JP7049234B2 - ハイブリッド飛行体 - Google Patents

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、あるいはガスタービン・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ハイブリッド飛行体に関する。

上記したようなハイブリッド飛行体としては特許文献１記載の技術が知られている。特許文献１記載の技術では、ガスタービン・エンジンで発生する高圧ガスをタービンで回転として取り出し、取り出した回転に基づいてロータを直接に、あるいは取り出した回転で発電機を駆動した得た電力に基づいて駆動するように構成している。

米国特許出願公開第２００９／０１４５９９８号明細書

特許文献１記載の技術は、ガスタービン・エンジンで生成される高圧ガス（エネルギ）をタービンで回転として取り出して、あるいは発電機を駆動した得た電力でロータを駆動するように構成しているが、この高圧ガスはタービンの回転として取り出す以外は排気するだけとなり、熱効率の点で課題を残していた。

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・エンジンで駆動、あるいはガスタービン・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ハイブリッド飛行体において、ガスタービン・エンジンから生成される高圧ガスの熱効率を向上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、複数の翼を有する機体と、前記複数の翼のそれぞれに設けられた環状のナセルと、前記ナセルに収容され、前記機体のヨー軸と平行な回転軸を有し、前記機体を推進させる推進力を生じるロータと、前記機体に取り付けられると共に、圧縮機と前記圧縮機と一体に回転する第１タービンとからなるガスタービン・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、前記バッテリと前記ロータの回転軸に接続され、前記バッテリから電力の供給を受けるとき前記ロータを駆動する一方、前記ロータで駆動されるとき電力を発電するモータ・ジェネレータと、前記ガスタービン・エンジンと独立に、前記ナセルの内部に設けられ、前記ガスタービン・エンジンから出力される高圧ガスを供給されるとき前記ロータを駆動する第２タービンと、を備え、前記第２タービンは、前記ナセルの内壁に形成された複数の静翼と、前記複数の静翼に対向して配置された複数の動翼と、を有するチップタービンからなり、前記ナセルの内部には、前記第２タービンより上方に環状のダクトが形成され、前記ダクトには、前記高圧ガスを抽気する抽気路と、前記複数の静翼に向けて下方に開口する複数の噴出口と、が設けられる如く構成した。

この発明の第１実施形態に係るハイブリッド飛行体を全体的に示す斜視図である。 図１のハイブリッド飛行体の機体に収容されるガスタービン・エンジンなどの説明断面図である。 図２のハイブリッド飛行体のガスタービン・エンジンを含む構成要素を全体的に示すブロック図である。 図２の第２タービンなどの説明断面図である。 図４の第２タービン付近の説明平面図である。 図４の第２タービンなどの部分拡大説明図である。 図４の第２タービンへのガスタービン・エンジンからの抽気などを示す説明図である。 図３のＥＣＵとセンサ類に焦点をおいて示すブロック図である。 図８のＥＣＵ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。 図１の飛行体の離着陸時と旋回時の動作を説明する、図３と同様のブロック図である。 図１の飛行体のクルーズ時の動作を説明する、図３と同様のブロック図である。 図１の飛行体のバッテリ電力のみでの飛行時の動作を説明する、図３と同様のブロック図である。 この発明の第２実施形態に係るハイブリッド飛行体を示す、ガスタービン・エンジンなどの説明断面図である。

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全体的に示す斜視図、図２は図１のハイブリッド飛行体の機体に収容されるガスタービン・エンジンなどの説明断面図、図３は図２のハイブリッド飛行体のガスタービン・エンジンを含む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４個（複数個）のロータ（ファン、プロペラ）１４と、機体１２に取り付けられると共に、圧縮機とそれと一体に回転する第１タービン１６ｂとからなるガスタービン・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とロータ１４の回転軸に接続される４個（複数個）のモータ・ジェネレータ（図に「Ｍ／Ｇ」と示す）２４とを備えると共に、ＧＴ１６と独立に設けられ、ＧＴ１６から出力される高圧ガスを供給されるときロータ１４を駆動する第２タービン２６を備えるように構成される。

機体１２は図１に示すように有翼機形状を備え、大略長円形状を呈すると共に、比較的短小の主翼１２ａと、主翼１２ａより長い水平尾翼１２ｂと、水平尾翼１２ｂの後端付近で屹立する垂直尾翼１２ｃとを備える。

主翼１２ａと水平尾翼１２ｂの翼には４個の環状のナセル１２ｄが配置され、その内側に上記したＧＴ１６とモータ・ジェネレータ２４で駆動される４個のロータ１４がそれぞれ１個ずつ収容される。機体１２の中央付近には前方側の操縦席と後方の乗員席からなる前後併せて４席の座席が設けられる。飛行体１０は垂直離着陸(Vertical Take-Off and Landing)可能に構成される。

４個のロータ１４は主翼１２ａと水平尾翼１２ｂに形成され、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。４個のロータ１４は具体的にはＲＦ（右前）の１４ａ，ＲＲ（右後）の１４ｂ，ＬＦ（左前）の１４ｃ，ＬＲ（左後）の１４ｄから構成される。尚、ロータ１４の個数は２ｎ（ｎ≦２）とするとき、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。

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、圧縮機１６ａと圧縮機１６ａと一体に回転するタービン（第１タービン）１６ｂと、その間に形成される燃焼室１６ｃとからなる。図１に示す如く、ＧＴ１６の出力軸（タービン出力軸１６ｂ１）は機体１２のロール軸（Ｘ軸）に平行な方向に取り付けられる（配置される）。

圧縮機１６ａは、機体１２に開口された吸気口（図示せず）から吸入される吸入空気を圧縮する静翼１６ａ１と動翼１６ａ２を備える。圧縮機１６ａとタービン１６ｂは接続され、燃焼室１６ｃでの燃料の燃焼によって生成される高圧ガスによって一体に回転する。生成された高圧ガスは機体１２に開口された排気口（図示せず）から機体１２の外部に放出される。

タービン１６ｂの出力軸（タービン出力軸、即ち、ＧＴ１６の出力軸）１６ｂ１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１６ｂ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。バッテリ２２から出力される放電電力はＰＤＵのインバータを介して交流に変換され、４個のロータ１４にそれぞれ配置される４個のモータ・ジェネレータ２４に交流電力を供給する。

モータ・ジェネレータ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してロータ１４を駆動する一方、ロータ１４で駆動されるとき、電力を発電する。モータ・ジェネレータ２４で発電された電力はＰＤＵを介してバッテリ２２に貯留される。図３ではロータ１４は２個のみ示す。

第２タービン２６は具体的には、ＧＴ１６の圧縮機１６ａの静翼１６ａ１の付近から抽気される高圧ガスを供給されて動作するチップタービン２６ａからなる。

図４はチップタービン２６ａなどの説明断面図、図５はチップタービン２６ａの付近の説明平面図、図６はチップタービン２６ａの部分拡大説明図、図７はチップタービン２６ａへのＧＴ１６からの抽気などを示す説明図である。

図示の如く、チップタービン２６ａは、ロータ１４を収容する環状のナセル１２ｄ内に収容される。即ち、チップタービン２６ａは、ロータ１４を収容する環状のナセル１２ｄの内部に配置されると共に、ナセル１２ｄの内壁に形成される静翼２６ａ１と、静翼２６ａ１に対向してロータ１４の先端に形成されるシュラウド１４ｅとの間に配置される動翼２６ａ２で構成される。

また、図４～図７に示す如く、ナセル１２ｄの内周には環状のダクト１２ｄ１が形成され、ダクト１２ｄ１はＧＴ１６の圧縮機１６ａの静翼１６ａ１の付近で開口する噴出口２６ａ３と、圧縮機１６ａから生成される高圧ガスを抽気する抽気路２６ａ４が設けられ、よって抽気された高圧ガスが抽気路２６ａ４を通って噴出口２６ａ３から噴出するように構成される。

それにより、チップタービン２６ａは、ＧＴ１６の圧縮機１６ａの動翼１６ａ２で生成される高圧ガスを抽気路２６ａ４と噴出口２６ａ３を介して供給されるとき、ＧＴ１６の圧縮機１６ａの回転に伴って（圧縮機１６ａの回転につれて）回転してロータ１４を駆動する。チップタービン２６ａの静翼２６ａ１と動翼２６ａ２は４０個程度の複数個からなる。

図４に示す如く、モータ・ジェネレータ２４の出力は減速機３０とクラッチ３２とを介して対応するロータ１４に入力されると共に、チップタービン２６ａの出力も対応するロータ１４に直接与えられる。

図３の説明に戻ると、飛行体１０は、操縦席に設置されたＦＡＤＥＣ（Full Authority Digital Electronic Control。図示せず）からの出力に応じてＧＴ１６とモータ・ジェネレータ２４によるロータ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）３６を備える。

図８は図３のＥＣＵ（制御部）３６とセンサ類に焦点をおいて示すブロック図である。

ＥＣＵ３６は、図８に示す如く、少なくとも１個のプロセッサ（ＣＰＵ）３６ａとＲＯＭ，ＲＡＭなどの複数個のメモリ３６ｂと、Ｉ／Ｏ３６ｃ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１６ｂ１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、ＥＣＵ３６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、ＧＴ１６の吸気口の付近には第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には高度計（ＡＬＴ）５４が配置されて飛行体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Ｚ軸（ヨー軸）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。４個のロータ１４のそれぞれに配置されるモータ・ジェネレータ２４の回転軸の付近には回転数センサ６２が配置され、モータ・ジェネレータ２４の回転数Ｎｍを示す出力を生じると共に、バッテリ２２はＢＭＳ（Battery Management System）２２ａを備え、ＢＭＳ２２ａはＳＯＣ（State of Charge）を示す出力を生じる。

上記したセンサの出力はＥＣＵ３６とＦＡＤＥＣ（図示せず）に送られる。ＥＣＵ３６は、ＦＡＤＥＣを通じて送られる操縦者の指令に従って第２タービン２６（チップタービン２６ａ）の運転状態を検出してロータ１４の駆動を制御すると共に、必要に応じてモータ・ジェネレータ２４によって第２タービン２６によってロータ１４の駆動をアシストして飛行体１０の飛行を制御する。

図９はＥＣＵ３６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、図１０から図１２は飛行体１０の離着陸時と旋回時、クルーズ時およびバッテリ電力のみでの飛行時の動作を示す、図３と同様のブロック図である。

先ず、Ｓ１０（Ｓ：処理ステップ）において操縦者が入力（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。

飛行体１０においては４個のロータ１４がチップタービン２６ａ（第２タービン２６）あるいはそれに加えてモータ・ジェネレータ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。

離陸動作においては、必要な揚力を得るため、図１０に示す如く、第２タービン２６に加え、モータ・ジェネレータ２４の回転でアシストして、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。

尚、前記した図１０から図１２までにおいてハッチングは、バッテリ２２についてはＳＯＣの程度を示す。また要素（機器）間が太線で結ばれる場合は駆動力が送られることを、細線で結ばれる場合は送られないことを示す。前記した如く、ロータ１４は２個のみ示す。

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、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、操縦者の指令に従い、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１４ｂ，１４ｄの回転数を上昇させることで飛行方向が制御される。

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ようにロータ１４の駆動を制御する。

具体的には、図１０に示す如く、回転数を増加させる側のロータ１４には、チップタービン２６ａの出力に加え、モータ・ジェネレータ２４の回転を加えるように制御する。旋回の度合いはモータ・ジェネレータ２４によるロータ１４の回転数の増減で調整する。これにより、ロータ１４を効果的に駆動することができる。

尚、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のうち例えば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。

また、図１１に示す如く、低速度で直進するクルーズモードの場合、ロータ１４の駆動力は旋回時や離陸時に比して低減することから、モータ・ジェネレータ２４の駆動を停止し、第２タービン２６（チップタービン２６ａ）のみでロータ１４を駆動する。これにより、エネルギ効率を向上させることができる。

また、飛行体１０は主翼１２ａと水平尾翼１２ｂなどを備える有翼機形状を備え、短時間であれば空中を滑降可能に構成される。従って、図１２に示す如く、ＧＴ１６の駆動を停止し、バッテリ２２に貯留した電力でモータ・ジェネレータ２４のみでロータ１４を駆動することも可能である。これにより、同様にエネルギ効率を向上させることができる。

図９ロー・チャートに戻ると、次いでＳ２２に進み、ＧＰＳ受信機６０などの出力に基づき、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Ｓ２０に戻る一方、肯定されるときはＳ２４に進み、着陸動作に移行する。

着陸動作は、Ｓ２６でＷＯＷセンサ（図示せず）などの出力から着地と判断されるまで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。具体的には、図１０に示す如く、ロータ１４でモータ・ジェネレータ２４を駆動して回生（発電）させることで回転数を低下させる。

ここで、図３に戻り、ＧＴ１６とチップタービン２６ａ（第２タービン２６）の間に配置される熱交換器８０について説明する。

このように熱交換器８０を図示の位置に配置することで、ＧＴ１６で生成される高圧ガスの温度を冷却しつつチップタービン２６ａに供給することになり、チップタービン２６ａの環状シュラウド１４ｅなどの熱負荷を低減することができる。

また、熱交換された高熱をＧＴ１６の圧縮機１６ａの上流に還流することで、ＧＴ１６の燃焼室１６ｃの燃焼を促進することができ、その分だけ燃料の使用を節約することが可能となる。

この実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ１６で駆動、あるいはＧＴ１６で駆動される発電機２０で発電される電力で駆動される複数個のロータ１４を備えたハイブリッド飛行体１０において、ＧＴ１６と独立に設けられた第２タービン２６（チップタービン２６ａ）を備える如く構成したので、ＧＴ１６から生成される高圧ガスの熱効率を向上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模式的に示す、図２と同様のＧＴ１６などの説明断面図である。

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、第２タービン２６としてＧＴ１６から排出される排ガスで駆動されるタービン２６ｂを用いるようにした。タービン２６ｂは発電機２０の駆動系と独立に配置され、ＧＴ１６のタービン１６ｂの下流から導入路１６ｂ２を介して導入される排ガスで駆動されてロータ１４を駆動可能なタービンなどからなる。

第２実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ１６で駆動、あるいはＧＴ１６で駆動される発電機２０で発電される電力で駆動される複数個のロータ１４を備えたハイブリッド飛行体１０において、ＧＴ１６と独立に設けられた第２タービン２６（タービン２６ｂ）を備える如く構成したので、同様に、ＧＴ１６から生成される高圧ガスの熱効率を向上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、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と共に、圧縮機１６ａと前記圧縮機と一体に回転する第１タービン１６ｂとからなるガスタービン・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１６ｂ１）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、前記バッテリと前記ロータの回転軸に接続され、前記バッテリから電力の供給を受けるとき前記ロータを駆動する一方、前記ロータで駆動されるとき電力を発電するモータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）２４とを備えた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（ＧＴ）１６と独立に設けられ、前記ガスタービン・エンジンから出力される高圧ガスを供給されるとき前記ロータ１４を駆動する第２タービン２６（チップタービン２６ａ、タービン２６ｂ）を備えるように構成したので、ＧＴ１６から生成される高圧ガスの熱効率を向上させることができる。

また、前記第２タービン２６が、前記複数個のロータ１４を収容する環状のナセル１２ｄの内部に配置されると共に、前記ナセルの内壁に形成される静翼２６ａ１と、それに対向して配置される動翼２６ａ２とを備え、前記ガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６の圧縮機１６ａから出力される高圧ガスを抽気路２６ａ４を介して供給されるとき、前記ガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６の圧縮機１６ａの回転に伴って（回転につれて）回転して前記ロータ１４を駆動する複数個のチップタービン２６ａからなる如く構成したので、ＧＴ１６から生成される高圧ガスの熱効率を一層向上できると共に、機械ロスが減少することで燃費効率も向上させることができる。

また、前記ガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６と前記第２タービン２６の間に熱交換器８０を配置する如く構成したので、ＧＴ１６から生成される高圧ガスの熱効率を一層向上できると共に、燃料を節約することができて燃費効率も一層向上させることができる。

また、前記ガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６とモータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）２４６の動作を検出する検出手段（センサ４０など）と、前記検出手段の出力に基づいて前記ガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６とモータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）２４の動作を調整して飛行を制御する制御部（ＥＣＵ）３６とを備える如く構成したので、上記した効果に加え、飛行体１０の飛行を適切に制御することができる。

また、前記制御部（ＥＣＵ）３６は、前記飛行が離着陸であるとき、前記モータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）２４を動作させる如く構成したので、上記した効果に加え、燃費効率を一層向上させることができる。

尚、上記において飛行体１０は有人型としたが、無人型であっても良い。また、発電機２０はモータ・ジェネレータであっても良い。

１０ ハイブリッド飛行体（飛行体）、１２ 機体、１２ｄ ナセル、１２ｄ１ ダクト、１４，１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ ロータ、１４ｅ 環状シュラウド、１６ ガスタービン・エンジン（ＧＴ）、１６ａ 圧縮機、１６ｂ タービン（第１タービン）、１６ｂ１ タービン出力軸、１６ｃ 燃焼室、２０ 発電機、２２ バッテリ、２４ モータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）、２６ 第２タービン、２６ａ チップタービン、２６ａ１ 静翼、２６ａ２ 動翼、２６ａ３ 噴出口、２６ａ４
抽気路、２６ｂ タービン、３６ 電子制御ユニット（ＥＣＵ。制御部）、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 回転数センサ、８０ 熱交換器

Claims (4)

1. 複数の翼を有する機体と、
   前記複数の翼のそれぞれに設けられた環状のナセルと、
   前記ナセルに収容され、前記機体のヨー軸と平行な回転軸を有し、前記機体を推進させる推進力を生じるロータと、
   前記機体に取り付けられると共に、圧縮機と前記圧縮機と一体に回転する第１タービンとからなるガスタービン・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、
   前記バッテリと前記ロータの回転軸に接続され、前記バッテリから電力の供給を受けるとき前記ロータを駆動する一方、前記ロータで駆動されるとき電力を発電するモータ・ジェネレータと、
   前記ガスタービン・エンジンと独立に、前記ナセルの内部に設けられ、前記ガスタービン・エンジンから出力される高圧ガスを供給されるとき前記ロータを駆動する第２タービンと、を備え、
   前記第２タービンは、前記ナセルの内壁に形成された複数の静翼と、前記複数の静翼に対向して配置された複数の動翼と、を有するチップタービンからなり、
   前記ナセルの内部には、前記第２タービンより上方に環状のダクトが形成され、
   前記ダクトには、前記高圧ガスを抽気する抽気路と、前記複数の静翼に向けて下方に開口する複数の噴出口と、が設けられることを特徴とするハイブリッド飛行体。
2. 前記ガスタービン・エンジンと前記第２タービンの間に熱交換器を配置した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. 前記ガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータの動作を検出する検出手段と、前記検出手段の出力に基づいて前記ガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータの動作を調整して飛行を制御する制御部とを備えた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. 前記制御部は、前記飛行が離着陸であるとき、前記モータ・ジェネレータを動作させることを特徴とする請求項３に記載のハイブリッド飛行体。

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