JP2022137452A - 航空機用推進システム - Google Patents

Abstract

【課題】エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、ガスタービンエンジンを保護する。【解決手段】航空機用推進システムは、航空機に搭載されるガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンのエンジン軸に結合され、エンジン軸の回転を利用して発電する発電機と、発電機によって発電された電力を蓄電する蓄電池と、発電機から出力された電力と蓄電池から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用してロータを駆動する電動機と、エンジン軸の回転数を検出する検出部と、ガスタービンエンジンの少なくとも燃料流量を制御するエンジン制御部と、発電機の動作を制御する発電機制御部とを備え、回転数が所定条件を満たす場合、少なくとも発電機制御部が、回転数の急変を低減するための制御を実行する。【選択図】図２

Description

本発明は、航空機用推進システムに関する。

ガスタービンエンジンと発電機と蓄電池とを備えるハイブリッド推進システムが知られている。このようなハイブリッド推進システムは、航空機用推進システムの一つである（特許文献１）。また、ガスタービンエンジンの制御では、エンジン軸の回転数及びトルクに応じて定まる動作点の範囲（以下「動作範囲」という。）が、予め定められている。動作範囲の内側に動作点が在る場合、ガスタービンエンジンは正常動作する。これに対して、動作範囲の外側に動作点が出た場合には、サージング、エンジンストール、異常高温又は失火等がガスタービンエンジンに生じる場合がある。そこで、航空機用推進システムは、予め定められた動作範囲内に動作点が常に在るように、エンジン軸の回転数及びトルクを制御する。

しかしながら、気流の急変又はロータの故障によって、エンジン軸に対して負荷抜け又は過負荷が急に生じる場合がある。エンジン軸に対して負荷抜けが急に生じた場合、エンジン軸の回転数が急に上昇し、ガスタービンエンジンの破損及び失火が生じる場合がある。ガスタービンエンジンの破損及び失火が生じないように、航空機用推進システムは、ガスタービンエンジンの燃料流量を減少させて、エンジン軸の回転数及びトルクを減少させる。また、エンジン軸に対して過負荷が急に生じた場合、エンジン軸の回転数が急に下降し、サージング及びエンジンストールが生じる場合がある。サージング及びエンジンストールが生じないように、航空機用推進システムは、ガスタービンエンジンの燃料流量を増加させて、エンジン軸の回転数及びトルクを増加させる。

米国特許第８７２７２７１号明細書

しかしながら、ガスタービンエンジンの燃料流量の制御に対して、エンジン軸の回転数及びトルクの応答は遅い。このため、航空機用推進システムが燃料流量を早めに制御しなければ、ガスタービンエンジンを保護することができない場合がある。このように、エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、ガスタービンエンジンを保護することができない場合がある。

本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、ガスタービンエンジンを保護することを目的の一つとする。

この発明に係る航空機用推進システムは、以下の構成を採用した。
（１）：この発明の一態様に係る航空機用推進システムは、航空機に搭載されるガスタービンエンジンと、前記ガスタービンエンジンのエンジン軸に結合され、前記エンジン軸の回転を利用して発電する発電機と、前記発電機によって発電された電力を蓄電する蓄電池と、前記発電機から出力された電力と前記蓄電池から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用してロータを駆動する電動機と、前記エンジン軸の回転数を検出する検出部と、前記ガスタービンエンジンの少なくとも燃料流量を制御するエンジン制御部と、前記発電機の動作を制御する発電機制御部とを備え、前記回転数が所定条件を満たす場合、少なくとも前記発電機制御部が、前記回転数の急変を低減するための制御を実行する。

（２）：上記（１）の態様において、前記所定条件は、前記回転数と前記エンジン軸のトルクとに基づいて決定される動作点に応じて定まる第１閾値及び第２閾値について、前記第１閾値を前記回転数が上回る第１条件と前記第１閾値よりも小さい前記第２閾値を前記回転数が下回る第２条件とのうちいずれか一方が満たされることであり、前記第１条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記第１条件が満たされる以前における前記発電機の発電量に比して、前記発電機の発電量を増加させ、前記第２条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記第２条件が満たされる以前における前記発電機の発電量に比して、前記発電機の発電量を減少させる。

（３）：上記（２）の態様において、前記第１条件が満たされる場合、前記エンジン制御部は、前記回転数の変化率に応じて前記燃料流量を減少させる。

（４）：上記（３）の態様において、前記第１条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記発電機の発電量を発電量上限値まで増加させ、前記エンジン制御部は、前記燃料流量を流量下限値まで減少させる。

（５）：上記（２）の態様において、前記第２条件が満たされる場合、前記エンジン制御部は、前記回転数の変化率に応じて前記燃料流量を増加させる。

（６）：上記（５）の態様において、前記第２条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記発電機の力行量を増加させ、前記エンジン制御部は、前記燃料流量を流量上限値まで増加させる。

（７）：上記（２）の態様において、前記第２条件が満たされ、且つ、所定時間内に前記回転数が目標値に達しない場合、前記発電機制御部は、前記発電機の力行量を増加させる。

（８）：上記（２）から（７）のいずれかの態様において、前記動作点に応じて定まる第３閾値及び第４閾値について、前記第３閾値を前記エンジン軸のトルクが上回る第３条件と前記第３閾値よりも小さい前記第４閾値を前記トルクが下回る第４条件とのうちいずれか一方が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記エンジン軸のトルクの急変を低減するための制御を実行する。

（９）：この発明の一態様に係る航空機用推進システムは、航空機に搭載されるガスタービンエンジンと、前記ガスタービンエンジンのエンジン軸に結合され、前記エンジン軸の回転を利用して発電する発電機と、前記発電機によって発電された電力を蓄電する蓄電池と、前記発電機から出力された電力と前記蓄電池から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用してロータを駆動する電動機と、前記エンジン軸のトルクを検出する検出部と、前記ガスタービンエンジンの少なくとも燃料流量を制御するエンジン制御部と、前記発電機の動作を制御する発電機制御部とを備え、前記エンジン軸のトルクが所定条件を満たす場合、少なくとも前記発電機制御部が、前記エンジン軸のトルクの急変を低減するための制御を実行する。

（１）から（２）の態様によれば、回転数が所定条件を満たす場合、回転数の急変を低減するための制御を少なくとも発電機制御部が実行することにより、エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、航空機用推進システムはガスタービンエンジンを保護することができる。

（３）の態様によれば、負荷抜けによってエンジン軸の回転数が回転数上限値を上回る可能性を、航空機用推進システムは低減することができる。

（４）の態様によれば、負荷抜けによってエンジン軸の回転数が回転数上限値を上回る可能性を、航空機用推進システムは更に低減することができる。

（５）の態様によれば、過負荷によってエンジン軸の回転数が回転数下限値を下回る可能性を、航空機用推進システムは低減することができる。

（６）から（７）の態様によれば、過負荷によってエンジン軸の回転数が回転数下限値を下回る可能性を、航空機用推進システムは更に低減することができる。

（８）の態様によれば、トルクが所定条件を満たす場合、トルクの急変を低減するための制御を少なくとも発電機制御部が実行することにより、航空機用推進システムはガスタービンエンジンを保護することができる。

（９）の態様によれば、回転数が所定条件を満たす場合、回転数の急変を低減するための制御を少なくとも発電機制御部が実行することにより、航空機用推進システムはガスタービンエンジンを保護することができる。

航空機の構成例を概略的に示す図である。 航空機用推進システムの構成例を示す図である。 回転数に対する各閾値線の例を示す図である。 トルクが一定の場合における、回転数に対する各閾値の例を示す図である。 トルクに対する各閾値線の例を示す図である。 回転数が一定の場合における、トルクに対する各閾値の例を示す図である。 各回転数閾値に基づく動作例を示すフローチャートである。 回転数が第１上限閾値を上回る場合における処理例を示すフローチャートである。 回転数が第１下限閾値を下回る場合における処理例を示すフローチャートである。 各トルク閾値に基づく動作例を示すフローチャートである。 トルクが第２上限閾値を超えた場合における処理例を示すフローチャートである。 トルクが第３下限閾値を下回る場合における処理例を示すフローチャートである。

以下、図面を参照し、本発明の航空機用推進システムの実施形態について説明する。
＜概要＞
実施形態の航空機用推進システムは、ガスタービンエンジンと発電機と蓄電池とを備えるハイブリッド推進システムである。発電機は、ガスタービンエンジンのエンジン軸に結合されている。発電機は、エンジン軸の回転を利用して回生運転（regenerative running）を実行する。発電機は、蓄電池から出力された電力を利用して、力行運転（power running）を実行してもよい。実施形態の航空機用推進システムは、以下の（１）及び（２）に例示された動作を実行する。

（１）エンジン軸に対して負荷抜けが生じた場合
航空機用推進システムは、エンジン軸の回転数及びトルクのうちの少なくとも一方の時間変化率に比例するように、発電機の発電量（回生量）を増加させる。航空機用推進システムは、ガスタービンエンジンの燃料流量を減少させてもよい。これらによって、エンジン軸に対するトルク負荷が増加するので、エンジン軸の過回転が抑制され、エンジンの破損及び失火が生じることが抑制される。

（２）エンジン軸に対して過負荷が生じた場合
航空機用推進システムは、エンジン軸の回転数及びトルクのうちの少なくとも一方の時間変化率に比例するように、発電機の発電量（回生量）を減少させる。航空機用推進システムは、ガスタービンエンジンの燃料流量を増加させてもよい。これらによって、エンジン軸に対するトルク負荷が減少するので、エンジン軸の回転の急な減少が抑制され、サージング及びエンジンストールが生じることが抑制される。

また、発電量が減少してもエンジン軸の回転数の急な減少が所定時間において継続する場合には、航空機用推進システムは、蓄電池から出力された電力を利用して、発電機を電動機として動作（力行運転）させる。これによって、エンジン軸に対して逆トルクが積極的に生じるので、エンジン軸の回転の急な減少が更に抑制され、サージング及びエンジンストールが生じることが更に抑制される。

なお、上記（１）及び（２）において、負荷量と発電量とが一時的に不一致となった場合、航空機用推進システムは、負荷量と発電量との差分を、蓄電池における充電又は放電によって補償する。

＜実施形態＞
図１は、航空機１の構成例を概略的に示す図である。以下では、符号「Ｎ」は一例として４である。航空機１は、機体１０と、電動機２０－ｎ（ｎは、１からＮまでの整数。）と、アーム４０－ｎと、ロータ３０－ｎとを備える。航空機１は、特定の種類の航空機に限定されない。航空機１は、例えば、マルチコプタ、ヘリコプタ、又は、回転翼と固定翼との両方を有するコンパウンド型航空機である。航空機１は、有人航空機でもよいし、無人航空機でもよい。

ロータ３０－ｎは、アーム４０－ｎを介して機体１０に取り付けられている。ロータ３０－ｎの回転軸には、電動機２０－ｎが取り付けられている。電動機２０－ｎは、電流を利用して、ロータ３０－ｎを駆動させる。電動機２０は、例えば、ブラシレス直流モータである。ロータ３０－ｎは、ブレードを備える。ロータ３０－ｎは、航空機１の姿勢が水平である場合、鉛直方向の軸線周りに回転する。

以下では、電動機２０－ｎに共通する事項については、符号の一部が省略されて、「電動機２０－ｎ」は「電動機２０」と表記される。アーム４０－ｎに共通する事項については、符号の一部が省略されて、「アーム４０－ｎ」は「アーム４０」と表記される。ロータ３０－ｎに共通する事項については、符号の一部が省略されて、「ロータ３０－ｎ」は「ロータ３０」と表記される。

電動機２０－ｎの電流量が制御信号に応じて制御される。電動機２０－ｎが電流量に応じてロータ３０－ｎを駆動することによって、ロータ３０が回転する。これによって、航空機１は、揚力を得る。制御信号は、航空機１の操縦者による操作又は自動操縦による指示に基づいて生成される。例えば、ロータ３０－１とロータ３０－４とが第１方向（例えば、時計方向）に回転し、ロータ３０－２とロータ３０－３とが第２方向（例えば、反時計方向）に回転することによって、航空機１は飛行する。なお、機体１０は、ロータ３０の他に、姿勢保持用又は水平推進用の補助ロータ（不図示）を備えてもよい。

図２は、航空機用推進システム２の構成例を示す図である。航空機用推進システム２は、ガスタービンエンジン１１と、エンジン軸１２と、発電機１３と、コンバータ１４と、蓄電池１５と、インバータ１６と、蓄電池制御部１７と、検出部１８と、エンジン制御部１９と、電動機２０－ｎと、ハイブリッド制御部２１と、発電機制御部２２と、操作部２３と、飛行制御部２４と、電動機制御部２５と、ロータ３０－ｎとを備える。機体１０は、これらのうちの電動機２０－ｎとロータ３０－ｎとを、機体１０の外部に備える。発電機１３は、ガスタービンエンジン１１のエンジン軸１２に予め結合される。

蓄電池制御部１７とエンジン制御部１９とハイブリッド制御部２１と発電機制御部２２と飛行制御部２４と電動機制御部２５との構成要素は、例えば、ＣＰＵ（Central Processing Unit）などのハードウェアプロセッサがプログラム（ソフトウェア）を実行することにより実現される。これらの構成要素のうち一部または全部は、ＬＳＩ（Large Scale Integration）やＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）、ＧＰＵ（Graphics Processing Unit）などのハードウェア（回路部；circuitryを含む）によって実現されてもよいし、ソフトウェアとハードウェアの協働によって実現されてもよい。プログラムは、予めＨＤＤ（Hard Disk Drive）やフラッシュメモリなどの記憶装置（非一過性の記憶媒体を備える記憶装置）に格納されていてもよいし、ＤＶＤやＣＤ－ＲＯＭなどの着脱可能な記憶媒体（非一過性の記憶媒体）に格納されており、記憶媒体がドライブ装置に装着されることでインストールされてもよい。

ガスタービンエンジン１１は、エンジン制御部１９によって制御された燃料流量に応じて、エンジン軸１２を回転駆動する。発電機１３は、発電機制御部２２による制御に応じて、回生運転又は力行運転を実行する。発電機１３は、回生運転を実行する場合、エンジン軸１２の回転を利用して発電する。発電機１３は、発電機１３が電動機として用いられる場合、コンバータ１４を介して蓄電池１５から出力された電力を用いて力行運転する。

コンバータ１４は、発電機１３が回生運転を実行する場合、発電機１３から出力された三相の交流電流（電力）を直流電流に変換する。コンバータ１４は、変換された直流電流をインバータ１６に出力する。また、コンバータ１４は、変換された直流電流を蓄電池１５に出力してもよい。これによって、変換された直流電流は、蓄電池１５に蓄電される。

コンバータ１４は、発電機１３が力行運転を実行する場合、蓄電池１５から出力された直流電流を三相の交流電流（電力）に変換する。コンバータ１４は、変換された三相の交流電流を発電機１３に出力する。これによって、発電機１３は、変換された三相の交流電流を利用して、力行運転を実行する。

蓄電池１５は、蓄電池制御部１７による制御に応じて、発電機１３から出力された直流電流（電力）を蓄電する。蓄電池１５は、蓄電池制御部１７による制御に応じて、蓄電された電力をコンバータ１４又はインバータ１６に出力する。

インバータ１６は、コンバータ１４から出力された直流電流を、三相の交流電流に変換する。インバータ１６は、三相の交流電流を電動機２０に出力する。電動機２０－ｎは、インバータ１６から出力された三相の交流電流を利用して、ロータ３０－ｎを回転駆動する。

蓄電池制御部１７は、蓄電池１５の蓄電動作及び放電動作を制御する。蓄電池制御部１７は、蓄電池１５における蓄電量データを、ハイブリッド制御部２１に出力する。蓄電池制御部１７は、ハイブリッド制御部２１による制御に応じて、蓄電池１５の動作モードを蓄電モード又は放電モードに切り替える。

検出部１８は、エンジン軸１２の回転数を、例えばレゾルバを用いて検出する。検出部１８は、エンジン軸１２のトルクを、例えば歪ゲージを用いて検出する。検出部１８は、エンジン軸１２のトルクを、例えばエンジン軸１２の表面に貼られた光学素材の偏光を用いて検出してもよい。検出部１８は、エンジン軸１２の回転数データ及びトルクデータを、エンジン制御部１９に出力する。

エンジン制御部１９は、ハイブリッド制御部２１によって生成された制御指令に基づいて、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を制御する。制御指令は、例えば、エンジン軸１２の回転数の指令値とエンジン軸１２のトルクの指令値とを表す。

ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数データを、エンジン制御部１９を介して、検出部１８から取得する。ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクデータを、エンジン制御部１９を介して、検出部１８から取得する。ハイブリッド制御部２１は、ロータ３０の回転数の目標値を表す信号を、飛行制御部２４から取得する。ハイブリッド制御部２１は、蓄電池１５における蓄電量データを、蓄電池制御部１７から取得する。ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数データ及びトルクデータとロータ３０の回転数の目標値を表す信号とに基づいて、発電機制御部２２とエンジン制御部１９とのうちの少なくとも一方に対して制御指令を生成する。

発電機制御部２２は、ハイブリッド制御部２１によって生成された制御指令に基づいて、発電機１３の動作を制御する。発電機制御部２２は、制御指令に基づいて、発電機１３に回生運転を実行させる。発電機制御部２２は、制御指令に基づいて、発電機１３に力行運転を実行させてもよい。

エンジン軸１２の回転数が第１所定条件を満たす場合、発電機制御部２２は、エンジン軸１２の回転数の急変を低減するための制御を実行する。第１所定条件とは、予め定められた第１閾値と予め定められた第２閾値とについて、第１条件と第２条件とのうちいずれか一方が満たされるという条件である。

以下では、第１閾値は、第１上限閾値「Ａ１」と表記される。第２閾値は、第１下限閾値「Ｂ１」又は第２下限閾値「Ｂ２」と表記される。第１上限閾値「Ａ１」と第１下限閾値「Ｂ１」と第２下限閾値「Ｂ２」とは、エンジン軸１２の回転数とエンジン軸１２のトルクとに基づいて決定される動作点に応じて定まる。第１上限閾値「Ａ１」と第１下限閾値「Ｂ１」と第２下限閾値「Ｂ２」とのうち、第１上限閾値「Ａ１」が最も大きい値であり、第２下限閾値「Ｂ２」が最も小さい値である。第１上限閾値「Ａ１」と第１下限閾値「Ｂ１」と第２下限閾値「Ｂ２」との詳細は、図４を用いて後述される。

第１条件とは、第１上限閾値「Ａ１」をエンジン軸１２の回転数が上回るという条件である。第２条件とは、第１下限閾値「Ｂ１」をエンジン軸１２の回転数が下回るという条件である。第２条件とは、第２下限閾値「Ｂ２」をエンジン軸１２の回転数が下回るという条件でもよい。

第１条件が満たされる場合、発電機制御部２２は、第１条件が満たされる以前における発電機１３の発電量に比して、発電機１３の発電量を増加させる。第２条件が満たされる場合、発電機制御部２２は、第２条件が満たされる以前における発電機１３の発電量に比して、発電機１３の発電量を減少させる。第２条件が満たされ、且つ、所定時間内にトルクが目標値に達しない場合、発電機制御部２２は、発電機１３の力行量を増加させてもよい。

エンジン軸１２のトルクが第２所定条件を満たす場合、発電機制御部２２は、エンジン軸１２のトルクの急変を低減するための制御を実行する。第２所定条件とは、予め定められた第３閾値と予め定められた第４閾値とについて、第３条件と第４条件とのうちいずれか一方が満たされるという条件である。

以下では、第３閾値は、第２上限閾値「Ａ２」と表記される。第４閾値は、第３下限閾値「Ｂ３」又は第４下限閾値「Ｂ４」と表記される。第２上限閾値「Ａ２」と第３下限閾値「Ｂ３」と第４下限閾値「Ｂ４」とは、エンジン軸１２の回転数とエンジン軸１２のトルクとに基づいて決定される動作点に応じて定まる。第２上限閾値「Ａ２」と第３下限閾値「Ｂ３」と第４下限閾値「Ｂ４」とのうち、第２上限閾値「Ａ２」が最も大きい値であり、第４下限閾値「Ｂ４」が最も小さい値である。第２上限閾値「Ａ２」と第３下限閾値「Ｂ３」と第４下限閾値「Ｂ４」との詳細は、図５を用いて後述される。

第３条件とは、第２上限閾値「Ａ２」をエンジン軸１２のトルクが上回るという条件である。第４条件とは、第３下限閾値「Ｂ３」をエンジン軸１２のトルクが下回るという条件である。第４条件とは、第４下限閾値「Ｂ４」をエンジン軸１２の回転数が下回るという条件でもよい。

第３条件が満たされる場合、発電機制御部２２は、第３条件が満たされる以前における発電機１３の発電量に比して、発電機１３の発電量を増加させる。第４条件が満たされる場合、発電機制御部２２は、第４条件が満たされる以前における発電機１３の発電量に比して、発電機１３の発電量を減少させる。第４条件が満たされ、且つ、所定時間内にトルクが目標値に達しない場合、発電機制御部２２は、発電機１３の力行量（電動量）を増加させてもよい。

操作部２３は、例えば、操縦桿、操作ボタン及びタッチパネルを備える。操作部２３は、液晶ディスプレイ等の表示デバイスを備えてもよい。操作部２３は、操縦者による操作を受け付ける。操作部２３は、操縦者による操作に応じて、航空機１の航路データと、航空機１の速度データと、航空機１の高度データとを、飛行制御部２４に出力する。操作部２３は、センサ（不図示）による検出結果に応じて、航空機１の速度データと、航空機１の高度データとを、飛行制御部２４に出力してもよい。

飛行制御部２４は、航空機１の速度データに基づいて、ロータ３０の回転数（回転速度）の目標値を表す信号を生成する。飛行制御部２４は、ロータ３０の回転数の目標値を表す信号を、ハイブリッド制御部２１と電動機制御部２５とに出力する。電動機制御部２５は、ロータ３０の回転数の目標値を表す信号に基づいて、電動機２０における電流量を制御する。ロータ３０は、電動機２０における電流量に応じた回転数で回転する。これによって、航空機１の揚力が得られる。

次に、エンジン軸１２の回転数に基づく制御について説明する。
図３は、回転数に対する各閾値線の例を示す図である。横軸は、エンジン軸１２の回転数を示す。縦軸は、エンジン軸１２のトルクを示す。動作点３００の位置は、エンジン軸１２の回転数及びトルクに応じて定まる。ガスタービンエンジン１１の制御では、動作点３００の範囲（動作範囲）が予め定められている。動作範囲は、第１境界線１００と、第２境界線１０１と、第３境界線１０２と、第４境界線１０３と、第５境界線１０４と、第６境界線１０５と、第７境界線１０６とによって囲まれた一つの閉じられた領域（範囲）である。

第１境界線１００は、動作範囲の形状を定める境界線であって、タービン入口温度の境界を表す線である。動作点３００が第１境界線１００を通過して動作範囲外に出た場合、タービン入口温度が異常高温になる可能性がある。第２境界線１０１は、動作範囲の形状を定める境界線であって、エンジンストールの境界を表す線である。動作点３００が第２境界線１０１を通過して動作範囲外に出た場合、ガスタービンエンジン１１が停止する可能性がある。第３境界線１０２は、動作範囲の形状を定める境界線であって、エンジン軸の回転数の下限値（第１回転数下限値）を表す線である。第４境界線１０３は、動作範囲の形状を定める境界線であって、エンジン軸のトルクの下限値（第１トルク下限値）を表す線である。

第５境界線１０４は、動作範囲の形状を定める境界線であって、失火の境界を表す線である。動作点３００が第５境界線１０４を通過して動作範囲外に出た場合、ガスタービンエンジン１１の失火が生じる可能性がある。第６境界線１０５は、動作範囲の形状を定める境界線であって、回転数の上限値（第１回転数上限値）を表す線である。第７境界線１０６は、動作範囲の形状を定める境界線であって、ガスタービンエンジン１１の最大出力限界（例えば、４００ｋＷ）を表す線である。図３に示された「第１トルク上限値」は、第１境界線１００と第７境界線１０６とが交差する点におけるトルク値を表す。

動作範囲の内側には、エンジン軸１２の回転数に対する各閾値線が、例えば実験結果に基づいて予め定められる。第１上限閾値線２００と第１下限閾値線２０１と第２下限閾値線２０２とによって囲まれた一つの閉じられた領域（範囲）は、動作範囲の内側に、動作範囲よりもわずかに狭い領域（範囲）を形成する。

第１上限閾値線２００は、動作範囲において、第３境界線１０２、第４境界線１０３、第５境界線１０４、第６境界線１０５及び第７境界線１０６により定まる境界線よりも内側に定められた閾値を表す線である。第１下限閾値線２０１は、動作範囲において、第１境界線１００及び第２境界線１０１により定まる境界線よりも内側に定められた閾値を表す線である。第２下限閾値線２０２は、動作範囲において、第１境界線１００及び第２境界線１０１により定まる境界線と第１下限閾値線２０１との間に定められた閾値を表す線である。

以下では、説明を簡単にするため、トルクが一定で動作点３００が移動する場合と、回転数が一定で動作点３００が移動する場合とについて説明する。

図４は、トルクが一定の場合における、回転数に対する各閾値の例を示す図である。横軸は、エンジン軸１２の回転数を示す。縦軸は、エンジン軸１２のトルクを示す。動作範囲内で動作点３００が第１上限閾値線２００を通過したことによって、エンジン軸１２の回転数が第１上限閾値「Ａ１」を上回る場合がある。動作範囲内で動作点３００が第１下限閾値線２０１を通過したことによって、エンジン軸１２の回転数が第１下限閾値「Ｂ１」と第２下限閾値「Ｂ２」との間にある場合がある。また、動作範囲内で動作点３００が第２下限閾値線２０２を通過したことによって、エンジン軸１２の回転数が第２下限閾値「Ｂ２」を下回る場合がある。

（エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」が第１上限閾値「Ａ１」を上回る場合）
ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」の変化率「ΔＮＥ／Δｔ」を導出する。ここで、「Δｔ」は、所定の時間幅（例えば、１００ｍｓ）を表す。「ΔＮＥ」は、所定の時間幅「Δｔ」における、回転数「ＮＥ」の変化量を表す。

ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を減少させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数の時間変化率に比例するように、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を減少させる。

ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を下限流量まで減少させてもよい。例えば、ハイブリッド制御部２１は、燃料遮断弁を用いて、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を０まで減少させてもよい。また、ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数の時間変化率に比例するように、発電機１３の発電量（回生量）を増加させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、発電機１３の発電量を上限発電量まで増加させてもよい。

（エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」が第１下限閾値「Ｂ１」と第２下限閾値「Ｂ２」との間にある場合）
ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数の時間変化率に比例するように、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。

ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させてもよい。ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を下限発電量（例えば、０ｋＷ）まで減少させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数の時間変化率に比例するように、発電機１３の発電量を下限発電量まで減少させる。

（エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」が第２下限閾値「Ｂ２」を下回る場合）
ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数の時間変化率に比例するように、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。ハイブリッド制御部２１は、力行運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じて発電機１３の力行量（電動量）を上限力行量まで増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数の時間変化率に比例するように、発電機１３の力行量（電動量）を増加させる。

次に、エンジン軸１２のトルクに基づく制御について説明する。
図５は、トルクに対する各閾値線の例を示す図である。横軸は、エンジン軸１２の回転数を示す。縦軸は、エンジン軸１２のトルクを示す。動作範囲の内側には、エンジン軸１２のトルクに対する各閾値線が、例えば実験結果に基づいて予め定められる。第２上限閾値線２０３と第３下限閾値線２０４と第４下限閾値線２０５とによって囲まれた一つの閉じられた領域（範囲）は、動作範囲の内側に、動作範囲よりもわずかに狭い領域（範囲）を形成する。

第２上限閾値線２０３は、動作範囲において、第１境界線１００、第２境界線１０１、第３境界線１０２、第６境界線１０５及び第７境界線１０６により定まる境界線よりも内側に定められた閾値を表す線である。第３下限閾値線２０４は、動作範囲において、第４境界線１０３及び第５境界線１０４により定まる境界線よりも内側に定められた閾値を表す線である。第４下限閾値線２０５は、動作範囲において、第４境界線１０３及び第５境界線１０４により定まる境界線と第３下限閾値線２０４との間に定められた閾値を表す線である。

図６は、回転数が一定の場合における、トルクに対する各閾値の例を示す図である。横軸は、エンジン軸１２の回転数を示す。縦軸は、エンジン軸１２のトルクを示す。動作範囲内で動作点３００が第２上限閾値線２０３を通過したことによって、エンジン軸１２の回転数が第２上限閾値「Ａ２」を上回る場合がある。動作範囲内で動作点３００が第３下限閾値線２０４を通過したことによって、エンジン軸１２の回転数が第３下限閾値「Ｂ３」と第４下限閾値「Ｂ４」との間にある場合がある。また、動作範囲内で動作点３００が第４下限閾値線２０５を通過したことによって、エンジン軸１２の回転数が第４下限閾値「Ｂ４」を下回る場合がある。

（エンジン軸１２のトルク「Ｔ」が第２上限閾値「Ａ２」を上回る場合）
ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルク「Ｔ」の変化率「ΔＴ／Δｔ」を導出する。ここで、「Δｔ」は、所定の時間幅（例えば、１００ｍｓ）を表す。「ΔＴ」は、所定の時間幅「Δｔ」における、トルク「Ｔ」の変化量を表す。

ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を減少させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクの時間変化率に比例するように、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を減少させる。

ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を下限流量まで減少させてもよい。例えば、ハイブリッド制御部２１は、燃料遮断弁を用いて、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を０まで減少させてもよい。また、ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクの時間変化率に比例するように、発電機１３の発電量（回生量）を増加させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、発電機１３の発電量を上限発電量まで増加させてもよい。

（エンジン軸１２のトルク「Ｔ」が第３下限閾値「Ｂ３」と第４下限閾値「Ｂ４」との間にある場合）
ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクの時間変化率に比例するように、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。

ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させてもよい。ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を下限発電量（例えば、０ｋＷ）まで減少させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクの時間変化率に比例するように、発電機１３の発電量を下限発電量まで減少させる。

（エンジン軸１２のトルク「Ｔ」が第４下限閾値「Ｂ４」を下回る場合）
ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクの時間変化率に比例するように、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。ハイブリッド制御部２１は、力行運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じて発電機１３の力行量（電動量）を上限力行量まで増加させる。例えば、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクの時間変化率に比例するように、発電機１３の力行量（電動量）を増加させる。

次に、航空機用推進システム２の動作例を説明する。
［各回転数閾値に基づく動作例］
図７は、各回転数閾値に基づく動作例を示すフローチャートである。航空機用推進システム２は、図７に示された処理を、所定周期（例えば、１００ｍｓ周期）で実行する。検出部１８は、エンジン軸１２の回転数を検出する。検出部１８は、エンジン軸１２の回転数データを、エンジン制御部１９に送信する。エンジン制御部１９は、エンジン軸１２の回転数データを、ハイブリッド制御部２１に送信する（ステップＳ１０１）。

次に、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」が第１上限閾値「Ａ１」を上回るか否かを判定する（ステップＳ１０２）。エンジン軸１２の回転数が第１上限閾値を上回る場合、ハイブリッド制御部２１は、回転数が第１上限閾値「Ａ１」を上回る場合における処理を実行する（ステップＳ１０３）。

エンジン軸１２の回転数が第１上限閾値を超えない場合、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数が第１下限閾値「Ｂ１」を下回るか否かを判定する（ステップＳ１０４）。エンジン軸１２の回転数が第１下限閾値を下回る場合、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数が第１下限閾値「Ｂ１」を下回る場合における処理を実行する（ステップＳ１０５）。エンジン軸１２の回転数が第１下限閾値を下回らない場合、ハイブリッド制御部２１は、図７に示された処理を終了する。

図８は、回転数が第１上限閾値「Ａ１」を上回る場合における処理例を示すフローチャートである。ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」の変化率「ΔＮＥ／Δｔ」を導出する（ステップＳ２０１）。

次に、ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を減少させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を下限流量まで減少させてもよい（ステップＳ２０２）。

次に、ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を増加させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、発電機１３の発電量を上限発電量まで増加させてもよい（ステップＳ２０３）。

図９は、回転数が第１下限閾値「Ｂ１」を下回る場合における処理例を示すフローチャートである。ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数「ＮＥ」の変化率「ΔＮＥ／Δｔ」を導出する（ステップＳ３０１）。次に、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２の回転数が第２下限閾値「Ｂ２」を下回るか否かを判定する（ステップＳ３０２）。

エンジン軸１２の回転数が第２下限閾値を下回らない場合（エンジン軸１２の回転数が第１下限閾値「Ｂ１」と第２下限閾値「Ｂ２」との間にある場合）、ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させてもよい（ステップＳ３０３）。次に、ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を下限発電量（例えば、０ｋＷ）まで減少させる（ステップＳ３０４）。

エンジン軸１２の回転数が第２下限閾値「Ｂ２」を下回る場合、ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させる（ステップＳ３０５）。次に、ハイブリッド制御部２１は、力行運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２の回転数の変化率に応じて発電機１３の力行量（電動量）を上限力行量まで増加させる（ステップＳ３０６）。

［各トルク閾値に基づく動作例］
図１０は、各トルク閾値に基づく動作例を示すフローチャートである。航空機用推進システム２は、図１０に示された処理を、所定周期（例えば、１００ｍｓ周期）で実行する。検出部１８は、エンジン軸１２のトルクを検出する。検出部１８は、エンジン軸１２のトルクデータを、エンジン制御部１９に送信する。エンジン制御部１９は、エンジン軸１２のトルクデータを、ハイブリッド制御部２１に送信する（ステップＳ４０１）。

次に、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルク「Ｔ」が第２上限閾値「Ａ２」を上回るか否かを判定する（ステップＳ４０２）。次に、エンジン軸１２のトルクが第２上限閾値を上回る場合、ハイブリッド制御部２１は、トルクが第２上限閾値「Ａ２」を上回る場合における処理を実行する（ステップＳ４０３）。

エンジン軸１２のトルクが第２上限閾値を超えない場合、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクが第３下限閾値「Ｂ３」を下回るか否かを判定する（ステップＳ４０４）。エンジン軸１２のトルクが第３下限閾値を下回る場合、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクが第３下限閾値「Ｂ３」を下回る場合における処理を実行する（ステップＳ４０５）。エンジン軸１２のトルクが第３下限閾値を下回らない場合、ハイブリッド制御部２１は、図１０に示された処理を終了する。

図１１は、トルクが第２上限閾値「Ａ２」を上回る場合における処理例を示すフローチャートである。ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルク「Ｔ」の変化率「ΔＴ／Δｔ」を導出する（ステップＳ５０１）。

次に、ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を減少させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を下限流量まで減少させてもよい（ステップＳ５０２）。

次に、ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を増加させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、発電機１３の発電量を上限発電量まで増加させてもよい（ステップＳ５０３）。

図１２は、トルクが第３下限閾値「Ｂ３」を下回る場合における処理例を示すフローチャートである。ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルク「Ｔ」の変化率「ΔＴ／Δｔ」を導出する（ステップＳ６０１）。次に、ハイブリッド制御部２１は、エンジン軸１２のトルクが第４下限閾値「Ｂ４」を下回るか否かを判定する（ステップＳ６０２）。

エンジン軸１２のトルクが第４下限閾値を下回らない場合（エンジン軸１２のトルクが第３下限閾値「Ｂ３」と第４下限閾値「Ｂ４」との間にある場合）、ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を増加させる。ここで、ハイブリッド制御部２１は、ガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させてもよい（ステップＳ６０３）。次に、ハイブリッド制御部２１は、回生運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じて発電機１３の発電量（回生量）を下限発電量（例えば、０ｋＷ）まで減少させる（ステップＳ６０４）。

エンジン軸１２のトルクが第３下限閾値「Ｂ３」を下回る場合、ハイブリッド制御部２１は、制御指令をエンジン制御部１９に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じてガスタービンエンジン１１の燃料流量を上限流量まで増加させる（ステップＳ６０５）。次に、ハイブリッド制御部２１は、力行運転の制御指令を発電機制御部２２に対して生成することによって、エンジン軸１２のトルクの変化率に応じて発電機１３の力行量（電動量）を上限力行量まで増加させる（ステップＳ６０６）。

以上のように、発電機１３は、航空機１に搭載されたガスタービンエンジン１１のエンジン軸１２の回転を利用して発電する。発電機１３は、蓄電池１５から出力された電力を利用して、力行運転を実行してもよい。蓄電池１５は、発電機１３によって発電された電力を蓄電する。蓄電池１５は、蓄電された電力を放電してもよい。電動機２０は、発電機１３から出力された電力と蓄電池１５から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用して、ロータ３０－ｎを駆動する。検出部１８は、エンジン軸１２の回転数を検出する。エンジン制御部１９は、ガスタービンエンジン１１の少なくとも燃料流量を制御する。少なくとも発電機制御部２２は、エンジン軸１２の回転数が所定条件を満たす場合、回転数の急変を低減するための制御を実行する。これによって、エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、ガスタービンエンジンを保護することができる。

検出部１８は、エンジン軸１２のトルクを検出してもよい。少なくとも発電機制御部２２は、エンジン軸１２のトルクが所定条件を満たす場合、トルクの急変を低減するための制御を実行してもよい。発電機制御部２２は、エンジン軸１２のトルクが所定条件を満たす場合、トルクの急変を低減するための制御を実行してもよい。これによって、エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、ガスタービンエンジンを保護することができる。

上記説明した実施形態は、以下のように表現することができる。
プログラムを記憶した記憶装置と、
ハードウェアプロセッサと、を備え、
前記ハードウェアプロセッサが前記記憶装置に記憶されたプログラムを実行することにより、
エンジン軸の回転を利用して発電し、
前記発電機によって発電された電力を蓄電し、
前記発電機から出力された電力と前記蓄電池から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用してロータを駆動し、
前記エンジン軸の回転数を検出し、
前記ガスタービンエンジンの少なくとも燃料流量を制御し、
前記発電機の動作を制御し、
前記回転数が所定条件を満たす場合、少なくとも前記発電機制御部が、前記回転数の急変を低減するための制御を実行するように構成されている、航空機用推進システム。

以上、本発明を実施するための形態について実施形態を用いて説明したが、本発明はこうした実施形態に何等限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々の変形及び置換を加えることができる。

（付記１）
前記所定条件（第２所定条件）は、前記回転数と前記エンジン軸のトルクとに基づいて決定される動作点に応じて定まる第１閾値（第３閾値）及び第２閾値（第４閾値）について、前記第１閾値を前記トルクが上回る第１条件（第３条件）と前記第１閾値よりも小さい前記第２閾値を前記トルクが下回る第２条件（第４条件）とのうちいずれか一方が満たされることであり、
前記第１条件（第３条件）が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記第１条件（第３条件）が満たされる以前における前記発電機の発電量に比して、前記発電機の発電量を増加させ、
前記第２条件（第４条件）が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記第２条件（第４条件）が満たされる以前における前記発電機の発電量に比して、前記発電機の発電量を減少させる、
航空機用推進システム。
付記１の態様によれば、トルクが所定条件を満たす場合、トルクの急変を低減するための制御を少なくとも発電機制御部が実行することにより、エンジン軸に対する急な負荷抜け又は過負荷に対して、航空機用推進システムはガスタービンエンジンを保護することができる。

（付記２）
前記第１条件（第３条件）が満たされる場合、前記エンジン制御部は、前記トルクの変化率に応じて前記燃料流量を減少させる、
付記１に記載の航空機用推進システム。
付記２の態様によれば、負荷抜けによってエンジン軸のトルクがトルク上限値を上回る可能性を、航空機用推進システムは低減することができる。

（付記３）
前記第１条件（第３条件）が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記発電機の発電量を発電量上限値まで増加させ、前記エンジン制御部は、前記燃料流量を流量下限値まで減少させる、
付記２に記載の航空機用推進システム。
付記３の態様によれば、負荷抜けによってエンジン軸のトルクがトルク上限値を上回る可能性を、航空機用推進システムは更に低減することができる。

（付記４）
前記第２条件（第４条件）が満たされる場合、前記エンジン制御部は、前記トルクの変化率に応じて前記燃料流量を増加させる、
付記１に記載の航空機用推進システム。
付記４の態様によれば、過負荷によってエンジン軸のトルクがトルク下限値を下回る可能性を、航空機用推進システムは低減することができる。

（付記５）
前記第２条件（第４条件）が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記発電機の力行量を増加させ、前記エンジン制御部は、前記燃料流量を流量上限値まで増加させる、
付記４に記載の航空機用推進システム。
付記５の態様によれば、過負荷によってエンジン軸のトルクがトルク下限値を下回る可能性を、航空機用推進システムは更に低減することができる。

（付記６）
前記第２条件（第４条件）が満たされ、且つ、所定時間内に前記トルクが目標値に達しない場合、前記発電機制御部は、前記発電機の力行量を増加させる、
付記１に記載の航空機用推進システム。
付記６の態様によれば、過負荷によってエンジン軸のトルクがトルク下限値を下回る可能性を、航空機用推進システムは更に低減することができる。

１…航空機、２…航空機用推進システム、１０…機体、１１…ガスタービンエンジン、１２…エンジン軸、１３…発電機、１４…コンバータ、１５…蓄電池、１６…インバータ、１７…蓄電池制御部、１８…検出部、１９…エンジン制御部、２０…電動機、２２…発電機制御部、２３…操作部、２４…飛行制御部、２５…電動機制御部、３０…ロータ、４０…アーム、１００…第１境界線、１０１…第２境界線、１０２…第３境界線、１０３…第４境界線、１０４…第５境界線、１０５…第６境界線、１０６…第７境界線、２００…第１上限閾値線、２０１…第１下限閾値線、２０２…第２下限閾値線、２０３…第２上限閾値線、２０４…第３下限閾値線、２０５…第４下限閾値線、３００…動作点

Claims (9)

1. 航空機に搭載されるガスタービンエンジンと、
   前記ガスタービンエンジンのエンジン軸に結合され、前記エンジン軸の回転を利用して発電する発電機と、
   前記発電機によって発電された電力を蓄電する蓄電池と、
   前記発電機から出力された電力と前記蓄電池から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用してロータを駆動する電動機と、
   前記エンジン軸の回転数を検出する検出部と、
   前記ガスタービンエンジンの少なくとも燃料流量を制御するエンジン制御部と、
   前記発電機の動作を制御する発電機制御部とを備え、
   前記回転数が所定条件を満たす場合、少なくとも前記発電機制御部が、前記回転数の急変を低減するための制御を実行する、
   航空機用推進システム。
2. 前記所定条件は、前記回転数と前記エンジン軸のトルクとに基づいて決定される動作点に応じて定まる第１閾値及び第２閾値について、前記第１閾値を前記回転数が上回る第１条件と前記第１閾値よりも小さい前記第２閾値を前記回転数が下回る第２条件とのうちいずれか一方が満たされることであり、
   前記第１条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記第１条件が満たされる以前における前記発電機の発電量に比して、前記発電機の発電量を増加させ、
   前記第２条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記第２条件が満たされる以前における前記発電機の発電量に比して、前記発電機の発電量を減少させる、
   請求項１に記載の航空機用推進システム。
3. 前記第１条件が満たされる場合、前記エンジン制御部は、前記回転数の変化率に応じて前記燃料流量を減少させる、
   請求項２に記載の航空機用推進システム。
4. 前記第１条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記発電機の発電量を発電量上限値まで増加させ、前記エンジン制御部は、前記燃料流量を流量下限値まで減少させる、
   請求項３に記載の航空機用推進システム。
5. 前記第２条件が満たされる場合、前記エンジン制御部は、前記回転数の変化率に応じて前記燃料流量を増加させる、
   請求項２に記載の航空機用推進システム。
6. 前記第２条件が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記発電機の力行量を増加させ、前記エンジン制御部は、前記燃料流量を流量上限値まで増加させる、
   請求項５に記載の航空機用推進システム。
7. 前記第２条件が満たされ、且つ、所定時間内に前記回転数が目標値に達しない場合、前記発電機制御部は、前記発電機の力行量を増加させる、
   請求項２に記載の航空機用推進システム。
8. 前記動作点に応じて定まる第３閾値及び第４閾値について、前記第３閾値を前記トルクが上回る第３条件と前記第３閾値よりも小さい前記第４閾値を前記トルクが下回る第４条件とのうちいずれか一方が満たされる場合、前記発電機制御部は、前記トルクの急変を低減するための制御を実行する、
   請求項２から請求項７のいずれか一項に記載の航空機用推進システム。
9. 航空機に搭載されるガスタービンエンジンと、
   前記ガスタービンエンジンのエンジン軸に結合され、前記エンジン軸の回転を利用して発電する発電機と、
   前記発電機によって発電された電力を蓄電する蓄電池と、
   前記発電機から出力された電力と前記蓄電池から出力された電力とのうちの少なくとも一方を利用してロータを駆動する電動機と、
   前記エンジン軸のトルクを検出する検出部と、
   前記ガスタービンエンジンの少なくとも燃料流量を制御するエンジン制御部と、
   前記発電機の動作を制御する発電機制御部とを備え、
   前記トルクが所定条件を満たす場合、少なくとも前記発電機制御部が、前記トルクの急変を低減するための制御を実行する、
   航空機用推進システム。

Images