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JP7021054B2 - ハイブリッド飛行体 - Google Patents

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Description

この発明はハイブリッド飛行体に関し、より具体的にはガスタービン・エンジンで駆動される発電機で発電される電力で駆動される複数個のロータを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体に関する。
上記したような垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体の場合、離陸時に複数個のロータの推力がばらつくと、機体が水平方向に急激に移動する結果、地面から離れた瞬間に機体の姿勢が急激に変化する惧れがある。
それを解決すべく、特許文献１記載の技術にあっては、４個の離着陸用の推力エンジンを一方向のみに回動可能なようにジンバル支持すると共に、対となる推力エンジンを機械的なリンク機構で接続して推力エンジンのジャイロ効果を利用することで、姿勢の安定化を意図している。
特開２００６－２９０２５５号公報
特許文献１記載の技術は上記のように構成することで離陸直後の姿勢の安定化を意図しているが、それに止まり、飛行中の姿勢の安定化については何等提案するものではなかった。
従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、ガスタービン・エンジンで発電される電力で駆動されるロータを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、エンジンのジャイロ効果を利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させるようにハイブリッド飛行体を提供することにある。
上記の目的を達成するために、この発明は、例えば、機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する第１の電動機と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機と、前記第１の電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸は、前記機体のヨー軸に平行な方向に取り付けられ、前記制御部は、前記バッテリの蓄電量が所定値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止し、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングするように構成した。
この発明の第１実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す斜視図である。 図１のハイブリッド飛行体の部分側面断面図である。 図１のハイブリッド飛行体の構成要素を全体的に示すブロック図である。 図３の制御部（ＥＣＵ）とセンサ類に焦点をおいて示すブロック図である。 図３の制御部（ＥＣＵ）の動作を示すフロー・チャートである。 図５フロー・チャートの制御を説明する、図３と同様なブロック図である。 図５の飛行動作の処理を詳細に示すサブ・ルーチン・フロー・チャートである。 図１のエンジンの取り付け位置に対応するジャイロ効果を説明する説明図である。 図１のエンジンの取り付け位置に対応するジャイロ効果を説明する説明図である。 図１のエンジンの取り付け位置に対応するジャイロ効果を説明する説明図である。 図７フロー・チャートの処理を説明するブロック図である。 図７フロー・チャートの処理を説明するブロック図である。 図７フロー・チャートの変形例を示す部分フロー・チャートである。 図７フロー・チャートの処理を説明するブロック図である。 この発明の第２実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す、図１と同様の斜視図である。 第２実施形態に係るハイブリッド飛行体の制御部（ＥＣＵ）の動作を示す、図７フロー・チャートと同様のフロー・チャートである。 この発明の第３実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す、図１と同様の斜視図である。 第３実施形態に係るハイブリッド飛行体の制御部（ＥＣＵ）の動作を示す、図７フロー・チャートと同様のフロー・チャートである。 この発明の第４実施形態に係るハイブリッド飛行体のエンジンを概略的に示す模式図である。 同様に第４実施形態に係るハイブリッド飛行体のエンジンを概略的に示す模式図である。 同様に第４実施形態に係るハイブリッド飛行体のエンジンを概略的に示す模式図である。 同様にこの発明の第４実施形態に係るハイブリッド飛行体のエンジンを概略的に示す模式図である。
以下、添付図面に即してこの発明に係るハイブリッド飛行体を実施するための形態について説明する。
（第１実施形態）
図１はこの発明の第１実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す斜視図、図２は図１のハイブリッド飛行体の部分側面断面図、図３は図１のハイブリッド飛行体の構成要素を全体的に示すブロック図である。
図１などにおいて、符号１０はハイブリッド飛行体（以下「飛行体」という）を示し、飛行体１０は、機体１２と、機体１２を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、機体１２に取り付けられるガスタービン・エンジン（以下「ＧＴ」という）１６と、ＧＴ１６の出力軸に接続されて電力を発電する発電機２０と、発電機２０で発電された電力を蓄電するバッテリ２２と、バッテリ２２から電力の供給を受けてロータ１４を駆動する電動機（図で「Ｍ」と示す）２４と、電動機２４による複数個のロータ１４の駆動を調整して飛行を制御する制御部（電子制御ユニットElectronic Control Unit、以下「ＥＣＵ」という）２６とを備えると共に、垂直離着陸(Vertical Take-Off and Landing)可能に構成される。機体１２の底部には接地用のそり３０が取り付けられる。
機体１２の内部にはＧＴ１６などが収容される。飛行体１０は無人型とするが、機体１２に乗員席を設けて有人型としても良い。
複数個のロータ（ファン、プロペラ）１４は取り付け軸３２を介して機体１２に上面視において放射状に取り付けられる２ｎ（ｎ≧２）個、具体的には、ＲＦ（右前）の１４ａ，ＲＲ（右後）の１４ｂ，ＬＦ（左前）の１４ｃ，ＬＲ（左後）の１４ｄの４個から構成される。４個のロータ１４はそれぞれ基部に電動機２４を備え、電動機２４で駆動される。
ロータ１４はヨー軸（Ｚ軸。重力軸）と平行な回転軸線を備えた、公知の形状の１枚ブレードの固定翼からなる。飛行体１０においてロータ１４の個数はｎ＝２（クワッドコプタ）に限られるものではなく、ｎ＝３（ヘキサコプタ）ｎ＝４（オクタコプタ）などであっても良い。
４個のロータ１４は電動機２４によって、例えば１４ａ，１４ｄからなる組をＣＷ（時計方向）に回転させると共に、１４ｂ，１４ｃからなる他方の組をＣＣＷ（反時計方向）に回転させることで、飛行体１０の姿勢を水平に維持するように構成される。
ＧＴ１６は、図２に示すような公知のターボシャフト・エンジンからなり、機体１２に開口された吸気口１６ａから吸入される吸入空気を静翼との間で圧縮するファン動翼からなる圧縮機１６ｂと、その下流に配置される燃焼室１６ｃと、圧縮機１６ｂに接続されて一体に回転するタービン１６ｄとからなる１軸構造を備える。尚、図１と図２で圧縮された吸入空気の排気口１６ｅの機体１２側の開口の図示は省略する。
タービン１６ｄの出力軸（タービン出力軸、即ち、ＧＴ１６の出力軸）１６ｄ１は適宜な減速機構（図示せず）を介して発電機２０に接続され、発電機２０を駆動する。発電機２０はタービン１６ｄの駆動によって電力（交流電力）を発電する。発電機２０で発電された電力はＰＤＵ（パワードライブユニット）（図示せず）のコンバータで直流電力に変換され、バッテリ２２に貯留される。
また、タービン出力軸１６ｄ１は第２の電動機３４に接続され、燃料供給停止時には第２の電動機３４によってＧＴ１６が回転（モータリング（空転））させられるように構成される。図示の如く、ＧＴ１６の出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）は機体１２のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向に取り付けられる（配置される）。
バッテリ２２は電動機２４に接続される。即ち、バッテリ２２からの放電電力はＰＤＵのインバータを介して４個のロータ１４にそれぞれ配置される４個の電動機２４に交流電力として供給される。電動機２４はブラシレスＤＣモータからなり、その三相コイル（図示せず）が順次通電されることで回転する。第２の電動機３４も電動機２４と同様、ブラシレスＤＣモータからなる。
この実施形態に係る飛行体１０において、ＧＴ１６は１００ｋＷ、電動機２４は２０ｋＷ、バッテリ２２は１０ｋＷ程度の電力規模を備える。バッテリ２２は残量ＳＯＣ（State of Charge）を自己診断するＢＭＳ（Battery Management System）２２ａ（図４に示す）を内蔵する。
また、図１に示す如く、機体１２の後方には補助ロータ（外乱発生手段）３６が取り付け軸３６ａを介して取り付けられる。補助ロータ３６はロータ１４より短いブレード３６ｂとそれを回転させる電動機３６ｃとからなり、ヨー軸（Ｚ軸）と平行な回転軸線を備える。補助ロータ３６は、より詳しくは機体１２の重心位置Ｇからロール軸（Ｘ軸）方向で機体１２の後方に所定距離だけ機体１２から離間した位置に配置される。ここで、所定距離は後述するように機体１２に外乱を発生させるに足る距離を意味する。
図４は図３のＥＣＵ２６（制御部）とセンサ類に焦点をおいて示すブロック図である。
ＥＣＵ２６は、図４に示す如く、少なくとも１個のプロセッサ（ＣＰＵ）２６ａとＲＯＭ，ＲＡＭなどの複数個のメモリ２６ｂと、Ｉ／Ｏ２６ｃとを備えるマイクロコンピュータからなり、容器に収容されて適宜位置に配置される。
センサ類について説明すると、ＧＴ１６のタービン出力軸１６ｄ１の付近には回転数センサ４０が配置され、タービン回転数Ｎ１を示す信号を出力する。機体１２に開口された吸気口１６ａの付近には温度センサ４２が配置され、ＧＴ入口温度Ｔ１を示す信号を出力すると共に、燃焼室１６ｃの下流の適宜位置には第２の温度センサ４４が配置され、排ガス温度ＥＧＴを示す信号を出力する。潤滑オイル供給系（図示せず）の適宜位置には第３の温度センサ４６が配置され、潤滑油の温度Ｔｏｉｌを示す信号を出力する。
また、ＥＣＵ２６を収容する容器の内部には圧力センサ５０が配置されて大気圧Ｐ０を示す信号を出力すると共に、吸気口１６ａの付近には第２の圧力センサ５２が配置されてＧＴ入口圧力Ｐ１を示す信号を出力する。
また、機体１２の底部には高度計（ＡＬＴ）５４が配置されて下方にレーザビームなどを放射して得た反射波から飛行体１０の高度ＡＬＴ（altitude）を示す出力を生じると共に、機体１２の適宜位置にはジャイロセンサ５６が配置されて絶対座標軸Ｘ，Ｙ，Ｚ（図１に示す）のヨー軸（Ｚ軸）に対する機体１２の傾斜を示す出力を生じる。
また、機体１２の適宜位置にはＧＰＳ受信機６０が設けられて衛星群から得た受信信号に基づいて飛行体１０の位置を示す出力を生じる。また、機体１２の下方には第１のビジョンセンサ６２が図１に示すように１個下向きに取り付けられて進行方向の撮像画像を出力すると共に、機体１２の後方と側方にも第２のビジョンセンサ６４が複数個取り付けられて後方または側方の撮像画像を出力する。さらに、機体１２の適宜位置には方位計６６が設けられて絶対方位を示す出力を生じると共に、障害物検知センサ７０が設けられて進行方向に超音波信号を放射して反射波から障害物の有無を示す出力を生じる。
また、４個のロータ１４のそれぞれに配置される電動機２４の回転軸の付近には回転数センサ７２が配置され、モータ回転数Ｎｍを示す出力を生じると共に、前記したようにバッテリ２２のＢＭＳ２２ａのＳＯＣを示す出力を生じる。また、そり３０にはＷＯＷ（Weight-on-wheel）センサ７４が配置されて機体１２の着地（着陸）時に着地を示
す出力を生じる。
尚、機体１２の適宜位置にはメインスイッチ８０が設けられ、オペレータ（ユーザ）によってメインスイッチ８０がオンされてＧＴ１６が始動されると共に、バッテリ２２から動作電源が供給されることによってＥＣＵ２６のＣＰＵ２６ａは動作開始する。さらに、ＥＣＵ２６には入力機器８２とディスプレイ８４が接続される。
上記したセンサの出力はＥＣＵ２６に送られる。ＥＣＵ２６はそれらの出力からＧＴ１６の運転状態を検出し、燃焼室１６ｃに供給する燃料の調量によってタービン回転数を増減するなどしてＧＴ１６の運転を制御すると共に、バッテリ２２と電動機２４の動作状態を検出し、電動機２４によるロータ１４の駆動を調整して飛行体１０の飛行を制御する。また、ＥＣＵ２６はＧＰＳ受信機６０の出力から経時的変化から飛行体１０の飛行速度を検出する。
図５はＥＣＵ２６の動作、即ち、この実施形態に係る飛行体１０の動作を示すフロー・チャートである。
先ず、Ｓ１０（Ｓ：処理ステップ）においてオペレータが入力機器８２とディスプレイ８４を通じて入力（指示）した目的地、フライトコースなどのフライトミッションを読み込み、Ｓ１２に進んでＧＴ１６に燃料を供給して駆動する。
次いでＳ１４に進み、離陸可能か否か判断し、否定されるときは以降の処理をスキップする一方、肯定されるときはＳ１６に進み、離陸動作を行う。
離陸動作においては電動機２４の回転でロータ１４を回転させると共に、４個のロータ１４の回転数を均等に増加させるように制御する。
次いでＳ１８に進み、高度計５４の出力に基づき、飛行体１０が所定の高度に達したか、換言すれば離陸動作が完了したか否か判断し、否定されるときはＳ１６に戻る一方、肯定されるときはＳ２０に進み、ＢＭＳ２２ａから検出されるバッテリ２２の残量ＳＯＣが所定値未満か否か判断する。所定値は例えばバッテリ２２の満充電相当値またはその近傍とする。
Ｓ２０で肯定されるときはＳ２２に進んでＧＴ１６の駆動を継続する一方、否定されるときはＳ２４に進み、第２の電動機３４を駆動する。
図６はＳ２０からＳ２４までの制御を説明する、図３と同様なブロック図である。尚、図６などにおいてロータ１４と電動機２４は２個のみ示す。またハッチングはバッテリ２２についてはＳＯＣの程度（残量）を、他の要素については動作していることを示す。
上記した如く、バッテリ２２の残量ＳＯＣが所定値（例えば満充電相当値）以上のとき、ＧＴ１６を停止し、第２の電動機３４を駆動してＧＴ１６を回転（モータリング）させる。これにより、バッテリ２２に充電できない場合でも、ＧＴ１６の回転は継続することから、後述するＧＴ１６のジャイロ効果によって安定性を向上させることができる。
次いでＳ２６に進み、機体１２（即ち、飛行体１０）の飛行動作を行う。
飛行動作においては、ジャイロセンサ５６の出力に基づき、機体１２の姿勢を微調整しつつ、入力された目的地に向けて飛行する。例えば、４個のロータ１４のうち、前部の１４ａ，１４ｃの回転数を低下させると共に、後部の１４ｃ，１４ｄの回転数を上昇させることで飛行方向が制御される。
また、旋回は、例えば右に旋回しようとするときは、４個のロータ１４のうち、右側の２個１４ａ，１４ｂの回転数を低下させると共に、左側の２個１４ｃ、１４ｄの回転数を上昇させ、それによって回転数が高い側のロータ１４の反力で機体１２を所望の方向に旋回させる。尚、旋回の度合いはロータ１４の回転数の増減で調整する。
また、回転制御（ヨー軸回り回転）で、機体１２をＣＣＷに回転させるには、ロータ１４のうちＣＷ回転側のロータ１４ａ，１４ｄの回転数を上昇させると共に、ＣＣＷ側のロータ１４ｂ，１４ｃの回転数を下降させて行う。機体１２をＣＷに回転させるのは上記と逆となる。
図７は図５の飛行動作の処理を詳細に示すサブ・ルーチン・フロー・チャートである。
以下説明すると、Ｓ１００において水平飛行を行っているか否か判断する。これはＳ１０で読み込んだフライトミッションから判断する。
Ｓ１００で肯定されるときはＳ１０２に進み、ジャイロセンサ５６の出力から機体１２の姿勢が安定しているか否か判断し、否定されるときはＳ１０４に進み、ＧＴ１６のタービン回転数Ｎ１を増加（上昇）させ、ＧＴ１６のジャイロ効果によって機体１２の姿勢の安定化を図る。
これについて説明すると、図８Ａから図８ＣはヘリコプタへのＧＴ１６の取り付け（配置）位置に対応するジャイロ効果を説明する説明図、図９はそのＳ１０２，Ｓ１０４の制御を示す図３と同様なブロック図である。
ジャイロ効果は一般には物体が自転運動をするときに姿勢が不安定となり難くなる現象を意味するが、飛行体１０にＧＴ１６を取り付ける（登載する）場合、取り付け位置によってジャイロ効果は相違する。
この実施形態ではＧＴ１６のタービン出力軸（ＧＴ出力軸）１６ｄ１を図８Ａに示す例と同様に機体１２のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向に取り付けたことから、水平安定性（飛行体の水平飛行時の安定性）が増すと共に、タービン回転数Ｎ１を増加（上昇）させることで水平性安定性を一層増すことができる。
また、その場合、外乱入力がピッチ軸回りのトルクの場合、ジャイロモーメントはロール軸回りに発生する。ここで、ジャイロモーメントは外乱が入力されて始めて発生するモーメントであり、具体的には振れ回り運動をしている物体に働く、自転運動と振れ回り運動軸のそれぞれに直交する軸のモーメントを意味する。
従って、ジャイロモーメントを意図的に発生させることでロール軸回りのモーメントを発生させて機体１２の旋回性を向上させることが可能となる。ただし、図８Ａに示す取り付け位置の場合、ヨー軸回りの外乱に弱い欠点を有する。
また、図８Ｂに示すようにＧＴ１６を機体１２のピッチ軸（Ｙ軸）に平行な方向に取り付けた場合、外乱入力がロール軸回りのトルクのとき、ジャイロモーメントはヨー軸回りに発生するため、機体１２の旋回性を向上させることが可能となる。ただし、図８Ｂに示す取り付け位置の場合、ピッチ軸回りの外乱に弱い欠点を有する。
また、図８Ｃに示すようにＧＴ１６を機体１２のロール軸（Ｘ軸）に平行な方向に取り付けた場合、外乱入力がヨー軸回りのトルクの場合、ジャイロモーメントはピッチ軸回りに発生するため、機体１２の旋回性を向上させることが可能となる。ただし、図８Ｃに示す取り付け位置の場合、ロール軸回りの外乱に弱い欠点を有する。
図７フロー・チャートの説明に戻ると、次いでＳ１０６に進み、Ｓ１０で読み込んだフライトミッションから飛行体１０が旋回飛行を行っているか否か判断する。Ｓ１００で否定またはＳ１０２で肯定されるときも同様である。
Ｓ１０６で肯定されるときはＳ１０８に進み、ジャイロ効果を用いた旋回が可能か否か判断し、否定されるときはＳ１１０に進み、ＧＴ１６のタービン回転数Ｎ１を減少（下降）させ、ＧＴ１６のジャイロ効果を低減させることで機体１２の旋回時の姿勢の安定化を図る。
即ち、前記したようにＧＴ１６のタービン出力軸１６ｄ１を機体１２のヨー軸に平行な方向に取り付けた場合、水平安定性が増す結果、それが飛行体１０の旋回時には却って障害となることから、回転数Ｎ１を減少（下降）させることで水平性安定性を低減し、結果として高回転のときに比して旋回時の姿勢の安定性を増加させるようにした。
他方、Ｓ１０８で肯定されてジャイロ効果を用いた旋回が可能と判断されるときはＳ１１２に進み、補助ロータ３６を動作させる。図１０はそのときの処理を示す、図３と同様のブロック図である。次いでＳ１１４に進み、ジャイロ効果を調整するために回転数Ｎ１を調整する。
この場合、補助ロータ３６はピッチ軸（Ｙ軸）回りの外乱トルクとなることから、それとロール軸回りのジャイロモーメントとの合力により、旋回運動を効果的に行うことができる。
尚、図１１に示す如く、Ｓ１１２の処理を変形したＳ１１２ａにおいてロータ１４の駆動で外乱を発生させるようにしても良い。即ち、４個のロータ１４の間で出力差（推力差）が生じるように４個のロータ１４の駆動を制御して外乱を発生させても良い。図１２はその処理を示す、図３と同様なブロック図である。
次いで図５フロー・チャートに戻り、Ｓ２８に進み、ＧＰＳ受信機６０の出力に基づき、目的地の上空に到達したか否か判断し、否定されるときはＳ２６に戻る一方、肯定されるときはＳ３０に進み、機体１２（飛行体１０）の着陸動作に移行する。
機体１２の着陸動作は、４個のロータ１４の全ての回転数を徐々に低下させることで行う。この処理はＳ３２でＷＯＷセンサ７４の出力から着地と判断されるまで行う。
この実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。
（第２実施形態）
図１３はこの発明の第２実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す、図１と同様の斜視図である。
第１実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第２実施形態にあっては、ＧＴ１６の出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）を機体１２のピッチ軸（Ｙ軸）と平行な方向に取り付けた。即ち、図８Ｂに示す例と同様にＧＴ１６の出力軸を取り付けた。また、補助ロータ３６を回転軸が図示の位置に配置した。
図１４は第２実施形態のＥＣＵ２６の動作を示す、図７フロー・チャートと同様のフロー・チャートである。
以下説明すると、Ｓ２００において水平飛行を行っているか否か判断し、肯定されるときはＳ２０２に進み、ジャイロセンサ５６の出力から機体１２の姿勢が安定しているか否か判断する。S２０２で否定されるときはＳ２０４に進み、ＧＴ１６のタービン回転数Ｎ１を増加（上昇）させ、ＧＴ１６のジャイロ効果によって機体１２の姿勢の安定化を図る。
次いでＳ２０６に進み、Ｓ１０で読み込んだフライトミッションから飛行体１０が旋回飛行を行っているか否か判断する。Ｓ２００で否定あるいはＳ２０２で肯定されるときも同様である。
Ｓ２０６で肯定されるときはＳ２０８に進み、ジャイロ効果を用いた旋回が可能か否か判断し、否定されるときはＳ２１０に進み、ＧＴ１６のタービン回転数Ｎ１を減少（下降）させ、ＧＴ１６のジャイロ効果を低減させることで機体１２の旋回時の姿勢の安定化を図る。
即ち、ＧＴ１６のタービン出力軸１６ｄ１を機体１２のピッチ軸に平行な方向に取り付けた場合、水平安定性が増す結果、それが飛行体１０の旋回時には却って障害となることから、回転数Ｎ１を減少（下降）させることで水平性安定性を低減し、結果として高回転のときに比して旋回時の姿勢の安定性を増加させる。
他方、Ｓ２０８で肯定されてジャイロ効果を用いた旋回が可能と判断されるときはＳ２１２に進み、補助ロータ３６を動作させる。次いでＳ２１４に進み、ジャイロ効果を調整するために回転数Ｎ１を調整する。この場合、補助ロータ３６はロール軸（Ｘ軸）回りの外乱トルクとなることから、それとヨー軸回りのジャイロモーメントとの合力により、旋回運動を効果的に行うことができる。
尚、第２実施形態においても第１実施形態と同様にロータ１４の駆動で外乱を発生させるようにしても良い。即ち、４個のロータ１４の間で出力差（推力差）が生じるように４個のロータ１４の駆動を制御して外乱を発生させても良い。
次いで図５フロー・チャートに戻り、Ｓ２８に進み、ＧＰＳ受信機６０の出力に基づき、目的地の上空に到達したか否か判断し、否定されるときはＳ２６に戻る一方、肯定されるときはＳ３０に進み、機体１２（飛行体１０）の着陸動作に移行する。
第２実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。
（第３実施形態）
図１５はこの発明の第３実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す、図１と同様の斜視図である。従前の実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第３実施形態にあっては、ＧＴ１６の出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）を機体１２のロール軸（Ｘ軸）と平行な方向に取り付けた。即ち、図８Ｃに示すようにＧＴ１６の出力軸を取り付けた。また、補助ロータ３６を図示の位置に配置した。
図１６は第３実施形態のＥＣＵ２６の動作を示す、図７フロー・チャートと同様のフロー・チャートである。
以下説明すると、Ｓ３００において水平飛行を行っているか否か判断し、肯定されるときはＳ３０２に進み、ジャイロセンサ５６の出力から機体１２の姿勢が安定しているか否か判断する。S３０２で否定されるときはＳ３０４に進み、ＧＴ１６のタービン回転数Ｎ１を増加（上昇）させ、ＧＴ１６のジャイロ効果によって機体１２の姿勢の安定化を図る。
次いでＳ３０６に進み、Ｓ１０で読み込んだフライトミッションから飛行体１０が旋回飛行を行っているか否か判断する。Ｓ３００で否定あるいはＳ３０２で肯定されるときも同様である。
Ｓ３０６で肯定されるときはＳ３０８に進み、ジャイロ効果を用いた旋回が可能か否か判断し、否定されるときはＳ３１０に進み、ＧＴ１６のタービン回転数Ｎ１を減少（下降）させ、ＧＴ１６のジャイロ効果を低減させることで機体１２の旋回時の姿勢の安定化を図る。
即ち、前記したように補助ロータＧＴ１６のタービン出力軸１６ｄ１を機体１２のロール軸に平行な方向に取り付けた場合、水平安定性が増す結果、それが飛行体１０の旋回時には却って障害となることから、回転数Ｎ１を減少（下降）させることで水平性安定性を低減し、結果として高回転のときに比して旋回時の姿勢の安定性を増加させる。
他方、Ｓ３０８で肯定されてジャイロ効果を用いた旋回が可能と判断されるときはＳ３１２に進み、補助ロータ３６を動作させる。次いでＳ３１４に進み、ジャイロ効果を調整するために回転数Ｎ１を調整する。この場合、補助ロータ３６はヨー軸（Ｚ軸）回りの外乱トルクとなることから、それとピッチ軸回りのジャイロモーメントとの合力により、旋回運動を効果的に行うことができる。
図１５に示す如く、第３実施形態では補助ロータ３６は機体１２の重心位置Ｇからピッチ軸（Ｙ軸）方向（機体１２の側方）に所定距離だけ機体１２から離間した位置に配置され、補助ロータ３６のブレード３６ｂの回転軸線はロール軸（Ｘ軸）と平行にされる。
即ち、図８Ｃに示す例のようにＧＴ１６を機体１２のロール軸に平行な方向に取り付けた場合、外乱入力がヨー軸回りのトルクの場合、ジャイロモーメントはピッチ軸回りに発生するため、それらの合成モーメントによって機体１２の旋回性を向上させることが可能となる。
次いで図５フロー・チャートに戻り、Ｓ２８に進み、ＧＰＳ受信機６０の出力に基づき、目的地の上空に到達したか否か判断し、否定されるときはＳ２６に戻る一方、肯定されるときはＳ３０に進み、機体１２（飛行体１０）の着陸動作に移行する。
第３実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。
（第４実施形態）
図１７Ａから図１７Ｃと図１８はこの発明の第４実施形態に係るハイブリッド飛行体のＧＴ１６を概略的に示す模式図である。
従前の実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第４実施形態にあっては、ＧＧＴ１６の出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）の取り付け（配置）位置を、機体１２のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向と機体のピッチ軸（Ｙ軸）に平行な方向との間、または機体１２のヨー軸に平行な方向と機体１２のロール軸（Ｘ軸）もしくはピッチ軸に平行な方向との間のいずれかで切り替える切り替え機構９０を備えると共に、ＥＣＵ２６は、飛行の状態に応じて切り替え機構９０を介してＧＴ１６の出力軸の取り付け位置を切り替えるように構成した。
以下説明すると、切り替え機構９０は、ＧＴ１６（より詳しくはそのケーシング（外殻））と機体１２の静止部（壁面など）１２ｅの間に架設される軸体９０ａに取り付けられる第１歯車９０ｂと、第１歯車９０ｂに噛合すると共に、それより歯数の少ない（減速用の）第２歯車９０ｃと、第２歯車９０ｃに取り付けられる電動機９０ｄとを備える。軸体９０ａは静止部１２ｅに穿設される凹部内にベアリング９０ｅによって回転自在に軸支される。
図１７Ａは切り替え機構９０をピッチ軸（Ｙ軸）方向から見たとき、図１７Ｂはそれをロール軸（Ｘ軸）方向から見たときの説明図であり、図１７Ｃは図１７Ａの第１歯車９０ｂ付近の拡大図である。
図１８に示す如く、ＧＴ１６の出力軸は図８Ａのヨー軸（Ｚ軸）と平行に位置させるのを基本とする一方、ＥＣＵ２６は飛行状態に応じて切り替え機構９０を動作させ、ＧＴ１６の出力軸をピッチ軸（Ｙ軸）またはロール軸（Ｘ軸）と平行な位置、またはその中間の任意な位置に切り替えて旋回飛行時の姿勢安定化を図る。
尚、残余の構成は従前の実施形態と異ならない。従って、図示は省略するが、第４実施形態においてもバッテリ２２の蓄電量が上限値に到達したとき、ＧＴ１６への燃料供給を停止し、バッテリ２２から第２の電動機３４に電力を供給して第２の電動機３４でＧＴ１６をモータリングすること、または機体１２に外乱を発生させる補助ロータ３６を備えることは、同様である。
第４実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。 尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。
上記した如く、この発明の第１実施形態にあっては、機体１２と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）に接続されて電力を発電する発電機２０と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリ２２と、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する電動機２４と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部（ＥＣＵ）２６とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体１０において、前記ガスタービン・エンジン１６の出力軸を前記機体１２のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向に取り付ける（図１）ように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。
また、前記ガスタービン・エンジン１６の出力軸に接続される第２の電動機３４を備え、前記制御部２６は、前記バッテリ２２の蓄電量が所定値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジン１６への燃料供給を停止し、前記バッテリ２２から前記第２の電動機３４に電力を供給して前記第２の電動機３４で前記ガスタービン・エンジン１６をモータリングするように構成したので、上記した効果に加え、ＧＴ１６の停止後でもジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用することができる。
また、前記制御部２６は、前記飛行が水平飛行であるとき、前記ガスタービン・エンジン１６のエンジン回転数（タービン回転数）が予め設定された値以上に増加するように前記ガスタービン・エンジン１６の動作を制御（図５のＳ２６、図７のＳ１０２，Ｓ１０４）するように構成したので、水平飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
また、前記制御部２６は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記ガスタービン・エンジン１６のエンジン回転数（タービン回転数）が減少するように前記ガスタービン・エンジンの動作を制御する（図５のＳ２６、図７のＳ１０６からＳ１１０）ように構成したので、旋回飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
また、前記機体１２に外乱を発生させる外乱発生手段（補助ロータ）３６を備えると共に、前記制御部２６は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記外乱発生手段を動作させる（図５のＳ２６、図７のＳ１０６からＳ１１４）ように構成したので、旋回飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
また、前記制御部２６は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記複数個のロータ１４の出力の間に所定の差が生じるように前記複数個のロータ１４の駆動を調整する（図５のＳ２６、図１１のＳ１１２ａ）ように構成したので、旋回飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
また、この発明の第２実施形態にあっては、機体１２と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）に接続されて電力を発電する発電機２０と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリ２２と、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する電動機２４と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部（ＥＣＵ）２６とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体１０において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸を前記機体のピッチ軸（Ｙ軸）に平行な方向に取り付けると共に、前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段（補助ロータ）３６を備え、前記制御部は、前記飛行の状態に応じて前記外乱発生手段を動作させる（図５のＳ２６、図１４のＳ２０６からＳ２１０）ように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して旋回飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。
また、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機３４を備え、前記制御部２６は、前記バッテリ２２の蓄電量が上限値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジン１６への燃料供給を停止し、前記バッテリ２２から前記第２の電動機３４に電力を供給して前記第２の電動機３４で前記ガスタービン・エンジン１６をモータリングするように構成したので、上記した効果に加え、ＧＴ１６の停止後でもジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用することができる。
前記制御部２６は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記外乱発生手段３６を動作させるように構成したので、旋回飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
また、この発明の第３実施形態にあっては、機体１２と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）に接続されて電力を発電する発電機２０と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリ２２と、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する電動機２４と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部（ＥＣＵ）２６とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体１０において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸を前記機体１２のロール軸（Ｘ軸）に平行な方向に取り付けると共に（図８Ｃ）、前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段（補助ロータ）３６を備え、前記制御部は、前記飛行の状態に応じて前記外乱発生手段を動作させる（図５のＳ２６、図１６のＳ３０６からＳ３１０）ように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して旋回飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。
また、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機３４を備え、前記制御部２６は、前記バッテリ２２の蓄電量が上限値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジン１６への燃料供給を停止し、前記バッテリ２２から前記第２の電動機３４に電力を供給して前記第２の電動機３４で前記ガスタービン・エンジン１６をモータリングするように構成したので、上記した効果に加え、ＧＴ１６の停止後でもジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用することができる。
また、前記制御部２６は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記外乱発生手段３６を動作させるように構成したので、旋回飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
また、この発明の第４実施形態にあっては、機体１２と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）に接続されて電力を発電する発電機２０と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリ２２と、前記バッテリから電力の供給を受けて前記ロータを駆動する電動機２４と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部（ＥＣＵ）２６とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体（１０）において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸の取り付け（配置）位置を、前記機体のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向と前記機体のピッチ軸（Ｙ軸）に平行な方向との間、または前記機体のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向と前記機体のロール軸（Ｘ軸）もしくはピッチ軸（Ｙ軸）に平行な方向との間のいずれかで切り替える切り替え機構９０を備えると共に、前記制御部２６は、前記飛行の状態に応じて前記切り替え機構９０を介して前記ガスタービン・エンジンの出力軸の取り付け位置を切り替えるように構成したので、ＧＴ１６のジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用して飛行中の姿勢を効果的に安定させることができる。
また、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機３４を備え、前記制御部２６は、前記バッテリ２２の蓄電量が上限値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジン１６への燃料供給を停止し、前記バッテリ２２から前記第２の電動機３４に電力を供給して前記第２の電動機３４で前記ガスタービン・エンジン１６をモータリングするように構成したので、上記した効果に加え、ＧＴ１６の停止後でもジャイロ効果またはジャイロモーメントを利用することができる。
また、前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段（補助ロータ）３６を備え、前記制御部２６は、前記飛行の状態に応じて前記外乱発生手段を動作させるように構成したので、飛行時の姿勢を一層安定させることができる。
尚、上記において発電機２０と電動機２４と第２の電動機３４は、発電機としても電動機としても動作可能な発電電動機であっても良い。
１０ ハイブリッド飛行体（飛行体）、１２ 機体、１４，１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ ロータ、１６ ガスタービン・エンジン（ＧＴ）、１６ａ 吸気口、１６ｂ 圧縮機、１６ｃ 燃焼室、１６ｄ タービン、１６ｄ１ タービン出力軸（出力軸）、２０ 発電機、２２ バッテリ、２４ 電動機（Ｍ）、２６ 電子制御ユニット（ＥＣＵ。制御部）、３０ そり、３２ 取り付け軸、３４ 第２の電動機、３６ 補助ロータ、４０ 回転数センサ、４２，４４，４６ 温度センサ、５０，５２ 圧力センサ、５４ 高度計（ＡＬＴ）、５６ ジャイロセンサ、６０ ＧＰＳ受信機、６２，６４ ビジョンセンサ、７０ 障害物検知センサ、７２ 回転数センサ、８０ メインスイッチ、８２ 入力機器、８４ ディスプレイ

Claims (14)

  1. 機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する第１の電動機と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機と、前記第１の電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、
    前記ガスタービン・エンジンの出力軸は、前記機体のヨー軸に平行な方向に取り付けられ、
    前記制御部は、前記バッテリの蓄電量が所定値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止し、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングすることを特徴とするハイブリッド飛行体。
  2. 前記制御部は、前記飛行が水平飛行であるとき、前記ガスタービン・エンジンのエンジン回転数が予め設定された値以上に増加するように前記ガスタービン・エンジンの動作を制御することを特徴とする請求項１に記載のハイブリッド飛行体。
  3. 前記制御部は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記ガスタービン・エンジンのエンジン回転数が減少するように前記ガスタービン・エンジンの動作を制御することを特徴とする請求項１または２に記載のハイブリッド飛行体。
  4. 前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段を備えると共に、前記制御部は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記外乱発生手段を動作させることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のハイブリッド飛行体。
  5. 前記制御部は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記複数個のロータの出力の間に所定の差が生じるように前記複数個のロータの駆動を調整することを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載のハイブリッド飛行体。
  6. 機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する電動機と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸を前記機体のピッチ軸に平行な方向に取り付けると共に、前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段を備え、前記制御部は、前記飛行の状態に応じて前記外乱発生手段を動作させることを特徴とするハイブリッド飛行体。
  7. 前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機を備え、前記制御部は、前記バッテリの蓄電量が上限値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止し、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングすることを特徴とする請求項６に記載のハイブリッド飛行体。
  8. 前記制御部は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記外乱発生手段を動作させることを特徴とする請求項６または７に記載のハイブリッド飛行体。
  9. 機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動する電動機と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸を前記機体のロール軸に平行な方向に取り付けると共に、前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段を備え、前記制御部は、前記飛行の状態に応じて前記外乱発生手段を動作させることを特徴とするハイブリッド飛行体。
  10. 前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機を備え、前記制御部は、前記バッテリの蓄電量が上限値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止し、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングすることを特徴とする請求項９に記載のハイブリッド飛行体。
  11. 前記制御部は、前記飛行が旋回飛行であるとき、前記外乱発生手段を動作させることを特徴とする請求項９または１０に記載のハイブリッド飛行体。
  12. 機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられるガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記ロータを駆動する電動機と、前記電動機による複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、前記ガスタービン・エンジンの出力軸の取り付け位置を、前記機体のヨー軸に平行な方向と前記機体のピッチ軸に平行な方向との間、または前記機体のヨー軸に平行な方向と前記機体のロール軸もしくはピッチ軸に平行な方向との間のいずれかで切り替える切り替え機構を備えると共に、前記制御部は、前記飛行の状態に応じて前記切り替え機構を介して前記ガスタービン・エンジンの出力軸の配置位置を切り替えることを特徴とするハイブリッド飛行体。
  13. 前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続される第２の電動機を備え、前記制御部は、前記バッテリの蓄電量が上限値に到達したとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止し、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングすることを特徴とする請求項１２に記載のハイブリッド飛行体。
  14. 前記機体に外乱を発生させる外乱発生手段を備え、前記制御部は、前記飛行の状態に応じて前記外乱発生手段を動作させることを特徴とする請求項１２または１３に記載のハイブリッド飛行体。
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