置成移动式远程发电飞行器10。相应地，示例性飞行器10还配置成产生电力并将所述电力提供给外部功率耗散器。所述外部功率耗散器可以是飞行器10外部的任何需要电力的设备，例如设备、电力储存装置、建筑物、电力网(参见例如图7)等等。因此，图1和图2所示的示例性飞行器10另外包括配置用于与外部功率耗散器连接的电气出线口92。

[0081] 所述电气出线口92和所述推进组件38选择性地与所述电源40的发电机96电连通，以使所述电源40的发电机96选择性地向所述电气出线口92或所述推进组件38中的一者提供电力。如上所述，电源40的发电机96由电源40的内燃机94驱动。

[0082] 更确切地说，如上所述，飞行器10包括电力总线42。电源40的发电机96通过电力总线42选择性地与推进系统38和电气出线口92电连通。更确切地说，电力总线42包括开关98，所述开关配置成选择性地将推进系统38和电气出线口92电连接到电源40的发电机96。开关98可以是能够选择性地将发电机96与推进系统38或电气出线口92中的至少一者电连接的任何适当电开关。例如，开关98可以是手动操作开关，或者替代地可以是操作性地连接到飞行器10的控制器或计算机的电操作开关。

[0083] 尽管未图示，但是飞行器10可以进一步包括一个或多个逆变器或其他电子系统，以将从电源40通过电气出线口92提供的电力调节成特定格式(例如，特定电压电平、特定电流量，例如交流电或直流电的功率类型，等)。所述设备可以位于电气出线口92的上游和开关98的下游。

[0084] 现在参见图6和图7，提供了根据本发明的示例性实施例的飞行器10的电气系统。更确切地说，图6示出了飞行模式下的飞行器10的电气系统，而图7示出了发电模式下的飞行器10的电气系统。在某些示例性实施例中，图6和图7中所示的示例性飞行器10可以以与上文参见图1到图4所述的示例性飞行器10大体相同的方式进行配置。

[0085] 图示的示例性飞行器10的电力系统大体上包括电源40和推进系统38。电源40大体上包括内燃机94和发电机96。应注意，对于图6和图7所示的实施例，内燃机94配置成涡轮轴发动机100。涡轮轴发动机100以串行流的顺序包括：压缩机部分，所述压缩机部分包括高压压缩机104；燃烧部分106；以及涡轮部分，所述涡轮部分包括高压涡轮108和低压涡轮110。操作期间，空气流将接纳在所述压缩机部分内，并且在所述空气流动通过时，即在流动通过高压压缩机104时逐渐压缩。然后将压缩空气提供给燃烧部分106，在所述燃烧部分中，所述压缩空气与燃料混合并燃烧以产生热燃烧气体。所述热燃烧气体膨胀通过涡轮部分，在所述涡轮部分中，提取所述热燃烧气体中的旋转能量。确切地说，所述热燃烧气体在流动通过高压涡轮108和低压涡轮110时使所述高压涡轮和低压涡轮旋转并且发生膨胀。如虚线所示，这些部件可以围封在壳体112内，例如位于飞行器10的机身18内。尽管未示出，热燃烧气体可以从低压涡轮110排出，例如排放到大气中。

[0086] 另外如图所示，对于图6和图7所示的实施例，高压涡轮108通过高压轴或线轴114连接到高压压缩机104，以使高压涡轮108的旋转另外促使高压压缩机104旋转。另外，低压涡轮110与低压轴或线轴116连接，以使低压涡轮110的旋转另外促使低压轴或线轴116旋转。

[0087] 此外，对于图示的实施例，低压轴116另外驱动输出轴118，所述输出轴延伸到发电机96。相应地，涡轮轴发动机100的旋转可向发电机96提供旋转能量，发电机96配置成转换所述旋转能量以产生电力。应认识到，在某些实施例中，发电机96大体上可以包括转子120和定子122。涡轮轴发动机100的旋转能量经由输出轴118提供，并配置成使发电机96的转子120相对于定子122旋转。所述相对运动可以产生电力。

[0088] 但是应认识到，图示的示例性涡轮轴发动机100仅作为示例提供，并且在其他示例性实施例中，涡轮轴发动机100可以具有其他任何适当的构造。例如，在其他实施例中，涡轮轴发动机100可以包括其他任何适当数量的压缩机或涡轮机，以及其他任何适当数量或构造的轴或线轴。类似地，在其他示例性实施例中，发电机96可以具有其他任何适当的构造。例如，尽管示例性发电机96在图6和图7中图示成转子120位于定子122的径向内部的“内转(in-runner)”构造，但是在其他示例性实施例中，所述发电机可以替代地配置成转子120位于定子122的径向外部的“外转(out-runner)”构造。此外，在其他示例性实施例中，电源40可以以其他任何适当方式配置，例如，配置成包括两个或更多个内燃机以及两个或更多个发电机，所述两个或更多个内燃机例如是两个或更多个涡轮轴发动机。例如，在其他示例性实施例中，电源40可以包括串联或并联的两个或更多个内燃机和相应的发电机。

[0089] 根据本发明的示例性实施例的、包括具有涡轮轴发动机100和发电机96的电源40使得电源40能够产生相对较高的电功率量，并且将所述电功率提供给推进系统38或电气出线口92中的一者。例如，在至少某些示例性实施例中，涡轮轴发动机100和发电机96的大小可设置成使得电源40能够在操作期间产生至少约0.75兆瓦(“MW”)的电功率。例如，在某些示例性实施例中，电源40配置成产生至少约1MW，例如至少约2MW，例如至少约5MW的电功率。

[0090] 此外，特别参见图6，在飞行器10的飞行模式期间，电源40可操作地向推进系统38提供电力。更确切地说，在飞行模式期间，由涡轮轴发动机100提供动力的发电机96配置成向推进系统38提供电力，以及通过包括开关98的电力总线42向所述推进系统提供电力。

[0091] 相反，特别参见图7，在飞行器10的发电模式期间，电源40可操作地向飞行器10的电气出线口92提供电力。更确切地说，在发电模式期间，同样由涡轮轴发动机100提供动力的发电机96配置成向电气出线口92提供电力，以及通过包括开关98的电力总线42向所述电气出线口提供电力。例如，如图所示，电气出线口92配置成用于与外部功率耗散器连接，以使得能够将提供给电气出线口92的电功率提供给外部功率耗散器。对于图示的示例性实施例，所述外部功率耗散器是电力网124。例如，电力网124可以是偏远地区内的电力网，所述偏远地区是在飞行器10以飞行模式操作期间，飞行器10的飞行目的地。

[0092] 所述配置使得飞行器10能够在发电模式期间将大体上所有电力提供给外部功率耗散器。例如，在图示的实施例中，电源40配置成产生最大输出功率，并且飞行器10配置成当电源40与电气出线口92电连通(即处于发电模式)时，向所述外部功率耗散器大体上提供最大输出功率，以及通过电气出线口92向所述外部功率耗散器大体上提供最大输出功率。

[0093] 此外，在某些示例性实施例中，电源40相对于飞行器10而言可以是超尺寸的，以便飞行器10能够向偏远地区提供相对较大量的电力。更确切地说，在某些示例性实施例中，推进系统38可以在飞行器10的飞行操作期间利用最大飞行功率(例如，参见图6)。对于所述示例性实施例，电源40能够提供的最大输出功率可以大于所述最大飞行功率。例如，在某些示例性实施例中，所述最大输出功率可以比所述最大飞行功率大至少约百分之十(10％)。但是应注意，所述飞行器10可以配置成当发电机96与电气出线口92电连通(即，处于发电模式；例如，参见图7)时，通过电气出线口92向输出侧功率耗散器大体上提供最大输出功率。但是在其他实施例中，最大飞行功率可以大体上等于所述最大输出功率。

[0094] 现在参见图8，其中提供了根据本发明一个示例性方面的用于操作飞行器的方法200的流程图。在某些示例性方面中，图8所示的示例性方法200可以用于操作以与上述示例性飞行器类似的方式进行配置的飞行器。相应地，所述示例性飞行器包括：电源，所述电源具有内燃机和由所述内燃机提供动力的发电机；推进组件；以及电气出线口。

[0095] 如图所示，所述示例性方法200包括在(202)中，以飞行模式操作所述飞行器，以使所述飞行器将来自所述电源的电力提供给所述推进组件，并且所述推进组件向所述飞行器提供推力。更确切地说，对于图示的示例性方面，(202)中以所述飞行模式操作所述飞行器包括在(204)中执行垂直起飞和/或降落。此外，对于图示的示例性方面，(202)中以所述飞行模式操作所述飞行器包括在(206)中向所述推进系统提供第一功率量。所述第一功率量可以是最大飞行功率，即，所述飞行器的推进系统所需的最大或峰值功率量，例如飞行器起飞所需的功率量。

[0096] 此外，(202)中以所述飞行模式操作所述飞行器包括在(208)中使所述飞行器飞行到目的地并在(210)中确定使所述飞行器飞行到所述目的地所需的燃料量。例如，所述目的地可能是由于之前受到灾难影响而无法使用常规发电源，或者由于其他原因而需要电源的远程地区。

[0097] 同样如图所示，示例性方法200进一步包括在(212)中以发电模式操作所述飞行器，以使所述飞行器将来自所述电源的电力提供给所述电气出线口。在(212)中以发电模式操作所述飞行器可以在(202)中以飞行模式中操作飞行器之后或之前进行。另外，在(212)中，在飞行器以发电模式操作期间使所述飞行器接地。

[0098] 如图所示，(212)中以发电模式操作所述飞行器包括在(214)中向电气出线口提供第二功率量，或者更确切地说，通过电气出线口向电功率耗散器提供第二功率量。在某些示例性实施例中，所述第二功率量可以大体上等于所述第一功率量。此外，在某些示例性实施例中，所述第一功率量和第二功率量可以各自为至少约1MW。

[0099] 但是在其他示例性实施例中，在(214)中提供的第二功率量可以大于在(206)中提供的第一功率量。例如，在某些示例性实施例中，所述第二功率量可以比所述第一功率量大至少约10％。

[0100] 而且，对于图8所示的示例性方面，方法200包括防护措施，用于确保当例如飞行器在向远程地区飞行以为所述远程地区提供电力时，飞行器留有用于回程飞行的充足燃料。相应地，(212)中以发电模式操作所述飞行器进一步包括在(216)中确定剩余燃料量，并且在(218)中，当所确定的剩余燃料量在(210)中确定的飞行到目的地所需的预定燃料量阈值内时停止以发电模式操作所述飞行器。

[0101] 根据示例性方法200操作飞行器使得飞行器能够飞行到需要电力的相对较偏远地区并且向所述远程地区提供预期电力。当其他更常规手段不切实际或不太实用时，所述飞行器可为所述远程地区提供电力。例如，所述飞行器可以成套供应燃料和发电机，潜在地需要极少人力或根本不需要人力。

[0102] 本说明书使用各个实例来公开本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造并使用任何装置或系统，以及实施所涵盖的任何方法。本发明的可授予专利的范围由权利要求书限定，并且可包括所属领域中的技术人员得出的其他实例。如果此类其他示例所包含的结构组件与权利要求书的书面语言无不同，或者如果其包含与权利要求书的书面语言无实质不同的等效结构组件，则此类其他示例应被确定为在权利要求书的范围内。

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