混合电动和全电动飞机动力系统的制作方法

1.本公开涉及用于混合电动和全电动飞机的系统和方法，并且更具体地涉及用于处理此类飞机的相关部件的系统和方法。
2.始终需要改进飞机推进系统、集成和安全性，包括改进能量源与飞机的集成和相关地面操作。

技术实现要素：

3.一种用于飞机的系统，包括电能模块；以及操作性地连接到所述电能模块的连接器模块。连接器模块：被构造成在所述连接器模块在使用中处于接合模式时将所述电能模块附接到所述飞机，并且能够在所述接合模式与所述脱离模式之间操作。当连接器模块在使用中处于脱离模式时，电能模块从飞机脱离。
4.电机附接到电能模块并电连接到电能模块。电机经由多个导体电连接到电能模块，并且多个导体中的每个导体的大部分整体机械地设置在电机与电能模块之间。
5.在一些实施方案中，飞机包括如上所述的系统，以及电动系统。在一些此类实施方案中，电能模块经由连接器模块附接到飞机并电连接到电动系统。电能模块经由连接器模块电连接到电动系统，并且连接器模块被构造成在连接器模块从接合模式操作到脱离模式时将电能模块从电动系统电断开。电能模块相对于飞机定位，使得当连接器模块处于脱离模式且飞机静止在地面上时，重力作用在电能模块上以朝向水平地面移动电能模块。
6.在一些实施方案中，电能模块包括在电能模块的在飞机静止在地面上时面向地面的一侧上的电连接器；电连接器电连接到电能模块；并且电连接器被设定大小为在连接到电力源时对电能模块充电。
7.在一些实施方案中，连接器模块包括可移动构件和致动器，致动器操作性地连接到可移动构件以在系统在使用中在接合位置与脱离位置之间移动构件，在接合位置中，可移动构件将电能模块接合到飞机，在脱离位置中可移动构件将电能模块从飞机脱离，当连接器模块处于接合模式时可移动构件处于接合位置，并且当连接器模块处于脱离模式时，可移动构件处于脱离位置。
8.在一些实施方案中，可移动构件是多个可移动构件中的一个。在一些此类实施方案中，多个可移动构件的第一子组设置在电能模块的第一侧上，而多个可移动构件的第二子组设置在电能模块的第二侧上，并且第二侧与第一侧相反。在实施方案中，可移动构件可在接合位置与脱离位置之间滑动。
9.在实施方案中，电能模块和飞机中的一个包括对应于可移动构件的配合母结构；在可移动构件处于接合位置时可移动构件延伸到配合母结构中；在可移动构件处于脱离位置时可移动构件设置在配合母结构之外。
10.在一些实施方案中，地面服务系统包括如上所述的飞机和地面车辆，地面车辆包括电连接器，电连接器构造成当飞机静止在地面上时电连接到电能模块的电连接器。电能模块包括支撑结构，支撑结构构造成支撑电能模块的重量；地面车辆还包括可移动结构，可
移动结构构造成可相对于地面车辆的其余部分移动以接合支撑结构并在接合到支撑结构的同时从飞机移除电能模块。
11.在实施方案中，地面车辆的电连接器是地面车辆的可移动结构的部件。在实施方案中，电能模块的电连接器是电能模块的支撑结构的部件并相对于支撑结构定位，使得在可移动结构接合支撑结构时，地面车辆的电连接器电连接到电能模块的电连接器。
12.电机附接到电能模块，使得电机可以与电能模块一起作为一个单元从飞机移除，并且其中地面车辆的可移动结构和地面车辆被构造成支撑单元的重量。
13.在一些实施方案中，如上所述的飞机是第一飞机；地面服务系统还包括与第一飞机为不同型号的第二飞机；并且第二飞机被构造成从地面车辆可移除地接收第一飞机的电能模块，以对第二飞机的至少一个系统供电。
14.飞机包括限定在以下任何一项中的容座：飞机的机翼、飞机的尾翼和/或飞机的机身，电机容座被配置来接收飞机动力系统，以及操作性地连接到电机容座的构件，构件可在接合模式与脱离模式之间移动，在接合位置中，构件将飞机动力系统固定到电机容座，在脱离位置中，构件从飞机动力系统脱离开且飞机动力系统从电机容座脱离开。
15.在实施方案中，飞机动力系统包括电能模块和电机中的一者或两者。构件包括电连接到飞机的电气系统的导体，其中在接合模式中，构件与动力系统的导体接触并由此将动力系统的电能模块和动力系统的电机中的一者或两者电连接到飞机的电气系统，并且在构件的脱离模式中，构件的导体与动力系统的导体失去接触并由此将动力系统的电能模块和动力系统的电机中的一者或两者从飞机的电气系统电断开。
16.在一些实施方案中，一种维修飞机的方法包括：将飞机定位在地面上；在飞机位于地面上时，致动飞机的连接器模块以释放飞机的动力系统；以及在飞机位于地面上时，使用与飞机分离的机械系统来使飞机的动力系统远离飞机移动。在实施方案中，机械系统是地面车辆。
17.在实施方案中，当飞机在地面上时，将不同的动力系统移到飞机以代替动力系统并致动连接器模块以将所述不同动力系统接合到飞机。
18.在一些实施方案中，动力系统和所述不同动力系统中的每一个包括在动力系统和所述不同动力系统中的所述一者接合到飞机时操作性地连接到飞机的电力源的电机中的一个；以及给定电机和电能模块两者，所述电能模块电连接到所述给定电机以对所述给定电机供电。
19.本主题公开的系统和方法的这些和其他特征对于本领域的技术人员来说从以下结合附图的详细描述变得更容易理解。
附图说明
20.为使本公开所属领域的技术人员将容易地理解如何在无不当实验的情况下制造和使用本公开的系统和方法，在下文将参考某些附图来详细地描述本公开的实施方案，在附图中：图1是根据本公开的至少一个方面构造的飞机的实施方案的示意性透视图，其示出了用于电能模块的至少一个位置；
图2是图1的飞机的示意性俯视局部视图，其示出了与飞机动力系统一起安装到飞机的能量源的实施方案；图3是图2的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将动力系统安装在飞机内的实施方案；图4是图2的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了滑动面板的实施方案；图5是图2的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将动力系统安装在飞机内的另一实施方案；图6是图2的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将动力系统安装在飞机内的另一实施方案；图7是图2的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将动力系统安装在飞机内的另一实施方案；图8是根据本公开的至少一个方面构造的飞机的实施方案的示意性俯视图，其示出了将能量源与电机分离地安装在飞机中的实施方案；图9是图6的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将能量源安装在飞机内的实施方案；图10是图6的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将能量源安装在飞机内的另一实施方案；图11是图6的飞机动力系统的示意性剖面侧视图，其示出了将能量源安装在飞机内的另一实施方案；图12是根据本公开的至少一个方面构造的飞机的实施方案的示意性侧视图，其示出了将能量源与电机分离地安装在飞机机翼尖端中实施方案；图13是根据本公开的至少一个方面构造的地面服务车辆的示意性侧视图；图14是根据本公开的至少一个方面构造的另一地面服务车辆的示意性侧视图；并且图15是根据本公开的至少一个方面构造的机场系统的示意图，其示出了机场系统内至少图1至图14的实施方案之间的关系。
具体实施方式
21.现在将参考附图，其中相似附图标号标识本公开的类似结构特征或方面。出于解释和说明而非限制的目的，根据本公开的系统的实施方案的局部视图在图1中示出并由参考字符100指定。根据本公开或各其方面的系统的其他实施方案在图2至图15中提供，如下所述。
22.本文所述的系统和方法可用于在飞机位于地面上时对飞机的(多个)电能模块诸如(多个)电池进行充电和/或在飞机的航班之间用(多个)兼容预充电动力系统换出(多个)动力系统(诸如例如飞机的(多个)耗尽的电力系统)。在一些实施方案中，根据本技术的电动系统可被配置来不从飞机移除的情况下，诸如例如通过车辆，在一些实施方案中，经由动力系统上的(多个)快速连接和车辆上的(多个)对应快速连接进行充电。
23.此外，所述系统和方法可用于在动力系统储存库之间调换动力系统，包括诸如例如在给定飞机的航班之间用兼容准备就绪动力系统换出需要维护的动力系统，在这种情况
下，至少在一些情形下，需要维护的动力系统的地面上时间和/或维护难度可能会降低。
24.如图1所示，飞机1包括机头12、机翼14、尾翼16、两个动力系统100和控制器101。控制器101操作性地连接到动力系统100。在此实施方案中，控制器101实现为机载在飞机1上的单个硬件单元，所述单元控制飞机1的两个动力系统100。设想可使用控制器101的任何其他实施方案，并且控制器101可实现为任何合适的硬件，包括常规硬件。例如，在一些实施方案中，动力系统100中的每一个可包括机载在动力系统100上的控制器。
25.仍然参考图1，在此实施方案中，飞机1包括电动系统103。在一些实施方案中，电动系统103是飞机1驾驶舱中的控制模块，操作性地连接到控制器101，并且能够由(多个)飞行员操作以执行关于动力系统100的各种功能。在一些实施方案中，电动系统103可以是不同的。例如，在一些实施方案中，电动系统103可以是一个或多个电机，诸如驱动一个或多个鼓风机以为飞机1产生推力的电动机。在一些实施方案中，电动系统103可以是远离动力系统100并且可在飞机1的至少一些实施方案和操作模式中向动力系统100提供电力的电力源。在一些实施方案中，可省略电动系统103。在一些实施方案中，飞机1可具有多个不同的电动系统103，其中一个或多个可以由飞机1的(多个)动力系统100供电。
26.在本实施方案中，电动系统103是控制模块，其可实现为任何合适的硬件，包括常规硬件。在此实施方案中，控制模块103被配置来在使用时，响应于飞机1的(多个)飞行员的命令和/或经由在飞机1静止在地面上时来自维护人员的远程设备的从与控制模块103建立的适合连接接收的命令，经由有线和/或无线连接将信号(诸如任何合适的电子信号)发送到与动力系统100中的一者、每一者或两者(这取决于飞机1的特定实施方案的动力系统100的数量)相关联的连接器模块114c，以操作(多个)连接器模块114c分别使动力系统100中的一者、每一者或两者从飞机1脱离。
27.在一些实施方案中，动力系统100可各自具有被配置来提供本文所述的功能专用控制器101，例如以代替本实施方案中的公共控制器101。(多个)控制器101可能够经由可为有线或无线的远程连接操作，以执行关于动力系统100的各种功能。例如，在特定实施方案中，飞机1可包括合适的有线连接器和/或合适的无线模块，控制器101可被配置来在飞机1位于地面上时经由这些连接器和/或模块连接到远程设备并根据所述远程设备操作。
28.在本实施方案中，控制器101操作性地连接到与动力系统100中的每一个相关联的连接器模块114c。如图2关于两个类似的动力系统100中的一个所示，在此实施方案中，两个连接器模块114c中的每一个包括位于对应动力系统100的电能模块108的两个反侧中的每一个上的多个致动器114d。如图所示，在此实施方案中，致动器114d中的每一个操作性地连接到可移动构件114e。致动器114d中的每一个被构造成使其可移动构件114e在接合位置114a与脱离位置114b之间移动。在此实施方案中，可移动构件114e可在它们相应的接合位置114a与脱离位置114b之间滑动。设想可使用其他类型的可移动构件来提供本文所述的功能。例如，设想在一些实施方案中，可使用枢转构件。但同样设想其他类型的可移动构件，包括每个动力系统100单个可移动构件，以及每个动力系统100不同的两种或更多种类型的可移动构件的组合。
29.如图2和图3所示，在本实施方案中，在接合位置114a中，可移动构件114e延伸到电能模块108中对应配合母结构115(其在此非限制性实施方案中为配合母孔115)中并由此将电能模块108和动力系统100固定/接合到飞机1。同样设想取决于每个特定类型/组合的(多
个)可移动构件的其他对应配合结构。
30.如图2和图3所示，在此特定实施方案而不是所有实施方案中，可移动构件114e中的一个或多个包括导电线128，并且对应于可移动构件114e中的一个或多个的配合孔中的一个或多个电连接到电能模块108。电能模块108由此电连接到电动系统103(在此实施方案中为控制器101)以对电动系统103供电。在其他实施方案中，可省略(多个)导电线128以及因而电能模块108与电动系统103之间的选择性电连接。
31.另外如图2和图3所示，在脱离位置114b中，连接器模块114c的可移动构件114e设置在电能模块108中的对应配合孔之外并由此使电能模块108从飞机1脱离，从而允许动力系统100被从飞机1移除。更具体地，仍然参考图2和图3，在本实施方案中，动力系统100被接收在具有适形几何形状的空腔/容座105中。甚至更具体地，在此实施方案而不是所有实施方案中，动力系统100包括附接到电能模块108并经由多个导体108c电连接到电能模块108的电机104。
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更具体地，在此实施方案中，电连接是电连接到电能模块108的电池单元。电池单元可以是任何合适的类型，因此未示出。设想电能模块108可包括不同类型的能量源，诸如包括超级电容、特级电容等的(多个)电容器，以提供本文所述的功能。
32.如图3所示，在此特定实施方案中，导体108c中的每一个的大部分整体机械地(有别于单纯的电气方式)设置在电机104与电能模块108之间。甚至更具体地，在此特定实施方案中，导体108中的每一个全部整体机械地(有别于单纯的电气方式)设置在电动机104与电能模块108之间。在一些实施方案中，电机104与能量模块108之间的电连接可以是经由导体108c的直接电连接，这可实现导体108c的更短长度及因此更低的总重量。在一些实施方案中，与其中由电力源供电的电机远离电力源的系统相比，在导体108c的给定总重量下，这可实现更高电流及因此电能模块108与电机104之间更多的电力传输。如图2中所见，在此实施方案中，电机104操作性地连接到螺旋桨106以驱动螺旋桨106。
33.因此，由导体108c提供的电连接可实现电能模块108与电机104之间更高效的电力传输。例如，在起飞时，对于导体108c的给定可接受总重量，更多的电力可从电能模块108供应到电机104，因此螺旋桨106可产生更多的推力。作为另一示例，在一些实施方案中，与动力系统100和电机104相关联的(多个)控制器101可被配置来通过使螺旋桨106风车旋转(这只是动力系统100可使用的鼓风机的一个示例)以作为电能发生器驱动电机104并由此对电能模块108充电来以能量回收模式操作动力系统100。
34.如图3中所示，此实施方案的动力系统100还包括定位于动力系统100的在飞机1静止在地面g上时面向地面g的一侧上的电连接器137。电连接器137电连接到电能模块108并且被设定大小为在连接到电力源(诸如可经由地面服务车辆(gsv)提供的电力源)时对电能模块108充电。
35.仍然参考图3，电连接器137位于动力系统100的底侧108b上。在此实施方案中，电能模块108相对于飞机1定位，使得当连接器模块114c处于脱离模式(即，在此实施方案中，可移动构件114e处于脱离位置114b)且飞机1静止在地面g上时，重力作用在动力系统100上以使动力系统100朝向地面g移动，并且在一些情况下这可使动力系统100从飞机1的移除更容易。在此实施方案但不必在所有实施方案中，电连接器137是电机104的一部分。在其他实施方案中，诸如在图9中的动力系统900中，电连接器137是电能模块108的一部分。同样设想电连接器137所存在的其他定位和组合。同样设想在一些实施方案中可使用单个电连接器
137。
36.电机104可被配置来消耗电能来驱动部件(例如，充当电动机)和/或将机械能转换成电能(例如，充当发电机)。例如，在某些实施方案中，“电机”可以是电动机而不是发电机，而在其他实施方案中，电机104可在某些飞行条件下被配置来允许风车旋转以产生能量。
37.能量源108被电连接以与电机104交换电力。电能模块包括顶侧108a、底侧108b，其中当电能模块108位于外壳102中时底侧108b面对地面g。
38.设想电连接器模块110可将电机104操作性地和电连接到电能模块108。电连接器模块110可包括一个或多个导体(例如，导体108c)、一个或多个控制器(例如，控制器101)和任何其他合适的部件，其中的一些或全部可以是常规的并且可使用常规工程技术来选择，以适合动力系统100的每个特定实施方案并使其能够如本文所述操作。设想虽然在所示实施方案中连接器模块110是有源(例如，动力)模块，但在其他实施方案中，电连接器模块110可以是手动操作(例如，非动力)的模块。
39.例如，如图3所示，在一些实施方案中，容座105可限定在机翼14中，使得容座105至少穿通机翼14的底表面122。例如，如图2所示，容座105可仅部分地延伸穿过机翼14，由机翼14的与底表面122相反的顶表面124界定在顶侧上。在一些此类实施方案中，机翼14的表面122、124在向上升力方向126的情况下限定翼面形状。
40.现在参考图4和图5，示出了飞机1的不同实施方案和动力系统100的不同实施方案。飞机的此实施方案中的机翼14包括滑动地接合到机翼14的底表面122、可在关闭位置(如图4所示)与打开位置(如图5所示)之间移动的面板130。当动力系统100定位于机翼14的容座105中时，面板130处于打开位置。在容座105没有动力系统100的情况下，面板130处于关闭位置并完成机翼14的底表面122的翼面形状。在关闭位置中，面板130可帮助防止元件进入容座105。为了提供此操作，面板130可操作性地接合到例如可经由控制器101控制的合适的动力致动器113。在其他实施方案中，为了提供此操作，面板130可操作性地接合到合适的被动致动器，例如弹簧加载致动器。将实现如面板130本文所述的操作的其他机械布置同样是可能的，并且可使用常规元件和工程技术来实现。
41.参考图5，根据飞机1的尺寸以及动力系统100的尺寸和重量，在一些实施方案中，机翼14可包括肋状结构518，肋状结构518可延伸到容座105中并被构造成帮助在机翼14上支撑动力系统100，并且帮助维持机翼14的结构完整性。在一些此类实施方案中，动力系统100的对应部分(诸如电能模块508)可具有适形于肋状结构518的形状的部分。在一些此类情况下，动力系统100的适形部分与肋状结构518之间的配合可实现相对较大的动力系统100，诸如例如具有较多电能存储容量的相对较大的电能模块508。
42.现在参考图6，示出了作为动力系统100和机翼14的又一实施方案的动力系统600和机翼14。在此实施方案中，容座605穿过机翼14，从机翼14的底表面622延伸到机翼14的顶表面624。在此实施方案中，机翼14的结构肋定位在容座605周围(例如，图8中的肋818)，并且不一定具有图8的变化的肋间距。
43.在某些实施方案中，诸如图7所示，动力系统700可具有如图2至图6所示的任何配置，然而可移动构件714和对应致动器714d设置在电能模块708内。可移动构件714被配置来可通过致动器714d回缩到电能模块708中，以使动力系统700从飞机1的触点715脱离。
44.如图8至图11所示的动力系统100的另一实施方案称为动力系统800，包括飞机动
力系统100的类似特征，但动力系统800不包括电力推进机器。相反，动力系统800包括电能模块808和连接器模块809，连接器模块809选择性地将电能模块808可移除地接合到机翼14中的对应容座811。在一些此类实施方案中，相对于机翼14的其余部分中的翼肋，翼肋818可以在接近容座811的地方以更高的密度提供，以提供另外的结构支撑。设想在其他实施方案中可省略容座811，使得动力系统800或其其他实施方案可以不同的方式附接到飞机1，诸如例如附接到飞机1的外表面。在图8的实施方案中，飞机1包括电动机810，电动机810远离动力系统800附接到机翼14并被电连接以由动力系统800供电。
45.在此实施方案中，电能模块808还包括限定在电能模块808、1008、1108的顶表面808a和底表面808b中的锚点836。锚点836被构造为承载构件以支撑动力系统800的重量，以用于从飞机机翼14移除动力系统800。
46.参考图9，示出了又一动力系统900。动力系统900具有底表面，底表面被成形为使得其完成与其齐平的机翼14的翼面形状。
47.参考图10，示出了具有机翼的另一实施方案的又一动力系统1000。在此实施方案中，容座809在垂直方向(相对于飞机1静止在地面上)上完全穿通机翼14，并且动力系统1000的电能模块1008具有被成形为在容座809周围完成机翼14的翼面形状的顶表面和底表面。在一个方面，此布置可适应动力系统1000的相对较大尺寸。
48.参考图11，示出了又一动力系统1100且其具有来自多个前述实施方案的元件的组合。例如，图11中的连接器1134在处于脱离模式时回缩到电能模块中，而不是像在其他实施方案中那样回缩到机翼中。为简洁起见，由于上面已经描述了这些元件，因此不再重复它们的描述。设想在一些实施方案中，电能模块108、508、808、908、1008、1108可以延伸超出周围的翼面表面122、124。
49.参考图12，示出了动力系统的又一实施方案，动力系统1200。动力系统1200的电能模块1208被接收在限定在机翼尖端1238中的容座1242中，并且被成形为完成机翼的翼面形状。电能模块1208选择性地通过连接器模块1239可移除地接合到机翼，在此实施方案中，连接器模块1239是机翼14的部分。连接器模块1239可以是任何合适的类型，例如类似于上述的连接器模块。
50.如图13所示，地面服务车辆(gsv) 1332(与地面车辆132相同或相似)被提供用于维修飞机和电动系统，例如上述飞机和动力系统的各种实施方案。gsv 1332包括限定接收舱1346的底盘1344、支撑结构1348，在此实施方案中，支撑结构1348包括从接收舱1346延伸的多个可伸展支架，以及操作性地连接到gsv 1332的车轮或其他合适的移动器的动力总成1350。在此实施方案但不一定在所有实施方案中，动力总成1350是电动力总成且gsv 1332包括操作性地连接到电动力总成1350的车载能量源1352，以对电动力总成1350供电并使gsv 1332能够操作。
51.在一些实施方案中，可伸展支架1348中的一个或多个包括能量源连接器1356，能量源连接器1356电连接到车载能量源1352并被设定大小以用于对本文所述的电能模块108、508、608、708、808、908、1008、1108、1208中的一个或多个充电。可伸展支架1348被构造成与上文所述的动力系统的相应锚点连接，以支撑gsv 1332可能被设计用于维修的(多个)动力系统的重量。在一些实施方案中，可伸展支架1348可以操作性地连接到gsv 1332的提升机构1349，提升机构1349可以被配置来选择性地降低和提升接合到支架1348的动力系统
进入和离开(或朝向和远离)接收舱1346。
52.因此，gsv 1332可以接合一给定动力系统并在所述动力系统已经从飞机脱离之后从飞机移除所述动力系统，如上所述。一旦被移除，则gsv 1332可以将动力系统固定在接收舱1346中以用于运输。在一些实施方案中可以省略接收舱1346。同样设想可以使用不同于可伸展支架1348的移动系统，只要提供本文所述的功能即可。
53.在gsv 1332包括具有(多个)内置电连接器(对应于gsv 1332可设计用于维修的(多个)动力系统上的相应电连接器)的支架1348的实施方案中，接合这种动力系统中的给定一者的gsv 1332因此可以电连接到所述动力系统的电能模块并至少部分地对所述电能模块充电。在gsv 1332不包括具有(多个)内置电连接器的支架的实施方案中，gsv 1332可以经由与车载能量源1352的常规电连接(其中存在这种能量源并且具有足够的电荷)和/或经由与固定能量源1360(例如电网)的常规电连接对所述动力系统的电能模块充电。对于后者，在某些实施方案中，gsv 1332可以具有可回缩电线1362，在可伸缩电线1362的远端上具有连接点1364。
54.如图14中所示，地面服务车辆1432类似于地面服务车辆1332，然而，地面服务车辆1432还包括接收舱1466，接收舱1466被配置来接收具有安装在其中的电能模块108的电机104。在某些此类实施方案中，电能模块接收舱1346和电机/电能模块组合接收舱1466中的每一个都各自包括其自身的相应多个可伸展支架1348。然而，设想可以包括单个接收舱1349，以接收电能模块108和电机104/电能模块组合中的两者或一者。
55.对能量源进行充电(例如，在飞行之间)的方法包括从外壳102移除动力系统100。在某些实施方案中，移除动力系统100包括将动力系统100(包括电机104和与电机104一起安装的能量源108)从外壳102降低到机翼14之下的服务车辆132上。移除动力系统600可以以与关于动力系统100所描述的相同或相似的方式执行，但可以另外包括将动力系统600从机翼14的顶部提升出来，然后将系统600降低到地面服务车辆132上。
56.在某些实施方案中，移除动力系统800包括仅从机翼14降低能量源808，将电机804留在安装到机翼14的外壳802中。在实施方案中，移除动力系统600、1000可以包括将动力系统600、1000从机翼14之上穿过第二表面124提升出机翼14，并且降低到服务车辆132上。在更进一步的实施方案中，移除动力系统1200可以包括从机翼尖端1238向外的方向上(例如，在箭头a的方向上轴向地)移除能量源1208，然后下降到地面服务车辆132上。
57.参考图15，用于在机场1568处对动力系统(例如上文所述的动力系统中的一个或多个)充电的系统1500包括至少一个固定电力源1560、被配置来用来自动力系统1502的储存库的兼容动力总成掉换可能到达机场1568的1570的动力总成飞机的地面服务车辆车队1532。在本实施方案中，储存库中的动力系统被预充电(即，在给定飞机1570的到达时刻被充电)。在一些情况下，飞机1570可以都是相同的类型。在本实施方案中，飞机1570包括多种尺寸、型号和类型。固定电源1560可以被配置来对地面服务车辆1532和/或动力系统充电。飞机1570中的每一个可以具有如本文上述的动力系统中的合适的一个或多个，并且储存库1502可以包括一个或多个预充电动力系统，与飞机1570的所述一个或多个动力系统兼容(例如，与之相同)。
58.因此，系统1500可以允许一种维修飞机的方法，例如，所述方法可以包括从飞机移除动力系统，例如至少部分放电的动力系统和/或需要维护的动力系统，方法是通过将所述
动力系统接合到gsv 1532中的一个、致动与所述动力系统相关联的连接器模块(如上所述)以将所述动力系统从飞机脱离，并且在gsv 1532上将动力系统从飞机移开。方法可还包括将gsv 1532上的动力系统输送到暂存区以及对动力系统充电和/或在动力系统上执行维护。在一些此类实施方案中，在移除动力系统之后，并且在一些情况下，在被移除动力系统的充电和/或维护之前或期间，方法还包括使用gsv 1532中的另一个将兼容的动力系统，例如兼容的经维修和预充电(又称为准备就绪)的兼容动力系统移动到飞机，使用gsv 1532将兼容动力系统定位在被移除动力系统的位置中，并且通过相应地致动连接器模块(如上所述)将兼容动力系统接合到飞机。至少在一些情况下，此方法可以减少飞机的地面上时间。
59.一旦被移除动力系统的充电和/或维护完成，则所述被移除动力系统就变成准备就绪的动力系统，然后可以通过以类似的方式使用gsv 1532来掉换飞机1570中的另一个的另一动力系统。
60.在系统1500的一些实施方案中，动力系统和动力系统选择性地可移除地接合到的飞机的接收部分(例如，如上所述的容座)被标准化，使得给定动力系统可以用于两个或两个以上不同型号的飞机。换句话说，两个或两个以上不同型号的飞机可以具有相同的容座。
61.在前述公开内容中，为了清楚起见省略了一些细节，因为它们可以是常规的。换句话说，省略的细节可以使用常规的部件和常规的工程技术来实现。设想了本公开的方法和系统的许多不同实施方案。下文以条款的形式描述一些特定的实施方案。
62.条款1. 一种用于飞机(1)的系统(100)，其包括：电能模块(108)；以及连接器模块(114c)，所述连接器模块(114c)操作性地连接到电能模块，所述连接器模块：被构造成在所述连接器模块在使用中处于接合模式时将所述电能模块附接到所述飞机，并且能够在接合模式(114a)与脱离模式(114b)之间操作，所述连接器模块在使用中处于脱离模式时使电能模块从飞机脱离。
63.条款2. 如条款1所述的系统，其还包括电机(104)，所述电机(104)附接到所述电能模块并且电连接到所述电能模块。
64.条款3. 如条款2所述的系统，其中所述电机经由多个导体(108c)电连接到所述电能模块，并且所述多个导体中的每个导体的大部分整体机械地设置在所述电机与所述电能模块之间。
65.条款4. 一种包括如任一前述条款所述的系统的飞机，其还包括电动系统(103)，其中所述电能模块所述经由连接器模块附接到所述飞机并且电连接到所述电动系统。
66.条款5. 如条款4所述的飞机，其中所述电能模块经由所述连接器模块电连接到所述电动系统，并且所述连接器模块构造成在所述连接器模块从所述接合模式操作到所述脱离模式时将所述电能模块从电动系统电断开。
67.条款6. 如条款5所述的飞机，其中所述电能模块相对于所述飞机定位成使得在所述连接器模块处于所述脱离模式并且所述飞机静止在地面(g)上时，重力作用在所述电能模块上以使所述电能模块朝向所述水平地面移动。
68.条款7. 如条款6所述的飞机，其中：
所述电能模块包括电连接器(137)，所述电连接器(137)在所述飞机静止在所述地面上时位于所述电能模块的面向所述地面的一侧(108b)上；所述电连接器电连接到所述电能模块；并且所述电连接器被设定大小为在连接到电力源(132)时对所述电能模块充电。
69.条款8. 如条款1所述的飞机，其中：所述连接器模块包括可移动构件(114e)和致动器(114d)，所述致动器(114d)操作性地连接到所述可移动构件以在所述系统在使用中在接合位置(114a)与脱离位置(114b)之间移动构件，在所述接合位置(114a)中，所述可移动构件将所述电能模块接合到所述飞机，在所述脱离位置(114b)中，所述可移动构件使所述电能模块从所述飞机脱离，当所述连接器模块处于所述接合模式时，所述可移动构件处于所述接合位置，并且当所述连接器模块处于所述脱离模式时，所述可移动构件处于所述脱离位置。
70.条款9. 如条款8所述的飞机，其中所述可移动构件是多个可移动构件。
71.条款10. 如条款9所述的飞机，其中：所述多个可移动构件的第一子组设置在所述电能模块的第一侧(108a)上，并且所述多个可移动构件的第二子组设置在所述电能模块的第二侧(108b)上，并且所述第二侧与所述第一侧相反。
72.条款11. 如条款8所述的飞机，其中所述可移动构件能够在所述接合位置与所述脱离位置之间滑动。
73.条款12. 如条款8所述的飞机，其中：所述电能模块和所述飞机中的一者包括对应于所述可移动构件的配合母结构；当所述可移动构件处于所述接合位置时，所述可移动构件延伸到所述配合母结构中；并且当所述可移动构件处于所述脱离位置时，所述可移动构件设置在所述配合母结构之外。
74.条款13. 一种地面服务系统(1568)，其包括：如权利要求7所述的飞机(1)；以及地面服务车辆(1532)，所述地面服务车辆(1532)包括电连接器(1356)，所述电连接器(1356)被构造成在所述飞机静止在所述地面(g)上时电连接到所述电能模块(108)的所述电连接器。
75.条款14. 如条款13所述的系统，其中：所述电能模块包括被构造成支撑所述电能模块的重量支撑结构(836,837)；并且所述地面车辆还包括可移动结构(1348)，所述可移动结构被构造成能够相对于地面车辆的其余部分移动以接合所述支撑结构并且在接合到所述支撑结构时使所述电能模块从所述飞机移除。
76.条款15. 如条款14所述的地面服务系统，其中所述地面车辆的所述电连接器是所述地面车辆的所述可移动结构的一部分。
77.条款16. 如条款15所述的地面服务系统，其中所述电能模块的所述电连接器是所述电能模块的所述支撑结构的一部分，并且相对于所述支撑结构定位成使得在所述可移动
结构接合所述支撑结构时，所述地面车辆的所述电连接器电连接到所述电能模块的所述电连接器。
78.条款17. 如条款15所述的地面服务系统，其还包括电机(104)，所述电机(104)附接到所述电能模块，使得所述电机能够与所述电能模块一起作为单元从所述飞机移除，并且其中所述地面车辆的所述可移动结构和所述地面车辆被构造成支撑所述单元的重量。
79.条款18. 如条款14所述的系统，其中如条款7所述的飞机是第一飞机；所述地面服务系统还包括与所述第一飞机为不同型号的第二飞机；并且所述第二飞机被构造成从所述地面车辆可移除地接收所述第一飞机的所述电能模块，以对所述第二飞机的至少一个系统供电。
80.条款19. 一种飞机(1)，其包括：电机容座(109)，所述电机容座(109)限定在以下中的任一者中：所述飞机的机翼(14)、所述飞机的尾翼(16)和/或所述飞机的机身(12)，所述电机容座被配置来接收飞机动力系统(100)；以及构件(114)，所述构件(114)操作性地连接到所述电机容座，所述构件可在接合模式(114a)与脱离模式(114b)之间移动，在所述接合模式(114a)中，所述构件将所述飞机动力系统固定到所述电机容座，在所述脱离模式(114b)中，所述构件从所述飞机动力系统脱离并且所述飞机动力系统从所述电机容座脱离。
81.条款20. 如条款19所述的飞机，其中所述飞机动力系统包括电能模块(108)和电机(104)中的一者或两者。
82.条款21. 如条款20所述的飞机，其中所述构件包括电连接到所述飞机的电气系统(103)的导体(108c)，其中在所述接合模式中，所述构件接触所述动力系统的所述导体并且由此将所述动力系统的所述电能模块和所述动力系统的所述电机中的一者或两者电连接到所述飞机的所述电气系统，并且其中在所述构件的所述脱离模式中，所述构件的所述导体与所述动力系统的所述导体失去接触并由此将所述动力系统的所述电能模块和所述动力系统的所述电机中的一者或两者从所述飞机的所述电气系统电断开。
83.条款22. 一种维修飞机(1)的方法，其包括：将所述飞机定位在地面(g)上；在所述飞机位于所述地面上时，致动所述飞机的连接器模块(111)以释放所述飞机的动力系统(100)；以及在飞机位于地面上时，使用与飞机分离的机械系统(1342)使飞机的动力系统远离飞机移动。
84.条款23. 如条款22所述的方法，其中所述机械系统是地面服务车辆(132)。
85.条款24. 如条款22所述的方法，其还包括：在所述飞机位于所述地面上时，将不同的动力系统移到所述飞机以代替所述动力系统，并且致动所述连接器模块，以使所述不同动力系统接合到所述飞机。
86.条款25. 如任一前述条款所述的方法，其中所述动力系统和所述不同动力系统中的每一者包括以下中的一者：电极(104)，当所述动力系统和所述不同动力系统中的一者接合到所述飞机时，所
述电机(104)操作性地连接到飞机的电力源(103)；以及给定电机(104)和电能模块(108)两者，所述电能模块(108)电连接到所述给定电机以对所述给定电机供电。
87.条款26. 一种用于飞机(1)的动力系统(100)，其包括：电能模块(108)；以及电机(104)，所述电极(104)经由多个导体(108c)附接到所述电能模块并电连接到所述电能模块，所述导体(108c)被设定大小以用于使所述电能模块能够操作以对所述电机供电。
88.条款27. 如条款26所述的系统，其还包括连接器(114c)，所述连接器(114c)附接或接合到所述电能模块和所述电机中的一者或两者，所述连接器能够操作以选择性地将所述系统可移除地接合到飞机并选择性地将所述系统从所述飞机脱离。
89.条款28. 如条款27所述的系统，其中所述连接器可回缩到所述系统的一部分中以选择性地将所述系统从所述飞机脱离。
90.条款29. 如条款27所述的系统，其中所述连接器包括电连接到所述电能模块的电导体(108c)。
91.条款30. 如条款26所述的系统，其中所述电能模块和所述电机中的一者或两者的至少一部分限定翼面表面(122, 124)。
92.条款31. 如条款27所述的系统，其中所述电能模块和所述电机中的一者或两者包括至少一个锚点(137)，所述至少一个锚点(137)被配置为用于从飞机(1)移除所述电能模块和所述电机中的一者或两者的承载构件。
93.条款32. 如条款30所述的系统，其中所述翼面表面是第一翼面表面，并且所述电能模块和所述电机中的一者或两者的至少另一部分限定与所述第一翼面表面相反的第二翼面表面，并且所述第一翼面表面(122)和所述第二机翼面(124)限定升力方向(126)。
94.条款33. 如条款27所述的系统，其还包括所述飞机的机翼(14)，并且其中：所述机翼限定空腔(109)，所述空腔(109)选择性地将所述电能模块(108)和所述电机(104)中的一者的至少一部分或两者的至少一部分可移除地接收在所述空腔中；所述机翼包括开口到所述空腔的连接模块(111)；并且所述连接器选择性地将所述机翼的所述连接结构可移除地接合到所述机翼并由此选择性地将所述电能模块和所述电机可移除地接合到所述机翼。
95.条款34. 如条款33所述的系统，其中所述电能模块和所述电机中的一者或两者的至少一部分限定翼面表面，所述翼面表面完成所述机翼的翼面表面(122, 124)。
96.条款35. 一种飞机(1)，其包括：能量源容座(109)，能量源容座(109)限定在所述飞机的被配置来接收能量源(108)的部分中，能量源，所述能量源被选择性地可分离地连接到所述飞机的所述部分并至少部分地被选择性地可移除地接收在所述能量源容座中；以及电动机(104)，所述电动机(104)安装到所述飞机并且至少在所述能量源被接收在所述能量源容座中时电连接到所述能量源。
97.条款36. 如条款35所述的飞机，其中所述能量源容座限定在所述飞机的机翼(14)
中并且相对于所述机翼的第一表面(122) (124)凹陷，并且其中所述能量源容座仅延伸穿过所述机翼，在机翼的与第一表面相反的第二表面附近停止。
98.条款37. 如条款35所述的飞机，其中所述机翼的所述第一表面和所述第二表面限定具有向上升力方向(126)的翼面。
99.条款38. 如条款35所述的飞机，其中所述能量源容座限定在所述飞机的机翼(14)中并完全穿通所述机翼，从而形成穿过所述机翼的第一表面和第二表面中的每一者的相应开口。
100.条款39. 如任一前述条款所述的飞机，其还包括至少一个电连接器(114)，所述电连接器(114)设置在所述机翼中并且至少部分地在所述能量源容座中，所述能量源容座被配置来将所述能量源保持在所述能量源容座内。
101.条款40. 如条款39所述的，其中所述至少一个电连接器被配置来通过电导体(108c)将所述能量源电连接到所述电机和/或至少一个飞机另外电动飞机部件(103)。
102.条款41. 如条款39所述的飞机，其中所述至少一个电连接器操作性地连接到飞机的致动器(114d)，并且所述致动器能够操作以回缩所述电连接器以选择性地使能量源从飞机分离。
103.条款42. 如条款38所述的飞机，其中所述机翼还包括多个结构肋(518, 818)，其中接近所述能量源容座的所述肋的密度大于所述机翼的其余部分中的所述肋的密度。
104.条款43. 如条款36至38中任一项所述的飞机，其中所述机翼包括滑动地接合到所述机翼的所述第一表面的面板(130)，所述面板(130)能够在打开位置与关闭位置之间移动，其中在没有能量源的情况下，所述面板处于所述关闭位置。
105.条款44. 一种方法，其包括：在不移除所述飞机的电机(104)的情况下，从飞机(1)中的能量源容座(109)移除能量源(108)，当飞机在使用中时，所述电机由所述能量源供电。
106.条款45. 如条款44所述的方法，其中所述能量源容座位于所述飞机的机翼(14)中，并且所述移除包括将所述能量源从所述能量源容座中降低到服务车辆(132)上。
107.条款45. 如条款44所述的方法，其中所述能量源容座位于所述飞机的机翼(14)中，并且所述移除所述能量源包括将所述能量源从所述能量源容座向上提升。
108.条款46. 如条款44所述的方法，其中所述能量源容座位于所述飞机的机翼(14)中，并且所述移除所述能量源包括在从所述机翼的尖端向外的方向上移除所述能量源。
109.条款47. 一种飞机服务套件1502，其包括：飞机的电能模块(108)和所述飞机的电机(104)中的一者或两者，所述电能模块被设定大小为对所述电机供电；地面服务车辆(132)，所述地面服务车辆(132)在所述地面服务车辆的顶侧处限定接收舱(1349)，所述接收舱被构造成支撑所述地面服务车辆上的所述电能模块和所述电机中的一者或两者；以及从所述地面服务车辆的主体(1344)延伸的结构(1348)，所述结构：能够相对于所述接收舱之上的所述主体移动到接收位置，被构造成在处于所述接收位置时可移除地接合所述电能模块和所述电机中的一者或两者，
被构造成支撑所述电能模块和所述电机中的一者或两者的重量，并且在可移除地接合到所述电能模块和所述电机中的一者或两者时，能够与所述电能模块和所述电机中的一者或两者一起相对于所述主体从所述接收位置移动到固定位置，在所述固定位置中，所述电能模块和所述电机中的一者或两者固定在所述地面服务车辆的所述接收舱中。
110.条款48. 如条款47所述的套件，其还包括电能量源(1352)，所述电能量源(1352)能够电连接到所述电能模块(108)以对所述电能模块充电。
111.条款49. 如条款48所述的套件，其中所述电能量源是机载电能量源(1352)，所述地面服务车辆包括能够操作以移动所述地面服务车辆的电动系统(1350)，并且所述电动系统由所述机载电能量源供电。
112.条款50. 如条款49所述的套件，其中：所述结构包括多个可伸展支架(1348)，所述可伸展支架中的至少一个包括电连接到所述机载能量源(1352)的导体(1356)，所述电能模块包括对应导体(137)，所述对应导体(137)相对于所述电能模块的其余部分定位成使得当所述电能模块由所述可伸展支架中的至少一个接合时，所述可伸展支架中的所述至少一个的导体与所述电能模块的对应导体电配合以允许对所述电能模块充电。
113.条款51. 一种地面维修飞机(1)的方法，其包括：将地面服务车辆(1332)接近所述飞机定位；将所述地面服务车辆的可伸展支架(1348)连接到所述飞机的动力系统(100)的锚点(137)；在所述连接之后，使飞机的将所述动力系统接合到所述飞机的其余部分的连接器模块(111)脱离；以及在所述脱离之后，使用所述可伸展支架将所述动力系统从所述飞机移除。
114.条款52. 如条款51所述的方法，其中所述脱离包括发送信号到所述连接器模块(111)以操作与所述连接器模块相关联的动力致动器(113)。
115.条款53. 如条款51所述的方法，其中所述动力系统包括电能模块(108)，并且所述方法包括：在从所述飞机移除所述动力系统之后从所述地面服务车辆对所述电能模块充电。
116.条款54. 如条款53所述的方法，其中所述充电包括将所述地面服务车辆连接到固定电能量源(1360)。
117.条款55. 如条款51所述的方法，其中所述移除包括将所述动力系统从所述飞机的容座(109)移除。
118.条款56. 如任一前述条款所述的方法，其中所述移除包括将所述动力系统从所述飞机开口中的容座向上提升，然后将所述动力系统降低到所述地面服务车辆的接收舱上。
119.条款57. 如条款51所述的方法，其中所述动力系统包括电机(104)和电能模块(108)中的一者或两者。
120.条款58. 如条款57所述的方法，其中所述动力系统包括所述电机并且所述电机被
设定大小为驱动所述飞机的鼓风机(106)。
121.‎
条款59.
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一种飞机推进器系统(100)，其包括：能量源外壳(109)；
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能量源(108)，所述能量源(108)位于能量源外壳内；以及至少一个电连接器(114)，所述至少一个电连接器(114)从所述能量源延伸穿过所述能量源外壳，从而将所述能量源电连接到飞机(1)。
122.‎
条款60.
ꢀ‎
如条款59所述的系统，其中所述至少一个电连接器能够在能量源外壳内在第一位置(114a)与第二位置(114b)之间回缩，其中所述第一位置是解锁位置，并且所述第二位置是锁定位置。
123.‎
条款61. 如条款59所述的系统，其中所述能量源外壳限定翼面表面(122, 124)。
124.条款62. 如权利要求条款61所述的系统，其中所述能量源外壳包括至少一个锚点(137)，所述锚点(137)被配置为用于将所述能量源外壳从飞机机翼移除的承载构件，其中所述锚点限定在所述翼面表面中。
‎‎
条款63.
ꢀ‎
如条款61所述的系统，其中所述翼面表面是第一翼面表面(122)，并且其中所述能量源外壳包括与所述第一翼面表面相反的第二翼面表面(124)，其中所述第一翼面表面和所述第二翼面表面限定升力方向(126)。
125.‎
条款64. 如条款63所述的系统，其中所述能量源外壳的第一翼面表面(108a)和第二翼面表面(108b)与所述机翼(14)的翼面表面相匹配。
126.‎
条款65.
ꢀ‎
如条款63所述的系统，其中所述第一翼面表面包括作为承载构件的至少一个下锚点(137)，并且其中所述第二翼面表面包括作为承载构件的至少一个上锚点(836)。
127.条款66. 一种用于多种不同型号的飞机(1570)的系统(1568)，其包括：多个电能模块(1502)，所述多个电能模块中的每个电能模块被配置来对飞机(1)的至少一个电部件供电；以及多个连接器(114c)，所述多个连接器中的每个连接器被配置来：a) 附接到所述多个不同型号的飞机中的飞机，并且b) 选择性地将所述多个连接器中的相应连接器接合到所述多个电能模块中的任何一个。
128.条款67. 如条款66所述的系统，其中所述连接器被配置来将所述多个电能模块中的所述任何一个电连接到所述飞机的电气系统(103)，所述连接器被配置来附接到所述电气系统(103)。
129.条款68. 如条款67所述的系统，其中所述连接器包括能够相对于主体在以下两者之间移动的主体和导体(114e)：接合模式(114b)，其中所述导体将所述多个电能模块中的相应一个接合到所述连接器并且电连接到所述多个电能模块中的所述任何一个，以及脱离模式(114a)，其中所述导体从所述多个电能模块中的所述任何一个脱离和电断开，其中所述导体被设定大小为适应与所述飞机的所述电气系统相关联的额定电流。
130.条款69. 如条款68所述的系统，其中所述导体是多个导体中的一个。
131.条款70. 如条款68所述的系统，其中在所述导体处于接合模式时，所述导体延伸到所述多个电能模块中的相应一个中的对应孔(115)中。
132.条款71. 如条款66所述的系统，其中所述多个电能模块中的每个电能模块包括：顶侧(108a)；与顶侧相反的底侧(108b)，在所述给定飞机设置在停机坪/地面(g)上时所述电能模块经由所述多个连接器中的相应连接器接合到所述多个飞机中的给定飞机时，所述底侧面对所述停机坪，；以及电快速连接(137)，所述电快速连接(137)位于所述底侧上。
133.条款72. 如条款71所述的系统，其中所述电快速连接包括多个结构部件，所述结构部件被构造成将所述电能模块的重量支撑在所述多个结构部件上。
134.条款73. 如权利要求66所述的系统，其还包括多个电机，所述多个电机中的每个电机附接到并电连接到所述多个电能模块中的相应电能模块。
135.条款74. 如条款72所述的系统，其中所述电机附接到所述相应电能模块的外壳(102)。
136.条款75. 如权利要求72所述的系统，其中所述电机经由所述快速连接附接到相应电能模块。
137.条款76. 如权利要求72所述的系统，其中所述快速连接包括动力致动器，所述动力致动器能够操作以脱离所述快速连接。
138.条款77. 如权利要求66所述的系统，其中所述连接器包括动力致动器(113)，所述动力致动器(113)能够操作以使所述连接器从所述多个电能模块中的相应一个脱离。
139.条款78. 一种维修飞机的方法，其包括：将至少部分放电的能量源(108)从飞机(1)中的容座移到地面服务车辆(132)上；以及将充电的能量源安装到飞机中的所述容座中。
140.条款79. 如条款78所述的方法，其中安装充电的能量源由执行移除所述能量源的同一地面服务车辆执行。
141.条款80. 如条款78所述的方法，其中安装充电的能量源由与执行移除所述能量源的地面服务车辆不同的地面服务车辆执行。
142.条款81. 如条款78所述的方法，其中安装充电的能量源包括安装从所述飞机移除的同一能量源。
143.条款82. 如条款78所述的方法，其中安装充电的能量源包括安装与从所述飞机移除的能量源不同的能量源。
144.条款83. 如条款78所述的方法，其还包括：将所述至少部分放电的能量源输送到暂存区域，其中所述暂存区域被配置来对所述至少部分放电的能量源充电。
145.条款84. 如条款83所述的方法，其还包括：在充电完成之后从所述暂存区域取回所述充电的能量源。
146.条款85. 如条款84所述的方法，其还包括：将所述充电的能量源连接到从其移除所述能量源的同一飞机。
147.条款86. 如条款84所述的方法，其还包括：将所述充电的能量源连接到与自其移除所述能量源的飞机不同的飞机。
148.条款87. 如条款84所述的方法，其中所述能量源被容纳在与电机一起安装的能量
源外壳内，并且所述方法还包括：将所述充电的能量源和电机连接到与从其移除所述能量源和所述推进器的飞机为同一型号的飞机。
149.条款88. 如条款84所述的方法，其中所述能量源被容纳在与电机(104)一起安装的能量源外壳(109)内，并且所述方法还包括：将所述充电的能量源和电机连接到与从其移除所述能量源和推进器的飞机不同型号的飞机。
150.如上所述和附图中所示，本公开的方法和系统提供可用于混合电动或全电动飞机中的动力系统的有效充电。这样的系统和方法提高了飞机可以为下一次飞行做好准备的速度，并且可以允许储存多种不同类型和尺寸的能量源和/或动力系统，可用于多种不同的飞机。虽然已示出和描述本主题公开的装置和方法，但是本领域技术人员将很容易了解，在不脱离本主题公开的精神和范畴的情况下，可以对其进行改变和/或修改。

技术特征：

1.一种用于飞机的系统，其包括：电能模块；以及连接器模块，所述连接器模块操作性地连接到所述电能模块，所述连接器模块：被构造成在所述连接器模块在使用中处于接合模式时将所述电能模块附接到所述飞机，并且能够在所述接合模式与脱离模式之间操作，其中所述连接器模块在所述脱离模式中使所述电能模块从所述飞机脱离。2.如权利要求1所述的系统，其还包括附接到所述电能模块并且电连接到所述电能模块的电机。3.如权利要求2所述的系统，其中所述电机经由多个导体电连接到所述电能模块，并且所述多个导体中的每个导体的大部分整体机械地设置在所述电机与所述电能模块之间。4.一种包括如权利要求1所述的系统的飞机，其还包括电动系统，其中所述电能模块经由所述连接器模块附接到所述飞机并且电连接到所述电动系统。5.如权利要求4所述的飞机，其中所述电能模块经由所述连接器模块电连接到所述电动系统，并且所述连接器模块被构造成在所述连接器模块从所述接合模式操作到所述脱离模式时将所述电能模块从所述电动系统电断开。6.如权利要求5所述的飞机，其中所述电能模块相对于所述飞机定位成使得在所述连接器模块处于所述脱离模式并且所述飞机静止在地面上时，重力作用在所述电能模块上以使所述电能模块朝向水平地面移动。7.如权利要求6所述的飞机，其中：所述电能模块包括位于所述电能模块的在所述飞机静止在所述地面上时面向所述地面的一侧上的电连接器；所述电连接器电连接到所述电能模块；并且所述电连接器被设定大小成在连接到电力源时对所述电能模块充电。8.如权利要求1所述的飞机，其中：所述连接器模块包括可移动构件和致动器，所述致动器操作性地连接到所述可移动构件以在所述系统在使用中在接合位置与脱离位置之间移动所述构件，在所述接合位置中，所述可移动构件将所述电能模块接合到所述飞机，在所述脱离位置中，所述可移动构件使所述电能模块从所述飞机脱离，当所述连接器模块处于所述接合模式时，所述可移动构件处于所述接合位置，并且当所述连接器模块处于所述脱离模式时，所述可移动构件处于所述脱离位置。9.如权利要求8所述的飞机，其中所述可移动构件是多个可移动构件中的一个。10.如权利要求9所述的飞机，其中：所述多个可移动构件的第一子组设置在所述电能模块的第一侧上，并且所述多个可移动构件的第二子组设置在所述电能模块的第二侧上，并且所述第二侧与所述第一侧相反。11.如权利要求8所述的飞机，其中所述可移动构件能够在所述接合位置与所述脱离位置之间滑动。12.如权利要求8所述的飞机，其中：
所述电能模块和所述飞机中的一者包括对应于所述可移动构件的配合母结构；当所述可移动构件处于所述接合位置时，所述可移动构件延伸到所述配合母结构中；并且当所述可移动构件处于所述脱离位置时，所述可移动构件设置在所述配合母结构之外。13.一种地面服务系统，其包括：如权利要求7所述的飞机；以及地面车辆，所述地面车辆包括电连接器，所述电连接器被构造成在所述飞机静止在所述地面上时电连接到所述电能模块的所述电连接器。14.如权利要求13所述的地面服务系统，其中：所述电能模块包括支撑结构，所述支撑结构被构造成支撑所述电能模块的重量；并且所述地面车辆还包括可移动结构，所述可移动结构被构造成能够相对于所述地面车辆的其余部分移动以接合所述支撑结构，并且在接合到所述支撑结构时将所述电能模块从所述飞机移除。15.如权利要求14所述的地面服务系统，其中所述地面车辆的所述电连接器是所述地面车辆的所述可移动结构的一部分。16.如权利要求15所述的地面服务系统，其中所述电能模块的所述电连接器是所述电能模块的所述支撑结构的一部分，并且相对于所述支撑结构定位成使得在所述可移动结构接合所述支撑结构时，所述地面车辆的所述电连接器电连接到所述电能模块的所述电连接器。17.如权利要求15所述的地面服务系统，其还包括电机，所述电机附接到所述电能模块，使得所述电机能够与所述电能模块一起作为单元从所述飞机移除，并且其中所述地面车辆的所述可移动结构和所述地面车辆被构造成支撑所述单元的重量。18.如权利要求14所述的地面服务系统，其中如权利要求7所述的飞机是第一飞机；所述地面服务系统还包括与所述第一飞机为不同型号的第二飞机；并且所述第二飞机被构造成从所述地面车辆可移除地接收所述第一飞机的所述电能模块，以对所述第二飞机的至少一个系统供电。19.一种飞机，其包括：容座，所述容座限定在以下中的任一者中：所述飞机的机翼；所述飞机的尾翼和/或所述飞机的机身，所述电机容座被配置来接收飞机动力系统；以及操作性地连接到所述电机容座的构件，所述构件能够在接合模式与脱离模式之间移动，在所述接合模式中，所述构件将所述飞机动力系统固定到所述电机容座，在所述脱离模式中，所述构件从所述飞机动力系统脱离并且所述飞机动力系统从所述电机容座脱离。20.如权利要求19所述的飞机，其中所述飞机动力系统包括电能模块和电机中的一者或两者。21.如权利要求20所述的飞机，其中所述构件包括电连接到所述飞机的电气系统的导体，其中在所述接合模式中，所述构件接触所述动力系统的所述导体并由此将所述动力系统的所述电能模块和所述动力系统的所述电机中的一者或两者电连接到所述飞机的所述
电气系统，并且其中在所述构件的所述脱离模式中，所述构件的所述导体与所述动力系统的所述导体失去接触并由此将所述动力系统的所述电能模块和所述动力系统的所述电机中的一者或两者从所述飞机的所述电气系统电断开。22.一种维修飞机的方法，其包括：将所述飞机定位于地面上；在所述飞机位于所述地面上时，致动所述飞机的连接器模块以释放所述飞机的动力系统；以及在所述飞机位于所述地面上时，使用与所述飞机分离的机械系统使所述飞机的所述动力系统远离所述飞机移动。23.如权利要求22所述的方法，其中所述机械系统是地面车辆。24.如权利要求22所述的方法，其还包括，在所述飞机位于所述地面上时，将不同动力系统移到所述飞机以代替所述动力系统，并且致动所述连接器模块以将所述不同动力系统接合到所述飞机。25.如权利要求24所述的方法，其中所述动力系统和所述不同动力系统中的每一者包括以下中的一者：电机，所述电机在所述动力系统和所述不同动力系统中的一者接合到所述飞机时操作性地连接到所述飞机的电力源；以及给定电机和电能模块两者，所述电能模块电连接到所述给定电机以对所述给定电机供电。

技术总结

本公开涉及混合电动和全电动飞机动力系统，具体涉及一种用于飞机的系统，包括电能模块；以及操作性地连接到所述电能模块的连接器模块。所述连接器模块：被构造成在所述连接器模块在使用中处于接合模式时将所述电能模块附接到所述飞机，并且能够在所述接合模式与所述脱离模式之间操作，在使用中处于所述脱离模式的所述连接器模块使所述电能模块从所述飞机脱离。机脱离。机脱离。