JP2023147339A - 航空機の制御装置 - Google Patents
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Abstract
【課題】電力供給源の複数のバッテリ間の残量差を略均等にする技術を提供する。【解決手段】電動モータ制御部は、各バッテリ50のSOCとの差が第1所定値以上である場合、SOCが低いバッテリ50の電力により動作するクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させて、SOCが高いバッテリ50の電力により動作するクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを増加させる。【選択図】図6
Description
本発明は、航空機の制御装置に関する。
下記特許文献1には、ハイブリッドプロパルジョンアーキテクチャが開示されている。当該ハイブリッドプロパルジョンアーキテクチャは、4つの電動プロパルジョンシステムを有する。各電動プロパルジョンシステムは、プロペラを駆動する電動モータを有する。当該ハイブリッドプロパルジョンアーキテクチャは、電力供給源として、発電機を備える第1電力供給源と、バッテリを備える第2電力供給源とを有する。第1電力供給源は、4つの電動プロパルジョンシステムに対して設けられ、4つの電動プロパルジョンシステムに電力を供給する。第2電力供給源は、各電動プロパルジョンシステムに対して設けられ、各電動プロパルジョンシステムに電力を供給する。
上記特許文献1に開示された技術では、各電動プロパルジョンシステムにおける要求電力の合計が、第1電力供給源から供給可能な電力を上回る場合、各電動プロパルジョンシステムに対して各第2電力供給源から電力が供給される。各第2電力供給源のバッテリの残量の間に差がある場合、一部の電動プロパルジョンシステムでは電力が十分に供給されるにも関わらず、別の一部の電動プロパルジョンシステムでは電力が不足する課題がある。
本発明は、上述した課題を解決することを目的とする。
本発明の態様は、電力を発生する1以上の発電機と、電力を蓄電する1以上の第1バッテリと、前記発電機及び前記第1バッテリから供給される電力により動作する1以上の第1電動モータと、アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第1バッテリ側に接続される1以上の第1ダイオードと、電力を蓄電する1以上の第2バッテリと、前記発電機及び前記第2バッテリから供給される電力により動作する1以上の第2電動モータと、アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第2バッテリ側に接続される1以上の第2ダイオードと、機体に推力を発生させる複数のロータと、を有する航空機の制御装置であって、当該制御装置は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれを制御する電動モータ制御部と、前記第1バッテリ及び前記第2バッテリのそれぞれのSOC(State Of Charge)を監視するバッテリ監視部と、を有し、前記ロータのぞれぞれは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの一方、又は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動され、前記電動モータ制御部は、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、前記第1電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を減少させて、前記第1電動モータにおける消費電力を減少させるとともに、前記第2電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を増加させる。
本発明により、各バッテリのSOCを略均等にできる。
〔第1実施形態〕
[航空機の構成]
図1は、航空機10の模式図である。本実施形態の航空機10は、電動垂直離着陸機(eVTOL機)である。航空機10は、電動モータによりロータが駆動される。航空機10は、ロータにより垂直方向の推力と水平方向の推力を発生させる。また、航空機10は、ハイブリッド航空機である。航空機10は、電動モータの電源として、発電機とバッテリとを有する。航空機10は、発電機により発電された電力が電動モータに供給される。発電機により発電された電力が要求される電力に対して不足する場合、バッテリに蓄電された電力が電動モータに供給される。
[航空機の構成]
図1は、航空機10の模式図である。本実施形態の航空機10は、電動垂直離着陸機(eVTOL機)である。航空機10は、電動モータによりロータが駆動される。航空機10は、ロータにより垂直方向の推力と水平方向の推力を発生させる。また、航空機10は、ハイブリッド航空機である。航空機10は、電動モータの電源として、発電機とバッテリとを有する。航空機10は、発電機により発電された電力が電動モータに供給される。発電機により発電された電力が要求される電力に対して不足する場合、バッテリに蓄電された電力が電動モータに供給される。
航空機10は、機体12を有する。機体12には、コックピット、キャビン等が設けられる。コックピットには、パイロットが搭乗し、航空機10の操縦をする。キャビンには、搭乗者等が搭乗する。航空機10は、自動で操縦されてもよい。
航空機10は、前翼14及び後翼16を有する。航空機10が前方に移動する場合に、前翼14及び後翼16のそれぞれにおいて揚力が発生する。
航空機10は、8つのVTOLロータ18Vを有する。8つのVTOLロータ18Vとは、ロータ18V1、ロータ18V2、ロータ18V3、ロータ18V4、ロータ18V5、ロータ18V6、ロータ18V7及びロータ18V8である。
ロータ18V1、ロータ18V3、ロータ18V5及びロータ18V7は、機体12の左右方向の中心線Aに対して左方に配置される。ロータ18V2、ロータ18V4、ロータ18V6及びロータ18V8は、中心線Aに対して右方に配置される。すなわち、中心線Aに対して左方に4つのVTOLロータ18Vが配置され、中心線Aに対して右方に4つのVTOLロータ18Vが配置される。VTOLロータ18Vは、本発明の垂直ロータに相当する。
機体12の中心線A上に、航空機10の重心Gが位置する。航空機10を上方から見た状態で、重心Gは、機体12の前後方向においてロータ18V4とロータ18V6との間に位置する。また、重心Gは、機体12の前後方向においてロータ18V3とロータ18V5との間に位置する。
航空機10を上方から見た状態で、ロータ18V8は、重心Gに対してロータ18V1と点対称な位置に設けられる。ロータ18V7は、重心Gに対してロータ18V2と点対称な位置に設けられる。ロータ18V6は、重心Gに対してロータ18V3と点対称な位置に設けられる。ロータ18V5は、重心Gに対してロータ18V4と点対称な位置に設けられる。
各VTOLロータ18Vに対して、1つのVTOL電動モータ20Vが設けられる。すなわち、ロータ18V1に対して、電動モータ20V1_1が設けられる。ロータ18V2に対して、電動モータ20V2_2が設けられる。ロータ18V3に対して、電動モータ20V3_2が設けられる。ロータ18V4に対して、電動モータ20V4_1が設けられる。ロータ18V5に対して、電動モータ20V5_1が設けられる。ロータ18V6に対して、電動モータ20V6_2が設けられる。ロータ18V7に対して、電動モータ20V7_2が設けられる。ロータ18V8に対して、電動モータ20V8_1が設けられる。各VTOL電動モータ20Vにより、各VTOLロータ18Vが駆動される。
各VTOLロータ18Vは、主に機体12の上方に向けて推力を発生する。各VTOLロータ18Vは、ロータの回転数、及び、ブレードのピッチ角度が調整されることにより、推力が制御される。ブレードのピッチ角度等の他の条件が一定であれば、VTOL電動モータ20Vの出力パワーが大きくなるほど、VTOLロータ18Vにより発生する推力は大きくなる。各VTOLロータ18Vは、主に、垂直離陸時、垂直離陸から巡航への移行時、巡航から垂直着陸への移行時、垂直着陸時、空中停止時等において使用される。また、各VTOLロータ18Vは、姿勢制御時に使用される。
各VTOLロータ18Vにおける推力が制御されることにより、機体12に対して主に上方に推進力を作用させる。各VTOLロータ18Vにおける推力が制御されることにより、機体12に対してロールモーメント、ピッチモーメント、及び、ヨーモーメントを作用させる。
航空機10は、2つのクルーズロータ22Cを有する。2つのクルーズロータ22Cとは、ロータ22C1及びロータ22C2である。ロータ22C1及びロータ22C2は、機体12の後部に取り付けられる。ロータ22C1は、中心線Aに対して左方に配置される。ロータ22C2は、中心線Aに対して右方に配置される。すなわち、中心線Aに対して左方に1つのクルーズロータ22Cが配置され、中心線Aに対して右方に1つのクルーズロータ22Cが配置される。クルーズロータ22Cは、本発明の水平ロータに相当する。
各クルーズロータ22Cに対して、2つのクルーズ電動モータ24Cが設けられる。すなわち、ロータ22C1に対して、電動モータ24C1_1及び電動モータ24C2_2が設けられる。ロータ22C2に対して、電動モータ24C3_1及び電動モータ24C4_2が設けられる。2つのクルーズ電動モータ24Cにより、1つのクルーズロータ22Cが駆動される。
各クルーズロータ22Cは、主に機体12の前方に向けて推力を発生する。各クルーズロータ22Cは、ロータの回転数、及び、ブレードのピッチ角度が調整されることにより、推力が制御される。ブレードのピッチ角度等の他の条件が一定であれば、クルーズ電動モータ24Cの出力パワーが大きくなるほど、クルーズロータ22Cにより発生する推力は大きくなる。各クルーズロータ22Cは、主に、垂直離陸から巡航への移行時、巡航時、巡航から垂直着陸への移行時等において使用される。各クルーズロータ22Cにおける推力が制御されることにより、機体12に対して主に前方に推進力を作用させる。
[電力供給システムの構成]
図2は、電力供給システム26の構成を示す模式図である。
図2は、電力供給システム26の構成を示す模式図である。
航空機10は、第1駆動系統28の駆動源として、電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1、電動モータ24C1_1及び電動モータ24C3_1を有する。以下では、電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1及び電動モータ20V8_1を、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vと記載することがある。また、電動モータ24C1_1及び電動モータ24C3_1を、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cと記載することがある。第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V、及び、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cは、本発明の第1電動モータに相当する。
航空機10は、第2駆動系統30の駆動源として、電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2、電動モータ24C2_2及び電動モータ24C4_2を有する。以下では、電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2及び電動モータ20V7_2を、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vと記載することがある。電動モータ24C2_2及び電動モータ24C4_2を、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cと記載することがある。第2駆動系統30のVTOL電動モータ20V、及び、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cは、本発明の第2電動モータに相当する。
電力供給システム26は、2つの主電源装置32、及び、4つの補助電源装置34を有する。電力供給システム26は、4つの負荷モジュール36に電力を供給する。
2つの主電源装置32とは、第1主電源装置32a及び第2主電源装置32bを示す。4つの補助電源装置34とは、第1補助電源装置34a、第2補助電源装置34b、第3補助電源装置34c及び第4補助電源装置34dを示す。4つの負荷モジュール36とは、第1負荷モジュール36a、第2負荷モジュール36b、第3負荷モジュール36c及び第4負荷モジュール36dを示す。
電力供給システム26は、2つの電力供給回路38を有する。2つの電力供給回路38とは、第1電力供給回路38a及び第2電力供給回路38bを示す。第1電力供給回路38aと第2電力供給回路38bとは、互いに接続されておらず、独立して設けられる。
各電力供給回路38は、主電源回路40、及び、補助電源回路42を有する。主電源回路40は、主電源装置32毎に設けられる。補助電源回路42は、補助電源装置34毎に設けられる。
各主電源装置32は、ガスタービン44、発電機46及びパワーコントロールユニット(以下、PCUと記載する)48を有する。ガスタービン44は、発電機46を駆動する。これにより、発電機46は発電を行う。PCU48は、発電機46により発電された交流電力を直流電力に変換して主電源回路40に出力する。ガスタービン44を始動させる場合、PCU48は、主電源回路40により供給された直流電力を交流電力に変換して発電機46に出力する。PCU48から入力された交流電力により発電機46が動作し、発電機46はガスタービン44を駆動する。
以下では、第1主電源装置32aにおける発電機46を、第1発電機46aと記載することがある。また、第2主電源装置32bにおける発電機46を、第2発電機46bと記載することがある。
各補助電源装置34は、バッテリ50を有する。バッテリ50は、主電源装置32から供給された直流電力により充電される。以下では、第1補助電源装置34aにおけるバッテリ50を、第1バッテリ50aと記載することがある。また、第2補助電源装置34bにおけるバッテリ50を、第2バッテリ50bと記載することがある。また、第3補助電源装置34cにおけるバッテリ50を、第3バッテリ50cと記載することがある。また、第4補助電源装置34dにおけるバッテリ50を、第4バッテリ50dと記載することがある。第1バッテリ50a及び第2バッテリ50bは、本発明の第1バッテリに相当する。第3バッテリ50c及び第4バッテリ50dは、本発明の第2バッテリに相当する。
第1バッテリ50a及び第2バッテリ50bは、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V及び第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cに電力を供給する。すなわち、第1バッテリ50a及び第2バッテリ50bは、第1駆動系統28の蓄電装置として機能する。以下では、第1バッテリ50a及び第2バッテリ50bのそれぞれを、第1駆動系統28のバッテリ50と記載することがある。第3バッテリ50c及び第4バッテリ50dは、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20V及び第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cに電力を供給する。すなわち、第3バッテリ50c及び第4バッテリ50dは、第2駆動系統30の蓄電装置として機能する。以下では、第3バッテリ50c及び第4バッテリ50dのそれぞれを、第2駆動系統30のバッテリ50と記載することがある。
各負荷モジュール36は、2つのVTOL駆動ユニット52、及び、1つのクルーズ駆動ユニット54を有する。
各VTOL駆動ユニット52は、インバータ56及びVTOL電動モータ20Vを有する。インバータ56は、主電源回路40により供給された直流電力を三相の交流電力に変換して、VTOL電動モータ20Vに出力する。
クルーズ駆動ユニット54は、インバータ58及びクルーズ電動モータ24Cを有する。インバータ58は、主電源回路40により供給された直流電力を三相の交流電力に変換して、クルーズ電動モータ24Cに出力する。
第1負荷モジュール36a及び第3負荷モジュール36cのそれぞれは、コンバータ60を有る。コンバータ60は、主電源装置32から供給された直流電力の電圧を降圧させて、直流電力により動作する機器に出力する。直流電力により動作する機器とは、例えば、PCU48、インバータ56、インバータ58等を冷却する冷却装置である。
各主電源回路40は、1つの共有バス62、1つの遮断装置64、2つの遮断装置66、1つの電流センサ68及び2つの電流センサ70を有する。
共有バス62は、1つの主電源装置32と、2つの負荷モジュール36とを接続する。共有バス62により、2つの負荷モジュール36が、主電源装置32に対して並列に接続される。
遮断装置64は、主電源装置32と共有バス62との間に設けられる。遮断装置64は、主電源装置32と共有バス62との間を電流が流れる導通状態と、主電源装置32と共有バス62との間の電流の流れが遮断される遮断状態とを切り換える。遮断装置64は、コンタクタ64a及びコンタクタ64bを有する。コンタクタ64aは、主電源回路40の正極の配線に設けられる。コンタクタ64bは、主電源回路40の負極の配線に設けられる。遮断装置64は、コンタクタ64a及びコンタクタ64bの一方のみを有してもよい。
各遮断装置66は、各負荷モジュール36と共有バス62との間に設けられる。遮断装置66は、各負荷モジュール36と共有バス62との間を電流が流れる導通状態と、各負荷モジュール36と共有バス62との間の電流の流れが遮断される遮断状態とを切り換える。遮断装置66は、コンタクタ66a及びコンタクタ66bを有する。コンタクタ66aは、主電源回路40の正極の配線に設けられる。コンタクタ66bは、主電源回路40の負極の配線に設けられる。遮断装置66は、コンタクタ66a及びコンタクタ66bの一方のみを有してもよい。遮断装置64がコンタクタ64aのみを有する場合、遮断装置66はコンタクタ66bのみを有することが好ましい。遮断装置64がコンタクタ64bのみを有する場合、遮断装置66はコンタクタ66aのみを有することが好ましい。
電流センサ68は、遮断装置64と共有バス62との間に設けられる。電流センサ68は、主電源回路40の正極の配線に設けられる。各電流センサ70は、各遮断装置66と共有バス62との間に設けられる。各電流センサ70は、主電源回路40の正極の配線に設けられる。
各補助電源回路42は、主電源回路40及び負荷モジュール36の両者に接続される。補助電源回路42は、補助電源装置34から負荷モジュール36に電力を供給する。また、補助電源回路42は、主電源回路40から補助電源装置34に電力を供給する。補助電源回路42は、遮断装置72及び電流センサ74を有する。
遮断装置72は、補助電源装置34と負荷モジュール36との間に設けられる。遮断装置72は、補助電源装置34と負荷モジュール36との間を電流が流れる導通状態と、補助電源装置34と負荷モジュール36との間の電流の流れが遮断される遮断状態とを切り換える。遮断装置72は、コンタクタ72a、コンタクタ72b及びプリチャージ回路72cを有する。コンタクタ72aは、補助電源回路42の正極の配線に設けられる。コンタクタ72bは、補助電源回路42の負極の配線に設けられる。プリチャージ回路72cは、コンタクタ72bに対して並列に設けられる。プリチャージ回路72cは、コンタクタ72d及び抵抗72eを有する。電流センサ74は、補助電源回路42の負極の配線に設けられる。
遮断装置72は、コンタクタ72bとプリチャージ回路72cのみを有してもよい。プリチャージ回路72cは、コンタクタ72aと並列に設けられてもよい。この場合、遮断装置72は、コンタクタ72aとプリチャージ回路72cのみを有してもよい。
主電源回路40と各補助電源回路42との間にダイオード76が設けられる。ダイオード76のアノードが主電源回路40に接続され、ダイオード76のカソードが補助電源回路42に接続される。ダイオード76により、主電源回路40から補助電源回路42への電力の供給が許容される。ダイオード76により、補助電源回路42から主電源回路40への電力の供給が妨げられる。主電源回路40が短絡した場合、補助電源装置34から主電源回路40に電気が流れることを防止する。その結果、主電源回路40が短絡した場合であっても、補助電源装置34から負荷モジュール36に電力を供給できる。
ダイオード76に対して並列にトランジスタ78が設けられる。トランジスタ78がオンである場合、ダイオード76を迂回して補助電源装置34から主電源回路40に電力が供給される。補助電源装置34から供給される電力により、発電機46が動作し、ガスタービン44を始動させることができる。
機体12の中心線Aに対して左方に配置されるVTOLロータ18Vのうち(図1)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vは、ロータ18V1及びロータ18V5の2つである(図2)。機体12の中心線Aに対して左方に配置されるVTOLロータ18Vのうち(図1)、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vは、ロータ18V3及びロータ18V7の2つである(図2)。すなわち、機体12の中心線Aに対して左方に配置されるVTOLロータ18Vのうち、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vの数と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vの数とは同数である。
機体12の中心線Aに対して右方に配置されるVTOLロータ18Vのうち(図1)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vは、ロータ18V4及びロータ18V8の2つである(図2)。機体12の中心線Aに対して右方に配置されるVTOLロータ18Vのうち(図1)、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vは、ロータ18V2及びロータ18V6の2つである(図2)。すなわち、機体12の中心線Aに対して右方に配置されるVTOLロータ18Vのうち、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vの数と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vの数とは同数である。
機体12の中心線Aに対して左方に配置されるロータ22C1は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるとともに、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動される(図2)。すなわち、機体12の中心線Aに対して左方に配置されるクルーズロータ22Cのうち、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数とは同数である。
機体12の中心線Aに対して右方に配置されるロータ22C2は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるとともに、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動される(図2)。すなわち、機体12の中心線Aに対して左方に配置されるクルーズロータ22Cのうち、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数とは同数である。
[フライトコントローラの構成]
電力供給システム26は、フライトコントローラ80を有する。フライトコントローラ80は、各VTOLロータ18V及び各クルーズロータ22Cから出力される推力を制御する。図3は、フライトコントローラ80の制御ブロック図である。
電力供給システム26は、フライトコントローラ80を有する。フライトコントローラ80は、各VTOLロータ18V及び各クルーズロータ22Cから出力される推力を制御する。図3は、フライトコントローラ80の制御ブロック図である。
フライトコントローラ80は、演算部82及び記憶部84を有する。演算部82は、例えば、CPU(Central Processing Unit)、GPU(Graphics Processing Unit)等のプロセッサである。演算部82は、出力パワー指令値算出部86、バッテリ監視部88及び電動モータ制御部90を有する。出力パワー指令値算出部86、バッテリ監視部88及び電動モータ制御部90は、記憶部84に記憶されるプログラムが演算部82によって実行されることによって実現される。出力パワー指令値算出部86、バッテリ監視部88及び電動モータ制御部90の少なくとも一部が、ASIC(Application Specific Integrated Circuit)、FPGA(Field-Programmable Gate Array)等の集積回路によって実現されてもよい。出力パワー指令値算出部86、バッテリ監視部88及び電動モータ制御部90の少なくとも一部が、ディスクリートデバイスを含む電子回路によって実現されてもよい。
記憶部84は、コンピュータ可読記憶媒体である、不図示の揮発性メモリ及び不図示の不揮発性メモリにより構成される。揮発性メモリは、例えば、RAM(Random Access Memory)等である。不揮発性メモリは、例えば、ROM(Read Only Memory)、フラッシュメモリ等である。データ等が、例えば、揮発性メモリに記憶される。プログラム、テーブル、マップ等が、例えば、不揮発性メモリに記憶される。記憶部84の少なくとも一部が、上述したプロセッサ、集積回路等に備えられていてもよい。
出力パワー指令値算出部86は、各VTOL電動モータ20Vに対する出力パワー指令値、及び、各クルーズ電動モータ24Cに対する出力パワー指令値を算出する。出力パワー指令値は、パイロットによる操作入力部の操作量に応じて決定される。操作入力部とは、例えば、操縦桿、ペダル、レバー等である。操作入力部の操作量と、出力パワー指令値とは一対一で対応しなくてもよい。操作入力部の操作範囲、操作入力部の操作速度、機体12の姿勢等に応じて、操作入力部の操作量に対して、出力パワー指令値を可変にしてもよい。
パイロットによる操作入力部に対する操作の入力がない場合、操作入力部の操作量に関係なく、出力パワー指令値が自動的に決定され、ホバリングをしてもよい。また、航空機10が自動で制御される場合、予め設定された飛行経路に応じて、操作入力部の操作量に関係なく、出力パワー指令値が自動的に決定されてもよい。
バッテリ監視部88は、各補助電源装置34のバッテリ50のSOC(State Of Charge)を監視する。
電動モータ制御部90は、各VTOL電動モータ20Vを制御して、各VTOL電動モータ20Vの出力パワーを出力パワー指令値とする。電動モータ制御部90は、各クルーズ電動モータ24Cを制御して、各クルーズ電動モータ24Cの出力パワーを出力パワー指令値とする。電動モータ制御部90は、次に説明する、SOC均等化制御を行う。
[SOC均等化制御]
次の、電動モータ制御部90において行われるSOC均等化制御について説明する。
次の、電動モータ制御部90において行われるSOC均等化制御について説明する。
例えば、機体12が横風等の外乱を受けた場合、機体12の姿勢を立て直すために、一部のVTOL電動モータ20Vの出力パワーが、他のVTOL電動モータ20Vの出力パワーよりも大きくなる。この場合、各バッテリ50のSOCの間に差が生じることがある。SOC均等化制御は、各バッテリ50のSOCの間に差が生じた場合に、各バッテリ50のSOCを均等にする制御を行う。
なお、第1駆動系統28の蓄電装置である第1バッテリ50a及び第2バッテリ50bにおいて、両者のSOCの間に差が生じた場合、SOC均等化制御が行われなくても、2つのバッテリ50のSOCは略均等になる。図2に示すように、第1バッテリ50a及び第2バッテリ50bは、第1主電源装置32aに対して並列に接続される。SOCが高いバッテリ50の電圧に比べて、SOCが低いバッテリ50の電圧は低い。
そのため、第1バッテリ50aのSOCと、第2バッテリ50bのSOCとの間に差が生じた場合、バッテリ50の充電時には、第1発電機46aからSOCが高いバッテリ50に流れ込む電流に比べて、第1発電機46aからSOCが低いバッテリ50に流れ込む電流は大きくなる。その結果、SOCが高いバッテリ50の充電電力量に比べて、SOCが低いバッテリ50の充電電力量が大きくなり、第1バッテリ50aのSOCと、第2バッテリ50bのSOCとが略均等になる。
また、第1バッテリ50aのSOCと、第2バッテリ50bのSOCとの間に差が生じた場合、バッテリ50の放電時には、第1発電機46aから、SOCが高いバッテリ50が接続される負荷モジュール36に流れ込む電流に比べて、第1発電機46aから、SOCが低いバッテリ50が接続される負荷モジュール36に流れ込む電流は大きくなる。その結果、SOCが高いバッテリ50の放電電力量に比べて、SOCが低いバッテリ50の放電電力量が小さくなり、第1バッテリ50aのSOCと、第2バッテリ50bのSOCとが略均等になる。
第2駆動系統30の蓄電装置である第3バッテリ50c及び第4バッテリ50dは、第2主電源装置32bに対して並列に接続される。そのため、第3バッテリ50cのSOCと、第4バッテリ50dのSOCとの間に差が生じた場合であっても、第3バッテリ50cのSOCと、第4バッテリ50dのSOCとは略均等になる。
一方、第1駆動系統28のバッテリ50と第2駆動系統30のバッテリ50とは、異なる主電源装置32に接続される。そのため、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの間に差が生じた場合、SOC均等化制御により、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとを均等にする必要がある。
SOC均等化制御では、各クルーズ電動モータ24Cにおける消費電力を調整することにより、SOCが高いバッテリ50に供給される電力よりも、SOCが低いバッテリ50に供給される電力を大きくする。各クルーズ電動モータ24Cにおける消費電力は、各クルーズ電動モータ24Cの出力パワーが制御されることによりが調整される。
図4は、出力パワー制御の処理を示すフローチャートである。SOC均等化制御は、出力パワー制御の一部として行われる。出力パワー制御は、電動モータ制御部90において行われる。この出力パワー制御は、航空機10が起動している間、所定の周期で繰り返し実行される。
ステップS1において、電動モータ制御部90は、出力パワー指令値に基づいて、各VTOL電動モータ20V及び各クルーズ電動モータ24Cを制御する。その後、ステップS2へ移行する。ステップS1の処理により、各VTOL電動モータ20V及び各クルーズ電動モータ24Cの出力パワーは、出力パワー指令値と略等しくなる。
ステップS2において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値以上であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値以上である場合、ステップS3へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値未満である場合、出力パワー制御を終了する。第1所定値は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差がある程度大きいことが判定できる値に設定される。
ステップS3において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも低いか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも低い場合、ステップS4へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも高い場合、ステップS7へ移行する。
ステップS4において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合、ステップS5へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値以上である場合、出力パワー制御を終了する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるとは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも低いことを示す。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値以上であるとは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値と等しい、又は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも高いことを示す。第2所定閾値は、比較的低いSOCの値に設定される。次のステップS5及びステップS6において、SOC均等化制御が行われる。
ステップS5において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。その後、ステップS6へ移行する。ステップS5の処理により、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力は減少する。また、他の条件が一定であれば、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は減少する。
ステップS6において、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。その後、ステップS10へ移行する。ステップS6の処理により、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力は増加する。また、他の条件が一定であれば、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は増加する。
ステップS5において、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力が減少した分だけ、ステップS6において、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力を増加させる。その結果、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
ステップS7において、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるか否かを判定する。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合、ステップS8へ移行する。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値以上である場合、出力パワー制御を終了する。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるとは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも低いことを示す。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値以上であるとは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値と等しい、又は、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも高いことを示す。次のステップS8及びステップS9において、SOC均等化制御が行われる。
ステップS8において、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。その後、ステップS9へ移行する。ステップS8の処理により、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力は減少する。また、他の条件が一定であれば、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は減少する。
ステップS9において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。その後、ステップS10へ移行する。ステップS9の処理により、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力は増加する。また、他の条件が一定であれば、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は増加する。
ステップS8において、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力が減少した分だけ、ステップS9の処理において、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力を増加させる。その結果、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
ステップS10において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第3所定値未満であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第3所定値未満である場合、出力パワー制御を終了する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第3所定値以上である場合、ステップS10の処理を繰り返す。
第3所定値は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとが、略均等になったことを判定するための値である。第3所定値は、第1所定値よりも小さい値に設定される。
図5は、電力供給システム26の模式図である。図5は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24C(電動モータ24C1_1、電動モータ24C3_1)、及び、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24C(電動モータ24C2_2、電動モータ24C4_2)のそれぞれの接続関係のみを模式的に示す。図5に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、電動モータ制御部90が各クルーズ電動モータ24Cを制御して、出力パワーを出力パワー指令値に等しくした場合の例である。
図5に示す例は、第1発電機46aにおける発電電力に対して、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力の合計が小さく、余剰電力により、第1駆動系統28のバッテリ50が充電される例を示す。また、図5に示す例は、第2発電機46bにおける発電電力に対して、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力の合計が小さく、余剰電力により、第2駆動系統30のバッテリ50が充電される例を示す。
図5に示す例では、第1駆動系統28のバッテリ50の充電電力と、第2駆動系統30のバッテリ50の充電電力とが等しい。そのため、図5に示す例では、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの間に差が生じる状態が維持される。
図6は、電力供給システム26の模式図である。図6に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、SOC均等化制御により各クルーズ電動モータ24Cを制御した場合の例である。
電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。また、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。これにより、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力は、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにおける消費電力よりも小さくなる。その結果、第1駆動系統28のバッテリ50の充電電力は、第2駆動系統30のバッテリ50の充電電力よりも大きくなる。そのため、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの間の差が小さくなる。
他の条件が一定である場合、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させることにより、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は減少する。これに対して、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを増加させることにより、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は増加する。これにより、その結果、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
図7は、各バッテリ50のSOCの時間変化を示すグラフである。図7に実線で示すグラフは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCの時間変化を示す。図7に点線で示すグラフは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCの時間変化を示す。
時点t1において外乱が発生し、時点t2において、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が第1所定値以上となる。時点t2における第1駆動系統28のバッテリ50のSOCは、第2所定値未満である。
このため、時点t2において、SOC均等化制御が開始される。SOC均等化制御により、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が小さくなる。
時点t3において、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとが略均等になると、SOC均等化制御は終了する。
[作用効果]
前述のように、機体12が横風等の外乱を受けた場合、機体12の姿勢を立て直すために、一部のVTOL電動モータ20Vの出力パワーが、他のVTOL電動モータ20Vの出力パワーよりも大きくなる場合がある。この場合、各バッテリ50のSOCの間に差が生じることがある。
前述のように、機体12が横風等の外乱を受けた場合、機体12の姿勢を立て直すために、一部のVTOL電動モータ20Vの出力パワーが、他のVTOL電動モータ20Vの出力パワーよりも大きくなる場合がある。この場合、各バッテリ50のSOCの間に差が生じることがある。
各バッテリ50のSOCの間に差が生じた場合、一部の負荷モジュール36には電力が十分に供給できるにも関わらず、別の負荷モジュール36では電力が不足する可能性がある。
本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、次の場合に、SOC均等化制御を行う。次の場合とは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が第1所定値以上であって、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合である。
さらに、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも低い場合、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを、出力パワー指令値よりも減少させる。これにより、第1駆動系統28のバッテリ50の充電電力を、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させる前よりも増加させることが可能となる。その結果、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとを略均等にできる。
上述のように、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させた場合、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力は減少する。
そこで、本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを出力パワー指令値よりも増加させる。これにより、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力が減少した分だけ、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力を増加させる。その結果、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力との合計を、SOC均等化制御の前後で維持できる。
本実施形態の航空機10では、機体12の中心線Aに対して左方に配置されるクルーズロータ22Cのうち、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数とは同数である。
これにより、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24の出力パワーを減少させ、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24の出力パワーを増加させた場合に、機体12の左方に位置するクルーズロータ22Cにおける推力と、機体12の右方に位置するクルーズロータ22Cにおける推力とを略均等にできる。これにより、機体12の姿勢を安定させることができる。
〔第2実施形態〕
第1実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、SOC均等化制御において、各クルーズ電動モータ24Cの出力パワーを制御して、各クルーズ電動モータ24Cにおける消費電力を調整する。これに対して、本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、SOC均等化制御において、各VTOL電動モータ20Vの出力パワーを制御して、各VTOL電動モータ20Vにおける消費電力を調整する。本実施形態の航空機10の構成、電力供給システム26の構成及びフライトコントローラ80の構成の第1実施形態のそれらと同じである。
第1実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、SOC均等化制御において、各クルーズ電動モータ24Cの出力パワーを制御して、各クルーズ電動モータ24Cにおける消費電力を調整する。これに対して、本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、SOC均等化制御において、各VTOL電動モータ20Vの出力パワーを制御して、各VTOL電動モータ20Vにおける消費電力を調整する。本実施形態の航空機10の構成、電力供給システム26の構成及びフライトコントローラ80の構成の第1実施形態のそれらと同じである。
[SOC均等化制御]
図8は、出力パワー制御の処理を示すフローチャートである。出力パワー制御は、電動モータ制御部90において行われる。この出力パワー制御は、航空機10が起動している間、所定の周期で繰り返し実行される。
図8は、出力パワー制御の処理を示すフローチャートである。出力パワー制御は、電動モータ制御部90において行われる。この出力パワー制御は、航空機10が起動している間、所定の周期で繰り返し実行される。
ステップS21において、電動モータ制御部90は、出力パワー指令値に基づいて、各VTOL電動モータ20V及び各クルーズ電動モータ24Cを制御する。その後、ステップS22へ移行する。
ステップS22において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値以上であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値以上である場合、ステップS23へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値未満である場合、出力パワー制御を終了する。
ステップS23において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも低いか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも低い場合、ステップS24へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも高い場合、ステップS27へ移行する。
ステップS24において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合、ステップS25へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値以上である場合、出力パワー制御を終了する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるとは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも低いことを示す。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値以上であるとは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値と等しい、又は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも高いことを示す。次のステップS25及びステップS26において、SOC均等化制御が行われる。
ステップS25において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。その後、ステップS26へ移行する。ステップS25の処理により、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力は減少する。また、他の条件が一定であれば、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は減少する。
ステップS26において、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。その後、ステップS30へ移行する。ステップS26の処理により、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力は増加する。また、他の条件が一定であれば、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は増加する。
ステップS25において、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力が減少した分だけ、ステップS26において、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力を増加させる。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
ステップS27において、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるか否かを判定する。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合、ステップS28へ移行する。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値以上である場合、出力パワー制御を終了する。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるとは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも低いことを示す。第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値以上であるとは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値と等しい、又は、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも高いことを示す。次のステップS28及びステップS29において、SOC均等化制御が行われる。
ステップS28において、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。その後、ステップS29へ移行する。ステップS28の処理により、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力は減少する。また、他の条件が一定であれば、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は減少する。
ステップS29において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。その後、ステップS30へ移行する。ステップS29の処理により、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力は増加する。また、他の条件が一定であれば、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は増加する。
ステップS28において、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力が減少した分だけ、ステップS29において、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力を増加させる。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
ステップS30において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第3所定値未満であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第3所定値未満である場合、出力パワー制御を終了する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第3所定値以上である場合、ステップS30の処理を繰り返す。
(バッテリが放電する場合)
図9は、電力供給システム26の模式図である。図9は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のバッテリ50(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)それぞれの接続関係のみを模式的に示す。図9に示す、発電電力、放電電力及び消費電力は、電動モータ制御部90が各VTOL電動モータ20Vを制御して、出力パワーを出力パワー指令値に等しくした場合の例である。
図9は、電力供給システム26の模式図である。図9は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のバッテリ50(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)それぞれの接続関係のみを模式的に示す。図9に示す、発電電力、放電電力及び消費電力は、電動モータ制御部90が各VTOL電動モータ20Vを制御して、出力パワーを出力パワー指令値に等しくした場合の例である。
図9に示す例は、第1発電機46aにおける発電電力に対して、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が大きく、第1駆動系統28のバッテリ50が放電する例を示す。また、図9に示す例は、第2発電機46bにおける発電電力に対して、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が大きく、余剰電力により、第2駆動系統30のバッテリ50が放電する例を示す。
図9に示す例では、第1駆動系統28のバッテリ50の放電電力と、第2駆動系統30のバッテリ50の放電電力とが等しい。そのため、図9に示す例では、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの間に差が生じる状態が維持される。
図10は、電力供給システム26の模式図である。図10に示す、発電電力、放電電力及び消費電力は、SOC均等化制御により各VTOL電動モータ20Vを制御した場合の例である。
電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。また、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。これにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力よりも小さくなる。その結果、第1駆動系統28のバッテリ50の放電電力は、第2駆動系統30のバッテリ50の放電電力よりも小さくなる。そのため、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が小さくなる。
他の条件が一定である場合、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させることにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は減少する。これに対して、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させることにより、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は増加する。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
図11は、各バッテリ50のSOCの時間変化を示すグラフである。図11に実線で示すグラフは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCの時間変化を示す。図11に点線で示すグラフは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCの時間変化を示す。
時点t11において外乱が発生し、時点t12において、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が第1所定値以上となる。時点t12における第1駆動系統28のバッテリ50のSOCは、第2所定値未満である。
このため、時点t12において、SOC均等化制御が開始される。SOC均等化制御により、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が小さくなる。
時点t13において、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとが略均等になると、SOC均等化制御は終了する。
(バッテリが充電される場合)
図12は、電力供給システム26の模式図である。図12は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のバッテリ50(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)それぞれの接続関係のみを模式的に示す。図12に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、出力パワー指令値に基づいて各VTOL電動モータ20Vを制御した場合の例である。
図12は、電力供給システム26の模式図である。図12は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のバッテリ50(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)それぞれの接続関係のみを模式的に示す。図12に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、出力パワー指令値に基づいて各VTOL電動モータ20Vを制御した場合の例である。
図12に示す例は、第1発電機46aにおける発電電力に対して、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が小さく、第1駆動系統28のバッテリ50が充電される例を示す。また、図12に示す例は、第2発電機46bにおける発電電力に対して、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が小さく、余剰電力により、第2駆動系統30のバッテリ50が充電される例を示す。
図12に示す例では、第1駆動系統28のバッテリ50の充電電力と、第2駆動系統30のバッテリ50の充電電力とが等しい。そのため、図12に示す例では、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの間に差が生じる状態が維持される。
図13は、電力供給システム26の模式図である。図13に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、SOC均等化制御により各VTOL電動モータ20Vを制御した場合の例である。
電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させて、出力パワー指令値よりも小さくする。また、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させて、出力パワー指令値よりも大きくする。これにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力よりも小さくなる。その結果、第1駆動系統28のバッテリ50の充電電力は、第2駆動系統30のバッテリ50の充電電力よりも大きくなる。そのため、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が小さくなる。
他の条件が一定である場合、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させることにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は減少する。これに対して、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させることにより、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は増加する。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
図14は、各バッテリ50のSOCの時間変化を示すグラフである。図14に実線で示すグラフは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCの時間変化を示す。図14に点線で示すグラフは、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCの時間変化を示す。
時点t21において外乱が発生し、時点t22において、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が第1所定値以上となる。時点t22における第1駆動系統28のバッテリ50のSOCは、第2所定値未満である。
このため、時点t22において、SOC均等化制御が開始される。SOC均等化制御により、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が小さくなる。
時点t23において、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとが略均等になると、SOC均等化制御は終了する。
[作用効果]
本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、次の場合に、SOC均等化制御を行う。次の場合とは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値以上であって、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合である。
本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、次の場合に、SOC均等化制御を行う。次の場合とは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとの差が、第1所定値以上であって、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合である。
さらに、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCよりも低い場合、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを、出力パワー指令値よりも減少させる。これにより、第1駆動系統28のバッテリ50の充電電力を、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させる前よりも増加させることが可能となる。その結果、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCと、第2駆動系統30のバッテリ50のSOCとを略均等にできる。
上述のように、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを、出力パワー指令値よりも減少させた場合、第1駆動系統28のVTOLロータ18Vにおける推力は減少する。
そこで、本実施形態のフライトコントローラ80では、電動モータ制御部90は、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを出力パワー指令値よりも増加させる。これにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力が減少した分だけ、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力を増加させる。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計を、SOC均等化制御の前後で維持できる。
本実施形態の航空機10では、機体12の中心線Aに対して左方に配置されるVTOLロータ18Vのうち、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vの数と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにより駆動されるVTOLロータ18Vの数とは同数である。
これにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させ、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させた場合に、機体12の左方に位置するVTOLロータ18Vにおける推力の合計と、機体12の右方に位置するVTOLロータ18Vにおける推力の合計とを略均等にできる。これにより、機体12の姿勢を安定させることができる。
なお、本発明は、上述した実施形態に限らず、本発明の要旨を逸脱することなく、種々の構成を取り得る。
第1実施形態のフライトコントローラ80では、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。これに対して、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cがクルーズロータ22Cを駆動することにより発生する推力との合計を、SOC均等化制御前に比べて、SOC均等化制御後において減少させてもよい。
第1実施形態及び第2実施形態では、第1電力供給回路38aと第2電力供給回路38bとは、互いに接続されておらず独立して設けられる。これに対して、第1電力供給回路38aと第2電力供給回路38bとは、接続されてもよい。この場合、各バッテリ50は、第1主電源装置32a及び第2主電源装置32bの両方に対して並列に接続される。そのため、均等化制御が行われない場合であっても、各バッテリ50のSOCは略均等になる。しかし、均等化制御が行われることにより、各バッテリのSOCを短時間で略均等にできる。
第1実施形態及び第2実施形態では、機体12の中心線Aに対して、左方に1つのクルーズロータ22Cが設けられ、右方に1つのクルーズロータ22Cが設けられる。これに対して、機体12の左方に2つのクルーズロータ22Cが設けられ、右方に2つのクルーズロータ22Cが設けられてもよい。この場合、1つのクルーズ電動モータ24Cにより、1つのクルーズロータ22Cが駆動される。また、機体12の左右方向の中心に1つのクルーズロータ22Cが設けられてもよい。この場合、2つのクルーズ電動モータ24Cにより、1つのクルーズロータ22Cが駆動される。
第1実施形態及び第2実施形態のVTOLロータ18V及びクルーズロータ22Cを、二重反転ロータとしてもよい。この場合、二重反転ロータの2つのロータのうち、一方のロータを第1駆動系統28の電動モータにより駆動し、他方のロータを第2駆動系統30の電動モータにより駆動してもよい。
〔実施形態から得られる発明〕
上記実施形態から把握しうる発明について、以下に記載する。
上記実施形態から把握しうる発明について、以下に記載する。
電力を発生する1以上の発電機(46)と、電力を蓄電する1以上の第1バッテリ(50a、50b)と、前記発電機及び前記第1バッテリから供給される電力により動作する1以上の第1電動モータ(20V1_1、20V4_1、20V5_1、20V8_1、24)と、アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第1バッテリ側に接続される1以上の第1ダイオード(76)と、電力を蓄電する1以上の第2バッテリ(50c、50d)と、前記発電機及び前記第2バッテリから供給される電力により動作する1以上の第2電動モータ(20V2_2、20V3_2、20V6_2、20V7_2)と、アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第2バッテリ側に接続される1以上の第2ダイオード(76)と、機体(12)に推力を発生させる複数のロータ(18V、22C)と、を有する航空機(10)の制御装置(80)であって、当該制御装置は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれを制御する電動モータ制御部(90)と、前記第1バッテリ及び前記第2バッテリのそれぞれのSOC(State Of Charge)を監視するバッテリ監視部(88)と、を有し、前記ロータのぞれぞれは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの一方、又は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動され、前記電動モータ制御部は、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、前記第1電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を減少させて、前記第1電動モータにおける消費電力を減少させるとともに、前記第2電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を増加させる。これにより、各バッテリのSOCを略均等にできる。
上記の航空機の制御装置において、前記電動モータ制御部は、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合であり、且つ、前記第1バッテリの前記SOCが第2所定値未満である場合、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、前記第1電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を減少させて、前記第1電動モータにおける消費電力を減少させるとともに、前記第2電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を増加させてもよい。これにより、各バッテリのSOCを略均等にできる。
上記の航空機の制御装置において、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれは、水平方向に推力を発生させる水平ロータ(22C)を駆動し、前記電動モータ制御部は、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、前記第1電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力と、前記第2電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力との合計を減少させてもよい。これにより、各バッテリのSOCを早期に略均等にできる。
上記の航空機の制御装置において、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれは、水平方向に推力を発生させる水平ロータを駆動し、前記電動モータ制御部は、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合であり、且つ、前記第1バッテリの前記SOCが第2所定値未満である場合、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、前記第1電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力と、前記第2電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力との合計を減少させてもよい。これにより、各バッテリのSOCを早期に略均等にできる。
上記の航空機の制御装置において、前記航空機は、前記機体の左右方向における中心に対して、一方に配置される前記ロータの数と、他方に配置される前記ロータの数とは同数であって、前記一方に配置される前記ロータのうち、前記第1電動モータにより駆動される前記ロータの数と、前記第2電動モータにより駆動される前記ロータの数とは同数であって、前記他方に配置される前記ロータのうち、前記第1電動モータにより駆動される前記ロータの数と、前記第2電動モータにより駆動される前記ロータの数とは同数であってもよい。これにより、機体の左右において、各ロータによる推力の大きさを略均等にできる。その結果、機体の姿勢を安定させることができる。
上記の航空機の制御装置において、前記ロータのそれぞれは、垂直方向に推力を発生させる垂直ロータ(18V)、又は、水平方向に推力を発生させる水平ロータであってもよい。これにより、垂直ロータ、及び、水平ロータを駆動する電動モータの電源である各バッテリのSOCを略均等にできる。
上記の航空機の制御装置において、前記航空機は、推力を発生させるロータを有し、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれは、前記ロータを駆動する電動モータ(20V)であって、前記ロータは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動されてもよい。これにより、水平ロータを駆動する電動モータの電源である各バッテリのSOCを略均等にできる。
10…航空機 12…機体
18V…VTOLロータ(ロータ、垂直ロータ)
20V…VTOL電動モータ(第1電動モータ、第2電動モータ)
22C…クルーズロータ(ロータ、水平ロータ)
24C…クルーズ電動モータ(第1電動モータ、第2電動モータ)
46…発電機
50…バッテリ(第1バッテリ、第2バッテリ)
76…ダイオード(第1ダイオード、第2ダイオード)
80…フライトコントローラ(制御装置)
88…バッテリ監視部 90…電動モータ制御部
18V…VTOLロータ(ロータ、垂直ロータ)
20V…VTOL電動モータ(第1電動モータ、第2電動モータ)
22C…クルーズロータ(ロータ、水平ロータ)
24C…クルーズ電動モータ(第1電動モータ、第2電動モータ)
46…発電機
50…バッテリ(第1バッテリ、第2バッテリ)
76…ダイオード(第1ダイオード、第2ダイオード)
80…フライトコントローラ(制御装置)
88…バッテリ監視部 90…電動モータ制御部
機体12の中心線Aに対して左方に配置されるクルーズロータ22C1は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるとともに、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動される(図2)。すなわち、機体12の中心線Aに対して左方に配置されるクルーズロータ22Cのうち、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数とは同数である。
機体12の中心線Aに対して右方に配置されるクルーズロータ22C2は、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるとともに、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動される(図2)。すなわち、機体12の中心線Aに対して右方に配置されるクルーズロータ22Cのうち、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数と、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cにより駆動されるクルーズロータ22Cの数とは同数である。
ステップS4において、電動モータ制御部90は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるか否かを判定する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満である場合、ステップS5へ移行する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値以上である場合、出力パワー制御を終了する。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値未満であるとは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも低いことを示す。第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値以上であるとは、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値と等しい、又は、第1駆動系統28のバッテリ50のSOCが第2所定値よりも高いことを示す。第2所定値は、比較的低いSOCの値に設定される。次のステップS5及びステップS6において、SOC均等化制御が行われる。
これにより、第1駆動系統28のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを減少させ、第2駆動系統30のクルーズ電動モータ24Cの出力パワーを増加させた場合に、機体12の左方に位置するクルーズロータ22Cにおける推力と、機体12の右方に位置するクルーズロータ22Cにおける推力とを略均等にできる。これにより、機体12の姿勢を安定させることができる。
(バッテリが放電する場合)
図9は、電力供給システム26の模式図である。図9は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)のそれぞれの接続関係のみを模式的に示す。図9に示す、発電電力、放電電力及び消費電力は、電動モータ制御部90が各VTOL電動モータ20Vを制御して、出力パワーを出力パワー指令値に等しくした場合の例である。
図9は、電力供給システム26の模式図である。図9は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)のそれぞれの接続関係のみを模式的に示す。図9に示す、発電電力、放電電力及び消費電力は、電動モータ制御部90が各VTOL電動モータ20Vを制御して、出力パワーを出力パワー指令値に等しくした場合の例である。
図9に示す例は、第1発電機46aにおける発電電力に対して、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が大きく、第1駆動系統28のバッテリ50が放電する例を示す。また、図9に示す例は、第2発電機46bにおける発電電力に対して、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が大きく、第2駆動系統30のバッテリ50が放電する例を示す。
他の条件が一定である場合、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させることにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は減少する。これに対して、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させることにより、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は増加する。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
(バッテリが充電される場合)
図12は、電力供給システム26の模式図である。図12は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)のそれぞれの接続関係のみを模式的に示す。図12に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、出力パワー指令値に基づいて各VTOL電動モータ20Vを制御した場合の例である。
図12は、電力供給システム26の模式図である。図12は、第1発電機46a、第2発電機46b、第1駆動系統28のバッテリ50(第1バッテリ50a、第2バッテリ50b)、第2駆動系統30のバッテリ50(第3バッテリ50c、第4バッテリ50d)、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V1_1、電動モータ20V4_1、電動モータ20V5_1、電動モータ20V8_1)、及び、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20V(電動モータ20V2_2、電動モータ20V3_2、電動モータ20V6_2、電動モータ20V7_2)のそれぞれの接続関係のみを模式的に示す。図12に示す、発電電力、充電電力及び消費電力は、出力パワー指令値に基づいて各VTOL電動モータ20Vを制御した場合の例である。
図12に示す例は、第1発電機46aにおける発電電力に対して、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が小さく、余剰電力により、第1駆動系統28のバッテリ50が充電される例を示す。また、図12に示す例は、第2発電機46bにおける発電電力に対して、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vにおける消費電力の合計が小さく、余剰電力により、第2駆動系統30のバッテリ50が充電される例を示す。
他の条件が一定である場合、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを減少させることにより、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は減少する。これに対して、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20Vの出力パワーを増加させることにより、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力は増加する。その結果、第1駆動系統28のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力と、第2駆動系統30のVTOL電動モータ20VがVTOLロータ18Vを駆動することにより発生する推力との合計は、SOC均等化制御の前後で維持される。
電力を発生する1以上の発電機(46)と、電力を蓄電する1以上の第1バッテリ(50a、50b)と、前記発電機及び前記第1バッテリから供給される電力により動作する1以上の第1電動モータ(20V1_1、20V4_1、20V5_1、20V8_1、24C1_1、24C3_1)と、アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第1バッテリ側に接続される1以上の第1ダイオード(76)と、電力を蓄電する1以上の第2バッテリ(50c、50d)と、前記発電機及び前記第2バッテリから供給される電力により動作する1以上の第2電動モータ(20V2_2、20V3_2、20V6_2、20V7_2、24C2_2、24C4_2)と、アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第2バッテリ側に接続される1以上の第2ダイオード(76)と、機体(12)に推力を発生させる複数のロータ(18V、22C)と、を有する航空機(10)の制御装置(80)であって、当該制御装置は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれを制御する電動モータ制御部(90)と、前記第1バッテリ及び前記第2バッテリのそれぞれのSOC(State Of Charge)を監視するバッテリ監視部(88)と、を有し、前記ロータのぞれぞれは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの一方、又は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動され、前記電動モータ制御部は、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合、前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、前記第1電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を減少させて、前記第1電動モータにおける消費電力を減少させるとともに、前記第2電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を増加させる。これにより、各バッテリのSOCを略均等にできる。
上記の航空機の制御装置において、複数の前記ロータのうち、少なくとも1つは水平方向に推力を発生させる水平ロータであって、前記水平ロータのそれぞれは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動されてもよい。これにより、水平ロータを駆動する電動モータの電源である各バッテリのSOCを略均等にできる。
Claims (7)
- 電力を発生する1以上の発電機と、
電力を蓄電する1以上の第1バッテリと、
前記発電機及び前記第1バッテリから供給される電力により動作する1以上の第1電動モータと、
アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第1バッテリ側に接続される1以上の第1ダイオードと、
電力を蓄電する1以上の第2バッテリと、
前記発電機及び前記第2バッテリから供給される電力により動作する1以上の第2電動モータと、
アノードが前記発電機側に接続され、カソードが前記第2バッテリ側に接続される1以上の第2ダイオードと、
機体に推力を発生させる複数のロータと、
を有する航空機の制御装置であって、
前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれを制御する電動モータ制御部と、
前記第1バッテリ及び前記第2バッテリのそれぞれのSOC(State Of Charge)を監視するバッテリ監視部と、
を有し、
前記ロータのぞれぞれは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの一方、又は、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動され、
前記電動モータ制御部は、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、
前記第1電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を減少させて、前記第1電動モータにおける消費電力を減少させるとともに、前記第2電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を増加させる、航空機の制御装置。 - 請求項1に記載の航空機の制御装置において、
前記電動モータ制御部は、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合であり、且つ、前記第1バッテリの前記SOCが第2所定値未満である場合、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、
前記第1電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を減少させて、前記第1電動モータにおける消費電力を減少させるとともに、前記第2電動モータが前記ロータを駆動することにより発生する推力を増加させる、航空機の制御装置。 - 請求項1に記載の航空機の制御装置において、
前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれは、水平方向に推力を発生させる水平ロータを駆動し、
前記電動モータ制御部は、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、
前記第1電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力と、前記第2電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力との合計を減少させる、航空機の制御装置。 - 請求項2に記載の航空機の制御装置において、
前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれは、水平方向に推力を発生させる水平ロータを駆動し、
前記電動モータ制御部は、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値以上であって、前記第1バッテリの前記SOCが前記第2バッテリの前記SOCよりも低い場合であり、且つ、前記第1バッテリの前記SOCが第2所定値未満である場合、
前記第1バッテリの前記SOCと前記第2バッテリの前記SOCとの差が第1所定値未満である場合に比べて、
前記第1電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力と、前記第2電動モータが前記水平ロータを駆動することにより発生する推力との合計を減少させる、航空機の制御装置。 - 請求項1~4のいずれか1項に記載の航空機の制御装置において、
前記機体の左右方向における中心に対して、一方に配置される前記ロータの数と、他方に配置される前記ロータの数とは同数であって、
前記一方に配置される前記ロータのうち、前記第1電動モータにより駆動される前記ロータの数と、前記第2電動モータにより駆動される前記ロータの数とは同数であって、
前記他方に配置される前記ロータのうち、前記第1電動モータにより駆動される前記ロータの数と、前記第2電動モータにより駆動される前記ロータの数とは同数である、航空機の制御装置。 - 請求項1~5のいずれか1項に記載の航空機の制御装置において、
前記ロータのそれぞれは、垂直方向に推力を発生させる垂直ロータ、又は、水平方向に推力を発生させる水平ロータである、航空機の制御装置。 - 請求項1~6のいずれか1項に記載の航空機の制御装置において、
前記航空機は、推力を発生させるロータを有し、
前記第1電動モータ及び前記第2電動モータのそれぞれは、前記ロータを駆動する電動モータであって、
前記ロータは、前記第1電動モータ及び前記第2電動モータの両方により駆動される、航空機の制御装置。
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