JP7355726B2 - 航空機用推進システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機用推進システムに関する。

従来、航空機本体に複数のエンジンが取り付けられ、エンジンに発電機が接続された航空機用推進システムが知られている（例えば引用文献１、２参照）。この航空機用推進システムは、発電機に供給される電力および／または蓄電池に供給される電力を電動機に供給し、電動機が複数のロータを駆動させる。

米国特許第８７２７２７１号明細書 米国特許第９４９３２４５号明細書

しかしながら、上記の航空機用推進システムにおいて、種々の状況によってはエンジンの稼働がスムーズに行えない場合があった。

本発明は、このような事情を考慮してなされたものであり、エンジンをよりスムーズに稼働させることができる航空機用推進システムを提供することを目的の一つとする。

この発明に係る航空機用推進システムは、以下の構成を採用した。
（１）：航空機用推進システムは、航空機の機体に取り付けられる複数のエンジンと、前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、前記発電機により発電された電力を蓄電する蓄電池と、前記発電機または前記蓄電池により供給される電力により駆動される複数の電動機と、前記航空機の機体に取り付けられ、且つ前記電動機により出力される駆動力により駆動される複数のロータと、前記複数のエンジンのそれぞれに関する温度を検出する検出部と、前記複数のエンジンの稼働状態を制御する制御部と、を備える航空機用推進システムであって、前記制御部は、前記航空機が所定の飛行モードで飛行している場合、前記複数のエンジンのうち少なくとも第１エンジンを停止させ、停止させていない第２エンジンを稼働させ、且つ、前記検出部が前記第１エンジンに関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させる。

（２）：上記（１）の態様において、前記制御部は、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させた後、前記検出部が前記第２エンジンに関する温度が第２所定温度以下であると検出した場合、前記第２エンジンを稼働させ、且つ前記第１エンジンを停止させる。

（３）：上記（２）の態様において、前記制御部は、前記航空機が所定の飛行モードで飛行している場合、前記第１エンジンを停止させ、前記第２エンジンを稼働させ、且つ、前記検出部が前記第１エンジンに関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させる処理と、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させた後、前記検出部が前記第２エンジンに関する温度が第２所定温度以下であると検出した場合、前記第２エンジンを稼働させ、且つ前記第１エンジンを停止させる処理と、を繰り返し実行する。

（４）：上記（１）から（３）のいずれかの態様において、前記所定の飛行モードは、前記制御部が、前記航空機が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に前記航空機を巡航させているモードである。

（５）：上記（４）の態様において、前記制御部は、前記所定の飛行モードとは異なる飛行モードである場合、前記第１エンジンおよび前記第２エンジンを稼働させる。

（６）：上記（１）から（５）のいずれかの態様において、前記制御部は、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させる場合、所定の期間において、前記第１エンジンの出力を徐々に上昇させると共に、前記第２エンジンの出力を徐々に低下させて、前記所定の期間が経過後に、前記第１エンジンの出力を停止させる。

（７）：上記（６）の態様において、前記制御部は、前記所定の期間において、前記第１エンジンの出力と、前記第２エンジンの出力とを合わせた出力が、要求される出力を維持するように、前記第１エンジンの出力を徐々に上昇させると共に、前記第２エンジンの出力を徐々に低下させ、前記所定の期間が経過後、前記第１エンジンの出力を、要求される出力に接近させる。

（１）～（５）によれば、航空機推進システムは、航空機が所定の飛行モードで飛行している場合、複数のエンジンのうち少なくとも第１エンジンを停止させ、停止させていない第２エンジンを稼働させ、且つ、検出部が第１エンジンに関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、第１エンジンを稼働させ、且つ第２エンジンを停止させることにより、エンジンをよりスムーズに稼働させることができる。

（６）または（７）によれば、航空機推進システムは、第１エンジンを稼働させ、且つ第２エンジンを停止させる場合、所定の期間において、第１エンジンの出力を徐々に上昇させると共に、第２エンジンの出力を徐々に低下させて、所定の期間が経過後に、第１エンジンの出力を停止させることにより、必要な出力を維持しつつスムーズにエンジンの稼働と停止とを行うことができる。

航空機用推進システムが搭載された飛行体１を概略的に示す図である。 飛行体１の機能構成の一例を示す図である。 ＧＴ６０の効率稼働範囲について説明するための図である。 飛行体１の飛行状態について説明するための図である。 制御装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。 制御装置１００により実行される処理の流れの他の一例を示すフローチャートを説明するための図である。 制御装置１００が実行する凍結抑制制御に関する処理の流れの一例を示すフローチャートを説明するための図である。 飛行体１が離陸してから着陸するまでのＧＴ６０の稼働状態と要求される出力（例えば要求電力）の変化との一例を示す図である。 ＧＴ６０の稼働と停止に関するタイミングの詳細について説明するための図である。 固定翼を有する飛行体の飛行状態で必要なパワーと、回転翼を有する飛行体の飛行状態のパワーとを比較するための図である。

以下、図面を参照し、本発明の航空機用推進システムの実施形態について説明する。

［全体構成］
図１は、航空機用推進システムが搭載された飛行体１を概略的に示す図である。飛行体１は、例えば、機体１０と、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄと、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄと、アーム１６Ａ～１６Ｄとを備える。以下、複数のロータ１２Ａ～１２Ｄを互いに区別しない場合は、ロータ１２と称し、複数の電動機１４Ａ～１４Ｄを互いに区別しない場合は、電動機１４と称する。飛行体１は、有人飛行体であってもよいし、無人飛行体であってもよい。飛行体１は、図示するマルチコプターに限らず、ヘリコプターや、回転翼と固定翼の両方を備えたコンパウンド型飛行体であってもよい。

ロータ１２Ａは、アーム１６Ａを介して機体１０に取り付けられている。ロータ１２Ａの基部（回転軸）には、電動機１４Ａが取り付けられている。電動機１４Ａは、ロータ１２Ａを駆動させる。電動機１４Ａは、例えばブラシレスＤＣモータである。ロータ１２Ａは、飛行体１が水平姿勢である場合に、重力方向と平行な軸線周りに回転するブレードの固定翼である。ロータ１２Ｂ～１２Ｄ、アーム１６Ｂ～１６Ｄ、および電動機１４Ｂ～１４Ｄについても、上記と同様の機能構成を有するため説明を省略する。

制御信号に応じてロータ１２が回転することで、飛行体１は、所望の飛行状態で飛行する。制御信号は、操作者の操作または自動操縦における指示に基づく飛行体１を制御するための信号である。例えば、ロータ１２Ａとロータ１２Ｄとが第１方向（例えば時計方向）に回転し、ロータ１２Ｂとロータ１２Ｃとが第２方向（例えば反時計方向）に回転することで飛行体１が飛行する。また、上記のロータ１２の他に、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助ロータ等が設けられてもよい。

図２は、飛行体１の機能構成の一例を示す図である。飛行体１は、例えば、図１に示す構成に加え、例えば、第１制御回路２０Ａ、２０Ｂ、２０Ｃ、２０Ｄと、蓄電池ユニット３０と、第２制御回路４０－１、４０－２と、発電機５０－１、５０－２と、第１検出部５２－１、第２検出部５２－２と、ガスタービンエンジン（以下「ＧＴ」と称する）６０－１、６０－２とを備える。符号およびハイフンの後の数字「１」が付与された構成は、ロータ１２Ａ、ロータ１２Ｄ、電動機１４Ａ、電動機１４Ｄ、第１制御回路２０Ａ、および第１制御回路２０Ｄに対応する第１構成であり、符号およびハイフンの後の数字「２」が付与された構成は、ロータ１２Ｂ、ロータ１２Ｃ、電動機１４Ｂ、電動機１４Ｃ、第１制御回路２０Ａ、および第１制御回路２０Ｃに対応する第２構成である。以下、代表して、第１構成について説明し、第２構成は第１構成と同様の構成であるため、説明を省略する。以下、第１検出部５２－１と、第２検出部５２－２とを区別しない場合は、「検出部」と称することがある。

第１制御回路２０Ａは、インバータなどの駆動回路を含むＰＤＵ（Power Drive Unit）である。第１制御回路２０Ａは、蓄電池ユニット３０により供給された電力をスイッチング等により変換した電力を、電動機１４Ａに供給する。第１制御回路２０Ｄは、第１制御回路２０Ａと同様にＰＤＵであり、蓄電池ユニット３０により供給された電力を電動機１４Ｄに供給する。電動機１４Ａはロータ１２Ａを駆動させ、電動機１４Ｄはロータ１２Ｄを駆動させる。

蓄電池ユニット３０は、例えば、蓄電池３２と、ＢＭＵ（Battery Management Unit）３４と、検出部３６とを備える。蓄電池３２は、例えば、複数の電池セルを直列、並列、または直並列に接続した組電池である。蓄電池３２を構成する電池セルは、例えば、リチウムイオン電池（Lithium-Ion Battery：ＬＩＢ）や、ニッケル水素電池など充電と放電とを繰り返すことができる二次電池である。

ＢＭＵ３４は、セルバランシング、蓄電池３２の異常検出、蓄電池３２のセル温度の導出、蓄電池３２の充放電電流の導出、蓄電池３２のＳＯＣの推定などを行う。検出部３６は、蓄電池３２の充電状態を測定するための電圧センサ、電流センサ、温度センサなどである。検出部３６は、測定された電圧、電流、温度などの測定結果をＢＭＵ３４に出力する。

飛行体１は、複数の蓄電池ユニット３０を備えてもよい。例えば、第１構成および第２構成のそれぞれに対応する蓄電池ユニット３０が設けられてもよい。なお、本実施形態では、発電機５０により生成された電力は蓄電池３２に供給されるものとしたが、蓄電池３２を介さずに（または蓄電池３２を介すか選択的に）第１制御回路２０および電動機１４に供給されてもよい。

第２制御回路４０－１は、コンバータなどを含むＰＣＵ（Power Conditioning Unit）である。第２制御回路４０－１は、発電機５０－１により発電された交流電力を直流電力に変換し、変換した電力を蓄電池３２および／または第１制御回路２０に供給する。

発電機５０－１は、ＧＴ６０－１の出力軸に接続されている。発電機５０－１は、ＧＴ６０－１が稼働することで駆動され、この駆動によって交流電力を生成する。発電機５０－１は、減速機構を介してＧＴ６０－１の出力軸に接続されていてもよい。発電機５０－１は、モータとして機能し、ＧＴ６０－１へ燃料の供給が停止されているとき、ＧＴ６０－１を回転（空転）させて、稼働可能な状態にする。その際、第２制御回路４０－１が蓄電池３２側から電力を持ち出して発電機５０－１をモータリングする。上記の機能構成に代えて、ＧＴ６０－１の出力軸には、スタータモータが接続され、スタータモータが、ＧＴ６０－１を稼働可能な状態にしてもよい。

検出部５２は、ＧＴ６０に関する温度を検出する。検出部５２は、例えば、ＧＴ６０の軸受などに供給される潤滑油の温度を検出する。検出部５２は、ＧＴ６０の温度を推定することができる情報を取得するものであればよい。

ＧＴ６０－１は、例えば、ターボシャフト・エンジンである。ＧＴ６０－１は、例えば、不図示の吸気口や、圧縮機、燃焼室、タービンなどを備える。圧縮機は、吸気口から吸入される吸入空気を圧縮する。燃焼室は、圧縮機の下流に配置され、圧縮された空気と燃料とを混合した気体を燃焼させ、燃焼ガスを生成する。タービンは、圧縮機に接続され、燃焼ガスの力で圧縮機と一体回転する。タービンの出力軸が、上記の回転により回転することで、タービンの出力軸に接続された発電機５０が稼働する。

制御装置１００は、例えば、ＣＰＵ（Central Processing Unit）などのハードウェアプロセッサがプログラム（ソフトウェア）を実行することにより実現される。制御装置１００の機能のうち一部または全部は、ＬＳＩ（Large Scale Integration）やＡＳＩＣ（Application Specific Integrated Circuit）、ＦＰＧＡ（Field-Programmable Gate Array）、ＧＰＵ（Graphics Processing Unit）などのハードウェア（回路部；circuitryを含む）によって実現されてもよいし、ソフトウェアとハードウェアの協働によって実現されてもよい。プログラムは、予め制御装置１００のＨＤＤ（Hard Disk Drive）やフラッシュメモリなどの記憶装置（非一過性の記憶媒体を備える記憶装置）に格納されていてもよいし、ＤＶＤやＣＤ－ＲＯＭなどの着脱可能な記憶媒体に格納されており、記憶媒体（非一過性の記憶媒体）がドライブ装置に装着されることで制御装置１００のＨＤＤやフラッシュメモリにインストールされてもよい。

各種センサ１２０は、例えば、回転数センサや、複数の温度センサ、複数の圧力センサ、高度センサ、ジャイロセンサなどを含む。回転数センサは、タービンの回転数を検出する。温度センサは、ＧＴ６０の吸気口付近の温度や、燃焼室の下流付近の温度を検出する。圧力センサは、制御装置１００を収容する容器の内部の圧力や、ＧＴ６０の吸気口付近の圧力を検出する。高度センサは、飛行体１の高度を検出する。ジャイロセンサは、機体１０の姿勢を検知する。

制御装置１００は、上述した電動機１４や、第１制御回路２０、蓄電池ユニット３０、第２制御回路４０、発電機５０、ＧＴ６０などを、これらの稼働状態、検出部５２の検出結果、または各種センサ１２０から取得した情報に基づいて制御する。例えば、制御装置１００は、上述した各機能構成を制御して、飛行体１を離陸または着陸させたり、所定の飛行状態で飛行体１を飛行させたりする。

制御装置１００は、飛行情報に基づいて飛行体１を制御する。飛行情報とは、例えば、各種センサ１２０の検出結果から得られた情報や、制御信号に応じた飛行体１の飛行状態である。制御装置１００は、飛行体１の飛行状態が複数のＧＴ６０が稼働して飛行体１が離陸した後の第１状態である場合、複数のＧＴ６０のうち少なくとも１つのＧＴ６０を停止させ、停止させていない他のＧＴ６０を他のＧＴ６０が効率的に稼働することができる効率稼働範囲（詳細は後述する）で稼働させて他のＧＴ６０に対応する発電機５０に電力を出力させる。制御装置１００は、飛行体１の飛行状態が第１状態とは異なる第２状態である場合、複数のＧＴ６０を稼働させて、飛行体１を制御する。

［効率稼働範囲に関する説明］
図３は、ＧＴ６０の効率稼働範囲について説明するための図である。図３は、第１推移線と第２推移線とを示している。図３の横軸はＧＴ６０の出力（運転パワー）［％］を示している。第１推移線は出力ごとの燃料消費量を示している。第１推移線について、縦軸（図中の左側の第１縦軸）は１時間連続運転した時に消費される燃料消費［ｋｇ／ｈ］である。第１推移線は、燃料消費の点(例えば、図中の任意の△印の点)と原点を結ぶ直線の傾きが大きいほど効率が低いことを示し、燃料消費の点(例えば、図中の任意の△印の点)と原点を結ぶ直線の傾きが小さいほど効率が高いことを示している。なお、図示は省略するが、第１推移線の出力がゼロのとき、効率はオフセットされゼロ以上の値となる。

第２推移線は、出力ごとのＳＦＣ（Specific Fuel Consumption）を示している。第２推移線について、縦軸（図中の右側の第２縦軸）は燃料消費率［ｋｇ／ｋｗｈ］を示している。ＳＦＣは、ＧＴ６０が１時間連続運転したときに消費される燃料消費を出力で除算した値を示し、値が小さいほど効率が高いことを示している。ＧＴ６０の定格最大電力を１００％として図示している。

第１推移線および第２推移線が示すように、ＧＴ６０の出力が低下するほど、ＧＴ６０の稼働効率が低下する。最も効率が高い最高効率点は、例えば、ＧＴ６０の出力が９５％から１００％の間である。制御装置１００は、最高効率点に基づいて設定された効率稼働範囲内でＧＴ６０を稼働させることにより、発電効率を向上させることができる。図３に示す範囲Ｒは、効率稼働範囲の一例である。効率稼働範囲は、例えば、出力が６０％前後を始点として、９５％から１００％程度の値を終点とした範囲である。

最高効率点または効率稼働範囲は、飛行体１の高度とＧＴ６０の温度ごとに設定される。この情報は、制御装置１００の記憶装置に記憶されている。制御装置１００は、記憶装置に記憶された情報を参照して、高度と温度とに応じた効率稼働範囲を特定する。

制御装置１００は、飛行体１が所定の飛行モード（例えば第１状態）で飛行している場合、複数のＧＴ６０のうち少なくともＧＴ６０－２を停止させ、停止させていないＧＴ６０－１を稼働させ、且つ、第２検出部５２－２がＧＴ６０－２に関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、ＧＴ６０－２を稼働させ、且つＧＴ６０－１を停止させる。所定の飛行モードは、制御装置１００が、飛行体１が離陸し、且つ飛行体１が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に飛行体を巡航させているモードである（後述する図４参照）。

制御装置１００は、ＧＴ６０－２を稼働させ、且つＧＴ６０－１を停止させた後、第１検出部５２－１がＧＴ６０－１に関する温度が第２所定温度以下であると検出した場合、ＧＴ６０－１を稼働させ、且つＧＴ６０－２を停止させる。第１所定温度と、第２所定温度とは同じ温度であってもよいし、異なる温度であってもよい。

制御装置１００は、所定の飛行モードとは異なる飛行モードである場合、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させる。所定の飛行モードとは異なる飛行モードは、飛行体１が離陸または着陸する動作を行っている飛行モードである。

図４は、飛行体１の飛行状態について説明するための図である。図４に示すように、飛行体１は、（１）タキシングを行い、（２）離陸、ホバー（ホバリング）し、（３）上昇および加速して、（４）巡航する。そして、飛行体１は、（５）下降および減速して、（６）ホバー、着陸して、（７）タキシング、給油、駐機する。飛行体１が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に移動している状態は、第１状態である。第１状態とは、例えば、図４に示す飛行体１が巡航している状態、或いは図４に示す飛行体１が、上昇および加速、巡航、および下降および減速している状態（３）－（５）である。以下の説明では、第１状態とは、飛行体１が、上昇および加速、巡航、および下降および減速している状態であるものとする。例えば、飛行体１が離陸する動作または着陸する動作を行っている状態、およびタキシング、給油、駐機している状態（１）、（２）、（６）、（７）は、第２状態である。

上記の飛行状態のうち、例えば、飛行体１が、離陸、ホバー、着陸している状態している場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を効率稼働範囲内で稼働させる。ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２が効率稼働範囲内で稼働することで出力する電力は、飛行体１が、離陸、ホバー、または着陸している状態の要求電力以上または要求電力に近い電力である。

上記の飛行状態のうち、例えば、飛行体１が、上昇および加速、巡航、または下降および減速している場合（第１状態である場合）、制御装置１００は、１つのＧＴ６０を効率稼働範囲内で稼働させて、他のＧＴ６０の稼働を停止させる。１つのＧＴ６０が効率稼働範囲内で稼働することで出力する電力は、飛行体１が、上昇および加速、巡航、または下降および減速している状態の要求電力以上の電力またはこれに近い電力である。ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２は、例えば、上記の条件を満たすような仕様である。

要求電力とは、飛行体１が制御信号に応じた飛行状態に移行するため、または飛行状態を維持するために必要な電力である。制御装置１００は、要求電力を電動機１４に提供し、電動機１４が要求電力に基づいてロータ１２を駆動させることで、制御信号に応じた飛行状態に飛行体１を制御する。第１状態で要求される要求電力は、例えば、停止していない他のＧＴ６０が効率稼働範囲で稼働して他のＧＴ６０に対応する発電機５０が出力可能な電力以下の電力である。また、第１状態で要求される要求電力は、上記の他のＧＴ６０が出力可能な電力を超える電力であるが、蓄電池３２が供給可能な電力以下の電力であってもよい。換言すると、リアルタイムで発電される電力では不足するが蓄電池３２に予め蓄電された電力から電力が補填されることで要求電力以上の電力が電動機１４に供給される。また、第１状態で要求される要求電力は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２の稼働が停止し、蓄電池３２に電力が充電されていない場合、蓄電池３２から供給可能である。

［フローチャート（離陸時の処理）］
図５は、制御装置１００により実行される処理の流れの一例を示すフローチャートである。図５は、離陸時に実行される処理の流れの一例である。まず、制御装置１００が、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させる（ステップＳ１００）。次に、制御装置１００は、飛行体１が離陸したか否か（離陸した状態であるか否か）を判定する（ステップＳ１０２）。飛行体１が離陸していない場合、ステップＳ１００に戻り、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させた状態を維持する。

飛行体１が離陸した場合、制御装置１００は、飛行体１が第１状態であるか否を判定する（ステップＳ１０４）。第１状態は、例えば、ＧＴ６０－１が効率稼働範囲内で稼働することで、離陸後の飛行体１の要求電力以上の電力を供給することができることであってもよい。

飛行体１が第１状態である場合、制御装置１００は、凍結抑制制御を実行する（ステップＳ１０６）。凍結抑制制御の詳細については後述する。

［フローチャート（着陸時の処理）］
図６は、制御装置１００により実行される処理の流れの他の一例を示すフローチャートである。図６は、着陸時に実行される処理の流れの一例である。まず、制御装置１００が、飛行体１が第１状態であるか否かを判定する（ステップＳ２００）。飛行体１が第１状態である場合、制御装置１００が、飛行体１が着陸する予定であるか否かを判定する（ステップＳ２０２）。例えば、制御装置１００は、着陸予定であることを示す制御信号を取得した場合、飛行体１が着陸する予定であると判定する。

飛行体１が着陸する予定である場合、制御装置１００は、凍結抑制制御を終了する（ステップＳ２０４）。次に、制御装置１００は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２が稼働しているか否かを判定する（ステップＳ２０６）。ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２が稼働していない場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させる（ステップＳ２０８）。ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２が稼働している場合、飛行体１は着陸を行う。これにより本フローチャートの処理が終了する。

上記のように、制御装置１００は、飛行体１が離陸または着陸する場合、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させて、飛行体１を離陸または着陸させる。

［フローチャート（凍結抑制制御に関する処理）］
図７は、制御装置１００が実行する凍結抑制制御に関する処理の流れの一例を示すフローチャートを説明するための図である。図５のフローチャートのステップＳ１０６で凍結抑制制御が実行された場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１を稼働させた状態を維持して、ＧＴ６０－２を停止させる（ステップＳ３００）。次に、制御装置１００は、第２検出部５２－２により検出された温度Ｔｅ１が第１所定温度以下であるか否かを判定する（ステップＳ３０２）。温度Ｔｅ１が第１所定温度以下でない場合、運転状態を変化させず、前ステップ（ステップＳ３００）に戻る。温度Ｔｅ１が第１所定温度以下である場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１を停止させて、ＧＴ６０－２を稼働させる（ステップＳ３０４）。

次に、制御装置１００は、第１検出部５２－１により検出された温度Ｔｅ２が第２所定温度以下であるか否かを判定する（ステップＳ３０６）。温度Ｔｅ２が第２所定温度以下でない場合、運転状態を変化させず、前ステップ（ステップＳ３０４）に戻る。温度Ｔｅ２が第２所定温度以下である場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－２を停止させて、ＧＴ６０－１を稼働させる（ステップＳ３０８）。これにより、本フローチャートの１ルーチンの処理が終了する。図６のフローチャートのステップＳ２０４で凍結抑制制御が継続される限り、本フローチャートのルーチンが繰り返される。図６のフローチャートのステップＳ２０４で凍結抑制制御が終了する場合、本フローチャートの処理が終了する。なお、本フローチャートでは、最初にＧＴ６０－１を稼働させた状態を維持して、ＧＴ６０－２を停止させる（ステップＳ３００）ものとして説明しているが、１と２の順番は逆であってもよい。順番の決め方としては、前フライトの第１状態の最終状態(例えば、ＧＴ６０－１を停止させ、ＧＴ６０－２を稼働させた状態)を記録しておき、その逆の状態(例えば、ＧＴ６０－１を稼働させ、ＧＴ６０－２を停止させた状態)から始めるようにしておけば、ＧＴ６０－１とＧＴ６０－２の稼働時間を平均化することができる。

例えば、飛行体１が第１状態である場合、複数のＧＴ６０のうち、所定のＧＴ６０を効率稼働範囲内で稼働させて、他のＧＴ６０を停止させて、発電効率を向上させる。この場合、停止させたＧＴ６０を停止させた状態が継続すると、上空の低い温度によってＧＴ６０の潤滑オイルなどの作動液が凍結したり、粘度が変化したりすることがある。そうすると、ＧＴ６０が再始動する際に始動時間が通常よりも長くなったり、始動の応答性が低下したりすることがある。

航空機推進システムは、上述したように、停止しているＧＴ６０に関する温度が所定温度に到達した場合に、停止しているＧＴ６０を稼働させ、稼働しているＧＴ６０を停止させることにより、ＧＴ６０をよりスムーズに稼働させ、更に発電効率を向上させることができる。

［タイミングチャート］
図８は、飛行体１が離陸してから着陸するまでのＧＴ６０の稼働状態と要求される出力（例えば要求電力）の変化との一例を示す図である。図８の縦軸は出力（電力）を示し、図８の横軸は時間を示している。離陸時、制御装置１００は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させる。離陸時に要求される出力Ｐ１は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２の出力（ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２の電力）と、蓄電池３２の出力（電力）とを合わせた出力（電力）によって賄われる。離陸後、制御装置１００は、ＧＴ６０－１の稼働を維持し、ＧＴ６０－２の稼働を停止させる。離陸後に要求される出力Ｐ２は、ＧＴ６０－１の稼働による出力（不足する場合は蓄電池３２の出力）により賄われる。

例えば、ＧＴ６０－２に関する温度が所定温度以下となった場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１の稼働を停止し、ＧＴ６０－２を稼働させる。その後、ＧＴ６０－１に関する温度が所定温度以下となった場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－２の稼働を停止し、ＧＴ６０－１を稼働させる。制御装置１００は、これらの処理を飛行体１が着陸する動作を開始するまで繰り返す。

着陸時、制御装置１００は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を稼働させる。着陸時に要求される要求出力Ｐ１は、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２により生成された電力と、蓄電池３２により供給された電力とを合わせた電力によって賄われる。

上記の例において、ＧＴ６０の稼働の出力が要求出力を上回る場合、上回った出力に対応する余剰電力は蓄電池３２に蓄電され、ＧＴ６０の稼働によって生成される出力に対応する電力が要求電力を下回る場合、不足する電力は蓄電池３２に蓄電されている電力によって補完される。

上記のように、制御装置１００は、ＧＴ６０に関する温度に基づいて、ＧＴ６０を制御することにより、発電効率を向上させるとともに、ＧＴ６０をよりスムーズに稼働させることができる。

［ＧＴ６０の稼働と停止に関するタイミングの詳細］
図９は、ＧＴ６０の稼働と停止に関するタイミングの詳細について説明するための図である。図９の縦軸は、ＧＴ６０の回転速度（Speed［％］）またはＧＴ６０の出力（Power［％］）を示している。それぞれ、ＧＴ６０の定格最大回転速度と定格最大電力が１００％である。図９の横軸は、時間を示している。

制御装置１００は、ＧＴ６０－２を稼働させ、且つＧＴ６０－１を停止させる場合、所定の期間Ｔにおいて、ＧＴ６０－２の出力を徐々に上昇させるとともに、ＧＴ６０－１の出力を徐々に低下させて、所定の期間Ｔが経過後に、ＧＴ６０－１の出力を停止させる。制御装置１００は、所定の期間Ｔにおいて、ＧＴ６０－１の出力と、ＧＴ６０－２の出力とを合わせた出力が、要求される要求出力Ｐｒを維持するように、ＧＴ６０－２の出力を徐々に上昇させるとともに、ＧＴ６０－１の出力を徐々に低下させ、所定の期間Ｔが経過後、ＧＴ６０－２の出力を、要求出力Ｐｒに接近させる。

ＧＴ６０－２に関する温度が所定温度以下となった場合、時刻ｔ１で、制御装置１００は、ＧＴ６０－２を稼働させるための制御を開始させる（例えばスタータモータを稼働させる）。制御装置１００は、ＧＴ６０－２が所定の状態になると、ＧＴ６０－２をアイドル状態に制御し、更に、ＧＴ６０－２の出力を上昇させるようにＧＴ６０－２を稼働させる。これにより、ＧＴ６０－２の出力は、所定期間Ｔにおいて徐々に上昇する。

また、時刻ｔ１で、制御装置１００は、ＧＴ６０－１を停止させるための制御を開始し、所定期間Ｔの始期において、ＧＴ６０－１の回転速度および出力を徐々に低下させる。制御装置１００は、所定期間Ｔの終期において、ＧＴ６０－１の出力をゼロまたはゼロ近くに制御し、ＧＴ６０－１をアイドル状態に制御する。そして、制御装置１００は、アイドル状態にＧＴ６０－１を制御した後、ＧＴ６０－１の回転速度をゼロまたはゼロ付近に低下させる。例えば、制御装置１００は、所定のマップを参照して、図９に示す出力および回転速度でＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２が稼働するようにＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を制御する。所定のマップとは、例えば、ＧＴ６０の温度と、出力と、回転速度と、燃料噴射量とが互いに関連付けられたマップである。

ここで、例えば、ＧＴ６０－１の出力と６０－２の出力とを合わせた出力が要求出力Ｐｒよりも小さい場合、飛行体１は所望の飛行状態を維持することができない場合がある。例えば、ＧＴ６０－１の出力と６０－２の出力とを合わせた出力が要求出力Ｐｒよりも大きい場合、要求出力Ｐｒを超過した出力に対応する電力（余剰電力）は、例えば、蓄電池３２に供給されることがある。蓄電池３２が受け付け可能な電力を余剰電力が超えていたり、余剰電力の発生が飛行体１の機能構成にとって好適でなかったりすることがある。

これに対して、本実施形態の制御装置１００は、所定の期間Ｔにおいて、ＧＴ６０－１の出力と、ＧＴ６０－２の出力とを合わせた出力が、要求される要求出力Ｐｒを維持するように、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２を制御することにより、より滑らかにＧＴ６０の稼働と停止とを行うことができる。

［固定翼を有する飛行体と、回転翼を有する飛行体との比較］
図１０は、固定翼を有する飛行体の飛行状態で必要なパワーと、回転翼を有する飛行体の飛行状態のパワーとを比較するための図である。図１０の縦軸は飛行に必要なパワーの指標を示し、図１０の横軸は時間を示している。図１０の例では、離陸時に飛行に必要な力を１００としている。例えば、飛行体１が２つのＧＴ６０を有する場合、２つのＧＴ６０が１００％近くで出力するパワーを１００とする。

固定翼の飛行体は、離陸時に飛行に必要な力と、巡航時に飛行に必要な力との差異は小さく、更に巡航時に飛行に必要な力は、１００よりもやや小さい程度である。これに対して、回転翼の飛行体は、離陸時または着陸時には、飛行に必要な力は１００近くであるが、巡航時では飛行に必要な力は５０程度である。

このように、回転翼の飛行体１は、離陸時と着陸時の短い時間、１００近くの飛行に必要な力を要するが、比較的、長い巡航時の時間では、例えば、飛行に必要な力は５０程度となる。このため、巡航時において、ＧＴ６０の稼働についてマネジメントを適切に行って、より適切な電力マネジメントを行う必要がある。

本実施形態では、制御装置１００は、例えば、巡航時に１つのＧＴ６０を稼働させ、他のＧＴ６０を停止することで発電効率を向上させることができる。更に、制御装置１００は、停止しているＧＴ６０に関する温度に応じて、停止しているＧＴ６０を稼働させることにより、ＧＴ６０をよりスムーズに稼働させることができる。例えば、本実施形態の航空機推進システムは、固定翼の飛行体にも適用可能だが、回転翼の飛行体１に適用するとより好適である。

なお、実施形態では、航空機推進システムは、２つのＧＴ６０を有するものとして説明したが、これに代えて、航空機推進システムは、３つの以上のＧＴ６０を有するシステムであってもよい。この場合、航空機推進システムは、飛行体１の飛行状態が複数のＧＴ６０が稼働して飛行体１が離陸した後の第１状態である場合、要求電力を満たすように所定数のＧＴ６０を稼働させ、他のＧＴ６０の稼働を停止させる。更に、航空機推進システムは、停止しているＧＴ６０に関する温度が所定温度以下となった場合、所定温度以下となったＧＴ６０を稼働させる。航空機推進システムが３つ以上のＧＴ６０を有する場合の閾値である所定温度は、ＧＴ６０の数に応じて変更されてもよい。例えば、航空機推進システムが３つ以上のＧＴ６０を有する場合の閾値である所定温度は、２つのＧ６０を有する場合の閾値である所定温度よりも高い温度でもよい。

以上説明した実施形態によれば、制御装置１００は、飛行体１が所定の飛行モードで飛行している場合、複数のＧＴ６０のうち少なくともＧＴ６０－２を停止させ、停止させていないＧＴ６０－１を稼働させ、且つ、検出部５２がＧＴ６０－２に関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、ＧＴ６０－１を稼働させ、且つＧＴ６０－２を停止させることにより、ＧＴ６０をよりスムーズに稼働させることができる。

以上、本発明を実施するための形態について実施形態を用いて説明したが、本発明はこうした実施形態に何等限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において種々の変形及び置換を加えることができる。

１‥飛行体、１０‥機体、１２‥ロータ、１４‥電動機、１６‥アーム、２０‥第１制御回路、３０‥蓄電池ユニット、３２‥蓄電池、３４‥ＢＭＵ（Battery Management Unit）、３６‥検出部、４０‥第２制御回路、５０‥発電機、５２‥検出部、６０‥ガスタービンエンジン（ＧＴ）、１００‥制御装置、１２０‥各種センサ

Claims (7)

1. 航空機の機体に取り付けられる複数のエンジンと、
   前記エンジンのエンジン軸に接続された発電機と、
   前記発電機により発電された電力を蓄電する蓄電池と、
   前記発電機または前記蓄電池により供給される電力により駆動される複数の電動機と、
   前記航空機の機体に取り付けられ、且つ前記電動機により出力される駆動力により駆動される複数のロータと、
   前記複数のエンジンのそれぞれに関する温度を検出する検出部と、
   前記複数のエンジンの稼働状態を制御する制御部と、を備える航空機用推進システムであって、
   前記制御部は、前記航空機が所定の飛行モードで飛行している場合、前記複数のエンジンのうち少なくとも第１エンジンを停止させ、停止させていない第２エンジンを稼働させ、且つ、前記検出部が前記第１エンジンに関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させる、
   航空機用推進システム。
2. 前記制御部は、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させた後、前記検出部が前記第２エンジンに関する温度が第２所定温度以下であると検出した場合、前記第２エンジンを稼働させ、且つ前記第１エンジンを停止させる、
   請求項１に記載の航空機用推進システム。
3. 前記制御部は、
   前記航空機が所定の飛行モードで飛行している場合、
   前記第１エンジンを停止させ、前記第２エンジンを稼働させ、且つ、前記検出部が前記第１エンジンに関する温度が第１所定温度以下であると検出した場合、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させる処理と、
   前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させた後、前記検出部が前記第２エンジンに関する温度が第２所定温度以下であると検出した場合、前記第２エンジンを稼働させ、且つ前記第１エンジンを停止させる処理と、を繰り返し実行する、
   請求項２に記載の航空機用推進システム。
4. 前記所定の飛行モードは、前記制御部が、前記航空機が所定の高度に到達した後に水平方向を含む方向に前記航空機を巡航させているモードである、
   請求項１から３のうちいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
5. 前記制御部は、前記所定の飛行モードとは異なる飛行モードである場合、前記第１エンジンおよび前記第２エンジンを稼働させる、
   請求項４に記載の航空機用推進システム。
6. 前記制御部は、前記第１エンジンを稼働させ、且つ前記第２エンジンを停止させる場合、所定の期間において、前記第１エンジンの出力を徐々に上昇させると共に、前記第２エンジンの出力を徐々に低下させて、前記所定の期間が経過後に、前記第１エンジンの出力を停止させる、
   請求項１から５のうちいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
7. 前記制御部は、前記所定の期間において、前記第１エンジンの出力と、前記第２エンジンの出力とを合わせた出力が、要求される出力を維持するように、前記第１エンジンの出力を徐々に上昇させると共に、前記第２エンジンの出力を徐々に低下させ、前記所定の期間が経過後、前記第１エンジンの出力を、要求される出力に接近させる、
   請求項６に記載の航空機用推進システム。

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