JP2023147342A - 航空機の制御装置 - Google Patents

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Abstract

【課題】機体の重量の増加を抑制する。【解決手段】第１発電機４６ａが停止した場合、電動モータ制御部は、第１発電機４６ａから供給される電力により動作していたＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃの出力パワーを減少させ、第２発電機４６ｂから供給される電力により動作するＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及び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２

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、マルチロータ航空機が開示されている。当該マルチロータ航空機は、複数のロータを有し、各ロータに対応して電動モータが設けられる。一部の電動モータには２つの発電機のうち一方の発電機から電力が供給され、他の一部の電動モータには他方の発電機から電力が供給される。
米国特許出願公開第２０２１／０３７０７８６号明細書
上記特許文献１に開示された技術では、一方の発電機から一部の電動モータに電力を供給できなくなった場合、その一部の電動モータは、バッテリから電力が供給される。発電機から電力を供給できなくなった後のマルチロータ航空機の飛行継続時間を長くするために、バッテリの容量を大きくする必要がある。しかし、バッテリの容量を大きくすると、バッテリの重量が増加し、機体の重量も増加する課題がある。
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以上の第１発電機と、電力を蓄電する１以上の第１バッテリと、前記第１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、電力を発生する１以上の第２発電機と、電力を蓄電する１以上の第２バッテリと、前記第２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、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発電機から前記第１電動モータに電力を供給できない状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態である場合、前記第１発電機から前記第１電動モータに電力を供給できる状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態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、機体の重量の増加を抑制できる。
図１は、航空機の模式図である。 図２は、電力供給システムの構成を示す模式図である。 図３は、フライトコントローラの制御ブロック図である。 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。 図５は、各ＶＴＯＬ電動モータ及び各クルーズ電動モータにおける出力パワー配分のイメージ図である。 図６は、各ＶＴＯＬ電動モータ及び各クルーズ電動モータにおける出力パワー配分のイメージ図である。
〔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。
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。ＶＴＯＬロータ１８Ｖは、本発明の垂直ロータに相当する。
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。
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。クルーズロータ２２Ｃは、本発明の水平ロータに相当する。
［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。
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、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。第１駆動系統２８のバッテリ５０は、本発明の第１バッテリに相当する。第２駆動系統３０のバッテリ５０は、本発明の第２バッテリに相当する。
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を有する。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及び各負荷モジュール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。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。
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、主電源装置監視部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、主電源装置監視部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、主電源装置監視部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、主電源装置監視部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。
主電源装置監視部８８は、各主電源装置３２の状態を監視する。例えば、主電源装置監視部８８は、主電源装置３２の状態として、発電機４６が動作しているか否かを監視する。発電機４６が停止している場合、発電機４６から各ＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及び各クルーズ電動モータ２４Ｃに電力を供給できない。
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、所定の条件が整った場合、各ＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及び各クルーズ電動モータ２４Ｃにおける出力パワー配分の変更を行う。
［出力パワー制御］
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。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が起動されている間、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、第１発電機４６ａ及び第２発電機４６ｂの両方が動作しているか否かを判定する。第１発電機４６ａ及び第２発電機４６ｂの両方が動作している場合、ステップＳ２へ移行する。第１発電機４６ａ及び第２発電機４６ｂの一方が停止している場合、ステップＳ３へ移行する。
ステップＳ２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、出力パワー制御を終了する。ステップＳ２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Ｓ３において、電動モータ制御部９０は、停止している発電機が、第１発電機４６ａ及び第２発電機４６ｂのいずれであるかを判定する。第１発電機４６ａが停止している場合は、ステップＳ４へ移行する。第２発電機４６ｂが停止している場合は、ステップＳ８へ移行する。
第１発電機４６ａが停止している場合、電動モータ制御部９０は、以下のステップＳ４～ステップＳ７において、出力パワー配分の変更を行う。
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小さくする。その後、ステップＳ５へ移行する。ステップＳ４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Ｓ５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の出力パワーを出力パワー指令値よりも大きくする。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Ｓ４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Ｓ５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。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、出力パワー配分の変更前後で維持される。
ステップＳ６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０にする。その後、ステップＳ７へ移行する。ステップＳ６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。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０となる。
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大きくする。その後、出力パワー制御を終了する。ステップＳ７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。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、出力パワー配分の変更前と比べて減少させる。
第２発電機４６ｂが停止している場合、電動モータ制御部９０は、以下のステップＳ８～ステップＳ１１において、出力パワー配分の変更を行う。
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Ｓ９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Ｓ８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Ｓ９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。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、出力パワー配分の変更前後で維持される。
ステップＳ１０において、電動モータ制御部９０は、第２駆動系統３０のクルーズ電動モータ２４Ｃの出力パワーを０にする。その後、ステップＳ１１へ移行する。ステップＳ１０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。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０となる。
ステップＳ１１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の出力パワーを出力パワー指令値よりも大きくする。その後、出力パワー制御を終了する。ステップＳ１１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。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、出力パワー配分の変更前と比べて減少させる。
図５及び図６は、各ＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及び各クルーズ電動モータ２２Ｖにおける出力パワー配分のイメージ図である。図５及び図６に示すパーセンテージの数値は、各ＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及び各クルーズ電動モータ２４Ｖにおいて、出力パワー指令値に対する出力パワーの割合を示す。
図５は、第１発電機４６ａ及び第２発電機４６ｂの両方が動作している場合における出力パワー配分の例を示す。この場合、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及び第１駆動系統２８の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と等しくする。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及び第２駆動系統３０の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と等しくする。
図６は、第１発電機４６ａが停止し、第２発電機４６ｂが動作している場合における出力パワー配分の例を示す。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を制御して、出力パワーを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を制御して、出力パワーを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。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、出力パワー配分の変更前後で維持される。
また、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を制御して、出力パワーを０にする。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を制御して、出力パワーを出力パワー指令値よりも大きくする。しかし、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、出力パワー配分の変更前と比べて減少する。これにより、航空機１０全体としてクルーズロータ２２Ｃによる推力が減少する。その結果、航空機１０の対気速度が低下し、機体１２に作用するドラッグを低減できるため、電力消費率を向上できる。そのため、第１駆動系統２８のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃの動作継続時間を長くできる。
［作用効果］
例えば、第１主電源装置３２ａのガスタービン４４が停止した場合、第１発電機４６ａは発電できなくなる。この場合であっても、第１駆動系統２８のバッテリ５０により、第１駆動系統２８のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４は動作を継続できる。一方の主電源装置３２の発電機４６が発電できなくなった場合に、航空機１０の飛行継続時間を長くするために、バッテリ５０の容量を大きくすることが考えられる。しかし、バッテリ５０の重量が大きくなり、機体１２の重量が大きくなる。また、航空機１０の製造費用が増加する。
本実施形態のフライトコントローラ８０では、次の場合、電動モータ制御部９０は、出力パワー配分の変更を行う。次の場合とは、第１発電機４６ａから第１駆動系統２８のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃに電力を供給できない状態であって、第２発電機４６ｂから第２駆動系統３０のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃに電力を供給できる状態である場合である。この場合、第１駆動系統２８のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃは、第１駆動系統２８のバッテリ５０の電力により駆動される。
出力パワー配分の変更は次のように行われる。すなわち、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小さくし、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大きくする。さらに、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２４Ｖの出力パワーを出力パワー指令値よりも小さくし、第２駆動系統３０のクルーズ電動モータ２４Ｖの出力パワーを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及びクルーズ電動モータ２４Ｃにおける消費電力が減少する。そのため、第１駆動系統２８のバッテリ５０の電力による、第１駆動系統２８のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃの動作継続時間を長くできるため、航空機１０の飛行継続時間を長くできる。
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、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、出力パワー配分の変更前よりも減少させる。これにより、航空機１０全体としてクルーズロータ２２Ｃによる推力が減少する。その結果、航空機１０の対気速度が低下し、機体１２に作用するドラッグを低減できるため、電力消費率を向上できる。そのため、第１駆動系統２８のＶＴＯＬ電動モータ２０Ｖ及びクルーズ電動モータ２４Ｃの動作継続時間を長くでき、航空機１０の飛行継続時間を長くできる。
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。また、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。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を減少させ、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た場合、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との間は、スイッチを介して接続されてもよい。
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。
電力を発生する１以上の第１発電機（４６ａ）と、電力を蓄電する１以上の第１バッテリ（５０ａ、５０ｂ）と、前記第１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、電力を発生する１以上の第２発電機（４６ｂ）と、電力を蓄電する１以上の第２バッテリ（５０ｃ、５０ｄ）と、前記第２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、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）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発電機から前記第１電動モータに電力を供給できない状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態である場合、前記第１発電機から前記第１電動モータに電力を供給できる状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態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、第１電動モータの動作継続時間を長くでき、航空機の飛行継続時間を長くできる。
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発電機から前記第１電動モータに電力を供給できない状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態である場合、前記第１発電機から前記第１電動モータに電力を供給できる状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態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、第１電動モータの動作継続時間を長くでき、航空機の飛行継続時間を長くできる。
上記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ってもよい。これにより、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、垂直ロータ又は水平ロータを長く駆動させることができ、航空機の飛行継続時間を長くできる。
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）
８０…フライトコントローラ（制御装置） ９０…電動モータ制御部

Claims (4)

  1. 電力を発生する１以上の第１発電機と、
    電力を蓄電する１以上の第１バッテリと、
    前記第１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、
    電力を発生する１以上の第２発電機と、
    電力を蓄電する１以上の第２バッテリと、
    前記第２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、
    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発電機から前記第１電動モータに電力を供給できない状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態である場合、
    前記第１発電機から前記第１電動モータに電力を供給できる状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態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。
  2. 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発電機から前記第１電動モータに電力を供給できない状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態である場合、
    前記第１発電機から前記第１電動モータに電力を供給できる状態であって、前記第２発電機から前記第２電動モータに電力を供給できる状態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。
  3. 請求項１又は２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。
  4. 請求項１～３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。
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