WO2020137105A1 - 飛行体 - Google Patents

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WO2020137105A1
WO2020137105A1 PCT/JP2019/040680 JP2019040680W WO2020137105A1 WO 2020137105 A1 WO2020137105 A1 WO 2020137105A1 JP 2019040680 W JP2019040680 W JP 2019040680W WO 2020137105 A1 WO2020137105 A1 WO 2020137105A1
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WO
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propeller
flight
engine
pcu
aircraft
Prior art date
Application number
PCT/JP2019/040680
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English (en)
French (fr)
Inventor
神尾純一
木村安成
Original Assignee
本田技研工業株式会社
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Publication date
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Priority to US17/312,963 priority Critical patent/US11964770B2/en
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B64D27/026—
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control; Arrangement thereof
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L2200/00—Type of vehicles
    • B60L2200/10—Air crafts
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a flying body that propels a fuselage with a first propeller and levitates the fuselage with a second propeller.
  • Japanese Unexamined Patent Application Publication No. 2016-88110 discloses that a plurality of electric motors are driven by supplying electric power from a battery to rotate a plurality of propellers and fly a multicopter.
  • the multicopter of the above publication does not have fixed wings. Therefore, the operation mode of the multicopter is only the hover flight mode. As a result, when the multicopter flies, the airframe efficiency is low and a larger amount of energy is required.
  • the multicopter disclosed in the above publication has a low flight speed and a short flight distance as compared with an air vehicle flying by the output of the engine. Further, when a failure of the motor or the like occurs, the multicopter cannot be flown.
  • an aircraft that rotates with a motor to rotate a propeller has higher controllability than an aircraft that outputs with the output of an engine.
  • an aircraft flying with the output of the motor has lower noise than an aircraft flying with the output of the engine.
  • the present invention has been made in consideration of such problems, and in an optimal operating state from the viewpoint of safety, noise, comfort, controllability, and economical efficiency without making a complicated configuration. It is intended to provide a flying body that can.
  • the aspect of the present invention relates to an air vehicle including a first propeller for propelling the airframe and an electrically driven second propeller for levitating the airframe.
  • the aircraft further includes an engine, a motor generator connected to the first propeller, a clutch that connects and disconnects the engine and the motor generator, and a controller.
  • the control unit has a plurality of operation modes in which at least one of the engine and the motor generator is a drive source of the first propeller.
  • the control unit controls the engine, the clutch, and the motor generator in any one of the plurality of operation modes according to the state of the flying object.
  • the flying body includes an engine, a clutch, a motor generator, and a control unit, and at least one of the engine and the motor generator has a hybrid configuration in which the first propeller is a drive source.
  • the control unit has a plurality of operation modes, and connects and disconnects the clutch in the optimum operation mode according to the state of the flying object.
  • FIG. 3 is a flowchart showing the processing of the PCU of FIG. 1.
  • 5 is a flowchart illustrating details of a fail mode in FIG. 4.
  • 6 is a flowchart illustrating details of the engine failure mode of FIG. 5.
  • 6 is a flowchart illustrating details of a clutch failure mode of FIG. 5.
  • 6 is a flowchart illustrating details of a clutch failure mode of FIG. 5.
  • 6 is a flowchart illustrating details of a motor generator failure mode of FIG. 5.
  • 6 is a flowchart illustrating details of a battery failure mode of FIG. 5.
  • FIG. 6 is a diagram showing a list of composite fail modes in FIG. 5.
  • FIG. 12 is a diagram showing an operation mode according to the double fail state of FIG. 11.
  • 5 is a flowchart illustrating details of the low SOC mode of FIG. 4.
  • FIG. 1 illustrates a case where the air vehicle 10 includes one propulsion propeller 12 and a plurality of levitation propellers 14.
  • the flying body 10 may include at least one propulsion propeller 12 and at least one levitation propeller 14. Therefore, the present embodiment is also applicable to an aircraft including a plurality of propulsion propellers 12 and a plurality of levitation propellers 14, and an aircraft including a plurality of propulsion propellers 12 and one levitation propeller 14.
  • the air vehicle 10 includes an engine 16, a motor generator 18 connected to the propulsion propeller 12, and a clutch 21 that connects and disconnects the engine 16 and the motor generator 18 as a drive mechanism for driving the propulsion propeller 12. That is, the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 are sequentially arranged from the engine 16 toward the propeller 12.
  • the engagement and disengagement of the clutch 21 causes at least one of the engine 16 and the motor generator 18 to function as a drive source for the propulsion propeller 12 to rotate the propulsion propeller 12. Therefore, the flying vehicle 10 is a flying vehicle of a hybrid configuration including two types of drive sources, the engine 16 and the motor generator 18, with respect to the propulsion propeller 12. Further, the flying body 10 includes a plurality of motors 24 as a drive source for rotating the plurality of levitation propellers 14.
  • the engine 16 is a broad concept including various engines such as a repiro engine, a rotary engine, and a gas turbine engine.
  • the air vehicle 10 further includes a body state detection sensor group 26, an environmental state detection sensor group 28, a control device 30, a PCU (power control unit) 32, an output device 34, and a battery 36.
  • the airframe state detection sensor group 26 is a variety of sensors that sequentially detect the states of various detection targets included in the air vehicle 10 and output the detection results to the PCU 32.
  • the sensors related to the engine 16 include the engine speed, temperature (exhaust temperature, cooling water temperature, lubricating oil temperature, fuel temperature) and pressure (cooling water pressure, hydraulic pressure, fuel pressure, in-cylinder pressure), air pressure.
  • temperature exhaust temperature, cooling water temperature, lubricating oil temperature, fuel temperature
  • pressure cooling water pressure, hydraulic pressure, fuel pressure, in-cylinder pressure
  • sensors related to the motor generator 18 and the motor 24 there are various sensors that detect the rotation speed, temperature (stator temperature, magnet temperature, switching element temperature), and coil voltage and current.
  • the sensor related to the clutch 21 there are various sensors that detect the rotation speed on the engine 16 side, the rotation speed on the motor generator 18 side, and the oil pressure of the valve that controls the clutch 21.
  • SOC State Of Charge
  • the environmental condition detection sensor group 28 is various sensors that detect the surrounding environment of the flying object 10, and outputs the detection result to the PCU 32.
  • the environmental condition detection sensor group 28 includes, for example, various sensors that detect the outside air temperature, the altitude of the flying object 10, and the like.
  • the control device 30 is a control stick or a handle for instructing the PCU 32 that the flight vehicle 10 is in a desired state (operating state, flight state) when operated by a passenger who rides on the flight vehicle 10. Therefore, the control device 30 instructs the PCU 32 about the output (necessary output, required output) required by the propulsion propeller 12 and the levitation propeller 14.
  • the output device 34 is a sound output device such as a display device and a speaker, and outputs the determination result of the PCU 32 to the outside.
  • the battery 36 supplies electric power to each unit of the aircraft 10 via the PCU 32. Further, the battery 36 stores the generated electric power via the PCU 32 when the motor generator 18 generates electric power.
  • the signal flow is indicated by a thin arrow line
  • the power supply flow is indicated by a thick solid line.
  • the PCU 32 functions as a control unit of the aircraft 10 by executing a program stored in the memory 38 in the PCU 32. That is, the PCU 32 controls the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 based on the instruction (necessary output) from the control device 30 and the detection results from the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28.
  • the propeller 12 is rotated by rotating the propeller 12, while the levitation propeller 14 is rotated by controlling the motor 24. Further, the PCU 32 controls power supply from the battery 36 to each unit of the flying vehicle 10 and power storage in the battery 36 when the motor generator 18 functions as a generator. A specific control method will be described later.
  • the PCU 32 has a plurality of operation modes regarding the propulsion propeller 12 when at least one of the engine 16 and the motor generator 18 is used as a drive source of the propulsion propeller 12.
  • the plurality of operation modes are stored in the memory 38 in the PCU 32, for example.
  • FIG. 2 shows a list of a plurality of operation modes.
  • the PCU 32 (see FIG. 1) selects any one operation mode among a plurality of operation modes according to the state of the aircraft 10 and operates the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 according to the selected operation mode. Control.
  • the PCU 32 can grasp the state of the aircraft 10 and the required output based on the instruction from the control device 30, the detection result of the airframe state detection sensor group 26, and the detection result of the environmental state detection sensor group 28. ..
  • the plurality of operation modes include an engine drive mode (hereinafter, referred to as mode A), a motor drive mode (hereinafter, referred to as mode B), an engine/motor drive mode (hereinafter, referred to as mode C), a power generation engine.
  • mode A engine drive mode
  • mode B motor drive mode
  • mode C engine/motor drive mode
  • mode E stop mode
  • Mode A is an operation mode in which the engine 16 directly drives the propeller 12 to obtain a flight state with high energy conversion efficiency for the propeller 12. That is, the mode A is an operation mode for realizing a highly economical flight state.
  • the clutch 21 is in the engaged state (on) and the motor generator 18 is in the idling state.
  • the engine 16 as a drive source rotates the propulsion propeller 12 via the clutch 21 and the idling motor generator 18. Therefore, in mode A, the motor generator 18 transmits the output of the engine 16 to the propulsion propeller 12 as it is.
  • Mode B is an operation mode for obtaining a flight state in which the driving of the engine 16 is stopped and the propeller 12 is driven by the motor generator 18 so that the rotation of the propeller 12 is easily controlled with relatively low noise.
  • the mode B is an operation mode for realizing a flight state with high controllability and responsiveness.
  • the clutch 21 is in the disengaged state (off). As a result, only the motor generator 18 serves as a drive source to directly rotate the propulsion propeller 12.
  • Mode C is an operation mode in which both the engine 16 and the motor generator 18 serve as driving sources and the propulsion propeller 12 is driven to obtain a relatively large output flight state. That is, the mode C is an operation mode for realizing a highly economical flight state.
  • the clutch 21 is in the engaged state.
  • the engine 16 rotates the propulsion propeller 12 via the clutch 21, and the motor generator 18 directly rotates the propulsion propeller 12.
  • the output of the engine 16 can be used to rotate the propulsion propeller 12, while the motor generator 18 can assist the output of the engine 16 in accordance with the required output.
  • Mode D is an operation mode for obtaining a flight state in which the motor generator 18 generates electric power while the engine 16 directly drives the propulsion propeller 12.
  • the clutch 21 is in the engaged state.
  • the engine 16 as a drive source rotates the propulsion propeller 12 via the clutch 21, while the output of the engine 16 causes the motor generator 18 to function as a generator.
  • the propulsion propeller 12 can be rotated by the output of the engine 16, while the motor generator 18 can be generated according to the required output.
  • Mode E is an operation mode in which the rotation of the propulsion propeller 12 is stopped by stopping the engine 16 and the motor generator 18.
  • the clutch 21 may be in the connected state or the disconnected state.
  • the plurality of levitation propellers 14 are rotated by driving the plurality of motors 24.
  • the flying body 10 levitates or hovers in the air in a low noise state.
  • FIG. 3 illustrates transitions of a series of states such as landing, takeoff, forward and backward flight of the air vehicle 10 (see FIG. 1).
  • the transition of the state (operating state, flight state) of the flying vehicle 10 will be mainly described, and the description of the operation of the individual constituent elements of the flying vehicle 10 will be simplified or omitted. There are cases.
  • the controlling entity in this state transition diagram is the PCU 32.
  • the air vehicle 10 is landing on the surface of the ground in the state of "terrestrial stop” (hereinafter also referred to as "parking").
  • the transition line T1 indicates the case where the aircraft 10 is maintained in the parked state.
  • the air vehicle 10 takes off from the surface of the earth and rises as shown by a transition line T2, and "takeoff". Transition to the state of. After that, the aircraft 10 rises to the target altitude by maintaining the take-off state as indicated by the transition line T3.
  • the air vehicle 10 transits to the hover flight as indicated by a transition line T4.
  • the PCU 32 controls each unit in the air vehicle 10 so as to maintain the speed at zero.
  • the PCU 32 maintains the hover flight by controlling the roll angle, pitch angle, yaw rate, and altitude of the flying object 10.
  • the flying body 10 will move to the target altitude as indicated by the transition line T6.
  • the air vehicle 10 in the flight state for transitioning from hover flight to forward and backward flight (hereinafter, also referred to as transition flight).
  • transition flight the air vehicle 10 remains in the state of the transition line T7. It should be noted that the flight vehicle 10 can transit from the takeoff state to the transition flight as indicated by the transition line T8.
  • the flight state transits from the transition flight to the “acceleration forward/backward” flight state as indicated by a transition line T9.
  • Acceleration forward/backward means moving the flying vehicle 10 forward or backward in an accelerated state at the target altitude.
  • the state of the transition line T10 remains.
  • transition flight In addition, when maintaining this transition flight, it stays on the transition line T20.
  • the aircraft 10 transits from the transition flight to the hover flight as shown by the transition line T21, or from the transition flight as “landing” as shown by the transition line T22. Transition to the state and land from the target altitude to the surface.
  • the passenger makes a transition to the hover flight and then the passenger operates the control device 30 to instruct the landing, the aircraft 10 transits from the hover flight to the “landing” state as indicated by a transition line T23. In addition, when maintaining "landing", it stays on the transition line T24.
  • the air vehicle 10 When the air vehicle 10 lands on the ground surface, the air vehicle 10 transitions from the landing flight to the land stop state (parking) as indicated by a transition line T25. Further, the aircraft 10 can transition from the landing flight to the takeoff flight as indicated by a transition line T26 in accordance with the operation of the control device 30 by the passenger.
  • the PCU 32 controls the plurality of motors 24 to rotate the plurality of levitation propellers 14.
  • the flying body 10 is caused to fly vertically.
  • the PCU 32 controls the engine 16, the clutch 21 and the motor generator 18 to rotate the propulsion propeller 12. , Make the flying body 10 fly forward and backward.
  • the normal state means, for example, a state in which a failure such as a failure or an abnormality has not occurred in the flying object 10 and the SOC is equal to or higher than a threshold value.
  • step S1 of FIG. 4 the PCU 32 (see FIG. 1) determines that each part of the aircraft 10 has a system error (failure) based on the detection results of the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. ) Is occurring.
  • the system error means a failure of a detection target (for example, the engine 16) of the machine body state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28.
  • step S1 If there is a system error in step S1 (step S1: NO), proceed to the fail mode in step S2.
  • step S1: NO If there is a system error in step S1 (step S1: NO), proceed to the fail mode in step S2.
  • the processing in the fail mode will be described with reference to FIGS.
  • step S1 YES
  • the PCU 32 proceeds to step S3, and based on the detection result of the airframe state detection sensor group 26, whether or not the SOC of the battery 36 is equal to or more than the threshold value. To judge.
  • step S3 NO
  • the PCU 32 determines that the SOC is not sufficient, and proceeds to the low SOC mode in step S4.
  • the processing in the low SOC mode will be described with reference to FIG.
  • step S3 when the SOC is equal to or more than the threshold value (step S3: YES), the PCU 32 proceeds to step S5, and the instruction from the control device 30, the body state detection sensor group 26, and the environmental state detection sensor group 28 are transmitted. Based on the detection result, it is determined whether the current operating state (flight state) of the flying body 10 is takeoff, hover flight, or landing.
  • step S5 If it is takeoff, hover flight, or landing in step S5 (step S5: YES), the PCU 32 proceeds to step S6 to select the mode E (see FIG. 2) by referring to the memory 38 and drive the motor 24. Turn it on.
  • step S5 if it is not takeoff, hover flight, or landing (step S5: NO), the PCU 32 proceeds to step S7 and determines whether or not the current flight state is transition flight.
  • step S7 if the flight is a transition flight (step S7: YES), the PCU 32 proceeds to step S8, refers to the memory 38 to select the mode B, and drives the motor 24.
  • step S7 if the flight is not a transition flight (step S7: NO), the PCU 32 proceeds to step S9 and determines whether or not the current flight state is acceleration forward/reverse.
  • step S9 if the vehicle is in forward/backward acceleration (step S9: YES), the PCU 32 proceeds to step S10, refers to the memory 38 to select the mode C, and stops (turns off) the driving of the motor 24.
  • step S9 when the vehicle is not in the forward or reverse acceleration (step S9: NO), the PCU 32 proceeds to step S11 and determines whether or not the current flight state is the forward/backward movement at a substantially constant speed.
  • step S11 when the vehicle is traveling at a substantially constant speed (step S11: YES), the PCU 32 proceeds to step S12, refers to the memory 38 to select the mode A, and stops the driving of the motor 24.
  • step S11 If it is determined in step S11 that the vehicle is not traveling at a substantially constant speed (step S11: NO), the PCU 32 proceeds to step S13, and determines whether or not the current flight state is deceleration/reverse traveling.
  • step S13 when the vehicle is decelerating forward or backward (step S13: YES), the PCU 32 proceeds to step S14, refers to the memory 38 to select the mode D, and stops the driving of the motor 24.
  • step S13 when the vehicle is not decelerating forward or backward (step S13: NO), the PCU 32 proceeds to step S15, determines that the current flight state is the parking mode (state of land stop in FIG. 2), and stores the memory 38.
  • the mode E is selected with reference, and the driving of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 when the flying body 10 is in the normal state, the PCU 32 basically selects an appropriate operation mode from the memory 38 according to the corresponding flying state. Thereby, the PCU 32 controls the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 to rotate the propulsion propeller 12 according to the selected operation mode, while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14.
  • step S21 of FIG. 5 the PCU 32 (see FIG. 1) is in a single-fail state in which there is one system error such as a failure of the aircraft 10 based on the detection results of the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. Or not. If it is in the single fail state (step S21: YES), the process proceeds to step S22.
  • step S22 the PCU 32 determines whether the single fail is a failure of the floating propeller 14. In this case, the presence/absence of failure of the levitation propeller 14 is determined based on the number of rotations of the motor 24 that drives the levitation propeller 14, temperature (stator temperature, magnet temperature, switching element temperature), and coil voltage and current.
  • step S22: YES the process proceeds to step S23.
  • step S23 the PCU 32 shifts to the levitation propeller failure mode, and since the levitation propeller 14 is out of order, the PCU 32 controls each part of the air vehicle 10 to land the air vehicle 10.
  • step S22 determines whether the floating propeller 14 has not failed (step S22: NO). If it is determined in step S22 that the floating propeller 14 has not failed (step S22: NO), the PCU 32 proceeds to step S24 and determines whether the single fail is a failure of the engine 16. In this case, the engine speed, temperature (exhaust temperature, cooling water temperature, lubricating oil temperature, fuel temperature) and pressure (cooling water pressure, hydraulic pressure, fuel pressure, cylinder pressure), air-fuel ratio, and injector and spark plug Based on the voltage, it is determined whether the engine 16 has a failure. When the engine 16 is in failure (step S24: YES), the PCU 32 proceeds to step S25, shifts to the engine failure mode, and controls each part of the aircraft 10 according to the failure of the engine 16. Details of the engine failure mode will be described with reference to FIG.
  • step S24 when the engine 16 is not in failure (step S24: NO), the PCU 32 proceeds to step S26 and determines whether or not the single failure is in the clutch 21. In this case, the presence/absence of a failure in the clutch 21 is determined based on the rotation speed of the clutch 21 on the engine 16 side, the rotation speed of the motor generator 18 side, and the oil pressure of the valve that controls the clutch 21.
  • step S26 YES
  • the PCU 32 proceeds to step S27, shifts to the clutch failure mode, and controls each part of the aircraft 10 according to the failure of the clutch 21. Details of the clutch failure mode will be described with reference to FIGS. 7 and 8.
  • step S26 if the clutch 21 is not in failure (step S26: NO), the PCU 32 proceeds to step S28 and determines whether or not the single fail is in the motor generator 18. In this case, the presence/absence of a failure in the motor generator 18 is determined based on the rotation speed of the motor generator 18, the temperature (stator temperature, magnet temperature, switching element temperature), and the coil voltage and current.
  • step S28 YES
  • the PCU 32 proceeds to step S29, shifts to the motor generator failure mode, and controls each part of the aircraft 10 according to the failure in the motor generator 18. Details of the motor generator failure mode will be described with reference to FIG.
  • step S28 when the motor generator 18 is not in failure (step S28: NO), the PCU 32 proceeds to step S30, determines that the single fail is the failure of the battery 36, shifts to the battery failure mode, and the battery 36 It controls each part of the flying body 10 according to the failure. Details of the battery failure mode will be described with reference to FIG.
  • the PCU 32 may determine the failure of the battery 36 based on the SOC, voltage, temperature, etc. of the battery 36.
  • step S21 determines that it is a combined fail of abnormalities or failures at two or more locations, and proceeds to step S31.
  • step S31 the PCU 32 shifts to the composite fail mode and controls each part of the aircraft 10 according to the failure at a plurality of locations. Details of the composite fail mode will be described with reference to FIGS. 11 and 12.
  • step S41 of FIG. 6 the PCU 32 (see FIG. 1) notifies the outside that the engine 16 is out of order via the output device 34.
  • the output device 34 is a display device
  • the fact that the engine 16 is out of order is displayed on the screen of the display device to warn the passenger.
  • step S42 the PCU 32 determines whether the current operating state (flight state) of the flying vehicle 10 is takeoff, hover flight, or landing. In the case of takeoff, hover flight, or landing (step S42: YES), the PCU 32 proceeds to step S43 to refer to the memory 38 to select mode E (see FIG. 2) and drive (turn on) the motor 24. ..
  • step S42 When it is not takeoff, hover flight, or landing in step S42 (step S42: NO), the PCU 32 proceeds to step S44 to detect an instruction from the control device 30 and the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. Based on the result, it is determined whether the current flight state is transition flight.
  • step S44 if the flight is a transition flight (step S44: YES), the PCU 32 proceeds to step S45, refers to the memory 38 to select the mode B, and drives the motor 24.
  • step S44 if the flight is not a transition flight (step S44: NO), the PCU 32 proceeds to step S46, and the current flight state is various forward/backward movements (acceleration forward/backward movement, approximately constant speed forward/backward movement or deceleration forward/backward movement). Or not.
  • step S46 if either forward or reverse is being performed (step S46: YES), the PCU 32 proceeds to step S47, refers to the memory 38 to select the mode B, and stops (turns off) the driving of the motor 24. ..
  • step S46 determines that the current flight state is the parking mode (state of land stop in FIG. 2), and the memory 38 , The mode E is selected, and the driving of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 drives the motor generator 18 to rotate the propulsion propeller 12 during transition flight or various forward/backward movements (mode B of steps S45 and S47). ). Thereby, the PCU 32 can control the clutch 21 to rotate the propulsion propeller 12 while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 according to the selected operation mode.
  • step S51 of FIG. 7 is the PCU 32 (see FIG. 1) a failure of the clutch 21 such that the connection state is maintained even when the PCU 32 issues a disconnection instruction to the clutch 21 (ON failure). Determine whether or not.
  • step S51: YES the PCU 32 proceeds to step S52 to notify the passenger (a warning display) that the clutch 21 is on-failure via the output device 34.
  • step S53 the PCU 32 determines whether the current operating state (flight state) of the flying body 10 is takeoff, hover flight, or landing. In the case of takeoff, hover flight, or landing (step S53: YES), the PCU 32 proceeds to step S54 to refer to the memory 38 to select the mode E (see FIG. 2) and drive (turn on) the motor 24. ..
  • step S53 if it is not takeoff, hover flight, or landing (step S53: NO), the PCU 32 proceeds to step S55 and detects an instruction from the control device 30 and detection of the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. Based on the result, it is determined whether the current flight state is transition flight.
  • step S55 if the flight is a transition flight (step S55: YES), the PCU 32 proceeds to step S56, refers to the memory 38 to select the mode C, and drives the motor 24.
  • step S55 if the flight is not a transition flight (step S55: NO), the PCU 32 proceeds to step S57 and determines whether or not the current flight state is acceleration forward/reverse.
  • step S57 if the vehicle is in forward/backward acceleration (step S57: YES), the PCU 32 proceeds to step S58, refers to the memory 38 to select the mode C, and stops (turns off) the driving of the motor 24.
  • step S57 if the vehicle is not in acceleration/reverse movement (step S57: NO), the PCU 32 proceeds to step S59 to determine whether or not the current flight condition is substantially constant speed forward/reverse movement.
  • step S59 if the vehicle is traveling at a substantially constant speed (step S59: YES), the PCU 32 proceeds to step S60, refers to the memory 38 to select the mode A, and stops driving the motor 24.
  • step S59 If it is determined in step S59 that the vehicle is not moving at a substantially constant speed (step S59: NO), the PCU 32 proceeds to step S61 and determines whether or not the current flight state is decelerating forward or reverse.
  • step S61 when the vehicle is decelerating forward or backward (step S61: YES), the PCU 32 proceeds to step S62, refers to the memory 38 to select the mode D, and stops the driving of the motor 24.
  • step S61 determines that the current flight state is the parking mode, selects the mode E with reference to the memory 38, and , The drive of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 rotates the propulsion propeller 12 in the operation mode utilizing the output of the engine 16 or the motor generator 18 during the transition flight or various forward and backward movements. Is generated (modes C, A and D in steps S56, S58, S60 and S62). Even in this case, the PCU 32 can control the engine 16 and the motor generator 18 to rotate the propulsion propeller 12 while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 according to the selected operation mode.
  • step S51 if the failure of the clutch 21 is a failure (off failure) that does not shift to the connected state even if the PCU 32 instructs the clutch 21 to connect (step S51: NO), step S71 of FIG. Proceed to.
  • step S71 the PCU 32 (see FIG. 1) informs the passenger via the output device 34 (warning display) that the clutch 21 has an off failure.
  • step S72 the PCU 32 determines whether the current operating state (flight state) of the flying body 10 is takeoff, hover flight, or landing. In the case of takeoff, hover flight, or landing (step S72: YES), the PCU 32 proceeds to step S73, refers to the memory 38 and selects the mode E (see FIG. 2), and drives (turns on) the motor 24. ..
  • step S72 if it is not takeoff, hover flight, or landing (step S72: NO), the PCU 32 proceeds to step S74 and detects an instruction from the control device 30 and the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. Based on the result, it is determined whether the current flight state is transition flight.
  • step S74 if the flight is a transition flight (step S74: YES), the PCU 32 proceeds to step S75, refers to the memory 38 to select the mode B, and drives the motor 24.
  • step S74 if the flight is not a transition flight (step S74: NO), the PCU 32 proceeds to step S76 and determines whether or not the current flight state is various forward/rearward travels.
  • step S76 if the vehicle is moving in various directions (step S76: YES), the PCU 32 proceeds to step S77, refers to the memory 38 to select the mode B, and stops (turns off) the driving of the motor 24.
  • step S76 determines that the current flight state is the parking mode, and selects the mode E by referring to the memory 38. At the same time, the driving of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 rotates the propulsion propeller 12 in the operation mode using the output of the motor generator 18 during transition flight or various forward/backward movements (steps S75 and S77). Mode B). Also in this case, the PCU 32 can control the motor generator 18 to rotate the propeller 12 while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 according to the selected operation mode.
  • step S81 of FIG. 9 the PCU 32 (see FIG. 1) notifies the outside (warning display) that the motor generator 18 is out of order via the output device 34.
  • step S82 the PCU 32 determines whether the current operating state (flight state) of the flying vehicle 10 is takeoff, hover flight, or landing. In the case of takeoff, hover flight, or landing (step S82: YES), the PCU 32 proceeds to step S83 to refer to the memory 38 to select the mode E (see FIG. 2) and drive (turn on) the motor 24. ..
  • step S82 If it is not takeoff, hover flight, or landing in step S82 (step S82: NO), the PCU 32 proceeds to step S84 to detect an instruction from the control device 30 and the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. Based on the result, it is determined whether the current flight state is transition flight.
  • step S84 if the flight is a transition flight (step S84: YES), the PCU 32 proceeds to step S85, refers to the memory 38 to select the mode A, and drives the motor 24.
  • the motor generator 18 in the failed state is in the idling state and transmits the output of the engine 16 to the propulsion propeller 12 as it is.
  • step S84 if the flight is not a transition flight (step S84: NO), the PCU 32 proceeds to step S86 and determines whether or not the current flight state is various forward/backward movements.
  • step S86 in the case of various forward and backward movements (step S86: YES), the PCU 32 proceeds to step S87, refers to the memory 38 to select the mode A, and stops (turns off) the driving of the motor 24.
  • step S87 refers to the memory 38 to select the mode A, and stops (turns off) the driving of the motor 24.
  • the motor generator 18 in the failed state is in the idling state and transmits the output of the engine 16 to the propulsion propeller 12 as it is.
  • step S86 determines that the current flight state is the parking mode, and selects the mode E by referring to the memory 38. At the same time, the driving of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 drives the engine 16 to rotate the propulsion propeller 12 during transition flight or various forward/backward movements (mode A in steps S85 and S87). ). Thereby, the PCU 32 can control the clutch 21 to rotate the propulsion propeller 12 while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 according to the selected operation mode.
  • step S91 of FIG. 10 the PCU 32 (see FIG. 1) notifies the outside (warning display) of the failure of the battery 36 via the output device 34.
  • step S92 the PCU 32 determines whether the current operating state (flight state) of the flying body 10 is takeoff, hover flight, or transition flight from vertical flight to forward/backward travel. In the case of takeoff, hover flight, or the above-mentioned transition flight (step S92: YES), the PCU 32 proceeds to step S93, shifts to the landing mode, and makes the aircraft 10 land.
  • step S92 if it is not takeoff, hover flight, or the above-mentioned transition flight (step S92: NO), the PCU 32 proceeds to step S94 to give an instruction from the control device 30, the body state detection sensor group 26, and the environmental state detection. Based on the detection result of the sensor group 28, it is determined whether or not the current flight state is various forward/rearward travels.
  • step S94 when the vehicle is moving in various directions (step S94: YES), the PCU 32 proceeds to step S95, selects the mode A (see FIG. 2) by referring to the memory 38, and stops driving the motor 24. To do.
  • step S94 when it is not various forward and backward movements (step S94: NO), the PCU 32 proceeds to step S96 to determine whether or not the current flight state is transitional flight from forward or backward movement to vertical flight or landing. judge.
  • step S96 if the above-mentioned transition flight or landing has been performed (step S96: YES), the PCU 32 proceeds to step S97 to refer to the memory 38 to select the mode D and drive the motor 24.
  • step S96 if the transition flight or landing is not the above (step S96: NO), the PCU 32 proceeds to step S98, determines that the current flight state is the parking mode, and refers to the memory 38 to set the mode E. Along with the selection, the driving of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 controls the motor 24 to rotate the levitation propeller 14.
  • the motor generator 18 is generated by the output of the engine 16, and the generated power is supplied to the motor 24 to drive the motor 24 (mode D in step S97).
  • the PCU 32 can control the clutch 21 to rotate the propulsion propeller 12 while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 according to the selected operation mode.
  • the PCU 32 preferentially selects the operation mode corresponding to the previously determined double failure, or The operation mode with the higher safety is selected from the double failures.
  • priorities are determined in the vertical and horizontal rows of the table, and if different double failures are detected before and after the time, the higher priority double failures are detected.
  • Different operating modes may be selected. For example, when the occurrence of two double failures of (1) and (2) in FIG. 11 is detected, the PCU 32 selects the double failure of (1) having a high priority, and selects the selected double failure of (1). Select the operation mode according to double fail.
  • the operation mode is selected by a method different from the single fail mode described in FIGS. 6 to 10.
  • step S101 of FIG. 13 the PCU 32 (see FIG. 1) informs the passenger via the output device 34 (warning display) that the SOC is relatively low.
  • step S102 the PCU 32 determines whether the current operating state (flight state) of the flying object 10 is takeoff, hover flight, or landing. In the case of takeoff, hover flight, or landing (step S102: YES), the PCU 32 proceeds to step S103 to select the mode E (see FIG. 2) by referring to the memory 38 and drive (turn on) the motor 24. ..
  • step S102 if it is not takeoff, hover flight, or landing (step S102: NO), the PCU 32 proceeds to step S104 to detect an instruction from the control device 30 and the airframe state detection sensor group 26 and the environmental state detection sensor group 28. Based on the result, it is determined whether the current flight state is transition flight.
  • step S104 if the flight is a transition flight (step S104: YES), the PCU 32 proceeds to step S105, refers to the memory 38 to select the mode D, and drives the motor 24.
  • step S104 if the flight is not a transition flight (step S104: NO), the PCU 32 proceeds to step S106, and determines whether or not the current flight state is acceleration forward/reverse.
  • step S106 if the vehicle is in forward/backward acceleration (step S106: YES), the PCU 32 proceeds to step S107, refers to the memory 38 to select the mode A, and stops (turns off) the driving of the motor 24.
  • step S106 if the vehicle is not in the forward/backward acceleration (step S106: NO), the PCU 32 proceeds to step S108 and determines whether or not the current flight state is the forward/backward traveling at a substantially constant speed or the forward/backward deceleration.
  • step S108 when the vehicle is traveling at a substantially constant speed in the forward/reverse direction or in the decelerating forward/backward direction (step S108: YES), the PCU 32 proceeds to step S109, selects the mode D by referring to the memory 38, and drives the motor 24. Stop.
  • step S108 When it is determined in step S108 that the vehicle is not traveling at a substantially constant speed or decelerating (step S108: NO), the PCU 32 proceeds to step S110, determines that the current flight state is the parking mode, and refers to the memory 38.
  • the mode E is selected by using the control mode and the driving of the motor 24 is stopped.
  • the PCU 32 causes the motor generator 18 to generate power with the output of the engine 16 in order to give priority to the storage of the battery 36 or the power supply to the motor 24 (steps S105 and S109). Mode D). At that time, the PCU 32 stores, in the battery 36, the surplus electric power obtained by subtracting the electric power required for the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 from the electric power generated by the motor generator 18. On the other hand, when the amount of electric power generated by the motor generator 18 cannot cover the amount of electric power required by the motor 24, the insufficient amount of electric power is supplied from the battery 36 to the motor 24. Even in this case, the PCU 32 can control the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 to rotate the propulsion propeller 12 while controlling the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 according to the selected operation mode. it can.
  • the aircraft 10 includes the propulsion propeller 12 (first propeller) that propels the aircraft and the electric levitation propeller 14 (second propeller) that levitates the aircraft.
  • the aircraft 10 further includes an engine 16, a motor generator 18 connected to the propulsion propeller 12, a clutch 21 that connects and disconnects the engine 16 and the motor generator 18, and a PCU 32 (control unit).
  • the PCU 32 has a plurality of operation modes in which at least one of the engine 16 and the motor generator 18 is a drive source of the propulsion propeller 12.
  • the PCU 32 controls the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 in any one operation mode among a plurality of operation modes according to the state of the aircraft 10.
  • the flying body 10 includes the engine 16, the clutch 21, the motor generator 18, and the PCU 32, and at least one of the engine 16 and the motor generator 18 has a hybrid configuration that serves as a drive source of the propulsion propeller 12.
  • the PCU 32 has a plurality of operation modes, and connects and disconnects the clutch 21 in an optimum operation mode according to the state of the flying vehicle 10.
  • the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 can be controlled to fly the air vehicle 10 in the optimum operation mode.
  • the flying body 10 with a high degree of freedom of control that can cope with various situations without having a complicated configuration.
  • the aircraft 10 further includes a motor 24 as a drive source of the levitation propeller 14 and a battery 36 that supplies electric power to each part of the aircraft 10.
  • the PCU 32 selects any one operation mode among a plurality of operation modes based on at least one of the presence/absence of a failure of the flying object 10 and the SOC of the battery 36, and in the selected operation mode, the engine is selected. 16, the clutch 21, and the motor generator 18 are controlled, while the motor 24 is controlled. In this way, the optimum operation mode can be selected according to the presence/absence of fail and the SOC. As a result, especially under normal conditions, noise can be reduced and comfort and economy can be improved.
  • the PCU 32 controls the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 when the flying object 10 takes off, hovers, or lands.
  • the motor 24 controls the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 when the flying object 10 takes off, hovers, or lands.
  • the PCU 32 controls the motor 24 to rotate the levitation propeller 14 during the transition flight in which the flying body 10 takes off, hovers, or transitions between landing and forward/backward flight.
  • the clutch 21 is disengaged, the motor generator 18 is controlled, and the propulsion propeller 12 is rotated.
  • the PCU 32 sets the clutch 21 in the engaged state and causes the motor generator 18 to generate power by the output of the engine 16 when the aircraft 10 takes off, hovers, or lands, and generates the generated power. Is supplied to the motor 24 to rotate the levitation propeller 14. As described above, since the optimum operation mode can be selected according to the SOC, the power consumption of the battery 36 can be minimized in the state of the relatively low SOC.
  • the PCU 32 when the SOC is less than the threshold value, the PCU 32 generates the motor generator 18 while the clutch 21 is engaged and the propulsion propeller 12 is rotated by the output of the engine 16 when the flying object 10 makes a transition flight. Then, the levitation propeller 14 is rotated by supplying the generated power to the motor 24. As a result, it is possible to realize the low noise and the improvement in comfort and economy while smoothly changing the vertical flight and the forward and backward flight while minimizing the power consumption of the battery 36.
  • the PCU 32 stores, in the battery 36, surplus electric power obtained by subtracting the electric power required for the rotation of the levitation propeller 14 from the electric power generated by the motor generator 18, while the electric power generated by the motor generator 18 is stored.
  • the deficient electric power is supplied from the battery 36 to the levitation propeller 14. This makes it possible to appropriately supply electric power to each unit of the flying vehicle 10 while ensuring the SOC of the battery 36.
  • the PCU 32 sets the clutch 21 in the engaged state and rotates the propulsion propeller 12 by the output of the engine 16 when the flying body 10 travels forward and backward.
  • the motor generator 18 assists the output of the engine 16 or causes the motor generator 18 to generate electric power. In this way, hybrid operation according to the presence/absence of a fail or SOC becomes possible, so that it is possible to reduce power consumption of the battery 36, reduce noise, and improve comfort and economy at once.
  • the PCU 32 gives priority to the continuation of the flight of the flying object 10, and therefore, among the plurality of operation modes, a fail mode (another failure mode different from the operation mode in the normal state).
  • the operation mode is selected, and the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 are controlled in the selected fail mode. In this way, when a failure occurs, the redundant operation mode is selected, so that the safety of the aircraft 10 can be enhanced.
  • the PCU 32 selects and selects another combined fail operation mode different from the single fail operation mode when one failure occurs.
  • the engine 16, the clutch 21, and the motor generator 18 are controlled in the operation mode of the composite fail. In this way, when a plurality of failures have occurred, the safety of the aircraft 10 can be further enhanced by selecting a redundant operation mode.

Abstract

飛行体（１０）において、ＰＣＵ（３２）は、エンジン（１６）及びモータジェネレータ（１８）の少なくとも一方を推進プロペラ（１２）の駆動源とする複数の動作モードを有する。ＰＣＵ（３２）は、飛行体（１０）の状態に応じて、複数の動作モードのうち、いずれか１つの動作モードにて、エンジン（１６）、クラッチ（２１）及びモータジェネレータ（１８）を制御する。

Description

飛行体
　本発明は、第１プロペラによって機体を推進させ、第２プロペラによって機体を浮上させる飛行体に関する。
　例えば、特開２０１６－８８１１０号公報には、バッテリから複数の電動モータに電力を供給して駆動させることにより、複数のプロペラを回転させてマルチコプターを飛行させることが開示されている。
　しかしながら、上記公報のマルチコプターは、固定翼がない。そのため、マルチコプターの動作モードは、ホバー飛行モードのみである。この結果、当該マルチコプターが飛行する際、機体効率が低く、より多くのエネルギー量を必要とする。
　また、上記公報では、エンジンの出力で発電機を発電し、発電した電力をメインバッテリに蓄電する。そのため、エンジンの出力を発電機で電気に変換する際のエネルギー変換効率が低い。従って、上記公報のマルチコプターは、エンジンの出力によって飛行する飛行体と比較して、飛行速度が低く、且つ、飛行距離も短い。また、モータ等の故障が発生した場合には、マルチコプターを飛行させることができない。
　しかしながら、上記公報のマルチコプターのように、モータでプロペラを回転させて飛行する飛行体は、エンジンの出力で飛行する飛行体と比較して、制御性が高い。また、モータの出力で飛行する飛行体は、エンジンの出力で飛行する飛行体と比較して、低騒音である。
　本発明は、このような課題を考慮してなされたものであり、複雑な構成にすることなく、安全性、騒音、快適性、制御性及び経済性の観点から、最適な動作状態で飛行することが可能な飛行体を提供することを目的とする。
　本発明の態様は、機体を推進させる第１プロペラと、前記機体を浮上させる電動の第２プロペラとを備える飛行体に関する。前記飛行体は、エンジンと、前記第１プロペラに連結されたモータジェネレータと、前記エンジンと前記モータジェネレータとを断接するクラッチと、制御部とをさらに備える。前記制御部は、前記エンジン及び前記モータジェネレータの少なくとも一方を前記第１プロペラの駆動源とする複数の動作モードを有する。前記制御部は、前記飛行体の状態に応じて、複数の前記動作モードのうち、いずれか１つの動作モードにて、前記エンジン、前記クラッチ及び前記モータジェネレータを制御する。
　本発明によれば、飛行体がエンジン、クラッチ、モータジェネレータ及び制御部を備えており、エンジン及びモータジェネレータの少なくとも一方が第１プロペラの駆動源となるハイブリッド構成である。また、制御部は、複数の動作モードを有しており、飛行体の状態に応じて、最適な動作モードでクラッチの断接を行う。
　これにより、安全性、騒音、快適性、制御性及び経済性の観点から、最適な動作モードにて、エンジン、クラッチ及びモータジェネレータを制御し、飛行体を飛行させることができる。この結果、複雑な構成にすることなく、様々な状況に対応可能な制御の自由度の高い飛行体を実現することができる。
本実施形態に係る飛行体の構成図である。 図１のＰＣＵが有する複数の動作モードの一覧を示す図である。 図１の飛行体の状態遷移図である。 図１のＰＣＵの処理を示すフローチャートである。 図４のフェイルモードの詳細を図示したフローチャートである。 図５のエンジン故障モードの詳細を図示したフローチャートである。 図５のクラッチ故障モードの詳細を図示したフローチャートである。 図５のクラッチ故障モードの詳細を図示したフローチャートである。 図５のモータジェネレータ故障モードの詳細を図示したフローチャートである。 図５のバッテリ故障モードの詳細を図示したフローチャートである。 図５の複合フェイルモードの一覧を示す図である。 図１１の二重フェイル状態に応じた動作モードを示す図である。 図４の低ＳＯＣモードの詳細を図示したフローチャートである。
　以下、本発明に係る飛行体について好適な実施形態を例示し、添付の図面を参照しながら説明する。
［１．本実施形態の構成］
　本実施形態に係る飛行体１０は、例えば、有人の垂直離着陸機に適用され、図１に示すように、機体を推進させる推進プロペラ１２（第１プロペラ）と、機体を浮上させる電動の浮上プロペラ１４（第２プロペラ）とを備える。図１では、飛行体１０が１つの推進プロペラ１２と複数の浮上プロペラ１４とを備える場合を図示している。なお、本実施形態において、飛行体１０は、少なくとも１つの推進プロペラ１２と少なくとも１つの浮上プロペラ１４とを備えればよい。従って、本実施形態は、複数の推進プロペラ１２及び複数の浮上プロペラ１４を備える飛行体や、複数の推進プロペラ１２及び１つの浮上プロペラ１４を備える飛行体にも適用可能である。
　飛行体１０は、推進プロペラ１２を駆動させるための駆動機構として、エンジン１６と、推進プロペラ１２に連結されたモータジェネレータ１８と、エンジン１６とモータジェネレータ１８とを断接するクラッチ２１とを備える。すなわち、エンジン１６から推進プロペラ１２に向かって、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８が順に配置されている。
　飛行体１０では、クラッチ２１の断接により、エンジン１６及びモータジェネレータ１８のうち、少なくとも一方が推進プロペラ１２の駆動源として機能し、当該推進プロペラ１２を回転させる。従って、飛行体１０は、推進プロペラ１２に関して、エンジン１６とモータジェネレータ１８との２種類の駆動源を備えるハイブリッド構成の飛行体である。また、飛行体１０は、複数の浮上プロペラ１４を回転させるための駆動源としての複数のモータ２４を備える。
　なお、エンジン１６、モータジェネレータ１８、クラッチ２１及び複数のモータ２４の構成は、周知であるため、これらの詳細な説明は省略する。また、本実施形態において、エンジン１６とは、レプシロエンジン、ロータリーエンジン、ガスタービンエンジン等の各種のエンジンを含む広義の概念である。
　飛行体１０は、機体状態検出センサ群２６、環境状態検出センサ群２８、操縦装置３０、ＰＣＵ（パワーコントロールユニット）３２、出力装置３４及びバッテリ３６をさらに備える。
　機体状態検出センサ群２６は、飛行体１０に備わる各種の検出対象の状態を逐次検出し、その検出結果をＰＣＵ３２に出力する各種のセンサである。
　具体的に、エンジン１６に関わるセンサとしては、エンジン１６の回転数、温度（排気温度、冷却水温度、潤滑油温度、燃料温度）及び圧力（冷却水圧、油圧、燃料圧、筒内圧）、空燃比、並びに、インジェクタ及び点火プラグの電圧を検出する各種のセンサがある。
　モータジェネレータ１８及びモータ２４に関わるセンサとしては、回転数、温度（ステータ温度、磁石温度、スイッチング素子の温度）、並びに、コイルの電圧及び電流を検出する各種のセンサがある。
　クラッチ２１に関わるセンサとしては、エンジン１６側の回転数、モータジェネレータ１８側の回転数、及び、クラッチ２１を制御するバルブの油圧を検出する各種のセンサがある。
　バッテリ３６に関わるセンサとしては、ＳＯＣ（Ｓｔａｔｅ　Ｏｆ　Ｃｈａｒｇｅ）、電圧、温度等を検出する各種のセンサがある。
　環境状態検出センサ群２８は、飛行体１０の周囲環境を検出する各種のセンサであって、その検出結果をＰＣＵ３２に出力する。環境状態検出センサ群２８としては、例えば、外気温、飛行体１０の高度等を検出する各種のセンサがある。
　操縦装置３０は、飛行体１０に搭乗する搭乗者が操作することで、飛行体１０が所望の状態（動作状態、飛行状態）となるようにＰＣＵ３２に指示するための操縦桿又はハンドルである。従って、操縦装置３０は、ＰＣＵ３２に対して、推進プロペラ１２及び浮上プロペラ１４が必要とする出力（必要出力、要求出力）を指示する。出力装置３４は、表示装置や、スピーカ等の音出力装置であって、ＰＣＵ３２での判定結果等を外部に出力する。
　バッテリ３６は、ＰＣＵ３２を介して、飛行体１０の各部に電力を供給する。また、バッテリ３６は、モータジェネレータ１８が発電した際に、ＰＣＵ３２を介して、発電された電力を蓄電する。なお、図１では、信号の流れを細い矢印線で、電力供給の流れを太い実線で表記している。
　ＰＣＵ３２は、該ＰＣＵ３２内のメモリ３８に格納されたプログラムを実行することにより、飛行体１０の制御部として機能する。すなわち、ＰＣＵ３２は、操縦装置３０からの指示（必要出力）、並びに、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８からの検出結果に基づき、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御することで浮上プロペラ１４を回転させる。また、ＰＣＵ３２は、バッテリ３６から飛行体１０の各部への電力供給、並びに、モータジェネレータ１８が発電機として機能した際のバッテリ３６への蓄電を制御する。具体的な制御手法については、後述する。
［２．推進プロペラ１２の動作モード］
　ＰＣＵ３２は、エンジン１６及びモータジェネレータ１８のうち、少なくとも一方を推進プロペラ１２の駆動源としたときの当該推進プロペラ１２に関する複数の動作モードを有する。複数の動作モードは、例えば、ＰＣＵ３２内のメモリ３８に格納されている。図２は、複数の動作モードの一覧を示す。ＰＣＵ３２（図１参照）は、飛行体１０の状態に応じて、複数の動作モードのうち、いずれか１つの動作モードを選択し、選択した動作モードに従って、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御する。なお、ＰＣＵ３２は、操縦装置３０からの指示、機体状態検出センサ群２６の検出結果、及び、環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づき、飛行体１０の状態や必要出力を把握することができる。
　ここで、複数の動作モードとは、エンジン駆動モード（以下、モードＡという。）、モータ駆動モード（以下、モードＢという。）、エンジン・モータ駆動モード（以下、モードＣという。）、発電エンジン駆動モード（以下、モードＤという。）、及び、停止モード（以下、モードＥという。）である。
　モードＡは、エンジン１６で推進プロペラ１２を直接駆動させることで、推進プロペラ１２に関して、高いエネルギー変換効率の飛行状態を得るための動作モードである。すなわち、モードＡは、経済性の高い飛行状態を実現するための動作モードである。モードＡでは、クラッチ２１が接続状態（オン）であると共に、モータジェネレータ１８が空転状態にある。これにより、駆動源としてのエンジン１６は、クラッチ２１、及び、空転状態のモータジェネレータ１８を介して、推進プロペラ１２を回転させる。従って、モードＡにおいて、モータジェネレータ１８は、エンジン１６の出力を推進プロペラ１２にそのまま伝達する。
　モードＢは、エンジン１６の駆動を停止させると共に、モータジェネレータ１８で推進プロペラ１２を駆動させることで、相対的に低騒音で、推進プロペラ１２の回転制御が容易な飛行状態を得るための動作モードである。すなわち、モードＢは、制御性及びレスポンス性の高い飛行状態を実現するための動作モードである。モードＢでは、クラッチ２１が切断状態（オフ）となる。これにより、モータジェネレータ１８のみが駆動源となって、推進プロペラ１２を直接回転させる。
　モードＣは、エンジン１６及びモータジェネレータ１８の双方が駆動源となり、推進プロペラ１２を駆動させることで、相対的に大きな出力の飛行状態を得るための動作モードである。すなわち、モードＣは、経済性の高い飛行状態を実現するための動作モードである。モードＣでは、クラッチ２１が接続状態となる。これにより、エンジン１６は、クラッチ２１を介して、推進プロペラ１２を回転させると共に、モータジェネレータ１８は、推進プロペラ１２を直接回転させる。この結果、エンジン１６の出力によって推進プロペラ１２を回転させ、一方で、必要出力に応じて、モータジェネレータ１８によってエンジン１６の出力をアシストすることができる。
　モードＤは、エンジン１６で推進プロペラ１２を直接駆動させつつ、モータジェネレータ１８を発電させる飛行状態を得るための動作モードである。モードＤでは、クラッチ２１が接続状態となる。これにより、駆動源としてのエンジン１６は、クラッチ２１を介して、推進プロペラ１２を回転させる一方で、該エンジン１６の出力でモータジェネレータ１８を発電機として機能させる。この結果、エンジン１６の出力によって推進プロペラ１２を回転させ、一方で、必要出力に応じて、モータジェネレータ１８を発電させることができる。
　モードＥは、エンジン１６、モータジェネレータ１８が停止することで、推進プロペラ１２の回転が停止している動作モードである。モードＥでは、クラッチ２１は、接続状態又は切断状態のどちらでもよい。
　なお、後述するように、モードＥでは、複数のモータ２４が駆動することで複数の浮上プロペラ１４が回転する。この場合、飛行体１０は、低騒音の状態で、浮上するか、又は、空中をホバー飛行する。
［３．飛行体１０の基本的な動作］
　次に、飛行体１０の基本的な動作について、図３の状態遷移図を参照しながら説明する。図３は、飛行体１０（図１参照）の着陸、離陸、前後進飛行等の一連の状態の遷移を図示したものである。なお、図３の説明では、主として、飛行体１０の状態（動作状態、飛行状態）の遷移について説明し、飛行体１０を構成する個々の構成要素の動作については、説明を簡略化又は省略する場合がある。また、この状態遷移図での制御主体は、ＰＣＵ３２である。
　先ず、「陸上停止」（以下、「駐機」ともいう。）の状態において、飛行体１０は、地表に着地している。なお、遷移線Ｔ１は、飛行体１０を駐機状態に維持する場合を示す。ここで、飛行体１０に搭乗者が搭乗し、操縦装置３０を操作してＰＣＵ３２に離陸を指示すると、遷移線Ｔ２のように、飛行体１０は、地表から離陸して上昇し、「離陸」の状態に遷移する。その後、飛行体１０は、遷移線Ｔ３のように、離陸状態を維持することで、目標高度まで上昇する。
　次に、飛行体１０が目標高度に到達した後、搭乗者が操縦装置３０を操作してＰＣＵ３２にホバー飛行を指示すると、遷移線Ｔ４のように、飛行体１０は、ホバー飛行に遷移する。遷移線Ｔ５のように、ホバー飛行を維持する場合、ＰＣＵ３２は、速度を０に維持するように、飛行体１０内の各部を制御する。なお、ＰＣＵ３２は、飛行体１０のロール角度、ピッチ角度、ヨーレート及び高度を制御することで、ホバー飛行を維持する。
　次に、搭乗者が操縦装置３０を操作して、飛行体１０の前後進飛行（前方又は後方への飛行）をＰＣＵ３２に指示した場合、飛行体１０は、遷移線Ｔ６のように、目標高度において、ホバー飛行から前後進飛行に遷移するための飛行状態（以下、遷移飛行ともいう。）に遷移する。遷移飛行中、飛行体１０は、遷移線Ｔ７の状態に留まる。なお、飛行体１０は、遷移線Ｔ８のように、離陸状態から遷移飛行に遷移することも可能である。
　その後、搭乗者が操縦装置３０を操作して、飛行体１０の加速飛行をＰＣＵ３２に指示すると、遷移線Ｔ９のように、遷移飛行から「加速前後進」の飛行状態に遷移する。加速前後進とは、目標高度において、飛行体１０を加速状態で前進又は後進させることをいう。加速前後進の飛行状態を維持する場合は、遷移線Ｔ１０の状態に留まる。
　その後、搭乗者が操縦装置３０を操作して、飛行体１０の定速飛行をＰＣＵ３２に指示すると、遷移線Ｔ１１のように、加速前後進から「前後進」の定速飛行状態に遷移する。なお、以下の説明では、定速飛行の「前後進」を「略定速の前後進」と呼称する場合がある。また、搭乗者が操縦装置３０を操作して、飛行体１０の減速飛行をＰＣＵ３２に指示すると、遷移線Ｔ１２のように、加速前後進から「減速前後進」の飛行状態に遷移する。なお、減速前後進とは、目標高度において、飛行体１０を減速状態で前進又は後進させることをいう。
　そして、目標高度での「前後進」、「加速前後進」及び「減速前後進」の各種の前後進の飛行状態では、遷移線Ｔ１３～Ｔ１６のように、搭乗者による操縦装置３０の操作に従って、互いの飛行状態に遷移することが可能である。なお、「前後進」の飛行状態を維持する場合は、遷移線Ｔ１７に留まる。また、「減速前後進」の飛行状態を維持する場合は、遷移線Ｔ１８に留まる。
　その後、搭乗者が操縦装置３０を操作して、飛行体１０の垂直飛行をＰＣＵ３２に指示すると、飛行体１０は、遷移線Ｔ１９のように、減速前後進の飛行状態から垂直飛行の状態に遷移するための飛行状態に遷移する。この状態遷移についても、以下の説明では、「遷移飛行」と呼称する。なお、この遷移飛行を維持する場合は、遷移線Ｔ２０に留まる。
　その後、搭乗者による操縦装置３０の操作に従って、飛行体１０は、遷移線Ｔ２１のように、遷移飛行からホバー飛行に遷移するか、又は、遷移線Ｔ２２のように、遷移飛行から「着陸」の状態に遷移して、目標高度から地表への着陸を行う。ホバー飛行に遷移した場合、その後、搭乗者が操縦装置３０を操作して着陸を指示すると、飛行体１０は、遷移線Ｔ２３のように、ホバー飛行から「着陸」の状態に遷移する。なお、「着陸」を維持する場合、遷移線Ｔ２４に留まる。
　飛行体１０が地表に着陸すると、飛行体１０は、遷移線Ｔ２５のように、着陸飛行から陸上停止状態（駐機）に遷移する。また、飛行体１０は、搭乗者による操縦装置３０の操作に従って、遷移線Ｔ２６のように、着陸飛行から離陸飛行に遷移可能である。
　なお、図３において、「離陸」、「ホバー飛行」及び「着陸」の動作状態（飛行状態）では、ＰＣＵ３２（図１参照）は、複数のモータ２４を制御して複数の浮上プロペラ１４を回転させ、飛行体１０を垂直飛行させる。また、「前後進」、「加速前後進」及び「減速前後進」の動作状態（飛行状態）では、ＰＣＵ３２は、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御して、推進プロペラ１２を回転させ、飛行体１０を前後進飛行させる。さらに、２つの「遷移飛行」の動作状態では、浮上プロペラ１４による垂直飛行から推進プロペラ１２による前後進飛行に遷移するか、又は、推進プロペラ１２による前後進飛行から浮上プロペラ１４による垂直飛行に遷移する。
［４．ＰＣＵ３２による飛行体１０の飛行制御］
　次に、ＰＣＵ３２による飛行体１０の飛行制御について、図４～図１３を参照しながら説明する。ここでは、ＰＣＵ３２が、飛行体１０の状態に応じて、複数の動作モードの中から適切な動作モードを選択し、選択した動作モードに従って、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御し、推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させる場合について説明する。なお、各動作モードでのエンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８に対する制御と、複数のモータ２４に対する制御と、これらの制御に伴う推進プロペラ１２及び複数の浮上プロペラ１４の動作とについては、図２で既に説明している。そのため、ここでは、主として、ＰＣＵ３２による動作モードの選択手法について説明する。
＜４．１　通常状態での制御＞
　先ず、飛行体１０が通常状態である場合のＰＣＵ３２による飛行体１０の制御について、図４を参照しながら説明する。なお、通常状態とは、例えば、飛行体１０に故障又は異常等のフェイルが発生しておらず、且つ、ＳＯＣが閾値以上の状態をいう。
　図４のステップＳ１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、飛行体１０の各部に故障又は異常等のシステムエラー（フェイル）が発生しているか否かを判定する。なお、システムエラーとは、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出対象（例えば、エンジン１６）のフェイルをいう。
　ステップＳ１において、システムエラーがある場合（ステップＳ１：ＮＯ）、ステップＳ２のフェイルモードに進む。フェイルモードでの処理については、図５～図１２で説明する。
　一方、ステップＳ１において、システムエラーがない場合（ステップＳ１：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ３に進み、機体状態検出センサ群２６の検出結果に基づき、バッテリ３６のＳＯＣが閾値以上であるか否かを判定する。
　ステップＳ３において、ＳＯＣが閾値未満である場合（ステップＳ３：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ＳＯＣが十分でないと判定し、ステップＳ４の低ＳＯＣモードに進む。低ＳＯＣモードの処理については、図１３で説明する。
　一方、ステップＳ３において、ＳＯＣが閾値以上である場合（ステップＳ３：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行又は着陸であるか否かを判定する。
　ステップＳ５において、離陸、ホバー飛行又は着陸である場合（ステップＳ５：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ６に進み、メモリ３８を参照してモードＥ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４を駆動（オン）させる。
　ステップＳ５において、離陸、ホバー飛行又は着陸でない場合（ステップＳ５：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７に進み、現在の飛行状態が遷移飛行であるか否かを判定する。
　ステップＳ７において、遷移飛行である場合（ステップＳ７：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８に進み、メモリ３８を参照してモードＢを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。
　ステップＳ７において、遷移飛行でない場合（ステップＳ７：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９に進み、現在の飛行状態が加速前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ９において、加速前後進である場合（ステップＳ９：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０に進み、メモリ３８を参照してモードＣを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止（オフ）させる。
　ステップＳ９において、加速前後進でない場合（ステップＳ９：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１１に進み、現在の飛行状態が略定速の前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ１１において、略定速の前後進である場合（ステップＳ１１：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１２に進み、メモリ３８を参照してモードＡを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　ステップＳ１１において、略定速の前後進ではない場合（ステップＳ１１：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１３に進み、現在の飛行状態が減速前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ１３において、減速前後進である場合（ステップＳ１３：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１４に進み、メモリ３８を参照してモードＤを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　ステップＳ１３において、減速前後進でない場合（ステップＳ１３：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１５に進み、現在の飛行状態が駐機モード（図２の陸上停止の状態）であると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、飛行体１０が通常状態の場合、ＰＣＵ３２は、基本的には、該当する飛行状態に応じて、メモリ３８から適切な動作モードを選択する。これにより、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させる。
＜４．２　フェイルモードでの制御＞
　次に、飛行体１０が故障状態又は異常状態（フェイルモード）にある場合のＰＣＵ３２の制御について、図５を参照しながら説明する。
　図５のステップＳ２１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づき、飛行体１０の故障等のシステムエラーが１箇所のシングルフェイル状態であるか否かを判定する。シングルフェイル状態である場合（ステップＳ２１：ＹＥＳ）、ステップＳ２２に進む。
　ステップＳ２２において、ＰＣＵ３２は、シングルフェイルが浮上プロペラ１４の故障であるか否かを判定する。この場合、浮上プロペラ１４を駆動するモータ２４の回転数、温度（ステータ温度、磁石温度、スイッチング素子の温度）、並びに、コイルの電圧及び電流に基づき、浮上プロペラ１４の故障の有無を判定する。浮上プロペラ１４の故障である場合（ステップＳ２２：ＹＥＳ）、ステップＳ２３に進む。ステップＳ２３において、ＰＣＵ３２は、浮上プロペラ故障モードに移行し、浮上プロペラ１４が故障しているので、飛行体１０を着陸させるように、飛行体１０の各部を制御する。
　ステップＳ２２において、浮上プロペラ１４の故障でない場合（ステップＳ２２：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ２４に進み、シングルフェイルがエンジン１６の故障であるか否かを判定する。この場合、エンジン１６の回転数、温度（排気温度、冷却水温度、潤滑油温度、燃料温度）及び圧力（冷却水圧、油圧、燃料圧、筒内圧）、空燃比、並びに、インジェクタ及び点火プラグの電圧に基づき、エンジン１６の故障の有無を判定する。エンジン１６の故障である場合（ステップＳ２４：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ２５に進み、エンジン故障モードに移行し、エンジン１６の故障に応じた飛行体１０の各部の制御を行う。エンジン故障モードの詳細については、図６で説明する。
　ステップＳ２４において、エンジン１６の故障でない場合（ステップＳ２４：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ２６に進み、シングルフェイルがクラッチ２１の故障であるか否かを判定する。この場合、クラッチ２１のエンジン１６側の回転数、モータジェネレータ１８側の回転数、及び、クラッチ２１を制御するバルブの油圧に基づき、クラッチ２１の故障の有無を判定する。クラッチ２１の故障である場合（ステップＳ２６：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ２７に進み、クラッチ故障モードに移行し、クラッチ２１の故障に応じた飛行体１０の各部の制御を行う。クラッチ故障モードの詳細については、図７及び図８で説明する。
　ステップＳ２６において、クラッチ２１の故障でない場合（ステップＳ２６：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ２８に進み、シングルフェイルがモータジェネレータ１８の故障であるか否かを判定する。この場合、モータジェネレータ１８の回転数、温度（ステータ温度、磁石温度、スイッチング素子の温度）、並びに、コイルの電圧及び電流に基づいて、モータジェネレータ１８の故障の有無を判定する。モータジェネレータ１８の故障である場合（ステップＳ２８：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ２９に進み、モータジェネレータ故障モードに移行し、モータジェネレータ１８の故障に応じた飛行体１０の各部の制御を行う。モータジェネレータ故障モードの詳細については、図９で説明する。
　ステップＳ２８において、モータジェネレータ１８の故障でない場合（ステップＳ２８：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ３０に進み、シングルフェイルがバッテリ３６の故障であると判定し、バッテリ故障モードに移行して、バッテリ３６の故障に応じた飛行体１０の各部の制御を行う。バッテリ故障モードの詳細については、図１０で説明する。なお、ＰＣＵ３２は、バッテリ３６のＳＯＣ、電圧、温度等に基づき、バッテリ３６の故障を判定してもよい。
　ステップＳ２１において、システムエラーがシングルフェイルでない場合（ステップＳ２１：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、２箇所以上の異常又は故障の複合フェイルであると判定し、ステップＳ３１に進む。ステップＳ３１において、ＰＣＵ３２は、複合フェイルモードに移行して、複数の箇所の故障に応じた飛行体１０の各部の制御を行う。複合フェイルモードの詳細については、図１１及び図１２で説明する。
　次に、各故障モード及び複合フェイルモードの詳細について、順に説明する。
（４．２．１　エンジン故障モード）
　エンジン故障モードの詳細について、図６を参照しながら説明する。
　先ず、図６のステップＳ４１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、エンジン１６が故障していることを、出力装置３４を介して外部に報知する。例えば、出力装置３４が表示装置であれば、表示装置の画面上に、エンジン１６が故障している旨を表示し、搭乗者に警告する。
　次のステップＳ４２において、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行又は着陸であるか否かを判定する。離陸、ホバー飛行又は着陸である場合（ステップＳ４２：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ４３に進み、メモリ３８を参照してモードＥ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４を駆動（オン）させる。
　ステップＳ４２において、離陸、ホバー飛行又は着陸でない場合（ステップＳ４２：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ４４に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、現在の飛行状態が遷移飛行であるか否かを判定する。
　ステップＳ４４において、遷移飛行である場合（ステップＳ４４：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ４５に進み、メモリ３８を参照してモードＢを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。
　ステップＳ４４において、遷移飛行でない場合（ステップＳ４４：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ４６に進み、現在の飛行状態が各種の前後進（加速前後進、略定速の前後進又は減速前後進）であるか否かを判定する。
　ステップＳ４６において、いずれかの前後進である場合（ステップＳ４６：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ４７に進み、メモリ３８を参照してモードＢを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止（オフ）させる。
　ステップＳ４６において、各種の前後進でない場合（ステップＳ４６：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ４８に進み、現在の飛行状態が駐機モード（図２の陸上停止の状態）であると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、飛行体１０がエンジン故障モードの場合、ＰＣＵ３２は、遷移飛行又は各種の前後進の際には、モータジェネレータ１８を駆動させて推進プロペラ１２を回転させる（ステップＳ４５、Ｓ４７のモードＢ）。これにより、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、クラッチ２１を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させることができる。
（４．２．２　クラッチ故障モード）
　クラッチ故障モードの詳細について、図７及び図８を参照しながら説明する。
　先ず、図７のステップＳ５１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、クラッチ２１の故障が、ＰＣＵ３２からクラッチ２１に切断の指示を行っても、接続状態が維持される故障（オン故障）であるか否かを判定する。オン故障である場合（ステップＳ５１：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５２に進み、クラッチ２１がオン故障であることを、出力装置３４を介して搭乗者に報知（警告表示）する。
　次のステップＳ５３において、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行又は着陸であるか否かを判定する。離陸、ホバー飛行又は着陸である場合（ステップＳ５３：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５４に進み、メモリ３８を参照してモードＥ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４を駆動（オン）させる。
　ステップＳ５３において、離陸、ホバー飛行又は着陸でない場合（ステップＳ５３：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５５に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、現在の飛行状態が遷移飛行であるか否かを判定する。
　ステップＳ５５において、遷移飛行である場合（ステップＳ５５：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５６に進み、メモリ３８を参照してモードＣを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。
　ステップＳ５５において、遷移飛行でない場合（ステップＳ５５：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５７に進み、現在の飛行状態が加速前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ５７において、加速前後進である場合（ステップＳ５７：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５８に進み、メモリ３８を参照してモードＣを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止（オフ）させる。
　ステップＳ５７において、加速前後進でない場合（ステップＳ５７：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ５９に進み、現在の飛行状態が略定速の前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ５９において、略定速の前後進である場合（ステップＳ５９：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ６０に進み、メモリ３８を参照してモードＡを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　ステップＳ５９において、略定速の前後進でない場合（ステップＳ５９：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ６１に進み、現在の飛行状態が減速前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ６１において、減速前後進である場合（ステップＳ６１：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ６２に進み、メモリ３８を参照してモードＤを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　ステップＳ６１において、減速前後進でない場合（ステップＳ６１：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ６３に進み、現在の飛行状態が駐機モードであると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、クラッチ２１のオン故障である場合、ＰＣＵ３２は、遷移飛行又は各種の前後進の際には、エンジン１６の出力を利用した動作モードで推進プロペラ１２を回転させ、又は、モータジェネレータ１８を発電させる（ステップＳ５６、Ｓ５８、Ｓ６０、Ｓ６２のモードＣ、Ａ、Ｄ）。この場合でも、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、エンジン１６及びモータジェネレータ１８を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させることができる。
　一方、ステップＳ５１において、クラッチ２１の故障が、ＰＣＵ３２からクラッチ２１に接続の指示を行っても、接続状態に移行しない故障（オフ故障）である場合（ステップＳ５１：ＮＯ）、図８のステップＳ７１に進む。ステップＳ７１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、クラッチ２１がオフ故障であることを、出力装置３４を介して搭乗者に報知（警告表示）する。
　次のステップＳ７２において、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行又は着陸であるか否かを判定する。離陸、ホバー飛行又は着陸である場合（ステップＳ７２：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７３に進み、メモリ３８を参照してモードＥ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４を駆動（オン）させる。
　ステップＳ７２において、離陸、ホバー飛行又は着陸でない場合（ステップＳ７２：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７４に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、現在の飛行状態が遷移飛行であるか否かを判定する。
　ステップＳ７４において、遷移飛行である場合（ステップＳ７４：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７５に進み、メモリ３８を参照してモードＢを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。
　ステップＳ７４において、遷移飛行でない場合（ステップＳ７４：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７６に進み、現在の飛行状態が各種の前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ７６において、各種の前後進である場合（ステップＳ７６：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７７に進み、メモリ３８を参照してモードＢを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止（オフ）させる。
　ステップＳ７６において、各種の前後進でない場合（ステップＳ７６：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ７８に進み、現在の飛行状態が駐機モードであると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、クラッチ２１のオフ故障である場合、ＰＣＵ３２は、遷移飛行又は各種の前後進の際には、モータジェネレータ１８の出力を利用した動作モードで推進プロペラ１２を回転させる（ステップＳ７５、Ｓ７７のモードＢ）。この場合でも、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、モータジェネレータ１８を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させることができる。
（４．２．３　モータジェネレータ故障モード）
　モータジェネレータ故障モードの詳細について、図９を参照しながら説明する。
　先ず、図９のステップＳ８１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、モータジェネレータ１８が故障していることを、出力装置３４を介して外部に報知（警告表示）する。
　次のステップＳ８２において、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行又は着陸であるか否かを判定する。離陸、ホバー飛行又は着陸である場合（ステップＳ８２：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８３に進み、メモリ３８を参照してモードＥ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４を駆動（オン）させる。
　ステップＳ８２において、離陸、ホバー飛行又は着陸でない場合（ステップＳ８２：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８４に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、現在の飛行状態が遷移飛行であるか否かを判定する。
　ステップＳ８４において、遷移飛行である場合（ステップＳ８４：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８５に進み、メモリ３８を参照してモードＡを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。この場合、故障状態のモータジェネレータ１８は、空転状態となって、エンジン１６の出力を推進プロペラ１２にそのまま伝達する。
　ステップＳ８４において、遷移飛行でない場合（ステップＳ８４：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８６に進み、現在の飛行状態が各種の前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ８６において、各種の前後進である場合（ステップＳ８６：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８７に進み、メモリ３８を参照してモードＡを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止（オフ）させる。この場合も、ステップＳ８５と同様に、故障状態のモータジェネレータ１８は、空転状態となって、エンジン１６の出力を推進プロペラ１２にそのまま伝達する。
　ステップＳ８６において、各種の前後進でない場合（ステップＳ８６：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ８８に進み、現在の飛行状態が駐機モードであると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、飛行体１０がモータジェネレータ故障モードの場合、ＰＣＵ３２は、遷移飛行又は各種の前後進の際には、エンジン１６を駆動させて推進プロペラ１２を回転させる（ステップＳ８５、Ｓ８７のモードＡ）。これにより、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、クラッチ２１を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させることができる。
（４．２．４　バッテリ故障モード）
　バッテリ故障モードの詳細について、図１０を参照しながら説明する。
　先ず、図１０のステップＳ９１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、バッテリ３６が故障していることを、出力装置３４を介して外部に報知（警告表示）する。
　次のステップＳ９２において、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行、又は、垂直飛行から前後進への遷移飛行であるか否かを判定する。離陸、ホバー飛行、又は、上記の遷移飛行である場合（ステップＳ９２：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９３に進み、着陸モードに移行し、飛行体１０を着陸させる。
　ステップＳ９２において、離陸、ホバー飛行、又は、上記の遷移飛行でない場合（ステップＳ９２：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９４に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、現在の飛行状態が各種の前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ９４において、各種の前後進である場合（ステップＳ９４：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９５に進み、メモリ３８を参照してモードＡ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４の駆動を停止する。
　ステップＳ９４において、各種の前後進でない場合（ステップＳ９４：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９６に進み、現在の飛行状態が、前後進から垂直飛行への遷移飛行、又は、着陸であるか否かを判定する。
　ステップＳ９６において、上記の遷移飛行又は着陸である場合（ステップＳ９６：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９７に進み、メモリ３８を参照してモードＤを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。
　ステップＳ９６において、上記の遷移飛行又は着陸でない場合（ステップＳ９６：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ９８に進み、現在の飛行状態が駐機モードであると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、飛行体１０がバッテリ故障モードの場合、バッテリ３６から飛行体１０の各部に電力を供給することができないため、ＰＣＵ３２は、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させる際には、エンジン１６の出力でモータジェネレータ１８を発電させ、発電した電力をモータ２４に供給して該モータ２４を駆動させる（ステップＳ９７のモードＤ）。この場合でも、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、クラッチ２１を制御して推進プロペラ１２を回転させつつ、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させることができる。
（４．２．５　複合フェイルモード）
　複合フェイルモードの詳細について、図１１及び図１２を参照しながら説明する。ここでは、一例として、飛行体１０内の故障が２箇所の二重フェイルの場合について説明する。
　図１１に示すように、二重フェイルでは、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８のうち、２箇所の構成要素に故障が発生する。図１１では、二重フェイルの該当例を（１）～（５）で表記している。ＰＣＵ３２（図１参照）は、（１）～（５）の二重フェイルに対して、図１２に示すように、上欄の状態に応じて、中欄及び下欄に示す動作モードを選択すると共に、モータ２４の制御を行う。
　なお、複合フェイルモードにおいて、時間の前後で、異なる二重フェイルの発生が検知された場合、ＰＣＵ３２は、先に判定した二重フェイルに応じた動作モードを優先して選択するか、又は、判定した二重フェイルのうち、安全性が高くなる動作モードを選択する。
　また、図１１に示すように、表の縦列及び横列で優先度を決めておき、時間の前後で、異なる二重フェイルの発生が検知された場合には、優先度の高い二重フェイルに応じた動作モードを選択してもよい。例えば、図１１で（１）及び（２）の２つの二重フェイルの発生が検知された場合、ＰＣＵ３２は、優先度の高い（１）の二重フェイルを選択し、選択した（１）の二重フェイルに応じた動作モードを選択する。
　このように、複合フェイルモードでは、図６～図１０で説明した一重のフェイルモードとは異なる手法で、動作モードを選択する。
（４．２．６　低ＳＯＣモード）
　低ＳＯＣモードの詳細について、図１３を参照しながら説明する。
　先ず、図１３のステップＳ１０１において、ＰＣＵ３２（図１参照）は、相対的にＳＯＣが低いことを、出力装置３４を介して搭乗者に報知（警告表示）する。
　次のステップＳ１０２において、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の現在の動作状態（飛行状態）が離陸、ホバー飛行又は着陸であるか否かを判定する。離陸、ホバー飛行又は着陸である場合（ステップＳ１０２：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０３に進み、メモリ３８を参照してモードＥ（図２参照）を選択すると共に、モータ２４を駆動（オン）させる。
　ステップＳ１０２において、離陸、ホバー飛行又は着陸でない場合（ステップＳ１０２：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０４に進み、操縦装置３０からの指示や、機体状態検出センサ群２６及び環境状態検出センサ群２８の検出結果に基づいて、現在の飛行状態が遷移飛行であるか否かを判定する。
　ステップＳ１０４において、遷移飛行である場合（ステップＳ１０４：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０５に進み、メモリ３８を参照してモードＤを選択すると共に、モータ２４を駆動させる。
　ステップＳ１０４において、遷移飛行でない場合（ステップＳ１０４：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０６に進み、現在の飛行状態が加速前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ１０６において、加速前後進である場合（ステップＳ１０６：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０７に進み、メモリ３８を参照してモードＡを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止（オフ）させる。
　ステップＳ１０６において、加速前後進でない場合（ステップＳ１０６：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０８に進み、現在の飛行状態が略定速の前後進又は減速前後進であるか否かを判定する。
　ステップＳ１０８において、略定速の前後進又は減速前後進である場合（ステップＳ１０８：ＹＥＳ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１０９に進み、メモリ３８を参照してモードＤを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　ステップＳ１０８において、略定速の前後進又は減速前後進でない場合（ステップＳ１０８：ＮＯ）、ＰＣＵ３２は、ステップＳ１１０に進み、現在の飛行状態が駐機モードであると判定し、メモリ３８を参照してモードＥを選択すると共に、モータ２４の駆動を停止させる。
　このように、低ＳＯＣモードである場合、ＰＣＵ３２は、バッテリ３６への蓄電、又は、モータ２４への電力供給を優先させるため、エンジン１６の出力でモータジェネレータ１８を発電させる（ステップＳ１０５、Ｓ１０９のモードＤ）。その際、ＰＣＵ３２は、モータジェネレータ１８の発電した電力量から、モータ２４が浮上プロペラ１４の回転に必要とする電力量を差し引いた余剰分の電力をバッテリ３６に蓄電する。一方、モータジェネレータ１８の発電した電力量ではモータ２４が必要とする電力量を賄えない場合は、バッテリ３６からモータ２４に不足分の電力を供給する。この場合でも、ＰＣＵ３２は、選択した動作モードに従い、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御して推進プロペラ１２を回転させ、一方で、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させることができる。
［５．本実施形態の効果］
　以上説明したように、本実施形態に係る飛行体１０は、機体を推進させる推進プロペラ１２（第１プロペラ）と、機体を浮上させる電動の浮上プロペラ１４（第２プロペラ）とを備える飛行体１０である。飛行体１０は、エンジン１６と、推進プロペラ１２に連結されたモータジェネレータ１８と、エンジン１６とモータジェネレータ１８とを断接するクラッチ２１と、ＰＣＵ３２（制御部）とをさらに備える。ＰＣＵ３２は、エンジン１６及びモータジェネレータ１８のうち、少なくとも一方を推進プロペラ１２の駆動源とする複数の動作モードを有する。ＰＣＵ３２は、飛行体１０の状態に応じて、複数の動作モードのうち、いずれか１つの動作モードにて、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御する。
　このように、飛行体１０がエンジン１６、クラッチ２１、モータジェネレータ１８及びＰＣＵ３２を備えており、エンジン１６及びモータジェネレータ１８の少なくとも一方が推進プロペラ１２の駆動源となるハイブリッド構成である。また、ＰＣＵ３２は、複数の動作モードを有しており、飛行体１０の状態に応じて、最適な動作モードでクラッチ２１の断接を行う。
　これにより、安全性、騒音、快適性、制御性及び経済性の観点から、最適な動作モードにて、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御し、飛行体１０を飛行させることができる。この結果、複雑な構成にすることなく、様々な状況に対応可能な制御の自由度の高い飛行体１０を実現することができる。
　また、飛行体１０は、浮上プロペラ１４の駆動源としてのモータ２４と、飛行体１０の各部に電力を供給するバッテリ３６とをさらに備える。ＰＣＵ３２は、飛行体１０のフェイルの有無、及び、バッテリ３６のＳＯＣのうち、少なくとも一方に基づき、複数の動作モードのうち、いずれか１つの動作モードを選択し、選択した動作モードにて、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御し、一方で、モータ２４を制御する。このように、フェイルの有無やＳＯＣに応じて、最適な動作モードを選択することができる。この結果、特に、通常状態では、騒音を低くして、快適性及び経済性を高めることができる。
　この場合、ＰＣＵ３２は、飛行体１０が離陸、ホバー飛行又は着陸する際には、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させる。これにより、低騒音化や、快適性及び経済性の一層の向上を図ることができる。
　また、通常状態の場合、ＰＣＵ３２は、飛行体１０が離陸、ホバー飛行又は着陸と前後進飛行との間を遷移する遷移飛行の際には、モータ２４を制御して浮上プロペラ１４を回転させ、一方で、クラッチ２１を切断状態にし、モータジェネレータ１８を制御して推進プロペラ１２を回転させる。これにより、垂直飛行と前後進飛行とをスムーズに遷移させつつ、低騒音化と快適性及び経済性の向上とを実現することができる。
　さらに、ＳＯＣが閾値未満である場合、ＰＣＵ３２は、飛行体１０が離陸、ホバー飛行又は着陸する際には、クラッチ２１を接続状態にし、エンジン１６の出力によってモータジェネレータ１８を発電させ、発電した電力をモータ２４に供給させることで浮上プロペラ１４を回転させる。このように、ＳＯＣに応じて、最適な動作モードを選択することができるので、相対的に低いＳＯＣの状態では、バッテリ３６の電力消費を最小限に抑えることができる。
　また、ＳＯＣが閾値未満である場合、ＰＣＵ３２は、飛行体１０が遷移飛行を行う際には、クラッチ２１を接続状態にし、エンジン１６の出力によって推進プロペラ１２を回転させつつ、モータジェネレータ１８を発電させ、発電した電力をモータ２４に供給させることで、浮上プロペラ１４を回転させる。これにより、バッテリ３６の電力消費を最小限に抑えつつ、垂直飛行と前後進飛行とをスムーズに遷移させながら、低騒音化と快適性及び経済性の向上とを実現することが可能となる。
　この場合、ＰＣＵ３２は、モータジェネレータ１８が発電した電力量から、浮上プロペラ１４の回転に必要な電力量を差し引いた余剰分の電力をバッテリ３６に蓄電し、一方で、モータジェネレータ１８が発電した電力量では浮上プロペラ１４の回転に必要な電力量を賄えない場合には、バッテリ３６から浮上プロペラ１４に不足分の電力を供給する。これにより、バッテリ３６のＳＯＣを確保しつつ、飛行体１０の各部に電力を適切に供給することが可能となる。
　また、通常状態の場合、又は、ＳＯＣが閾値未満である場合、ＰＣＵ３２は、飛行体１０が前後進飛行する際には、クラッチ２１を接続状態にして、エンジン１６の出力によって推進プロペラ１２を回転させ、一方で、飛行体１０の必要出力に応じて、モータジェネレータ１８によってエンジン１６の出力をアシストするか、又は、モータジェネレータ１８を発電させる。このように、フェイルの有無やＳＯＣに応じたハイブリッド運転が可能となるので、バッテリ３６の電力消費の抑制と、低騒音化、快適性及び経済性の向上とを一挙に実現することができる。
　さらに、飛行体１０にフェイルが発生している場合、ＰＣＵ３２は、飛行体１０の飛行の継続を優先するため、複数の動作モードのうち、通常状態での動作モードとは異なるフェイルモード（他の動作モード）を選択し、選択したフェイルモードにて、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御する。このように、フェイル発生時には、冗長性のある運転モードが選択されるので、飛行体１０の安全性を高めることができる。
　ここで、飛行体１０に複数のフェイルが発生している場合、ＰＣＵ３２は、１つのフェイルが発生しているときのシングルフェイルの動作モードとは異なる他の複合フェイルの動作モードを選択し、選択した複合フェイルの動作モードにて、エンジン１６、クラッチ２１及びモータジェネレータ１８を制御する。このように、複数のフェイルが発生しているときには、冗長性のある運転モードを選択することで、飛行体１０の安全性を一層高めることができる。
　なお、本発明は、上述の実施形態に限らず、この明細書の記載内容に基づき、種々の構成を採り得ることは勿論である。

Claims (9)

  1. 　機体を推進させる第１プロペラ（１２）と、前記機体を浮上させる電動の第２プロペラ（１４）とを備える飛行体（１０）において、
    　エンジン（１６）と、
    　前記第１プロペラに連結されたモータジェネレータ（１８）と、
    　前記エンジンと前記モータジェネレータとを断接するクラッチ（２１）と、
    　前記エンジン及び前記モータジェネレータの少なくとも一方を前記第１プロペラの駆動源とする複数の動作モードを有し、前記飛行体の状態に応じて、複数の前記動作モードのうち、いずれか１つの動作モードにて、前記エンジン、前記クラッチ及び前記モータジェネレータを制御する制御部（３２）と、
    　をさらに備える、飛行体。
  2. 　請求項１記載の飛行体において、
    　前記第２プロペラの駆動源としてのモータ（２４）と、前記飛行体の各部に電力を供給するバッテリ（３６）とをさらに備え、
    　前記制御部は、前記飛行体のフェイルの有無、及び、前記バッテリのＳＯＣのうち、少なくとも一方に基づき、複数の前記動作モードのうち、いずれか１つの動作モードを選択し、選択した前記動作モードにて、前記エンジン、前記クラッチ及び前記モータジェネレータを制御し、一方で、前記モータを制御する、飛行体。
  3. 　請求項２記載の飛行体において、
    　前記制御部は、前記飛行体が離陸、ホバー飛行又は着陸する際には、前記モータを制御して前記第２プロペラを回転させる、飛行体。
  4. 　請求項２記載の飛行体において、
    　前記飛行体にフェイルが発生しておらず、且つ、前記ＳＯＣが閾値以上である通常状態の場合、前記制御部は、前記飛行体が離陸、ホバー飛行又は着陸と前後進飛行との間を遷移する際には、前記モータを制御して前記第２プロペラを回転させ、一方で、前記クラッチを切断状態にし、前記モータジェネレータを制御して前記第１プロペラを回転させる、飛行体。
  5. 　請求項２記載の飛行体において、
    　前記ＳＯＣが閾値未満である場合、前記制御部は、前記飛行体が離陸、ホバー飛行又は着陸と前後進飛行との間を遷移する際には、前記クラッチを接続状態にして、前記エンジンの出力によって前記第１プロペラを回転させつつ、前記モータジェネレータを発電させ、発電した電力を前記モータに供給させることで前記第２プロペラを回転させる、飛行体。
  6. 　請求項５記載の飛行体において、
    　前記制御部は、前記モータジェネレータが発電した電力量から、前記第２プロペラの回転に必要な電力量を差し引いた余剰分の電力を前記バッテリに蓄電し、一方で、前記モータジェネレータが発電した電力量では前記第２プロペラの回転に必要な電力量を賄えない場合には、前記バッテリから前記第２プロペラに不足分の電力を供給する、飛行体。
  7. 　請求項２記載の飛行体において、
    　前記飛行体にフェイルが発生しておらず且つ前記ＳＯＣが閾値以上である通常状態の場合、又は、前記ＳＯＣが閾値未満である場合、前記制御部は、前記飛行体が前後進飛行する際には、前記クラッチを接続状態にして、前記エンジンの出力によって前記第１プロペラを回転させ、一方で、前記飛行体の必要出力に応じて、前記モータジェネレータによって前記エンジンの出力をアシストするか、又は、前記モータジェネレータを発電させる、飛行体。
  8. 　請求項２記載の飛行体において、
    　前記飛行体がフェイル状態にある場合、前記制御部は、前記飛行体の飛行の継続を優先するため、複数の前記動作モードのうち、前記飛行体にフェイルが発生しておらず且つ前記ＳＯＣが閾値以上である通常状態での動作モードとは異なる他の動作モードを選択し、選択した前記動作モードにて、前記エンジン、前記クラッチ及び前記モータジェネレータを制御する、飛行体。
  9. 　請求項８記載の飛行体において、
    　前記飛行体に複数のフェイルが発生している場合、前記制御部は、１つのフェイルが発生しているときの動作モードとは異なる他の動作モードを選択し、選択した前記動作モードにて、前記エンジン、前記クラッチ及び前記モータジェネレータを制御する、飛行体。
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