JP7430133B2 - 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（例えば特許文献１、２）。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

この種の航空機用推進システムでは、発電効率の観点から、場合によっては（例えば、電力負荷が小さい巡行時などには）、発電機の一部を停止することが考えられる。
しかしながらこの場合、エンジンを長期間にわたって停止させ続けると、エンジンの作動に必要な作動流体（例えば、潤滑油）が凍結するおそれがある。その結果、停止していたエンジンを再始動するときに、始動時間が長くなるという課題がある。なおエンジンの再始動は、例えば、稼働していたエンジンが故障した時や、電力負荷が高い着陸時などに必要となる。

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、エンジンの再始動性を向上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。

前記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。
＜１＞本発明の一態様に係る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含む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稼働状態を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記複数のエンジンが稼働して前記航空機が離陸した後の第１状態である場合、前記複数のエンジンのうちの一部のエンジンを稼働させつつ残りのエンジンを停止させる航空機用推進システムであって、前記複数のエンジンはそれぞれ、作動流体が循環する循環機構を備え、前記複数のエンジンのうちの第１エンジンにおける前記循環機構と、前記複数のエンジンのうちの第２エンジンにおける前記循環機構と、を連通する複数の連通管を備え、前記複数の連通管それぞれに弁が設けられ、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記第１状態である場合、前記弁を開弁し、その他の場合には、前記弁を閉弁する。
＜２＞上記＜１＞に係る航空機用推進システムでは、前記循環機構には、前記循環機構に前記作動流体を循環させる流体圧ポンプが設けられ、前記複数の連通管は、第１連通管および第２連通管を備え、前記第１連通管は、前記第１エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの下流側に位置する部分と、前記第２エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの上流側に位置する部分と、を連通し、前記第２連通管は、前記第１エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの上流側に位置する部分と、前記第２エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの下流側に位置する部分と、を連通する、構成を採用してもよい。
＜３＞上記＜１＞または＜２＞のいずれか１項に係る航空機用推進システムでは、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記第１状態である場合、前記第１エンジンと前記第２エンジンとを交互に稼働させる、構成を採用してもよい。
＜４＞上記＜３＞に係る航空機用推進システムでは、前記循環機構には、前記循環機構を循環する前記作動流体の温度および圧力のうちの少なくとも１つを取得する流体用センサが設けられ、前記制御部は、前記流体用センサの取得結果に基づいて、前記第１エンジンと前記第２エンジンとの稼働を切り替える、構成を採用してもよい。
＜５＞上記＜１＞から＜４＞のいずれか１項に係る航空機用推進システムでは、前記航空機の飛行に関する飛行情報を取得する取得部を更に備え、前記制御部は、前記取得部により取得された前記飛行情報に基づいて前記複数のエンジンの稼働状態を制御する、構成を採用してもよい。
＜６＞上記＜１＞から＜５＞のいずれか１項に係る航空機用推進システムでは、前記第１状態とは、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移動している状態である、構成を採用してもよい。
＜７＞上記＜１＞から＜６＞のいずれか１項に係る航空機用推進システムでは、前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記第１状態とは異なる第２状態である場合、前記複数のエンジンを稼働させて、前記航空機を制御する、構成を採用してもよい。
＜８＞上記＜１＞から＜７＞のいずれか１項に係る航空機用推進システムでは、前記作動流体は、前記エンジン軸を支持するベアリングに供給される潤滑油である、構成を採用してもよい。

本発明では、複数のエンジンそれぞれが循環機構を備えている。稼働中のエンジンでは、作動流体に循環機構を循環させることで、作動流体を高温に維持することができる。
複数の連通管が、第１エンジンの循環機構（以下、第１循環機構という）と第２エンジンの循環機構（以下、第２循環機構という）とを連通する。したがって、第１循環機構を循環する作動流体と、第２循環機構を循環する作動流体と、を、複数の連通管を通して循環させることができる。例えば、複数の連通管のうちの第１連通管を通して、第１循環機構から第２循環機構に作動流体を流動させ、複数の連通管のうちの第２連通管を通して、第２循環機構から第１循環機構に作動流体を流動させることができる。
よって、例えば、第１エンジンが稼働しつつ第２エンジンが停止しているとき等には、比較的高温である第１循環機構を循環する作動流体を第２循環機構に供給し、この作動流体に第２循環機構を循環させることができる。これにより、第２エンジンが停止していても、第２循環機構を循環する作動流体の温度を高めることができる。その結果、第２エンジンにおける作動流体の凍結を抑制することが可能になり、エンジンの再始動性を向上させることができる。

本発明によれば、エンジンの再始動性を向上させることができる。

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。 飛行体１の飛行状態について説明するための図である。 ＧＴ６０－１、６０－２の機能構成の一例を示す図である。 ＧＴ６０－１、６０－２の機能構成の他の一例を示す図である。

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、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２０Ｂ、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。

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、稼働可能な状態にしてもよい。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ことができる。上記の機能構成に代えて、ＧＴ６０－１の出力軸には、後述するスタータモータ６４－１が接続され、スタータモータ６４－１が、ＧＴ６０－１を稼働可能な状態にしてもよい。

ＧＴ６０－１は、例えば、ターボシャフト・エンジンである。ＧＴ６０－１の詳細な構成については後述する。

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、潤滑油センサ、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。潤滑油センサは、ＧＴ６０の軸受などに供給される潤滑油の温度を検出する。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、例えば、他のＧＴ６０が効率的に稼働することができる効率稼働範囲で稼働させて他の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。

図３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３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３に示す飛行体１が巡航している状態、或いは図３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、着陸している場合（第２状態である場合）、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、ＧＴ６０－１を効率稼働範囲内で稼働させて、ＧＴ６０－２の稼働を停止させる。ＧＴ６０－１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に電力が供給されていない場合、蓄電池３２から供給可能である。

上記のように、飛行体１の飛行状態が、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２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、制御装置１００は、例えば、ＧＴ６０－１およびＧＴ６０－２のうちの一部のＧＴ６０－１を稼働させつつ、残りのＧＴ６０－２を停止させる。

［ガスタービンエンジンの詳細］
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。

図４は、ＧＴ６０－１、６０－２の機能構成の一例を示す図である。図５は、ＧＴ６０－１、６０－２の機能構成の他の一例を示す図である。
ＧＴ６０－１は、ケーシング６１－１と、燃料遮断弁６２－１と、エンジン軸６３－１と、スタータモータ６４－１と、循環機構６５－１と、流体圧ポンプ６６－１と、吐出逆止弁６７－１と、を更に備えている。

ケーシング６１－１は、ＧＴ６０－１の各構成を収容する。
燃料遮断弁６２－１は、前記燃焼室に供給される燃料の供給および遮断を切り替える。燃料遮断弁６２－１は、制御装置１００に接続されている。燃料遮断弁６２－１は、制御装置１００によって制御される。燃料遮断弁６２－１が開状態である場合、燃焼室に燃料が供給されＧＴ６０－１が稼動する。燃料遮断弁６２－１が閉状態である場合、燃焼室への燃料の供給が停止されＧＴ６０－１が停止する。

エンジン軸６３－１は、圧縮機とタービンとを連結する。エンジン軸６３－１は、タービンの回転に伴って回転する。エンジン軸６３－１は発電機５０－１に接続されている。エンジン軸６３－１の一部（後述する低圧系シャフト）が、前記出力軸として機能する。エンジン軸６３－１が回転することで、発電機５０が稼働する。
本実施形態では、ＧＴ６０－１は、いわゆるツインスプール型エンジンである。前記エンジン軸６３－１は、低圧系シャフトおよび高圧系シャフトを含む。低圧系シャフトは、第１ベアリングを介してケーシング６１－１に支持されている。高圧系シャフトは、第２ベアリングを介して、ケーシング６１－１および低圧系シャフトそれぞれに支持されている。低圧系シャフトおよび高圧系シャフトは、相対的に逆回転する。低圧系シャフトおよび高圧系シャフトのうち、低圧系シャフトが発電機５０に接続されていて、低圧系シャフトの回転に基づいて、発電機５０が発電する。
本実施形態以外の例として、ＧＴ６０－１は、いわゆるシングルスプール型エンジンであってもよい。その場合は、エンジン軸６３－１が、前述の低圧系シャフトは備えていないものの、高圧系シャフトを備えている。そして、発電機５０は高圧系シャフトに接続されていて、高圧系シャフトの回転に基づいて、発電機５０が発電する。なおこの場合、高圧系シャフトが、第１ベアリングを介してケーシング６１－１に支持されている。

スタータモータ６４－１は、ＧＴ６０－１のエンジン軸６３－１に接続されている。スタータモータ６４－１は、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。

循環機構６５－１は、作動流体が循環する回路（流路）である。作動流体は、ＧＴ６０－１の稼働に必要な流体である。本実施形態では、作動流体は、前記第１ベアリングや前記第２ベアリングに供給される潤滑油である。ＧＴ６０－１作動時には、前述したように燃焼ガスによってエンジン軸６３－１が回転する。潤滑油は、各ベアリングの潤滑油としての機能だけでなく、燃焼ガスから各ベアリングに伝達される熱を排熱する冷媒としての機能も有する。稼働中のＧＴ６０（例えばＧＴ６０－１）では、作動流体が燃焼ガスから受熱するため比較的高温に保たれる。これに対して、停止中のＧＴ６０（例えばＧＴ６０－２）では、作動流体が燃焼ガスから受熱しないために作動流体の温度は上昇しない。

なお、飛行体１が上空を巡航するとき、飛行体１の飛行高度に伴って外気温は低下する。そのため作動流体は、凍結の観点からは、地上よりも厳しい環境下にある。飛行体１の巡航時の外気温は、例えば、－４５℃程度である。

流体圧ポンプ６６－１および吐出逆止弁６７－１は、いずれも循環機構６５－１に設けられている。
流体圧ポンプ６６－１は、循環機構６５－１に作動流体を循環させる。言い換えると、流体圧ポンプ６６－１は、循環機構６５－１の駆動源となる。流体圧ポンプ６６－１は、例えば、機械式ポンプ（メカポンプ）である。なお流体圧ポンプ６６－１は、例えば、電動式ポンプであってもよい。
吐出逆止弁６７－１は、循環機構６５－１において流体圧ポンプ６６－１の下流側に位置している。吐出逆止弁６７－１は、循環機構６５－１における作動流体の逆流を規制する。

なお本実施形態では、循環機構６５－１には、更に流体用センサ６５ａ－１が設けられている。流体用センサ６５ａ－１は、各種センサ１２０のうちの潤滑油センサである。流体用センサ６５ａ－１は、循環機構６５－１を循環する作動流体の温度および圧力のうちの少なくとも１つを取得する。本実施形態では、流体用センサ６５ａ－１は、作動流体の温度および圧力の両方を取得する。流体用センサ６５ａ－１が配置される位置は、循環機構６５－１において特に限定されない。流体用センサ６５ａ－１は、制御装置１００に接続されている。流体用センサ６５ａ－１の取得結果（すなわち、作動流体の温度および圧力）は、制御装置１００に送られる。

そして本実施形態では、飛行体１（航空機用推進システム）は、複数の連通管６８、６９を更に備えている。複数の連通管６８、６９は、複数のＧＴ６０－１のうちのＧＴ６０－１における循環機構６５－１（以下、第１循環機構６５－１という）と、複数のＧＴ６０－１のうちのＧＴ６０－２における循環機構６５－１（以下、第２循環機構６５－２という）と、を連通する。複数の連通管６８、６９は、第１連通管６８および第２連通管６９を備えている。

図４に示す一例では、第１連通管６８は、第１循環機構６５－１のうち、流体圧ポンプ６６－１および吐出逆止弁６７－１の下流側に位置する部分と、第２循環機構６５－２のうち、流体圧ポンプ６６－２および吐出逆止弁６７－２の下流側に位置する部分と、を連通する。第２連通管６９は、第１循環機構６５－１のうち、流体圧ポンプ６６－１および吐出逆止弁６７－１の上流側に位置する部分と、第２循環機構６５－２のうち、流体圧ポンプ６６－２および吐出逆止弁６７－２の上流側に位置する部分と、を連通する。

なお図５に示す他の一例のように、第１連通管６８が、第１循環機構６５－１のうち、流体圧ポンプ６６－１および吐出逆止弁６７－１の下流側に位置する部分と、第２循環機構６５－２のうち、流体圧ポンプ６６－２および吐出逆止弁６７－２の上流側に位置する部分と、を連通してもよい。この場合、第２連通管６９が、第１循環機構６５－１のうち、流体圧ポンプ６６－１および吐出逆止弁６７－１の上流側に位置する部分と、第２循環機構６５－２のうち、流体圧ポンプ６６－２および吐出逆止弁６７－２の下流側に位置する部分と、を連通している。

複数の連通管６８、６９は、第１循環機構６５－１と第２循環機構６５－２との間で、作動流体を流体させる。例えば、第１連通管６８は、第１循環機構６５－１から第２循環機構６５－２に作動流体を送る。例えば、第２連通管６９は、第２循環機構６５－２から第１循環機構６５－１に作動流体を送る。

複数の連通管６８、６９が第１循環機構６５－１と第２循環機構６５－２との間で作動流体を流体させることで、第１循環機構６５－１と第２循環機構６５－２との間で熱が伝達される。なお複数の連通管６８、６９は、このように熱の伝達を目的として設けられている。そのため、連通管６８、６９の流路断面積は、熱の伝達ができる程度の大きさであればよい。例えば、各連通管６８、６９の流路断面積が、各循環機構６５－１、６５－２の流路断面積よりも小さくてもよい。

本実施形態では、複数の連通管６８、６９それぞれには、弁６８ａ、６９ａが設けられている。弁６８ａ、６９ａは、各連通管６８、６９による循環機構６５－１、６５－２間の連通および遮断を切り替える。弁６８ａ、６９ａは、制御装置１００に接続されている。弁６８ａ、６９ａは、制御装置１００により制御される。制御装置１００は、飛行体１が第１状態である場合、弁６８ａ、６９ａを開弁する。制御装置１００は、飛行体１が第２状態である場合、弁６８ａ、６９ａを閉弁する。

［ガスタービンエンジンおよび弁の制御の一例］
次に、ＧＴ６０－１、６０－２および弁６８ａ、６９ａの制御の一例を説明する。

この制御では、まず制御装置１００が、飛行体１が第１状態であるか第２状態であるかを判定する。なお制御装置１００は、各種センサ１２０（温度センサ）が取得する外気温を含む飛行情報に基づいて、飛行体１が第１状態であるか第２状態であるかを判定してもよい。ここで、外気温を取得する各種センサ１２０は、飛行体１の機体に取り付けられていてもよく、ＧＴ６０－１のケーシング６１－１に取り付けられていてもよい（図３、図４参照）。

離陸時や着陸時など、飛行体１が第２状態である場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１、６０－２の両方を稼働させつつ、弁６８ａ、６９ａを閉弁しておく。弁６８ａ、６９ａが閉弁していることで、各ＧＴ６０－１、６０－２における循環機構６５－１、６５－２（すなわち、第１循環機構６５－１および第２循環機構６５－２）それぞれの内部では、作動流体が循環する。これにより、例えば作動流体の余計な圧損などがなく、作動流体が効果的に機能する。結果として、ＧＴ６０－１、６０－２が安定して稼働する。

巡航時など、飛行体１が第１状態である場合、制御装置１００は、前述したように、複数のＧＴ６０－１のうちの一部を稼働させつつ残りのＧＴ６０－１を停止させる。本実施形態では、例えば、ＧＴ６０－１を稼働させつつＧＴ６０－２を停止させる。
このとき、弁６８ａ、６９ａを閉弁させたままにしておくと、各ＧＴ６０－１、６０－２における循環機構６５－１、６５－２（すなわち、第１循環機構６５－１および第２循環機構６５－２）それぞれの内部では、作動流体が循環する。その結果、稼働中のＧＴ６０－１では、作動流体に循環機構６５－１を循環させることで、作動流体に作動流体としての機能を発揮させつつ、作動流体を高温に維持することができる。一方、停止中のＧＴ６０－２では、作動流体の温度が徐々に低下する。その結果として、作動流体が凍結するおそれがある。

そこで、飛行体１が第１状態である場合、本実施形態では、例えば以下の２つの制御方法のいずれかを採用することができる。

（第１の制御方法）
第１の制御方法は、流体用センサ６５ａの取得結果を利用しない制御方法である。第１の制御方法では、ＧＴ６０－１を稼働させつつＧＴ６０－２を停止させることとあわせて、弁６８ａ、６９ａを開弁する。
すると、第１循環機構６５－１と第２循環機構６５－２とが、複数の連通管６８、６９を通して連通される。したがって、第１循環機構６５－１を循環する作動流体と、第２循環機構６５－２を循環する作動流体と、を、複数の連通管６８、６９を通して循環させることができる。このとき例えば、第１連通管６８を通して、第１循環機構６５－１から第２循環機構６５－２に作動流体を流動させ、第２連通管６９を通して、第２循環機構６５－２から第１循環機構６５－１に作動流体を流動させることができる。その結果、第２循環機構６５－２に、第１循環機構６５－１から、高温な作動流体が供給され、第２循環機構６５－２の作動流体の温度の低下が抑制される。

（第２の制御方法）
第２の制御方法は、流体用センサ６５ａの取得結果を利用した制御方法である。第２の制御方法では、ＧＴ６０－１を稼働させつつＧＴ６０－２を停止させるときには、弁６８ａ、６９ａを閉弁したままとしておく。
すると、各ＧＴ６０－１における循環機構６５－１、６５－２（すなわち、第１循環機構６５－１および第２循環機構６５－２）それぞれの内部では、作動流体が循環したままとなる。その結果、稼働中のＧＴ６０－１では、作動流体を高温に維持することができる。一方、停止中のＧＴ６０－２では、作動流体の温度が徐々に低下する。

ここで制御装置１００は、第２循環機構６５－２の作動流体の温度の低下を、流体用センサ６５ａ－２の取得結果に基づいて検知することができる。制御装置１００は、この取得結果に基づいて、第２循環機構６５－２の作動流体の温度または圧力が、所定の第１閾値以下になったと判定した場合、弁６８ａ、６９ａを開弁する。
すると、第１循環機構６５－１と第２循環機構６５－２とが、複数の連通管６８、６９を通して連通される。その結果、第２循環機構６５－２に、第１循環機構６５－１からの高温の作動流体が供給され、第２循環機構６５－２の作動流体が加熱される。
なお前記第１閾値は、例えば、作動流体の凝固点よりも高い温度、または、その温度に対応する圧力を示す値である。

その後、第２循環機構６５－２の作動流体の温度または圧力が所定の第２閾値以上になった場合、制御装置１００は弁６８ａ、６９ａを閉弁する。
すると、各ＧＴ６０－１、６０－２における循環機構６５－１、６５－２それぞれの内部でのみ、作動流体が再び循環することとなる。
なお前記第２閾値は、前記第１閾値よりも高い温度また圧力を示す値である。

その後、上記と同様に、流体用センサ６５ａ－２の取得結果に基づいて弁６８ａ、６９ａの開閉を繰り返すことで、第２循環機構６５－２を循環する作動流体の温度または圧力が、第１閾値と第２閾値との間で保持される。その結果として、作動流体の凍結が抑制される。

なお制御装置１００は、弁６８ａ、６９ａの開閉を繰り返す過程で、稼働させるＧＴ６０を切り替えてもよい。言い換えると、流体用センサ６５ａ－１の取得結果に基づいて、ＧＴ６０－１とＧＴ６０－２との稼働を切り替えてもよい。
例えば、第２循環機構６５－２の作動流体の温度または圧力が所定の第２閾値以上になったことを、流体用センサ６５ａ－２の取得結果に基づいて制御装置１００が判定した場合、制御装置１００は弁６８ａ、６９ａを閉弁するとともに、それまで稼働していたＧＴ６０－１を停止させつつ、それまで停止していたＧＴ６０－２を稼働させてもよい。この場合、ＧＴ６０－２の稼働前にあらかじめ作動流体が温められているため、ＧＴ６０－２が起動してから定格最大出力運転に移行するまでの暖機運転時間を短くすること、あるいは、無くしてしまうことができる。
このように、飛行体１が第１状態である場合、制御装置１００は、ＧＴ６０－１とＧＴ６０－２とを交互に稼働させてもよい。

以上説明したように、本実施形態に係る飛行体１によれば、例えば、ＧＴ６０－１が稼働しつつＧＴ６０－２が停止しているとき等には、比較的高温である第１循環機構６５－１を循環する作動流体を第２循環機構６５－２に供給し、この作動流体に第２循環機構６５－２を循環させることができる。これにより、ＧＴ６０－２が停止していても、第２循環機構６５－２を循環する作動流体の温度を高めることができる。その結果、ＧＴ６０－２における作動流体の凍結を抑制することが可能になり、ＧＴ６０－２の再始動性を向上させることができる。

なお、本発明の技術的範囲は前記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。

弁６８ａ、６９ａが無くてもよい。この場合であっても、例えば、各循環機構６５－１、６５－２における作動流体の内圧を適切に調整することで、連通管６８、６９を通して各循環機構６５－１、６５－２間で作動流体を循環させることができる。

その他、本発明の趣旨に逸脱しない範囲で、前記実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、前記した変形例を適宜組み合わせてもよい。

１ 飛行体（航空機）
１０ 機体
１２ ロータ
１４ 電動機
５０ 発電機
６０ ＧＴ（エンジン）
６３ エンジン軸
６５ 循環機構
６５ａ 流体用センサ
６６ 流体圧ポンプ
６８ 第１連通管
６８ａ、６９ａ 弁
６９ 第２連通管
１００ 制御装置（制御部）
１２０ 各種センサ（取得部）

Claims (8)

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含む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稼働状態を制御する制御部と、を備え、
   前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記複数のエンジンが稼働して前記航空機が離陸した後の第１状態である場合、前記複数のエンジンのうちの一部のエンジンを稼働させつつ残りのエンジンを停止させる航空機用推進システムであって、
   前記複数のエンジンはそれぞれ、作動流体が循環する循環機構を備え、
   前記複数のエンジンのうちの第１エンジンにおける前記循環機構と、前記複数のエンジンのうちの第２エンジンにおける前記循環機構と、を連通する複数の連通管を備え、
   前記複数の連通管それぞれに弁が設けられ、
   前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記第１状態である場合、前記弁を開弁し、その他の場合には、前記弁を閉弁する、航空機用推進システム。
2. 前記循環機構には、前記循環機構に前記作動流体を循環させる流体圧ポンプが設けられ、
   前記複数の連通管は、第１連通管および第２連通管を備え、
   前記第１連通管は、前記第１エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの下流側に位置する部分と、前記第２エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの上流側に位置する部分と、を連通し、
   前記第２連通管は、前記第１エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの上流側に位置する部分と、前記第２エンジンにおける前記循環機構のうち、前記流体圧ポンプの下流側に位置する部分と、を連通する、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、前記航空機の飛行状態が前記第１状態である場合、前記第１エンジンと前記第２エンジンとを交互に稼働させる、請求項１または２に記載の航空機用推進システム。
4. 前記循環機構には、前記循環機構を循環する前記作動流体の温度および圧力のうちの少なくとも１つを取得する流体用センサが設けられ、
   前記制御部は、前記流体用センサの取得結果に基づいて、前記第１エンジンと前記第２エンジンとの稼働を切り替える、請求項３に記載の航空機用推進システム。
5. 前記航空機の飛行に関する飛行情報を取得する取得部を更に備え、
   前記制御部は、前記取得部により取得された前記飛行情報に基づいて前記複数のエンジンの稼働状態を制御する、請求項１から４のいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
6. 前記第１状態とは、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移動している状態である、請求項１から５のいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
7. 前記制御部は、前記航空機の飛行状態が前記第１状態とは異なる第２状態である場合、前記複数のエンジンを稼働させて、前記航空機を制御する、
   請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
8. 前記作動流体は、前記エンジン軸を支持するベアリングに供給される潤滑油である、請求項１から７のいずれか１項に記載の航空機用推進システム。

Images