WO2023218909A1 - 電動航空機及び異常検出システム - Google Patents

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WO2023218909A1
WO2023218909A1 PCT/JP2023/015949 JP2023015949W WO2023218909A1 WO 2023218909 A1 WO2023218909 A1 WO 2023218909A1 JP 2023015949 W JP2023015949 W JP 2023015949W WO 2023218909 A1 WO2023218909 A1 WO 2023218909A1
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WO
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signal
power supply
abnormality
electric
devices
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PCT/JP2023/015949
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English (en)
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Inventor
啓太 藤井
Original Assignee
株式会社デンソー
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P29/00—Arrangements for regulating or controlling electric motors, appropriate for both AC and DC motors
    • H02P29/02—Providing protection against overload without automatic interruption of supply
    • H02P29/024—Detecting a fault condition, e.g. short circuit, locked rotor, open circuit or loss of load
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P5/00—Arrangements specially adapted for regulating or controlling the speed or torque of two or more electric motors
    • H02P5/46—Arrangements specially adapted for regulating or controlling the speed or torque of two or more electric motors for speed regulation of two or more dynamo-electric motors in relation to one another
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present disclosure relates to an electric aircraft and an abnormality detection system used in the electric aircraft, and particularly relates to a technique for simplifying wiring connected to various devices provided in the electric aircraft.
  • Patent Document 1 discloses an abnormality warning system for a motor system included in an electric aircraft.
  • This abnormality warning system determines abnormalities in a plurality of motor systems that respectively drive a plurality of rotary blades provided on an electric aircraft. Then, an alarm level for warning of an abnormality is set in accordance with at least one of the position information of the rotary wing in the electric aircraft and the function of the rotor corresponding to the motor system determined to be abnormal. An alarm message corresponding to the set alarm level is displayed on the display section of the user interface section to warn of an abnormality in the motor system.
  • an abnormality occurs in an electric propulsion device with a motor, or in multiple adjustment devices including adjustment parts (e.g. flaps, ailerons, etc.) for adjusting the flight status of an electric aircraft other than the electric propulsion device, the abnormality can be reported to the user. It is necessary to communicate the occurrence of an abnormality to a user interface or a controller that controls the flight status of an electric aircraft in order to communicate or change the control of a normal electric propulsion device or regulator.
  • adjustment parts e.g. flaps, ailerons, etc.
  • the present disclosure has been made in view of the above-mentioned points, and provides an electric aircraft and an abnormality detection system used in the electric aircraft that can reliably notify a controller of an abnormality in an electric propulsion device, etc., while suppressing an increase in weight.
  • the purpose is to provide
  • an electric aircraft includes: a plurality of electric propulsion devices each having a motor and providing propulsion to the electric aircraft; a control device that provides control signals to the plurality of electric propulsion devices for applying a desired propulsive force to the electric aircraft; A battery that supplies power to a plurality of electric propulsion devices and a control device via a power supply line.
  • the plurality of electric propulsion devices monitor their own operating states and send an abnormality signal when an abnormality is detected.
  • the anomaly detection system includes: Abnormality detection used in an electric aircraft that has a plurality of electric propulsion devices, each of which has a motor and provides propulsive force to the electric aircraft, and a battery that supplies power to the plurality of electric propulsion devices via a power supply line.
  • a system a control device that provides control signals to the plurality of electric propulsion devices for applying a desired propulsive force to the electric aircraft; a monitoring unit that monitors the operating status of the plurality of electric propulsion devices and sends an abnormality signal to the control device when an abnormality is detected;
  • the monitoring unit is configured to superimpose the abnormal signal on an electric signal for power supply flowing through the power supply line and transmit the abnormal signal to the control device via at least the power supply line,
  • the control device detects an abnormality in the electric propulsion device based on an abnormality signal transmitted via the power supply line.
  • the monitoring unit transmits the abnormal signal to the control device via the power supply line by superimposing it on the electric signal for power supply flowing through the power supply line. configured to send to.
  • the power supply line is used to transmit the abnormality signal, it is possible to reliably notify the control device of an abnormality in the electric propulsion device while suppressing an increase in weight.
  • FIG. 1 is a diagram showing an electric aircraft according to an embodiment.
  • FIG. 1 is a diagram showing a circuit configuration in an electric aircraft according to an embodiment.
  • 5 is a flowchart illustrating processing executed by a flight controller according to an embodiment.
  • 7 is a flowchart illustrating processing executed by a flight controller according to Modification 1.
  • FIG. 7 is a diagram illustrating a circuit configuration in an electric aircraft according to Modification 2.
  • FIG. FIG. 7 is a diagram showing a circuit configuration in an electric aircraft according to variation example 3;
  • FIG. 1 is a diagram showing an electric aircraft 1.
  • Electric aircraft 1 may be a STOL or an eVTOL.
  • STOL is an abbreviation for Short Distance Take-Off and Landing aircraft, and is an electric aircraft that can take off and land over short distances.
  • eVTOL is an abbreviation for electric Vertical Take-Off and Landing aircraft, and is an electric aircraft capable of vertical takeoff and landing.
  • the electric aircraft 1 may be either a manned flying vehicle with a crew on board or an unmanned flying vehicle with no crew on board. When the electric aircraft 1 is a manned aircraft, it is operated by a pilot. In the case of an unmanned air vehicle, the electric aircraft 1 can be operated remotely by an operator or automatically remotely controlled by a control system.
  • the electric aircraft 1 has a main body 10, main wings 11, and a tail 12.
  • the fuselage main body 10 is the fuselage of the fuselage, and has a shape extending back and forth.
  • the main body 10 has a crew compartment for passengers to board, and a cargo compartment for loading luggage.
  • the main wings 11 extend from the center of the fuselage body 10 to the left and right.
  • the tail 12 extends from the rear of the fuselage body 10 to the left and right.
  • the main wing 11 and the tail wing 12 are fixed wings.
  • the main wing 11 and tail wing 12 are each provided with a plurality of propellers 20a to 20f.
  • the number and location of the plurality of propellers 20a to 20f are not limited to the example shown in FIG. 1.
  • Each of the propellers 20a to 20f is rotationally driven by a corresponding electric propulsion unit (hereinafter referred to as EPU) having a motor. That is, the same number of EPUs as the propellers 20a to 20f are provided on the main wing 11 and the tail 12.
  • EPU electric propulsion unit
  • propulsion force is applied to the electric aircraft 1.
  • two or more propellers 20a to 20f may be connected to one EPU via a gear box, thereby providing fewer EPUs than the number of propellers 20a to 20f.
  • Each propeller 20a to 20f has a blade 21 and a shaft 22.
  • the blades 21 are attached to a shaft 22, and a plurality of blades 21 extend radially around the axis of the shaft 22.
  • the blade 21 is a vane that rotates together with the shaft 22.
  • the shaft 22 is a rotation axis of the propellers 20a to 20f, and is rotationally driven by the EPU motor.
  • Each of the propellers 20a to 20f is provided with a tilt mechanism as an adjustment section, so that the tilt angle of each of the propellers 20a to 20f can be adjusted. That is, the inclination angle of each propeller 20a to 20f is configured to be adjustable.
  • the tilt angle of each propeller 20a-20f is controlled by a corresponding tilt angle adjustment device 30a-30f.
  • each of the tilt angle adjusting devices 30a to 30f is disposed on the main wing 11 and the tail 12 in the vicinity of each of the corresponding propellers 20a to 20f.
  • the tilt angle adjustment devices 30a to 30f each include a servo motor that drives the tilt mechanism of each propeller 20a to 20f.
  • the tilt angle adjusting devices 30a to 30f control the tilt angle of each propeller 20a to 20f to a desired angle by controlling the rotation angle of the servo motor based on the detection result by an encoder (rotation detector), for example. .
  • the tilt angle adjustment devices 30a to 30f control the tilt angle of each propeller 20a to 20f to an angle that is as close to perpendicular to the ground as possible.
  • the propulsive force generated by the rotation of each of the propellers 20a to 20f acts on the electric aircraft 1 mainly as lift force. Therefore, the electric aircraft 1 can take off and land over short distances and take off and land in a vertical direction.
  • the tilt angle adjustment devices 30a to 30f control the tilt angle of each propeller 20a to 20f to an angle that approaches parallel to the ground.
  • the propulsive force generated by the rotation of each of the propellers 20a to 20f mainly acts on the electric aircraft 1 as a forward thrust.
  • the electric aircraft 1 can move forward by the forward thrust generated by the rotation of each of the propellers 20a to 20f while obtaining lift from the main wings 11 and the tail 12.
  • the tilt angle adjusting devices 30a to 30f were individually provided corresponding to each of the propellers 20a to 20f, but for example, the tilt angles of two adjacent propellers 20a and 20b can be adjusted by a common tilt angle adjusting device. It may be configured to control.
  • the main wing 11 and the tail 12 are provided with flaps 40a to 40h.
  • Each of the flaps 40a to 40h functions as an adjustment section that adjusts the lift force acting on the electric aircraft 1.
  • Each flap 40a-40h is provided with a flap adjustment device including each flap 40a-40h, respectively.
  • the flap adjustment device includes a servo motor that drives the flaps 40a to 40h to rotate relative to the main wing 11 or the tail 12. Then, the flap adjustment device rotates each flap 40a to 40h by controlling the rotation angle of a servo motor based on the detection result by an encoder (rotation detector), for example, and adjusts the position of each flap to a desired position. control so that
  • the flap adjustment device controls the flaps 40a to 40f provided on the main wing 11 to the lower position. This increases the lift force acting on the main wing 11, making stable flight at low speed possible.
  • the flap adjustment device rotates the flaps 40a to 40f and moves the flaps 40a to 40f in a direction in which they protrude from the main wing 11, thereby increasing the area of the main wing. It may be configured to drive.
  • the left and right flaps 40a and 40f provided on the main wing 11 at the farthest position from the fuselage body 10 are configured to also function as ailerons. That is, when the electric aircraft 1 is instructed to turn by the pilot or the like, the pair of left and right flaps 40a and 40f are rotated so that one of the left and right flaps 40a and 40f is lowered to the lower position and the other raised to the upper position. Controlled by a regulator. As a result, the lift force caused by the flap 40a (or 40f) controlled to the downward position increases, and the lift force caused by the flap 40f (or 40a) controlled to the upward position decreases, so that the fuselage of the electric aircraft 1 is By leaning in the direction, the electric aircraft 1 can turn. Note that the left and right flaps 40a and 40f provided on the main wings 11 at positions farthest from the fuselage body 10 may function only as ailerons.
  • the flap adjustment device controls the flaps (also called elevators) 40g and 40h provided on the tail 12 to the upper position.
  • the flaps also called elevators
  • the flap adjustment device controls the flaps 40g and 40h provided on the tail 12 to the lower position.
  • the lift acting on the tail fin 12 increases, so the nose of the electric aircraft 1 lowers, allowing the electric aircraft 1 to descend.
  • 50 indicates a battery.
  • the battery 50 is arranged, for example, in the aircraft main body 10.
  • the placement position of the battery 50 is not limited to the fuselage body 10, and may be placed, for example, on the main wing 11 or the tail fin 12.
  • the number of batteries 50 is not limited to one, and a plurality of batteries 50 may be arranged in a distributed manner.
  • the battery 50 supplies power to the plurality of EPUs, the tilt angle adjustment devices 30a to 30f, the flap adjustment devices, and the like described above via power supply lines 70a to 70h.
  • the power supply line 70 is shared with common power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g that are commonly used to supply power to the EPU, tilt angle adjustment devices 30a to 30f, and flap adjustment devices that are arranged in close proximity.
  • Individual power supply lines 70b, 70d, 70f, and 70h are branched from the power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g and connected to the individual EPUs, tilt angle adjustment devices 30a to 30f, and flap adjustment devices. In this way, since a part of the power supply line is shared by the EPU, tilt angle adjustment devices 30a to 30f, and flap adjustment device which are arranged in close proximity, the power supply lines 70a to 70h can be efficiently connected. It can be simplified and the weight of the electric aircraft 1 can be reduced.
  • FIG. 1 there are two EPUs that drive propellers 20a and 20b provided on the left main wing 11, tilt angle adjustment devices 30a and 30b that control the tilt angles of the propellers 20a and 20b, and the left main wing.
  • a flap adjustment device for controlling the positions of the flaps 40a, 40b, 40c provided in the battery 11 is connected to the battery 50 via a common power supply line 70a and an individual power supply line 70b.
  • An EPU that drives the propeller 20e provided on the left tail wing 12, a tilt angle adjustment device 30e that controls the tilt angle of the propeller 20e, and a flap adjustment device that controls the position of the flap 40g provided on the left main wing 11. It is connected to the battery 50 via a shared power supply line 70e and an individual power supply line 70f.
  • An EPU that drives the propeller 20f provided on the right tail 12, a tilt angle adjustment device 30f that controls the tilt angle of the propeller 20f, and a flap adjustment device that controls the position of the flap 40h provided on the left main wing 11. It is connected to the battery 50 via a shared power supply line 70g and an individual power supply line 70h.
  • 60 indicates a flight controller.
  • the flight controller 60 provides the plurality of EPUs described above with a control signal indicating a target rotation speed of the propeller 20a for imparting a desired propulsive force to the electric aircraft 1. Furthermore, in order to obtain a desired flight state of the electric aircraft 1, the flight controller 60 sends a control signal indicating a target tilt angle of each propeller 20a to 20f to each tilt angle adjustment device 30a to 30f, and a control signal to each flap adjustment device. A control signal indicating the target position of each of the flaps 40a to 40h is given to each of the flaps 40a to 40h.
  • FIG. 2 is a diagram showing the circuit configuration of the electric aircraft 1.
  • power supply lines such as the shared power supply line 70e and the individual power supply line 70f are shown by dotted lines, and signal lines for communicating signals such as abnormal signals are shown by solid lines.
  • the battery 50 is a rechargeable secondary battery that can store DC power.
  • a lithium ion battery, a nickel hydride battery, or the like can be used as the secondary battery.
  • a fuel cell, a generator, or the like may be used in addition to or in place of a secondary battery.
  • Battery 50 is connected to distributor 51.
  • the distributor 51 distributes power from the battery 50 to each group including the EPUs 23a to 23f, the tilt angle adjustment devices 30a to 30f, and the flap adjustment devices 41a to 41h. That is, as described above, in this embodiment, the plurality of EPUs 23a to 23f, the plurality of tilt angle adjustment devices 30a to 30f, and the plurality of flap adjustment devices 41a to 41h are connected to the left main wing 11, the right main wing 11, the left are grouped by the tail fins 12 and the right tail fins 12.
  • the shared power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g are connected to the distributor 51 for each group. Note that the distributor 51 may be omitted.
  • FIG. 2 inside the electric aircraft 1, there are a plurality of EPUs 23a and 23c, the same number as each of the propellers 20a to 20f (FIG. 2 shows only the EPUs 23a and 23c among the EPUs 23a to 23f).
  • the same number of tilt angle adjustment devices 30a as the propellers 20a to 20f (only the tilt angle adjustment device 30a among the tilt angle adjustment devices 30a to 30f is shown in FIG. 2), and each of the flaps 40a to 20f.
  • Flap adjustment devices 41a and 41d are provided to adjust the position of the flap 40h.
  • Each of the EPUs 23a to 23f has the same configuration.
  • the configuration of the EPU 23a will be explained using the EPU 23a as a representative example.
  • the EPU 23a has a motor 27a that drives the propeller 20a.
  • the motor 27a can be a multi-phase AC motor, for example, a three-phase AC rotating electric machine.
  • the motor 27a functions as an electric motor that is a flight drive source for the electric aircraft 1.
  • the motor 27a is driven by power from the battery 50.
  • the EPU 23a rotates the propeller 20a using the motor 27a.
  • a brushless motor is used as the motor 27a.
  • the rotation state of the motor 27a is controlled by the control unit 24a.
  • the control unit 24a includes an inverter circuit as a driver.
  • the inverter circuit converts the DC power supplied from the battery 50 into AC power and supplies it to the motor 27a. That is, the inverter circuit is a power converter that converts power.
  • the inverter circuit is a power converter for multiple phases of the motor 27a, and performs power conversion for each of the multiple phases.
  • the inverter circuit is, for example, a three-phase inverter.
  • the control unit 24a receives a control signal indicating the target rotation speed of the propeller 20a from the flight controller 60 via a communication device 26a, which will be described later.
  • the control unit 24a controls the rotation state of the motor 27a via the inverter circuit according to the received control signal indicating the target rotation speed of the propeller 20a.
  • the EPU 23a is provided with a rotation sensor that detects the rotation of the motor 27a.
  • the rotation sensor can be configured by, for example, an encoder or a resolver.
  • the EPU 23a is provided with a current sensor, a voltage sensor, a temperature sensor, etc. (not shown).
  • the current sensor detects motor current for each of the plurality of phases of the motor 27a, for example.
  • the voltage sensor detects the voltage output from the inverter as an inverter voltage.
  • At least one temperature sensor detects the temperature of the motor and/or inverter circuit.
  • the detection results detected by the rotation sensor, current sensor, voltage sensor, and temperature sensor are input to the control unit 24a.
  • the control unit 24a controls the motor 27a so that the rotation speed of the propeller 20a matches the target rotation speed based on the detection results detected by various sensors.
  • the EPU 23a further includes a monitoring section 25a.
  • the monitoring unit 25a monitors the operating state of the EPU 23a, and when an abnormality is detected, transmits an abnormality signal to the flight controller 60 via the communication device 26a. In this way, the monitoring section 25a and the communication device 26a correspond to the "monitoring section" in the claims.
  • the monitoring unit 25a acquires, via the control unit 24a, the actual rotation speed of the motor 27a detected by the rotation sensor and the target rotation speed of the motor 27a for achieving the target rotation speed of the propeller 20a. .
  • the monitoring unit 25a detects that the actual rotation speed of the motor 27a differs from the target rotation speed of the motor 27a by a predetermined threshold value or more, it outputs an abnormality signal.
  • the monitoring unit 25a acquires the temperature, motor current, and inverter voltage of the motor and/or inverter circuit via the control unit 24a.
  • the monitoring unit 25a may output an abnormality signal when at least one of the temperature of the motor and/or the inverter circuit, the motor current, and the inverter voltage exceeds a respective predetermined threshold.
  • the communication device 26a is configured to be able to communicate with the communication device 61 of the flight controller 60 via wireless communication.
  • wireless communication for example, BLE (Bluetooth slow energy, Bluetooth is a registered trademark), WiFi, etc. can be used.
  • one output port of the communication device 26a is connected to an individual power supply line 70b, and the communication device 26a is connected to the power supply line 70a, 70b for the power supply flowing through the power supply line 70a, 70b. It is configured such that an abnormal signal can be superimposed on the electrical signal of the sensor.
  • the abnormal signal superimposed on the electrical signal is detected by a signal detection unit 62, which will be described later, and which is connected to the flight controller 60.
  • the communication device 26a transmits the abnormality signal to the flight controller 60 via the above-mentioned wireless communication and the power supply lines 70a and 70b. That is, in this embodiment, the abnormality signal is transmitted to the flight controller 60 via two signal paths. In this way, since the power supply lines 70a and 70b are used to transmit the abnormal signal, it is possible to suppress an increase in the weight of the wiring for communicating the abnormal signal. Furthermore, since the abnormality signal is transmitted from the battery 50 via the power supply lines 70a and 70b connected to each of the EPUs 23a to 23f, it is possible to reliably transmit the abnormality signal to the flight controller 60. In addition, since the abnormality signal is also transmitted via wireless communication between the communication device 26a of the EPU 23a and the communication device 61 of the flight controller 60, it is possible to transmit the abnormality signal to the flight controller 60 even more reliably. It becomes possible.
  • the flap adjustment devices 41a to 41h each have the same configuration.
  • the configuration of the flap adjustment device 41a will be explained using the flap adjustment device 41a as a representative example.
  • the flap adjustment device 41a also has substantially the same configuration as the EPU 23a. That is, the flap adjustment device 41a includes a flap 40a, a control section 42a, a monitoring section 43a, a communication device 44a, and a motor 45a.
  • the motor 45a is, for example, a three-phase AC rotating electric machine.
  • the motor 45a is configured to rotationally drive the pivot axis of the flap 40a in order to drive the flap 40a to pivot.
  • the motor 45a is driven by power from the battery 50.
  • the rotation state of the motor 45a is controlled by the control unit 42a.
  • the control unit 42a includes an inverter circuit as a driver.
  • the inverter circuit converts the DC power supplied from the battery 50 into AC power and supplies it to the motor 45a.
  • the inverter circuit performs power conversion for each of the plurality of phases of the motor 45a.
  • the inverter circuit is, for example, a three-phase inverter.
  • the control unit 42a receives a control signal indicating the target position of the flap 40a from the flight controller 60 via a communication device 44a, which will be described later.
  • the control unit 42a controls the rotational state of the motor 45a via the inverter circuit according to the received control signal indicating the target position of the flap 40a.
  • the flap adjustment device 41a is provided with a rotation sensor that detects the rotation of the motor 45a. Further, the flap adjustment device 41a is provided with a current sensor, a voltage sensor, a temperature sensor, etc. (not shown).
  • the current sensor detects motor current for each of the plurality of phases of the motor 45a, for example.
  • the voltage sensor detects the voltage output from the inverter as an inverter voltage. At least one temperature sensor detects the temperature of the motor and/or inverter circuit.
  • the detection results detected by the rotation sensor, current sensor, voltage sensor, and temperature sensor are input to the control unit 42a.
  • the control unit 42a controls the motor 45a so that the position of the flap matches the target position based on the detection results detected by various sensors.
  • the monitoring unit 43a monitors the operating state of the flap adjustment device 41a, and when an abnormality is detected, transmits an abnormality signal to the flight controller 60 via the communication device 44a. For example, when the monitoring unit 43a detects that the actual rotation angle of the motor 27a detected by the rotation sensor is different from the target rotation angle of the motor 27a corresponding to the target position of the flap 40a by a predetermined threshold value or more, , outputs an abnormal signal. Furthermore, the monitoring unit 43a may output an abnormality signal when at least one of the temperature of the motor and/or the inverter circuit, the motor current, and the inverter voltage exceeds a predetermined threshold.
  • the communication device 44a is configured to be able to communicate with the communication device 61 of the flight controller 60 via wireless communication. Furthermore, one output port of the communication device 44a is connected to the individual power supply line 70b, and the communication device 44a is connected to the power supply line 70a, 70b for the power supply flowing through the power supply line 70a, 70b. It is configured such that an abnormal signal can be superimposed on the electrical signal of the sensor. The abnormal signal superimposed on the electrical signal is detected by a signal detection unit 62 connected to the flight controller 60.
  • the communication device 44a transmits the abnormality signal to the flight controller 60 via the above-mentioned wireless communication and the power supply lines 70a and 70b.
  • the tilt angle adjusting devices 30a to 30f are configured similarly to the flap adjusting device 41a, although detailed configurations are not shown. That is, the tilt angle adjustment devices 30a to 30f are detected by a motor, a tilt mechanism that is driven by the motor, a control section that controls the motor, a monitoring section that monitors the operating state of the tilt angle adjustment devices 30a to 30f, and a monitoring section.
  • the aircraft is equipped with a communication device and the like that transmits the abnormality signal to the flight controller 60.
  • the shared power supply lines 70a and 70c are connected to the signal detection section 62 via insulation elements 63a and 63b and frequency filters 64a and 64b, respectively.
  • the shared power supply lines 70e and 70g are similarly connected to the signal detection unit 62 via an insulating element and a frequency filter.
  • the insulating elements 63a, 63b have different power levels between the power supply lines 70a, 70c and the signal line from the insulating elements 63a, 63b to the flight controller 60. It is for insulation.
  • capacitors can be used as the insulating elements 63a and 63b.
  • the frequency filters 64a, 64b pass signals in a frequency band including the abnormal signal superimposed on the power supply lines 70a, 70c, and block noise components outside the frequency band.
  • Monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of each device 23a to 23f, 30a to 30f, 41a to 41h (the monitoring unit of the tilt angle adjustment devices 30a to 30f is not shown, so reference numbers are not written) , the same applies hereafter), when an abnormality is detected in each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h, a periodically changing signal such as a pulse signal or a sine wave signal having a predetermined frequency is output as an abnormality signal.
  • the frequency filters 64a, 64b pass such pulse signals or sine wave signals having a predetermined frequency.
  • the signal detection section 62 detects the abnormal signal that has passed through the frequency filters 64a and 64b. The detection result is output to the flight controller 60.
  • a plurality of devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h are connected to the shared power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g, respectively. Therefore, if the monitoring units 25a to 25f and 43a to 43h of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h output exactly the same abnormal signal, the signal detection unit 62 will In this case, it becomes impossible to distinguish which device 23a to 23f, 30a to 30f, or 41a to 41h outputs the abnormal signal.
  • the signal detection unit 62 stores in advance abnormal signals unique to each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h.
  • the signal detection unit 62 compares the detected abnormal signal with the stored abnormal signal specific to each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h.
  • the signal detection unit 62 detects an abnormal signal, it becomes possible to specify the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h that output the abnormal signal. Then, the signal detection unit 62 can output to the flight controller 60 a detection result including information specifying the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h in which the abnormality has occurred.
  • the monitoring units 25a to 25f and 43a to 43h of each device 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h output an abnormality signal when an abnormality occurs
  • the same shared power supply line The monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h connected to the devices 70a, 70c, 70e, and 70g monitor the amplitude, period, and duty ratio of the pulse signal or sine wave signal. At least one of them is configured to output different abnormality signals.
  • the signal detection unit 62 outputs signals from the monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h connected to the same shared power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g. This makes it possible to mutually identify the abnormal signals that occur.
  • the monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of the respective devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h generate periodically changing abnormality signals as the respective motors 27a and 45a rotate.
  • the frequency of the abnormality signal may be changed depending on the rotation speed of the motors 27a, 45a so as not to be affected by noise.
  • currents applied to multiple phases of the motors 27a, 45a are turned on and off by inverter circuits of the respective control units 24a, 42a.
  • a noise current containing harmonic components corresponding to the frequency at which the current is turned on and off, which is correlated to the rotational speed of the motors 27a and 45a flows through the power supply lines 70a to 70h.
  • the frequency of the abnormal signal to a frequency band that does not overlap with the above-mentioned noise current according to the rotational speed of the motors 27a, 45a, it is possible to prevent the above-mentioned noise current from being mistakenly detected as an abnormal signal. Can be done.
  • the monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of each device 23a to 23f, 30a to 30f, 41a to 41h detect abnormal signals that differ in at least one of amplitude and duty ratio. It is preferable that the configuration is configured to output .
  • the flight controller 60 is composed of, for example, an ECU.
  • ECU is an abbreviation for Electronic Control Unit.
  • the ECU is mainly composed of a microcomputer including, for example, a processor, memory, I/O, and a bus that connects these.
  • Memory is a non-transitory, tangible storage medium that non-temporarily stores computer-readable programs and data.
  • the flight controller 60 performs flight control to fly the electric aircraft 1 in a flight state according to, for example, operation by an operator or remote control by a control system. More specifically, the flight controller 60 executes various processes related to flight control by executing a control program stored in a memory.
  • Various processes related to flight control include a process of creating a control signal indicating the target rotation speed of each of the propellers 20a to 20f in order to realize the instructed flight state, and a process of creating a target tilt angle of each of the propellers 20a to 20f. This includes a process of creating a control signal indicating the target position of each flap 40a to 40h, and a process of creating a control signal indicating the target position of each flap 40a to 40h.
  • the various processes related to flight control include abnormality processing for dealing with an abnormality when an abnormality occurs in some of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h.
  • each device 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h is supplied with power from the battery 50 via the distributor 51. As a result, each device 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h becomes operable.
  • step S110 abnormality monitoring is performed by the monitoring units 25a and 43a. For example, if the target rotation speed and the actual rotation speed of the motor 27a are different from each other by a predetermined threshold value or more, or if at least one of the temperature of the motor and/or inverter circuit, motor current, and inverter voltage is If the value exceeds a predetermined threshold value, it may be detected that an abnormality has occurred in the EPU 23a. If an abnormality is detected in step S120, the process advances to step S150. On the other hand, if no abnormality is detected, the process advances to step S130.
  • step S130 the flight controller 60 executes normal flight control. That is, the flight controller 60 performs the process of creating a control signal indicating the target rotation speed of each of the propellers 20a to 20f, the process of creating a control signal indicating the target tilt angle of each of the propellers 20a to 20f, and Processing such as creating a control signal indicating the target position of the flaps 40a to 40h is executed, and the electric aircraft 1 is flown in a flight state according to the operation by the pilot or the remote control by the control system.
  • step S140 it is determined whether the conditions for terminating the control, such as the start switch being turned off, are satisfied. If the control termination condition is satisfied, the process shown in the flowchart of FIG. 3 is terminated. On the other hand, if the control end condition is not satisfied, the process returns to step S110.
  • step S150 the monitoring units 25a, 43a that have detected the abnormality transmit an abnormality signal specific to the device 23a, 41a via the communication device 26a, 44a via the power supply line 70a, 70b.
  • the communication devices 26a, 44a transmit abnormality signals to the communication device 61 of the flight controller 60 via wireless communication. Note that since wireless communication is performed by specifying the communication partner, the abnormality signal transmitted by wireless communication does not need to be different for each of the devices 23a and 41a, and may simply be the same signal indicating the occurrence of an abnormality. Also good.
  • step S160 the signal detection unit 62 detects an abnormal signal transmitted via the power supply lines 70a and 70b.
  • the signal detection unit 62 detects an abnormal signal, it outputs the detection result to the flight controller 60.
  • the detection result output by the signal detection unit 62 includes information specifying the device 23a, 41a in which the abnormality has occurred.
  • the communication device 61 receives an abnormality signal transmitted from the communication device 26a, 44a of the device 23a, 41a in which the abnormality has occurred.
  • the communication device 61 outputs the received abnormal signal and information specifying the communication partner to the flight controller 60.
  • step S170 the flight controller 60 executes abnormality processing in response to at least one of the detection result of the abnormal signal from the signal detection unit 62 and the output of the abnormal signal from the communication device 61.
  • the electric aircraft 1 may be made to make an emergency landing, or some EPUs (for example, the EPU 23a) may be stopped, and the operation of the stopped EPU may be stopped.
  • the remaining EPUs are controlled to compensate. For example, if an abnormality occurs in the EPU itself or in the tilt angle adjustment device, it is difficult to generate appropriate thrust or lift, so the operation of the EPU in question is stopped.
  • control of the remaining EPUs may be changed so that the remaining EPUs compensate for the propulsive force that should be generated by the stopped EPU. Further, if an abnormality occurs in the flap control device, it becomes difficult to fly the electric aircraft 1 appropriately, so the electric aircraft 1 may be made to make an emergency landing.
  • step S180 it is determined whether the conditions for terminating the control, such as the start switch being turned off, are satisfied. If the control termination condition is satisfied, the process shown in the flowchart of FIG. 3 is terminated. On the other hand, if the control end condition is not satisfied, the process returns to step S110.
  • the monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of each EPU 23a to 23f and each adjustment device 30a to 30f, 41a to 41h are supplied with power via the power supply lines 70a to 70h.
  • the abnormality signal is configured to be superimposed on the electric signal for power supply flowing through the lines 70a to 70h and transmitted.
  • the electric aircraft 1 uses the power supply lines 70a to 70h to transmit the abnormality signal, so that each EPU 23a to 23f and each adjustment device 30a to 30f can be controlled while suppressing an increase in weight. , 41a to 41h can be reliably communicated to the flight controller 60.
  • the monitoring units 25a to 25f and 43a to 43h of each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h output an abnormality signal that changes periodically when an abnormality occurs.
  • the abnormality signal transmitted via the power supply lines 70a to 70h is a stop signal in which a periodically changing signal (for example, a pulse signal or a sine wave signal) that is regularly output during normal times is stopped when an abnormality occurs. It may be.
  • FIG. 4 is a flowchart when the abnormal signal is used as a stop signal. Steps S115 and S155 are added to the flowchart of FIG. 3, and step S150 is deleted.
  • step S115 before an abnormality is detected in step S120, the monitoring units 25a to 25f, 43a to 43h of each device 23a to 23f, 30a to 30f, 41a to 41h, via the power supply lines 70a to 70h, Each device 23a-23f, 30a-30f, 41a-41h transmits a unique, periodically varying signal. If an abnormality is detected in step S120, then in step S155, the transmission of the periodically changing signal that is regularly output during normal operation is stopped. In step S160, the signal detection unit 62 detects the stoppage of this periodically changing signal as an abnormal signal.
  • the signals from each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h can be adjusted by changing at least one of the amplitude, period, phase, and duty ratio of the periodically changing signal. become mutually distinguishable. This is because when periodically changing signals are output regularly during normal conditions, the signals can be identified from each other not only by their amplitude, period, and duty ratio, but also by their different phases.
  • an abnormality signal is generated when an abnormality occurs. It may also be a stop signal that stops a periodically changing signal that is regularly output during normal times and stops when an abnormality occurs.
  • Modification 2 In the embodiment described above, the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h that are arranged in close proximity are grouped, and the same The configuration was such that power was supplied via shared power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g.
  • a group is created for each device 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h having the same function, and the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h belonging to each group are Alternatively, power may be supplied through the same shared power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g. That is, in the example shown in FIG. 5, a plurality of EPUs 23a to 23f are configured as one group and are configured to be supplied with power via the same shared power supply line 70a. Furthermore, the plurality of tilt angle adjustment devices 30a to 30f are configured as one group and are configured to be supplied with power via the same shared power supply line 70e. Furthermore, the plurality of flap adjustment devices 41a to 41h are configured as one group and are configured to be supplied with power via the same shared power supply line 70c. The rest may be configured similarly to the embodiment described above.
  • Modification 3 In the embodiment and variation example 2 described above, a plurality of devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h are grouped, and the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h belonging to each group are assigned the same shared use.
  • the configuration was such that power was supplied via power supply lines 70a, 70c, 70e, and 70g.
  • individual power supply lines 70 may be connected to each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h to provide independent wiring.
  • the abnormal signal does not need to be unique to each device 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h.
  • the rest may be configured similarly to the embodiment described above.
  • an abnormality signal is sent to the flight controller 60 when any abnormality occurs in each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h.
  • the abnormality signal may also indicate what kind of abnormality is occurring in each of the devices 23a to 23f, 30a to 30f, and 41a to 41h, or the mode of the abnormality.
  • a plurality of electric propulsion devices (23a, 23c) each having a motor and providing propulsive force to the electric aircraft; a control device (60) that provides a control signal to the plurality of electric propulsion devices for applying a desired propulsive force to the electric aircraft;
  • a battery (50) that supplies power to the plurality of electric propulsion devices and the control device via power supply lines (70a to 70d), and the plurality of electric propulsion devices monitor their own operating states.
  • a monitoring unit (25a) that transmits an abnormality signal to the control device when an abnormality is detected;
  • the electric aircraft is configured such that the monitoring unit superimposes the abnormal signal on an electric signal for power supply flowing through the power supply line and transmits the abnormal signal to the control device at least via the power supply line.
  • the control device provides a control signal to the plurality of adjustment devices in order to obtain a desired flight state of the electric aircraft
  • the battery supplies power to the plurality of adjustment devices via the power supply line
  • the plurality of adjustment devices have a monitoring unit (43a) that monitors their own operating states and sends an abnormality signal to the control device when an abnormality is detected
  • the monitoring unit is configured to superimpose the abnormal signal on an electric signal for power supply flowing through the power supply line and transmit the abnormal signal to the control device at least via the power supply line. electric aircraft described in .
  • the control device transmits the control signal to the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices via a wired or wireless control signal transmission path, In addition to transmitting the abnormality signal via the power supply line, the monitoring unit of the electric propulsion device and the monitoring unit of the adjustment device transmit the abnormality signal to the control device via the control signal transmission path.
  • the electric aircraft according to Technical Idea 2, which is configured to.
  • the electric aircraft has wings (11, 12), The electric aircraft according to Technical Idea 2 or 3, wherein at least one of the plurality of electric propulsion devices and at least one of the plurality of adjustment devices are arranged on the wing.
  • the abnormal signal is a stop signal in which a periodically changing signal that is output regularly during normal times is stopped when an abnormality occurs, or a periodically changing signal that is output during abnormal times.
  • the monitoring unit adjusts the frequency of the periodically changing signal according to the rotational speed of the motor so that the periodically changing signal is not affected by noise generated as the motor rotates.
  • the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices are arranged at various locations on the electric aircraft, Among the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices, two or more of the electric propulsion devices and/or the adjustment devices that are arranged in close proximity are connected to the battery via a common power supply line.
  • the electric aircraft according to any one of technical ideas 2 to 6, configured to
  • the monitoring units of two or more electric propulsion devices and/or adjustment devices connected to the battery via the shared power supply line each transmit a unique abnormal signal via the shared power supply line.
  • the electric aircraft according to technical idea 7 or 8, wherein the electric aircraft is transmitted to the control device.
  • the unique abnormal signals are stop signals in which a signal that is regularly output during normal conditions is stopped when abnormal conditions occur, and are mutually distinguishable because they differ in at least one of amplitude, period, phase, and duty ratio.
  • a plurality of electric propulsion devices each having a motor and providing propulsive force to the electric aircraft, and a battery supplying power to the plurality of electric propulsion devices via power supply lines (70a to 70d).
  • An abnormality detection system used in an electric aircraft comprising: a control device (60) that provides a control signal to the plurality of electric propulsion devices for applying a desired propulsive force to the electric aircraft; a monitoring unit (25a) that monitors the operating states of the plurality of electric propulsion devices and sends an abnormality signal to the control device when an abnormality is detected; The monitoring unit is configured to superimpose the abnormal signal on an electric signal for power supply flowing through the power supply line and transmit the superimposed signal to the control device via at least the power supply line,
  • the control device is an abnormality detection system that detects an abnormality in the electric propulsion device based on the abnormality signal transmitted via the power supply line.
  • the electric aircraft further includes a plurality of adjustment devices (30a to 30f, 41a, 41d) each including an adjustment unit (40a to 40h) for adjusting the flight state of the electric aircraft,
  • the control device provides a control signal to the plurality of adjustment devices in order to obtain a desired flight state of the electric aircraft,
  • the battery supplies power to the plurality of adjustment devices via the power supply line, further comprising a plurality of monitoring units (43a) that monitor the operating states of the plurality of adjustment devices and transmit an abnormality signal to the control device when an abnormality is detected;
  • the plurality of monitoring units that monitor the operating states of the plurality of adjustment devices superimpose the abnormality signal on an electric signal for power supply flowing through the power supply line at least through the power supply line to control the control device. configured to send to the device,
  • the abnormality detection system according to technical concept 12, wherein the control device detects an abnormality in the adjustment device based on the abnormality signal transmitted via the power supply line.
  • the control device transmits the control signal to the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices via a wired or wireless control signal transmission path
  • the monitoring unit and the adjustment device monitoring unit are configured to transmit the abnormal signal to the control device via the control signal transmission path in addition to transmitting the abnormal signal via the power supply line.
  • the abnormal signal is a stop signal in which a periodically changing signal that is regularly output during normal times is stopped when abnormal conditions occur, or a periodically changing signal that is output during abnormal times.
  • Anomaly detection system according to any of the above.
  • the monitoring unit adjusts the frequency of the periodically changing signal according to the rotational speed of the motor so that the periodically changing signal is not affected by noise generated as the motor rotates.
  • the abnormality detection system according to Technical Idea 15 that changes the.
  • the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices are arranged at various locations on the electric aircraft, Among the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices, two or more of the electric propulsion devices and/or the adjustment devices that are arranged in close proximity are connected to the battery via a common power supply line. , the monitoring units of two or more electric propulsion devices and/or adjustment devices connected to the battery via the shared power supply line each transmit a unique abnormal signal to the shared power supply line.
  • the abnormality detection system according to any one of Technical Ideas 13 to 16, wherein the abnormality detection system transmits information to the control device via the control device.
  • the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices having the same function are each connected to the battery via a common power supply line, and the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices have the same function.
  • the monitoring units of the plurality of electric propulsion devices and the plurality of adjustment devices connected to the battery via the power supply line of The abnormality detection system according to any one of Technical Ideas 13 to 16, which transmits data to the computer.
  • the unique abnormal signals are stop signals in which a signal that is regularly output during normal conditions is stopped when abnormal conditions occur, and are mutually distinguishable because they differ in at least one of amplitude, period, phase, and duty ratio.
  • the abnormality detection system according to technical idea 17 or 18.

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Abstract

電動航空機（１）は、電動航空機（１）に推進力を付与する複数の電動推進装置（２３ａ、２３ｃ）を備える。複数の電動推進装置（２３ａ、２３ｃ）は、自身の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号をフライトコントローラ（６０）に向けて送信する監視部（２５ａ）及び通信装置（２６ａ）を有する。通信装置（２６ａ）は、異常信号を、少なくとも電力供給線（７０ａ、７０ｂ）を介して、電力供給線（７０ａ、７０ｂ）を流れる電力供給のための電気信号に重畳してフライトコントローラ（６０）に向けて送信するように構成される。

Description

電動航空機及び異常検出システム 関連出願の相互参照
　この出願は、２０２２年５月９日に日本に出願された特許出願第２０２２－７７１５１号を基礎としており、基礎の出願の内容を、全体的に、参照により援用している。
本開示は、電動航空機及び電動航空機に用いられる異常検出システムに関し、特に、電動航空機に設けられる各種装置に接続される配線を簡素化するための技術に関する。
　例えば、特許文献１には、電動航空機が有するモータシステムのための異常警報システムが開示されている。この異常警報システムは、電動航空機に設けられた複数の回転翼をそれぞれ駆動する複数のモータシステムの異常を判定する。そして、異常と判定されたモータシステムに対応する、回転翼の電動航空機における位置情報と、回転翼の機能と、のうちの少なくとも一方に応じて、異常を警報する警報レベルを設定する。設定された警報レベルに応じた警報メッセージをユーザインターフェース部の表示部に表示して、モータシステムの異常を警報する。
特開２０２２－１５４６８号公報
　モータを有する電動推進装置、又は電動推進装置以外の電動航空機の飛行状態を調整するための調整部（例えば、フラップ、エルロンなど）を含む複数の調整装置に異常が生じた場合、異常をユーザに伝達したり、正常な電動推進装置又は調整装置の制御を変更したりするために、ユーザインターフェースや電動航空機の飛行状態を制御するコントローラに異常の発生を伝えることが必要となる。
　しかしながら、例えば、コントローラに異常の発生を確実に伝えるため、専用の通信線を設けたとすると、電動航空機の重量の増加を招いてしまう。
　本開示は、上述した点に鑑みてなされたものであり、重量の増加を抑えながら、電動推進装置などの異常をコントローラに確実に伝えることが可能な電動航空機及び電動航空機に用いられる異常検出システムを提供することを目的とする。
　上記目的を達成するために、本開示による電動航空機は、
　それぞれがモータを有し、電動航空機に推進力を付与する複数の電動推進装置と、
　複数の電動推進装置に対して、電動航空機に所望の推進力を付与するための制御信号を与える制御装置と、
　複数の電動推進装置及び制御装置に電力供給線を介して電力を供給するバッテリと、を備え
　複数の電動推進装置は、自身の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を制御装置に送信する監視部を有し、
　監視部は、異常信号を少なくとも電力供給線を介して、電力供給線を流れる電力供給のための電気信号に重畳して制御装置に送信するように構成される。
　また、本開示による異常検出システムは、
　それぞれがモータを有し、電動航空機に推進力を付与する複数の電動推進装置と、複数の電動推進装置に電源供給線を介して電源を供給するバッテリと、を有する電動航空機に用いられる異常検出システムであって、
　複数の電動推進装置に対して、電動航空機に所望の推進力を付与するための制御信号を与える制御装置と、
　複数の電動推進装置の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を制御装置に送信する監視部と、を備え、
　監視部は、異常信号を少なくとも電源供給線を介して、電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して制御装置に送信するように構成され、
　制御装置は、電源供給線を介して送信された異常信号に基づいて、電動推進装置の異常を検出する。
　上記のように、本開示による電動航空機及び異常検出システムによれば、監視部は、電力供給線を介して、電力供給線を流れる電力供給のための電気信号に重畳して異常信号を制御装置に送信するように構成される。このように、異常信号の送信に電力供給線を利用しているので、重量の増加を抑えながら、電動推進装置の異常を制御装置に確実に伝えることが可能となる。
　なお、請求項の括弧内の参照番号は、本開示の理解を容易にすべく、後述する実施形態における具体的な構成との対応関係の一例を示すものにすぎず、なんら本開示の範囲を制限することを意図したものではない。
　また、上述した本開示の特徴以外の、特許請求の範囲の各請求項に記載した技術的特徴に関しては、後述する実施形態の説明及び添付図面から明らかになる。
実施形態に係る、電動航空機を示す図である。 実施形態に係る、電動航空機における回路構成を示す図である。 実施形態に係る、フライトコントローラによって実行される処理を示すフローチャートである。 変形例１に係る、フライトコントローラによって実行される処理を示すフローチャートである。 変形例２に係る、電動航空機における回路構成を示す図である。 変化例３に係る、電動航空機における回路構成を示す図である。
　以下、本開示の好ましい実施形態を、図面を参照して詳しく説明する。
　図１は電動航空機１を示す図である。電動航空機１は、ＳＴＯＬ又はｅＶＴＯＬであり得る。ＳＴＯＬは、Short distance Take-Off and Landing aircraftの略称であり、短距離での離着陸が可能な電動航空機である。ｅＶＴＯＬは、electric Vertical Take-Off and Landing aircraftの略称であり、垂直離着陸が可能な電動航空機である。電動航空機１は、乗員が乗る有人飛行体、乗員が乗らない無人飛行体のいずれであってもよい。有人飛行体である場合、電動航空機１は、操縦者としてのパイロットにより操縦される。無人飛行体の場合、電動航空機１は、操縦者による遠隔操作により操縦され、あるいは、コントロールシステムにより自動的に遠隔制御され得る。
　電動航空機１は、機体本体１０、主翼１１、及び尾翼１２を有している。機体本体１０は、機体の胴体であり、前後に延びた形状をなしている。機体本体１０は、乗員が乗るための乗員室や、荷物を搭載するための荷室を有している。主翼１１は、機体本体１０の中央部から左右に延びている。尾翼１２は機体本体１０の後部から左右に延びている。主翼１１及び尾翼１２は固定翼である。
　主翼１１及び尾翼１２には、それぞれ、複数のプロペラ２０ａ～２０ｆが設けられている。なお、複数のプロペラ２０ａ～２０ｆの個数及び配置場所は図１に示す例に限られない。それぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆは、対応する、モータを有する電動推進装置（Electric Propulsion Unit、以下ＥＰＵ）により回転駆動される。すなわち、プロペラ２０ａ～２０ｆと同じ数のＥＰＵが、主翼１１及び尾翼１２に設けられている。それぞれのＥＰＵによってプロペラ２０ａ～２０ｆが回転されると、電動航空機１に推進力が付与される。ただし、例えば、１つのＥＰＵに対して、ギヤボックスを介して２つ以上のプロペラ２０ａ～２０ｆを接続するなどして、プロペラ２０ａ～２０ｆの数よりも少ないＥＰＵを設けても良い。
　それぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆは、ブレード２１及びシャフト２２を有している。ブレード２１はシャフト２２に取り付けられ、シャフト２２の軸線周りに複数のブレード２１が放射状に延びている。ブレード２１は、シャフト２２と共に回転する羽根である。シャフト２２は、プロペラ２０ａ～２０ｆの回転軸であり、ＥＰＵのモータによって回転駆動される。
　各プロペラ２０ａ～２０ｆには調整部としてのチルト機構が設けられており、各プロペラ２０ａ～２０ｆのチルト角が調整可能になっている。すなわち、各プロペラ２０ａ～２０ｆの傾き角が調整可能に構成されている。各プロペラ２０ａ～２０ｆのチルト角は、対応する、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆによって制御される。例えば、各チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、対応する各プロペラ２０ａ～２０ｆの近傍であって、主翼１１及び尾翼１２に配置される。チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、それぞれ、各プロペラ２０ａ～２０ｆのチルト機構を駆動するサーボモータを備える。そして、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、例えばエンコーダ（回転検出器）による検出結果に基づき、サーボモータの回転角度を制御することにより、各プロペラ２０ａ～２０ｆのチルト角を所望の角度に制御する。
　例えば、電動航空機１が離着陸する場合、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、各プロペラ２０ａ～２０ｆのチルト角を、極力、地面と垂直に近づく角度に制御する。これにより、各プロペラ２０ａ～２０ｆの回転による推進力は、主として、揚力として電動航空機１に作用する。このため、電動航空機１は、短距離での離着陸や垂直方向での離着陸を行うことが可能になる。
　電動航空機１が前方に進む場合には、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、各プロペラ２０ａ～２０ｆのチルト角を、地面と平行に近づく角度に制御する。これにより、各プロペラ２０ａ～２０ｆの回転による推進力は、主として、前方に進む推力として電動航空機１に作用する。これにより、電動航空機１は、主翼１１及び尾翼１２によって揚力を得つつ、各プロペラ２０ａ～２０ｆの回転による前方への推力によって、前方に進むことができる。
　なお、上述した例では、各プロペラ２０ａ～２０ｆに対応して個別にチルト角調整装置３０ａ～３０ｆを設けたが、例えば隣接する２つのプロペラ２０ａ、２０ｂのチルト角を共通のチルト角調整装置によって制御するように構成しても良い。
　また、主翼１１及び尾翼１２には、フラップ４０ａ～４０ｈが設けられている。各フラップ４０ａ～４０ｈは、電動航空機１に作用する揚力を調整する調整部として機能する。各フラップ４０ａ～４０ｈには、それぞれ、各フラップ４０ａ～４０ｈを含むフラップ調整装置が設けられている。フラップ調整装置は、フラップ４０ａ～４０ｈを主翼１１又は尾翼１２に対して旋回駆動するサーボモータを備える。そして、フラップ調整装置は、例えばエンコーダ（回転検出器）による検出結果に基づき、サーボモータの回転角度を制御することにより、各フラップ４０ａ～４０ｈを旋回させて、各フラップの位置を所望の位置となるように制御する。
　例えば、電動航空機１が離着陸する場合、フラップ調整装置は主翼１１に設けられたフラップ４０ａ～４０ｆを下方位置に制御する。これにより、主翼１１に作用する揚力が増大するため、低速での安定飛行が可能となる。なお、揚力をさらに増加するため、フラップ調整装置は、フラップ４０ａ～４０ｆを旋回させつつ、フラップ４０ａ～４０ｆを主翼１１から突出する方向に移動させて、主翼面積を拡大させるようにフラップ４０ａ～４０ｆを駆動するように構成しても良い。
　主翼１１の機体本体１０から最も離れた位置に設けられた左右のフラップ４０ａ、４０ｆは、エルロンとしても機能するように構成されている。すなわち、操縦者などによって電動航空機１の旋回が指示された場合に、その旋回方向に応じて、左右一対のフラップ４０ａ、４０ｆは、一方が下方位置に下がり、他方が上方位置に上がるようにフラップ調整装置によって制御される。その結果、下方位置に制御されたフラップ４０ａ（又は４０ｆ）による揚力が増加し、上方位置に制御されたフラップ４０ｆ（又は４０ａ）による揚力が減少するため、電動航空機１の機体は左右いずれかの方向に傾いて、電動航空機１は旋回することが可能となる。なお、主翼１１の機体本体１０から最も離れた位置に設けられた左右のフラップ４０ａ、４０ｆは、エルロンとしてのみ機能するものであっても良い。
　また、電動航空機１を上昇させる場合、フラップ調整装置が尾翼１２に設けられたプラップ（エレベーターとも呼ばれる）４０ｇ、４０ｈを上方位置に制御する。これにより、尾翼１２に作用する揚力が減少するため、電動航空機１の機首が上がり、電動航空機１を上昇させることができる。逆に、電動航空機１を下降させる場合、フラップ調整装置が尾翼１２に設けられたフラップ４０ｇ、４０ｈを下方位置に制御する。これにより、尾翼１２に作用する揚力が増加するため、電動航空機１の機首が下がり、電動航空機１を下降させることができる。
　図１において、５０はバッテリを示している。バッテリ５０は、例えば機体本体１０に配置される。ただし、バッテリ５０の配置位置は機体本体１０に限定されず、例えば主翼１１や尾翼１２に配置されても良い。また、バッテリ５０の個数も１つに限られず、複数個のバッテリ５０が分散配置されても良い。バッテリ５０は、上述した複数のＥＰＵ、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆ、及びフラップ調整装置などに電力供給線７０ａ～７０ｈを介して電力を供給する。
　電力供給線７０は、近接して配置されたＥＰＵ、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆ、及びフラップ調整装置に電力を供給するために共用される共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇと、共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇから分岐して、個々のＥＰＵ、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆ、及びフラップ調整装置に接続される個別電力供給線７０ｂ、７０ｄ、７０ｆ、７０ｈを有する。このように、近接して配置されたＥＰＵ、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆ、及びフラップ調整装置に対して電力供給線の一部を共通化しているため、電力供給線７０ａ～７０ｈを効率的に簡素化することができ、電動航空機１の重量軽減を図ることが可能となる。
　例えば、図１に示す例では、左側の主翼１１に設けられたプロペラ２０ａ、２０ｂを駆動する２つのＥＰＵ、プロペラ２０ａ、２０ｂのチルト角を制御するチルト角調整装置３０ａ、３０ｂ、及び左側の主翼１１に設けられたフラップ４０ａ、４０ｂ、４０ｃの位置を制御するフラップ調整装置が、共用電力供給線７０ａ及び個別電力供給線７０ｂを介してバッテリ５０に接続されている。
　右側の主翼１１に設けられたプロペラ２０ｃ、２０ｄを駆動する２つのＥＰＵ、プロペラ２０ｃ、２０ｄのチルト角を制御するチルト角調整装置３０ｃ、３０ｄ、及び右側の主翼１１に設けられたフラップ４０ｄ、４０ｅ、４０ｆの位置を制御するフラップ調整装置が、共用電力供給線７０ｃ及び個別電力供給線７０ｄを介してバッテリ５０に接続されている。
　左側の尾翼１２に設けられたプロペラ２０ｅを駆動するＥＰＵ、プロペラ２０ｅのチルト角を制御するチルト角調整装置３０ｅ、及び左側の主翼１１に設けられたフラップ４０ｇの位置を制御するフラップ調整装置が、共用電力供給線７０ｅ及び個別電力供給線７０ｆを介してバッテリ５０に接続されている。
　右側の尾翼１２に設けられたプロペラ２０ｆを駆動するＥＰＵ、プロペラ２０ｆのチルト角を制御するチルト角調整装置３０ｆ、及び左側の主翼１１に設けられたフラップ４０ｈの位置を制御するフラップ調整装置が、共用電力供給線７０ｇ及び個別電力供給線７０ｈを介してバッテリ５０に接続されている。
　図１において、６０はフライトコントローラを示している。フライトコントローラ６０は、上述した複数のＥＰＵに対して、電動航空機１に所望の推進力を付与するためのプロペラ２０ａの目標回転数を示す制御信号を与える。さらに、フライトコントローラ６０は、電動航空機１の所望の飛行状態を得るべく、各チルト角調整装置３０ａ～３０ｆに対してそれぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆの目標チルト角を示す制御信号、及び各フラップ調整装置に対してそれぞれのフラップ４０ａ～４０ｈの目標位置を示す制御信号を与える。
　図２は、電動航空機１における回路構成を示す図である。図２では、共用電力供給線７０ｅ及び個別電力供給線７０ｆなどの電力供給線を点線で示し、異常信号等の信号を通信するための信号線を実線で示している。
　バッテリ５０は、直流電力を蓄えることが可能であって、充電可能な２次電池である。例えば、この２次電池として、リチウムイオン電池、ニッケル水素電池などを用いることができる。なお、バッテリ５０として、２次電池に加えて又は代えて、燃料電池や発電機などを用いてもよい。バッテリ５０は、ディストリビュータ５１に接続される。
　ディストリビュータ５１は、バッテリ５０からの電力を、ＥＰＵ２３ａ～２３ｆ、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆ、及びフラップ調整装置４１ａ～４１ｈを含む各グループに分配する。つまり、上述したように、本実施形態では、複数のＥＰＵ２３ａ～２３ｆ、複数のチルト角調整装置３０ａ～３０ｆ、及び複数のフラップ調整装置４１ａ～４１ｈが、左側の主翼１１、右側の主翼１１、左側の尾翼１２、及び右側の尾翼１２ごとにグループ化されている。そして、各グループごとに、それぞれの共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇが、ディストリビュータ５１に接続されている。なお、ディストリビュータ５１は省略されても良い。
　図２に示すように、電動航空機１内には、各プロペラ２０ａ～２０ｆと同じ数の複数のＥＰＵ２３ａ、２３ｃ（図２には、ＥＰＵ２３ａ～２３ｆの内、ＥＰＵ２３ａ、２３ｃのみが示されている）、各プロペラ２０ａ～２０ｆと同じ数のチルト角調整装置３０ａ（図２には、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆの内、チルト角調整装置３０ａのみが示されている）、及び、各フラップ４０ａ～４０ｈの位置を調整するフラップ調整装置４１ａ、４１ｄ（図２には、フラップ調整装置４１ａ～４１ｈの内、フラップ調整装置４１ａ、４１ｄのみが示されている）が設けられている。
　各ＥＰＵ２３ａ～２３ｆはそれぞれ同じ構成を有している。以下、ＥＰＵ２３ａを代表例として、ＥＰＵ２３ａの構成を説明する。
　ＥＰＵ２３ａは、プロペラ２０ａを駆動するモータ２７ａを有している。モータ２７ａは、複数相の交流モータとすることができ、例えば３相交流方式の回転電機とすることができる。モータ２７ａは、電動航空機１の飛行駆動源である電動機として機能する。モータ２７ａは、バッテリ５０の電力により駆動される。ＥＰＵ２３ａは、モータ２７ａを用いてプロペラ２０ａを回転駆動させる。モータ２７ａとして、例えばブラシレスモータが用いられる。
　モータ２７ａは、制御部２４ａによって、その回転状態が制御される。制御部２４ａは、ドライバーとしてのインバータ回路を含む。インバータ回路は、バッテリ５０から供給される直流電力を交流電力に変換して、モータ２７ａに供給する。すなわち、インバータ回路は、電力を変換する電力変換部である。インバータ回路は、モータ２７ａの複数相の電力変換部であり、複数相それぞれについて電力変換を行う。インバータ回路は、例えば３相インバータである。
　制御部２４ａは、後述する通信装置２６ａを介して、フライトコントローラ６０からプロペラ２０ａの目標回転数を示す制御信号を受信する。制御部２４ａは、受信したプロペラ２０ａの目標回転数を示す制御信号に従って、インバータ回路を介してモータ２７ａの回転状態を制御する。
　ＥＰＵ２３ａには、図示しないが、モータ２７ａの回転を検出する回転センサが設けられている。回転センサは、例えばエンコーダやレゾルバなどにより構成することができる。さらに、ＥＰＵ２３ａには、図示しない電流センサ、電圧センサ、及び温度センサなどが設けられている。電流センサは、例えばモータ２７ａの複数相それぞれについてモータ電流を検出する。電圧センサは、インバータから出力される電圧をインバータ電圧として検出する。少なくとも１つの温度センサは、モータ及び／又はインバータ回路の温度を検出する。回転センサ、電流センサ、電圧センサ及び温度センサによって検出される検出結果は、制御部２４ａに入力される。制御部２４ａは、各種センサによって検出された検出結果に基づいて、プロペラ２０ａの回転数が目標回転数に一致するように、モータ２７ａを制御する。
　ＥＰＵ２３ａは、さらに監視部２５ａを有している。監視部２５ａは、ＥＰＵ２３ａの動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を通信装置２６ａを介してフライトコントローラ６０に向けて送信する。このように、監視部２５ａ及び通信装置２６ａが、特許請求の範囲における「監視部」に相当する。
　例えば、監視部２５ａは、制御部２４ａを介して、回転センサによって検出されるモータ２７ａの実際の回転数と、プロペラ２０ａの目標回転数を達成するためのモータ２７ａの目標回転数とを取得する。そして、監視部２５ａは、モータ２７ａの実際の回転数がモータ２７ａの目標回転数と所定の閾値以上異なっていることを検出した場合に、異常信号を出力する。さらに、監視部２５ａは、制御部２４ａを介して、モータ及び／又はインバータ回路の温度、モータ電流、及びインバータ電圧を取得する。そして、監視部２５ａは、モータ及び／又はインバータ回路の温度、モータ電流、及びインバータ電圧の少なくとも１つがそれぞれの所定閾値を超えている場合に、異常信号を出力しても良い。
　通信装置２６ａは、無線通信を介して、フライトコントローラ６０の通信装置６１と通信可能に構成されている。無線通信として、例えばＢＬＥ（ブルーツゥースローエナジー、ブルーツゥースは登録商標）や、ＷｉＦｉなどを用いることができる。さらに、通信装置２６ａの１つの出力ポートは、個別電力供給線７０ｂに接続されており、通信装置２６ａは、電力供給線７０ａ、７０ｂを介して、電力供給線７０ａ、７０ｂを流れる電力供給のための電気信号に異常信号を重畳させることが可能に構成されている。電気信号に重畳された異常信号は、フライトコントローラ６０に接続された、後述する信号検出部６２によって検出される。
　通信装置２６ａは、監視部２５ａによって異常信号が出力されると、上述した無線通信を介して、及び、電力供給線７０ａ、７０ｂを介して、異常信号をフライトコントローラ６０へ向けて送信する。すなわち、本実施形態では、２系統の信号経路を介して、異常信号をフライトコントローラ６０に向けて送信するように構成されている。このように、異常信号の送信に電力供給線７０ａ、７０ｂを利用しているので、異常信号を通信するための配線の重量増加を抑制することができる。さらに、バッテリ５０から各ＥＰＵ２３ａ～２３ｆに接続されている電力供給線７０ａ、７０ｂを介して異常信号を送信するため、異常信号をフライトコントローラ６０に確実に伝えることが可能となる。加えて、異常信号は、ＥＰＵ２３ａの通信装置２６ａとフライトコントローラ６０の通信装置６１との間の無線通信を介しても送信されるので、より一層確実に異常信号をフライトコントローラ６０に送信することが可能となる。
　フラップ調整装置４１ａ～４１ｈはそれぞれ同じ構成を有している。以下、フラップ調整装置４１ａを代表例として、フラップ調整装置４１ａの構成を説明する。フラップ調整装置４１ａも、ＥＰＵ２３ａとほぼ同様の構成を有する。すなわち、フラップ調整装置４１ａは、フラップ４０ａ、制御部４２ａ、監視部４３ａ、通信装置４４ａ、及びモータ４５ａを有する。
　モータ４５ａは、例えば３相交流方式の回転電機である。モータ４５ａは、フラップ４０ａを旋回駆動するため、フラップ４０ａの旋回軸を回転駆動するように構成される。モータ４５ａは、バッテリ５０の電力により駆動される。モータ４５ａは、制御部４２ａによって、その回転状態が制御される。制御部４２ａは、ドライバーとしてのインバータ回路を含む。インバータ回路は、バッテリ５０から供給される直流電力を交流電力に変換して、モータ４５ａに供給する。インバータ回路は、モータ４５ａの複数相のそれぞれについて電力変換を行う。インバータ回路は、例えば３相インバータである。
　制御部４２ａは、後述する通信装置４４ａを介して、フライトコントローラ６０からフラップ４０ａの目標位置を示す制御信号を受信する。制御部４２ａは、受信したフラップ４０ａの目標位置を示す制御信号に従って、インバータ回路を介してモータ４５ａの回転状態を制御する。
　フラップ調整装置４１ａには、図示しないが、モータ４５ａの回転を検出する回転センサが設けられている。さらに、フラップ調整装置４１ａには、図示しない電流センサ、電圧センサ、及び温度センサなどが設けられている。電流センサは、例えばモータ４５ａの複数相それぞれについてモータ電流を検出する。電圧センサは、インバータから出力される電圧をインバータ電圧として検出する。少なくとも１つの温度センサは、モータ及び／又はインバータ回路の温度を検出する。回転センサ、電流センサ、電圧センサ及び温度センサによって検出される検出結果は、制御部４２ａに入力される。制御部４２ａは、各種センサによって検出された検出結果に基づいて、フラップの位置が目標位置に一致するように、モータ４５ａを制御する。
　監視部４３ａは、フラップ調整装置４１ａの動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を通信装置４４ａを介してフライトコントローラ６０に向けて送信する。例えば、監視部４３ａは、回転センサによって検出されるモータ２７ａの実際の回転角度が、フラップ４０ａの目標位置に対応するモータ２７ａの目標回転角度と所定の閾値以上異なっていることを検出した場合に、異常信号を出力する。さらに、監視部４３ａは、モータ及び／又はインバータ回路の温度、モータ電流、及びインバータ電圧の少なくとも１つが所定の閾値を超えている場合に、異常信号を出力しても良い。
　通信装置４４ａは、無線通信を介して、フライトコントローラ６０の通信装置６１と通信可能に構成されている。さらに、通信装置４４ａの１つの出力ポートは、個別電力供給線７０ｂに接続されており、通信装置４４ａは、電力供給線７０ａ、７０ｂを介して、電力供給線７０ａ、７０ｂを流れる電力供給のための電気信号に異常信号を重畳させることが可能に構成されている。電気信号に重畳された異常信号は、フライトコントローラ６０に接続された信号検出部６２によって検出される。
　通信装置４４ａは、監視部４３ａによって異常信号が出力されると、上述した無線通信を介して、及び、電力供給線７０ａ、７０ｂを介して、異常信号をフライトコントローラ６０へ向けて送信する。
　チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、詳細な構成は図示していないが、フラップ調整装置４１ａと同様に構成される。すなわち、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆは、モータ、モータの駆動対象であるチルト機構、モータを制御する制御部、チルト角調整装置３０ａ～３０ｆの動作状態を監視する監視部、及び監視部により検出された異常信号をフライトコントローラ６０へ送信する通信装置などを備える。
　図２に示すように、共用電力供給線７０ａ、７０ｃは、それぞれ、絶縁素子６３ａ、６３ｂ、及び周波数フィルタ６４ａ、６４ｂを介して信号検出部６２に接続されている。図２には示していないが、共用電力供給線７０ｅ、７０ｇも同様に、絶縁素子及び周波数フィルタを介して信号検出部６２に接続されている。
　絶縁素子６３ａ、６３ｂは、電力供給線７０ａ、７０ｃと、絶縁素子６３ａ、６３ｂからフライトコントローラ６０までの信号線との電力レベルが相違するため、電力供給線７０ａ、７０ｃと信号線とを相互に絶縁するためのものである。絶縁素子６３ａ、６３ｂは、例えば、コンデンサを用いることができる。周波数フィルタ６４ａ、６４ｂは、電力供給線７０ａ、７０ｃに重畳された異常信号が含まれる周波数帯の信号を通過させ、その周波数帯以外のノイズ成分を遮断するものである。
　各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈ（チルト角調整装置３０ａ～３０ｆの監視部は図示が省略されているので、参照番号を記載していない、以下同様）は、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに異常が検出されると、異常信号として、周期的に変化する信号、例えば所定の周波数を有するパルス信号又は正弦波信号を出力する。周波数フィルタ６４ａ、６４ｂは、そのような所定の周波数を有するパルス信号又は正弦波信号を通過させる。
　異常信号が周波数フィルタ６４ａ、６４ｂを通過すると、信号検出部６２が、周波数フィルタ６４ａ、６４ｂを通過した異常信号を検出する。その検出結果は、フライトコントローラ６０に出力される。
　ここで、共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇには、それぞれ、複数の装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈが接続されている。このため、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈが、全く同じ異常信号を出力したとすると、信号検出部６２は、異常信号を検出したときに、いずれの装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈから異常信号が出力されたのか区別することができなくなる。
　そのため、本実施形態では、同じ共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇに接続された各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、それぞれ、固有の異常信号を出力するように構成されている。信号検出部６２は、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの固有の異常信号を予め記憶している。信号検出部６２は、検出した異常信号を、記憶した各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの固有の異常信号と照合する。これにより、信号検出部６２は、異常信号を検出した際に、その異常信号を出力した装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈを特定することが可能となる。そして、信号検出部６２は、異常が発生した装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈを特定した情報を含む検出結果をフライトコントローラ６０に出力することが可能となる。
　例えば、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈが、異常が発生したときに異常信号を出力するものである場合には、同じ共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇに接続された各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、パルス信号又は正弦波信号の振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが互いに異なる異常信号を出力するように構成される。これにより、信号検出部６２は、同じ共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇに接続された各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈから出力される異常信号を相互に識別することが可能となる。
　なお、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、周期的に変化する異常信号が、それぞれのモータ２７ａ、４５ａの回転駆動に伴って発生するノイズの影響を受けないように、モータ２７ａ、４５ａの回転数に応じて、異常信号の周波数を変化させても良い。それぞれのモータ２７ａ、４５ａは、それぞれの制御部２４ａ、４２ａのインバータ回路により、モータ２７ａ、４５ａの複数相に通電される電流がオン、オフされる。このため、モータ２７ａ、４５ａの回転数に相関する、電流がオン、オフされる周波数に応じた高調波成分を含んだノイズ電流が電力供給線７０ａ～７０ｈを流れることになる。しかし、モータ２７ａ、４５ａの回転数に応じて、上述したノイズ電流とは重ならない周波数帯へ異常信号の周波数を変化させることにより、上述したノイズ電流を誤って異常信号として検出することを防ぐことができる。この場合、異常信号の相互識別を可能とするため、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、振幅、デューティ比の少なくとも１つが異なる異常信号を出力するように構成されることが好ましい。
　フライトコントローラ６０は、例えばＥＣＵからなる。ＥＣＵは、Electronic Control Unitの略称である。ＥＣＵは、例えばプロセッサ、メモリ、Ｉ／Ｏ、これらを接続するバスを備えるマイクロコンピュータを主体として構成されている。メモリは、コンピュータによって読み取り可能なプログラム及びデータを非一時的に格納する非遷移的実体的記憶媒体である。
　フライトコントローラ６０は、例えば操縦者による操縦、又は、コントロールシステムによる遠隔操縦に応じた飛行状態にて電動航空機１を飛行させるための飛行制御を行う。より具体的には、フライトコントローラ６０は、メモリに記憶された制御プログラムを実行することで、飛行制御に関する各種の処理を実行する。飛行制御に関する各種の処理には、指示された飛行状態を実現するための、それぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆの目標回転数を示す制御信号を作成する処理、それぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆの目標チルト角を示す制御信号を作成する処理、及びそれぞれのフラップ４０ａ～４０ｈの目標位置を示す制御信号を作成する処理が含まれる。さらに、飛行制御に関する各種の処理には、一部の装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに異常が生じた場合に、その異常に対して対処するための異常時処理が含まれる。
　以下、フライトコントローラ６０などによって実行される処理に関して、図３のフローチャートを参照して説明する。図３のフローチャートに示す処理は、例えば、電動航空機１の始動スイッチがオンされたときに始まる。
　ステップＳ１００において、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈは、バッテリ５０からディストリビュータ５１を介して電力が供給される。これにより、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈは動作可能となる。
　ステップＳ１１０では、監視部２５ａ、４３ａによる異常監視が行われる。例えば、監視部２５ａは、モータ２７ａの目標回転数と実際の回転数とが所定の閾値以上相違している場合、又は、モータ及び／又はインバータ回路の温度、モータ電流、及びインバータ電圧の少なくとも１つが所定の閾値を超えている場合に、ＥＰＵ２３ａに異常が生じていることを検出しても良い。ステップＳ１２０において異常が検出された場合、ステップＳ１５０に進む。一方、異常が検出されなかった場合、ステップＳ１３０に進む。
　ステップＳ１３０では、フライトコントローラ６０は通常の飛行制御を実行する。すなわち、フライトコントローラ６０は、上述したそれぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆの目標回転数を示す制御信号を作成する処理、それぞれのプロペラ２０ａ～２０ｆの目標チルト角を示す制御信号を作成する処理、及びそれぞれのフラップ４０ａ～４０ｈの目標位置を示す制御信号を作成する処理などを実行し、操縦者による操縦、又は、コントロールシステムによる遠隔操縦に応じた飛行状態にて電動航空機１を飛行させる。
　ステップＳ１４０では、始動スイッチがオフされたなど、制御を終了する条件が成立したか否かを判定する。制御終了条件が成立している場合、図３のフローチャートに示す処理を終了する。一方、制御終了条件が成立していなければ、ステップＳ１１０に戻る。
　ステップＳ１５０では、異常を検出した監視部２５ａ、４３ａは、通信装置２６ａ、４４ａを介して、当該装置２３ａ、４１ａに固有の異常信号を電力供給線７０ａ、７０ｂを介して送信する。加えて、通信装置２６ａ、４４ａは、無線通信を介して、フライトコントローラ６０の通信装置６１へ異常信号を送信する。なお、無線通信は通信相手を特定して行われるので、無線通信にて送信される異常信号は、装置２３ａ、４１ａ毎に異ならせる必要はなく、単に異常の発生を示す同一の信号であっても良い。
　ステップＳ１６０において、信号検出部６２は、電力供給線７０ａ、７０ｂを介して送信された異常信号を検出する。信号検出部６２は、異常信号を検出すると、その検出結果をフライトコントローラ６０に出力する。信号検出部６２が出力する検出結果には、異常が発生した装置２３ａ、４１ａを特定する情報が含まれる。また、通信装置６１は、異常が発生した装置２３ａ、４１ａの通信装置２６ａ、４４ａから送信された異常信号を受信する。通信装置６１は受信した異常信号及び通信相手を特定する情報をフライトコントローラ６０に出力する。
　ステップＳ１７０において、フライトコントローラ６０は、信号検出部６２からの異常信号の検出結果と通信装置６１からの異常信号の出力との少なくとも一方に応じて、異常時処理を実行する。この異常時処理では、異常が発生した装置２３ａ、４１ａに応じて、電動航空機１を緊急着陸させたり、一部のＥＰＵ（例えば、ＥＰＵ２３ａ）の動作を停止させつつ、停止させたＥＰＵの動作を補うように、残りのＥＰＵを制御したりする。例えば、ＥＰＵ自体に異常が生じたり、チルト角調整装置に異常が生じたりした場合には、適切な推力又は揚力を発生させることが困難であるため、該当するＥＰＵの動作を停止する。この場合、残りのＥＰＵにて、停止させたＥＰＵにより発生されるべき推進力を補うように、残りのＥＰＵの制御を変更しても良い。また、フラップ制御装置に異常が生じた場合には、電動航空機１を適切に飛行させることが困難となるため、電動航空機１を緊急着陸させても良い。
　ステップＳ１８０では、始動スイッチがオフされたなど、制御を終了する条件が成立したか否かを判定する。制御終了条件が成立している場合、図３のフローチャートに示す処理を終了する。一方、制御終了条件が成立していなければ、ステップＳ１１０に戻る。
　ここまで説明した本実施形態によれば、各ＥＰＵ２３ａ～２３ｆ及び各調整装置３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、電力供給線７０ａ～７０ｈを介して、電力供給線７０ａ～７０ｈを流れる電力供給のための電気信号に重畳して異常信号を送信するように構成される。このように、本実施形態に係る電動航空機１は、異常信号の送信に電力供給線７０ａ～７０ｈを利用しているので、重量の増加を抑えながら、各ＥＰＵ２３ａ～２３ｆや各調整装置３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの異常をフライトコントローラ６０に確実に伝えることが可能となる。
　以上、本開示の好ましい実施形態について説明したが、本開示は、上記の実施形態になんら制限されることなく、本開示の主旨を逸脱しない範囲において、種々変更して実施することが可能である。例えば、上述した実施形態の構成は、以下のように変形されても良い。
　（変形例１）
　上述した実施形態では、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、異常が発生したときに周期的に変化する異常信号を出力するものであった。しかしながら、電力供給線７０ａ～７０ｈを介して送信される異常信号は、正常時に定常的に出力される周期的に変化する信号（例えば、パルス信号又は正弦波信号）が異常時に停止される停止信号であっても良い。
　図４は、異常信号を停止信号とした場合のフローチャートである。図３のフローチャートに対して、ステップＳ１１５、Ｓ１５５が追加され、ステップＳ１５０が削除されている。
　ステップＳ１１５では、ステップＳ１２０において異常が検出される前に、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの監視部２５ａ～２５ｆ、４３ａ～４３ｈは、電力供給線７０ａ～７０ｈを介して、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに固有の、周期的に変化する信号を送信する。そして、ステップＳ１２０において異常が検出されると、ステップＳ１５５において、正常時に定常的に出力されていた、周期的に変化する信号の送信を停止させる。ステップＳ１６０では、信号検出部６２が、この周期的に変化する信号の停止を、異常信号として検出する。
　異常信号を停止信号とする場合、周期的に変化する信号の振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つを異ならせることで、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈからの信号を相互に識別可能となる。周期的に変化する信号が正常時に定常的に出力される場合には、振幅、周期、デューティ比に加えて、位相が異なることによっても、各信号を相互に識別可能であるためである。
　なお、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈの通信装置２６ａ～２６ｆ、４４ａ～４４ｈとフライトコントローラ６０の通信装置６１との間の通信に関しては、異常信号は、異常が発生したときに送信されるものであっても良いし、正常時に定常的に出力される周期的に変化する信号を異常時に停止する停止信号であっても良い。
　（変形例２）
　上述した実施形態では、近接して配置された各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈをグループ化し、各グループに属する装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに対して、同じ共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇを介して電力が供給されるように構成された。
　しかしながら、図５に示すように、同じ機能を有する装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈごとにグループを作成し、各グループに属する装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに対して、同じ共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇを介して電力が供給されるように構成しても良い。すなわち、図５に示す例では、複数のＥＰＵ２３ａ～２３ｆを１つのグループとして、同じ共用電力供給線７０ａを介して電力が供給されるように構成されている。また、複数のチルト角調整装置３０ａ～３０ｆを１つのグループとして、同じ共用電力供給線７０ｅを介して電力が供給されるように構成されている。また、複数のフラップ調整装置４１ａ～４１ｈを１つのグループとして、同じ共用電力供給線７０ｃを介して電力が供給されるように構成されている。その他は、上述した実施形態と同様に構成され得る。
　（変形例３）
　上述した実施形態及び変化例２では、複数の装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈをグループ化し、各グループに属する装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに対して、同じ共用電力供給線７０ａ、７０ｃ、７０ｅ、７０ｇを介して電力が供給されるように構成された。
　しかしながら、図６に示すように、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに対して、個別の電力供給線７０を接続し、それぞれ独立した配線を設けても良い。この場合、異常信号は、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに固有のものである必要はない。その他は、上述した実施形態と同様に構成され得る。
　（変化例４）
　上述した実施形態では、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈに何らかの異常が生じた場合に、フライトコントローラ６０に異常信号を送信するものであった。しかしながら、異常信号は、各装置２３ａ～２３ｆ、３０ａ～３０ｆ、４１ａ～４１ｈにどのような異常が生じているか、その異常の態様を示すものであっても良い。
　最後に、この明細書には、以下に列挙する複数の技術的思想と、それらの複数の組み合わせが開示されている。
（技術的思想１）
　それぞれがモータを有し、電動航空機に推進力を付与する複数の電動推進装置（２３ａ、２３ｃ）と、
　複数の前記電動推進装置に対して、前記電動航空機に所望の推進力を付与するための制御信号を与える制御装置（６０）と、
　複数の前記電動推進装置及び前記制御装置に電源供給線（７０ａ～７０ｄ）を介して電源を供給するバッテリ（５０）と、を備え
　複数の前記電動推進装置は、自身の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する監視部（２５ａ）を有し、
　前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成される電動航空機。
（技術的思想２）
　それぞれが前記電動航空機の飛行状態を調整するための調整部（４０ａ～４０ｈ）を含む複数の調整装置（３０ａ～３０ｆ、４１ａ、４１ｄ）をさらに備え、
　前記制御装置は、前記電動航空機の所望の飛行状態を得るべく、制御信号を複数の前記調整装置に与えるものであり、
　前記バッテリは、複数の前記調整装置に前記電源供給線を介して電源を供給するものであり、
　複数の前記調整装置は、自身の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する監視部（４３ａ）を有し、
　前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成される技術的思想１に記載の電動航空機。
（技術的思想３）
　前記制御装置は、有線又は無線の制御信号伝達経路を介して、複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置に対して前記制御信号を送信するものであり、
　前記電動推進装置の監視部及び前記調整装置の監視部は、前記電源供給線を介しての前記異常信号の送信に加えて、前記制御信号伝達経路を介して前記異常信号を前記制御装置に送信するように構成される技術的思想２に記載の電動航空機。
（技術的思想４）
　前記電動航空機は、翼（１１、１２）を有し、
　前記複数の前記電動推進装置の少なくとも１つ及び複数の前記調整装置の少なくとも１つは、前記翼に配置される技術的思想２又は３に記載の電動航空機。
（技術的思想５）
　前記異常信号は、正常時に定常的に出力される周期的に変化する信号が異常時に停止される停止信号、又は、異常時に出力される周期的に変化する信号である技術的思想２乃至４のいずれかに記載の電動航空機。
（技術的思想６）
　前記監視部は、前記周期的に変化する信号が前記モータの回転駆動に伴って発生するノイズの影響を受けないように、前記モータの回転数に応じて、前記周期的に変化する信号の周波数を変化させる技術的思想５に記載の電動航空機。
（技術的思想７）
　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、前記電動航空機の各所に配置され、
　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の内、近接して配置された２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置は、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続されるように構成される技術的思想２乃至６のいずれかに記載の電動航空機。
（技術的思想８）
　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置において、同じ機能を有する複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、それぞれ、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続されるように構成される技術的思想２乃至６のいずれかに記載の電動航空機。
（技術的思想９）
　前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する技術的思想７又は８に記載の電動航空機。
（技術的思想１０）
　前記固有の異常信号は、正常時に定常的に出力される信号が異常時に停止される停止信号であり、振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである技術的思想９に記載の電動航空機。
（技術的思想１１）
　前記固有の異常信号は、異常時に出力される信号であり、振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである技術的思想９に記載の電動航空機。
（技術的思想１２）
　それぞれがモータを有し、電動航空機に推進力を付与する複数の電動推進装置（２３ａ、２３ｃ）と、複数の前記電動推進装置に電源供給線（７０ａ～７０ｄ）を介して電源を供給するバッテリ（５０）と、を有する電動航空機に用いられる異常検出システムであって、
　複数の前記電動推進装置に対して、前記電動航空機に所望の推進力を付与するための制御信号を与える制御装置（６０）と、
　複数の前記電動推進装置の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する監視部（２５ａ）と、を備え、
　前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成され、
　前記制御装置は、前記電源供給線を介して送信された前記異常信号に基づいて、前記電動推進装置の異常を検出する異常検出システム。
（技術的思想１３）
　前記電動航空機は、それぞれが前記電動航空機の飛行状態を調整するための調整部（４０ａ～４０ｈ）を含む複数の調整装置（３０ａ～３０ｆ、４１ａ、４１ｄ）をさらに有し、
　前記制御装置は、前記電動航空機の所望の飛行状態を得るべく、制御信号を複数の前記調整装置に与えるものであり、
　前記バッテリは、複数の前記調整装置に前記電源供給線を介して電源を供給するものであり、
　複数の前記調整装置の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する複数の監視部（４３ａ）をさらに備え、
　複数の前記調整装置の動作状態を監視する複数の前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成され、
　前記制御装置は、前記電源供給線を介して送信された前記異常信号に基づいて、前記調整装置の異常を検出する技術的思想１２に記載の異常検出システム。
（技術的思想１４）
　前記制御装置は、有線又は無線の制御信号伝達経路を介して、複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置に対して前記制御信号を送信するものであり、
　前記監視部及び前記調整装置監視部は、前記電源供給線を介しての前記異常信号の送信に加えて、前記制御信号伝達経路を介して前記異常信号を前記制御装置に送信するように構成される技術的思想１３に記載の異常検出システム。
（技術的思想１５）
　前記異常信号は、正常時に定常的に出力される周期的に変化する信号が異常時に停止される停止信号、又は、異常時に出力される周期的に変化する信号である技術的思想１３又は１４のいずれかに記載の異常検出システム。
（技術的思想１６）
　前記監視部は、前記周期的に変化する信号が前記モータの回転駆動に伴って発生するノイズの影響を受けないように、前記モータの回転数に応じて、前記周期的に変化する信号の周波数を変化させる技術的思想１５に記載の異常検出システム。
（技術的思想１７）
　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、前記電動航空機の各所に配置され、
　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の内、近接して配置された２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置は、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続され、前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する技術的思想１３乃至１６のいずれかに記載の異常検出システム。
（技術的思想１８）
　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置において、同じ機能を有する複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、それぞれ、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続され、前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する技術的思想１３乃至１６のいずれかに記載の異常検出システム。
（技術的思想１９）
　前記固有の異常信号は、正常時に定常的に出力される信号が異常時に停止される停止信号であり、振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである技術的思想１７又は１８に記載の異常検出システム。
（技術的思想２０）
　前記固有の異常信号は、異常時に出力される信号であり、振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである技術的思想１７又は１８に記載の異常検出システム。

Claims (25)

  1. 　それぞれがモータを有し、電動航空機に推進力を付与する複数の電動推進装置（２３ａ、２３ｃ）と、
    　複数の前記電動推進装置に対して、前記電動航空機に所望の推進力を付与するための制御信号を与える制御装置（６０）と、
    　複数の前記電動推進装置及び前記制御装置に電源供給線（７０ａ～７０ｄ）を介して電源を供給するバッテリ（５０）と、を備え
    　複数の前記電動推進装置は、自身の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する監視部（２５ａ）を有し、
    　前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成される電動航空機。
  2. 　それぞれが前記電動航空機の飛行状態を調整するための調整部（４０ａ～４０ｈ）を含む複数の調整装置（３０ａ～３０ｆ、４１ａ、４１ｄ）をさらに備え、
    　前記制御装置は、前記電動航空機の所望の飛行状態を得るべく、制御信号を複数の前記調整装置に与えるものであり、
    　前記バッテリは、複数の前記調整装置に前記電源供給線を介して電源を供給するものであり、
    　複数の前記調整装置は、自身の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する監視部（４３ａ）を有し、
    　前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成される請求項１に記載の電動航空機。
  3. 　前記制御装置は、有線又は無線の制御信号伝達経路を介して、複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置に対して前記制御信号を送信するものであり、
    　前記電動推進装置の監視部及び前記調整装置の監視部は、前記電源供給線を介しての前記異常信号の送信に加えて、前記制御信号伝達経路を介して前記異常信号を前記制御装置に送信するように構成される請求項２に記載の電動航空機。
  4. 　前記電動航空機は、翼（１１、１２）を有し、
    　前記複数の前記電動推進装置の少なくとも１つ及び複数の前記調整装置の少なくとも１つは、前記翼に配置される請求項２又は３に記載の電動航空機。
  5. 　前記異常信号は、正常時に定常的に出力される周期的に変化する信号が異常時に停止される停止信号、又は、異常時に出力される周期的に変化する信号である請求項１乃至３のいずれかに記載の電動航空機。
  6. 　前記監視部は、前記周期的に変化する信号が前記モータの回転駆動に伴って発生するノイズの影響を受けないように、前記モータの回転数に応じて、前記周期的に変化する信号の周波数を変化させる請求項５に記載の電動航空機。
  7. 　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、前記電動航空機の各所に配置され、
    　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の内、近接して配置された２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置は、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続されるように構成される請求項２又は３に記載の電動航空機。
  8. 　前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する請求項７に記載の電動航空機。
  9. 　前記固有の異常信号は、正常時に定常的に出力される信号が異常時に停止される停止信号であり、振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項８に記載の電動航空機。
  10. 　前記固有の異常信号は、異常時に出力される信号であり、振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項８に記載の電動航空機。
  11. 　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置において、同じ機能を有する複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、それぞれ、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続されるように構成される請求項２又は３に記載の電動航空機。
  12. 　前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する請求項１１に記載の電動航空機。
  13. 　前記固有の異常信号は、正常時に定常的に出力される信号が異常時に停止される停止信号であり、振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項１２に記載の電動航空機。
  14. 　前記固有の異常信号は、異常時に出力される出力信号であり、振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項１２に記載の電動航空機。
  15. 　それぞれがモータを有し、電動航空機に推進力を付与する複数の電動推進装置（２３ａ、２３ｃ）と、複数の前記電動推進装置に電源供給線（７０ａ～７０ｄ）を介して電源を供給するバッテリ（５０）と、を有する電動航空機に用いられる異常検出システムであって、
    　複数の前記電動推進装置に対して、前記電動航空機に所望の推進力を付与するための制御信号を与える制御装置（６０）と、
    　複数の前記電動推進装置の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する監視部（２５ａ）と、を備え、
    　前記監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成され、
    　前記制御装置は、前記電源供給線を介して送信された前記異常信号に基づいて、前記電動推進装置の異常を検出する異常検出システム。
  16. 　前記電動航空機は、それぞれが前記電動航空機の飛行状態を調整するための調整部（４０ａ～４０ｈ）を含む複数の調整装置（３０ａ～３０ｆ、４１ａ、４１ｄ）をさらに有し、
    　前記制御装置は、前記電動航空機の所望の飛行状態を得るべく、制御信号を複数の前記調整装置に与えるものであり、
    　前記バッテリは、複数の前記調整装置に前記電源供給線を介して電源を供給するものであり、
    　複数の前記調整装置の動作状態を監視して、異常が検出されたときに、異常信号を前記制御装置に送信する複数の調整装置監視部（４３ａ）をさらに備え、
    　複数の前記調整装置の動作状態を監視する複数の前記調整装置監視部は、前記異常信号を少なくとも前記電源供給線を介して、前記電源供給線を流れる電源供給のための電気信号に重畳して前記制御装置に送信するように構成され、
    　前記制御装置は、前記電源供給線を介して送信された前記異常信号に基づいて、前記調整装置の異常を検出する請求項１５に記載の異常検出システム。
  17. 　前記制御装置は、有線又は無線の制御信号伝達経路を介して、複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置に対して前記制御信号を送信するものであり、
    　前記監視部及び前記調整装置監視部は、前記電源供給線を介しての前記異常信号の送信に加えて、前記制御信号伝達経路を介して前記異常信号を前記制御装置に送信するように構成される請求項１６に記載の異常検出システム。
  18. 　前記異常信号は、正常時に定常的に出力される周期的に変化する信号が異常時に停止される停止信号、又は、異常時に出力される周期的に変化する信号である請求項１５乃至１７のいずれかに記載の異常検出システム。
  19. 　前記監視部は、前記周期的に変化する信号が前記モータの回転駆動に伴って発生するノイズの影響を受けないように、前記モータの回転数に応じて、前記周期的に変化する信号の周波数を変化させる請求項１８に記載の異常検出システム。
  20. 　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、前記電動航空機の各所に配置され、
    　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の内、近接して配置された２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置は、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続され、前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される２つ以上の前記電動推進装置及び／又は前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する請求項１６又は１７に記載の異常検出システム。
  21. 　前記固有の異常信号は、正常時に定常的に出力される信号が異常時に停止される停止信号であり、振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項２０に記載の異常検出システム。
  22. 　前記固有の異常信号は、異常時に出力される信号であり、振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項２０に記載の異常検出システム。
  23. 　複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置において、同じ機能を有する複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置は、それぞれ、共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続され、前記共用の電源供給線を介して前記バッテリに接続される複数の前記電動推進装置及び複数の前記調整装置の前記監視部は、それぞれ、固有の異常信号を前記共用の電源供給線を介して前記制御装置に送信する請求項１６又は１７に記載の異常検出システム。
  24. 　前記固有の異常信号は、正常時に定常的に出力される信号が異常時に停止される停止信号であり、振幅、周期、位相、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項２３に記載の異常検出システム。
  25. 　前記固有の異常信号は、異常時に出力される出力信号であり、振幅、周期、デューティ比の少なくとも１つが異なることで、相互に識別可能なものである請求項２３に記載の異常検出システム。
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