CN114655449A - 飞行器用推进系统 - Google Patents

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Abstract

提供使发动机更顺利地运行的飞行器用推进系统。飞行器用推进系统中，控制部在飞行器以规定的飞行模式飞行着的情况下，使多个发动机中的至少第一发动机停止，使未停止的第二发动机运行，且在检测部检测到与第一发动机相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使第一发动机运行、且使第二发动机停止。

Description

飞行器用推进系统
技术领域
本发明涉及飞行器用推进系统。
背景技术
以往，已知有在飞行器主体安装有多个发动机、且发电机与发动机连接的飞行器用推进系统(例如参照引用文献1(美国专利第8727271号说明书)及引用文献2(美国专利第9493245号说明书))。该飞行器用推进系统将发电机供给的电力及/或蓄电池供给的电力向电动机供给，电动机驱动多个旋翼。
发明内容
发明要解决的课题
然而，在上述的飞行器用推进系统中，根据各种状况的不同，有时不能顺利地进行发动机的运行。
本发明是考虑这样的情况而完成的，其目的之一在于，提供能够使发动机更顺利地运行的飞行器用推进系统。
用于解决课题的方案
本发明的飞行器用推进系统具有以下的结构。
(1)飞行器用推进系统具备：多个发动机，它们安装于飞行器的机体；发电机，其与所述发动机的发动机轴连接；蓄电池，其蓄积由所述发电机发出的电力；多个电动机，它们由所述发电机或所述蓄电池所供给的电力驱动；多个旋翼，它们安装于所述飞行器的机体，且由所述电动机所输出的驱动力驱动；检测部，其检测与所述多个发动机中的各个发动机相关的温度；以及控制部，其控制所述多个发动机的运行状态，其中，所述控制部在所述飞行器以规定的飞行模式飞行着的情况下，使所述多个发动机中的至少第一发动机停止，使未停止的第二发动机运行，且在所述检测部检测到与所述第一发动机相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止。
(2)在上述(1)的方案的基础上，也可以是，所述控制部在使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止之后，在所述检测部检测到与所述第二发动机相关的温度为第二规定温度以下的情况下，使所述第二发动机运行、且使所述第一发动机停止。
(3)在上述(2)的方案的基础上，也可以是，在所述飞行器以规定的飞行模式飞行着的情况下，所述控制部反复执行：使所述第一发动机停止，使所述第二发动机运行，且在所述检测部检测到与所述第一发动机相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止的处理；以及在使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止之后，在所述检测部检测到与所述第二发动机相关的温度为第二规定温度以下的情况下，使所述第二发动机运行、且使所述第一发动机停止的处理。
(4)在上述(1)至(3)中任一方案的基础上，也可以是，所述规定的飞行模式是所述控制部在所述飞行器到达规定的高度之后使所述飞行器沿着包含水平方向在内的方向巡航着的模式。
(5)在上述(4)的方案的基础上，也可以是，在处于与所述规定的飞行模式不同的飞行模式的情况下，所述控制部使所述第一发动机及所述第二发动机运行。
(6)在上述(1)至(5)中任一方案的基础上，也可以是，所述控制部在使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止的情况下，在规定的期间中，使所述第一发动机的输出逐渐上升，并且使所述第二发动机的输出逐渐降低，在经过所述规定的期间之后，使所述第二发动机的输出停止。
(7)在上述(6)的方案的基础上，也可以是，所述控制部在所述规定的期间中，以使所述第一发动机的输出与所述第二发动机的输出合起来的输出维持要求的输出的方式，使所述第一发动机的输出逐渐上升，并且使所述第二发动机的输出逐渐降低，在经过所述规定的期间之后，使所述第一发动机的输出接近要求的输出。
发明效果
根据(1)～(5)的方案，飞行器推进系统在飞行器以规定的飞行模式飞行着的情况下，使多个发动机中的至少第一发动机停止，使未停止的第二发动机运行，且在检测部检测到与第一发动机相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使第一发动机运行，且使第二发动机停止。由此，能够使发动机更顺利地运行。
根据(6)或(7)的方案，飞行器推进系统在使第一发动机运行、且使第二发动机停止的情况下，在规定的期间中，使第一发动机的输出逐渐上升、并且使第二发动机的输出逐渐降低，在经过规定的期间之后，使第二发动机的输出停止。由此，能够在维持所需的输出的同时，顺利地进行发动机的运行和停止。
附图说明
图1是简要地表示搭载有飞行器用推进系统的飞行体1的图。
图2是表示飞行体1的功能结构的一例的图。
图3是用于说明GT60的效率运行范围的图。
图4是用于说明飞行体1的飞行状态的图。
图5是表示由控制装置100执行的处理的流程的一例的流程图。
图6是用于说明表示由控制装置100执行的处理的流程的另一例的流程图的图。
图7是用于说明表示控制装置100执行的与冻结抑制控制相关的处理的流程的一例的流程图的图。
图8是表示飞行体1从起飞到降落为止的GT60的运行状态和要求的输出(例如要求电力)的变化的一例的图。
图9是用于说明与GT60的运行和停止相关的时机的详细情况的图。
图10是用于将具有固定翼的飞行体的飞行状态所需的功率与具有旋转翼的飞行体的飞行状态的功率进行比较的图。
附图标记说明：
1··飞行体、10··机体、12··旋翼、14··电动机、16··臂、20··第一控制电路、30··蓄电池单元、32··蓄电池、34··BMU(Battery Management Unit)、36··检测部、40··第二控制电路、50··发电机、52··检测部、60··燃气轮机发动机(GT)、100··控制装置、120··各种传感器。
具体实施方式
以下，参照附图来说明本发明的飞行器用推进系统的实施方式。
[整体结构]
图1是简要地表示搭载有飞行器用推进系统的飞行体1的图。飞行体1例如具备机体10、多个旋翼12A～12D、多个电动机14A～14D、臂16A～16D。以下，在不对多个旋翼12A～12D互相进行区别的情况下，称作旋翼12，在不对多个电动机14A～14D互相进行区别的情况下，称作电动机14。飞行体1可以是有人飞行体，也可以是无人飞行体。飞行体1不限于图示的多旋翼机(multicopter)，也可以是直升机(helicopter)、具备旋转翼和固定翼这两方的复合型飞行体。
旋翼12A经由臂16A而安装于机体10。在旋翼12A的基部(旋转轴)安装有电动机14A。电动机14A驱动旋翼12A。电动机14A例如是无刷DC马达。旋翼12A是在飞行体1为水平姿势的情况下，绕与重力方向平行的轴线旋转的叶片的固定翼。关于旋翼12B～12D、臂16B～16D、及电动机14B～14D，也具有与上述同样的功能结构，因此省略说明。
旋翼12根据控制信号而旋转，由此飞行体1以期望的飞行状态飞行。控制信号是基于操作者的操作或自动操纵中的指示得到的用于控制飞行体1的信号。例如，旋翼12A和旋翼12D沿着第一方向(例如顺时针方向)旋转，旋翼12B和旋翼12C沿着第二方向(例如逆时针方向)旋转，由此飞行体1飞行。除了上述的旋翼12以外，也可以还设置未图示的姿势保持用或水平推进用的辅助旋翼等。
图2是表示飞行体1的功能结构的一例的图。飞行体1除了具备图1所示的结构以外，例如还具备第一控制电路20A、20B、20C、20D、蓄电池单元30、第二控制电路40-1、40-2、发电机50-1、50-2、第一检测部52-1、第二检测部52-2、燃气轮机发动机(以下称作“GT”)60-1、60-2。赋予了附图标记及连字符之后的数字“1”的结构是与旋翼12A、旋翼12D、电动机14A、电动机14D、第一控制电路20A及第一控制电路20D对应的第一结构。赋予了附图标记及连字符之后的数字“2”的结构是与旋翼12B、旋翼12C、电动机14B、电动机14C、第一控制电路20A及第一控制电路20C对应的第二结构。以下，作为代表，说明第一结构，第二结构为与第一结构同样的结构，因此省略说明。以下，在不对第一检测部52-1和第二检测部52-2进行区别的情况下，有时称作“检测部”。
第一控制电路20A是包含逆变器等驱动电路的PDU(Power Drive Unit)。第一控制电路20A将如下电力向电动机14A供给，所述电力是将由蓄电池单元30供给的电力通过开关等变换得到的电力。第一控制电路20D与第一控制电路20A同样是PDU，将由蓄电池单元30供给的电力向电动机14D供给。电动机14A驱动旋翼12A，电动机14D驱动旋翼12D。
蓄电池单元30例如具备蓄电池32、BMU(Battery Management Unit)34、检测部36。蓄电池32例如是将多个电池单体串联、并联、或串并联连接的电池组。构成蓄电池32的电池单体例如是锂离子电池(Lithium-Ion Battery：LIB)、镍氢电池等能够反复进行充电和放电的二次电池。
BMU34进行电池单体平衡、蓄电池32的异常检测、蓄电池32的单体温度的导出、蓄电池32的充放电电流的导出、蓄电池32的SOC的推定等。检测部36是用于测定蓄电池32的充电状态的电压传感器、电流传感器、温度传感器等。检测部36将测定出的电压、电流、温度等测定结果向BMU34输出。
飞行体1也可以具备多个蓄电池单元30。例如，也可以设置有与第一结构及第二结构分别对应的蓄电池单元30。需要说明的是，在本实施方式中，由发电机50生成的电力向蓄电池32供给，但不限定于此。由发电机50生成的电力也可以不经由蓄电池32地(或关于是否经由蓄电池32而选择性地)向第一控制电路20及电动机14供给。
第二控制电路40-1是包含转换器等的PCU(Power Conditioning Unit)。第二控制电路40-1将由发电机50-1发出的交流电力变换为直流电力，并将变换得到的电力向蓄电池32及/或第一控制电路20供给。
发电机50-1与GT60-1的输出轴连接。发电机50-1通过GT60-1运行而被驱动，通过该驱动而生成交流电力。发电机50-1也可以经由减速机构与GT60-1的输出轴连接。发电机50-1作为马达发挥功能，在停止向GT60-1供给燃料时，使GT60-1旋转(空转)而为能够运行的状态。此时，第二控制电路40-1从蓄电池32侧取出电力而拖动(motoring)发电机50-1。也可以代替上述的功能结构，在GT60-1的输出轴连接起动电动机，起动电动机使GT60-1为能够运行的状态。
检测部52检测与GT60相关的温度。检测部52例如检测向GT60的轴承等供给的润滑油的温度。检测部52取得能够推定GT60的温度的信息即可。
GT60-1例如是涡轮轴发动机。GT60-1例如具备未图示的进气口、压缩机、燃烧室、涡轮等。压缩机对从进气口吸入的吸入空气进行压缩。燃烧室配置于压缩机的下游，使压缩了的空气与燃料混合得到的气体燃烧，生成燃烧气体。涡轮与压缩机连接，利用燃烧气体的力而与压缩机一体旋转。涡轮的输出轴通过上述的旋转而旋转，由此与涡轮的输出轴连接的发电机50运行。
控制装置100例如通过CPU(Central Processing Unit)等硬件处理器执行程序(软件)来实现。控制装置100的功能中的一部分或全部可以由LSI(Large ScaleIntegration)、ASIC(Application Specific Integrated Circuit)、FPGA(Field-Programmable Gate Array)、GPU(Graphics Processing Unit)等硬件(包括电路部：circuitry)实现，也可以通过软件与硬件的协同配合来实现。程序可以预先保存于控制装置100的HDD(Hard Disk Drive)、闪存器等存储装置(具备非暂时性的存储介质的存储装置)，也可以保存于DVD、CD-ROM等能够装卸的存储介质，并通过存储介质(非暂时性的存储介质)装配于驱动装置而安装于控制装置100的HDD、闪存器。
各种传感器120例如包括转速传感器、多个温度传感器、多个压力传感器、高度传感器、陀螺仪传感器等。转速传感器检测涡轮的转速。温度传感器检测GT60的进气口附近的温度、燃烧室的下游附近的温度。压力传感器检测收容控制装置100的容器的内部的压力、GT60的进气口附近的压力。高度传感器检测飞行体1的高度。陀螺仪传感器检测获知机体10的姿势。
控制装置100对于上述的电动机14、第一控制电路20、蓄电池单元30、第二控制电路40、发电机50、GT60等，基于它们的运行状态、检测部52的检测结果、或从各种传感器120取得的信息来控制它们。例如，控制装置100控制上述的各功能结构而使飞行体1起飞或降落、使飞行体1以规定的飞行状态飞行。
控制装置100基于飞行信息来控制飞行体1。飞行信息例如是根据各种传感器120的检测结果而得到的信息、与控制信号相应的飞行体1的飞行状态。控制装置100在飞行体1的飞行状态是多个GT60运行而飞行体1起飞之后的第一状态的情况下，使多个GT60中的至少1个GT60停止，使未停止的其他GT60在其他GT60能够高效运行的效率运行范围(详细情况见后述)内运行，使与其他GT60对应的发电机50输出电力。控制装置100在飞行体1的飞行状态为与第一状态不同的第二状态的情况下，使多个GT60运行而控制飞行体1。
[与效率运行范围相关的说明]
图3是用于说明GT60的效率运行范围的图。图3示出了第一推移线和第二推移线。图3的横轴表示GT60的输出(运转功率)[％]。第一推移线表示每个输出下的燃料消耗量。关于第一推移线，纵轴(图中的左侧的第一纵轴)是连续运转1小时的时候消耗的燃料消耗[kg/h]。关于第一推移线，将燃料消耗的点(例如图中的任意的Δ标志的点)与原点连结的直线的斜率越大，则表示效率越低。关于第一推移线，将燃料消耗的点(例如图中的任意的Δ标志的点)与原点连结的直线的斜率越小，则表示效率越高。需要说明的是，在第一推移线的输出为零时，效率偏置(offset)，成为零以上的值，该情况省略图示。
第二推移线表示每个输出下的SFC(Specific Fuel Consumption：燃料消耗率)。关于第二推移线，纵轴(图中的右侧的第二纵轴)表示燃料消耗率[kg/kwh]。SFC表示GT60连续运转1小时的时候消耗的燃料消耗除以输出而得到的值，值越小，则表示效率越高。将GT60的额定最大电力图示为100％。
如第一推移线及第二推移线所示，GT60的输出越降低，则GT60的运行效率越降低。效率最高的最高效率点例如是GT60的输出为95％至100％的区间。控制装置100使GT60在基于最高效率点而设定的效率运行范围内运行，由此能够提高发电效率。图3所示的范围R为效率运行范围的一例。效率运行范围例如是输出以60％前后为起点且以95％至100％程度的值为终点的范围。
最高效率点或效率运行范围针对飞行体1的每个高度和GT60的每个温度而设定。该信息存储于控制装置100的存储装置。控制装置100参照存储于存储装置的信息，确定与高度及温度相应的效率运行范围。
控制装置100在飞行体1以规定的飞行模式(例如第一状态)飞行着的情况下，使多个GT60中的至少GT60-2停止，使未停止的GT60-1运行，且在第二检测部52-2检测到与GT60-2相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使GT60-2运行，且使GT60-1停止。规定的飞行模式是指，控制装置100在飞行体1起飞且飞行体1到达规定的高度之后使飞行体沿着包含水平方向在内的方向巡航着的模式(参照后述的图4)。
控制装置100在使GT60-2运行且使GT60-1停止之后，在第一检测部52-1检测到与GT60-1相关的温度为第二规定温度以下的情况下，使GT60-1运行，且使GT60-2停止。第一规定温度与第二规定温度可以是相同的温度，也可以是不同的温度。
控制装置100在是与规定的飞行模式不同的飞行模式的情况下，使GT60-1及GT60-2运行。与规定的飞行模式不同的飞行模式是飞行体1进行着起飞或降落的动作的飞行模式。
图4是用于说明飞行体1的飞行状态的图。如图4所示，飞行体1进行如下动作：(1)进行滑行(2)起飞、悬停(hovering)、(3)上升及加速、(4)巡航。然后，飞行体1进行如下动作：(5)下降及减速、(6)悬停、降落、(7)滑行、供油、驻机。飞行体1在到达规定的高度之后沿着包含水平方向在内的方向移动着的状态是第一状态。第一状态例如是图4所示的飞行体1巡航着的状态、或者图4所示的飞行体1进行着上升及加速、巡航、以及下降及减速的状态(3)-(5)。在以下的说明中，第一状态是飞行体1进行着上升及加速、巡航、以及下降及减速的状态。例如，飞行体1进行着起飞的动作或降落的动作的状态、及进行着滑行、供油、驻机的状态(1)、(2)、(6)、(7)是第二状态。
在处于上述的飞行状态中的、例如飞行体1进行着起飞、悬停、降落的状态的情况下，控制装置100使GT60-1及GT60-2在效率运行范围内运行。通过GT60-1及GT60-2在效率运行范围内运行而输出的电力是飞行体1进行着起飞、悬停或降落的状态下的要求电力以上或与该要求电力相近的电力。
上述的飞行状态中的、例如飞行体1进行着上升及加速、巡航、或下降及减速的情况(为第一状态的情况)下，控制装置100使1个GT60在效率运行范围内运行，使其他GT60的运行停止。通过1个GT60在效率运行范围内运行而输出的电力是飞行体1进行着上升及加速、巡航、或下降及减速的状态下的要求电力以上的电力或与之相近的电力。GT60-1及GT60-2例如是满足上述的条件那样的规格。
要求电力是飞行体1为了转移至与控制信号相应的飞行状态、或为了维持飞行状态而所需的电力。控制装置100向电动机14提供要求电力，电动机14基于要求电力来驱动旋翼12，由此将飞行体1控制为与控制信号相应的飞行状态。在第一状态下要求的要求电力，例如是未停止的其他GT60在效率运行范围内运行而与其他GT60对应的发电机50能够输出的电力以下的电力。在第一状态下要求的要求电力，也可以是虽然超过上述的其他GT60能够输出的电力的电力，但为蓄电池32能够供给的电力以下的电力。换言之，虽然凭借实时发电的电力则会不足，但通过从预先蓄积于蓄电池32的电力填补电力，由此要求电力以上的电力向电动机14供给。在第一状态下要求的要求电力在GT60-1及GT60-2的运行停止而未向蓄电池32充入电力的情况下，能够从蓄电池32供给。
[流程图(起飞时的处理)]
图5是表示由控制装置100执行的处理的流程的一例的流程图。图5是在起飞时执行的处理的流程的一例。首先，控制装置100使GT60-1及GT60-2运行(步骤S100)。接着，控制装置100判定飞行体1是否起飞了(是否为起飞了的状态)(步骤S102)。在飞行体1未起飞的情况下，返回步骤S100，维持使GT60-1及GT60-2运行的状态。
在飞行体1起飞了的情况下，控制装置100判定飞行体1是否为第一状态(步骤S104)。第一状态例如也可以是指，通过GT60-1在效率运行范围内运行，从而能够供给起飞后的飞行体1的要求电力以上的电力。
在飞行体1为第一状态的情况下，控制装置100执行冻结抑制控制(步骤S106)。关于冻结抑制控制的详细情况见后述。
[流程图(降落时的处理)]
图6是表示由控制装置100执行的处理的流程的另一例的流程图。图6是在降落时执行的处理的流程的一例。首先，控制装置100判定飞行体1是否为第一状态(步骤S200)。在飞行体1为第一状态的情况下，控制装置100判定飞行体1是否预定降落(步骤S202)。例如，控制装置100在取得了表示预定降落的控制信号的情况下，判定为飞行体1预定降落。
在飞行体1预定降落的情况下，控制装置100结束冻结抑制控制(步骤S204)。接着，控制装置100判定GT60-1及GT60-2是否运行着(步骤S206)。在GT60-1及GT60-2未运行的情况下，控制装置100使GT60-1及GT60-2运行(步骤S208)。在GT60-1及GT60-2运行着的情况下，飞行体1进行降落。由此，本流程图的处理结束。
如上述那样，控制装置100在飞行体1起飞或降落的情况下，使GT60-1及GT60-2运行而使飞行体1起飞或降落。
[流程图(与冻结抑制控制相关的处理)]
图7是用于说明表示控制装置100执行的与冻结抑制控制相关的处理的流程的一例的流程图的图。在图5的流程图的步骤S106中执行了冻结抑制控制的情况下，控制装置100维持使GT60-1运行的状态，并使GT60-2停止(步骤S300)。接着，控制装置100判定由第二检测部52-2检测到的温度Te1是否为第一规定温度以下(步骤S302)。在温度Te1不是第一规定温度以下的情况下，不使运转状态变化，返回前一步骤(步骤S300)。在温度Te1为第一规定温度以下的情况下，控制装置100使GT60-1停止，使GT60-2运行(步骤S304)。
接着，控制装置100判定由第一检测部52-1检测到的温度Te2是否为第二规定温度以下(步骤S306)。在温度Te2不是第二规定温度以下的情况下，不使运转状态变化，返回前一步骤(步骤S304)。在温度Te2为第二规定温度以下的情况下，控制装置100使GT60-2停止，使GT60-1运行(步骤S308)。由此，本流程图的1个例程的处理结束。只要在图6的流程图的步骤S204中继续冻结抑制控制，则反复进行本流程图的例程。在图6的流程图的步骤S204中冻结抑制控制结束的情况下，本流程图的处理结束。需要说明的是，在本流程图中，说明了最先维持使GT60-1运行的状态并使GT60-2停止(步骤S300)的情况，但1和2的顺序也可以相反。作为顺序的决定方式，若预先记录上次飞行的第一状态的最终状态(例如使GT60-1停止且使GT60-2运行的状态)，并预先设为从与该最终状态相反的状态(例如使GT60-1运行且使GT60-2停止的状态)开始，则能够使GT60-1和GT60-2的运行时间平均化。
例如，在飞行体1为第一状态的情况下，使多个GT60中的规定的GT60在效率运行范围内运行，使其他GT60停止，提高发电效率。在该情况下，当使停止了的GT60继续为停止的状态时，有时因上空的低的温度而引起GT60的润滑油等工作液冻结、粘度发生变化。这样，存在GT60再启动时启动时间与通常相比变长、启动的响应性降低的情况。
飞行器推进系统如上所述，在与停止的GT60相关的温度到达规定温度的情况下，使停止的GT60运行，使运行的GT60停止。由此，能够使GT60更顺利地运行，而且提高发电效率。
[时序图]
图8是表示从飞行体1起飞到降落为止的GT60的运行状态和要求的输出(例如要求电力)的变化的一例的图。图8的纵轴表示输出(电力)，图8的横轴表示时间。在起飞时，控制装置100使GT60-1及GT60-2运行。在起飞时要求的输出P1通过将GT60-1及GT60-2的输出(GT60-1及GT60-2的电力)和蓄电池32的输出(电力)合起来的输出(电力)来提供。在起飞后，控制装置100维持GT60-1的运行，并使GT60-2的运行停止。在起飞后要求的输出P2通过基于GT60-1的运行的输出(在不足的情况下，采用蓄电池32的输出)来提供。
例如，在与GT60-2相关的温度为规定温度以下的情况下，控制装置100使GT60-1的运行停止，使GT60-2运行。之后，在与GT60-1相关的温度成为了规定温度以下的情况下，控制装置100使GT60-2的运行停止，使GT60-1运行。控制装置100反复进行这些处理，直至开始飞行体1降落的动作。
在降落时，控制装置100使GT60-1及GT60-2运行。在降落时要求的要求输出P1通过将由GT60-1及GT60-2生成的电力和由蓄电池32供给的电力合起来得到的电力来提供。
在上述的例子中，在GT60的运行的输出超出要求输出的情况下，与超出的输出对应的剩余电力蓄积于蓄电池32，在与通过GT60的运行而生成的输出对应的电力低于要求电力的情况下，不足的电力由蓄积于蓄电池32的电力来补充。
如上述，控制装置100基于与GT60相关的温度，来控制GT60。由此，能够提高发电效率，并且使GT60更顺利地运行。
[与GT60的运行和停止相关的时机的详细情况]
图9是用于说明与GT60的运行和停止相关的时机的详细情况的图。图9的纵轴表示GT60的旋转速度(Speed[％])或GT60的输出(Power[％])。GT60的额定最大旋转速度和额定最大电力分别为100％。图9的横轴表示时间。
控制装置100在使GT60-2运行且使GT60-1停止的情况下，在规定的期间T中，使GT60-2的输出逐渐上升，并且使GT60-1的输出逐渐降低，在经过规定的期间T之后，使GT60-1的输出停止。控制装置100在规定的期间T中，以使GT60-1的输出与GT60-2的输出合起来的输出维持要求的要求输出Pr的方式，使GT60-2的输出逐渐上升，并且使GT60-1的输出逐渐降低，在经过规定的期间T之后，使GT60-2的输出接近要求输出Pr。
在与GT60-2相关的温度成为了规定温度以下的情况下，在时刻t1，控制装置100开始用于使GT60-2运行的控制(例如使起动电动机运行)。控制装置100当GT60-2成为规定的状态时，将GT60-2控制为怠速状态，而且以使GT60-2的输出上升的方式使GT60-2运行。由此，GT60-2的输出在规定期间T中逐渐上升。
在时刻t1，控制装置100开始用于使GT60-1停止的控制，在规定期间T的初期，使GT60-1的旋转速度及输出逐渐降低。控制装置100在规定期间T的末期，将GT60-1的输出控制为零或零附近，将GT60-1控制为怠速状态。并且，控制装置100在将GT60-1控制为怠速状态之后，使GT60-1的旋转速度降低到零或零附近。例如，控制装置100参照规定的映射，控制GT60-1及GT60-2，以使GT60-1及GT60-2以图9所示的输出及旋转速度运行。规定的映射例如是GT60的温度、输出、旋转速度、燃料喷射量互相建立了关联的映射。
在此，例如，有时在将GT60-1的输出与GT60-2的输出合起来的输出比要求输出Pr小的情况下，飞行体1不能维持期望的飞行状态。例如，有时在将GT60-1的输出与GT60-2的输出合起来的输出比要求输出Pr大的情况下，与超过要求输出Pr的输出对应的电力(剩余电力)例如向蓄电池32供给。存在剩余电力超过蓄电池32能够接受的电力、剩余电力的产生对于飞行体1的功能结构而言不适宜的情况。
与此相对，本实施方式的控制装置100在规定的期间T中，控制GT60-1及GT60-2以使GT60-1的输出和GT60-2的输出合起来的输出维持要求的要求输出Pr。由此，能够更顺畅地进行GT60的运行和停止。
[具有固定翼的飞行体与具有旋转翼的飞行体之间的比较]
图10是用于将具有固定翼的飞行体的飞行状态所需的功率与具有旋转翼的飞行体的飞行状态的功率进行比较的图。图10的纵轴表示飞行所需的功率的指标，图10的横轴表示时间。在图10的例子中，将起飞时飞行所需的力设为100。例如，在飞行体1具有2个GT60的情况下，将2个GT60在100％附近输出的功率设为100。
固定翼的飞行体在起飞时飞行所需的力与在巡航时飞行所需的力之间的差异小，而且在巡航时飞行所需的力为比100稍小的程度。与此相对，旋转翼的飞行体在起飞时或降落时，飞行所需的力为100附近，但在巡航时飞行所需的力为50左右。
这样，旋转翼的飞行体1在起飞时和降落时这样的短的时间，需要100附近的飞行所需的力，但在比较长的巡航时的时间，例如飞行所需的力成为50左右。因此，在巡航时，需要关于GT60的运行而恰当地进行管理而进行更恰当的电力管理。
在本实施方式中，控制装置100例如通过在巡航时使1个GT60运行，使其他GT60停止，能够提高发电效率。而且，控制装置100根据与停止着的GT60相关的温度，使停止着的GT60运行，由此能够使GT60更顺利地运行。例如，本实施方式的飞行器推进系统也能够适用于固定翼的飞行体，但若适用于旋转翼的飞行体1则更为适宜。
需要说明的是，在实施方式中，说明了飞行器推进系统具有2个GT60的情况，但也可以代替于此，飞行器推进系统是具有3个以上的GT60的系统。在该情况下，飞行器推进系统在飞行体1的飞行状态为多个GT60运行而飞行体1起飞之后的第一状态的情况下，以满足要求电力的方式，使规定数量的GT60运行，使其他GT60的运行停止。而且，飞行器推进系统在与停止着的GT60相关的温度成为了规定温度以下的情况下，使成为了规定温度以下的GT60运行。作为在飞行器推进系统具有3个以上的GT60的情况下的阈值的规定温度也可以根据GT60的数量而变更。例如，作为在飞行器推进系统具有3个以上的GT60的情况下的阈值的规定温度也可以是比作为在具有2个G60的情况下的阈值的规定温度高的温度。
根据以上说明的实施方式，控制装置100在飞行体1以规定的飞行模式飞行着的情况下，使多个GT60中的至少GT60-2停止，使未停止的GT60-1运行，且在检测部52检测到与GT60-2相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使GT60-2运行，且使GT60-1停止。由此，能够使GT60更顺利地运行。
以上使用实施方式说明了本发明的具体实施方式，但本发明丝毫不被这样的实施方式限定，在不脱离本发明的主旨的范围内能够施加各种变形及替换。

Claims (7)

1.一种飞行器用推进系统，其具备：
多个发动机，它们安装于飞行器的机体；
发电机，其与所述发动机的发动机轴连接；
蓄电池，其蓄积由所述发电机发出的电力；
多个电动机，它们由所述发电机或所述蓄电池所供给的电力驱动；
多个旋翼，它们安装于所述飞行器的机体，且由所述电动机所输出的驱动力驱动；
检测部，其检测与所述多个发动机中的各个发动机相关的温度；以及
控制部，其控制所述多个发动机的运行状态，其中，
所述控制部在所述飞行器以规定的飞行模式飞行着的情况下，使所述多个发动机中的至少第一发动机停止，使未停止的第二发动机运行，且在所述检测部检测到与所述第一发动机相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止。
2.根据权利要求1所述的飞行器用推进系统，其中，
所述控制部在使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止之后，在所述检测部检测到与所述第二发动机相关的温度为第二规定温度以下的情况下，使所述第二发动机运行、且使所述第一发动机停止。
3.根据权利要求2所述的飞行器用推进系统，其中，
在所述飞行器以规定的飞行模式飞行着的情况下，所述控制部反复执行：
使所述第一发动机停止，使所述第二发动机运行，且在所述检测部检测到与所述第一发动机相关的温度为第一规定温度以下的情况下，使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止的处理；以及
在使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止之后，在所述检测部检测到与所述第二发动机相关的温度为第二规定温度以下的情况下，使所述第二发动机运行、且使所述第一发动机停止的处理。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器用推进系统，其中，
所述规定的飞行模式是所述控制部在所述飞行器到达规定的高度之后使所述飞行器沿着包含水平方向在内的方向巡航着的模式。
5.根据权利要求4所述的飞行器用推进系统，其中，
在处于与所述规定的飞行模式不同的飞行模式的情况下，所述控制部使所述第一发动机及所述第二发动机运行。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器用推进系统，其中，
所述控制部在使所述第一发动机运行、且使所述第二发动机停止的情况下，在规定的期间中，使所述第一发动机的输出逐渐上升，并且使所述第二发动机的输出逐渐降低，在经过所述规定的期间之后，使所述第二发动机的输出停止。
7.根据权利要求6所述的飞行器用推进系统，其中，
所述控制部在所述规定的期间中，以使所述第一发动机的输出与所述第二发动机的输出合起来的输出维持要求的输出的方式，使所述第一发动机的输出逐渐上升，并且使所述第二发动机的输出逐渐降低，在经过所述规定的期间之后，使所述第一发动机的输出接近要求的输出。
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