JP2019170014A - 電源装置およびこれを用いた飛行装置 - Google Patents

Abstract

【課題】 複数の電源の電圧または電流を用いて、複数の電源の相互間で電力の伝送を制御することより、長期間の安定した電力の供給を達成する電源装置およびこれを用いた飛行装置を提供する。【解決手段】電源装置１１は、第一電源部２１、第二電源部２２、ダイオード２３、ダイオード２４、検出部２５、検出部２６および電力制御部２７を備える。第一電源部２１および第二電源部２２は、負荷であるスラスタ１３に電力を供給する。ダイオード２３、２４は、第一電源部２１および第二電源部２２にそれぞれ設けられ、これらの電源への電力の逆流を制限する。検出部２５、２６は、第一電源部２１とスラスタ１３との間、および第二電源部２２とスラスタ１３との間にそれぞれ設けられ、電圧または電流の少なくともいずれか一方を検出する。電力制御部２７は、検出部２５、２６で検出した検出値に基づいて、第一電源部２１と第二電源部２２との間の電力の伝送を制御する。【選択図】図１

Description

本発明は、電源装置およびこれを用いた飛行装置に関する。

負荷に電力を供給する電源装置は、基礎となる安定的な電力を供給するための基礎的な電源と、必要に応じて瞬間的に比較的大きな電力を供給するための電源とがある。例えば、特許文献１の場合、いわゆるドローンと称される飛行装置において、基礎的な電源として燃料電池を用いるとともに、瞬間的な電力の供給のためにリチウムイオン電池などの二次電池を用いている。燃料電池は、一般的な二次電池と比較して電力容量が大きく、電力を長期間供給できるという利点がある。一方、二次電池は、燃料電池と比較して瞬間的に大きな電力を供給できるという利点がある。

しかしながら、リチウムイオン電池などの二次電池は、電力容量が小さいことから、使用が限定的であっても、燃料電池に先立って電力容量が不足する傾向にある。そのため、特許文献１の場合、二次電池の電力容量が電源全体の供給能力を制限することとなり、長期間の安定した電力の供給は困難であるという問題がある。

特許第６０１６０４１号明細書

そこで、本発明の目的は、複数の電源の電圧または電流を用いて、複数の電源の相互間で電力の伝送を制御することにより、長期間の安定した電力の供給を達成する電源装置およびこれを用いた飛行装置を提供することにある。

請求項１記載の発明では、検出部を備えている。検出部は、複数の電源と負荷との間にそれぞれ設けられており、複数の電源から負荷へ供給される電力の電圧または電流の少なくともいずれか一方を検出する。電力制御部は、この検出部で検出した電圧または電流に基づいて、複数の電源の相互間における電力の伝送を制御する。すなわち、電力制御部は、複数の電源のうちいずれか一方の電源の電圧が低下したとき、他方の電源から電力を供給する。その結果、電圧が低下した電源は、残る電源から供給される電力によって充電される。これにより、複数の電源のうち一方の電力容量が小さい場合でも、電力容量の小さな電源は供給余力が大きな電源によって充電される。したがって、長期間の安定した電力の供給を達成することができる。

請求項５記載の発明のように電源装置を備える飛行装置は、飛行時間の延長を図ることができる。飛行装置の場合、瞬間的に大きな電力が必要となるのは、高速での飛行時や風などの外乱に対して高い応答性で制御が求められる場面である。このような高速での飛行時や外乱に対する制御を除くと、飛行装置は例えば燃料電池などのような基礎的な電源からの電力の供給で飛行を維持可能である。また、飛行装置の飛行を維持するための基礎的な電源は、十分な供給余力を有している。そのため、例えばホバリング時のように飛行装置が基礎的な電源だけで飛行しているとき、基礎的な電源は瞬間的な電力の供給に対応する電源に電力を供給可能である。電力制御部は、このように基礎的な電源からの電力の供給だけで飛行装置が飛行しているとき、基礎的な電源から瞬間的な電力の供給に対応する電源を充電する。その結果、瞬間的な電力の供給に対応する電源は、電力容量が小さい場合であっても、基礎的な電源による電力が供給可能な間、充電によって電力の供給能力が維持される。したがって、長期間の安定した飛行の継続を達成することができる。

第１実施形態による電源装置を示す模式的なブロック図 第１実施形態による電源装置を備える飛行装置を示す模式的なブロック図 第１実施形態による飛行装置の平面形状を示す模式図 図３の矢印ＩＶ方向から見た模式図 第１実施形態による飛行装置の処理の流れを示す概略図 第２実施形態による飛行装置を示す模式的なブロック図 その他の実施形態による飛行装置を示す模式的なブロック図

以下、電源装置を適用した飛行装置の複数の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、複数の実施形態において、実質的に共通する構成部位には同一の符号を付し、説明を省略する。
（第１実施形態）
図２に示す第１実施形態による飛行装置１０は、電源装置１１、基体１２、スラスタ１３、状態取得部１４、受信部１５および飛行制御部１６を備える。電源装置１１は、図１および図２に示すように第一電源部２１、第二電源部２２、ダイオード２３、ダイオード２４、検出部２５、検出部２６および電力制御部２７を備えている。第一電源部２１は、基体１２の飛行に用いられる電源の一つである。具体的には、第一電源部２１は、瞬間的に電力が必要となるときに、高い応答性で基体１２へ電力を供給することができる電源である。そのため、第一電源部２１は、例えばリチウムイオン電池などの応答性が高く、繰り返し充電および放電が可能な電源を有している。リチウムイオン電池やニッケル水素電池などの二次電池は、繰り返しの充電および放電が可能であるとともに、電力の供給に対する応答性が高い。このことから、二次電池を有する第一電源部２１は、基体１２の補助的な電源として適している。すなわち、第一電源部２１は、例えば風などの外乱などに対して高い応答性で基体１２の制御が求められる、あるいは基体１２が高速で飛行するときなど、短期間に大きな電力が必要となるとき、基体１２へ電力を供給する。

第二電源部２２は、基体１２の飛行に用いられる基礎的な電源の一つである。具体的には、第二電源部２２は、長期の間、基体１２へ安定して電力を供給することができる電源である。第二電源部２２は、例えば燃料電池やエンジン発電機などのように発電を行なう電源、または電力容量が大きな電池もしくはキャパシタなどを有している。燃料電池は、電力が大きく長期にわたり安定した発電ができる。このことから、燃料電池を有する第二電源部２２は、基体１２の基礎的な電源として適している。また、エンジン発電機は、ガソリンエンジン、ディーゼルエンジン、ガスタービンエンジンなどが用いられる。これらのエンジン発電機は、重量が比較的大きくなるものの、電力が大きく長期にわたり安定した発電ができる。特に、ガスタービンエンジンは、重量が小さいにもかかわらず、出力が大きい。これらのことから、エンジン発電機を有する第二電源部２２も、基体１２の基礎的な電源として適している。第二電源部２２は、例えばホバリングなどのように基体１２が安定して飛行しているとき、基体１２へ基礎的な電力を供給する。

ダイオード２３は、第一電源部２１と電源装置１１の電力を消費する負荷との間に設けられている。第１実施形態の場合、ダイオード２３は、図２に示すように第一電源部２１と負荷であるスラスタ１３との間に設けられている。また、ダイオード２４は、第二電源部２２と負荷との間に設けられている。第１実施形態の場合、ダイオード２４は、第二電源部２２と負荷であるスラスタ１３との間に設けられている。これらダイオード２３およびダイオード２４は、いずれも電力の逆流を制限する。すなわち、ダイオード２３は、負荷であるスラスタ１３側から第一電源部２１への電力の逆流を制限する。同様に、ダイオード２４は、負荷であるスラスタ１３側から第二電源部２２への電力の逆流を制限する。

検出部２５は、ダイオード２３と第一電源部２１との間に設けられている。また、検出部２６は、ダイオード２４と第二電源部２２との間に設けられている。検出部２５および検出部２６は、いずれも電圧または電流の少なくとも一方を検出する。具体的には、検出部２５は、第一電源部２１とダイオード２３との間における電圧、または第一電源部２１とダイオード２３との間を流れる電流を検出する。同様に、検出部２６は、第二電源部２２とダイオード２４との間における電圧、または第二電源部２２とダイオード２４との間を流れる電流を検出する。検出部２５および検出部２６は、電圧または電流のいずれか一方を検出値として検出する構成でもよく、電圧および電流の双方を検出値として検出する構成でもよい。

第１実施形態の電源装置１１の場合、負荷で消費される電力が小さいとき、第一電源部２１は、その電圧が第二電源部２２よりも低くなるように設定されている。すなわち、負荷で消費される電力が小さいとき、第一電源部２１の電圧は第二電源部２２の電圧よりも低い。そのため、負荷で消費される電力が小さいとき、負荷は第二電源部２２から電力の供給を受ける。一方、負荷で消費される電力が大きくなると、第一電源部２１の電圧は、第二電源部２２の電圧よりも高くなるように設定されている。すなわち、第一電源部２１を構成する二次電池のセル数は、負荷で消費される電力が大きくなると、第二電源部２２の電圧を上回るように設定されている。そのため、負荷で消費される電力が大きくなると、負荷は第一電源部２１から電力の供給を受ける。

電力制御部２７は、制御部２８および変換器２９を有している。電力制御部２７は、検出部２５および検出部２６で検出した検出値に基づいて、第一電源部２１と第二電源部２２との相互間における電力の伝送を制御する。制御部２８は、ＣＰＵ、ＲＯＭおよびＲＡＭを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御部２８は、ＲＯＭに記憶されているコンピュータプログラムを実行することにより、変換器２９を制御する。これにより、制御部２８は、第一電源部２１と第二電源部２２との間における電力の伝送を制御する。変換器２９は、例えばＤＣ／ＤＣコンバータなどの変圧機器や整流機器などを有している。制御部２８は、検出部２５で検出した検出値、および検出部２６で検出した検出値に基づいて、第一電源部２１の電圧が第二電源部２２の電圧よりも低く、かつ第一電源部２１が電力を供給していないとき、変換器２９をオンにする。これにより、第二電源部２２が発電した電力は、変換器２９を通して第一電源部２１へ供給される。その結果、第一電源部２１は、第二電源部２２で発電された電力によって充電される。

次に、上記の構成による電源装置１１を備える飛行装置１０について説明する。
飛行装置１０は、上述のように電源装置１１に加え、基体１２、スラスタ１３、状態取得部１４、受信部１５および飛行制御部１６を備える。基体１２は、図３および図４に示すように本体３１および腕部３２を有している。本体３１は、基体１２の重心またはその近傍に設けられている。腕部３２は、本体３１から放射状に延びている。スラスタ１３は、この基体１２の腕部３２の先端に設けられている。なお、基体１２は、本体３１から腕部３２が放射状に延びる構成に限らず、円環状に形成して周方向へ複数のスラスタ１３を設ける構成など、任意の構成とすることができる。スラスタ１３および腕部３２の数は、２つ以上であれば任意に設定することができる。

スラスタ１３は、電源装置１１から電力の供給を受ける負荷に相当する。スラスタ１３は、いずれもモータ３３、軸部材３４およびプロペラ３５を有している。モータ３３は、プロペラ３５を駆動する駆動源である。モータ３３は、電源装置１１から供給される電力によって駆動される。モータ３３の回転は、図示しない回転子と一体になった軸部材３４を通してプロペラ３５に伝達される。プロペラ３５は、モータ３３によって回転駆動される。また、スラスタ１３は、ピッチ変更機構部３６を有してもよい。このピッチ変更機構部３６は、各スラスタ１３に設けられている。ピッチ変更機構部３６は、サーボモータ３７が発生する駆動力によってプロペラ３５のピッチを変更する。サーボモータ３７は、電源装置１１から供給される電力によって駆動される。スラスタ１３は、モータ３３でプロペラ３５を駆動することによって推進力を発生する。このとき、スラスタ１３から発生する推進力の大きさおよび推進力の向きは、モータ３３の回転数およびプロペラ３５のピッチを変更することによって制御される。

飛行装置１０は、制御ユニット４０を備えている。制御ユニット４０は、図２に示すように制御演算部４１および記憶部４２を有している。制御演算部４１は、ＣＰＵ、ＲＯＭおよびＲＡＭを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御演算部４１は、ＣＰＵでＲＯＭに記憶されているコンピュータプログラムを実行することにより、基体１２の全体を制御する。制御演算部４１は、コンピュータプログラムを実行することにより、状態取得部１４および飛行制御部１６をソフトウェア的に実現している。なお、状態取得部１４および飛行制御部１６は、ソフトウェア的に限らず、ハードウェア的、あるいはソフトウェアとハードウェアとの協働によって実現してもよい。また、制御ユニット４０は、電源装置１１の電力制御部２７と共用してもよい。

記憶部４２は、例えば不揮発性メモリなどを有している。記憶部４２は、予め設定された飛行計画をデータとして記憶している。飛行計画は、基体１２が飛行する飛行ルートや飛行高度が含まれている。受信部１５は、図２および図４に示すように基体１２と別体に設けられている遠隔操作装置４３との間で無線または有線で通信する。受信部１５は、遠隔操作装置４３から送信された信号を受信する。

状態取得部１４は、基体１２の傾きや基体１２に加わる加速度などから基体１２の飛行状態を取得する。具体的には、状態取得部１４は、ＧＰＳセンサ５１、加速度センサ５２、角速度センサ５３、地磁気センサ５４および高度センサ５５などと接続している。ＧＰＳセンサ５１は、ＧＰＳ衛星から出力されるＧＰＳ信号を受信する。また、加速度センサ５２は、３次元の３つの軸方向において基体１２に加わる加速度を検出する。角速度センサ５３は、３次元の３つの軸方向において基体１２に加わる角速度を検出する。地磁気センサ５４は、３次元の３つの軸方向における地磁気を検出する。高度センサ５５は、天地方向における高度を検出する。

状態取得部１４は、これらＧＰＳセンサ５１で受信したＧＰＳ信号、加速度センサ５２で検出した加速度、角速度センサ５３で検出した角速度、地磁気センサ５４で検出した地磁気などから基体１２の飛行姿勢、飛行方向および飛行速度を検出する。また、状態取得部１４は、ＧＰＳセンサ５１で検出したＧＰＳ信号と各種のセンサによる検出値から基体１２の飛行位置を検出する。さらに、状態取得部１４は、高度センサ５５で検出した高度から基体１２の飛行高度を検出する。このように、状態取得部１４は、基体１２の飛行姿勢、飛行速度、飛行位置および飛行高度など、基体１２の飛行に必要な情報を飛行状態として検出する。状態取得部１４は、これらに加え、可視的な画像を取得する図示しないカメラ、あるいは周囲の物体までの距離を測定する図示しないＬＩＤＡＲ（Light Detection And Ranging）などに接続してもよい。

飛行制御部１６は、基体１２の飛行を、自動制御モードまたは手動制御モードによって制御する。自動制御モードは、操作者の操作によらずに、基体１２を自立的に飛行させる飛行モードである。自動制御モードのとき、飛行制御部１６は、記憶部４２に記憶されている飛行計画に沿って、基体１２の飛行を自動的に制御する。すなわち、飛行制御部１６は、この自動制御モードのとき、状態取得部１４で検出した基体１２の飛行状態などに基づいて、スラスタ１３の推進力を制御する。これにより、飛行制御部１６は、操作者の操作によらず、基体１２を飛行計画に沿って自動的に飛行させる。一方、手動制御モードは、操作者の操作にしたがって基体１２を飛行させる飛行モードである。手動制御モードのとき、操作者は、基体１２と遠隔に設けられた遠隔操作装置４３を用いて基体１２の飛行状態を制御する。飛行制御部１６は、遠隔操作装置４３から入力された操作、および状態取得部１４で取得した飛行状態に基づいてスラスタ１３の推進力を制御する。これにより、飛行制御部１６は、操作者の意思に沿って基体１２の飛行を制御する。

電源装置１１を飛行装置１０に適用する場合、電源装置１１は、基体１２の飛行状態に応じて、第一電源部２１または第二電源部２２のいずれか一方から電力を供給する。例えば、ホバリングや一定速度の飛行などのように基体１２が安定的に飛行しているとき、電源装置１１は第二電源部２２から基体１２へ電力を供給する。このように基体１２における電力の消費が小さいとき、第二電源部２２の電圧は第一電源部２１の電圧よりも高くなる。そのため、基体１２のスラスタ１３は、電圧の高い第二電源部２２から電力の供給を受ける。一方、例えば風などの外乱、高速での移動時、あるいは不具合などの緊急時のように基体１２の飛行姿勢の迅速な変化や移動が求められるとき、電源装置１１は、第一電源部２１から基体１２へ電力を供給する。このように基体１２における電力の消費が大きいとき、第二電源部２２の電圧は第一電源部２１の電圧よりも低くなる。そのため、スラスタ１３は、電圧の高い第一電源部２１から電力の供給を受ける。また、電源装置１１の電力制御部２７は、基体１２における電力の消費が小さい、つまり第一電源部２１の電圧が低く、かつ第一電源部２１が基体１２へ電力を供給していないとき、変換器２９をオンにする。変換器２９がオンになると、電圧の高い第二電源部２２から電圧の低い第一電源部２１へ電力が供給される。その結果、第一電源部２１は充電される。

ところで、第１実施形態の電源装置１１の場合、第二電源部２２は、例えばホバリングなどのように基体１２で消費される電力が小さいとき、第一電源部２１を充電するための電力を供給する。そのため、第二電源部２２は、例えば基礎供給電力の１．１倍程度の発電能力を有していることが好ましい。基礎供給電力とは、例えばホバリング時などのように基体１２が安定した定常的な飛行を維持するために基体１２で必要となる電力である。第二電源部２２の発電能力を基礎供給電力の１．１倍程度とすることにより、第二電源部２２は大型化および重量の増加を招くことがない。また、第二電源部２２が第一電源部２１を充電するとき、これに必要な電力は基礎供給電力の０．１倍程度である。そのため、電源装置１１の変換器２９は、大きな変換容量が要求されず、小型化および軽量化が図られ、基体１２の性能に与える影響が小さい。

以下、上記の構成による電源装置１１を備える飛行装置１０における制御の流れを図５に基づいて説明する。
飛行装置１０の電源がオン、つまり電源装置１１から基体１２へ電力の供給が開始されると、制御部２８は、第一電源部２１および第二電源部２２の検出値を取得する（Ｓ１０１）。具体的には、検出部２５は第一電源部２１から供給される電力の電圧または電流のうち少なくともいずれか一方を検出し、検出部２６は第二電源部２２から供給される電力の電圧または電流のうち少なくとも一方を検出する。第１実施形態では、検出部２５は、第一電源部２１の電圧を検出値Ｖ１として検出し、第一電源部２１から供給される電流を検出値Ｉ１として検出する。同様に、検出部２６は、第二電源部２２の電圧を検出値Ｖ２として検出し、第二電源部２２から供給される電流を検出値Ｉ２として検出する。

制御部２８は、検出値Ｖ１および検出値Ｖ２がいずれも「０」より高いか否かを判断する（Ｓ１０２）。すなわち、制御部２８は、第一電源部２１および第二電源部２２がスラスタ１３へ電力を供給できる状態であるか否かを判断する。制御部２８は、検出値Ｖ１または検出値Ｖ２のいずれか一方が「０」であるとき（Ｓ１０２：Ｎｏ）、処理を終了する。すなわち、検出値Ｖ１または検出値Ｖ２のいずれか一方が「０」であるとき、第一電源部２１または第二電源部２２のいずれか一方は基体１２へ電力を供給できない状態である。そのため、制御部２８は処理を終了し、基体１２は飛行しない。

制御部２８は、検出値Ｖ１および検出値Ｖ２がいずれも「０」より高いとき（Ｓ１０２：Ｙｅｓ）、充電条件を満たすか否かを判断する（Ｓ１０３）。すなわち、制御部２８は、充電条件としてＳ１０１で検出した検出値Ｖ１よりも検出値Ｖ２が高く、検出値Ｖ１が予め設定された設定電圧Ｖｒよりも低く、かつ検出値Ｉ１が「０」であるか否かを判断する。つまり、制御部２８は、充電条件として、Ｖ１＜Ｖ２、Ｖ１＜Ｖｒ、Ｉ１＝０のすべてを満たすか否かを判断する。第二電源部２２から供給される電力で第一電源部２１を充電する場合、第二電源部２２の電圧は第一電源部２１の電圧よりも高くなければならない。そのため、制御部２８は、検出値Ｖ１よりも検出値Ｖ２が高いことを充電の条件とする。また、第一電源部２１の電圧が高すぎると、第二電源部２２の電力で第一電源部２１を充電することはできない。そのため、制御部２８は、設定電圧Ｖｒよりも検出値Ｖ１が低いことを充電の条件とする。設定電圧Ｖｒは、第一電源部２１および第二電源部２２の性能に応じて任意に設定することができる。さらに、第一電源部２１が基体１２へ電力を供給しているとき、第一電源部２１を充電することはできない。そのため、制御部２８は、検出値Ｉ１が「０」であることを充電の条件とする。

制御部２８は、これらの充電条件をすべて満たすとき（Ｓ１０３：Ｙｅｓ）、変換器２９をオンにする（Ｓ１０４）。これにより、第一電源部２１は、第二電源部２２で発電された電力によって充電される。そして、制御部２８は、Ｓ１０３へリターンし、Ｓ１０３以降の処理を繰り返す。一方、制御部２８は、Ｓ１０３における充電条件をいずれか一つでも満たさないとき（Ｓ１０３：Ｎｏ）、変換器２９をオフにする（Ｓ１０５）。すなわち、充電条件を満たさないとき、第一電源部２１は充電できない。そのため、制御部２８は、変換器２９をオフにし、第二電源部２２から第一電源部２１への電力の供給を遮断する。そして、制御部２８は、Ｓ１０１へリターンし、Ｓ１０１以降の処理を繰り返す。制御部２８は、飛行装置１０の電源がオフされるまで上記の処理を繰り返す。

以上説明したように第１実施形態では、電力制御部２７は、検出部２５および検出部２６で検出した検出値Ｖ１、検出値Ｖ２および検出値Ｉ１に基づいて、第一電源部２１と第二電源部２２との相互間における電力の伝送を制御する。電力制御部２７は、複数の電源のうち第一電源部２１の電圧が低下したとき、変換器２９をオンにし、第二電源部２２から第一電源部２１へ電力を供給する。その結果、供給余力が低下した第一電源部２１は、第二電源部２２から供給される電力によって充電される。これにより、第一電源部２１の電力容量が小さい場合でも、第一電源部２１は供給余力が大きな第二電源部２２によって充電される。したがって、長期間の安定した電力の供給を達成することができる。

また、第１実施形態では、飛行装置１０は電源装置１１を備える。そのため、電源装置１１から長期間の安定した電力が供給される基体１２は、飛行時間の延長を図ることができる。基体１２において瞬間的に大きな電力が必要となるのは、高速での飛行時や風などの外乱に対して高い応答性で制御が求められる場面である。このような高速での飛行時や外乱に対する制御を除くと、基体１２は燃料電池を有する第二電源部２２のように基礎的な電源からの電力の供給で飛行を維持可能である。また、基体１２の飛行を維持するための第二電源部２２は、十分な供給余力を有している。そのため、例えばホバリング時のように飛行装置１０が基礎供給電力だけで飛行しているとき、第二電源部２２は瞬間的な電力の供給に対応する第一電源部２１に電力を供給可能である。電力制御部２７は、このように第二電源部２２からの電力の基礎供給電力だけで基体１２が飛行しているとき、第二電源部２２の電力で第一電源部２１を充電する。その結果、瞬間的な電力の供給に対応する第一電源部２１は、電力容量が小さい場合であっても、第二電源部２２が電力を供給可能な間、その充電によって電力の供給能力が維持される。したがって、長期間の安定した飛行の継続を達成することができる。

第１実施形態では、第二電源部２２は、例えばホバリングなどのように基体１２で消費される電力が小さいとき、第一電源部２１を充電するための電力を供給する。そのため、第二電源部２２は、例えば基礎供給電力の１．１倍程度の発電能力を有していればよい。第二電源部２２の発電能力を基礎供給電力の１．１倍程度とすることにより、第二電源部２２は大型化および重量の増加を招くことがない。また、第二電源部２２が第一電源部２１を充電するとき、これに必要な電力は基礎供給電力の０．１倍程度である。そのため、電源装置１１の変換器２９は、大きな変換容量が要求されず、小型化および軽量化が図られる。したがって、基体１２の性能に与える影響を低減しつつ、長期間の安定した飛行の継続を達成することができる。

（第２実施形態）
第２実施形態による電源装置を備える飛行装置について説明する。
図６に示すように第２実施形態による飛行装置１０は、第二電源部２２が地上に設けられている。すなわち、第二電源部２２は、基体１２に搭載されることなく、地上の設備に設けられている。この第二電源部２２と基体１２との間は、有線によって電気的に接続されている。この場合、第二電源部２２は、燃料電池などの搭載型の電源に限らず、商用電源などを用いることができる。一方、瞬間的な電力を供給する第一電源部２１は、第１実施形態と同様に基体１２に搭載されている。

第２実施形態の場合、地上の電源を用いることにより、基体１２は実質的に飛行時間に制限が加えられることなく長期間の飛行が可能となる。また、第２実施形態の場合、基体１２は、比較的重量の大きな第二電源部２２を基体１２に搭載する必要がない。そのため、軽量化による基体１２の運動性の向上、ペイロードの増加あるいは小型化など、多くの利点を得ることができる。

以上説明した本発明は、上記実施形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々の実施形態に適用可能である。例えば図７に示すように、検出部２５、２６は、ダイオード２３、２４よりも負荷である基体１２のスラスタ１３に近い側に接続してもよい。また、複数の実施形態では、第一電源部２１および第二電源部２２の２つの電源を備える電源装置１１について説明した。しかし、電源装置１１は、３つ以上の電源を有していてもよい。さらに、複数の実施形態では、電力制御部２７は、制御部２８によってソフトウェア的に変換器２９を制御する構成について説明した。しかし、電力制御部２７は、ハードウェア的、またはソフトウェアとハードウェアとの協働によって、第一電源部２１と第二電源部２２との間の電力のやりとりを制御する構成としてもよい。

本開示は、実施例に準拠して記述されたが、本開示は当該実施例や構造に限定されるものではないと理解される。本開示は、様々な変形例や均等範囲内の変形をも包含する。加えて、様々な組み合わせや形態、さらには、それらに一要素のみ、それ以上、あるいはそれ以下、を含む他の組み合わせや形態をも、本開示の範疇や思想範囲に入るものである。

図面中、１０は飛行装置、１１は電源装置、１２は基体、１３はスラスタ（負荷）、１４は状態取得部、１５は受信部、１６は飛行制御部、２１は第一電源部、２２は第二電源部、２３、２４はダイオード、２５、２６は検出部、２７は電力制御部を示す。

Claims (6)

1. 電力を消費する負荷（１３）に電力を供給する複数の電源（２１、２２）と、
   複数の前記電源（２１、２２）にそれぞれ設けられ、複数の前記電源（２１、２２）への電力の逆流を制限するダイオード（２３、２４）と、
   複数の前記電源（２１、２２）と前記負荷（１３）との間にそれぞれ設けられ、電圧または電流の少なくともいずれか一方を検出する検出部（２５、２６）と、
   前記検出部（２５、２６）で検出した検出値に基づいて、複数の前記電源（２１、２２）の相互間における電力の伝送を制御する電力制御部（２７）と、
   を備える電源装置。
2. 複数の前記電源（２１、２２）は、少なくとも１つ以上の発電装置と、少なくとも１つ以上の二次電池を有する請求項１記載の電源装置。
3. 前記発電装置は、燃料電池である請求項２記載の電源装置。
4. 前記発電装置は、エンジン発電機である請求項２記載の電源装置。
5. 請求項１から４のいずれか一項記載の電源装置（１１）と、
   前記電源装置（１１）の少なくとも一部が搭載されている基体（１２）と、
   前記基体（１２）に設けられ、前記電源装置（１１）から供給される電力で推進力を発生する複数のスラスタ（１３）と、
   前記基体（１２）の飛行状態を取得する状態取得部（１４）と、
   外部から前記基体（１２）へ送信される信号を受信する受信部（１５）と、
   前記状態取得部（１４）で取得した前記基体（１２）の飛行状態または前記受信部（１５）で受信した信号のうち少なくともいずれか一方を用いて前記スラスタ（１３）の推進力を制御して、前記基体（１２）の飛行を制御する飛行制御部（１６）と、
   を備える飛行装置。
6. 前記電源装置（１１）の複数の前記電源（２１、２２）のうち少なくとも一つは、前記基体（１２）の外部に設けられ、前記基体（１２）と有線で電気的に接続されている請求項５記載の飛行装置。

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