WO2021065180A1 - 電動化航空機及びその空力性能制御方法 - Google Patents

電動化航空機及びその空力性能制御方法 Download PDF

Info

Publication number
WO2021065180A1
WO2021065180A1 PCT/JP2020/029066 JP2020029066W WO2021065180A1 WO 2021065180 A1 WO2021065180 A1 WO 2021065180A1 JP 2020029066 W JP2020029066 W JP 2020029066W WO 2021065180 A1 WO2021065180 A1 WO 2021065180A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
electric propulsion
propulsion system
aircraft
electric
operating state
Prior art date
Application number
PCT/JP2020/029066
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
小林　宙
万里 西山
啓 西沢
Original Assignee
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 filed Critical 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
Priority to DE112020004729.6T priority Critical patent/DE112020004729T5/de
Priority to US17/754,507 priority patent/US20240109665A1/en
Publication of WO2021065180A1 publication Critical patent/WO2021065180A1/ja

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/16—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft for electric power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/34—All-electric aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/04—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission driving a plurality of propellers or rotors
    • 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 an electrified aircraft using an electric propulsion system driven by an electric motor and a method for controlling the aerodynamic performance thereof.
  • energy sources such as batteries and hydrogen tanks that determine the cruising range occupy a large proportion of the weight of the aircraft, so it is desirable to mount them in the main wing from the viewpoint of reducing structural weight, but the degree of freedom in shape. In many cases, it cannot withstand the stress corresponding to the deformation of the main wing due to the aerodynamic load. Therefore, when a main wing structure capable of mounting an energy source such as a battery or a hydrogen tank is adopted, there is a drawback that the aerodynamic performance of the main wing is significantly impaired.
  • the main wings of conventional aircraft are shaped to maximize aerodynamic performance during cruising, they cannot exhibit sufficient performance in other flight phases such as when taking off and climbing, and there are flaps, slats, etc. It is common to supplement the aerodynamic performance by equipping it with an aerodynamic control device that is used only in the flight phase, which has the disadvantage of impairing the weight and the aerodynamic performance in the flight phase.
  • Non-Patent Document 1 describes a technique for obtaining a large lift by acting the wake of the propulsion system on the main wing instead of the shape of the main wing.
  • Patent Document 1 and Non-Patent Document 2-4 as techniques related to the present invention.
  • An object of the present invention is to provide an electrified aircraft capable of optimizing the aerodynamic performance of a wing in an emergency such as each flight phase or a gust action without depending on the shape of the wing, and a method for controlling the aerodynamic performance thereof. There is.
  • the electrified aircraft has a propeller or fan for propulsion arranged so as to contribute to the lift of the wing, and an electric motor for driving the propeller or fan.
  • the total thrust or aerodynamic force of the electric propulsion system is a predetermined value or a predetermined value. It is provided with a control unit that adjusts the electric propulsion system so as to fall within the range of.
  • variable related to the operating state of the electric propulsion system is typically specific impulse, but it may be the ratio of thrust to dynamic pressure.
  • a plurality of electric propulsion systems are installed in the span direction of the main wing, and the dynamic pressure of the wake of the electric propulsion system acting on the wing is increased or decreased by adjusting the operating state by the electric propulsion system.
  • the lift distribution at the desired distribution in each flight phase or in an emergency such as a gust of wind.
  • the aerodynamic performance of the wing can be optimized in each flight phase or in an emergency such as a gust of wind, regardless of the shape of the wing.
  • control unit can adjust the thrust of the electric propulsion system to a negative value.
  • the control unit when the control unit changes the variables related to the operating state of the electric propulsion system, the relationship between the variables related to the operating state of the electric propulsion system and the aerodynamic force generated in the wings. Based on the above, the electric propulsion system is adjusted so that the total thrust or aerodynamic force of the electric propulsion system falls within a predetermined value or a predetermined range.
  • the control unit is based on the change of variables related to the operating state based on the airflow information around the airframe obtained from the periphery of the airframe, or based on the airflow information around the airframe obtained from the periphery of the airframe.
  • the variable related to the air flow state changes, the total thrust or aerodynamic force of the electric propulsion system is set to a predetermined value or a predetermined range based on the relationship between the variable related to the operating state of the electric propulsion system and the aerodynamic force generated in the wing.
  • the electric propulsion system is adjusted so as to be.
  • the control unit may change variables related to the operating state based on communication from the ground equipment or airflow information around the airframe obtained by the mounted rider or radar, or from the ground equipment. Based on the relationship between the variable related to the operating state of the electric propulsion system and the aerodynamic force generated in the wing when the variable related to the airflow state based on the airflow information around the aircraft obtained by the communication or the mounted rider or radar is changed.
  • the electric propulsion system is adjusted so that the total thrust or aerodynamic force of the electric propulsion system falls within a predetermined value or a predetermined range.
  • the safety of the aircraft and occupants can be ensured even when a gust is received.
  • the electrified aircraft includes a storage device that stores a data group of the relationship between variables related to the operating state of the electric propulsion system and the aerodynamic force generated in the wings.
  • the control unit is the rotation speed, output, thrust or pitch angle of the propeller, motor torque, current, voltage of the electric motor, lift of the blade, or processing thereof.
  • One or more of the information is learned as training data, and based on the information about the propeller rotation speed, the motor output or motor torque of the electric motor, or the processing information thereof, the variables related to the operating state of the electric propulsion system and the blades are used. Obtain the relationship with the air force generated in.
  • one or two or more propellers or fans for propulsion arranged so as to contribute to the lift of the wing are driven by their respective electric motors, and the propulsion is described.
  • the total thrust or aerodynamic force of the electric propulsion system is a predetermined value or The electric propulsion system is adjusted so as to fall within a predetermined range.
  • the aerodynamic performance of the wing can be optimized in each flight phase or in an emergency such as a gust action without depending on the shape of the wing.
  • FIG. 1 is a plan view of an electrified aircraft according to the first embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a block diagram showing its configuration.
  • the electrified aircraft 1 according to this embodiment has an electric propulsion system 20 having propellers 21 at the front edges of the left main wing 11 and the right main wing 12 of the fuselage 60.
  • a plurality of wakes of the electric propulsion system 20 act on the main wings 11 and 12, and four of them are arranged here.
  • Each electric propulsion system 20 includes a propeller 21 and an electric motor 22, and each propeller 21 is arranged in front of or in front of the main wings 11 and 12 so as to contribute to the lift of the main wings 11 and 12.
  • the electrified aircraft 1 includes a control unit 30 that adjusts the drive of the electric motor 22.
  • the control unit 30 typically controls the inverter 50 inserted between the power supply device 40 and the electric motor 22 to supply electric power to the electric motor 22 to generate thrust of the propeller 21 and the propeller 21. Wind power is taken out as power through.
  • the power supply device 40 is housed in, for example, the main wings 11 and 12. Further, the electrified aircraft 1 has a function of regenerating by generating electricity with an electric motor 22 or a function of rotating the propeller 21 in the reverse direction.
  • the control unit 30 receives an output command value from an external command device 80 such as a throttle or a wireless control device, and maintains the total thrust of the electric propulsion system 20 without unnecessarily changing the flight state such as airspeed and altitude. An output command is transmitted to each inverter 50.
  • an external command device 80 such as a throttle or a wireless control device
  • the electrified aircraft 1 includes a storage device 90 that stores a data group of a relationship between variables related to the operating state of the electric propulsion system 20 and aerodynamic forces generated in the main wings 11 and 12.
  • FIG. 3 is a graph showing the relationship between the change in specific impulse and the change in lift coefficient.
  • FIG. 4 shows the relationship between the torque coefficient C Q and the specific impulse T c , which are variables related to the operating state of the electric propulsion system 20.
  • the storage device 90 stores the relationships shown in FIGS. 3 and 4 as a data group.
  • the variables related to the operating state that can be used as the data group may be a power coefficient, a forward rate, or the like.
  • the storage device 90 stores propeller speed is a parameter indicating the operating state of the electric propulsion system 20 N P, propeller torque tau, propeller diameter D P, a group of data relating to air density ⁇ such a lift coefficient.
  • the control unit 30 adjusts the operating state of the electric propulsion system 20 based on the data group stored in the storage device 90, and controls the lift coefficient distribution of the main wings 11 and 12 in the wake of the propeller 21.
  • an airspeed detecting means such as a Pitot tube is required to detect the air density ⁇ , but the technique described in Patent Document 1 is adopted to detect the airspeed from the operating state without using the airspeed detecting means.
  • the density ⁇ may be estimated.
  • the main wing of an aircraft usually distributes the chord length and attachment angle in the span direction so that the lift distribution in the span direction is close to an ellipse.
  • the chord length is generally distributed so that it gradually decreases as it approaches the wing tip, but such a wing shape should be cylindrical.
  • the wing tip As the wing chord length decreases at a close position, the wing thickness is insufficient to accommodate the tank, and sufficient energy cannot be loaded.
  • the chord length is kept large up to the wing tip so that the wing thickness is not insufficient, the mounted volume can be secured, but the induced drag is greatly increased and the aerodynamic performance of the airframe is impaired.
  • the wake of each propeller 21 at the front of the main wings 11 and 12 acts on the main wings 11 and 12, so that the local lift of the main wings 11 and 12 is exerted.
  • the distribution of the coefficients is controlled by the operating state of the propeller 21 as described above. Specifically, as shown in FIG. 1, in the main wings 11 and 12 in which the chord length CL is uniformly distributed in the span direction, the thrust is reduced and the lift coefficient is reduced as the propeller 21 is closer to the blade tip. Adjust the distribution of lift in the span direction so that it is close to an ellipse.
  • the propeller 21 is displayed in gray scale in FIG. 1, it is shown that the thrust closer to white is larger and the thrust closer to black is smaller.
  • the adjustment range of the lift coefficient is wider, that is, ideal for a wider variety of wing shapes.
  • the lift distribution can be realized.
  • the positive thrust is a thrust in the flight direction
  • the above-mentioned negative thrust is a thrust in the direction opposite to the flight direction.
  • the electrified aircraft 1 includes a storage device 90 that stores a data group of the relationship between the variables related to the operating state of the electric propulsion system 20 and the aerodynamic forces generated in the main wings 11 and 12.
  • the control unit 30 determines the relationship between the propeller rotation speed and the like in flight or a ground test and the aerodynamic force of the wing.
  • the configuration of the storage device 90 becomes unnecessary, and in addition, the rotation speed and the like are increased due to changes in the properties of the propeller 21 and the main wings 11 and 12 due to, for example, adhesion of insects and dirt to the surface. Appropriate control can be performed even when the aerodynamic relationship changes.
  • FIG. 5 is a plan view of the electrified aircraft according to the second embodiment of the present invention
  • FIG. 6 is a block diagram of the configuration.
  • the same components as those in the first embodiment are designated by the same reference numerals.
  • the electrified aircraft 2 has an electric propulsion system 20 having propellers 21 at the front edges of the left main wing 11 and the right main wing 12 of the fuselage 60.
  • a plurality of wakes of the electric propulsion system 20 act on the main wings 11 and 12, and three of them are arranged here.
  • Each electric propulsion system 20 includes a propeller 21 and an electric motor 22, and each propeller 21 is arranged in front of or in front of the main wings 11 and 12 so as to contribute to the lift of the main wings 11 and 12.
  • the electrified aircraft 2 includes a control unit 30 that adjusts the drive of the electric motor 22.
  • the control unit 30 typically controls the inverter 50 inserted between the power supply device 40 and the electric motor 22 to supply electric power to the electric motor 22 to generate thrust of the propeller 21 and the propeller 21. Wind power is taken out as power through.
  • the power supply device 40 is housed in, for example, the main wings 11 and 12. Further, the electrified aircraft 2 has a function of regenerating by generating electricity with the electric motor 22 or a function of rotating the propeller 21 in the reverse direction.
  • the control unit 30 receives an output command value from an external command device 80 such as a throttle or a wireless control device, and transmits an output command to each inverter 50 so as not to unnecessarily change the flight state such as airspeed and altitude.
  • an external command device 80 such as a throttle or a wireless control device
  • the electrified aircraft 2 has data groups (for example, data groups shown in FIGS. 3 and 4) of the relationship between variables related to the operating state of the electric propulsion system 20 and aerodynamic forces generated in the main wings 11 and 12.
  • a storage device 90 for storing is provided.
  • one or more of the propeller rotation speed, output, thrust or pitch angle, motor torque of the electric motor, main wing lift, or these processing information are learned as training data, and the propeller rotates.
  • Data corresponding to the data obtained from the above data group may be obtained from the number, the motor output of the electric motor or the motor torque, the current, the voltage, or the information on the processing information thereof.
  • the configuration of the storage device 90 becomes unnecessary, and in addition, when the relationship between the rotation speed and the aerodynamic force changes due to a change in the properties of the propeller 21 and the main wings 11 and 12 due to, for example, adhesion of insects and dirt to the surface.
  • Appropriate control can also be performed.
  • typically known machine learning methods can be widely used, and in particular, neural networks, Bayesian inference, regression trees, or ensemble learning in which these are combined can be preferably used. Prediction accuracy can be further improved by using ensemble learning that combines the results learned by multiple methods such as regression trees.
  • the wing of an aircraft in flight obtains lift from the airflow from the front, but the airspeed of the aircraft is not always equal to the ground speed, and the effect of wind such as gusts is superimposed on the ground speed.
  • the lift generated and the bending moment of the wing due to the lift are also affected by the wind.
  • FIG. 6 when a gust of wind BG from the traveling direction acts on the airframe in constant flight, the airframe suddenly increases, so that the lift (acceleration) and the bending moment of the main wing also increase. Since the airframe structure receives a larger acceleration and load than the flight state up to that point, the acceleration and load generated by the operation of the control surface have been reduced in order to ensure the structural and occupant safety.
  • the operating state of the propellers 21 distributed and installed in the front edges of the main wings 11 and 12 in the span direction is individually changed, which is caused by the gust BG.
  • the control unit 30 reduces the thrust of some propellers 21 or switches the operating state to regenerative operation, for example, as shown in FIG. 8, the changes in lift (acceleration) and bending moment are alleviated.
  • the lift distribution of the main wings 11 and 12 can be adjusted so as to do so.
  • the electrified aircraft 2 by mitigating the acceleration of the airframe and the load change of the structure due to the gust BG as described above, the safety of the occupants and passengers is improved and the strength required for the airframe structure is required. That is, the structural weight can be reduced.
  • the aircraft when the aircraft is equipped with a rider 91 or the like capable of acquiring airflow information in front of the aircraft in advance, or as shown in FIG.
  • the airflow information in the traveling direction can be obtained by communication from the ground equipment 92 that obtained the airflow information in the surrounding airspace with a rider or the like, the output corresponding to the control of the control surface that offsets the load and acceleration received by the gust BG.
  • the command is transmitted from the control unit 30 to each inverter 50. As a result, the changes in acceleration and load can be suppressed to be smaller.
  • the main wing structure can be effectively used as a mounting place for a battery or the like, the cruising performance, which is a weak point of an electrified aircraft, can be significantly improved.
  • it is expected to be a new large market as represented by flying cars in the future, but it will be possible to improve the safety of small aircraft with a very high accident rate compared to passenger aircraft, so it has the potential for industrial use. Is extremely expensive.
  • the electrified aircraft has a propeller for propulsion, but a fan for propulsion may be used instead of the propeller for propulsion.
  • the example in which the main wing has a plurality of electric propulsion systems has been described, but the present invention can also be applied to a wing having one or more electric propulsion systems.
  • the electrified aircraft according to the present invention may have a configuration in which the propeller or the fan is not regenerated or reversely operated.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Control Of Electric Motors In General (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Traffic Control Systems (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

【課題】翼の空力性能を、翼の形状に依存せずに、各飛行フェイズあるいは突風作用時等の非常時に最適化することができる電動化航空機及びその空力性能制御方法を提供すること。 【解決手段】電動化航空機１は、主翼１１、１２の揚力に寄与するように配置された推進用のプロペラ又はファン２１と、プロペラ又はファン２１を駆動する電動モータ２２とを有する１又は２以上の電動推進系２０と、電動推進系２０の運転状態に関する変数と主翼１１、１２に発生する空気力との関係に基づいて、電動推進系２０による合計推力又は主翼１１、１２の空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、電動推進系２０を調節する制御部とを具備する。

Description

電動化航空機及びその空力性能制御方法
　本発明は、電動モータによって駆動される電動推進系を用いた電動化航空機及びその空力性能制御方法に関する。
　電動化航空機では航続距離を決定するバッテリや水素タンクなどのエネルギ源が機体重量の大きな割合を占めるため、これらは主翼内に搭載することが構造重量軽減の観点からは望ましいが、形状に自由度がない又は主翼の空力荷重による変形に相当する応力に耐えられない場合が多い。このため、バッテリや水素タンクなどのエネルギ源を搭載可能な主翼構造を採用した場合には主翼の空力性能を大きく損なう欠点があった。
　加えて、従来の航空機の主翼は巡航時に空力性能を最大化する形状設定がなされているために、離陸上昇時等の他の飛行フェイズでは十分な性能を発揮できず、フラップやスラット等のある飛行フェイズでしか使用しない空力制御デバイスを装備することで空力性能を補うのが一般的であり、これには重量、さらに別に飛行フェイズにおける空力性能を損なうデメリットがあった。
　非特許文献１には、主翼形状ではなく推進系後流を主翼に作用させることで大きな揚力を獲得する技術が記載されている。この他に本発明に関連する技術として、特許文献１や非特許文献２－４がある。
特開２０１４－１７２４３５号公報
https://www.jstage.jst.go.jp/article/tsj1973/14/3/14_3_138/_pdf http://hflab.k.u-tokyo.ac.jp/papers/2016/samcon_ikegami.pdf http://hflab.k.u-tokyo.ac.jp/papers/2015/ICM2015_konishi.pdf 日本航空宇宙学会論文集Vol.56, No.655, pp.355-362, 2008
　本発明の目的は、翼の空力性能を、翼の形状に依存せずに、各飛行フェイズあるいは突風作用時等の非常時に最適化することができる電動化航空機及びその空力性能制御方法を提供することにある。
　上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る電動化航空機は、翼の揚力に寄与するように配置された推進用のプロペラ又はファンと、前記プロペラ又はファンを駆動する電動モータとを有する１又は２以上の電動推進系と、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する制御部とを具備する。
　電動推進系の運転状態に関する変数とは、典型的には比推力であるが、推力と動圧の比などであってもよい。
　本発明では、典型的には主翼のスパン方向に電動推進系を複数設置し、電動推進系による運転状態の調節により翼に作用する電動推進系の後流の動圧を増減させることで、主翼の揚力分布を各飛行フェイズあるいは突風作用時等の非常時に望ましい分布に常に保つ。これにより、翼の空力性能を、翼の形状に依存せずに、各飛行フェイズあるいは突風作用時等の非常時に最適化することができる。
　すなわち、本発明では、高応答かつ多発分散化が容易な電動推進系を用いることで、どの飛行フェイズでも最適な空力性能が簡単に得られると共に、主翼内に重量物を搭載可能となり構造重量の低減又は航続性能の大幅な延長が期待できる。
　本発明の一形態に係る電動化航空機では、前記制御部は、前記電動推進系による推力を負の値まで調節することが可能である。
　本発明の一形態に係る電動化航空機では、前記制御部は、前記電動推進系の運転状態に関する変数の変化に際して、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する。
　本発明の一形態に係る電動化航空機では、前記制御部は、機体周辺から得られる機体周辺の気流情報に基づく運転状態に関する変数の変化に際して、又は機体周辺から得られる機体周辺の気流情報に基づく気流状態に関する変数の変化に際して、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する。本発明の一形態に係る電動化航空機では、前記制御部は、地上設備からの通信又は搭載するライダもしくはレーダによって得られる機体周辺の気流情報に基づく運転状態に関する変数の変化に際して、又は地上設備からの通信又は搭載するライダもしくはレーダによって得られる機体周辺の気流情報に基づく気流状態に関する変数の変化に際して、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する。
　本発明では、対気速度検知機能やライダ・レーダ等のセンサ類との組み合わせにより、突風を受けた際にも機体や乗員の安全が担保できる。
　本発明の一形態に係る電動化航空機では、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係のデータ群を記憶する記憶装置を具備する。
　本発明の一形態に係る電動化航空機では、前記制御部は、前記プロペラの回転数、出力、推力若しくはピッチ角、前記電動モータのモータトルク、電流、電圧、前記翼の揚力、又はこれらの加工情報のうち１又は複数を訓練データとして学習し、前記プロペラの回転数、前記電動モータのモータ出力若しくはモータトルク、又はこれらの加工情報に関する情報により、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係を得る。
　本発明の一形態に係る電動化航空機の空力性能制御方法は、翼の揚力に寄与するように配置された１又は２以上の推進用のプロペラ又はファンをそれぞれの電動モータによって駆動し、前記推進用のプロペラ又はファンと前記電動モータとを有する電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する。
　本発明によれば、翼の空力性能を、翼の形状に依存せずに各飛行フェイズあるいは突風作用時等の非常時に最適化することができる。
本発明の第１の実施形態に係る電動化航空機の構成を示す平面図である。 本発明の第１の実施形態に係る電動化航空機の構成を示すブロック図である。 本発明の第１の実施形態に係る比推力の変化と揚力係数の変化との関係を示すグラフである。 本発明の第１の実施形態に係るトルク係数と比推力との関係を示すグラフである。 本発明の第２の実施形態に係る電動化航空機の構成を示す平面図である。 本発明の第２の実施形態に係る電動化航空機の構成を示すブロック図である。 本発明の第２の実施形態に係るトルク係数ＣＱと進行率Ｊの関係を示すグラフである。 本発明の第２の実施形態に係る電動化航空機を正面から見た、当該電動化航空機に作用する曲げモーメントの分布を示す図である。 本発明の第３の実施形態に係る電動化航空機の構成を示すブロック図である。 本発明の第３の実施形態に係る電動化航空機の第１の態様の説明図である。 本発明の第３の実施形態に係る電動化航空機の第２の態様の説明図である。
　以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
　＜第１の実施形態＞
　図１は本発明の第１の実施形態に係る電動化航空機の平面図、図２はその構成を示すブロック図である。　
　図１及び図２に示すように、この実施形態に係る電動化航空機１は、胴体６０の左側の主翼１１及び右側の主翼１２のそれぞれの前縁にプロペラ２１を備えた電動推進系２０を、電動推進系２０の後流が主翼１１、１２に作用するよう複数、ここでは各４つ配置している。各電動推進系２０は、プロペラ２１及び電動モータ２２を備え、各プロペラ２１は、主翼１１、１２の揚力に寄与するように主翼１１、１２の前方あるいは前部に配置されている。
　電動化航空機１は、電動モータ２２の駆動を調節する制御部３０を備える。制御部３０は、典型的には、電源装置４０と電動モータ２２との間に介挿されたインバータ５０を制御して、電動モータ２２に電力を供給しプロペラ２１の推力を発生すると共にプロペラ２１を介して風力を動力として取り出す。
　この実施形態に係る電動化航空機１では、電源装置４０は、例えば主翼１１及び１２に収容される。また、電動化航空機１は、電動モータ２２で発電することで回生する機能、又はプロペラ２１を逆回転させる機能を備える。
　制御部３０は、スロットルや無線操縦装置などの外部の指令装置８０からの出力指令値を受け、みだりに対気速度や高度などの飛行状態を変化させずに電動推進系２０の合計推力を維持するよう各インバータ５０に出力指令を送信する。
　この実施形態に係る電動化航空機１は、電動推進系２０の運転状態に関する変数と主翼１１、１２に発生する空気力との関係のデータ群を記憶する記憶装置９０を備える。図３に比推力の変化と揚力係数の変化との関係を示すグラフである。図４に電動推進系２０の運転状態に関する変数であるトルク係数ＣＱと比推力Ｔｃとの関係を示す。記憶装置９０は、これらの図３及び図４に示す関係をデータ群として記憶する。なお、データ群として利用できる運転状態に関する変数としては、パワー係数や前進率などであってもよい。
　ここで、トルク係数ＣＱは、
　ＣＱ＝τ／（ρＮＰ ２ＤＰ ５）
比推力Ｔｃは
　Ｔｃ＝Ｔ／（０．５ρＶ２ＤＰ
　（ＮＰ：プロペラ回転数、τ：プロペラトルク、ＤＰ：プロペラ直径、ρ：大気密度）
である。
　すなわち、記憶装置９０は、電動推進系２０の運転状態を示すパラメータであるプロペラ回転数ＮＰ、プロペラトルクτ、プロペラ直径ＤＰ、大気密度ρ等と揚力係数に関するデータ群を記憶する。
　制御部３０は、記憶装置９０に記憶されたデータ群に基づいて、電動推進系２０の運転状態を調節し、プロペラ２１の後流にある主翼１１、１２の揚力係数分布を制御する。
　なお、通常、大気密度ρの検知にはピトー管等の対気速度検知手段が必要であるが、特許文献１に記載の技術を採用し、対気速度検知手段を用いることなく運転状態から大気密度ρを推定してもよい。
　ここで、通常航空機の主翼は誘導抗力を最少化するために、スパン方向の揚力分布が楕円状に近い分布をとるように翼弦長や取り付け角をスパン方向に分布をつける。　
　例えば翼弦長は翼端に近づくほど徐々に小さくなるような分布が一般的であるが、このような主翼形状は円筒形が望ましい水素タンクを主翼内に搭載する場合などには、翼端に近い位置で翼弦長の減少に伴いタンクを収納するには翼厚が不足し十分なエネルギを搭載できない。　
　逆に翼厚が不足しないよう翼端まで翼弦長を大きく保った場合には、搭載容積は確保できるものの誘導抗力が大幅に増加し機体の空力性能を損なうことになる。
　これに対して、本実施形態に係る電動化航空機１では、主翼１１、１２の前部の各プロペラ２１の後流を主翼１１、１２に作用させることで、主翼１１、１２の局所的な揚力係数の分布を上記のようにプロペラ２１の運転状態により制御する。　
　具体的には、図１に示したように、翼弦長ＣＬがスパン方向に一様な分布の主翼１１、１２では、翼端に近いプロペラ２１ほど推力を減少させ揚力係数を小さくすることで揚力のスパン方向の分布が楕円状に近くになるよう調節する。
　なお、図１中プロペラ２１をグレースケールにて表示しているが、白に近い方が推力は大きく、黒に近い方が推力は小さいことを示している。
　この時、翼端に近いプロペラ２１に回生又は逆転運転をさせることで推力を負の値まで調節することで、揚力係数の調節幅をより広く、すなわちより多様な主翼形状に対して理想的な揚力分布を実現できるようになる。
　なお、正の推力とは、飛行方向に対する推力であり、上記の負の推力とは、飛行方向とは反対方向の推力である。
　なお、本実施形態に係る電動化航空機１は、電動推進系２０の運転状態に関する変数と主翼１１、１２に発生する空気力との関係のデータ群を記憶する記憶装置９０を備えていたが、例えば事前に電動推進系２０の運転状態に関する変数と空気力に関するデータ群を備えることが困難な場合には、制御部３０が飛行中又は地上試験におけるプロペラ回転数等と翼の空気力の関係について後述の学習を行う構成を有することで、記憶装置９０の構成は不要となり、加えて例えば表面への虫・汚れの付着などによるプロペラ２１や主翼１１、１２の性状の変化により上記回転数等や空気力の関係が変化した場合にも適切な制御を行うことができる。
　＜第２の実施形態＞
　図５は本発明の第２の実施形態に係る電動化航空機の平面図、図６はその構成をブロック図である。第２の実施形態において、第１の実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付す。
　図５及び図６に示すように、この実施形態に係る電動化航空機２は、胴体６０の左側の主翼１１及び右側の主翼１２のそれぞれの前縁にプロペラ２１を備えた電動推進系２０を、電動推進系２０の後流が主翼１１、１２に作用するよう複数、ここでは各３つ配置している。各電動推進系２０は、プロペラ２１及び電動モータ２２を備え、各プロペラ２１は、主翼１１、１２の揚力に寄与するように主翼１１、１２の前方あるいは前部に配置されている。
　電動化航空機２は、電動モータ２２の駆動を調節する制御部３０を備える。制御部３０は、典型的には、電源装置４０と電動モータ２２との間に介挿されたインバータ５０を制御して、電動モータ２２に電力を供給しプロペラ２１の推力を発生すると共にプロペラ２１を介して風力を動力として取り出す。
　この実施形態に係る電動化航空機２では、電源装置４０は、例えば主翼１１及び１２に収容される。また、電動化航空機２は、電動モータ２２で発電することで回生する機能、又はプロペラ２１を逆回転させる機能を備える。
　制御部３０は、スロットルや無線操縦装置などの外部の指令装置８０からの出力指令値を受け、みだりに対気速度や高度などの飛行状態を変化させないよう各インバータ５０に出力指令を送信する。
　この実施形態に係る電動化航空機２は、電動推進系２０の運転状態に関する変数と主翼１１、１２に発生する空気力との関係のデータ群（例えば図３及び図４に示したデータ群）を記憶する記憶装置９０を備える。なお、本実施形態においても、プロペラの回転数、出力、推力若しくはピッチ角、電動モータのモータトルク、主翼の揚力、又はこれらの加工情報のうち１又は複数を訓練データとして学習し、プロペラの回転数、電動モータのモータ出力若しくはモータトルク、電流、電圧、又はこれらの加工情報に関する情報により、上記データ群から得られるデータに相当するデータを得てもよい。これにより、記憶装置９０の構成は不要となり、加えて例えば表面への虫・汚れの付着などによるプロペラ２１や主翼１１、１２の性状の変化により上記回転数等や空気力の関係が変化した場合にも適切な制御を行うことができる。上記の学習は、典型的には公知の機械学習の手法を広く用いることができ、特にニューラルネットワーク、ベイズ推論、回帰木、あるいはこれらを組み合わせたアンサンブル学習を好適に用いることができる。回帰木など複数の手法で学習した結果を組み合わせたアンサンブル学習を用いることで予測精度をより高めることができる。
　ここで、飛行中の航空機の翼は前方からの気流により揚力を得るが、機体の対気速度は常に対地速度と等しい訳ではなく、対地速度に突風などの風の影響が重畳しており、発生する揚力及び揚力に起因する翼の曲げモーメントも風の影響を受ける。　
　図６に示すように、定常飛行している機体に進行方向からの突風ＢＧが作用したとき、対気速度が突発的に増加するため、上記揚力(加速度)及び主翼の曲げモーメントも増加し、機体構造はそれまでの飛行状態より大きな加速度や荷重を受けるため、構造的及び乗員の安全を確保するために従来は舵面の操作などにより発生する加速度や荷重の低減が図られている。
　これに対して、本実施形態に係る電動化航空機２では、主翼１１、１２の前縁にスパン方向に分布して設置したプロペラ２１の運転状態を個別に変化させることにより、上記突風ＢＧに起因する加速度や荷重を低減するよう主翼１１、１２の揚力分布を調節するものである。　
　突風ＢＧの作用時にはプロペラ２１に流入する気流状態が変化するため、図７に示す関係から、プロペラ２１の運用点が変化する。具体的には、プロペラ２１のトルクあるいは回転数（トルク係数ＣＱ）が変化することから突風ＢＧの作用を進行率（Ｊ＝Ｖ（ＮＰＤＰ））の変化として検知し、図３及び図４の関係を用いて制御部３０が一部のプロペラ２１の推力を減少あるいは運転状態を回生運転に切り替えることにより、例えば図８示すように、上記揚力(加速度)及び曲げモーメントの変化を緩和するように主翼１１、１２の揚力分布を調節することができる。
　本実施形態に係る電動化航空機２では、上記のように突風ＢＧによる機体の加速度及び構造の荷重変化を緩和することで、乗員・乗客の安全性が向上すると共に機体構造に要求される強度要求を低減、すなわち構造重量の軽量化が可能となる。
　なお、本実施形態に係る電動化航空機２では、図９及び図１０に示すように、機体前方の気流情報をあらかじめ取得できるライダ９１等を機体に装備した場合や、図１１に示すように、ライダ等で周辺空域の気流情報を得た地上設備９２から通信により進行方向の気流情報を得られる構成とした場合には、突風ＢＧにより受ける荷重や加速度を相殺する舵面の操縦に相当する出力指令を制御部３０から各インバータ５０に送信する。これにより、上記加速度や荷重の変化をより小さく抑えることができる。
　＜結論＞
　以上の実施形態によれば、主翼構造をバッテリ等の搭載場所として有効に使えることから電動化航空機の弱点である航続性能を大幅に改善しうる。加えて今後空飛ぶ車に代表されるように新たな大市場と目される一方で旅客機に比べ事故率の非常に高い小型航空機の安全性の改善を可能とすることから、産業利用の可能性は極めて高い。
　＜その他＞
　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく種々変更を加え得ることは勿論である。　
　例えば、上記の実施形態では、電動化航空機が推進用のプロペラを有していたが、推進用のプロペラに代えて推進用のファンを用いてもよい。　
　また、上記の実施形態では、主翼に複数の電動推進系を有している例を説明したが、１又は２以上の電動推進系を有する翼にも本発明を適用することができる。　
　更に、上記の実施形態では、プロペラを回生又は逆転運転をさせる例を示したが、本発明に係る電動化航空機は、プロペラ又はファンを回生又は逆転運転させない構成であってもよい。
１、２　　：電動化航空機
１１、１２　：主翼
２０　：電動推進系
２１　：プロペラ
２２　：電動モータ
３０　：制御部
４０　：電源装置
５０　：インバータ
６０　：胴体
８０　：指令装置
９０　：記憶装置
９１　：ライダ
９２　：地上設備

Claims (8)

  1. 　翼の揚力に寄与するように配置された推進用のプロペラ又はファンと、前記プロペラ又はファンを駆動する電動モータとを有する１又は２以上の電動推進系と、
    　前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する制御部と
    　を具備する電動化航空機。
  2. 　請求項１に記載の電動化航空機であって、
    　前記制御部は、前記電動推進系による推力を負の値まで調節することが可能である
    　電動化航空機。
  3. 　請求項１又は２に記載の電動化航空機であって、
    　前記制御部は、前記電動推進系の運転状態に関する変数の変化に際して、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する
    　電動化航空機。
  4. 　請求項１又は２に記載の電動化航空機であって、
    　前記制御部は、機体周辺から得られる機体周辺の気流情報に基づく運転状態に関する変数の変化に際して、又は機体周辺から得られる機体周辺の気流情報に基づく気流状態に関する変数の変化に際して、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する
    　電動化航空機。
  5. 　請求項１又は２に記載の電動化航空機であって、
    　前記制御部は、地上設備からの通信又は搭載するライダもしくはレーダによって得られる機体周辺の気流情報に基づく運転状態に関する変数の変化に際して、又は地上設備からの通信又は搭載するライダもしくはレーダによって得られる機体周辺の気流情報に基づく気流状態に関する変数の変化に際して、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する
    　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、
    　前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係のデータ群を記憶する記憶装置
    　を具備する電動化航空機。
  7. 　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、
    　前記制御部は、前記プロペラの回転数、出力、推力若しくはピッチ角、前記電動モータのモータトルク、前記翼の揚力、又はこれらの加工情報のうち１又は複数を訓練データとして学習し、前記プロペラの回転数、前記電動モータのモータ出力若しくはモータトルク、又はこれらの加工情報に関する情報により、前記電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係を得る
    　電動化航空機。
  8. 　翼の揚力に寄与するように配置された１又は２以上の推進用のプロペラ又はファンをそれぞれの電動モータによって駆動し、
    　前記推進用のプロペラ又はファンと前記電動モータとを有する電動推進系の運転状態に関する変数と前記翼に発生する空気力との関係に基づいて、前記電動推進系による合計推力又は空気力が所定の値又は所定の範囲になるように、前記電動推進系を調節する
    　電動化航空機の空力性能制御方法。
PCT/JP2020/029066 2019-10-04 2020-07-29 電動化航空機及びその空力性能制御方法 WO2021065180A1 (ja)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE112020004729.6T DE112020004729T5 (de) 2019-10-04 2020-07-29 Elektroflugzeug und Verfahren zum Steuern seiner aerodynamischen Leistung
US17/754,507 US20240109665A1 (en) 2019-10-04 2020-07-29 Electric aircraft and aerodynamic performance control method therefor

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2019183379A JP7224039B2 (ja) 2019-10-04 2019-10-04 電動化航空機及びその空力性能制御方法
JP2019-183379 2019-10-04

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021065180A1 true WO2021065180A1 (ja) 2021-04-08

Family

ID=75336955

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2020/029066 WO2021065180A1 (ja) 2019-10-04 2020-07-29 電動化航空機及びその空力性能制御方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20240109665A1 (ja)
JP (1) JP7224039B2 (ja)
DE (1) DE112020004729T5 (ja)
WO (1) WO2021065180A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210311473A1 (en) * 2018-11-09 2021-10-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gust load reduction in an aircraft
WO2022219749A1 (ja) * 2021-04-14 2022-10-20 株式会社エアロネクスト 飛行体、着陸方法、プログラム

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102023118008B3 (de) 2023-07-07 2024-04-04 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Anflugverfahren mit verteilten Antrieben

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120209456A1 (en) * 2011-02-15 2012-08-16 Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force Parallel Hybrid-Electric Propulsion Systems for Unmanned Aircraft
CN105183974A (zh) * 2015-08-31 2015-12-23 北京航空航天大学 附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法
US9751614B1 (en) * 2015-02-20 2017-09-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Aeroelastic wing shaping using distributed propulsion
EP3396487A1 (en) * 2017-04-27 2018-10-31 The Boeing Company Computer-implemented method and system for modelling performance of a fixed-wing aerial vehicle with six degrees of freedom

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6112711B2 (ja) 2013-03-06 2017-04-12 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 電動推進系制御装置

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120209456A1 (en) * 2011-02-15 2012-08-16 Government Of The United States, As Represented By The Secretary Of The Air Force Parallel Hybrid-Electric Propulsion Systems for Unmanned Aircraft
US9751614B1 (en) * 2015-02-20 2017-09-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Aeroelastic wing shaping using distributed propulsion
CN105183974A (zh) * 2015-08-31 2015-12-23 北京航空航天大学 附面层吞吸效应对分布式推进飞机横侧向气动特性影响的确定方法
EP3396487A1 (en) * 2017-04-27 2018-10-31 The Boeing Company Computer-implemented method and system for modelling performance of a fixed-wing aerial vehicle with six degrees of freedom

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210311473A1 (en) * 2018-11-09 2021-10-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gust load reduction in an aircraft
US11892840B2 (en) * 2018-11-09 2024-02-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gust load reduction in an aircraft
WO2022219749A1 (ja) * 2021-04-14 2022-10-20 株式会社エアロネクスト 飛行体、着陸方法、プログラム

Also Published As

Publication number Publication date
DE112020004729T5 (de) 2022-06-09
JP2021059159A (ja) 2021-04-15
US20240109665A1 (en) 2024-04-04
JP7224039B2 (ja) 2023-02-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2021065180A1 (ja) 電動化航空機及びその空力性能制御方法
EP3000722B1 (en) Aircraft
US20210276726A1 (en) Personal aircraft
US11708157B2 (en) Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft with cruise rotor positioning control for minimum drag
US9896201B2 (en) Kite configuration and flight strategy for flight in high wind speeds
US9096314B2 (en) Electric VTOL aircraft
US7424988B2 (en) Use of aerodynamic forces to assist in the control and positioning of aircraft control surfaces and variable geometry systems
EP3429922A1 (en) Vertical take off and landing aircraft with four tilting wings and electric motors
JP2019518662A (ja) 傾いたウイングの構成を有する垂直離着陸航空機
US9889925B2 (en) Single blade propeller with variable pitch
US20140326831A1 (en) Bridles for Stability of a Powered Kite and a System and Method for Use of Same
US20180065435A1 (en) Flying car
EP3764189B1 (en) Takeoff / landing stability augmentation by active wind gust sensing
US11738868B2 (en) Aircraft with wingtip positioned propellers
CN115258149A (zh) 具有用于控制飞行取向转换的多风扇推进系统的飞行器
WO2021065179A1 (ja) 電動化航空機及びその姿勢制御方法
US20230339599A1 (en) Flight stabilization system without cross shafts for vtol tiltrotor aircraft
EP4345001A1 (en) Aerial vehicle and control method and apparatus therefor, and storage medium
CN109857132B (zh) 一种飞行控制装置及方法
US20240109653A1 (en) Control device for aircraft
GB2617362A (en) Hybrid flight aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20871393

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 17754507

Country of ref document: US

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 20871393

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1