JP2023086627A - 回転翼航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】内燃機関またはバッテリを動力源とする回転翼航空機において、１系統の動力源が失陥しても、墜落の恐れを回避する一方、製造コストの安い回転翼航空機を得ること。
【解決手段】機体（１０）に、揚力を発出する少なくとも４つの回転翼（２１ａ、２１ｂ、２２ａ、２２ｂ、２３ａ、２３ｂ）と、第１動力源（４１）及び第２動力源（４２）を備え、第１動力源（４１）及び第２動力源（４２）が、回転翼（２１ａ、２１ｂ、２２ａ、２２ｂ、２３ａ、２３ｂ）を、一緒になって又は分担して駆動し、第１動力源（４１）及び第２動力源（４２）の一方が失陥した場合に、他方が回転翼（２１ａ、２１ｂ、２２ａ、２２ｂ、２３ａ、２３ｂ）を駆動し続けるように構成した。
【選択図】図２

Description

本発明は、一般にドローンまたはマルチコプターと呼ばれ、内燃機関またはバッテリを動力源として、揚力を発出する回転翼（プロペラ）を４つ以上備えた回転翼航空機に関する。

従来、内燃機関またはバッテリを動力源として、揚力を発出する回転翼を４つ以上備えた回転翼航空機としては、内燃機関の動力で発電して、この電力をモータに供給して各回転翼を駆動する例（例えば特許文献１）が知られている。

しかしながら、上記従来の回転翼航空機にあっては、内燃機関が唯一の動力源であり、これが飛行中に失陥した場合に墜落の危険性があるという課題があった。

一方、この問題に対処するために、４個以上の動力源（エネルギー供給機構）を備えて、そのうちの１個が失陥しても、残りの動力源によって飛行を継続して墜落の危険を回避する例（例えば特許文献２）が提案されている。

しかし、４個以上の動力源を備えるのは複雑であり、製造コストが高いという問題があった。

特表２０１９－５０１０５７号公報 特開２０２０－９３７２４号公報

本発明が解決しようとする課題は、飛行に用いる動力源が１つの場合に、その動力源が失陥すると墜落の危険性がある半面、４つもの動力源を備えるのは複雑であり、製造コストが高いという点である。

すなわち、本発明の目的は、１系統の動力源が失陥しても、墜落の恐れを回避する一方、製造コストの安い回転翼航空機を得ることにある。

本発明は、機体に、揚力を発出する少なくとも４つの回転翼と、第１動力源及び第２動力源を備え、第１動力源及び第２動力源が、回転翼を、一緒になって又は分担して駆動し、第１動力源及び第２動力源の一方が失陥した場合に、他方が回転翼を駆動し続けるように構成したことを特徴とする。

回転翼はモータと連結しており、第１動力源を第１バッテリ、第２動力源を第２バッテリとしたとき、第１動力源及び第２動力源が、回転翼を半数ずつ分担して駆動することが好ましい。

機体に設けた少なくとも３つのアームの上側と下側に、それぞれ回転翼を有して、第１動力源及び第２動力源の一方が上側の回転翼を駆動し、他方が下側の回転翼を駆動することも好ましい。

第１バッテリ及び第２バッテリの他に、第３バッテリをさらに備え、第１バッテリ及び第２バッテリの一方が失陥した場合に、第３バッテリが、失陥した前記バッテリの代わりに、モータに電力を供給可能にしたことも好ましい。

第１動力源を第１内燃機関、第２動力源を第２内燃機関としたとき、第１内燃機関と第２内燃機関は、４つの回転翼のうち少なくとも２つの回転翼を、それぞれ第１ワンウエイクラッチを介して機械的に駆動可能したことも好ましい。

第１内燃機関および第２内燃機関と連結可能なモータ・ジェネレータを有して、第１内燃機関および第２内燃機関とモータ・ジェネレータとの間に、低速回転において、モータ・ジェネレータが第１内燃機関および第２内燃機関を駆動可能な第２ワンウエイクラッチを備えたことも好ましい。

４つの回転翼の他に、第１動力源及び第２動力源の駆動で機体が進行方向に向かう推力を発出する、少なくとも１つの回転翼をさらに備え、第１動力源及び第２動力源の一方が失陥した場合に、他方が４つの回転翼を駆動して、正常時の半分以上の揚力を発出することも好ましい。

本発明の回転翼航空機は、揚力を発出する少なくとも４つの回転翼と、第１動力源及び第２動力源を備え、第１動力源及び第２動力源が回転翼を、一緒に又は分担して駆動し、第１動力源及び第２動力源の一方が失陥した場合に、他方が回転翼を駆動し続けるように構成したため、万一動力源の１系統が失陥した場合であっても正常時の約半分の揚力を確保できるので、墜落の恐れを回避するとともに、動力源を２系統に留めたため、製造コストを安くすることができる。

本発明の第１の実施形態に係る回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図１の回転翼航空機におけるバッテリから回転翼に至る駆動及び制御系を示すブロック線図である。 本発明の第２の実施形態に係る回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図３の回転翼航空機におけるバッテリから回転翼に至る駆動及び制御系を示すブロック線図である。 本発明の第３の実施形態に係る回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図５の回転翼航空機における内燃機関と回転翼の連結関係を表す模式図である。 図５の回転翼航空機における第１ワンウエイクラッチと第２ワンウエイクラッチの構成を表す断面図である。 本発明の第４の実施形態に係る回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図８の回転翼航空機における第１駆動軸と回転翼の連結関係を表す模式図である。 本発明の第５の実施形態に係る回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図１０の回転翼航空機における第１駆動軸と回転翼の連結関係を表す模式図である。

以下、本発明に係る回転翼航空機を、実施形態に基づき図を参照して説明する。

［第１の実施形態］
図１は、本発明の第１の実施形態に係る回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図である。同図中、矢印２は、回転翼航空機１が水平方向に飛行する際の前進方向を示す。図２は、図１のバッテリから回転翼に至る駆動及び制御系を示すブロック線図である。

回転翼航空機１は、機体１０と、この機体１０から、それぞれ放射方向外側に伸長する第１アーム１１、第２アーム１２、及び第３アーム１３に、それぞれ支持された、上側の第１回転翼２１ａおよび第１モータ３１ａ、第２回転翼２２ａおよび第２モータ３２ａ、第３回転翼２３ａおよび第３モータ３３ａ、並びに下側の第１回転翼２１ｂおよび第１モータ３１ｂ、第２回転翼２２ｂおよび第２モータ３２ｂ、第３回転翼２３ｂおよび第３モータ３３ｂ、が設けられている。これら各回転翼は、それぞれが連結したモータにより駆動されて回転し、揚力を発出する。また、周知のように同軸上にある上下の各回転翼は互いに逆回転する。

機体１には、第１バッテリ４１と第２バッテリが互いに離れて設けられているとともに、これら第１バッテリ４１と第２バッテリと上記した各回転翼およびモータとの間に、図２に示すように第１コントローラ５１、第２コントローラ５２および中央コントローラ５３が設けてあり、これらは図２に示すように結ばれている。

本実施形態の回転翼航空機１は、図示を省略するが、上記した第１コントローラ５１、第２コントローラ５２および中央コントローラ５３の他に、各バッテリ及びモータの監視センサ、高度センサ、ジャイロセンサ、通信装置や、必要に応じてカメラ、及びＧＰＳ（全地球測位システム）、フライトレコーダ及び測距センサなどを備えている。中でもバッテリの監視センサによる早期の異常検出が重要である。これから説明する動作及び作用は、人の操作によるか又は自動的に、中央コントローラ５３の指示で行われる。これらは、基本的に以降の各実施形態に共通する。

次に、第１の実施形態の動作及び作用について説明する。通常は、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２から、第１コントローラ５１および第２コントローラ５２を介して以下のように各モータに電力を供給する。すなわち、電力は、上側の第１モータ３１ａ、第２モータ３２ａ、第３モータ３３ａには、第１バッテリ４１から第１コントローラ５１を経て、下側の第１モータ３１ｂ、第２モータ３２ｂ、第３モータ３３ｂには、第２バッテリ４２から第１コントローラ５２を経て、それぞれ系統を分けて供給され、これらは前述したように中央コントローラ５３の指示で行われる。

そして、周知のように、各回転翼の回転速度を自在に制御することで、各回転翼が発出する揚力を制御して、離陸・上昇・空中停止（ホバリング）・前進・後進・方向転換・下降・着陸を行う。これらも中央コントローラ５３の指示で行われる。

次に、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２の一方が、何らかの理由で失陥した場合は、中央コントローラ５３の指示で直ちに他方のバッテリのみによる電力供給に切り替えられて、飛行を継続する。この際、明らかに一方のバッテリのみに異常があって、これとつながったコントローラ、モータ及び回転翼に異常がなければ、他方のバッテリからすべてのモータに電力を供給してもよい。すなわち、例えば第１バッテリ４１が失陥した場合、上側の第１モータ３１ａ、第２モータ３２ａ、第３モータ３３ａに異常がないことを確認したら、第２バッテリ４２から必要に応じてこれらに若干の電力を供給する。

以上説明した第１の実施形態の回転翼航空機１によれば、本発明の動力源を構成する、第１バッテリ４１と第２バッテリ４２を、２系統とし、一方の系統に異常が生じて電力供給ができなくなった場合に、他方の系統からの電力供給を維持して、少なくとも通常飛行時の半分の揚力を発揮できるので、安全な降下・着陸を行うことが可能であり、市街地上空などにおける飛行の安全性を確保することができる。そして、本発明の動力源を２系統としたため、製造コストを抑えることができる。

［第２の実施形態］
図４は、本発明の第２の実施形態に係る回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、図１に対応して描いている。また、図５は、図４のバッテリから回転翼に至る駆動及び制御系を示すブロック線図であり、図２に対応して描いている。ここでは、第１の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については、同じ符号を付しそれらの説明と図示を省略する。

第２の実施形態の第１の実施形態との第１の違いは、第２の実施形態では、機体１から円周上の放射方向外側に伸長する第１アーム１１から第８アーム１８の８つを有して、これらにそれぞれ支持された、第１回転翼２１から第８回転翼２８と、それぞれの回転翼と連結した第１モータ３１から第８モータ３８を備えていることである。なお、周知のように、周方向に隣り合った各回転翼同士は互いに逆回転する。これらは、以降の各実施形態に共通する。

第２の実施形態の第１の実施形態との第２の違いは、第２の実施形態では、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２に加えて、第３バッテリ４３を備えていることである。第３バッテリ４３は、後述するように予備のバッテリであり、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２より小さい容量である。そして、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２の、各モータを駆動する分担は以下のようになっている。すなわち、第１バッテリ４１は、第１モータ３１、第２モータ３２、第４モータ３４及び第７モータ３７に、第２バッテリ４２は、第３モータ３３、第５モータ３５、第６モータ３６及び第８モータ３８に、それぞれ通常時に電力供給する。これは、前述したように隣り合った各回転翼同士が互いに逆回転するので、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２のそれぞれが、分担するモータの回転方向が一方向に偏らないようにするためである。

次に、第２の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第１の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、回転翼が８つで、第３バッテリ４３が追加され、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２の分担が第１の実施形態の場合と異なるだけであるので、第３バッテリ４３の作用を含む非常時の作動についてのみ説明する。

すなわち、第１バッテリ４１及び第２バッテリ４２のうち、第１バッテリ４１が失陥した場合、中央コントローラ５３の指令で第１コントローラ５１は直ちに、第１バッテリ４１に代えて第２バッテリ４２から、第１モータ３１、第２モータ３２、第４モータ３４及び第７モータ３７に必要な給電を行う。中でも、飛行における各回転翼が発する揚力の前後バランスを考慮して、第１モータ３１及び第２モータ３２に重点的に電力を供給する。この際に、第２バッテリ４２からの電力供給が不足する場合や、着陸の直前などに第３バッテリ５３から加勢の電力供給を行う。

以上説明した第２の実施形態の回転翼航空機１によれば、第１の実施形態の場合と同様に、第１バッテリ及び第２バッテリの一方が失陥した場合に、安全な降下・着陸を行うことができる。そして、他方のバッテリの給電能力に不足がある場合などに第３バッテリ４３を活用することで、より安全に降下・着陸を行うことができる。

［第３の実施形態］
図５は、本発明の第３の実施形態に係る回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、図１に対応して描いている。また、図６は、図５の第１回転翼２１と第１内燃機関６０との連結関係を示す模式図であり、進行方向後ろ側から見た図ある。図７は、後述する、第１ワンウエイクラッチ（以降、ＯＷＣと記述する）７０と第２ＯＷＣ７２の構成を表す断面図である。ここでは、第１の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については、同じ符号を付しそれらの説明と図示を省略する。

第３の実施形態の第１の実施形態との第１の違いは、第３の実施形態では、機体１０から、放射方向外側に伸長する第１アーム１１から第４アーム１４の、４つアームと、これらのアームにそれぞれ支持された、第１回転翼２１から第４回転翼２４の、４つの回転翼が設けられていることである。

第３の実施形態の第１の実施形態との第２の違いは、第３の実施形態では、本発明の動力源が、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２であることである。なお、後述するように第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２を始動するために、第３バッテリ４３を備えているが、この第３バッテリ４３は第２の実施形態の場合と同様に補助バッテリの役目を担うこともできる。

第１回転翼２１、第２回転翼２２は、代表して図６に示すように、それぞれ第１モータ／ジェネレータ（以降、Ｍ／Ｇと記述する）３１ｃ、第２Ｍ／Ｇ３２ｃと連結している。なお、第１回転翼２１及び第２回転翼２２と第１Ｍ／Ｇ３１ｃ及び第２Ｍ／Ｇ３２ｃの間に、必要に応じて減速歯車を備えても良い。

図示は省略するが、第３回転翼２３、第４回転翼２４は、それぞれと連結した、第３モータ３３、第４モータ３４により駆動可能である。第３モータ３３、第４モータ３４には、後述するように、第１Ｍ／Ｇ３１ｃ及び第２Ｍ／Ｇ３２ｃの両者が発電した電力が供給される。

第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２は、レシプロ型であっても良いし、ロータリ型やタービン型であっても良い。また、これらの燃料は化石燃料であってもよいし、水素のように炭酸ガスを出さない燃料であればなおよい。第１Ｍ／Ｇ３１ｃ及び第２Ｍ／Ｇ３２ｃは、それぞれ第１ＯＷＣ７０及び第２ＯＷＣ７２とを介して第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２と連結可能である。

第１Ｍ／Ｇ３１ｃと第２Ｍ／Ｇ３２ｃは、それぞれ第１内燃機関６０又は第２内燃機関６２から駆動されて発電することができるとともに、発電した電力を第３モータ３３及び第４モータ３４に供給する。また、第１Ｍ／Ｇ３１ｃと第２Ｍ／Ｇ３２ｃは、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合に、失陥した側の第１Ｍ／Ｇ３１ｃ又は第２Ｍ／Ｇ３２ｃに電力を供給して、これと連結した回転翼を駆動可能である。

ここで、第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２の詳細を、図７を参照して説明する。なお、第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２は、周知のラチェット型であり、以降の各実施形態に共通する。図７は、第１内燃機関６０の出力軸６０ａと第１回転翼２１と連結した外輪７０ａが、時計回りする場合を例に描いている。また、図６では、第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２を軸方向に並べて配置して描いているが、具体的な構成は、図７に示すように第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２の両者を同一断面に設けることができる。

すなわち、はじめに第１ＯＷＣ７０は、第１出力軸６０ａの外周の等分３カ所に形成した３カ所のポケット６０ｂに、それぞれ揺動可能な爪体７０ｃを収納している。図のように、爪体７０ｃは外輪７０ａの内周に形成したノッチ７０ｄと系合してトルクを伝えることができる。図示は省略したが、爪体７０ｃをノッチ７０ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ７０ｄは、図のように円周上の等分９カ所のうちの６カ所に形成している。

つぎに、第２ＯＷＣ７２は、外輪７０ａの内周の等分３カ所に形成したポケット７２ｂに、それぞれ揺動可能な爪体７２ｃを収納している。爪体７２ｃは、第１出力軸６０ａと外輪７０ａとの回転方向の位相が図の状態からずれると、揺動して、第１出力軸６０ａの外周に形成したノッチ７２ｄと系合してトルクを伝えることができる。ここでも図示は省略したが、爪体７２ｃをノッチ７２ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ７２ｄは、図示のように円周上の等分９カ所のうちの６カ所に形成している。爪体７２ｃが揺動してノッチ７２ｄと系合するのは、第１内燃機関６２を始動する低速回転時のみであり、離陸後においては、遠心力の作用で爪体７２ｃは図７のようにポケット７２ｂに収納される。

第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２の両者に共通するが、ノッチ７０ｄとノッチ７２ｄを円周上の等分９カ所のうちの６カ所に形成している理由は、等分９カ所のうちの３カ所をポケット６０ｂとポケット７２ｂが占めるからである。したがって、第１出力軸６０ａと外輪７０ａとの回転方向の位相が図の状態からずれて、爪体７０ｃと爪体７２ｃとが接する状態にあっては、爪体７０ｃ及び爪体７２ｃは、相手のノッチ７０ｄ及びノッチ７２ｄと噛み合わずにスキップする。むろん、図６に示すように第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２を軸方向に並べて配置した場合は、ノッチ７０ｄとノッチ７２ｄを円周上の等分９カ所に形成することができる。

ここで、大事なことは、第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２の相互の干渉を防ぐため、図７に示したように、それぞれの爪体７０ｃと爪体７２ｃが、同時に相手のノッチ７０ｄ及びノッチ７２ｄと系合することがない点である。

次に、第３の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第１の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。初めに、第３バッテリ４３から第１Ｍ／Ｇ３１ｃ、第２Ｍ／Ｇ３２ｃに電力を供給してこれらを回転させ、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２を回転させて始動する。この際に、前述したように第２ＯＷＣ７２の作用で第１Ｍ／Ｇ３１ｃ、第２Ｍ／Ｇ３２ｃ側から第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２を駆動するが、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２が始動すると第３バッテリ４３からの電力供給をやめる。そして、第１ＯＷＣ７０が系合して、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２が、第１Ｍ／Ｇ３１ｃ、第２Ｍ／Ｇ３２ｃとともに第１回転翼２１および第２回転翼２２を駆動するようになり、以降は第２ＯＷＣ７２の系合が解除されたままになる。

第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２から駆動された第１Ｍ／Ｇ３１ｃ、第２Ｍ／Ｇ３２ｃは発電して、これにより得られた電力は第３モータ３３及び第４モータ３４に供給されて、第３モータ３３及び第４モータ３４が第３回転翼２３及び第４回転翼２４をそれぞれ駆動する。つまり、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２は、第１回転翼２１及び第２回転翼２２を機械的に駆動するとともに、第３回転翼２３及び第４回転翼２４を電気的に駆動する。なお、第１Ｍ／Ｇ３１ｃ、第２Ｍ／Ｇ３２ｃが発電した電力は、必要に応じて第３バッテリ４３の充電にも充てられる。

ここで、各回転翼の定格パワーを１とした場合、第３モータ３３および第４モータ３４も同じくそれぞれ１として、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２はそれぞれ２とするが、第１Ｍ／Ｇ３１ｃと第２Ｍ／Ｇ３２ｃは、後述する非常時に備えてそれぞれ１．５とする。これらの数値は説明のために単純化しているが、実際にはさまざまな効率等を考慮して設定する。

飛行中に、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が、万一故障して停止した場合は、直ちに他方の内燃機関のみによる駆動に切り替える。例えば、第１内燃機関６０が故障した場合は、第２Ｍ／Ｇ３２ｃが発電した電力を、第１Ｍ／Ｇ３１ｃ、第３モータ３３および第４モータ３４に供給して、第２内燃機関６２が全ての回転翼を駆動する。

前述したように、第１Ｍ／Ｇ３１ｃと第２Ｍ／Ｇ３２ｃの容量をそれぞれ１．５としているので、いずれか一方のＭ／Ｇの発電電力を他の３つの回転翼の駆動に配分すると、全ての回転翼の駆動パワーはそれぞれ０．５になる。したがって、単純計算では第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２が正常な場合の半分の揚力で飛行することになる。

第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が故障した非常時にあっては、仮に正常時の６０％の揚力が必要とした場合、一つの手段は、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の非常時短時間出力をそれぞれ２．４として、それに伴って第１Ｍ／Ｇ３１ｃと第２Ｍ／Ｇ３２ｃの容量をそれぞれ増やしておくことが考えられる。もう一つの手段は、第３バッテリ４３の容量を増やして、この第３バッテリ４３から電力を補充して所要の電力をまかなうことである。現実的には、前記の２つの手段を併用することが考えられる。いずれの場合であっても、非常時に第３バッテリ４３から電力を補充するのは、着陸の直前から着陸完了までにすることが、安全上望ましい。

以上説明した第３の実施形態の回転翼航空機１によれば、第１の実施形態の場合と同様に、本発明の動力源である、２基の第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２のうち、一方が失陥した場合に、他方の動力による飛行が可能であり、安全に降下して着陸させることができる。そして、基本的に非常時の動力も内燃機関でまかなうので、残る燃料の許す限り長時間の飛行ができるというメリットがある。

本実施形態は、１基の内燃機関が１つの回転翼を機械的に駆動し、他の回転翼を電気的に駆動する、いわゆるパラレル型のハイブリッド駆動であるが、これを１基の内燃機関が専用のジェネレータと連結して発電させ、この電力ですべての回転翼を駆動する、いわゆるシリーズ型とした場合も、内燃機関とジェネレータの組み合わせを２セット備えて、２系統の動力源としての機能を果たすことができる。

［第４の実施形態］
図８は、本発明の第４の実施形態に係る回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体１０の一部をくりぬいて、図１に対応して描いている。また、図９は、図８の第１駆動軸６０ｄと第１回転翼２１および第２回転翼２２との連結関係を示す模式図であり、進行方向後方から見た図である。ここでは、第３の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については、同じ符号を付しそれらの説明と図示を省略する。

第４の実施形態の第３の実施形態との第１の違いは、第４の実施形態では、それぞれ第５アーム１０ｅ、第６アーム１０ｆに支持された、第５モータ３５で駆動する第５回転翼２５及び第６モータ３６で駆動する第６回転翼２６が追加されて合計６つの回転翼になっていることである。また、第５回転翼２５及び第６回転翼２６は、それぞれ機体１０を前進させる方向の推力を発出するように設置されている。第３の実施形態との第２の違いは、２基の第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２が、それぞれ第１ＯＷＣ７０と第２ＯＷＣ７２と第１駆動軸６０ｄを介して、第１回転翼２１および第２回転翼２２と連結可能になっているとともに、第１駆動歯車６０ｅを介してＭ／Ｇ３１ｃと連結していることである。

すなわち、第１駆動軸６０ｄは、それぞれ第１傘歯車６４ａ及び第２傘歯車６４ｂを介して第１回転翼２１及び第２回転翼２２と連結している。したがって、第１回転翼２１と第２回転翼２２は同じ速度で回転する。

そのため、飛行制御において各回転翼の揚力を自在に制御する必要があるので、同じ回転速度の第１回転翼２１及び第２回転翼２２は、一般的に可変ピッチ翼が必要であるが、第５回転翼２５及び第６回転翼２６の推力を自在に制御することで揚力の補完が可能であり、第１回転翼２１及び第２回転翼２２は固定ピッチ翼で済ますことができる。その他の構成は、基本的に第３の実施形態と同様である。

ここで、各回転翼の定格パワーをそれぞれ１とした場合、第３モータ３３、第４モータ３４、第５モータ３５および第６モータ３６も同じくそれぞれ１として、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２はそれぞれ３として、Ｍ／Ｇ３１ｃは４とする。

次に、第４の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第３の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、前進方向の推力を発出する第５回転翼２５および第６回転翼２６が追加されたことと、第１回転翼２１と第２回転翼２２が駆動軸２０ｄを介して連結されるとともに、Ｍ／Ｇが１つにまとめられたことを除いて、第３の実施形態と基本的に同様であるので、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合についてのみ説明する。

すなわち、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、駆動軸６０ｄを介して第１回転翼２１と第２回転翼２２を機械的に駆動し続けるとともに、Ｍ／Ｇ３１ｃが発電した電力で揚力を発出可能な第３回転翼２３および第４回転翼２４を電気的に駆動する。この場合、第１回転翼２１、第２回転翼２２、第３回転翼２３および第４回転翼２４の４つを駆動するパワーは、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の他方のパワーが３であるので、通常飛行における４つの回転翼における駆動パワーの３／４をまかなうことができる。

以上説明した第４の実施形態の回転翼航空機１によれば、第３の実施形態の場合と同様に、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合も、他方の内燃機関による駆動で安全に下降および着陸することができる。本実施形態においては、前進方向に推力を発出する第５回転翼２５および第６回転翼２６を備えた関係で、通常はより高速な前進飛行が可能であるとともに、非常時においては、第３の実施形態の場合より大きな揚力を得て、安全な下降および着陸ができる。したがって、第３バッテリ４３は第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２を始動するのに必要な容量で済む。

なお、本実施形態における第５回転翼２５および第６回転翼２６は、前進方向の推力を出す例で説明したが、この２つの回転翼も揚力を発出するように配置することができるし、前進方向推力発出と揚力発出との間を変化（チルト）可能にしてもよい。

また、本実施形態は、６つの回転翼を備えた例で説明したが、第５回転翼２５および第６回転翼２６を削除して４つの回転翼の構成にすることができる。その場合は、Ｍ／Ｇ３１ｃの容量を２にすることで、全体として第３の実施形態よりも電機容量を減らすことができる。

本実施形態は、２基の内燃機関が２つの回転翼を機械的に駆動し、他の回転翼を電気的に駆動する、いわゆるパラレル型のハイブリッド駆動であるが、これを２基の内燃機関が１つの専用ジェネレータと連結して発電させ、この電力ですべての回転翼を駆動する、いわゆるシリーズ型とした場合も、２基の内燃機関が、２系統の動力源としての機能を果たすことができる。

［第５の実施形態］
図１０は、本発明の第５の実施形態に係る回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体１０の一部をくりぬいて、図１に対応して描いている。図１１は、図１０の第１駆動軸６０ｄと第２回転翼２２及び第４回転翼２４との連結関係を示す模式図であり、図１０において第１回転翼２１側から見て描いている。ここでは、第３の実施形態及び第４の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については同じ符号を付し、それらの説明と図示を省略する。

第５の実施形態の第３の実施形態との違いは、第５の実施形態では、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２が駆動可能な第１駆動軸６０ｄおよび第２駆動軸６２ｄが、第１回転翼２１から第４回転翼２４の４つの回転翼すべてと機械的に連結していることである。すなわち、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２は、それぞれ第１ＯＷＣ７０及び第２ＯＷＣ７２と、第１駆動歯車６０ｅ、第２駆動歯車６２ｅ及び第３駆動歯車６２ｆを介して、第１駆動軸６０ｄおよび第２駆動軸６２ｄを駆動可能であるとともに、第４の実施形態の場合と同様に、第４駆動歯車６２ｇを介してＭ／Ｇ３１ｃと連結可能である。第１駆動歯車６０ｅ及び第２駆動歯車６２ｅは傘歯車であり、第１駆動軸６０ｄと第２駆動軸６２ｄは、機体１０のほぼ中央部で重なって見えるが、両者は上下方向に隙間を有している。

第１内燃機関６０と第２内燃機関６２、並びに第１駆動軸６０ｄと第２駆動軸６２ｄは、それぞれ同士が同じ回転速度で回転するように、上記の各歯車の歯数比を設定するのが望ましい。また、第１駆動軸６０ｄ及び第２駆動軸６２ｄと、第１～第４傘歯車６４ａ、６４ｂ、６４ｃ、６４ｄを介して連結された、第１回転翼２１から第４回転翼２４の４つの回転翼は、同じ回転速度で回転する。したがって、それぞれの回転翼が発出する揚力を自在に制御するために、第１回転翼２１から第４回転翼２４は、それぞれ可変ピッチ翼であるが、回転翼のピッチを可変にするための構成は周知であるので、アクチュエータを含めて図示を省略した。なお、第２回転翼２２と第４回転翼２４は、互いに周方向に隣合っていないので、両者は同じ方向に回転するため、第２傘歯車６４ｂと第３４傘歯車６４ｄの噛み合い関係は、図９に示した例と異なる。

次に、第５の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第３の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、４つの回転翼の全てを第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２が、一緒に機械的に駆動可能にしたことを除いて、第３の実施形態と基本的に同様であるので、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合についてのみ説明する。

すなわち、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、第１回転翼２１から第４回転翼２４のすべての回転翼を駆動する。したがって、単純には４つの回転翼の合計揚力は正常時の半分になる。ここでも、第３の実施形態において説明したように、必要に応じて、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の非常時定格出力を増すか、あるいはＭ／Ｇ３１ｃに対して容量を増した第３バッテリ４３から電力を供給しての加勢が可能である。

以上説明した第５の実施形態の回転翼航空機１によれば、第３の実施形態の場合と同様に、第１内燃機関６０及び第２内燃機関６２の一方が失陥した場合も、他方の内燃機関により全ての回転翼を駆動するので、安全に下降・着陸することができる。本実施形態においても、第３バッテリ４３の容量を最小限にすることが可能である。

なお、本実施形態においても、第４の実施形態の場合と同様に、Ｍ／Ｇ３１ｃの容量を増やしてモータで駆動可能な回転翼を追加することができる。

以上、本発明の回転翼航空機の概要を説明したが、各実施形態に共通しているのは、バッテリか内燃機関かを問わず、本発明の動力源を２系統として、一方が失陥した場合に他方が任務を継続して、少なくとも通常の半分の揚力を発揮し続けることである。これにより、動力源の一方が失陥した場合でも安全に降下・着陸することができる。これは、回転翼航空機が市街地上空を飛行するのに欠かせない特性といえる。

本発明の回転翼航空機の具体的な構成は、各実施形態で図示した内容にこだわることなく、各実施形態において説明した特徴同士を組み合わせるなど、種々の工夫をこらした態様で実施することができる。

本発明の回転翼航空機は、有人飛行、無人飛行に関係なく実施できるし、大型で長距離飛行を要求される物品の運搬のみでなく、人の輸送に用いることができる。

１ 回転翼航空機
１０ 機体
２１、２１ａ、２１ｂ、２２、２２ａ、２２ｂ、２３、２３ａ、２３ｂ、２４、２５、２６、２７、２８ 回転翼
３１、３１ａ、３１ｂ、３２、３２ａ、３２ｂ、３３、３３ａ、３３ｂ、３４、３５、３６、３７、３８ モータ
３１ｃ、３２ｃ モータ／ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）
４１ 第１バッテリ
４２ 第２バッテリ
４３ 第３バッテリ
５１ 第１コントロ－ラ
５２ 第２コントロ－ラ
５３ 中央コントロ－ラ
６０ 第１内燃機関
６２ 第２内燃機関
７０ 第１ワンウエイクラッチ（ＯＷＣ）
７２ 第２ワンウエイクラッチ（ＯＷＣ）

Claims (7)

1. 機体に、揚力を発出する少なくとも４つの回転翼と、第１動力源及び第２動力源を備え、前記第１動力源及び第２動力源が、前記回転翼を、一緒になって又は分担して駆動し、前記第１動力源及び第２動力源の一方が失陥した場合に、他方が前記回転翼を駆動し続けるように構成したことを特徴とする回転翼航空機。
2. 前記回転翼はモータと連結しており、前記第１動力源を第１バッテリ、前記第２動力源を第２バッテリとしたとき、前記第１動力源及び第２動力源が、前記回転翼を半数ずつ分担して駆動することを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機。
3. 前記機体に設けた少なくとも３つのアームの上側と下側に、それぞれ前記回転翼を有して、前記第１動力源及び第２動力源の一方が上側の前記回転翼を駆動し、他方が下側の前記回転翼を駆動することを特徴とする請求項１又は２に記載の回転翼航空機。
4. 前記第１バッテリ及び第２バッテリの他に、第３バッテリをさらに備え、前記第１バッテリ及び第２バッテリの一方が失陥した場合に、前記第３バッテリが、前記失陥した前記バッテリの代わりに、前記モータに電力を供給可能にしたことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
5. 前記第１動力源を第１内燃機関、前記第２動力源を第２内燃機関としたとき、前記第１内燃機関と前記第２内燃機関は、前記４つの回転翼のうち少なくとも２つの前記回転翼を、それぞれ第１ワンウエイクラッチを介して機械的に駆動可能したことを特徴とする請求項１に記載の回転翼航空機。
6. 前記第１内燃機関および前記第２内燃機関と連結可能なモータ・ジェネレータを有して、前記第１内燃機関および前記第２内燃機関と前記モータ・ジェネレータとの間に、低速回転において、前記モータ・ジェネレータが前記第１内燃機関および前記第２内燃機関を駆動可能な第２ワンウエイクラッチを備えたことを特徴とする請求項５に記載の回転翼航空機。
7. ４つの前記回転翼の他に、前記第１動力源及び第２動力源の駆動で前記機体が進行方向に向かう推力を発出する、少なくとも１つの回転翼をさらに備え、前記第１動力源及び第２動力源の一方が失陥した場合に、他方が４つの前記回転翼を駆動して、正常時の半分以上の揚力を発出することを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載の回転翼航空機。

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