JP2022099063A - 航空機用推進システム - Google Patents
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Abstract
Description
(1):航空機用推進システムは、航空機の機体に取り付けられる複数のエンジンと、
前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、前記発電機により発電された電力を蓄電する蓄電池と、前記発電機または前記蓄電池により供給される電力により駆動される複数の電動機と、前記航空機の機体に取り付けられ、且つ前記電動機により出力される駆動力により駆動される複数のロータと、前記複数のエンジンの稼働状態を制御する制御部と、を備える航空機用推進システムであって、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記複数のエンジンが稼働して前記航空機が離陸した後の第1状態である場合、前記複数のエンジンのうち少なくとも1つのエンジンを停止させ、停止させていない他のエンジンを前記他のエンジンが効率的に稼働することができる稼働範囲で稼働させて前記他のエンジンに対応する前記発電機に電力を出力させる。
[全体構成]
図1は、航空機用推進システムが搭載された飛行体1を概略的に示す図である。飛行体1は、例えば、機体10と、複数のロータ12A~12Dと、複数の電動機14A~14Dと、アーム16A~16Dとを備える。以下、複数のロータ12A~12Dを互いに区別しない場合は、ロータ12と称し、複数の電動機14A~14Dを互いに区別しない場合は、電動機14と称する。飛行体1は、有人飛行体であってもよいし、無人飛行体であってもよい。飛行体1は、図示するマルチコプターに限らず、ヘリコプターや、回転翼と固定翼の両方を備えたコンパウンド型飛行体であってもよい。
図3は、GT60の効率稼働範囲について説明するための図である。図3は、第1推移線と第2推移線とを示している。図3の横軸はGT60の出力(運転パワー)[%]を示している。第1推移線は出力ごとの燃料消費量を示している。第1推移線について、縦軸(図中の左側の第1縦軸)は1時間連続運転した時に消費される燃料消費[kg/h]である。第1推移線は、燃料消費の点(例えば、図中の任意の△印の点)と原点を結ぶ直線の傾きが大きいほど効率が低いことを示し、燃料消費の点(例えば、図中の任意の△印の点)と原点を結ぶ直線の傾きが小さいほど効率が高いことを示している。なお、図示は省略するが、第1推移線の出力がゼロのとき、効率はオフセットされゼロ以上の値となる。
図5は、制御装置100により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。図4は、離陸時に実行される処理の流れの一例である。まず、制御装置100が、GT60-1およびGT60-2を稼働させる(ステップS100)。次に、制御装置100は、飛行体1が離陸したか否か(離陸した状態であるか否か)を判定する(ステップS102)。飛行体1が離陸していない場合、ステップS100に戻り、GT60-1およびGT60-2を稼働させた状態を維持する。
図6は、制御装置100により実行される処理の流れの他の一例を示すフローチャートである。図6は、着陸時に実行される処理の流れの一例である。まず、制御装置100は、飛行体1が第1状態であるか否かを判定する(ステップS200)。飛行体1が第1状態である場合、制御装置100が、飛行体1が着陸する予定であるか否かを判定する(ステップS202)。例えば、制御装置100は、着陸予定であることを示す制御信号を取得した場合、飛行体1が着陸する予定であると判定する。
図7は、飛行体1が離陸後かつ着陸前に実行される処理の流れの一例を示すフローチャート(その1)である。まず、制御装置100が、第1状態であるか否を判定する(ステップS300)。第1状態では、GT60-2は稼働していないものとする。
図8は、飛行体1が離陸後かつ着陸前に実行される処理の流れの一例を示すフローチャート(その2)である。
図9は、飛行体1が離陸してから着陸するまでのGT60の稼働状態と要求される出力(例えば要求電力)の変化との一例を示す図である。図9の縦軸は出力(電力)を示し、図9の横軸は時間を示している。図9の蓄電池32のハッチングは、蓄電池32に蓄電された電力を示している。離陸時、制御装置100は、GT60-1およびGT60-2を稼働させる。離陸時に要求される出力P1は、GT60-1およびGT60-2の出力(GT60-1およびGT60-2の電力)と、蓄電池32に供給される出力(電力)とを合わせた出力(電力)によって賄われる。離陸後、制御装置100は、GT60-1の稼働を維持し、GT60-2の稼働を停止させる。離陸後に要求される出力P2は、GT60-1の稼働による出力(不足する場合は蓄電池32の出力)により賄われる。
図10は、固定翼を有する飛行体の飛行状態で必要なパワーと、回転翼を有する飛行体の飛行状態のパワーとを比較するための図である。図10の縦軸は飛行に必要なパワーの指標を示し、図10の横軸は時間を示している。図10の例では、離陸時に飛行に必要な力を100としている。例えば、飛行体1が2つのGT60を有する場合、2つのGT60が100%近くで出力するパワーを100とする。
以下、第2実施形態について説明する。第2実施形態の制御装置100は、飛行体1の飛行状態が複数のGT60が稼働して飛行体1が離陸した後の第1状態である場合、予め設定されたGT60が効率的に稼働することができる稼働範囲でGT60を稼働させてGT60の稼働によって生成される電力で電動機14を稼働させ、上記の電力のうち電動機14の稼働に用いられない余剰電力を蓄電池32に蓄電させ、その後、蓄電池32に蓄電された電力が予め決められた上限に到達した場合、稼働しているGT60を停止させる。第2実施形態の処理は、第1実施形態の処理または処理の一部と組み合わされて実施されてもよい。
図11は、第2実施形態の制御装置100により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。まず、制御装置100が、第1状態であるか否を判定する(ステップS500)。第1状態である場合、制御装置100は、GT60-1およびGT60-2が効率稼働範囲内で稼働しているか否かを判定する(ステップS502)。GT60-1およびGT60-2が効率稼働範囲内で稼働していない場合、制御装置100は、効率稼働範囲内でGT60-1およびGT60-2を稼働させる(ステップS504)。
図12は、第2実施形態の制御装置100により実行される処理の流れの他の一例を示すフローチャートである。本フローチャートは、前述した図11のステップS506の充放電制御の処理を示している。まず。制御装置100は、充電を行う状態、または行っている状態であるか否を判定する(ステップS600)。充電を行う状態とは、GT60-1およびGT60-2により生成される電力が要求電力よりも大きく、余剰電力が蓄電池32に蓄電される状態である。
図13は、飛行体1が離陸してから着陸するまでのGT60の稼働状態と要求される出力(例えば要求電力)の変化との一例を示す図である。図13の縦軸は出力(電力)を示し、図13の横軸は時間を示している。離陸時、制御装置100は、効率稼働範囲内においてGT60-1およびGT60-2を稼働させる。離陸時に要求される出力P1は、GT60-1およびGT60-2の出力と、蓄電池32の出力とを合わせた出力によって賄われる。離陸後、GT60-1およびGT60-2の出力に応じた電力のうち、余剰電力は蓄電池に充電される。余剰電力とは、GT60-1またはGT60-2が生成した電力のうち、要求電力を超える電力である。
Claims (9)
- 航空機の機体に取り付けられる複数のエンジンと、
前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、
前記発電機により発電された電力を蓄電する蓄電池と、
前記発電機または前記蓄電池により供給される電力により駆動される複数の電動機と、
前記航空機の機体に取り付けられ、且つ前記電動機により出力される駆動力により駆動される複数のロータと、
前記複数のエンジンの稼働状態を制御する制御部と、を備える航空機用推進システムであって、
前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記複数のエンジンが稼働して前記航空機が離陸した後の第1状態である場合、前記複数のエンジンのうち少なくとも1つのエンジンを停止させ、停止させていない他のエンジンを前記他のエンジンが効率的に稼働することができる稼働範囲で稼働させて前記他のエンジンに対応する前記発電機に電力を出力させる、
航空機用推進システム。 - 前記第1状態とは、前記航空機が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に移動している状態である、
請求項1に記載の航空機用推進システム。 - 前記制御部は、前記航空機の飛行状態が第1状態とは異なる第2状態である場合、前記複数のエンジンを稼働させて、前記航空機を制御する、
請求項1または2に記載の航空機用推進システム。 - 前記第1状態で要求される要求電力は、前記他のエンジンが前記稼働範囲で稼働して前記他のエンジンに対応する前記発電機が出力可能な電力以下の電力である、
請求項1から3のうちいずれか1項に記載の航空機用推進システム。 - 前記他のエンジンに対応する前記発電機が出力する電力が前記第1状態で要求される要求電力を超える場合、前記要求電力を超えた電力は前記蓄電池が蓄電することで、前記蓄電池の電力量は上昇し、
前記他のエンジンに対応する前記発電機が出力する電力が前記要求電力未満である場合、前記蓄電池が前記要求電力と前記発電機が出力する電力との差分の電力を、予め蓄電していた電力で補って、前記電動機に前記要求電力を供給することで、前記蓄電池の電力量が下降する、
請求項1から3のうちいずれか1項に記載の航空機用推進システム。 - 前記蓄電池に蓄電された電力量を検出する検出部を更に備え、
前記制御部は、
前記他のエンジンに対応する前記発電機が出力する電力が前記要求電力未満である場合に、前記発電機が発電した電力と前記蓄電池に蓄電された電力とに基づいて前記電動機を稼働させ、
その後、前記検出部の結果に基づいて、前記蓄電池に蓄電された電力量が第1閾値以下であると判定した場合、停止させた前記エンジンを再始動させて、予め設定された前記エンジンが効率的に稼働することができる稼働範囲で、前記エンジンを稼働させて、前記エンジンに対応する前記発電機により生成された電力を前記蓄電池に供給する、
請求項5に記載の航空機用推進システム。 - 前記蓄電池に蓄電された電力量を検出する検出部を更に備え、
前記制御部は、
前記他のエンジンに対応する前記発電機が出力する電力が前記要求電力を超える場合、前記要求電力を超える電力を前記蓄電池に蓄電させ、
その後、前記検出部の結果に基づいて、前記蓄電池に蓄電された電力量が第2閾値を超えると判定した場合、前記他のエンジンの稼働を停止させる、
請求項5に記載の航空機用推進システム。 - 航空機の機体に取り付けられるエンジンと、
前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、
前記発電機により発電された電力を蓄電する蓄電池と、
前記発電機または前記蓄電池により供給される電力により駆動される複数の電動機と、
前記航空機の機体に取り付けられ、且つ前記電動機により出力される駆動力により駆動される複数のロータと、
前記エンジンの稼働状態を制御する制御部と、を備える航空機用推進システムであって、
前記制御部は、前記航空機の飛行状態が、前記エンジンが稼働して前記航空機が離陸した後の第1状態である場合、予め設定された前記エンジンが効率的に稼働することができる稼働範囲で前記エンジンを稼働させて前記エンジンの稼働によって生成される電力で前記電動機を稼働させ、前記電力のうち前記電動機の稼働に用いられない余剰電力を前記蓄電池に蓄電させ、その後、前記蓄電池に蓄電された電力が第3閾値に到達した場合、稼働している前記エンジンを停止させる、
航空機用推進システム。 - 前記制御部は、
前記蓄電池に蓄電された電力が第3閾値に到達した場合、稼働している前記エンジンを停止させた後、前記蓄電池に蓄電された電力が第4閾値以下に到達した場合、前記エンジンを再始動させ、前記蓄電池の電力が第5閾値に到達するまで前記稼働範囲で前記エンジンを稼働させる、
請求項8に記載の航空機用推進システム。
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