WO2016009824A1 - 電動化航空機並びに電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】駆動系の総重量の増加を抑制しつつ航空機において要求される安全性を確保すること。 【解決手段】推進系プロペラを回転駆動する駆動制御手段１２０で制御する電動化航空機であって、１つの推進系プロペラが、複数の電動モータ１３０で駆動され、複数の電動モータ１３０の合計出力と、要求出力との間に、Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ　、（Ｐｍａｘ：電動モータの合計出力、　ｎ：電動モータの数、　Ｐｒｅｑ：要求出力）の関係を有すること。

Description

電動化航空機並びに電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法

　本発明は、電動モータにより推進系を駆動する電動化航空機並びに電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法に関する。

　近年、数人から十数人乗りクラスの小型機が、その利便性の高さや燃費性能の向上により大きく販売機体数を増加させており、今後、旅客機による航空輸送を補う輸送手段として、需要の増加が見込まれ、航空機産業を活性化させる新しい市場として期待されている。しかし、数人乗り程度の小型航空機は、大型の旅客機と比較して事故率が非常に高く、その普及を阻む要因となっている。

　こうした事故の原因の多くは、操縦経験の浅いパイロットのワークロードの増大に伴う操縦ミスであり、通常飛行時だけでなく、ワークロードの増加しやすい悪天候時や不具合発生時などの非常時おいてもパイロットの負担を軽減することが、上記の理由から航空機産業の発展において急務である。

　こうした状況において、近年実現性を帯びてきたプロペラなどの推進器を電動モータで駆動する電動化航空機では、高い燃費性能だけでなく内燃機関と比較して極めて高い制御性・応答性を有しており、電動モータによる各種の操縦自動化技術が提案されている（非特許文献１参照）。

　電動モータによる各種の操縦自動化技術は、メンテナンス性の高さと合わせて、多くの人が特別な訓練なく自動車と同じような手軽さで航空機を扱えるようにするものである。この電動モータによる操縦自動化技術は上記のようなパイロットの操縦ミス、負担などを軽減させることができ、事故率を低下させることができるので、小型航空機の普及に向けた起爆剤となりうる。

　ただし、このような技術が適用されるには、どのような時にも上記のような操縦自動化技術を破たんさせず、パイロットに特殊な操縦技能や修正操作を要求しないようにする、すなわち非常時にも通常と同様の安定した飛行を継続できるようにする必要がある。

　ここで、不測の事態においてワークロードが大きく増大するケースとして、飛行中の推進系不具合による推力の大幅な減少・喪失が挙げられる。このとき、パイロットは、推力回復操作や不時着地点の捜索などの多くの動作が同時に要求され、パイロットワークロードが増大して操縦ミスを誘発する。
　このような課題に対し、例えば特許文献１に記載されているように、推進系を多発化することで推力の完全喪失を防止することが考えられる。

米国公開公報　ＵＳ６９３１２４７　Ｂ２

「ＦＬＩＧＨＴ　ＰＡＴＨ　Ｎｏ．４」（２０１４年３月ＪＡＸＡ航空本部発行）特に８頁及び９頁

　しかしながら、特許文献１に記載された技術では、多発機における一部推進器の推力の減少・喪失自体が推力分布の不均衡を生み、機体の挙動を大きく変化させる（ヨーモーメントの発生等）ため、パイロットは上記に加えさらに多くの回復操作を緊急に実施する必要があり、さらにワークロードを増加させてしまう。この推力分布の不均衡に対し、機体片側の推力が減少した場合にもう一方の推力を減少させることで機体のヨー安定を保つ方法が考えられるが、機体全体の推力も減少してしまうため、やはりパイロットの修正動作が必要となる。

　加えて、電動モータは既に説明したとおり単体としての信頼性・メンテナンス性が高く、内燃機関で駆動する場合と比べて推力を喪失する危険は低いが、航空機適用時に特に問題となる高温時に発生する永久磁石の減磁や、コイルの焼損などの異常又はその予兆（以下、「異常状態」という。）を検知することは困難であり、航空機において要求される信頼性要求を満たすには不十分である。

　本発明は、これらの課題を解決するものであり、電動モータを含む駆動系により推進系プロペラ又はファンを回転駆動する電動化航空機にあって、航空機において要求される安全性を確保することができる電動化航空機を提供することを目的とする。
　本発明の別の目的は、駆動系の総重量の増加を抑制しつつ安全性を確保することができる電動化航空機並びに電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法を提供するものである。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを有する電動化航空機である。
　また、前記複数の電動モータの合計出力と、要求出力との間に、以下の関係を有する。
　　Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ
　　Ｐｍａｘ：電動モータの合計出力（ｋＷ）
　　ｎ：電動モータの数
　　Ｐｒｅｑ：要求出力（ｋＷ）
　本発明の一形態に係る電動化航空機は、少なくとも１つの推進系プロペラ又はファンと、前記１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータとを具備する。
　本発明の一形態に係る方法は、１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを有する電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法であって、　前記複数の電動モータの合計出力と、要求出力との間に、
　Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ
　　Ｐｍａｘ：電動モータの合計出力（ｋＷ）
　　ｎ：電動モータの数
　　Ｐｒｅｑ：要求出力（ｋＷ）
　の関係を有するように電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する。

　本発明によれば、航空機において要求される安全性を確保することができる。
　また、駆動系の総重量の増加を抑制しつつ航空機において要求される安全性を確保することができる。

本発明に係る電動化航空機の推進系の基本形の一例の構成概略説明図。 本発明に係る電動化航空機の推進系の基本形の他の例の構成概略説明図。 電動モータとインバータの合計重量と最大出力の関係のグラフ。 推進系重量と電動モータ数の関係のグラフ。 要求出力と最軽量電動モータ数の関係のグラフ。 電動化航空機の制御の概念図。 回転数とトルクの関係のグラフ。 本発明に係る電動化航空機の推進系の第１実施形態の構成概略説明図。 本発明に係る電動化航空機の推進系の第２実施形態の構成概略説明図。 本発明に係る電動化航空機の推進系の第３実施形態の構成概略説明図。 本発明に係る電動化航空機の推進系の第４実施形態の構成概略説明図。 駆動時動作点で高効率な電動モータの特性のグラフ。 回生時動作点で高効率な電動モータの特性のグラフ。 本発明に係る電動化航空機の制御モデルの構成概略説明図。 制御モデルの回転数とトルクの関係のグラフ。 異常発生前後の制御モデルの回転数とトルクの関係のグラフ。 推進系を複数備える多発機の概略図。 多発機の回転数と推力の関係のグラフ。 本発明に係る電動化航空機の制御モデルにおける異常検知の動作を示すフローチャート。 本発明に係る電動化航空機の制御モデルにおける異常検知・異常個所特定の動作を示すフローチャート。

　本発明に一形態に係る電動化航空機は、１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを有する電動化航空機であって、複数の電動モータの合計出力と、機体の要求出力との間に、Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ　、（Ｐｍａｘ：電動モータの合計出力（ｋＷ）、　ｎ：電動モータの数、　Ｐｒｅｑ：機体の要求出力（ｋＷ））の関係を有する。

　本発明に一形態に係る電動化航空機によれば、１つの推進系プロペラ又はファンに対してこれを回転駆動する電動モータを複数有することで、電動モータを含む駆動系により推進系プロペラ又はファンを回転駆動する電動化航空機にあって、航空機において要求される安全性を確保することができる。

　また、複数の電動モータの合計出力と、機体の要求出力との間に、Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ　の関係を有することにより、複数の電動モータのうちの１つの出力が出せなくなっても、その電動モータを機械的又は電気的に切り離すことで、残りの電動モータのみでも機体の要求出力を満たすことが可能となる。すなわち、これにより、１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを最適な出力及び数とすることができる。よって、総重量の増加を抑制しつつ安全性を確保することができる。
　本発明の一形態に係る電動化航空機は、電動モータの数と、機体の要求出力との間に、
√（０．１５Ｐｒｅｑ）≦ｎ≦√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２
の関係を有する。
　これにより、機体の要求出力に応じた最適な数とし、航空機に要求される高信頼性と推進系重量の低減を両立できる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、電動モータの電流を検出する電流検出手段と、電動モータの回転数を検出する回転数検出手段と、特性データ群のデータを記憶する記憶部と、大気密度及び対気速度を検出する気流検出手段と、プロペラトルク推定部と、モータトルク推定部と、比較検知部とを具備する。

　プロペラトルク推定部が、回転数検出手段から得られた回転数、特性データ群のデータ、気流検出手段から得られた大気密度及び対気速度を用いて推進系プロペラのプロペラトルクを推定する。
　モータトルク推定部が、電流検出手段から得られた電流及び回転数検出手段から得られた回転数を用いてモータトルクを推定する。

　比較検知部が、推定されたプロペラトルク及びモータトルクを比較し、プロペラトルクとモータトルク(減速機を適用する場合にはモータトルクと減速比との積)の差が所定の値を超えたことで電動モータの異常状態を検知することにより、特別な検出機構を設けることなくリアルタイムで電動モータの異常状態を検知することが可能となる。

　すなわち、電動モータの異常状態の１つである永久磁石の減磁を検出する手法として、例えば特開２０１３－２４９５１０号公報に開示されている。しかしながら、これらの手法は、速度だけでなく気温や高度で負荷特性が時々刻々変化する航空機用推進系には適用できず、不具合発生時に上記のような異常状態の検知や異常状態の電動モータの特定ができないために推力制御が困難になる。その結果、機体制御をパイロットが補う必要があり、ワークロードの増大が避けられない上に、多彩な推進系配置の機体では推力制御の破たんによる推力分布の不均衡で、かえって機体の安定を損なう危険がある。

　これに対して、本発明の一形態に係る電動化航空機では、上記のように構成することで、電動モータの異常状態への対処を迅速に行うことが可能となり、安全性を確保することができる。すなわち、本発明は、推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを、最適な出力、数とすることで、総重量の増加を抑制しつつ安全性を確保するとともに、異常状態を的確に検知し異常状態の電動モータを特定し、異常状態の発生時にも推力分布を含む機体挙動を変化させず、パイロットワークロードの増加を防ぐ電動化航空機を提供することができる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、電動モータを制御する駆動制御手段を備え、比較検知部は、駆動制御手段がそれぞれの電動モータにモータトルクの変化指令を与えたときに、推定されたプロペラトルクとモータトルクとの線形和の差が所定の値を超えたことで、複数の電動モータのうち異常状態が発生している電動モータを特定することにより、前述のようにリアルタイムで電動モータの異常状態を検知した際に、複数の電動モータに個別に検出機構を設けることなく異常状態の電動モータを特定することが可能となる。
　このことで、異常状態となった特定の電動モータに対する対処を的確に行うことが可能となり、さらに、安全性を確保することができる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、駆動制御手段が、推進系プロペラ又はファンの回転数を維持するようそれぞれの電動モータにモータトルクの変化指令を与えることで、異常状態が発生している電動モータを特定することにより、特定のためのシーケンス時に推進系プロペラ又はファンの回転数の変化が少なく、機体の挙動の変化を抑制できるとともに、より迅速に異常状態が発生している電動モータを特定できる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、電動モータが推進系プロペラ又はファンの回転により発電を行う機能を有し、駆動制御手段が、推進系プロペラ又はファンの回転により電動モータに発電を行わせる際、複数の電動モータのモータトルクの配分割合を、駆動時と異なるように制御することにより、複数の電動モータのトータルの発電効率を向上することが可能となる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、複数の電動モータのうち少なくとも１つが、ワンウェイクラッチを介して推進系プロペラ又はファンを回転駆動することにより、当該電動モータの異常状態により回転数が低下したり停止した場合でも、推進系プロペラ又はファンにブレーキとして作用することがなく、電気的に制御する前に、機械的に迅速に安全性を確保することができる。

　また、ワンウェイクラッチを介して推進系プロペラ又はファンを回転駆動する電動モータが、推進系プロペラ又はファンの回転により発電を行う機能を有し、推進系プロペラ又はファンの回転により発電を行う際には、機械的にモータトルクの割合がゼロとなり、複数の電動モータのモータトルクの配分割合の制御を簡略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、推定されたプロペラトルクと異常状態が発生している電動モータ以外の電動モータのモータトルクの線形和とのトルク差を算出し、算出されたトルク差から異常状態が発生している電動モータのトルクを推定する異常時演算部を更に具備する。これにより、個別の電動モータに検出機構を設けることなく異常状態の電動モータの異常の程度を特定することが可能となる。

　このことで、異常状態の電動モータをどの程度利用するか、例えば、完全に切り離す、ある程度の出力で継続利用する、等の対処を的確に行うことが可能となり、さらに、安全性を確保することができる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、駆動制御手段が、推進系プロペラ又はファンの複数の異なる回転数で比較検知部を作動させ、異常状態が発生している電動モータのモータトルクと推進系プロペラ又はファンの回転数との関係に関する異常時データ群を算出する。これにより、個別の電動モータに検出機構を設けることなく異常状態の電動モータの特性に関するデータを取得することができる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、駆動制御手段が、特性データ群と異常時データ群とを用い、異常状態が発生する以前の推力又はプロペラトルクを所定の範囲内に維持するよう制御する。これにより、異常状態が発生しても機体の挙動が変化することを自動的に抑制して制御が継続されるため、パイロットワークロードの増加を防止し、安全性を確保することができる。

　本発明の一形態に係る電動化航空機は、電動化航空機が、複数のプロペラ又はファンを備え、駆動制御手段は、電動モータの異常状態の発生後の機体に作用するモーメントの値と発生前の機体に作用するモーメントの値との差を所定の範囲内に維持するよう制御する。これにより、複数のプロペラを備えた多発機においても機体の挙動が変化することを自動的に抑制して制御が継続されるため、さらにパイロットワークロードの増加を防止し、安全性を確保することができる。
　次に、図１、図２に本発明に係る電動化航空機の推進系の概要を示す。

　推進系プロペラであるプロペラ１１０は複数の電動モータ１３０によって駆動される。なお、本発明は、プロペラだけでなく電動化航空機の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。
　図１に示す例では、複数の電動モータ１３０が直列に多段に配置されて、プロペラ１１０が直接駆動される。
　図２に示す例では、複数の電動モータ１３０が並列に配置され、プロペラ１１０は伝動機構１３２を介して駆動される。
　それぞれの電動モータ１３０は電源装置１３４からインバータ１３３を介して電力供給を受けている。
　不具合が人命に直結する有人航空機は、無人航空機と比較して非常に高い信頼性を要求される。

　一般的な有人航空機では推進器を駆動するプロペラは離陸上昇時に２０ｋＷ程度以上の発動機が必要な場合が多く、それらに用いられる電動モータは、図３に示すように、各電動モータの最大出力Ｐｎｍａｘ［ｋＷ］に対し電動モータとインバータの重量合計Ｗｎ［ｋｇｆ］はほぼ線形に推移する。
　このとき、電動モータ数ｎと電動モータとインバータの重量合計Ｗｎと推進系重量Ｗｔｈ［ｋｇｆ］の関係は
　Ｗｔｈ＝ｎ・Ｗｎ
となる。
　加えて、図３に示すように、１０ｋＷ程度以上の出力では、各電動モータの最大出力Ｐｎｍａｘを各段の最大出力として、
　Ｗｎ＝Ｃ_１・Ｐｎｍａｘ＋Ｃ_０
　　（Ｃ_０＝３．１２５［ｋｇｆ］、Ｃ_１＝０．４６９［ｋｇｆ／ｋＷ］）
と近似できる。
　また、推進系の総最大出力Ｐｍａｘ［ｋＷ］は単段故障時に備えたるため、推進系の要求出力Ｐｒｅｑ［ｋＷ］を維持するために下式を満たす必要がある。
　Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ≧Ｐｒｅｑ

　推進系の要求出力Ｐｒｅｑは、異常発生時にも出力できることを要求される出力値で、例えば、離陸上昇に最低限必要な出力などが該当し、機体形状、機体重量、翼形式、翼形状、翼面積等の諸元に基づいて定まるものである。
　ここで
　Ｐｍａｘ＝ｎ・Ｐｎｍａｘ
である。
　推進系重量Ｗｔｈが各電動モータ数ｎにおいて最少となるのは上式の等号が成立する時であるから、
　Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＝ｎ・Ｐｎｍａｘ（ｎ－１）／ｎ
　　　　　　　　　　　　＝（ｎ－１）Ｐｎｍａｘ
　　　　　　　　　　　　＝（ｎ－１）（Ｗｎ－Ｃ_０）／Ｃ_１
　　　　　　　　　　　　＝（ｎ－１）（Ｗｔｈ／ｎ－Ｃ_０）／Ｃ_１
　　　　　　　　　　　　＝Ｗｔｈ（ｎ－１）／Ｃ_１ｎ－Ｃ_０（ｎ－１）／Ｃ_１
　　　　　　　　　　　　＝Ｐｒｅｑ
　Ｗｔｈ（ｎ－１）／Ｃ_１ｎ＝Ｐｒｅｑ＋Ｃ_０（ｎ－１）／Ｃ_１
　Ｗｔｈ＝Ｃ_１・Ｐｒｅｑ・ｎ／（ｎ－１）＋Ｃ_０ｎ
　従って推進系重量Ｗｔｈを最小化する電動モータ数ｎｏｐｔは
　∂Ｗｔｈ／∂ｎ＝－Ｃ_１・Ｐｒｅｑ／（ｎ－１）^２＋Ｃ_０
　　　　　　　　＝０
から、
　（ｎｏｐｔ－１）^２＝Ｃ_１Ｐｒｅｑ／Ｃ０
　ｎｏｐｔ＝√（Ｃ_１Ｐｒｅｑ／Ｃ_０）＋１
となる。

　ここで、Ｃ_０＝３．１２５［ｋｇｆ］、Ｃ_１＝０．４６９［ｋｇｆ／ｋＷ］を代入し、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔを選定すると、要求出力Ｐｒｅｑ、推進系重量Ｗｔｈと最軽量電動モータ数ｎｏｐｔの関係は、図４、５のようになり、
　√（０．１５Ｐｒｅｑ）≦ｎｏｐｔ≦√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２
となる。
　よって上記のような構成とすることで、有人機に要求される高信頼性と推進系重量の低減を両立できる。
　以上の説明について、理解を容易にするために、更に詳細に説明する。

　電動モータは、単体でも信頼性は高いものの、永久磁石の減磁や、コイルの焼損などの異常又はその予兆（以下、異常状態）が発生する可能性がある。特に、有人航空機の場合には、電動モータの異常状態が人命に直結するため、電動モータには非常に高い信頼性が要求される。そこで、本実施形態では、信頼性を向上させるために、１つの推進器（プロペラ１１０）を、複数の電動モータで駆動することし、かつ、電動モータの数ｎを、要求される出力に必要な電動モータの数よりも１つ多くすることとしている（Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ≧Ｐｒｅｑ）。

　これにより、複数の電動モータのうちの１つ電動モータの出力が出せなくなったとしても、残りの電動モータのみで機体の要求出力Ｐｒｅｑ［ｋＷ］を満たすことができる。従って、本実施形態では、電動化航空機（有人航空機、無人航空機を含む）において要求される厳格な安全性を確保することができる。これは、小型航空機等の電動化航空機の普及に向けた起爆剤となり得る。

　ここで、或る電動モータにおいて、異常状態が生じた場合、その異常状態を的確に検知し、異常状態の電動モータを的確に特定することができれば、その電動モータを電気的、機械的に切り離すことによって、さらに安全性を向上させることができると考えられる。この異常状態の電動モータを特定する方法については、後に詳述する。

　ここで、本実施形態のように、１つの推進器（プロペラ１００）を複数の電動モータによって駆動する場合、１つの推進器を１つの電動モータで駆動する場合と比べて、電動モータ及びインバータの総重量（推進系重量Ｗｔｈ）が増大してしまうといった短所が存在する。このため、重量の観点からすると、電動モータ（及びインバータ）の数が適切に設定されている方が有利である。

　一例を挙げて具体的に説明する。例えば、機体の要求出力Ｐｒｅｑ（１つの推進器の要求出力）が５０ｋｗであるとする。この場合において、例えば、２５ｋｗの電動モータの数ｎを３つとする場合と、１０ｋｗの電動モータの数ｎを６つとする場合とで、それぞれ推進系重量Ｗｔｈ（１セットの電動モータ及びインバータの重量Ｗｎ×セット数ｎ）が異なることになる。

　なお、２５ｋｗの電動モータの数ｎが３つである場合、或る１つの電動モータにおいて異常状態が発生した場合、残りの２つの電動モータで５０ｋｗ（＝２×２５ｋｗ）の要求出力を担保することになる。また、１０ｋｗの電動モータの数が６つである場合、或る１つの電動モータにおいて異常状態が発生した場合、残りの５つの電動モータで５０ｋｗ（＝５×１０ｋｗ）の要求出力を担保することになる。

　推進系重量Ｗｔｈは、電動モータ（及びインバータ）の数ｎに応じて異なることになるが、これが、図４の横軸、左側の縦軸、及び菱形のプロットによって表されている。図４の菱形のプロットは、上記した式　Ｗｔｈ＝Ｃ_１・Ｐｒｅｑ・ｎ／（ｎ－１）＋Ｃ_０ｎにおいて、Ｃ_０＝３．１２５［ｋｇｆ］、Ｃ_１＝０．４６９［ｋｇｆ／ｋＷ］、Ｐｒｅｑ＝５０［ｋｗ］とし、ｎ（整数）を２～２０まで変化させたときの様子を示している。

　図４の菱形のプロットにおいて、ｎ＝２のとき、すなわち、５０ｋｗの２つの電動モータによって１つの推進器を駆動する場合、推進系重量Ｗｔｈが約５０ｋｇｆである（つまり、１セットの電動モータ及びインバータの重量Ｗｎが約２５ｋｇｆ：図３も参照）。また、ｎ＝３のとき、すなわち、２５ｋｗの３つの電動モータによって１つの推進器を駆動する場合、推進系重量Ｗｔｈが約４３ｋｇｆである（つまり、１セットの電動モータ及びインバータの重量Ｗｎが約１４．３ｋｇｆ：図３も参照）。

　また、ｎ＝４のとき、すなわち、１６．７ｋｗの４つの電動モータによって１つの推進器を駆動する場合、推進系重量Ｗｔｈが約４２ｋｇｆである（つまり、１セットの電動モータ及びインバータの重量Ｗｎが約１０．５ｋｇｆ：図３も参照）。

　要求出力Ｐｒｅｑが５０ｋｗである場合、電動モータ（及びインバータ）の数ｎが４のときに、推進系重量Ｗｔｈが極小値（最小値）を取り、その値が約４２ｋｇｆである。すなわち、要求出力Ｐｒｅｑが５０ｋｗである場合、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔは、４である。そして、電動モータ（及びインバータ）の数ｎが４以上となると、推進系重量Ｗｔｈは、ｎが増加するに従って単調に増加する。

　次に、図４の横軸、右側の縦軸、及び正方形のプロットを参照する。この正方形のプロットは、最小の推進系重量Ｗｔｈｍｉｎ（つまり、ｎ＝４のときの約４２ｋｇｆ）を基準としたときの推進系重量Ｗｔｈの比率を表している。

　例えば、ｎ＝２のときの推進系重量Ｗｔｈは、最小の推進系重量Ｗｔｈｍｉｎ（ｎ＝４）に対してその重さが約１．２倍である。また、例えば、ｎ＝２０のときの推進系重量Ｗｔｈは、最小の推進系重量Ｗｔｈｍｉｎ（ｎ＝４）に対してその重さが約２倍である。

　ここで、式　Ｗｔｈ＝Ｃ_１・Ｐｒｅｑ・ｎ／（ｎ－１）＋Ｃ_０ｎ（図４の菱形のプロット参照）について、このＷｔｈをｎで偏微分して、偏微分の式を０とするｎの値を求めれば、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔを求めることができる。つまり、上記のように、ｎｏｐｔ＝√（Ｃ_１Ｐｒｅｑ／Ｃ_０）＋１である。但し、ｎｏｐｔは、整数であるので、本実施形態では、ｎｏｐｔに範囲を設定している。
　この範囲が、上記した√（０．１５Ｐｒｅｑ）≦ｎｏｐｔ≦√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２であり、これが図５に示されている。

　図５に示すように、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔは、要求出力Ｐｒｅｑに応じて異なっていることが分かる。例えば、要求出力Ｐｒｅｑが５０ｋｗの場合、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔは、４であり、要求出力Ｐｒｅｑが１００ｋｗの場合、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔは、５である。また、例えば、要求出力Ｐｒｅｑが１５０ｋｗの場合、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔは、６である。なお、上述の図４の説明では、要求出力Ｐｒｅｑを５０ｋｗに固定して議論を行っている。

　ここで、各要求出力Ｐｒｅｑについて、√（０．１５Ｐｒｅｑ）以上であり、√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２以下である整数は、２つ存在する。この２つの整数のうち、推進系重量Ｗｔｈを最小とする整数が最軽量電動モータ数ｎｏｐｔであり、典型的には、このｎｏｐｔが電動モータ数ｎとして選択される。但し、上記範囲に含まれる２つの整数のうち、もう一方の整数が、電動モータ数ｎとして選択されてもよい。

　図５を参照して具体的に説明する。図５において、要求出力Ｐｒｅｑが５０ｋｗである場合、√（０．１５Ｐｒｅｑ）（＝２．７４）以上であり、√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２（＝４．７４）以下の範囲に含まれる整数は、３及び４の２種類である。この２つの整数のうち、推進系重量Ｗｔｈを最小とする整数である４が最軽量電動モータ数ｎｏｐｔであり、典型的には、このｎｏｐｔが電動モータ数ｎとして選択される。図４を参照してこの場合の推進系重量は、約４２ｋｇｆである。

　一方、上記範囲に含まれるもう一方の整数である３を、電動モータ数ｎとして選択した場合、推進系重量は、約４３ｋｇｆである（図４参照）。つまり、上記範囲に含まれるもう一方の整数を電動モータ数ｎとして選択した場合、最軽量電動モータ数ｎｏｐｔを電動モータ数ｎとして選択した場合よりも重量が多少増加するものの、これらに差はあまりない。

　つまり、√（０．１５Ｐｒｅｑ）以上、√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２以下の範囲の整数を、電動モータ数ｎとして選択すれば、航空機において要求される厳格な安全性と、推進系重量の低減を両立することができる。
　次に、本発明に係る電動化航空機の制御の基本概要について電動モータ１３０が１つの例で説明する。
　図６に示すように、プロペラ１１０は電源装置１３４からインバータ１３３を介して供給される電力で回転する電動モータ１３０により駆動される。

　駆動制御手段１２０はモータトルク推定部（図示せず）を有し、モータトルク推定部は、電動モータの電流を検出する電流検出手段（図示せず）より得た電圧Ｅ、電流Ｉｍ及び電動モータの回転数を検出する回転数検出手段（図示せず）より得た回転数Ｎから、モータトルクτｍを推定する。

　また、駆動制御手段１２０はプロペラトルク推定部（図示せず）を有し、プロペラトルク推定部は、気流検知手段１４０から得られる対気速度Ｖ、大気密度ρ及び前記回転数Ｎと、図７に示すように予め記録された推進系プロペラのトルク特性に関する特性データ群の回転数Ｎとプロペラトルクτｐの関係からプロペラトルクτｐを推定する。

　電動モータ１３０内部の発熱などで電動モータ１３０の永久磁石が減磁するなどの不具合が生じた場合、モータトルクτｍは減少するが、モータトルクの推定値τｍ'は変化しない。

　一方不具合が生じても、τｐ＝τｍの関係は変わらないため、プロペラ１１０は減少したプロペラトルクτｐに対応して回転数が不具合発生前の値Ｎ_０からＮ_１に変化する。

　この時、Ｎ_１に対応し変化したプロペラトルクτｐの推定値τｐ'とモータトルクの推定値τｍ'の間には差分が生じ、この値がある閾値Δτを超えた時に、駆動制御手段１２０に設けられた比較検知部（図示せず）は電動モータ１３０を異常状態とみなす。

　一般に永久磁石は高温になると減磁し、ある温度以降では温度低下によって回復しない不可逆な損傷となるが、ある温度上昇がある範囲内であれば温度低下とともに回復するため、閾値Δτを十分小さく設定することで、不可逆な損傷に至る前に減磁の兆候を検知することができる。
　本発明に係る電動化航空機の推進系の第１実施形態乃至第４実施形態の概略構成を、図８乃至図１１に示す。

　第１実施形態乃至第３実施形態では、図８乃至１０に示すように、プロペラ１１０は電源装置１３４からインバータ１３３を介して電力供給を受ける複数の電動モータ１３０と、電源兼蓄電装置１３５からインバータ１３３を介して電力供給を受け、発電時にインバータ１３３を介して電源兼蓄電装置１３５に電力を回生する１つの回生電動モータ１３０ｇを有している。

　また、第４実施形態では、図１１に示すように、すべての電動モータ１３０、回生電動モータ１３０ｇのインバータ１３３に対して、１つの電源兼蓄電装置１３５が共通に接続されている。
　回生電動モータ１３０ｇは、他の電動モータ１３０より低トルク領域で効率が高くなる特性を持っている。

　第１実施形態では、図８に示すように、プロペラ１１０につながる動力軸１１１が伝動機構１３２を介して並列に設けられた複数の電動モータ１３０及び１つの回生電動モータ１３０ｇにより回転駆動される。

　回生電動モータ１３０ｇは伝動機構１３２とクラッチ１３６を介して接続され、それ以外の電動モータ１３０は伝動機構１３２とワンウェイクラッチ１３１を介して接続されている。

　第２実施形態では、図９に示すように、回生電動モータ１３０ｇはプロペラ１１０につながる動力軸１１１と直結され、それ以外の電動モータ１３０は動力軸１１１とワンウェイクラッチ１３１を介して接続されている。
　第３実施形態では、図１０に示すように、プロペラ１１０につながる動力軸１１１が伝動機構１３２を介してモータ出力軸１３７により回転駆動される。

　回生電動モータ１３０ｇはモータ出力軸１３７と直結され、それ以外の電動モータ１３０はモータ出力軸１３７とワンウェイクラッチ１３１を介して接続されている。
　第４実施形態では、図１１に示すように、回生電動モータ１３０ｇはプロペラ１１０につながる動力軸１１１とクラッチ１３６を介して接続され、それ以外の電動モータ１３０は動力軸１１１とワンウェイクラッチ１３１を介して接続されている。
　なお、第１実施形態及び第３実施形態の伝動機構１３２は、チェーン、ベルト、ギヤ等のいかなる機構であってもよく、減速機構を兼ねていてもよい。
　電動モータによりプロペラを駆動する電動化航空機はプロペラに流入する風力を電気エネルギとして回生することが可能であることがすでに公知である。

　その回生電力は駆動時の動作点と比較して、トルクの非常に小さい動作点で最大となるため、回生効率を高くするには多数の発電機要素にトルクを分散させるよりも、回生時動作点において高効率な要素にトルクを集中させる方が効果的である。

　しかし、回生時動作点においては駆動時と回転数は大きく変わらないため、滑空増速時や突風発生時にはプロペラの回転数が不意に大きくなり、電動モータが過回転に陥ることに起因する不具合を起こしやすい。

　そこで第１実施形態乃至第４実施形態では、電動モータ１３０を、図１２に示すように、駆動時動作点で高効率とし、回生電動モータ１３０ｇを、図１３に示すように、回生時トルクを回生時動作点で高効率として、複数の電動モータ１３０を動力軸１１１あるいはモータ出力軸１３７に対しワンウェイクラッチ１３１を介して接続する。

　このことで、回生時には、回生電動モータ１３０ｇに集中させることができるとともに、滑空増速時及び突風発生時における電動モータ１３０の過回転を防止し、さらには電動モータ１３０の故障時の制動トルク発生などの事態における推進系不具合を防止する格別の効果を得ることができる。
　次に、本発明に係る電動化航空機の制御の概要を、図１４に示すようなモデル、図１９及び図２０に示すフローチャートに基づいて説明する。

　プロペラ１１０は複数の電動モータ１３０によって駆動され、すべての電動モータ１３０が正常に定常回転している時、各電動モータ１３０のモータトルクτｍｎの総和（伝動機構１３２が減速機を兼ねている時は、その減速比の積）τｍとプロペラトルクτｐは等しいが、一部の電動モータ１３０に異常状態が発生した場合には異常状態の電動モータ１３０はトルクを減少あるいは制動トルクを発生するため、τｐ＞τｍとなりプロペラ１１０の回転数や推力を維持できず、パイロットは修正動作を行うことになりワークロードが増大してしまう。

　加えて電動モータ１３０の異常状態は電源系統（図１４では図示せず）やインバータ１３３の故障を誘発する危険があるため、異常状態の電動モータ１３０を迅速に特定する必要がある。

　本実施形態では、異常なく定常運転しておりインバータ１３３が電動モータ１３０を回転数制御方式で駆動している時、駆動制御手段１２０は回転数Ｎをある範囲内に保ちつつ各インバータ１３３に回転数Ｎの指令値を送り、インバータ１３３は回転数がＮを外れないよう電動モータ１３０を制御する。

　すべての電動モータ１３０及びインバータ１３３が正常に定常運転している時、プロペラ１１０の回転数Ｎは維持されるが、ｉ'番目の電動モータ１３０に異常状態が発生した場合には、ｉ'番目の電動モータ１３０のトルクτｍｉ'が減少、あるいは制動トルクとなるために、回転数Ｎを維持するよう各電動モータ１３０のトルクτｍｎが増加し、回転数Ｎにおけるプロペラトルクの推定値τｐと（ステップ１９０２）、τｍｎの推定値の線形和τｐと（ステップ１９０１）の間に差が生じる。

　この差が、ある閾値Δτを超えたとき（ステップ１９０３）、いずれかの電動モータ１３０に異常状態（異常またはその予兆）が発生したと判断する（ステップ１９０４）。
　異常状態が検知されたとき、駆動制御手段１２０は各電動モータ１３０へのトルク指令値を個別に変化させる。
　例えば合計ｎ台の各電動モータ１３０及びインバータ１３３がすべて同一の出力特性を有していた時、駆動制御手段１２０はある時間幅おきに、
　τｍｉ＝０、　・・・　（ｉ＝１、２、・・・ｎ）
　τｍｊ＝τｐ／（ｎ－１）　・・・　（ｉ≠ｊ）
と単一の電動モータ１３０のみのトルク指令値を他の要素に対して別の値に設定する。

　すなわち、駆動制御手段１２０は、複数の電動モータ１３０のうち、異常状態が発生したｉ'番目の電動モータ１３０を特定するために、以下の処理を実行する。まず、駆動制御手段は、或る１台の電動モータ（ｉ＝１番目の電動モータ）に対して０のトルク指令値を出し（τｍｉ＝０）、その他の各電動モータ（ｊ＝２～ｎ番目の各電動モータ）に対してτｐ／（ｎ－１）のトルク指令値を出す（τｍｊ＝τｐ／（ｎ－１））。このようなトルク指令値によって、各電動モータを駆動させるといった処理が所定時間（例えば、０．５秒程度）継続して行われる。

　このとき、駆動制御手段のモータトルク推定部は、電流検出手段により得られた各電動モータの電圧Ｅ、電流Ｉｍ及び回転数検出手段により得られた各電動モータの回転数Ｎから、各電動モータのモータトルクτｍｎを推定するといった処理を実行する。そして、駆動制御手段は、得られた各電動モータのモータトルクτｍｎの推定値をそれぞれ加算し、τｍｎの推定値の線形和τｔｉ（ｉ＝１）を算出する。これにより、１つ目のサンプルが得られる（ステップ２００１、２００２）。

　上記所定時間（例えば、０．５秒程度）が経過すると、駆動制御手段は、先ほど０のトルク指令値が出された電動モータとは異なる１台の電動モータ（ｉ＝２番目の電動モータ）に対して０のトルク指令値を出し（τｍｉ＝０）、その他の各電動モータ（ｊ＝１、３～ｎ番目の各電動モータ）に対してτｐ／（ｎ－１）のトルク指令値を出す（τｍｊ＝τｐ／（ｎ－１））。

　そして、先ほどと同様にして、駆動制御手段のモータトルク推定部は、各電動モータのモータトルクτｍｎを推定するといった処理を実行する。そして、駆動制御手段は、得られた各電動モータのモータトルクτｍｎの推定値をそれぞれ加算して線形和τｔｉ（ｉ＝２）を算出し、これにより、２つ目のサンプルを得る（ステップ２００１、２００２）。
　以上のような処理がｎ回繰り返され、これにより、ｎ個のサンプル、つまり、ｎ個の線形和τｔｉ（ｉ＝１、２、・・ｎ）が得られる。

　このｎ個の線形和τｔｉ（ｉ＝１、２・・ｎ）のうち、最小の値を取る線形和τｔｉがｉ'番目の線形和τｔｉ'である場合（ステップ２００３）、駆動制御手段は、このｉ'番目の電動モータ１３０がトルク減少幅の大きい異常状態の電動モータ１３０であると判断する（ステップ２００４）。

　本実施形態では、以上のような処理により、異常状態の電動モータ１３０を的確に特定することができる。従って、例えば、その電動モータを電気的、機械的に切り離す（例えば、異常状態の電源モータに０のトルク指令値を出す）ことによって、さらに電動化航空機の安全性を向上させることができる。

　上記のように異常状態の電動モータ１３０を特定した時、τｔ－τｐ≦Δτであれば、異常状態の電動モータ１３０の制動トルクはほぼなく、その他の電動モータ１３０のトルクをｎ／（ｎ－１）倍することで異常状態の電動モータ１３０のトルクを補うことができる。

　τｔ－τｐ＞Δτの場合は異常状態の電動モータ１３０は制動トルクτｂを発生しており、プロペラ１１０の運転状態を維持するには制動トルク分も補償する必要がある。

　このとき、駆動制御手段１２０は、異常状態であると判断されたｉ'番目の電動モータに対するトルク指令値を０（τｍｉ'＝０）に維持しながら、図１５に示すように、予め記録された回転数Ｎ、対気速度Ｖ、大気密度ρとプロペラトルクτｐの関係から駆動制御手段１２０は回転数Ｎにおけるプロペラトルクτｐを推定し、正常な電動モータ１３０のトルクの線形和とプロペラトルクτｐの差分から制動トルクτｂを推定する。

　上記の操作を、回転数Ｎを変化させながら行うことで、図１６に示すような異常状態発生後のモータ出力領域に関するデータ群を得てモデル化することができ、異常状態発生後もプロペラの動作点を任意に制御することができる。

　図１７に示すような推進系を複数備える多発機においては、従来では正常な推進系の出力を異常推進系の出力状態に合わせて低減する又はラダーなどの舵角を調整することで機体の安定を保っていたが、本発明では、駆動制御手段１２０は、図１８に示すように予め記録された回転数Ｎ、対気速度Ｖ、大気密度ρと推力Ｔの関係と前記のように再構築した異常状態の発生した推進系の出力モデルを用いて、異常状態発生前の推力Ｔを維持することができる。

　また、図１６のように異常状態発生により発生前の出力領域が維持できない場合でも、前記のように異常状態発生後の出力特性モデルに基づき、ピッチ角βと回転数Ｎの組み合わせを調整することでプロペラ１１０の動作点を変更し、推力Ｔを維持できる。

　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、推進系プロペラを回転駆動する複数の電動モータを、最適な出力、数とすることで、総重量の増加を抑制しつつ安全性を確保するとともに、異常状態を的確に検知し異常状態の電動モータを特定し、異常状態の発生時にも推力分布を含む機体挙動を変化させず、パイロットワークロードの増加を防ぐことができるとともに、複数のプロペラを備えた多発機においても自動的に機体の挙動を変化させることを抑制して制御が継続され、パイロットワークロードの増加を防止し、安全性を確保することができる。

　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。

１０１　・・・　機体
１１０　・・・　プロペラ（推進系プロペラ）
１１１　・・・　動力軸
１２０　・・・　駆動制御手段
１３０　・・・　電動モータ
１３０ｇ・・・　回生電動モータ
１３１　・・・　ワンウェイクラッチ
１３２　・・・　伝動機構
１３３　・・・　インバータ
１３４　・・・　電源装置
１３５　・・・　電源兼蓄電装置
１３６　・・・　クラッチ
１３７　・・・　モータ出力軸
１４０　・・・　気流検知手段

Claims (13)

1. 　１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを有する電動化航空機であって、
   　前記複数の電動モータの合計出力と、要求出力との間に、
   　Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ
   　　Ｐｍａｘ：電動モータの合計出力（ｋＷ）
   　　ｎ：電動モータの数
   　　Ｐｒｅｑ：要求出力（ｋＷ）
   　の関係を有する電動化航空機。
2. 　請求項１に記載の電動航空機であって、
   　前記電動モータの数と、前記要求出力との間に、
   　√（０．１５Ｐｒｅｑ）≦ｎ≦√（０．１５Ｐｒｅｑ）＋２
   の関係を有する電動化航空機。
3. 　請求項１又は請求項２に記載の電動化航空機であって、
   　前記駆動制御手段は、予め記録された推進系プロペラ又はファンのトルク特性に関する特性データ群を有するとともに、プロペラトルク推定部、モータトルク推定部及び比較検知部を備え、
   　前記プロペラトルク推定部は、前記回転数検出手段から得られた回転数、前記特性データ群のデータ、前記気流検出手段から得られた大気密度及び対気速度を用いて前記推進系プロペラ又はファンのプロペラトルクを推定し、
   　前記モータトルク推定部は、前記電流検出手段から得られた電流及び前記回転数検出手段から得られた回転数を用いてモータトルクを推定し、
   　前記比較検知部は、推定されたプロペラトルク及びモータトルクを比較し、プロペラトルクとモータトルクの倍数の差が所定の値を超えたことで前記電動モータの異常状態を検知する電動化航空機。
4. 　請求項３に記載の電動化航空機であって、
   　前記比較検知部は、前記駆動制御手段がそれぞれの電動モータにモータトルクの変化指令を与えたときに、推定されたプロペラトルクとモータトルクの線形和の差が所定の値を超えたことで、複数の前記電動モータのうち異常状態が発生している電動モータを特定する電動化航空機。
5. 　請求項３に記載の電動化航空機であって、
   　前記比較検知部は、前記駆動制御手段が前記推進系プロペラ又はファンの回転数を維持するようそれぞれの前記電動モータにモータトルクの変化指令を与えたときに、推定されたプロペラトルクとモータトルクの線形和の差が所定の値を超えたことで、複数の前記電動モータのうち異常状態が発生している電動モータを特定する電動化航空機。
6. 　請求項１から５のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
   　前記駆動制御手段が、前記推進系プロペラ又はファンの回転により前記電動モータに発電を行わせる際、複数の電動モータのモータトルクの割合を、駆動時と異なるように制御する電動化航空機。
7. 　請求項１から６のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
   　複数の前記電動モータの少なくとも１つが、ワンウェイクラッチを介して前記推進系プロペラ又はファンを回転駆動する電動化航空機。
8. 　請求項３から７のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
   　前記駆動制御手段が、異常時演算部を備え、
   　前記異常時演算部が、推定された前記プロペラトルクと前記異常状態が発生している電動モータ以外の電動モータのモータトルクの線形和とのトルク差を算出し、算出された前記トルク差から前記異常状態が発生している電動モータのトルクを推定する電動化航空機。
9. 　請求項３から８のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
   　前記駆動制御手段が、前記推進系プロペラ又はファンの複数の異なる回転数で前記比較検知部を作動させ、異常状態が発生している電動モータのモータトルクと前記推進系プロペラ又はファンの回転数の関係に関する異常時データ群を算出する電動化航空機。
10. 　請求項３から９のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
    　前記駆動制御手段が、前記特性データ群と前記異常時データ群とを用い、異常状態が発生する以前の推力又はプロペラトルクを所定の範囲内に維持するよう制御することを特徴とする電動化航空機。
11. 　請求項３から１０のうちいずれか１項に記載の電動化航空機であって、
    　前記電動化航空機が、複数のプロペラ又はファンを備え、
    　前記駆動制御手段は、前記電動モータの異常状態の発生後の機体に作用するモーメントの値と発生前の機体に作用するモーメント値との差を所定の範囲内に維持するよう制御する電動化航空機。
12. 　少なくとも１つの推進系プロペラ又はファンと、
    　前記１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータと
    　を具備する電動化航空機。
13. 　１つの推進系プロペラ又はファンを回転駆動する複数の電動モータを有する電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法であって、
    　前記複数の電動モータの合計出力と、要求出力との間に、
    　Ｐｍａｘ（ｎ－１）／ｎ＞Ｐｒｅｑ
    　　Ｐｍａｘ：電動モータの合計出力（ｋＷ）
    　　ｎ：電動モータの数
    　　Ｐｒｅｑ：要求出力（ｋＷ）
    　の関係を有するように電動化航空機における電動モータの出力及び数を決定する方法。

Images