WO2022181150A1 - 電動推進系制御装置 - Google Patents

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WO2022181150A1
WO2022181150A1 PCT/JP2022/002361 JP2022002361W WO2022181150A1 WO 2022181150 A1 WO2022181150 A1 WO 2022181150A1 JP 2022002361 W JP2022002361 W JP 2022002361W WO 2022181150 A1 WO2022181150 A1 WO 2022181150A1
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propulsion system
airflow
airflow velocity
electric propulsion
velocity
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PCT/JP2022/002361
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宙 小林
健太朗 横田
啓 西沢
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国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01P—MEASURING LINEAR OR ANGULAR SPEED, ACCELERATION, DECELERATION, OR SHOCK; INDICATING PRESENCE, ABSENCE, OR DIRECTION, OF MOVEMENT
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    • G01P5/14—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid
    • G01P5/16—Measuring speed of fluids, e.g. of air stream; Measuring speed of bodies relative to fluids, e.g. of ship, of aircraft by measuring differences of pressure in the fluid using Pitot tubes, e.g. Machmeter

Definitions

  • the present disclosure relates to an electric propulsion system control device that controls an electric propulsion system (that is, an electric propulsion system including a propeller or a fan) mounted on the gas of an electric aircraft and driven by an electric motor.
  • an electric propulsion system that is, an electric propulsion system including a propeller or a fan
  • Airspeed and air density during flight are one of the most important items to monitor in order to fly an aircraft properly. Airspeed sensing is typically accomplished in aircraft by sensing pressure proportional to the square of the airspeed using a pressure gauge plumbed to a pitot tube. There are also highly responsive airspeed detection means such as hot-wire anemometers, but their installation on aircraft has unavoidable disadvantages such as cost and weight.
  • Patent Document 1 proposes a method of detecting the fluid velocity at low cost and without a weight penalty using a data group of the propeller torque and rotation speed estimated from the motor current that drives the propeller for propulsion, and the fluid velocity. is suggesting.
  • Patent Document 2 uses a combination of multiple rotation speeds and torques to enable atmospheric density detection means.
  • both Patent Documents 1 and 2 are detection means when the inflow direction of the fluid is known, and cannot detect the airflow velocity vector (that is, the airflow velocity and the airflow direction) such as cross wind or vertical wind.
  • an object of the present disclosure is to detect the airflow velocity and airflow direction with respect to the fuselage of an electric aircraft with high precision without increasing the cost and weight, and to detect changes in the airflow velocity and airflow direction. To quickly control the attitude of a propulsion system and an airframe.
  • An electric propulsion system control device includes: A first propulsion system parameter detection unit that detects a propulsion system parameter that is a parameter of an electric propulsion system that is mounted on an aircraft body and is driven by an electric motor and rotates around a rotation axis; a first air velocity calculator that calculates a first air velocity that is an air velocity in a first direction that is the direction of the rotation axis; a second airflow velocity measurement unit mounted on the airframe for measuring a second airflow velocity, which is an airflow velocity in a second direction different from the first direction; an airflow calculation unit that calculates an airflow velocity and an airflow direction with respect to the airframe based on the first direction and the first airflow velocity, and the second direction and the second airflow velocity.
  • the airflow velocity and the airflow that will act on the airframe are determined based on the airflow velocity and airflow direction in two different directions measured by the first airflow velocity measuring unit and the second airflow velocity measuring unit. Calculate direction. Therefore, in this embodiment, by quickly detecting changes in the airflow velocity and direction, it is necessary to change the lift and drag, which change depending on the airflow velocity and direction, and the lift and drag. Thrust can be maintained at an appropriate value to continue flight safely and efficiently.
  • the first airflow velocity calculation unit calculates the first airflow velocity based on a relational expression of variables indicating the relationship between the propulsion system parameter and the first airflow velocity, a data group, or a mathematical model. good too.
  • the airflow velocity and airflow direction can be calculated by electrical means, reducing the impact on weight and cost, and improving detection accuracy and responsiveness.
  • the electric propulsion system is capable of changing the direction of the rotating shaft
  • the airflow calculation unit may calculate the airflow velocity and the airflow direction based on the propulsion system parameters at the time when the direction of the rotating shaft is changed.
  • Changing the direction of the rotation axis changes the angle of attack, the thrust generated by the electric propulsion system, and the lift generated by the interaction with the wing, which may change the stability of the aircraft.
  • the attitude of the aircraft can be controlled.
  • the airflow calculation unit may correct the airflow velocity and airflow direction by a sequential estimation process using the propulsion system parameters detected at a plurality of times by the first propulsion system parameter detection unit and a mathematical model.
  • the airflow velocity and airflow direction can be calculated more accurately, and the calculation can be performed by electrical means, so the impact on weight and cost is suppressed, and detection accuracy and responsiveness are improved.
  • the second airflow velocity measuring unit measures the second airflow velocity based on the pressure against a pitot tube having a pipe axial direction in the second direction or having holes in a plurality of directions including the second direction. You may
  • airspeed is detected in an aircraft by using a pressure gauge connected to the pitot tube with a pipe to detect pressure proportional to the square of the airspeed.
  • a delay of up to several seconds may occur until the pressure fluctuation generated at the tip of the pitot tube propagates through the pipe and reaches the pressure gauge, where it is detected as a change in airspeed.
  • the second air velocity measuring unit that calculates the air velocity using the pitot tube, and the first air velocity measuring part that calculates the air velocity based on the propulsion system parameters. used together.
  • the second airflow velocity measuring unit a second propulsion system parameter detection unit that detects a propulsion system parameter that is a parameter of another electric propulsion system that is driven by another electric motor and rotates around a rotation axis extending in the second direction; a second airflow velocity calculator that calculates the second airflow velocity based on the propulsion system parameters; may have
  • both the first air velocity measurement unit and the second air velocity measurement unit calculate the air velocity by electrical means based on the parameters of the propulsion system. , and can be detected quickly.
  • the electric propulsion system control device is A propulsion system that is a parameter of another electric propulsion system that is mounted on the fuselage, is driven by another electric motor, and rotates around a rotation axis that extends in a third direction different from the first direction and the second direction.
  • a third propulsion system parameter detection unit for detecting a parameter
  • a third airflow velocity calculator for calculating a third airflow velocity relative to the rotation axis direction, which is the direction of the rotation axis, based on the propulsion system parameter.
  • a third air velocity measurement unit having The airflow calculation unit, based on the first direction and first airflow velocity, the second direction and second airflow velocity, and the third direction and third airflow velocity, The air velocity and direction may be calculated, including dimensional components.
  • the aircraft has one or more electric propulsion systems mounted on the fuselage and driven by one or more electric motors, related to the propulsion system parameters and/or the airflow velocity and direction based on a relational expression, data group, or mathematical model of variables related to the propulsion system parameters, the airflow velocity and airflow direction, and the aerodynamic force generated in the airframe
  • a control unit that calculates a change in a variable and controls the total thrust of one or more electric propulsion systems or the aerodynamic force generated in the airframe based on the calculated change in the variable.
  • the obtained airflow velocity and airflow direction information is fed back to the thrust or output instruction of the highly responsive electric propulsion system.
  • the left and right electric propulsion systems can quickly distribute thrust or lift according to the airflow speed and airflow direction. can be done.
  • the aircraft has one or more electric propulsion systems mounted on the fuselage and driven by one or more electric motors, related to the propulsion system parameters and/or the airflow velocity and direction based on a relational expression, data group, or mathematical model of variables related to the propulsion system parameters, the airflow velocity and airflow direction, and the aerodynamic force generated in the airframe
  • a control unit that calculates a change in a variable and controls the attitude or flight path of the aircraft based on the calculated change in the variable.
  • the lift and drag that change depending on the airflow velocity and the airflow direction, and the thrust that needs to be changed according to the lift and the drag can be maintained at an appropriate value and flight can be continued safely and efficiently.
  • the electric propulsion system may include a propeller or a fan.
  • This embodiment can be applied to any electric aircraft having an electric propulsion system driven by an electric motor, such as an electric aircraft with a VTOL function and an electric aircraft without a VTOL function.
  • the present disclosure it is possible to detect the airflow velocity and airflow direction with respect to the airframe of an electric aircraft with high accuracy without increasing the cost and weight, and to quickly adjust the attitude of the electric propulsion system and the airframe in response to changes in the airflow velocity and airflow direction. can be controlled.
  • FIG. 1 schematically shows an example of an electric aircraft according to a first embodiment of the present disclosure
  • Fig. 2 schematically shows the transition from vertical takeoff of an electric aircraft to a cruising state
  • Fig. 4 schematically shows the airflow over the fuselage during the transition from vertical takeoff to cruising of an electric aircraft
  • 1 shows the hardware configuration of an electric propulsion system for an electric aircraft.
  • 1 shows the configuration of an electric propulsion system control device.
  • An example of a data group for calculating air velocity from current and propeller rotation speed is shown.
  • An example of a data group for calculating the air velocity from the pressure and the angle of the pitot tube axial direction with respect to the reference line is shown.
  • An example of time-series data in the airflow direction corrected by sequential processing is shown.
  • FIG. 4 schematically shows a case in which the airframe receives a crosswind.
  • 2 shows the configuration of an electric propulsion system control device according to a second embodiment of the present invention.
  • 3 shows the configuration of an electric propulsion system control device according to a third embodiment of the present invention;
  • FIG. 1 schematically shows an example of an electric aircraft according to the first embodiment of the present disclosure.
  • the electric aircraft 100 according to this embodiment is an aircraft that has a vertical take-off and landing (VTOL) function.
  • this embodiment can also be applied to an electric aircraft that does not have the VTOL function. That is, this embodiment can be applied to any electric aircraft having an electric propulsion system driven by an electric motor.
  • the electric aircraft 100 has main wings 102 and 103 with tilt mechanisms on the front and rear of the fuselage 101 .
  • Electric propulsion systems 104 a and 104 b are mounted on both ends of the front main wing 102 .
  • Electric propulsion systems 104c and 104d are mounted on both ends of the rear main wing 103 .
  • the electric propulsion systems 104a, 104b, 104c, and 104d each have a propeller or a fan (propeller in this embodiment, the same applies hereinafter).
  • the propeller is driven by an electric motor to rotate around a rotation axis.
  • Motorized aircraft 100 has a pitot tube 108 for measuring airspeed. By tilting the main wings 102 and 103, the electric aircraft 100 can take off and land vertically.
  • the electric aircraft 100 of this example has a plurality of electric propulsion systems 104a, 104b, 104c, and 104d.
  • this embodiment can also be applied to an electric aircraft (not shown) having a single electric propulsion system.
  • Fig. 2 schematically shows the transition from the vertical takeoff of the electric aircraft to the cruising state.
  • the electric aircraft 100 tilts the main wings 102, 103 and directs the propeller axis of rotation upward to near vertical.
  • the electric aircraft 100 changes the angle of attack ⁇ of the propeller rotation axis and the main wings 102, 103 to an angle suitable for cruising.
  • Figure 3 schematically shows the airflow to the airframe during the transition from vertical takeoff to cruising of an electric aircraft.
  • the airspeed vector V from the front acts on the aircraft as it moves.
  • the airflow accelerated by the propeller may overlap and act on a part of the main wing.
  • lift L and drag D are generated in the airframe.
  • the thrust F and the gravity Fz generated by each electric propulsion system are balanced to allow the airframe to fly stably.
  • the aircraft is controlled in order to suppress the shaking only after shaking or the like occurs in the aircraft due to changes in the airflow.
  • the concept of this embodiment is to calculate the airflow velocity vector V (that is, airflow velocity and airflow direction) of the airflow that will act on the airframe, and based on the calculated airflow velocity vector V, the airframe and the electric propulsion control the system.
  • V airflow velocity vector
  • the airframe and the electric propulsion control the system by quickly detecting changes in the air velocity vector V, it is not necessary to change the lift L and the drag D depending on the air velocity vector V, or the lift L and the drag D. To keep a certain thrust F at an appropriate value and to continue flight safely and efficiently.
  • an airflow velocity in a known first direction (referred to as a first airflow velocity; hereinafter the same) and an airflow velocity in a known second direction different from the first direction (second airflow velocity (hereinafter the same) is calculated.
  • the first and second known directions are predetermined and are expressed as predetermined angles with respect to a datum line L1 (eg, axis, etc.) of the vehicle.
  • L1 datum line
  • the first direction is the propeller rotation axis direction
  • the angle with respect to the reference line L1 is the tilt angle ⁇ .
  • the second direction is the tube axis direction of the pitot tube and coincides with the angle of the reference line L1.
  • An airflow velocity vector Vx is calculated.
  • a first air velocity vector Vn and a second air velocity vector Vx are synthesized.
  • an airflow velocity vector V acting on the airframe is calculated.
  • the angle of attack ⁇ of the main wing can be calculated by subtracting the angle ⁇ of the air velocity vector V from the tilt angle ⁇ .
  • the lift L and the drag D can be calculated based on the airflow velocity vector V and the angle of attack ⁇ of the main wing.
  • Fig. 4 shows the hardware configuration of the electric propulsion system of the electric aircraft.
  • the electric aircraft 100 includes a propeller 201, a motor 202, an inverter 203, a power source 204, a current and voltage detector 205, a controller 206, a rotation speed detector 207, a speed detector 208, and a pressure gauge 209. and
  • the propeller 201, the motor 202, the inverter 203, the power supply 204, and the current and voltage detector 205 constitute an electric propulsion system 250 in FIG.
  • Electric propulsion system 250 corresponds to any one of electric propulsion systems 104a, 104b, 104c, and 104d in FIG.
  • the inverter 203 controls the rotation speed of the motor 202, and the motor 202 drives the propeller 201, so that the propeller 201 rotates around the rotation axis at a predetermined rotation speed.
  • a current and voltage detector 205 detects a current I supplied to the motor 202 .
  • a rotation speed detection unit 207 detects a propeller rotation speed N.
  • the speed detection unit 208 is a pitot tube. Total pressure and static pressure are applied to the speed detection unit 208 from the airflow.
  • the pressure gauge 209 subtracts the static pressure from the total pressure to measure the airflow pressure (dynamic pressure), and calculates the airflow velocity based on the pressure.
  • the velocity detector 208 is a single-hole pitot tube
  • the pressure gauge 209 calculates the air velocity in the axial direction (second direction) of the pitot tube.
  • the speed detection unit 208 may be a pitot tube having a plurality of holes such as 3 holes or 5 holes and having holes in a plurality of directions including the airflow direction (second direction) to be measured.
  • the pressure gauge 209 calculates the air velocity in the opening direction (second direction) of one hole.
  • the airflow direction (second direction) measured using the pitot tube is different from the rotating shaft direction (first direction) of propeller 201 .
  • the speed detector 208 is a one-hole pitot tube, and the pressure gauge 209 calculates the air velocity in the axial direction (second direction) of the pitot tube.
  • the controller 206 calculates an airflow velocity vector V for the body of the electric aircraft 100 based on the current I supplied to the motor 202, the propeller rotation speed N, and the airflow velocity in the axial direction of the pitot tube.
  • the airflow velocity vector V includes the angle ⁇ of the airflow velocity vector with respect to the reference line (ie, airflow direction) and the magnitude U of the airflow velocity vector (ie, airflow velocity).
  • the controller 206 controls the electric aircraft 100 based on the calculated air velocity vector V. The functions of the controller 206 are described in more detail below.
  • Fig. 5 shows the configuration of the electric propulsion system control device.
  • An electric propulsion system control device 200 is mounted on the electric aircraft 100 .
  • the electric propulsion system control device 200 is realized by the controller 206 and/or a dedicated electric circuit in FIG.
  • Electric propulsion system control device 200 controls electric propulsion system 250 .
  • Electric propulsion system 250 includes propeller 201, motor 202, inverter 203, and power supply 204 of FIG.
  • the electric propulsion system control device 200 has a first airflow velocity measurement section 210 , a second airflow velocity measurement section 220 , an airflow calculation section 230 and a control section 240 .
  • the first airflow velocity measurement unit 210 has a first propulsion system parameter detection unit 211 and a first airflow velocity calculation unit 212 .
  • the first propulsion system parameter detection unit 211 detects parameters of the electric propulsion system 250 (referred to as propulsion system parameters).
  • the first propulsion system parameter detection unit 211 includes the current and voltage detection unit 205 and the rotation speed detection unit 207 of FIG. Specifically, first propulsion system parameter detection unit 211 detects current Ia supplied to motor 202 and propeller rotation speed na of propeller 201 .
  • the current Ia and the propeller speed na are propulsion system parameters.
  • the first airflow velocity calculation unit 212 acquires the current Ia and the propeller rotation speed na as propulsion system parameters.
  • the first air velocity calculator 212 calculates a relational expression of variables indicating the relationship between the current I supplied to the motor 202 and the propeller rotation speed N (that is, propulsion system parameters), and the air velocity Un with respect to the direction of the propeller rotation axis, It stores data groups, mathematical models, or the like.
  • Fig. 6 shows an example of a data group for calculating the air velocity from the current and propeller rotation speed.
  • FIG. 6 shows the relationship between the advance rate Jn and the current coefficient CI when the aircraft flies at a specific airspeed with a plurality of variations ⁇ 1, ⁇ 2, and ⁇ 3 of the angle of the propeller rotation axis with respect to the reference line.
  • the current coefficient CI is calculated from the propulsion system parameters, the current I and the propeller rotation speed N, and the current coefficient CI is calculated as 6, the advance rate Jn can be calculated from FIG. 6, and the magnitude Un of the airflow velocity vector with respect to the direction of the propeller rotation axis can be calculated.
  • an approximation formula based on a data group as shown in FIG. 6 may be created in advance in the form of a function and stored as a relational expression.
  • a mathematical model reflecting a data group may be created in advance and stored as a mathematical model.
  • the first airflow velocity calculation unit 212 uses such a relational expression, data group, mathematical model, or the like to calculate the current Ia supplied to the motor 202 and the propeller rotation speed na (that is, propulsion system parameters). Based on this, the first airflow velocity Vna in the direction of the propeller rotation axis is calculated.
  • the second air velocity measurement unit 220 includes the velocity detection unit 208 and the pressure gauge 209 shown in FIG.
  • a velocity detector 208 pitot tube
  • a pressure gauge 209 measures the airflow pressure p (dynamic pressure) by subtracting the static pressure from the total pressure.
  • the second airflow velocity measurement unit 220 uses variables indicating the relationship between the pressure p, the angle ⁇ of the pitot tube in the axial direction of the pitot tube with respect to the reference line, and the magnitudes of the airflow velocity vectors U1, U2, and U3 in the axial direction of the pitot tube. , a data group, or a mathematical model, etc. are stored.
  • FIG. 7 shows an example of a data group for calculating the air velocity from the pressure and the angle of the pitot tube in the tube axis direction with respect to the reference line.
  • the second air velocity measuring unit 220 uses such a relational expression, data group, mathematical model, etc. to measure the pressure p measured by the pressure gauge 209 and the angle ⁇ , the airspeed Vpitot of the aircraft with respect to the axial direction of the pitot tube is calculated. That is, since the pressure p is proportional to the square of the airspeed, if the pressure p is measured using a pitot tube, the airspeed Vpitot in the axial direction of the pitot tube can be calculated.
  • a second air velocity Vx relative to the axial direction of the pitot tube of FIG. 3 is equal to the airspeed Vpitot of the aircraft.
  • the first air velocity calculator 212 calculates the first air velocity Vna with respect to the propeller rotation axis direction (first direction).
  • the second airflow velocity measurement unit 220 calculates the airspeed Vpitot of the aircraft with respect to the tube axis direction (second direction) of the pitot tube.
  • the propeller rotation axis direction (first direction) is different from the pitot tube axis direction (second direction).
  • the airflow calculation unit 230 acquires the first airflow speed Vna calculated by the first airflow speed calculation unit 212 and the second airflow speed Vpitot measured by the second airflow speed measurement unit 220 .
  • the airflow calculator 230 further acquires the tilt angle ⁇ , which is the direction of the propeller rotation axis (first direction), and the axial direction of the pitot tube (second direction).
  • the airflow calculator 230 calculates a first airflow velocity vector Vn indicating a first airflow velocity in a first direction (propeller rotation axis direction) and a second direction (pitot tube axis direction). and a second airflow velocity vector Vx representing a second airflow velocity with respect to direction).
  • the airflow calculation unit 230 calculates the airflow velocity vector V acting on the airframe.
  • the airflow calculator 230 calculates the airflow direction and airflow velocity of the airflow acting on the airframe.
  • the airflow calculator 230 calculates the angle ⁇ a of the airflow with respect to the reference line and the magnitude
  • the airflow calculation unit 230 may calculate the airflow velocity V and the airflow direction ⁇ based on the propulsion system parameters at the time when the direction of the propeller rotation axis of the electric propulsion system 250 (that is, the tilt angle ⁇ ) is changed. Changing the direction of the propeller rotation axis (tilt angle ⁇ ) changes the angle of attack ⁇ , the thrust generated by the electric propulsion system, and the lift generated by interaction with the wing, which can change the stability of the airframe. This is because there is a need to control the attitude and the like of the airframe 101 due to the nature of the movement.
  • FIG. 8 shows an example of time-series data in the airflow direction corrected by sequential processing.
  • the airflow calculation unit 230 performs sequential estimation processing using the time-series data of the propulsion system parameters detected at a plurality of times by the first propulsion system parameter detection unit 211, the airflow velocity vector V, and a mathematical model. , the airflow velocity and airflow direction may be corrected based on the least squares method, Kalman filter, or the like.
  • True indicates the true value of the angle of attack ⁇
  • ⁇ w/oRLS indicates the estimated value of the angle of attack ⁇ without successive correction
  • ⁇ w/RLS indicates the estimated value of the angle of attack ⁇ after successive processing.
  • FIG. 8 shows that by sequentially correcting the estimated value ⁇ w/oRLS of the angle of attack ⁇ , the obtained estimated value ⁇ w/RLS of the angle of attack ⁇ after correction is closer to the true value of the angle of attack ⁇ . show that
  • the control unit 240 stores propulsion system parameters, airflow velocity, airflow direction, and relational expressions of variables related to the aerodynamic force generated in the airframe, data groups, mathematical models, or the like. Based on a relational expression, a data group, a mathematical model, or the like, the control unit 240 determines the parameters of the propulsion system (that is, the current Ia supplied to the motor 202, the propeller rotation speed na) or the variables related to the airflow direction ⁇ a and the airflow velocity
  • the control unit 240 calculates an appropriate propeller rotation speed na_ref for the electric propulsion system 250 and outputs it to the electric propulsion system 250 .
  • the control unit 240 controls the total thrust of the electric propulsion systems 104a, 104b, 104c, and 104d or the aerodynamic force generated in the airframe 101 to fall within a desired range based on the calculated variable changes. It controls the operating state of an electric propulsion system composed of an electric motor.
  • control unit 240 controls the attitude and flight path of the airframe 101 of the electric aircraft 100 based on the calculated changes in the variables. For example, the control unit 240 calculates an appropriate tilt angle ⁇ a_ref and outputs it to the electric propulsion system 250 to control the attitude of the airframe 101 .
  • the information of the obtained airflow velocity vector V is fed back to the thrust force F or output instruction of the electric propulsion system 250 with high response.
  • the airframe receives crosswind U as shown in FIG. A change in route can be kept small.
  • airspeed is detected in an aircraft by using a pressure gauge connected to the pitot tube with a pipe to detect pressure proportional to the square of the airspeed.
  • a delay of up to several seconds may occur until the pressure fluctuation generated at the tip of the pitot tube propagates through the pipe and reaches the pressure gauge, where it is detected as a change in airspeed.
  • the second airflow velocity measuring unit 220 that calculates the airflow velocity using a pitot tube, and the airflow velocity based on the propulsion system parameters (that is, current and propeller rotation speed) It is used together with the first airflow velocity measurement unit 210 for calculation.
  • the first air velocity measuring unit 210 calculates the air velocity by electrical means based on the propulsion system parameters (that is, current and propeller rotation speed). , and can be detected quickly.
  • the second air velocity measurement unit 220 that calculates the air velocity using a pitot tube, or the first air velocity measurement that calculates the air velocity based on propulsion system parameters (that is, current and propeller rotation speed)
  • the unit 210 alone can only calculate the air velocity acting in a predetermined direction such as the axial direction of the pitot tube or the rotational axis direction of the propeller. In other words, it is not possible to calculate the airflow direction of the airflow itself acting on the airframe, such as crosswinds or vertical winds. For this reason, typically, the aircraft is controlled in order to suppress the shaking only after shaking or the like occurs in the aircraft due to changes in the airflow.
  • the airflow velocity vector V (ie, airflow velocity and airflow direction) is calculated.
  • the airflow velocity vector V ie, airflow velocity and airflow direction
  • the first airflow velocity measurement unit 210 calculates the airflow velocity based on propulsion system parameters (that is, current and propeller rotation speed).
  • the second airflow velocity measurement unit 220 uses a pitot tube to calculate the airflow velocity.
  • the second air velocity measurement unit also has the same configuration as the first air velocity measurement unit 210, and uses the same method as the first air velocity measurement unit 210. is used to calculate the air velocity based on the propulsion system parameters.
  • the second embodiment does not use a pitot tube.
  • FIG. 10 shows the configuration of an electric propulsion system control device according to the second embodiment of the present invention.
  • An electric propulsion system control device 300 is mounted on the electric aircraft 100 .
  • Electric propulsion system control device 300 controls two electric propulsion systems 250a and 250b.
  • the electric propulsion systems 250a and 250b correspond to one of the electric propulsion systems 104a, 104b, 104c and 104d (see FIG. 1), respectively.
  • the propeller rotation axis direction (first direction) of the electric propulsion system 250a is different from the propeller rotation axis direction (second direction) of the electric propulsion system 250b.
  • the electric propulsion system control device 300 has a first airflow velocity measurement unit 210 , a second airflow velocity measurement unit 260 , an airflow calculation unit 230 and a control unit 240 .
  • the first airflow velocity measurement unit 210 has a first propulsion system parameter detection unit 211 and a first airflow velocity calculation unit 212 .
  • the first propulsion system parameter detection unit 211 detects the propulsion system parameters of the electric propulsion system 250a (that is, the current Ia supplied to the motor 202 included in the electric propulsion system 250a and the propeller rotation speed na of the propeller 201). do.
  • the first airflow velocity calculation unit 212 calculates the first airflow speed relative to the propeller rotation axis direction (first direction) of the electric propulsion system 250a based on the propulsion system parameters (that is, the current Ia and the propeller rotation speed na) of the electric propulsion system 250a. to calculate the airflow velocity Vna.
  • the second air velocity measurement unit 260 has a second propulsion system parameter detection part 261 and a second air velocity calculation part 262 .
  • the second propulsion system parameter detection unit 261 detects the propulsion system parameters of the electric propulsion system 250b (that is, the current Ib supplied to the motor 202 included in the electric propulsion system 250b and the propeller rotation speed nb of the propeller 201). do.
  • a second airflow velocity calculation unit 262 calculates a second airflow speed relative to the propeller rotation axis direction (second direction) of the electric propulsion system 250b based on the propulsion system parameters (that is, the current Ib and the propeller rotation speed nb) of the electric propulsion system 250b. , the air velocity Vnb of is calculated.
  • the airflow calculation unit 230 acquires the first airflow speed Vna calculated by the first airflow speed calculation unit 212 and the second airflow speed Vnb measured by the second airflow speed measurement unit 220 . Airflow calculation unit 230 further acquires the direction (first direction) of the propeller rotation axis of electric propulsion system 250a and the direction (second direction) of the propeller rotation axis of electric propulsion system 250b.
  • the airflow calculator 230 synthesizes a first airflow velocity vector Vna representing a first airflow velocity in a first direction and a second airflow velocity vector Vnb representing a second airflow velocity in a second direction. . Thereby, the airflow calculation unit 230 calculates the airflow velocity vector V acting on the airframe. Specifically, the airflow calculator 230 calculates the airflow direction and airflow velocity of the airflow acting on the airframe. In other words, the airflow calculator 230 calculates the angle ⁇ a of the airflow with respect to the reference line and the magnitude
  • the airflow calculation unit 230 calculates the airflow velocity V and the airflow direction ⁇ based on the propulsion system parameters when the directions of the propeller rotation shafts of the electric propulsion systems 250a and 250b (that is, the tilt angles ⁇ a and ⁇ b) are changed. good. Changing the direction of the propeller rotation axis (tilt angles ⁇ a, ⁇ b) changes the angle of attack ⁇ , the thrust generated by the electric propulsion system, and the lift generated by interaction with the wing, thereby changing the stability of the airframe. This is because there is a possibility that the airframe 101 will be distorted, and thus it becomes necessary to control the attitude and the like of the airframe 101 .
  • the control unit 240 calculates appropriate propeller rotation speeds na_ref and nb_ref for the electric propulsion systems 250a and 250b, and outputs them to the electric propulsion systems 250a and 250b, respectively.
  • the control unit 240 controls the total thrust of the electric propulsion systems 104a, 104b, 104c, and 104d or the aerodynamic force generated in the airframe 101 to fall within a desired range based on the calculated variable changes. It controls the operating state of an electric propulsion system composed of an electric motor.
  • control unit 240 controls the attitude and flight path of the airframe 101 of the electric aircraft 100 based on the calculated changes in the variables. For example, the control unit 240 calculates appropriate tilt angles ⁇ a_ref and ⁇ b_ref of the electric propulsion systems 250a and 250b and outputs them to the electric propulsion systems 250a and 250b, thereby controlling the attitude of the airframe 101 .
  • the main wing has a tilt mechanism. Therefore, for example, by giving different tilt angles to the front and rear or left and right main wings, it is possible to give the propeller rotation shafts of the plurality of electric propulsion systems 104a, 104b, and 104c different angles from the air velocity vectors.
  • the first air velocity measurement unit 210 and the second air velocity measurement part 260 sample the propulsion system parameters of the electric propulsion systems 250a and 250b, respectively, and determine the air velocity vector Vna in the first direction and the second direction. , Vnb.
  • this embodiment does not use a pitot tube, so it is possible to calculate the airflow velocity vector more quickly. Furthermore, since it becomes easy and accurate to synchronize the timing of sampling, the airflow velocity and airflow direction of the airflow velocity vector V acting on the airframe can be calculated more quickly and accurately. In addition, since both the first air velocity measurement unit 210 and the second air velocity measurement unit 260 calculate the air velocity by electrical means based on the propulsion system parameters (that is, current and propeller rotation speed), Crosswinds and vertical winds can be quickly detected without the disadvantages of cost and weight.
  • the propulsion system parameters that is, current and propeller rotation speed
  • the electric propulsion system control devices 200 and 300 include a first air velocity measurement unit 210 and second air velocity measurement units 220 and 260 (that is, two air velocity measurement units). measurement unit).
  • the electric propulsion system control device has three airflow velocity measurement units.
  • the three airflow velocity measurement units calculate airflow velocity vectors in three different directions. By synthesizing the airflow velocity vectors for these three different directions, it is possible to calculate the airflow velocity vector for the airframe, including three-dimensional components.
  • FIG. 11 shows the configuration of an electric propulsion system control device according to a third embodiment of the present invention.
  • An electric propulsion system control device 400 is mounted on the electric aircraft 100 .
  • Electric propulsion system control device 400 controls two electric propulsion systems 250a and 250b.
  • the electric propulsion systems 250a and 250b correspond to one of the electric propulsion systems 104a, 104b, 104c and 104d (see FIG. 1), respectively.
  • the propeller rotation axis direction (first direction) of electric propulsion system 250a is different from the propeller rotation axis direction (third direction) of electric propulsion system 250b.
  • the electric propulsion system control device 400 has a first air velocity measuring section 210, a second air velocity measuring section 220, a third air velocity measuring section 260, an air current calculating section 230, and a control section 240. .
  • the first airflow velocity measurement unit 210 has a first propulsion system parameter detection unit 211 and a first airflow velocity calculation unit 212 .
  • the first propulsion system parameter detection unit 211 detects the propulsion system parameters of the electric propulsion system 250a (that is, the current Ia supplied to the motor 202 included in the electric propulsion system 250a and the propeller rotation speed na of the propeller 201). do.
  • the first airflow velocity calculation unit 212 calculates the first airflow speed relative to the propeller rotation axis direction (first direction) of the electric propulsion system 250a based on the propulsion system parameters (that is, the current Ia and the propeller rotation speed na) of the electric propulsion system 250a. to calculate the air velocity Vna.
  • the second air velocity measurement unit 220 includes the velocity detection unit 208 and the pressure gauge 209 shown in FIG.
  • the second airflow velocity measurement unit 220 measures the pressure p (dynamic pressure) of the airflow using the speed detection unit 208 (pitot tube), and calculates the airspeed Vpitot of the aircraft with respect to the axial direction of the pitot tube.
  • the tube axis direction (second direction) of the pitot tube is different from the propeller rotation axis direction (first direction) of electric propulsion system 250a and the propeller rotation axis direction (third direction) of electric propulsion system 250b.
  • the third airflow velocity measurement unit 260 has a third propulsion system parameter detection unit 261 and a third airflow velocity calculation unit 262 .
  • the third propulsion system parameter detection unit 261 detects the propulsion system parameters of the electric propulsion system 250b (that is, the current Ib supplied to the motor 202 included in the electric propulsion system 250b and the propeller rotation speed nb of the propeller 201). do.
  • the third airflow velocity calculation unit 262 calculates a third air velocity relative to the propeller rotation axis direction (third direction) of the electric propulsion system 250b based on the propulsion system parameters (that is, the current Ib and the propeller rotation speed nb) of the electric propulsion system 250b. , the air velocity Vnb of is calculated.
  • the airflow calculation unit 230 calculates the first airflow speed Vna calculated by the first airflow speed calculation unit 212, the second airflow speed Vpitot measured by the second airflow speed measurement unit 220, and the third airflow speed measurement unit. A third air velocity Vnb measured by the unit 220 is acquired.
  • the airflow calculation unit 230 further calculates the direction of the propeller rotation axis of the electric propulsion system 250a (first direction), the direction of the tube axis of the pitot tube (second direction), and the propeller rotation axis of the electric propulsion system 250b. direction (third direction).
  • the airflow calculator 230 calculates a first airflow velocity vector Vna representing a first airflow velocity in a first direction, and a second airflow velocity vector Vna representing a second airflow velocity in a second direction (pitot tube axial direction).
  • An airflow velocity vector Vx and a third airflow velocity vector Vnb representing a third airflow velocity in a third direction are synthesized.
  • the airflow calculation unit 230 calculates the airflow velocity vector V acting on the airframe.
  • the air velocity vector V contains three-dimensional components.
  • the airflow calculator 230 calculates the airflow direction and airflow velocity of the airflow acting on the airframe. In other words, the airflow calculator 230 calculates the three-dimensional angles ⁇ a and ⁇ b of the airflow with respect to the reference line and the magnitude
  • the airflow calculation unit 230 calculates the airflow velocity V and the three-dimensional airflow direction ⁇ a, ⁇ b may be calculated. Changing the direction of the propeller rotation axis (tilt angles ⁇ a, ⁇ b) changes the angle of attack ⁇ , the thrust generated by the electric propulsion system, and the lift generated by interaction with the wing, thereby changing the stability of the airframe. This is because there is a possibility that the airframe 101 will be distorted, and thus it becomes necessary to control the attitude and the like of the airframe 101 .
  • the control unit 240 calculates appropriate propeller rotation speeds na_ref and nb_ref for the electric propulsion systems 250a and 250b, and outputs them to the electric propulsion systems 250a and 250b, respectively.
  • the control unit 240 controls the total thrust of the electric propulsion systems 104a, 104b, 104c, and 104d or the aerodynamic force generated in the airframe 101 to fall within a desired range based on the calculated variable changes. It controls the operating state of an electric propulsion system composed of an electric motor.
  • control unit 240 controls the attitude and flight path of the airframe 101 of the electric aircraft 100 based on the calculated changes in the variables. For example, the control unit 240 calculates appropriate tilt angles ⁇ a_ref and ⁇ b_ref of the electric propulsion systems 250a and 250b and outputs them to the electric propulsion systems 250a and 250b, thereby controlling the attitude of the airframe 101 .
  • the three-dimensional component is calculated based on the first direction and first air velocity, the second direction and second air velocity, and the third direction and third air velocity. Airflow velocity and airflow direction can be calculated. This makes it possible to more accurately calculate the airflow velocity vector for the airframe. In addition, side winds and vertical winds can be quickly detected without the disadvantages of cost and weight.
  • airflow velocity vectors in three different directions are calculated based on propulsion system parameters of three electric propulsion systems in different propeller axial directions, and airflow velocity vectors in three different directions are synthesized. may be used to calculate an airflow velocity vector containing three-dimensional components. Since no pitot tube is used, the airflow velocity vector can be calculated more quickly.
  • airflow velocity vectors in four or more different directions are calculated, and the airflow velocity vectors in four or more different directions are combined to form a three-dimensional An air velocity vector containing components may be calculated. This makes it possible to more optimally adjust and control the parameters of four or more electric propulsion systems.
  • the airflow velocity vector V (that is, airflow velocity and airflow direction) of the airflow acting on the airframe is calculated based on airflow velocity vectors in a plurality of different directions.
  • the air velocity is calculated by electrical means based on propulsion system parameters (that is, current and propeller rotation speed)
  • propulsion system parameters that is, current and propeller rotation speed
  • crosswinds and vertical winds can be quickly detected without the disadvantages of cost and weight.
  • the lift L and the drag D that change depending on the airflow velocity vector V and the thrust F that needs to be changed according to the lift L and the drag D can be calculated. It can be kept at an appropriate value and the flight can be continued safely and efficiently.
  • the electric propulsion system control device of the present invention is preferably applied to an aircraft, but may also be applied to a ship or a land-based wind-powered vehicle.
  • the propeller for propulsion is a windmill such as a wind power generator, and the electric drive motor may be applied to the one in which the electric drive motor is normally used as a power generator.

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Abstract

【課題】コスト増及び重量増なく高精度に電動化航空機の機体に対する気流速度及び気流方向を検知し、且つ、気流速度及び気流方向の変動に対し電動推進系及び機体の姿勢を迅速に制御する。 【解決手段】電動推進系制御装置は、航空機の機体に搭載され、電動モータにより駆動され回転軸を中心に回転する電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第１の推進系パラメータ検知部と、推進系パラメータに基づき、回転軸の方向である第１の方向に対する気流速度である第１の気流速度を算出する第１の気流速度算出部と、を有する第１の気流速度計測部と、機体に搭載され、第１の方向と異なる第２の方向に対する気流速度である第２の気流速度を計測する第２の気流速度計測部と、第１の方向及び第１の気流速度と、第２の方向及び第２の気流速度に基づき、機体に対する気流速度及び気流方向を算出する気流算出部とを具備する。

Description

電動推進系制御装置
　本開示は、電動化航空機の気体に搭載され、電動モータにより駆動される電動推進系（即ち、プロペラ又はファンを含む電動推進系）を制御する電動推進系制御装置に関する。
　航空機を適切に飛行させる上で、飛行中の対気速度及び大気密度はモニタすべき最も重要な項目のひとつである。航空機において対気速度の検知は典型的に、ピトー管に配管で接続された圧力計を用いて、対気速度の２乗に比例する圧力を検知することにより行われる。熱線流速計など応答性の高い対気速度検知手段も存在するが、その航空機への搭載にはコスト、重量などでデメリットが避けられない。
米国特許第６９８６６８８号明細書 特許第６１１２７１１号公報
　特許文献１は、対象が船舶であるものの、推進用プロペラを駆動するモータ電流から推定したプロペラトルクと回転数、流体速度のデータ群を用いて流体速度を低コストかつ重量ペナルティなく検知する手法を提案している。
　特許文献２は、複数回転数とトルクの組み合わせを用い、大気密度検知手段も可能としている。一方で、特許文献１及び特許文献２はいずれも流体の流入方向が既知である場合の検知手段であり、横風や上下風などの気流速度ベクトル（即ち、気流速度及び気流方向）を検知できない。
　また、航空機においては推進系の効率や機体の姿勢、高度を保つために、気流速度ベクトルにあわせて回転数やプロペラピッチ角等の推進系の運転状態を調整する必要がある。特に垂直離着陸（ＶＴＯＬ：Vertical Take-Off and Landing）機能を有する航空機は、特に前進速度を減じる離着陸時には横風や上下風によって姿勢を崩す安全上のリスクがある。このため、気流速度ベクトルに対応した制御力を発生させるよう翼のティルト角等を調整しながら飛行する必要がある。一方、気流速度ベクトルの変化に迅速に対応する検知手段及び制御に必要な空気力の発生手段を搭載するには重量、コスト上のデメリットを生じる問題点がある。
　以上のような事情に鑑み、本開示の目的は、コスト増及び重量増なく高精度に電動化航空機の機体に対する気流速度及び気流方向を検知し、且つ、気流速度及び気流方向の変動に対し電動推進系及び機体の姿勢を迅速に制御することにある。
　本開示の一形態に係る電動推進系制御装置は、
　航空機の機体に搭載され、電動モータにより駆動され回転軸を中心に回転する電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第１の推進系パラメータ検知部と、前記推進系パラメータに基づき、前記回転軸の方向である第１の方向に対する気流速度である第１の気流速度を算出する第１の気流速度算出部と、を有する第１の気流速度計測部と、
　前記機体に搭載され、前記第１の方向と異なる第２の方向に対する気流速度である第２の気流速度を計測する第２の気流速度計測部と、
　前記第１の方向及び第１の気流速度と、前記第２の方向及び前記第２の気流速度に基づき、前記機体に対する気流速度及び気流方向を算出する気流算出部と
　を具備する。
　本実施形態によれば、第１の気流速度計測部及び第２の気流速度計測部が計測した異なる２方向の気流速度及び気流方向に基づき、機体に作用することになる気流の気流速度及び気流方向を算出する。これにより、本実施形態では、気流速度及び気流方向の変化を迅速に検知することで、気流速度及び気流方向に依存して変化する揚力及び抗力や、揚力及び抗力に応じて変化させる必要がある推力を適切な値に保ち、飛行を安全かつ効率的に継続することができる。
　前記第１の気流速度算出部は、前記推進系パラメータと前記第１の気流速度との関係を示す変数の関係式、データ群又は数学的モデルに基づき、前記第１の気流速度を算出してもよい。
　これにより、気流速度及び気流方向の算出を電気的な手段で行うことができ、重量やコストに与える影響を抑制するとともに、検出精度や応答性が向上する。
　前記電動推進系は、前記回転軸の向きを変更可能であり、
　前記気流算出部は、前記回転軸の向きを変更した時点の前記推進系パラメータに基づき、前記気流速度及び気流方向を算出してもよい。
　回転軸の向きを変更すると、迎角及び前記電動推進系の発生する推力及び翼との相互作用により発生する揚力が変化し、機体の安定性が変化する可能性がある。この場合に、機体の姿勢等を制御することができる。
　前記気流算出部は、前記第１の推進系パラメータ検知部が複数時点で検知した前記推進系パラメータ及び数学的モデルを利用した逐次推定処理により、前記気流速度及び気流方向を補正してもよい。
　これにより、より正確に気流速度及び気流方向を算出でき、また、算出を電気的な手段で行うことができるので、重量やコストに与える影響を抑制するとともに、検出精度や応答性が向上する。
　前記第２の気流速度計測部は、前記第２の方向に管軸方向を有する又は前記第２の方向を含む複数方向に孔の開いたピトー管に対する圧力に基づき前記第２の気流速度を計測してもよい。
　典型的に、航空機において対気速度の検知は、ピトー管に配管で接続された圧力計を用いて、対気速度の２乗に比例する圧力を検知する形で行われる。この手法ではピトー管先端で生じた圧力の変動が配管を伝播して圧力計に到達し対気速度の変化として検知されるまで最大数秒程度の遅れが生じる可能性がある。これに対して、本実施形態によれば、ピトー管を利用して気流速度を算出する第２の気流速度計測部と、推進系パラメータに基づき気流速度を算出する第１の気流速度計測部とを併用する。これにより、ピトー管のみを利用する場合には対気速度が時間的に変化するケースへの適用には問題があったところ、推進系パラメータに基づき気流速度を算出することで、気流速度の変化を迅速に算出することが可能となる。
　前記第２の気流速度計測部は、
　　別の電動モータにより駆動され、前記第２の方向に延びる回転軸を中心に回転する別の電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第２の推進系パラメータ検知部と、
　　前記推進系パラメータに基づき、前記第２の気流速度を算出する第２の気流速度算出部と、
　を有してもよい。
　本実施形態によれば、ピトー管を使用しないため、気流速度及び気流方向をより迅速に算出することが可能となる。さらに、サンプリングのタイミングを同期することが容易かつ正確になるため、機体に作用する気流速度及び気流方向の気流速度及び気流方向をより高速かつ正確に算出することができる。その上、第１の気流速度計測部及び第２の気流速度計測部の何れも、推進系パラメータに基づき電気的な手段で気流速度を算出するため、横風や上下風をコストや重量のデメリットなく、且つ迅速に検知することができる。
　電動推進系制御装置は、
　前記機体に搭載され、別の電動モータにより駆動され前記第１の方向及び前記第２の方向と異なる第３の方向に延びる回転軸を中心に回転する別の電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第３の推進系パラメータ検知部と、前記推進系パラメータに基づき、前記回転軸の方向である回転軸方向に対する気流速度である第３の気流速度を算出する第３の気流速度算出部と、を有する第３の気流速度計測部をさらに具備し、
　前記気流算出部は、前記第１の方向及び第１の気流速度と、前記第２の方向及び前記第２の気流速度と、前記第３の方向及び前記第３の気流速度とに基づき、３次元の成分を含む、前記気流速度及び気流方向を算出してもよい。
　本実施形態によれば３次元の成分を含む気流速度及び気流方向を電気的な手段で算出することができる。これにより、機体に対する気流速度及び気流方向をより正確に算出することができる。また、横風や上下風をコストや重量のデメリットなく、且つ迅速に検知することができる。
　前記航空機は、前記機体に搭載され、１以上の前記電動モータによりそれぞれ駆動される１以上の前記電動推進系を有し、
　前記推進系パラメータと、前記気流速度及び気流方向と、前記機体に発生する空気力に関する変数の関係式、データ群又は数学的モデルに基づき、前記推進系パラメータ及び／又は前記気流速度及び気流方向に関する変数の変化を算出し、前記算出した変数の変化に基づき、１以上の前記電動推進系の合計推力又は前記機体に発生する空気力を制御する制御部
　をさらに具備してもよい。
　本実施形態によれば、得られた気流速度及び気流方向の情報を、応答の高い電動推進系の推力又は出力指示にフィードバックする。これにより、機体が横風を受けた場合でも、気流速度及び気流方向に応じた推力又は揚力配分を左右の電動推進系で迅速に実現することができ、横風による姿勢や経路の変化を小さく抑えることができる。
　前記航空機は、前記機体に搭載され、１以上の前記電動モータによりそれぞれ駆動される１以上の前記電動推進系を有し、
　前記推進系パラメータと、前記気流速度及び気流方向と、前記機体に発生する空気力に関する変数の関係式、データ群又は数学的モデルに基づき、前記推進系パラメータ及び／又は前記気流速度及び気流方向に関する変数の変化を算出し、前記算出した変数の変化に基づき、前記航空機の姿勢又は飛行経路を制御する制御部
　をさらに具備してもよい。
　本実施形態によれば、気流速度及び気流方向の変化を迅速に検知することで、気流速度及び気流方向に依存して変化する揚力及び抗力や、揚力及び抗力に応じて変化させる必要がある推力を適切な値に保ち、飛行を安全かつ効率的に継続することができる。
　前記電動推進系は、プロペラ又はファンを含んでもよい。
　本実施形態は、ＶＴＯＬ機能を有する電動化航空機や、ＶＴＯＬ機能を有しない電動化航空機等の、電動モータにより駆動される電動推進系を有するあらゆる電動化航空機に適用可能である。
　本開示によれば、コスト増及び重量増なく高精度に電動化航空機の機体に対する気流速度及び気流方向を検知し、且つ、気流速度及び気流方向の変動に対し電動推進系及び機体の姿勢を迅速に制御することを図れる。
　なお、ここに記載された効果は必ずしも限定されるものではなく、本開示中に記載されたいずれかの効果であってもよい。
本開示の第１の実施形態に係る電動化航空機の一例を模式的に示す。 電動化航空機の垂直離陸から巡航状態に遷移するまでを模式的に示す。 電動化航空機の垂直離陸から巡航に遷移するトランジション時の、機体に対する気流を模式的に示す。 電動化航空機の電動推進系のハードウェア構成を示す。 電動推進系制御装置の構成を示す。 電流及びプロペラ回転数から気流速度を算出するためのデータ群の一例を示す。 圧力及びピトー管の管軸方向の基準線に対する角度から気流速度を算出するためのデータ群の一例を示す。 逐次処理により補正された気流方向の時系列データの一例を示す。 機体が横風を受けた場合を模式的に示す。 本発明の第２の実施形態に係る電動推進系制御装置の構成を示す。 本発明の第３の実施形態に係る電動推進系制御装置の構成を示す。
　以下、図面を参照しながら、本開示の実施形態を説明する。
　Ｉ．第１の実施形態
　１．本実施形態のコンセプト
　図１は、本開示の第１の実施形態に係る電動化航空機の一例を模式的に示す。
　本実施形態に係る電動化航空機１００は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ：Vertical Take-Off and Landing）機能を有する航空機である。一方、ＶＴＯＬ機能を有しない電動化航空機にも、本実施形態を適用可能である。即ち、電動モータにより駆動される電動推進系を有するあらゆる電動化航空機に、本実施形態を適用可能である。
　電動化航空機１００は、機体１０１の前後にティルト機構を有した主翼１０２、１０３を備える。前の主翼１０２の両端に電動推進系１０４ａ，１０４ｂが搭載される。後の主翼１０３の両端に電動推進系１０４ｃ，１０４ｄが搭載される。電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄは、それぞれ、プロペラ又はファン（本実施形態ではプロペラ。以下同じ）を有する。プロペラは、電動モータにより駆動されて回転軸を中心に回転する。電動化航空機１００は、対気速度を測定するためのピトー管１０８を有する。主翼１０２、１０３がティルトすることにより、電動化航空機１００は、垂直離着陸が可能である。主翼１０２、１０３がティルトするとき、電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄの回転軸の向きも変わる。本例の電動化航空機１００は、複数の電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄを有する。一方、本実施形態は、１個の電動推進系を有する電動化航空機（不図示）にも適用可能である。
　図２は、電動化航空機の垂直離陸から巡航状態に遷移するまでを模式的に示す。
　垂直離陸（vertical takeoff）時に、電動化航空機１００は、各主翼１０２、１０３をティルトさせ、プロペラ回転軸を垂直近くまで上方に向ける。トランジション（transition）時には、電動化航空機１００は、プロペラ回転軸及び主翼１０２、１０３の迎角αを巡航（cruise）に適した角度に変化させる。
　図３は、電動化航空機の垂直離陸から巡航に遷移するトランジション時の、機体に対する気流を模式的に示す。
　特にトランジション時には、機体の移動に伴って前方からの気流速度（airspeed）ベクトルＶが機体に作用する。プロペラで増速された気流が主翼の一部に重畳して作用することもある。その結果、機体に揚力Ｌ及び抗力Ｄが発生する。機体に作用する揚力Ｌ及び抗力Ｄに加え、各電動推進系の発生する推力Ｆ及び重力Ｆｚが釣り合うことで、機体が安定的に飛行する。
　典型的には、飛行時に、ピトー管の管軸方向やプロペラの回転軸方向等の所定の方向に、航空機に対して作用する気流速度を算出することはできる。しかしながら、横風や上下風などの、機体に作用する気流自体の気流方向を算出することは行われていない。言い換えれば、機体に直接作用する気流速度ベクトル（即ち、気流速度及び気流方向。以下同じ）を算出することは行われていない。このため、典型的には、気流の変化を受けた機体に揺れ等が発生して初めて、その揺れを抑えるために機体を制御している。
　これに対して、本実施形態のコンセプトは、機体に作用することになる気流の気流速度ベクトルＶ（即ち、気流速度及び気流方向）を算出し、算出した気流速度ベクトルＶに基づき機体や電動推進系を制御する。そして、本実施形態では、気流速度ベクトルＶの変化を迅速に検知することで、気流速度ベクトルＶに依存して変化する揚力Ｌ及び抗力Ｄや、揚力Ｌ及び抗力Ｄに応じて変化させる必要がある推力Ｆを適切な値に保ち、飛行を安全かつ効率的に継続することを図る。
　そこで本実施形態では、既知の第１の方向に対する気流速度（第１の気流速度と称する。以下同じ）と、第１の方向と異なる既知の第２の方向に対する気流速度（第２の気流速度と称する。以下同じ）を算出する。既知の第１の方向及び第２の方向は予め決まっており、機体の基準線（datum line）Ｌ１（例えば、機軸等）に対して所定角度として表現される。図３の例では、第１の方向はプロペラ回転軸方向であり、基準線Ｌ１に対する角度はティルト角σである。第２の方向はピトー管の管軸方向であり、基準線Ｌ１の角度と一致する。第１の方向（プロペラ回転軸方向）に対する第１の気流速度を示す第１の気流速度ベクトルＶｎと、第２の方向（ピトー管の管軸方向）に対する第２の気流速度を示す第２の気流速度ベクトルＶｘとを算出する。第１の気流速度ベクトルＶｎと、第２の気流速度ベクトルＶｘとを合成する。これにより、機体に作用する気流速度ベクトルＶを算出する。言い換えれば、機体に作用する気流の気流方向（即ち、基準線Ｌ１に対する角度θ）及び気流速度（即ち、気流速度ベクトルＶの大きさ）を算出することができる。
　ティルト角σから気流速度ベクトルＶの角度θを減算することで、主翼の迎角αを算出することができる。気流速度ベクトルＶ及び主翼の迎角αに基づき、揚力Ｌ及び抗力Ｄを算出することができる。これにより、揚力Ｌ及び抗力Ｄに応じて変化させる必要がある推力Ｆを適切な値に保ち、飛行を安全かつ効率的に継続することができる。
　２．電動化航空機の電動推進系のハードウェア構成
　図４は、電動化航空機の電動推進系のハードウェア構成を示す。
　電動化航空機１００は、プロペラ２０１と、モータ２０２と、インバータ２０３と、電源２０４と、電流及び電圧検知部２０５と、コントローラ２０６と、回転数検知部２０７と、速度検知部２０８と、圧力計２０９とを有する。プロペラ２０１と、モータ２０２と、インバータ２０３と、電源２０４と、電流及び電圧検知部２０５とは、図５の電動推進系２５０を構成する。電動推進系２５０は、図１の電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄの何れかに相当する。
　インバータ２０３がモータ２０２の回転数を制御し、モータ２０２がプロペラ２０１を駆動することで、プロペラ２０１が回転軸を中心に所定の回転数で回転する。電流及び電圧検知部２０５は、モータ２０２に供給される電流Ｉを検知する。回転数検知部２０７は、プロペラ回転数Ｎを検知する。
　速度検知部２０８は、ピトー管である。速度検知部２０８に気流から全圧及び静圧が掛かる。圧力計２０９は、全圧から静圧を減算して気流の圧力（動圧）を測定し、圧力に基づき、気流速度を算出する。速度検知部２０８が１孔のピトー管の場合、圧力計２０９は、ピトー管の管軸方向（第２の方向）の気流速度を算出する。速度検知部２０８は、３孔や５孔等の複数孔を有し、測定対象の気流方向（第２の方向）を含む複数方向に孔の開いたピトー管でもよい。速度検知部２０８が複数孔のピトー管の場合、圧力計２０９は、１孔の開口方向（第２の方向）の気流速度を算出する。ピトー管を使用して測定する気流方向（第２の方向）は、プロペラ２０１の回転軸方向（第１の方向）と異なる。なお、本実施形態では、速度検知部２０８が１孔のピトー管であり、圧力計２０９はピトー管の管軸方向（第２の方向）の気流速度を算出することとする。
　コントローラ２０６は、モータ２０２に供給される電流Ｉ、プロペラ回転数Ｎ、ピトー管の管軸方向の気流速度に基づき、電動化航空機１００の機体に対する気流速度ベクトルＶを算出する。気流速度ベクトルＶは、気流速度ベクトルの基準線に対する角度θ（即ち、気流方向）及び気流速度ベクトルの大きさＵ（即ち、気流速度）を含む。コントローラ２０６は、算出した気流速度ベクトルＶに基づき電動化航空機１００を制御する。以下、コントローラ２０６の機能をより詳細に説明する。
　３．電動推進系制御装置の構成
　図５は、電動推進系制御装置の構成を示す。
　電動化航空機１００には、電動推進系制御装置２００が搭載される。電動推進系制御装置２００は、図４のコントローラ２０６及び／又は専用の電気回路により実現される。電動推進系制御装置２００は、電動推進系２５０を制御する。電動推進系２５０は、図４のプロペラ２０１と、モータ２０２と、インバータ２０３と、電源２０４とを含む。電動推進系制御装置２００は、第１の気流速度計測部２１０と、第２の気流速度計測部２２０と、気流算出部２３０と、制御部２４０とを有する。
　第１の気流速度計測部２１０は、第１の推進系パラメータ検知部２１１と、第１の気流速度算出部２１２とを有する。
　第１の推進系パラメータ検知部２１１は、電動推進系２５０のパラメータ（推進系パラメータと称する）を検知する。第１の推進系パラメータ検知部２１１は、図４の電流及び電圧検知部２０５と、回転数検知部２０７とを含む。具体的には、第１の推進系パラメータ検知部２１１は、モータ２０２に供給される電流Ｉａと、プロペラ２０１のプロペラ回転数ｎａとを検知する。電流Ｉａと、プロペラ回転数ｎａとは、推進系パラメータである。
　第１の気流速度算出部２１２は、推進系パラメータとしての、電流Ｉａと、プロペラ回転数ｎａとを取得する。第１の気流速度算出部２１２は、モータ２０２に供給される電流Ｉ及びプロペラ回転数Ｎ（即ち、推進系パラメータ）と、プロペラ回転軸方向に対する気流速度Ｕｎとの関係を示す変数の関係式、データ群又は数学的モデル等を記憶している。
　図６は、電流及びプロペラ回転数から気流速度を算出するためのデータ群の一例を示す。
　図６は、基準線に対するプロペラ回転軸の角度を複数のバリエーションΦ１、Φ２、Φ３としたときに特定の対気速度で航空機が飛行する際の、前進率Ｊｎと電流係数ＣＩとの関係を示すデータ群の一例である。前進率Ｊｎは、Ｊｎ＝Ｕｎ／（ＮＤｐ）、即ち、「前進率＝回転軸方向気流速度成分の大きさ／（プロペラ回転数×プロペラ直径）」で算出される。電流係数ＣＩは、ＣＩ＝Ｉ／（ρＮ２Ｄｐ５）、即ち、「電流係数＝電流／（大気密度×プロペラ回転数２×プロペラ直径５）」で算出される。プロペラ回転軸の角度のバリエーションΦ１、Φ２、Φ３に拠らず、電流係数ＣＩと前進率Ｊｎには相関がある。このため、電流Ｉ及びプロペラ回転数Ｎ、さらに、プロペラ直径Ｄｐ及び大気密度ρが既知であれば、推進系パラメータである電流Ｉ及びプロペラ回転数Ｎから電流係数ＣＩを算出し、電流係数ＣＩを用いて図６から前進率Ｊｎを算出しさらにはプロペラ回転軸方向に対する気流速度ベクトルの大きさＵｎを算出することができる。このような算出のために、図６のようなデータ群を元にした近似式を、あらかじめ関数の形で作成しておき、関係式として記憶しておいてもよい。またデータ群を反映した数学的なモデルを、あらかじめ作成しておき、数学的モデルとして記憶しておいてもよい。
　第１の気流速度算出部２１２は、この様な関係式、データ群又は数学的モデル等を利用して、モータ２０２に供給される電流Ｉａと、プロペラ回転数ｎａ（即ち、推進系パラメータ）に基づき、プロペラ回転軸方向に対する第１の気流速度Ｖｎａを算出する。
　第２の気流速度計測部２２０は、図４の速度検知部２０８と、圧力計２０９とを含む。速度検知部２０８（ピトー管）に気流から全圧及び静圧が掛かる。圧力計２０９は、全圧から静圧を減算して気流の圧力ｐ（動圧）を測定する。第２の気流速度計測部２２０は、圧力ｐ、ピトー管の管軸方向の基準線に対する角度θ、ピトー管の管軸方向の気流速度ベクトルの大きさＵ１、Ｕ２、Ｕ３との関係を示す変数の関係式、データ群又は数学的モデル等を記憶している。
　図７は、圧力及びピトー管の管軸方向の基準線に対する角度から気流速度を算出するためのデータ群の一例を示す。
　図７は、圧力ｐと、ピトー管の管軸方向の基準線に対する角度θと、気流速度ベクトルの大きさＵ１、Ｕ２、Ｕ３との関係を示すデータ群の一例である。この圧力ｐ、ピトー管の角度θ、気流速度ベクトルの大きさＵの関係を、例えばｐ＝ａｐρＵ２－ａθｍとモデル化すると（ａｐ，ａθ，ｍは定数）、前記方法で算出されたＵｎ（＝ＵｃｏｓΦ）とθ＝Φ－σを連立することでＵとθを算出することができる。
　第２の気流速度計測部２２０は、この様な関係式、データ群又は数学的モデル等を利用して、圧力計２０９が測定した圧力ｐと、ピトー管の管軸方向の基準線に対する角度θとに基づき、ピトー管の管軸方向に対する航空機の対気速度Ｖpitotを算出する。即ち、圧力ｐは対気速度の２乗に比例するため、ピトー管を用いて圧力ｐを測定すれば、ピトー管の管軸方向の対気速度Ｖpitotが算出される。図３のピトー管の管軸方向に対する第２の気流速度Ｖｘは、航空機の対気速度Ｖpitotと等しい。
　以上のように、第１の気流速度算出部２１２は、プロペラ回転軸方向（第１の方向）に対する第１の気流速度Ｖｎａを算出する。第２の気流速度計測部２２０は、ピトー管の管軸方向（第２の方向）に対する航空機の対気速度Ｖpitotを算出する。プロペラ回転軸方向（第１の方向）とピトー管の管軸方向（第２の方向）とは異なる。
　気流算出部２３０は、第１の気流速度算出部２１２が算出した第１の気流速度Ｖｎａと、第２の気流速度計測部２２０が計測した第２の気流速度Ｖpitotを取得する。気流算出部２３０は、さらに、プロペラ回転軸の方向（第１の方向）であるティルト角σと、ピトー管の管軸方向の方向（第２の方向）を取得する。
　図３に示す様に、気流算出部２３０は、第１の方向（プロペラ回転軸方向）に対する第１の気流速度を示す第１の気流速度ベクトルＶｎと、第２の方向（ピトー管の管軸方向）に対する第２の気流速度を示す第２の気流速度ベクトルＶｘとを合成する。これにより、気流算出部２３０は、機体に作用する気流速度ベクトルＶを算出する。具体的には、気流算出部２３０は、機体に作用する気流の気流方向及び気流速度を算出する。言い換えれば、気流算出部２３０は、気流の基準線に対する角度θａと、気流速度ベクトルＶの大きさ│Ｖ│とを算出する。
　気流算出部２３０は、電動推進系２５０のプロペラ回転軸の向き（即ち、ティルト角σ）を変更した時点の推進系パラメータに基づき、気流速度Ｖ及び気流方向θを算出してもよい。プロペラ回転軸の向き（ティルト角σ）を変更すると、迎角α及び前記電動推進系の発生する推力及び翼との相互作用により発生する揚力が変化することにより、機体の安定性が変化する可能性があるため、機体１０１の姿勢等を制御する必要性が生じるからである。
　図８は、逐次処理により補正された気流方向の時系列データの一例を示す。図８に示す様に、気流算出部２３０は、第１の推進系パラメータ検知部２１１が複数時点で検知した推進系パラメータの時系列データ、気流速度ベクトルＶ及び数学的モデルを利用した逐次推定処理により、最小二乗法又はカルマンフィルタ等に基づき、気流速度及び気流方向を補正してもよい。図８において、Ｔｒｕｅは迎角αの真値、α＾ｗ／ｏＲＬＳは逐次処理補正をしない迎角αの推定値、α＾ｗ／ＲＬＳは逐次処理をした迎角αの推定値を示す。図８は、迎角αの推定値α＾ｗ／ｏＲＬＳを逐次処理補正することにより、得られた補正後の迎角αの推定値α＾ｗ／ＲＬＳが迎角αの真値Ｔｒｕｅにより近くなることを示す。
　制御部２４０は、推進系パラメータと、気流速度及び気流方向と、機体に発生する空気力に関する変数の関係式、データ群又は数学的モデル等を記憶している。制御部２４０は、関係式、データ群又は数学的モデル等に基づき、推進系パラメータ（即ち、モータ２０２に供給される電流Ｉａ、プロペラ回転数ｎａ）又は気流方向θａ及び気流速度│Ｖ│に関する変数の変化を算出する。
　制御部２４０は、電動推進系２５０の適切なプロペラ回転数ｎａ＿ｒｅｆを算出し、電動推進系２５０に出力する。また、制御部２４０は、算出した変数の変化に基づき、複数の電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄの合計推力又は機体１０１に発生する空気力を所望の範囲に収めるように、応答の高い電動モータで構成した電動推進系の運転状態を制御する。
　あるいは／さらに、制御部２４０は、算出した変数の変化に基づき、電動化航空機１００の機体１０１の姿勢や飛行経路を制御する。例えば、制御部２４０は、適切なティルト角σａ＿ｒｅｆを算出して電動推進系２５０に出力することで、機体１０１の姿勢を制御する。
　４．小括
　本実施形態によれば、得られた気流速度ベクトルＶの情報を、応答の高い電動推進系２５０の推力Ｆ又は出力指示にフィードバックする。これにより、図９のように機体が横風Ｕを受けた場合でも、気流速度ベクトルＶに応じた推力又は揚力配分を左右の電動推進系２５０で迅速に実現することができ、横風Ｕによる姿勢や経路の変化を小さく抑えることができる。
　典型的に、航空機において対気速度の検知は、ピトー管に配管で接続された圧力計を用いて、対気速度の２乗に比例する圧力を検知する形で行われる。この手法ではピトー管先端で生じた圧力の変動が配管を伝播して圧力計に到達し対気速度の変化として検知されるまで最大数秒程度の遅れが生じる可能性がある。これに対して、本実施形態によれば、ピトー管を利用して気流速度を算出する第２の気流速度計測部２２０と、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき気流速度を算出する第１の気流速度計測部２１０とを併用する。これにより、ピトー管のみを利用する場合には対気速度が時間的に変化するケースへの適用には問題があったところ、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき気流速度を算出することで、気流速度の変化を迅速に算出することが可能となる。その上、第１の気流速度計測部２１０は、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき電気的な手段で気流速度を算出するため、横風や上下風をコストや重量のデメリットなく、且つ迅速に検知することができる。
　また、ピトー管を利用して気流速度を算出する第２の気流速度計測部２２０のみ、あるいは、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき気流速度を算出する第１の気流速度計測部２１０のみでは、ピトー管の管軸方向やプロペラの回転軸方向等の所定の方向に作用する気流速度を算出することしかできない。言い換えれば、横風や上下風などの、機体に作用する気流自体の気流方向を算出することはできない。このため、典型的には、気流の変化を受けた機体に揺れ等が発生して初めて、その揺れを抑えるために機体を制御している。
　これに対して、本実施形態によれば、第１の気流速度計測部２１０及び第２の気流速度計測部２２０が計測した異なる２方向の気流速度ベクトルに基づき、機体に作用することになる気流の気流速度ベクトルＶ（即ち、気流速度及び気流方向）を算出する。これにより、本実施形態では、気流速度ベクトルＶの変化を迅速に検知することで、気流速度ベクトルＶに依存して変化する揚力Ｌ及び抗力Ｄや、揚力Ｌ及び抗力Ｄに応じて変化させる必要がある推力Ｆを適切な値に保ち、飛行を安全かつ効率的に継続することができる。
　ＩＩ．第２の実施形態
　以下の各実施形態において、既に説明した構成及び機能と同様の構成及び機能は説明及び図示を省略し、異なる構成及び機能を中心に説明する。
　第１の実施形態では、第１の気流速度計測部２１０は、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき気流速度を算出する。第２の気流速度計測部２２０は、ピトー管を利用して気流速度を算出する。
　これに対して、第２の実施形態では、第２の気流速度計測部も、第１の気流速度計測部２１０と同様の構成を有し、第１の気流速度計測部２１０と同様の手法を用いて推進系パラメータに基づき気流速度を算出する。言い換えれば、第２の実施形態では、ピトー管を使用しない。
　１．電動推進系制御装置の構成
　図１０は、本発明の第２の実施形態に係る電動推進系制御装置の構成を示す。
　電動化航空機１００には、電動推進系制御装置３００が搭載される。電動推進系制御装置３００は、２個の電動推進系２５０ａ、２５０ｂを制御する。電動推進系２５０ａ、２５０ｂは、それぞれ、電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄ（図１参照）の何れかに相当する。電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸方向（第１の方向）と、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸方向（第２の方向）とは異なる。
　電動推進系制御装置３００は、第１の気流速度計測部２１０と、第２の気流速度計測部２６０と、気流算出部２３０と、制御部２４０とを有する。
　第１の気流速度計測部２１０は、第１の推進系パラメータ検知部２１１と、第１の気流速度算出部２１２とを有する。第１の推進系パラメータ検知部２１１は、電動推進系２５０ａの推進系パラメータ（即ち、電動推進系２５０ａに含まれるモータ２０２に供給される電流Ｉａと、プロペラ２０１のプロペラ回転数ｎａ）とを検知する。第１の気流速度算出部２１２は、電動推進系２５０ａの推進系パラメータ（即ち、電流Ｉａ及びプロペラ回転数ｎａ）に基づき、電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸方向（第１の方向）に対する第１の気流速度Ｖｎａを算出する。
　第２の気流速度計測部２６０は、第２の推進系パラメータ検知部２６１と、第２の気流速度算出部２６２とを有する。第２の推進系パラメータ検知部２６１は、電動推進系２５０ｂの推進系パラメータ（即ち、電動推進系２５０ｂに含まれるモータ２０２に供給される電流Ｉｂと、プロペラ２０１のプロペラ回転数ｎｂ）とを検知する。第２の気流速度算出部２６２は、電動推進系２５０ｂの推進系パラメータ（即ち、電流Ｉｂ及びプロペラ回転数ｎｂ）に基づき、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸方向（第２の方向）に対する第２の気流速度Ｖｎｂを算出する。
　気流算出部２３０は、第１の気流速度算出部２１２が算出した第１の気流速度Ｖｎａと、第２の気流速度計測部２２０が計測した第２の気流速度Ｖｎｂを取得する。気流算出部２３０は、さらに、電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸の方向（第１の方向）と、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸の方向（第２の方向）を取得する。
　気流算出部２３０は、第１の方向に対する第１の気流速度を示す第１の気流速度ベクトルＶｎａと、第２の方向に対する第２の気流速度を示す第２の気流速度ベクトルＶｎｂとを合成する。これにより、気流算出部２３０は、機体に作用する気流速度ベクトルＶを算出する。具体的には、気流算出部２３０は、機体に作用する気流の気流方向及び気流速度を算出する。言い換えれば、気流算出部２３０は、気流の基準線に対する角度θａと、気流速度ベクトルＶの大きさ│Ｖ│とを算出する。
　気流算出部２３０は、電動推進系２５０ａ、２５０ｂのプロペラ回転軸の向き（即ち、ティルト角σａ、σｂ）を変更した時点の推進系パラメータに基づき、気流速度Ｖ及び気流方向θを算出してもよい。プロペラ回転軸の向き（ティルト角σａ、σｂ）を変更すると、迎角α及び前記電動推進系の発生する推力及び翼との相互作用により発生する揚力が変化することにより、機体の安定性が変化する可能性があるため、機体１０１の姿勢等を制御する必要性が生じるからである。
　制御部２４０は、電動推進系２５０ａ、２５０ｂの適切なプロペラ回転数ｎａ＿ｒｅｆ、ｎｂ＿ｒｅｆを算出し、電動推進系２５０ａ、２５０ｂにそれぞれ出力する。また、制御部２４０は、算出した変数の変化に基づき、複数の電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄの合計推力又は機体１０１に発生する空気力を所望の範囲に収めるように、応答の高い電動モータで構成した電動推進系の運転状態を制御する。
　あるいは／さらに、制御部２４０は、算出した変数の変化に基づき、電動化航空機１００の機体１０１の姿勢や飛行経路を制御する。例えば、制御部２４０は、電動推進系２５０ａ、２５０ｂの適切なティルト角σａ＿ｒｅｆ、σｂ＿ｒｅｆを算出して電動推進系２５０ａ、２５０ｂに出力することで、機体１０１の姿勢を制御する。
　２．小括
　本実施形態によれば、主翼はティルト機構を持つ。このため、例えば前後又は左右の主翼で別のティルト角を持たせることで、複数の電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃのプロペラ回転軸に気流速度ベクトルと別々の角度を持たせることができる。第１の気流速度計測部２１０と、第２の気流速度計測部２６０は、それぞれの電動推進系２５０ａ、２５０ｂの推進系パラメータをサンプリングし、第１の方向及び第２の方向の気流速度ベクトルＶｎａ，Ｖｎｂを算出する。
　本実施形態では、第１の実施形態と異なりピトー管を使用しないため、気流速度ベクトルをより迅速に算出することが可能となる。さらに、サンプリングのタイミングを同期することが容易かつ正確になるため、機体に作用する気流速度ベクトルＶの気流速度及び気流方向をより高速かつ正確に算出することができる。その上、第１の気流速度計測部２１０及び第２の気流速度計測部２６０の何れも、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき電気的な手段で気流速度を算出するため、横風や上下風をコストや重量のデメリットなく、且つ迅速に検知することができる。
　上記のように得られた気流速度ベクトルの情報を、応答の高い電動推進系２５０ａ、２５０ｂの推力Ｆ又は出力指示にフィードバックすることで、気流速度ベクトルＶの変化に応じてティルト角σａ、σｂ及び推力又は揚力配分、ひいては機体の空力性能(例えば、Ｌ／Ｄ＝揚力／抗力)や、離着陸時などの飛行経路を常に最適に保つことができる。
　ＩＩＩ．第３の実施形態
　第１の実施形態及び第２の実施形態は、電動推進系制御装置２００、３００は、第１の気流速度計測部２１０及び第２の気流速度計測部２２０、２６０（即ち、２個の気流速度計測部）を有する。
　これに対して、第３の実施形態では、電動推進系制御装置は、３個の気流速度計測部を有する。３個の気流速度計測部は、それぞれ、異なる３方向に対する気流速度ベクトルを算出する。この異なる３方向に対する気流速度ベクトルを合成することで、３次元の成分を含む、機体に対する気流速度ベクトルを算出することができる。
　１．電動推進系制御装置の構成
　図１１は、本発明の第３の実施形態に係る電動推進系制御装置の構成を示す。
　電動化航空機１００には、電動推進系制御装置４００が搭載される。電動推進系制御装置４００は、２個の電動推進系２５０ａ、２５０ｂを制御する。電動推進系２５０ａ、２５０ｂは、それぞれ、電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄ（図１参照）の何れかに相当する。電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸方向（第１の方向）と、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸方向（第３の方向）とは異なる。
　電動推進系制御装置４００は、第１の気流速度計測部２１０と、第２の気流速度計測部２２０と、第３の気流速度計測部２６０と、気流算出部２３０と、制御部２４０とを有する。
　第１の気流速度計測部２１０は、第１の推進系パラメータ検知部２１１と、第１の気流速度算出部２１２とを有する。第１の推進系パラメータ検知部２１１は、電動推進系２５０ａの推進系パラメータ（即ち、電動推進系２５０ａに含まれるモータ２０２に供給される電流Ｉａと、プロペラ２０１のプロペラ回転数ｎａ）とを検知する。第１の気流速度算出部２１２は、電動推進系２５０ａの推進系パラメータ（即ち、電流Ｉａ及びプロペラ回転数ｎａ）に基づき、電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸方向（第１の方向）に対する第１の気流速度Ｖｎａを算出する。
　第２の気流速度計測部２２０は、図４の速度検知部２０８と、圧力計２０９とを含む。第２の気流速度計測部２２０は、速度検知部２０８（ピトー管）を利用して気流の圧力ｐ（動圧）を測定し、ピトー管の管軸方向に対する航空機の対気速度Ｖpitotを算出する。ピトー管の管軸方向（第２の方向）は、電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸方向（第１の方向）と、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸方向（第３の方向）と異なる。
　第３の気流速度計測部２６０は、第３の推進系パラメータ検知部２６１と、第３の気流速度算出部２６２とを有する。第３の推進系パラメータ検知部２６１は、電動推進系２５０ｂの推進系パラメータ（即ち、電動推進系２５０ｂに含まれるモータ２０２に供給される電流Ｉｂと、プロペラ２０１のプロペラ回転数ｎｂ）とを検知する。第３の気流速度算出部２６２は、電動推進系２５０ｂの推進系パラメータ（即ち、電流Ｉｂ及びプロペラ回転数ｎｂ）に基づき、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸方向（第３の方向）に対する第３の気流速度Ｖｎｂを算出する。
　気流算出部２３０は、第１の気流速度算出部２１２が算出した第１の気流速度Ｖｎａと、第２の気流速度計測部２２０が計測した第２の気流速度Ｖpitotと、第３の気流速度計測部２２０が計測した第３の気流速度Ｖｎｂを取得する。気流算出部２３０は、さらに、電動推進系２５０ａのプロペラ回転軸の方向（第１の方向）と、ピトー管の管軸方向の方向（第２の方向）と、電動推進系２５０ｂのプロペラ回転軸の方向（第３の方向）を取得する。
　気流算出部２３０は、第１の方向に対する第１の気流速度を示す第１の気流速度ベクトルＶｎａと、第２の方向（ピトー管の管軸方向）に対する第２の気流速度を示す第２の気流速度ベクトルＶｘと、第３の方向に対する第３の気流速度を示す第３の気流速度ベクトルＶｎｂとを合成する。これにより、気流算出部２３０は、機体に作用する気流速度ベクトルＶを算出する。気流速度ベクトルＶは３次元の成分を含む。具体的には、気流算出部２３０は、機体に作用する気流の気流方向及び気流速度を算出する。言い換えれば、気流算出部２３０は、気流の基準線に対する３次元的な角度θａ、θｂと、気流速度ベクトルＶの大きさ│Ｖ│とを算出する。
　気流算出部２３０は、電動推進系２５０ａ、２５０ｂのプロペラ回転軸の向き（即ち、ティルト角σａ、σｂ）を変更した時点の推進系パラメータに基づき、気流速度Ｖ及び３次元的な気流方向θａ、θｂを算出してもよい。プロペラ回転軸の向き（ティルト角σａ、σｂ）を変更すると、迎角α及び前記電動推進系の発生する推力及び翼との相互作用により発生する揚力が変化することにより、機体の安定性が変化する可能性があるため、機体１０１の姿勢等を制御する必要性が生じるからである。
　制御部２４０は、電動推進系２５０ａ、２５０ｂの適切なプロペラ回転数ｎａ＿ｒｅｆ、ｎｂ＿ｒｅｆを算出し、電動推進系２５０ａ、２５０ｂにそれぞれ出力する。また、制御部２４０は、算出した変数の変化に基づき、複数の電動推進系１０４ａ，１０４ｂ，１０４ｃ，１０４ｄの合計推力又は機体１０１に発生する空気力を所望の範囲に収めるように、応答の高い電動モータで構成した電動推進系の運転状態を制御する。
　あるいは／さらに、制御部２４０は、算出した変数の変化に基づき、電動化航空機１００の機体１０１の姿勢や飛行経路を制御する。例えば、制御部２４０は、電動推進系２５０ａ、２５０ｂの適切なティルト角σａ＿ｒｅｆ、σｂ＿ｒｅｆを算出して電動推進系２５０ａ、２５０ｂに出力することで、機体１０１の姿勢を制御する。
　２．小括
　本実施形態によれば、第１の方向及び第１の気流速度と、第２の方向及び第２の気流速度と、第３の方向及び第３の気流速度とに基づき、３次元の成分を含む、気流速度及び気流方向を算出することができる。これにより、機体に対する気流速度ベクトルをより正確に算出することができる。また、横風や上下風をコストや重量のデメリットなく、且つ迅速に検知することができる。
　変形例として、ピトー管を使用せず、異なるプロペラ軸方向の３個の電動推進系の推進系パラメータに基づき、異なる３方向の気流速度ベクトルを算出し、異なる３方向の気流速度ベクトルを合成して、３次元の成分を含む気流速度ベクトルを算出してもよい。ピトー管を使用しないため、気流速度ベクトルをより迅速に算出することが可能となる。
　変形例（不図示）として、４個以上の電動推進系の推進系パラメータに基づき、異なる４方向以上の気流速度ベクトルを算出し、異なる４方向以上の気流速度ベクトルを合成して、３次元の成分を含む気流速度ベクトルを算出してもよい。これにより、４個以上の電動推進系のパラメータをより最適に調整制御することが可能となる。
　ＩＶ．結語
　以上の様に、各実施形態によれば、異なる複数方向の気流速度ベクトルに基づき、機体に作用することになる気流の気流速度ベクトルＶ（即ち、気流速度及び気流方向）を算出する。また、推進系パラメータ（即ち、電流及びプロペラ回転数）に基づき電気的な手段で気流速度を算出するため、横風や上下風をコストや重量のデメリットなく、且つ迅速に検知することができる。
これにより、気流速度ベクトルＶの変化を迅速に検知することで、気流速度ベクトルＶに依存して変化する揚力Ｌ及び抗力Ｄや、揚力Ｌ及び抗力Ｄに応じて変化させる必要がある推力Ｆを適切な値に保ち、飛行を安全かつ効率的に継続することができる。
　本発明の電動推進系制御装置は、航空機に適用するのが好適であるが、船舶、あるいは、陸上の風力推進移動体に適用されてもよい。また、推進用プロペラが風力発電機等の風車であり、電気駆動モータが常時は発電機として用いられるものに適用されてもよい。
　本技術の各実施形態及び各変形例について上に説明したが、本技術は上述の実施形態にのみ限定されるものではなく、本技術の要旨を逸脱しない範囲内において種々変更を加え得ることは勿論である。
　１００　電動化航空機
　１０１　機体
　１０２　主翼
　１０３　主翼
　１０４ａ、１０４ｂ、１０４ｃ、１０４ｄ　電動推進系
　１０８　ピトー管
　２　プロペラ回転数
　２００、３００、４００　電動推進系制御装置
　２０１　プロペラ
　２０２　モータ
　２０３　インバータ
　２０４　電源
　２０５　電圧検知部
　２０６　コントローラ
　２０７　回転数検知部
　２０８　速度検知部
　２０９　圧力計
　２１０　第１の気流速度計測部
　２１１　第１の推進系パラメータ検知部
　２１２　第１の気流速度算出部
　２２０　第２、第３の気流速度計測部
　２３０　気流算出部
　２４０　制御部
　２５０、２５０ａ、２５０ｂ　電動推進系
　２６０　第２、第３の気流速度計測部
　２６１　第２、第３の推進系パラメータ検知部
　２６２　第２、第３の気流速度算出部

Claims (10)

  1. 　航空機の機体に搭載され、電動モータにより駆動され回転軸を中心に回転する電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第１の推進系パラメータ検知部と、前記推進系パラメータに基づき、前記回転軸の方向である第１の方向に対する気流速度である第１の気流速度を算出する第１の気流速度算出部と、を有する第１の気流速度計測部と、
    　前記機体に搭載され、前記第１の方向と異なる第２の方向に対する気流速度である第２の気流速度を計測する第２の気流速度計測部と、
    　前記第１の方向及び第１の気流速度と、前記第２の方向及び前記第２の気流速度に基づき、前記機体に対する気流速度及び気流方向を算出する気流算出部と
    　を具備する電動推進系制御装置。
  2. 　請求項１に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記第１の気流速度算出部は、前記推進系パラメータと前記第１の気流速度との関係を示す変数の関係式、データ群又は数学的モデルに基づき、前記第１の気流速度を算出する
    　電動推進系制御装置。
  3. 　請求項１又は２に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記電動推進系は、前記回転軸の向きを変更可能であり、
    　前記気流算出部は、前記回転軸の向きを変更した時点の前記推進系パラメータに基づき、前記気流速度及び気流方向を算出する
    　電動推進系制御装置。
  4. 　請求項１乃至３の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記気流算出部は、前記第１の推進系パラメータ検知部が複数時点で検知した前記推進系パラメータ及び数学的モデルを利用した逐次推定処理により、前記気流速度及び気流方向を補正する
    　電動推進系制御装置。
  5. 　請求項１乃至４の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記第２の気流速度計測部は、前記第２の方向に管軸方向を有する又は前記第２の方向を含む複数方向に孔の開いたピトー管に対する圧力に基づき前記第２の気流速度を計測する
    　電動推進系制御装置。
  6. 　請求項１乃至４の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記第２の気流速度計測部は、
    　　別の電動モータにより駆動され、前記第２の方向に延びる回転軸を中心に回転する別の電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第２の推進系パラメータ検知部と、
    　　前記推進系パラメータに基づき、前記第２の気流速度を算出する第２の気流速度算出部と、
    　を有する
    　電動推進系制御装置。
  7. 　請求項１乃至６の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記機体に搭載され、別の電動モータにより駆動され前記第１の方向及び前記第２の方向と異なる第３の方向に延びる回転軸を中心に回転する別の電動推進系のパラメータである推進系パラメータを検知する第３の推進系パラメータ検知部と、前記推進系パラメータに基づき、前記回転軸の方向である回転軸方向に対する気流速度である第３の気流速度を算出する第３の気流速度算出部と、を有する第３の気流速度計測部をさらに具備し、
    　前記気流算出部は、前記第１の方向及び第１の気流速度と、前記第２の方向及び前記第２の気流速度と、前記第３の方向及び前記第３の気流速度とに基づき、３次元の成分を含む、前記気流速度及び気流方向を算出する
    　電動推進系制御装置。
  8. 　請求項１乃至７の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記航空機は、前記機体に搭載され、１以上の前記電動モータによりそれぞれ駆動される１以上の前記電動推進系を有し、
    　前記推進系パラメータと、前記気流速度及び気流方向と、前記機体に発生する空気力に関する変数の関係式、データ群又は数学的モデルに基づき、前記推進系パラメータ及び／又は前記気流速度及び気流方向に関する変数の変化を算出し、前記算出した変数の変化に基づき、１以上の前記電動推進系の合計推力又は前記機体に発生する空気力を制御する制御部
    　をさらに具備する電動推進系制御装置。
  9. 　請求項１乃至８の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記航空機は、前記機体に搭載され、１以上の前記電動モータによりそれぞれ駆動される１以上の前記電動推進系を有し、
    　前記推進系パラメータと、前記気流速度及び気流方向と、前記機体に発生する空気力に関する変数の関係式、データ群又は数学的モデルに基づき、前記推進系パラメータ及び／又は前記気流速度及び気流方向に関する変数の変化を算出し、前記算出した変数の変化に基づき、前記航空機の姿勢又は飛行経路を制御する制御部
    　をさらに具備する電動推進系制御装置。
  10. 　請求項１乃至９の何れか一項に記載の電動推進系制御装置であって、
    　前記電動推進系は、プロペラ又はファンを含む
    　電動推進系制御装置。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006306254A (ja) * 2005-04-28 2006-11-09 Nec Corp 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム
JP2012126201A (ja) * 2010-12-14 2012-07-05 Kawasaki Heavy Ind Ltd 飛行制御装置およびこれを備える飛行体
JP2014172435A (ja) * 2013-03-06 2014-09-22 Japan Aerospace Exploration Agency 電動推進系制御装置
JP2017083318A (ja) * 2015-10-28 2017-05-18 オムロン株式会社 対気速度計測システム
JP2020125017A (ja) * 2019-02-05 2020-08-20 株式会社ＳｋｙＤｒｉｖｅ 飛行体システム、飛行体の制御装置、および飛行体の制御プログラム
JP2020183210A (ja) * 2019-05-09 2020-11-12 愛三工業株式会社 マルチコプタ
JP2021501722A (ja) * 2017-11-03 2021-01-21 テクストロン システムズ コーポレーションＴｅｘｔｒｏｎ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 固定翼および回転翼機構成のｖｔｏｌ航空機

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006306254A (ja) * 2005-04-28 2006-11-09 Nec Corp 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム
JP2012126201A (ja) * 2010-12-14 2012-07-05 Kawasaki Heavy Ind Ltd 飛行制御装置およびこれを備える飛行体
JP2014172435A (ja) * 2013-03-06 2014-09-22 Japan Aerospace Exploration Agency 電動推進系制御装置
JP2017083318A (ja) * 2015-10-28 2017-05-18 オムロン株式会社 対気速度計測システム
JP2021501722A (ja) * 2017-11-03 2021-01-21 テクストロン システムズ コーポレーションＴｅｘｔｒｏｎ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 固定翼および回転翼機構成のｖｔｏｌ航空機
JP2020125017A (ja) * 2019-02-05 2020-08-20 株式会社ＳｋｙＤｒｉｖｅ 飛行体システム、飛行体の制御装置、および飛行体の制御プログラム
JP2020183210A (ja) * 2019-05-09 2020-11-12 愛三工業株式会社 マルチコプタ

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