JP2022016777A - Electric rotary wing aircraft - Google Patents

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健司 齋藤
Kenji Saito
義広 三浦
Yoshihiro Miura
静 齋藤
Shizuka Saito
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Abstract

To provide an electric rotary wing aircraft which replaces a portion corresponding to an internal combustion engine to a transmission mechanism miniaturized by considering the balance of the aircraft.SOLUTION: An electric rotary wing aircraft includes a first output shaft, a rotor system which is provided on the first output shaft and is rotatable with respect to a shaft center of the first output shaft, a power shaft which transmits power to the first output shaft, a first motor which is connected to the power shaft and drives the rotor system, a second motor which is connected to the power shaft and drives the rotor system, a first motor control device which is connected to the first motor and controls the first motor so as to keep rotation number of the first motor at a first rotation number, and a second motor control device which is connected to the second motor and the first motor control device and controls the second motor so as to keep rotation number of the second motor at the first rotation number.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、電動回転翼航空機に関する。 The present invention relates to an electric rotary wing aircraft.

近年、自動車の電動化と並行し、小型航空機の電動化が注目されている。例えば、電動化された垂直離着陸可能な小型航空機は、化石燃料を使用せずに電動モーターを使用し動力を得ることができる。電動化された垂直離着陸可能な小型航空機は、化石燃料を使用しないため、内燃機関を有する航空機と比較して、ＣＯ2排出量が少なく、エネルギー補給が容易であり、システム全体の小型化が可能であり、操作性及び静音性が優れている。例えば、ヘリコプターは、垂直離着陸可能な小型航空機の一つである。電動化されたヘリコプターは、例えば、電動ヘリコプター、電動回転翼航空機などと呼ばれる。 In recent years, in parallel with the electrification of automobiles, the electrification of small aircraft has been attracting attention. For example, an electrified vertical takeoff and landing small aircraft can be powered by an electric motor without the use of fossil fuels. Since electrified vertical takeoff and landing small aircraft do not use fossil fuels, they emit less CO 2 than aircraft with internal combustion engines, are easy to replenish energy, and can reduce the size of the entire system. It is excellent in operability and quietness. For example, a helicopter is one of the small aircraft capable of vertical takeoff and landing. The electrified helicopter is called, for example, an electric helicopter, an electric rotary wing aircraft, and the like.

例えば、特許文献１乃至４は電動ヘリコプターの構成または制御方法を開示する。 For example, Patent Documents 1 to 4 disclose a method for configuring or controlling an electric helicopter.

米国特許第８９３１７３２号明細書U.S. Pat. No. 8,931732 米国特許第９１６９０２７号明細書U.S. Pat. No. 9,169,027 国際公開２０１６／００９８２４号International Publication 2016/09824 国際公開２０１５／１４６６０８号International Publication 2015/146608

本発明の課題の一つは、従来の内燃機関を使用する航空機に対して、内燃機関に相当する部分を、航空機のバランスを考慮し小型化された伝動機構に置き換えた電動回転翼航空機を提供することである。 One of the problems of the present invention is to provide an electric rotary wing aircraft in which a part corresponding to an internal combustion engine is replaced with a miniaturized transmission mechanism in consideration of the balance of the aircraft, for an aircraft using a conventional internal combustion engine. It is to be.

電動回転翼航空機であって、第１の出力軸と、前記第１の出力軸に設けられ、前記第１の出力軸の軸中心に対して回転可能なローターシステムと、前記第１の出力軸に動力を伝達する動力軸と、前記動力軸に接続され、前記ローターシステムを駆動する第１のモーターと、前記動力軸に接続され、前記ローターシステムを駆動する第２のモーターと、前記第１のモーターに接続され、前記第１のモーターの回転数を第１の回転数に保つように、前記第１のモーターを制御する第１のモーター制御装置と、前記第２のモーター及び前記第１のモーター制御装置に接続され、前記第２のモーターの回転数を前記第１の回転数に保つように、前記第２のモーターを制御する第２のモーター制御装置と、を有する。 An electric rotary wing aircraft, a rotor system provided on the first output shaft and rotatable with respect to the axis center of the first output shaft, and the first output shaft. A power shaft that transmits power to the power shaft, a first motor that is connected to the power shaft and drives the rotor system, a second motor that is connected to the power shaft and drives the rotor system, and the first motor. A first motor control device that is connected to the first motor and controls the first motor so as to keep the rotation speed of the first motor at the first rotation speed, the second motor, and the first motor. It has a second motor control device which is connected to the motor control device of the above and controls the second motor so as to keep the rotation speed of the second motor at the first rotation speed.

本発明の一実施形態によれば、内燃機関に相当する部分を、航空機のバランスを考慮し小型化された伝動機構に置き換えた電動回転翼航空機を提供することができる。 According to one embodiment of the present invention, it is possible to provide an electric rotary wing aircraft in which a portion corresponding to an internal combustion engine is replaced with a miniaturized transmission mechanism in consideration of the balance of the aircraft.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機の構成を示す平面図である。It is a top view which shows the structure of the electric rotary wing aircraft which concerns on one Embodiment of this invention. 本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機の構成を示すブロック図である。It is a block diagram which shows the structure of the electric rotary wing aircraft which concerns on one Embodiment of this invention. 本発明の一実施形態に係るモーター部の配置を示す斜視図である。It is a perspective view which shows the arrangement of the motor part which concerns on one Embodiment of this invention. 図４（Ａ）及び図４（Ｂ）は、本発明の一実施形態に係るモーター部の他の構成を示すブロック図である。4 (A) and 4 (B) are block diagrams showing other configurations of the motor unit according to the embodiment of the present invention. 図５（Ａ）は図４（Ａ）に示すモーター部の配置を示す斜視図であり、図５（Ｂ）は図４（Ｂ）に示すモーター部の配置を示す斜視図である。5 (A) is a perspective view showing the arrangement of the motor unit shown in FIG. 4 (A), and FIG. 5 (B) is a perspective view showing the arrangement of the motor unit shown in FIG. 4 (B).

以下、本発明の実施形態を、図面等を参照しながら説明する。但し、本発明は多くの異なる態様で実施することが可能であり、以下に例示する実施の形態の記載内容に限定して解釈されるものではない。また、図面は説明をより明確にするため、実際の態様に比べ、各部の幅、厚さ、形状、構成等について模式的に表される場合があるが、あくまで一例であって、本発明の解釈を限定するものではない。さらに、本明細書と各図において、既出の図に関して前述したものと同様の要素には、同一の符号（又は数字の後にａ、ｂ、Ａ，Ｂなどを付した符号）を付して、詳細な説明を適宜省略することがある。なお、各要素に対する「第１」、「第２」と付記された文字は、各要素を区別するために用いられる便宜的な標識であり、特段の説明がない限りそれ以上の意味を有さない。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings and the like. However, the present invention can be implemented in many different embodiments and is not construed as being limited to the description of the embodiments exemplified below. Further, in order to clarify the description, the drawings may schematically represent the width, thickness, shape, configuration, etc. of each part as compared with the actual embodiment, but this is merely an example and the present invention is used. It does not limit the interpretation. Further, in the present specification and each figure, the same elements as those described above with respect to the above-mentioned figures are designated by the same reference numerals (or reference numerals with a, b, A, B, etc. after the numbers). Detailed description may be omitted as appropriate. The characters marked "1st" and "2nd" for each element are convenient signs used to distinguish each element, and have more meaning unless otherwise specified. do not have.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機は、例えば、高速複合回転翼航空機、二重反転式回転翼航空機、同軸反転式回転翼航空機である。また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機は、有人または無人の何れの構成も備えることができる。本明細書では、電動回転翼航空機が、有人型の電動ヘリコプターを例に説明する。
＜１．第１実施形態＞
＜１－１．電動回転翼航空機１０の構成＞ The electric rotary wing aircraft according to the embodiment of the present invention is, for example, a high-speed composite rotary wing aircraft, a counter-rotor rotary wing aircraft, and a coaxial reversal rotary wing aircraft. Further, the electric rotary wing aircraft according to the embodiment of the present invention may be provided with either a manned or unmanned configuration. In this specification, the electric rotary wing aircraft will be described by taking a manned electric helicopter as an example.
<1. First Embodiment>
<1-1. Configuration of Electric Rotorcraft 10>

図１及び図２を参照し、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０について説明する。図１は本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の構成を示す平面図である。図２は本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の構成を示すブロック図である。図１及び図２に示す電動回転翼航空機１０の構成は一例であって、電動回転翼航空機１０の構成は、図１及び図２に示す構成に限定されない。 The electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 and 2. FIG. 1 is a plan view showing the configuration of an electric rotary wing aircraft 10 according to an embodiment of the present invention. FIG. 2 is a block diagram showing a configuration of an electric rotary wing aircraft 10 according to an embodiment of the present invention. The configuration of the electric rotary wing aircraft 10 shown in FIGS. 1 and 2 is an example, and the configuration of the electric rotary wing aircraft 10 is not limited to the configuration shown in FIGS. 1 and 2.

図１に示されるように、電動回転翼航空機１０は、電動回転翼航空機体２０、及びメインローターシステム３０を有する。電動回転翼航空機体２０は延長テール４０を有し、メインローターシステム３０を支持する。また、電動回転翼航空機１０は、電動回転翼航空機体２０内部に、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂを有するモーター部１００、第１のモーター制御装置１０２Ａ、第２のモーター制御装置１０２Ｂ、後部隔壁１０４、ワンウェイクラッチ１０５、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａ、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂ、第１のバッテリー１２０Ａ、第２のバッテリー１２０Ｂ、飛行制御装置１３０、操縦装置１４０、減速機１５０、ドライブシャフト１５２、モーターシャフト１５３、メインローターシャフト１５４、テールローターシャフト１５６、メインローター１６０、ローターブレード１７０、及びテールローター１８０を有する。 As shown in FIG. 1, the electric rotary wing aircraft 10 has an electric rotary wing aircraft body 20 and a main rotor system 30. The electric rotary wing aircraft body 20 has an extension tail 40 and supports the main rotor system 30. Further, the electric rotary wing aircraft 10 includes a motor unit 100 having a first motor 100A and a second motor l00B, a first motor control device 102A, and a second motor control device 102B inside the electric rotary wing aircraft body 20. , Rear partition 104, one-way clutch 105, first battery management system 110A, second battery management system 110B, first battery 120A, second battery 120B, flight control device 130, control device 140, reducer 150, It has a drive shaft 152, a motor shaft 153, a main rotor shaft 154, a tail rotor shaft 156, a main rotor 160, a rotor blade 170, and a tail rotor 180.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、ドライブシャフト１５２は動力軸または第１の動力軸、メインローターシャフト１５４は出力軸または第１の出力軸、テールローターシャフト１５６は出力軸または第２の出力軸、モーターシャフト１５３はモーター出力軸または第１のモーター出力軸と呼ぶことがある。また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、モーター部１００、第１のモーター制御装置１０２Ａ、及び第２のモーター制御装置１０２Ｂを伝動機構と呼ぶことがある。さらに、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａ、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂ、第１のバッテリー１２０Ａ及び第２のバッテリー１２０Ｂは、電力供給部と呼ぶことがある。また、伝動機構は、ドライブシャフト１５２を含んでもよく、電力供給部を含んでもよい。 In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the drive shaft 152 is the power shaft or the first power shaft, the main rotor shaft 154 is the output shaft or the first output shaft, and the tail rotor shaft 156 is the output shaft or the output shaft. The second output shaft, the motor shaft 153, may be referred to as a motor output shaft or a first motor output shaft. Further, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the motor unit 100, the first motor control device 102A, and the second motor control device 102B may be referred to as a transmission mechanism. Further, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first battery management system 110A, the second battery management system 110B, the first battery 120A and the second battery 120B are the power supply unit. I may call it. Further, the transmission mechanism may include a drive shaft 152 or may include a power supply unit.

メインローターシステム３０は、メインローター１６０、及びメインローター１６０に設けられた複数のローターブレード１７０を含む。延長テール４０は、テールローター１８０を含む。詳細は後述するが、後部隔壁１０４は、例えば、延長テール４０と主体部（図示は省略）との隔壁と、電動回転翼航空機体２０の内側の底部との間に設けられ、モーター部１００を支持する役割を有する。また、例えば、後部隔壁１０４周辺の領域が、従来の内燃機関を使用する航空機における内燃機関に相当する部分が設けられている領域である。 The main rotor system 30 includes a main rotor 160 and a plurality of rotor blades 170 provided in the main rotor 160. The extension tail 40 includes a tail rotor 180. The details will be described later, but the rear partition wall 104 is provided between, for example, the partition wall between the extension tail 40 and the main body portion (not shown) and the inner bottom portion of the electric rotary wing aircraft body 20, and the motor portion 100 is provided. Has a supporting role. Further, for example, the region around the rear partition wall 104 is a region provided with a portion corresponding to an internal combustion engine in an aircraft using a conventional internal combustion engine.

図２に示されるように、メインローター１６０は、メインローターシャフト１５４に接続され、メインローターシャフト１５４の回転軸を中心に回転可能である。テールローター１８０はテールローターシャフト１５６に接続され、テールローターシャフト１５６の回転軸を中心に回転可能である。 As shown in FIG. 2, the main rotor 160 is connected to the main rotor shaft 154 and is rotatable about the axis of rotation of the main rotor shaft 154. The tail rotor 180 is connected to the tail rotor shaft 156 and is rotatable about the axis of rotation of the tail rotor shaft 156.

モーター部１００は、モーターシャフト１５３、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂを有する。第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂは、モーターシャフト１５３に接続する。第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂは、モーターシャフト１５３の回転軸を中心に回転可能である。 The motor unit 100 includes a motor shaft 153, a first motor 100A, and a second motor l00B. The first motor 100A and the second motor l00B are connected to the motor shaft 153. The first motor 100A and the second motor l00B can rotate about the rotation axis of the motor shaft 153.

ドライブシャフト１５２の第１の端部は減速機１５０（図２）またはワンウェイクラッチ１０５（図２）に接続され、ドライブシャフト１５２の第２の端部はモーター部１００に接続される。第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂを有するモーター部１００は、ドライブシャフト１５２に接続される。具体的には、ドライブシャフト１５２の第２の端部はモーターシャフト１５３に接続される。すなわち、ドライブシャフト１５２の回転軸とモーターシャフト１５３の回転軸とは、同一直線上または略同一直線上に設けられる。また、第１のモーター１００Ａと前記第２のモーターｌ００Ｂとは、モーターシャフト１５３を用いて直接に接続される。すなわち、ドライブシャフト１５２、モーターシャフト１５３、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂは同軸に接続される。よって、第１のモーター１００Ａは、モーターシャフト１５３及びドライブシャフト１５２をドライブシャフト１５２の回転軸の中心に対して回転し、メインローターシャフト１５４及びテールローターシャフト１５６に動力を伝達し、メインローターシステム３０及びテールローター１８０を駆動する。第２のモーター１００Ｂは、モーターシャフト１５３及びドライブシャフト１５２に対して第１のモーター１００Ａと直列に設けられ、第１のモーター１００Ａと同様に、モーターシャフト１５３及びドライブシャフト１５２をドライブシャフト１５２の回転軸の中心に対して回転し、メインローターシャフト１５４及びテールローターシャフト１５６に動力を伝達し、メインローターシステム３０及びテールローター１８０を駆動する。 The first end of the drive shaft 152 is connected to the reducer 150 (FIG. 2) or the one-way clutch 105 (FIG. 2), and the second end of the drive shaft 152 is connected to the motor section 100. The motor unit 100 having the first motor 100A and the second motor l00B is connected to the drive shaft 152. Specifically, the second end of the drive shaft 152 is connected to the motor shaft 153. That is, the rotation shaft of the drive shaft 152 and the rotation shaft of the motor shaft 153 are provided on the same straight line or substantially the same straight line. Further, the first motor 100A and the second motor l00B are directly connected by using the motor shaft 153. That is, the drive shaft 152, the motor shaft 153, the first motor 100A, and the second motor l00B are coaxially connected. Therefore, the first motor 100A rotates the motor shaft 153 and the drive shaft 152 with respect to the center of the rotation shaft of the drive shaft 152, transmits power to the main rotor shaft 154 and the tail rotor shaft 156, and transmits the power to the main rotor shaft 154 and the tail rotor shaft 156. And the tail rotor 180 is driven. The second motor 100B is provided in series with the first motor 100A with respect to the motor shaft 153 and the drive shaft 152, and like the first motor 100A, the motor shaft 153 and the drive shaft 152 rotate the drive shaft 152. It rotates with respect to the center of the shaft and transmits power to the main rotor shaft 154 and the tail rotor shaft 156 to drive the main rotor system 30 and the tail rotor 180.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、ドライブシャフト１５２がモーターシャフト１５３と剛結合される。例えば、ドライブシャフト１５２はスプライン（スプライン軸とも呼ぶ、図示は省略）を有し、スプラインがモーターシャフト１５３に設けられたモーター回転子（図示は省略）と結合される。この構造を用いることで、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂの回転数の差は生じることがなく、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂの回転数を一定に保つことができる。また、この構造を用いることで、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂはコギングの影響を抑制可能なモーターである。また、この構造を用いることで、ドライブシャフト１５２は、フリーローテーションが可能であり、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０はオートローテーション可能な構成を有する。また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーターｌ００Ｂは、例えば、クラッチプレート（例えば、スリップリング）を有し、ドライブシャフト１５２に接続されてもよい。また、ドライブシャフト１５２はフレキシブルカップリング（図示は省略）を有し、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とテールローターシャフト１５６とは、フレキシブルカップリングを用いて、接続されてもよい。フレキシブルカップリングを用いることで、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とテールローターシャフト１５６とを接続する際の取付誤差を緩和することができるため、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とテールローターシャフト１５６との接続のずれに伴う動力の伝達の損失を抑制することができる。また、フレキシブルカップリングを用いることで、ドライブシャフト１５２の回転に伴う振動を抑制し、ドライブシャフト１５２の振動に伴う動力の伝達の損失を抑制することができる。さらに、フレキシブルカップリングを用いることで、例えば、モーター部１００で発生する熱を吸収することができるため、熱がドライブシャフト１５２を経由して、メインローターシャフト１５４とテールローターシャフト１５６に伝導し、熱に伴う動力の伝達の損失を抑制することができる。 In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the drive shaft 152 is rigidly coupled to the motor shaft 153. For example, the drive shaft 152 has a spline (also referred to as a spline shaft, not shown), and the spline is coupled to a motor rotor (not shown) provided on the motor shaft 153. By using this structure, there is no difference in the rotation speeds of the first motor 100A and the second motor l00B, and the rotation speeds of the first motor 100A and the second motor l00B can be kept constant. .. Further, by using this structure, the first motor 100A and the second motor l00B are motors capable of suppressing the influence of cogging. Further, by using this structure, the drive shaft 152 can be freely rotated, and the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention has a configuration capable of autorotation. Further, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first motor 100A and the second motor l00B have, for example, a clutch plate (for example, a slip ring) and are connected to the drive shaft 152. You may. Further, the drive shaft 152 has a flexible coupling (not shown), and the drive shaft 152, the main rotor shaft 154, and the tail rotor shaft 156 may be connected by using the flexible coupling. By using the flexible coupling, it is possible to reduce the mounting error when connecting the drive shaft 152, the main rotor shaft 154, and the tail rotor shaft 156. Therefore, the drive shaft 152, the main rotor shaft 154, and the tail rotor shaft 156 can be alleviated. It is possible to suppress the loss of power transmission due to the disconnection of the connection with. Further, by using the flexible coupling, it is possible to suppress the vibration caused by the rotation of the drive shaft 152 and suppress the loss of power transmission due to the vibration of the drive shaft 152. Further, by using the flexible coupling, for example, the heat generated in the motor unit 100 can be absorbed, so that the heat is conducted to the main rotor shaft 154 and the tail rotor shaft 156 via the drive shaft 152. It is possible to suppress the loss of power transmission due to heat.

ドライブシャフト１５２の第１の端部、メインローターシャフト１５４、及びテールローターシャフト１５６は、減速機１５０に接続される。ドライブシャフト１５２は、モーター部１００が生成する動力によって、ドライブシャフト１５２の回転軸を中心に回転可能である。 The first end of the drive shaft 152, the main rotor shaft 154, and the tail rotor shaft 156 are connected to the reducer 150. The drive shaft 152 can rotate about the rotation axis of the drive shaft 152 by the power generated by the motor unit 100.

ここで、例えば、地面が、第１の軸（Ｄ１）と第２の軸（Ｄ２）とで設けられる平面（Ｄ１Ｄ２平面）または略平面（略Ｄ１Ｄ２平面）であるとした場合、第３の軸（Ｄ３）は、当該平面または当該略平面に交差し、当該平面または当該略平面に対して垂直または略垂直に設けられる。電動回転翼航空機１０の側面視において、ドライブシャフト１５２は、第３の軸に対して平行または略平行に設けられる。また、電動回転翼航空機１０の側面視において、ドライブシャフト１５２を第３の軸に延長した線と、メインローターシャフト１５４を延長した線とがなす角度は、角度αとなる。角度αは、例えば、１２０度以上１８０度以下である。例えば、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とをユニバーサルジョイントなどのような、柔軟性を有する可変可能なカップリング機構を用いて接続することで、電動回転翼航空機１０の仕様や用途などに応じて、角度αを適宜変えることができる。なお、角度αを固定したのち、固定部材を用いて、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とカップリング機構とを固定してもよい。例えば、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とをカップリング機構を用いて接続することで、電動回転翼航空機１０が不安定な気流の中を飛行する場合、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４との間は気流に応じて柔軟に変化する。その結果、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４とを固定する場合と比較して、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４との間にかかる力（例えば、電動回転翼航空機１０が不安定な気流の中で受ける衝撃力）を分散、減衰、または緩和させ、ドライブシャフト１５２に接続されたモーターシャフト１５３及びモーター部１００にかかる負荷を軽減することができる。 Here, for example, when the ground is a plane (D1D2 plane) or a substantially plane (substantially D1D2 plane) provided by the first axis (D1) and the second axis (D2), the third axis. (D3) intersects the plane or the substantially plane, and is provided perpendicular to or substantially perpendicular to the plane or the substantially plane. In the side view of the electric rotary wing aircraft 10, the drive shaft 152 is provided parallel to or substantially parallel to the third axis. Further, in the side view of the electric rotary wing aircraft 10, the angle formed by the line extending the drive shaft 152 to the third axis and the line extending the main rotor shaft 154 is an angle α. The angle α is, for example, 120 degrees or more and 180 degrees or less. For example, by connecting the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154 using a flexible and variable coupling mechanism such as a universal joint, the electric rotary wing aircraft 10 can be used according to the specifications and applications. , The angle α can be changed as appropriate. After fixing the angle α, the drive shaft 152, the main rotor shaft 154, and the coupling mechanism may be fixed by using the fixing member. For example, when the electric rotary wing aircraft 10 flies in an unstable airflow by connecting the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154 using a coupling mechanism, the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154 The interval changes flexibly according to the air flow. As a result, as compared to the case where the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154 are fixed, the force applied between the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154 (for example, the electric rotary wing aircraft 10 is in an unstable airflow). It is possible to disperse, damp, or mitigate the impact force (impacted by), and reduce the load applied to the motor shaft 153 and the motor unit 100 connected to the drive shaft 152.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、従来の内燃機関を使用する航空機に対して、内燃機関に相当する部分を、伝動機構で置き換えることができる。伝動機構では、第１の信号、第２の信号、回転数のデータを含む信号などの電気信号を用いて動力を各ローターに伝達することができるため、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、従来の内燃機関を使用する回転翼航空機よりも、動力を各ローターに速く伝達することができる。また、伝動機構の大きさは、内燃機関に相当する部分に対して小さいため、伝動機構を用いることで、航空機を動かす動力部を小型化することができる。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０はドライブシャフト１５２を第３の軸に延長した線と、メインローターシャフト１５４を延長した線とがなす角度（角度α）を調整可能である。例えば、角度αを略１３０度とすることで、伝動機構を、テールローターシャフト１５６を回避し、電動回転翼航空機体２０略中央の下方の凸の部分に設けることができるため、従来の内燃機関を設けていた広い空間を有効利用することができる。また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、例えば、角度αを１８０度または略１８０度の場合、メインローターシャフト１５４の回転軸と、ドライブシャフト１５２の回転軸と、モーターシャフト１５３の回転軸とを同一直線上または略同一直線上に設けることができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、回転軸を同一直線上または略同一直線上に設けない場合と比較して、動力伝達時のモーターの回転またはシャフトの回転などに伴う振動または衝撃を抑制することができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、出力軸と動力軸とに屈曲部がなく同軸で動力を伝達することを可能とし、本発明の一実施形態に係る構成を用いることで、簡素な伝動機構を有し、動力を伝達するときの損失が少ない電動回転翼航空機を実現することができる。 In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, a portion corresponding to an internal combustion engine can be replaced with a transmission mechanism with respect to an aircraft using a conventional internal combustion engine. Since the transmission mechanism can transmit power to each rotor by using an electric signal such as a first signal, a second signal, and a signal including rotation speed data, the electric rotation according to the embodiment of the present invention. The wing aircraft 10 can transmit power to each rotor faster than a rotary wing aircraft using a conventional internal combustion engine. Further, since the size of the transmission mechanism is smaller than that of the portion corresponding to the internal combustion engine, the power unit for moving the aircraft can be miniaturized by using the transmission mechanism. The electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can adjust the angle (angle α) between the line extending the drive shaft 152 to the third axis and the line extending the main rotor shaft 154. For example, by setting the angle α to about 130 degrees, the transmission mechanism can be provided in the lower convex portion in the substantially center of the electric rotary wing aircraft body 20 while avoiding the tail rotor shaft 156, so that it is a conventional internal combustion engine. It is possible to effectively use the large space provided with. Further, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, for example, when the angle α is 180 degrees or approximately 180 degrees, the rotating shaft of the main rotor shaft 154, the rotating shaft of the drive shaft 152, and the motor shaft The rotation axis of 153 can be provided on the same straight line or substantially the same straight line. As a result, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the rotation of the motor or the rotation of the shaft during power transmission, etc., as compared with the case where the rotation axes are not provided on the same straight line or substantially the same straight line. It is possible to suppress the vibration or impact that accompanies. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can transmit power coaxially without a bent portion between the output shaft and the power shaft, and the configuration according to the embodiment of the present invention can be realized. By using it, it is possible to realize an electric rotary wing aircraft having a simple transmission mechanism and having a small loss when transmitting power.

ドライブシャフト１５２が回転することに伴い、モーター部１００が生成する動力を、メインローターシャフト１５４、及びテールローターシャフト１５６に伝達することができる。すなわち、モーター部１００が生成する動力を、一つのドライブシャフト１５２から、複数のローターシャフト（ここでは、メインローターシャフト１５４、及びテールローターシャフト１５６）に伝達することができる。その結果、メインローターシャフト１５４がメインローターシャフト１５４の回転軸を中心に回転し、メインローターシャフト１５４に接続されたメインローター１６０及び複数のローターブレード１７０が回転し、電動回転翼航空機１０を浮上させる揚力を発生することができる。また、テールローターシャフト１５６がテールローターシャフト１５６の回転軸を中心に回転し、テールローターシャフト１５６に接続されたテールローター１８０が回転し、電動回転翼航空機１０の反トルクを抑制することができる。また、テールローター１８０は、例えば、メインローター１６０の回転で複数のローターブレード１７０が回転することにより発生するトルク（反トルク）を抑制することができる。 As the drive shaft 152 rotates, the power generated by the motor unit 100 can be transmitted to the main rotor shaft 154 and the tail rotor shaft 156. That is, the power generated by the motor unit 100 can be transmitted from one drive shaft 152 to a plurality of rotor shafts (here, the main rotor shaft 154 and the tail rotor shaft 156). As a result, the main rotor shaft 154 rotates about the rotation axis of the main rotor shaft 154, and the main rotor 160 and the plurality of rotor blades 170 connected to the main rotor shaft 154 rotate to levitate the electric rotary wing aircraft 10. Can generate lift. Further, the tail rotor shaft 156 rotates about the rotation axis of the tail rotor shaft 156, and the tail rotor 180 connected to the tail rotor shaft 156 rotates, so that the anti-torque of the electric rotary wing aircraft 10 can be suppressed. Further, the tail rotor 180 can suppress torque (anti-torque) generated by the rotation of a plurality of rotor blades 170 due to the rotation of the main rotor 160, for example.

減速機１５０は、複数の歯車（図示は省略）を有する。複数の歯車の大きさ、歯数などは、一部の歯車において異なってもよく、一部の歯車において同じでもよい。複数の歯車は、少なくともドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４、ドライブシャフト１５２とテールローターシャフト１５６の間に設けられる。ここで、ドライブシャフト１５２の回転数は、メインローターシャフト１５４の回転数、メインローター１６０及びメインローター１６０に設けられる複数のローターブレード１７０の回転数、テールローターシャフト１５６の回転数、及びテールローター１８０の回転数よりも極端に多い。減速機１５０は、大きさ、歯数などの異なる歯車を有することで、メインローターシャフト１５４の回転数及びとテールローターシャフト１５６の回転数を、ドライブシャフト１５２の回転数よりも少ない回転数に変化させることができる。その結果、減速機１５０は、各ローターの回転速度を減速することができる。 The speed reducer 150 has a plurality of gears (not shown). The size, number of teeth, and the like of the plurality of gears may be different in some gears and may be the same in some gears. The plurality of gears are provided at least between the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154, and between the drive shaft 152 and the tail rotor shaft 156. Here, the rotation speed of the drive shaft 152 is the rotation speed of the main rotor shaft 154, the rotation speed of the main rotor 160 and the plurality of rotor blades 170 provided in the main rotor 160, the rotation speed of the tail rotor shaft 156, and the tail rotor 180. Extremely higher than the number of revolutions of. By having gears having different sizes, number of teeth, etc., the speed reducer 150 changes the rotation speed of the main rotor shaft 154 and the rotation speed of the tail rotor shaft 156 to a rotation speed less than that of the drive shaft 152. Can be made to. As a result, the speed reducer 150 can reduce the rotation speed of each rotor.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、ワンウェイクラッチ１０５が減速機１５０とモーター部１００との間に設けられてもよい。ワンウェイクラッチ１０５は、例えば、モーター部１００で発生するコギングまたは逆起電力などのブレーキ力を、モーターシャフト１５３から、メインローター１６０及びテールローター１８０に伝達されることを抑制する。また、ワンウェイクラッチ１０５は、例えば、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂが故障した場合、ドライブシャフト１５２の回転を抑制し、動力がメインローター１６０及びテールローター１８０に伝達されることを抑制する。したがって、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂが故障した場合、ドライブシャフト１５２は、フリーローテーションが可能であり、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０はオートローテーション可能な構成を有する。また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、カップリング機構を有するため、ドライブシャフト１５２とメインローターシャフト１５４と同様に、ワンウェイクラッチ１０５にかかる力（例えば、電動回転翼航空機１０が不安定な気流の中で受ける衝撃力）を分散、減衰、または緩和させ、ワンウェイクラッチ１０５にかかる負荷を軽減することができる。 In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the one-way clutch 105 may be provided between the speed reducer 150 and the motor unit 100. The one-way clutch 105 suppresses transmission of braking force such as cogging or counter electromotive force generated in the motor unit 100 from the motor shaft 153 to the main rotor 160 and the tail rotor 180. Further, the one-way clutch 105 suppresses the rotation of the drive shaft 152 and suppresses the transmission of power to the main rotor 160 and the tail rotor 180, for example, when the first motor 100A and the second motor 100B fail. do. Therefore, when the first motor 100A and the second motor 100B fail, the drive shaft 152 can be freely rotated, and the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention has a configuration capable of autorotation. Have. Further, since the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention has a coupling mechanism, the force applied to the one-way clutch 105 (for example, the electric rotary wing aircraft 10) is similar to the drive shaft 152 and the main rotor shaft 154. The impact force received in an unstable airflow) can be dispersed, damped, or mitigated, and the load applied to the one-way clutch 105 can be reduced.

従来の内燃機関を使用する回転翼航空機では、メインローター及びテールローターの回転数が、飛行状態に関わらず一定または略一定の回転数になるように操縦される。しかし、回転数が一定または略一定であっても、トルク（出力）は飛行状態により増減する。その結果、内燃機関のスロットル（出力を調整する絞り弁)が、適宜調整される。従来の内燃機関を使用する回転翼航空機では、例えば、スロットルガバナーおよびスロットル制御回路を用いて、回転数が一定または略一定に保たれるように、スロットルが調整される。 In a rotary wing aircraft using a conventional internal combustion engine, the rotation speeds of the main rotor and the tail rotor are controlled to be constant or substantially constant regardless of the flight state. However, even if the number of revolutions is constant or substantially constant, the torque (output) increases or decreases depending on the flight condition. As a result, the throttle (throttle valve for adjusting the output) of the internal combustion engine is appropriately adjusted. In a rotary wing aircraft using a conventional internal combustion engine, for example, a throttle governor and a throttle control circuit are used to adjust the throttle so that the rotation speed is kept constant or substantially constant.

一方、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、第１のモーター制御装置１０２Ａは、第１のモーター１００Ａ及び第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａに電気的に接続され、第１のモーター１００Ａの駆動を制御する。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、例えば、従来の内燃機関に備えられたスロットルガバナーと同様の構成を含むスロットルガバナー（図示は省略）を有してもよい。また、第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂは、従来の内燃機関に備えられたスロットル制御回路と同様の構成を含んでもよい。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、例えば、当該スロットルガバナーと、第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂと、第１のインバーター１０８Ａ（図３）及び第２のインバーター１０８Ｂ（図３）とを用いて、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数を一定に保つことができる。例えば、トルク（出力）を制御するスロットル信号が、飛行制御装置１３０から第１のモーター制御装置１０２Ａに含まれる第１のインバーター１０８Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂに含まれる第２のインバーター１０８Ｂに送信され、第１のインバーター１０８Ａ及び第２のインバーター１０８Ｂの出力周波数を制御する。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、トルク（出力）を制御し、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数を一定に保つことができる。 On the other hand, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first motor control device 102A is electrically connected to the first motor 100A and the first battery management system 110A, and the first motor. Controls the drive of 100A. The electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention may have, for example, a throttle governor (not shown) having the same configuration as the throttle governor provided in a conventional internal combustion engine. Further, the first motor control device 102A and the second motor control device 102B may include the same configuration as the throttle control circuit provided in the conventional internal combustion engine. In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, for example, the throttle governor, the first motor control device 102A and the second motor control device 102B, the first inverter 108A (FIG. 3) and the first inverter 108A (FIG. 3). By using the inverter 108B (FIG. 3) of No. 2, the rotation speed of the main rotor 160 and the rotation speed of the tail rotor 180 can be kept constant. For example, the throttle signal for controlling the torque (output) is transmitted from the flight control device 130 to the first inverter 108A included in the first motor control device 102A and the second inverter 108B included in the second motor control device 102B. It is transmitted and controls the output frequencies of the first inverter 108A and the second inverter 108B. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can control the torque (output) and keep the rotation speed of the main rotor 160 and the rotation speed of the tail rotor 180 constant.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、従来の内燃機関に備えられたスロットルガバナー及びスロットル制御回路と同様の構成を含むため、従来の内燃機関に備えられたスロットルガバナー及びスロットル制御回路の構成に基づき、回転翼航空機の飛行に関連するデータ及び構成、並びに、操縦に関連するデータ及び構成を利用することができる。なお、第１のモーター１００Ａまたは第２のモーター１００Ｂ、並びに、第１のインバーター１０８Ａまたは第２のインバーター１０８Ｂが、電動回転翼航空機１０の飛行に必要な十分なトルク（出力）を発生し、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数を一定または略一定に制御することができる場合、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、従来の内燃機関に備えられたスロットルガバナー及びスロットル制御回路と同様の構成を含まなくてもよい。 Since the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention includes the same configuration as the throttle governor and throttle control circuit provided in the conventional internal combustion engine, the throttle governor and throttle control provided in the conventional internal combustion engine are included. Based on the configuration of the circuit, data and configurations related to the flight of a rotary wing aircraft, as well as data and configurations related to maneuvering can be used. The first motor 100A or the second motor 100B, and the first inverter 108A or the second inverter 108B generate sufficient torque (output) necessary for the flight of the electric rotary wing aircraft 10, and the main When the rotation speed of the rotor 160 and the rotation speed of the tail rotor 180 can be controlled to be constant or substantially constant, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention is a throttle provided in a conventional internal combustion engine. It does not have to include the same configuration as the governor and throttle control circuit.

また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、第１のモーター制御装置１０２Ａは、例えば、第１のインバーター１０８Ａ（図３）、回転数検出装置（図示は省略）、回転数比較装置（図示は省略）、及び回転数フィードバック装置（図示は省略）を有してもよい。 Further, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first motor control device 102A is, for example, the first inverter 108A (FIG. 3), the rotation speed detection device (not shown), and the rotation speed. It may have a comparison device (not shown) and a rotation number feedback device (not shown).

第１のインバーター１０８Ａ（図３）は、例えば、インバーター回路（図示は省略）、インバーター回路と第１のインバーター１０８Ａとの間に設けられるコンデンサー（図示は省略）などを含む。第１のインバーター１０８Ａは、例えば、第１のバッテリー１２０Ａから供給された電力（直流）を、コンデンサーに蓄電し、インバーター回路で電力（交流）に変換する。第１のインバーター１０８Ａは、変換された電力電力（交流）を第１のモーター１００Ａに供給する。 The first inverter 108A (FIG. 3) includes, for example, an inverter circuit (not shown), a capacitor provided between the inverter circuit and the first inverter 108A (not shown), and the like. The first inverter 108A stores, for example, the electric power (direct current) supplied from the first battery 120A in a capacitor and converts it into electric power (alternating current) in an inverter circuit. The first inverter 108A supplies the converted electric power (alternating current) to the first motor 100A.

回転数検出装置は、例えば、メインローター１６０の回転数、テールローター１８０の回転数、第１のモーター１００Ａの回転数と電流値とを対応付けしたルックアップテーブルを含む。ルックアップテーブルは、例えば、電流値から回転数を算出するための比例定数、後述するトルクからモーター出力を算出するための比例定数またはゲインなどが設定されたプログラムマップでもよい。回転数検出装置は、第１のモーター１００Ａに流れる電流値を計測し、計測した電流値からルックアップテーブルに基づき、第１のモーター１００Ａの回転数、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数を検出することができる。回転数比較装置は、設定されたメインローター１６０の回転数、設定されたテールローター１８０の回転数、設定された第１のモーター１００Ａの回転数を記憶する記憶装置を含んでもよい。回転数比較装置は、回転数検出装置から、検出された第１のモーター１００Ａの回転数を受信し、検出した第１のモーター１００Ａの回転数を、設定された第１のモーター１００Ａの回転数と比較することができる。その結果、回転数比較装置は、検出した第１のモーター１００Ａの回転数が、設定された第１のモーター１００Ａの回転数と同じ場合、検出した第１のモーター１００Ａの回転数を回転数フィードバック装置に送信し、検出した第１のモーター１００Ａの回転数が、設定された第１のモーター１００Ａの回転数と異なる場合、検出した第１のモーター１００Ａの回転数を設定された第１のモーター１００Ａの回転数に補正し、回転数フィードバック装置に送信する。回転数フィードバック装置は、回転数検出装置と同様に、例えば、メインローター１６０の回転数、テールローター１８０の回転数、第１のモーター１００Ａの回転数と電流値とを対応付けしたルックアップテーブルを含む。回転数フィードバック装置は、検出した第１のモーター１００Ａの回転数または設定された第１のモーターの回転数を回転数比較装置から受信する。回転数フィードバック装置は、ルックアップテーブルに基づき、受信した第１のモーター１００Ａの回転数を、第１のモーター１００Ａの電流値を求めることができる。回転数フィードバック装置は、求めた第１のモーター１００Ａの電流値を第１のモーター１００Ａに流すことによって、第１のモーター１００Ａの回転数を一定に保つことができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数を一定に保つことができるため、安定した飛行を続けることができる。 The rotation speed detection device includes, for example, a look-up table in which the rotation speed of the main rotor 160, the rotation speed of the tail rotor 180, the rotation speed of the first motor 100A, and the current value are associated with each other. The lookup table may be, for example, a program map in which a proportionality constant for calculating the rotation speed from the current value, a proportionality constant for calculating the motor output from the torque described later, a gain, or the like is set. The rotation speed detection device measures the current value flowing through the first motor 100A, and based on the lookup table from the measured current value, the rotation speed of the first motor 100A, the rotation speed of the main rotor 160, and the tail rotor 180. The number of revolutions can be detected. The rotation speed comparison device may include a storage device that stores a set rotation speed of the main rotor 160, a set rotation speed of the tail rotor 180, and a set rotation speed of the first motor 100A. The rotation speed comparison device receives the detected rotation speed of the first motor 100A from the rotation speed detection device, and sets the detected rotation speed of the first motor 100A to the set rotation speed of the first motor 100A. Can be compared with. As a result, when the detected rotation speed of the first motor 100A is the same as the set rotation speed of the first motor 100A, the rotation speed comparison device feeds back the detected rotation speed of the first motor 100A. If the rotation speed of the first motor 100A transmitted to the device and detected is different from the rotation speed of the set first motor 100A, the rotation speed of the detected first motor 100A is set to the first motor. It is corrected to a rotation speed of 100A and transmitted to the rotation speed feedback device. Similar to the rotation speed detection device, the rotation speed feedback device has, for example, a look-up table in which the rotation speed of the main rotor 160, the rotation speed of the tail rotor 180, the rotation speed of the first motor 100A, and the current value are associated with each other. include. The rotation speed feedback device receives the detected rotation speed of the first motor 100A or the set rotation speed of the first motor from the rotation speed comparison device. The rotation speed feedback device can obtain the received rotation speed of the first motor 100A and the current value of the first motor 100A based on the look-up table. The rotation speed feedback device can keep the rotation speed of the first motor 100A constant by passing the obtained current value of the first motor 100A through the first motor 100A. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can keep the rotation speed of the main rotor 160 and the rotation speed of the tail rotor 180 constant, so that stable flight can be continued.

第２のモーター制御装置１０２Ｂは、第２のモーター１００Ｂ及び第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂに電気的に接続され、第２のモーター１００Ｂの駆動を制御する。第２のモーター制御装置１０２Ｂは、例えば、第２のインバーター１０８Ｂ（図３）、回転数検出装置（図示は省略）、回転数比較装置（図示は省略）、及び回転数フィードバック装置（図示は省略）を有する。第２のインバーター１０８Ｂは、変換された電力（交流）を第２のモーター１００Ｂに供給する。すなわち、第２のモーター制御装置１０２Ｂは、上述したような第１のモーター制御装置１０２Ａと同様の構成を有することができる。したがって、第２のモーター制御装置１０２Ｂは、求めた第２のモーター１００Ｂの電流値を第２のモーター１００Ｂに流すことによって、第２のモーター１００Ｂの回転数を一定に保つことができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数を一定に保つことができるため、安定した飛行を続けることができる。なお、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、設定された第１のモーターの回転数は、第１の回転数と呼ばれることがあり、設定された第２のモーターの回転数は、第２の回転数と呼ばれることがある。 The second motor control device 102B is electrically connected to the second motor 100B and the second battery management system 110B, and controls the drive of the second motor 100B. The second motor control device 102B includes, for example, a second inverter 108B (FIG. 3), a rotation speed detection device (not shown), a rotation speed comparison device (not shown), and a rotation speed feedback device (not shown). ). The second inverter 108B supplies the converted electric power (alternating current) to the second motor 100B. That is, the second motor control device 102B can have the same configuration as the first motor control device 102A as described above. Therefore, the second motor control device 102B can keep the rotation speed of the second motor 100B constant by passing the obtained current value of the second motor 100B to the second motor 100B. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can keep the rotation speed of the main rotor 160 and the rotation speed of the tail rotor 180 constant, so that stable flight can be continued. In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the set rotation speed of the first motor may be referred to as the first rotation speed, and the set rotation speed of the second motor may be referred to. Is sometimes referred to as the second number of revolutions.

また、第１の回転数は第２の回転数と同一である（剛結合であるため）。よって、メインローター１６０の回転数、及びテールローター１８０の回転数は、２つのモーターによって、より安定的に制御される。また、例えば、モーターの軸出力値は、回転数とモーターのトルクとを用いて算出することができ、モーターの出力値＝回転数×モーターのトルクである。第１のモーター１００Ａの回転数と第２のモーター１００Ｂの回転数とは同一であっても、それぞれのモーターのトルクを変えることで、ローターシステムの軸出力を変えることができる。例えば、軸出力を一定に保つ場合、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂのトルクを１／２倍にしてよく、第１のモーター１００Ａのトルクを変えずに第２のモーター１００Ｂのトルクを略０（ゼロ）にしてもよい。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとを交互に用いて軸出力を一定に保つことができ、また、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの軸出力を半分にして軸出力を一定に保つことができるため、一方のモーターに負荷をかけることなく、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの負荷を平均化することができる。したがって、１つのモーターを実装し１つのモーターを使用し続ける場合と比較して、モーターへの負荷を軽減可能であり、モーターの寿命も伸ばすことができる。 Further, the first rotation speed is the same as the second rotation speed (because it is a rigid coupling). Therefore, the rotation speed of the main rotor 160 and the rotation speed of the tail rotor 180 are controlled more stably by the two motors. Further, for example, the shaft output value of the motor can be calculated by using the rotation speed and the torque of the motor, and the output value of the motor = the rotation speed × the torque of the motor. Even if the rotation speed of the first motor 100A and the rotation speed of the second motor 100B are the same, the shaft output of the rotor system can be changed by changing the torque of each motor. For example, when keeping the shaft output constant, the torque of the first motor 100A and the second motor 100B may be halved, and the torque of the second motor 100B may be halved without changing the torque of the first motor 100A. May be approximately 0 (zero). In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first motor 100A and the second motor 100B can be alternately used to keep the shaft output constant, and the first motor 100A and the first motor 100A and the second motor 100B can be used alternately. Since the shaft output of the second motor 100B can be halved to keep the shaft output constant, the loads of the first motor 100A and the second motor 100B are averaged without applying a load to one motor. be able to. Therefore, as compared with the case where one motor is mounted and one motor is continuously used, the load on the motor can be reduced and the life of the motor can be extended.

第１のモーター制御装置１０２Ａと第２のモーター制御装置１０２Ｂとは互いに接続されてもよい。例えば、第１のモーター１００Ａの回転数及び電流値などのデータを、第２のモーター制御装置１０２Ｂが第１のモーター制御装置１０２Ａと共有してもよく、第２のモーター１００Ｂの回転数及び電流値などのデータを、第１のモーター制御装置１０２Ａが第２のモーター制御装置１０２Ｂと共有してもよい。例えば、第１のモーター制御装置１０２Ａが制御不能になっても、第２のモーター制御装置１０２Ｂが第１のモーター１００Ａを制御することが可能であり、第２のモーター制御装置１０２Ｂが制御不能になっても、第１のモーター制御装置１０２Ａが第２のモーター１００Ｂを制御することが可能である。また、例えば、第１のモーター制御装置１０２Ａが制御不能になった場合、第２のモーター制御装置１０２Ｂが第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂを制御してもよく、第２のモーター制御装置１０２Ｂが制御不能になった場合、第１のモーター制御装置１０２Ａが第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂを制御してもよい。 The first motor control device 102A and the second motor control device 102B may be connected to each other. For example, the second motor control device 102B may share data such as the rotation speed and the current value of the first motor 100A with the first motor control device 102A, and the rotation speed and the current of the second motor 100B. Data such as a value may be shared by the first motor control device 102A with the second motor control device 102B. For example, even if the first motor control device 102A becomes uncontrollable, the second motor control device 102B can control the first motor 100A, and the second motor control device 102B becomes uncontrollable. Even so, the first motor control device 102A can control the second motor 100B. Further, for example, when the first motor control device 102A becomes uncontrollable, the second motor control device 102B may control the first motor 100A and the second motor 100B, and the second motor control may be performed. If the device 102B becomes uncontrollable, the first motor control device 102A may control the first motor 100A and the second motor 100B.

具体的には、第１のモーター１００Ａまたは第２のモーター１００Ｂの一方が故障した場合、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂを用いて飛行している状態（デュアルモード）から、第１のモーター１００Ａまたは第２のモーター１００Ｂの故障していないモーターを用いて飛行する状態（シングルモード）に、飛行状態を変更してもよい。例えば、操縦士は操縦装置１４０を用いて、飛行状態をデュアルモードからシングルモードに変更する指示を入力し、当該指示に基づく信号が操縦装置１４０から飛行制御装置１３０に送信され、当該信号に基づき、第１のモーター１００Ａまたは第２のモーター１００Ｂの故障したモーターを停止し、第１のモーター１００Ａまたは第２のモーター１００Ｂの故障していないモーターを駆動するように変更される。ここで、例えば、第１のモーター１００Ａの連続最大出力は、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの定格最大出力である。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、一方のモーターまたは一方のモーター制御装置が故障した場合、故障していないモーターまたは故障していないモーター制御装置を用いて、飛行状態を制御することを、たすき掛けのモーター制御システムと呼ぶことがある。 Specifically, when either the first motor 100A or the second motor 100B fails, the first motor 100A and the second motor 100B are used to fly from the state (dual mode). The flight state may be changed to a state (single mode) of flying using a non-failing motor of the motor 100A or the second motor 100B. For example, the pilot uses the control device 140 to input an instruction to change the flight state from the dual mode to the single mode, and a signal based on the instruction is transmitted from the control device 140 to the flight control device 130 based on the signal. , The failed motor of the first motor 100A or the second motor 100B is stopped and changed to drive the non-failed motor of the first motor 100A or the second motor 100B. Here, for example, the continuous maximum output of the first motor 100A is the rated maximum output of the first motor 100A and the second motor 100B. In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, when one motor or one motor control device fails, the flight state is controlled by using the non-failing motor or the non-failing motor control device. This is sometimes referred to as a cross-legged motor control system.

したがって、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、モーター制御装置の故障に対して、飛行に必要な動力を確保し、安全性を確保することができる。 Therefore, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can secure the power required for flight and secure the safety against the failure of the motor control device.

発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、第１のモーター制御装置１０２Ａが制御不能になった場合、第２のモーター制御装置１０２Ｂが第１のモーター１００Ａに接続されるように構成されていてもよく、第２のモーター制御装置１０２Ｂが制御不能になった場合、第１のモーター制御装置１０２Ａが第２のモーター１００Ｂに接続されるように構成されていてもよい。例えば、第１のモーター制御装置１０２Ａが制御不能になった場合、第２のモーター制御装置１０２Ｂが第１のモーター１００Ａに接続されることで、制御不能になった第１のモーター制御装置１０２Ａを介さないため、第２のモーター制御装置１０２Ｂと第１のモーター１００Ａとのデータの送受信または授受を、最小限の遅延で実行することができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、例えば、回転数のフィードバックを最小限の遅延で実行することができる。 The electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the invention is configured such that when the first motor control device 102A becomes uncontrollable, the second motor control device 102B is connected to the first motor 100A. The first motor control device 102A may be configured to be connected to the second motor 100B when the second motor control device 102B becomes uncontrollable. For example, when the first motor control device 102A becomes uncontrollable, the second motor control device 102B is connected to the first motor 100A, so that the first motor control device 102A which has become uncontrollable can be used. Since it does not go through, data transmission / reception or exchange between the second motor control device 102B and the first motor 100A can be executed with a minimum delay. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can, for example, execute the feedback of the rotation speed with the minimum delay.

飛行制御装置１３０は、第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂに接続される。飛行制御装置１３０はＣＰＵ及び記憶装置などを有する。飛行制御装置１３０は、例えば、入力装置１４２に入力された信号に基づき、記憶装置に記憶された命令を読み出し、ＣＰＵによって命令を処理し、第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂに所望の信号を送信する。 The flight control device 130 is connected to the first motor control device 102A and the second motor control device 102B. The flight control device 130 includes a CPU, a storage device, and the like. The flight control device 130 reads, for example, a command stored in the storage device based on the signal input to the input device 142, processes the command by the CPU, and has the first motor control device 102A and the second motor control device. The desired signal is transmitted to 102B.

操縦装置１４０は、飛行制御装置１３０に接続される。操縦装置１４０は、入力装置１４２、表示装置１４４などを含む。入力装置１４２は、例えば、スタータースイッチ、推力制御レバーなどを含む。表示装置１４４は、例えば、第１のモーター１００Ａの回転数及び電流値、第２のモーター１００Ｂの回転数及び電流値、メインローター１６０の回転数及びテールローター１８０の回転数などのデータを時系列に表示するように構成される。 The control device 140 is connected to the flight control device 130. The control device 140 includes an input device 142, a display device 144, and the like. The input device 142 includes, for example, a starter switch, a thrust control lever, and the like. The display device 144 displays data such as, for example, the rotation speed and current value of the first motor 100A, the rotation speed and current value of the second motor 100B, the rotation speed of the main rotor 160, and the rotation speed of the tail rotor 180 in time series. It is configured to be displayed in.

電動回転翼航空機１０の操縦士は、操縦装置１４０を用いて所望の操作を入力する。操縦士は、例えば、第１のモーター１００Ａの第１の回転数を入力装置１４２に入力する。入力装置１４２は、第１の回転数を飛行制御装置１３０に送信する。飛行制御装置１３０は、第１のモーター制御装置１０２Ａおよび第２のモーター制御装置１０２Ｂに第１の回転数のデータを送信する。第１のモーター制御装置１０２Ａおよび第２のモーター制御装置１０２Ｂには、第１の回転数のデータが格納（記憶）される。例えば、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの回転数を調整する場合、操縦士は、回転数を調整するための操作を入力装置１４２に入力し、入力装置１４２が回転数を調整するための操作に対応した第１の信号を飛行制御装置１３０に送信する。飛行制御装置１３０は第１の信号を受信し、第１の信号に基づき、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの回転数を検出する第２の信号を第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂに送信する。第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂは第２の信号を受信し、第２の信号に基づき、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの回転数を検出する。飛行制御装置１３０、第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂは、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂの回転数を一定または略一定になるように制御する。また、に送信する。第１のモーター制御装置１０２Ａは第２の信号を受信し、第２の信号に基づき、第１のモーター１００Ａの回転数を検出する。また、電動回転翼航空機１０の制御においては、操縦士が操縦装置１４０を用いて所望の操作を入力し、電動回転翼航空機１０を制御することが優先される。 The operator of the electric rotary wing aircraft 10 inputs a desired operation using the control device 140. For example, the operator inputs the first rotation speed of the first motor 100A to the input device 142. The input device 142 transmits the first rotation speed to the flight control device 130. The flight control device 130 transmits the data of the first rotation speed to the first motor control device 102A and the second motor control device 102B. Data of the first rotation speed is stored (stored) in the first motor control device 102A and the second motor control device 102B. For example, when adjusting the rotation speeds of the first motor 100A and the second motor 100B, the operator inputs an operation for adjusting the rotation speeds to the input device 142, and the input device 142 adjusts the rotation speeds. A first signal corresponding to the operation for the above is transmitted to the flight control device 130. The flight control device 130 receives the first signal, and based on the first signal, the second signal for detecting the rotation speeds of the first motor 100A and the second motor 100B is transmitted to the first motor control device 102A and the first motor control device 102A. It is transmitted to the second motor control device 102B. The first motor control device 102A and the second motor control device 102B receive the second signal, and based on the second signal, detect the rotation speeds of the first motor 100A and the second motor 100B. The flight control device 130, the first motor control device 102A, and the second motor control device 102B control the rotation speeds of the first motor 100A and the second motor 100B to be constant or substantially constant. Also send to. The first motor control device 102A receives the second signal and detects the rotation speed of the first motor 100A based on the second signal. Further, in the control of the electric rotary wing aircraft 10, it is prioritized that the operator inputs a desired operation using the control device 140 to control the electric rotary wing aircraft 10.

第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａは、第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第１のバッテリー１２０Ａに接続される。第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａは、第１のバッテリー１２０Ａの残量などを制御し、第１のバッテリー１２０Ａから、第１のモーター制御装置１０２Ａに電力を供給する。第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂは、第２のモーター制御装置１０２Ｂ及び第２のバッテリー１２０Ｂに接続される。第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂは、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａと同様に、第２のバッテリー１２０Ｂの残量などを制御し、第２のバッテリー１２０Ｂから、第２のモーター制御装置１０２Ｂに電力を供給する。 The first battery management system 110A is connected to the first motor control device 102A and the first battery 120A. The first battery management system 110A controls the remaining amount of the first battery 120A and the like, and supplies electric power from the first battery 120A to the first motor control device 102A. The second battery management system 110B is connected to the second motor control device 102B and the second battery 120B. Like the first battery management system 110A, the second battery management system 110B controls the remaining amount of the second battery 120B and the like, and power is supplied from the second battery 120B to the second motor control device 102B. Supply.

第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａと第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂとは互いに接続されてもよい。例えば、第１のバッテリー１２０Ａの残量などのデータを、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂが第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａと共有してもよく、第２のバッテリー１２０Ｂの残量などのデータを、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａが第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂと共有してもよい。例えば、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａが制御不能になっても、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂが第１のバッテリー１２０Ａを制御することが可能であり、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂが制御不能になっても、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａが第２のバッテリー１２０Ｂを制御することが可能である。また、例えば、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａが制御不能になった場合、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂが第１のバッテリー１２０Ａ及び第２のバッテリー１２０Ｂを制御してもよく、第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂが制御不能になった場合、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａが第１のバッテリー１２０Ａ及び第２のバッテリー１２０Ｂを制御してもよい。 The first battery management system 110A and the second battery management system 110B may be connected to each other. For example, the second battery management system 110B may share data such as the remaining amount of the first battery 120A with the first battery management system 110A, and data such as the remaining amount of the second battery 120B may be shared. The first battery management system 110A may be shared with the second battery management system 110B. For example, even if the first battery management system 110A becomes uncontrollable, the second battery management system 110B can control the first battery 120A, and the second battery management system 110B becomes uncontrollable. Even so, the first battery management system 110A can control the second battery 120B. Further, for example, when the first battery management system 110A becomes uncontrollable, the second battery management system 110B may control the first battery 120A and the second battery 120B, and the second battery management may be performed. If the system 110B becomes uncontrollable, the first battery management system 110A may control the first battery 120A and the second battery 120B.

具体的には、第１のバッテリーマネジメントシステム１１０Ａまたは第２のバッテリーマネジメントシステム１１０Ｂの一方が故障した場合、第１のバッテリー１２０Ａ及び第２のバッテリー１２０Ｂを用いて飛行している状態（デュアルバッテリーモード）から、第１のバッテリー１２０Ａ及び第２のバッテリー１２０Ｂの故障していないバッテリーを用いて飛行する状態（シングルバッテリーモード）に、飛行状態を変更してもよい。例えば、操縦士は操縦装置１４０を用いて、飛行状態をデュアルバッテリーモードからシングルバッテリーモードに変更する指示を入力し、当該指示に基づく信号が操縦装置１４０から飛行制御装置１３０に送信され、当該信号に基づき、第１のバッテリー１２０Ａまたは第２のバッテリー１２０Ｂの故障したバッテリーから第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂなどへの電力の供給を停止し、第１のバッテリー１２０Ａまたは第２のバッテリー１２０Ｂの故障していないバッテリーから第１のモーター制御装置１０２Ａ及び第２のモーター制御装置１０２Ｂなどへ電力を供給するように変更される。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、一方のバッテリーまたは一方のバッテリーマネジメントシステムが故障した場合、故障していないバッテリーまたは故障していないバッテリーマネジメントシステムを用いて、飛行状態を制御することを、たすき掛けのバッテリー制御システムと呼ぶことがある。 Specifically, when either the first battery management system 110A or the second battery management system 110B fails, the state of flying using the first battery 120A and the second battery 120B (dual battery mode). ), The flight state may be changed to a state (single battery mode) in which the first battery 120A and the second battery 120B are used without failure. For example, the pilot uses the control device 140 to input an instruction to change the flight state from the dual battery mode to the single battery mode, and a signal based on the instruction is transmitted from the control device 140 to the flight control device 130, and the signal is transmitted. Based on the above, the power supply from the failed battery of the first battery 120A or the second battery 120B to the first motor control device 102A, the second motor control device 102B, etc. is stopped, and the first battery 120A or The second battery 120B is changed to supply power from the non-failed battery to the first motor control device 102A, the second motor control device 102B, and the like. In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, when one battery or one battery management system fails, the flight state is controlled by using the non-failed battery or the non-failed battery management system. This is sometimes referred to as a battery control system.

したがって、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、バッテリーマネジメントシステムの故障に対しても、飛行に必要な電力をモーター制御装置に供給し、動力を確保し、安全性を確保することができる。 Therefore, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention supplies the electric power required for flight to the motor control device, secures the power, and secures the safety even in the case of the failure of the battery management system. be able to.

以上説明したように、飛行制御装置１３０は第１のモーター制御装置１０２Ａおよび第２のモーター制御装置１０２Ｂに電気的に接続される。また、飛行制御装置１３０は、第１のモーター制御装置１０２Ａおよび第２のモーター制御装置１０２Ｂに第１の回転数のデータを送信する。第１のモーター制御装置１０２Ａは、第１のモーター１００Ａの回転数を検出し、第１のモーター１００Ａの回転数を第１の回転数に調整する。さらに、第２のモーター制御装置１０２Ｂは、第２のモーター１００Ｂの回転数を測定し、第２のモーター１００Ｂの回転数を第１の回転数に調整する。以上のような操作によって、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０のメインローター１６０またはテールローター１８０の回転数を一定に保つことができる。 As described above, the flight control device 130 is electrically connected to the first motor control device 102A and the second motor control device 102B. Further, the flight control device 130 transmits the data of the first rotation speed to the first motor control device 102A and the second motor control device 102B. The first motor control device 102A detects the rotation speed of the first motor 100A and adjusts the rotation speed of the first motor 100A to the first rotation speed. Further, the second motor control device 102B measures the rotation speed of the second motor 100B and adjusts the rotation speed of the second motor 100B to the first rotation speed. By the above operation, the rotation speed of the main rotor 160 or the tail rotor 180 of the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can be kept constant.

以上説明したように、内燃機関を使用する従来の回転翼航空機は、内燃機関によって動力を生成し、生成された動力をローターシャフトに伝達する。内燃機関を動力とする場合、例えば、内燃機関における燃料の不完全燃焼に伴う動力の低下、飛行環境における不安定な動力供給が生じる可能性がある。その結果、ローターの回転数を一定に保つこと、または、ローターの回転数を細かく制御することは、困難であった。一方、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、電気的制御可能な電動モーターによって動力を発生するため、燃料の性能によって動力を左右されることがない。したがって、電動回転翼航空機１０は、従来の内燃機関を使用する回転翼航空機と比較して、ローターシャフトに伝達する動力を安定的に供給することができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、ローターの回転数を一定に保つこと、または、ローターの回転数を細かく制御することができる。 As described above, a conventional rotorcraft using an internal combustion engine generates power by the internal combustion engine and transmits the generated power to the rotor shaft. When powered by an internal combustion engine, for example, there is a possibility that a decrease in power due to incomplete combustion of fuel in the internal combustion engine and an unstable power supply in a flight environment may occur. As a result, it has been difficult to keep the rotor rotation speed constant or to finely control the rotor rotation speed. On the other hand, since the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention is powered by an electrically controllable electric motor, the power is not affected by the performance of the fuel. Therefore, the electric rotary wing aircraft 10 can stably supply the power transmitted to the rotor shaft as compared with the rotary wing aircraft using a conventional internal combustion engine. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can keep the rotation speed of the rotor constant or finely control the rotation speed of the rotor.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、２つの電動モーターを有する例を示すが電動モーターの数は２つに限定されない。例えば、電動回転翼航空機１０は、３つ以上の電動モーターを有してもよい。その結果、電動回転翼航空機１０は、少なくとも２つの電動モーターが故障しても、飛行に必要な動力を確保し、安全性を確保することができる。また、電動回転翼航空機１０は、より多くの電動モーターを有することで、メインローター１６０、または、テールローター１８０に、飛行高度、天候、気温などによらず安定的に、動力を伝達することができる。その結果、電動回転翼航空機１０は、メインローター１６０の回転数、または、テールローター１８０の回転数をより安定化することができる。
＜１－２．モーター部１００の配置＞ The electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention shows an example having two electric motors, but the number of electric motors is not limited to two. For example, the electric rotary wing aircraft 10 may have three or more electric motors. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 can secure the power required for flight and ensure safety even if at least two electric motors fail. Further, by having more electric motors, the electric rotary wing aircraft 10 can stably transmit power to the main rotor 160 or the tail rotor 180 regardless of flight altitude, weather, temperature, and the like. can. As a result, the electric rotary wing aircraft 10 can further stabilize the rotation speed of the main rotor 160 or the rotation speed of the tail rotor 180.
<1-2. Arrangement of motor unit 100>

図３を参照し、本発明の一実施形態に係るモーター部１００の配置について説明する。図３は、本発明の一実施形態に係るモーター部１００の配置を示す斜視図である。図３は、本発明の一実施形態に係るモーター部１００を、電動回転翼航空機体２０の機体内部の左斜め後方から見た斜視図である。図３に示すモーター部１００の配置は一例であって、モーター部１００の配置は図３に示す構成に限定されない。図１及び図２と同一、又は類似する構成については説明を省略することがある。 With reference to FIG. 3, the arrangement of the motor unit 100 according to the embodiment of the present invention will be described. FIG. 3 is a perspective view showing the arrangement of the motor unit 100 according to the embodiment of the present invention. FIG. 3 is a perspective view of the motor unit 100 according to the embodiment of the present invention as viewed from diagonally left rear of the inside of the electric rotary wing aircraft body 20. The arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 3 is an example, and the arrangement of the motor unit 100 is not limited to the configuration shown in FIG. Descriptions of the same or similar configurations as those in FIGS. 1 and 2 may be omitted.

図３に示されるように、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、図１及び図２に示した構成に加え、例えば、マウントプレート１０６、第１のマウントフレーム１０７Ａ、第２のマウントフレーム１０７Ｂ、開口部１０９を有する。 As shown in FIG. 3, in addition to the configurations shown in FIGS. 1 and 2, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention has, for example, a mount plate 106, a first mount frame 107A, and a second. Has a mount frame 107B and an opening 109.

第１のマウントフレーム１０７Ａ及び第２のマウントフレーム１０７Ｂは、後部隔壁１０４に接続され、マウントプレート１０６、第１のインバーター１０８Ａ及び第２のインバーター１０８Ｂを支持する。なお、第１のインバーター１０８Ａ及び第２のインバーター１０８Ｂは、例えば、ボルトなどの接続部材によって、後部隔壁１０４にも接続される。 The first mount frame 107A and the second mount frame 107B are connected to the rear partition wall 104 and support the mount plate 106, the first inverter 108A and the second inverter 108B. The first inverter 108A and the second inverter 108B are also connected to the rear partition wall 104 by a connecting member such as a bolt.

マウントプレート１０６の左右は、第１のマウントフレーム１０７Ａ及び第２のマウントフレーム１０７Ｂに支持される。マウントプレート１０６は、例えば、ボルトなどの接続部材によって、ドライブシャフト１５２、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂを含むモーター部１００を固定し、ドライブシャフト１５２、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂを含むモーター部１００を支持する。よって、マウントプレート１０６、第１のマウントフレーム１０７Ａ、及び第２のマウントフレーム１０７Ｂは、ドライブシャフト１５２、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂを含むモーター部１００の落下を抑制することができる。 The left and right sides of the mount plate 106 are supported by the first mount frame 107A and the second mount frame 107B. The mount plate 106 fixes the drive shaft 152, the motor portion 100 including the first motor 100A and the second motor 100B by a connecting member such as a bolt, and the drive shaft 152, the first motor 100A and the second motor 100A. Supports the motor unit 100 including the motor 100B of the above. Therefore, the mount plate 106, the first mount frame 107A, and the second mount frame 107B can suppress the drop of the motor unit 100 including the drive shaft 152, the first motor 100A, and the second motor 100B. ..

開口部１０９は、例えば、延伸されたドライブシャフト１５２を減速機１５０に接続するため、延伸されたドライブシャフト１５２を通す開口である。また、開口部１０９は、例えば、テールローターシャフト１５６を通す開口であってもよい。 The opening 109 is, for example, an opening through which the stretched drive shaft 152 is passed in order to connect the stretched drive shaft 152 to the speed reducer 150. Further, the opening 109 may be, for example, an opening through which the tail rotor shaft 156 passes.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の伝動機構は、従来の内燃機関を設けていた広い空間において、後部隔壁１０４に対して略左右対称にコンパクトに配置可能である。したがって、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の構成によって、従来の内燃機関を使用する航空機に対して、内燃機関に相当する部分を、航空機のバランスを考慮し小型化された伝動機構に置き換えた電動回転翼航空機を提供することができる。
＜２．第２実施形態＞ The transmission mechanism of the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can be compactly arranged substantially symmetrically with respect to the rear partition wall 104 in a wide space provided with a conventional internal combustion engine. Therefore, according to the configuration of the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the portion corresponding to the internal combustion engine is miniaturized in consideration of the balance of the aircraft with respect to the aircraft using the conventional internal combustion engine. It is possible to provide an electric rotary wing aircraft replaced with a mechanism.
<2. 2nd Embodiment>

図４（Ａ）及び図５（Ａ）を参照し、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の他の構成について説明する。図４（Ａ）は、本発明の一実施形態に係るモーター部１００の他の構成を示すブロック図である。図５（Ａ）は、図４（Ａ）に示すモーター部１００の配置を示す斜視図である。図４（Ａ）に示すモーター部１００は、図２に示すモーター部１００と比較して、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとが並列に設けられ、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂが歯車によってドライブシャフト１５２に接続されている点が異なる。ここでは、図４（Ａ）に示すモーター部１００と図２に示すモーター部１００との異なる部分を、主に説明する。図４（Ａ）及び図５（Ａ）に示すモーター部１００の構成は一例であって、モーター部１００の構成は図４（Ａ）及び図５（Ａ）に示す構成に限定されない。図１乃至図３と同一、又は類似する構成については説明を省略することがある。 With reference to FIGS. 4 (A) and 5 (A), another configuration of the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention will be described. FIG. 4A is a block diagram showing another configuration of the motor unit 100 according to the embodiment of the present invention. FIG. 5A is a perspective view showing the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 4A. In the motor unit 100 shown in FIG. 4A, the first motor 100A and the second motor 100B are provided in parallel as compared with the motor unit 100 shown in FIG. 2, and the first motor 100A and the second motor 100A and the second motor 100B are provided in parallel. The difference is that the motor 100B of the above is connected to the drive shaft 152 by a gear. Here, the differences between the motor unit 100 shown in FIG. 4A and the motor unit 100 shown in FIG. 2 will be mainly described. The configuration of the motor unit 100 shown in FIGS. 4A and 5A is an example, and the configuration of the motor unit 100 is not limited to the configuration shown in FIGS. 4A and 5A. Descriptions of the same or similar configurations as those in FIGS. 1 to 3 may be omitted.

図４（Ａ）に示すように、モーター部１００は、ギアボックス１６５を有する。ギアボックス１６５は、第１の歯車１６６、第２の歯車１６７、及び第３の歯車１６８を有する。ドライブシャフト１５２の第１の端部は減速機１５０（図２）またはワンウェイクラッチ１０５（図２）に接続され、ドライブシャフト１５２の第２の端部は第１の歯車１６６に接続される。第１の歯車１６６は第２の歯車１６７、及び第３の歯車１６８に連結される。モーターシャフト１６２の第１の端部は第２の歯車１６７に接続され、モーターシャフト１６２の第２の端部は第１のモーター１００Ａに接続される。モーターシャフト１６４の第１の端部は第３の歯車１６８に接続され、モーターシャフト１６４の第２の端部は第２のモーター１００Ｂに接続される。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、モーターシャフト１６２は動力軸または第２の動力軸、モーターシャフト１６４は動力軸または第３の動力軸と呼ばれることがある。 As shown in FIG. 4A, the motor unit 100 has a gearbox 165. The gearbox 165 has a first gear 166, a second gear 167, and a third gear 168. The first end of the drive shaft 152 is connected to the reducer 150 (FIG. 2) or the one-way clutch 105 (FIG. 2), and the second end of the drive shaft 152 is connected to the first gear 166. The first gear 166 is connected to the second gear 167 and the third gear 168. The first end of the motor shaft 162 is connected to the second gear 167 and the second end of the motor shaft 162 is connected to the first motor 100A. The first end of the motor shaft 164 is connected to the third gear 168 and the second end of the motor shaft 164 is connected to the second motor 100B. In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the motor shaft 162 may be referred to as a power shaft or a second power shaft, and the motor shaft 164 may be referred to as a power shaft or a third power shaft.

電動回転翼航空機１０の後方視において、ドライブシャフト１５２とモーターシャフト１６２とモーターシャフト１６４とは、第３の軸（Ｄ３）に対して、平行または略平行に設けられる。また、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとは、ドライブシャフト１５２の延長線に対して、互いに向かい合い、かつ、並列または略並列に設けられる。 In the rear view of the electric rotary wing aircraft 10, the drive shaft 152, the motor shaft 162, and the motor shaft 164 are provided in parallel or substantially parallel to the third axis (D3). Further, the first motor 100A and the second motor 100B are provided facing each other and in parallel or substantially in parallel with respect to the extension line of the drive shaft 152.

第１のモーター１００Ａは、モーターシャフト１６２をモーターシャフト１６２の軸中心に対して回転させ、かつ、第２の歯車１６７を回転させる。第２のモーター１００Ｂは、モーターシャフト１６４をモーターシャフト１６４の軸中心に対して回転させ、かつ、第３の歯車１６８を回転させる。第２の歯車１６７および第３の歯車１６８が回転することで、第１の歯車１６６が回転する。その結果、第１のモーター１００Ａは、第１のバッテリー１２０Ａから供給された電力に基づいて、ドライブシャフト１５２に動力を伝達し、メインローターシステム３０およびテールローター１８０を駆動し、第２のモーター１００Ｂは、第２のバッテリー１２０Ｂから供給された電力に基づいて、ドライブシャフト１５２に動力を伝達し、メインローターシステム３０およびテールローター１８０を駆動する。このとき、第２の歯車１６７の回転方向１６７Ａは、第３の歯車１６８の回転方向１６８Ａと同一であり、第１の歯車１６６の回転方向１６６Ａと異なる。各歯車の回転方向は、それぞれに接続するシャフトの回転方向と同一である。なお、図４（Ａ）に示す回転方向は一例であって、それぞれの回転方向は逆の回転方向でもよい。 The first motor 100A rotates the motor shaft 162 with respect to the axis center of the motor shaft 162 and rotates the second gear 167. The second motor 100B rotates the motor shaft 164 with respect to the axis center of the motor shaft 164 and rotates the third gear 168. The rotation of the second gear 167 and the third gear 168 causes the first gear 166 to rotate. As a result, the first motor 100A transmits power to the drive shaft 152 based on the electric power supplied from the first battery 120A to drive the main rotor system 30 and the tail rotor 180, and the second motor 100B. Will transmit power to the drive shaft 152 based on the power supplied from the second battery 120B to drive the main rotor system 30 and the tail rotor 180. At this time, the rotation direction 167A of the second gear 167 is the same as the rotation direction 168A of the third gear 168, and is different from the rotation direction 166A of the first gear 166. The rotation direction of each gear is the same as the rotation direction of the shaft connected to each gear. The rotation direction shown in FIG. 4A is an example, and each rotation direction may be the opposite rotation direction.

図５（Ａ）に示すモーター部１００の配置は、図３に示すモーター部１００の配置と比較して、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとが、ドライブシャフト１５２の延長線に対して互いに向かい合い、かつ、並列に、また、ギアボックス１６５に対しても並列に設けられる構成を有する。また、図５（Ａ）に示すモーター部１００の配置は、図３に示すモーター部１００の配置と比較して、第１のモーター１００Ａがモーターシャフト１６２に接続され、第２のモーター１００Ｂがモーターシャフト１６４に接続され、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂがギアボックス１６５を介してドライブシャフト１５２に接続される構成を有する。さらに、図５（Ａ）に示すモーター部１００の配置は、図２に示すモーター部１００の配置と比較して、第１のモーター１００Ａに関連する部分と、第２のモーター１００Ｂに関連する部分とがドライブシャフト１５２に対して平行に設けられる構成を有する。 In the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5A, the first motor 100A and the second motor 100B have the extension line of the drive shaft 152 as compared with the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. They face each other and are provided in parallel and also in parallel with the gearbox 165. Further, in the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5A, the first motor 100A is connected to the motor shaft 162 and the second motor 100B is a motor, as compared with the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. It is connected to the shaft 164, and has a configuration in which the first motor 100A and the second motor 100B are connected to the drive shaft 152 via the gearbox 165. Further, the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5A is a portion related to the first motor 100A and a portion related to the second motor 100B as compared with the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. And have a configuration provided in parallel with the drive shaft 152.

図５（Ａ）に示すモーター部１００の配置において、第１のマウントフレーム１０７Ａ、第２のマウントフレーム１０７Ｂ、マウントプレート１０６などを用いて、モーター部１００を後部隔壁１０４に接続する構成、および、第１のインバーター１０８Ａ及び第２のインバーター１０８Ｂを支持する構成などは、図２に示すモーター部１００の配置と同様であり、ここでの説明は省略する。 In the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5A, the motor unit 100 is connected to the rear partition wall 104 by using the first mount frame 107A, the second mount frame 107B, the mount plate 106, and the like, and The configuration for supporting the first inverter 108A and the second inverter 108B is the same as the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 2, and the description thereof is omitted here.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとが互い向かい合い、かつ、並列に設けられることで、伝動機構は、ドライブシャフト１５２に対して平行または略平行に設けることができる。本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の構成を用いることで、従来の内燃機関を使用する航空機に対して、内燃機関に相当する部分を、航空機のバランスを考慮し小型化された伝動機構に置き換えた電動回転翼航空機を提供することができる。
＜３．第３実施形態＞ In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first motor 100A and the second motor 100B are provided facing each other and in parallel, so that the transmission mechanism is provided with respect to the drive shaft 152. It can be provided in parallel or substantially parallel. By using the configuration of the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the portion corresponding to the internal combustion engine has been downsized in consideration of the balance of the aircraft with respect to the aircraft using the conventional internal combustion engine. It is possible to provide an electric rotary wing aircraft replaced with a transmission mechanism.
<3. Third Embodiment>

図４（Ｂ）及び図５（Ｂ）を参照し、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０の他の構成について説明する。図４（Ｂ）は、本発明の一実施形態に係るモーター部１００の他の構成を示すブロック図である。図５（Ｂ）は、図４（Ｂ）に示すモーター部１００の配置を示す斜視図である。図４（Ｂ）に示すモーター部１００は、図２に示すモーター部１００と比較して、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとが互い向かい合い、かつ、並列に設けられ、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂが歯車によってドライブシャフト１５２に接続されている点が異なる。また、図４（Ｂ）に示すモーター部１００は、図４（Ａ）に示すモーター部１００と比較して、第１のモーター１００Ａに関連する部分と、第２のモーター１００Ｂに関連する部分とが９０度回転し設けられる点が異なる。ここでは、図４（Ｂ）に示すモーター部１００と、図２及び図４（Ａ）に示すモーター部１００との異なる部分を、主に説明する。図４（Ｂ）及び図５（Ｂ）に示すモーター部１００の構成は一例であって、モーター部１００の構成は図４（Ｂ）及び図５に示す構成に限定されない。図１乃至図４（Ａ）、図５（Ａ）と同一、又は類似する構成については説明を省略することがある。 With reference to FIGS. 4 (B) and 5 (B), another configuration of the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention will be described. FIG. 4B is a block diagram showing another configuration of the motor unit 100 according to the embodiment of the present invention. 5 (B) is a perspective view showing the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 4 (B). In the motor unit 100 shown in FIG. 4B, the first motor 100A and the second motor 100B are provided so as to face each other and in parallel with each other as compared with the motor unit 100 shown in FIG. The difference is that the motor 100A and the second motor 100B are connected to the drive shaft 152 by gears. Further, the motor unit 100 shown in FIG. 4B has a portion related to the first motor 100A and a portion related to the second motor 100B as compared with the motor unit 100 shown in FIG. 4A. Is different in that it is rotated 90 degrees. Here, the differences between the motor unit 100 shown in FIG. 4B and the motor unit 100 shown in FIGS. 2 and 4A will be mainly described. The configuration of the motor unit 100 shown in FIGS. 4B and 5B is an example, and the configuration of the motor unit 100 is not limited to the configuration shown in FIGS. 4B and 5. Descriptions of the same or similar configurations as those in FIGS. 1 to 4 (A) and FIGS. 5 (A) may be omitted.

図４（Ｂ）に示すように、電動回転翼航空機１０の後方視において、モーターシャフト１６２またはモーターシャフト１６２の軸中心は、ドライブシャフト１５２及び第３の軸（Ｄ３）に対して、垂直または略垂直に設けられる。モーターシャフト１６２またはモーターシャフト１６２の軸中心と同様に、モーターシャフト１６４またはモーターシャフト１６４の軸中心も、ドライブシャフト１５２及び第３の軸（Ｄ３）に対して、垂直または略垂直に設けられる。第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとは、ドライブシャフト１５２に対して、対称または略対称に互いに向かい合い、かつ、並列または略並列に設けられる。さらに、第２の歯車１６７と第３の歯車１６８とは、ドライブシャフト１５２に対して、対称または略対称に互いに向かい合い、かつ、並列または略並列に設けられる。 As shown in FIG. 4B, in the rear view of the electric rotary wing aircraft 10, the axis center of the motor shaft 162 or the motor shaft 162 is perpendicular to or omitted with respect to the drive shaft 152 and the third axis (D3). It is installed vertically. Similar to the shaft center of the motor shaft 162 or the motor shaft 162, the shaft center of the motor shaft 164 or the motor shaft 164 is also provided perpendicular or substantially perpendicular to the drive shaft 152 and the third shaft (D3). The first motor 100A and the second motor 100B are provided symmetrically or substantially symmetrically with respect to the drive shaft 152, and are provided in parallel or substantially in parallel. Further, the second gear 167 and the third gear 168 are provided symmetrically or substantially symmetrically with respect to the drive shaft 152, and are provided in parallel or substantially in parallel.

第１のモーター１００Ａは、モーターシャフト１６２をモーターシャフト１６２の軸中心に対して回転させ、かつ、第２の歯車１６７を回転させる。第２のモーター１００Ｂは、モーターシャフト１６４をモーターシャフト１６４の軸中心に対して回転させ、かつ、第３の歯車１６８を回転させる。このとき、第２の歯車１６７の回転方向１６７Ｂは、第３の歯車１６８の回転方向１６８Ｂと逆方向である。第２の歯車１６７と第３の歯車１６８とが互いに逆方向に回転することで、第１の歯車１６６は回転方向１６６Ｂに回転する。各歯車の回転方向は、それぞれに接続するシャフトの回転方向と同一である。なお、図４（Ｂ）に示す回転方向は一例であって、それぞれの回転方向は逆の回転方向でもよい。 The first motor 100A rotates the motor shaft 162 with respect to the axis center of the motor shaft 162 and rotates the second gear 167. The second motor 100B rotates the motor shaft 164 with respect to the axis center of the motor shaft 164 and rotates the third gear 168. At this time, the rotation direction 167B of the second gear 167 is opposite to the rotation direction 168B of the third gear 168. The second gear 167 and the third gear 168 rotate in opposite directions to each other, so that the first gear 166 rotates in the rotation direction 166B. The rotation direction of each gear is the same as the rotation direction of the shaft connected to each gear. The rotation direction shown in FIG. 4B is an example, and each rotation direction may be the opposite rotation direction.

以上説明した第１の歯車１６６と第３の歯車１６８、第１の歯車１６６と第２の歯車１６７の構成は、例えば、かさ歯車、ベベルギア、まがりばかさ歯車、冠歯車などと呼ばれる構成を組み合わせて構成される。また、ドライブシャフト１５２と第１の歯車１６６とを、例えば、ねじの溝をらせん状に設けた歯を円筒形の部材に設けたウォームギヤと呼ばれる部材で構成し、第２の歯車１６７および第３の歯車１６８をウォームギヤにかみ合わせて駆動するウォームホイールと呼ばれる部材で構成してもよい。これらを組み合わせて構成したギアを含むギアボックス１６５は、多段の変則ギアを設けることなく、ねじの溝をらせん状に設けた歯の数に基づき、減速された回転数を得ることでき、また、大きな動力をドライブシャフト１５２に伝動可能である。 The configurations of the first gear 166 and the third gear 168, the first gear 166 and the second gear 167 described above are, for example, a combination of configurations called bevel gears, bevel gears, spiral bevel gears, crown gears and the like. It is composed of. Further, the drive shaft 152 and the first gear 166 are composed of, for example, a member called a worm gear in which teeth having spiral grooves are provided on a cylindrical member, and the second gear 167 and the third gear are formed. The gear 168 may be configured by a member called a worm wheel that is driven by engaging with the worm gear. The gearbox 165 including a gear configured by combining these can obtain a reduced rotation speed based on the number of teeth having a spiral groove of a screw without providing a multi-stage irregular gear. Large power can be transmitted to the drive shaft 152.

図５（Ｂ）に示すモーター部１００の配置は、図３に示すモーター部１００の配置と比較して、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとが互いに向かい合い、並列に設けられ、かつ、ギアボックス１６５に対して対称または略対称に設けられる構成を有する。また、図５（Ｂ）に示すモーター部１００の配置は、図３に示すモーター部１００の配置と比較して、第１のモーター１００Ａがモーターシャフト１６２に接続され、第２のモーター１００Ｂがモーターシャフト１６４に接続され、第１のモーター１００Ａ及び第２のモーター１００Ｂがギアボックス１６５を介してドライブシャフト１５２に接続される構成を有する。さらに、図５（Ｂ）に示すモーター部１００の配置は、図２に示すモーター部１００の配置と比較して、第１のモーター１００Ａに関連する部分と、第２のモーター１００Ｂに関連する部分とがドライブシャフト１５２に対して９０度回転し設けられる構成を有する。 In the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5B, the first motor 100A and the second motor 100B face each other and are provided in parallel as compared with the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. , Has a configuration provided symmetrically or substantially symmetrically with respect to the gearbox 165. Further, in the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5B, the first motor 100A is connected to the motor shaft 162 and the second motor 100B is a motor, as compared with the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. It is connected to the shaft 164, and has a configuration in which the first motor 100A and the second motor 100B are connected to the drive shaft 152 via the gearbox 165. Further, the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5B is a portion related to the first motor 100A and a portion related to the second motor 100B as compared with the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. And have a configuration provided by rotating 90 degrees with respect to the drive shaft 152.

図５（Ｂ）に示すモーター部１００の配置において、第１のマウントフレーム１０７Ａ、第２のマウントフレーム１０７Ｂ、マウントプレート１０６などを用いて、モーター部１００を後部隔壁１０４に接続する構成、および、第１のインバーター１０８Ａ及び第２のインバーター１０８Ｂを支持する構成などは、図２に示すモーター部１００の配置と同様であり、ここでの説明は省略する。 In the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 5B, the motor unit 100 is connected to the rear partition wall 104 by using the first mount frame 107A, the second mount frame 107B, the mount plate 106, and the like, and The configuration for supporting the first inverter 108A and the second inverter 108B is the same as the arrangement of the motor unit 100 shown in FIG. 2, and the description thereof is omitted here.

本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０において、第１のモーター１００Ａと第２のモーター１００Ｂとが互い向かい合い（対向に）、かつ、並列に設けられることで、伝動機構は、ドライブシャフト１５２に対して平行または略平行に設けることができる。その結果、第１のモーター１００Ａによって発生するモーター回転の反トルクが、第２のモーター１００Ｂによって発生するモーター回転の反トルクによって抑制され、第２のモーター１００Ｂによって発生するモーター回転の反トルクが、第１のモーター１００Ａによって発生するモーター回転の反トルクによって抑制される。例えば、モーター回転の反トルクを抑制することで、マウントプレート１０６に作用するねじり荷重を抑制することができる。その結果、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０では、電動回転翼航空機１０の構造強度を節約し、電動回転翼航空機１０を軽量化することができる。また、本発明の一実施形態に係る電動回転翼航空機１０は、モーター部１００のコギングトルクによって発生する騒音を抑制することができる。 In the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the first motor 100A and the second motor 100B are provided facing each other (opposing each other) and in parallel, so that the transmission mechanism is a drive shaft. It can be provided parallel to or substantially parallel to 152. As a result, the anti-torque of the motor rotation generated by the first motor 100A is suppressed by the anti-torque of the motor rotation generated by the second motor 100B, and the anti-torque of the motor rotation generated by the second motor 100B becomes. It is suppressed by the anti-torque of the motor rotation generated by the first motor 100A. For example, by suppressing the anti-torque of the motor rotation, the torsional load acting on the mount plate 106 can be suppressed. As a result, in the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention, the structural strength of the electric rotary wing aircraft 10 can be saved, and the weight of the electric rotary wing aircraft 10 can be reduced. Further, the electric rotary wing aircraft 10 according to the embodiment of the present invention can suppress noise generated by the cogging torque of the motor unit 100.

本発明の実施形態として上述した各実施形態または各実施形態の一部は、相互に矛盾しない限りにおいて、適宜組み合わせて実施することができる。 Each of the above-described embodiments or a part of each embodiment as an embodiment of the present invention can be appropriately combined and carried out as long as they do not contradict each other.

上述した各実施形態の態様によりもたらされる作用効果とは異なる別の作用効果であっても、本明細書の記載から明らかなもの、又は、当業者において容易に予測し得るものについては、当然に本発明によりもたらされるものと解される。 As a matter of course, even if the action and effect are different from the action and effect brought about by the embodiment of each of the above-mentioned embodiments, those which are clear from the description of the present specification or which can be easily predicted by those skilled in the art are of course. It is understood that it is brought about by the present invention.

１０：電動回転翼航空機、２０：電動回転翼航空機体、３０：メインローターシステム、４０：延長テール、１００：モーター部、１００Ａ：第１のモーター、ｌ００Ｂ：第２のモーター、１０２Ａ：第１のモーター制御装置、１０２Ｂ：第２のモーター制御装置、１０４：後部隔壁、１０５：ワンウェイクラッチ、１０６：マウントプレート（支持部材）、１０７Ａ：第１のマウントフレーム（支持部材）、１０７Ｂ：第２のマウントフレーム（支持部材）、１０８Ａ：第１のインバーター、１０８Ｂ：第２のインバーター、１０９：開口部、１１０Ａ：第１のバッテリーマネジメントシステム、１１０Ｂ：第２のバッテリーマネジメントシステム、１２０Ａ：第１のバッテリー、１２０Ｂ：第２のバッテリー、１３０：飛行制御装置、１４０：操縦装置、１４２：入力装置、１４４：表示装置、１５０：減速機、１５２：ドライブシャフト（動力軸）、１５３：モーターシャフト（第１のモーター出力軸）、１５４：メインローターシャフト（第１の出力軸）、１５６：テールローターシャフト（第２の出力軸）、１６０：メインローター、１６２：モーターシャフト（第２のモーター出力軸）、１６４：モーターシャフト（第３のモーター出力軸）、１６５：ギアボックス、１６６：第１の歯車、１６７：第２の歯車、１６８：第３の歯車、１６６Ａ、１６６Ｂ、１６７Ａ、１６７Ｂ、１６８Ａ、１６８Ｂ：回転方向、１６７：第２の歯車、１６８：第３の歯車、１７０：ローターブレード（プロペラ）、１８０：テールローター 10: Electric rotary wing aircraft, 20: Electric rotary wing aircraft body, 30: Main rotor system, 40: Extension tail, 100: Motor section, 100A: First motor, l00B: Second motor, 102A: First Motor control device, 102B: Second motor control device, 104: Rear partition wall, 105: One-way clutch, 106: Mount plate (support member), 107A: First mount frame (support member), 107B: Second mount Frame (support member), 108A: first inverter, 108B: second inverter, 109: opening, 110A: first battery management system, 110B: second battery management system, 120A: first battery, 120B: 2nd battery, 130: Flight control device, 140: Control device, 142: Input device, 144: Display device, 150: Reducer, 152: Drive shaft (power shaft), 153: Motor shaft (1st) Motor output shaft), 154: Main rotor shaft (first output shaft), 156: Tail rotor shaft (second output shaft), 160: Main rotor, 162: Motor shaft (second motor output shaft), 164 : Motor shaft (third motor output shaft), 165: Gearbox, 166: First gear, 167: Second gear, 168: Third gear, 166A, 166B, 167A, 167B, 168A, 168B: Direction of rotation, 167: 2nd gear, 168: 3rd gear, 170: rotor blade (propeller), 180: tail rotor

Claims (6)

第１の出力軸と、
前記第１の出力軸に設けられ、前記第１の出力軸の軸中心に対して回転可能なローターシステムと、
前記第１の出力軸に動力を伝達する動力軸と、
前記動力軸に接続され、前記ローターシステムを駆動する第１のモーターと、
前記動力軸に接続され、前記ローターシステムを駆動する第２のモーターと、
前記第１のモーターに接続され、前記第１のモーターの回転数を第１の回転数に保つように、前記第１のモーターを制御する第１のモーター制御装置と、
前記第２のモーター及び前記第１のモーター制御装置に接続され、前記第２のモーターの回転数を前記第１の回転数に保つように、前記第２のモーターを制御する第２のモーター制御装置と、
を有する電動回転翼航空機。 The first output axis and
A rotor system provided on the first output shaft and rotatable with respect to the axis center of the first output shaft.
A power shaft that transmits power to the first output shaft,
A first motor connected to the power shaft and driving the rotor system,
A second motor connected to the power shaft and driving the rotor system,
A first motor control device connected to the first motor and controlling the first motor so as to keep the rotation speed of the first motor at the first rotation speed.
A second motor control that is connected to the second motor and the first motor control device and controls the second motor so as to keep the rotation speed of the second motor at the first rotation speed. With the device,
Electric rotary wing aircraft with. 前記動力軸に接続される第１のモーター出力軸を有し
前記第１のモーターと前記第２のモーターとは、
前記第１のモーター出力軸を用いて直列に接続され、
第１のモーター出力軸及び前記動力軸を前記動力軸の軸中心に対して回転させ、前記第１の出力軸に動力を伝達し、前記ローターシステムを駆動する、
請求項１に記載の電動回転翼航空機。 The first motor having a first motor output shaft connected to the power shaft, and the first motor and the second motor
Connected in series using the first motor output shaft,
The first motor output shaft and the power shaft are rotated with respect to the axis center of the power shaft, power is transmitted to the first output shaft, and the rotor system is driven.
The electric rotary wing aircraft according to claim 1. 第１の歯車と、
前記第１の歯車に連結する第２の歯車及び第３の歯車と
前記第２の歯車に第１の端部が接続され、前記第１のモーターに第２の端部が接続される第２のモーター出力軸と、
前記第３の歯車に第１の端部が接続され、前記第２のモーターに第２の端部が接続される第３のモーター出力軸と、
を有し、
前記第１のモーターと前記第２のモーターとは、向かい合い、かつ、並列に設けられ、
前記動力軸と、前記第２のモーター出力軸と、前記第３のモーター出力軸とは、平行に設けられ、
前記第１のモーターは、前記第２のモーター出力軸を前記第２のモーター出力軸の軸中心に対して回転させ、かつ、前記第２の歯車を回転させ、
前記第２のモーターは、前記第３のモーター出力軸を前記第３のモーター出力軸の軸中心に対して回転させ、かつ、前記第３の歯車を回転させ、
前記第２の歯車および前記第３の歯車が回転することで前記第１の歯車が回転し、前記動力軸に動力を伝達し、前記ローターシステムを駆動し、
前記第２の歯車の回転方向は、前記第３の歯車の回転方向と同一であり、前記第１の歯車の回転方向と異なる、
請求項１に記載の電動回転翼航空機。 The first gear and
A second end is connected to the second gear and the third gear connected to the first gear and the second gear, and the second end is connected to the first motor. Motor output shaft and
A third motor output shaft having a first end connected to the third gear and a second end connected to the second motor.
Have,
The first motor and the second motor are provided facing each other and in parallel.
The power shaft, the second motor output shaft, and the third motor output shaft are provided in parallel.
The first motor rotates the second motor output shaft with respect to the axis center of the second motor output shaft, and rotates the second gear.
The second motor rotates the third motor output shaft with respect to the axis center of the third motor output shaft, and rotates the third gear.
The rotation of the second gear and the third gear causes the first gear to rotate, transmitting power to the power shaft and driving the rotor system.
The rotation direction of the second gear is the same as the rotation direction of the third gear, and is different from the rotation direction of the first gear.
The electric rotary wing aircraft according to claim 1. 第１の歯車と、
前記第１の歯車に連結する第２の歯車及び第３の歯車と
前記第２の歯車に第１の端部が接続され、前記第１のモーターに第２の端部が接続される第２のモーター出力軸と、
前記第３の歯車に第１の端部が接続され、前記第２のモーターに第２の端部が接続される第３のモーター出力軸と、
を有し、
前記第１のモーターと前記第２のモーターとは、向かい合い、かつ、並列に設けられ、
前記第２の歯車と前記第３の歯車とは、向かい合い、かつ、並列に設けられ、
前記第２のモーター出力軸及び前記第３のモーター出力軸の軸中心は、前記動力軸に対して、垂直に設けられ、
前記第１のモーターは、前記第２のモーター出力軸を前記第２のモーター出力軸の軸中心に対して回転させ、かつ、前記第２の歯車を回転させ、
前記第２のモーターは、前記第３のモーター出力軸を前記第３のモーター出力軸の軸中心に対して回転させ、かつ、前記第３の歯車を回転させ、
前記第２の歯車および前記第３の歯車が回転することで前記第１の歯車が回転し、前記動力軸に動力を伝達し、前記ローターシステムを駆動する、
請求項１に記載の電動回転翼航空機。 The first gear and
A second end is connected to the second gear and the third gear connected to the first gear and the second gear, and the second end is connected to the first motor. Motor output shaft and
A third motor output shaft having a first end connected to the third gear and a second end connected to the second motor.
Have,
The first motor and the second motor are provided facing each other and in parallel.
The second gear and the third gear are provided facing each other and in parallel.
The shaft centers of the second motor output shaft and the third motor output shaft are provided perpendicular to the power shaft.
The first motor rotates the second motor output shaft with respect to the axis center of the second motor output shaft, and rotates the second gear.
The second motor rotates the third motor output shaft with respect to the axis center of the third motor output shaft, and rotates the third gear.
The rotation of the second gear and the third gear causes the first gear to rotate, transmitting power to the power shaft and driving the rotor system.
The electric rotary wing aircraft according to claim 1. 前記第１のモーター制御装置および前記第２のモーター制御装置に電気的に接続される飛行制御装置を有し、
前記飛行制御装置は、前記第１のモーター制御装置および前記第２のモーター制御装置に、前記第１の回転数のデータを送信し、
前記第１のモーター制御装置は、前記第１のモーターの前記回転数を測定し、前記第１のモーターの前記回転数を前記第１の回転数に調整し、
前記第２のモーター制御装置は、前記第２のモーターの前記回転数を測定し、前記第２のモーターの前記回転数を前記第１の回転数に調整する、
を有する請求項２乃至請求項４の何れか一項に記載の電動回転翼航空機。 It has a flight control device that is electrically connected to the first motor control device and the second motor control device.
The flight control device transmits the data of the first rotation speed to the first motor control device and the second motor control device, and the data of the first rotation speed is transmitted.
The first motor control device measures the rotation speed of the first motor, adjusts the rotation speed of the first motor to the first rotation speed, and adjusts the rotation speed to the first rotation speed.
The second motor control device measures the rotation speed of the second motor and adjusts the rotation speed of the second motor to the first rotation speed.
The electric rotary wing aircraft according to any one of claims 2 to 4. 前記第１のモーター制御装置に電気的に接続され、前記第１のモーター及び前記第１のモーター制御装置に電力を供給する第１のバッテリーと、
前記第２のモーター制御装置に電気的に接続され、前記第２のモーター及び前記第２のモーター制御装置に電力を供給する第２のバッテリーと、
を有する請求項５に記載の電動回転翼航空機。 A first battery that is electrically connected to the first motor control device and supplies electric power to the first motor and the first motor control device.
A second battery that is electrically connected to the second motor control device and supplies electric power to the second motor and the second motor control device.
The electric rotary wing aircraft according to claim 5.
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