WO2021210065A1 - マルチコプタ - Google Patents

Abstract

マルチコプタ１は、支持体１０と、支持体１０に支持される複数のロータ２０と、支持体１０に支持される内燃機関３２と、支持体１０に支持され、内燃機関３２によって駆動されて発電する発電機４７と、支持体１０に支持され、発電機４７から電力を供給され、複数のロータ２０をそれぞれ駆動する複数の電動機４８と、複数のロータ２０それぞれの回転数を個別に調整することによって、機体の飛行を制御する制御装置５４と、を備え、内燃機関３２および発電機４７の少なくとも一方を複数備える。

Description

マルチコプタ

　本発明は、マルチコプタに関する。

　特許文献１に開示のマルチコプタは、主たる動力源としてバッテリを用いる。またマルチコプタは、バッテリの電池残量が閾値よりも低下すると、発電ユニットによって発電された電力をバッテリに供給する。

特開２０１６－８８１１０号公報

　しかしながら、特許文献１に記載のマルチコプタは、主たる動力源がバッテリであるために、飛行可能時間を長くすればするほどバッテリ容量が大きくなり重量が増加してしまう。またバッテリが故障すると飛行不能となってしまう。

　本発明は、蓄電装置の大型化を防ぎつつ、信頼性を向上することができるマルチコプタを提供することを課題とする。

　支持体と、
　前記支持体に支持される複数のロータと、
　前記支持体に支持される内燃機関と、
　前記支持体に支持され、前記内燃機関によって駆動されて発電する発電機と、
　前記支持体に支持され、前記発電機から電力を供給され、前記複数のロータをそれぞれ駆動する複数の電動機と、
　前記複数のロータそれぞれの回転数を個別に調整することによって、機体の飛行を制御する制御装置と、を備え、
　前記内燃機関および前記発電機の少なくとも一方を複数備える、マルチコプタを提供する。

　この構成により、内燃機関によって発電することで電力供給状態を維持できるため、長時間の飛行においても、電気を蓄える蓄電装置の大型化を防ぐことができる。また、内燃機関および発電機の少なくとも一方を複数備えることで、内燃機関および発電機の一部の駆動機器に異常が生じたとしても、残余の駆動機器によって電力供給状態を保つことができる。このように内燃機関および発電機において、異常があっても駆動状態を維持しやすいことから、マルチコプタ全体として信頼性を向上することができる。

　前記複数の発電機で発電される電力を集約する集約電気回路を有し、前記集約電気回路には、前記複数の電動機が接続されてもよい。

　この構成によれば、各発電機で発電される電力は、集約電気回路によって集約されて、複数の電動機に供給される。集約した電力で複数の電動機を駆動することで、内燃機関および発電機の一部の駆動機器に異常が生じたとしても、他の駆動機器の発電量を増加させることにより電力供給量の低下を抑制できる。

　前記マルチコプタは、対応させて備えられた前記内燃機関および前記発電機を含む複数の発電ユニットを有し、
　前記発電ユニットは、出力を変更可能に構成され、
　前記制御装置は、前記複数の発電ユニットに異常が生じているか否かを判断する異常判断部を備え、前記異常判断部によって、前記発電ユニットの少なくとも１つに異常があると判断された場合に、異常が生じていない他の発電ユニットによる出力を基準出力よりも高くするように制御してもよい。

　この構成によれば、複数の発電ユニットのうちの少なくとも一つの発電ユニットに異常が生じていると判断された場合、前述のように、他の発電ユニットを高出力で運転することで、電動機に供給される電力低下の影響を抑えることができる。例えば、異常判断状態におけるマルチコプタの出力の低下を抑えることができる。

　前記複数の内燃機関は、予め定める基準回転数で出力可能な基準出力域と、前記基準回転数よりも高い高出力回転数で高い出力を出力する高出力域とで、出力可変に設けられ、
　前記制御装置は、
　前記異常判断部によって異常が生じていないと判断された場合、前記複数の内燃機関の出力を前記基準出力域とする正常飛行モードで制御し、
　前記異常判断部によって異常が生じていると判断された場合、前記複数の内燃機関のうち異常が生じていない内燃機関の出力を高出力域とする異常飛行モードで制御することができる。

　前記制御装置は、前記異常判断部によって異常が生じていると判断された発電ユニットの駆動を停止させるように制御することができる。

　この構成により、異常状態の進行・悪化を防ぐことができる。たとえば早期異常判断によって駆動を停止することで、異常を軽傷状態に維持しやすい。たとえば修理による正常状態への回復を早めることができる。

　前記集約電気回路に対して、電力授受可能に構成されるキャパシタを更に備え、
　前記複数の電動機には、前記発電機からの電力の他に、前記キャパシタから補助的に電力が供給されてもよい。

　この構成によれば、発電ユニットの出力を前記基準出力から前記高出力に上昇させるまでの過渡期において、前記キャパシタによって補助的に給電させることができる。そのため、内燃機関の出力変化に伴う発電機の発電の応答遅れをキャパシタによって補うことができる。従って、内燃機関の出力を変化させる過渡状態での電力供給を安定化させることができる。特に、キャパシタは、静電効果による放電を行うため、化学反応による放電に比べて大電流を放電できる。そのため、キャパシタは、比較的小型形状で瞬間的な電力要求に対応可能である。

　前記ロータを駆動するための電装部品を備え、
　前記複数の内燃機関は、前記電装部品よりも進行方向後方に配置される。

　この構成によれば、飛行進行中には前方から後方に流れる気流が生じることで、内燃機関で暖められた内燃機関周囲の空気が、電装部品に向かうことが防がれる。これによって電装部品の温度上昇を抑えることができる。

　積載物を収容する荷室を備え、
　前記荷室は、前記内燃機関よりも下方に配置されてもよい。

　内燃機関で暖められた内燃機関周囲の空気は、温度上昇に伴って上方に流れる。本構成では、内燃機関よりも下方に荷室が配置されることで、内燃機関周囲の暖められた空気が荷室から遠ざかる方向に移動しやすく、荷室の温度上昇を防ぐことができる。

　以上の構成により、蓄電装置の大型化を防ぎつつ、信頼性及び機能性を向上することができるマルチコプタを実現することができる。

本発明の一実施形態に係るマルチコプタの全体構成を示す平面図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの全体構成を示す側面図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの冷却構造を示す構成図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの電気的な構成図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの内燃機関の特性図。 変形例におけるマルチコプタの内燃機関の特性図。

　図１及び図２を参照しながら、本発明の実施形態に係るマルチコプタ１の構成について説明する。

　図１及び図２を参照しながら、本発明の実施形態に係るマルチコプタ１の構成について説明する。

　本実施形態におけるマルチコプタ１は、複数のロータ２０を電動機（モータ）４８によってそれぞれ個別に回転制御することで、姿勢制御が可能となる。ロータ２０の傾斜、回転軸は予め定められる固定値に維持されている。

　本実施形態のマルチコプタ１は、ロータ２０の駆動源として、内燃機関であるエンジン３２が用いられる。マルチコプタ１は、エンジン３２によって出力された機械的出力を発電機４７によって電力に変換する。マルチコプタ１は、このようにして発電された電力をモータ４８に供給して、ロータ２０を回転させる。本実施形態のマルチコプタ１は、モータ４８の動力によって複数のロータ２０を駆動して飛行し、エンジン３２は発電のためにのみ用いられる。換言すると、本実施形態のマルチコプタ１は、エンジン３２の動力によって複数のロータ２０を直接駆動するものではない。

　本実施形態のマルチコプタ１は、複数のロータ２０と、複数のロータ２０のそれぞれに対して個別に設けられるモータ４８と、複数のエンジン３２と、複数の発電機４７と、各モータ４８を制御する制御装置４５と、それらの構成部品を支持するための支持体１０とを備える。

　本実施形態のマルチコプタ１は、ロータ２０とモータ４８とインバータ４２とを含んでユニット化されるロータユニット２と、エンジン３２と発電機４７とコンバータ４１を含んでユニット化される発電ユニット３と、を備える。

　マルチコプタ１は、予め定める基準平面と、基準平面に直交する直交方向が設定される。各ロータ２０の回転翼は、大略的に基準面に沿って延びる。言い換えると、各ロータ２０の回転軸線は、大略的に直交方向に沿って延びる。

　図１に示すように、マルチコプタ１に設定される基準平面が水平に延びる場合を、マルチコプタ１の基準姿勢として説明する。以下、特記しない場合には、基準姿勢に基づいて説明する。基準姿勢では、各ロータ２０の回転翼は、大略的に水平面に沿って延びる。各ロータ２０の回転軸線は、大略的に上下方向に沿って延びる。したがって基準姿勢では、マルチコプタ１は、上下方向に揚力が発生することになる。

　各ロータ２０は、水平方向において、互いに間隔をあけて配置される。各ロータ２０は、平面視において、マルチコプタ１の重心位置から離れ、重心位置を囲む位置にそれぞれ配置される。

　マルチコプタ１は、平面視において、マルチコプタ１の重心位置を含んで複数のロータ２０に隣接する胴体領域１ａと、胴体領域１ａに対して複数のロータ２０寄りに位置するロータ側領域１ｂとが規定される。平面視において、胴体領域１ａは、複数のロータ２０の回転軸を結ぶ多角形の内側の領域となる。本実施形態では、平面視で、胴体領域１ａは、長尺状に形成される。平面視において、胴体領域１ａの長辺方向を機体前後方向ＤＬと称し、胴体領域の短辺方向を機体幅方向ＤＷと称することがある。機体前後方向ＤＬは、機体が進行する方向に平行な方向となる。なお、機体前後方向ＤＬおよび機体幅方向ＤＷは、理解を容易にするために名称付けしたものであり、進行方向及び機体形状と無関係であってもよい。その場合、機体前後方向ＤＬは、基準平面に平行に延びる第１方向となり、機体幅方向ＤＷは基準平面に平行に延びて第１方向に直交する第２方向となる。本実施形態では、複数のロータ２０が機体幅方向ＤＷにおいて胴体領域１ａの両側にそれぞれ配置される。具体的には、マルチコプタ１は、機体前後方向ＤＬに並ぶ４つのロータ２０ａ～２０ｄが機体幅方向ＤＷにおいて胴体領域１ａの一方側にそれぞれ配置される。また機体前後方向ＤＬに並ぶ他の４つのロータ２０ｅ～２０ｈが機体幅方向ＤＷにおいて胴体領域１ａの他方側にそれぞれ配置される。

　支持体１０は、胴体領域１ａに配置されるボディフレーム１１と、ロータ側領域１ｂに配置されるロータ支持フレーム１２とを備える。ボディフレーム１１は、ロータ２０を除く多くの部品を支持する。ボディフレーム１１は、マルチコプタ１の強度部材を構成し、少なくとも骨格を構成する部分を含む。ボディフレーム１１は、胴体領域１ａに配置される胴体機器を支持する。言い換えると、ボディフレーム１１は、胴体機器が積載される胴体機器積載空間Ｓ１（図２参照）を規定する。たとえば胴体機器は、上述した各発電ユニット３と、発電ユニット３で発電された電力を各モータ４８に供給するための電力供給装置とを含む。本実施形態では、ボディフレーム１１は、複数の柱によって形成される籠状に形成されてもよい。本実施形態では、ボディフレーム１１はボディ筐体１１ａが固定されて、ボディ筐体１１ａの内部空間に胴体機器が配置される。

　ロータ支持フレーム１２は、ボディフレーム１１に接続されるとともに、胴体領域１ａから平面視で外側方向に突出する部分を有する。ロータ支持フレーム１２は、ロータ２０を装着したモータ４８を支持する。ロータ支持フレーム１２は、各ロータ２０の回転によって生じる揚力をボディフレーム１１に伝える。これによってマルチコプタ１は、複数のロータ２０とともに全体が飛行可能に構成される。本実施形態では、ロータ支持フレーム１２は、梯子状に形成されて、ロータ支持部材１２ａと、横フレーム１２ｂとを有する。ロータ支持部材１２ａは、ボディフレーム１１に対して機体幅方向ＤＷ外側に一対配置されて機体前後方向ＤＬに延びている。一対のロータ支持部材１２ａは、機体前後方向ＤＬに並ぶ２組の４つのロータ２０ａ～２０ｄ，２０ｅ～２０ｈをそれぞれ支持する。横フレーム１２ｂは、一対のロータ支持部材１２ａを連結する。具体的には、横フレーム１２ｂは、機体幅方向ＤＷに延びて一対のロータ支持部材１２ａを連結する。横フレーム１２ｂは、ボディフレーム１１に連結される。言い換えると、各ロータ支持フレーム１２は、各横フレーム１２ｂを介して、ボディフレーム１１に固定されている。本実施形態では、一対の横フレーム１２ｂの機体前後方向ＤＬの間に胴体機器積載空間Ｓ１が規定される。本実施形態では、胴体機器積載空間Ｓ１は、複数のロータ２０の回転翼が配置される位置よりも下方に配置される。

　本実施形態では、マルチコプタ１は、積荷が積載される荷室Ｓ２を覆う荷室筐体１３を備える。荷室筐体１３は、胴体領域１ａに配置され、ボディフレーム１１によって支持される。マルチコプタ１の飛行状態において、荷室Ｓ２は、平面視からみて、ボディフレーム１１の胴体機器積載空間Ｓ１と上下方向に重なる位置に配置される。具体的には、荷室Ｓ２は、胴体機器積載空間Ｓ１よりも下方に配置される。荷室Ｓ２は、荷室筐体１３によって覆われることで、風雨等から積み荷を保護することができる。また荷室Ｓ２は、胴体機器積載空間Ｓ１との間には、上下方向に仕切られる壁が形成される。荷室Ｓ２は、支持体１０の前後方向後方寄りの胴体領域１ａに位置する。

　本実施形態では、マルチコプタ１は、荷室Ｓ２とは別に、補助部品が積載される補助室Ｓ３を覆う補助室筐体１５を備える。補助室筐体１５は、胴体領域１ａに配置され、ボディフレーム１１によって支持される。マルチコプタ１の飛行状態において、補助室Ｓ３は、平面視において、ボディフレーム１１の胴体機器積載空間Ｓ１と上下方向に重なる位置に配置される。具体的には、補助室Ｓ３と、胴体機器積載空間Ｓ１よりも下方に配置される。補助室Ｓ３が形成されることで、部品を搭載可能な領域を下方に拡張することができる。補助室Ｓ３は、補助室筐体１５によって覆われることで、風雨等から補助部品を保護することができる。また補助室Ｓ３は、胴体機器積載空間Ｓ１との間には、上下方向に仕切られる壁が形成される。補助室Ｓ３は、荷室Ｓ２に対して、水平方向にずれた位置に配置される。本実施形態では、補助室Ｓ３は、機体前後方向において前方寄りの胴体領域に位置する。言い換えると補助室Ｓ３は、荷室Ｓ２に対して前後方向に並び、荷室Ｓ２に対して機体前後方向ＤＬにおける前方に配置される。本実施形態では、補助室Ｓ３には、後述するキャパシタ４３が収容される。このように、キャパシタ４３は、発電機４７およびエンジン３２から離れて配置されることで、これらからの熱の影響を抑えることができる。

　ボディフレーム１１には、マルチコプタ１が接地する際に地面に接触する着陸脚１４が接続される。着陸脚１４は、ボディフレーム１１から下方に突出する。マルチコプタ１は、着陸脚１４が形成されることで、接地状態で安定して自立することができる。本実施形態では、着陸脚１４の接地部分は、胴体機器積載空間Ｓ１、荷室Ｓ２および補助室Ｓ３よりも下方に突出して形成される。言い換えると、胴体機器積載空間Ｓ１および荷室Ｓ２は、複数のロータ２０の回転翼と、着陸脚１４の接地部分との上下方向間に配置される。

　各ロータ２０は、ロータ側領域１ｂに配置される。すなわち各ロータ２０は、ボディフレーム１１の機体幅方向ＤＷ両側に位置し、平面視において胴体領域１ａと重複しない位置に配置されている。ロータ２０ａ～２０ｄは、胴体領域１ａの機体幅方向ＤＷにおける一方側のロータ支持部材１２ａに対して機体前後方向ＤＬに並んで取り付けられている。ロータ２０ｅ～２０ｈは、胴体領域１ａの機体幅方向ＤＷにおける他方側のロータ支持部材１２ａに対して機体前後方向ＤＬに並んで取り付けられている。平面視において、各隣接するロータ２０同士は、機体前後方向ＤＬおよび機体幅方向ＤＷにおいて互いにずれた位置、すなわち重複しない位置に間隔をあけて配置されている。

　各ロータユニット２は、マルチコプタ１に推力を与えるためのロータ２０と、電力が供給されることで回転軸を回転させる電動機としてのモータ４８と、モータ４８への駆動電力を与えるためのインバータ４２とをそれぞれ備える。各ロータ２０は、例えば、モータ４８の回転子部分にボルト等で固定されている。モータ４８の固定し部分は、ロータ支持フレーム１２に固定されている。これによってモータ４８は、ロータ２０を回転軸まわりに回転させる。各モータ４８は、モータ取付部材２５を介して、ロータ支持部材１２ａに固定されている。本実施形態では、各モータ４８は交流モータによって実現される。なお、各ロータユニット２の一部を構成するインバータ４２は、胴体領域１ａにおける機体前方側に配置される。

　上述したようにロータユニット２には、ロータ２０ごとに対応するモータ４８および対応するインバータ４２がそれぞれ設けられる。制御装置４５が各インバータ４２を介して各モータ４８をそれぞれ個別に制御することによって、ロータ２０を個別に回転制御することができる。このように制御装置４５は、各モータ４８を個別に制御することで、各ロータ２０に発生する揚力の大きさを異ならせることで姿勢角を変えることができる。このようにして制御装置４５は、飛行時の姿勢および飛行推進を制御することができる。

　本実施形態では、各ロータ２０は、回転翼のピッチ角が固定されている固定ピッチ式とされている。マルチコプタ１は、ピッチ角が可変式に構成される場合に比べて、構造を単純化することができ、整備性の向上や軽量化を図ることができる。また、モータ４８によってロータ２０を回転させることで、エンジン３２の回転によってロータ２０を回転させる場合に比べて、構造を単純化することができ、整備性の向上や軽量化を図ることができ、更に、制御装置４５による制御指令に応じて回転数が変化するまでの応答性を高めることができる。

　マルチコプタ１は、各ロータ２０を回転軸の径方向外側から覆うロータカバー２３を備える。ロータカバー２３によって、ロータ２０の回転域への物体の近接を防ぐことができる。さらに、物体のロータ２０への接触を防いで、ロータ２０を保護することもできる。ロータカバー２３は、ロータ支持部材１２ａに固定される。ロータカバー２３は、上下方向に開放される筒状に形成される。本実施形態では、ロータカバー２３は、平面視において、機体前後方向ＤＬに並ぶ４組の２つのロータ２０ａおよび２０ｂ、２０ｃおよび２０ｄ、２０ｅおよび２０ｆ、並びに２０ｇおよび２０ｈを覆う略長孔形状に形成される。

　各発電ユニット３は、内燃機関としてのエンジン３２と、エンジン３２により駆動される発電機４７とをそれぞれ備える。また各発電ユニット３は、発電機４７によって発電された電力を変換する一次電力変換装置であるコンバータ４１をそれぞれ備える。換言すれば、発電ユニット３は、エンジン３２を含む内燃機関ユニット３０と、発電機４７およびコンバータ４１を有している。なお、発電機４７およびコンバータ４１は、ロータ２０を回転駆動させる電力を供給するための駆動用の電力を供給するための電装部品４０（いわゆる強電系電装部品）の一つであり、電装部品４０はすべて胴体領域１ａにおける機体前方に配置される。

　本実施形態では、マルチコプタ１は、主としてエンジン駆動によって発生された駆動力によって飛行する。具体的には、エンジン３２は、燃料の燃焼によってエンジン出力軸を回転させる。エンジン３２は、その出力軸が発電機４７の入力軸に動力伝達可能に接続される。発電機４７は、エンジン３２によって入力軸が回転されることで、機械的回転力を電力に変換する。コンバータ４１は、発電機４７と電気的に接続されることで、発電機４７から供給される交流電力を調整して、後述する二次電力変換装置であるインバータ４２に電力供給する。インバータ４２は、コンバータ４１によって変換された直流電力を、モータ４８の駆動に適した交流電力に変換して、モータ４８に与える。

　本実施形態では、マルチコプタ１は、３つの発電ユニット３を有する。エンジン３２から発電機４７へ動力が伝達されるにあたって、動力の回転数を減速する減速機（図示せず）が介在される。各発電ユニット３は、それぞれ同じ構造に形成される。これによって部品種別の増加を防ぐことができるとともに、メンテナンス性を向上させることができる。

　図１に示すように、各発電ユニット３の一部を構成するエンジン３２は、胴体機器積載空間Ｓ１のうちで、機体前後方向ＤＬにおいて後部領域に配置される。本実施形態では、エンジン３２が配置される領域は、荷室Ｓ２の上方領域となる。各発電機４７は、エンジン３２と同様に胴体機器積載空間Ｓ１のうちで、機体前後方向ＤＬにおいて後部領域に配置される。また各発電機４７は、動力伝達されるエンジン３２に対して機体前後方向ＤＬにおいて前部に配置される。

　各エンジン３２は、機体幅方向ＤＷに並べて配置される。各エンジン３２は、隣接するエンジン３２同士が機体前後方向ＤＬにおいてずれた位置に配置される。具体的には、機体幅方向ＤＷの中央部のエンジン３２は、機体幅方向ＤＷにおいて外側に配置されている他のエンジン３２よりも機体前方に配置されている。このように配置されることで、各エンジン３２が揃って機体幅方向ＤＷに並ぶ場合に比べて、隣接するエンジン３２の周囲の隙間を大きく形成することができる。これにより、エンジン３２の燃料の燃焼によって暖められる周囲の空気の移動を促進しやすくすることができる。これによってボディ筐体１１ａ内での空気の温度上昇を抑制することができる。またエンジン３２の周囲の隙間を大きく形成することで、エンジン３２の整備性を向上することができる。たとえば、機体幅方向ＤＷの中央部のエンジン３２の後端面が、隣接するエンジン３２の前端面よりも前方に位置してもよい。これによって機体幅方向ＤＷの中央のエンジン３２に機体側方からアクセスしやすく、エンジン３２の整備性の低下をさらに防ぐことができる。

　本実施形態では、各エンジン３２は、出力軸線ａが機体幅方向ＤＷに延びるように配置されている。上述したように隣接するエンジン３２が機体前後方向ＤＬにおいてずれて配置されることで、エンジン３２同士を機体幅方向ＤＷに重複させて配置することもでき、マルチコプタ１の機体幅方向ＤＷにおける大型化を防ぐことができる。

　各エンジン３２の機体前後方向ＤＬにおける前方側には、対応する発電機４７がそれぞれ配置されている。各発電機４７は、各エンジン３２に対して動力伝達機構であるチェーンを介して接続されている。本実施形態においては、エンジン３２の出力軸には、変速機（トランスミッション）が連結されており、変速機と動力伝達機構（スプロケット）による減速により発電機４７の発電に適した回転数が達成されるようになっている。各発電機４７もエンジン３２と同様に、機体幅方向ＤＷに並べて配置され、隣接する発電機４７同士が機体前後方向ＤＬにおいてずれた位置に配置される。エンジン３２と、エンジン３２に対応する発電機４７とが、それぞれ機体前後方向ＤＬに一列に並んで構成される。発電機４７とエンジン３２は直接接続されてもよい。

　各エンジン３２には、燃焼によって生じる排気を大気中に排出する排気管３３がそれぞれ接続される。排気管３３は、各エンジン３２の排気ポートに接続されて、エンジン３２よりも機体前後方向ＤＬの後方に排気を排出する。具体的には、排気管３３は、エンジン３２の排気ポートから進行方向後方に延びる。本実施形態では、エンジン３２の排気ポートがエンジン本体に対して機体前後方向ＤＬの後方に向くことで、排気管３３をエンジン３２の後方に配置しやすくすることができる。また排気管３３の出口部分が、ボディ筐体１１ａの外側に突出して形成されることで、エンジン３２の排気がボディ筐体１１ａ内に向かうことを防ぐことができる。なお排気管３３は、消音装置となるマフラ部分を含み、マフラ部分がボディ筐体１１ａよりも外側に配置されることが好ましい。これによってボディ筐体１１ａ内の温度上昇をさらに防ぐことができる。また、エンジン３２の吸気ポートがエンジン本体に対して機体前方に向くことが好ましい。これにより、エンジン３２に吸気を導く吸気管と排気管３３との干渉を防ぐことができる。また、エンジン３２に導かれる吸気をろ過するためのエアクリーナおよび吸気管は、エンジン３２に対して機体前方に配置されることが好ましい。これによって排気の影響を抑えて低い温度の吸気をエンジン３２に導くことができる。

　各発電機４７よりも前方には、各エンジン３２への燃料供給源となる燃料タンク（図示せず）が配置されている。各燃料タンクは、エンジンよりも前方に配置されることで、エンジン３２及び排気管３３による熱の影響を受け難くすることができる。各燃料タンクは、図示しないフューエルチューブを介してエンジン３２にそれぞれ接続されている。

　発電ユニット３の一部を構成するコンバータ４１は、対応する発電機４７に隣接して配置される。各コンバータ４１は、胴体領域１ａにおける機体前後方向ＤＬの前方側、より詳しくは、各発電機４７よりも機体前後方向ＤＬの前方側にそれぞれ配置されている。これによって発電機４７とコンバータ４１とを電気的に接続する電気配線を短くすることができる。また各コンバータ４１は、エンジン３２と同様に、機体幅方向ＤＷに並べて配置される。る。

　本実施形態では、発電ユニット３で発電した電力は、集約電気回路４４（図４）を介して、ロータユニット２に供給される。詳しくは、図４に示すように、各発電ユニット３の一部を構成するそれぞれのコンバータ４１は、集約電気回路４４に並列接続される。これによって集約電気回路４４は、各発電ユニット３で発電した電力が集約される。また各ロータユニット２の一部を構成するそれぞれのインバータ４２は、集約電気回路４４に並列接続される。これによって集約電気回路４４は、集約した電力をそれぞれのロータユニット２へ電力供給可能に構成される。蓄電装置であるキャパシタ４３は、集約電気回路４４と電気的に直列接続され、かつ、発電ユニット３と電気的に並列接続される。即ち、複数のモータ４８に電力を供給する集約電気回路４４に対して、発電機４７とキャパシタ４３とが並列接続される。これによって、キャパシタ４３は、集約電気回路４４に対して、電力授受可能に構成され、エンジンの出力変動に起因して、インバータ４２に供給される出力電力の変動を抑制することができる。また、後述するパワープラント制御計算機４５ｂの制御によらずに、キャパシタ４３は、集約電気回路４４の電圧が下がれば電圧低下を防ぐように放電し、電圧が上がれば電圧上昇を防ぐように電力を充電する。これによって特別な制御を不要として、パワープラント制御計算機４５ｂによる発電量の調整よりも速やかに、姿勢制御などに伴う瞬間的な要求電力変動に対応できる。なお、発電機４７の回転数は一定に維持され、従って発電する電圧が一定になるように制御されている。上記電力変動への対応はスロットル開度を変えることにより、負荷となるトルク変化（即ち発電機４７への電流を変化）させて調整している。即ち、キャパシタ４３が放電して電圧が低下し、回転数が低下しようとすると、それを補うためにスロットルを開いて発電量を増加させている。また、キャパシタ４３を用いることによるエンジン脈動に起因する発電変動も抑制できる。

　キャパシタ４３は、コンデンサとも称され、導体間に電圧が印加されることで、電荷が蓄えられる構造を有するものである。本実施形態では、キャパシタ４３は、集約電気回路４４、およびインバータ４２と互いに近接した位置に配置される。具体的には、キャパシタ４３、集約電気回路４４、およびインバータ４２は、上下方向に隣接して配置される。これによって電子機器系統をコンパクトに配置することができ、キャパシタ４３での電力を各インバータ４２に速やかに供給することができる。

　制御装置４５は、前述のように、マルチコプタ１の飛行及び姿勢を制御する飛行制御計算機４５ａと、モータ４８への電力供給を制御するパワープラント制御計算機４５ｂとを備える。なお、飛行制御計算機４５ａと、パワープラント制御計算機４５ｂとは、本実施形態では別体に成されるとしたが、一体構造であってもよい。

　飛行制御計算機４５ａは、記憶部に記憶される飛行制御プログラムを読み出し、図示しないＧＰＳとジャイロセンサによって得られた位置情報、ジャイロ情報に基づいて、飛行演算部が予め定める飛行および姿勢となるために必要な個々のモータ４８の回転速度を演算する。飛行制御計算機４５ａは、演算結果に従って個々のインバータ４２を制御する。このような飛行制御プログラムは、既知のプログラムを用いることができる。

　パワープラント制御計算機４５ｂは、記憶部に記憶される電力制御プログラムを読み出し、飛行制御計算機４５ａの演算結果と、発電ユニット３等に設けられる各種センサで検出される情報を取得する。パワープラント制御計算機４５ｂは、飛行制御計算機４５ａによる制御指令に応じて、エンジン３２および発電機４７の少なくとも一方を制御して、発電電力を制御する。詳細には、パワープラント制御計算機４５ｂは、モータ４８への電力供給量が適切となるように、エンジン３２およびコンバータ４１を制御する電力演算部を有する。たとえばパワープラント制御計算機４５ｂは、エンジン３２に対して回転数一定となるような制御を行う。またパワープラント制御計算機４５ｂは、コンバータ４１に対して、モータ４８のトルク指令に対応する電力出力指令を与える。またパワープラント制御計算機４５ｂは、集約電気回路４４の電圧が予め定める所定範囲となるように発電ユニット３（エンジン３２および発電機４７の少なくとも一方）を制御する。たとえばパワープラント制御計算機４５ｂは、集約電気回路４４の電圧が所定の値よりも下がれば、発電量を増やすように制御し、集約電気回路４４の電圧が所定の値よりも上がれば、発電量を減らすように制御する。

　各コンバータ４１と、各インバータ４２と、飛行制御計算機４５ａと、パワープラント制御計算機４５ｂとは、胴体領域１ａにおける機体前方側、より詳しくは、各発電機４７よりも機体前後方向ＤＬにおける前方側にそれぞれ配置されている。キャパシタ４３は、補助室筐体１５内に収納されている。電装部品４０には、ロータを駆動するための強電系電装部品（発電機、コンバータ、インバータ、モータ、キャパシタ）と、弱電系電装部品（飛行制御するためのセンサ、飛行制御計算機を含む制御系電装部品）が含まれる。エンジン３２は、電装部品４０の後方に配置される。なお、マルチコプタ１における電気的な構成については後述する。

　ここで、図３を参照しながら、マルチコプタ１の冷却構造について説明する。マルチコプタ１は、発電ユニット３を冷却するための冷却ユニット５を有している。本実施形態の冷却ユニット５は、マルチコプタ１に設けられる発熱部分から冷媒によって熱を奪う冷却部分と、熱を奪った冷媒を大気と熱交換して放熱する放熱部分と、冷却部分と放熱部分とにわたって冷却媒体を流通させる冷媒循環通路と、循環通路内の冷媒を循環させるためのポンプとを有する。

　冷却ユニット５は、発電ユニット３のうち、内燃機関ユニット３０を冷却する内燃機関冷却部５０と、電装部品４０を冷却する電装冷却部７０とを有している。内燃機関冷却部５０は、内燃機関ユニット３０ごとに個別に設けられている。本実施形態では、内燃機関ユニット３０が３つの発電ユニット３それぞれに１つずつ設けられているので、３つの内燃機関冷却部５０が設けられている。電装冷却部７０は、発電機４７とコンバータ４１とを備える発電系電装部品４０ごとに個別に設けられている。本実施形態では、発電系電装部品４０が３つの発電ユニット３それぞれに１つずつ設けられているので、３つの電装冷却部７０が設けられている。

　内燃機関冷却部５０は、放熱部分を構成するエンジンラジエータ６０を有する。電装冷却部７０は、放熱部分を構成する電装ラジエータ９０を有する。各ラジエータ６０，９０は、熱交換器であって、内蔵する冷媒と周囲大気との間で熱交換させることで、冷媒を放熱させて、冷媒の温度を低下させる。

　各ラジエータ６０，９０は、３つの内燃機関冷却部５０および３つの電装冷却部７０ごとに個別に設けられている。本実施形態では、３つの内燃機関冷却部５０それぞれに対応した３つのエンジンラジエータ６０ａ～６０ｃと、３つの電装冷却部７０それぞれに対応した３つの電装ラジエータ９０ａ～９０ｃとが設けられている。

　内燃機関冷却部５０には、冷媒によってエンジン３２の発熱部分の熱を奪うエンジン冷却部５１が形成される。エンジン冷却部５１は、エンジン３２の発熱部分に隣接する冷媒貯留空間として形成される。例えば、エンジン冷却部５１は、シリンダヘッドに形成されて、吸排気ポートおよび点火プラグ収容空間、気筒上方空間の周囲に形成される。またエンジン冷却部５１は、シリンダブロックの気筒空間の周囲に形成される。またエンジン冷却部５１は、クランクケースの内部空間に隣接して形成される。エンジン冷却部５１は、エンジン３２内を流れる潤滑液と冷却媒体と熱交換する潤滑液熱交換部として形成されてもよい。

　エンジン３２には、エンジン冷却部５１へ各エンジンラジエータ６０で冷却された循環冷媒（内燃機関循環冷媒）を導入するためのエンジン入口５２と、エンジン３２の発熱部分から熱を奪った循環冷媒を排出するためのエンジン出口５３とが形成される。エンジンラジエータ６０には、エンジン３２の熱を奪った循環冷媒を導入するためのラジエータ入口６１と、ラジエータ６０で冷却された循環冷媒を排出するためのラジエータ出口６２とが形成される。

　内燃機関冷却部５０は、ラジエータ出口６２とエンジン入口５２とを接続するエンジン入口配管５４と、エンジン出口５３とラジエータ入口６１とを接続するエンジン出口配管５５とを有する。このようなエンジンラジエータ６０、エンジン３２および各配管５４，５５によって、内燃機関循環冷媒が循環するエンジン循環路５６が構成される。また内燃機関冷却部５０には、循環冷媒をエンジン循環路５６内で循環させるためのポンプ５７が設けられる。本実施形態では、ポンプ５７として、エンジン３２の回転動力の一部が与えられて駆動する機械駆動式ポンプが用いられてもよい。

　これによってポンプ５７とエンジン３２とを一体化することができるとともに、エンジン回転数に応じた循環量（ポンプ吐出量）を実現することができる。また循環冷媒によって、潤滑液を冷却することで、摺動部分など発熱する部分についても好適に冷却することができる。本実施形態では、エンジンラジエータ６０は、ロータ側領域１ｂに位置しており、エンジン３２が設けられた胴体領域１ａから離反した位置に設けられる。

　電装冷却部７０には、冷媒によって発電機４７および対応するコンバータ４１の発熱部分の熱を奪う発電機冷却部７１およびコンバータ冷却部８１が形成される。発電機冷却部７１は、発電機４７の発熱部分に隣接する冷媒貯留空間として形成される。たとえば発電機冷却部７１は、発電用コイルの周囲に形成される。またコンバータ冷却部８１は、対応するコンバータ４１の周囲に形成される。発電機冷却部７１は、発電機４７内を流れる潤滑液と冷却媒体と熱交換する潤滑液熱交換部として形成されてもよい。

　発電機４７には、発電機冷却部７１へ各電装ラジエータ９０で冷却された循環冷媒（電装循環冷媒）を導入するための発電機入口７２と、発熱部分から熱を奪った循環冷媒を排出するための発電機出口７３とが形成される。コンバータ４１には、コンバータ冷却部８１へ各電装ラジエータ９０で冷却された循環冷媒（電装循環冷媒）を導入するためのコンバータ入口８２と、発熱部分から熱を奪った循環冷媒を排出するためのコンバータ出口８３とが形成される。電装ラジエータ９０には、発電機４７およびコンバータ４１の熱を奪った循環冷媒を導入するためのラジエータ入口９１と、電装ラジエータ９０で冷却された循環冷媒を排出するためのラジエータ出口９２とが形成される。電装冷却部７０は、ラジエータ出口９２とコンバータ入口８２とを接続するコンバータ入口配管７４と、コンバータ出口８３と発電機入口７２とを接続する発電機入口配管７５と、発電機出口７３とラジエータ入口９１とを接続する電装出口配管７６とを有する。すなわち、本実施形態では、電装冷却部７０は、コンバータ４１と発電機４７とが直列に接続されている。

　このような電装ラジエータ９０、発電機４７、コンバータ４１および各配管７４～７６によって、電装循環冷媒が循環する電装循環路７７が構成される。また電装冷却部７０には、冷媒を電装循環路７７内で循環させるためのポンプ７８が設けられる。本実施形態では、ポンプ７８として、集約電気回路４４から供給される電力によって駆動する電動ポンプが用いられてもよい。これによってポンプ７８へ電力を供給する専用の蓄電装置を不要として部品点数を削減することができる。また電装循環冷媒によって、潤滑液を冷却することで、発電機４７の摺動部分などの発熱する部分についても好適に冷却することができる。

　本実施形態では、電装ラジエータ９０は、ロータ側領域１ｂに位置しており、発電機４７およびコンバータ４１が設けられた胴体領域１ａから離反した位置に設けられる。本実施形態では、電装冷却部７０によって、電力供給用電装部品であるコンバータ４１および発電機４７を冷却したが、他の電力供給用電装部品であるインバータ４２およびモータ４８を冷却してもよい。またインバータ４２およびモータ４８を冷却するための他の冷却装置を備えていてもよい。

　なお、各内燃機関冷却部５０および電装冷却部７０は、各冷却対象の熱の影響によって、規定値以上の圧力となる冷媒を逃がすためのリザーバタンクが設けられることが好ましい。

　図１に示されるように、各ラジエータ６０，９０は、機体幅方向ＤＷにおいて対称となる位置に配置されている。エンジンラジエータ６０ａ～６０ｃは、ロータ２０ｄ，２０ｇ，２０ｈに対応して、ロータ２０の下方にそれぞれ配置されており、電装ラジエータ９０ａ～９０ｃは、ロータ２０ｂ，２０ｆ、２０ｃに対応して、ロータ２０の下方にそれぞれ配置されている。各ラジエータ６０，９０は、ロータ支持フレーム１２に支持される。

　具体的には、図１に示されるように、各ラジエータ６０，９０は、ロータ支持部材１２ａおよび横フレーム１２ｂの両方に固定されている。具体的には、略矩形状に形成される各ラジエータ６０，９０の一辺が、ロータ支持部材１２ａに固定される。また各ラジエータ６０，９０のうち他の一辺が、横フレーム１２ｂに支持される。このように各ラジエータ６０，９０を２辺で支持することによって、ラジエータ６０，９０の支持剛性を高めやすい。

　各ラジエータ６０，９０は、平面視において各ロータユニット２のモータ４８に対してずれた位置、すなわちモータ４８と重複しない位置に配置される。各ラジエータ６０，９０は、ロータ２０によって導かれた気流が流れる領域に配置される。例えば、各ラジエータ６０，９０は、平面視において、ロータ２０の回転翼の回転領域と重複する位置に配置されている。実施形態では、各ラジエータ６０，９０は、ロータ２０の回転翼の下方となる位置に配置される。これにより、各ラジエータ６０，９０は、飛行状態において、各ロータ２０の回転によって生じる下向きの気流によって、熱交換を促進することができ、放熱性能を向上することができる。

　電装冷却部７０は、内燃機関ユニット３０に比して発熱量の小さい電装部品４０を冷却するように構成されている。ここで、内燃機関冷却部５０および電装冷却部７０は、互いに独立した別回路として構成されている。これによって、各内燃機関冷却部５０および電装冷却部７０において、それぞれ適した冷却温度が実現されている。本実施形態では、電装冷却部７０を循環する電装循環冷媒の温度（電装冷却温度と称する）は、内燃機関冷却部５０を循環する内燃機関循環冷媒の温度（内燃機関冷却温度と称する）とは異なるように設定されている。具体的には、電装冷却温度は、内燃機関冷却温度よりも低い。

　電装循環冷媒および内燃機関循環冷媒の温度は、各電装冷却部７０および内燃機関冷却部５０による冷却性能を調整することによって適宜設定することができる。例えば、循環冷媒の流量、各ラジエータ６０，９０のサイズ（放熱性能）、及び／又は各電装冷却部７０および内燃機関冷却部５０に設けられるサーモスタット（不図示）の開弁温度の設定等によって、冷却水の温度を、冷却対象の部材に合わせて適切に設定できる。

　上記構成において、マルチコプタ１は、例えば全長５ｍ以上かつ積載可能量１００ｋｇ以上の大型のものであり得る。また、ロータ２０ａ～２１ｈは、全て同じ大きさであり、例えば１．３ｍ以上の直径を有している。

　次に、図４を参照して、マルチコプタ１の電気的な構成について説明する。

　上述したように、本実施形態では、マルチコプタ１がキャパシタ４３を備える。たとえばマルチコプタ１は、各発電ユニット３で発電される電力の総和よりも、ロータユニット２へ供給する電力の総和が一時的に大きくなった場合には、キャパシタ４３からロータユニット２への電力供給を行う。またマルチコプタ１は、各発電ユニット３で発電される電力の総和が、ロータユニット２へ供給する電力の総和よりも一時的に大きくなった場合には、キャパシタ４３への再充電を行う。

　本実施形態のマルチコプタ１では、３つの発電ユニット３が集約電気回路４４に対して並列接続される。また８つのロータユニット２が、集約電気回路４４に対して並列接続される。

　各発電ユニット３は、対応するエンジン３２が、対応する発電機４７に対してそれぞれ動力伝達可能に機械的に接続されている。発電ユニット３は、各エンジン３２によって発電機４７をそれぞれ駆動させ、交流の電力を発電する。各発電機４７で発電された交流の電力は、対応するコンバータ４１を介してそれぞれ直流の電力に変換される。各コンバータ４１で直流に変換された電力は、集約電気回路４４にて集約された後、各インバータ４２にそれぞれ供給される。

　各インバータ４２にそれぞれ供給された直流の電力は、三相交流の電力にそれぞれ変換され、それぞれ対応するモータ４８に供給される。本実施形態では、各発電機４７から各モータ４８へ供給する電力をこのように調整する電気的構成部分を電力調整回路と称する。詳細には、電力調整回路は、各コンバータ４１、集約電気回路４４、および各インバータ４２をいう。

　各モータ４８は、前述のように各ロータ２０に対して動力伝達可能に機械的に接続されている。各モータ４８が電力を受けて駆動されると、対応するロータ２０ａ～２０ｈがそれぞれ駆動される。

　また、集約電気回路４４には、キャパシタ４３が電気的に接続されており、モータ４８からの電力要求に対しては、最初にキャパシタ４３が応答する。ロータユニット２への給電により集約電気回路４４の電圧が低下すると、発電ユニット３は発電量を増やして電圧を目標値に一定に保つように制御される。反対に、余剰電力が生じた場合には集約電気回路４４の電圧が上昇するため、発電ユニット３は発電量を減らして電圧を目標値に一定に保つように制御される。このようにキャパシタ４３は、パワープラント制御計算機４５ｂの制御に寄らずに、集約電気回路４４の電圧が下がれば電圧低下を防ぐように放電し、電圧が上がれば電圧上昇を防ぐように電力を充電する。これによって特別な制御を不要として、パワープラント制御計算機４５ｂによる発電量の調整よりも速やかに、姿勢制御などに伴う瞬間的な要求電力変動に対応できる。

　本実施形態では、上記の電気的な構成を制御するために、飛行制御計算機４５ａおよびパワープラント制御計算機４５ｂを含む制御装置４５が設けられている。

　パワープラント制御計算機４５ｂは、集約電気回路４４の電圧が予め定める値に維持されるように各エンジン３２およびコンバータ４１を制御する。例えば、パワープラント制御計算機４５ｂは、各エンジン３２の回転数を一定範囲に維持するとともに、集約電気回路４４の電圧を一定の値に維持するよう、コンバータ４１のトルク指令を操作する。これにより、マルチコプタ１の安定した飛行を可能にするとともに、キャパシタ４３の過充放電も抑制される。また、集約電気回路４４の電圧がキャパシタ４３の電圧より低くなればキャパシタ４３からの放電が実行され、集約電気回路４４の電圧がキャパシタ４３の電圧より高くなればキャパシタ４３への充電が実行されるようにパワープラント制御計算機４５ｂを制御することで、キャパシタ４３で補った後の電力供給を発電機４７によって担わせることができる。

　飛行制御計算機４５ａは、マルチコプタ１の姿勢制御のために各ロータ２０の回転数をそれぞれ制御する。詳細には、飛行制御計算機４５ａは、各ロータ２０ａ～２０ｈの回転数制御のために、各インバータ４２を個別に制御する。これにより、マルチコプタ１は、安定した姿勢で要求される飛行動作を行うことができる。

　具体的には、要求される飛行動作を行うためには、飛行制御計算機４５ａが、要求される飛行動作に応じて各ロータ２０に必要な回転数を算出し、その回転数指令をパワープラント制御計算機４５ｂに出力する。一方、パワープラント制御計算機４５ｂは、エンジン３２の回転数を一定に保つために必要なアクセル開度指令をエンジン３２にス出力するとともに、発電量をコントロールするためにトルク指令をコンバータ４１に出力する。

　上記のような発電量の調整では、飛行制御計算機４５ａが回転数指令を出してから各発電ユニット３が応答完了するまでの時間遅はエンジン３２の応答速度に支配されるため、応答速度が遅い。そのため、キャパシタ４３が設けられない場合、風などの外乱の中で姿勢を維持するような、著しく短時間の応答が要求される姿勢制御では発電による出力応答が間に合わず、制御不能に陥ってしまうことがある。

　本実施形態のマルチコプタ１には、前述のようにキャパシタ４３が設けられている。キャパシタ４３は、瞬時に大電流を放電することができる。そのために姿勢制御のための瞬間的な電力要求に対しては、最初にキャパシタ４３が補助的に応答し、エンジン３２の出力応答の遅れを補う。たとえば突風などの外乱状態によって瞬間的なモータ４８の出力の増加が要求される場合、キャパシタ４３は、集約電気回路４４に即座に給電を始め、各発電ユニット３の応答遅れを補う。

　キャパシタ４３は、モータ４８の短時間の応答による要求電力の変動を抑制するために必要な容量を有している。即ち、キャパシタ４３は、エンジン３２が出力変更指令を受けてから出力を変更するまでに、機体の姿勢制御に必要な電力を補うことが可能な静電容量を有するように設けられている。これにより、エンジン３２による出力変更に起因する電力不足をキャパシタ４３で補うことができる。具体的には、キャパシタ４３の容量は電力量換算で１００Ｗｈ以上かつ１０００Ｗｈ以下であってもよい。この最小容量は、コンバータ４１の電圧変動許容範囲を最大限に使い、標準的な負荷変動（標準的な飛行条件）で飛行可能とする場合に対応する。この最大容量は、コンバータ４１の電圧変動許容範囲に対して適当な余裕を持ちつつ、より大きな負荷変動（厳しい飛行条件）にも耐えられる場合に対応する。なお、キャパシタ４３の容量範囲は、上述する範囲に制限されるものではなく、機体重量、機体の慣性モーメント、飛行条件および余裕度などによって適宜変更することができる。

　上記の構成によれば、リチウムイオンバッテリ―の数倍の出力密度（ｋｗ/ｋｇ）を有するエンジン３２を主電力源とし、バッテリに比べて瞬間的に大電流を放電できるキャパシタ４３を補助蓄電装置とすることで、動力装置全体を小型化・軽量化することができる。ここで、動力装置とは、発電装置（エンジン３２および発電機４７）並びに蓄電装置（キャパシタ４３）のことをいう。また、機体の姿勢制御において、内燃機関の応答遅れに起因して瞬間的に電力要求差が発生しても、複数のモータ４８に対する供給電力の過不足変動をキャパシタ４３によって吸収することができる。さらに、キャパシタ４３はエンジン３２の応答遅れを補うために十分な容量があればよく、蓄電装置の大型化も防げる。このようにして、動力装置の大型化、重量増大を防ぎつつ、長時間飛行に耐え得るマルチコプタ１を実現している。

　次に、マルチコプタ１の飛行モードについて説明する。

　本実施形態のマルチコプタ１には、飛行中に切り替え可能な複数の飛行モードが設定されている。複数の飛行モードには、例えば、飛行モードとして、各発電ユニット３と各ロータユニット２が全て正常に動作しているときの正常飛行モードと、３つの発電ユニット３のうち１つ、あるいは８つのロータユニット２が異常動作しているときの異常飛行モードとが設定されている。これらの飛行モードのそれぞれは、エンジン３２の出力域に応じて設定されている。即ち、これらの飛行モードのそれぞれは、エンジン３２の出力を一定範囲に維持する出力域がそれぞれ異なるように設定されている。飛行モードごとに出力域が異なるため、飛行モードごとに出力を切り換えることで、飛行モードごとに適した出力を確保しやすい。

　また、上述の発電ユニット３の異常を判断するために、制御装置４５には、異常判断部４５ｃ（図４参照）が備えられている。異常判断部４５ｃは、各発電ユニット３、あるいは各ロータユニット２の異常を検知すると、異常を検知した情報をパワープラント制御計算機４５ｂ、あるいは飛行制御計算機４５ａに送信する。たとえば異常状態としては、エンジン３２に設けられるセンサによって判断してもよい。たとえば冷却水（冷媒）の温度が所定範囲を超えた場合や、エンジン３２の回転数の制御異常、インジェクタ、スロットル制御装置の動作異常、燃料供給装置の異常などの既知の異常状態を判断すると、エンジン３２の異常として判断してもよい。また発電ユニット３の個々の電気的特性値（電流、電圧、抵抗、短絡、断線など）が所定範囲を超えた場合に、異常状態を判断してもよい。

　パワープラント制御計算機４５ｂ、あるいは飛行制御計算機４５ａ、あるいはその両方は、通常時には正常飛行モードでの制御を行っている状態で、異常判断部４５ｃから異常を検知した情報を受信すると正常飛行モードから異常飛行モードに切り替える。なお、異常判断部４５ｃによる異常判断方法は、任意の態様であり得る。

　図５を参照して、正常飛行モードと異常飛行モードについて説明する。

　図５のグラフでは、横軸がエンジン３２の回転数を示し、縦軸がエンジン３２の出力（トルクないし負荷）を示している。グラフ中の上に凸の弓なりの曲線は、各回転数におけるエンジン３２の最高出力を示している。即ち、当該曲線は、エンジン３２の出力が１００％の状態を示している。

　本実施形態のエンジン３２は、以下の特性を有する。エンジン３２は、回転数が上昇して、予め定められるピーク回転数に近づくにつれて出力が徐々に大きくなる。エンジン３２は、回転数がピーク回転数に達すると出力が最大値となり、回転数が出力最大回転数を超えて大きくなると、出力が徐々に小さくなる。燃費は、縞状（等高線状）に分布しており、燃費が良い領域（縞状の中心部であって、斜線密度が高い領域）から回転数および出力が離れるほど燃費が悪くなる。出力（負荷ないしトルク）は、発電機４７の特性である程度の範囲に設定される。

　図５では、正常飛行モードに対応する出力域として基準出力域Ｓ４１が設定されている。基準出力域Ｓ４１の最大値は、正常飛行モードにおいて、外乱も含めた全ての飛行状態で必要となる出力の最大値以上である必要がある。また、異常飛行モードに対応する出力域として高出力域Ｓ４２が設定されている。パワープラント制御計算機４５ｂはエンジン３２の回転数を一定に保つように制御するが、異常を検知した場合は異常を検知していないエンジン３２の制御回転数を基準回転数Ｒ４１から高出力回転数Ｒ４２に切り替えることができる。

　基準回転数Ｒ４１は、燃費が最大近傍となるエンジン回転数である。基準回転数Ｒ４１は、最大回転数に対して、例えば６０％以上８５％未満となるように設定される。

　高出力回転数Ｒ４２は、エンジン３２の回転数が基準回転数Ｒ４１よりも大きい回転数である（Ｒ４２＞Ｒ４１）。パワープラント制御計算機４５ｂは、異常を検知した場合は異常を検知していないエンジン３２の制御回転数を基準回転数Ｒ４１から高出力回転数Ｒ４２に切り替えることで、高い出力を確保する。また、異常がなくても、高高度を飛行する場合等、高出力が必要な飛行において高出力回転数Ｒ４２に切り替えてもよい。

　正常飛行モードでは、各エンジン３２が基準回転数Ｒ４１で駆動される。異常飛行モードでは、各エンジン３２のうち異常と判断されていないものが高出力回転数Ｒ４２で駆動される。また各エンジン３２（各発電機４７）のうち異常と判断されたものは、発電ユニット３として駆動を停止させる。このようにして燃費を優先する基準出力域Ｓ４１の飛行モードと高出力が必要な高出力域Ｓ４２の飛行モードとを選択でき、状況に応じた飛行を行いやすくできる。

　好ましくは、異常状態と非異常状態とで、集約電気回路４４に、発電ユニット３から供給される電力の総量は同じ範囲となるように制御される。たとえばｎ個の発電ユニット３を備える場合、通常モードでの各発電ユニット３によるそれぞれの出力をＸとし、ｍ個の発電ユニット３が故障したと判断されると、異常モードにおいて、異常と判断しなかった各発電ユニット３によるそれぞれの異常時出力Ｙは、（ｎ・Ｘ）/（ｎ－ｍ）となることが好ましい。異常時出力Ｙは、各電装部品４０で許容可能な許容範囲が考慮された値であってもよい。これによって、異常状態での発電電力を、異常前の発電電力と同じか発電電力に近づけることができ、異常状態での出力低下を抑えることができる。たとえば、３個の発電ユニット３を搭載し、１個の発電ユニット３の故障を判断する場合、故障モードでは、故障判断していない発電ユニット３は、通常モードに対して１．５倍の出力となるように設定されることが好ましい。

　本実施形態によれば、各発電ユニット３のうちの少なくとも１つの発電ユニット３に異常が検知された場合に、他の発電ユニット３が正常状態に比べて高出力で発電する。これによって異常状態における電力低下を抑えることができる。これにより、マルチコプタ１の動力が低下する等の不具合が回避されて、マルチコプタ１の信頼性を向上できる。また、正常飛行モードでは、エンジン３２の出力を異常飛行モードの出力よりも低下させることができるので、エンジン３２の負荷を低減できる。本実施形態では、エンジン３２の回転数域を異ならせて、異常状態での出力を異ならせることを例示した。

（変形例）
　変形例として、上記実施形態とは別の飛行モードが設定されてもよい。例えば、飛行モードに対応する出力域を３つ設定してもよい。具体的には、図６を参照して、巡航飛行モードに対応する出力域Ｓ５１と、ホバリング飛行モードに対応する出力域Ｓ５２と、異常飛行モードに対応する出力域Ｓ５３とを設定してもよい。ここで、巡行飛行モードは、推進飛行を行うモードである。ホバリング飛行モードは、推進を行わず、空中で静止してホバリングを行うモードである。本変形例では、巡航飛行モードおよびホバリング飛行モードは、発電ユニット３が全て正常に動作しているときの正常飛行モードに対応する。

　一般に、巡航飛行は揚力を利用できるので、ホバリング飛行に比べて必要な出力が少ない。従って、巡航飛行モードの出力域Ｓ５１は、ホバリング飛行モードの出力域Ｓ５２よりも低くなる。すなわち、巡行飛行に用いられる出力域Ｓ５１が基準出力域となり、ホバリング飛行に用いられる出力域Ｓ５２が高出力域となっている。巡航飛行の際にエンジン３２の回転数が高出力回転数Ｒ５２となっていると、スロットルを絞って出力を抑えることになる。しかし、一般にスロットル開度は大きい方が燃費は良いため、エンジン３２の回転数を基準回転数Ｒ４１まで下げてスロットル開度範囲を同じにすることで燃費を向上させることができる。さらに、このように回転数を下げることでエンジン３２の負荷を減少させ、耐久性を向上させることもできる。このように、飛行モードに応じて使用する出力域を分けることで、出力と燃費との両立を図り、高燃費の運転が可能となっている。また、エンジン３２の回転数を変更してもコンバータ４１の働きによって電圧は維持される。これにより、エンジン３２が常に一定の回転数を維持するのではなく必要に応じて回転数を変更させることができる。なお、飛行モードの切替に伴う応答遅れは、前述のようにキャパシタ４３で補うことができる。

　図６の例では、各出力域Ｓ５１，Ｓ５２，Ｓ５３の大小関係は、出力域Ｓ５１が最も低く、出力域Ｓ５２が次に低く、出力域Ｓ５３が最も高い（Ｓ５３＞Ｓ５２＞Ｓ５１）。また、各出力域Ｓ５１，Ｓ５２，Ｓ５３に対応する回転数がそれぞれ、Ｒ５１，Ｒ５２，Ｒ５３として設定されている。各回転数Ｒ５１，Ｒ５２，Ｒ５３の大小関係は、回転数Ｒ５１が最も小さく、回転数Ｒ５２が次に小さく、回転数Ｒ５３が最も大きい（Ｒ５３＞Ｒ５２＞Ｒ５１）。

　本変形例によれば、巡航飛行モードとホバリング飛行モードとにおいて回転数を好適に切り換えることによって耐久性を向上させるとともに、異常飛行モードを備えることによって発電ユニット３のいずれかに異常が生じた場合でもマルチコプタ１としての出力低下を抑制することができる。

　飛行モードについて、上述したように３つ以上設定されてもよい。たとえば他の飛行モード例として、ペイロードの有無に応じて追加設定されてもよい。たとえばペイロードなし巡行状態と、ペイロードあり巡行状態とで、飛行モードを異ならせてもよい。たとえばペイロードなしホバリング状態は、ペイロードあり巡行状態と同じ程度に、発電ユニットごとの出力が設定されてもよい。

　上記実施形態に係るマルチコプタ１によれば、以下の効果を奏する。

　内燃機関３２によって発電することで電力供給状態を維持できるため、長期間の飛行においても、電気を蓄える蓄電装置の大型化を防ぐことができる。また、主動力源には、リチウムイオンバッテリより高い出力重量比を有する内燃機関を用いるため、マルチコプタの長時間飛行が可能となる。さらに、内燃機関３２および発電機４７の少なくとも一方を複数備えることで、長期間飛行中に、内燃機関３２および発電機４７の一部の駆動機器に異常が生じたとしても、残余の駆動機器によって電力供給状態を保つことができる。このように内燃機関３２および発電機４７において、異常があっても駆動状態を維持しやすいことから、マルチコプタ１全体として信頼性を向上することができる。

　内燃機関３２と発電機４７とが対応してそれぞれ備えられているので、内燃機関３２および発電機４７に異常が生じた場合であっても、残余の内燃機関３２および発電機４７によって、電力供給状態を保つことができる。したがって内燃機関３２及び発電機４７の両方の耐久性が過剰となることを防いで、マルチコプタ１全体として長時間の飛行に耐えうることができる。

　各発電機４７で発電される電力は、集約電気回路４４によって集約されて、複数の電動機４８に供給される。集約した電力で複数の電動機４８を駆動することで、発電機４７ごとに出力が変動する場合でも、電動機４８へ供給される電力供給の変動を抑えて、電動機４８への電力供給の安定化を図りやすい。これによって異常が発生した場合に、ロータ２０の回転に与える影響を抑制できる。

　複数の発電ユニット３のうちの少なくとも一つの発電ユニット３に異常が生じていると判断された場合、他の発電ユニット３を高出力で運転することで、電動機４８に供給される電力低下の影響を抑えることができる。例えば、異常判断状態におけるマルチコプタ１の出力の低下を抑えることができる。

　異常が生じていない正常飛行時には、発電ユニット３の出力を異常時出力よりも出力の低い基準出力に抑えることができるので、発電ユニット３の負荷を下げることに起因して、発電ユニット３の耐久性の低下を抑制できる。

　正常飛行時には、内燃機関３２の出力を異常時出力よりも出力が低く、内燃機関３２の燃費の良い範囲で稼働することができ、飛行可能な航行距離を延長することができる。また異常飛行時には、正常飛行時よりも出力を高めることで、異常判断状態におけるマルチコプタの動力性能の低下を抑えることができる。このようにして、正常時の航行距離の延長と、異常時の動力性能の低下抑制とを両立させることができる。

　制御装置４５は、異常判断部４５ｃによって異常が生じていると判断された発電ユニット３の駆動を停止させるように制御する。これにより、異常状態の進行・悪化を防ぐことができる。たとえば早期異常判断によって駆動を停止することで、異常を軽傷状態に維持しやすい。たとえば修理による正常状態への回復を早めることができる。

　発電ユニット３の出力を基準出力から高出力に上昇させるまでの過渡期において、キャパシタ４３によって補助的に給電させることができる。そのため、内燃機関３２の出力変化に伴う発電機４７の発電の応答遅れをキャパシタ４３によって補うことができる。従って、内燃機関３２の出力を変化させる過渡状態での電力供給を安定化させることができる。特に、キャパシタ４３は、静電効果による放電を行うため、化学反応による放電に比べて大電流を放電できる。そのため、キャパシタ４３は、比較的小型形状で瞬間的な電力要求に対応可能である。

　巡航飛行中には前方から後方に流れる気流が生じることで、内燃機関３２で暖められた内燃機関３２周囲の空気が、電装部品４０に向かうことが防がれる。これによって、内燃機関３２を主電力源としつつ、電装部品４０に対する内燃機関３２による温度上昇を抑えることができる。

　巡航飛行中には前方から後方に流れる気流に沿って、内燃機関３２の排気を排出することができる。これによって排気を促進することができるとともに、内燃機関３２の前方に配置される機器類に排気が向かうことを防ぐことができる。

　内燃機関３２で暖められた内燃機関３２周囲の空気は、温度上昇に伴って上方に流れる。本構成では、内燃機関３２よりも下方に荷室Ｓ２が配置されることで、内燃機関３２周囲の暖められた空気が荷室Ｓ２から遠ざかる方向に移動しやすい。これによって、内燃機関３２を主電力源としつつ、荷室Ｓ２に対する内燃機関３２による温度上昇を防ぐことができる。

　前述のように、本実施形態及び変形例では、熱源となる各エンジン３２は、熱への対策が望ましい電装部品４０よりも進行方向後方に配置されているので、電装部品４０を熱害から保護するための隔壁等を設けることなく、エンジン３２による電装部品４０に対する熱害を抑制できる。

　前述のように、複数の内燃機関冷却部５０を有することで、１つの内燃機関冷却部５０が故障した場合でも、他の内燃機関冷却部５０によってこれに対応した他のエンジン３２の冷却を維持でき、当該他のエンジン３２の動作を継続できる。これによって内燃機関冷却部５０の故障に応じたエンジン３２の停止の影響を抑えることができる。

　複数の電装冷却部７０を有することで、１つの電装冷却部７０が故障した場合でも、他の電装冷却部７０によってこれに対応した他の発電機４７およびコンバータ４１の冷却を維持でき、当該他の発電機４７およびコンバータ４１の動作を継続できる。これによって電装冷却部７０の故障に応じた発電機４７およびコンバータ４１の停止の影響を抑えることができる。

　しかも、電装冷却部７０には、発電機４７とこれに対応するコンバータ４１がそれぞれ接続されている。したがって、各電装冷却部７０には、それぞれ一通りの電装品が揃っており、しかも対応する発電機４７とコンバータ４１が含まれているので、発電された電力を維持しやすい。

　以上より、本発明の具体的な実施形態について説明したが、本発明は上記形態に限定されるものではなく、この発明の範囲内で種々変更して実施することができる。

　例えば、キャパシタ４３は、リチウムイオンキャパシタ電池などの種々のキャパシタ機能を有する小容量の蓄電装置に置換されてもよい。この場合においても、上記実施形態と同様に、エンジン３２の出力を変化させる過渡状態において、蓄電装置であるキャパシタから供給される電力によってロータ２０ａ～２０ｈを回転させる放電駆動工程とを備える。

　また、飛行モードは１つであってもよい。飛行モードが１つであっても負荷変動に応じた抑制を防げるため、蓄電装置の大型化を防ぎつつ、長期間の飛行に対する信頼性を向上できる。

　マルチコプタ１の形状については、実施の一例であって他の構造であってもよい。ロータ２０の数は、８つに限らず、３つ以上であればよい。またフレーム構造についても他の構造であってもよい。たとえば胴体領域１ａに対して、放射状にロータ支持フレームが延びる場合でもよい。

　また、上記実施形態では、エンジンの回転数に基づいて各飛行モードの燃費が設定されたが、これに限らない。たとえばエンジン３２の効率（単位燃費あたりに取り出せる出力）や、発電機４７の効率（入力に対する発電量）を加味して、発電ユニット３全体としての効率（単位燃料あたりに出力可能な電力）が良い領域を通常時の出力としてもよい。

　本実施形態では、発電ユニット３によって発電された動力によってロータ２０を回転させることで、蓄電装置の大型化を防ぐことができる。また本実施形態では、発電ユニット３を複数備える。発電ユニット３は、電装部品に比べて、可動部分として動作する部分が多く、異常として判断される可能性が高い場合がある。このような可動部分を備える発電ユニット３を複数備える（本実施形態においては、三重系とされている）ことによって、長期間飛行に対する信頼性を向上するマルチコプタ１を実現することができる。

　また本実施形態では、エンジン３２及び発電機４７の両方について、複数備える構成について説明した。本発明はこれに限らず、異常状態として生じる頻度が高い装置の数を増やすようにしてもよい。たとえばエンジン３２の数と、発電機４７の数が一対一でなくてもよく、どちらかがの数が多い場合も本発明に含まれる。たとえばエンジン３２が２つ、発電機４７が３つ設けられる場合も本発明に含まれる。

　電装部品４０は、すべてエンジン３２の前方に配置されなくてもよく、一部の電装部品４０について、エンジン３２よりも後方に配置されてもよい。モータの形式やエンジンの形式についても限定されず。直流モータであってもよいし、内燃機関もガソリンエンジンなど既存の構造を用いてもよい。

　また本実施例では、基準状態でロータ２０が水平方向に延びるとしたが、大略的に水平方向に沿っていればよく、ロータ２０が個別に傾斜している場合も本発明に含まれる。言い換えるとロータ回転軸についても、基準状態で上下方向からそれぞれ傾斜している場合も本発明に含まれる。またロータ２０について、２つのロータを同軸に配置して上段と下段を逆に回転させることでカウンタトルクを相殺する二重反転ロータとして構成されてもよい。また機体前後方向および機体幅方向は、車体の説明のために用いた方向であって、第１方向及び第２方向として置き換えることができる。またマルチコプタ１は、推進時に揚力を得られるような固定翼または可変翼が設けられてもよい。

　また支持体１０のフレームを構成する材料は、軽量化材料であることが好ましいが、特に限定されない。たとえばアルミ合金を用いたり、複合材料を用いたりすることができる。また燃料タンクは、エンジンごとに個別に設けられてもよいが、各エンジンに燃料を供給可能な１つのメインタンクとして構成されてもよい。この場合には、エンジンごとに燃料を供給する燃料ポンプがメインタンクに設けられることが好ましい。またメインタンクのほかに、各エンジンに燃料を供給可能な補助タンクが設けられることがさらに好ましい。

　また、エンジン３２の出力軸線ａは機体幅方向ＤＷに延びる構成について説明したが、例えば、エンジン３２の出力軸は機体前後方向ＤＬに延びるように配置されてもよい。この場合、エンジン３２の出力軸と発電機４７とを直結することができるので、スプロケット等の動力伝達機構を備える必要がない。

　異常状態は、冷却ユニット５の異常を検出することによって判断されてもよい。すなわち発電ユニット３に対応する冷却ユニット５の異常を判断すると、異常と判断された冷却ユニット５と、異常と判断された冷却ユニット５に対応する発電ユニット３の駆動を停止してもよい。この場合、異常を判断していない冷却ユニット５と、異常を判断していない冷却ユニット５に対応する発電ユニット３の出力を高めてもよい。

　異常状態において、異常と判断されていない発電ユニット３の出力の増加に応じて、冷却ユニット５についても例えばポンプによって循環冷媒の流量を増大させる等、冷却性能を高めるよう制御可能に構成されることが好ましい。

　上記実施形態では、発電ユニット３ごとに、内燃機関冷却部５０および電装冷却部７０を設けた場合を例にとって説明したが、これに限らない。すなわち、複数の発電ユニット３に設けられた複数のエンジン３２を１つの内燃機関グループとして、該内燃機関グループごとに内燃機関冷却部５０を設けてもよい。また、上記実施形態では、３つの発電ユニット３それぞれに個別に内燃機関冷却部５０を設けた場合を例にとって説明したが、これに限らない。１つの内燃機関冷却部５０によって３つの発電ユニット３に設けられた内燃機関ユニット３０を冷却してもよい。

　同様に、複数の発電ユニット３に設けられた複数の発電機４７および／又はこれに加えて対応する複数のコンバータ４１を１つの発電機グループとして、該発電機グループごとに電装冷却部７０を設けてもよい。また、上記実施形態では、３つの発電ユニット３それぞれに個別に電装冷却部７０を設けた場合を例にとって説明したが、これに限らない。１つの電装冷却部７０によって３つの発電ユニット３に設けられた電装部品４０を冷却してもよい。

　なお、本発明は、以上の実施形態に示すものに限らず、特許請求の範囲に記載された本発明の精神及び範囲から逸脱することなく、各種変形及び変更を行うことも可能である。

１　マルチコプタ
３　発電ユニット
１０　支持体
２０　ロータ
３２　エンジン（内燃機関）
３３　排気管
４０　電装部品
４１　コンバータ
４２　インバータ
４３　キャパシタ
４４　集約電気回路
４５　制御装置
４５ｃ　異常判断部
４７　発電機
４８　モータ（電動機）
Ｓ２　荷室

Claims (8)

1. 　支持体と、
   　前記支持体に支持される複数のロータと、
   　前記支持体に支持される内燃機関と、
   　前記支持体に支持され、前記内燃機関によって駆動されて発電する発電機と、
   　前記支持体に支持され、前記発電機から電力を供給され、前記複数のロータをそれぞれ駆動する複数の電動機と、
   　前記複数のロータそれぞれの回転数を個別に調整することによって、機体の飛行を制御する制御装置と、を備え、
   　前記内燃機関および前記発電機の少なくとも一方を複数備える、マルチコプタ。
2. 　前記複数の発電機で発電される電力を集約する集約電気回路を有し、前記集約電気回路には、前記複数の電動機が接続される、請求項１に記載のマルチコプタ。
3. 　対応させて備えられた前記内燃機関および前記発電機を含む複数の発電ユニットを有し、
   　前記発電ユニットは、出力を変更可能に構成され、
   　前記制御装置は、前記複数の発電ユニットに異常が生じているか否かを判断する異常判断部を備え、前記異常判断部によって、前記発電ユニットの少なくとも１つに異常があると判断された場合に、異常が生じていない他の発電ユニットによる出力を基準出力よりも高い高出力制御する、請求項２に記載のマルチコプタ。
4. 　前記複数の内燃機関は、予め定める基準回転数で出力可能な基準出力域と、前記基準回転数よりも高い高出力回転数で高い出力を出力する高出力域とで、出力可変に設けられ、
   　前記制御装置は、
   　前記異常判断部によって異常が生じていないと判断された場合、前記複数の内燃機関の出力を前記基準出力域とする正常飛行モードで制御し、
   　前記異常判断部によって異常が生じていると判断された場合、前記複数の内燃機関のうち異常が生じていない内燃機関の出力を高出力域とする異常飛行モードで制御する、請求項３に記載のマルチコプタ。
5. 　前記制御装置は、前記異常判断部によって異常が生じていると判断された発電ユニットの駆動を停止させるように制御する、請求項３または請求項４に記載のマルチコプタ。
6. 　前記集約電気回路に対して、電力授受可能に構成されるキャパシタを更に備え、
   　前記複数の電動機には、前記発電機からの電力の他に、前記キャパシタから補助的に電力が供給される、請求項３から請求項５のいずれか１項に記載のマルチコプタ。
7. 　前記ロータを駆動するための電装部品を備え、
   　前記複数の内燃機関は、前記電装部品よりも進行方向後方に配置されている、請求項１から請求項６のいずれか１項に記載のマルチコプタ。
8. 　積載物を収容する荷室を備え、
   　前記荷室は、前記内燃機関よりも下方に配置されている、請求項１から請求項７のいずれか１項に記載のマルチコプタ。

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