JP2016505441A - 蓄電システムのための空中動力補給装置及びその装置を備える航空機 - Google Patents

Abstract

本発明の主題は、電気推進式航空機（１０）に機上搭載されるバッテリー（６）を再充電するシステムである。このシステムは、充電側航空機（１）と、前記充電側航空機を前記電気推進式航空機に一時的かつ電気的に接続する手段（２，３ａ、３ｂ、４）と、及び前記電気推進式航空機内の充電制御装置（５）と、を備える。【選択図】 図１

Description

本発明は、機上搭載(on-board)蓄電システムを備える電気推進式(electrically propelled)航空機の空中(in-flight)動力（燃料）補給装置、その装置を備える航空機、及び電気推進式航空機のバッテリーを再充電する方法に関する。この装置は、充電側(charging)航空機、再充電される可能性のある航空機、及び適切な接続手段、を提供する。

リチウム電池が市場に参入して以来、バッテリーに電気化学的形態で蓄積される電気エネルギーで動作する航空機又はヘリコプターのデモンストレータの出現が増加している。

関連する電気モータの電力が非常に重要であることは明白であり、このため、機上搭載電気エネルギーの非常に大きな入力が必要とされている。

短期及び中期的においてさえも、その課題は、このバッテリー技術によっては、電動航空機が、ガソリン(gas)又は灯油(kerosene)を使用するその同等物と同様な耐久性レベルを達成できない点にある。

こうした航空機の行動半径を増加させるため、米国企業フライトオブザセンチュリー(Flight of the Century)は、継続的な電気推進式飛行を行う母艦(mother vessel)型航空機を製造することを提案している。この型の航空機は、バッテリーを補助し、母艦を補完してそれに給電する、ドローン(drones)の形態の飛行装置を収容することができる。

一旦発進されると、このドローンは、母艦から切り離され、再充電ステーションへ飛行し、一方、他のドローンは、飛行の継続を実行する。

この企業により着想された他の解決手段は、分離及び投げ捨て(jettisoned)可能な複数の部品の形態のバッテリーパックを備える航空機を提案することである。これにより、支援航空機の行動半径は、次第にその重量を低減することで、増加する。

他の研究は、レーザ又はマイクロ波の遠隔エネルギー伝送技術に取り組んでいる。

空中動力（燃料）補給(in-flight refuelings)は、熱推進(heat propulsion)の航空機分野において公知である。ある航空機は、動力補給側(refueller)として機能し、第２のものは、供給されるために到来する。この動力補給側は、一般的に、高い容量を備え、到来する(meet it)航空機のため使用可能な最大量の燃料（動力）を有する航空機である。これは、２つの異なる形態を搬送可能な空中動力（燃料）補給装置から立ち遅れている(drags behind)。すなわち、その１つは、充電側航空機から制御される剛性のブーム(boom)であり、他方は、可撓性パイプの端部にあり、動力（燃料）補給される航空機が動力（燃料）補給ブームを介して動力（燃料）補給されるバスケット(basket)である。後者は、フランス空軍により保有されるシステムである。

本発明は、所定のミッションタイプのため、電気推進式航空機の蓄電（電力備蓄、パワーリザーブ）(power reserve)を、空中動力補給プロセスを介して増加させることを着想するものである。この動作は、同一のフライトで、複数回に亘り繰り返すことが可能である。

本発明によれば、顕著には、機上搭載バッテリーの重量を増加させることなく、また追加的な輸送機を投下(jettisoning)又は係留(mooring)するための複雑な構造を製造することなく、航空機のミッション時間を延長することができる。

このため、本発明は、電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムを提案する。このシステムは、充電側航空機と、一時的かつ電気的に前記充電側航空機を前記電気推進式航空機に接続する手段と、及び前記電気推進式航空機内の充電制御（調整）装置と、を備えることを特徴とする。

有利には、この充電側(charging)航空機及び一時的接続手段は、バッテリー再充電電流に加えて、電源電流を、電気推進式航空機のエンジンへ供給及び輸送することに適合する。

この機上搭載バッテリーは、好適には、再充電システムによる再充電の目標物である急速充電バッテリーを備える。

この一時的接続手段は、好適には、乱気流（タービュランス）に耐えると共に、非常事態及び動力補給の終了時の場合に、安全に切断されるのに適切であるよう設計される。

この一時的接続手段は、有利には、２つの相補的(complementary)プラグインコネクタを備える。この一方は、充電側航空機から可撓性ケーブル又はブームにより支えられ(borne)、他方は、電気推進式航空機の接合(junction)装置により支えられる。この一時的接続手段はまた、これら２つの相補的プラグインコネクタを接続する電磁装置を備える。

この充電制御装置は、有利には、機上搭載バッテリーのバック及びセルへの充電を平衡させる（バランスさせる）ための回路を備える。

第１の実施形態によれば、充電側航空機は、電気推進式航空機の推進用(propulsion)バッテリーを再充電するのに適切な電気エネルギー生産システムを備える。

有利な実施形態によれば、充電制御装置は、バッテリーを制御する装置である。この装置は、充電の間、バッテリーセルの電流、電圧及び温度を監視し、セルの過電圧、過充電、又は過度な高温の場合に、充電側から切断することを決定し、又はパイロットに警告してそのようにさせることに適合する。またこの装置は、それ自体バッテリー充電電流を制御するため、動力補給側航空機の充電装置と連通することに適合する。

電気エネルギー生産システムは、発電機及び／又は燃料電池(fuel cell)に結合される熱機関（ヒートエンジン）(heat engine)を備えることができる。

代替的又は補完的実施形態によれば、電気エネルギー生産システムは、バッテリー、又は複数の動力源を備えるハイブリッドシステムを備える。

特定の実施形態によれば、充電側航空機は、ドローン（無人飛行機）である。

電気推進式航空機は、さらに、例えば予備（バックアップ）システムとして、灯油又は水素から電気エネルギーを生成する機上搭載システムを備えることができる。

特定の有利な実施形態によれば、充電側航空機と、充電側航空機を電気推進式航空機に接続する一時的かつ電気的接続手段と、及び電気推進式航空機内の充電制御装置とは、機上搭載バッテリーのパックの全てを一度で再充電することに適合する。

代替的又は補完的実施形態によれば、充電側航空機は、それ自体電気推進式である。

本発明はまた、電気推進式航空機のバッテリーを、先行するクレームのいずれか１つに記載のシステムの手段により再充電する方法に関し、以下のステップを備える：
−電気推進式航空機又はそのパイロットが、そのバッテリーの充電の低下状態を検出し、及び最も近接する充電側航空機にコンタクトし、
−電気推進式航空機又はそのパイロットが、動力補給エリアにおけるダイバージョン領域(diversion terrains)と、そこに到達するフライト時間の計算とに完璧な知識を保証し、及びまた、動力補給の際に残存する電力備蓄（パワーリザーブ）(power reserve)をチェックし、
−電気推進式航空機が、充電側航空機に接近し、この充電側航空機が、それに電気ケーブルをリリースし、この充電側航空機が、電気推進式航空機の手段に適合する一時的かつ電気的接続手段を備え、
−電気的接続が、電気推進式航空機及び充電側航空機の間に確立され、
−電気推進式航空機が、その機上搭載バッテリーの再充電プロセスを始動し、
−バッテリーの再充電の終了の際に、電気駆動式航空機が、電気的接続手段からの切断及びリリースを指令する。

本発明の他の特徴及び利点は、本発明の非限定的かつ例示的実施形態に関する以下の開示を、添付図面を参照して、解釈することで明らかとされる。

図１は、電気推進式航空機のバッテリーを充電側航空機により再充電するステップを示す概略図である。 図２は、本発明に係る一時的接続手段の第１の例示的実施形態の断面図である。 図３は、図２の手段の斜視図である。 図４は、一時的接続手段の第２の例を示す正面図である。

本発明は、飛行中に再充電可能な電気推進式航空機１０内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムを提案する。

このシステムは、図１に概略図示され、充電側航空機１と、充電側航空機を飛行中に再充電可能な電気推進式航空機に接続する手段２、３ａ、３ｂ、４と、及び電気推進式航空機内の充電制御装置５と、を備える。

この一時的かつ電気的接続手段は、本実施形態によれば、充電側航空機、ここでは作用側(reaction)航空機、により引き込まれる（引っ張られる）可撓性電気ケーブル２と、このケーブルの端部にある第１のコネクタ要素３ａと、そのバッテリーが充電される航空機１０からのブーム(boom)４の端部に配置される第２のコネクタ要素３ｂと、を備える。

この電気ケーブルは、充電側航空機の風の目（eye of the wind）に位置する可撓性ケーブルであってよい。及びこの電気ケーブルは、灯油で燃料補給する従来技術のように、バスケット(basket)を備えて、これを安定（固定）させ、及びそのバッテリーが再充電される電気推進式航空機１０からのブーム４の端部に配置される第２のコネクタ要素３ｂのためのガイドコーン(guiding cone)を形成してよい。

この電気ケーブルはまた、充電側航空機内のオペレータにより制御されるブームで置き換えられてよい。

一時的接続手段は、２つの相補的（補完的）プラグインコネクタ３ａ、３ｂを備え、図２及び図３を参照してそのより詳細が説明される。

図２に示されるように、一時的かつ電気的接続手段は、乱気流（タービュランス）に耐えながら、非常事態及び燃料補給の終了時の場合に、安全に切断されるのに適切であるよう設計される。

このため、相補的プラグインコネクタ３ａ、３ｂはここで、航空機内の制御装置に、ワイヤ３５１により結合される電磁石３５を備える、２つのプラグインコネクタを結合する電磁装置を備える。

本実施形態によれば、相補的プラグインコネクタは、自己調心(self-centering)テーパー状結合プロファイル３６、３７と、端部接続同軸環状接点（コンタクト）３１ａ、３１ｂ、３１ｃとを備える。

充電側航空機の側において、接点（コンタクト）は、電気的導体３１１ａ、３１１ｂ、３１１ｃにより、充電装置に連結される。

再充電される航空機の側において、接点（コンタクト）は、導体３１２ａ、３１２ｂ、３１２ｃにより、充電平衡（バランス）装置５に、及び、場合により、航空機のエンジンの給電回路に、連結される。

ここで、接点３１ａは、複数のバッテリーを一緒に再充電し、エンジンに給電するマス(mass)接点（コンタクト）であってよい。接点３１ｂは、バッテリー充電接点であってよく、接点３１ｃは、充電の間、航空機の電気エンジンへ給電する接点であってよい。

また、４つの接点を考慮することも可能であり、この場合、その２つは、バッテリーを再充電し、他の２つは、再充電の間、エンジンに給電する。

この接続は、乱気流（タービュランス）に対して堅牢でなければならず、安全な係止(locking)、及び動力補給の後の解除(unlocking)を保証するものでなければならない。さらに、再充電の間の非常事態の場合に、急速な切り離し(decoupling)を可能とするものでなければならない。ここで、これは、電磁的結合手段により可能となる。

接点（コンタクト）支持部の１つを、バネ３８により懸架されるプレート上に取り付けることにより、ここで、接点同士が互いに支える（荷重を担う）ことが保証される。

電気推進式航空機の電気的再充電プラグインコネクタ３ｂは、ここで、アーム４に配置されるが、航空機の機首に配置されてもよい。

図３は、プラグインコネクタを図示し、３ａはケーブル側であり、３ｂは、電気推進式航空機の側であり、互いに対向するテーパー状の結合部品３６，３７を備える。

機上搭載バッテリーパックを一度で再充電するために、バッテリーパック及びセルへの充電をバランス（平衡）する回路５は、電気推進式航空機内の機上搭載（オンボード）回路である。

図４は、動力補給に適切な代替的プラグインコネクタ１００を提案する。このプラグインコネクタは、外縁から中心へ同心円状に、磁性環状装置１０１と、正(positive)環状接点（コンタクト）１０２（２５０Ｖ電圧が想定可能である）と、環状絶縁基板１０３と、環状グラウンドトラック(ground track)１０４と、環状絶縁基板１０５と、及び動力供給装置及びバッテリー充電管理システムの間での中央データ転送接点（コンタクト）と、を備える。

充電側航空機及び一時的接続手段は、電気推進式航空機の機上搭載バッテリー６への再充電電流に加えて、電気推進式航空機のエンジン７への電源電流を供給及び輸送することに適合する。上記のとおり、これは、１つ又は複数の追加的接点を設けることで実現することができる。

充電制御装置５は、機上搭載バッテリーのパック及びセル６１への充電をバランス（平衡）する回路を備える。これにより、再充電可能な電気推進式航空機の機上搭載重量(on-board weight)は増加するものの、一時的連結（リンク）の配線を単純化することができる。

充電制御装置５は、例えば、ＢＭＳ（バッテリー管理システム）型である。これは、バッテリーを制御する装置であって、これにより、バッテリー充電制御装置におけるより多くの機能性を実現することができる。

典型的には、このＢＭＳは、いわゆるスマート（高性能）デバイスであって、充電の間、バッテリーセルの電流、電圧、及び温度を監視する。

このＢＭＳは、セルの過電圧、過充電、又は過度な高温の場合に、充電装置からの切断を決定すること、又はパイロットに警告してそのようにさせることができる。

このＢＭＳによれば、また、それ自体バッテリー充電電流を制御するため、動力補給する側の航空機の充電装置と連通することができる。これは、コンピュータバス（例えば、ＣＡＮバス）により、又はアナログ制御により、可能となる。これは、最終的に、バッテリーパックを作り上げる複数のセル間での能動的又は受動的バランス（平衡）手段を組み込む。

理想的には、充電側航空機１と、充電側航空機を電気推進式航空機に一時的かつ電気的に接続する手段２、３ａ、３ｂ及び４と、及び電気推進式航空機内の充電制御回路５と、は、機上搭載バッテリーのパックの全てを一度で再充電することに適合する。

電気推進式航空機の飛行中に、その航空機のバッテリーを再充電するため、パイロットは、充電側航空機に接続することを決定し、これにより、そのバッテリーを急速に再充電することができる。

現在のバッテリーと、２×１０ｋＷエンジンを有する航空機の見積りと、２×３０ｋＷバッテリー（２５０Ｖ×１２０Ａ）の再充電と、及び充電率３Ｃとに基づけば、再充電時間は、８０％の再充電のためには１５分のオーダーと見積もられる。

上記のとおり、充電側航空機はまた、再充電フェーズの間、電気推進式航空機のエンジンへ給電することができる。

この給電は、顕著には、必要な電流を搬送し、必要な電圧を供給するため、専用ケーブル及び接点（コンタクト）３１ｂを介して供給されることができる。

充電側航空機は、電気エネルギー生産システム１００を備える航空機であってよく、このシステムは、発電機、燃料電池、複数のバッテリー、又は複数の動力源を備えるハイブリッドシステム、に結合される熱機関（ヒートエンジン）であってよい。

これはまた、同じタイプのエネルギー生産システムを備えるドローンであってよい。このドローンにより、電力生産のために利用可能なより多くの空間及び重量を有することができる。

充電側航空機は、それ自体、電気推進式航空機であってよい。

従来の灯油（ケロシン）の燃料補給の場合のように、動力補給のエリアは、事前に決定され知られていなければならない。結果的に、いかなる理由であろうと再充電の障害の場合の安全性が、少なくとも３つの要因により考慮される：
−再充電の際に残存する電力備蓄（パワーリザーブ）、
−再充電する際の高度、
−再充電エリアにおけるダイバージョンの領域、及びそこに到達するフライト時間の計算に関する完璧な知識。

本発明のシステムは、この目的のため訓練された２名のパイロット、又はこのタスクに適合する自動パイロット機能を要求する。

さらに、本発明のシステムは、急速再充電バッテリーとの関連で設計される。しかしながら、これは、低速再充電バッテリーより低いエネルギー密度を有する。このことは、航空機の重量割当量(budget)がそれにより影響され得ることを意味する。

急速充電バッテリーは、離陸及び上昇(climbing)のような高出力が要求されるフェーズに対処することができる。いったん再充電されると、これらのバッテリーにより、再充電後の飛行を継続することができる。

しかしながら、これらのバッテリーを高エネルギー密度と組み合わせることが可能であるが、この場合、高い電力需要の離陸及び飛行開始フェーズには、低速再充電で、及び他の飛行には、急速再充電バッテリーで行えばよい。

再充電ステップは、その後、急速再充電バッテリーに実行され、これは、離陸に対処するバッテリーより少ないエネルギーを供給しなければならない。

本発明により、実行されるべきミッションに基づいて、バッテリーの選択を最適化することができる。

本発明の実施は、複数のステップにブレークダウンされる：
−再充電される航空機１０が、そのバッテリーの充電の低下状態を検出し、及び最も近接する充電側航空機１にコンタクトする、
−再充電される航空機１０が、動力補給エリアにおけるダイバージョン領域、及びそこに到達するフライト時間の計算に関する完璧な知識を保証する、また、動力補給の際に残存する電力備蓄（パワーリザーブ）をチェックする、
−再充電される航空機１０が、充電側航空機１に接近し、充電側航空機１が、再充電される航空機１０の電磁係止手段(locking)３ｂとの電気的接続のため備えられると共にこの電気的接続に適合する電気ケーブル２を、それにリリースし、
−再充電される航空機１０が、機上搭載バッテリー６を再充電するプロセスを始動し、
−バッテリー６の再充電の終了の際、再充電された航空機１０が、僅かに減速する。ケーブル２に適用される結果として生じる機械的張力により、プラグインコネクタ３ａ、３ｂの間の電磁石の引き付け力(attraction)より大きな力を発現させる(developing)ことによって、電気的接続３ａ、３ｂを、切断することが可能となる。

本発明の電気推進式航空機は、さらに、灯油から電気エネルギーを生成することが可能な機内搭載システムを備える。これは例えば、タービン（ターボ）発電機(turbogenerator)、又は発電機に結合される小型の熱機関（ヒートエンジン）であって、これにより、水素から、例えば燃料電池から、電気エネルギーを生成することができる。このシステムにより、航空機の電力備蓄（パワーリザーブ）(power reserve)を向上させる、又はバッテリーの完全な放電の場合のバックアップ（予備）を提供することができる。しかしながら、これは、搭載重量を増加させ、推進システムの複雑さを増加させる。

現在、バッテリー容量は、２〜４Ｃの再充電率で、２００Ｗｈ／ｋｇのオーダーである。しかしながら、地域用航空機を、１０００Ｗｈ／ｋｇバッテリーで、及び１０Ｃの再充電率で、設計できることを考慮することが可能である。これは、例えば、２ＭＷのエンジン出力及び１．６ＭＷｈのバッテリー容量について、１０％の備蓄（リザーブ）及び６〜７分の再充電時間で、１時間のフライト時間を与えるであろう。

また、超電導温度で動作するケーブル及びエンジンを使用することを想定することができる。

本発明は、全てのタイプの電気推進型の航空機(aircraft)、飛行機(airplanes)、ヘリコプター、ドローンに適用可能である。本発明によれば、顕著には、合理的な寸法のドローンであって、中距離ミッション及び長距離ミッションでさえも対処することができるドローンを提案することが可能となる。しかしながら、この場合、それ自体自動であることの可能な充電側航空機に結合される機上搭載自動システムにより管理される。

Claims (16)

1. 電気推進式航空機（１０）内の機上搭載バッテリー（６）を再充電するシステムであって、
   充電側航空機（１）と、
   前記充電側航空機を前記電気推進式航空機に一時的かつ電気的に接続する手段（２、３ａ、３ｂ、４）と、及び
   前記電気推進式航空機内の充電制御装置（５）と、
   を備えることを特徴とするシステム。
2. 請求項１に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記充電側航空機及び前記一時的接続手段は、前記電気推進式航空機の機上搭載バッテリー（６）への再充電電流に加えて、前記電気推進式航空機のエンジン（７）への電源電流を供給及び輸送することに適合する、
   ことを特徴とするシステム。
3. 請求項１又は２に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記機上搭載バッテリー（６）は、前記再充電システムによる再充電の目標物である急速充電バッテリーを備える、
   ことを特徴とするシステム。
4. 請求項１から３のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記一時的かつ電気的接続手段（２，３ａ、３ｂ、４）は、乱気流に耐えると共に、非常事態及び動力補給の終了時の場合に、安全に分離されるのに適切であるよう設計される、
   ことを特徴とするシステム。
5. 請求項４に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記一時的接続手段は、２つの相補的プラグインコネクタ（３ａ、３ｂ）と、ここで、その一方は、前記充電側航空機からの可撓性ケーブル又はブーム（２）により支えられ、その他方は、前記電気推進式航空機の接合装置（４）により支えられ、
   及び、前記２つのプラグインコネクタを結合する電磁装置と、を備える、
   ことを特徴とするシステム。
6. 請求項１から５のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記充電制御装置は、前記機上搭載バッテリーのパック及びセル（６１）への充電をバランスする回路を備える、
   ことを特徴とするシステム。
7. 請求項１から６のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記充電制御装置は、前記バッテリーを制御する装置であって、
   前記充電の間、前記バッテリーセルの電流、電圧及び温度を監視し、
   セルの過電圧、過充電、又は過度な高温の場合に、前記充電装置から切断することを決定する、又はパイロットに警告してそのようにさせることに適合し、及び、
   それ自体前記バッテリー充電電流を制御するため、前記動力補給航空機の前記充電装置と連通する、
   ことを特徴とするシステム。
8. 請求項１から７のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記充電側航空機は、前記電気推進式航空機の前記推進用バッテリーを再充電するのに適切な電気エネルギー生産システム（１００）を備える、
   ことを特徴とするシステム。
9. 請求項８に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
   前記電気エネルギー生産システム（１００）は、発電機に結合されるヒートエンジンを備える、
   ことを特徴とするシステム。
10. 請求項８又は９に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
    前記電気エネルギー生産システム（１００）は、燃料電池を備える、
    ことを特徴とするシステム。
11. 請求項８から１０のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
    前記電気エネルギー生産システム（１００）は、複数のバッテリー、又は複数の動力源を有するハイブリッドシステムを備える、
    ことを特徴とするシステム。
12. 請求項１から１１のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
    前記充電側航空機は、ドローンである、
    ことを特徴とするシステム。
13. 請求項１から１２のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
    前記電気推進式航空機は、さらに、灯油又は水素から電気エネルギーを生成する機上搭載システムを備える、
    ことを特徴とするシステム。
14. 請求項１から１３のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
    前記充電側航空機（１）と、前記充電側航空機を前記電気推進式航空機へ接続する一時的かつ電気的接続手段（２、３ａ、３ｂ、４）と、及び前記電気推進式航空機内の前記充電制御装置（５）とは、前記機上搭載バッテリーのパックの全てを一度で再充電することに適合する、
    ことを特徴とするシステム。
15. 請求項１から１４のいずれか１項に記載の電気推進式航空機内の機上搭載バッテリーを再充電するシステムであって、
    前記充電側航空機（１）は、それ自体電気推進式である、
    ことを特徴とするシステム。
16. 請求項１から１５のいずれか１項に記載のシステムにより、電気推進式航空機のバッテリーを再充電する方法であって、
    前記電気推進式航空機又はそのパイロットが、そのバッテリーの充電の低下状態を検知し、最も近接する充電側航空機にコンタクトし、
    前記電気推進式航空機又はそのパイロットが、動力補給エリアのダイバージョン領域、そこに到達するフライト時間の計算、及び動力補給の際に残存するパワーリザーブについて完璧な知識を保証し、
    前記電気推進式航空機が、前記充電側航空機に接近し、前記充電側航空機が、電気ケーブルをそれへリリースし、前記充電側航空機が、前記電気推進式航空機の手段に適合する一時的かつ電気的接続手段を備え、
    前記電気推進式航空機と前記充電側航空機との間に電気的接続が確立され、
    前記電気推進式航空機が、その機上搭載バッテリーを再充電するプロセスを始動し、及び、
    前記バッテリーの再充電の終了の際に、前記電気推進式航空機が、前記電気的接続手段の切断及びリリースを指令する、ことを含む
    ことを特徴とする方法。

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