JP7542461B2 - 航空機用推進システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機用推進システムに関する。

従来、航空機本体に複数のエンジンが取り付けられ、エンジンに発電機が接続された航空機用推進システムが知られている（例えば引用文献１参照）。この航空機用推進システムは、電動モータへ電力を供給するメインバッテリー及び発電機を有し、メインバッテリーの残量が閾値より少なくなると、発電機を駆動するエンジンからの動力を変換した電力でメインバッテリーを充電する。

特開２０１６－８８１１０号公報

しかしながら、従来の航空機用推進システムにおいては通常飛行時に使用される蓄電池から供給される電力に加え、異常発生時に使用される電力を供給する蓄電池を搭載する必要があり、蓄電池の容量の増大、発生する発熱量の増大、及び発熱を抑えるための冷却システムの増大を招く。結果として上記の増大は推進システムの重量化につながり、機体のペイロードの低下を招くことになる。

本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、搭載する蓄電池の容量や重量を低減することができる航空機用推進システムを提供することを目的の一つとする。

この発明に係る航空機用推進システムは、以下の構成を採用した。
（１）：航空機用推進システムは、前記航空機の機体に取り付けられるエンジンと、前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、前記発電機により発電された電力を充電する蓄電池と、前記蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、前記発電機および前記蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、前記蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が、第１状態から、第２状態を経て、第３状態に変化する場合、前記第１状態が終了する時点での前記蓄電池の充電状態が第１充電範囲内になるように、第１状態以前に前記蓄電池の充電量を設定し、前記飛行状態が前記第１状態の間、専ら前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第２状態の間、専ら前記発電機から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第２状態の間、前記第３状態が終了する時点での前記蓄電池の充電量が第２充電範囲内であるように、前記発電機により発電される電力が前記蓄電池に供給されるように前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第３状態の間、専ら前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記第２状態は、前記第１状態及び第３状態よりも高度変化が小さい状態である。

（２）：航空機用推進システムは、前記航空機の機体に取り付けられるエンジンと、前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、前記発電機により発電された電力を充電する蓄電池と、前記蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、前記発電機および前記蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、 前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、前記蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が、第１状態から、第２状態を経て、第３状態に変化する場合、前記第１状態が終了する時点での前記蓄電池の充電状態が第１充電範囲内になるように、第１状態以前に前記蓄電池の充電量を設定し、前記飛行状態が前記第１状態の間、前記発電機及び前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第２状態の間、専ら前記発電機から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第２状態の間、前記第３状態が終了する時点での前記蓄電池の充電量が第２充電範囲内であるように、前記発電機により発電される電力が前記蓄電池に供給されるように前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第３状態の間、前記発電機及び前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記第２状態は、前記第１状態及び第３状態よりも高度変化が小さい状態である。

（３）：上記（１）または（２）の態様において、前記第１充電範囲及び前記第２充電範囲の下限値はともにゼロである。

（４）：上記（１）から（３）の態様において、前記航空機が離陸する前に、前記蓄電池は前記設定された充電量まで地上外部電源から供給される電力または前記発電機により発電される電力により充電される。

（５）：航空機用推進システムは、前記航空機の機体に取り付けられるエンジンと、前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、前記発電機により発電された電力を充電する蓄電池と、前記蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、前記発電機および前記蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、前記蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、前記発電機が使用可能である場合、専ら前記発電機から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記発電機が使用不可能である場合、前記蓄電池のみから前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、前記蓄電池の充電量は、前記航空機が着陸時に第３閾値以上の充電量を保持するように設定される。

（１）～（４）の態様によれば、巡航中に充電をおこなうことにより、搭載される蓄電池の重量を減らすことができる。
（５）の態様によれば、発電機が故障した場合にのみ蓄電池から電力を供給することにより、搭載される蓄電池の重量を減らすことができる。

航空機用推進システムが搭載された飛行体１を概略的に示す図である。 飛行体１の機能構成の一例を示す図である。 飛行体１の飛行状態について説明するための図である。 制御装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。 制御装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。

以下、図面を参照し、本発明の航空機用推進システムの実施形態について説明する。

＜第１実施形態＞

［全体構成］

図１は、航空機用推進システムが搭載された飛行体１を概略的に示す図である。飛行体１は、例えば、機体１０と、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄと、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄと、アーム１６Ａ～１６Ｄとを備える。以下、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄを互いに区別しない場合は、ロータ１２と称し、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄを互いに区別しない場合は、電動機１４と称する。飛行体１は、有人飛行体であってもよいし、無人飛行体であってもよい。飛行体１は、図示するマルチコプターに限らず、ヘリコプターや、回転翼と固定翼の両方を備えたコンパウンド型飛行体であってもよい。

ロータ１２Ａは、アーム１６Ａを介して機体１０に取り付けられている。ロータ１２Ａの基部（回転軸）には、電動機１４Ａが取り付けられている。電動機１４Ａは、ロータ１２Ａを駆動させる。電動機１４Ａは、例えばブラシレスＤＣモータである。ロータ１２Ａは、飛行体１が水平姿勢である場合に、重力方向と平行な軸線周りに回転するブレードの固定翼である。ロータ１２Ｂ～１２Ｄ、アーム１６Ｂ～１６Ｄ、および電動機１４Ｂ～１４Ｄについても、上記と同様の機能構成を有するため説明を省略する。

制御信号に応じてロータ１２が回転することで、飛行体１は、所望の飛行状態で飛行する。制御信号は、操作者の操作または自動操縦における指示に基づく飛行体１を制御するための信号である。例えば、ロータ１２Ａとロータ１２Ｄとが第１方向（例えば時計方向）に回転し、ロータ１２Ｂとロータ１２Ｃとが第２方向（例えば反時計方向）に回転することで飛行体１が飛行する。また、上記のロータ１２の他に、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助ロータ等が設けられてもよい。

図２は、飛行体１の機能構成の一例を示す図である。飛行体１は、例えば、図１に示す構成に加え、例えば、第１制御回路２０Ａ、２０Ｂ、２０Ｃ、２０Ｄと、蓄電池ユニット３０と、第２制御回路４０と、発電機５０と、ガスタービンエンジン（以下「ＧＴ」と称する）６０とを備える。以下、第１制御回路２０Ａ～２０Ｄを互いに区別しない場合は、第１制御回路２０と称する。

第１制御回路２０は、インバータなどの駆動回路を含むＰＤＵ（Power Drive Unit）である。第１制御回路２０は、蓄電池ユニット３０により供給された電力をスイッチング等により変換した電力を、電動機１４に供給する。電動機１４はロータ１２を駆動させる。

蓄電池ユニット３０は、例えば、蓄電池３２と、ＢＭＵ（Battery Management Unit）３４と、検出部３６とを備える。蓄電池３２は、例えば、複数の電池セルを直列、並列、または直並列に接続した組電池である。蓄電池３２を構成する電池セルは、例えば、リチウムイオン電池（Lithium-Ion Battery：ＬＩＢ）や、ニッケル水素電池など充電と放電とを繰り返すことができる二次電池である。

接続部３３は、蓄電池３２、第１制御回路２０及び第２制御回路４０を介して発電機５０に接続される。接続部３３は、制御装置１００により制御され、蓄電池３２及び発電機５０のうち一方または双方から選択的に第１制御回路２０に電力が供給されるようにする。接続部３３は、例えばＤＣ－ＤＣコンバータを含み、蓄電池３２の出力電位を昇圧することで、専ら蓄電池３２から第１制御回路２０に電力が供給され。発電機５０から電力が供給されないようにし、昇圧を抑制することで発電機５０から第１制御回路２０に電力が供給されるようにする。また、接続部３３は、例えばスイッチによって、上記と同様の機能を実現してもよい。

ＢＭＵ３４は、セルバランシング、蓄電池３２の異常検出、蓄電池３２のセル温度の導出、蓄電池３２の充放電電流の導出、蓄電池３２のＳＯＣの推定などを行う。検出部３６は、蓄電池３２の充電状態を測定するための電圧センサ、電流センサ、温度センサなどである。検出部３６は、測定された電圧、電流、温度などの測定結果をＢＭＵ３４に出力する。

飛行体１は、複数の蓄電池ユニット３０を備えてもよい。例えば、第１構成および第２構成のそれぞれに対応する蓄電池ユニット３０が設けられてもよい。なお、本実施形態では、発電機５０により生成された電力は蓄電池３２に供給されるものとしたが、蓄電池３２を介さずに（または蓄電池３２を介すか選択的に）第１制御回路２０および電動機１４に供給されてもよい。

第２制御回路４０は、コンバータなどを含むＰＣＵ（Power Conditioning Unit）である。第２制御回路４０は、発電機５０により発電された交流電力を直流電力に変換し、変換した電力を蓄電池３２および／または第１制御回路２０に供給する。

発電機５０は、ＧＴ６０の出力軸に接続されている。発電機５０は、ＧＴ６０が稼働することで駆動され、この駆動によって交流電力を生成する。発電機５０は、減速機構を介してＧＴ６０の出力軸に接続されていてもよい。発電機５０は、モータとして機能し、ＧＴ６０へ燃料の供給が停止されているとき、ＧＴ６０を回転（空転）させて、稼働可能な状態にする。その際、第２制御回路４０が蓄電池３２側から電力を持ち出して発電機５０をモータリングする。上記の機能構成に代えて、ＧＴ６０の出力軸には、スタータモータが接続され、スタータモータが、ＧＴ６０を稼働可能な状態にしてもよい。

ＧＴ６０は、例えば、ターボシャフト・エンジンである。ＧＴ６０は、例えば、不図示の吸気口や、圧縮機、燃焼室、タービンなどを備える。圧縮機は、吸気口から吸入される吸入空気を圧縮する。燃焼室は、圧縮機の下流に配置され、圧縮された空気と燃料とを混合した気体を燃焼させ、燃焼ガスを生成する。タービンは、圧縮機に接続され、燃焼ガスの力で圧縮機と一体回転する。タービンの出力軸が、上記の回転により回転することで、タービンの出力軸に接続された発電機５０が稼働する。

制御装置１００は、例えば、ＣＰＵ（Central Processing Unit）などのハードウェアプロセッサがプログラム（ソフトウェア）を実行することにより実現される。制御装置１００の機能のうち一部または全部は、ＬＳＩ（Large Scale Integration）やＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）、ＧＰＵ（Graphics Processing Unit）などのハードウェア（回路部；circuitryを含む）によって実現されてもよいし、ソフトウェアとハードウェアの協働によって実現されてもよい。プログラムは、予め制御装置１００のＨＤＤ（Hard Disk Drive）やフラッシュメモリなどの記憶装置（非一過性の記憶媒体を備える記憶装置）に格納されていてもよいし、ＤＶＤやＣＤ－ＲＯＭなどの着脱可能な記憶媒体に格納されており、記憶媒体（非一過性の記憶媒体）がドライブ装置に装着されることで制御装置１００のＨＤＤやフラッシュメモリにインストールされてもよい。

各種センサ１２０は、例えば、回転数センサや、複数の温度センサ、複数の圧力センサ、潤滑油センサ、高度センサ、ジャイロセンサなどを含む。回転数センサは、タービンの回転数を検出する。温度センサは、ＧＴ６０の吸気口付近の温度や、燃焼室の下流付近の温度を検出する。潤滑油センサは、ＧＴ６０の軸受などに供給される潤滑油の温度を検出する。圧力センサは、制御装置１００を収容する容器の内部の圧力や、ＧＴ６０の吸気口付近の圧力を検出する。高度センサは、飛行体１の高度を検出する。ジャイロセンサは、機体１０の姿勢を検知する。

制御装置１００は、上述した電動機１４や、第１制御回路２０、蓄電池ユニット３０、第２制御回路４０、発電機５０、ＧＴ６０などを、これらの稼働状態または各種センサ１２０から取得した情報に基づいて制御する。例えば、制御装置１００は、上述した各機能構成を制御して、飛行体１を離陸または着陸させたり、所定の飛行状態で飛行体１を飛行させたりする。

制御装置１００は、飛行情報に基づいて飛行体１を制御する。飛行情報とは、例えば、各種センサ１２０の検出結果から得られた情報や、制御信号に応じた飛行体１の飛行状態である。

図３は、飛行体１の飛行状態について説明するための図である。図３に示すように、飛行体１は、（１）タキシングを行い、（２）離陸、ホバー（ホバリング）し、（３）上昇および加速して、（４）巡航する。そして、飛行体１は、（５）下降および減速して、（６）ホバー、着陸して、（７）タキシング、給油、駐機する。「離陸」は特許請求の範囲における第１状態の一例であり、「巡航」は特許請求の範囲における第２状態の一例であり、「着陸」は特許請求の範囲における第３状態の一例である。「巡航」とは高度変化が小さい飛行状態をいい、より具体的には意図的な高度変化を行わない状態である。これに対し、「離陸」、「着陸」は「巡航」よりも高度変化の大きい飛行状態である。なお、第１状態及び第３状態は、第２状態に比して電力消費が大きい、すなわち負荷が大きい状態でもある。その他の飛行状態は第１状態に該当すると定義されてもよいし、第２状態に該当すると定義されてもよいし、第３状態に該当すると定義されてもよいし、いずれに該当しないものと定義されてもよい。

制御装置１００は、飛行状態が第１状態または第３状態であるとき、蓄電池３２のみから電力が供給されるように接続部３３を制御する。制御装置１００は、飛行状態が第２状態であるとき、発電機５０のみから電力が供給されるように接続部３３を制御する。そのため、蓄電池３２は第１状態において消費される充電量を、第１状態以前に充電している必要があり、第３状態において消費される充電量を、第３状態以前に充電している必要がある。

制御装置１００は、第１状態前に蓄電池３２の充電量を設定する。この充電量は予定されている第１状態の期間などの条件に基づいて決定される量である。この充電量の蓄電池３２は第１状態終了時に、第１充電範囲内の充電量まで減少する。第１充電範囲は、例えば蓄電池３２のＳＯＣが５％以上１０％以下となる範囲のことである。

さらに、第２状態において発電機５０のみから供給される電力で電動機１４を運転し、また、発電機５０から供給される電力で蓄電池３２を充電する。第２状態において必要な充電量は、第３状態終了時に蓄電池３２の充電量が第２充電範囲内の充電量となるように設定される。第２充電範囲は、例えば蓄電池３２のＳＯＣが３％以上７％以下となる範囲のことである。

［フローチャート（飛行中の制御）］

図４は、制御装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。まず、制御装置１００が飛行体１の飛行状態を取得する（ステップＳ１００）。次に、制御装置１００は、飛行状態が第１状態または第３状態であるか否かを判定する（ステップＳ１０２）。飛行状態が第１状態または第３状態である場合、制御装置１００は蓄電池３２のみにより電動機１４に電力を供給するように接続部３３を制御する（ステップＳ１０４）。飛行状態が第１状態と第３状態のいずれでもない場合、つまり飛行状態が第２状態である場合、制御装置１００は発電機５０のみにより電動機１４に電力を供給するように接続部３３を制御する（ステップＳ１０６）。また、制御装置１００は発電機５０が供給する電力により蓄電池３２が充電するように接続部３３を制御する（ステップＳ１０８）。本フローチャートの処理は、例えば所定周期で繰り返し実行される。

飛行体１が着陸した後は、外部電源または発電機５０を使用して蓄電池３２を充電することができる。充電完了後、飛行体１は再度離陸して飛行することができる。

上記のように、第１の実施形態に係る飛行体１は、第１状態および第３状態に必要な蓄電池を搭載するだけでよく、飛行体１の重量削減およびペイロードの増量をすることができる。

＜第２実施形態＞
以下、第２実施形態について説明する。第１実施形態では、飛行状態が第１状態または第３状態のときに蓄電池のみから電力が供給されるのに対して、第２実施形態においては、飛行状態が第１状態または第３状態のときに蓄電池及び発電機から電力が供給される。

図５は、制御装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。
まず、制御装置１００が飛行体１の飛行状態を取得する（ステップＳ２００）。次に、制御装置１００は、飛行状態が第１状態または第３状態であるか否かを判定する（ステップＳ２０２）。飛行状態が第１状態または第３状態である場合、制御装置１００は発電機５０および蓄電池３２により電動機１４に電力が供給されるように接続部３３を制御する（ステップＳ２０４）。飛行状態が第１状態と第３状態のいずれでもない場合、つまり飛行状態が第２状態である場合、制御装置１００は発電機５０のみにより電動機１４に電力が供給されるように接続部３３を制御する（ステップＳ２０６）。また、制御装置１００は発電機５０が供給する電力により蓄電池３２が充電するように接続部３３を制御する（ステップＳ２０８）。本フローチャートの処理は、例えば所定周期で繰り返し実行される。

上記のように、第２の実施形態に係る飛行体１は、第１の実施形態に係る飛行体１と異なり第１状態および第３状態においても発電機５０を使用することにより、蓄電池をより低減することができる。

以上、本発明を実施するための形態について実施形態を用いて説明したが、本発明はこうした実施形態に何等限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々の変形及び置換を加えることができる。

第１充電範囲および第２充電範囲の下限を蓄電池３２のＳＯＣが０％となる値としてもよい。これにより、第１状態および第３状態の終わりにおいて蓄電池３２の充電量が残っていなくてもよく、さらに蓄電池を低減することができる。

制御装置１００は、発電機５０が使用可能である場合、発電機５０のみが前記電動機に電力を供給するように、接続部３３を制御し、発電機５０が使用不可能である場合、蓄電池３２のみが電動機１４に電力を供給するように、接続部３３を制御してもよい。また、蓄電池３２の充電量は、発電機５０が使用不可能であるときに着陸後に蓄電池３２が第３閾値以上の充電量を保持するように設定されてもよい。第３閾値は例えば蓄電池３２のＳＯＣが５％となる充電量である。
これにより、蓄電池３２を最小限にすることができ、また、発電機５０が使用不可能である場合にしか蓄電池３２が使用されないことから冷却系を不要とすることができる。

１‥飛行体、１０‥機体、１２‥ロータ、１４‥電動機、１６‥アーム、２０‥第１制御回路、３０‥蓄電池ユニット、３２‥蓄電池、３４‥ＢＭＵ（Battery Management Unit）、３６‥検出部、４０‥第２制御回路、５０‥発電機、６０‥ガスタービンエンジン（ＧＴ）、１００‥制御装置、１２０‥各種センサ

Claims (5)

1. 航空機の機体に取り付けられるエンジンと、
   前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、
   前記発電機により発電された電力を充電する蓄電池と、
   前記蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、
   前記発電機および前記蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、
   前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、
   前記蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、
   を備える航空機用推進システムであって、
   前記制御部は、
   前記航空機の飛行状態が、第１状態から、第２状態を経て、第３状態に変化する場合、
   前記第１状態が終了する時点での前記蓄電池の充電状態が第１充電範囲内になるように、第１状態以前に前記蓄電池の充電量を設定し、
   前記飛行状態が前記第１状態の間、専ら前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第２状態の間、専ら前記発電機から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第２状態の間、前記第３状態が終了する時点での前記蓄電池の充電量が第２充電範囲内であるように、前記発電機により発電される電力が前記蓄電池に供給されるように前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第３状態の間、専ら前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記第２状態は、前記第１状態及び第３状態よりも高度変化が小さい状態である、
   航空機用推進システム。
2. 航空機の機体に取り付けられるエンジンと、
   前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、
   前記発電機により発電された電力を充電する蓄電池と、
   前記蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、
   前記発電機および前記蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、
   前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、
   前記蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、
   を備える航空機用推進システムであって、
   前記制御部は、
   前記航空機の飛行状態が、第１状態から、第２状態を経て、第３状態に変化する場合、
   前記第１状態が終了する時点での前記蓄電池の充電状態が第１充電範囲内になるように、第１状態以前に前記蓄電池の充電量を設定し、
   前記飛行状態が前記第１状態の間、前記発電機及び前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第２状態の間、専ら前記発電機から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第２状態の間、前記第３状態が終了する時点での前記蓄電池の充電量が第２充電範囲内であるように、前記発電機により発電される電力が前記蓄電池に供給されるように前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第３状態の間、前記発電機及び前記蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記第２状態は、前記第１状態及び第３状態よりも高度変化が小さい状態である、
   航空機用推進システム。
3. 前記第１充電範囲及び前記第２充電範囲の下限値はともにゼロである、
   請求項１または２に記載の航空機用推進システム。
4. 前記航空機が離陸する前に、前記蓄電池は前記設定された充電量まで地上外部電源から供給される電力または前記発電機により発電される電力により充電される、
   請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機用推進システム。
5. 前記制御部は、
   前記発電機が使用可能である場合、専ら前記発電機から前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記発電機が使用不可能である場合、前記蓄電池のみから前記電動機に電力が供給されるように、前記接続部を制御し、
   前記蓄電池の充電量は、前記航空機が着陸時に第３閾値以上の充電量を保持するように設定される、
   請求項１から４のいずれか一項に記載の航空機用推進システム。

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