CN111137460B - 混合动力飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种混合动力飞行器，具有：蓄电池，其与能够驱动多个旋翼的燃气涡轮发动机的输出轴连接，并贮存由发电的发电机所发的电、第1电动机，其从蓄电池接受供电并能够驱动旋翼、第2电动机，其与发动机的输出轴连接，并能够使发动机电动回转、传感器，其对发动机的温度和蓄电池的蓄电量进行检测、以及控制部，其调整对旋翼的驱动从而控制飞行，控制部在所检测到的蓄电池的蓄电量为预定值以上时，停止向发动机的燃料供给，并在所检测到的发动机的温度为预定温度以上时，由第2电动机使发动机电动回转(S104、S106、S110)。

Description

混合动力飞行器
技术领域
本发明涉及一种混合动力飞行器，具体涉及一种能够垂直起落的并行型混合动力飞行器，其具有至少由燃气涡轮发动机和电动机中的至少一者驱动的多个旋翼，其中电动机被供给由燃气涡轮发动机驱动的发电机所发出的电。
背景技术
作为如上所述的混合动力飞行器，例如已知专利文献1中记载的技术。这种技术如下构成，例如从燃料效率的角度来看，从燃气涡轮发动机向蓄电池充电的发电量在达到上限值的阶段使燃气涡轮发动机停止。
专利文献1记载的技术通过以上述方式构成来实现燃料消耗的效率化，但在使燃气涡轮发动机刚刚停止之后由于某些原因(例如蓄电池的故障)而紧急再启动的情况下，特别是在夏季等户外温度较高等情况下，燃气涡轮发动机处于温度过高的状态时，有可能由于再启动而使得发动机温度过高，使燃烧室出口部的静叶片、动叶片等的耐久性降低。
此外，在使燃气涡轮发动机长时间停止时，特别是在冬季等由于结冰、润滑油温度降低而使得润滑油的粘度降低时，有可能导致发动机启动性能的下降。
因此，本发明的目的在于解决上述问题，而提供一种混合动力飞行器，该混合动力飞行器具有由燃气涡轮发动机和电动机驱动的旋翼，实现燃料消耗的效率化并避免发动机耐久性的降低。
现有技术文献
专利文献1：日本特开2010-137844号公报。
发明内容
为实现以上目的，本发明构成为一种能够垂直起落的混合动力飞行器，具有：机体；多个旋翼，其产生推动所述机体的推动力；燃气涡轮发动机，其安装于所述机体，并能够驱动所述多个旋翼；发电机，其与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接并发电；蓄电池，其贮存由所述发电机所发的电；第1电动机，其从所述蓄电池接受供电，能够驱动所述多个旋翼；第2电动机，其与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接，并从所述蓄电池接受供电，能够使所述燃气涡轮发动机电动回转；发动机温度检测机构，其至少对所述燃气涡轮发动机的温度进行检测；蓄电量检测机构，其对所述蓄电池的蓄电量进行检测；以及控制部，其调整所述电动机和所述燃气涡轮发动机中的至少一者对多个旋翼的驱动从而控制飞行，所述控制部在由所述蓄电量检测机构检测到的蓄电池的蓄电量为预定值以上时，停止向所述燃气涡轮发动机的燃料供给，而在由所述温度检测机构检测到的燃气涡轮发动机的温度为预定温度以上时，从所述蓄电池向所述第2电动机供电，由所述第2电动机使所述燃气涡轮发动机电动回转。
附图说明
图1是概略地示出本发明一实施方式的混合动力飞行器的立体图。
图2是图1的混合动力飞行器的局部侧剖视图。
图3是整体地示出由图1的混合动力飞行器的燃气涡轮发动机和电动机并行驱动时的构成要素的连接的框图。
图4是重点示出图3的控制部(ECU)和传感器组的框图。
图5是示出图3的控制部(ECU)的动作的流程图。
图6是表示与图5的处理平行地进行的、图3的控制部(ECU)的动作的流程图。
图7是表示图6的处理的、与图3相同的框图。
图8是表示图6的处理的、与图3相同的框图。
图9是与现有技术相比较示出本实施方式的效果的时序图。
具体实施方式
以下结合附图对用于实施本发明的混合动力飞行器的方式进行说明。
图1是概略地示出本发明一实施方式的混合动力飞行器的立体图，图2是图1的混合动力飞行器的局部侧剖视图，图3是整体地示出由图1的混合动力飞行器的燃气涡轮发动机和电动机并行驱动时的构成要素的连接的框图。
在图1等图中，附图标记10表示混合动力飞行器(以下称为“飞行器”)，飞行器10由具有机体12、产生推动机体12的推动力的多个旋翼14、安装于机体12并能够驱动旋翼14的燃气涡轮发动机(以下称为“GT”)16、与GT16的输出轴连接而发电的发电机18、贮存由发电机18所发的电的蓄电池20、从蓄电池20接受供电而能够驱动旋翼14的第1电动机(以下称为“电动机”，图中标记为“M1”)22、与GT16的输出轴并从蓄电池20接受供电而能够使GT16电动回转的第2电动机(图中标记为“M2”)24、调整电动机22和GT16中的至少一者对多个旋翼14的驱动而控制飞行的控制部(电子控制单元Electronic Control Unit，以下称为“ECU”)26的并行型构成，并构成为能够垂直起落(Vertical Take-Off and Landing)。在机体12的底部安装接地用的着地架28。
GT16等收纳于机体12的内部。飞行器10作为无人型飞行器，但还可以在机体12设置乘员席位而作为载人型飞行器。
多个旋翼(风扇、螺旋桨)14包括通过安装轴30以俯视下呈放射状的方式安装于机体12的2n(n≥2)个旋翼，具体地说包括RF(右前)的旋翼14a、RR(右后)的旋翼14b、LF(左前)的旋翼14c、LR(左后)的旋翼14d这四个旋翼。
旋翼14包括具备与偏航轴(Z轴、重力轴)平行的旋转轴线的、公知形状的一片叶片的固定翼。在飞行器10中，旋翼14的个数并不限于n＝2(四旋翼)，还可以是n＝3(六旋翼)、n＝4(八旋翼)等。
四个旋翼14分别在基部具有上述的电动机(M1)22，由电动机22驱动并也能够由GT16驱动。即，如图3和图4所示，GT16和电动机22通过电磁离合器32a、32b与齿轮箱34连接，因此电动机22和GT16的旋转轴(未图示)对四个旋翼14进行输入。
四个旋翼14构成为，例如由旋翼14a、14d构成的组向某一方向、例如CW(顺时针方向)旋转，而由旋翼14b、14c构成的另一组向其反方向的CCW(逆时针方向)旋转，由此使飞行器10保持水平姿势。在图3所示的由GT16和电动机22并行驱动时，GT16和电动机22旋转的合力传递至四个旋翼14，另一方面，在后述的图7所示的仅由电动机22串联驱动时，仅电动机22的旋转传递至四个旋翼14。
GT16包括如图2所示的公知的涡轮轴发动机，具有包括压缩机16b、燃烧室16c、涡轮16d的单轴结构，其中压缩机16b包括将从开设在机体12的进气口16a吸入的吸入空气在与静叶片之前进行压缩的风扇动叶片，燃烧室16c配置于压缩机16b的下游、涡轮16d与压缩机16b连接并一体旋转。另外，在图1和图2中，省略被压缩的吸入空气的排气口16e在机体12侧的开口的图示。
涡轮16d的输出轴(涡轮输出轴、即GT16的输出轴)16d1通过适当的减速机构(未图示)与发电机18连接，从而驱动发电机18。发电机18通过涡轮16d的驱动发电(交流电)。由发电机18发的电由PDU(电源驱动单元)(未图示)的整流器转换成直流电，并贮存于蓄电池20中。
此外，涡轮输出轴16d1与第2电动机24连接，在燃料供给停止时，由第2电动机24使GT16旋转(电动回转(空转))。如图所示，GT16的输出轴(涡轮输出轴16d1)安装于与机体12的偏航轴(Z轴)平行的方向上。
蓄电池20与电动机22连接。即，从蓄电池20放出的电通过PDU的逆变器转换为交流电，向分别配置于四个旋翼14的四个电动机22供给交流电。电动机22包括无刷DC电动机，通过其三相线圈(未图示)依次被通电而旋转。第2电动机24也与电动机22相同，包括无刷DC电动机。
在本实施方式的飞行器10中，GT16具有100kW左右的电规模，电动机22具有20kW左右的电规模，蓄电池20具有10kW左右的电规模。蓄电池20内置有自行诊断剩余电量SOC(State of Charge)的BMS(Battery Management System)20a(图4中所示。图3中标记为“S2”)。
图4是重点示出图3等ECU(控制部)26和传感器组的框图。
ECU26如图4所示，包括具有至少一个处理器(CPU)26a和ROM、RAM等多个存储器26b、以及I/O26c的微型计算机，收纳于容器中并配置于适当位置。
对传感器组进行说明，转速传感器40配置于GT16的涡轮输出轴16d1的附近，输出表示涡轮转速N1的信号。温度传感器42配置于在机体12开设的进气口16a的附近，输出表示GT入口温度T1的信号，并且第2温度传感器(发动机温度检测机构。在图3中标记为“S1”)44配置于燃烧室16c的下游的适当位置，输出表示发动机温度(排气温度)EGT的信号。第3温度传感器(润滑油温度检测机构)46配置于润滑油供给系统(未图示)的适当位置配置，输出表示润滑油的温度Toil的信号。
此外，压力传感器50配置于收纳ECU26的容器的内部，输出表示大气压力P0的信号，并且第2压力传感器52配置于进气口16a的附近，输出表示GT入口压力P1的信号。
此外，高度计(ALT)54配置于机体12的底部，基于向下方放射激光束等而得到的反射波产生表示飞行器10的高度ALT(altitude)的输出，陀螺仪传感器56配置于机体12的适当位置，产生表示机体12相对于绝对坐标轴X、Y、Z(在图1中所示)中的Z轴(偏航轴)的倾斜的输出。
此外，在机体12的适当位置设置GPS接收机60，根据从卫星群获得的接收信号产生表示飞行器10的位置的输出。此外，在机体12的下方，如图1所示，朝下安装一个第1视觉传感器62，输出行进方向的拍摄画面，并且还在机体12的后方和侧方也安装多个第2视觉传感器64，输出后方或侧方的拍摄画面。还有，在机体12的适当位置设置方位仪66，产生表示绝对方位的输出，并设置障碍物检测传感器70，向行进方向放射超声波信号，从而基于反射波产生表示有无障碍物的输出。
此外，转速传感器72配置于在四个旋翼14分别配置的电动机22的旋转轴的附近，产生表示电动机转速Nm的输出。此外，如前所述，蓄电池20的BMS20a(蓄电量检测机构。图3中标记为“S2”)产生表示SOC的输出，并且在蓄电池20与PDU之间设置电流/电压传感器20b(蓄电池故障检测机构。图3中标记为“S3”)，来产生表示输入/输出至蓄电池20的电的电流和电压的输出。还有，WOW(Weight-on-wheel)传感器74配置于着地架28，在机体12落地(降落)时产生表示落地的输出。
另外，在机体12的适当位置设置主开关80，由操作员(用户)开启主开关80，从而GT16启动，并从蓄电池20供给动作电源，由此ECU26的CPU26a开始工作。还有，输入设备82和显示器84与ECU26连接。
上述传感器的输出发送至ECU26。ECU26根据那些输出对GT16的运转状态进行检测，通过对供给至燃烧室16c的燃料的调量对涡轮转速进行增减等，从而对GT16的运转进行控制，并且对蓄电池20的动作状态进行检测，调整由GT16和电动机22对旋翼14的驱动，从而对飞行器10的飞行进行控制。此外，ECU26根据GPS接收机60的输出随着时间的变化检测飞行器10的飞行速度。
图5和图6是表示ECU26的动作、即本实施方式的飞行器10的动作的流程图。图5是表示对飞行器10在一般模式下的飞行进行控制的流程图，图6是表示在该飞行中蓄电池充满电等模式下的控制的流程图。
先参照图5进行说明，首先在S10(S：处理步骤)，读取由操作员通过输入设备82和显示器84输入(指示)的目的地、飞行路线等飞行任务，进入S12向GT16供给燃料进行驱动(启动)。
接下来进入S14，判定是否能够起飞，当为否定(S14：否)时，略过之后的处理，另一方面，当为肯定(S14：是)进入S16，进行起飞动作。
在起飞动作中，以通过GT16的旋转使旋翼14旋转，并使四个旋翼14的转速均等地增加的方式进行控制。
接下来进入S18，根据高度计54的输出，判定飞行器10是否达到了预定高度，换言之，是否完成了起飞动作，当为否定(S18：否)时，返回到S16，另一方面，当为肯定(S18：是)时，进入S20，进行机体12(即，飞行器10)的飞行动作。
在飞行动作中，根据陀螺仪传感器56的输出，一边对机体12的姿势进行微调，一边朝向所输入的目的地飞行。例如，通过使四个旋翼14中前部的旋翼14a、14c的转速下降，并使后部的旋翼14b、14d的转速上升，对飞行方向进行控制。
此外，关于回旋，例如想要向右回旋时，使四个旋翼14中右侧的两个旋翼14a、14b的转速下降，并使左侧的两个旋翼14c、14d的转速上升，由此利用转速较高侧的旋翼14的反作用力使机体12向所希望的右方向回旋。另外，回旋的幅度通过旋翼14的转速的增减进行调整。
此外，在旋转控制(绕偏航轴旋转)中，为了使机体12向CCW旋转，则使旋翼14中CW旋转侧的旋翼14a、14d的转速上升，并使CCW侧的旋翼14b、14c的转速下降地进行控制。为了使机体12向CW旋转，则与上述相反。
接下来，进入S22，根据GPS接收机60的输出，判定是否到达了目的地的上空，当为否定(S22：否)时返回到S20，另一方面，当为肯定(S22：是)时进入S24，进入到机体12(飞行器10)的降落动作。
机体12的降落动作通过使四个旋翼14全部的转速逐渐地降低来进行。该处理实施至在S26中根据WOW传感器74的输出判定为落地。
图6是表示与图5的处理平行地由ECU26进行的、在蓄电池充满电等模式下的控制的流程图。
以下进行说明，在S100判断蓄电池20是否发生了故障。蓄电池20的故障是根据对蓄电池20的电流/电压进行检测的传感器20b的输出经过预定时间未发生变化等情况进行判断的。当S100为肯定(S100：是)时进入S102，继续进行GT16的驱动。即，即使蓄电池20发生了故障，为了提高飞行航运的安全性，也继续进行GT16的驱动。
另一方面，当S100为否定(S100：否)时进入S104，判断由BMS20a检测到的蓄电池20的剩余电量SOC是否为预定值SOCref以上。预定值例如为与蓄电池20充满电相当的值或其临近值。
当S104为否定(S104：否)时进入S102，另一方面，当为肯定(S104：是)时进入S106，根据第2温度传感器44的输出，判断GT16的发动机温度EGT是否为预定温度EGTref以上。
当S106为肯定(S106：是)时进入S108，根据第3温度传感器46的输出，判断GT16的润滑油的温度Toil是否为第1规定温度Toilref1以下，当为肯定(S108：是)时进入S110，使GT16的驱动停止(停止燃料供给)，并驱动第2电动机24使GT16电动回转(空转)。
另一方面，当S106为否定(S106：否)时，进入S112，判断GT16的润滑油的温度Toil是否为第2规定温度Toilref2以下，当为肯定(S112：是)时进入S110，使GT16电动回转。第2规定温度Toilref2为与第1规定温度Toilref1相同的值或其临近值。
另一方面，当S112为否定(S112：否)时进入S114，使GT16停止(停止燃料供给)。只是不进行电动回转(停止向第2电动机24的供电)即，在S104中判定为蓄电池20是充满电，另一方面，在S106中判断为发动机温度也低于预定温度，因此使GT16停止，仅由电动机22的输出驱动旋翼14。这在S108为否定(S108：否)并判断为GT16的润滑油的温度Toil超过第1规定温度Toilref1时也是相同的。
图3是表示由上述的GT16和电动机22并行驱动时的处理的框图，图7是表示仅由蓄电池充满电时的电动机22串联驱动(S114)时的处理的框图，图8是表示在GT16停止后由第2电动机24使GT16电动回转(S110)时的处理的框图。另外，在图3等中，阴影对于蓄电池20来说其大小表示SOC的程度，对于其他要素来说，是表示正在工作。
如上所述，在S104判定为蓄电池20的剩余电量SOC低于预定值SOCref时，如图3所示，继续进行GT16的驱动，并且还继续电动机22的驱动(S102)。因此，旋翼14由GT16和电动机22驱动。这在S100中检测到蓄电池20的故障时也是相同的。
另一方面，在S104中判断为蓄电池20的剩余电量SOC为预定值SOCref以上，且在S106中判断为GT16的排气温度EGT低于预定温度EGTref时，如图7所示，使GT16的驱动停止(S114)。因此，旋翼14由电动机22驱动。在这种情况下，GT16不进行电动回转。GT16的润滑油的温度Toil超过第1规定温度Toilref1时也是相同的。
另一方面，蓄电池20的剩余电量SOC为预定值SOCref以上，且GT16的发动机温度EGT为预定温度EGTref以上时，如图8所示，使GT16停止，并驱动第2电动机24，使GT16电动回转(S110)。更具体地说，是在除上述外、GT16的润滑油的温度Toil还为第1规定温度Toilref1以下时。
此外，蓄电池20的剩余电量SOC为预定值SOCref以上，但GT16的发动机温度EGT低于预定温度EGTref时，只要GT16的润滑油的温度Toil为第2规定温度Toilref2以下，就使GT16停止并驱动第2电动机24，使GT16电动回转(S110)。
图9是表示本实施方式的效果的时序图。
如图9(i)所示，现有技术中，在刚刚使GT16停止后，由于某些原因而紧急进行再启动时，发动机温度EGT上升，有可能使燃烧室16c的出口部的静叶片、动叶片等的耐久性降低。当使GT16长时间停止时，在冬季等由于结冰、润滑油温度降低，致使润滑油的粘度降低，有可能导致发动机启动性能下降。
然而，在本实施方式中，如上进行构成，因此即使在刚刚使GT16停止后紧急进行再启动，在使GT16停止期间，也因利用第2电动机24使GT16电动回转，而从进气口16a继续吸入空气，因而促进发动机温度EGT的下降，由此，如图9(ii)所示，不会出现温度过高。
此外，在GT16的停止判断中，GT16的润滑油的温度Toil为第1规定温度Toilref1、第2规定温度Toilref2以下时，在使GT16停止期间，由第2电动机24使GT16电动回转，因此虽然在燃烧室16c不进行燃烧，但压缩机16b(和涡轮16d)被驱动，润滑油仍流入/流出，因此，不会出现润滑油的粘度降低从而GT16难以启动的现象。
本实施方式为一种能够垂直起落的混合动力飞行器10，具有：机体12、产生推动所述机体的推动力的多个旋翼14、安装于所述机体并在供给燃料时能够驱动所述多个旋翼的燃气涡轮发动机(GT)16、与所述燃气涡轮发动机的输出轴(涡轮输出轴16d1)连接并发电的发电机18、贮存由所述发电机所发的电的蓄电池20、从所述蓄电池接受供电并能够驱动所述多个旋翼的第1电动机(M1)22、与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接并从所述蓄电池接受供电从而能够使所述燃气涡轮发动机的第2电动机(M2)24电动回转、至少对所述燃气涡轮发动机的温度进行检测的发动机温度检测机构(第2温度传感器44、S1)、对所述蓄电池20的蓄电量进行检测的蓄电量检测机构(BMS20a、S2)、调整由所述电动机和所述燃气涡轮发动机中的至少一者对多个旋翼的驱动从而控制飞行的控制部(ECU)26，所述控制部在由所述蓄电量检测机构检测到的蓄电池20的蓄电量为预定值以上时，使向所述燃气涡轮发动机16的燃料供给停止(S104、S114、S110)，并在由所述温度检测机构检测到的燃气涡轮发动机16的温度为预定温度以上时，从所述蓄电池20向所述第2电动机24供电，并由所述第2电动机使所述燃气涡轮发动机16电动回转(S106、S110)，因此即使在刚刚使GT16停止后紧急再启动，在使GT16停止期间也因利用第2电动机24使GT16电动回转，而从进气口16a继续吸入空气，因而促进发动机温度EGT的下降，不会出现温度过高。
此外，具有对所述蓄电池20的故障进行检测的蓄电池故障检测机构(电流/电压传感器22b、S3)，并且在检测到所述蓄电池20的故障时，所述控制部26继续向所述燃气涡轮发动机供给燃料(S100、S102)，因此，除上述效果以外，还能够提高飞行器10的飞行航运的安全性。
此外，具有对所述燃气涡轮发动机16的润滑油的温度进行检测的润滑油温度检测机构(第3温度传感器46)，并且所述控制部26在由所述润滑油温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的润滑油的温度为规定温度以下时，从所述蓄电池20向所述第2电动机24供电，从而由所述第2电动机24使所述燃气涡轮发动机16电动回转(S108、S112、S110)，因此通过在GT16停止期间由第2电动机24使GT16电动回转，虽然在燃烧室16c不进行燃烧，但压缩机16b(和涡轮16d)被驱动，润滑油还流入/流出，因此不会发生润滑油的粘度下降而GT16在再启动时难以启动的现象。
若由所述蓄电量检测机构检测到的蓄电池20的蓄电量为预定值以上，则所述控制部26在由所述温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机16的温度低于预定温度时，停止向所述燃气涡轮发动机16的燃料供给(S104、S106、S112、S114)，因此，除上述效果外，还能够降低燃气涡轮发动机16的燃料消耗量。
所述控制部26在由所述温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机16的温度低于预定温度时，若由所述润滑油温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机16的润滑油的温度为规定温度以下，则从所述蓄电池20向所述第2电动机24供电，从而由所述第2电动机24使所述燃气涡轮发动机16电动回转(S106、S112、S10)，因此，除上述效果外，不会发生润滑油的粘度下降而GT16在再启动时难以启动的现象。
所述控制部26在判断为由所述润滑油温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机16的润滑油的温度超过规定温度时，停止从所述蓄电池20向所述第2电动机24供电(S108、S112、S114)，因此，除上述效果外，因为润滑油的粘度不下降，从而不会发生GT16在再启动时难以启动的现象。
另外，在上述中，发电机18、电动机22以及第2电动机24可以是能够既作为发电机又作为电动机进行动作的发电电动机(电动发电机)。
以上结合本发明的优选实施方式对本发明进行了说明，但本领域技术人员应容易地理解为，在不脱离后述权利要求书的公开范围的情况下，能够进行各种修改和变更。

Claims (7)

1.一种混合动力飞行器，为能够垂直起落的混合动力飞行器，具有：机体；多个旋翼，其产生推动所述机体的推动力；燃气涡轮发动机，其安装于所述机体，能够驱动所述多个旋翼；发电机，其与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接，进行发电；蓄电池，其贮存由所述发电机所发的电；第1电动机，其从所述蓄电池接受供电，从而能够驱动所述多个旋翼；第2电动机，其与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接，从所述蓄电池接受供电，从而能够使所述燃气涡轮发动机电动回转；发动机温度检测机构，其至少对所述燃气涡轮发动机的温度进行检测；蓄电量检测机构，其对所述蓄电池的蓄电量进行检测；以及控制部，其调整所述第1电动机和所述燃气涡轮发动机中的至少一者对所述多个旋翼的驱动从而控制飞行，
所述混合动力飞行器的特征在于，
所述控制部在由所述蓄电量检测机构检测到的所述蓄电池的蓄电量为预定值以上时，使向所述燃气涡轮发动机的燃料供给停止，并在由所述温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的温度为预定温度以上时，在停止了向所述燃气涡轮发动机的燃料供给的状态下从所述蓄电池向所述第2电动机供电，从而由所述第2电动机使所述燃气涡轮发动机电动回转。
2.根据权利要求1所述的混合动力飞行器，其特征在于，
具有对所述蓄电池的故障进行检测的蓄电池故障检测机构，
在检测到所述蓄电池的故障时，所述控制部继续进行向所述燃气涡轮发动机的燃料供给。
3.根据权利要求1或2所述的混合动力飞行器，其特征在于，
具有对所述燃气涡轮发动机的润滑油的温度进行检测的润滑油温度检测机构，
所述控制部在由所述润滑油温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的润滑油的温度为规定温度以下时，在停止了向所述燃气涡轮发动机的燃料供给的状态下从所述蓄电池向所述第2电动机供电，从而由所述第2电动机使所述燃气涡轮发动机电动回转。
4.根据权利要求1或2所述的混合动力飞行器，其特征在于，
若由所述蓄电量检测机构检测到的蓄电池的蓄电量为预定值以上，所述控制部在由所述温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的温度低于预定温度时，停止向所述燃气涡轮发动机的燃料供给。
5.根据权利要求3所述的混合动力飞行器，其特征在于，
所述控制部在由所述温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的温度低于预定温度时，若由所述润滑油温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的润滑油的温度为规定温度以下，则在停止了向所述燃气涡轮发动机的燃料供给的状态下从所述蓄电池向所述第2电动机供电，从而由所述第2电动机使所述燃气涡轮发动机电动回转。
6.根据权利要求5所述的混合动力飞行器，其特征在于，
所述控制部在判断为由所述润滑油温度检测机构检测到的所述燃气涡轮发动机的润滑油的温度超过规定温度时，在停止了向所述燃气涡轮发动机的燃料供给的状态下停止从所述蓄电池向所述第2电动机的供电。
7.一种混合动力飞行器的飞行方法，为能够垂直起落的混合动力飞行器的飞行方法，所述混合动力飞行器具有：机体；多个旋翼，其产生推动所述机体的推动力；燃气涡轮发动机，其安装于所述机体，能够驱动所述多个旋翼；发电机，其与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接，进行发电；蓄电池，其贮存由所述发电机所发的电；第1电动机，其从所述蓄电池接受供电，从而能够驱动所述多个旋翼；第2电动机，其与所述燃气涡轮发动机的输出轴连接，从所述蓄电池接受供电，从而能够使所述燃气涡轮发动机电动回转；
所述混合动力飞行器的飞行方法，包括：
至少对所述燃气涡轮发动机的温度进行检测的发动机温度检测步骤；
对所述蓄电池的蓄电量进行检测的蓄电量检测步骤；以及
调整所述第1电动机和所述燃气涡轮发动机中的至少一者对所述多个旋翼的驱动从而控制飞行的控制步骤，
所述控制步骤包括，在由所述蓄电量检测步骤检测到的所述蓄电池的蓄电量为预定值以上时，使向所述燃气涡轮发动机的燃料供给停止，并在由所述温度检测步骤检测到的所述燃气涡轮发动机的温度为预定温度以上时，在停止了向所述燃气涡轮发动机的燃料供给的状态下从所述蓄电池向所述第2电动机供电，从而由所述第2电动机使所述燃气涡轮发动机电动回转。
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