JP2023159751A - 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、安全確保のためのバッテリを小容量で済ませて、低コストで重量を軽くすること。【解決手段】第１内燃機関（３１）及び第２内燃機関（３２）と、ワンウエイクラッチ（５１ｑ、５２ｑ、５３ｑ、５４ｑ、５１ｒ、５２ｒ、５３ｒ、５４ｒ）を介して連結可能な、それぞれ直線状に並んだ３つ以上の回転翼（２１ｑ、２２ｑ、２３ｑ、２４ｑ、２１ｒ、２２ｒ、２３ｒ、２４ｒ）と、これらとそれぞれ連結したモータ・ジェネレータ（４１ｑ、４２ｑ、４２ｑ、４４ｑ、４１ｒ、４２ｒ、４３ｒ、４４ｒ）と、を備え、３つ以上のうちの両端に配置した、少なくとも２つの回転翼（２１ｑ、２４ｑ、２１ｒ、２４ｒ）と、第１内燃機関（３１）及び第２内燃機関（３２）との間に、それぞれ差動機構（３８）を介在させた。【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、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、安全確保のためのバッテリを小容量で済ませて、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内燃機関及び第２内燃機関と、第１内燃機関及び第２内燃機関と、ワンウエイクラッチを介して連結可能な、それぞれ直線状に並んだ３つ以上の回転翼と、回転翼とそれぞれ連結したモータ・ジェネレータと、を備え、３つ以上のうちの両端に配置した、少なくとも２つの回転翼と、第１内燃機関及び第２内燃機関との間に、それぞれ差動機構を介在させた。

望ましくは、差動機構が、サンギヤとリングギヤ及びキャリアからなる遊星歯車で構成され、キャリアが第１内燃機関及び第２内燃機関と連結し、サンギヤが回転翼の１つと、リングギヤが回転翼の２つと、それぞれ連結可能としたことも好ましい。

本発明のハイブリッド回転翼航空機によれば、第１内燃機関及び第２内燃機関と、ワンウエイクラッチを介して連結可能な、それぞれ直線状に並んだ３つ以上の回転翼と、回転翼とそれぞれ連結したモータ・ジェネレータと、を備え、３つ以上のうちの両端に配置した、少なくとも２つの回転翼と、第１内燃機関及び第２内燃機関との間に、それぞれ差動機構を介在させたため、両内燃機関のうちの一方が失陥した万一の場合の安全確保を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、駆動歯車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３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。

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り、分かりやすくするため機体の一部を切り欠いている。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の駆動歯車３１ａと各回転翼との連結関係を示す模式図であり、図１の左側から見た図である。

ハイブリッド回転翼航空機１は、機体１０と、この機体１０と連結して前後方向に平行に伸びる管状の第１軸ケース１１と第２軸ケース１２を有しており、第１軸ケース１１と第２軸ケース１２には、それぞれ前後方向に直線状に並んだ、第１回転翼２１ｑ、第２回転翼２２ｑ、第３回転翼２３ｑ及び第４回転翼２４ｑと、第１回転翼２１ｒ、第２回転翼２２ｒ、第３回転翼２３ｒ及び第４回転翼２４ｒの、４つの回転翼を備えている。なお、符号の後尾にｑがつく要素は左側の第１軸ケース１１側に配置されていることを表し、同様にｒがつく要素は右側の第２軸ケース側に配置されていることを表すもので、以降の全てに共通する。

機体１０には、第１内燃機関３１と第２内燃機関３２を備えており、左側の第１内燃機関３１は、駆動歯車３１ａを介して第１駆動軸３４を駆動し、右側の第２内燃機関３２は、駆動歯車３２ａを介して第２駆動軸３６を駆動する。なお、第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２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良いし、水素のように炭酸ガスを出さない燃料であればなお良い。

第１駆動軸３４は、中空であり、差動機構３８のケース３８ａと傘歯車３４ｂ及び傘歯車３４ｃと一体になっている。傘歯車３４ｂは、第２ワンウエイクラッチ（以下、ＯＷCと記す）５２ｑを介して第２モータ・ジェネレータ（以下、Ｍ／Ｇと記す）４２ｑと連結した第２回転翼２２ｑを駆動する。同様に、傘歯車３４ｃは、第３ＯＷＣ５３ｑを介して第３Ｍ／Ｇ４３ｑと連結した第３回転翼２３ｑを駆動する。

差動機構３８は、第１駆動軸３４から入ったトルクを、差動軸３４ｆ及び差動軸３４ｇに分配して伝達する。なお、差動機構３８は、一般的な自動車と同様の傘歯車式であるが、これをダブルピニオン型の遊星歯車としても良い。差動軸３４ｆと一体の傘歯車３４ａは、第１ＯＷＣ５１ｑを介して第１Ｍ／Ｇ４１ｑと連結した第１回転翼２１ｑを駆動し、差動軸３４ｇと一体の傘歯車３４ｄは、第４ＯＷＣ５４ｑを介して第４Ｍ／Ｇ４４ｑと連結した第４回転翼２４ｑを駆動する。

すなわち、第１駆動軸３４は、第２回転翼２２ｑ及び第３回転翼２３ｑを固定した変速比で駆動し、第１回転翼２１ｑと第４回転翼２４ｑを、差動機構３８を介して駆動する。従って、第１回転翼２１ｑと第４回転翼２４ｑは、一方が減速すると他方が増速するように、変速比が変化して駆動される。これは、後述するように、第１回転翼２１ｑ及び第４回転翼２４ｑと連結した、Ｍ／Ｇの発電または駆動トルクの制御により、第１回転翼２１ｑ及び第４回転翼２４ｑの回転速度を変化させ、それらが発出する揚力を自在に制御できることを意味する。

詳細の説明は省略するが、第２軸ケース１２側も上記の第１軸ケース１１側と同様の構成であり、同様に、第２内燃機関３２と連結した第２駆動軸３６は、第２回転翼２２ｒ及び第３回転翼２３ｒを固定した変速比で駆動し、第１回転翼２１ｒと第４回転翼２４ｒを、差動機構３８を介して駆動する。但し、第１軸ケース１１側と第２軸ケース１２側の隣合った回転翼同士、例えば第１回転翼２１ｑと第１回転翼２１ｒは、互いに逆回転するように、駆動歯車３１ａと駆動歯車３２ａの向きが互いに異なっている。

第３ＯＷＣ５３ｑは、図２に示すように駆動クラッチ５３ａと逆駆動クラッチ５３ｂからなっている。詳細の説明は省略するが、駆動クラッチ５３ａ及び逆駆動クラッチ５３ｂは、特願２０２１－２０１９０８の図３及び図４における第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２のような構成であり、駆動クラッチ５３ａは、傘歯車３４ｃ側から第３回転翼２３ｑを駆動する方向にのみ動力伝達が可能であり、逆駆動クラッチ５３ｂは、第１内燃機関３１を始動する低速回転時においてのみ、第３回転翼２３ｑと連結した第３Ｍ／Ｇ４３ｑから傘歯車３４ｃを駆動する方向に動力伝達が可能である。第３ＯＷＣ５３ｒも、これと同様の構成である。

また、第１ＯＷＣ５１ｑ、第２ＯＷＣ５２ｑと第４ＯＷＣ５４ｑは、ともに傘歯車３４ａもしくは傘歯車３４ｂもしくは傘歯車３６ｄ側から第１回転翼２１ｑ、第２回転翼２２ｑ及び第４回転翼２４ｑへの動力伝達のみが可能である。第２軸ケース１２側も上記の第１軸ケース１１側と同様であるが、説明を省略する。従って、上記した８つの各回転翼は、第１内燃機関３１と第２内燃機関３２とのうちの一方から駆動可能であるとともに、それぞれが連結したＭ／Ｇから駆動可能である。

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、インバータを含むコントローラ、燃料タンク、バッテリ、各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。また、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３１及び第２内燃機関３２に、それぞれ独立して備えることが望ましい。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。これらは、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。初めに、バッテリから第３Ｍ／Ｇ４３ｑ及び第３Ｍ／Ｇ４３ｒに電力を供給してこれらを回転させ、第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２を回転させて始動する。この際に、前述したように逆駆動クラッチ５３ｂの作用で、第３Ｍ／Ｇ４３ｑ及び第３Ｍ／Ｇ４３ｒ側から第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２を駆動するが、これらが始動するとバッテリからの電力供給をやめて、つづいて駆動クラッチ５３ａの作用で、第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２が、第３Ｍ／Ｇ４３ｑ及び第３Ｍ／Ｇ４３ｒとともに、他の６つの回転翼を駆動するようになり、以降は逆駆動クラッチ５３ｂの係合が解除される。

第１内燃機関３１から駆動された第２回転翼２２ｑ及び第３回転翼２３ｑは同じ回転速度であり、同様に第２内燃機関３２から駆動された第２回転翼２２ｒ及び第３回転翼２３ｒは同じ回転速度である。一方、差動機構３８を介して第１内燃機関３１から駆動される第１回転翼２１ｑと第４回転翼２４ｑは、前述したように一方の回転速度が下がると他方のそれは上がる関係である。したがって、例えば、第１Ｍ／Ｇ４１ｑに発電させて、その電力で第４７Ｍ／Ｇ４４ｑに駆動させると、第１回転翼２１ｑの回転速度が下がって第４回転翼２４ｑの速度が上がることになる。

詳細の説明は省略するが、第２内燃機関３２から駆動される、第１回転翼２１ｒ、第２回転翼２２ｒ、第３回転翼２３ｒ及び第４回転翼２４ｒも、上記と同様の作動を行うことができる。従って、機体１０から見て前後左右の四隅に配置された４つの回転翼の回転速度を変化させることで揚力を自在に制御することができる。もちろん、第１内燃機関３１と第２内燃機関３２も回転速度を自在に変化させることができるので、第２回転翼２２ｑ及び第３回転翼２３ｑと、第２回転翼２２ｒ及び第３回転翼２３ｒを、それぞれ一つの塊と見ることができるので、合計６つの揚力を自在に制御できる。

このように、第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２が正常な場合は、上記したように各回転翼の揚力を制御することで、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。

次に、第１内燃機関３１と第２内燃機関３２の一方が故障で失陥した場合は、コントローラの指示で直ちに他方の正常な方の内燃機関による駆動に切り替える。例えば、第２内燃機関３２が失陥した場合は、第１内燃機関３１が第１Ｍ／Ｇ４１ｑ第２Ｍ／ＧＦ４２ｑ、第３Ｍ／Ｇ４３ｑ及び第４Ｍ／Ｇ４４ｑに発電させた電力に、バッテリから供給する電力を加えて、第１Ｍ／Ｇ４１ｒ、第２Ｍ／Ｇ４２ｒ、第３Ｍ／Ｇ４３ｒ及び第４Ｍ／Ｇ４４ｒに供給し、第１回転翼２１ｒ、第２回転翼２２ｒ、第３回転翼２３ｒ及び第４回転翼２４ｒを駆動して、飛行を続けて下降を及び着陸を行う。

このとき、第２内燃機関３２が停止した状況では、各ＯＷＣの作用で、第１Ｍ／Ｇ４１ｒ、第２Ｍ／Ｇ４２ｒ、第３Ｍ／Ｇ４３ｒ及び第４Ｍ／Ｇ４４ｒは、それぞれ自由な速度で回転できるので、第１回転翼２１ｒ、第２回転翼２２ｒ、第３回転翼２３ｒ及び第４回転翼２４ｒの揚力を自在に制御することができる。

ここで、各要素の容量について説明する。４つの各回転翼を駆動する定格パワーをそれぞれ１として、第１内燃機関３１と第２内燃機関３２のパワーをそれぞれ４とする。そして、８つのＭ／Ｇのパワーをそれぞれ０．７とする。これら各Ｍ／Ｇのパワーは、上記したように一方の内燃機関が失陥した場合に、各回転翼を正常時の７０％のパワーで駆動することを前提にした値である。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。

ここで、前述したように第２内燃機関３２が失陥した場合は、第１Ｍ／Ｇ４１ｑ第２Ｍ／ＧＦ４２ｑ、第３Ｍ／Ｇ４３ｑ及び第４Ｍ／Ｇ４４ｑが発電可能なパワーは合計１．２である。すなわち、第１回転翼２１ｑ、第２回転翼２２ｑ、第３回転翼２３ｑ及び第４回転翼２４ｑの駆動パワーを前述の７０％として、第１内燃機関３１のパワーが４であるので、その差（４－０．７×４）が発電可能パワーである。

したがって、この状態においてバッテリからの助力パワーを１．６とすると、第１Ｍ／Ｇ４１ｒ、第２Ｍ／Ｇ４２ｒ、第３Ｍ／Ｇ４３ｒ及び第４Ｍ／Ｇ４４ｒに、合計２．８のパワーが供給され、正常時の７０％のパワーで駆動することができる。

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、８つのＭ／Ｇの容量合計が５．６である。従来例の場合は、各回転翼の合計駆動パワーを８として、これと同じ容量のモータと発電機を要するので、合計１６の電機容量になるので、これと比較すると本案は７０％の電機容量削減が可能である。そして、これらの制御のためのインバータの容量も削減できるので、トータルで電気的損失が減る効果もある。

また、バッテリの必要パワーは上記した１．６であるが、同じ条件で従来例の場合は８つの各回転翼にそれぞれ０．７のパワーを要するので、合計５．６のパワーを出すバッテリが必要である。したがって、本案はバッテリ容量を７０％以上減らすことができる。これら、電機容量及びバッテリ容量の削減で製造コストが下がるとともに、重量が削減される分を燃料の増量に回すことで、航続距離を大幅に伸ばすことが可能である。

なお、上記は、各内燃機関が、直線状に並んだ４つの回転翼を駆動可能としたが、第２回転翼２２ｑ及び第２回転翼２２ｒを取り除いて、直線状に並んだ３つの回転翼としても、同様の効果を得ることができるし、逆に、差動軸３４ｆ及び差動軸３４ｇと差動軸３６ｆ及び３６ｇとに、連結可能な回転翼を、それぞれ２つにして、直線状に並んだ６つの回転翼とすることもできる。

［第２の実施形態］
図３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、図１に対応して描いている。図４は、図３の第１内燃機関３１と４つの回転翼との連結関係を示す模式図であり、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の実施形態の場合との第１の違いは、第２の実施形態では、第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２を、それぞれ第１駆動軸３４及び第２駆動軸３６と同軸上に配置していることである。すなわち、第１駆動軸３４を例にとると、第１内燃機関３１が同軸に連結した第１駆動軸３４を駆動する。なお、第１内燃機関３１と第１駆動軸３４との間に、遊星歯車で構成した減速歯車を設けても良い。

第１の実施形態の場合との第２の違いは、第２の実施形態では、第１駆動軸３４は、傘歯車３４ｃ及び第３ＯＷＣ５３ｑを介して第３回転翼２３ｑを駆動可能であるとともに、差動機構３８を介して差動軸３４ｆ及び差動軸３４ｇを駆動することである。すなわち、第１駆動軸３４と連結したキャリア３８ｃ、リングギヤ３８ｄ及びサンギヤ３８ｅの回転メンバーからなる、遊星歯車で構成された差動機構３８は、リングギヤ３８ｄが差動軸３４ｆと、サンギヤ３８ｅが差動軸３４ｇと、それぞれ連結している。

差動軸３４ｆは、傘歯車３４ａ及び第１ＯＷＣ５１ｑを介して第１回転翼２１ｑを、傘歯車３４ｂ及び第２ＯＷＣ５２ｑを介して第２回転翼２１ｑを、それぞれ駆動可能であり、差動軸３４ｇは、傘歯車３４ｄ及び第４ＯＷＣ５４ｑを介して第４回転翼２４ｑを駆動可能である。

従って、第１駆動軸３４は、第３回転翼２３ｑを固定した変速比で駆動し、第１回転翼２１ｑ及び第２回転翼２２ｑと第４回転翼２４ｑを、差動機構３８を介して駆動する。第１の実施形態で説明したのと同様に、第１回転翼２１ｑ及び第２回転翼２２ｑと、第４回転翼２４ｑとは、一方が減速すると他方が増速するように、変速比が変化して駆動される。

このように、差動機構３８からトルク分割されて出力する、一方の差動軸３４ｆは２つの回転翼を、他方の差動軸３４ｇは１つの回転翼を駆動するので、差動機構３８のトルク分割比を２：１程度にすべく、リングギヤ３８ｄとサンギヤ３８ｅの歯数比を同程度にすることが望ましい。これらは、詳細の説明は省略するが、第２駆動軸３６側も同様である。

第２の実施形態も、第１の実施形態で説明したのと同様に、機体１０から見て前後左右の四隅に配置された４つの回転翼の回転速度を変化させることで揚力を自在に制御することができる。その他は、基本的に第１の実施形態と同様であるので、説明を省略する。

次に、第２の実施形態の動作及び作用であるが、上記したように差動機構３８を経由して駆動される回転翼の数が、第１の実施形態と異なるだけであり、基本的に第１の実施形態と同様であるので、説明を省略する。また、第２の実施形態の効果も、基本的に第１の実施形態と同様であるので、説明を省略する。

なお、上記は、各内燃機関が、直線状に並んだ４つの回転翼を駆動可能としたが、第１の実施形態で説明したのと同様に、各内燃機関が、固定した変速比で駆動可能な回転翼を追加することで、直線状に並んだ回転翼の数を５つ以上に増やすことができる。

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３１及び第２内燃機関３２と、これらが駆動可能なそれぞれ直線状に並んだ３つ以上の回転翼と、を備えて、機体１０から見て前後左右の四隅に配置した回転翼と第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２との間に、それぞれ差動機構３８を設けることで、全体として回転翼が発出する揚力を自在に制御できるようにしたことである。これにより、常に一方の内燃機関で、揚力を発出する回転翼の半数を機械的に駆動可能にしたため、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。また、電機容量を小さくできる効果も同様である。

これらにより製造コストを削減するとともに、上記した電機容量と合わせて機体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。

上記の説明では、各回転翼のパワーを１として説明したが、第１内燃機関３１及び第２内燃機関３２が正常に駆動している状態で、バッテリから各Ｍ／Ｇに一時的に電力を供給することで、上記した電機容量を変えることなく、１を超えるパワーで各回転翼の駆動が可能である。従って、急上昇などの場合に威力を発揮することができる。

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、各実施形態の特徴同士を組み合わせるなど、種々の改良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
２１、２２、２３、２４ 回転翼
３１ 第１内燃機関
３２ 第２内燃機関
３４ａ 第１駆動軸
３６ａ 第２駆動軸
３８ 差動機構
３８ｆ、３８ｇ 差動軸
４１、４２、４３、４４ モータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）
５１、５２、５３、５４ ワンウエイクラッチ（ＯＷＣ）

Claims (2)

1. 機体に、
   第１内燃機関及び第２内燃機関と、
   前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関と、ワンウエイクラッチを介して連結可能な、それぞれ直線状に並んだ３つ以上の回転翼と、
   前記回転翼とそれぞれ連結したモータ・ジェネレータと、を備え、
   前記３つ以上のうちの両端に配置した、少なくとも２つの前記回転翼と、前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関との間に、それぞれ差動機構を介在させたことを特徴とするハイブリッド回転翼航空機。
2. 前記差動機構が、サンギヤとリングギヤ及びキャリアからなる遊星歯車で構成され、前記キャリアが前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関と連結し、前記サンギヤが前記回転翼の１つと、前記リングギヤが前記回転翼の２つと、それぞれ連結可能と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。

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