JP2023087497A - ハイブリッド回転翼航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】主として内燃機関で回転翼を駆動するハイブリッド回転翼航空機において、バッテリを不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ますこと。【解決手段】第１内燃機関（２０）と第２内燃機関（２２）の少なくとも２基の内燃機関と、第１回転翼（１２ａ）～第４回転翼（１２ｄ）の少なくとも４つの回転翼を備え、第１内燃機関（２０）と第２内燃機関（２２）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（３０）を介して機械的に駆動可能であり、第１内燃機関（２０）と第２内燃機関（２２）のうちの一方が失陥した場合に、他方が４つの回転翼を駆動可能に構成した。【選択図】図１

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、主として内燃機関を動力源とする、回転翼（プロペラ）を４つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機に関する。

従来、主として内燃機関を動力源とする、回転翼を４つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機としては、内燃機関の動力で発電機を駆動して、そこで得られた電力を各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、上記従来の内燃機関を動力源とする、回転翼を４つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機にあっては、バッテリを主動力源とする方式に比べて飛行可能時間が長い特徴を有するが、万一内燃機関が故障で失陥した場合の安全確保のために、内燃機関の少なくとも半分程度のパワーを出力可能な容量のバッテリが必要という問題があった。

特表２０１９－５０１０５７号公報

本発明が解決しようとする課題は、内燃機関が故障で失陥した場合の安全確保のために、動力源をパワー密度の低いバッテリに依存するので、搭載するバッテリの容量が大きくなって、製造コストが高いこと、また重量が重くなることから飛行におけるエネルギ消費が大きいという点である。

すなわち、本発明の目的は、基本的にバッテリ（ただし内燃機関始動用バッテリ分を除く）を不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ませて、製造コストが安く、重量が軽いハイブリッド回転翼航空機を得ることにある。

本発明のハイブリッド回転翼航空機は、機体に、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２基の内燃機関と、第１回転翼～第４回転翼の少なくとも４つの回転翼を備え、第１内燃機関及び第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であり、第１内燃機関及び第２内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が４つの回転翼を駆動し続けるように構成した。

第１内燃機関及び第２内燃機関により機械的に駆動可能な回転翼が、モータ・ジェネレータと連結したことが好ましい。

第１内燃機関及び第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内燃機関及び第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つの回転翼のうち少なくとも２つは、モータと連結し、モータ・ジェネレータが発電した電力で駆動可能としたことも好ましい。

４つの回転翼の他に少なくとも１つの回転翼をさらに備え、これを、機体が進行方向に向かう推力を発出させるように配置したことも好ましい。

第１内燃機関及び第２内燃機関により機械的に駆動可能な回転翼を、機体の進行方向後ろ側に配置したことも好ましい。

第１内燃機関と第２内燃機関が、４つの回転翼を機械的に駆動可能に構成したことことも好ましい。

本発明のハイブリッド回転翼航空機によれば、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２基の内燃機関を備えて、２基の内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が揚力を発出する全ての回転翼を駆動可能としたため、基本的にバッテリを不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ませることができるので、製造コストが安く重量が軽いハイブリッド回転翼航空機を得ることができる。

本発明の第１の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図１のハイブリッド回転翼航空機における内燃機関から回転翼に至る駆動系を示す模式図である。 図１のハイブリッド回転翼航空機におけるワンウエイクラッチの構成を示す断面図である。 本発明の第２の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図４のハイブリッド回転翼航空機における駆動軸から回転翼に至る駆動系を示す模式図である。 本発明の第３の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図６のハイブリッド回転翼航空機における駆動軸から回転翼に至る駆動系を示す模式図である。

以下、本発明に係るハイブリッド回転翼航空機を、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の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機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、ハイブリッド回転翼航空機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の第１回転翼１２ａと第１内燃機関２０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である。図３は、図２の第１ワンウエイクラッチ（以降、ＯＷＣと記述する）３０と第２ＯＷＣ３２の構成を表す断面図である。

ハイブリッド回転翼航空機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１０ａ、第２アーム１０ｂ、第３アーム１０ｃ及び第４アーム１０ｄと、これら４つのアームにそれぞれ回転自在に支持された、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄが設けられている。

第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂは、図２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）１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂと連結している。なお、第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂと第１Ｍ／Ｇ１４ａ及び第２Ｍ／Ｇ１４ｂの間に、必要に応じて減速歯車を備えても良い。第１Ｍ／Ｇ１４ａ及び第２Ｍ／Ｇ１４ｂは、それぞれ第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２とを介して第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２と連結可能である。なお、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２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／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂは、それぞれ第１内燃機関２０又は第２内燃機関２２から駆動されて発電することができるとともに、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方の駆動力が失陥した場合に、他方のＭ／Ｇが失陥した側のＭ／Ｇに電力を供給して、第１回転翼１２ａ又は第２回転翼１２ｂを駆動可能である。

図示は省略するが、第３回転翼１２ｃ、第４回転翼１２ｄは、それぞれと連結した、第３モータ１６ｃ、第４モータ１６ｄにより駆動可能である。なお、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄは、周知のように、図１において周方向に隣合った回転翼同士が互いに逆回転する。これは、以降の各実施形態において共通する。

ここで、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の詳細を、図３を参照して説明する。なお、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２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３は第１内燃機関２０の出力軸２０ａと第１回転翼１２ａと連結した外輪３０ａが、時計回りする場合を例に描いている。また、図２では、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２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３に示すように第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２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１ＯＷＣ３０は、第１出力軸２０ａ（又は第２出力軸２２ａ）の外周の等分３カ所に形成した３カ所のポケット２０ｂ（２２ｂ）に、それぞれ揺動可能な爪体３０ｃを収納している。図のように、爪体３０ｃは外輪３０ａの内周に形成したノッチ３０ｄ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３０ｃをノッチ３０ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ３０ｄ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２ＯＷＣ３２は、外輪３０ａの内周の等分３カ所に形成したポケット３２ｂに、それぞれ揺動可能な爪体３２ｃを収納している。爪体３２ｃは、第１出力軸２０ａと外輪３０ａ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２０ａの外周に形成したノッチ３２ｄ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３２ｃをノッチ３２ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ３２ｄ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３２ｃが揺動してノッチ３２ｄと系合するのは、第１内燃機関２２を始動する低速回転時のみであり、後述の離陸後においては、遠心力の作用で爪体３２ｃは図３のようにポケット３２ｂに収納される。

第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の両者に共通するが、ノッチ３０ｄとノッチ３２ｄ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カ所に、ポケット２０ｂとポケット３２ｂが設けられているからである。したがって、第１出力軸２０ａと外輪３０ａとの回転方向の位相が図の状態からずれて、爪体３０ｃと爪体３２ｃとが接する状態にあっては、爪体３０ｃ及び爪体３２ｃはノッチ３０ｄ及びノッチ３２ｄと噛み合わずにスキップする。むろん、図２のように第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２を軸方向に並べて配置した場合は、ノッチ３０ｄとノッチ３２ｄ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１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の相互の干渉を防ぐため、図３に示したように、それぞれの爪体３０ｃと爪体３２ｃが、同時に相手のノッチ３０ｄ及びノッチ３２ｄと系合することがない点である。

本実施形態のハイブリッド回転翼航空機１は、図示を省略するが、ハイブリッド回転翼航空機１の作動全体を制御するコントローラ、燃料タンク、バッテリ、各モータ及びＭ／Ｇの監視センサ、高度センサ、通信装置、カメラ、及びＧＰＳ（全地球測位システム）や、必要に応じて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Ｍ／Ｇの監視による内燃機関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、コントローラを介して行われる。なお、後述の内燃機関の始動以外の、内燃機関にかかわる電気系統は、第1内燃機関２０及び第２内燃機関２２にそれぞれ備えることが望ましい。これらは、以降の各実施形態にも共通する。

次に、第１の実施形態の動作及び作用について説明する。初めに、バッテリから第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂに電力を供給してこれらを回転させ、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を回転させて始動する。この際に、前述したように第２ＯＷＣ３２の作用で第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂ側から第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を駆動するが、これらがが始動するとバッテリからの電力供給をやめて、つづいて第１ＯＷＣ３０が系合して、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が、第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂとともに第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂを駆動するようになり、以降は第２ＯＷＣ３２の系合が解除される。

第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２から駆動された第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂは発電して、これにより得られた電力は第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄに供給されて、第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄが第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄをそれぞれ駆動する。つまり、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂを機械的に駆動するとともに、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄを電気的に駆動する。

第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の動力で回転する、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄは揚力を発出して、これら４つの回転翼の回転速度を制御することで、周知のようにハイブリッド回転翼航空機１を離陸させ、上昇・空中停止（ホバリング）・飛行・方向転換・降下・着陸を、自在に制御することができる。

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１６ｃ及び第４モータ１６ｄも同じくそれぞれ１として、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２はそれぞれ２とするが、第１Ｍ／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂ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２０及び第２内燃機関２２の一方が、万一故障して失陥した場合は、コントローラの指示で直ちに他方の内燃機関による駆動に切り替える。例えば、第１内燃機関２０が失陥した場合は、第２Ｍ／Ｇ１４ｂが発電した電力を、第１Ｍ／Ｇ１４ｂ、第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄに供給して、第２内燃機関２２が全ての回転翼を駆動し続ける。

前述したように、第１Ｍ／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂ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、バッテリからの電力補充がないとしたら、単純計算では第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２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２０及び第２内燃機関２２の一方が故障した非常時にあって、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２０及び第２内燃機関２２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／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂ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、バッテリ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、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の始動に必要な電力をまかなう以上の容量のバッテリを搭載するので、前記の２つの手段の併用が考えられる。

いずれの場合であっても、非常時にバッテリ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１の実施形態のハイブリッド回転翼航空機１によれば、２基の第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２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、バッテリに大きく頼ることなく、安全に降下して着陸させることができる。したがって、重量が重く製造コストの高いバッテリの搭載容量を最小限にできるので、機体１０の重量及び製造コストを抑える効果と、燃料消費を抑える効果が期待できる。そして、基本的に非常時の動力を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もある。

［第２の実施形態］
図４は、本発明の第２の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機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５は、図４の第１駆動軸２０ｄと第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｃ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、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１６ｅで駆動する第５回転翼１２ｅ及び第６モータ１６ｆで駆動する第６回転翼１２ｆ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１２ｅ及び第６回転翼１２ｆは、それぞれ機体１０の前進方向の推力を発出するように設置されている。第１の実施形態との第２の違いは、２基の第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が、駆動軸２０ｄを介して第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂと連結可能になっているとともに、１つのＭ／Ｇ１４が駆動軸２０ｄと連結していることである。

すなわち、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、それぞれ第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２と、第１駆動歯車２０ｅ及び第２駆動歯車２２ｅを介して駆動軸２０ｄと連結しており、駆動軸２０ｄは第１傘歯車１８ａ及び第２傘歯車１８ｂを介して第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂと連結している。また、Ｍ／Ｇ１４も、第１駆動歯車２０ｅを介して駆動軸２０ｄと連結している。したがって、第１回転翼１２ａと第２回転翼１２ｂは同じ速度で回転する。

一般的に、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１２ａ及び第２回転翼１２ｂは、可変ピッチ翼にする必要があるが、第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆの推力を自在に制御することで揚力の補完が期待できるので、第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂは固定ピッチ翼で済ましてもよい。その他の構成は、基本的に第１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１６ｃ、第４モータ１６ｄ、第５モータ１６ｅ及び第６モータ１６ｆも同じくそれぞれ１として、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２はそれぞれ３として、Ｍ／Ｇ１４ａは４とする。

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、前進方向の推力を発出する第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆが追加されたことと、第１回転翼１２ａと第２回転翼１２ｂ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１の実施形態と基本的に同様であるので、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が故障で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２０及び第２内燃機関２２の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、駆動軸２０ｄを介して第１回転翼１２ａと第２回転翼１２ｂを機械的に駆動するとともに、Ｍ／Ｇ１４が発電した電力で揚力を発出可能な第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄを電気的に駆動する。この場合、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄの４つを駆動するパワーは、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の他方のパワーが３であるので、通常飛行で４つの回転翼が発する駆動パワーの３／４をまかなうことができる。

以上説明した第２の実施形態のハイブリッド回転翼航空機１によれば、第１の実施形態の場合と同様に、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２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及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１２ｅ及び第６回転翼１２ｆを備えた関係で、通常はより高速な飛行が可能であるとともに、非常時においてバッテリからの電力補充がなくても、正常時の３／４の揚力を確保して安全な下降及び着陸ができる。したがって、バッテリは第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を始動するのに必要な容量で済むので、機体１０の重量及び製造コストの面でメリットがある。

なお、本実施形態における第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆ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可変（チルト可能）にしてもよい。また、揚力を発出可能な回転翼をさらに追加することも可能である。

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１２ｅ及び第６回転翼１２ｆ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／Ｇ１４の容量を２にすることで、全体として第１の実施形態よりも電機容量を減らすことができる。

［第３の実施形態］
図６は、本発明の第３の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機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７は、第１駆動軸２０ｄと第１回転翼１２ａ及び第４回転翼１２ｄとの連結関係を示す模式図であり、図６において第２回転翼１２ｂ側から見て描いている。ここでは、第１の実施形態及び第２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の実施形態との違いは、第３の実施形態では、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が駆動可能な第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄが、それぞれ第１回転翼１２ａ並びに第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ並びに第３回転翼１２ｃと連結していることである。すなわち、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、それぞれ第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２と、第１駆動歯車２０ｅ、第２駆動歯車２２ｅ及び第３駆動歯車２２ｆを介して、第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄを駆動可能であるとともに、第２の実施形態と同様に第４駆動歯車２２ｇを介してＭ／Ｇ１４と連結可能である。第１駆動歯車２０ｅ及び第２駆動歯車２２ｅは傘歯車であり、第１駆動軸２０ｄと第２駆動軸２２ｄ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２０と第２内燃機関２２、並びに第１駆動軸２０ｄと第２駆動軸２２ｄは、それぞれ同士が同じ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２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄと、第１～第４傘歯車１８ａ、１８ｂ、１８ｃ、１８ｄを介して連結された、第１回転翼１２ａ、第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ及び第３回転翼１２ｃ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１２ａ、第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ及び第３回転翼１２ｃ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１回転翼１２ａと第４回転翼１２ｄ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１傘歯車１８ａと第４傘歯車１８ｄの噛み合い関係は、図５に示した例と異なる。

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。上述したように、４つの回転翼の全てを第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２とで機械的に駆動可能にしたことを除いて、第１の実施形態と基本的に同様であるので、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が故障で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２０及び第２内燃機関２２の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、正常時と同様に第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄと連結した、第１回転翼１２ａ及び第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ及び第３回転翼１２ｃを駆動する。したがって、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１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２０及び第２内燃機関２２の非常時定格出力を増しておくか、あるいは、Ｍ／Ｇ１４に対して容量を増したバッテリ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３の実施形態のハイブリッド回転翼航空機１によれば、第１の実施形態の場合と同様に、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２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、安全に下降及び着陸することができる。本実施形態においても、バッテリの容量を最小限にすることが可能であり、機体１０の重量及び製造コストの面でメリットがある。

本実施形態においても、第２の実施形態の場合と同様に、Ｍ／Ｇ１４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、本発明のハイブリッド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、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を備えて、万一の場合の安全性を確保しながら、バッテリの容量を必要最小限にすることができる点である。これにより製造コストを削減するとともに、機体１の重量が軽くなるので燃料消費を抑える効果が期待できる。

本発明のハイブリッド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、例えば、第１の実施形態において第３回転翼１６ｃ及び第４回転翼１６ｄをチルト可能にすることや、各実施形態の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。

本発明のハイブリッド回転翼航空機は、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 ハイブリッド回転翼航空機
１０ 機体
１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ，１２ｅ、１２ｆ 回転翼
１４、１４ａ、１４ｂ モータ／ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）
１６ｃ、１６ｄ，１６ｅ、１６ｆ モータ
１８ａ、１８ｂ、１８ｃ、１８ｄ 傘歯車
２０ 第１内燃機関
２２ 第２内燃機関
３０ 第１ワンウエイクラッチ（ＯＷＣ）
３２ 第２ワンウエイクラッチ（ＯＷＣ）

Claims (7)

1. 機体に、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２基の内燃機関と、第１回転翼～第４回転翼の少なくとも４つの回転翼を備え、前記第１内燃機関及び前記第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であり、前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が前記４つの回転翼を駆動し続けることを特徴とするハイブリッド回転翼航空機。
2. 前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関により機械的に駆動可能な前記回転翼が、モータ・ジェネレータと連結したことを特徴とする請求項１に記載のハイブリッド回転翼航空機。
3. 前記第１内燃機関及び前記第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内燃機関及び前記第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２に記載のハイブリッド回転翼航空機。
4. ４つの前記回転翼のうち少なくとも２つは、モータと連結し、前記モータ・ジェネレータが発電した電力で駆動可能としたことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
5. ４つの前記回転翼の他に少なくとも１つの回転翼をさらに備え、これを、前記機体が進行方向に向かう推力を発出させるように配置したことを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
6. 前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関により機械的に駆動可能な前記回転翼を、前記機体の進行方向後ろ側に配置したことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
7. 前記第１内燃機関と前記第２内燃機関が、４つの前記回転翼を機械的に駆動可能に構成したことを特徴とする請求項１又は２に記載のハイブリッド回転翼航空機。

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