JP6253126B2 - 電動化航空機及び電動化航空機の回生電力の制御方法 - Google Patents

Description

本発明は、電動駆動モータにより駆動される推進駆動系を有する電動化航空機及び電動化航空機の回生電力の制御方法に関する。

通常、航空機では、降下時の経路角の調整に昇降舵及びスポイラ等の空力デバイスを用い、機体が所望の経路を逸脱しないよう制御する。
これらの空力デバイスは、経路角と対気速度の両方を変化させてしまう。

例えば、図２９に示すように、本来実線で示す経路角で進むべきであるが、空力デバイスにより対気速度を操作すると経路角も変わり、その修正を繰り返し行う別途の操作によって、実際には点線で示すような経路となってしまう。
このため、操作が複雑になりがちであり、さらに、突風を受けた場合等にはパイロットのワークロードが著しく増加し安全上の問題を生じる。
これは、既存空力デバイスが機体の抗力だけでなく揚力も変化させてしまい、経路角又は降下率を直接制御できないことが原因である。

一方、電動駆動モータにより駆動される推進駆動系を有する電動化航空機では、推進用プロペラ又はファンを推進だけでなく発電にも用いることが可能であり（特許文献１等参照。）、その際にはプロペラ・ファンには推進時とは反対方向の抗力が発生する。

特許第３９４２５７０号公報

しかしながら、特許文献１に記載されたような方式は、電動化航空機において滞空状態を維持できる条件の場合に発電により電力を回収し、滞空するために費やすエネルギー量を小さくして長期間上空に滞空させることを目的とするものであり、推進駆動系によって抗力を制御することは考慮されていない。

仮に、このような方式で抗力を制御しようとした場合、プロペラ又はファンを推進時と逆回転させるために、ピッチ角を大幅に変更し、プロペラ又はファンを反転させる必要があり、動作に時間がかかり、極めて応答性が低いものとなる。
したがって、抗力を制御して経路角及び降下率を速度と独立に、かつ、応答よく制御することは困難である。
また、このような方式では発電電力も小さいものとなり、省エネルギーの観点でも充分ではなかった。

そこで、本発明は、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に、かつ、応答よく制御することができ、各飛行状態において安全に降下時や上昇気流中の発電電力を最大化することが可能な電動化航空機及び電動化航空機の回生電力の制御方法を提供することを目的とする。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、推進用のプロペラ又はファンと、前記プロペラ又はファンを回転駆動し、前記プロペラ又はファンの回転により発電する電動駆動モータと、前記電動駆動モータの推進系パラメータに基づき前記プロペラ若しくはファンの抗力又は前記電動駆動モータのトルク若しくは発電電力を推定する推定部とを具備する。
電動化航空機の回生電力の制御方法。

プロペラ若しくはファンの抗力又は電動駆動モータのトルク若しくは発電電力を推定することで、例えば回転数又はトルクの指令値にフィードバックし回生電力を最大化することができる。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記推定された抗力又は発電電力に基づき前記プロペラ又はファンの回転数及び回転方向を制御する制御部を更に具備する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記プロペラ又はファンが、可変ピッチプロペラ又はファンであり、前記制御部は、前記プロペラ又はファンを発電時と推進時とで同じ回転方向に回転させ、発電時に前記プロペラ又はファンのピッチ角を推進時よりも浅くする又は推進時より回転数を低くするように制御する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記制御部は、前記プロペラ又はファンを推進時と同じ方向に回転させ発電する場合と、推進時と逆方向に回転駆動させる場合を共に含む範囲までトルクを制御する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、主翼又は尾翼に装備された空力デバイスを操作して電動化航空機の対気速度を前記プロペラ又はファンの回転数及び回転方向と独立に制御する機能を有する。

これにより、例えば空域制限などにより経路角がある範囲に指定されている場合、或いは経路角と対気速度が独立に制御できない(対気速度が経路角の関数となる)場合には、機体の状態・構成(例えばフラップの有無等)によっては経路角によって決まる対気速度が、失速速度に対し十分な余裕を確保できない可能性があるが、上記のように独立に制御できることで、滑走路への経路角によらず対気速度を失速速度に対し十分に大きくとった安全な着陸が可能となる。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記電動駆動モータによるモータ出力を操作し、前記電動駆動モータのトルク又は発電電力をモータ出力の負の値として操作する操作部を更に具備する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記操作部は、前記電動駆動モータの発電電力をモータ回転数の３乗に比例、又は発電時のモータトルクをモータ回転数の２乗に比例させた値として操作する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、対気速度又は動圧を検出する気流検知部をさらに有し、前記操作部によりモータ出力が負の値として操作されたときに、前記検出された対気速度又は動圧に応じて、前記電動駆動モータの出力を増減させる。

ここで、例えばピトー管を用いて動圧を検出することで気流を検知することが可能である。
本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記操作部は、単一の操作部材からなる。
本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記操作部は、前記操作部材を所定位置から所定方向及び逆方向に動作可能に構成され、前記操作部材の前記所定方向への動作に対して前記電動駆動モータの出力を増加させ、前記操作部材の前記逆方向への動作に対して前記電動駆動モータの出力を負の値を含んで減少させる。
本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記操作部材を前記電動駆動モータの出力が負の値を含んで減少させる方向に操作し、同じ方向にさらに操作した場合に、モータを推進状態と逆方向に回転させる領域でモータ出力を増す。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記操作部は、前記操作部材を前記所定位置から前記逆方向に動作させた際に、操作者に付加動作を要求する誤操作防止機構を有する。
本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記操作部は、前記操作部材の位置を検出する複数の操作位置検出センサと、前記複数の操作位置検出センサの出力とを比較して操作位置検出センサのいずれかが不良であることを検知する不良検知機構とを有する。
本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記電動駆動モータのトルク又は発電電力をモータ出力の負の値として表示する表示部を更に具備する。
本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記表示部は、前記電動駆動モータの発電により回収される回生エネルギーの回収可能な範囲を表示する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記表示部は、その時点で推定される前記電動駆動モータの発電電力の最大値、モータ軸入力の最大値、電流の最大値及びトルクの最大値、発電時の抗力の推定値、機体昇降率の推定値、経路角の推定値及び揚抗比の推定値の少なくとも１つ以上の値又はその加工情報を表示する。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、前記電動駆動モータの温度を検出するためのモータ温度検出手段、当該電動化航空機が搭載するバッテリの温度を検出するためのバッテリ温度検出手段及び前記電動駆動モータより流れる電流を検出するための電流検出手段のうち少なくとも１つを備え、前記表示部は、前記モータ温度検出手段、前記バッテリ温度検出手段及び／又は前記電流検出手段から得られたデータに基づいた表示をする。
本発明の一形態に係る電動化航空機の回生電力の制御方法は、電動化航空機のプロペラ又はファンを回転駆動し、前記プロペラ又はファンの回転により発電する電動駆動モータの推進系パラメータに基づき前記プロペラ若しくはファンの抗力又は前記電動駆動モータのトルク若しくは発電電力を推定し、推定結果に基づき、前記プロペラ又はファンのトルク又は回転数を制御する。

本発明によれば、電動駆動モータの推進系パラメータに基づきプロペラ又はファンの抗力を推定しているので、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に、かつ、応答よく制御することができ、各飛行状態において安全に降下時や上昇気流中の発電電力を最大化することが可能となる。

第１実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図。 回転数、プロペラ抗力の関係のグラフ。 航空機における機体進行方向の力のつり合いの説明図。 第２実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図。 ピッチ角と発電電力の関係のグラフ。 ピッチ角、トルク、回転数、発電電力の関係のグラフ。 第３実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図。 発電電力、プロペラ抗力、ピッチ角の関係のグラフ。 第４実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図。 第５実施形態に係る電動化航空機の操作システムの説明図。 操作手段の概略図。 対気速度、回転数、トルクの関係のグラフ。 本発明の第６実施形態に係る電動化航空機の操作システムの説明図。 対気速度と進行率との関係を示すグラフ。 第７実施形態に係る電動化航空機の操作システムの説明図。 対気速度、回転数、トルクの関係のグラフ。 第８実施形態（第１０実施形態）に係る電動化航空機の表示システムの説明図。 電動化航空機のモータ出力可能領域に関するデータ群の一例の説明グラフ。 モータ出力の表示の一例の参考図。 利用馬力と電流の関係グラフ。 温度上昇率と電流の関係グラフ。 第９実施形態に係る電動化航空機の表示システムの説明図。 エネルギー回生特性に関するデータ群の一例の説明グラフ。 モータ出力と回生電力の表示の一例の参考図。 充電電力とＳＯＣの関係グラフ。 対気速度、回転数、トルクの関係のグラフ。 モータ出力、回生電力、回生可能範囲の表示の一例の参考図。 総合的な表示の一例の参考図。 航空機の経路角の説明参考図。

本発明の一形態に係る電動化航空機は、プロペラ又はファンを回転駆動し、あるいは、プロペラ又はファンの回転により発電する電動駆動モータと、前記電動駆動モータの電流を検出する電流検出手段と、前記電動駆動モータの回転数を検出する回転数検出手段と、大気密度及び対気速度を検出する気流検出手段と、前記電動駆動モータを制御する駆動制御手段とを有する電動化航空機であって、前記駆動制御手段が、前記電流検出手段で検出した電流から前記電動駆動モータのトルクを推定する駆動力演算部と、前記プロペラ又はファン抗力を推定する抗力演算部と、前記電動駆動モータのトルクあるいは回転数の一方又は両方を変化させる推力制御部とを有し、前記抗力演算部が、あらかじめ記憶されているプロペラ特性に関するデータ群を用いて、前記回転数検出手段で検出された回転数又は前記駆動力演算部において推定されたトルクと前記気流検出手段で検出された対気速度から、前記プロペラ又はファン抗力を推定するように構成されている。

本発明に係る電動化航空機によれば、抗力演算部が、あらかじめ記憶されているプロペラ特性に関するデータ群を用いて、回転数検出手段で検出された回転数又は駆動力演算部において推定されたトルクと気流検出手段で検出された対気速度から、プロペラ又はファン抗力を推定することにより、制御にあたっての機体の諸元に応じた最適な演算を精度よく高速に行うことが可能となる。

また、駆動制御手段がプロペラ又はファン抗力を推定する抗力演算部と、電動駆動モータのトルクあるいは回転数の一方又は両方を変化させる推力制御部とを有することにより、高速で推定されたプロペラ又はファン抗力に応じて、応答性の高い電動駆動モータを制御することで、航空機の抗力のみを応答性よく自由に操作することが可能となる。

駆動制御手段が、前記電動駆動モータの発電時にプロペラ又はファンの抗力を増減することで昇降率又は経路角を制御することにより、速度とは独立に、昇降率又は経路角を応答よく制御することが可能となるとともに、発電した電力を回生することが可能となる。

駆動制御手段が、推進時と発電時でプロペラ又はファンの回転方向を変えない方向に、プロペラ又はファンの回転数又はピッチを変化させることにより、推進と発電との間を連続的に円滑に、かつ、高い応答性で制御することが可能となるとともに、発電効率を向上することが可能となる。

駆動制御手段が、プロペラ又はファンの回転数又はピッチを変化させ、発電電力と昇降率又は経路角を独立に制御することにより、発電効率の最大化を図りつつ、昇降率又は経路角を応答よく制御することが可能となる。

駆動制御手段が、プロペラ又はファンの発生する抗力を変化させるとともに、主翼又は尾翼に装備された空力デバイスを操作して昇降率又は経路角と対気速度を独立に制御する機能を持つことにより、より、正確に昇降率又は経路角を制御可能となるとともに、発電効率の最大化を図りつつ、昇降率又は経路角を応答よく制御することが可能となる。
さらに、ピッチを変化させる制御を加えることにより、さらに、発電効率を向上させることができる。

機体高度検出手段から得られた機体高度、モータ温度検出手段から得られたモータ温度、バッテリ温度検出手段から得られたバッテリ温度又はバッテリ充電状態検出手段から得られたバッテリ充電状態の少なくとも１つに対応して、昇降率又は経路角を制御するように構成されていることにより、降下率や電力の機体の高度や推進系温度、バッテリの充電状態による制約を逸脱せず、機体全体の安全性が向上する。

ここで、通常の航空機では、降下時の経路角の調整に昇降舵及びスポイラ等の空力デバイスを用い、機体が所望の経路を逸脱しないよう制御するが、その操舵は各デバイス個別に行うことが一般的で、その感覚が技量の未熟なパイロットには直感的でない上に、操作物が増える分ワークロードが増加し誤操作のリスクも高まる。

また、経路角及び発電量の制御において、これらの発電に関するパラメータをパイロットが操作する場合、信頼性高くかつワークロードを小さくできることが望ましい。

加えて、推進用プロペラ又はファンを用いて発電を行う場合、発電電力を大きくするとプロペラ又はファンの回転数が不安定になる領域が存在するため、電動駆動モータの制御において一般的なトルク指令値入力のみをパイロットが行う場合には安定に発電を行うことが困難であるとともに、抗力を発生する発電状態に不用意に遷移することのないように注意する必要がある。

加えて、これらのパラメータは対気速度や大気密度などの気流状態や、推進系の運転状態に左右されるだけでなく、降下率や電力の機体の高度、推進系温度やバッテリの充電状態によって安全上要求される制約も存在するため、着陸降下中のパイロットに常に適切な操作入力を要求することはワークロードを増大させる問題を生じうる。

そこで、本発明の一形態は、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に、応答よく制御することができ、降下時や上昇気流中に発電電力を回収することが可能な電動化航空機を、容易に、かつ、各飛行状態において機体の安全を維持しながら操作することが可能な電動化航空機の操作システムを提供することを目的とする。

本発明の一形態に係る電動化航空機の操作システムは、プロペラ又はファンを回転駆動する電動駆動モータと、前記電動駆動モータを制御する駆動制御手段と、前記駆動制御手段に指令する操作手段とを有する電動化航空機の操作システムであって、前記操作手段が、操作者の操作量と前記電動駆動モータのトルク指令値、回転数指令値、出力指令値、前記プロペラ又はファンの推力指令値のいずれかを対応させて駆動制御手段に指令するように構成され、前記操作手段の操作範囲は、前記駆動制御手段によって制御される前記電動駆動モータの出力が負の値となる指令を含むように構成されていることにより、前記課題を解決するものである。

本発明の一形態に係る電動化航空機の操作システムによれば、操作手段が、操作者の操作量と前記電動駆動モータのトルク指令値、回転数指令値、出力指令値、前記プロペラ又はファンの推力指令値のいずれかを対応させて駆動制御手段に指令するように構成され、操作手段の操作範囲は、駆動制御手段によって制御される電動駆動モータの出力が負の値となる指令も含むように構成されていることにより、パイロット等の操作者の操作によって、従来の航空機と同様に推進駆動系の推力の操作ができるとともに、容易に、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に応答よく制御することができる。
また、操作手段を操作して、降下時や上昇気流中に発電電力を目標に制御することも可能となる。

そして、操作手段を操作して推進駆動系の抗力や発電量の制御を行った際にも、経路角及び降下率を速度とは独立に制御されるため、操作者のワークロードを小さくすることができる。

加えて、高度や推進系温度等による降下率や経路角の制約を指令値に反映させることで、不用意な操作によって機体を危険な状態に陥らせることもなく操作者のワークロードも低減できる。

抗力演算部が、あらかじめ記憶されているプロペラ特性に関するデータ群を用いて、回転数検出手段で検出された回転数又は駆動力演算部において推定されたトルクと気流検出手段で検出された対気速度から、プロペラ又はファン抗力を推定するように構成されていることにより、制御にあたっての機体の諸元に応じた最適な演算を精度よく高速に行うことが可能となる。

また、駆動制御手段がプロペラ又はファン抗力を推定する抗力演算部と、電動駆動モータのトルクあるいは回転数の一方又は両方を変化させる推力制御部とを有し、推力制御部が、前記プロペラ又はファンの推力指令値又は前記電動駆動モータの出力指令値を前記電動駆動モータのトルク又は回転数指令値に変換して出力するように構成されていることにより、高速で推定されたプロペラ又はファン抗力に応じて、応答性の高い電動駆動モータを制御することが可能となり、航空機の抗力のみを応答性よく自由に操作することが可能となる。

駆動制御手段は、電動駆動モータの出力が負の値となる指令を受けた際、気流検知手段により検出された対気速度に応じて、電動駆動モータの出力を増減させる機能を有することにより、発電効率を向上することができるとともに、発電時に抗力が大きくなりすぎることを防止でき、操作者が安全に操作をすることが可能となる。

操作手段が、単一の操作部材からなることにより、パイロット等の操作者が容易に操作をすることが可能となるとともに、操縦席内の複雑化を抑制することが可能となる。

操作手段が操作部材を所定位置から所定方向及び逆方向に動作可能に構成され、操作部材の所定方向への動作での駆動制御手段への指令に応じて、駆動制御手段が電動駆動モータの出力を増加させ、操作部材の逆方向への動作での駆動制御手段への指令に応じて、駆動制御手段が電動駆動モータの出力を負の値を含んで減少させることより、所定位置を挟んで所定方向への動作を従来の航空機と同様の推力の増減動作とし、逆方向への動作を抗力の制御又は発電量の制御とすることで、従来の航空機に習熟したパイロット等の操作者でも、容易に操作をすることが可能となる。

操作手段が、操作部材を所定位置から逆方向に動作させた際に、操作者に付加動作を要求する誤操作防止機構を有していることにより、従来の航空機と同様に推力の操作を行っている際に、意図せず不用意に抗力の制御又は発電量の制御に遷移することが防止され、安全に操作することが可能となる。

操作手段が、操作部材の位置を検出する複数の操作位置検出センサと、複数の操作位置検出センサの出力を比較していずれかの操作位置検出センサの不良を検知する検知機構を有することにより、従来の航空機と同様に推力の操作を行っている際に、操作位置検出センサの不良によって、意図せずに従来の飛行機に存在しない抗力の制御又は発電量の制御に遷移することを未然に防止でき、さらに安全性が向上する。

機体高度検出手段から得られた機体高度、モータ温度検出手段から得られたモータ温度、バッテリ温度検出手段から得られたバッテリ温度又はバッテリ充電状態検出手段から得られたバッテリ充電状態の少なくとも１つに対応して、昇降率又は経路角に対応する指令値を調整するように構成されていることにより、降下率や電力の機体の高度や推進系温度、バッテリの充電状態による制約をパイロットの不用意な操作により逸脱することなく、機体全体の安全性が向上する。

ここで、通常の航空機では、降下時の経路角の調整に昇降舵及びスポイラ等の空力デバイスを用いるか、スロットル操作の調整により推進力を制御して機体が所望の経路を逸脱しないよう制御するが、その操舵は各デバイス個別に行うことが一般的で、その感覚が技量の未熟なパイロットには直感的でない上に、操作物が増える分ワークロードが増加し誤操作のリスクも高まる。

また、経路角及び発電電力の制御において、これらの発電に関するパラメータをパイロットが操作する場合、信頼性高くかつワークロードを小さくできることが望ましい。

加えて、推進用プロペラ又はファンを用いて発電を行う場合、発電電力を大きくするとプロペラ又はファンの回転数が不安定になる領域が存在するため、電動駆動モータの制御において一般的なトルク指令値入力のみをパイロットが行う場合には安定に発電を行うことが困難であるとともに、抗力を発生する発電状態に不用意に遷移することのないように注意する必要がある。

推進状態か回生状態か、あるいは駆動出力や回生電力などの推進系パラメータやその維持可能時間に加え、発生した抗力に起因する機体の降下率や揚抗比などの飛行性能にかかわるパラメータに関する情報をパイロットに迅速に通知することは効率的な運航及び安全性を高める上で非常に重要である。

一般に航空機の操縦において推進系のパラメータを表示させる際には、パイロットの状況認識を向上させ、誤操作防止や事故防止を考慮した表示方法にさまざまな配慮がなされている。

しかしながら、これらのパラメータは対気速度や大気密度(高度)などの気流状態や、推進系の運転状態に左右されるとともに、降下率や電力の機体の高度や推進系温度による制約に加え、運転状態のモデルが複雑あるいはモデル化の難しい内燃機関推進系ではこれらの情報を平易に通知することは困難であった。

特に将来的に機体システムがより自動化された場合には、認識のミス等を防ぐあるいは効率的な運航ために、現在の運転状態を明確にパイロットに提示する必要がある。

過去のＡＤＶＴＥＣＨ機（Ａｄｖａｎｃｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ機：自動操縦装置とＦＭＳ（Ｆｌｉｇｈｔ Ｍａｎａｇｅｍｅｎｔ Ｓｙｓｔｅｍ）を持つ機体）においては、自動操縦装置のモード認識ミスで事故に陥ったケースが多々発生した。

同様に推進系の運転状態の認識を誤り、たとえばエネルギー回生運転をしているにもかかわらず、他の操作物を推進時と同様の操作をすれば機体の抵抗が増す等、安全性が著しく阻害される可能性があるため、パイロットには推進系の運転状態を安全余裕などの情報とともに直感的に認識させる通知方法は非常に重要である。

たとえば、表示の認識度合いはパイロットの操作物の動作と関連があり、操作量を表示させる際には「操作の方向と表示の方向の違和感がないこと」、「操作量と表示する際の大きさの違和感がないこと」というＨｕｍａｎ Ｆａｃｔｏｒｓ Ｃｏｎｓｉｄｅｒａｔｉｏｎが提案されている。

回生に関する推進系パラメータを表示させる際にも、操作装置の操作方向・操作量と表示の違和感がないようにすることがヒューマンエラーの観点からも必要である。

そこで、本発明の一形態は、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に、応答よく制御することができ、降下時や上昇気流中に発電電力を回収することが可能な電動化航空機を安全に制御するために必要な情報を、誤認を抑制し平易に通知することが可能な電動化航空機の表示システムを提供することを目的とする。

本発明の一形態に係る電動化航空機の表示システムは、プロペラ又はファンを回転駆動する電動駆動モータと、前記電動駆動モータを制御する駆動制御手段と、情報表示手段とを有する電動化航空機の表示システムであって、前記駆動制御手段が、前記電動駆動モータの出力が負の値となる制御を含むように構成され、前記情報表示手段が、少なくとも、検出又は推定された発電量及びプロペラ又はファン抗力のいずれかあるいは両方の値又はその加工情報を表示することにより、前記課題を解決するものである。

本発明に係る電動化航空機の表示システムによれば、駆動制御手段が、電動駆動モータの出力が負の値となる制御を含むように構成されていることにより、推進駆動系の抗力を制御して経路角及び降下率を速度とは独立に制御したり、降下時や上昇気流中に発電電力を目標に制御することが可能となる。

そして、情報表示手段が、少なくとも、検出又は推定された発電量及びプロペラ又はファン抗力のいずれかあるいは両方の値又はその加工情報を表示することにより、推進駆動系の抗力や発電電力を安全に制御するために必要な情報を、誤認を抑制し平易に通知することが可能となる。

抗力演算部が、あらかじめ記憶されているプロペラ特性に関するデータ群を用いて、回転数検出手段で検出された回転数又は駆動力演算部において推定されたトルクと気流検出手段で検出された対気速度から、プロペラ又はファン抗力を推定するように構成されていることにより、制御にあたっての機体の諸元に応じた最適な演算を精度よく高速に行うことが可能となる。

また、駆動制御手段がプロペラ又はファン抗力を推定する抗力演算部と、電動駆動モータのトルクあるいは回転数の一方又は両方を変化させる推力制御部とを有し、推力制御部が、前記プロペラ又はファンの推力指令値又は前記電動駆動モータの出力指令値を前記電動駆動モータのトルク又は回転数指令値に変換して出力するように構成されていることにより、高速で推定されたプロペラ又はファン抗力に応じて、応答性の高い電動駆動モータを制御することが可能となり、航空機の抗力のみを応答性よく自由に制御することが可能となる。

そして、情報表示手段が表示する値又はその加工情報が、検出又は推定された電流、トルク及び回転数の少なくとも１つ以上の値又はその加工情報を含むことにより、必要な情報を、誤認を抑制し平易に通知することが可能となる。

機体高度検出手段から得られた機体高度、モータ温度検出手段から得られたモータ温度、バッテリ温度検出手段から得られたバッテリ温度又はバッテリ充電状態検出手段から得られたバッテリ充電状態の少なくとも１つに対応して、値又はその加工情報の表示形式を変更するように構成されていることにより、気流状態や、推進系の運転状態、降下率や電力の機体の高度や推進系温度による制約等に応じて表示形式を変更できるため、さらに誤認を抑制し平易に通知することが可能となる。

そのことで、パイロット等の操作者が、推進系や電力系の情報を飛行状態によらず直感的に認識でき、ワークロードが低減されるとともに適切な出力操作を行うことができ、機体全体の安全性が向上する。

情報表示手段が表示する値又はその加工情報が、その時点で推定される前記電動駆動モータの発電電力の最大値、モータ軸入力の最大値、電流の最大値及びトルクの最大値の少なくとも１つ以上の値又はその加工情報を含むことにより、現在の状況に加えて、電力消費や発電量の制御の目標や安全余裕に関する情報も表示可能となり、省エネルギーを考慮して制御する際の安全性がさらに向上する。

そのことで、パイロット等の操作者が、回生電力や電流及び確保すべきそれらの安全余裕に関する情報を認識できることで、ワークロードが低減され、機体全体の安全性が向上する。

情報表示手段が表示する値又はその加工情報が、発電時の抗力の推定値、機体昇降率の推定値及び揚抗比の推定値の少なくとも１つ以上の値又はその加工情報を含むことにより、現在の状況に加えて、推進力や抗力の制御の目標や安全余裕に関する情報も表示可能となり、経路角及び降下率を速度と独立に制御する際の安全性がさらに向上する。

そのことで、パイロット等の操作者が、揚抗比や降下率及び確保すべきそれらの安全余裕に関する情報を認識できることで、燃費性能及び機体制御性能が向上するとともに、機体全体の安全性が向上する。

情報表示手段が電流、モータ又はバッテリの温度時間変化率や閾値に到達するまでの時間を表示することにより、現在の推進系運転状況に加えて、パイロット等の操作者が、推進系の時間的安全余裕に関する情報を認識できることで、機体全体の安全性が向上する。
以下、本発明の実施の形態を図面を参照しながら説明する。
本発明の実施形態に係る電動化航空機について説明する。
（第１実施形態）
図１は本発明の第１実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図である。

図１に示すように、電動化航空機の推進駆動系１１０は、プロペラ１１１は電動駆動モータ１１３により駆動され、あるいは、プロペラ１１１の回転により電動駆動モータ１１３が発電するように構成されている。

電動駆動モータ１１３は、蓄電池等からなる電源１１５から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源１１５に電力を供給し、その電力はインバータ１１４により制御される。

制御部としての駆動制御手段１２０は、内部に、図２に示すような個々の電動化航空機に特有の回転数Ｎｇｅｎ、プロペラ抗力Ｄｐの関係についてのデータ群を持ち、発電時においては、抗力演算部１２２が、データ群を用いて、回転数検出手段１４０で検出された回転数又は電流検出手段１３０で検出した電流で演算した、電動駆動モータの推進系パラメータとしての電動駆動モータ１１３のトルクと気流検出手段１５０で検出された対気速度からプロペラの抗力を推定し、推力制御部１２３からインバータ１１４に回転数Ｎｇｅｎの指令値を送る。
なお、上記のデータ群に代えて、データ群に近似した関数を持つものであっても勿論構わない。以下に示す各実施形態でも同様である。

ここで、電動駆動モータ１１３により駆動されるプロペラ１１１の回転数の応答性及び制御精度は内燃機関に比較して非常に高い。この点は、米国特許明細書第６９８６６８８号に詳しく開示されており、この開示の範囲も本明細書の開示の範囲である。
航空機における機体進行方向の力のつり合いは、図３に示すように、
Ｄａ：機体抗力
Ｄｐ：プロペラ抗力
Ｗ：機体重量
θ：経路角
として、
Ｗ・ｓｉｎθ＝Ｄｐ＋Ｄａ ・・・（１）
となる。

プロペラ抗力Ｄｐが増加することで経路角θが増加するが、経路角θが大きくない通常の飛行状態では、機体揚力Ｌ（＝１／２ρＶ２ＳＣＬ）はＷにほぼ等しく一定である。
プロペラ抗力Ｄｐは既存の空力デバイスと異なり揚力係数ＣＬに影響しない、すなわち対気速度Ｖに影響しない。

このとき、（１）式から、ｓｉｎθ≒θの範囲ではプロペラ抗力Ｄｐは経路角θに対し線形であり良好な制御性を有するとともに、対気速度Ｖを一定にできるので、経路角θに代わり降下率（＝Ｖθ）も直接制御できる。

なお、駆動力演算部１２１において電流検出手段１３０で検出した電流からトルクを推定し、推進時には、駆動制御手段１２０推力制御部１２３からからトルクの指令値をインバータ１１４に送るようにしてもよく、発電時にも、トルクとプロペラ抗力Ｄｐの関係についてのデータ群を持ち、トルクの指令値をインバータ１１４に送るようにしてもよい。

また、本発明では、プロペラだけでなくファンにも適用できる。ここで、ファンとは、例えば、回転する動翼と動翼の下流に設置された静翼とそれらの外周を覆うダクトからなる推進装置である。
（第２実施形態）
図４は本発明の第２実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図である。

図４に示すように、電動化航空機の推進駆動系２１０は、第１実施形態と同様に、プロペラ２１１は電動駆動モータ２１３により駆動され、あるいは、プロペラ２１１の回転により電動駆動モータ２１３が発電するように構成されている。

電動駆動モータ２１３は、蓄電池等からなる電源２１５から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源２１５に電力を供給し、その電力はインバータ２１４により制御される。

本実施形態では、さらに、プロペラ２１１が可変ピッチ機構２１２を備えた可変ピッチプロペラであり、可変ピッチ機構２１２は、離陸時に使用するピッチ角βＴＯより小さいピッチ角β０までピッチ角βを変化させることのできる機能を有している。

可変ピッチ機構は、プロペラスピナの内側に備えた油圧機構又は電動モータなどの駆動源により、プロペラブレードのピッチ軸を回転させることでβを調整する機構である。

また、駆動制御手段２２０は発電時においては、推力制御部２２３からインバータ２１４に発電力Ｐｇｅｎ、可変ピッチ機構２１２にピッチ角βの目標値信号を送る。

プロペラ２１１を用いて発電を行う場合、図５に示すように、風車のようにピッチ角βを大きくしプロペラ２１１が推力を発生する状態とは逆回転させる（逆転）より、ピッチ角βを小さくしプロペラ２１１が推力を発生する状態と同じ方向に回転させる（正転）方が発電力Ｐｇｅｎの、あるピッチ角βにおける発電力最大値Ｐｇｍａｘを大きくすることができる。

このため、プロペラ２１１を推進から発電に切り替えるとき、駆動制御手段２２０は、図６に示すような特性を用いて、可変ピッチ機構２１２に対しピッチ角βの目標値を減少させる指令を出し、回転方向を変化させず発電力最大値Ｐｇｍａｘを大きく保つ。
特にピッチ角βを離陸時に使用するピッチ角βＴＯより小さいピッチ角β０にすることでより大きな発電力を得ることができる。

なお、推進時には、駆動制御手段２２０の推力制御部２２３から回転数あるいはトルクに応じた指令値をインバータ２１４に送るとともに、可変ピッチ機構２１２にピッチ角の目標値を送る。
（第３実施形態）
図７は本発明の第３実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図である。

図７に示すように、電動化航空機の推進駆動系３１０は、第２実施形態と同様に、プロペラ３１１は電動駆動モータ３１３により駆動され、あるいは、プロペラ３１１の回転により電動駆動モータ３１３が発電するように構成されている。

電動駆動モータ３１３は、蓄電池等からなる電源３１５から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源３１５に電力を供給し、その電力はインバータ３１４により制御される。

また、プロペラ３１１は可変ピッチ機構３１２を備えた可変ピッチプロペラであり、可変ピッチ機構３１２は、離陸時に使用するピッチ角βＴＯより小さいピッチ角β０までピッチ角βを変化させることのできる機能を有している。

本実施形態では、駆動制御手段３２０は、内部に、図８に示すような、個々の電動化航空機に特有の対気速度Ｖ、発電力Ｐｇｅｎ、プロペラ抗力Ｄｐ、ピッチ角βの関係についてのデータ群を持ち、発電時においては、抗力演算部３２２が、データ群を用いて、回転数検出手段３４０で検出された回転数又は電流検出手段３３０で検出した電流で演算した電動駆動モータ３１３のトルクと気流検出手段３５０で検出された対気速度からプロペラ抗力を推定し、プロペラ抗力の指示値に応じて推力制御部３２３からインバータ３１４に発電力Ｐｇｅｎ、可変ピッチ機構３１２にピッチ角βの目標値信号を送る。

ピッチ角β＝β１、プロペラ抗力Ｄｐ＝Ｄｐ０の時、駆動制御手段３２０はプロペラ抗力Ｄｐを維持しつつピッチ角をβ１→β２に変化させ、その時の対気速度Ｖ及びプロペラ抗力Ｄｐ０に対し発電力Ｐｇｅｎを最大化する。

なお、推進時には、駆動制御手段３２０の推力制御部３２３から回転数あるいはトルクに応じた指令値をインバータ３１４に送るとともに、可変ピッチ機構３１２にピッチ角の目標値を送る。
（第４実施形態）
図９は本発明の第４実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系の説明図である。

図９に示すように、第４実施形態に係る電動化航空機の推進駆動系４１０は、第１実施形態と同様に、プロペラ４１１は電動駆動モータ４１３により駆動され、あるいは、プロペラ４１１の回転により電動駆動モータ４１３が発電するように構成されている。

電動駆動モータ４１３は、蓄電池等からなる電源４１５から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源４１５に電力を供給し、その電力はインバータ４１４により制御される。

本実施形態では、駆動制御手段４２０は、内部に、前述の図２に示すような個々の電動化航空機に特有の回転数Ｎｇｅｎ、プロペラ抗力Ｄｐの関係についてのデータ群、及び、対気速度Ｖと揚抗比Ｌ／Ｄに関するデータ群を持ち、発電時においては、抗力演算部４２２が、データ群を用いて、回転数検出手段４４０で検出された回転数又は電流検出手段４３０で検出した電流で演算した電動駆動モータ４１３のトルクと気流検出手段４５０で検出された対気速度からプロペラ抗力を推定し、推力制御部４２３からインバータ４１４に回転数Ｎｇｅｎの指令値を送る。
航空機における機体進行方向の力のつり合いは、前述の図３に示すように、
Ｄａ：機体抗力
Ｄｐ：プロペラ抗力
Ｗ：機体重量
θ：経路角
として、
θが小さいとき
θ＝１／（Ｌ／Ｄ）＋Ｄａ／Ｗ
となる。

したがって、スポイラや昇降舵などの既存空力デバイスを使用し揚抗比Ｌ／Ｄを変化させることで対気速度Ｖを調節した場合、駆動制御手段４２０はプロペラ抗力Ｄｐを調節し経路角θを所望の値に補正することができる。

また、駆動制御手段４２０によって既存空力デバイスを変化させるとともに、プロペラ抗力Ｄｐを制御することで、昇降率又は経路角と対気速度を独立に制御しつつ、発電効率を最適化することが可能となる。
なお、推進時には、駆動制御手段４２０の推力制御部４２３から回転数あるいはトルクに応じた指令値をインバータ４１４に送る。

以上のように、本発明によれば、電動化航空機の推進駆動系の高い応答性を活かして、昇降率又は経路角と対気速度を独立に制御し、かつ、発電による回生も可能となる。

さらに、前述の第３実施形態（可変ピッチ機構の制御を含むもの）及び第４実施形態（既存空力デバイスの制御を含むもの）を複合化させ、より精度が高く効率よいものとしてもよい。

また、電流検出手段、回転数検出手段、気流検出手段は、上記実施形態の図に示すようなものに限定されず、機能的に電流、回転数、気流が検知する手段であればいかなるものであってもよく、他のパラメータから演算で検知するものであってもよい。
（第５実施形態）
図１０は本発明の第５実施形態に係る電動化航空機の操作システムの説明図である。

図１０に示すように、電動化航空機の操作システム５１０は、プロペラ５１１が電動駆動モータ５１３により駆動され、あるいは、プロペラ５１１の回転により電動駆動モータ５１３が発電するように構成されている。
電動駆動モータ５１３は、蓄電池等からなる電源５１５から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源５１５に電力を供給し、その電力はインバータ５１４により制御される。
駆動制御手段５２０は、内部に、図１２に示す個々の電動化航空機に特有の対気速度Ｖ、プロペラ回転数Ｎ、トルクτ（プロペラ抗力）の関係についてのデータ群を持ち、気流検出手段５３０から得られた対気速度Ｖを用い、操作部としての操作手段５４０の操作位置検出センサ５４１によって指示された抗力指令値Ｄｐに対応したトルク指令値τｇｅｎを算出しインバータ５１４に入力する。

操作手段５４０は、図１１に示すように、レバースリット５４４に案内され前後に揺動可能に支持された操作部材であるレバー５４２と、該レバー５４２の揺動位置を検出する２個の操作位置検出センサ５４１とを備えている。
２個の操作位置検出センサ５４１は、レバー５４２と一体に回動するプーリ５４３に掛け回されたワイヤ５４６の変位を検出するものであり、正負逆に検出するように配置されている。
プロペラ抗力Ｄｐは、２個の操作位置検出センサ５４１のセンサ出力の差の増加関数で指示される。
また、操作手段５４０は不良検知機構を有しており、センサ出力の和を監視して、ある値を超えた場合に、いずれかのセンサが故障したと判断する。
パイロット等の操作者は、レバー５４２を前後に操作して、プロペラ推力Ｔ又は抗力Ｄｐを増減する。

レバー５４２の前後の動作を案内するレバースリット５４４には所定位置にストッパ部５４５が設置されている。
この所定位置で、モータ出力Ｐ＝０（ニュートラル位置）となるように設定され、この位置からＰ＜０の発電状態に遷移する際には、レバー５４２はストッパ部５４５で一度止まる構成になっており、この位置でレバー５４２を横に動かすなどのストッパ部５４５を通過する別途の動作が要求される。
このことで、操作者の誤操作による意図しない発電状態への遷移を防止することができる。
（第６実施形態）
図１３は本発明の第６実施形態に係る電動化航空機の操作システムの説明図である。

図１３に示すように、この電動化航空機５１０Ａは、プロペラ５１１Ａにより推進する航空機であり、プロペラ５１１Ａはインバータ５１４Ａにより制御される電動駆動モータ５１３Ａにより駆動される。

回生を行う際にインバータ５１４Ａは、回生電力Ｐ_ｇｅｎ又は回生トルクτ_ｇｅｎを操作装置５４０Ａの操作量に応じて駆動制御手段５２０Ａで生成された目標値に一致するよう制御する。
ある対気速度Ｕにおいてプロペラの回生する電力Ｐ_ｇｅｎが最大値Ｐ_ｍａｘとなるとき、進行率Ｊは、下記の式で定義される。

Ｊ＝Ｕ／Ｎ_Ｐd_Ｐ＝Ｊ_ｐｍａｘ

Ｊ：進行率
Ｕ：対気速度
Ｎ_ｐ：プロペラの回転数
d_Ｐ：プロペラの直径

この進行率Ｊは、図１４に示すように、対気速度Ｕによらず、プロペラ形状・ピッチ角によって一定の値Ｊ_Ｐｍａｘとなる。
この進行率Ｊの関数であるパワー係数Ｃ_Ｐは、以下の式で定義される。

Ｃ_ｐｍａｘ＝Ｐ_ｍａｘ／ρＮ_Ｐ ^３d_Ｐ ^５＝２πτＰ_ｍａｘ／ρＮ_Ｐ ^２d_Ｐ ^５

進行率Ｊが一定であるため、パワー係数Ｃ_Ｐも対気速度Ｕによらず一定(Ｃ_ｐｍａｘ)となるため、このときの回生トルクτＰ_ｍａｘは
τ_Ｐｍａｘ＝２πＣ_ｐｍａｘρＮ_Ｐ ^２d_Ｐ ^５
と示されるように、プロペラの回転数Ｎ_Ｐの２乗に比例し、その結果プロペラの回生する電力の最大値Ｐ_ｍａｘはＮ_Ｐの３乗に比例する。

従って、例えば駆動制御手段５２０Ａからの回生トルクτ_ｇｅｎの目標値を上式のτ_Ｐｍａｘに操作装置５４０Ａの操作量に応じてτ_Ｐｍａｘを上限として比例した或いはそれよりもやや小さい値とすれば、時々刻々変化する対気速度Ｕを検知しなくとも、回生トルクτ_ｇｅnが回生可能な範囲を逸脱することでプロペラの回転を不安定にすることなく、プロペラの回生する電力Ｐ_ｇｅｎひいてはプロペラの抗力Ｄ_Ｐの制御範囲を最大化することができる。

以上、対気速度(動圧)によって回生可能な電力が異なるため、対気速度が変化した場合には回生電力が十分でない又はプロペラが不安定な状態となる。このため一般的には対気速度検知手段が必要となると考えられる。しかしながら、この第５実施形態によれば、電動駆動モータ５１３Ａの発電電力をモータ回転数の３乗に比例、又は発電時のモータトルクをモータ回転数の２乗に比例させた値として操作することで、対気速度(動圧)を検知しなくとも、回生電力を最大化することができる。すなわち、この第５実施形態によれば、回生電力が最大となる進行率をとるよう、回生トルクをその時の回転数に合わせ調整することで、対気速度によらず回生電力を最大化できると共に制御可能なプロペラ抗力の範囲も広くとることができる。
（第７実施形態）
図１５は本発明の第７実施形態に係る電動化航空機の操作システムの説明図である。

図１５に示すように、電動化航空機の操作システム６１０は、第１実施形態と同様に、プロペラ６１１は電動駆動モータ６１３により駆動され、あるいは、プロペラ６１１の回転により電動駆動モータ６１３が発電するように構成されている。
電動駆動モータ６１３は、蓄電池等からなる電源６１５から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源６１５に電力を供給し、その電力はインバータ６１４により制御される。
操作手段６４０は、前述の図１１に示すものと同様なので、図示及び説明は省略する。

駆動制御手段６２０は、内部に、図１６に示す個々の電動化航空機に特有の対気速度Ｖ、プロペラ回転数Ｎ、モータ出力Ｐの関係についてのデータ群を持ち、気流検出手段６３０から得られた対気速度Ｖを用い、操作手段６４０の操作位置検出センサ５４１によって指示された出力指令値Ｐｇｅｎに対応した回転数指令値Ｎｇｅｎを算出しインバータ６１４に入力する。
例えば対気速度Ｖ＝２５ｍ／ｓにおいて、プロペラ６１１のトルクτは回転数Ｎ＝９ｒｐｓ付近で最小値を取るが、回転数指示値Ｎｇｅｎがこれ未満の時、インバータ６１４がトルク制御を行う場合には電動駆動モータ６１３が回転数Ｎｇｅｎを維持できず、最悪プロペラ６１１が停止してしまう。
加えてプロペラ６１１に効果的に発電をさせるためには、図１６の矢印に示した回転数制御範囲で回転数を維持するのが望ましく、図１６に示す不安定領域でプロペラを動作させるメリットは薄い。
これに対応して、駆動制御手段６２０が対気速度Ｖの値に応じ、回転数Ｎの制御範囲を算出し、対応するモータ出力Ｐの範囲に出力指示値の設定範囲を変化させることでプロペラ６１１の不安定領域での動作を防止することができる。

以上のように、本発明によれば、電動化航空機の推進駆動系の高い応答性を活かして、昇降率又は経路角と対気速度を独立に制御でき、容易に、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に応答よく制御することができるとともに、操作手段を操作して、降下時や上昇気流中に発電電力を目標に制御することが可能となる。
なお、電流検出手段、回転数検出手段、気流検出手段は、機能的に電流、回転数、気流が検知できる手段であればいかなるものであってもよく、他のパラメータから演算で検知するものであってもよい。
（第８実施形態）
図１７は本発明の第８実施形態に係る電動化航空機の表示システムの説明図である。

図１７に示すように、電動化航空機の表示システム７１０は、プロペラ７１１は電動駆動モータ７１３により駆動され、あるいは、プロペラ７１１の回転により電動駆動モータ７１３が発電するように構成されている。
電動駆動モータ７１３は、駆動制御手段７１２により制御されて、蓄電池等からなる電源７１６から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源７１６に電力を供給する。
駆動制御手段７１２は電源７１６から操作手段７１４の入力に対応した電力を電動駆動モータ７１３に供給し、モータ電流Ｉからトルクτを推定し、別途得られた回転数Ｎから現在の運用点におけるモータ出力Ｐを算出する。
また、駆動制御手段７１２は気流検出手段７１５から得られた対気速度Ｕ、対気密度ρの情報、あらかじめ備えた回転数Ｎとトルクτに関するデータ群及び、図１８に示すモータ出力可能領域に関するデータ群から対気速度Ｕ、対気密度ρにおける最大出力点におけるモータ出力Ｐｍａｘを推定する。

表示部としての情報表示手段７２０は現在のモータ出力Ｐだけでなく、モータ出力Ｐの最大値Ｐｍａｘに対する割合を図１９（ａ）、（ｂ）のように百分率で表示することでパイロットに現在の飛行状態における出力余裕を直感的に通知することができ、効率的かつ安全な飛行をすることができる。
また、航空機の上昇率は利用馬力Ｐηｐに対し線形に増加し、これは図２０に示すように電流Ｉの増加関数であると同時に、図２１に示すように、電動駆動モータ７１３や電源７１６などは電流Ｉによって温度上昇率∂Ｔ／∂ｔが大きく変化する。

このため、推進系の温度Ｔを適切な範囲に保つ上で、時々刻々変化する温度Ｔに応じて電流Ｉやモータ出力Ｐの許容値あるいはある一定時間維持可能な値の範囲をパイロットに通知することは、安全余裕を把握する上で非常に重要である。
しかし、一般に航空機は機体の安全を確保する上で離陸後ある高度Ｈｔｈまで早急に上昇しなければならず、このとき推進系は温度Ｔによらず最大出力を維持する必要がある。
そこで、機体高度検出手段７１７から得られた機体高度Ｈの情報から、機体高度Ｈ＞Ｈｔｈであるときは、図１９（ａ）から温度Ｔによってモータ出力Ｐあるいは電流Ｉの維持可能な値の範囲が変化する図１９（ｃ）のように切り替えることで、どの飛行状態においても推進系出力の安全余裕がパイロットにとって明確になり、意図せず温度超過に陥るなどの不具合を防止することができる。
（第９実施形態）
図２２は本発明の第９実施形態に係る電動化航空機の表示システムの説明図である。

図２２に示すように、電動化航空機の表示システム８１０は、電動駆動モータ８１３と内燃機関８３０とのハイブリッド型の航空機の表示システム８１０であり、プロペラ８１１は電動駆動モータ８１３あるいは内燃機関８３０により駆動され、プロペラ８１１の回転により電動駆動モータ８１３が発電するように構成されている。
内燃機関８３０は、操作手段８１４により制御され、電動駆動モータ８１３は、駆動制御手段８１２により制御されて、蓄電池等からなる電源８１６から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源８１６に電力を供給する。

駆動制御手段８１２はプロペラ８１１を用いて発電した場合には操作手段８１４の入力に対応した電力を電動駆動モータ８１３から電源８１６へ充電するとともに、モータ電流Ｉからトルクτを推定し、別途得られた回転数Ｎから現在の運用点におけるモータ出力Ｐを算出する。
また、駆動制御手段８１２は気流検出手段８１５から得られた対気速度Ｕ、対気密度ρの情報、あらかじめ備えた回転数Ｎとトルクτに関するデータ群及び図２３に示すプロペラ８１１のエネルギー回生特性に関するデータ群から対気速度Ｕ、対気密度ρにおける最大回生出力（電力）Ｐｍａｘを推定する。

情報表示手段８２０は現在のモータ出力Ｐだけでなく、モータ出力Ｐの最大値Ｐｍａｘに対する割合を図２４（ａ）のように百分率で表示することでパイロットに現在の飛行状態における回生電力の余裕を直感的に通知することができ、効率的に飛行かつワークロードを軽減できる。
また、一般にプロペラ８１１及び電動駆動モータ８１３を用いて回生した電力を電源８１６に充電する場合、電源８１６のＳｔａｔｅ Ｏｆ Ｃｈａｒｇｅ（ＳＯＣ）が高い場合には過充電を避けるため、安全上充電電力Ｐｉｎを、図２５に示すように、ＳＯＣが低い場合に比べ小さく抑える必要があるが、このような充電電力Ｐｉｎの許容範囲はＳＯＣをモニタしているだけではパイロットには容易に把握することができず、不用意な操作により意図せぬ過充電状態を発生させる危険がある。
こういった事態を避けるため、本発明では駆動制御手段８１２は電圧や電流量などから電源８１６のＳＯＣをモニタし、充電電力Ｐｉｎの許容範囲を図２４（ｂ）のように赤あるいは黄（図では制約上、グレースケールで表す）などの色で明示し、時々刻々変化するＳＯＣの値によりこれらの表示を変化させることで、どの飛行状態においても回生電力の安全余裕をパイロットに直感的に通知することができ、上記危険を防止することができる。
（第１０実施形態）
本発明の第１０実施形態に係る電動化航空機の表示システムは、図１７に示した第８実施形態と同様である。

電動化航空機の表示システム９１０は、図１７に示したように、第８実施形態と同様に、プロペラ７１１は電動駆動モータ７１３により駆動され、あるいは、プロペラ７１１の回転により電動駆動モータ７１３が発電するように構成されている。
電動駆動モータ７１３は、駆動制御手段７１２により制御されて、蓄電池等からなる電源７１６から供給される電力により駆動され、あるいは、発電により電源７１６に電力を供給する。
駆動制御手段７１２はプロペラ７１１を用いて発電した場合には操作手段７１４の入力に対応した電力を電動駆動モータ７１３から電源７１６へ充電するとともに、モータ電流Ｉからトルクτを推定し、別途得られた回転数Ｎから現在の運用点におけるモータ出力Ｐを算出する。
また、駆動制御手段７１２は気流検出手段７１５から得られた対気速度Ｖ、対気密度ρの情報、あらかじめ備えた回転数Ｎとトルクτに関するデータ群及び図２６に示す回転数Ｎ、プロペラ抗力Ｄｐの関係についてのデータ群を持ち、発電時においては電動駆動モータ７１３に回転数Ｎ又はトルクτの指令値を送りプロペラ抗力Ｄｐを算出する。
図３に示したように、航空機１００の降下時にエネルギー回生をした場合の機体進行方向の力のつり合いは、
Ｄａ：機体抗力、Ｗ：機体重量、θ：経路角として、
Ｗｓｉｎθ＝Ｄｐ＋Ｄａ
となり、プロペラ抗力Ｄｐが増加することで経路角θが増加するが、経路角θが極端に大きくない通常の飛行状態では、プロペラ抗力Ｄｐは揚力Ｌに影響しない、すなわち対気速度Ｖに影響しない。
このとき、次の式１から、プロペラ抗力Ｄｐは経路角θに対し線形であり、プロペラ抗力Ｄｐを算出することで経路角θを即座に推定できる。

推定された経路角θに基づき、降下率Ｖθを表示させパイロットに応答よくフィードバックすることで機体を安全に制御できる。
また、航空機が着陸降下する際、一般にはある高度Ｈｔｈ以下では、安全上降下率Ｖθがある値以下を維持するよう要求されており、パイロットが不用意にプロペラ抗力Ｄｐすなわち降下率Ｖθを増して意図せず高度を失うことのないように、プロペラ抗力Ｄｐ、降下率Ｖθ又はこれらに対応した回生電力Ｐｓｈなどの制限値をパイロットに明確に通知する必要がある。
そこで本実施形態では、駆動制御手段７１２は機体高度検出手段７１７から得た高度情報に基づき、回生電力Ｐｓｈの許容範囲を図２７（ａ）、（ｂ）のように赤あるいは黄（図では制約上、グレースケールで表す）などの色で明示し、時々刻々変化する高度によりこれらの表示を変化させることで、どの飛行状態においても回生電力Ｐｓｈの安全余裕をパイロットに直感的に通知することができ、上記危険を防止することができる。

さらに、本発明に係る表示システムにおける、電動推進系の運転状態を総合的に表示する情報表示手段の一実施例を、図２８に示す。
左上方には、電動駆動モータの出力の状態を「ＰＷＲ」（プラス領域：推力制御）、「ＮＴＬ」（中立）及び「ＲＧＮ」（マイナス領域：回生制御あるいはプロペラ効力制御）のいずれであるかを表示している。
左下方には、モータ温度、バッテリ温度及び冷却水温度の実際値を表示している。
中央のメーター表示では、電動駆動モータの出力（ＰＷＲ）、バッテリ容量（Ｂａｔｔｅｒｙ）及び充電状態（ＦＬＷ）のグラフを表示している。
電動駆動モータの出力（ＰＷＲ）のグラフでは、マイナス領域（回生領域）において、現在の値（現在の回生量）の他に、安全に回生できる最大値も表示され、回生可能範囲を容易に認識できる。

この表示では、次のような処理がなされる。
まず、対地高度との関係では、回生の出力値は対地高度の増加関数であり、ＳＯＣの減少関数である。
すなわち、高度が高ければ高い程、ＳＯＣが低ければ低い程、回生可能範囲が広がり、可能範囲が広い。
また、昇降率との関係では、回生の出力値は、水平飛行中のプラスの昇降率（上昇気流）の増加関数である。
そこで、回生可能範囲を以下の計算式で計算し、その範囲を表示する。
回生可能範囲［％］＝Ｐｓｈ／Ｐｒｅｆ（ｈ，ＳＯＣ，ＶＳ）×１００
Ｐｓｈ：出力
Ｐｒｅｆ：出力制限値
ｈ：対地高度
ＶＳ：水平飛行中のプラスの昇降率（上昇気流）
以上のように、本発明によれば、電動化航空機の推進駆動系の高い応答性を活かして、昇降率又は経路角と対気速度を独立に制御でき、容易に、推進駆動系の抗力を操作して経路角及び降下率を速度とは独立に応答よく制御することができるとともに、安全に制御するために必要な情報を、誤認を抑制し平易に通知することが可能となる。
なお、電流、回転数、トルク等の検出機構や、気流検出手段、機体高度検出手段は、機能的に検知できる手段であればいかなるものであってもよく、他のパラメータから演算で検知するものであってもよい。

１００ ・・・ 電動化航空機
１１０、２１０、３１０、４１０ ・・・ 推進駆動系
１１１、２１１、３１１、４１１ ・・・ プロペラ
２１２、３１２ ・・・ 可変ピッチ機構
１１３、２１３、３１３、４１３ ・・・ 電動駆動モータ
１１４、２１４、３１４、４１４ ・・・ インバータ
１１５、２１５、３１５、４１５ ・・・ 電源
１２０、２２０、３２０、４２０ ・・・ 駆動制御手段
１２１、２２１、３２１、４２１ ・・・ 駆動力演算部
１２２、２２２、３２２、４２２ ・・・ 抗力演算部
１２３、２２３、３２３、４２３ ・・・ 推力制御部
１３０、２３０、３３０、４３０ ・・・ 電流検出手段
１４０、２４０、３４０、４４０ ・・・ 回転数検出手段
１５０、２５０、３５０、４５０ ・・・ 気流検出手段

５１０、５１０Ａ、６１０ ・・・ 操作システム
５１１、５１１Ａ、６１１ ・・・ プロペラ
５１３、６１３ ・・・ 電動駆動モータ
５１４、５１４Ａ、６１４ ・・・ インバータ
５１５、５１５Ａ、６１５ ・・・ 電源
５２０、５２０Ａ、６２０ ・・・ 駆動制御手段
５３０、６３０ ・・・ 気流検出手段
５４０、５４０Ａ、６４０ ・・・ 操作装置
５４１ ・・・ 操作位置検出センサ
５４２ ・・・ レバー（操作部材）
５４３ ・・・ プーリ
５４４ ・・・ レバースリット
５４５ ・・・ ストッパ部
５４６ ・・・ ワイヤ

７１０、８１０、９１０ ・・・ 表示システム
７１１、８１１ ・・・ プロペラ
７１２、８１２ ・・・ 駆動制御手段
７１３、８１３ ・・・ 電動駆動モータ
７１４、８１４ ・・・ 操作手段
７１５、８１５ ・・・ 気流検出手段
７１６、８１６ ・・・ 電源
７１７、８１７ ・・・ 機体高度検出手段
７２０、８２０ ・・・ 情報表示手段
８３０ ・・・ 内燃機関

Claims (21)

1. 推進用のプロペラ又はファンと、
   前記プロペラ又はファンを回転駆動し、前記プロペラ又はファンの回転により発電する電動駆動モータと、
   前記電動駆動モータの発電時に、前記電動駆動モータの推進系パラメータに基づき前記プロペラ若しくはファンの抗力又は前記電動駆動モータのトルク若しくは発電電力を推定する推定部と
   を具備する電動化航空機。
2. 請求項１に記載の電動化航空機であって、
   前記推進系パラメータとして、前記プロペラ若しくはファンの回転数、電動駆動モータの電流、大気密度、対気速度、及び前記プロペラ若しくはファンの回転軸方向成分のうち少なくとも１つを用いる
   電動化航空機。
3. 請求項１又は２に記載の電動化航空機であって、
   前記推定された抗力、トルク又は発電電力に基づき前記プロペラ又はファンの回転数及び回転方向を制御する制御部
   を更に具備する電動化航空機。
4. 請求項３に記載の電動化航空機であって、
   前記プロペラ又はファンが、可変ピッチプロペラ又はファンであり、
   前記制御部は、前記プロペラ又はファンを発電時と推進時とで同じ回転方向に回転させ、発電時に前記プロペラ又はファンのピッチ角を推進時よりも浅くする又は推進時より回転数を低くするように制御する電動化航空機。
5. 請求項４に記載の電動化航空機であって、
   前記推進系パラメータとして、前記プロペラ又はファンのピッチ角を用いる
   電動化航空機。
6. 請求項４又は５に記載の電動化航空機であって、
   前記制御部は、前記プロペラ又はファンを推進時と同じ方向に回転させ発電する場合と、推進時と逆方向に回転駆動させる場合を共に含む範囲までトルクを制御する電動化航空機。
7. 請求項３〜６のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
   主翼又は尾翼に装備された空力デバイスを操作して電動化航空機の対気速度を前記プロペラ又はファンの回転数及び回転方向と独立に制御する機能を有する電動化航空機。
8. 請求項１〜７のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
   前記電動駆動モータによるモータ出力を操作し、前記電動駆動モータのトルク又は発電電力をモータ出力の負の値として操作する操作部
   を更に具備する電動化航空機。
9. 請求項８に記載の電動化航空機であって、
   前記操作部は、前記電動駆動モータの発電電力をモータ回転数の３乗に比例、又は発電時のモータトルクをモータ回転数の２乗に比例させた値として操作する電動化航空機。
10. 請求項８又は９に記載の電動化航空機であって、
    対気速度又は動圧を検出する気流検知部をさらに有し、
    前記操作部によりモータ出力が負の値として操作されたときに、前記検出された対気速度又は動圧に応じて、前記電動駆動モータの出力を増減させる
    電動化航空機。
11. 請求項８〜１０のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
    前記操作部は、単一の操作部材からなる
    電動化航空機。
12. 請求項１１に記載の電動化航空機であって、
    前記操作部は、前記操作部材を所定位置から所定方向及び逆方向に動作可能に構成され、
    前記操作部材の前記所定方向への動作に対して前記電動駆動モータの出力を増加させ、
    前記操作部材の前記逆方向への動作に対して前記電動駆動モータの出力を負の値を含んで減少させる
    電動化航空機。
13. 請求項１２に記載の電動化航空機であって、
    前記操作部材を前記電動駆動モータの出力が負の値を含んで減少させる方向に操作し、同じ方向にさらに操作した場合に、モータを推進状態と逆方向に回転させる領域でモータ出力を増す
    電動化航空機。
14. 請求項１２又は１３に記載の電動化航空機であって、
    前記操作部は、前記操作部材を前記所定位置から前記逆方向に動作させた際に、操作者に付加動作を要求する誤操作防止機構を有する
    電動化航空機。
15. 請求項１１〜１４のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
    前記操作部は、前記操作部材の位置を検出する複数の操作位置検出センサと、前記複数の操作位置検出センサの出力とを比較して操作位置検出センサのいずれかが不良であることを検知する不良検知機構とを有する
    電動化航空機。
16. 請求項１〜１５のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
    
    前記電動駆動モータのトルク又は発電電力をモータ出力の負の値として表示する表示部
    を更に具備する電動化航空機。
17. 請求項１６に記載の電動化航空機であって、
    前記表示部は、前記電動駆動モータの発電により回収される回生エネルギーの回収可能な範囲を表示する
    電動化航空機。
18. 請求項１６又は１７に記載の電動化航空機であって、
    前記表示部は、その時点で推定される前記電動駆動モータの発電電力の最大値、モータ軸入力の最大値、電流の最大値及びトルクの最大値、発電時の抗力の推定値、機体昇降率の推定値、経路角の推定値及び揚抗比の推定値の少なくとも１つ以上の値又はその加工情報を表示する
    電動化航空機。
19. 請求項１６〜１８のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
    前記電動駆動モータの温度を検出するためのモータ温度検出手段、当該電動化航空機が搭載するバッテリの温度を検出するためのバッテリ温度検出手段及び前記電動駆動モータより流れる電流を検出するための電流検出手段のうち少なくとも１つを備え、
    前記表示部は、前記モータ温度検出手段、前記バッテリ温度検出手段及び／又は前記電流検出手段から得られたデータに基づいた表示をする電動化航空機。
20. 電動化航空機のプロペラ又はファンを回転駆動し、前記プロペラ又はファンの回転により発電する電動駆動モータの推進系パラメータに基づき、前記電動駆動モータの発電時に、前記プロペラ若しくはファンの抗力又は前記電動駆動モータのトルク若しくは発電電力を推定し、
    推定結果に基づき、前記プロペラ又はファンのトルク又は回転数を制御する
    電動化航空機の回生電力の制御方法。
21. 請求項２０に記載の電動化航空機の回生電力の制御方法であって、
    前記推進系パラメータとして、前記プロペラ若しくはファンの回転数、電動駆動モータの電流、大気密度、対気速度、及び前記プロペラ若しくはファンの回転軸方向成分のうち少なくとも１つを用いる
    電動化航空機の回生電力の制御方法。