JP2023184374A - 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、ごく小容量のバッテリで済ますこと。【解決手段】内燃機関（４０、４２）と、少なくとも４つの回転翼と、モータ（３０）と、Ｍ／Ｇ（３２、３４）と、を備え、モータ（３０）と連結した回転翼（２１ｑ、２１ｒ）を第１回転翼と定義し、Ｍ／Ｇ（３２、３４）と連結し、且つ内燃機関（４０、４２）とそれぞれＯＷＣ（３６ａ）を介して連結可能な回転翼（２４ｑ、２４ｒ）を第２回転翼と定義したとき、第１回転翼は少なくとも２つの回転翼（２１ｑ、２１ｒ）で構成し、それぞれ機体（１０）の前部の左右両端側に配置し、第２回転翼は少なくとも２つの回転翼（２４ｑ、２４ｒ）で構成し、機体（１０）の左右それぞれに配置した。【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７０％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、製造コストが高いこと、また重量が重い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、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つの内燃機関と、少なくとも４つの回転翼と、モータと、モータ・ジェネレータと、を備え、回転翼のうちの一部とモータとを連結した回転翼を第１回転翼と定義する一方、回転翼のうちの残りとモータ・ジェネレータとを連結し、且つ第１内燃機関または第２内燃機関とそれぞれワンウエイクラッチを介して連結可能な回転翼を第２回転翼と定義したとき、第１回転翼は少なくとも２つの回転翼で構成し、少なくとも２つの第１回転翼をそれぞれ機体の前部の左右両端側に配置し、第２回転翼は少なくとも２つの回転翼で構成し、機体の左右それぞれに配置した。

第２回転翼の１つ当たり定格パワーを、第１回転翼の１．５倍以上にしたことも好ましい。

第１回転翼のうちの２つを、第２回転翼のうちの２つと、それぞれ同じ回転中心に配置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内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２つの内燃機関と、少なくとも４つの回転翼と、モータと、モータ・ジェネレータと、を備え、回転翼のうちの一部とモータとを連結した回転翼を第１回転翼と定義する一方、回転翼のうちの残りとモータ・ジェネレータとを連結し、且つ第１内燃機関または第２内燃機関とそれぞれワンウエイクラッチを介して連結可能な回転翼を第２回転翼と定義したとき、第１回転翼は少なくとも２つの回転翼で構成し、少なくとも２つの第１回転翼をそれぞれ機体の前部の左右両端側に配置し、第２回転翼は少なくとも２つの回転翼で構成し、機体の左右それぞれに配置したため、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第１内燃機関から第２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クラッチユニットの断面図である。 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第１内燃機関から第２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第１内燃機関から第２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２回転翼２４ｒと第１内燃機関４０との連結関係を示す、図１の断面Ａ－Ａにて表した模式図である。図３は、図１のクラッチユニット３６における径方向の断面図である。

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１１ｑ、第２アーム１２ｑと、第１アーム１１ｒ、第２アーム１２ｒとが設けてある。なお、符号の後尾にｑがつく要素は機体１０の左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。

これら各アームの先端には、それぞれ第１回転翼又は第２回転翼のいずれかを備えている。すなわち、機体１０の四隅に４つの回転翼がそれぞれ設けられている。第１回転翼はそれぞれモータ３０と連結しており、第２回転翼は同様に第１モータ・ジェネレータ（以降、Ｍ／Ｇと記述する）３２又は第２Ｍ／Ｇ３４と連結している。第１回転翼は、機体１０の進行方向前部の左右両端に配置されており、左側の、第１アーム１１ｑには第１回転翼２１ｑが、右側の、第１アーム１１ｒには第１回転翼２１ｒが、それぞれ設けてある。以降、これらをまとめて「２つの第１回転翼」と記述する場合がある。

第２アーム１２ｑの先端には、第１回転翼２１ｑ、２１ｒより直径の大きい第２回転翼２４ｑが設けてあり、同様に第２アーム１２ｒに第２回転翼２４ｒが設けてある。第２回転翼２４ｑは、第１Ｍ／Ｇ３２と連結しており、第１Ｍ／Ｇ３２はクラッチユニット３６を介して第１内燃機関４０と連結可能になっている。

クラッチユニット３６は、第１ワンウエイクラッチ（以降、ＯＷＣと記述する）３６ａと第２ＯＷＣ３６ｂとで構成されている。ここで、第１ＯＷＣ３６ａと第２ＯＷＣ３６ｂの詳細を、図３を参照して説明する。なお、第１ＯＷＣ３６ａと第２ＯＷＣ３６ｂは、周知のラチェット型である。図３は第１内燃機関４０の出力軸４０ａと、第１Ｍ／Ｇ３２と連結した外輪３２ａが、時計回りする場合を例に描いている。また、図２では、第１ＯＷＣ３６ａと第２ＯＷＣ３６ｂ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１ＯＷＣ３６ａと第２ＯＷＣ３６ｂ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１ＯＷＣ３６ａは、第１出力軸４０ａの外周の等分３カ所に形成した３カ所のポケット４０ｂに、それぞれ揺動可能な第１ラッチ３６ｃを収納している。図のように、第１ラッチ３６ｃは外輪３２ａの内周に形成したノッチ３２ｃと係合して時計回り方向のトルクを伝えることができる。図示は省略したが、ラッチ３６ｃを径方向外側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ３２ｃ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２ＯＷＣ３６ｂ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第２ラッチ３２ｄを収納している。第２ラッチ３２ｄは、第１出力軸４０ａ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４０ａの外周に形成したノッチ４０ｃと係合して時計回り方向の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、第２ラッチ３２ｄをノッチ４０ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ４０ｃ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。第２ラッチ３２ｄが揺動してノッチ４０ｄと係合するのは、第１内燃機関４０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、遠心力の作用で第２ラッチ３２ｄは図３のようにポケット３２ｂに収納される。

第１ＯＷＣ３６ａと第２ＯＷＣ３６ｂの両者に共通するが、ノッチ３２ｃとノッチ４０ｃ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４０ｂ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４０ａと外輪３０ａとの回転方向の位相が図の状態からずれて、第１ラッチ３６ｃと第２ラッチ３２ｄとが接する状態にあっては、第１ラッチ３６ｃ及び第２ラッチ３２ｄは、ノッチ３２ｃ及びノッチ４０ｃと噛み合わずにスキップする。

従って、第１ＯＷＣ３６ａは、第１内燃機関４０側から第１Ｍ／Ｇ３２と第２回転翼２４ｑを駆動する方向にのみ動力伝達が可能であり、第２ＯＷＣ３６ｂは、第１内燃機関４０を始動する低速回転時においてのみ、第１Ｍ／Ｇ３２から第１内燃機関４０を駆動する方向に動力伝達が可能である。

これらと同様に、第２アーム１２ｒに設けた第２回転翼２４ｒは、第２Ｍ／Ｇ３４と連結しており、第２Ｍ／Ｇ３４はクラッチユニット３６を介して第２内燃機関４２と連結可能になっている。

第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２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。タービン型の場合は、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４と、第２回転翼２４ｑ及び第２回転翼２４ｒとの間に、減速歯車を備えるのが好適である。また、これら内燃機関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。

ここで、これら各回転翼のうち、２つの第１回転翼は、それぞれが連結したモータ３０から駆動されて回転して揚力を発出し、２つの第２回転翼２４ｑ、２４ｒは、それぞれが連結可能な第１内燃機関４０又は第２内燃機関４２から駆動されて回転して揚力を発出するとともに、後述する非常時において、それぞれが連結した第１Ｍ／Ｇ３２又は第２Ｍ／Ｇ３４から駆動されて揚力を発出する。

つまり、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４は、それぞれ第１内燃機関４０又は第２内燃機関４２から駆動されて発電して、その電力を各モータ３０に供給することができるとともに、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２の一方が失陥した場合に、後述するように電力の供給を受けて、それぞれが連結している第２回転翼を駆動可能である。各回転翼は、周知のように、図１において周方向に隣合って配置された回転翼同士が互いに逆回転する。

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４０及び第２内燃機関４２にそれぞれ備えることが望ましい。これらは、以降の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。始めに、バッテリから第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４に電力を供給して、これにより第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２を回転させて始動する。この際に、前述したように第２ＯＷＣ３６ｂの作用で第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４側から第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２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、以降は第２ＯＷＣ３６ｂの係合が解除される。つづいて第１ＯＷＣ３６ａが係合して、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２が、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４とともに第２回転翼２２ｑ及び第２回転翼２２ｒを駆動するようになる。

第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２から駆動された第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４は発電して、これにより得られた電力は２つのモータ３０に供給されて、各モータ３０と連結した２つの第１回転翼を駆動する。つまり、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２は、これらと連結可能な第２回転翼２４ｑ及び第２回転翼２４ｒを機械的に駆動するとともに、２つの第１回転翼を電気的に駆動する。

全ての回転翼は、回転することで揚力を発出し、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、各要素のパワーについて説明する。第１回転翼の定格パワーを１として、第２回転翼の定格パワーを２とした場合、２つのモータ３０のパワーをそれぞれ１として、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４のパワーはそれぞれ２とする。そして、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２のパワーはそれぞれ３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４０及び第２内燃機関４２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４０が失陥した場合は、第２内燃機関４２と連結した第２Ｍ／Ｇ３４が発電した電力を、バッテリからの補填を含めて第１Ｍ／Ｇ３２及び２つのモータ３０に供給して、第２内燃機関４２が全ての回転翼を駆動し続ける。

この際、内燃機関の一方が失陥した場合に、各回転翼を駆動するパワーの合計を正常時の７０％確保する前提で説明する。前述のように第１内燃機関４０が失陥した場合は、第２内燃機関４２が第２回転翼２４ｒを１．４のパワーで駆動するとして、第２Ｍ／Ｇ３４は１．６のパワーの発電が可能であり、これにバッテリから１．２のパワーの電力を補填して、合わせて以下のように供給する。すなわち、第１Ｍ／Ｇ３２に１．４のパワーを供給して、第２回転翼２４ｑを駆動する。そして、２つのモータ３０にそれぞれ０．７のパワーを供給して第１回転翼２１ｑ、２１ｒを駆動すると、全体の合計で正常時の７０％のパワーになる。従って、バッテリからの補填パワーは１．２である。

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、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２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。従来例で上記と同じ仕様で、仮に４つの回転翼を有する場合にあっては、内燃機関が失陥した場合に回転翼の駆動を全面的にバッテリに頼るので、上記したように正常時の７０％のパワーで駆動するとしたら、４つの回転翼に合計４．２のバッテリのパワーが必要になる。本実施形態は、バッテリに求められるパワーは１．２であるので、バッテリパワーの７０％以上の縮減が可能である。バッテリパワーの縮減の程度は、上記の第２回転翼２４ｑ、２４ｒ及び第２Ｍ／Ｇ３２、３４の定格パワーの設定値で変化するが、本実施形態にあっては、第２回転翼の１つ当たり定格パワーを、前記第１回転翼の１．５倍以上に設定するのが好ましい。

また、電機容量に関しては、本実施形態では上記した２つのモータ３０と第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４のパワーを合計すると６である。従来例で同様の回転翼を有する場合、それぞれと連結したモータのパワー合計を６として、それと同容量のジェネレータとすると合計１２であり、本実施例はそれに対して５０％の縮減ができる。したがって、コントローラに付随するインバータなどの容量も減らすことができるので、電気系の重量や製造コストだけでなく、内燃機関から回転翼への動力伝達効率も向上するので、総合的にエネルギ消費を抑える効果が期待できる。

［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５は、図４の第２回転翼２４ｑｖ及び第１回転翼２２ｑｖと第１内燃機関４０との連結関係を示す、図４の矢視Ｂにて表した模式図であり、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の実施形態との第１の違いは、第２の実施形態では、第１回転翼を６つ備えるとともに配置が異なることと、第２回転翼の外径が大きくなっていることである。すなわち、第１回転翼２１ｑｕ、２１ｑｖ、２１ｒｕ、２１ｒｖは、第１アーム１１ｑ及び第１アーム１１ｒの上下にそれぞれ１つ備えていることと、第１回転翼２２ｑｖ、２２ｒｖは、第２アーム１２ｑ及び第２アーム１２ｒの下側、つまり第２回転翼２４ｑｕ、２４ｒｕと同じ回転中心に配置している。

また、第２回転翼２４ｑｕ、２４ｒｕは、第１の実施形態と同じ配置であるが、外径を大きくして第１回転翼の３倍のパワーで駆動する大きさにしている。なお、符号の後尾にｕがつく要素は各アームの上側に配置されていることを表し、同様にｖがつく要素は下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。また、上下に配置された各回転翼同士は、周知のように互いに逆回転して揚力を発出する。

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、内燃機関の配置が第１の実施形態と異なることである。すなわち、図５を参照して左側の第１内燃機関４０側の例で説明すると、第２アーム１２ｑの先端部に傘歯車３５ｑが設けてあり、第１内燃機関４０は傘歯車３５ｑ及びＯＷＣ３６ａを介して第１Ｍ／Ｇ３２及び第２回転翼２４ｑｕを駆動可能である。

また、これと関連して傘歯車３５ｑの下側に配置されて、第１回転翼２２ｑｖと連結したモータ３０は、第３ＯＷＣ３６ｃを介して傘歯車３５ｑと連結可能である。すなわち、モータ３０が第１回転翼２２ｑｖに揚力を発出させるのと逆方向に回転したときに第３ＯＷＣ３６ｃが動力伝達可能にしてあり、第３ＯＷＣ３６ｃは、第１の実施形態で説明した第２ＯＷＣ３６ｂと同様に、第１内燃機関４０の始動時のみに係合するラチェット型が好適である。これらは、右側の第２内燃機関４２に関しても同様である。これら以外は、コントローラなども含めて第１の実施形態と基本的に同様であるので、詳細の説明を省略する。

次に、第２の実施形態の動作及び作用については、上述したように、第１回転翼の数と第２回転翼の大きさが異なることと、内燃機関の配置が異なることと、第３ＯＷＣ３６ｃの構成以外は第１の実施形態と基本的に同様であり、動作及び作用についても同様であるので、詳細の説明を省略するが、内燃機関の始動と、第１の実施形態でも説明した電機容量等と、非常時の作動に関してのみ概要を説明する。

始めに、バッテリから第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４に電力を供給して、前述したように、これらを、揚力を発出するのと逆方向に回転させると、第３ＯＷＣ３６ｃの作用で、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２は通常の回転方向に回転して始動する。これらが始動した以降は、第３ＯＷＣ３６ｃの係合が解除されて、飛行に至るのは、第１の実施形態と同様である。

続いて、電機容量等と非常時の作動に関して説明する。６つの第１回転翼の定格パワーを１として、これと連結した６つのモータ３０のパワーも同じくそれぞれ１として、２つの第２回転翼の定格パワーをそれぞれ３として、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４のパワーはそれぞれ３とする。そして、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２のパワーはそれぞれ６とする。

ここでも、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２の一方が失陥した場合に、各回転翼が合計で正常時の７０％のパワーを出すものとして、非常時の作動を説明する。例えば、飛行中に、第１内燃機関４０が失陥した場合は、第２内燃機関４２と連結した第２Ｍ／Ｇ３４が発電した電力を、バッテリからの補填と合わせて第１Ｍ／Ｇ３２及び６つのモータ３０に供給して、第２内燃機関４２が全ての回転翼を駆動し続ける。

すなわち、前述のように第１内燃機関４０が失陥した場合は、第２内燃機関４２が第２回転翼２４ｑｕを３のパワーで駆動するとして、第２Ｍ／Ｇ３４は３のパワーの発電が可能であり、これにバッテリから２．４のパワーの補填電力を合わせて、第１Ｍ／Ｇ３２及び６つのモータ３０に供給して、第２回転翼２４ｑｕを３のパワーで駆動し、６つの第１回転翼を平均０．４のパワーで駆動すると、合計で正常時の７０％のパワーになる。この際、第２回転翼２４ｑｕ及び第２回転翼２４ｒｕと同じ回転中心の、第１回転翼２２ｑｖ及び第１回転翼２２ｒｖのパワーを０（ゼロ）にすれば、残る４つの第１回転翼を０．６のパワーで駆動することもできる。従って、バッテリからの補填パワーは２．４である。

詳細の説明は省略するが、本実施形態の場合、第１回転翼の合計パワーと第２回転翼の合計パワーが同じであるので、第２回転翼をさらに大きくして、第２回転翼の合計パワーを第１回転翼の合計パワーの１．５倍程度にすると、非常時の駆動パワーの配分自由度が上記に比べて高まる。

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、２つの第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２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。そして、非常時においてバッテリに求められるパワーが、同じ条件の従来例では８．４になるのに対して、７０％以上の縮減が可能であることも第１の実施形態と同様である。

また、電機容量に関しても、第１の実施形態と同様に、５０％の縮減ができるので、電気系の重量や製造コストだけでなく、総合的にエネルギ消費を抑える効果が期待できる。

［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、図６の第２回転翼２４ｑｕ及び第２回転翼２４ｑｖと第１内燃機関４０との連結関係を示す、図６の矢視Cにて表した模式図であり、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の実施形態及び第２の実施形態との違いは、第３の実施形態では、機体１０の左右にそれぞれ３つのアームを設けて、各アームにそれぞれ回転翼を備えていることである。すなわち、第１アーム１１ｑ、１１ｒ、第３アーム１３ｑ、１３ｒに、第１回転翼２１ｑ、第１回転翼２１ｑ、第１回転翼２２ｑ、第１回転翼２２ｒの、それぞれモータ３０と連結した４つの第１回転翼を備え、第２アーム１２ｑ、１２ｒの上下には、第１回転翼より外径を大きくして、駆動パワーが１．５倍の、第２回転翼２４ｑｕ、第２回転翼２４ｑｖ、第２回転翼２４ｒｕ、第２回転翼２４ｒｖを備えている。

また、これと関連して、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２と第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４とクラッチユニット３６を、機体１０の中に設けている。すなわち、機体１０の左側の例で説明すると、第２回転翼２４ｑｕ及び第２回転翼２４ｑｖは傘歯車３５ｑを介して第１Ｍ／Ｇ３２と連結しており、第１Ｍ／Ｇ３２はクラッチユニット３６を介して第１７内燃機関４０と連結可能である。右側の第２回転翼２４ｒｕ及び第２回転翼２４ｒｖも、これと同様に第２内燃機関４２と連結可能になっている。これら以外は、コントローラなども含めて第１の実施形態及び第２の実施形態と基本的に同様であるので、詳細の説明を省略する。

次に、第３の実施形態の動作及び作用については、上述したように、４つの第１回転翼と４つの第２回転翼を備えて、それぞれの配置が上記したようになっていること以外は、第１の実施形態及び第２の実施形態と基本的に同様であるので、詳細の説明を省略するが、第１の実施形態で説明した電機容量等と非常時の作動に関してのみ概要を説明する。

４つの第１回転翼の定格パワーを１として、第１回転翼と連結した４つのモータ３０のパワーも同じくそれぞれ１として、４つの第２回転翼の定格パワーをそれぞれ１．５として、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４のパワーはそれぞれ３とする。そして、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２のパワーはそれぞれ５とする。

ここでも、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２の一方が失陥した場合に、各回転翼が合計で正常時の７０％のパワーを出すものとして、非常時の作動を説明する。例えば、飛行中に、第１内燃機関４０が失陥した場合は、第２内燃機関４２と連結した第２Ｍ／Ｇ３４が発電した電力を、バッテリからの補填と合わせて第１Ｍ／Ｇ３２及び４つのモータ３０に供給して、第２内燃機関４２が全ての回転翼を駆動し続ける。

すなわち、前述のように第１内燃機関４０が失陥した場合は、第２内燃機関４２が第２回転翼２４ｒｕ及び第２回転翼２４ｒｖを、それぞれ１．０５のパワーで駆動するとして、第２Ｍ／Ｇ３４は２．９のパワーの発電が可能であり、これにバッテリから２のパワーの補填電力を合わせて、第１Ｍ／Ｇ３２及び４つのモータ３０に供給して、第２回転翼２４ｑｕ及び第２回転翼２４ｑｖをそれぞれ１．０５のパワーで駆動し、４つ第１回転翼を０．７のパワーで駆動すると、合計で正常時の７０％のパワーになる。従って、バッテリからの補填パワーは２である。

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の実施形態及び第２の実施形態の場合と同様に、２つの第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２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。そして、非常時においてバッテリに求められるパワーが、従来例の場合は７になるのに対して、７０％以上の縮減が可能であることも第１の実施形態と同様である。

また、電機容量に関しても、第１の実施形態と同様に、５０％の縮減ができるので、電気系の重量や製造コストだけでなく、総合的にエネルギ消費を抑える効果が期待できる。

なお、本実施形態は、合計８の回転翼を備えた例で説明したが、様々な応用が可能である。例えば、本実施形態では４つの第１回転翼を、第２回転翼の前方に２つ、後方に２つ配置したが、これら第１回転翼の数を増すことも可能であり、その場合は、第２回転翼の大きさや第２Ｍ／Ｇの定格パワー、並びに内燃機関の定格パワーも変更するのが好ましい。

また、揚力を発出する合計８の回転翼とは別に、モータで駆動して前進方向の推力を発出する、第３回転翼と言うべき回転翼を追加することもできる。この際、定格パワーが１の第３回転翼とモータをそれぞれ２つ追加した場合、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４のパワーをそれぞれ４にして、第１内燃機関４０及び第２内燃機関４２のパワーをそれぞれ６にする。その場合、詳細の説明は省略するが、非常時においては第３回転翼を駆動する必要がないので、第１Ｍ／Ｇ３２及び第２Ｍ／Ｇ３４の容量が増えた分だけ、非常時にバッテリに求められる補填電力をさらに減らすことができる。

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４０及び第２内燃機関４２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、一部の第１回転翼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
２１ｑｕ、２１ｑｖ、２１ｒｕ、２１ｒｖ、２２ｑｕ、２２ｑｖ、２２ｒｕ、２２ｒｖ 第１回転翼
２４ｑｕ、２４ｑｖ、２４ｒｕ、２４ｒｖ 第２回転翼
３０ モータ
３２、３４ モータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）
３６ クラッチユニット
３６ａ、３６ｂ、３６ｃ ワンウエイクラッチ（ＯＷＣ）
４０ 第１内燃機関
４２ 第２内燃機関

Claims (3)

1. 機体に、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２つの内燃機関と、少なくとも４つの回転翼と、モータと、モータ・ジェネレータと、を備え、
   前記回転翼のうちの一部と前記モータとを連結した前記回転翼を第１回転翼と定義する一方、前記回転翼のうちの残りと前記モータ・ジェネレータとを連結し、且つ前記第１内燃機関または前記第２内燃機関とそれぞれワンウエイクラッチを介して連結可能な前記回転翼を第２回転翼と定義したとき、
   前記第１回転翼は少なくとも２つの前記回転翼で構成し、少なくとも２つの前記第１回転翼をそれぞれ前記機体の前部の左右両端側に配置し、前記第２回転翼は少なくとも２つの前記回転翼で構成し、前記機体の左右それぞれに配置したことを特徴とするハイブリッド回転翼航空機。
2. 前記第２回転翼の１つ当たり定格パワーを、前記第１回転翼の１．５倍以上に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回転翼のうちの２つを、前記第２回転翼のうちの２つと、それぞれ同じ回転中心に配置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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