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1. 发明申请

WO2023091600A1 SYSTEM AND METHODS FOR STABILIZATION OF DC BUS VOLTAGE IN A HYBRID-ELECTRIC AIRCRAFT 审中-公开
公开(公告)号：WO2023091600A1
公开(公告)日：2023-05-25
申请号：PCT/US2022/050303
申请日：2022-11-17
申请人： VERDEGO AERO, INC.
发明人： SPITZER, David, N. , RICKLICK, Mark , ANDERSON, Richard, Pat , BARTSCH, Eric, Richard
IPC分类号： B60L58/13 , B60L50/40 , B60L50/61 , B60L53/20 , B64D27/02 , H02J7/14 , B60L50/10 , H02P5/00
摘要： A hybrid-electric genset includes a direct current (DC) bus, an engine, and an electric generator configured to receive mechanical power from the engine and generate first alternating current (AC) power. The hybrid-electric genset further includes an inverter configured to convert the first AC power to DC power and output the DC power to the DC bus. The hybrid-electric genset further includes a controller configured to control the engine to increase or decrease the AC power output by the electric generator. The DC bus is configured to attach to at least one battery pack or supercapacitor. The at least one battery pack or supercapacitor is configured to maintain a nominal voltage of the DC bus approximately at a nominal battery pack voltage of the at least one battery pack.

2. 发明申请

WO2023091123A1 GAS PROPULSION THRUST DEVICE 审中-公开
公开(公告)号：WO2023091123A1
公开(公告)日：2023-05-25
申请号：PCT/UA2022/000058
申请日：2022-10-03
申请人： MOROZOV, Igor Robertovych
发明人： MOROZOV, Igor Robertovych
IPC分类号： F02K7/02 , B63H1/32 , B64D27/02 , F03H99/00
摘要： A novel gas propulsion device comprises one or more high-frequency linear actuators (such as a voice coil linear actuator or a piezoelectric linear actuator) attached to one or more gas propulsion elements having a concave internal surface facing a first side thereof and convex external surface adjacent the concave internal surface and facing the second side, opposite the first side thereof. Linear actuators operate to cause reciprocal movements of each gas propulsion element at a sufficient speed, such as a subsonic or supersonic speed, and suitable amplitude to form a high gas pressure zone on the first side of the gas propulsion element and a low gas pressure zone on the second side thereof. The gas pressure differential in turn causes propulsion of gas away from the device along the longitudinal axis or to the side of it if the gas propulsion element is tilted. The invention may be used as a main or secondary thrust engine for an aircraft.

3. 发明申请

WO2023021054A1 A COMPACT SAFE EFFICIENT MULTI-ROTOR EVTOL AIRBORNE CRAFT 审中-公开
公开(公告)号：WO2023021054A1
公开(公告)日：2023-02-23
申请号：PCT/EP2022/072892
申请日：2022-08-17
申请人： NORAERO AS
发明人： SCHLUNKE, Kim
IPC分类号： B64C3/14 , B64C23/02 , B64D27/02 , B64C39/00 , B64C11/00
摘要： An airborne craft comprises multiple crossflow fan LPCEs (Lift, propulsion and control element), arranged around a central fuselage in such a way that the LPCEs provide both distributed propulsion in forward flight and sufficient vertical thrust for vertical take-off and landing (VTOL). The arrangement of LPCEs is configured to ensure that the fuselage remains substantially horizontal in vertical, horizontal and transitional flight.

4. 发明申请

WO2023006414A1 ELEKTRISCHES ANTRIEBSSYSTEM 审中-公开
公开(公告)号：WO2023006414A1
公开(公告)日：2023-02-02
申请号：PCT/EP2022/069492
申请日：2022-07-12
申请人： ROLLS-ROYCE DEUTSCHLAND LTD & CO KG
发明人： SONS, Markus , WEIDAUER, Jens , SCHILDT, Philipp
IPC分类号： H02P4/00 , H02P5/74 , H02P25/028 , H02P25/22 , B60L50/15 , B64D35/00 , B64D27/02 , H02P27/06 , H02P29/024
摘要： Ein elektrisches Antriebssystem (1A-1D) umfasst einen Elektromotor (10; 10A, 10B) mit einem Rotor (100) und mehreren voneinander elektrisch getrennten Lanes (101A-101D), die unabhängig voneinander mit elektrischem Strom beaufschlagbar sind, um den Rotor (100) anzutreiben; jeweils eine Versorgungseinheit (11) für jede der Lanes (101A-101D); und ein Steuerungssystem (12), das dazu eingerichtet ist, gleichzeitig zumindest eine der Lanes (101A-101D) in einem Motorbetrieb zu betreiben, in dem die Lane (101A-101D) über die entsprechende Versorgungseinheit (11) mit elektrischem Strom beaufschlagt wird, um elektrische Energie in Bewegungsenergie des Rotors (100) zu wandeln, und zumindest eine der Lanes (101A-101D) in einem Generatorbetrieb zu betreiben, in dem mittels der Lane (101A-101D) über die entsprechende Versorgungseinheit (11) elektrischer Strom bereitgestellt wird.

5. 发明申请

WO2023281210A1 ARCHITECTURE DE GÉNÉRATION ÉLECTRIQUE POUR TURBOMACHINE HYBRIDÉE 审中-公开
公开(公告)号：WO2023281210A1
公开(公告)日：2023-01-12
申请号：PCT/FR2022/051346
申请日：2022-07-05
申请人： SAFRAN ELECTRICAL & POWER
发明人： HADJIDJ, Djemouai
IPC分类号： B64D27/24 , B60L50/13 , H02J3/00 , B64D27/02
摘要： Architecture électrique pour aéronef à propulsion hybride thermique/électrique, comprenant pour chaque turbomoteur: - un réseau électrique avion (120) à courant alternatif AC, - au moins une première machine électrique (HPMG1, HPMG2) mécaniquement couplée à un arbre haute pression dudit turbomoteur, - au moins une deuxième machine électrique (LPG1, LPG2) mécaniquement couplée à un arbre basse pression dudit turbomoteur, - un module de conversion d'énergie électrique (13a-15a, 13b-15b) AC/AC réversible, - des éléments interrupteurs (101, 102, 104, 105, 106, 107, 109), - un système électronique de commande (110) du module de conversion et desdits éléments interrupteurs, configuré pour placer ladite architecture : - dans au moins un mode de fonctionnement dit « d'hybridation par répartition de puissance » correspondant à une première configuration des éléments interrupteurs dans lequel ladite au moins une deuxième machine (LPG1, LPG2) est couplée au réseau avion (120) et au moins une première machine (HPMG1, HPMG2) est couplée au réseau avion via le module de conversion d'énergie électrique.

6. 发明申请

WO2022238653A1 SYSTEME DE GESTION D'ENERGIE POUR AERONEF A SOURCE D'ENERGIE HYBRIDE COMPRENANT AU MOINS UNE SOURCE D'ELECTRICITE RECHARGEABLE ET UNE SOURCE DE GENERATION D'ELECTRICITE 审中-公开
公开(公告)号：WO2022238653A1
公开(公告)日：2022-11-17
申请号：PCT/FR2022/050892
申请日：2022-05-10
申请人： ASCENDANCE FLIGHT TECHNOLOGIES
发明人： DINEL, Clément , MARDUEL, Marion
IPC分类号： B64D27/24 , B64C27/12 , B64D35/00 , B64D31/00 , B64D27/02 , B64D2027/026 , B64D2221/00
摘要： Aéronef à source d'énergie hybride un système de gestion d'énergie pour aéronef à source d'énergie hybride comprend au moins une source d'électricité rechargeable et une source de génération d'électricité, un détecteur (200) agencé pour déterminer d'une part des données d'état indiquant un état des éléments du circuit électrique de consommation de puissance de l'aéronef commandé par le système de gestion d'énergie, et d'autre part des données énergétiques relatives à la puissance électrique instantanée demandée par l'aéronef et/ou l'état de chargement des sources d'électricité rechargeables de l'aéronef, un automate (210) agencé pour recevoir les données énergétiques du détecteur (200) et pour déterminer un état de commande des sources d'énergie, l'automate (210) comprenant au moins trois états dans le groupe comprenant : * un état tampon dans lequel la puissance électrique instantanée demandée est inférieure à la capacité de la ou des sources de génération électrique et est fournie par ces dernières, * un état de charge dans lequel la puissance électrique instantanée demandée est inférieure à la capacité de la ou des sources de génération électrique et est fournie intégralement par la ou les sources de génération d'électricité, et dans lequel la ou les sources de génération d'électricité produit un surplus de puissance utilisé pour recharger la ou des sources d'électricité rechargeables, * un état turbo dans lequel la puissance électrique instantanée demandée est supérieure à la capacité de la ou des sources de génération électrique, et où la ou les sources d'électricité rechargeables fournissent le complément nécessaire pour atteindre la puissance électrique instantanée demandée. Le système comprend en outre un adaptateur (220) agencé pour recevoir les données d'état et pour déterminer une configuration électrique de secours lorsque les données d'état indiquent une panne, un pilote (230) agencé pour recevoir l'information d'état de l'automate (210) et pour déterminer une commande électrique pour la ou les sources électriques rechargeables (50, 60, 80, 90) et la ou les sources de génération électrique (18, 20) en fonction de la puissance électrique instantanée demandée, et un commutateur (240) agencé pour émettre des commandes vers les commutateurs du circuit électrique de consommation de puissance de l'aéronef commandé par le système de gestion d'énergie pour mettre en œuvre une configuration électrique nominale, ou, en cas de réception d'une configuration électrique de secours de l'adaptateur (220), cette configuration électrique de secours.

7. 发明申请

WO2022175519A1 AÉRONEF SANS ÉQUIPAGE FIABILISÉ ET PROCÉDÉ DE PILOTAGE D'UN TEL AÉRONEF SANS ÉQUIPAGE 审中-公开
公开(公告)号：WO2022175519A1
公开(公告)日：2022-08-25
申请号：PCT/EP2022/054231
申请日：2022-02-21
申请人： THALES , ISSOIRE AVIATION
发明人： GUILLOUET, Eric , KLUR, Romain , MONIOT, Philippe , GUTIERREZ, Pierre
IPC分类号： B64C39/02 , B64C15/14 , B64D27/02
摘要： Cet aéronef (10) comporte : une cellule comportant un fuselage (12), une voilure (14), et un empennage (16); un groupe de propulsion principal (20), constitué d'un moteur (22) et d'une hélice (24); un dispositif de commandes de vol (30), comportant des d'actionneurs électriques (35), des surfaces mobiles (31 à34) et des capteurs (36); et un calculateur de pilotage automatique (40) adressant des consignes au groupe de propulsion principal et au dispositif de commande de vol. Cet aéronef sans équipage comporte, en outre, une paire de groupes de propulsion auxiliaires (51, 52), chaque groupe de propulsion auxiliaire comportant un moteur électrique, une hélice entrainée par le moteur électrique, et un moyen d'orientation du plan de l'hélice par rapport à la cellule, le calculateur de pilotage (40) étant programmé pour régler un angle d'orientation et une vitesse de rotation de l'hélice de chaque groupe de propulsion auxiliaire pour pallier un dysfonctionnement du dispositif de commandes de vol et/ou du groupe de propulsion principal, de manière à contrôler la trajectoire dans tous les axes, ledit aéronef sans équipage présentant ainsi une fiabilité accrue.

8. 发明申请

WO2022129811A1 DIRIGEABLE EQUIPE D'UN SYSTEME DE PROPULSION DISTRIBUEE ELECTRIQUE 审中-公开
公开(公告)号：WO2022129811A1
公开(公告)日：2022-06-23
申请号：PCT/FR2021/052377
申请日：2021-12-17
申请人： FLYING WHALES
发明人： BERNARD, Jacques , LE BLANC, Benoît
IPC分类号： B64D27/24 , B64B1/32 , B64B1/34 , B64C29/00 , B64D27/02 , B64C15/02
摘要： Un dirigeable comprenant : une pluralité de générateurs de puissance électrique (Gl, G2, G3, G4); une pluralité de bus électriques (Bus 1, Bus 2, Bus 3, Bus 4); une pluralité de points de propulsion (PXt, PXb, PY, PZbt, PZbb, PZst, PZsb) équipés chacun d'une grappe propulsive formée d'une pluralité de propulseurs (Xtl, Xt2, Xt3, Xt4, Xt5, Xt6; Xbl, Xb2, Xb3, Xb4, Xb5, Xb6; Yl, Y2, Y3, Y4; Zbtl, Zbt2, Zbt3, Zbt4; Zbbl, Zbb2 Zbb3, Zbb4; Zstl, Zst2, Zst3, Zst4; Zsbl, Zsb2 Zsb3, Zsb4) de type motopropulseur électrique à hélice. Pour chacun des points de propulsion, un propulseur est raccordé électriquement au moyen d'un desdits bus électriques à un desdits générateurs, et un autre propulseur dudit point de propulsion est raccordé électriquement au moyen d'un autre desdits bus électriques à un autre desdits générateurs.

9. 发明申请

WO2022073543A1 FLUGZEUG MIT EINEM ANTRIEBS- UND ENERGIESYSTEM FÜR EMISSIONSARMEN REISEFLUG 审中-公开
公开(公告)号：WO2022073543A1
公开(公告)日：2022-04-14
申请号：PCT/DE2021/100772
申请日：2021-09-23
申请人： 328 SUPPORT SERVICES GMBH
发明人： RIEDIGER, Carsten , NÜSSELER, Martin
IPC分类号： B64D27/24 , B64D27/02 , B64D37/00
摘要： Die Erfindung betrifft ein hybrid-elektrisches Antriebssystem (10) für mehrmotorige Flugzeuge (20). Es umfasst zumindest eine erste und eine zweite hybrid-elektrische Antriebseinheit (31, 32), die jeweils eine Brennkraftmaschine (41, 42), eine Motor-Generatoreinheit (71, 72) und ein Getriebe 51, 52 zur Übertragung von Antriebsleistung auf einen Propeller (61, 62) aufweist. Zur Versorgung der Motor-Generatoreinheiten (71, 72) mit elektrischer Energie weist das Antriebssystem (10) eine Brennstoffzelle (73) auf, die wiederum über einen Brennstofftank (74) mit Wasserstoff versorgt wird. In der Brennstoffzelle (73) wird Wasserstoff in Elektrizität umgewandelt, die dann über die Übertragungseinrichtung (80) Leistungswandler (81) und (82) die Motor-Generatoreinheit (71, 72) mit elektrischer Leistung versorgen, um die Propeller (61, 62) anzutreiben. Vorteile: Auf Basis eines Turboprop Flugzeuges (20) mit ca. 40 bis 90 Passagieren, lassen sich etwa 40% der Energie während einer 1 Stunden Mission emissionsfrei über Wasserstoff und Brennstoffzelle darstellen. Dies bedeutet keinerlei CO2 Ausstoß während des Reiseflugs und auch keine klimaschädlichen Abgas- und Kondensstreifen Effekte in Reiseflughöhe (FL 250), die einen wesentlichen Anteil der Luftfahrtemission darstellen.

10. 发明申请

WO2021160439A1 FLUGSCHRAUBER 审中-公开
公开(公告)号：WO2021160439A1
公开(公告)日：2021-08-19
申请号：PCT/EP2021/051960
申请日：2021-01-28
申请人： KNOOP, Andreas
发明人： KNOOP, Andreas
IPC分类号： B64C27/02 , B64C27/26 , B64D27/02
摘要： Die Erfindung betrifft Fluggerät mit einer Zelle (2), die zur Aufnahme mehrerer elektrischer Antriebseinrichtungen (12, 46) ausgebildet ist und die von einem Durchgangskanal (60) durchsetzt ist, sowie mit einem ersten Elektromotor (46), der ein Motorgehäuse (45) und eine drehbar im Motorgehäuse (45) gelagerte Antriebswelle (54) umfasst und der zumindest bereichsweise im Durchgangskanal (60) angeordnet ist, wobei die Antriebswelle (54) oder das Motorgehäuse (45) mit einer außerhalb des Durchgangskanals (60) angeordneten Rotoranordnung (35) verbunden ist und wobei das Motorgehäuse (45) oder die Antriebswelle (54) mit einem im Durchgangskanal (60) angeordneten Impeller (55) verbunden ist und wobei das Motorgehäuse (45) und die Antriebswelle (54) drehbar an der Zelle (2) gelagert sind, womit sich ein rückstellmomentfreies Antriebssystem ergibt.

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