CN112203892B - 用于电动或混合动力飞行器的飞行器监测***和方法 - Google Patents

Abstract

本公开至少描述了用于电动或混合动力飞机的飞行器监测***的实施例。飞行器监测***可以被构造成使得电动或混合动力飞行器能够通过与安全风险分析相关的认证要求。飞行器监测***可以具有用于监测和警告组件（例如电池组、马达控制器和/或马达）的故障的不同子***。可以在不使用可编程组件的情况下由一个或多个子***来监测和指示造成更大安全风险的故障。

Description

用于电动或混合动力飞行器的飞行器监测***和方法

技术领域

本发明涉及一种用于监测电动或混合动力飞行器中的至少一个组件的飞行器监测***。

背景技术

电动和混合动力交通工具对于人和货物的运输已经变得日益重要。这种交通工具可期望地提供优于燃烧动力交通工具的能量效率优点，并且在操作期间可比燃烧动力交通工具引起更少的空气污染。

尽管近年来电动和混合动力汽车的技术已经显著发展，但是能够实现从燃烧动力汽车到电动汽车的转变的许多创新不幸地不能直接应用于电动或混合动力飞行器的发展。汽车的功能性和飞行器的功能性在许多方面显著不同，使得电动和混合动力飞行器的许多设计元件必须与电动和混合动力汽车的那些设计元件分开独特地开发。

此外，对飞行器的设计的任何改变（例如为了能够实现电动或混合动力操作）也需要仔细的开发和测试以确保安全和可靠性。如果飞行器在飞行期间经历严重故障，则由于故障引起的潜在损失和安全风险可能非常高，因为故障可能导致飞行器坠毁，并且对乘客或货物以及地面上的个人或财产造成安全或财产损失风险。

由于由新飞行器设计造成的风险，电动或混合动力飞行器的认证标准更极度严格。飞行器的设计者努力寻找满足认证标准的方法，并将新的电动或混合动力飞行器设计带向市场。

鉴于这些挑战，使电动和混合动力飞行器在商业上可行的尝试已很大程度上是不成功的。因此，用于制作和操作电动和混合动力飞行器的新方法继续是期望的。

使有人或无人的飞行器（例如飞机）飞行可能是危险的。飞行器的问题可能导致飞行器中乘客或地面上的个人受伤或丧失生命，以及对由飞行器所运输的货物或飞行器周围的其它物品造成损坏。

***的可靠性可以用冗余子***来改进。已经建议了各种设计以便用备用子***替换有故障的子***。例如，在电动对象或交通工具的上下文中，US20171210229A1和US20111254502A1都描述了一种容错电池管理***，其中电池单元的状态由冗余电池管理***（BMS）来监测和/或控制，使得只要冗余BMS正确地执行，则一个BMS中的错误不会阻止电池运行。然而，如果两个BMS相同，则它们更可能呈现相同错误或概念问题，并且还更可能同时或在短间隔内有故障。此外，那些解决方案尚未设计成以飞行器的认证为目的；添加附加组件增加了***的复杂性，并使认证更加困难。

为了尝试减轻与飞行器相关联的潜在问题，许多组织已经开发了用于确保飞行器设计和操作满足阈值安全要求的认证标准。当安全风险程度高时，认证标准可能是严格且繁重的，并且当安全风险程度低时，认证标准可能更容易且更灵活。

作为示例，FAA咨询通告AC 25.1309-1描述了可接受的手段，所述手段用于示出与US联邦航空条例的适航要求的符合性，根据其严重性定义了不同级别的故障状况：

·没有安全影响的故障状况。

·较小故障状况。

·较大故障状况。

·危险故障状况必须比微乎其微（Extremely Remote）更不频繁。

·灾难性故障状况必须是极其不可能的。

虽然飞机必须被设计成使得危险和灾难性故障状况是微乎其微的或者甚至是极其不可能的，但是那些严重的故障状况仍然必须被监测，使得警报信号被发送给飞行员和驾驶员，他们可能尝试补救该状况或者设法使飞行器着陆。监测和警报***必须是可靠的并且还需要认证。

不幸的是，这种认证标准具有减慢电动或混合动力飞行器的商业采用和生产的影响。电混合动力飞行器可以例如用相对于传统飞行器设计的新飞行器设计来解决电动或混合动力飞行器与传统飞行器的操作差异。然而，新设计可能与传统飞行器设计显著不同。这些差异可能使新设计在认证之前经受大量测试。对大量测试的需要可能花费许多资源、时间，并且显著地提高飞行器的最终成本。

监测和警报子***与认证标准的符合性取决于所监测的故障状况的严重性。因此，危险或灾难性故障状况需要对应监测和警报***的严格认证级别，而较小故障状况或没有任何安全影响的状况具有较低的安全要求，并且需要易于认证或不需要认证的监测和警报***。

因此，需要用于电动飞行器的简化但稳健的组件和***，其简化并流水线化认证要求，并减少生产商业上可行的电动飞行器所需的成本和时间。

发明内容

根据一方面，这些目的通过用于电动或混合动力飞机的飞行器监测***来实现，所述飞行器监测***具有用于监测和警告电动或混合动力飞行器的至少一个组件的故障的不同子***，所述飞行器监测***包括：

第一子***，所述第一子***被配置成由壳体支撑并由不可编程组件组成，所述壳体被配置成飞行并由电动马达推进，其中所述不可编程组件被配置成监测由所述壳体支撑的组件，并输出第一视觉或听觉警告以通知与所述组件相关联的任何灾难性或危险故障状况；以及

第二子***，所述第二子***被配置成由所述壳体支撑并包括处理器和通信总线，其中所述处理器被配置成监测所述组件，并输出第二视觉或听觉警告以通知与所述组件相关联的其它故障状况，包括较大和/或较小故障状况；

被监测组件包括电动马达。

这具有以下优点：提供第一冗余子***以用于监测组件并在灾难性或危险故障状况的任何情况下输出第一视觉或听觉警告。由于该第一子***的设计相对简单并且仅包括不可编程电子组件，因此其更容易验证。

所述第一子***优选地是无处理器电路，并且因此不包括任何处理器或其它软件控制的组件。

所述第一子***优选地可以仅包括模拟和/或组合逻辑电子组件。

所述第一子***可以包括触发器（flip-flop）。

所述第一子***可以被配置成处理模拟信号和/或二进制信号。

所述第一子***优选地仅生成和处理模拟和/或二进制信号，而不生成和处理多值数字信号。多值数字信号是可以指示多于两个不同值的数字信号，例如包括用于表示非二进制值的多个位的数字信号。

飞行器可以被设计成使得飞行器的不同子***被构造成具有对应于其责任和任何相关认证标准以及潜在地对应于任何子***冗余度的稳健性。在子***的责任的潜在故障可能是灾难性的情况下（例如，导致不在飞行器中的个人在地面上死亡，诸如当飞行器突然损失海拔时），子***可以被设计成非常简单和稳健的，并且因此可以能够满足困难的认证标准。例如，这种子***可以由不可编程的、无状态的组件（例如，模拟的或不可编程的组合逻辑电子组件）而不是处理器组成。例如，子***可以激活诸如灯之类的指示器而不是更复杂的显示器。因此，该第一子***可以不受软件或编程错误的影响，并且可以较少地受可能引起故障的外部干扰（例如电压尖峰、电磁干扰、或辐射）的影响。

另一方面，在（i）飞行器的第二子***与飞行器的第一子***（其由不可编程的、无状态的组件组成）冗余地监测参数，或者（ii）第二子***的责任的潜在故障可能小于灾难性（例如，导致较大、较小或没有安全影响）的情况下，第二子***可以至少部分是数字的并且被设计成更复杂的、特征丰富的、并且更容易更新且仍然能够满足相关联的认证标准。第二子***例如可以包括可编程组件或有状态组件，如在复杂显示器上输出和呈现信息的处理器。这可以期望地使飞行器能够维持特征丰富的***，而不牺牲稳健的、容易认证的安全***。尽管可编程组件或有状态组件可能难以安全且可靠地更新，并且可编程组件可能比不可编程的、无状态的组件更易于由于电压尖峰、电磁干扰、或辐射而发生故障，但是可编程组件或有状态组件可以更容易地提供可能难以利用不可编程的、无状态的组件来提供的功能。

飞行器可被设置有第一子***，所述第一子***负责确定例如电池组件的健康，并且负责在故障的情况下生成警报视觉和/或听觉警报信号。如果电池组件过热并着火，则飞行器将可能遭受灾难性故障和海拔的快速损失。因此，第一子***可以完全由不可编程的、无状态的组件构成。第一子***例如可以包括一个或多个温度传感器，所述一个或多个温度传感器检测飞行器中的一个或多个电池附近的温度，并且响应于检测到超过指示不安全状况的阈值的温度而输出信号。第一子***可以包括连接到飞行器驾驶舱中的灯或扬声器的硬连线，以向飞行器的飞行员指示温度过高状况。

第二子***可以与飞行器结合以例如监测电池寿命。该第二监测子***可以负责监测和显示用于为飞行器供电的剩余的能量的量，并且可以由输出图形用户界面或扬声器的处理器构成。第二子***不必由不可编程的、无状态的组件制成，至少因为飞行器包括第一电池监测子***，其也监测电池组件的健康。因此，第一监测子***可以由不可编程的、无状态的组件（例如，模拟或不可编程的组合逻辑电子组件）构成，以监测灾难性故障，而另一个第一监测***的一个或多个特征丰富的处理器、顺序逻辑电子组件、或可编程组合逻辑电子组件可以提供对相同状况的冗余监测和/或对非灾难性或非危险状况的附加监测。

飞行器中的第一冗余子***可以期望地使得飞行器的某些特征能够继续可用，即使主要负责某些特征的第二子***可能不起作用。此外，在主要负责某些特征的组件不向冗余子***提供状态或控制信息的情况下，备用组件可以辅助地负责那些特征。例如，在主要组件突然故障的情况下，这可能是有益的。备用组件可以在不需要切换的情况下接管。

根据本文公开的飞行器可以包括多个电路，每个电路能够执行多个电路中的一个或多个其它电路的责任。例如，飞行器的第一电路可以被分派任务以主要负责管理飞行器的第一组任务，而飞行器的第二电路可以被分派任务以次要负责第一组任务。类似地，第二电路可以被分派任务以主要负责飞行器的第二组任务，而第一电路可以被分派任务以次要负责第二组任务。如果第一电路或第二电路中的一个不起作用，则第一电路或第二电路中的另一个可以接管不起作用的子***的责任。共享记录器可以另外存储可由第一电路和第二电路从一个或多个飞行器组件接收的数据，使得第一电路和第二电路可以至少基于存储到共享记录器的数据并且在没有第一子***和第二子***之间的状态信息或操作指令的通信的情况下接管对于一个或多个任务的主要责任。

飞行器的马达可以包括多个场线圈。多个场线圈中的每个场线圈可用于在马达的不同旋转阶段期间驱动马达。然而，在使用期间或在马达的寿命期间，各个场线圈中的一个或多个可能故障，这可能导致马达输出的平均功率的显著降低。

根据本公开的飞行器在此可以具有改善飞行器的可用性或可操作性的特征。

公开了一种用于电动或混合动力飞机的飞行器监测***。飞行器监测***可以被构造成使得电动或混合动力飞行器能够通过与安全风险分析相关的认证要求。飞行器监测***可以具有用于监测和警告电动或混合动力飞行器的组件的故障的不同电路，并且可以由不依赖于可编程组件的至少一个子***来监测和指示造成更大安全风险的故障，使得该子***的认证将更容易。即使使用可编程组件（例如处理器或FPGA）的第二子***例如冗余地监测或显示相同故障，由于第二子***是冗余的，因此也将减轻对该第二冗余子***的认证要求。

飞行器监测***可以包括第一电池监测电路和第二电池监测电路。第二电池监测可以由壳体支撑并且由不可编程组件构成。壳体可以飞行并且由电动马达推进。不可编程组件可以监测由壳体支撑的功率源（诸如电池组），并输出第一警告以通知与功率源相关联的第一状况。功率源可以为电动马达供电，并且第一状况可以可能即将引起壳体的灾祸或破坏。第一电池监测电路可由壳体支撑，并包括处理器和通信总线。处理器可以从通信总线上的通信监测功率源，并且输出第二警告以通知与功率源相关联的第二状况。

前述段落的飞行器监测***可以包括以下特征中的一个或多个：不可编程组件可以由模拟或组合逻辑电子组件组成。不可编程组件可由无状态组件组成。由壳体支撑并被配置成通知灾难性状况的至少一个子***可以在不使用可编程组件或有状态组件的情况下监测灾难性状况并通知灾难性状况，并且灾难性状况很可能即将引起壳体的灾祸或破坏。不可编程组件可以激活由壳体支撑的指示器以输出第一警告，并且指示器可以保持不活动，除非指示器正输出第一警告。指示器可以包括灯或可听警报。该子***可以处理模拟信号和二进制信号，但不可以处理多值数字信号。监测子***可以包括多个印刷电路板，并且第一子***的至少一部分和第二子***的至少一部分可以被安装在多个印刷电路板上。第一子***可以不经由通信总线来通信。不可编程组件可以使用来自第一传感器的第一输出来监测组件，并且处理器可以使用来自不同于第一传感器的第二传感器的第二输出来监测组件。第一传感器和第二传感器可以检测被监测组件的状态。第一传感器和第二传感器可测量组件的温度。第一传感器和第二传感器可以检测被监测组件的欠电压状况、过电压状况、欠压状况、过压状况、欠流状况、过流状况、过大内阻状况、低内阻状况、高温状况、或低温状况。第一传感器和第二传感器可以检测到被监测组件着火。不可编程组件可以向处理器或由壳体支撑的另一处理器输出第一警告，并且处理器或另一处理器可以激活由壳体支撑的组件以尝试解决第一状况。不可编程组件可以向远离壳体的电子装置输出第一警告。不可编程组件和处理器可以使用来自传感器的公共输出来监测组件。

第一监测和警报子***可以包括警报面板（例如灯或扬声器），其被配置成向飞行员或驾驶员呈现第一警告。第一警告可以指示即将发生壳体的碰撞。

被监测组件可以包括电池组。第一状况可以是电池组的故障或过热。第一状况可以是功率组着火。不可编程组件可包含被配置成处理模拟信号的电子装置。

本发明可以应用于对电动或混合动力飞机的不同组件的监测和警报。例如，第一监测和警报子***可以用于检测马达控制器的警报灾难性或危险故障状况，而第二子***可以用于那些灾难性或危险故障状况的冗余监测，和/或用于监测和警报较不严重的故障状况，诸如马达控制器的较大、较小或无安全风险状况。第一监测和警报子***可以由不可编程的、无状态的组件构成，并且因而避免了软件认证的困难，而第二监测和警报子***可以包括处理器或其它可编程组件，并将信息输出到复杂的显示器以用于呈现。

被监测组件包括马达。第一监测和警报子***可以监测马达的各种参数，包括例如马达的温度、电压、电流、旋转频率，并且在马达的故障状况的情况下生成和显示警报信号。那些参数中的至少一些参数和/或马达的附加参数可以由第二监测和警报子***监测。

被监测组件可以包括马达控制器。第一监测和警报子***可以监测马达控制器的各种参数，包括例如马达控制器中的温度、电压、电流、电频率，并且在马达控制器的故障状况的情况下生成和显示警报信号。那些参数中的至少一些参数和/或马达的附加参数可以由第二监测和警报子***监测。

当已检测到与故障组件相关的状况时，第一子***可以使该组件停用。例如，当已检测到与电池组、电池单元、马达线圈、完整马达、和/或马达控制器相关的状况时，第一子***可以使该组件停用。

第一子***可以使停用的组件不被替换。在其它情况下，当已检测到与主要组件相关的状况时，第一子***可以自动地并且在没有人为干预的情况下激活备用组件。例如，当已检测到与主要对应组件相关的状况时，第一子***可以激活替换电池组、替换电池单元、替换马达线圈、和/或替换马达控制器。

在主要对应组件的故障的情况下，被激活的备用组件可能比主要组件更简单，并且较不有效。

备用组件可能比主要组件更容易认证。备用组件可以是无处理器的。

公开了一种操作电动或混合动力飞机的飞行器监测***的方法。飞行器监测***可以被构造成使得电动或混合动力飞行器能够通过与安全风险分析相关的认证要求。所述方法可以包括：

通过壳体支撑第一子***，第一子***由不可编程组件构成，壳体被配置成飞行并且由电动马达推进；

用第一子***监测由壳体支撑的组件；

用第一子***输出第一视觉或听觉警告，以通知与组件相关联的任何灾难性或危险故障状况；

由壳体支撑第二子***，第二子***包括可编程组件；

用第二子***监测由壳体支撑的组件；

用第二子***输出第二警告，以通知与组件相关联的相同或其它故障状况。

前述段落的方法可以包括以下特征中的一个或多个：所述方法可以包括激活由壳体支撑的指示器以输出第一警告；当不可编程组件未正输出第一警告时，使指示器停用；以及在由壳体支撑的显示器上呈现第二警告。

不可编程组件可以使用来自第一传感器的第一输出来监测组件，并且处理器可以使用来自第二传感器的第二输出来监测组件。

所述方法可以包括通过第一传感器和第二传感器来检测与被监测组件相关联的欠电压状况、过电压状况、欠压状况、过压状况、欠流状况、过流状况、过大内阻状况、低内阻状况、高温状况、或低温状况。

所述方法可以包括响应于第一警告，停用负责故障状况的组件。

所述方法可以包括激活由壳体支撑的备用组件以尝试解决第一状况。

前述段落的控制***可以包括一个或多个以下特征：控制器可以改变由壳体支撑的马达的旋转速率或推进器的节距（pitch），以补偿多个场线圈中的一个或多个场线圈的故障，并且尽管多个场线圈中的一个或多个场线圈发生故障，仍维持功率输出。

本公开提供了能够根据飞行器需要和要求而被混合和匹配的多个组件和***。因此，尽管下面描述了多个不同的组件，但是组件或***不需要在单个实施例中全部一起使用。相反，每个组件或***可以独立于本公开的其它组件或***而被使用。

公开了一种制作或使用前述三个段落的模块化功率***的方法。

附图说明

·图1A示出了飞行器，例如电动或混合动力飞行器；

·图1B示出了飞行器的简化框图；

·图2示出了用于操作飞行器的管理***；

·图3示出了用于飞行器的电池监测***；

·图4和5示出了电池监测电路的实现；

·图6和7示出了用于监测电池监测电路的主电路的实现；

·图8、9、10、11、12、和13示出了功率管理***的实现的示意图；

·图14A和14B示出了可用在飞行器中的电池模块；

·图15A和15B示出了由多个电池模块形成的功率源；

·图16示出了被布置和连接以用于为飞行器供电的多个功率源；

·图17A和17B示出了位于飞行器机头中用于为飞行器供电的多个功率源；

·图18A和18B示出了位于飞行器机翼中用于为飞行器供电的多个功率源；

·图19示出了具有多个场线圈的马达；以及

·图20示出了用于操作马达以补偿马达的场线圈的故障的过程。

·图21示出了用于电动或混合动力飞机的飞行器监测***，该飞行器监测***具有用于监测和警告电动或混合动力飞行器的组件的故障的不同子***；以及

·图22示出了用于监测电动或混合动力飞机中的组件的不同部分、在故障状况下激活警报、停用故障组件、和/或激活备用组件的过程。

具体实施方式

***概述

图1A示出了飞行器100，诸如电动或混合动力飞行器，并且图1B示出了该飞行器100的简化框图。飞行器100包括马达110、管理***120和功率源130。马达110可以用于推进飞行器100并使飞行器100飞行和航行。管理***120可以控制和监测飞行器100的组件（设备），诸如马达110和功率源130。功率源130可以为马达110供电以驱动飞行器100，并且为管理***120供电以实现管理***120的操作。管理***120可以包括一个或多个马达控制器以及用于控制和监测飞行器100的各种组件的其它电子电路。

图2示出了诸如图1A和1B的飞行器100的飞行器的组件200。组件200可以包括功率管理***210、马达管理***220和记录器230，以及第一电池组212A、第二电池组212B、警报面板214、熔丝和继电器216、转换器217、驾驶舱电池组218、马达控制器222、一个或多个马达224和节流阀226。

功率管理***210、马达管理***220和记录器230可以监测通信总线（诸如控制器局域网（CAN）总线）上的通信，并经由通信总线通信。第一电池组212A和第二电池组212B可以例如在通信总线上通信，使得功率管理***210能够监测和控制第一电池组212A和第二电池组212B。作为另一示例，马达控制器222可以在通信总线上进行通信，使得马达管理***220能够监测和控制马达控制器222。

记录器230可以将在通信总线上传送的一些或所有数据（诸如组件状态、温度、或来自组件或其它传感器的过电压/欠电压信息）存储到存储器装置以供稍后参考，诸如用于由功率管理***210或马达管理***220参考，或用于由维护工人进行故障排除或调试。功率管理***210和马达管理***220可以各自输出或包括呈现状态信息并允许***配置的用户界面。功率管理***210可以当飞行器耦合到外部功率源以对飞行器的功率源（诸如第一电池组212A或第二电池组212B）充电时，控制飞行器的充电过程（例如，充电定时、电流水平或电压水平）。

警报面板214可以是警告飞行员或另一个人或计算机去注意问题的面板，诸如与如第一电池组212A的功率源相关的问题。熔丝和继电器216可以与第一电池组212A和第二电池组212B相关联，并且可用于通过转换器217（例如，直流-直流转换器）将功率传输到驾驶舱电池组218。熔丝和继电器216可以保护第一电池组212A和第二电池组212B的一个或多个电池极免受短路或过电流的影响。驾驶舱电池组218可以为通信总线供应功率。

马达管理***220可以向马达控制器222提供控制命令，其可以进而用于操作一个或多个马达224。马达控制器可以包括用于生成操作一个或多个马达所需的AC电流的逆变器。马达控制器222可以进一步根据来自节流阀226的指令而工作，该指令可以由飞行器的飞行员来控制。一个或多个马达可以包括电动无刷马达。

功率管理***210和马达管理***220可以执行相同或相似的软件指令，并且可以执行彼此相同或相似的功能。然而，功率管理***210可主要负责功率管理功能，而马达管理***220可辅助地负责功率管理功能。类似地，马达管理***220可以主要负责马达管理功能，而功率管理***210可以辅助地负责马达管理功能。例如，根据***配置，诸如存储器中的指示期望功能的一个或多个存储器标记，可以向功率管理***210和马达管理***220分配相应的功能。功率管理***210和马达管理***220可以包括相同或相似的计算机硬件。

当马达管理***220不操作时（诸如在马达管理***220重新启动或故障的情况下），功率管理***210可以自动执行马达管理功能，并且当功率管理***210不操作时（诸如在功率管理***210重新启动或故障的情况下），马达管理***220可以自动执行功率管理功能。此外，功率管理***210和马达管理***220可以从彼此接管功能，而不传送操作数据，诸如关于由功率管理***210和马达管理***220控制或监测的组件中的一个或多个组件的数据。这可能是因为功率管理***210和马达管理***220可以一致地监测通信总线上的通信以产生控制信息，但是如果功率管理***210和马达管理***220具有主要责任，则可以使用该控制信息，而如果功率管理***210和马达管理***220不具有主要责任，则可以不使用该控制信息。附加地或备选地，功率管理***210和马达管理***220也可以访问由记录器230存储的数据以获得可用于接管主要责任的信息。

***架构

电动和混合动力飞行器（而不是在操作期间通过燃烧提供动力的飞行器）已经设计和制造了几十年。然而，电动和混合动力飞行器仍然没有广泛地用于大多数运输应用，比如运载乘客或货物。

这种适用的失败可能大部分是因为设计一种足够安全以被认证机构认证的飞行器可能是非常困难的。此外，对原型机的认证可能不足以认证可以在商业上应用。相反，可能需要对每个单独的飞行器及其组件进行认证。

本公开提供了至少一些方法，用于由已经被设计成通过认证要求的组件和***来构造电动飞行器，使得该飞行器本身就可以通过认证要求，并且进入到积极的商业使用中。

认证要求可以与安全风险分析相关。飞行器或其组件可能发生的状况可以被分配到多个安全风险评估之一中，其又进而可以与特定的认证标准相关联。所述状况可以是例如灾难性的、危险的、主要的、轻微或没有安全影响的。灾难性的状况可能是指可能导致飞行器的多重死亡或损失的状况。危险的状况可以在一定程度上降低飞行器的能力或操作者处理不利状况的能力，即，将存在安全裕度或功能能力的大幅降低，机组人员物理困境/过度工作负荷，使得操作者不能再被依赖来准确地或完全地执行所需的任务，或者对少数飞行器乘员（除了操作者）的严重或致命伤害，或者对地面人员或一般公众的致命伤害。主要的状况可以在一定程度上降低飞行器或操作者应对不利工作状况的能力，将存在安全裕度或功能能力的显著降低、操作者工作负荷显著增加、损害操作者效率或对飞行器乘员（除操作者之外）造成显著不舒适的身体痛苦的状况，这可能包括伤害、重大职业病、重大环境损害或重大财产损害。轻微状况可以不会显著降低***安全性，使得操作者所需的行动完全在其能力范围内，并且可能包括安全裕度或功能能力的轻微降低、工作负荷的轻微增加（诸如日常飞行计划改变）、飞行器乘员（除操作者之外）的一些身体不适、轻微职业病、轻微环境损害或轻微财产损害。没有安全影响的状况可以是指对安全无影响的状况。

飞行器可以被设计成使得该飞行器的不同监测和警报子***（诸如电池监测电路）被构造成具有对应于它们的责任和任何相关认证标准的稳健性以及潜在的任何子***冗余。

在监测和警报子***的责任的潜在故障可能是灾难性的情况下，子***就可以被设计成简单且稳健的，并因而可以能够满足困难的认证标准。子***（例如电池、马达或马达控制器监测电路）可以由不可编程的、无状态的组件（例如，模拟的或不可编程的组合逻辑电子组件）而不是可编程的组件（例如，处理器、现场可编程门阵列（FPGA）或复杂可编程逻辑器件（CPLD））或有状态的组件（例如，顺序逻辑电子组件）组成，并且激活诸如灯的指示器，而不是激活更复杂的显示器。

另一方面，在（i）飞行器的监测和警报子***（诸如电池监测电路、马达监测电路或马达控制器监测电路）与飞行器的另一子***（其由不可编程的、无状态的组件组成）冗余地监测参数，或者（ii）这样的监测和警报子***的责任的潜在故障将可能小于灾难性或小于危险的情况下，子***可以至少部分是数字的并且被设计成复杂的、特征丰富的、并且更容易更新、并且仍然能够满足相关联的认证标准。这样的子***例如可以包括处理器或其它可编程组件，其将信息输出到复杂的显示器以用于呈现。

在一些实现中，可以利用不包括可编程组件或有状态组件的至少一个监测和警报子***来监测由飞行器所监测的一些或所有灾难性状况，因为可编程组件或有状态组件的认证可能需要对负责的子***的统计分析，这可能是非常昂贵的并且认证起来复杂。此外，这样的实现可能是违反直觉的，至少因为电动或混合动力飞行器可以包括能够操作电动或混合动力飞行器的一个或多个相对高级的可编程或有状态组件，所以飞行器中包括不包括任何可编程组件或任何有状态组件的一个或多个子***可能是不期望的，因为一个或多个相对高级的可编程或有状态组件可以容易地能够实现不包括任何可编程组件或任何有状态组件的一个或多个子***的功能。

一种飞行器监测***可以包括第一监测和警报子***和第二监测和警报子***。第二子***（诸如第二电池监测电路）可以由飞行器壳体支撑，并且包括不可编程、无状态的组件，诸如模拟或不可编程组合逻辑电子组件。不可编程的、无状态的组件可以监测由飞行器壳体所支撑的组件（诸如电池组中的电池单元），并且输出第二警告以通知与该组件相关联的灾难性状况。不可编程、无状态的组件可以例如激活指示器或可听警报，以便对壳体上的乘客输出第一警告。指示器或声音警报可保持不被激活，除非指示器输出了第一警告。附加地或备选地，不可编程的、无状态的组件可以经由遥测***向飞行器上的或远离飞行器的计算机或飞行器的操作者输出第二警告（例如，以自动触发动作以尝试响应或解决灾难性状况，诸如停止充电或激活灭火器、降落伞或紧急着陆程序或其它紧急响应特征）。此外，不可编程、无状态组件可能不能控制组件或至少不能控制组件的某些功能，诸如控制模式或触发组件的操作。

第一子***（诸如第一电池监测电路）可以由飞行器壳体支撑并且包括处理器（或另一可编程或有状态组件）以及通信总线。处理器可以根据通信总线上的通信来监测该组件，并输出第一警告，以通知与该组件相关联的灾难性状况或次之的灾难性状况。处理器可以例如激活指示器或可听警报，以便对壳体上的乘客输出第一警告。附加地或备选地，处理器可以经由遥测***向飞行器上的或远离飞行器的计算机或飞行器的操作者输出第一警告（例如，以自动触发动作以试图解决灾难性状况，诸如激活灭火器、降落伞或紧急着陆程序）。处理器可以控制该组件。第一子***的不可编程、无状态组件可能不能再经由通信总线来通信。

第二子***的不可编程的、无状态的组件另外可能不能经由通信总线进行通信。它可以不包括用于允许经由这种总线进行通信的任何可编程通信电路。

接下来在电池管理***的上下文中描述此设计及其益处的示例。值得注意的是，该设计可以附加地或备选地应用于交通工具的执行除了电池管理之外的功能（诸如马达和马达控制）的其它***。

电池管理示例

包括诸如锂离子电池单元的多个电池单元的电池组可以用于电动汽车、电动飞行器和其它电动自供动力交通工具。电池单元可以串联或并联连接以输送适当的电压和电流。

电池组中的电池单元可以由电池管理***（BMS）管理和控制。BMS可以是通过控制可再充电电池单元的充电和放电循环、防止其在其安全操作区域之外操作、平衡单元之间的充电等来管理可再充电电池单元的电路。BMS还可以监测电池参数，诸如电池单元的温度、电压、电流、内阻或压力，并报告异常。BMS可以由各个制造商提供为分立电子组件。

电池单元的损坏可能是非常严重的事故，其可能导致供电电路的火灾、***或中断。因此，对诸如电动飞机的交通工具中的电池的任何损坏都期望可以被立即且可靠地报告给交通工具的飞行员或驾驶员。通过BMS来对电池单元的可靠监测对于电动飞机的安全性来说可能是关键的。

然而，BMS可能很少故障，这可能会引起没有被正确报告的关于电池单元的问题。例如，在一些情况下，过电压或超温状况不仅影响电池单元，而且也影响其BMS，使得电池单元的故障未被检测到或者未被正确报告。即使BMS正确地运行，BMS和驾驶舱之间的连接总线也可能是有缺陷的，并且妨碍了警报信号被传输。

为了防止这种风险，可以利用第二冗余BMS来监测电池单元。如果两个BMS是相同类型的，则影响一个BMS的缺陷或概念缺陷也可能会影响冗余BMS，使得可靠性的增益受到限制。本公开至少提供了用于提高对诸如电动飞行器的电动交通工具中电池单元故障检测的可靠性的方法。可以利用两个不同的电路来执行每个电池单元参数的冗余监测。由于第二冗余监测电路可以包括不可编程的、无状态的组件而不是处理器、顺序逻辑电子组件或可编程组合逻辑电子组件，所以其认证可以更容易，并且其可靠性可以提高。例如，由于第二冗余电路可以是无处理器的，可以不包括任何顺序的或可编程的组合逻辑电子组件，并且可以不依赖于任何软件（例如，由处理器执行的可执行程序代码），所以与第二冗余电路依赖于处理器、顺序的或可编程的组合逻辑电子组件或软件的情况相比，其认证变得更容易。

第二冗余监测电路可以提供对电池参数的冗余监测和这些参数的冗余传输，或者提供取决于这些参数的警报信号。第二电池监测***可以传输模拟或二进制信号，而不是多值的数字信号。第二电池监测电路可以不管理电池单元的充电和放电，而是提供电池参数的监测以及参数或警报信号的传输。因此，第二冗余电池监测电路可以被制造得简单、容易验证并且可靠。

图3示出了电池监测***。该***可以用于电动交通工具，例如电动飞行器、大型无人机或无人驾驶飞行器、电动汽车等，以监测多个电池组之一中的电池单元1的状态，并且在故障的情况下报告该状态或产生警报信号。

电池单元1可以串联或并联连接以输送期望的电压和电流。图3示出了串联连接的电池单元。在电动飞行器中，电池单元1的总数可以超过100个单元。电池单元1中的每个电池单元可以由并联的多个基本电池单元构成。

第一电池监测电路可控制并监测每个电池单元1的状态。第一电池管理电路可包括多个BMS 2，每个BMS 2管理并控制电池单元1中的一个。BMS 2可均由安装在印刷电路板（PCB）20的一个PCB上的集成电路（例如，专用集成电路）构成。PCB 20中的一个可用于每个电池单元1或用于一组电池单元。图4示出BMS 2中的一个中的示例性组件。

电池单元的控制可以包括其充电和放电循环的控制，防止电池单元在其安全操作区域之外操作，或者平衡不同单元之间的充电。

BMS 2之一对电池单元1之一的监测可以包括测量电池单元1之一的参数，以检测和报告其状况和可能的功能异常。参数的测量可以利用电池单元参数传感器来执行，该电池单元参数传感器可以集成在BMS2中的一个中或者连接到BMS2中的一个。这样的参数传感器的示例可以包括温度传感器21、电压传感器22或电流传感器。模数转换器23可以将由一个或多个参数传感器测量的模拟值转换成多值数字值，例如8或16位数字参数值。可以是BMS 2中的每一个的一部分的微控制器24可以将该值与阈值进行比较，以检测电池单元温度、电池单元电压或电池单元电流何时在范围之外。

作为从动装置的BMS 2可以由多个第一主电路5中的一个来控制。在图3的示例中，每个第一主电路5可以控制四个BMS 2。每个第一主电路5可以控制八个BMS 2或多于八个BMS2。在其它实现中，第一主电路5可以控制更多BMS和更多电池单元。第一主电路5可以被连接并且通过数字通信总线55来通信。

第一主电路5还可以连接到计算机9，该计算机9收集由第一主电路5发送的各种数字信号和数据，并且可以在诸如矩阵显示器的显示器13上显示与电池状态相关的信息和警报信号。显示器13可以安装在交通工具的驾驶舱中，以便交通工具的驾驶员或飞行员能够看到。附加地或备选地，计算机9可以将信息输出到远离该飞行器的计算机上或如本文所述控制该飞行器的一个或多个组件的操作。

BMS 2可以通过诸如CAN总线的数字通信总线连接到第一主电路5。总线驱动器25可以将微控制器24与数字通信总线对接，并且提供PCB 20和第一主电路5之间的第一电隔离59。在一个示例中，相邻BMS 2的总线驱动器可以是菊花链的。例如，如图4所示，总线驱动器25连接到前一BMS的总线驱动器27和下一BMS的总线驱动器28。

每个BMS2和它们相关联的微控制器可以通过切换其功率电压Vcc来重新启动。Vcc的中断可由第一主电路5通过数字通信总线和功率源26来控制。

图6示出了第一主电路5之一的示例性组件。第一主电路5之一可以包括用于通过数字通信总线将第一主电路5之一与BMS 2之一连接的第一驱动器51、微控制器50、以及用于通过诸如第二CAN总线的第二数字通信总线55将第一主电路5在它们之间连接并与计算机9连接的第二驱动器52。第二电隔离58可以被设置在第一和第二主电路5、7和计算机9之间。第二电隔离58可以是例如1500 VDC、2500 Vrms、3750 Vrms或者其它隔离幅度。微控制器50、第一驱动器51和第二驱动器52可以由供电电路53来供电，并且可以安装在PCB 54上，可以为第一主电路5中的每一个提供一个这样的PCB。

图3还示出了第二电池监测电路，其可以是第一电池监测电路的冗余。该第二电池监测电路可以不管理电池单元1。例如，第二电池监测电路可以不控制电池单元1的充电或放电循环。第二电池监测电路的功能可以替代地提供对电池组中的每个电池单元1的单独的、冗余的监测，并且将那些参数或与那些参数相关的警报信号发送到飞行员或驾驶员或诸如在此描述的飞行器机载的或远离飞行器的计算机。第二电池监测电路能够与第一电池监测电路独立地监测电池单元1中的每一个的状态。第二电池监测电路可以包括用于每个电池单元的多个单元监测电路3中的一个。此外，当一个或多个电池单元可能充满能量并且飞行器的计算机继续对一个或多个电池单元充电时，参数或警报信号可以例如由第二电池监测电路使用以停止对一个或多个电池单元的充电（例如，通过打开继电器以断开功率供应）。

图5示出了单元监测电路3之一的示例性组件。每个单元监测电路3可以包括多个单元参数传感器30、31、32、33，用于测量电池单元1之一的各种参数。传感器30可以测量一个电池单元中的第一位置处的第一温度，并且检测温度过高状况；传感器31可以测量在同一电池单元中的第二位置处的第二温度，并且检测温度过高状况；传感器32可以检测同一电池单元中的欠电压状况；并且，传感器33可以检测同一电池单元上的过电压状况。例如，当一个电池单元的输出处的电压低于3.1伏或另一阈值时，可以检测到欠电压状况。例如，当一个电池单元的输出处的电压高于4.2伏或另一阈值时，可以检测到过电压状况。所使用的阈值可以取决于例如电池单元1的类型或单元中的基本单元的数量。因此，传感器30-33中的每一个或一些可以包括这样的传感器和模拟比较器，该模拟比较器用于将由传感器输送的值与一个或两个阈值进行比较，并且根据比较结果输出二进制值。在其它实现中，也可以使用其它电池单元参数传感器，诸如过电流检测传感器。

与电池单元1之一相关的各种参数可以使用组合逻辑电路35，诸如与门（AND）来组合。组合逻辑电路35可以不包括可编程逻辑。在图5的示例中，由传感器30、31和32输出的二进制信号通过布尔与门组合成单个警报信号，在且仅在由两个温度传感器测量的温度超过温度阈值并且电池的电压低于电压阈值的情况下，该警报信号才可以具有正值（警报信号）。在图5的示例中，传感器33对过电压状况的检测可以不与任何其它措施组合，并且可以直接用作警报信号。

由组合逻辑35或直接由参数传感器30-33输送的警报信号可以通过线路76被传输到第二主电路7，该线路7可以是专用的并且不同于由第一电池监测电路使用的数字通信总线。光耦合器36、37、38在组件30-38和第二主电路7之间提供第三电隔离60。第三电隔离60可以提供与第一电隔离59相同的隔离，诸如30V隔离，或者第三电隔离60可以提供与第一电隔离59不同的隔离。

传感器30-33和组合逻辑元件35可由输送功率电压Vcc2的供电电路34来供电。该供电电路34可以使用在光耦合器38上传输的开/关（ON/OFF）信号从第二主电路7复位。

传感器30-33和组合逻辑元件35可以被安装在PCB上。可为每个电池单元1提供一个这样的PCB。传感器30-33和组合逻辑元件35可被安装在与第一电池监测电路的BMS2之一相同的PCB20上。

图7示出了第二主电路7之一的示例性组件。在图5的示例中，第二主电路7之一可以包括组合逻辑元件72，其可以不包括可编程逻辑，用于将来自不同电池单元的诸如温度过高/欠电压警报信号uv1、uv2、……或过电压信号ov1、ov2、……的警报信号组合成组合警报信号，诸如总的uv（在温度过高情况下为欠电压状况）警报信号和单独的过电压警报信号ov。当由第二主电路7之一监测的任何电池单元1故障时，那些警报信号uv、ov就可以被激活。它们可以通过光耦合器70、71和线路76被传输到下一和前一第二主电路74、75，并且被传输到交通工具的驾驶舱中的警报显示面板11，用于向驾驶员或飞行员显示警报信号。警报显示面板11可以包括用于显示警报信号的灯，诸如发光二极管（LED）。

利用所公开的单元监测电路3和第二主电路7的设计，可能不会检测到任何休眠警报。例如，如果电缆可能断裂或者功率源未激活，则警报面板11可以正确地示出警报，而不管断裂的电缆或者未激活的功率源。这可以例如通过使用反相逻辑来实现，使得如果警报面板11没有在警报线路上接收到电压或电流，则指示器可以激活，但是如果警报面板11在警报线路上接收到电压或电流，则指示器可以去激活。

第二主电路7中的一个可被安装在PCB上。可以为每个第二主电路7提供一个这样的PCB。第二主电路7之一可以安装在与第一电池监测电路的第一主电路5之一相同的PCB54上。

如可看到的，第二电池监测电路可排它地包括不可编程、无状态组件（诸如，模拟组件或不可编程组合逻辑组件）。第二电池监测电路可以是无处理器的，并且可以不包括任何顺序的或可编程的组合逻辑。第二电池监测电路可以不运行任何计算机代码或者是可编程的。这种简单性可提供非常可靠的第二监测电路，并且可提供第二电池监测电路和包括第二电池监测电路的整个***的简单认证。

第二电池监测电路可以被构建为使任何故障线路、组件或功率源触发警报。在一个示例中，可以将可能由单元中的问题的检测或由有缺陷的传感器、线路或电子组件引起的线路上的"0"在警报面板上发信号作为警报；只有当所有被监测单元和所有监测组件都正常工作时，才可以解除警报。例如，如果电压比较器或温度传感器损坏，则可以触发警报。

驾驶舱中的计算机9、显示器13和警报显示面板11可以由驾驶舱中的功率源15来供电，该功率源15可以是驾驶舱电池并且可以独立于用于给一个或多个其它组件供电的其它功率源。

关于电动和混合动力飞机的马达或马达控制器中的故障状况的监测和警报

如所指示的，到目前为止已经在电池监测***的上下文中描述的方面、块和电路可以应用于对电动或混合动力飞机的不同组件的监测和警报。例如，第一监测和警报子***可以用于检测马达或马达控制器的警报灾难性或危险故障状况，而第二子***可以用于对那些灾难性或危险故障状况的冗余监测，和/或用于关于较不严重的故障状况（诸如马达或马达控制器的较大、较小或无安全风险状况）的监测和警报。第一监测和警报子***可以由不可编程的、无状态的组件组成，并且因此更容易验证，而第二监测和警报子***可以包括处理器或其它可编程组件，并且经由计算机9将信息输出到复杂的显示器13以用于呈现。

图21示出了***的示例，该***包括用于驱动（产生推力的）推进器或（产生升力的）旋翼的至少一个电动马达94，以便移动飞行器。至少一个马达94由第一马达控制器93A控制，或者在第一马达控制器93A故障的情况下由备用马达控制器93B控制。马达控制器将来自功率源91的DC电流转换成AC电流，以用于为至少一个马达的相供电。

马达94的许多故障是灾难性或危险的状况，因为不正确工作的马达不能驱动推进器，或者甚至可能损坏推进器或飞行器。因此，需要监测任何这种故障状况并向飞行员或驾驶员报警。***包括第一子***300（例如不包括任何可编程组件的模拟监测和警报子***），以便检测任何这种故障状况。第一子***300可包括用于监测马达的温度的至少一个温度传感器304，以及用于检测马达的旋翼或推进器的轴的位置、速度、旋转方向和/或旋转频率的位置、速度和/或旋转速度传感器303。由第一子***检测到的任何故障状况将通过驾驶舱中的警报显示面板11上的灯或扬声器生成视觉和/或听觉警报，该警报显示面板11通过线路130（例如模拟线路）连接到第一子***130。第一子***300可以至少部分地位于马达控制器中，或者完全位于马达控制器的外部。

可能由第一子***300监测的其它故障状况包括至少一个马达控制器93A的灾难性或故障状况。因此，通过至少一个温度传感器304和/或电压、电流或频率传感器305来监测（一个或多个）马达控制器的参数，诸如例如温度、电压、电流和/或电频率。第一子***300监测由那些传感器所提供的信号，确定是否或何时发生灾难性状况，并且在已检测到状况的情况下，通过驾驶舱中的警报显示面板11（其通过线路130（例如模拟线路）连接到第一子***130）上的灯或扬声器来生成视觉和/或听觉警报。

作为示例，可能导致灾难性故障的参数包括推进器的超速或推进器的错误旋转方向。这可以由第一子***通过确定相激活序列来确定。推进器的速度可以用传感器测量或者从相激活频率或反emf信号中导出。

公共的第一子***300可用于监测至少一个马达94和至少一个马达控制器93A。备选地，单独的第一子***可用于至少一个马达和至少一个马达控制器，或者用于每个马达和/或每个马达控制器。

第二监测和警报子***（未示出）用于冗余地监测（一个或多个）马达或（一个或多个）马达控制器的上述参数中的至少一些，并且用于监测那些（一个或多个）马达和（一个或多个）马达控制器的其它参数。该第二子***可以包括可编程组件（例如处理器）和其它可编程组件（例如用于检测一个马达的位置、速度和/或频率或其它参数的无传感器装置）。第二***冗余地监测灾难性或危险状况，并监测较不严重的状况，以便通过总线（例如CAN总线）向机载计算机9（其向飞行员或驾驶员显示警报信号）生成警报信号。

在一个实施例中，第二子***使用马达控制器的组件中的至少一些，该马达控制器具有其自己的用于驱动马达的感测和监测部件。感测部件在数字通信总线上发送信息和警报，并且因此可以执行第二子***的方法中的至少一些。

当已经检测到与故障组件相关的状况时，第一子***300可以使该组件停用。例如，当已经检测到与电池组、电池单元、马达线圈、完整的马达、和/或马达控制器93A相关的状况时，第一子***可以使该组件停用。在图21的示例中，当已经检测到与马达控制器93A相关的状况时，第一子***可以通过由线路301控制的功率开关302来关闭该马达控制器。

当已经检测到与主要组件相关的状况时，第一子***300可以激活备用组件。例如，当已经检测到与主要对应组件相关的状况时，第一子***可以激活替换电池组、替换电池单元、替换马达线圈、和/或替换马达控制器93A。在图21的示例中，当已经检测到与主要马达控制器93A相关的状况时，并且在该主要马达控制器93A关闭之后，第一子***可以使备用马达控制器93B通电。

在主要对应组件故障的情况下被激活的备用组件可能比主要组件更简单，并且较不有效。例如，备用马达控制器93B可能比它在故障情况下所替换的主要马达控制器更简单。在一个示例中，主要马达控制器93A在场定向控制中操作，并且使用用于表示电流的两个正交分量的向量来控制电动马达94的电流，而备用替换马达控制器93B使用电流的标量控制。备用马达控制器93B因此较不高效，但是其也更容易验证，因为它不需要微处理器或任何其它可编程逻辑来计算施加到马达94的不同相的电流。即使备用马达控制器具有处理器和感测部件，也可以使它们比主要马达控制器的那些处理器和感测部件更简单且更容易验证。

图22示出了用于监测图21的***中的至少一个马达和至少一个马达控制器的故障状况的可能方法。

在步骤S303，监测和警报子***300使用例如在马达中、在由马达驱动的轴上的编码器303，通过测量表示一个马达94的旋转频率（旋转速度）的电信号的频率等，来监测该旋转频率。在步骤310，将该旋转频率与阈值进行比较，以便检测旋转速度何时太高。

在步骤S304A，监测和警报子***300确定相激活序列，并且在步骤311使用该结果来确定何时马达以错误方向旋转。

在步骤S305A，监测和警报子***300监测至少一个电压，例如马达94中的电压、连接到马达的一个相的电缆之一上的电压、或一个马达控制器93A中的电压。在步骤312，将该电压与阈值进行比较，以便检测电压何时太高或在预期范围之外。

在步骤S305B，监测和警报子***300监测至少一个电流，例如马达94中的电流、连接到马达的一个相的电缆之一中的电流、或一个马达控制器93A中的电流。在步骤313，将该电流与阈值进行比较，以便检测电流何时太高或在预期范围之外。

在步骤S304B，监测和警报子***300监测至少一个温度，例如马达94中的温度或一个马达控制器93A中的温度。在步骤314，将该温度与阈值进行比较，以便检测温度何时太高。

其它参数可以由第一监测和警报子***300或由另一第一监测和警报子***监测。

如果在步骤310至314出现任何监测的状况，则在步骤315，第一监测和警报子***300在驾驶舱中的警报显示面板11上生成并显示视觉和/或听觉警报。同样，监测和警报在参数传感器之间没有任何可编程组件的情况下发生，直到灯或扬声器作为警报面板。

在步骤316，第一监测和警报子***300可以停用故障组件，即，其中已经检测到温度过高、过流、过电压、或其它故障参数的组件。在图21的实施例中，当已经检测到与控制器有关的故障状况（例如温度过高、过流、过电压、或错误的旋转方向）时，子***300可以停用故障的主要马达控制器93A。

取决于已经检测到的状况和/或取决于其它参数，可以替换或不替换停用的组件。例如，如果飞行器能够在没有一个马达的情况下正确着陆，则可能在不替换的情况下停用不正确工作的马达。

然而，第一监测和警报子***300可以在步骤317用备用组件替换停用的故障组件。在图21的实施例中，子***300可以用备用马达控制器93B（例如更简单、较不有效的马达控制器）替换停用的故障主要马达控制器93A。

第一监测和警报子***300还可以不使用软件或使用具有有限软件的更简单的微控制器来停用马达控制器的控制板并启用备用控制板。

马达和电池***

包括诸如锂离子电池单元的多个电池单元的电池组可以用于电动汽车、电动飞行器和其它电动自供动力交通工具。电池单元可以串联或并联连接以输送适当的电压和电流。

在电驱动的飞行器中，电池组可以被选择以满足各种飞行模式的电需求。在像起飞的短时间段期间，电动马达会利用相对高的功率。在大多数时间期间，诸如在标准飞行模式下，电动马达可以利用相对较低的功率，但是可能消耗高能量以实现长距离的行进。对于单个电池来说，可能难以实现这两种功率利用。

使用具有不同功率或能量特性的两个电池组可以针对不同飞行状况来优化所存储的能量的使用。例如，第一电池组可以用于标准飞行状况下，其中可能不需要高功率输出，但是可能需要高能量输出。第二电池组可单独使用或附加于第一电池组使用，用于具有高功率输出需求的飞行状况，诸如起飞操纵。

供电***可以从第一电池组对第二电池组充电。这可以允许在飞行期间在第二电池组被用于高功率输出要求的飞行状况之后对第二电池组再充电。因此，第二电池组可以是小的，这可以节省空间和重量。此外，这可以允许不同的电池组用于不同的飞行状况，这优化了电池组的使用。

供电***还可以通过用作发电机的至少一个马达（该马达也可以相应地被称为换能器）对第二电池组充电。这可以允许在飞行期间或者在第二电池组已经在高功率输出需求的飞行情况下使用之后对第二电池组再充电。因此，第二电池组可以是小的，这可以节省空间和重量。另外，不同的电池组可以允许回收制动能量。在着陆或下降期间由发电机马达回收的制动能量可产生高电流，该高电流可能不能由用于长距离行驶的电池组回收。例如，通过使用适于在短时间内接收高功率输出的第二电池组，与第一电池组相比，可以经由第二电池组回收更多的制动能量。

供电***还可包括第三电池组，该第三电池组包括超级电容器。由于超级电容器可以在短的持续时间内接收和输出大的瞬时功率或高能量，所以在一些情况下，第三电池组可以进一步改进供电***。超级电容器可以例如具有0.1F、0.5F、1F、5F、10F、50F、100F或更大的电容，或者在由前述电容值之一限定的范围内。

图8至13示出了多个供电***。

图8示出了包括第一电池组91、第二电池组92、电路90和至少一个马达94的供电***。

第一电池组91和第二电池组92可以各自存储用于驱动至少一个马达94的电能。第一电池组91和第二电池组92可以具有不同的电特性。第一电池组91可以具有比第二电池组92高的每千克能量容量，并且第一电池组91可以具有比第二电池组92高的功率容量（瓦时）。此外，第一电池组91可以具有比第二电池组92低的最大、额定或峰值功率；第一电池组91可以具有比第二电池组92更低的最大、额定或峰值电流；或者，第一电池组91可以具有比第二电池组92低的最大、额定或峰值电压，第一电池组91和第二电池组92的一个以上或甚至所有的所述电特性可以不同。然而，所提及的电特性中的仅一个可以是不同的，或者与所提及的电特性不同的至少一个其它特性可以是不同的。第一电池组91和第二电池组92可以具有相同的电特性。

第一电池组91和第二电池组92的电池单元的类型或材料成分可以不同。第一电池组91和第二电池组92的电池单元的类型或材料成分可以相同，但是铜的量或导体的布置可以不同。在一个示例中，第一电池组91或第二电池组92可以是锂离子（Li离子）电池或锂离子聚合物（Li-Po）电池。第二电池组92可以包括超级电容器（有时称为超级电容、超电容器或Goldcap）。

第一电池组91可以包括相对高能量密度的电池单元，其可以存储高量的瓦时/千克。第一电池组91可以包括低功率电池单元。第一电池组91可以提供DC电压/电流/功率，或者可以通过（两相或DC）功率源线路与电路90连接。

第二电池组92可以包括相对低能量密度的电池单元。第二电池组92可以包括相对高功率的电池单元。第二电池组92可以提供DC电压/电流/功率，或者通过（两相或DC）功率源线路与电路90连接。

第一电池组91可以形成机械耦合的电池模块的集成单元，或者第一电池组91可以是电连接的第一组电池模块。类似地，第二电池组92可以形成机械耦合的电池模块的集成单元，或者第二电池组92可以是电连接的第二组电池模块。第一电池组91或第二电池组92中的每一个的一些或所有电池模块都可以被存储在飞行器壳体的一个或多个区域中，诸如在飞行器的机翼或机头内。

第一电池组91的总能量容量可超过第二电池组92的总能量容量。例如，第一电池组91的总能量容量与第二电池组92的总能量容量的比率可为2:1、3:1、4:1、5:1、10:1、20:1、40:1或100:1，或者在由上述比率中的两个所限定的范围内。

供电***可以包括外部充电接口，用于当飞行器在地面上并且连接到飞行器外部的充电站时对第一电池组91或第二电池组92充电。

至少一个马达中的每一个、一些或一个可以是电动马达。该至少一个马达94可连接到电路90。该至少一个马达94可通过电路90从第一电池组91或第二电池组92接收电能/功率以驱动该至少一个马达94。例如，该至少一个马达94可以是三相马达，诸如无刷马达，其经由三相AC功率线与电路90连接。然而，该至少一个马达94可以替代地是不同类型的马达，诸如任何类型的DC马达或单相AC马达。该至少一个马达94可以使交通工具移动，诸如比如飞行器的空中交通工具。该至少一个马达94可以驱动（产生推力的）推进器或（产生升力的）旋翼。此外，该至少一个马达94也可以用作发电机。如本文进一步描述的，供电***或至少一个马达94可包括两个或多个电动马达。

至少一个马达94的不同马达可以具有相同或不同的特性。该至少一个马达94可以是具有与第一控制器96连接的第一组绕组和与第二控制器97连接的第二组绕组的马达，如例如图12中所示。这可以允许同时使用该至少一个马达94作为发电机和马达，或者从第一控制器96和第二控制器97为至少一个马达94供电。该至少一个马达94可以包括第一马达98和第二马达99，如例如图11和13所示。第一和第二马达98和99可以机械连接，使得第一和第二马达98和99的旋翼机械地耦合，例如用于为相同的推进器或旋翼两者供电（如图11和13所示）。第一和第二马达98和99例如可以驱动相同的轴，该轴使推进器或旋翼旋转。然而，第一和第二马达98和99也可以不机械地耦合，并且可以驱动两个不同的推进器或旋翼。该至少一个马达94可以包括相互连接的多于两个的马达M1、M2、…Mi，或者包括多个相互连接的马达。

电路90可与第一电池组91、第二电池组92和至少一个马达94连接。

电路90可包括与第一电池组91、第二电池组92和至少一个马达94连接的控制器93。控制器93例如可通过两相或DC功率源线与第一电池组91和第二电池组92连接，或通过三相功率源线与至少一个马达94连接。控制器93可将从第一电池组91或第二电池组92接收的功率转换、变换或控制为用于驱动至少一个马达94的马达驱动信号。控制器93可包括用于将第一电池组91或第二电池组92的DC电流转换为用于至少一个马达94的（三相）（AC）电流的功率转换器（用作逆变器的功率转换器）。功率转换器可以处理不同的输入DC电压（如果第一电池组91和第二电池组92具有不同的DC电压）。如果至少一个马达94用作发电机，则功率转换器可将从至少一个马达94的每个相产生的电流转换成DC电流，以用于加载第一电池组91或第二电池组92（用作整流器的功率转换器）。控制器93可以基于用户输入产生用于至少一个马达94的马达驱动信号。

控制器93可以包括多于一个控制器。控制器93可以包括，例如，用于从第一电池组91和第二电池组92中的至少一个向至少一个马达94供电的第一控制器96，以及用于从第一电池组91或第二电池组92中的至少一个向至少一个马达94供电的第二控制器97。针对控制器93描述的特征可以应用于第一控制器96或第二控制器97。这种电路的示例在图10至13中示出。在图10至12中，第一控制器96从第一电池组91向至少一个马达94供电，并且第二控制器97从第二电池组92向至少一个马达94供电。第一控制器96和第二控制器97可以如图10所示向至少一个马达94供电，或者如图12所示利用不同的驱动绕组（或极）向至少一个马达94供电。

如图11和13所示，第一控制器96可以驱动第一马达98，并且第二控制器97可以驱动第二马达99。第一控制器96和第二控制器97可以是灵活的，并且如图13所示，根据开关101的开关状态驱动第一马达98或第二马达99。第一控制器96和第二控制器97可以是不同的。例如，来自第一电池组91和第二电池组92的第一控制器96和第二控制器97的输入DC电压可以是不同的。然而，第一控制器96和第二控制器97也可以替代地是相同的。

电路90可以从以下连接模式中的至少两种中选择。在第一连接模式中，第一电池组91能够通过控制器93与至少一个马达94电连接，而第二电池组92能够与至少一个马达94电气断开。在第一连接模式中，功率能够在至少一个马达94与第一电池组91之间流动，但是不可以在至少一个马达94与第二电池组92之间流动。在第二连接模式中，第二电池组92可以通过控制器93与至少一个马达94电连接，而第一电池组91可以与至少一个马达94电气断开。在第二连接模式中，功率可以在至少一个马达94与第二电池组92之间流动，但是不可以在至少一个马达94与第一电池组91之间流动。在第三连接模式中，第一电池组91和第二电池组92能够通过控制器93与至少一个马达94电连接。在第三连接模式中，功率能够在至少一个马达94与第一电池组91和第二电池组92之间流动。可以使用电开关在不同的连接模式之间进行这种选择，并且电开关可以在控制器93和第一电池组91以及第二电池组92之间、在控制器93中、或者在控制器93和至少一个马达94之间。如果该至少一个马达94具有多于一个马达，则还可以有另外的连接模式。第一电池组91能够与第一马达98而不是第二马达99连接（第四连接模式），或者与第二马达99而不是第一马达98连接（第五连接模式），或者与第一马达98和第二马达99连接（第六连接模式）。第二电池组92能够与第一马达98而不是第二马达99连接（第七连接模式），或者与第二马达99而不是第一马达98连接（第八连接模式），或者与第一马达98和第二马达99连接（第九连接状态）。第一电池组91和第二电池组92可以与第一马达98而不是第二马达99连接（第十连接模式），或者与第二马达99而不是第一马达98连接（第十一连接模式），或者与第一马达98和第二马达99连接（第十二连接状态）。连接模式的编号可以任意选择。如果可以额外地有第三电池组，则在至少一个马达和三个电池组之间可以相应地存在更多的可能的连接模式。

电路90可以从以下驱动模式中的至少两个中选择。在第一驱动模式中，至少一个马达94可以由第一电池组91驱动（而不使用第二电池组92的功率）。在该第一驱动模式（其可以被称为标准驱动模式）中，电路90可以处于第一连接模式。替代地，在第一驱动模式中，电路90也可以处于第三连接模式，而没有功率从第二电池组92流向至少一个马达94。当至少一个马达94的功耗可能较低时，诸如在飞行器的稳定飞行状况、滑行飞行或着陆期间，可以使用该标准驱动模式。在第二驱动模式（其可以被称为高能量驱动模式）中，至少一个马达94可以由第二电池组92驱动（而不使用第一电池组91的功率）。在该第二驱动模式中，电路90可以处于第二连接模式。替代地，在第二驱动模式中，电路90也可以处于第三马达连接模式，而没有功率从第一电池组91流向至少一个马达94。当至少一个马达94的功耗可能较高时，诸如在操纵、爬升飞行、或起飞期间，可以使用该第二驱动模式。在第三驱动模式（其可以被称为非常高能量驱动模式）中，至少一个马达94可以由第一电池组91和第二电池组92同时驱动。在该第三驱动模式中，电路90可以处于第三连接模式。当至少一个马达94的功耗可能较高时，诸如在操纵、爬升飞行或起飞期间，可以使用该第三驱动模式。

电路90可以包括用于检测当前飞行模式的功率需求的检测器。检测可以从用户输入或传感器测量来执行，诸如通过测量马达输入线中的电流。电路90可以至少基于该检测器的检测结果来选择驱动模式或连接模式。

连接模式之间的选择可以至少取决于不同电池组的充电水平。例如，当高能量密度电池组的充电量低时，代替高能量密度电池组，或者除了高能量密度电池组之外，可以使用高功率电池组。

图8至13的供电***可被配置成使得第二电池组92可从第一电池组91经由诸如电路90充电。此外，供电***可被配置成使得第二电池组92可从第一电池组91充电，同时第一电池组91为至少一个马达94供电或驱动该至少一个马达。

在图9至11中，电路90可电连接第一电池组91和第二电池组92以进行充电。该连接可以是稳定的，或者通过在第一电池连接模式和第二电池连接模式之间切换的开关来实现，在第一电池连接模式中，第一电池组91和第二电池组92电连接，在第二电池连接模式中，第一电池组91和第二电池组92电断开。如本文进一步解释的，第一电池连接模式可以通过经由充电电路95或经由控制器93或经由一个或多个其它控制器连接第一电池组91和第二电池组92来实现。

在图9中，电路90包括充电电路95，用于从第一电池组91对第二电池组92充电。充电电路95可以控制从第一电池组91到第二电池组92的能量流，并且可以在不通过控制器93传送能量的情况下传送能量。充电电路95可以包括用于连接第一电池组91与第二电池组92以便进行充电的开关（未示出）。这种开关可以具有充电过程可以由用户或微处理器控制的优点。例如，如果期望第一电池组91的全功率对至少一个马达94供电，则可以自动地中断对第二电池组92充电的过程。然而，充电电路95可以代替地无开关地工作，使得当类似于第二电池组92的电压或电容的特定电参数降到特定阈值以下时，充电过程自动开始。

如果第一电池组91和第二电池组92的电压可以不同，则充电电路95可以包括DC/DC转换器，用于将第一电池组91的DC电压转换成第二电池组92的DC电压。在至少一个马达94由第一电池组91驱动的同时，或者在至少一个马达94未被供电时，诸如由第一电池组91，可以从第一电池组91对第二电池组92充电。

在图10中，第二电池组92可通过第一控制器96和第二控制器97来充电。第一电池组91可为第一控制器96提供能量和功率，第一控制器可将该能量和功率转换成用于至少一个马达94的电驱动信号。为了对第二电池组92的充电，来自第一控制器96的电驱动信号可由第二控制器97转换成用于第二电池组92的充电信号（DC电压）。来自第一控制器96的用于至少一个马达94的电驱动信号可同时用于为第二电池组92充电和用于驱动至少一个马达94。这可以允许第二电池组92在至少一个马达94可以由来自第一控制器96的电驱动信号驱动的同时从第一电池组91充电。然而，第二电池组92可以替代地由电驱动信号充电而不同时向该马达供电。

代替或除了将第一电池组91与第二电池组92电连接以将电能从第一电池组91传递到第二电池组92之外，第一电池组91可以与第二电池组92机械连接以传递机械能，从而从第一电池组91对第二电池组92充电。

在图11中，机械充电可以通过从第一电池组91（通过第一控制器96）驱动第一马达98并从机械地连接到第一马达98并作为发电机工作的第二马达99产生能量来实现。由第二马达99产生的能量可用于对第二电池组92充电（通过将第二马达99产生的马达信号经由第二控制器97转换成第二电池组92的充电信号（DC电压））。这可以允许第二电池组92在至少一个马达94由来自第一电池组91的能量驱动的同时从第一电池组91充电。

在图12中，机械充电可以通过用至少一个马达94的第一组绕组从第一电池组91（诸如通过第一控制器96）驱动至少一个马达94并且通过可以用作发电机的至少一个马达94的第二组绕组从至少一个马达94产生能量来实现。通过经由第二控制器97将至少一个马达94产生的马达信号转换成第二电池组92的充电信号（DC电压），由第二组绕组产生的能量可用于对第二电池组92充电，这可允许第二电池组92在由来自第一电池组91的能量驱动至少一个马达94的同时从第一电池组91充电。此外，这可使第二电池组92能够从第一电池组91充电，而不利用将增加飞行器重量的单独的电路，诸如DC/DC转换器。

图13示出了开关101，其可以从不同的电池组或连接模式中进行选择，如本文所述。这可以允许第一电池组91与第二电池组92连接（第一电池连接模式），以直接从第一电池组91对第二电池组92充电。这可以允许第一电池组91与（i）第一控制器96或第二控制器97中的一个连接，（ii）与第一马达98或第二马达99和第二电池组92中的一个与第一控制器96或第二控制器97中的另一连接，或（iii）与第一马达98和第二马达99连接以机械地对第二电池组92充电。这可以允许选择要由第一电池组91或第二电池组92驱动的第一马达98或第二马达99。

图13的设计可以提供在电力充电或机械充电中选择的灵活性。

第二电池组92可以由可以作为发电机工作的至少一个马达94来充电。当至少一个马达94作为发电机工作时，该发电可以由制动能量来驱动，诸如在飞行器的下降或着陆期间。结果，第二电池组92可以回收能量，而不会影响第一电池组91针对长距离的功能。当至少一个马达94可以作为发电机工作时，该发电可以由第一电池组91驱动以对第二电池组92充电。第二电池组92可以由作为发电机工作的至少一个马达94充电，而至少一个马达94的同一马达或另一马达可以由来自第一电池组91的能量驱动，诸如例如关于图11、12和13所述的。

供电***可包括第三电池组（未示出）。第二电池组92和第三电池组可以具有不同的电特性。第二电池组92例如可以具有比第三电池组更高的能量容量。第二电池组92可以具有比第三电池组高的能量密度。第二电池组92可以具有比第三电池组低的最大、额定或峰值功率。第二电池组92可以具有比第三电池组低的最大、额定或峰值电流。第二电池组92可以具有比第三电池组低的最大、额定或峰值电压。第二电池组92和第三电池组的电池单元的类型或材料成分可以不同或相同。第三电池组可以包括超级电容器。第三电池组可以增加可以由供电***输送或回收的最大功率。由用作发电机的至少一个马达94从制动动作回收的功率例如可以在第三电池组中立即回收至高回收功率水平。第三电池组可以从第一电池组91或第二电池组92充电，诸如甚至在至少一个马达94可以由第一电池组91或第二电池组92的功率驱动时。

模块化电池***

电动或混合动力飞行器中的功率源可以是模块化的并且可以分布以优化重量分布或选择电动或混合动力飞行器的重心，以及最大化飞行器中的空间使用。此外，电动或混合动力飞行器中的电池可期望地设计成定位为取代内燃机，使得飞行器可保持与传统燃烧动力飞行器类似的形状或结构，并且还可由电池来供电。在这种设计中，电池的重量可以被分布以与内燃机的重量相匹配，以使电动或混合动力飞行器能够类似于传统的燃烧动力飞行器那样飞行。

图14A示出了可用于诸如图1A和1B的飞行器100的飞行器中的电池模块1400。电池模块1400可包括下电池模块壳体1410、中电池模块壳体1420、上电池模块壳体1430，以及多个电池单元1440。多个电池单元1440可一起为电池模块1400提供输出功率。下电池模块壳体1410、中电池模块壳体1420或上电池模块壳体1430可包括狭槽，诸如狭槽1422，其可用于将下电池模块壳体1410、中电池模块壳体1420或上电池模块壳体1430彼此机械耦合或机械耦合到另一电池模块。诸如支撑件1424（例如，销或锁）的支撑件，可以放置在狭槽中，以将下电池模块壳体1410、中电池模块壳体1420或上电池模块壳体1430彼此锁定或锁定到另一电池模块。

电池模块1400可被构造为使得电池模块1400被空气均匀地冷却。多个电池单元1440可以包括总共16个电池单元，其中电池单元各自基本上成形为圆柱体。下电池模块壳体1410、中电池模块壳体1420或上电池模块壳体1430可以由塑料形成或包括塑料，并且当耦合在一起时，具有基本上为矩形棱柱的外部形状。下电池模块壳体1410、中电池模块壳体1420或上电池模块壳体1430可一起设计成防止多个电池单元1440中的火蔓延到电池模块1400的外部。

电池模块1400可具有长度L1、宽度W和高度H1。L1的长度、W的宽度或H1的高度可均为50 mm、65 mm、80 mm、100 mm、120 mm、150 mm、200 mm、250 mm，或在由上述值中的两个或大于或小于上述值的另一值限定的范围内。

图14B示出了图14A的电池模块1400的分解图。在分解图中，示出了电池模块1400的板1450和电路板组件1460。板1450可以是铜的，并且可以将多个电池单元1440彼此并联地电连接。板1450还可以将热均匀地分布在多个电池单元1440上，使得多个电池单元1440以相同的速率老化。电路板组件1460可从多个电池单元1440传递功率或向其传递功率，以及包括用于监测多个电池单元1440中的一个或多个电池单元的电压或温度的一个或多个传感器。电路板组件1460可以或可以不提供电池模块1400相对于可以电连接到电池模块1400的任何组件的电隔离。多个电池单元1440中的每一个可以具有H2的高度，诸如30 mm、50 mm、65 mm、80 mm、100 mm、120 mm、150 mm，或者在由上述值中的两个或大于或小于上述值的另一值限定的范围内。

图15A示出了由图14A和14B的多个电池模块1400形成的功率源1500A。功率源1500A的多个电池模块1400可以彼此机械地耦合。一个电池模块1400的第一侧可机械耦合到另一电池模块1400的第一侧，并且一个电池模块1400的与第一侧相对的第二侧可机械耦合到又一个电池模块1400的第一侧。功率源1500A的多个电池模块1400可以彼此串联地电连接。如图15A所示，功率源1500A可包括彼此连接的七个电池模块1400。功率源1500A可以具有例如在操作期间的1 kW到60 kW之间的最大功率输出，在操作期间的10V到120V之间的最大电压输出，或者在操作期间的100A到500A之间的最大电流输出。

功率源1500A可以包括机械地耦合到至少一个电池模块的功率源壳体1510。功率源壳体1510可以包括覆盖功率源壳体1510的一侧的端盖1512。功率源壳体1510可以具有长度L2，诸如3 mm、5 mm、10 mm、15 mm、20 mm、25 mm、30 mm、40 mm、50 mm，或者在由上述值中的两个或大于或小于上述值的另一值限定的范围内。功率源壳体1510的宽度和高度可以匹配电池模块1400的L1的长度和W的宽度。

功率源1500A可以包括功率源连接器1520。功率源连接器1520可用于将功率源1500A电连接到另一功率源，诸如另一功率源1500A。

图15B示出了功率源1500B，其类似于图15A的功率源1500A，但是其中去除了电池模块1400的端盖1512和上电池模块壳体1430。由于端盖1512已经被去除，所以功率源1500B的电路板组件1514现在被暴露出来。电路板组件1514能够电耦合到电池模块1400。电路板组件1514可以另外提供功率源1500B相对于可以电连接到功率源1500B的任何组件的电隔离（例如，2500 Vrms）。以此方式包括电隔离可以例如使得能够将电池模块1400分组在一起，使得可以向电池模块1400的分组而不是电池模块1400的单独模块或电池模块1400的子集提供隔离。这种方法可以降低构造成本，因为隔离可能是昂贵的，并且单个隔离可以用于多个电池模块1400。

图16示出了图15A的多个功率源1500A的组1600，其被布置和连接用于为飞行器，诸如图1A和1B的飞行器100供电。组1600的多个功率源1500A可以彼此机械耦合或堆叠。组1600的多个功率源1500A可以诸如通过电连接多个功率源1500A中的两个功率源的功率源连接器1520的第一连接器1610或第二连接器1620彼此串联或并联地电连接。如图16所示，组1600可以包括10个功率源（例如，以5行×2列的配置布置）。在其它示例中，组也可以包括更少或更多数量的功率源，诸如2、3、5、7、8、12、15、17、20、25、30、35或40个功率源。

将多个功率源1500A分组以形成组1600或另一不同组可允许多个功率源1500A的灵活配置以满足各种空间或功率要求。此外，将多个功率源1500A分组以形成组1600或另一不同组可准许在故障或其它问题的情况下相对容易或廉价地更换多个功率源1500A中的一个或多个。

图17A示出了诸如图1A和1B的飞行器100的飞行器的机头1700的透视图，其包括多个功率源1710，诸如功率源1500A中的多个，用于给操作飞行器的推进器1730的马达1720供电。多个功率源1710可用于附加地或备选地为飞行器的其它组件供电。多个功率源1710可被定尺寸并被布置成优化机头1700周围的重量分布和空间使用。马达1720和推进器1730可以通过支撑件附接到飞行器的框架并由其支撑，支撑件可以是钢管，并且通过多个紧固件连接，紧固件是具有橡胶减震器的螺栓。防火墙1740可以在多个功率源1710处的第一个功率源的情况下在多个功率源1710和飞行器的机架之间提供屏障。由玻璃纤维、金属或矿物复合材料构成的外壳可以围绕多个功率源1710，以保护免受水、冷却剂或火影响。

图17B示出了图17A的机头1700的侧视图。

图18A示出了飞行器的机翼1800的俯视图，该机翼包括多个功率源1810，诸如功率源1500A中的多个，用于为飞行器的一个或多个组件供电。多个功率源1810可以被定尺寸和布置成优化机翼1800周围的重量分布和空间使用。例如，多个功率源1810可以定位在机翼1800的水平支撑梁1820或竖直支撑梁1830内、之间或周围。继电器1840可以进一步如图所示定位在机翼1800中并且容纳在密封的外壳中。如果在断路器面板上没有阈值电压或者如果飞行员打开断路器以关闭多个功率源1810，则继电器1840可以打开。

图18B示出了图18A的机翼1800的透视图。

多线圈马达控制

电动或混合动力飞行器可以由诸如电动马达的多线圈马达供电，其中马达的不同线圈为马达的调制循环的不同相供电。

如从图19中可以看出的，马达1910可以包括四个不同的场线圈（有时也称为线圈），用于在马达1910的旋翼上产生扭矩。不同的场线圈可以包括第一场线圈1902、第二场线圈1904、第三场线圈1906和第四场线圈1908。不同的场线圈中的每一个可以由一个或多个控制器独立供电。第一场线圈1902、第二场线圈1904、第三场线圈1906和第四场线圈1908可以分别由第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916和第四控制器1918供电。第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916和第四控制器1918中的一个或多个可以是相同的控制器。

第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916和第四控制器1918可以改变提供给第一场线圈1902、第二场线圈1904、第三场线圈1906和第四场线圈1908的各个线圈的电流，以补偿场线圈中的一个或多个（诸如，一个、两个或三个）的故障。第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916和第四控制器1918可以例如不再向已经故障的线圈提供电流并且向尚未故障的一个或多个线圈提供附加电流。尽管场线圈中的一个或多个场线圈故障，但第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916和第四控制器1918仍可以尝试维持马达的功率输出（例如，高于阈值）。

第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以从监测马达或一个或多个单独场线圈的一个或多个传感器，诸如靠近马达或一个或多个单独场线圈，来确定场线圈中的一个或多个的故障。除其它类型的传感器之外，一个或多个传感器可以包括温度传感器、电流传感器或磁场传感器。例如，在一个或多个传感器包括至少一个温度传感器的情况下，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以根据温度传感器感测到的温度的变化来确定一个或多个场线圈的故障（例如，随时间或接近不同场线圈的温度下降可以对应于马达1910中的特定场线圈或多个场线圈的故障）。此外，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以尝试操作马达，使得感测到的温度在容限内保持恒定。作为另一示例，在一个或多个传感器包括至少一个电压传感器的情况下，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以根据电压传感器感测到的电压的变化来确定一个或多个场线圈的故障（例如，电压尖峰可以对应于马达1910中的特定场线圈或多个场线圈的故障）。作为又一示例，在一个或多个传感器包括至少一个磁场传感器的情况下，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以根据由磁场传感器感测到的谐振的变化来确定一个或多个场线圈的故障。

图20示出了用于操作诸如马达1900的马达以补偿马达的场线圈的故障的过程2000。为了方便起见，过程2000被描述为由图19的第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918执行。然而，过程2000也可以附加地或备选地由另一处理器或电子电路执行，诸如本文中所描述的。过程2000可以有利地实现对一个或多个故障场线圈的故障的快速反应（例如，在几秒内或甚至更快），使得尽管一个或多个场线圈故障，马达的操作可以被快速调整以维持马达的功率输出。

在框2002处，可以检测马达的场线圈的故障。例如，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以根据电线圈特性的变化、场线圈如何被驱动的变化、来自马达1900的关于其操作的反馈、马达1900的性能的变化或来自传感器的输出来检测第一场线圈1902、第二场线圈1904、第三场线圈1906或第四场线圈1908中的一个或多个的故障。

在框2004处，可以设置参数来指示场线圈的故障。例如，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以在存储器装置中设置指示场线圈故障的参数。

在框2006处，可以根据该参数来调制马达的驱动。例如，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以基于场线圈已经故障的存储的指示来调整如何驱动已经故障的场线圈。第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以随时间调制输入到马达的功率以补偿场线圈的故障，并且在马达的调制循环期间，增加输入到一个或多个工作场线圈的功率以补偿该故障。

第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以在场线圈故障之前，以在另一次向第一场线圈1902、第二场线圈1904、第三场线圈1906和第四场线圈1908中的任一个提供电流之前的顺序，向第一场线圈1902、第二场线圈1904、第三场线圈1906和第四场线圈1908中的所有场线圈提供电流一次。在场线圈故障之后，第一控制器1912、第二控制器1914、第三控制器1916或第四控制器1918可以不再向已经故障的场线圈提供电流，并且可以增加提供给一个或多个其它场线圈（诸如提供给在故障的场线圈之前和在故障的场线圈之后的场线圈）的电流以补偿场线圈的故障。

附加地或备选地，电动或混合动力飞行器可以改变马达的转动速率（例如，每分钟转数）或飞行器的推进器的节距（例如，增加节距以增加功率输出）以补偿一个或多个（诸如，一个、两个或三个）场线圈的故障，以及尝试尽管一个或多个场线圈的故障也维持马达的功率输出。

此外，可以调整过程2000，使得可以响应于对场线圈的故障的检测并且在不存储或参考参数的情况下调制马达的驱动。

示例性实现

公开了一种电池监测***，用于监测与电池组的状态相关的参数并将其发送给电动交通工具的驾驶员或飞行员。电池监测***可以包括第一电池监测电路和第二冗余电池监测电路。该第一电池监测电路可包括多个电池管理***（BMS）。每个BMS可以管理和监测电池组中的电池单元的不同子集。第一电池监测电路可以包括数字通信总线，以在电池组功能异常的情况下向交通工具的驾驶员或飞行员提供第一警报信号。第二电池监测电路可以冗余地监测电池组，以在电池组功能异常的情况下向交通工具的驾驶员或飞行员提供至少一个第二警报信号。第二电池监测电路可以仅包括模拟或组合逻辑电子组件。

前述段落的电池监测***可以包括以下特征中的一个或多个：第二电池监测电路可以是无处理器电路。第二电池监测电路可以仅包括模拟或组合逻辑电子组件。第二电池监测电路可以仅传输模拟或二进制信号。第二电池监测电路可以经由不同于数字通信总线的通信线路为驾驶员或飞行员传输信号。第二电池监测电路可以不管理电池单元的充电和放电。第一电池监测电路可包括第一电子测量组件，并且第二电池监测电路可包括第二、不同的电子测量组件。第一电子测量组件可测量电池单元的温度，并且第二电子测量组件可测量相同电池单元的温度。第一电子测量组件可以检测电池单元的欠电压或过电压状况，并且第二电子测量组件可以检测相同电池单元的欠电压或过电压状况。第一电池监测电路和第二电池监测电路可以共享用于测量电池单元的状态的一组公共电子测量组件。第二电池监测电路可以包括：多个相同的BMS，每个BMS控制和监测电池组中的一个电池单元；以及多个主电路，每个主电路控制多个BMS，并收集多个BMS电路所监测的参数。每个主电路可以包括CAN总线驱动器电路。第二电池监测电路可包括多个参数传感器，每个传感器根据一个电池单元的状态产生一个或多个数字二进制参数。电池监测***还可以包括多个组合逻辑组件，用于组合与一个电池单元相关的多个二进制参数。电池监测***还可以包括多个组合逻辑组件，用于组合与多个电池单元相关的多个二进制参数，并且如果电池单元之一有缺陷，则产生至少一个第二警报信号。电池监测***还可以包括多个印刷电路板（PCB）卡，并且一个主电路和一个组合逻辑组件可以被安装在每个PCB卡上。第二电池监测电路可以被构建为使得任何有缺陷的电子测量组件触发第二警报信号。

公开了一种供电***，其可用于电动飞行器中，用于为驱动产生推力的推进器或产生升力的旋翼供电。该供电***可包括：至少一个马达；第一电池组，包括高能量密度、低功率电池单元；第二电池组，包括低能量密度、高功率电池单元；电路，其包括控制器，所述控制器用于从所述电池组中的至少一个电池组为所述至少一个马达供电，并且用于产生用于驱动所述至少一个马达的马达驱动信号；其中，所述供电***被配置为从所述第一电池组对所述第二电池组充电。

前述段落的供电***可包括以下特征中的一个或多个：可以从所述第一电池组对所述第二电池组充电。控制器或电路可以在第一时刻将功率从第一电池组传输到至少一个马达，并且在第二时刻传输到第二电池组，并且可选地传输到马达。控制器或电路可以包括选择器，用于仅从第一电池组；仅从第二电池组；或者同时从第一和第二电池组选择至少一个马达的供电。该电路可包括DC-DC转换器，用于将来自第一电池组的电流转换成用于对第二电池组充电的电流。该供电***还可包括：第一所述马达和第二所述马达；第一控制器电路，用于产生驱动第一所述马达的马达驱动信号；第二控制器电路，用于产生驱动第二所述马达的马达驱动信号。该供电***还可包括连接到所述第一电池组、所述第二电池组、所述第一控制器和所述第二控制器的开关模块，用于在不同时刻将来自第一电池组的电流换向到第二电池组、第一控制器或第二控制器。开关模块可以在不同时刻将来自第二电池组的电流换向到第一控制器或第二控制器。所述马达中的至少一个马达用作发电机，用于对所述电池组中的一个充电。该供电***还可以包括用于确定所述第一电池组和所述第二电池组中的哪个由所述发电机充电的换向器。所述第一电池组和所述第二电池组可以包括Li离子或Li-Po电池单元。该供电***还可以包括用于为所述至少一个马达供电的超级电容器，其中所述电路能够从所述第一电池组和所述第二电池组中的至少一个或从所述超级电容器为所述至少一个马达供电，并且能够从所述第一电池组或从所述超级电容器为所述第二电池组充电。所述至少一个马达中的至少一个能够作为发电机而工作，所述电路被布置成用于当所述发电机产生电流时从所述发电机对所述第一电池组和所述第二电池组中的一个充电。该供电***还可包括一个马达，该马达被布置成至少在某些时刻作为由一个电池组供电的马达而工作，并作为用于对另一电池组或超级电容器充电的发电机而工作。该供电***还可以在单个轴上具有两个所述马达，使得至少在某些时刻，马达之一用作从一个电池组供电的马达，而另一马达用作对另一电池组充电的发电机。飞行器可以包括该供电***。

公开了一种供电***，其可用于电动飞行器中，用于为驱动产生推力的推进器或产生升力的旋翼供电。该供电***可包括：至少一个马达；第一电池组，包括高能量密度、低功率电池单元；第二电池组，包括低能量密度、高功率电池单元；以及电路，其包括控制器，用于从所述电池组中的至少一个为所述至少一个马达供电，并且用于产生用于驱动所述至少一个马达的马达驱动信号。该供电***被配置为从作为发电机操作的至少一个马达中的至少一个马达对所述第一电池组或所述第二电池组充电。

前述段落的供电***可包括以下特征中的一个或多个：该供电***可从作为发电机操作的至少一个马达中的至少一个对所述第二电池组充电。控制器可以包括：第一控制器，用于从第一电池组向所述至少一个马达供电，并且用于产生用于驱动所述至少一个马达的马达驱动信号；以及第二控制器，用于根据由作为发电机操作的一个马达产生的发电机信号对第二电池组充电。第二控制器可以从第二电池组向所述至少一个马达供电，并且用于产生用于驱动所述至少一个马达的马达驱动信号。至少一个马达可以包括具有旋翼的电动马达、连接到第一控制器以基于来自第一控制器的信号驱动电动马达的旋翼的第一组绕组、以及连接到第二控制器以从电动马达的旋翼产生发电机信号以对第二电池组充电的第二组绕组。所述至少一个马达可以包括第一马达和第二马达，所述第一马达连接到第一控制器，用于基于来自第一控制器的信号驱动第一马达，所述第二马达连接到第二控制器，用于从电动马达的第二马达产生发电机信号，以对第二电池组充电。第一马达和第二马达可以机械地耦合。该供电***可同时基于第一电池组驱动至少一个马达，并从作为发电机操作的马达对第二电池组充电。该供电***还可包括超级电容器，并且该供电***可从作为发电机操作的马达对超级电容器充电。该电路可以以不同的驱动模式驱动至少一个马达，并且不同的驱动模式可以包括第一驱动模式，在该第一驱动模式中，所述至少一个马达从第一电池组的能量来驱动。该不同的驱动模式可以包括以下中的至少一个：所述至少一个马达从第一电池组和第二电池组的功率来驱动的驱动模式；所述至少一个马达从第二电池组的功率来驱动的驱动模式；所述至少一个马达从第一电池组的功率来驱动，并且其中所述第二电池组由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式；所述至少一个马达从第一电池组的功率来驱动，并且其中所述第二电池组由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式；所述第一电池组由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式；所述第二电池组由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式；所述第一电池组和所述第二电池组由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式。该供电***还可以包括超级电容器，并且不同的驱动模式可以包括以下中的至少一个：所述至少一个马达从所述超级电容器的功率来驱动的驱动模式；所述至少一个马达从所述超级电容器和所述第一或第二电池组的功率来驱动的驱动模式；所述至少一个马达从所述第一电池组或第二电池组的功率来驱动，并且其中所述超级电容器由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式；所述超级电容器由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式；所述超级电容器和所述第一电池组或所述第二电池组由作为发电机操作的马达产生的功率来充电的驱动模式。第二电池组可以从第一电池组的功率来充电。飞行器可以包括该供电***。作为发电机操作的马达可以由飞行器的制动能量来驱动。

附加特征和术语

尽管本文提供的示例可以在诸如电动或混合动力飞行器的飞行器的背景下描述，但是一个或多个特征可以进一步应用于可用于运输乘客或货物的其它类型的交通工具。例如，一个或多个特征可用于增强汽车、卡车、船、潜艇、航天器、气垫船等的构造或操作。

如本文所使用的，术语"可编程组件"除了具有其普通含义之外，还可以指代可以处理可执行指令以执行操作或者可以在制造之后被配置为响应于处理对组件的相同输入而执行不同操作的组件。如本文所使用的，术语"不可编程组件"除了具有其普通含义之外，还可以指代可以不处理可执行指令以执行操作并且可以不被配置为在制造之后响应于处理对组件的相同输入而执行不同操作的组件。

如在此所使用的，术语"有状态组件"除了具有其普通含义之外，还可以指可以记住在当前状态或事件之前的在前状态或事件的组件。有状态组件因此可以从事件历史中而不是仅从当前条件确定输出。如在此所使用的，术语"无状态组件"除了具有其普通含义之外，还可以指可能不记住当前状态或事件之前的先前状态或事件的组件。因此，无状态组件可以不根据事件历史来确定输出，而是可以根据当前条件确定输出。

从本公开中除了本文所述的那些之外的许多其它变型将是显而易见的。例如，根据实施例，本文描述的任何算法的某些动作、事件或功能可以以不同的顺序来执行，可以被添加、合并或完全省去（例如，并非所有描述的动作或事件都是算法的实践所必需的）。此外，在某些实施例中，例如，可以通过多线程处理、中断处理或多个处理器或处理器核或在其它并行架构上并发地而不是顺序地执行动作或事件。另外，不同的任务或过程可以由能够一起工作的不同的机器或计算***来执行。

除非另外说明，否则本文描述的各种说明性的逻辑块、模块和算法步骤可以实现为电子硬件、计算机软件或两者的组合。为了清楚地说明硬件与软件的可互换性，上文已大体上在其功能性方面描述了各种说明性的组件、块、模块和步骤。将此功能性实现为硬件还是软件取决于特定应用和强加于整个***的设计约束。针对每一特定应用，所描述的功能性可以以不同方式来实施，但此类实施决策不应被解释为使得脱离了本公开的范围。

除非另外说明，否则结合本文所公开的实施例而描述的各种说明性逻辑块和模块可由机器、微处理器、状态机、数字信号处理器（DSP）、专用集成电路（ASIC）、FPGA或其它可编程逻辑装置、离散门或晶体管逻辑、离散硬件组件或设计为执行本文所描述的功能的其任何组合来实施或执行。硬件处理器可以包括被配置为处理计算机可执行指令的电路或数字逻辑电路。在另一实施例中，处理器包括FPGA或其它可编程装置，其执行逻辑操作而不处理计算机可执行指令。处理器也可以实现为计算设备的组合，例如，DSP和微处理器的组合、多个微处理器、一个或多个微处理器结合DSP核、或者任何其它这种配置。计算环境可以包括任何类型的计算机***，包括但不限于基于微处理器的计算机***、大型计算机、数字信号处理器、便携式计算设备、设备控制器或电器内的计算引擎，仅举几个例子。

除非另外说明，否则结合本文所公开的实施例而描述的方法、过程或算法的步骤可直接以硬件、以存储于一个或一个以上存储器装置中且由一个或多个处理器执行的软件模块或以所述两者的组合来实施。软件模块可以驻留在RAM存储器、闪速存储器、ROM存储器、EPROM存储器、EEPROM存储器、寄存器、硬盘、可移除盘、CD-ROM、或本领域已知的任何其它形式的非瞬态计算机可读存储介质、媒体、或物理计算机存储器中。示例性存储介质可耦合到处理器，使得处理器可从存储介质读取信息并向该存储介质写入信息。在备选方案中，存储介质可与处理器成一体式。存储介质可以是易失性的或非易失性的。处理器和存储介质可以驻留在ASIC中。

本文使用的条件语言，诸如，除其它外尤其是， "可以"、"可能"、"可"、"例如"等，除非另外特别说明，或者在所使用的上下文中有另外的理解，否则，通常意图传达某些实施例包括某些特征、元素或状态，而其它实施例不包括某些特征、元素或状态。因此，这种条件语言通常不意图暗示特征、元素或状态以一个或多个实施例所需的任何方式，或者一个或多个实施例必须包括用于在有或没有创始人输入或提示的情况下决定这些特征、元素或状态是否被包括在任何特定实施例中或者是否将在任何特定实施例中执行的逻辑。术语"包括"、"包含"、"具有"等是同义词，并且以开放式的方式包含性地使用，并且不排除附加的元素、特征、动作、操作等。此外，术语"或"以其包含的意义（而不是其排它的意义）使用，使得当例如用于连接元素列表时，术语"或"表示该列表中的一个、一些或所有元素。此外，如本文所使用的术语"每个"除了具有其普通含义之外，还可以意指术语"每个"所应用于的元素集合的任何子集。

Claims (14)

1.一种用于电动或混合动力飞机的飞行器监测***，所述飞行器监测***具有用于监测和警告电动或混合动力飞行器的至少一个组件的故障的不同子***，所述飞行器监测***包括：

第一子***，所述第一子***被配置成由壳体支撑并且由不可编程组件组成，所述壳体被配置成飞行并且由电动马达（94；110）推进，其中所述不可编程组件被配置成监测由所述壳体支撑的所述组件，并且输出第一视觉或听觉警告以通知与所述组件相关联的任何灾难性或危险故障状况；以及

第二子***，所述第二子***被配置成由所述壳体支撑并且包括处理器和通信总线，其中所述处理器被配置成监测所述组件，并且输出第二视觉或听觉警告以通知与所述组件相关联的相同和/或其它故障状况；

所述组件包括一个所述电动马达（94；110），

其中所述飞行器监测***被构造成使得所述电动或混合动力飞行器能够通过与安全风险分析相关的认证要求。

2.根据权利要求1所述的***，第一子***被布置成通过由不可编程组件组成的电路向所述飞机的驾驶员或飞行员传送所述警告。

3.根据权利要求1或2中的一项所述的***，所述第一子***被配置用于监测所述电动马达（94；110）中的旋翼的速度和/或旋转方向和/或旋转频率和/或位置。

4.根据权利要求1或2中任一项所述的***，所述第一子***被配置用于监测所述电动马达（94；110）中的温度。

5.根据权利要求1或2中任一项所述的***，所述第一子***和所述第二子***包括用于测量所监测的组件的状态的电子测量组件的公共集合。

6.根据权利要求1或2中任一项所述的***，所述第一子***包括用于测量所监测的组件的状态的电子测量组件的第一集合，所述第二子***包括用于测量所监测的组件的状态的电子测量组件的第二集合，所述第一集合和所述第二集合是不同的。

7.根据权利要求1或2中的一项所述的***，所述第一子***仅包括模拟和/或组合逻辑电子组件。

8.根据权利要求1或2中的一项所述的***，所述第一子***经由不同于所述通信总线（55）的通信线路（76）来传送用于驾驶员或飞行员的信号。

9.根据权利要求1或2中的一项所述的***，其中所述第二子***包括：

-多个相同的组件监测电路（20），每个电路监测相同类型的组件集合中的子集；

-多个主电路（5），每个主电路控制多个相同的组件监测电路（20）并收集由所述多个相同的组件监测电路所监测的参数；

每个主电路（5）包括CAN总线驱动器电路（51，52）。

10.根据权利要求1或2中的一项所述的***，其中所述第一子***还包括：

-多个参数传感器（30-33），每个传感器取决于一个被监测组件的状态生成一个或多个数字二进制参数。

11.根据权利要求10所述的***，还包括多个组合逻辑组件（35），所述多个组合逻辑组件用于组合多个所述二进制参数，并且用于在所述组件中的一个组件的状况的情况下生成至少一个第二警报信号。

12.根据权利要求1或2或11中的一项所述的***，所述第一子***和/或所述第二子***被布置用于自动地停用呈现灾难性或危险故障状况的组件。

13.根据权利要求12所述的***，所述第一子***和/或所述第二子***被布置用于自动激活备用组件以替换停用的组件。

14.一种操作电动或混合动力飞机的飞行器监测***的方法，所述方法包括：

由壳体支撑第一子***，所述第一子***由不可编程组件构成，所述壳体被配置成飞行并且由电动马达（94；110）推进；

用所述第一子***监测由所述壳体支撑的组件；

用所述第一子***输出第一视觉或听觉警告，以通知与所述组件相关联的任何灾难性或危险故障状况；

由所述壳体支撑第二子***，所述第二子***包括可编程组件；

用所述第二子***监测由所述壳体支撑的所述组件；

用所述第二子***输出第二警告以通知与所述组件相关联的其它故障状况；

所述组件包括一个所述电动马达（94；110），

其中所述飞行器监测***被构造成使得电动或混合动力飞行器能够通过与安全风险分析相关的认证要求。