JP6955421B2 - 航空機の制御システム、航空機の制御方法、航空機の制御プログラム及び航空機 - Google Patents

Description

本発明の実施形態は、航空機の制御システム、航空機の制御方法、航空機の制御プログラム及び航空機に関する。

従来、電気モータに連結されたプロペラの回転によって推力を得る航空機が知られている（例えば特許文献１、特許文献２及び特許文献３参照）。また、プロペラを回転させるための電気モータを、ガスタービンエンジンで発電した電力によって駆動する技術も提案されている（例えば特許文献４及び非特許文献１参照）。

国際公開ＷＯ２０１６／００９８２４号 特表２０１３−５１７９８６号公報 特表２０１３−５０５１７２号公報 特開２０１７−００１６６２号公報

Jason Paur, "The Turbine-Powered, Chevy Volt of Airliners Looks Fantastic", 2017/3/13, WIRED、［ｏｎｌｉｎｅ］、［２０１７年９月３日検索］、インターネット＜ＵＲＬ：https://www.wired.com/2013/07/eads-ethrust-hybrid-airliner/＞

ガスタービンエンジンで発電した電力によって電気モータを駆動させる航空機では、航空機の飛行中においてガスタービンエンジンの最大出力を常に使用することはできない。すなわち、ガスタービンエンジンは、出力レンジ内において使用される。具体的には、ガスタービンエンジンは、航空機の離陸時において一時的に最大出力付近で使用されるが、離陸後から着陸時までは最大出力よりも小さい出力で使用される。

しかしながら、ガスタービンエンジンは、大きい出力で使用される程、燃費が向上し、逆に低い出力で使用される程、燃費が下がるという特性を有する。このため、ガスタービンエンジンを低出力で長時間使用する程、燃費が低下するという問題がある。

そこで、ガスタービンエンジンの圧縮機に可変機構を設けることによって、使用されるガスタービンエンジンの出力レンジを変えることなくエネルギ効率を改善できるようにする研究が行われている。しかしながら、可変機構の搭載は、ガスタービンエンジンの設計ポイントの追加に伴う開発コストの増加や製造コストの増加に繋がる。その結果、ガスタービンエンジンの価格が上昇してしまうという問題がある。

また、可変機構は大型のガスタービンエンジンには搭載することが可能であるが、比較的安価で小型のガスタービンエンジンに複雑な構造を有する可変機構を搭載することは困難である場合が多い。

そこで、本発明は、ガスタービンエンジンで発電した電力によって電気モータを駆動し、電気モータで回転するプロペラによって推力を得る航空機において、複雑な機構を使用することなくガスタービンエンジンの燃費を向上できるようにすることを目的とする。

本発明の実施形態に係る航空機の制御システムは、ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御システムであって、前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるように構成され、更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるように構成されるものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機の制御方法は、ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御方法であって、前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換え、更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機の制御プログラムは、ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御プログラムであって、前記航空機の制御回路に、前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるステップ及び前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるステップを実行させるものである。

また、本発明の実施形態に係る航空機は、ガスタービンエンジンと、前記ガスタービンエンジンで発電した電力によって駆動する電気モータと、前記電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機であって、上述の制御システムを搭載したものである。

本発明の第１の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図。 図１に示す航空機の上面図。 図１に示すガスタービンエンジンの燃費特性を示すグラフ。 図１に示す制御システムの離陸モードにおけるエネルギの供給経路を示す図。 図１に示す制御システムの発電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図。 図１に示す制御システムの放電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図。 図１に示す制御システムの回路構成例を示す図。 図１に示す制御システムによる電気モータへの電力供給の切換制御の流れの一例を示すフローチャート。 図８に示す電気モータへの電力供給の切換制御を伴うフライトプランに沿って航空機を飛行させた場合における動力系の出力変化の一例を示すグラフ。 図９に示すフライトプランに対応する空港の位置関係を示す図。 本発明の第２の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図。 本発明の第３の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図。

本発明の実施形態に係る航空機の制御システム、航空機の制御方法、航空機の制御プログラム及び航空機について添付図面を参照して説明する。

（第１の実施形態）
（構成及び機能）
図１は本発明の第１の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図であり、図２は図１に示す航空機の上面図である。

制御システム１は、プロペラ２で推力を得る航空機３に搭載される。尚、図１は、航空機３が、機体先端に単一のプロペラ２を取付けた固定翼機３Ａである場合の例を示しているが、航空機３が２つ以上のプロペラ２を取付けた固定翼機３Ａであっても良い。複数のプロペラ２が固定翼機３Ａに取付けられる場合には、主翼にプロペラ２が取付けられる場合が多い。また、航空機３は、有人機であっても良いし、無人機であっても良い。

航空機３は、制御システム１及びプロペラ２の他、電気モータ４、発電機５、ガスタービンエンジン６、燃料タンク７及びバッテリ８を有する。電気モータ４は、プロペラ２を回転させるための動力装置である。すなわち、プロペラ２は、電気モータ４の駆動によって回転する。発電機５は、電力を生成し、生成した電力を電気モータ４に供給するための動力源である。ガスタービンエンジン６は、発電機５を作動させることによって電力を生成するための動力装置である。燃料タンク７は、ガスタービンエンジン６を駆動するための航空燃料を貯留し、ガスタービンエンジン６に航空燃料を供給するタンクである。

バッテリ８には、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５において発電された電力のうち、電気モータ４によって消費されなかった余剰電力を蓄電することができる。バッテリ８に蓄電された電力も電気モータ４の駆動のために使用することができる。

つまり、航空機３は、主にガスタービンエンジン６で駆動する発電機５によって発電される電力によって電気モータ４を駆動させ、電気モータ４によって回転するプロペラ２によって推力を得るように構成される。また、発電機５において発電された余剰電力をバッテリ８に蓄電し、電気モータ４を駆動するための電力として利用することができる。

制御システム１は、発電機５から電気モータ４に出力される電力と、バッテリ８から電気モータ４に出力される電力を調整する出力調整装置（ＰＣＵ：Ｐｏｗｅｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｕｎｉｔ）である。具体的には制御システム１は、ガスタービンエンジン６の燃費が良好となるように、発電機５及びバッテリ８の双方から電気モータ４に電力を供給するのか、或いは、発電機５及びバッテリ８のいずれから電気モータ４に電力を供給するのかといった電力の供給経路を制御する機能を有している。

図３は図１に示すガスタービンエンジン６の燃費特性を示すグラフである。

図３に示すグラフにおいて、縦軸はガスタービンエンジン６の燃費を示し、横軸はガスタービンエンジン６の出力を示す。図１に示すようにガスタービンエンジン６の燃費は、出力が最大に近いほど向上する。従って、航空機３の離陸から着陸までの間において、ガスタービンエンジン６の出力ができるだけ常に最大出力となる条件でガスタービンエンジン６を使用すれば、ガスタービンエンジン６の燃費を向上させることができる。

そこで、制御システム１を、ガスタービンエンジン６を動作状態及び停止状態との間で切換え、ガスタービンエンジン６の作動時には、ガスタービンエンジン６の出力制御値を最大値とする制御を行うように構成することができる。これにより、ガスタービンエンジン６の燃費を最適化することができる。すなわち、ガスタービンエンジン６のエネルギ効率を良好とし、燃料消費量を最小限とすることができる。

プロペラ２を回転させるための電気モータ４をガスタービンエンジン６で駆動させる典型的な航空機３では、電気モータ４における消費電力が航空機３の離陸時において一時的に大きくなるが、航空機３の離陸後には航空機３の離陸時における消費電力の６０％から７０％程度となる。従って、適切な出力レンジを有するガスタービンエンジン６を、出力制御値を最大値として使用すると、電気モータ４における消費電力として消費されない余剰電力が生じる。余剰電力は、バッテリ８に蓄電し、電気モータ４用の電力として利用することができる。

ガスタービンエンジン６によって駆動する発電機５において発電される電力のみによって、航空機３の離陸時における電気モータ４の最大消費電力を賄えるようにすることもできる。すなわち、ガスタービンエンジン６の最大出力を電気モータ４の最大消費電力以上とすることもできる。この場合、航空機３の離陸後においてバッテリ８に蓄電される余剰電力量を大きくすることができる。しかしながら、ガスタービンエンジン６の最大出力が大きくなる程、ガスタービンエンジン６が大型になり航空機３の重量増加に繋がる。

そこで、航空機３の離陸時、具体的には、航空機３が離陸するために電気モータ４における消費電力が最大値付近となっている間には、電気モータ４を回転させるための電力を、ガスタービンエンジン６で発電される電力及びバッテリ８から供給される電力の双方とすることができる。これにより、ガスタービンエンジン６の最大出力を、電気モータ４における最大消費電力よりも小さくし、ガスタービンエンジン６のサイズを小型にすることができる。

逆に、航空機３の離陸が完了し、電気モータ４における消費電力が低下した後は、ガスタービンエンジン６によって駆動する発電機５又はバッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給することができる。つまり、ガスタービンエンジン６の出力制御値を最大値として動作させる一方、バッテリ８に蓄電された電力も電気モータ４用の電力として利用するためには、ガスタービンエンジン６を間欠的に動作させ、ガスタービンエンジン６の停止期間中にバッテリ８に蓄電された電力を電気モータ４に出力する制御が必要となる。

そこで、電気モータ４への電力の供給経路の制御モードとして、航空機３を離陸させるための離陸モード、航空機３の離陸後においてガスタービンエンジン６によって発電した電力のみを供給して電気モータ４を駆動させる発電モード及び航空機３の離陸後においてバッテリ８に蓄電された電力のみを供給して電気モータ４を駆動させる放電モードを設定し、制御システム１において各制御モードを切換える制御を行うようにすることができる。

図４は図１に示す制御システム１の離陸モードにおけるエネルギの供給経路を示す図である。

航空機３の離陸時に選択される離陸モードの場合には、図４に示すように発電機５及びバッテリ８の双方から制御システム１を通じて電気モータ４に電力が供給される。従って、燃料タンク７から航空燃料がガスタービンエンジン６に供給され、ガスタービンエンジン６が駆動する。ガスタービンエンジン６が駆動すると、ガスタービンエンジン６のエネルギが発電機５に伝達され、発電機５において発電が行われる。そして、発電機５において生成された電力が制御システム１を通じて電気モータ４に供給される。

一方、バッテリ８は航空機３の離陸前に予め充電され、航空機３の離陸時にはバッテリ８に蓄電された電力も制御システム１を通じて電気モータ４に供給される。これにより、ガスタービンエンジン６で発電することが可能な電力を超える大きな電力を一時的に電気モータ４に供給することができる。

図５は図１に示す制御システム１の発電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図である。

航空機３の離陸後に選択される発電モードの場合には、図５に示すように発電機５のみから制御システム１を通じて電気モータ４に電力が供給される。従って、燃料タンク７から航空燃料がガスタービンエンジン６に供給され、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５において発電が行われる。そして、発電機５において生成された電力が制御システム１を通じて電気モータ４に供給される。

航空機３の離陸後には、電気モータ４における消費電力が、航空機３の離陸時における最大消費電力の６０％から７０％程度まで低下する。従って、発電機５において生成された電力の全てが電気モータ４で消費されず、余剰電力が生じる。発電機５において生成された余剰電力は制御システム１を通じてバッテリ８に蓄電される。

尚、航空機３の離陸後において発電機５において余剰電力を発生させるためには、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電可能な最大電力を、電気モータ４に供給すべき電力よりも大きくすることが必要である。上述したように、航空機３の離陸時における電気モータ４の消費電力は、航空機３の離陸時における最大消費電力の６０％から７０％程度である。

従って、ガスタービンエンジン６で発電可能な最大電力を、航空機の離陸時における電気モータ４の最大消費電力の７０％以上又は航空機の離陸後のクルーズ状態における電気モータ４の最大消費電力以上とすれば、発電モードにおいて安定的かつ継続的に余剰電力を生成し、生成した余剰電力をバッテリ８に蓄電することが可能となる。

また、上述したようにガスタービンエンジン６で発電可能な最大電力を過大に設定すると、ガスタービンエンジン６の大型化を招いてしまうことから、ガスタービンエンジン６で発電可能な最大電力を、航空機の離陸時における電気モータ４の最大消費電力の８０％以下とすることがガスタービンエンジン６の出力性能上における好ましい条件となる。

図６は図１に示す制御システム１の放電モードにおけるエネルギの供給経路を示す図である。

航空機３の離陸後に選択される放電モードの場合には、図６に示すようにバッテリ８のみから制御システム１を通じて電気モータ４に電力が供給される。従って、ガスタービンエンジン６及び発電機５はいずれも停止状態となり、航空燃料の消費も行われない。

制御モードの切換は、制御システム１において自動的に行うことができる。例えば、離陸モードから発電モード又は放電モードへの切換は、航空機３に通常備えられる高度計によって検出される高度をトリガとして自動的に行うことができる。具体的には、航空機３の高度が閾値以上又は閾値よりも大きくなった場合に離陸が完了したとみなして離陸モードから発電モード又は放電モードに自動的に切換えることができる。

或いは、電気モータ４における消費電力の減少をトリガとして自動的に行うようにしても良い。その場合には、電流計やトルクセンサ等のセンサを電気モータ４又はプロペラ２の回転軸等に取付け、電気モータ４における消費電力が閾値以下又は閾値未満となった場合に離陸モードから発電モード又は放電モードに自動的に切換えることができる。

一方、発電モードと放電モードとの間における切換は、バッテリ８に蓄電されている電力量の増減をトリガとして自動的に行うことができる。具体的には、バッテリ８に蓄電されている電力量が閾値以上又は閾値を超えた場合には制御モードを発電モードから放電モードに切換える一方、バッテリ８に蓄電されている電力量が閾値以下又は閾値未満となった場合には制御モードを放電モードから発電モードに切換えることができる。

制御モードが発電モードから放電モードに切換えられる場合には、制御システム１によって、ガスタービンエンジン６が動作状態から停止状態に切換えられ、かつバッテリ８が発電機５から切離されて電気モータ４と接続されることになる。逆に、制御モードが放電モードから発電モードに切換えられる場合には、制御システム１によって、ガスタービンエンジン６が停止状態から動作状態に切換えられ、かつバッテリ８が電気モータ４から切離されて発電機５と接続されることになる。

つまり、航空機３の飛行中、特に航空機３の高度が所定の高度に達した後には、制御システム１において、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいて、ガスタービンエンジン６を動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくともガスタービンエンジン６が停止状態に切換えられている間は電気モータ４を回転させるための電力を、ガスタービンエンジン６で発電される電力からバッテリ８から供給される電力に切換える制御が実行されることになる。

図７は図１に示す制御システム１の回路構成例を示す図である。

制御システム１は、電気回路で構成することができる。具体例として、制御システム１は、コンバータ１０、分配回路１１、複数のインバータ１２、複数のスイッチ回路１３及び制御回路１４で構成することができる。

コンバータ１０の入力側は発電機５の電流出力側と接続され、コンバータ１０の出力側は分配回路１１の入力側と接続される。このため、発電機５から出力された交流電流は、コンバータ１０において直流電流に変換され、分配回路１１に出力される。

分配回路１１の入力側はコンバータ１０の出力側及びバッテリ８の出力側と接続され、分配回路１１の出力側にはバッテリ８の入力側が接続される他、複数のインバータ１２の入力側が並列接続される。分配回路１１は、制御回路１４による制御下において、直流電流の入力先をコンバータ１０及びバッテリ８から選択する一方、直流電流の出力先としてインバータ１２以外にバッテリ８を含めるか否かを決定するスイッチ回路として機能する。

インバータ１２の各入力側は分配回路１１の出力側と接続され、インバータ１２の各出力側は電気モータ４と接続される。このため、分配回路１１から出力された直流電流は、インバータ１２において所定の周波数を有する交流電流に変換され、電気モータ４に出力される。

インバータ１２から電気モータ４に出力される交流電流の周波数は、制御回路１４によって制御することができる。インバータ１２から電気モータ４に出力される交流電流の周波数の制御によって、電気モータ４の出力を可変制御することができる。従って、インバータ１２は、電気モータ４の交流電源として機能する。

制御回路１４は、制御システム１による制御対象となる各機器及び制御システム１を構成する各回路にそれぞれ制御信号を出力することによって統括制御する機能を有している。制御回路１４は、航空機３の制御プログラムを演算装置にインストールすることによって構築することができる。演算装置にインストールされる航空機３の制御プログラムは、情報記録媒体に記録してプログラムプロダクトとして航空機３のユーザに提供することもできる。

航空機３の制御プログラムには、航空機３の飛行中、特に航空機３の高度が所定の高度に達した後には、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいて、ガスタービンエンジン６を動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくともガスタービンエンジン６が停止状態に切換えられている間は電気モータ４を回転させるための電力を、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５で発電される電力から、バッテリ８から供給される電力に切換える制御を航空機３の制御回路１４に実行させるプログラムが含まれている。

従って、制御回路１４には、バッテリ８に蓄電された電力量をバッテリ８に取付けられたセンサから取得する機能と、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいてガスタービンエンジン６の作動スイッチに制御信号を出力することによってガスタービンエンジン６の動作状態をオン状態とオフ状態の間で切換える機能も備えられる。

また、航空機３の制御プログラムには、航空機３の離陸時にはガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５で発電される電力及びバッテリ８に充電されている電力の双方が電気モータ４に供給される一方、航空機３の離陸が完了して航空機３の高度が所定の高度に達し、電気モータ４における消費電力が低下した後は、発電機５で発電される電力及びバッテリ８に充電されている電力のいずれか一方のみが電気モータ４に供給されるように制御モードを自動的に切換えるプログラムも含めることができる。

従って、制御回路１４には、航空機３に備えられる高度計から高度を取得する機能と、高度計から取得した高度に基づいてガスタービンエンジン６の作動スイッチに制御信号を出力することによってガスタービンエンジン６の動作状態をオン状態とオフ状態の間で切換える機能も備えることもできる。或いは、高度の代わりに、電気モータ４又は回転翼２に取付けられたセンサから電気モータ４の消費電力又は出力を制御回路１４が取得するようにしてもよい。

更に、制御回路１４には、バッテリ８に蓄電された電力量や高度又は電気モータ４の消費電力等の制御モードの切換条件を検出した場合には、分配回路１１に制御信号を出力することによって、制御モードを切換える機能が備えられる。すなわち、電気モータ４への電力の供給元が、発電機５とバッテリ８の双方、発電機５のみ或いはバッテリ８のみとなるように制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力される。これにより、制御モードの自動切換が可能となる。

より具体的には、制御回路１４による制御によって分配回路１１の入力側としてコンバータ１０及びバッテリ８の双方が選択されており、分配回路１１の出力側としてインバータ１２のみが選択されていれば、ガスタービンエンジン６を動作させて発電機５において生成した電流と、バッテリ８から出力される電流の双方が分配回路１１及びインバータ１２を介して電気モータ４に出力されることになる。つまり、航空機３を離陸モードで制御することができる。

一方、制御回路１４による制御によって分配回路１１の入力側としてコンバータ１０のみが選択されており、分配回路１１の出力側としてインバータ１２及びバッテリ８が選択されていれば、ガスタービンエンジン６を動作させて発電機５において生成した電流が分配回路１１においてバッテリ８及びインバータ１２に接続された電気モータ４に分配されることになる。つまり、バッテリ８の充電を伴う発電モードで航空機３を制御することができる。

また、制御回路１４による制御によって分配回路１１の入力側としてバッテリ８のみが選択されており、分配回路１１の出力側としてインバータ１２のみが選択されていれば、バッテリ８に充電された電流が分配回路１１及びインバータ１２を介して電気モータ４に出力されることになる。つまり、ガスタービンエンジン６を停止させ、航空機３を放電モードで制御することができる。

尚、航空機３の飛行中において航空機３のフライトプランが変更される場合もあることから、制御モードを手動で切換えられるようにすることが望ましい。そこで、入力装置１５から制御モードの切換指示情報が入力された場合には、制御回路１４が制御モードを切換えるように構成することができる。また、制御モードを自動的に切換える自動切換モードと、制御モードを手動で切換える手動切換モードとを、入力装置１５の操作によって選択できるようにすることもできる。

航空機３が有人機である場合には入力装置１５はパイロットの操縦席に配置される。一方、航空機３が無人機であり、操縦者によって遠隔操作される場合には、入力装置１５は操縦が在席する遠隔地に配置される。また、航空機３が自律型の無人機である場合には、入力装置１５は無人機に搭載されるフライトコンピュータとなる。

制御回路１４では、上述した制御モードの切換の他、インバータ１２から出力される交流電流の周波数の制御、すなわち電気モータ４の出力制御を行うことができる。電気モータ４の出力制御は、予め定められたアルゴリズムに従って自動的に行っても良いし、パイロット又は遠隔操縦を行う操縦者が手動で行うようにしても良い。電気モータ４の出力制御を手動で行う場合には、操縦桿やコントローラ等の入力装置１５の操作によって、電気モータ４の出力制御情報を制御回路１４に入力することができる。

また、制御システム１を搭載した航空機３には、冗長性を付与することが航空機３の安全性及び信頼性を向上する観点から好ましい。すなわち、航空機３には、エネルギ効率の向上のみならず、重要なシステムの冗長化による安全性及び信頼性の向上が要求される。

尚、ここで定義する冗長性の必要範囲は、ある装置が故障しても、予備の装置によって緊急着陸に必要な飛行状態の継続が可能であるなど、飛行安全を保つことが可能である性質であり、目的地の変更などを伴わない目的を達するための飛行継続をするための冗長ではない。

小型航空機の事故のうち約３割は動力系の故障による事故であることが知られている。従って、航空機３のプロペラ２に動力を与える電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８を含む各機器に冗長性を付与することが事故の低減に寄与する。尚、ガスタービンエンジン６及び発電機５はバッテリ８を代替として使用することが可能であるため、ガスタービンエンジン６及び発電機５に冗長性を付与しなくても飛行安全の確保は可能となる。従って、例えば、電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８の少なくとも１つを必要数以上搭載することによって冗長化を行うことができる。

バッテリ８及び電気モータ４については、１つのプロペラ２につき最低１つ必要である。このため、１つのプロペラ２につきバッテリ８及び電気モータ４の少なくとも一方を複数個設けることによって冗長性を付与することができる。また、電気モータ４の電源となるインバータ１２については、少なくとも電気モータ４の数だけ必要である。このため、電気モータ４の数よりも多い数のインバータ１２を設けることによって冗長性を付与することができる。

図７は、電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８にそれぞれ冗長性を付与した一例を示している。すなわち、電気モータ４、インバータ１２及びバッテリ８の全てが、必要数より多く設けられている。

図７に示す例では、プロペラ２にトルクを付与するためのギアボックス１６に４つの電気モータ４が接続されている。このため、例えば、一時的に出力最大値を増加させることが可能な緊急出力モードを有する電気モータ４を使用すれば、電気モータ４の何れかが故障した場合であっても、緊急出力モードを使用することにより、特に離陸時にける冗長性を確保することができる。

すなわち、電気モータ４の消費電力が最大となるのは航空機３の離陸時のみであることから、航空機３の離陸時に電気モータ４の１つが故障した場合には、残りの電気モータ４を一時的に緊急出力モードで使用することによって、プロペラ２に必要なトルクを付与することができる。この場合、航空機３の離陸後には電気モータ４の消費電力が低下するため、正常な電気モータ４を通常出力モードに戻して使用しても、プロペラ２に必要なトルクを付与し続けることができる。

また、図７に示す例では、４つの電気モータ４に対して５つのインバータ１２がスイッチ回路１３を介して接続されている。具体的には、４つの電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための４つのインバータ１２Ａに加えて、予備のインバータ１２Ｂがスイッチ回路１３を介して接続されている。予備のインバータ１２Ｂは、予備でない４つのインバータ１２Ａのいずれかが故障した場合に、故障したインバータ１２Ａに接続されている電気モータ４に対して電力を供給するために使用される代替インバータである。

従って、予備のインバータ１２Ｂは、スイッチ回路１３の切換によって４つの電気モータ４のいずれとも接続可能となっている。換言すれば、１つの電気モータ４がスイッチ回路１３の切換によって２つのインバータ１２のいずれかと接続可能となっている。そして、予備でない４つのインバータ１２Ａが故障せずに稼働している間は、スイッチ回路１３によって４つの電気モータ４がそれぞれ対応する予備でないインバータ１２Ａと接続される。一方、予備でない４つのインバータ１２Ａのいずれかが故障した場合には、スイッチ回路１３が動作し、電気モータ４に電力を供給するインバータ１２が、故障した予備でないインバータ１２Ａから予備のインバータ１２Ｂに切換えられる。

これにより、４つのインバータ１２Ａのいずれかが故障しても、電気モータ４への電力供給を継続することができる。インバータ１２Ａに取付けられた電流計等のセンサからの検出信号に基づいてインバータ１２Ａの故障を検知し、インバータ１２Ａの故障が検知された場合に対応するスイッチ回路１３を動作させる制御についても制御回路１４において行うことができる。

バッテリ８については、分配回路１１に２つ接続することによって、一方のバッテリ８が故障した場合であっても、他方のバッテリ８を使用できるようにすることができる。すなわち、必要な容量を有する単一のバッテリを使用せずに、複数のバッテリ８を並列接続することによって容量を確保することが冗長性を付与する観点から望ましい。尚、冗長性を考慮したバッテリ８の容量として、エマージェンシー対応のための一時的な飛行に必要な容量を確保するのか、或いは、継続して飛行を続けるために必要な容量を確保するのかという点については、機体設計コンセプトによって任意に決定することができる。

（動作及び作用）
次に制御システム１による航空機３の制御方法について説明する。

図８は図１に示す制御システム１による電気モータ４への電力供給の切換制御の流れの一例を示すフローチャート、図９は図８に示す電気モータ４への電力供給の切換制御を伴うフライトプランに沿って航空機３を飛行させた場合における動力系の出力変化の一例を示すグラフ、図１０は図９に示すフライトプランに対応する空港の位置関係を示す図である。

尚、図９において横軸は時間（分）を示し、縦軸は、電気モータ４の最大出力に対する割合として表した相対出力（％）、バッテリ８の最大蓄電容量に対する割合として表した相対蓄電力量（％）及び電気モータ４の最大出力に対する割合として表した発電機５の相対出力（％）を示す。

航空機３が図１０に示すように出発空港Ａから目的空港Ｂに向かって所要時間が１８０分のフライトを行う場合には、図９に示すようなフライトプランで電力供給に関する制御モードの切換を実行することができる。尚、典型的な小型航空機のフライト時間は概ね１２０分から２４０分程度である。

まず、図８のフローチャートに示すステップＳ１において、離陸モードにて航空機３が出発空港Ａを離陸する。

具体的には、制御システム１の制御回路１４からガスタービンエンジン６に制御信号が出力され、ガスタービンエンジン６が動作状態に切換えられる。また、制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力され、発電機５に接続されたコンバータ１０及び予め充電されたバッテリ８の双方が分配回路１１の入力元として選択される一方、各電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための各インバータ１２のみが分配回路１１の出力先として選択される。

このため、ガスタービンエンジン６が駆動し、発電機５において発電が行われる。そして、発電機５によって生成された電力がコンバータ１０、分配回路１１及びインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。他方、バッテリ８に予め蓄電された電力も、分配回路１１及びインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。

すなわち、発電機５及びバッテリ８の双方から電力が電気モータ４に供給される。これにより、電気モータ４は、航空機３の離陸に必要な最大出力でプロペラ２を回転させ、航空機３の離陸に必要な揚力及び推力を得ることができる。

また、航空機３の離陸時においてバッテリ８に蓄電された電力を併用することによって、ガスタービンエンジン６の最大出力を、電気モータ４を最大出力で駆動するために必要な出力よりも小さい出力とすることができる。その結果、ガスタービンエンジン６の小型化が可能となる。

図９に示す例では、ガスタービンエンジン６の最大出力が、電気モータ４の最大出力の８０％となっている。そして、航空機３の離陸時には、ガスタービンエンジン６が最大出力で駆動することによって、最適なエネルギ効率で発電された電力が電気モータ４に供給される。加えて、蓄電力量が１００％となるように充電されたバッテリ８から電力が電気モータ４に供給される。このため、航空機３の離陸期間中においてバッテリ８に蓄電された電力量は徐々に減少する。

次に、ステップＳ２において、制御回路１４において航空機３の離陸が完了し、高度が所定の高度に達したか否かが判定される。航空機３の離陸が完了したか否かは、例えば、航空機３の高度変化を高度計でモニタリングすることによって自動判定することができる。具体的には、航空機３の高度が閾値以上又は閾値を超えたことを検出することによって、航空機３の離陸完了を自動判定することができる。

航空機３の離陸が完了したと判定された場合には、航空機３の制御モードが、ガスタービンエンジン６の駆動のみによって電気モータ４に電力を供給する発電モード及びバッテリ８から出力される電力のみを電気モータ４に供給する放電モードのいずれかに切換えられる。制御モードを発電モードとするか放電モードとするかの判定は、バッテリ８に蓄電された電力量に基づいて自動的に行うことができる。

例えば、バッテリ８に十分な電力量が蓄電されている場合であれば、放電モードに切換えることが望ましい。逆に、バッテリ８の蓄電力量が減少し、充電が可能であれば、発電モードに切換えてバッテリ８を充電することが好ましい。一般に、航空機３の離陸直後には、図９に例示されるようにバッテリ８の蓄電力量が減少している。

そこで、航空機３の離陸が完了したと判定された場合には、ステップＳ３に示すように、航空機３の制御モードを発電モードに切換えるように制御アルゴリズムを決定することができる。

航空機３の制御モードを発電モードに切換える場合には、制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力され、発電機５に接続されたコンバータ１０のみが分配回路１１の入力元として選択される一方、各電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための各インバータ１２及びバッテリ８が分配回路１１の出力先として選択される。

その結果、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５において発電された電力のうち電気モータ４の駆動に必要な電力が分配回路１１からインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。また、発電機５において発電された電力のうち電気モータ４で消費されなかった残りの電力は、余剰電力としてバッテリ８のフロート充電に使用される。すなわち、発電機５のみから電力が電気モータ４に供給される。換言すれば、ガスタービンエンジン６で生成されるエネルギのみで航空機３が巡航する。

航空機３の離陸後における電気モータ４の出力は、航空機３の離陸時における電気モータ４の出力よりも小さくなる。具体的には、図９に示すように電気モータ４の最大出力の７０％前後となる。従って、電気モータ４の最大出力の８０％に相当する最大出力でガスタービンエンジン６を駆動させれば、発電機５において必ず余剰電力を継続的に発生させることができる。発電機５において生成された、図９において斜線で示される余剰電力は、継続的にバッテリ８のフロート充電に使用される。これにより、バッテリ８に蓄電されている電力量が次第に増加する。

バッテリ８に十分な電力量が蓄電された場合には、ガスタービンエンジン６の駆動を停止して、バッテリ８に蓄電された電力を利用して電気モータ４を駆動させることがガスタービンエンジン６の燃費の向上に繋がる。そこで、バッテリ８に十分な電力量が蓄電されたか否かが制御回路１４において自動判定される。

より具体的には、ステップＳ４において、制御回路１４により、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値以上又は閾値を超えたか否かが自動判定される。閾値は、例えば、バッテリ８の蓄電容量又は蓄電容量からマージンを差し引いた電力量とすることができる。

そして、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値未満又は閾値以下であると判定された場合には、引き続き制御モードを発電モードとする航空機３の電力供給制御が行われる。一方、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値以上又は閾値を超えたと判定された場合には、ステップＳ５において、制御回路１４は、制御モードを発電モードから放電モードに自動的に切換える。

具体的には、制御回路１４からガスタービンエンジン６に制御信号が出力され、ガスタービンエンジン６が停止状態に切換えられる。また、制御回路１４から分配回路１１に制御信号が出力され、バッテリ８のみが分配回路１１の入力元として選択される一方、各電気モータ４にそれぞれ電力を供給するための各インバータ１２のみが分配回路１１の出力先として選択される。

その結果、バッテリ８に充電された電力のみが分配回路１１からインバータ１２を通じて電気モータ４に出力される。換言すれば、バッテリ８に充電された電力のみで航空機３が飛行する。

このようにして、バッテリ８に蓄電された電力量がバッテリ８の蓄電容量又は蓄電容量からマージンを差し引いた電力量に達した場合のように、バッテリ８に十分な電力量が蓄電された場合には、ガスタービンエンジン６を動作状態から停止状態に自動的に切換え、かつバッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給する放電モードに切換えることができる。

ガスタービンエンジン６の出力をオフとし、バッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給すると、図９に示すようにバッテリ８に蓄電された電力量は次第に減少していく。バッテリ８に蓄電されている電力量がゼロとなるまでバッテリ８のみから電気モータ４に電力を供給するようにしても良い。

但し、航空機３が着陸する際には、ガスタービンエンジン６の出力をオフとし、バッテリ８からの電力供給のみで電気モータ４及びプロペラ２を駆動することが騒音の低減に繋がる。すなわち、ガスタービンエンジン６のエンジン音が騒音の主要な原因であることから制御モードを放電モードとして航空機３を着陸させることが、騒音を低減する観点から好ましい。

従って、バッテリ８に蓄電されている電力量が、少なくとも航空機３が放電モードで着陸するために必要な電力量未満となる前に、放電モードから発電モードに切換えることが航空機３の着陸時における騒音を低減する観点から好ましい。

航空機３は、トラブル等により当初の目的地とは異なる空港に着陸する場合がある。一般に航空機が目的地以外の代替空港に着陸することはダイバードと呼ばれる。従って、航空機３は、目的空港Ｂのみならず、他の空港に着陸する可能性がある。そこで、ダイバード先の空港に着陸することになった場合であっても、放電モードでダイバード先の空港に着陸できるようにすることが一層確実な騒音の低減対策となる。

その場合には、航空機３の現在の位置に基づいてダイバード先として着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、ダイバード先となり得る最寄りの空港に放電モードで着陸するために要するバッテリ８の電力量を、放電モードから発電モードに切換えるべき基準となる電力量の閾値とすることができる。

航空機３の現在の位置は、航空機３に備えられている慣性航法装置、全地球測位網（ＧＰＳ：Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）航法装置及びドップラ・レーダ航法装置等の航法装置によって検出することができる。このため、制御回路１４に航法装置から現在の航空機３の位置を取得する機能を設けることができる。一方、航空機３の記憶装置に保存されているダイバード先の候補となる空港の位置情報を参照したり、或いは無線通信によって空港の位置情報を含む地区情報にアクセスすることによって、現在の航空機３の位置に最も近い空港を特定することができる。

更に、ダイバード先の候補となる各空港にバッテリ８からの給電のみで、すなわち放電モードで着陸するために必要なバッテリ８の蓄電量を航空機３のフライト前に予め制御回路１４内の記憶回路にパラメータとして保存しておくことができる。騒音低減のためにガスタービンエンジン６をオフとすべき期間は、着陸すべき空港へのアプローチ開始から着陸までとすることができる。

そうすると、制御回路１４において、航空機３の現在の位置及び着陸目的となり得る最寄りの空港を自動的に特定し、かつ特定した空港に放電モードで着陸するために必要なバッテリ８の蓄電量を自動的に算出することができる。

そして、ステップＳ６において、制御回路１４により、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が、発電モードへの切換に適した電力量まで減少したか否かが判定される。すなわち、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が、ダイバード先として着陸目的となり得る最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間においてバッテリ８から供給される電力のみで電気モータ４を回転させられるようにするために必要な電力量又は必要な電力量にマージンを加えた電力量まで減少したか否かが自動判定される。

この自動判定処理は、着陸目的となり得る最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間においてバッテリ８から供給される電力のみで電気モータ４を回転させられるようにするために必要な電力量又は必要な電力量にマージンを加えた電力量を閾値とし、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が閾値まで減少したか否かを判定する閾値処理となる。

ステップＳ６において、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が閾値まで減少していないと判定された場合には、引き続き制御モードを放電モードとする航空機３の電力供給制御が行われる。一方、バッテリ８に蓄電された現在の電力量が閾値まで減少したと判定された場合には、再びステップＳ３において、制御回路１４は、制御モードを放電モードから発電モードに自動的に切換える。

これにより、航空機３の飛行中においてパイロットによる特別な操作を必要とすることなくガスタービンエンジン６を停止状態から動作状態に切換え、ガスタービンエンジン６の駆動によって生成された電力を電気モータ４に供給しつつ、余剰電力を利用してバッテリ８の充電を行うことができる。

このようにして、着陸目的となり得る最寄りの空港へのアプローチから着陸までの期間においてバッテリ８から供給される電力のみで電気モータ４を回転させられるようにするために必要な電力量がアプローチ前にバッテリ８に蓄電されるように、バッテリ８に蓄電されている電力量に基づいてガスタービンエンジン６を停止状態から動作状態に自動的に切換えることができる。

図９及び図１０に示す例は、航空機３の飛行経路付近に存在する空港Ｃにダイバートできるように、バッテリ８に蓄電された電力量が最大蓄電容量の４５％程度まで減少したところで制御モードが放電モードから発電モードに切換えられている。

ガスタービンエンジン６の駆動を伴う発電モードでの航空機３の航続距離が長くなると、燃料タンク７内における航空燃料の残量が減少する。その結果、航空機３の重量が次第に軽くなる。このため、航空機３のパイロットによる手動操縦又は自動操縦によって電気モータ４の出力を徐々に下げる調整を行うことができる。

電気モータ４の出力を低下させた場合においても、ガスタービンエンジン６は引き続き最大出力付近で駆動させることができる。従って、バッテリ８に蓄電される電力は増加する。このため、より短時間でバッテリ８を充電することが可能となる。

そして、ステップＳ４において、バッテリ８に蓄電された電力量が閾値以上又は閾値を超えたと判定された場合には、ステップＳ５において、制御モードが発電モードから放電モードに切換えられる。更に、同様なアルゴリズムで制御モードの自動切換を伴う航空機３の飛行が継続される。図９及び図１０に示す例では、航空機３の飛行経路付近に存在する空港Ｃの他、空港Ｄ及び空港Ｅにもダイバードできるように、制御モードの自動切換が実行されている。

航空機３が当初の目的空港Ｂ或いはダイバード先の空港を着陸目的の空港として着陸する場合には、入力装置１５から着陸の指示情報が制御回路１４に入力される。そうすると、航空機３の空港へのアプローチ開始前後には一般にプロペラ２におけるエネルギ消費量が低下することから、図９に示すように電気モータ４の出力が下げられる。そして、航空機３の着陸目的となる空港へのアプローチ開始時には、空港へのアプローチが開始されることを通知する情報が入力装置１５から制御回路１４に入力される。

このため、ステップＳ４の判定において制御回路１４は、航空機３が着陸のためのアプローチを開始すると判定し、制御モードを発電モードから放電モードに切換える。これにより、航空機３の着陸目的となる空港へのアプローチから着陸までの期間には、ガスタービンエンジン６を停止状態とすることによって騒音を低減することができる。

尚、バッテリ８の残量は常に放電モードで空港に着陸できるように断続的に充電されるため、アプローチ開始時には確実に放電モードに切換えてガスタービンエンジン６を起動させることなく航空機３を着陸させることができる。また、図９に示す例では、航空機３のアプローチ開始前において電気モータ４の出力が低下した結果、航空機３のアプローチの開始タイミングにおいてバッテリ８の残量が最大容量の１００％付近まで増加しているが、航空機３がバッテリ８に充電された電力のみで空港へのアプローチ及び着陸できればバッテリ８の残量を必ずしも１００％付近まで増加させる必要はない。

（効果）
以上のような航空機３の制御システム１及び制御方法は、ガスタービンエンジン６で発電された余剰電力をバッテリ８に蓄電するようにし、バッテリ８に十分な電力が蓄電された場合には、バッテリ８からの電力のみで電気モータ４及びプロペラ２を回転させるようにしたものである。

このため、航空機３の制御システム１及び制御方法によれば、ガスタービンエンジン６を常に最大出力付近で使用することができる。すなわち、従来の航空機では、離陸時においてのみガスタービンエンジンが最大出力付近で使用される一方、離陸後にはガスタービンエンジンが最大出力の６０％から７０％程度の出力として使用されていたが、制御システム１を搭載した航空機３であれば、常に最も燃費が良好な最大出力付近でガスタービンエンジン６を使用することができる。

しかも、制御システム１を用いれば、ガスタービンエンジン６の燃費を改善するためのギア等の可動機構を備えた複雑な機械要素が不要となる。このため、制御システム１はもちろん、ガスタービンエンジン６の構造が簡易となり、ガスタービンエンジン６の設計及び開発が容易となる。すなわち、ガスタービンエンジン６の最適化と、燃費の向上が容易となるのみならず、ガスタービンエンジン６の実証等のための試験も容易となる。

また、ガスタービンエンジンやレシプロエンジン等のエンジンに比べてエネルギ変換効率が高く、出力が安定している電気モータ４でプロペラ２を回転させることによって、エンジンで直接プロペラを回転させる従来の航空機と比較して、エネルギ効率の向上と安定化を図ることができる。

更に、電気モータ４の消費電力が最大となる航空機３の離陸時には、ガスタービンエンジン６及びバッテリ８の双方によって電気モータ４に電力を供給することによって、ガスタービンエンジン６の小型化が可能である。その結果、航空機３の重量増加を回避することができる。

また、既存の小型航空機において広く使用されているレシプロエンジンに比べて、ガスタービンエンジン６は騒音を低減させることができる。特に、航空機３の着陸アプローチを行う場合のように、航空機３が地上付近を飛行する場合には、ガスタービンエンジン６を停止させることによって騒音の発生を効果的に防止することができる。

また、制御システム１を含む航空機３の構成要素に冗長性を付与することによって、航空機３の安全性及び信頼性を向上させることができる。具体例として、電気モータ４、電気モータ４の電源となるインバータ１２、インバータ１２への電力供給源となるバッテリ８を、必要数以上設けることによって、いずれか１つか故障した場合であっても、プロペラ２を回転させるために必要な動力を確保することができる。

（第２の実施形態）
図１１は本発明の第２の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図である。

図１１に示す第２の実施形態のように、ガスタービンエンジン６の排気を外部に排出して推力として利用することもできる。換言すれば、ガスタービンエンジン６の排気を推力として利用する固定翼機３Ｂにおいても、制御システム１で離陸モード、発電モード及び放電モードを切換えて電力供給の切換制御を行うことができる。第２の実施形態における制御システム１の構成及び作用については第１の実施形態における制御システム１と実質的に同じである。

第２の実施形態によれば、ガスタービンエンジン６の排気を推力として利用するため、ガスタービンエンジン６のエネルギ活用及び燃費を一層向上させることができる。

（第３の実施形態）
図１２は本発明の第３の実施形態に係る制御システムを搭載した航空機の構成を示す正面図である。

図１２に示す第３の実施形態のように制御システム１を回転翼航空機３Ｃに搭載することもできる。制御システム１の構成及び作用については第１の実施形態において説明した通りである。

典型的な回転翼航空機３Ｃの場合、プロペラ２としてメインロータ２Ａの他、テールロータ２Ｂを備えている。従って、メインロータ２Ａを回転させる電気モータ４Ａ及びテールロータ２Ｂを回転させる電気モータ４Ｂの双方を、ガスタービンエンジン６の駆動によって発電機５で発電される電力及びバッテリ８に蓄電された電力の供給先とすることができる。そして、第１の実施形態において説明したように、離陸モード、発電モード及び放電モードを切換えて電力供給の制御を行うことができる。もちろん、複数のメインロータ２Ａを備えた回転翼航空機３Ｃの場合には、各メインロータ２Ａを回転させるための電気モータ４を制御対象とすることができる。

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

１ 制御システム
２ プロペラ
２Ａ メインロータ
２Ｂ テールロータ
３ 航空機
３Ａ、３Ｂ 固定翼機
３Ｃ 回転翼航空機
４、４Ａ、４Ｂ 電気モータ
５ 発電機
６ ガスタービンエンジン
７ 燃料タンク
８ バッテリ
１０ コンバータ
１１ 分配回路
１２、１２Ａ、１２Ｂ インバータ
１３ スイッチ回路
１４ 制御回路
１５ 入力装置
１６ ギアボックス
Ａ 出発空港
Ｂ 目的空港
Ｃ、Ｄ、Ｅ 空港

Claims (5)

1. ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御システムであって、
   前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるように構成され、
   更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるように構成される航空機の制御システム。
2. 前記バッテリに蓄電された電力量が、前記必要な電力量又は前記必要な電力量にマージンを加えた電力量まで減少した場合には、前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるように構成される請求項１記載の航空機の制御システム。
3. ガスタービンエンジンと、
   前記ガスタービンエンジンで発電した電力によって駆動する電気モータと、
   前記電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、
   前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリと、
   を備えた航空機であって、
   請求項１又は２記載の制御システムを搭載した航空機。
4. ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御方法であって、
   前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換え、
   更に、前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換える航空機の制御方法。
5. ガスタービンエンジンで発電される電力によって駆動する電気モータで回転することによって推力を得るためのプロペラと、前記ガスタービンエンジンで発電された余剰電力を蓄電するバッテリとを備えた航空機の制御プログラムであって、
   前記航空機の制御回路に、
   前記航空機の飛行中において、前記バッテリに蓄電された電力量に基づいて、前記ガスタービンエンジンを動作状態及び停止状態との間で切換え、かつ少なくとも前記ガスタービンエンジンが停止状態に切換えられている間は前記電気モータを回転させるための電力を、前記ガスタービンエンジンで発電される電力から前記バッテリから供給される電力に切換えるステップ及び
   前記航空機の位置に基づいて着陸目的となり得る最寄りの空港を特定し、前記最寄りの空港へのアプローチ開始から着陸までの期間において前記バッテリから供給される電力のみで前記電気モータを回転させられるようにするために必要な電力量が前記アプローチ開始前に前記バッテリに蓄電されるように、前記バッテリに蓄電されている電力量に基づいて前記ガスタービンエンジンを停止状態から動作状態に切換えるステップ
   を実行させる航空機の制御プログラム。

Images