JP6955421B2 - Aircraft control systems, aircraft control methods, aircraft control programs and aircraft - Google Patents

Aircraft control systems, aircraft control methods, aircraft control programs and aircraft Download PDF

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Description

本発明の実施形態は、航空機の制御システム、航空機の制御方法、航空機の制御プログラム及び航空機に関する。 Embodiments of the present invention relate to aircraft control systems, aircraft control methods, aircraft control programs and aircraft.

従来、電気モータに連結されたプロペラの回転によって推力を得る航空機が知られている（例えば特許文献１、特許文献２及び特許文献３参照）。また、プロペラを回転させるための電気モータを、ガスタービンエンジンで発電した電力によって駆動する技術も提案されている（例えば特許文献４及び非特許文献１参照）。 Conventionally, an aircraft that obtains thrust by rotating a propeller connected to an electric motor is known (see, for example, Patent Document 1, Patent Document 2 and Patent Document 3). Further, a technique of driving an electric motor for rotating a propeller by electric power generated by a gas turbine engine has also been proposed (see, for example, Patent Document 4 and Non-Patent Document 1).

国際公開ＷＯ２０１６／００９８２４号International release WO2016 / 0099824 特表２０１３−５１７９８６号公報Japanese Patent Application Laid-Open No. 2013-517896 特表２０１３−５０５１７２号公報Special Table 2013-505172 特開２０１７−００１６６２号公報JP-A-2017-001662

Jason Paur, "The Turbine-Powered, Chevy Volt of Airliners Looks Fantastic", 2017/3/13, WIRED、［ｏｎｌｉｎｅ］、［２０１７年９月３日検索］、インターネット＜ＵＲＬ：https://www.wired.com/2013/07/eads-ethrust-hybrid-airliner/＞Jason Paur, "The Turbine-Powered, Chevy Volt of Airliners Looks Fantastic", 2017/3/13, WIRED, [online], [Search September 3, 2017], Internet <URL: https://www.wired .com/2013/07/eads-ethrust-hybrid-airliner/>

ガスタービンエンジンで発電した電力によって電気モータを駆動させる航空機では、航空機の飛行中においてガスタービンエンジンの最大出力を常に使用することはできない。すなわち、ガスタービンエンジンは、出力レンジ内において使用される。具体的には、ガスタービンエンジンは、航空機の離陸時において一時的に最大出力付近で使用されるが、離陸後から着陸時までは最大出力よりも小さい出力で使用される。 In an aircraft in which an electric motor is driven by the electric power generated by the gas turbine engine, the maximum output of the gas turbine engine cannot always be used during the flight of the aircraft. That is, the gas turbine engine is used within the power range. Specifically, the gas turbine engine is temporarily used near the maximum output at the time of takeoff of the aircraft, but is used at an output smaller than the maximum output from the time of takeoff to the time of landing.

しかしながら、ガスタービンエンジンは、大きい出力で使用される程、燃費が向上し、逆に低い出力で使用される程、燃費が下がるという特性を有する。このため、ガスタービンエンジンを低出力で長時間使用する程、燃費が低下するという問題がある。 However, the gas turbine engine has a characteristic that the fuel consumption is improved as it is used at a higher output, and conversely, the fuel consumption is lowered as it is used at a lower output. Therefore, there is a problem that the fuel consumption is lowered as the gas turbine engine is used at a low output for a long time.

そこで、ガスタービンエンジンの圧縮機に可変機構を設けることによって、使用されるガスタービンエンジンの出力レンジを変えることなくエネルギ効率を改善できるようにする研究が行われている。しかしながら、可変機構の搭載は、ガスタービンエンジンの設計ポイントの追加に伴う開発コストの増加や製造コストの増加に繋がる。その結果、ガスタービンエンジンの価格が上昇してしまうという問題がある。 Therefore, research is being conducted to improve energy efficiency without changing the output range of the gas turbine engine used by providing a variable mechanism in the compressor of the gas turbine engine. However, the installation of the variable mechanism leads to an increase in development cost and an increase in manufacturing cost due to the addition of design points for the gas turbine engine. As a result, there is a problem that the price of the gas turbine engine rises.

また、可変機構は大型のガスタービンエンジンには搭載することが可能であるが、比較的安価で小型のガスタービンエンジンに複雑な構造を有する可変機構を搭載することは困難である場合が多い。 Further, although the variable mechanism can be mounted on a large gas turbine engine, it is often difficult to mount a variable mechanism having a complicated structure on a relatively inexpensive and small gas turbine engine.

そこで、本発明は、ガスタービンエンジンで発電した電力によって電気モータを駆動し、電気モータで回転するプロペラによって推力を得る航空機において、複雑な機構を使用することなくガスタービンエンジンの燃費を向上できるようにすることを目的とする。 Therefore, the present invention makes it possible to improve the fuel efficiency of a gas turbine engine without using a complicated mechanism in an aircraft in which an electric motor is driven by electric power generated by the gas turbine engine and thrust is obtained by a propeller rotating by the electric motor. The purpose is to.

本発明の実施形態に係る航空機の制御システムは、ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御システムであって、前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるように構成され、更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるように構成されるものである。 The aircraft control system according to the embodiment of the present invention uses a propeller for obtaining thrust by rotating with an electric motor driven by electric power generated by the gas turbine engine, and surplus electric power generated by the gas turbine engine. An aircraft control system equipped with a battery for storing electricity, which switches the gas turbine engine between an operating state and a stopped state based on the amount of electric power stored in the battery during the flight of the aircraft. And at least while the gas turbine engine is switched to the stopped state, the electric power for rotating the electric motor is configured to be switched from the electric power generated by the gas turbine engine to the electric power supplied from the battery. Further, the nearest airport that can be the landing purpose is specified based on the position of the aircraft, and the electric motor is rotated only by the electric power supplied from the battery during the period from the start of approach to the nearest airport to the landing. To switch the gas turbine engine from a stopped state to an operating state based on the amount of power stored in the battery so that the amount of power required to enable the battery is stored in the battery before the start of the approach. it is shall be configured.

また、本発明の実施形態に係る航空機の制御方法は、ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御方法であって、前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換え、更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるものである。 Further, the method for controlling an aircraft according to an embodiment of the present invention includes a propeller for obtaining thrust by rotating with an electric motor driven by electric power generated by a gas turbine engine, and a surplus generated by the gas turbine engine. A method of controlling an aircraft equipped with a battery for storing electric power, in which the gas turbine engine is moved between an operating state and a stopped state based on the amount of electric power stored in the battery during the flight of the aircraft. Switching, and at least while the gas turbine engine is switched to the stopped state, the power for rotating the electric motor is switched from the power generated by the gas turbine engine to the power supplied from the battery , and further. , The nearest airport that can be the landing purpose is specified based on the position of the aircraft, and the electric motor can be rotated only by the electric power supplied from the battery during the period from the start of approach to the nearest airport to the landing. in switching shall as required amount of power is charged to the battery before the approach start, the operating state of the gas turbine engine from a stopped state based on the amount of power stored in the power to the battery in order to be.

また、本発明の実施形態に係る航空機の制御プログラムは、ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御プログラムであって、前記航空機の制御回路に、前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるステップ及び前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるステップを実行させるものである。 Further, the aircraft control program according to the embodiment of the present invention includes a propeller for obtaining thrust by rotating with an electric motor driven by electric power generated by the gas turbine engine, and a surplus generated by the gas turbine engine. A control program for an aircraft including a battery for storing electric power, in which the gas turbine engine is operated in the control circuit of the aircraft based on the amount of electric power stored in the battery during the flight of the aircraft. And the stopped state, and at least while the gas turbine engine is switched to the stopped state, power for rotating the electric motor is supplied from the battery from the power generated by the gas turbine engine. The nearest airport that can be the landing purpose is identified based on the step of switching to the electricity to be supplied and the position of the aircraft, and the electricity is supplied only by the electricity supplied from the battery during the period from the start of approach to the nearest airport to the landing. The gas turbine engine is operated from a stopped state based on the amount of electricity stored in the battery so that the amount of electricity required to allow the motor to rotate is stored in the battery before the start of the approach. The step of switching to the state is executed.

また、本発明の実施形態に係る航空機は、ガスタービンエンジンと、前記ガスタービンエンジンで発電した電力によって駆動する電気モータと、前記電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機であって、上述の制御システムを搭載したものである。 Further, the aircraft according to the embodiment of the present invention includes a gas turbine engine, an electric motor driven by the electric power generated by the gas turbine engine, a propeller for obtaining thrust by rotating with the electric motor, and the gas. It is an aircraft equipped with a battery for storing surplus electricity generated by a turbine engine, and is equipped with the above-mentioned control system.

本発明の第１の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図。The front view which shows the structure of the aircraft equipped with the control system which concerns on 1st Embodiment of this invention. 図１に示す航空機の上面図。Top view of the aircraft shown in FIG. 図１に示すガスタービンエンジンの燃費特性を示すグラフ。The graph which shows the fuel consumption characteristic of the gas turbine engine shown in FIG. 図１に示す制御システムの離陸モードにおけるエネルギの供給経路を示す図。The figure which shows the energy supply path in the takeoff mode of the control system shown in FIG. 図１に示す制御システムの発電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図。The figure which shows the energy supply path in the power generation mode of the control system shown in FIG. 図１に示す制御システムの放電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図。The figure which shows the energy supply path in the discharge mode of the control system shown in FIG. 図１に示す制御システムの回路構成例を示す図。The figure which shows the circuit configuration example of the control system shown in FIG. 図１に示す制御システムによる電気モータへの電力供給の切換制御の流れの一例を示すフローチャート。FIG. 5 is a flowchart showing an example of a flow of switching control of power supply to an electric motor by the control system shown in FIG. 図８に示す電気モータへの電力供給の切換制御を伴うフライトプランに沿って航空機を飛行させた場合における動力系の出力変化の一例を示すグラフ。FIG. 8 is a graph showing an example of a change in power system output when an aircraft is flown according to a flight plan accompanied by switching control of power supply to the electric motor shown in FIG. 図９に示すフライトプランに対応する空港の位置関係を示す図。The figure which shows the positional relationship of the airport corresponding to the flight plan shown in FIG. 本発明の第２の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図。The front view which shows the structure of the aircraft equipped with the control system which concerns on 2nd Embodiment of this invention. 本発明の第３の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図。The front view which shows the structure of the aircraft equipped with the control system which concerns on 3rd Embodiment of this invention.

本発明の実施形態に係る航空機の制御システム、航空機の制御方法、航空機の制御プログラム及び航空機について添付図面を参照して説明する。 An aircraft control system, an aircraft control method, an aircraft control program, and an aircraft according to an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

（第１の実施形態）
（構成及び機能）
図１は本発明の第１の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図であり、図２は図１に示す航空機の上面図である。 (First Embodiment)
(Configuration and function)
FIG. 1 is a front view showing the configuration of an aircraft equipped with the control system according to the first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is a top view of the aircraft shown in FIG.

制御システム１は、プロペラ２で推力を得る航空機３に搭載される。尚、図１は、航空機３が、機体先端に単一のプロペラ２を取付けた固定翼機３Ａである場合の例を示しているが、航空機３が２つ以上のプロペラ２を取付けた固定翼機３Ａであっても良い。複数のプロペラ２が固定翼機３Ａに取付けられる場合には、主翼にプロペラ２が取付けられる場合が多い。また、航空機３は、有人機であっても良いし、無人機であっても良い。 The control system 1 is mounted on an aircraft 3 that obtains thrust with a propeller 2. Note that FIG. 1 shows an example in which the aircraft 3 is a fixed-wing aircraft 3A having a single propeller 2 attached to the tip of the fuselage, but the aircraft 3 has two or more fixed-wing propellers 2. It may be aircraft 3A. When a plurality of propellers 2 are attached to the fixed-wing aircraft 3A, the propellers 2 are often attached to the main wing. Further, the aircraft 3 may be a manned aircraft or an unmanned aircraft.

航空機３は、制御システム１及びプロペラ２の他、電気モータ４、発電機５、ガスタービンエンジン６、燃料タンク７及びバッテリ８を有する。電気モータ４は、プロペラ２を回転させるための動力装置である。すなわち、プロペラ２は、電気モータ４の駆動によって回転する。発電機５は、電力を生成し、生成した電力を電気モータ４に供給するための動力源である。ガスタービンエンジン６は、発電機５を作動させることによって電力を生成するための動力装置である。燃料タンク７は、ガスタービンエンジン６を駆動するための航空燃料を貯留し、ガスタービンエンジン６に航空燃料を供給するタンクである。 The aircraft 3 has an electric motor 4, a generator 5, a gas turbine engine 6, a fuel tank 7, and a battery 8 in addition to the control system 1 and the propeller 2. The electric motor 4 is a power device for rotating the propeller 2. That is, the propeller 2 is rotated by driving the electric motor 4. The generator 5 is a power source for generating electric power and supplying the generated electric power to the electric motor 4. The gas turbine engine 6 is a power unit for generating electric power by operating a generator 5. The fuel tank 7 is a tank that stores aviation fuel for driving the gas turbine engine 6 and supplies the aviation fuel to the gas turbine engine 6.

バッテリ８には、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５において発電された電力のうち、電気モータ４によって消費されなかった余剰電力を蓄電することができる。バッテリ８に蓄電された電力も電気モータ４の駆動のために使用することができる。 Of the electric power generated by the generator 5 by driving the gas turbine engine 6, the battery 8 can store surplus electric power that is not consumed by the electric motor 4. The electric power stored in the battery 8 can also be used to drive the electric motor 4.

つまり、航空機３は、主にガスタービンエンジン６で駆動する発電機５によって発電される電力によって電気モータ４を駆動させ、電気モータ４によって回転するプロペラ２によって推力を得るように構成される。また、発電機５において発電された余剰電力をバッテリ８に蓄電し、電気モータ４を駆動するための電力として利用することができる。 That is, the aircraft 3 is configured to drive the electric motor 4 mainly by the electric power generated by the generator 5 driven by the gas turbine engine 6, and to obtain the thrust by the propeller 2 rotated by the electric motor 4. Further, the surplus electric power generated by the generator 5 can be stored in the battery 8 and used as electric power for driving the electric motor 4.

制御システム１は、発電機５から電気モータ４に出力される電力と、バッテリ８から電気モータ４に出力される電力を調整する出力調整装置（ＰＣＵ：Ｐｏｗｅｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｕｎｉｔ）である。具体的には制御システム１は、ガスタービンエンジン６の燃費が良好となるように、発電機５及びバッテリ８の双方から電気モータ４に電力を供給するのか、或いは、発電機５及びバッテリ８のいずれから電気モータ４に電力を供給するのかといった電力の供給経路を制御する機能を有している。 The control system 1 is an output adjusting device (PCU: Power Control Unit) that adjusts the power output from the generator 5 to the electric motor 4 and the power output from the battery 8 to the electric motor 4. Specifically, the control system 1 supplies electric power to the electric motor 4 from both the generator 5 and the battery 8 so that the fuel efficiency of the gas turbine engine 6 is good, or the generator 5 and the battery 8 It has a function of controlling the power supply path, such as from which power is supplied to the electric motor 4.

図３は図１に示すガスタービンエンジン６の燃費特性を示すグラフである。 FIG. 3 is a graph showing the fuel efficiency characteristics of the gas turbine engine 6 shown in FIG.

図３に示すグラフにおいて、縦軸はガスタービンエンジン６の燃費を示し、横軸はガスタービンエンジン６の出力を示す。図１に示すようにガスタービンエンジン６の燃費は、出力が最大に近いほど向上する。従って、航空機３の離陸から着陸までの間において、ガスタービンエンジン６の出力ができるだけ常に最大出力となる条件でガスタービンエンジン６を使用すれば、ガスタービンエンジン６の燃費を向上させることができる。 In the graph shown in FIG. 3, the vertical axis shows the fuel consumption of the gas turbine engine 6, and the horizontal axis shows the output of the gas turbine engine 6. As shown in FIG. 1, the fuel efficiency of the gas turbine engine 6 improves as the output approaches the maximum. Therefore, if the gas turbine engine 6 is used under the condition that the output of the gas turbine engine 6 is always the maximum output from the takeoff to the landing of the aircraft 3, the fuel efficiency of the gas turbine engine 6 can be improved.

そこで、制御システム１を、ガスタービンエンジン６を動作状態及び停止状態との間で切換え、ガスタービンエンジン６の作動時には、ガスタービンエンジン６の出力制御値を最大値とする制御を行うように構成することができる。これにより、ガスタービンエンジン６の燃費を最適化することができる。すなわち、ガスタービンエンジン６のエネルギ効率を良好とし、燃料消費量を最小限とすることができる。 Therefore, the control system 1 is configured to switch the gas turbine engine 6 between an operating state and a stopped state, and to perform control that maximizes the output control value of the gas turbine engine 6 when the gas turbine engine 6 is operating. can do. Thereby, the fuel consumption of the gas turbine engine 6 can be optimized. That is, the energy efficiency of the gas turbine engine 6 can be improved and the fuel consumption can be minimized.

プロペラ２を回転させるための電気モータ４をガスタービンエンジン６で駆動させる典型的な航空機３では、電気モータ４における消費電力が航空機３の離陸時において一時的に大きくなるが、航空機３の離陸後には航空機３の離陸時における消費電力の６０％から７０％程度となる。従って、適切な出力レンジを有するガスタービンエンジン６を、出力制御値を最大値として使用すると、電気モータ４における消費電力として消費されない余剰電力が生じる。余剰電力は、バッテリ８に蓄電し、電気モータ４用の電力として利用することができる。 In a typical aircraft 3 in which an electric motor 4 for rotating a propeller 2 is driven by a gas turbine engine 6, the power consumption of the electric motor 4 temporarily increases at the time of takeoff of the aircraft 3, but after the aircraft 3 takes off. Is about 60% to 70% of the power consumption of the aircraft 3 at the time of takeoff. Therefore, when the gas turbine engine 6 having an appropriate output range is used with the output control value as the maximum value, surplus power that is not consumed as the power consumption in the electric motor 4 is generated. The surplus electric power can be stored in the battery 8 and used as electric power for the electric motor 4.

ガスタービンエンジン６によって駆動する発電機５において発電される電力のみによって、航空機３の離陸時における電気モータ４の最大消費電力を賄えるようにすることもできる。すなわち、ガスタービンエンジン６の最大出力を電気モータ４の最大消費電力以上とすることもできる。この場合、航空機３の離陸後においてバッテリ８に蓄電される余剰電力量を大きくすることができる。しかしながら、ガスタービンエンジン６の最大出力が大きくなる程、ガスタービンエンジン６が大型になり航空機３の重量増加に繋がる。 It is also possible to cover the maximum power consumption of the electric motor 4 at the time of takeoff of the aircraft 3 only by the power generated by the generator 5 driven by the gas turbine engine 6. That is, the maximum output of the gas turbine engine 6 can be set to be equal to or higher than the maximum power consumption of the electric motor 4. In this case, the amount of surplus electric power stored in the battery 8 after the aircraft 3 takes off can be increased. However, the larger the maximum output of the gas turbine engine 6, the larger the gas turbine engine 6 becomes, which leads to an increase in the weight of the aircraft 3.

そこで、航空機３の離陸時、具体的には、航空機３が離陸するために電気モータ４における消費電力が最大値付近となっている間には、電気モータ４を回転させるための電力を、ガスタービンエンジン６で発電される電力及びバッテリ８から供給される電力の双方とすることができる。これにより、ガスタービンエンジン６の最大出力を、電気モータ４における最大消費電力よりも小さくし、ガスタービンエンジン６のサイズを小型にすることができる。 Therefore, at the time of takeoff of the aircraft 3, specifically, while the power consumption of the electric motor 4 is close to the maximum value for the aircraft 3 to take off, the electric power for rotating the electric motor 4 is gas. It can be both the electric power generated by the turbine engine 6 and the electric power supplied from the battery 8. As a result, the maximum output of the gas turbine engine 6 can be made smaller than the maximum power consumption of the electric motor 4, and the size of the gas turbine engine 6 can be reduced.

逆に、航空機３の離陸が完了し、電気モータ４における消費電力が低下した後は、ガスタービンエンジン６によって駆動する発電機５又はバッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給することができる。つまり、ガスタービンエンジン６の出力制御値を最大値として動作させる一方、バッテリ８に蓄電された電力も電気モータ４用の電力として利用するためには、ガスタービンエンジン６を間欠的に動作させ、ガスタービンエンジン６の停止期間中にバッテリ８に蓄電された電力を電気モータ４に出力する制御が必要となる。 On the contrary, after the takeoff of the aircraft 3 is completed and the power consumption of the electric motor 4 is reduced, the electric motor 4 can be supplied with power only from the generator 5 or the battery 8 driven by the gas turbine engine 6. That is, while operating the gas turbine engine 6 with the output control value as the maximum value, in order to use the electric power stored in the battery 8 as the electric power for the electric motor 4, the gas turbine engine 6 is operated intermittently. It is necessary to control the electric motor 4 to output the electric power stored in the battery 8 during the stop period of the gas turbine engine 6.

そこで、電気モータ４への電力の供給経路の制御モードとして、航空機３を離陸させるための離陸モード、航空機３の離陸後においてガスタービンエンジン６によって発電した電力のみを供給して電気モータ４を駆動させる発電モード及び航空機３の離陸後においてバッテリ８に蓄電された電力のみを供給して電気モータ４を駆動させる放電モードを設定し、制御システム１において各制御モードを切換える制御を行うようにすることができる。 Therefore, as a control mode of the power supply path to the electric motor 4, a takeoff mode for taking off the aircraft 3 and a power generated by the gas turbine engine 6 after the takeoff of the aircraft 3 are supplied to drive the electric motor 4. The power generation mode for power generation and the discharge mode for driving the electric motor 4 by supplying only the electric power stored in the battery 8 after the takeoff of the aircraft 3 are set, and the control system 1 controls to switch each control mode. Can be done.

図４は図１に示す制御システム１の離陸モードにおけるエネルギの供給経路を示す図である。 FIG. 4 is a diagram showing an energy supply path in the takeoff mode of the control system 1 shown in FIG.

航空機３の離陸時に選択される離陸モードの場合には、図４に示すように発電機５及びバッテリ８の双方から制御システム１を通じて電気モータ４に電力が供給される。従って、燃料タンク７から航空燃料がガスタービンエンジン６に供給され、ガスタービンエンジン６が駆動する。ガスタービンエンジン６が駆動すると、ガスタービンエンジン６のエネルギが発電機５に伝達され、発電機５において発電が行われる。そして、発電機５において生成された電力が制御システム１を通じて電気モータ４に供給される。 In the case of the takeoff mode selected at the time of takeoff of the aircraft 3, power is supplied to the electric motor 4 from both the generator 5 and the battery 8 through the control system 1 as shown in FIG. Therefore, aviation fuel is supplied from the fuel tank 7 to the gas turbine engine 6 to drive the gas turbine engine 6. When the gas turbine engine 6 is driven, the energy of the gas turbine engine 6 is transmitted to the generator 5, and the generator 5 generates electricity. Then, the electric power generated by the generator 5 is supplied to the electric motor 4 through the control system 1.

一方、バッテリ８は航空機３の離陸前に予め充電され、航空機３の離陸時にはバッテリ８に蓄電された電力も制御システム１を通じて電気モータ４に供給される。これにより、ガスタービンエンジン６で発電することが可能な電力を超える大きな電力を一時的に電気モータ４に供給することができる。 On the other hand, the battery 8 is charged in advance before the aircraft 3 takes off, and the electric power stored in the battery 8 is also supplied to the electric motor 4 through the control system 1 when the aircraft 3 takes off. As a result, a large amount of electric power exceeding the electric power that can be generated by the gas turbine engine 6 can be temporarily supplied to the electric motor 4.

図５は図１に示す制御システム１の発電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図である。 FIG. 5 is a diagram showing an energy supply path in the power generation mode of the control system 1 shown in FIG.

航空機３の離陸後に選択される発電モードの場合には、図５に示すように発電機５のみから制御システム１を通じて電気モータ４に電力が供給される。従って、燃料タンク７から航空燃料がガスタービンエンジン６に供給され、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５において発電が行われる。そして、発電機５において生成された電力が制御システム１を通じて電気モータ４に供給される。 In the case of the power generation mode selected after the aircraft 3 takes off, power is supplied to the electric motor 4 from only the generator 5 through the control system 1 as shown in FIG. Therefore, aviation fuel is supplied from the fuel tank 7 to the gas turbine engine 6, and power is generated in the generator 5 by driving the gas turbine engine 6. Then, the electric power generated by the generator 5 is supplied to the electric motor 4 through the control system 1.

航空機３の離陸後には、電気モータ４における消費電力が、航空機３の離陸時における最大消費電力の６０％から７０％程度まで低下する。従って、発電機５において生成された電力の全てが電気モータ４で消費されず、余剰電力が生じる。発電機５において生成された余剰電力は制御システム１を通じてバッテリ８に蓄電される。 After the aircraft 3 takes off, the power consumption of the electric motor 4 decreases from 60% to about 70% of the maximum power consumption of the aircraft 3 at the time of takeoff. Therefore, not all of the electric power generated by the generator 5 is consumed by the electric motor 4, and surplus electric power is generated. The surplus electric power generated in the generator 5 is stored in the battery 8 through the control system 1.

尚、航空機３の離陸後において発電機５において余剰電力を発生させるためには、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電可能な最大電力を、電気モータ４に供給すべき電力よりも大きくすることが必要である。上述したように、航空機３の離陸時における電気モータ４の消費電力は、航空機３の離陸時における最大消費電力の６０％から７０％程度である。 In order to generate surplus power in the generator 5 after the aircraft 3 takes off, it is necessary to make the maximum power that can be generated by driving the gas turbine engine 6 larger than the power that should be supplied to the electric motor 4. Is. As described above, the power consumption of the electric motor 4 at the time of takeoff of the aircraft 3 is about 60% to 70% of the maximum power consumption at the time of takeoff of the aircraft 3.

従って、ガスタービンエンジン６で発電可能な最大電力を、航空機の離陸時における電気モータ４の最大消費電力の７０％以上又は航空機の離陸後のクルーズ状態における電気モータ４の最大消費電力以上とすれば、発電モードにおいて安定的かつ継続的に余剰電力を生成し、生成した余剰電力をバッテリ８に蓄電することが可能となる。 Therefore, if the maximum power that can be generated by the gas turbine engine 6 is 70% or more of the maximum power consumption of the electric motor 4 at the time of takeoff of the aircraft or the maximum power consumption of the electric motor 4 in the cruise state after the takeoff of the aircraft. In the power generation mode, surplus power can be stably and continuously generated, and the generated surplus power can be stored in the battery 8.

また、上述したようにガスタービンエンジン６で発電可能な最大電力を過大に設定すると、ガスタービンエンジン６の大型化を招いてしまうことから、ガスタービンエンジン６で発電可能な最大電力を、航空機の離陸時における電気モータ４の最大消費電力の８０％以下とすることがガスタービンエンジン６の出力性能上における好ましい条件となる。 Further, as described above, if the maximum power that can be generated by the gas turbine engine 6 is set excessively, the size of the gas turbine engine 6 will be increased. Therefore, the maximum power that can be generated by the gas turbine engine 6 is set to the maximum power of the aircraft. It is a preferable condition for the output performance of the gas turbine engine 6 that the maximum power consumption of the electric motor 4 at the time of takeoff is 80% or less.

図６は図１に示す制御システム１の放電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図である。 FIG. 6 is a diagram showing an energy supply path in the discharge mode of the control system 1 shown in FIG.

航空機３の離陸後に選択される放電モードの場合には、図６に示すようにバッテリ８のみから制御システム１を通じて電気モータ４に電力が供給される。従って、ガスタービンエンジン６及び発電機５はいずれも停止状態となり、航空燃料の消費も行われない。 In the case of the discharge mode selected after the aircraft 3 takes off, power is supplied to the electric motor 4 from only the battery 8 through the control system 1 as shown in FIG. Therefore, both the gas turbine engine 6 and the generator 5 are stopped, and aviation fuel is not consumed.

制御モードの切換は、制御システム１において自動的に行うことができる。例えば、離陸モードから発電モード又は放電モードへの切換は、航空機３に通常備えられる高度計によって検出される高度をトリガとして自動的に行うことができる。具体的には、航空機３の高度が閾値以上又は閾値よりも大きくなった場合に離陸が完了したとみなして離陸モードから発電モード又は放電モードに自動的に切換えることができる。 The control mode can be switched automatically in the control system 1. For example, switching from the takeoff mode to the power generation mode or the discharge mode can be automatically performed by using the altitude detected by the altimeter normally provided in the aircraft 3 as a trigger. Specifically, when the altitude of the aircraft 3 is equal to or higher than the threshold value or higher than the threshold value, it is considered that the takeoff is completed, and the takeoff mode can be automatically switched to the power generation mode or the discharge mode.

或いは、電気モータ４における消費電力の減少をトリガとして自動的に行うようにしても良い。その場合には、電流計やトルクセンサ等のセンサを電気モータ４又はプロペラ２の回転軸等に取付け、電気モータ４における消費電力が閾値以下又は閾値未満となった場合に離陸モードから発電モード又は放電モードに自動的に切換えることができる。 Alternatively, the reduction in power consumption in the electric motor 4 may be used as a trigger to automatically perform the reduction. In that case, a sensor such as a current meter or a torque sensor is attached to the rotating shaft of the electric motor 4 or the propeller 2, and when the power consumption of the electric motor 4 is below or below the threshold, the takeoff mode is changed to the power generation mode or It can be automatically switched to the discharge mode.

一方、発電モードと放電モードとの間における切換は、バッテリ８に蓄電されている電力量の増減をトリガとして自動的に行うことができる。具体的には、バッテリ８に蓄電されている電力量が閾値以上又は閾値を超えた場合には制御モードを発電モードから放電モードに切換える一方、バッテリ８に蓄電されている電力量が閾値以下又は閾値未満となった場合には制御モードを放電モードから発電モードに切換えることができる。 On the other hand, switching between the power generation mode and the discharge mode can be automatically performed by using an increase or decrease in the amount of electric power stored in the battery 8 as a trigger. Specifically, when the amount of power stored in the battery 8 is equal to or greater than the threshold value or exceeds the threshold value, the control mode is switched from the power generation mode to the discharge mode, while the amount of power stored in the battery 8 is below the threshold value or exceeds the threshold value. When it becomes less than the threshold value, the control mode can be switched from the discharge mode to the power generation mode.

制御モードが発電モードから放電モードに切換えられる場合には、制御システム１によって、ガスタービンエンジン６が動作状態から停止状態に切換えられ、かつバッテリ８が発電機５から切離されて電気モータ４と接続されることになる。逆に、制御モードが放電モードから発電モードに切換えられる場合には、制御システム１によって、ガスタービンエンジン６が停止状態から動作状態に切換えられ、かつバッテリ８が電気モータ４から切離されて発電機５と接続されることになる。 When the control mode is switched from the power generation mode to the discharge mode, the control system 1 switches the gas turbine engine 6 from the operating state to the stopped state, and the battery 8 is separated from the generator 5 with the electric motor 4. It will be connected. On the contrary, when the control mode is switched from the discharge mode to the power generation mode, the control system 1 switches the gas turbine engine 6 from the stopped state to the operating state, and the battery 8 is separated from the electric motor 4 to generate power. It will be connected to the machine 5.

つまり、航空機３の飛行中、特に航空機３の高度が所定の高度に達した後には、制御システム１において、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいて、ガスタービンエンジン６を動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくともガスタービンエンジン６が停止状態に切換えられている間は電気モータ４を回転させるための電力を、ガスタービンエンジン６で発電される電力からバッテリ８から供給される電力に切換える制御が実行されることになる。 That is, during the flight of the aircraft 3, especially after the altitude of the aircraft 3 reaches a predetermined altitude, the control system 1 operates and stops the gas turbine engine 6 based on the amount of electric power stored in the battery 8. The power for rotating the electric motor 4 is supplied from the battery 8 from the power generated by the gas turbine engine 6 at least while the gas turbine engine 6 is switched to the stopped state. The control to switch to is executed.

図７は図１に示す制御システム１の回路構成例を示す図である。 FIG. 7 is a diagram showing a circuit configuration example of the control system 1 shown in FIG.

制御システム１は、電気回路で構成することができる。具体例として、制御システム１は、コンバータ１０、分配回路１１、複数のインバータ１２、複数のスイッチ回路１３及び制御回路１４で構成することができる。 The control system 1 can be configured by an electric circuit. As a specific example, the control system 1 can be composed of a converter 10, a distribution circuit 11, a plurality of inverters 12, a plurality of switch circuits 13, and a control circuit 14.

コンバータ１０の入力側は発電機５の電流出力側と接続され、コンバータ１０の出力側は分配回路１１の入力側と接続される。このため、発電機５から出力された交流電流は、コンバータ１０において直流電流に変換され、分配回路１１に出力される。 The input side of the converter 10 is connected to the current output side of the generator 5, and the output side of the converter 10 is connected to the input side of the distribution circuit 11. Therefore, the alternating current output from the generator 5 is converted into a direct current by the converter 10 and output to the distribution circuit 11.

分配回路１１の入力側はコンバータ１０の出力側及びバッテリ８の出力側と接続され、分配回路１１の出力側にはバッテリ８の入力側が接続される他、複数のインバータ１２の入力側が並列接続される。分配回路１１は、制御回路１４による制御下において、直流電流の入力先をコンバータ１０及びバッテリ８から選択する一方、直流電流の出力先としてインバータ１２以外にバッテリ８を含めるか否かを決定するスイッチ回路として機能する。 The input side of the distribution circuit 11 is connected to the output side of the converter 10 and the output side of the battery 8, the input side of the battery 8 is connected to the output side of the distribution circuit 11, and the input sides of a plurality of inverters 12 are connected in parallel. NS. The distribution circuit 11 selects the input destination of the DC current from the converter 10 and the battery 8 under the control of the control circuit 14, and determines whether or not to include the battery 8 in addition to the inverter 12 as the output destination of the DC current. Functions as a circuit.

インバータ１２の各入力側は分配回路１１の出力側と接続され、インバータ１２の各出力側は電気モータ４と接続される。このため、分配回路１１から出力された直流電流は、インバータ１２において所定の周波数を有する交流電流に変換され、電気モータ４に出力される。 Each input side of the inverter 12 is connected to the output side of the distribution circuit 11, and each output side of the inverter 12 is connected to the electric motor 4. Therefore, the direct current output from the distribution circuit 11 is converted into an alternating current having a predetermined frequency in the inverter 12 and output to the electric motor 4.

インバータ１２から電気モータ４に出力される交流電流の周波数は、制御回路１４によって制御することができる。インバータ１２から電気モータ４に出力される交流電流の周波数の制御によって、電気モータ４の出力を可変制御することができる。従って、インバータ１２は、電気モータ４の交流電源として機能する。 The frequency of the alternating current output from the inverter 12 to the electric motor 4 can be controlled by the control circuit 14. The output of the electric motor 4 can be variably controlled by controlling the frequency of the alternating current output from the inverter 12 to the electric motor 4. Therefore, the inverter 12 functions as an AC power source for the electric motor 4.

制御回路１４は、制御システム１による制御対象となる各機器及び制御システム１を構成する各回路にそれぞれ制御信号を出力することによって統括制御する機能を有している。制御回路１４は、航空機３の制御プログラムを演算装置にインストールすることによって構築することができる。演算装置にインストールされる航空機３の制御プログラムは、情報記録媒体に記録してプログラムプロダクトとして航空機３のユーザに提供することもできる。 The control circuit 14 has a function of integrated control by outputting a control signal to each device to be controlled by the control system 1 and each circuit constituting the control system 1. The control circuit 14 can be constructed by installing the control program of the aircraft 3 in the arithmetic unit. The control program of the aircraft 3 installed in the arithmetic unit can also be recorded on an information recording medium and provided to the user of the aircraft 3 as a program product.

航空機３の制御プログラムには、航空機３の飛行中、特に航空機３の高度が所定の高度に達した後には、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいて、ガスタービンエンジン６を動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくともガスタービンエンジン６が停止状態に切換えられている間は電気モータ４を回転させるための電力を、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５で発電される電力から、バッテリ８から供給される電力に切換える制御を航空機３の制御回路１４に実行させるプログラムが含まれている。 The control program of the aircraft 3 includes operating and stopping the gas turbine engine 6 based on the amount of electric power stored in the battery 8 during the flight of the aircraft 3, especially after the altitude of the aircraft 3 reaches a predetermined altitude. The electric power for rotating the electric motor 4 is derived from the electric power generated by the generator 5 by driving the gas turbine engine 6 while switching between the states and at least while the gas turbine engine 6 is switched to the stopped state. , A program is included that causes the control circuit 14 of the aircraft 3 to execute control for switching to the electric power supplied from the battery 8.

従って、制御回路１４には、バッテリ８に蓄電された電力量をバッテリ８に取付けられたセンサから取得する機能と、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいてガスタービンエンジン６の作動スイッチに制御信号を出力することによってガスタービンエンジン６の動作状態をオン状態とオフ状態の間で切換える機能も備えられる。 Therefore, the control circuit 14 controls the operation switch of the gas turbine engine 6 based on the function of acquiring the electric energy stored in the battery 8 from the sensor attached to the battery 8 and the electric energy stored in the battery 8. It also has a function of switching the operating state of the gas turbine engine 6 between an on state and an off state by outputting a signal.

また、航空機３の制御プログラムには、航空機３の離陸時にはガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５で発電される電力及びバッテリ８に充電されている電力の双方が電気モータ４に供給される一方、航空機３の離陸が完了して航空機３の高度が所定の高度に達し、電気モータ４における消費電力が低下した後は、発電機５で発電される電力及びバッテリ８に充電されている電力のいずれか一方のみが電気モータ４に供給されるように制御モードを自動的に切換えるプログラムも含めることができる。 Further, in the control program of the aircraft 3, both the electric power generated by the generator 5 by driving the gas turbine engine 6 and the electric power charged in the battery 8 are supplied to the electric motor 4 at the time of takeoff of the aircraft 3. After the takeoff of the aircraft 3 is completed, the altitude of the aircraft 3 reaches a predetermined altitude, and the power consumption of the electric motor 4 is reduced, the power generated by the generator 5 and the power charged in the battery 8 are used. A program that automatically switches the control mode so that only one of them is supplied to the electric motor 4 can also be included.

従って、制御回路１４には、航空機３に備えられる高度計から高度を取得する機能と、高度計から取得した高度に基づいてガスタービンエンジン６の作動スイッチに制御信号を出力することによってガスタービンエンジン６の動作状態をオン状態とオフ状態の間で切換える機能も備えることもできる。或いは、高度の代わりに、電気モータ４又は回転翼２に取付けられたセンサから電気モータ４の消費電力又は出力を制御回路１４が取得するようにしてもよい。 Therefore, the control circuit 14 has a function of acquiring altitude from the altimeter provided in the aircraft 3, and outputs a control signal to the operation switch of the gas turbine engine 6 based on the altitude acquired from the altimeter to output the gas turbine engine 6 to the control circuit 14. It can also have a function of switching the operating state between the on state and the off state. Alternatively, instead of altitude, the control circuit 14 may acquire the power consumption or output of the electric motor 4 from a sensor attached to the electric motor 4 or the rotor blade 2.

更に、制御回路１４には、バッテリ８に蓄電された電力量や高度又は電気モータ４の消費電力等の制御モードの切換条件を検出した場合には、分配回路１１に制御信号を出力することによって、制御モードを切換える機能が備えられる。すなわち、電気モータ４への電力の供給元が、発電機５とバッテリ８の双方、発電機５のみ或いはバッテリ８のみとなるように制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力される。これにより、制御モードの自動切換が可能となる。 Further, when the control circuit 14 detects a control mode switching condition such as the amount of electric power stored in the battery 8 or the altitude or the power consumption of the electric motor 4, the control circuit 14 outputs a control signal to the distribution circuit 11. , The function to switch the control mode is provided. That is, a control signal is output from the control circuit 14 to the distribution circuit 11 so that the power supply source to the electric motor 4 is both the generator 5 and the battery 8, only the generator 5 or only the battery 8. This enables automatic switching of the control mode.

より具体的には、制御回路１４による制御によって分配回路１１の入力側としてコンバータ１０及びバッテリ８の双方が選択されており、分配回路１１の出力側としてインバータ１２のみが選択されていれば、ガスタービンエンジン６を動作させて発電機５において生成した電流と、バッテリ８から出力される電流の双方が分配回路１１及びインバータ１２を介して電気モータ４に出力されることになる。つまり、航空機３を離陸モードで制御することができる。 More specifically, if both the converter 10 and the battery 8 are selected as the input side of the distribution circuit 11 by the control by the control circuit 14, and only the inverter 12 is selected as the output side of the distribution circuit 11, gas. Both the current generated by the generator 5 by operating the turbine engine 6 and the current output from the battery 8 are output to the electric motor 4 via the distribution circuit 11 and the inverter 12. That is, the aircraft 3 can be controlled in the takeoff mode.

一方、制御回路１４による制御によって分配回路１１の入力側としてコンバータ１０のみが選択されており、分配回路１１の出力側としてインバータ１２及びバッテリ８が選択されていれば、ガスタービンエンジン６を動作させて発電機５において生成した電流が分配回路１１においてバッテリ８及びインバータ１２に接続された電気モータ４に分配されることになる。つまり、バッテリ８の充電を伴う発電モードで航空機３を制御することができる。 On the other hand, if only the converter 10 is selected as the input side of the distribution circuit 11 and the inverter 12 and the battery 8 are selected as the output side of the distribution circuit 11 by the control by the control circuit 14, the gas turbine engine 6 is operated. The current generated by the generator 5 is distributed to the battery 8 and the electric motor 4 connected to the inverter 12 in the distribution circuit 11. That is, the aircraft 3 can be controlled in a power generation mode that involves charging the battery 8.

また、制御回路１４による制御によって分配回路１１の入力側としてバッテリ８のみが選択されており、分配回路１１の出力側としてインバータ１２のみが選択されていれば、バッテリ８に充電された電流が分配回路１１及びインバータ１２を介して電気モータ４に出力されることになる。つまり、ガスタービンエンジン６を停止させ、航空機３を放電モードで制御することができる。 Further, if only the battery 8 is selected as the input side of the distribution circuit 11 and only the inverter 12 is selected as the output side of the distribution circuit 11 by the control by the control circuit 14, the current charged in the battery 8 is distributed. It will be output to the electric motor 4 via the circuit 11 and the inverter 12. That is, the gas turbine engine 6 can be stopped and the aircraft 3 can be controlled in the discharge mode.

尚、航空機３の飛行中において航空機３のフライトプランが変更される場合もあることから、制御モードを手動で切換えられるようにすることが望ましい。そこで、入力装置１５から制御モードの切換指示情報が入力された場合には、制御回路１４が制御モードを切換えるように構成することができる。また、制御モードを自動的に切換える自動切換モードと、制御モードを手動で切換える手動切換モードとを、入力装置１５の操作によって選択できるようにすることもできる。 Since the flight plan of the aircraft 3 may be changed during the flight of the aircraft 3, it is desirable to be able to switch the control mode manually. Therefore, when the control mode switching instruction information is input from the input device 15, the control circuit 14 can be configured to switch the control mode. Further, the automatic switching mode for automatically switching the control mode and the manual switching mode for manually switching the control mode can be selected by operating the input device 15.

航空機３が有人機である場合には入力装置１５はパイロットの操縦席に配置される。一方、航空機３が無人機であり、操縦者によって遠隔操作される場合には、入力装置１５は操縦が在席する遠隔地に配置される。また、航空機３が自律型の無人機である場合には、入力装置１５は無人機に搭載されるフライトコンピュータとなる。 If the aircraft 3 is a manned aircraft, the input device 15 is located in the pilot's cockpit. On the other hand, when the aircraft 3 is an unmanned aerial vehicle and is remotely controlled by the operator, the input device 15 is arranged at a remote location where the operator is present. When the aircraft 3 is an autonomous unmanned aerial vehicle, the input device 15 is a flight computer mounted on the unmanned aerial vehicle.

制御回路１４では、上述した制御モードの切換の他、インバータ１２から出力される交流電流の周波数の制御、すなわち電気モータ４の出力制御を行うことができる。電気モータ４の出力制御は、予め定められたアルゴリズムに従って自動的に行っても良いし、パイロット又は遠隔操縦を行う操縦者が手動で行うようにしても良い。電気モータ４の出力制御を手動で行う場合には、操縦桿やコントローラ等の入力装置１５の操作によって、電気モータ４の出力制御情報を制御回路１４に入力することができる。 In the control circuit 14, in addition to the above-mentioned control mode switching, the frequency of the alternating current output from the inverter 12 can be controlled, that is, the output of the electric motor 4 can be controlled. The output control of the electric motor 4 may be automatically performed according to a predetermined algorithm, or may be manually performed by a pilot or a remote-controlled operator. When the output control of the electric motor 4 is manually performed, the output control information of the electric motor 4 can be input to the control circuit 14 by operating the input device 15 such as the control stick or the controller.

また、制御システム１を搭載した航空機３には、冗長性を付与することが航空機３の安全性及び信頼性を向上する観点から好ましい。すなわち、航空機３には、エネルギ効率の向上のみならず、重要なシステムの冗長化による安全性及び信頼性の向上が要求される。 Further, it is preferable to give redundancy to the aircraft 3 equipped with the control system 1 from the viewpoint of improving the safety and reliability of the aircraft 3. That is, the aircraft 3 is required not only to improve energy efficiency but also to improve safety and reliability by making important systems redundant.

尚、ここで定義する冗長性の必要範囲は、ある装置が故障しても、予備の装置によって緊急着陸に必要な飛行状態の継続が可能であるなど、飛行安全を保つことが可能である性質であり、目的地の変更などを伴わない目的を達するための飛行継続をするための冗長ではない。 The required range of redundancy defined here is that even if a certain device breaks down, it is possible to maintain flight safety, such as being able to continue the flight state required for emergency landing with a spare device. Therefore, it is not redundant to continue the flight to achieve the purpose without changing the destination.

小型航空機の事故のうち約３割は動力系の故障による事故であることが知られている。従って、航空機３のプロペラ２に動力を与える電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８を含む各機器に冗長性を付与することが事故の低減に寄与する。尚、ガスタービンエンジン６及び発電機５はバッテリ８を代替として使用することが可能であるため、ガスタービンエンジン６及び発電機５に冗長性を付与しなくても飛行安全の確保は可能となる。従って、例えば、電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８の少なくとも１つを必要数以上搭載することによって冗長化を行うことができる。 It is known that about 30% of small aircraft accidents are caused by power system failures. Therefore, imparting redundancy to each device including the electric motor 4, the inverter 12, and the battery 8 that power the propeller 2 of the aircraft 3 contributes to the reduction of accidents. Since the gas turbine engine 6 and the generator 5 can use the battery 8 as a substitute, it is possible to ensure flight safety without imparting redundancy to the gas turbine engine 6 and the generator 5. .. Therefore, for example, redundancy can be achieved by mounting at least one of the electric motor 4, the inverter 12, and the battery 8 in a required number or more.

バッテリ８及び電気モータ４については、１つのプロペラ２につき最低１つ必要である。このため、１つのプロペラ２につきバッテリ８及び電気モータ４の少なくとも一方を複数個設けることによって冗長性を付与することができる。また、電気モータ４の電源となるインバータ１２については、少なくとも電気モータ４の数だけ必要である。このため、電気モータ４の数よりも多い数のインバータ１２を設けることによって冗長性を付与することができる。 At least one battery 8 and one electric motor 4 are required for each propeller 2. Therefore, redundancy can be imparted by providing at least one of the battery 8 and the electric motor 4 for each propeller 2. Further, at least as many inverters 12 as the power source of the electric motor 4 are required. Therefore, redundancy can be provided by providing a larger number of inverters 12 than the number of electric motors 4.

図７は、電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８にそれぞれ冗長性を付与した一例を示している。すなわち、電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８の全てが、必要数より多く設けられている。 FIG. 7 shows an example in which the electric motor 4, the inverter 12, and the battery 8 are each provided with redundancy. That is, all of the electric motor 4, the inverter 12, and the battery 8 are provided in a larger number than required.

図７に示す例では、プロペラ２にトルクを付与するためのギアボックス１６に４つの電気モータ４が接続されている。このため、例えば、一時的に出力最大値を増加させることが可能な緊急出力モードを有する電気モータ４を使用すれば、電気モータ４の何れかが故障した場合であっても、緊急出力モードを使用することにより、特に離陸時にける冗長性を確保することができる。 In the example shown in FIG. 7, four electric motors 4 are connected to a gearbox 16 for applying torque to the propeller 2. Therefore, for example, if an electric motor 4 having an emergency output mode capable of temporarily increasing the maximum output value is used, the emergency output mode can be set even if any of the electric motors 4 fails. By using it, it is possible to secure redundancy especially at the time of takeoff.

すなわち、電気モータ４の消費電力が最大となるのは航空機３の離陸時のみであることから、航空機３の離陸時に電気モータ４の１つが故障した場合には、残りの電気モータ４を一時的に緊急出力モードで使用することによって、プロペラ２に必要なトルクを付与することができる。この場合、航空機３の離陸後には電気モータ４の消費電力が低下するため、正常な電気モータ４を通常出力モードに戻して使用しても、プロペラ２に必要なトルクを付与し続けることができる。 That is, since the power consumption of the electric motor 4 is maximized only at the time of takeoff of the aircraft 3, if one of the electric motors 4 fails during the takeoff of the aircraft 3, the remaining electric motor 4 is temporarily used. By using it in the emergency output mode, it is possible to apply the necessary torque to the propeller 2. In this case, since the power consumption of the electric motor 4 decreases after the aircraft 3 takes off, the necessary torque can be continuously applied to the propeller 2 even if the normal electric motor 4 is returned to the normal output mode and used. ..

また、図７に示す例では、４つの電気モータ４に対して５つのインバータ１２がスイッチ回路１３を介して接続されている。具体的には、４つの電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための４つのインバータ１２Ａに加えて、予備のインバータ１２Ｂがスイッチ回路１３を介して接続されている。予備のインバータ１２Ｂは、予備でない４つのインバータ１２Ａのいずれかが故障した場合に、故障したインバータ１２Ａに接続されている電気モータ４に対して電力を供給するために使用される代替インバータである。 Further, in the example shown in FIG. 7, five inverters 12 are connected to the four electric motors 4 via the switch circuit 13. Specifically, in addition to the four inverters 12A for supplying electric power to the four electric motors 4, a spare inverter 12B is connected via the switch circuit 13. The spare inverter 12B is an alternative inverter used to supply electric power to the electric motor 4 connected to the failed inverter 12A when any of the four non-spare inverters 12A fails.

従って、予備のインバータ１２Ｂは、スイッチ回路１３の切換によって４つの電気モータ４のいずれとも接続可能となっている。換言すれば、１つの電気モータ４がスイッチ回路１３の切換によって２つのインバータ１２のいずれかと接続可能となっている。そして、予備でない４つのインバータ１２Ａが故障せずに稼働している間は、スイッチ回路１３によって４つの電気モータ４がそれぞれ対応する予備でないインバータ１２Ａと接続される。一方、予備でない４つのインバータ１２Ａのいずれかが故障した場合には、スイッチ回路１３が動作し、電気モータ４に電力を供給するインバータ１２が、故障した予備でないインバータ１２Ａから予備のインバータ１２Ｂに切換えられる。 Therefore, the spare inverter 12B can be connected to any of the four electric motors 4 by switching the switch circuit 13. In other words, one electric motor 4 can be connected to any of the two inverters 12 by switching the switch circuit 13. Then, while the four non-spare inverters 12A are operating without failure, the four electric motors 4 are connected to the corresponding non-spare inverters 12A by the switch circuit 13. On the other hand, when any of the four non-spare inverters 12A fails, the switch circuit 13 operates and the inverter 12 that supplies power to the electric motor 4 switches from the failed non-spare inverter 12A to the spare inverter 12B. Be done.

これにより、４つのインバータ１２Ａのいずれかが故障しても、電気モータ４への電力供給を継続することができる。インバータ１２Ａに取付けられた電流計等のセンサからの検出信号に基づいてインバータ１２Ａの故障を検知し、インバータ１２Ａの故障が検知された場合に対応するスイッチ回路１３を動作させる制御についても制御回路１４において行うことができる。 As a result, even if any of the four inverters 12A fails, the power supply to the electric motor 4 can be continued. The control circuit 14 also detects the failure of the inverter 12A based on the detection signal from the sensor such as the ammeter attached to the inverter 12A, and operates the switch circuit 13 corresponding to the case where the failure of the inverter 12A is detected. Can be done at.

バッテリ８については、分配回路１１に２つ接続することによって、一方のバッテリ８が故障した場合であっても、他方のバッテリ８を使用できるようにすることができる。すなわち、必要な容量を有する単一のバッテリを使用せずに、複数のバッテリ８を並列接続することによって容量を確保することが冗長性を付与する観点から望ましい。尚、冗長性を考慮したバッテリ８の容量として、エマージェンシー対応のための一時的な飛行に必要な容量を確保するのか、或いは、継続して飛行を続けるために必要な容量を確保するのかという点については、機体設計コンセプトによって任意に決定することができる。 By connecting two batteries 8 to the distribution circuit 11, even if one battery 8 fails, the other battery 8 can be used. That is, it is desirable to secure the capacity by connecting a plurality of batteries 8 in parallel without using a single battery having a required capacity from the viewpoint of imparting redundancy. As the capacity of the battery 8 in consideration of redundancy, whether to secure the capacity required for temporary flight for emergency response or to secure the capacity required for continuous flight. Can be arbitrarily determined according to the airframe design concept.

（動作及び作用）
次に制御システム１による航空機３の制御方法について説明する。 (Operation and action)
Next, a method of controlling the aircraft 3 by the control system 1 will be described.

図８は図１に示す制御システム１による電気モータ４への電力供給の切換制御の流れの一例を示すフローチャート、図９は図８に示す電気モータ４への電力供給の切換制御を伴うフライトプランに沿って航空機３を飛行させた場合における動力系の出力変化の一例を示すグラフ、図１０は図９に示すフライトプランに対応する空港の位置関係を示す図である。 FIG. 8 is a flowchart showing an example of a flow of switching control of power supply to the electric motor 4 by the control system 1 shown in FIG. 1, and FIG. 9 is a flight plan with switching control of power supply to the electric motor 4 shown in FIG. FIG. 10 is a graph showing an example of a change in the output of the power system when the aircraft 3 is flown along the above, and FIG. 10 is a diagram showing the positional relationship of the airport corresponding to the flight plan shown in FIG.

尚、図９において横軸は時間（分）を示し、縦軸は、電気モータ４の最大出力に対する割合として表した相対出力（％）、バッテリ８の最大蓄電容量に対する割合として表した相対蓄電力量（％）及び電気モータ４の最大出力に対する割合として表した発電機５の相対出力（％）を示す。 In FIG. 9, the horizontal axis represents time (minutes), and the vertical axis represents the relative output (%) expressed as a ratio to the maximum output of the electric motor 4 and the relative power storage amount expressed as a ratio to the maximum storage capacity of the battery 8. (%) And the relative output (%) of the generator 5 expressed as a ratio to the maximum output of the electric motor 4 are shown.

航空機３が図１０に示すように出発空港Ａから目的空港Ｂに向かって所要時間が１８０分のフライトを行う場合には、図９に示すようなフライトプランで電力供給に関する制御モードの切換を実行することができる。尚、典型的な小型航空機のフライト時間は概ね１２０分から２４０分程度である。 When the aircraft 3 flies from the departure airport A to the destination airport B for 180 minutes as shown in FIG. 10, the control mode related to the power supply is switched by the flight plan as shown in FIG. can do. The flight time of a typical small aircraft is about 120 to 240 minutes.

まず、図８のフローチャートに示すステップＳ１において、離陸モードにて航空機３が出発空港Ａを離陸する。 First, in step S1 shown in the flowchart of FIG. 8, the aircraft 3 takes off from the departure airport A in the takeoff mode.

具体的には、制御システム１の制御回路１４からガスタービンエンジン６に制御信号が出力され、ガスタービンエンジン６が動作状態に切換えられる。また、制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力され、発電機５に接続されたコンバータ１０及び予め充電されたバッテリ８の双方が分配回路１１の入力元として選択される一方、各電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための各インバータ１２のみが分配回路１１の出力先として選択される。 Specifically, a control signal is output from the control circuit 14 of the control system 1 to the gas turbine engine 6, and the gas turbine engine 6 is switched to the operating state. Further, a control signal is output from the control circuit 14 to the distribution circuit 11, and both the converter 10 connected to the generator 5 and the precharged battery 8 are selected as input sources of the distribution circuit 11, while each electric motor. Only each inverter 12 for supplying electric power to 4 is selected as an output destination of the distribution circuit 11.

このため、ガスタービンエンジン６が駆動し、発電機５において発電が行われる。そして、発電機５によって生成された電力がコンバータ１０、分配回路１１及びインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。他方、バッテリ８に予め蓄電された電力も、分配回路１１及びインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。 Therefore, the gas turbine engine 6 is driven and the generator 5 generates electricity. Then, the electric power generated by the generator 5 is output to the electric motor 4 through the converter 10, the distribution circuit 11, and the inverter 12. On the other hand, the electric power stored in advance in the battery 8 is also output to the electric motor 4 through the distribution circuit 11 and the inverter 12.

すなわち、発電機５及びバッテリ８の双方から電力が電気モータ４に供給される。これにより、電気モータ４は、航空機３の離陸に必要な最大出力でプロペラ２を回転させ、航空機３の離陸に必要な揚力及び推力を得ることができる。 That is, electric power is supplied to the electric motor 4 from both the generator 5 and the battery 8. As a result, the electric motor 4 can rotate the propeller 2 at the maximum output required for the takeoff of the aircraft 3 and obtain the lift and thrust required for the takeoff of the aircraft 3.

また、航空機３の離陸時においてバッテリ８に蓄電された電力を併用することによって、ガスタービンエンジン６の最大出力を、電気モータ４を最大出力で駆動するために必要な出力よりも小さい出力とすることができる。その結果、ガスタービンエンジン６の小型化が可能となる。 Further, by using the electric power stored in the battery 8 at the time of takeoff of the aircraft 3, the maximum output of the gas turbine engine 6 is set to be smaller than the output required to drive the electric motor 4 at the maximum output. be able to. As a result, the gas turbine engine 6 can be miniaturized.

図９に示す例では、ガスタービンエンジン６の最大出力が、電気モータ４の最大出力の８０％となっている。そして、航空機３の離陸時には、ガスタービンエンジン６が最大出力で駆動することによって、最適なエネルギ効率で発電された電力が電気モータ４に供給される。加えて、蓄電力量が１００％となるように充電されたバッテリ８から電力が電気モータ４に供給される。このため、航空機３の離陸期間中においてバッテリ８に蓄電された電力量は徐々に減少する。 In the example shown in FIG. 9, the maximum output of the gas turbine engine 6 is 80% of the maximum output of the electric motor 4. Then, when the aircraft 3 takes off, the gas turbine engine 6 is driven at the maximum output, so that the electric power generated with the optimum energy efficiency is supplied to the electric motor 4. In addition, power is supplied to the electric motor 4 from the battery 8 charged so that the stored power amount becomes 100%. Therefore, the amount of electric power stored in the battery 8 gradually decreases during the takeoff period of the aircraft 3.

次に、ステップＳ２において、制御回路１４において航空機３の離陸が完了し、高度が所定の高度に達したか否かが判定される。航空機３の離陸が完了したか否かは、例えば、航空機３の高度変化を高度計でモニタリングすることによって自動判定することができる。具体的には、航空機３の高度が閾値以上又は閾値を超えたことを検出することによって、航空機３の離陸完了を自動判定することができる。 Next, in step S2, it is determined in the control circuit 14 whether or not the takeoff of the aircraft 3 is completed and the altitude has reached a predetermined altitude. Whether or not the takeoff of the aircraft 3 is completed can be automatically determined by, for example, monitoring the altitude change of the aircraft 3 with an altimeter. Specifically, the completion of takeoff of the aircraft 3 can be automatically determined by detecting that the altitude of the aircraft 3 is equal to or higher than the threshold value or exceeds the threshold value.

航空機３の離陸が完了したと判定された場合には、航空機３の制御モードが、ガスタービンエンジン６の駆動のみによって電気モータ４に電力を供給する発電モード及びバッテリ８から出力される電力のみを電気モータ４に供給する放電モードのいずれかに切換えられる。制御モードを発電モードとするか放電モードとするかの判定は、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいて自動的に行うことができる。 When it is determined that the takeoff of the aircraft 3 is completed, the control mode of the aircraft 3 is only the power generation mode in which the electric motor 4 is supplied with the electric power only by driving the gas turbine engine 6 and the electric power output from the battery 8. It is switched to any of the discharge modes supplied to the electric motor 4. Whether the control mode is set to the power generation mode or the discharge mode can be automatically determined based on the amount of electric power stored in the battery 8.

例えば、バッテリ８に十分な電力量が蓄電されている場合であれば、放電モードに切換えることが望ましい。逆に、バッテリ８の蓄電力量が減少し、充電が可能であれば、発電モードに切換えてバッテリ８を充電することが好ましい。一般に、航空機３の離陸直後には、図９に例示されるようにバッテリ８の蓄電力量が減少している。 For example, when a sufficient amount of electric power is stored in the battery 8, it is desirable to switch to the discharge mode. On the contrary, if the amount of power stored in the battery 8 is reduced and charging is possible, it is preferable to switch to the power generation mode to charge the battery 8. In general, immediately after takeoff of the aircraft 3, the amount of power stored in the battery 8 is reduced as illustrated in FIG.

そこで、航空機３の離陸が完了したと判定された場合には、ステップＳ３に示すように、航空機３の制御モードを発電モードに切換えるように制御アルゴリズムを決定することができる。 Therefore, when it is determined that the takeoff of the aircraft 3 is completed, the control algorithm can be determined so as to switch the control mode of the aircraft 3 to the power generation mode as shown in step S3.

航空機３の制御モードを発電モードに切換える場合には、制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力され、発電機５に接続されたコンバータ１０のみが分配回路１１の入力元として選択される一方、各電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための各インバータ１２及びバッテリ８が分配回路１１の出力先として選択される。 When switching the control mode of the aircraft 3 to the power generation mode, a control signal is output from the control circuit 14 to the distribution circuit 11, and only the converter 10 connected to the generator 5 is selected as the input source of the distribution circuit 11. , Each inverter 12 and a battery 8 for supplying electric power to each electric motor 4 are selected as output destinations of the distribution circuit 11.

その結果、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５において発電された電力のうち電気モータ４の駆動に必要な電力が分配回路１１からインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。また、発電機５において発電された電力のうち電気モータ４で消費されなかった残りの電力は、余剰電力としてバッテリ８のフロート充電に使用される。すなわち、発電機５のみから電力が電気モータ４に供給される。換言すれば、ガスタービンエンジン６で生成されるエネルギのみで航空機３が巡航する。 As a result, of the electric power generated in the generator 5 by driving the gas turbine engine 6, the electric power required for driving the electric motor 4 is output from the distribution circuit 11 to the electric motor 4 through the inverter 12. Further, of the electric power generated by the generator 5, the remaining electric power not consumed by the electric motor 4 is used as surplus electric power for float charging of the battery 8. That is, electric power is supplied to the electric motor 4 only from the generator 5. In other words, the aircraft 3 cruises only with the energy generated by the gas turbine engine 6.

航空機３の離陸後における電気モータ４の出力は、航空機３の離陸時における電気モータ４の出力よりも小さくなる。具体的には、図９に示すように電気モータ４の最大出力の７０％前後となる。従って、電気モータ４の最大出力の８０％に相当する最大出力でガスタービンエンジン６を駆動させれば、発電機５において必ず余剰電力を継続的に発生させることができる。発電機５において生成された、図９において斜線で示される余剰電力は、継続的にバッテリ８のフロート充電に使用される。これにより、バッテリ８に蓄電されている電力量が次第に増加する。 The output of the electric motor 4 after takeoff of the aircraft 3 is smaller than the output of the electric motor 4 at the time of takeoff of the aircraft 3. Specifically, as shown in FIG. 9, it is about 70% of the maximum output of the electric motor 4. Therefore, if the gas turbine engine 6 is driven with a maximum output corresponding to 80% of the maximum output of the electric motor 4, the generator 5 can always continuously generate surplus electric power. The surplus power generated by the generator 5, which is shaded in FIG. 9, is continuously used for float charging of the battery 8. As a result, the amount of electric power stored in the battery 8 gradually increases.

バッテリ８に十分な電力量が蓄電された場合には、ガスタービンエンジン６の駆動を停止して、バッテリ８に蓄電された電力を利用して電気モータ４を駆動させることがガスタービンエンジン６の燃費の向上に繋がる。そこで、バッテリ８に十分な電力量が蓄電されたか否かが制御回路１４において自動判定される。 When a sufficient amount of electric power is stored in the battery 8, the operation of the gas turbine engine 6 is stopped, and the electric motor 4 is driven by using the electric power stored in the battery 8. It leads to improvement of fuel efficiency. Therefore, the control circuit 14 automatically determines whether or not a sufficient amount of electric power is stored in the battery 8.

より具体的には、ステップＳ４において、制御回路１４により、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値以上又は閾値を超えたか否かが自動判定される。閾値は、例えば、バッテリ８の蓄電容量又は蓄電容量からマージンを差し引いた電力量とすることができる。 More specifically, in step S4, the control circuit 14 automatically determines whether or not the amount of electric power stored in the battery 8 is equal to or greater than the threshold value or exceeds the threshold value. The threshold value can be, for example, the stored capacity of the battery 8 or the amount of electric power obtained by subtracting the margin from the stored capacity.

そして、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値未満又は閾値以下であると判定された場合には、引き続き制御モードを発電モードとする航空機３の電力供給制御が行われる。一方、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値以上又は閾値を超えたと判定された場合には、ステップＳ５において、制御回路１４は、制御モードを発電モードから放電モードに自動的に切換える。 Then, when it is determined that the amount of electric power stored in the battery 8 is less than or equal to the threshold value, the electric power supply control of the aircraft 3 in which the control mode is set to the power generation mode is continuously performed. On the other hand, when it is determined that the amount of electric power stored in the battery 8 is equal to or greater than the threshold value or exceeds the threshold value, the control circuit 14 automatically switches the control mode from the power generation mode to the discharge mode in step S5.

具体的には、制御回路１４からガスタービンエンジン６に制御信号が出力され、ガスタービンエンジン６が停止状態に切換えられる。また、制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力され、バッテリ８のみが分配回路１１の入力元として選択される一方、各電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための各インバータ１２のみが分配回路１１の出力先として選択される。 Specifically, a control signal is output from the control circuit 14 to the gas turbine engine 6, and the gas turbine engine 6 is switched to the stopped state. Further, a control signal is output from the control circuit 14 to the distribution circuit 11, and only the battery 8 is selected as an input source of the distribution circuit 11, while only each inverter 12 for supplying electric power to each electric motor 4 distributes. It is selected as the output destination of the circuit 11.

その結果、バッテリ８に充電された電力のみが分配回路１１からインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。換言すれば、バッテリ８に充電された電力のみで航空機３が飛行する。 As a result, only the electric power charged in the battery 8 is output from the distribution circuit 11 to the electric motor 4 through the inverter 12. In other words, the aircraft 3 flies only with the electric power charged in the battery 8.

このようにして、バッテリ８に蓄電された電力量がバッテリ８の蓄電容量又は蓄電容量からマージンを差し引いた電力量に達した場合のように、バッテリ８に十分な電力量が蓄電された場合には、ガスタービンエンジン６を動作状態から停止状態に自動的に切換え、かつバッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給する放電モードに切換えることができる。 In this way, when a sufficient amount of electric power is stored in the battery 8, such as when the amount of electric power stored in the battery 8 reaches the electric energy stored in the battery 8 or the electric energy obtained by subtracting the margin from the stored capacity. Can automatically switch the gas turbine engine 6 from the operating state to the stopped state, and can switch to the discharge mode in which power is supplied to the electric motor 4 from only the battery 8.

ガスタービンエンジン６の出力をオフとし、バッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給すると、図９に示すようにバッテリ８に蓄電された電力量は次第に減少していく。バッテリ８に蓄電されている電力量がゼロとなるまでバッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給するようにしても良い。 When the output of the gas turbine engine 6 is turned off and the electric power is supplied to the electric motor 4 only from the battery 8, the amount of electric power stored in the battery 8 gradually decreases as shown in FIG. The electric power may be supplied to the electric motor 4 only from the battery 8 until the amount of electric power stored in the battery 8 becomes zero.

但し、航空機３が着陸する際には、ガスタービンエンジン６の出力をオフとし、バッテリ８からの電力供給のみで電気モータ４及びプロペラ２を駆動することが騒音の低減に繋がる。すなわち、ガスタービンエンジン６のエンジン音が騒音の主要な原因であることから制御モードを放電モードとして航空機３を着陸させることが、騒音を低減する観点から好ましい。 However, when the aircraft 3 lands, turning off the output of the gas turbine engine 6 and driving the electric motor 4 and the propeller 2 only by supplying electric power from the battery 8 leads to a reduction in noise. That is, since the engine noise of the gas turbine engine 6 is the main cause of noise, it is preferable to land the aircraft 3 with the control mode as the discharge mode from the viewpoint of reducing noise.

従って、バッテリ８に蓄電されている電力量が、少なくとも航空機３が放電モードで着陸するために必要な電力量未満となる前に、放電モードから発電モードに切換えることが航空機３の着陸時における騒音を低減する観点から好ましい。 Therefore, switching from the discharge mode to the power generation mode before the amount of power stored in the battery 8 becomes at least less than the amount of power required for the aircraft 3 to land in the discharge mode is the noise at the time of landing of the aircraft 3. It is preferable from the viewpoint of reducing.

航空機３は、トラブル等により当初の目的地とは異なる空港に着陸する場合がある。一般に航空機が目的地以外の代替空港に着陸することはダイバードと呼ばれる。従って、航空機３は、目的空港Ｂのみならず、他の空港に着陸する可能性がある。そこで、ダイバード先の空港に着陸することになった場合であっても、放電モードでダイバード先の空港に着陸できるようにすることが一層確実な騒音の低減対策となる。 Aircraft 3 may land at an airport different from the original destination due to trouble or the like. Generally, the landing of an aircraft at an alternative airport other than its destination is called a divert. Therefore, the aircraft 3 may land not only at the destination airport B but also at other airports. Therefore, even if the aircraft will land at the diverted airport, it is a more reliable noise reduction measure to be able to land at the diverted airport in the discharge mode.

その場合には、航空機３の現在の位置に基づいてダイバード先として着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、ダイバード先となり得る最寄りの空港に放電モードで着陸するために要するバッテリ８の電力量を、放電モードから発電モードに切換えるべき基準となる電力量の閾値とすることができる。 In that case, the nearest airport that can be the landing destination as the diverd destination is specified based on the current position of the aircraft 3, and the electric energy of the battery 8 required to land at the nearest airport that can be the diverd destination in the discharge mode is determined. , It can be used as a threshold of the amount of electric energy as a reference for switching from the discharge mode to the power generation mode.

航空機３の現在の位置は、航空機３に備えられている慣性航法装置、全地球測位網（ＧＰＳ：Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）航法装置及びドップラ・レーダ航法装置等の航法装置によって検出することができる。このため、制御回路１４に航法装置から現在の航空機３の位置を取得する機能を設けることができる。一方、航空機３の記憶装置に保存されているダイバード先の候補となる空港の位置情報を参照したり、或いは無線通信によって空港の位置情報を含む地区情報にアクセスすることによって、現在の航空機３の位置に最も近い空港を特定することができる。 The current position of the aircraft 3 can be detected by navigation devices such as an inertial navigation system, a Global Positioning System (GPS) navigation system, and a Doppler radar navigation system provided in the aircraft 3. Therefore, the control circuit 14 can be provided with a function of acquiring the current position of the aircraft 3 from the navigation system. On the other hand, by referring to the location information of the airport that is a candidate for the divert destination stored in the storage device of the aircraft 3, or by accessing the district information including the location information of the airport by wireless communication, the current aircraft 3 You can identify the airport closest to your location.

更に、ダイバード先の候補となる各空港にバッテリ８からの給電のみで、すなわち放電モードで着陸するために必要なバッテリ８の蓄電量を航空機３のフライト前に予め制御回路１４内の記憶回路にパラメータとして保存しておくことができる。騒音低減のためにガスタービンエンジン６をオフとすべき期間は、着陸すべき空港へのアプローチ開始から着陸までとすることができる。 Further, the amount of electricity stored in the battery 8 required for landing in the discharge mode is stored in the storage circuit in the control circuit 14 in advance before the flight of the aircraft 3 only by supplying power from the battery 8 to each airport that is a candidate for the divert destination. It can be saved as a parameter. The period during which the gas turbine engine 6 should be turned off to reduce noise can be from the start of the approach to the airport to be landed to the landing.

そうすると、制御回路１４において、航空機３の現在の位置及び着陸目的となり得る最寄りの空港を自動的に特定し、かつ特定した空港に放電モードで着陸するために必要なバッテリ８の蓄電量を自動的に算出することができる。 Then, in the control circuit 14, the current position of the aircraft 3 and the nearest airport that can be the landing purpose are automatically specified, and the amount of electricity stored in the battery 8 required for landing at the specified airport in the discharge mode is automatically specified. Can be calculated.

そして、ステップＳ６において、制御回路１４により、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が、発電モードへの切換に適した電力量まで減少したか否かが判定される。すなわち、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が、ダイバード先として着陸目的となり得る最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間においてバッテリ８から供給される電力のみで電気モータ４を回転させられるようにするために必要な電力量又は必要な電力量にマージンを加えた電力量まで減少したか否かが自動判定される。 Then, in step S6, the control circuit 14 determines whether or not the current amount of electric power stored in the battery 8 has been reduced to an amount of electric power suitable for switching to the power generation mode. That is, the current amount of electric energy stored in the battery 8 can rotate the electric motor 4 only with the electric energy supplied from the battery 8 during the period from the start of approach to the nearest airport, which can be the purpose of landing as a diver's destination, to the landing. It is automatically determined whether or not the amount of electric power required to do so or the amount of electric energy required plus a margin has been reduced.

この自動判定処理は、着陸目的となり得る最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間においてバッテリ８から供給される電力のみで電気モータ４を回転させられるようにするために必要な電力量又は必要な電力量にマージンを加えた電力量を閾値とし、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が閾値まで減少したか否かを判定する閾値処理となる。 This automatic determination process is the amount of electric energy required or necessary to enable the electric motor 4 to be rotated only by the electric power supplied from the battery 8 during the period from the start of the approach to the nearest airport, which may be the purpose of landing, to the landing. The electric energy amount obtained by adding a margin to the electric energy amount is set as a threshold value, and the threshold processing is performed to determine whether or not the current electric energy stored in the battery 8 has decreased to the threshold value.

ステップＳ６において、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が閾値まで減少していないと判定された場合には、引き続き制御モードを放電モードとする航空機３の電力供給制御が行われる。一方、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が閾値まで減少したと判定された場合には、再びステップＳ３において、制御回路１４は、制御モードを放電モードから発電モードに自動的に切換える。 If it is determined in step S6 that the current amount of electric power stored in the battery 8 has not decreased to the threshold value, the electric power supply control of the aircraft 3 in which the control mode is set to the discharge mode is continuously performed. On the other hand, when it is determined that the current amount of electric power stored in the battery 8 has decreased to the threshold value, the control circuit 14 automatically switches the control mode from the discharge mode to the power generation mode again in step S3.

これにより、航空機３の飛行中においてパイロットによる特別な操作を必要とすることなくガスタービンエンジン６を停止状態から動作状態に切換え、ガスタービンエンジン６の駆動によって生成された電力を電気モータ４に供給しつつ、余剰電力を利用してバッテリ８の充電を行うことができる。 As a result, the gas turbine engine 6 is switched from the stopped state to the operating state without requiring a special operation by the pilot during the flight of the aircraft 3, and the electric power generated by driving the gas turbine engine 6 is supplied to the electric motor 4. At the same time, the battery 8 can be charged by using the surplus electric power.

このようにして、着陸目的となり得る最寄りの空港へのアプローチから着陸までの期間においてバッテリ８から供給される電力のみで電気モータ４を回転させられるようにするために必要な電力量がアプローチ前にバッテリ８に蓄電されるように、バッテリ８に蓄電されている電力量に基づいてガスタービンエンジン６を停止状態から動作状態に自動的に切換えることができる。 In this way, the amount of power required to allow the electric motor 4 to be rotated only by the power supplied from the battery 8 during the period from the approach to the nearest airport that can be the landing purpose to the landing is before the approach. The gas turbine engine 6 can be automatically switched from the stopped state to the operating state based on the amount of electric power stored in the battery 8 so as to be stored in the battery 8.

図９及び図１０に示す例は、航空機３の飛行経路付近に存在する空港Ｃにダイバートできるように、バッテリ８に蓄電された電力量が最大蓄電容量の４５％程度まで減少したところで制御モードが放電モードから発電モードに切換えられている。 In the examples shown in FIGS. 9 and 10, the control mode is set when the amount of electric power stored in the battery 8 is reduced to about 45% of the maximum stored capacity so that the aircraft can be diverted to the airport C existing near the flight path of the aircraft 3. The discharge mode has been switched to the power generation mode.

ガスタービンエンジン６の駆動を伴う発電モードでの航空機３の航続距離が長くなると、燃料タンク７内における航空燃料の残量が減少する。その結果、航空機３の重量が次第に軽くなる。このため、航空機３のパイロットによる手動操縦又は自動操縦によって電気モータ４の出力を徐々に下げる調整を行うことができる。 When the cruising range of the aircraft 3 in the power generation mode accompanied by the drive of the gas turbine engine 6 becomes long, the remaining amount of aviation fuel in the fuel tank 7 decreases. As a result, the weight of the aircraft 3 gradually becomes lighter. Therefore, the output of the electric motor 4 can be gradually reduced by manual operation or autopilot by the pilot of the aircraft 3.

電気モータ４の出力を低下させた場合においても、ガスタービンエンジン６は引き続き最大出力付近で駆動させることができる。従って、バッテリ８に蓄電される電力は増加する。このため、より短時間でバッテリ８を充電することが可能となる。 Even when the output of the electric motor 4 is reduced, the gas turbine engine 6 can continue to be driven near the maximum output. Therefore, the electric power stored in the battery 8 increases. Therefore, the battery 8 can be charged in a shorter time.

そして、ステップＳ４において、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値以上又は閾値を超えたと判定された場合には、ステップＳ５において、制御モードが発電モードから放電モードに切換えられる。更に、同様なアルゴリズムで制御モードの自動切換を伴う航空機３の飛行が継続される。図９及び図１０に示す例では、航空機３の飛行経路付近に存在する空港Ｃの他、空港Ｄ及び空港Ｅにもダイバードできるように、制御モードの自動切換が実行されている。 Then, in step S4, when it is determined that the amount of electric power stored in the battery 8 is equal to or greater than the threshold value or exceeds the threshold value, the control mode is switched from the power generation mode to the discharge mode in step S5. Further, the flight of the aircraft 3 with the automatic switching of the control mode is continued by the same algorithm. In the examples shown in FIGS. 9 and 10, the control mode is automatically switched so that the airport D and the airport E can be diverted in addition to the airport C existing near the flight path of the aircraft 3.

航空機３が当初の目的空港Ｂ或いはダイバード先の空港を着陸目的の空港として着陸する場合には、入力装置１５から着陸の指示情報が制御回路１４に入力される。そうすると、航空機３の空港へのアプローチ開始前後には一般にプロペラ２におけるエネルギ消費量が低下することから、図９に示すように電気モータ４の出力が下げられる。そして、航空機３の着陸目的となる空港へのアプローチ開始時には、空港へのアプローチが開始されることを通知する情報が入力装置１５から制御回路１４に入力される。 When the aircraft 3 lands at the original destination airport B or the diverted destination airport as the landing destination airport, the landing instruction information is input from the input device 15 to the control circuit 14. Then, before and after the start of the approach of the aircraft 3 to the airport, the energy consumption of the propeller 2 generally decreases, so that the output of the electric motor 4 decreases as shown in FIG. Then, when the approach to the airport, which is the landing target of the aircraft 3, is started, the information notifying that the approach to the airport is started is input from the input device 15 to the control circuit 14.

このため、ステップＳ４の判定において制御回路１４は、航空機３が着陸のためのアプローチを開始すると判定し、制御モードを発電モードから放電モードに切換える。これにより、航空機３の着陸目的となる空港へのアプローチから着陸までの期間には、ガスタービンエンジン６を停止状態とすることによって騒音を低減することができる。 Therefore, in the determination in step S4, the control circuit 14 determines that the aircraft 3 starts the approach for landing, and switches the control mode from the power generation mode to the discharge mode. As a result, noise can be reduced by stopping the gas turbine engine 6 during the period from the approach to the airport, which is the landing purpose of the aircraft 3, to the landing.

尚、バッテリ８の残量は常に放電モードで空港に着陸できるように断続的に充電されるため、アプローチ開始時には確実に放電モードに切換えてガスタービンエンジン６を起動させることなく航空機３を着陸させることができる。また、図９に示す例では、航空機３のアプローチ開始前において電気モータ４の出力が低下した結果、航空機３のアプローチの開始タイミングにおいてバッテリ８の残量が最大容量の１００％付近まで増加しているが、航空機３がバッテリ８に充電された電力のみで空港へのアプローチ及び着陸できればバッテリ８の残量を必ずしも１００％付近まで増加させる必要はない。 Since the remaining amount of the battery 8 is always charged intermittently so that the aircraft can land at the airport in the discharge mode, the aircraft 3 is landed without starting the gas turbine engine 6 by surely switching to the discharge mode at the start of the approach. be able to. Further, in the example shown in FIG. 9, as a result of the output of the electric motor 4 decreasing before the start of the approach of the aircraft 3, the remaining amount of the battery 8 increases to around 100% of the maximum capacity at the start timing of the approach of the aircraft 3. However, if the aircraft 3 can approach and land at the airport only with the electric power charged in the battery 8, it is not always necessary to increase the remaining amount of the battery 8 to around 100%.

（効果）
以上のような航空機３の制御システム１及び制御方法は、ガスタービンエンジン６で発電された余剰電力をバッテリ８に蓄電するようにし、バッテリ８に十分な電力が蓄電された場合には、バッテリ８からの電力のみで電気モータ４及びプロペラ２を回転させるようにしたものである。 (effect)
The control system 1 and the control method of the aircraft 3 as described above are such that the surplus electric power generated by the gas turbine engine 6 is stored in the battery 8, and when sufficient electric power is stored in the battery 8, the battery 8 is stored. The electric motor 4 and the propeller 2 are rotated only by the electric power from the electric power.

このため、航空機３の制御システム１及び制御方法によれば、ガスタービンエンジン６を常に最大出力付近で使用することができる。すなわち、従来の航空機では、離陸時においてのみガスタービンエンジンが最大出力付近で使用される一方、離陸後にはガスタービンエンジンが最大出力の６０％から７０％程度の出力として使用されていたが、制御システム１を搭載した航空機３であれば、常に最も燃費が良好な最大出力付近でガスタービンエンジン６を使用することができる。 Therefore, according to the control system 1 and the control method of the aircraft 3, the gas turbine engine 6 can always be used near the maximum output. That is, in a conventional aircraft, the gas turbine engine is used near the maximum output only at the time of takeoff, while the gas turbine engine is used as an output of about 60% to 70% of the maximum output after takeoff. If the aircraft 3 is equipped with the system 1, the gas turbine engine 6 can always be used near the maximum output with the best fuel efficiency.

しかも、制御システム１を用いれば、ガスタービンエンジン６の燃費を改善するためのギア等の可動機構を備えた複雑な機械要素が不要となる。このため、制御システム１はもちろん、ガスタービンエンジン６の構造が簡易となり、ガスタービンエンジン６の設計及び開発が容易となる。すなわち、ガスタービンエンジン６の最適化と、燃費の向上が容易となるのみならず、ガスタービンエンジン６の実証等のための試験も容易となる。 Moreover, if the control system 1 is used, a complicated mechanical element provided with a movable mechanism such as a gear for improving the fuel efficiency of the gas turbine engine 6 becomes unnecessary. Therefore, the structure of the gas turbine engine 6 as well as the control system 1 is simplified, and the design and development of the gas turbine engine 6 becomes easy. That is, not only is it easy to optimize the gas turbine engine 6 and improve fuel efficiency, but it is also easy to perform tests for demonstrating the gas turbine engine 6.

また、ガスタービンエンジンやレシプロエンジン等のエンジンに比べてエネルギ変換効率が高く、出力が安定している電気モータ４でプロペラ２を回転させることによって、エンジンで直接プロペラを回転させる従来の航空機と比較して、エネルギ効率の向上と安定化を図ることができる。 Further, compared with a conventional aircraft in which the propeller is rotated directly by the engine by rotating the propeller 2 by the electric motor 4 which has higher energy conversion efficiency and stable output than an engine such as a gas turbine engine or a reciprocating engine. Therefore, energy efficiency can be improved and stabilized.

更に、電気モータ４の消費電力が最大となる航空機３の離陸時には、ガスタービンエンジン６及びバッテリ８の双方によって電気モータ４に電力を供給することによって、ガスタービンエンジン６の小型化が可能である。その結果、航空機３の重量増加を回避することができる。 Further, at the time of takeoff of the aircraft 3 which maximizes the power consumption of the electric motor 4, the gas turbine engine 6 can be miniaturized by supplying power to the electric motor 4 by both the gas turbine engine 6 and the battery 8. .. As a result, it is possible to avoid an increase in the weight of the aircraft 3.

また、既存の小型航空機において広く使用されているレシプロエンジンに比べて、ガスタービンエンジン６は騒音を低減させることができる。特に、航空機３の着陸アプローチを行う場合のように、航空機３が地上付近を飛行する場合には、ガスタービンエンジン６を停止させることによって騒音の発生を効果的に防止することができる。 Further, the gas turbine engine 6 can reduce noise as compared with the reciprocating engine widely used in existing small aircraft. In particular, when the aircraft 3 flies near the ground as in the case of performing the landing approach of the aircraft 3, the generation of noise can be effectively prevented by stopping the gas turbine engine 6.

また、制御システム１を含む航空機３の構成要素に冗長性を付与することによって、航空機３の安全性及び信頼性を向上させることができる。具体例として、電気モータ４、電気モータ４の電源となるインバータ１２、インバータ１２への電力供給源となるバッテリ８を、必要数以上設けることによって、いずれか１つか故障した場合であっても、プロペラ２を回転させるために必要な動力を確保することができる。 Further, by imparting redundancy to the components of the aircraft 3 including the control system 1, the safety and reliability of the aircraft 3 can be improved. As a specific example, even if any one of the electric motor 4, the inverter 12 that serves as the power source for the electric motor 4, and the battery 8 that serves as the power supply source for the inverter 12 fails by providing more than the required number, even if any one of them fails. It is possible to secure the power required to rotate the propeller 2.

（第２の実施形態）
図１１は本発明の第２の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図である。 (Second Embodiment)
FIG. 11 is a front view showing the configuration of an aircraft equipped with the control system according to the second embodiment of the present invention.

図１１に示す第２の実施形態のように、ガスタービンエンジン６の排気を外部に排出して推力として利用することもできる。換言すれば、ガスタービンエンジン６の排気を推力として利用する固定翼機３Ｂにおいても、制御システム１で離陸モード、発電モード及び放電モードを切換えて電力供給の切換制御を行うことができる。第２の実施形態における制御システム１の構成及び作用については第１の実施形態における制御システム１と実質的に同じである。 As in the second embodiment shown in FIG. 11, the exhaust gas of the gas turbine engine 6 can be discharged to the outside and used as thrust. In other words, even in the fixed-wing aircraft 3B that uses the exhaust of the gas turbine engine 6 as thrust, the control system 1 can switch the takeoff mode, the power generation mode, and the discharge mode to perform power supply switching control. The configuration and operation of the control system 1 in the second embodiment are substantially the same as those in the control system 1 in the first embodiment.

第２の実施形態によれば、ガスタービンエンジン６の排気を推力として利用するため、ガスタービンエンジン６のエネルギ活用及び燃費を一層向上させることができる。 According to the second embodiment, since the exhaust gas of the gas turbine engine 6 is used as thrust, the energy utilization and fuel efficiency of the gas turbine engine 6 can be further improved.

（第３の実施形態）
図１２は本発明の第３の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図である。 (Third Embodiment)
FIG. 12 is a front view showing the configuration of an aircraft equipped with the control system according to the third embodiment of the present invention.

図１２に示す第３の実施形態のように制御システム１を回転翼航空機３Ｃに搭載することもできる。制御システム１の構成及び作用については第１の実施形態において説明した通りである。 The control system 1 can also be mounted on the rotorcraft 3C as in the third embodiment shown in FIG. The configuration and operation of the control system 1 are as described in the first embodiment.

典型的な回転翼航空機３Ｃの場合、プロペラ２としてメインロータ２Ａの他、テールロータ２Ｂを備えている。従って、メインロータ２Ａを回転させる電気モータ４Ａ及びテールロータ２Ｂを回転させる電気モータ４Ｂの双方を、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５で発電される電力及びバッテリ８に蓄電された電力の供給先とすることができる。そして、第１の実施形態において説明したように、離陸モード、発電モード及び放電モードを切換えて電力供給の制御を行うことができる。もちろん、複数のメインロータ２Ａを備えた回転翼航空機３Ｃの場合には、各メインロータ２Ａを回転させるための電気モータ４を制御対象とすることができる。 In the case of a typical rotorcraft 3C, a tail rotor 2B is provided as a propeller 2 in addition to the main rotor 2A. Therefore, both the electric motor 4A that rotates the main rotor 2A and the electric motor 4B that rotates the tail rotor 2B are supplied with the power generated by the generator 5 by driving the gas turbine engine 6 and the power stored in the battery 8. Can be first. Then, as described in the first embodiment, the power supply can be controlled by switching between the takeoff mode, the power generation mode, and the discharge mode. Of course, in the case of a rotary wing aircraft 3C provided with a plurality of main rotors 2A, the electric motor 4 for rotating each main rotor 2A can be controlled.

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。 (Other embodiments)
Although the specific embodiments have been described above, the described embodiments are merely examples and do not limit the scope of the invention. The novel methods and devices described herein can be embodied in a variety of other modes. In addition, various omissions, substitutions and changes can be made in the methods and devices described herein without departing from the gist of the invention. The appended claims and their equivalents include such various modalities and variations as incorporated in the scope and gist of the invention.

１ 制御システム
２ プロペラ
２Ａ メインロータ
２Ｂ テールロータ
３ 航空機
３Ａ、３Ｂ 固定翼機
３Ｃ 回転翼航空機
４、４Ａ、４Ｂ 電気モータ
５ 発電機
６ ガスタービンエンジン
７ 燃料タンク
８ バッテリ
１０ コンバータ
１１ 分配回路
１２、１２Ａ、１２Ｂ インバータ
１３ スイッチ回路
１４ 制御回路
１５ 入力装置
１６ ギアボックス
Ａ 出発空港
Ｂ 目的空港
Ｃ、Ｄ、Ｅ 空港 1 Control system 2 Propeller 2A Main rotor 2B Tail rotor 3 Aircraft 3A, 3B Fixed-wing aircraft 3C Rotating wing aircraft 4, 4A, 4B Electric motor 5 Generator 6 Gas turbine engine 7 Fuel tank 8 Battery 10 Converter 11 Distribution circuit 12, 12A , 12B Inverter 13 Switch circuit 14 Control circuit 15 Input device 16 Gearbox A Departure airport B Destination airports C, D, E Airports

Claims (5)

ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御システムであって、
前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるように構成され、
更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるように構成される航空機の制御システム。 It is an aircraft control system equipped with a propeller for obtaining thrust by rotating with an electric motor driven by electric power generated by a gas turbine engine and a battery for storing surplus electric power generated by the gas turbine engine. hand,
During the flight of the aircraft, the gas turbine engine is switched between the operating state and the stopped state based on the amount of electric power stored in the battery, and at least while the gas turbine engine is switched to the stopped state. Is configured to switch the power for rotating the electric motor from the power generated by the gas turbine engine to the power supplied by the battery .
Further, the nearest airport that can be the landing purpose can be specified based on the position of the aircraft, and the electric motor can be rotated only by the electric power supplied from the battery during the period from the start of approach to the nearest airport to the landing. To switch the gas turbine engine from a stopped state to an operating state based on the amount of power stored in the battery so that the amount of power required to do so is stored in the battery before the start of the approach. the control system of an aircraft that consists. 前記バッテリに蓄電された電力量が、前記必要な電力量又は前記必要な電力量にマージンを加えた電力量まで減少した場合には、前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるように構成される請求項１記載の航空機の制御システム。 When the amount of electric power stored in the battery is reduced to the required amount of electric power or the amount of electric power obtained by adding a margin to the required amount of electric power, the gas turbine engine is configured to be switched from a stopped state to an operating state. The aircraft control system according to claim 1. ガスタービンエンジンと、
前記ガスタービンエンジンで発電した電力によって駆動する電気モータと、
前記電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、
前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリと、
を備えた航空機であって、
請求項１又は２記載の制御システムを搭載した航空機。 With a gas turbine engine
An electric motor driven by the electric power generated by the gas turbine engine and
A propeller for obtaining thrust by rotating with the electric motor,
A battery that stores surplus electricity generated by the gas turbine engine, and
It ’s an aircraft equipped with
An aircraft equipped with the control system according to claim 1 or 2. ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御方法であって、
前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換え、
更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換える航空機の制御方法。 It is a control method for an aircraft equipped with a propeller for obtaining thrust by rotating with an electric motor driven by electric power generated by a gas turbine engine and a battery for storing surplus electric power generated by the gas turbine engine. hand,
During the flight of the aircraft, the gas turbine engine is switched between the operating state and the stopped state based on the amount of electric power stored in the battery, and at least while the gas turbine engine is switched to the stopped state. Switches the power for rotating the electric motor from the power generated by the gas turbine engine to the power supplied from the battery .
Further, the nearest airport that can be the landing purpose can be specified based on the position of the aircraft, and the electric motor can be rotated only by the electric power supplied from the battery during the period from the start of approach to the nearest airport to the landing. wherein as stored in the battery, Ru switched to the operating state of the gas turbine engine based on the amount of power being accumulated in the battery from a stopped state aircraft before the amount of power the approach start needed to be in Control method. ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御プログラムであって、
前記航空機の制御回路に、
前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるステップ及び
前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるステップ
を実行させる航空機の制御プログラム。 It is an aircraft control program equipped with a propeller for obtaining thrust by rotating with an electric motor driven by electric power generated by a gas turbine engine and a battery for storing surplus electric power generated by the gas turbine engine. hand,
In the control circuit of the aircraft
During the flight of the aircraft, the gas turbine engine is switched between the operating state and the stopped state based on the amount of electric power stored in the battery, and at least while the gas turbine engine is switched to the stopped state. step switched to electric power supplied from the battery power for rotating the electric motor, the electric power generated by the gas turbine engine and
The nearest airport that can be the landing purpose is identified based on the position of the aircraft so that the electric motor can be rotated only by the electric power supplied from the battery during the period from the start of approach to the nearest airport to the landing. The step of switching the gas turbine engine from the stopped state to the operating state based on the amount of electric energy stored in the battery so that the electric energy required for the operation is stored in the battery before the start of the approach. > An aircraft control program that runs.
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