JP7430134B2 - 航空機用推進システム - Google Patents

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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、エンジンの温度が低下する。その結果、停止していたエンジンを再始動するときに、エンジン軸を回転させるための負荷が大きくなり、例えば、スタータモータへ大電力を供給する必要が生じて消費電力が高まる等のおそれがある。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、エンジン軸の回転負荷を低減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のうち少なくとも１つのエンジンは、前記圧縮機に設けられた抽気孔と、前記抽気孔から、他の前記エンジンの圧縮室に延びる抽気管と、前記抽気管に設けられた抽気弁と、を有する抽気機構を備え、前記制御部は、停止していた前記エンジンを再始動させるとき、稼働中の前記エンジンにおける前記抽気弁を開弁し、稼働中の前記エンジンにおける前記圧縮機の圧縮空気を、前記抽気孔および前記抽気管を通して、停止していた前記エンジンの前記圧縮室に供給する。
＜２＞上記＜１＞に係る航空機用推進システムでは、停止していた前記エンジンは、稼働中の前記エンジンから前記圧縮室に供給される前記圧縮空気のみを駆動力として再始動可能である、構成を採用してもよい。
＜３＞上記＜１＞または＜２＞に係る航空機用推進システムでは、前記エンジン軸を回転させるスタータモータを更に備え、停止していた前記エンジンは、稼働中の前記エンジンから前記圧縮室に供給される前記圧縮空気と、前記スタータモータと、の両方を駆動力として再始動可能である、構成を採用してもよい。
＜４＞上記＜１＞から＜３＞のいずれか１項に係る航空機用推進システムでは、前記複数のエンジンとして、第１エンジンおよび第２エンジンが設けられ、前記第１エンジンの前記抽気管が、前記第１エンジンの前記圧縮機と、前記第２エンジンの前記圧縮室とを接続し、前記第２エンジンの前記抽気管が、前記第２エンジンの前記圧縮機と、前記第１エンジンの前記圧縮室とを接続する、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。
本発明では、制御部が、停止していたエンジンを再始動させるとき、稼働中のエンジンにおける抽気弁を開弁し、稼働中のエンジンにおける圧縮機の圧縮空気を、抽気孔および抽気管を通して、停止していたエンジンの圧縮室に供給する。したがって、稼働中のエンジンにおける圧縮機で圧縮された圧縮空気が、停止していたエンジンの圧縮室に供給される。これにより、例えば、停止していたエンジンにおいてスタータモータによりエンジン軸を回転させる等しなくても、圧縮室に圧縮空気を供給することができる。よって、エンジン軸の回転負荷を低減させることができる。その結果、スタータモータを併用する場合には、再始動までに必要とする時間を短縮することができる。また、スタータモータを併用せずに、エンジンを再始動させることも実現できる。この場合、抽気機構が、スタータモータレスでエンジンを再始動させるエンジン再始動機構として機能すると言える。
本発明によれば、エンジン軸の回転負荷を低減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。
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６７－１が接続され、スタータモータ６７－１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］
図４は、ＧＴ６０－１、６０－２の機能構成の一例を示す図である。
ＧＴ６０－１は、ケーシング６１－１と、圧縮機６２－１と、圧縮室６４－１（燃焼室）と、燃焼器６５－１と、タービン６３－１と、エンジン軸６８－１と、スタータモータ６７－１と、燃料遮断弁６６－１と、抽気機構７０－１と、を備えている。
ケーシング６１－１は、ＧＴ６０－１の各構成を収容する。
圧縮機６２－１は、不図示の吸気口から吸入される吸入空気を圧縮する。
圧縮室６４－１は、圧縮機６２－１（圧縮機６２－１のディフューザー）の下流に配置されている。圧縮室６４－１には、燃焼器６５－１が配置されている。
燃焼器６５－１は、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。前述の圧縮された空気は、圧縮室６４－１に供給された圧縮空気である。
タービン６３－１は、圧縮機６２－１に接続され、燃焼ガスの力で圧縮機６２－１と一体回転する。タービン６３－１および圧縮機６２－１は、エンジン軸６８－１を介して接続されている。
エンジン軸６８－１は発電機５０－１に接続されている。エンジン軸６８－１の一部は、出力軸として機能する。出力軸が、上記の回転により回転することで、出力軸に接続された発電機５０が稼働する。
スタータモータ６７－１は、ＧＴ６０－１のエンジン軸６８－１に接続されている。スタータモータ６７－１は、ＧＴ６０－１へ燃料の供給が停止されているとき、エンジン軸６８－１を回転（空転）させて、稼働可能な状態にする。
燃料遮断弁６６－１は、燃焼器６５－１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６６－１は、制御装置１００に接続されている。燃料遮断弁６６－１は、制御装置１００によって制御される。燃料遮断弁６６－１が開状態である場合、燃焼器６５－１に燃料が供給されＧＴ６０－１が稼働する。燃料遮断弁６６－１が閉状態である場合、燃焼器６５－１への燃料の供給が停止されＧＴ６０－１が停止する。
抽気機構７０－１は、圧縮機６２－１の圧縮空気を、他のＧＴ６０－２の圧縮室６４－２に送る。抽気機構７０－１は、抽気孔７１－１と、抽気管７２－１と、抽気弁７３－１と、を備えている。
抽気孔７１－１は、圧縮機６２－１に設けられている。抽気孔７１－１は、圧縮機６２－１の内部と外部とを連通する。
抽気管７２－１は、抽気孔７１－１から、他のＧＴ６０－２の圧縮室６４－２に延びる。抽気孔７１－１は、圧縮機６２－１と、他のＧＴ６０－２の圧縮室６４－２と、を連通する。圧縮機６２－１が圧縮した空気は、抽気管７２－１を通して、他のＧＴ６０－２の圧縮室６４－２に送られる。
抽気弁７３－１は、抽気管７２－１に設けられている。抽気弁７３－１は、抽気孔７１－１に対して下流に位置している。抽気弁７３－１は、抽気管７２－１を通した圧縮機６２－１と圧縮機６２－１との連通および遮断を切り替える。
なお本実施形態では、ＧＴ６０－１の抽気管７２－１が、ＧＴ６０－１の圧縮機６２－１と、ＧＴ６０－２の圧縮室６４－２とを接続する。さらに、ＧＴ６０－２の抽気管７２－２が、ＧＴ６０－２の圧縮機６２－２と、ＧＴ６０－１の圧縮室６４－１とを接続する。すなわち、２つのＧＴ６０が、互いに抽気機構７０－１によって接続されている。
［ガスタービンエンジンおよび抽気機構の制御の一例］
次に、ＧＴ６０－１、６０－２および抽気機構７０－１、７０－２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）。飛行体１の巡航時の外気温は、例えば、－４５℃程度である。
離陸時や着陸時など、飛行体１が第２状態である場合、ＧＴ６０－１、６０－２の両方を稼働させつつ、抽気弁７３－１が閉弁しておく。そのため、例えば、ＧＴ６０－１の抽気機構７０－１を介して圧縮機６２－１の圧縮空気が他のＧＴ６０－１の圧縮室６４－２に送られることがない。よって、各ＧＴ６０－１、６０－２において、圧縮空気の余計な圧損などがない。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のうちの一部を稼働させつつ残りのＧＴ６０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、抽気弁７３－１、７３－２は閉じられたままである。
その後、例えば、飛行体１が再び第２状態になるとき、制御装置１００は、停止していたＧＴ６０－２を再始動させる。このとき制御装置１００は、稼働中のＧＴ６０－１における抽気弁７３－１を開弁し、稼働中のＧＴ６０－１における圧縮機６２－１の圧縮空気を、抽気孔７１－１および抽気管７２－１を通して、停止していたＧＴ６０－２の圧縮室６４－２に供給する。これにより、タービン６３－２およびエンジン軸６８－２が回転し、ＧＴ６０－２が再始動し始める。
なお、停止していたＧＴ６０－２は、稼働中のＧＴ６０－１から圧縮室６４－１に供給される圧縮空気のみを駆動力として再始動してもよい。また停止していたＧＴ６０－１は、稼働中のＧＴ６０－１から圧縮室６４－１に供給される圧縮空気と、スタータモータ６７－１と、の両方を駆動力として再始動してもよい。
ＧＴ６０－２の再始動が完了し、ＧＴ６０－２のエンジン軸６８－１が安定して回転し始めた後、制御装置１００は再び抽気弁７３－２を閉弁する。なお、抽気弁７３－２を閉弁するタイミングの判定（ＧＴ６０－２の再始動が完了したことの判定）は、例えば、制御装置１００が圧縮室６４－１の内圧に基づいて実施すること等ができる。
以上説明したように、本実施形態に係る飛行体によれば、制御装置１００が、停止していたＧＴ６０－１を再始動させるとき、稼働中のＧＴ６０－１における抽気弁７３－１を開弁し、稼働中のＧＴ６０－１における圧縮機６２－１の圧縮空気を、抽気孔７１－１および抽気管７２－１を通して、停止していたＧＴ６０－２の圧縮室６４－２に供給する。したがって、稼働中のＧＴ６０－１における圧縮機６２－１で圧縮された圧縮空気が、停止していたＧＴ６０－２の圧縮室６４－２に供給される。これにより、例えば、停止していたＧＴ６０－２においてスタータモータ６７－２によりエンジン軸６８－２を回転させる等しなくても、圧縮室６４－２に圧縮空気を供給することができる。よって、エンジン軸６８－２の回転負荷を低減させることができる。その結果、スタータモータ６７－２を併用する場合には、再始動までに必要とする時間を短縮することができる。また、スタータモータ６７－２を併用せずに、ＧＴ６０－２を再始動させることも実現できる。この場合、抽気機構７０－２が、スタータモータレスでＧＴ６０－２を再始動させるエンジン再始動機構として機能すると言える。
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。
抽気機構７０は、全てのＧＴ６０に設けられていなくてもよい。例えば、第１状態においてＧＴ６０－１を稼働させＧＴ６０－２を停止させ、稼働させるＧＴ６０を入れ替えない場合などには、抽気機構７０がＧＴ６０－１にのみに設けられていてもよい。
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）
６２ 圧縮機
６４ 圧縮室
６７ スタータモータ
６８ エンジン軸
７０ 抽気機構
７１ 抽気孔
７２ 抽気管
７３ 抽気弁
１００ 制御装置（制御部）
１２０ 各種センサ（取得部）

Claims (6)

  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として、第１エンジンおよび第２エンジンが少なくとも設けられ、
    前記複数のエンジンのうち少なくとも第１エンジンおよび第２エンジンは、
    圧縮機と、
    前記圧縮機に設けられた抽気孔と、
    前記抽気孔から、他の前記エンジンの圧縮室に延びる抽気管と、
    前記抽気管に設けられた抽気弁と、を有する抽気機構を備え、
    前記制御部は、停止していた前記エンジンを再始動させるとき、稼働中の前記エンジンにおける前記抽気弁を開弁し、稼働中の前記エンジンにおける前記圧縮機の圧縮空気を、前記抽気孔および前記抽気管を通して、停止していた前記エンジンの前記圧縮室に供給し、
    前記第１エンジンの前記抽気管が、前記第１エンジンの前記圧縮機と、前記第２エンジンの前記圧縮室とを接続し、
    前記第２エンジンの前記抽気管が、前記第２エンジンの前記圧縮機と、前記第１エンジンの前記圧縮室とを接続する、
    航空機用推進システム。
  2. 停止していた前記エンジンは、稼働中の前記エンジンから前記圧縮室に供給される前記圧縮空気のみを駆動力として再始動可能である、請求項１に記載の航空機用推進システム。
  3. 前記エンジン軸を回転させるスタータモータを更に備え、
    停止していた前記エンジンは、稼働中の前記エンジンから前記圧縮室に供給される前記圧縮空気と、前記スタータモータと、の両方を駆動力として再始動可能である、請求項１に記載の航空機用推進システム。
  4. 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３のいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
  5. 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. 前記制御部は、前記航空機の飛行状態が第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５のいずれか１項に記載の航空機用推進システム。
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