JP2022137750A - 航空機用推進システム、および航空機の製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】蓄電池の重量を削減することができる。【解決手段】航空機用推進システムは、航空機の飛行状態が、航空機が巡航中である第１状態である場合、容量型蓄電池のみにより電動機に電力を供給し、航空機の飛行状態が、航空機が離陸中であるまたは着陸中である第２状態である場合、出力型蓄電池の充電量が第１閾値以上である場合は出力型蓄電池のみにより電動機に電力を供給し、出力型蓄電池の充電量が第１閾値未満である場合は出力型蓄電池及び容量型蓄電池により電動機に電力を供給する。【選択図】図５

Description

本発明は、航空機用推進システム、および航空機の製造方法に関する。

従来、航空機本体に複数のエンジンが取り付けられ、エンジンに発電機が接続された航空機用推進システムが知られている（例えば引用文献１参照）。この航空機用推進システムは、電動モータへ電力を供給するメインバッテリー及び発電機を有し、メインバッテリーの残量が閾値より少なくなると、発電機を駆動するエンジンからの動力を変換した電力でメインバッテリーを充電する。

特開２０１６－８８１１０号公報

しかしながら、従来の航空機用推進システムにおいては通常飛行時に使用される蓄電池から供給される電力に加え、異常発生時に使用される電力を供給する蓄電池を搭載する必要があり、蓄電池の容量の増大、発生する発熱量の増大、及び発熱を抑えるための冷却システムの増大を招きうる。結果として、上記の増大は推進システムの重量化につながり、機体のペイロードの低下を招くことにつながる。
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、搭載する蓄電池の容量や重量を低減することができる航空機用推進システム、および航空機の製造方法を提供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）：航空機用推進システムは、航空機の機体に搭載され、
第１蓄電池と、前記第１蓄電池よりも容量が小さく且つ時間あたりの出力可能電力が大きい第２蓄電池と、少なくとも前記第２蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が第１状態である場合、専ら前記第１蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、前記航空機の飛行状態が、前記第１状態よりも高度変化が大きい第２状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が第１基準よりも充電度合いの高い状態である場合、専ら前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、前記航空機の飛行状態が前記第２状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が第１基準よりも充電度合いの低い状態である場合、前記第１蓄電池と前記第２蓄電池の双方から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御する。

（２）：上記（１）の態様において、航空機用推進システムは前記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、をさらに備え、前記第１蓄電池および前記第２蓄電池は、前記発電機により発電された電力を蓄電し、前記電動機は、前記第１蓄電池、前記第２蓄電池、または前記発電機により供給される電力により駆動される。

（３）：上記（１）または（２）の態様において、前記制御部は、前記第２蓄電池の充電状態が第２基準よりも充電度合いの低い状態である場合、前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるのを停止するように前記接続部を制御し、前記第２基準は、前記第１基準よりも充電率または充電量が低いことを示す基準である。

（４）：上記（２）の態様において、前記制御部は、前記第２蓄電池の充電状態が第２基準よりも充電度合いの低い状態である場合、前記発電機により発電される電力が前記第２蓄電池に供給されるように前記接続部を制御し、前記第２基準は、前記第１基準よりも充電率または充電量が低いことを示す基準である。

（５）：上記（１）の態様において、前記制御部は、前記飛行状態が第３状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が第３基準よりも充電度合いの高い状態である場合、専ら前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第３状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が前記第３基準よりも充電度合いが低く、第４基準よりも充電度合いが高い場合は、前記第１蓄電池及び前記第２蓄電池の双方から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、前記飛行状態が前記第３状態である場合であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が前記第４基準よりも充電度合いが低い場合は、専ら前記第１蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、前記第３状態は、前記第１状態よりも高度変化が大きく、前記第２状態よりも高度変化が小さい。

（６）：航空機用推進システムは、航空機の機体に搭載され、
前記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、第１蓄電池と、前記第１蓄電池よりも容量が小さく且つ時間あたりの出力可能電力が大きい第２蓄電池と、前記第１蓄電池、前記第２蓄電池、または前記発電機により供給される電力により駆動される電動機と、前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、前記発電機または前記第１蓄電池が故障した場合に、前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御する。

（７）：上記（１）から（６）の態様における航空機用推進システムを用いた航空機の製造方法であって、飛行における状態に基づいて、前記航空機に搭載される出力型蓄電池及び容量型蓄電池の比率を決定する。

（１）～（４）の態様によれば、第１状態及び第２状態に応じて適した蓄電池を使用することにより、蓄電池の重量を削減することができる。
（３）～（４）の態様によれば、発電機または容量型蓄電池が故障した際の安全着陸の信頼性を高めることができる。
（５）の態様によれば、発電機または容量型蓄電池が故障した際の安全着陸の信頼性を高め、発熱対策のための蓄電池冷却装置の削減をすることができる。

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の機能構成の一例を示す図である。 飛行体１の機能構成の他の例を示す図である。 飛行体１の飛行状態について説明するための図である。 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。 制御装置１００により飛行状態が第１状態であるときに実行される処理の流れを示すフローチャートである。 制御装置１００により飛行状態が第２状態であるときに実行される処理の流れを示すフローチャートである。 第２実施形態に係る制御装置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。 第３実施形態に係る飛行体１の飛行状態について説明するための図である。 第３実施形態に係る制御装置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。 制御装置１００により飛行状態が第２状態であるときに実行される処理の流れを示すフローチャートである。 航空機に搭載される蓄電池の設定方法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。
＜第１実施形態＞
［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。

ロータ１２Ａは、アーム１６Ａを介して機体１０に取り付けられている。ロータ１２Ａの基部（回転軸）には、電動機１４Ａが取り付けられている。電動機１４Ａは、ロータ１２Ａを駆動させる。電動機１４Ａは、例えばブラシレスＤＣモータである。ロータ１２Ａは、飛行体１が水平姿勢である場合に、重力方向と平行な軸線周りに回転するブレードの固定翼である。ロータ１２Ｂ～１２Ｄ、アーム１６Ｂ～１６Ｄ、および電動機１４Ｂ～１４Ｄについても、上記と同様の機能構成を有するため説明を省略する。

制御信号に応じてロータ１２が回転することで、飛行体１は、所望の飛行状態で飛行する。制御信号は、操作者の操作または自動操縦における指示に基づく飛行体１を制御するための信号である。例えば、ロータ１２Ａとロータ１２Ｄとが第１方向（例えば時計方向）に回転し、ロータ１２Ｂとロータ１２Ｃとが第２方向（例えば反時計方向）に回転することで飛行体１が飛行する。また、上記のロータ１２の他に、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助ロータ等が設けられてもよい。

図２は、飛行体１の機能構成の一例を示す図である。飛行体１は、例えば、図１に示す構成に加え、例えば、第１制御回路２０Ａ、２０Ｂ、２０Ｃ、２０Ｄと、蓄電池ユニット３０とを備える。以下、第１制御回路２０Ａ～２０Ｄを互いに区別しない場合は、第１制御回路２０と称する。

第１制御回路２０は、インバータなどの駆動回路を含むＰＤＵ（Power Drive Unit）である。第１制御回路２０は、蓄電池ユニット３０により供給された電力をスイッチング等により変換した電力を、電動機１４に供給する。電動機１４はロータ１２を駆動させる。

蓄電池ユニット３０は、例えば、容量型蓄電池３２、接続部３３、出力型蓄電池３４、ＢＭＵ（Battery Management Unit）３６、および検出部３８を備える。容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４は、例えば、複数の電池セルを直列、並列、または直並列に接続した組電池である。容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４を構成する電池セルは、例えば、リチウムイオン電池（Lithium-Ion Battery：ＬＩＢ）や、ニッケル水素電池など充電と放電とを繰り返すことができる二次電池である。容量型蓄電池３２は、出力型蓄電池３４と比較して容量が大きい点で優れており、出力型蓄電池３４は、容量型蓄電池３２と比較して時間当たりに出力可能な電力が大きい点で優れている。

接続部３３は、容量型蓄電池３２、出力型蓄電池３４、及び第１制御回路２０に接続される。接続部３３は、制御装置１００により制御され、容量型蓄電池３２と出力型蓄電池３４のうち一方または双方から選択的に、第１制御回路２０に電力が供給されるようにする。接続部３３は、例えばＤＣ－ＤＣコンバータを含み、容量型蓄電池３２の出力電位を昇圧することで、専ら容量型蓄電池３２から第１制御回路２０に電力が供給され、出力型蓄電池３４からは電力が供給されないようにし、昇圧を抑制することで出力型蓄電池３４から第１制御回路２０に電力が供給されるようにする。また、接続部３３は、例えばスイッチによって、上記と同様の機能を実現してもよい。

ＢＭＵ３６は、セルバランシング、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４の異常検出、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４のセル温度の導出、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４の充放電電流の導出、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４のＳＯＣの推定などを行う。検出部３８は、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４の充電状態を測定するための電圧センサ、電流センサ、温度センサなどである。検出部３８は、測定された電圧、電流、温度などの測定結果をＢＭＵ３６に出力する。

飛行体１は、複数の蓄電池ユニット３０を備えてもよい。また、蓄電池ユニット３０は、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４をそれぞれ複数個備えてもよい。

制御装置１００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。制御装置１００の機能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、予め制御装置１００の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に格納されており、記憶媒体（非一過性の記憶媒体）がドライブ装置に装着されることで制御装置１００のＨＤＤやフラッシュメモリにインストールされてもよい。

各種センサ１２０は、例えば、回転数センサや、複数の温度センサ、複数の圧力センサ、潤滑油センサ、高度センサ、ジャイロセンサなどを含む。高度センサは、飛行体１の高度を検出する。ジャイロセンサは、機体１０の姿勢を検知する。

制御装置１００は、上述した電動機１４や、第１制御回路２０、蓄電池ユニット３０などを、これらの稼働状態または各種センサ１２０から取得した情報に基づいて制御する。例えば、制御装置１００は、上述した各機能構成を制御して、飛行体１を離陸または着陸させたり、所定の飛行状態で飛行体１を飛行させたりする。

制御装置１００は、飛行情報に基づいて飛行体１を制御する。飛行情報とは、例えば、各種センサ１２０の検出結果から得られた情報や、制御信号に応じた飛行体１の飛行状態である。制御装置１００は、飛行体１の飛行状態が飛行体１が巡航中である第１状態である場合、蓄電池ユニット３０の容量型蓄電池３２からのみ電力を供給させるように、接続部３３を制御する。また、制御装置１００は、飛行体１の飛行状態が飛行体１が離陸中または着陸中である第２状態である場合、出力型蓄電池３４の充電量に応じて接続部３３を制御する。

図２に示す飛行体１において、電動機１４は蓄電池ユニット３０から供給される電力により駆動される。図３は飛行体１の機能構成の他の例を示す図である。図３に示す飛行体１は図２に示す飛行体１に加え、第２制御回路４０、発電機５０、ガスタービンエンジン（以下「ＧＴ」と称する）６０を備える。図３に示すように、飛行体１は発電機５０を備え、電動機１４が蓄電池ユニット及び発電機から供給される電力により駆動されてもよい。

第２制御回路４０は、コンバータなどを含むＰＣＵ（Power Conditioning Unit）である。第２制御回路４０は、発電機５０により発電された交流電力を直流電力に変換し、変換した電力を容量型蓄電池３２、出力型蓄電池３４および／または第１制御回路２０に供給する。

発電機５０は、ＧＴ６０の出力軸に接続されている。発電機５０は、ＧＴ６０が稼働することで駆動され、この駆動によって交流電力を生成する。発電機５０は、減速機構を介してＧＴ６０の出力軸に接続されていてもよい。発電機５０は、モータとして機能し、ＧＴ６０へ燃料の供給が停止されているとき、ＧＴ６０を回転（空転）させて、稼働可能な状態にする。その際、第２制御回路４０が容量型蓄電池３２、出力型蓄電池３４側から電力を持ち出して発電機５０をモータリングする。上記の機能構成に代えて、ＧＴ６０の出力軸には、スタータモータが接続され、スタータモータが、ＧＴ６０を稼働可能な状態にしてもよい。

ＧＴ６０は、例えば、ターボシャフト・エンジンである。ＧＴ６０は、例えば、不図示の吸気口や、圧縮機、燃焼室、タービンなどを備える。圧縮機は、吸気口から吸入される吸入空気を圧縮する。燃焼室は、圧縮機の下流に配置され、圧縮された空気と燃料とを混合した気体を燃焼させ、燃焼ガスを生成する。タービンは、圧縮機に接続され、燃焼ガスの力で圧縮機と一体回転する。タービンの出力軸が、上記の回転により回転することで、タービンの出力軸に接続された発電機５０が稼働する。

制御装置１００は、第２制御回路４０、発電機５０、ＧＴ６０も制御する。各種センサ１２０に含まれる回転数センサは、タービンの回転数を検出する。温度センサは、ＧＴ６０の吸気口付近の温度や、燃焼室の下流付近の温度を検出する。圧力センサは、制御装置１００を収容する容器の内部の圧力や、ＧＴ６０の吸気口付近の圧力を検出する。潤滑油センサは、ＧＴ６０の軸受などに供給される潤滑油の温度を検出する。図３の構成においても接続部３３の機能は図２の構成と同様である。

図４は、飛行体１の飛行状態について説明するための図である。図４に示すように、飛行体１は、（１）タキシングを行い、（２）離陸、ホバー（ホバリング）し、（３）上昇および加速して、（４）巡航する。そして、飛行体１は、（５）下降および減速して、（６）ホバー、着陸して、（７）タキシング、給油、駐機する。

「巡航」とは高度変化が小さい飛行状態をいい、より具体的には意図的な高度変化を行わない状態である。「巡航」は特許請求の範囲における第１状態の一例である。これに対し、「離陸」、「着陸」は「巡航」よりも高度変化の大きい飛行状態であり、特許請求の範囲における第２状態の一例である。なお、第２状態は、第１状態に比して電力消費が大きい、すなわち負荷が大きい状態でもある。その他の飛行状態は第１状態に該当すると定義されてもよいし、第２状態に該当すると定義されてもよいし、いずれに該当しないものと定義されてもよい。

［フローチャート（飛行状態の判定）］
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。まず、制御装置１００が飛行体１の飛行状態を取得する（ステップＳ１００）。次に、制御装置１００は、飛行状態が第１状態であるか否かを判定する（ステップＳ１０２）。飛行状態が第１状態である場合、制御装置１００は第１状態の処理を行う（ステップＳ１０４）。また、飛行状態が第１状態ではない場合、制御装置１００は第２状態の処理を行う（ステップＳ１０６）。第１状態の処理及び第２状態の処理は後述する。本フローチャートの処理は、例えば所定周期で繰り返し実行される。

［フローチャート（第１状態）］
図６は、制御装置１００により飛行状態が第１状態であるときに実行される処理の流れを示すフローチャートである。制御装置１００は、容量型蓄電池３２のみから電力が供給されるように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ２００）。ステップＳ２００により行われる処理を第１状態の処理とする。

［フローチャート（第２状態）］
図７は、制御装置１００により飛行状態が第２状態であるときに実行される処理の流れを示すフローチャートである。制御装置１００は、ＢＭＵ３６から出力型蓄電池３４の充電量を取得する（ステップＳ３００）。制御装置１００は、出力型蓄電池３４の充電量が第１閾値以上であるか否かを判定する（ステップＳ３０２）。第１閾値は例えば、出力型蓄電池３４のＳＯＣが５０％となる充電量である。充電量が第１閾値以上である場合、制御装置１００は、出力型蓄電池３４のみから電力が供給されるように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ３０４）。充電量が第１閾値以下である場合、制御装置１００は、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４により電力が供給されるように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ３０６）。ステップＳ３００からステップＳ３０６において行われる処理を第２状態の処理とする。

上記のように、第１実施形態に係る制御装置１００は、必要とされる電力量が異なる飛行状態に応じて蓄電池を使い分けることで、蓄電池の費用及び重量を低減することができる。また、出力型蓄電池の充電量に閾値を設定し出力型蓄電池３４からの放電を抑えることで、故障発生時の安全性を確保することができる。

＜第２実施形態＞
以下、第２実施形態について説明する。第１実施形態では、蓄電池の使い分けが、専ら飛行状態に基づいて決定されるのに対して、第２実施形態では、蓄電池の使い分けが、まず出力型蓄電池３４の充電量に基づいて決定され、その上で飛行状態に基づいて決定される。

図８は、第２実施形態に係る制御装置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は、ＢＭＵ３６から出力型蓄電池３４の充電量を取得する（ステップＳ４００）。制御装置１００は、出力型蓄電池３４の充電量が第２閾値以上であるか否かを判定する（ステップＳ４０２）。なお、第２閾値は第１実施形態における第１閾値よりも小さい値であり、例えば、出力型蓄電池３４のＳＯＣが２５％となる充電量である。充電量が第２閾値以上である場合、第１実施形態の処理を行う（ステップＳ４０４）。第１実施形態の処理とはステップＳ１０２～ステップＳ１０６において行われる処理である。充電量が第２閾値未満である場合、制御装置１００は、出力型蓄電池３４から電力が供給されるのを停止するまたは出力型蓄電池３４が発電機５０により供給される電力により充電するように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ４０６）。

なお、第２実施形態において、制御装置１００はステップＳ４００で出力型蓄電池の充電量を取得していることから、ステップＳ４０４において充電率を取得しなくてもよい。

上記のように、第２実施形態に係る制御装置１００は、第１実施形態と同様の効果を奏するのに加えて、出力型蓄電池３４の充電量を第２閾値以上に保つことができ、発電機または容量型蓄電池が故障した際の安全着陸の信頼性を高めることができる。

また、制御装置１００は、通常時は出力型蓄電池３４から電力を供給しないように制御し、緊急時にのみ出力型蓄電池３４から電力を供給するように制御することでも上記効果を奏することができる。このとき、上記効果に加え、蓄電池を冷却する装置を削減することができる。

＜第３実施形態＞
以下、第３実施形態について説明する。第１実施形態では、制御装置１００は飛行状態が第１状態または第２状態の場合で動作を変更していたのに対し、第３実施形態では、制御装置１００は飛行状態が第１状態、第２状態または第３状態の場合で動作を変更する。
図９は、第３実施形態に係る飛行体１の飛行状態について説明するための図である。「上昇・加速」、「下降・減速」は「巡航」は特許請求の範囲における第３状態の一例である。図９に示す飛行状態は図４に示す第１実施形態の飛行状態と異なり、第３状態が定義される。第３状態は、第１状態に比して電力消費が大きいが、第２状態と比して電力消費が小さい。

［第３実施形態に係るフローチャート］
図１０は、第３実施形態に係る制御装置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が飛行体１の飛行状態を取得する（ステップＳ５００）。次に、制御装置１００は、飛行状態が第１状態であるか否かを判定する（ステップＳ５０２）。飛行状態が第１状態である場合、制御装置１００は第１状態の処理を行う（ステップＳ５０４）。また、飛行状態が第１状態ではない場合、制御装置１００は飛行状態が第２状態であるか否かを判定する（ステップＳ５０６）。飛行状態が第２状態である場合、制御装置１００は第２状態の処理を行う（ステップＳ５０８）。飛行状態が第２状態でない場合、制御装置１００は第３状態の処理を行う（ステップＳ５１０）。本実施形態における第１状態の処理及び第２状態の処理は第１実施形態における第１状態の処理及び第２状態の処理と同様である。第３状態の処理は後述する。本フローチャートの処理は、例えば所定周期で繰り返し実行される。

［第３状態の処理］
図１１は、制御装置１００により飛行状態が第２状態であるときに実行される処理の流れを示すフローチャートである。制御装置１００は、ＢＭＵ３６から出力型蓄電池３４の充電量を取得する（ステップＳ６００）。制御装置１００は、出力型蓄電池３４の充電量が第３閾値以上であるか否かを判定する（ステップＳ６０２）。第３閾値は第１閾値よりも大きい値であり、例えば、出力型蓄電池３４のＳＯＣが７５％となる充電量である。充電量が第３閾値以上である場合、制御装置１００は、出力型蓄電池３４のみから電力が供給されるように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ６０４）。

充電量が第３閾値以下である場合、制御装置１００は、出力型蓄電池３４の充電量が第４閾値以上であるか否かを判定する（ステップＳ６０６）。第４閾値は第１閾値よりも小さい値であり、例えば、出力型蓄電池３４のＳＯＣが２５％となる充電量である。充電量が第４閾値以上である場合、制御装置１００は、容量型蓄電池３２及び出力型蓄電池３４から電力が供給されるように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ６０８）。充電量が第４閾値以下である場合、制御装置１００は、容量型蓄電池３２のみから電力が供給されるように蓄電池ユニット３０を制御する（ステップＳ６１０）。ステップＳ６００からステップＳ６１０において行われる処理を第３状態の処理とする。

［第４実施形態］
以下、第４実施形態について説明する。第１実施形態から第３実施形態では、制御装置１００は、飛行状態及び容量型蓄電池３２の充電量に基づいて蓄電池ユニット３０を制御していたのに対し、第４実施形態では、制御装置１００は、発電機５０または容量型蓄電池３２が故障したか否かに基づいて蓄電池ユニット３０を制御する。
第４実施形態において、制御装置１００は、発電機５０または容量型蓄電池３２が故障した場合に出力型蓄電池３４により電力が電動機１４に供給されるように蓄電池を制御し、発電機５０及び容量型蓄電池３２が故障していない場合は、出力型蓄電池３４から電力が供給されないように蓄電池を制御する。これにより、出力型蓄電池３４の容量を小さくすることができる。

［航空機の製造方法］
以下、上記説明した航空機用推進システムを利用した航空機の製造方法について説明する。本製造方法においては、航空機が行う予定の飛行の飛行状態に基づいて、航空機に搭載される蓄電池の比率を決定する。例えば、第１状態が長い飛行である場合、容量型蓄電池に対する出力型蓄電池の割合はより小さい比率に決定され、第２状態が長い飛行である場合、容量型蓄電池に対する出力型蓄電池の割合はより大きい比率に決定される。

図１２は、航空機の製造方法を示すフローチャートである。初めに飛行状態を設定する（ステップＳ７００）。その後、設定された飛行状態に基づいて蓄電池の比率を決定する（ステップＳ７０２）。蓄電池の比率の決定は、第１から第３実施形態における出力型蓄電池と容量型蓄電池の使用方法に基づいて決定される。これにより、航空機を好適に製造することができる。

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。

１‥飛行体、１０‥機体、１２‥ロータ、１４‥電動機、１６‥アーム、２０‥第１制御回路、３２‥容量型蓄電池、３４‥出力型蓄電池、３６‥ＢＭＵ（Battery Management Unit）、３８‥検出部、４０‥第２制御回路、５０‥発電機、６０‥ガスタービンエンジン（ＧＴ）、１００‥制御装置、１２０‥各種センサ

Claims (7)

1. 航空機の機体に搭載される航空機用推進システムであって、
   第１蓄電池と、
   前記第１蓄電池よりも容量が小さく且つ時間あたりの出力可能電力が大きい第２蓄電池と、
   少なくとも前記第２蓄電池の充電状態を検出する充電量検出部と、
   前記第１蓄電池または前記第２蓄電池により供給される電力により駆動される電動機と、
   前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、
   前記第１蓄電池または前記第２蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、
   を備え、
   前記制御部は、
   前記航空機の飛行状態が第１状態である場合、専ら前記第１蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、
   前記航空機の飛行状態が、前記第１状態よりも高度変化が大きい第２状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が第１基準よりも充電度合いの高い状態である場合、専ら前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、
   前記航空機の飛行状態が前記第２状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が第１基準よりも充電度合いの低い状態である場合、前記第１蓄電池と前記第２蓄電池の双方から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御する、
   航空機用推進システム。
2. 前記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、
   をさらに備え、
   前記第１蓄電池および前記第２蓄電池は、前記発電機により発電された電力を蓄電し、
   前記電動機は、前記第１蓄電池、前記第２蓄電池、または前記発電機により供給される電力により駆動される、
   請求項１に記載の航空機用推進システム。
3. 前記制御部は、
   前記第２蓄電池の充電状態が第２基準よりも充電度合いの低い状態である場合、前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるのを停止するように前記接続部を制御し、
   前記第２基準は、前記第１基準よりも充電率または充電量が低いことを示す基準である、
   請求項１または２に記載の航空機用推進システム。
4. 前記制御部は、
   前記第２蓄電池の充電状態が第２基準よりも充電度合いの低い状態である場合、前記発電機により発電される電力が前記第２蓄電池に供給されるように前記接続部を制御し、
   前記第２基準は、前記第１基準よりも充電率または充電量が低いことを示す基準である、
   請求項２に記載の航空機用推進システム。
5. 前記制御部は、
   前記飛行状態が第３状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が第３基準よりも充電度合いの高い状態である場合、専ら前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第３状態であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が前記第３基準よりも充電度合いが低く、第４基準よりも充電度合いが高い場合は、前記第１蓄電池及び前記第２蓄電池の双方から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、
   前記飛行状態が前記第３状態である場合であり、且つ前記第２蓄電池の充電状態が前記第４基準よりも充電度合いが低い場合は、専ら前記第１蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御し、
   前記第３状態は、前記第１状態よりも高度変化が大きく、前記第２状態よりも高度変化が小さい
   請求項１に記載の航空機用推進システム。
6. 航空機の機体に搭載される航空機用推進システムであって、
   前記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、
   第１蓄電池と、
   前記第１蓄電池よりも容量が小さく且つ時間あたりの出力可能電力が大きい第２蓄電池と、
   前記第１蓄電池、前記第２蓄電池、または前記発電機により供給される電力により駆動される電動機と、
   前記電動機により出力される駆動力により駆動されるロータと、
   前記第１蓄電池または前記第２蓄電池と前記電動機とを接続する接続部を制御することで、前記第１蓄電池または前記第２蓄電池から前記電動機に供給される電力を制御する制御部と、
   を備え、
   前記制御部は、
   前記発電機または前記第１蓄電池が故障した場合に、前記第２蓄電池から前記電動機に電力が供給されるように前記接続部を制御する
   航空機用推進システム。
7. 請求項１から６のうちいずれか１項に記載の航空機用推進システムを用いた航空機の製造方法であって、
   飛行における状態に基づいて、前記航空機に搭載される出力型蓄電池及び容量型蓄電池の比率を決定する、
   航空機の製造方法。

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