JP2022148989A - ハイブリッド航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】バッテリの過充電及び充電不足を防止することができるハイブリッド航空機を提供する。
【解決手段】複数のロータ（離着陸用ロータ２０、巡航用ロータ２２）を使用して飛行するハイブリッド航空機１０であって、発電機（ＭＧ７６）と、発電機が発生させる電力によって充電されるバッテリ７８と、発電機が発生させる電力及びバッテリ７８から供給される電力によって各々のロータを回転させる複数の電動モータ６８と、機体の飛行状態に応じてバッテリ７８の目標残容量（目標ＳＯＣ）を設定し、バッテリ７８の残容量（ＳＯＣ）が目標残容量に近づくようにバッテリ７８の充放電を制御するコントローラ６４と、を備える。
【選択図】図２

Description

本発明は、発電機とバッテリとから電動モータに電力を供給してロータを回転させるハイブリッド航空機に関する。

特許文献１には、電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）と称される航空機が示される。この航空機は、エネルギー貯蔵システム（バッテリ等）とガスタービンエンジンによって駆動される発電機とから電動モータに電力を供給してロータを回転させることが可能な所謂ハイブリッド航空機である。ハイブリッド航空機は、電動モータに対して主に発電電力を供給することによって飛行する。特許文献１には、航空機の１回の飛行（離陸と上昇と巡航と進入と着陸）のうち、離陸と上昇と進入と着陸（離着陸という）のときに最大電力が必要であることが示される。

米国特許出願公開第２０１６／００２３７７３号明細書

ハイブリッド航空機の飛行中に突風のような外乱が発生すると、機体の姿勢が崩れることがある。このような場合、ハイブリッド航空機のコントローラは、各ロータを制御して機体の姿勢を立て直す。このとき、コントローラは、短時間の間に電力の要求値（電力要求値）を繰り返し変動させる。発電電力を電力要求値の変動に追従させることは難しい。このため、電力要求値に対して発電電力が超過する場合には、超過電力はバッテリの充電によって吸収される。また、電力要求値に対して発電電力が不足する場合には、不足電力はバッテリの放電によって補われる。

ところで、電力要求値が大きい離着陸時に外乱が発生すると、電力要求値の変動幅は大きくなる。このとき、過不足となる電力も大きくなり、バッテリの充放電量が大きくなる。通常、コントローラは、バッテリの残容量（ＳＯＣ：Ｓｔａｔｅ Ｏｆ Ｃｈａｒｇｅ）が目標値（目標ＳＯＣ）に近づくように発電量を制御する。目標ＳＯＣが高く設定されている場合に、超過電力でバッテリが充電されると過充電となる虞がある。過充電はバッテリの劣化を招くため好ましくない。一方、目標ＳＯＣが低く設定されている場合には、超過電力でバッテリが充電されても問題はない。しかし、目標ＳＯＣが低く設定されると、バッテリが継続的に使用されることで充電不足が発生する虞がある。

本発明はこのような課題を考慮してなされたものであり、バッテリの過充電及び充電不足を防止することができるハイブリッド航空機を提供することを目的とする。

本発明の態様は、
複数のロータを使用して飛行するハイブリッド航空機であって、
発電機と、
前記発電機が発生させる電力によって充電されるバッテリと、
前記発電機が発生させる電力及び前記バッテリから供給される電力によって各々の前記ロータを回転させる複数の電動モータと、
機体の飛行状態に応じて前記バッテリの目標残容量を設定し、前記バッテリの残容量が前記目標残容量に近づくように前記バッテリの充電と放電を制御するコントローラと、を備える。

本発明によれば、バッテリの過充電及び充電不足を防止することができる。

図１はハイブリッド航空機の模式的な平面図である。 図２はハイブリッド航空機が備える電力システムの構成を示すブロック図である。 図３Ａは離陸から着陸までの経過時間と発電電力の変化を示す図である。図３Ｂは離陸から着陸までの経過時間と電力要求値の変化を示す図である。 図４は、図３Ａの発電電力と図３Ｂの電力要求値との相違量の変化を示す図である。 図５はハイブリッドＥＣＵの処理工程を示すブロック線図である。 図６はＳＯＣ変換テーブルを示す図である。 図７Ａはハイブリッド航空機の離陸前から着陸後までの時間経過と高度の変化を示す図である。図７Ｂは時間経過とバッテリの定常出力を示す図である。図７Ｃは時間経過と電力変動値の変化を示す図である。図７Ｄは時間経過とＳＯＣの変化及び目標ＳＯＣの変化を示す図である。 図８Ａはハイブリッド航空機の離陸前から着陸後までの時間経過と高度の変化を示す図である。図８Ｂは時間経過とバッテリの定常出力を示す図である。図８Ｃは時間経過と電力変動値の変化を示す図である。図８Ｄは時間経過とＳＯＣの変化及び目標ＳＯＣの変化を示す図である。

以下、この発明に係るハイブリッド航空機について実施形態を挙げ、添付の図面を参照して詳細に説明する。

［１ ハイブリッド航空機１０の全体の構成］
図１を用いてハイブリッド航空機１０（航空機１０ともいう）の全体の構成を説明する。航空機１０は、駆動源を電動モータ６８（図２）とするロータで揚力及び推力を発生させる電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）である。電動モータ６８には発電された電力と蓄電された電力とが供給される。なお、本明細書では、鉛直上向きを上方向（上方）とし、鉛直下向きを下方向（下方）とする。また、航空機１０が水平方向に移動（飛行）するときの移動方向を前方向（前方）とし、その逆方向を後方向（後方）とする。また、航空機１０から前方に向いた状態で、航空機１０の幅方向の右側の方向を右方向（右方）とし、幅方向の左側の方向を左方向（左方）とする。また、各部を航空機１０の真上の位置から見ることを航空機１０の平面視という。各部を航空機１０の前方の位置から見ることを航空機１０の正面視という。

航空機１０は、胴体１２と、前翼１４と、後翼１６と、２つのブーム１８と、８つの離着陸用ロータ２０と、２つの巡航用ロータ２２と、を備える。胴体１２の中心軸線Ａは前後方向に延びる。航空機１０の構造は、中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称である。平面視において、中心軸線Ａは、航空機１０の重心Ｇと重なる。

胴体１２は、前後方向に長い。胴体１２は、重心Ｇよりも前方に位置する胴体前部１２ｆと、重心Ｇよりも後方に位置する胴体後部１２ｒと、を有する。胴体前部１２ｆは、前端側が細くなるように構成される。胴体後部１２ｒは、後端側が細くなるように構成される。なお、胴体１２の本体には部分的にフェアリングが被せられる。本明細書では、本体とフェアリングを含めて胴体１２、胴体前部１２ｆ、胴体後部１２ｒと称する。

前翼１４は、胴体１２の胴体前部１２ｆの上部に接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。

後翼１６は、胴体１２の胴体後部１２ｒの上部に接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。

後翼１６の翼面積は、前翼１４の翼面積よりも大きい。また、後翼１６の翼幅は、前翼１４の翼幅よりも長い。このような構成により、航空機１０が前方へ移動するときに後翼１６が発生させる揚力は、前翼１４が発生させる揚力よりも大きくなる。つまり、後翼１６は、航空機１０の主翼として機能する。後翼１６は、空気抵抗を少なくする後退翼である。一方、前翼１４は、航空機１０の先尾翼として機能する。

なお、航空機１０が前方へ移動するときに後翼１６が発生させる揚力と、航空機１０が前方へ移動するときに前翼１４が発生させる揚力が同程度であっても良い。前翼１４が発生させる揚力と後翼１６が発生させる揚力の大小関係は、重心Ｇの位置、巡航時の機体の姿勢等によって適宜決定される。また、所望の揚力が発生するように、前翼１４及び後翼１６の大きさ（翼面積、長さ等）は決定される。

２つのブーム１８は、胴体１２よりも右方に配置される右側のブーム１８Ｒと、胴体１２よりも左方に配置される左側のブーム１８Ｌと、からなる。２つのブーム１８は対をなし、中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称に配置される。２つのブーム１８は、前翼１４及び後翼１６に接続され、前翼１４及び後翼１６を介して胴体１２に接続される。２つのブーム１８は、離着陸用ロータ２０を支持する支持部材として機能する。

右側のブーム１８Ｒは、前方から後方に向かって延びる棒部材である。右側のブーム１８Ｒは、前翼１４の右側の翼端に接続されると共に、後翼１６に接続される。右側のブーム１８Ｒの前端は、前翼１４よりも前方に位置する。右側のブーム１８Ｒの後端は、後翼１６よりも後方に位置する。

左側のブーム１８Ｌは、前方から後方に向かって延びる棒部材である。左側のブーム１８Ｌは、前翼１４の左側の翼端に接続されると共に、後翼１６に接続される。左側のブーム１８の前端は、前翼１４よりも前方に位置する。左側のブーム１８Ｌの後端は、後翼１６よりも後方に位置する。

離着陸用ロータ２０は、電動モータ６８の出力軸に接続されるマスト（不図示）と、マストに接続されるハブ（不図示）と、ハブに接続される複数のブレード４６と、を有する。マストは、上下方向と平行になるように配置されており、上下方向に延びる軸を中心にして回転可能である。複数のブレード４６は、ブーム１８、前翼１４及び後翼１６よりも上方に位置する。ブレード４６のピッチ角は可変である。このような構造により、離着陸用ロータ２０は、軸を中心にして回転し、揚力を発生させる。１つの離着陸用ロータ２０と回転機構（電動モータ６８等）と駆動回路は１つのロータユニットを構成する。なお、ロータユニットに１以上のバッテリ７８が含まれていても良い。

８つの離着陸用ロータ２０は、胴体１２の右方に配置される４つの離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと、胴体１２の左方に配置される４つの離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと、からなる。右側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは、右側のブーム１８Ｒによって支持される。左側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは、左側のブーム１８Ｌによって支持される。前後方向の位置が同位置である右側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと左側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは対をなす。

図１に示されるように、前方から後方に向かって、一対の離着陸用ロータ２０ａと、前翼１４と、一対の離着陸用ロータ２０ｂと、一対の離着陸用ロータ２０ｃと、後翼１６と、一対の離着陸用ロータ２０ｄと、がその順で配置される。

巡航用ロータ２２は、電動モータ６８の出力軸に接続されるマスト（不図示）と、マストに接続されるハブ（不図示）と、ハブに接続される複数のブレード（不図示）と、を有する。巡航用ロータ２２の周囲には円筒形のダクト５４が設けられる。マストは、後翼１６の下方の位置で前後方向と平行になるように配置されており、前後方向に延びる軸を中心にして回転可能である。このような構造により、巡航用ロータ２２は、前後方向に延びる軸を中心にして回転し、推力を発生させる。１つの巡航用ロータ２２と回転機構（電動モータ６８等）と駆動回路は１つのロータユニットを構成する。なお、ロータユニットに１以上のバッテリ７８が含まれていても良い。

２つの巡航用ロータ２２は、胴体１２の胴体後部１２ｒに配置される。巡航用ロータ２２の左右方向の位置は、各対の離着陸用ロータ２０の左右方向の位置よりも内側（胴体１２側）である。また、巡航用ロータ２２の前後方向の位置は、一対の離着陸用ロータ２０ｃと一対の離着陸用ロータ２０ｄとの間である。また、巡航用ロータ２２の回転軸の上下方向の位置は、離着陸用ロータ２０のブレード４６の上下方向の位置よりも下方側である。

２つの巡航用ロータ２２の前後方向の位置と上下方向の位置は一致する。また、２つの巡航用ロータ２２は、左右に並べて配置される。一方の巡航用ロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面よりも右方側に配置され、後翼１６の右翼によって支持される。他方の巡航用ロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面よりも左方側に配置され、後翼１６の左翼によって支持される。

［２ 電力システム６０］
図２は、ハイブリッド航空機１０が備える電力システム６０の構成を示すブロック図である。電力システム６０は、計測器群６２と、コントローラ６４と、ドライバ６６と、電動モータ６８と、燃料制御装置７０と、ガスタービンエンジン７２（ＧＴ７２ともいう）と、パワーコントロールユニット７４（ＰＣＵ７４ともいう）と、モータジェネレータ７６（ＭＧ７６ともいう）と、バッテリ７８と、を有する。１つのドライバ６６と１つの電動モータ６８はセットにされている。ドライバ６６と電動モータ６８のセットは、各々のロータ（離着陸用ロータ２０及び巡航用ロータ２２）に設けられる。１つの燃料制御装置７０と１つのＧＴ７２と１つのＰＣＵ７４と１つのＭＧ７６はセットにされている。ＧＴ７２等のセットは、１又は複数セット設けられる。

計測器群６２は、航空機１０の飛行状態を検出する各種の計測器によって構成される。計測器群６２は、パイロットが操作する操作器具、例えば操縦桿等の操作量を計測するセンサを含む。また、計測器群６２は、電動モータ６８の回転速度を計測する計測器（ロータリーエンコーダ）を含む。また、計測器群６２は、航空機１０の水平方向の移動速度を計測する計測器を含んでも良い。また、計測器群６２は、航空機１０の高度を計測する計測器を含んでも良い。また、計測器群６２は、機体のヨー、ピッチ、ロールを計測する計測器を含んでも良い。また、計測器群６２は、風速及び風向きを計測する計測器を含んでも良い。計測器群６２の各計測器は、定期的に計測値をコントローラ６４のフライトコントローラ８０に送信する。

コントローラ６４は、１又は複数の制御ユニットを有する。本実施形態では、コントローラ６４は、フライトコントローラ８０と、ハイブリッドＥＣＵ８２と、モータＥＣＵ８４と、ＧＴ－ＥＣＵ８６と、ＰＣＵ－ＥＣＵ８８と、ＢＡＴ－ＥＣＵ９０と、を有する。コントローラ６４は、各々のロータ（離着陸用ロータ２０、巡航用ロータ２２）の動作を制御すると共に、バッテリ７８のＳＯＣを航空機１０の飛行状態に応じて制御する。

フライトコントローラ８０は、演算部９２と、記憶部９４と、入出力部（不図示）等を有する。演算部９２は、例えば、ＣＰＵ等のプロセッサによって構成される。この場合、記憶部９４に記憶されるプログラムがプロセッサによって実行されることによって、各機能が実現される。なお、演算部９２は、例えば、ＡＳＩＣ、ＦＰＧＡ等の集積回路によって構成されても良い。また、演算部９２は、ディスクリートデバイスを含む電子回路によって構成されても良い。記憶部９４は、例えば、揮発性メモリと不揮発性メモリによって構成される。揮発性メモリとしては、例えばＲＡＭ等があげられる。不揮発性メモリとしては、例えばＲＯＭとフラッシュメモリ等があげられる。不揮発性メモリは、演算部９２によって実行されるプログラムの他に、ユーザによって予め入力される各種の情報を記憶する。

フライトコントローラ８０は、計測器群６２から各計測値を取得し、所定のアルゴリズム又はテーブルを用いて各種の演算及び判定を行う。例えば、フライトコントローラ８０は、その時点の飛行モードを判定する。飛行モードは、離陸から着陸までの各種モード、例えば垂直離陸モードＭ１と、上昇モードＭ２と、巡航モード（水平飛行モード）Ｍ３と、降下モードＭ４と、垂直着陸モードＭ５と、を含む。また、フライトコントローラ８０は、飛行モード及び操作器具の操作に応じて、その時点で必要な各々の電動モータ６８の回転数を演算し、モータＥＣＵ８４に各々の電動モータ６８の回転数指令を出力する。また、フライトコントローラ８０は、航空機１０で必要とされる電力を演算し、ハイブリッドＥＣＵ８２に電力要求値［単位：ｗ］を出力する。また、フライトコントローラ８０は、飛行モードに応じた電力変動値［単位：ｗ］を判定し、ハイブリッドＥＣＵ８２に電力変動値を出力する。

ここで、飛行モードと電力要求値及び電力変動値について説明する。図３Ａは、離陸から着陸までの経過時間と発電電力の変化を示す図である。図３Ｂは、離陸から着陸までの経過時間と電力要求値の変化を示す図である。図４は、図３Ａの発電電力と図３Ｂの電力要求値との相違量（電力相違量）の変化を示す図である。図４において、実線は電力相違量を示し、破線は正負の最大値を示す。図４で示される電力相違量は、発電電力（縦軸ゼロ）に対して上下への変動を周期的に繰り返す。単位時間当たりの電力相違量の最大の変動量、例えば、１周期分の電力相違量の正側の最大値から負側の最大値までの変動量を、電力変動値という。電力変動値は、飛行モード毎に概ね一定の値となる。

図３Ｂで示されるように、電力要求値は、飛行モードが垂直離陸モードＭ１のときに最大となる。次いで、電力要求値は、飛行モードが上昇モードＭ２、巡航モードＭ３と遷移するにつれて徐々に小さくなり、降下モードＭ４のときに最小となる。更に、電力要求値は、飛行モードが垂直着陸モードＭ５のときに再び最大となる。電力変動値は、電力要求値の大きさに概ね比例する。従って、図４で示されるように、電力変動値も、垂直離陸モードＭ１及び垂直着陸モードＭ５のときに最大となる。

垂直離陸モードＭ１及び垂直着陸モードＭ５のときには離着陸用ロータ２０が使用される。上昇モードＭ２のときには離着陸用ロータ２０と巡航用ロータ２２が併用され、離着陸用ロータ２０の使用率が徐々に低くされ、巡航用ロータ２２の使用率が徐々に高くされる。巡航モードＭ３のときには巡航用ロータ２２が使用される。降下モードＭ４のときには離着陸用ロータ２０と巡航用ロータ２２が併用され、離着陸用ロータ２０の使用率が徐々に高くされ、巡航用ロータ２２の使用率が徐々に低くされる。電力要求値及び電力変動値は、離着陸用ロータ２０の使用率が高い垂直離陸モードＭ１及び垂直着陸モードＭ５のときに大きくなる。フライトコントローラ８０の記憶部９４は、飛行モードと電力要求値と電力変動値との関係を予め記憶する。フライトコントローラ８０の演算部９２は、飛行モードを判定し、電力要求値と電力変動値とを演算する。

図２に戻って電力システム６０の説明を続ける。ハイブリッドＥＣＵ８２は、演算部９６と、記憶部９８と、入出力部（不図示）等を有する。演算部９６は、演算部９２と同じように、例えばＣＰＵ等のプロセッサによって構成される。記憶部９８は、記憶部９４と同じように、例えば揮発性メモリと不揮発性メモリによって構成される。不揮発性メモリは、ＳＯＣ変換テーブルＴＢ（図６）を記憶する。

ハイブリッドＥＣＵ８２は、フライトコントローラ８０から電力要求値と電力変動値を取得し、ＢＡＴ－ＥＣＵ９０からバッテリ７８のＳＯＣを取得する。ハイブリッドＥＣＵ８２は、取得した情報に基づいて、その時点で必要な発電量を演算し、ＧＴ－ＥＣＵ８６に各々のＧＴ７２の回転数指令及びトルク指令を出力すると共に、ＰＣＵ－ＥＣＵ８８に各々のＭＧ７６の回転数指令及びトルク指令を出力する。ハイブリッドＥＣＵ８２の演算工程については下記［３］で説明する。

モータＥＣＵ８４の構成もハイブリッドＥＣＵ８２の構成と同じである。モータＥＣＵ８４は、フライトコントローラ８０から回転数指令を取得し、各々のドライバ６６に制御信号を出力する。

ＧＴ－ＥＣＵ８６の構成もハイブリッドＥＣＵ８２の構成と同じである。ＧＴ－ＥＣＵ８６は、ハイブリッドＥＣＵ８２から回転数指令及びトルク指令を取得し、各々の燃料制御装置７０に制御信号を出力する。

ＰＣＵ－ＥＣＵ８８の構成もハイブリッドＥＣＵ８２の構成と同じである。ＰＣＵ－ＥＣＵ８８は、ハイブリッドＥＣＵ８２から回転数指令及びトルク指令を取得し、各々のＰＣＵ７４に制御信号を出力する。

ＢＡＴ－ＥＣＵ９０の構成もハイブリッドＥＣＵ８２の構成と同じである。ＢＡＴ－ＥＣＵ９０は、複数のセンサ（不図示）からバッテリ７８の電圧、電流、温度等の情報を取得し、所定のアルゴリズム又はテーブルを用いてＳＯＣを演算する。ＢＡＴ－ＥＣＵ９０は、ＳＯＣをハイブリッドＥＣＵ８２に出力する。

ドライバ６６は、電動モータ６８の駆動回路であり、例えばインバータ等を含む回路である。ドライバ６６は、ＭＧ７６と電動モータ６８との間且つバッテリ７８と電動モータ６８との間に介在する。ドライバ６６は、モータＥＣＵ８４が出力する制御信号に基づいて、ＭＧ７６とバッテリ７８の少なくとも一方から電動モータ６８に電力を供給するように動作する。

燃料制御装置７０は、ＧＴ７２に対する燃料の供給量を制御する装置であり、例えば燃料制御弁を含む装置である。燃料制御装置７０は、ＧＴ－ＥＣＵ８６が出力する制御信号に基づいて、ＧＴ７２に燃料を供給するように動作する。

ＰＣＵ７４は、ＭＧ７６の出力制御回路且つ駆動回路であり、例えばＤＣ／ＤＣコンバータ及びインバータ等を含む回路である。ＰＣＵ７４は、ＭＧ７６と電動モータ６８との間且つＭＧ７６とバッテリ７８との間に介在する。ＰＣＵ７４は、ＰＣＵ－ＥＣＵ８８が出力する制御信号に基づいて、ＭＧ７６から電動モータ６８及びバッテリ７８に電力を供給するように動作する。また、ＰＣＵ７４は、ＰＣＵ－ＥＣＵ８８が出力する制御信号に基づいて、バッテリ７８からＭＧ７６に電力を供給するように動作する。

複数の電動モータ６８は、ロータ（離着陸用ロータ２０又は巡航用ロータ２２）に接続されている。ＧＴ７２とＭＧ７６は互いに接続されている。

［３ ハイブリッドＥＣＵ８２］
図５は、ハイブリッドＥＣＵ８２の処理工程を示すブロック線図である。ハイブリッドＥＣＵ８２の演算部９６は、電力量推定器１０２と、ＳＯＣ演算器１０４と、充放電量演算器１０６と、加算器１０８と、発電制御器１１０として機能する。

電力量推定器１０２は、フライトコントローラ８０から取得した電力変動値に基づいて、電力量変動値［単位：ｗｈ］を推定する。電力量推定器１０２は、電力変動値に、図４で示される電力相違量の１周期分の時間を乗算して電力量変動値とする。

ＳＯＣ演算器１０４は、電力量推定器１０２から取得した電力量変動値と記憶部９８に記憶されるＳＯＣ変換テーブルＴＢに基づいて、目標ＳＯＣを演算する。図６で示されるように、ＳＯＣ変換テーブルＴＢは、電力量変動値が増加するにつれて目標ＳＯＣが減少するように設定されている。

充放電量演算器１０６は、ＳＯＣ演算器１０４から取得した目標ＳＯＣと、ＢＡＴ－ＥＣＵ９０から取得したＳＯＣと、に基づいて、目標充放電量［単位：ｗ］を演算する。充放電量演算器１０６は、ＰＩＤ制御を行い、ＳＯＣを目標ＳＯＣに近づけるための目標充放電量を演算する。

加算器１０８は、充放電量演算器１０６から取得した目標充放電量と、フライトコントローラ８０から取得した電力要求値と、を加算し、目標発電量［単位：ｗ］とする。

発電制御器１１０は、加算器１０８から取得した目標発電量を得るために必要なＧＴ７２の回転数及びトルクを演算すると共に、ＭＧ７６の回転数及びトルクを演算する。発電制御器１１０は、ＧＴ－ＥＣＵ８６にＧＴ７２の回転数指令とトルク指令を出力し、ＰＣＵ－ＥＣＵ８８にＭＧ７６の回転数指令とトルク指令を出力する。

［４ ＳＯＣの制御例］
［４．１ 第１制御例］
図７Ａ～図７Ｄを用いて、航空機１０の離陸前から着陸後までのＳＯＣの第１制御例を説明する。図７Ｄにおいて、実線は目標ＳＯＣを示し、破線は実際のＳＯＣを示す。図７Ａで示されるように、時点ｔ１で、操縦者がＧＴ７２の始動操作を行う。時点ｔ２で、ＧＴ７２の始動が完了する。時点ｔ３で、機体は離陸し、垂直方向に上昇する。時点ｔ４で、機体は上昇しつつ前方への移動を開始する。時点ｔ５で、機体は水平飛行、すなわち巡航を開始する。時点ｔ６で、機体は前方に移動しつつ降下を開始する。時点ｔ７で、機体は垂直方向に降下する。時点ｔ８で、機体は着陸する。時点ｔ９で、操縦者はＧＴ７２を停止させる。

時点ｔ３～時点ｔ４の飛行モードは、垂直離陸モードＭ１である。時点ｔ４～時点ｔ５間の飛行モードは、上昇モードＭ２である。時点ｔ５～時点ｔ６の飛行モードは、巡航モードＭ３である。時点ｔ６～時点ｔ７の飛行モードは、降下モードＭ４である。時点ｔ７～時点ｔ８の飛行モードは、垂直着陸モードＭ５である。

ＧＴ７２の始動から離陸までの間（時点ｔ１～時点ｔ３）、コントローラ６４は、バッテリ７８の電力がＭＧ７６及び電動モータ６８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。この間、図７Ｂで示されるように、バッテリ７８は放電する。このため、図７Ｄで示されるように、ＳＯＣは低下する。なお、機体が離陸する前の時点で機体に外乱は加わらない。このため、電力要求値が変動することはない。また、ＧＴ７２の始動に要する電力量、すなわちＳＯＣの低下量は推定可能である。このため、機体が離陸するまでは、目標ＳＯＣはＳＯＣと等しくなる。このため、目標ＳＯＣは、ＳＯＣに追従する。

垂直離陸モードＭ１の間（時点ｔ３～時点ｔ４）、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力が電動モータ６８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。この間、図７Ｂで示されるように、バッテリ７８は定常的には充放電をしない。但し、バッテリ７８は、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の超過分を充電し、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の不足分を放電する。垂直離陸モードＭ１の間の電力変動値は大きく、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の過不足量も大きくなる。図７Ｄで示されるように、コントローラ６４（ＳＯＣ演算器１０４）は、バッテリ７８が超過量を充電できるように、目標ＳＯＣとして、飛行中に設定される目標値の中で最も低い値Ｔ１を設定する。このようにすることで、バッテリ７８の過充電が抑制される。

上昇モードＭ２の間（時点ｔ４～時点ｔ５）、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力が電動モータ６８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。この間、図７Ｂで示されるように、バッテリ７８は定常的には充放電をしない一方で、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の過不足分を充放電する。上昇モードＭ２の間の電力変動値は２番目に大きく、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の過不足量も２番目に大きくなる。図７Ｄで示されるように、コントローラ６４は、バッテリ７８が超過量を充電できるように、目標ＳＯＣとして、飛行中に設定される目標値の中で２番目に低い値Ｔ２を設定する。このようにすることで、バッテリ７８の過充電が抑制される。

巡航モードＭ３の間（時点ｔ５～時点ｔ６）、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力が電動モータ６８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。この間、電動モータ６８の消費電力は少ない。このため、図７Ｂで示されるように、バッテリ７８は定常的には充電する。但し、満充電になった時点で、バッテリ７８の充電は停止される。巡航モードＭ３の間の電力変動値は小さく、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の過不足量も小さくなる。図７Ｄで示されるように、コントローラ６４は、目標ＳＯＣとして、飛行中に設定される目標値の中で２番目に高い値Ｔ３を設定する。このようにすることで、バッテリ７８のＳＯＣを高くすることができ、バッテリ７８の使用可能時間を長くすることができる。

降下モードＭ４の間（時点ｔ６～時点ｔ７）、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力が電動モータ６８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。この間、電動モータ６８の消費電力は少ない。図７Ｂで示されるように、バッテリ７８は定常的には充放電しない。降下モードＭ４の間の電力変動値は小さく、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の過不足量も小さくなる。図７Ｄで示されるように、コントローラ６４は、目標ＳＯＣとして、飛行中に設定される目標値の中で最も高い値Ｔ４を設定する。このようにすることで、バッテリ７８のＳＯＣを高くすることができる。

垂直着陸モードＭ５の間（時点ｔ７～時点ｔ８）、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力が電動モータ６８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。この間、図７Ｂで示されるように、バッテリ７８は定常的には充放電をしない。但し、バッテリ７８は、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の超過分を充電し、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の不足分を放電する。垂直着陸モードＭ５の間の電力変動値は大きく、電力要求値に対するＭＧ７６の発電電力の過不足量も大きくなる。図７Ｄで示されるように、コントローラ６４は、バッテリ７８が超過量を充電できるように、目標ＳＯＣとして、飛行中に設定される目標値の中で最も低い値Ｔ１を設定する。このようにすることで、バッテリ７８の過充電が抑制される。

［４．２ 第２、第３制御例］
図８Ａ～図８Ｄを用いて、航空機１０の離陸前から着陸後までのＳＯＣの第２、第３制御例を説明する。第２制御例は、第１制御例と比較して、離陸前の制御が異なる。第３制御例は、第１制御例と比較して、着陸後の制御が異なる。

上記した第１制御例では、ＧＴ７２の始動が完了してから機体が離陸するまでの間（時点ｔ２～時点ｔ３）に、コントローラ６４は、バッテリ７８の電力が消費されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。このため、バッテリ７８は放電し、ＳＯＣが低下する。

第２制御例では、ＧＴ７２の始動が完了してから機体が離陸するまでの間（時点ｔ２～時点ｔ３）に、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力がバッテリ７８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。コントローラ６４は、垂直離陸モードＭ１に遷移する前に、目標ＳＯＣとして、低下したＳＯＣよりも大きい値、例えば、垂直離陸モードＭ１の設定値Ｔ１を設定する。このようにすることで、ＧＴ７２の始動によって低下したＳＯＣは早期に回復する。従って、離陸後にＳＯＣを目標ＳＯＣに迅速に近づけることができる。

第３制御例では、機体が着陸してからＧＴ７２が停止されるまでの間（時点ｔ８～時点ｔ９）の時点ｔ８１で、コントローラ６４は、ＭＧ７６の発電電力がバッテリ７８に供給されるようにＰＣＵ７４及びドライバ６６を制御する。このとき、コントローラ６４は、目標ＳＯＣとして、垂直離陸モードＭ１の設定値Ｔ１よりも大きな値を設定する。このようにすることで、ＧＴ７２の始動によるバッテリ７８のＳＯＣの低下を予め補うことができる。従って、離陸後にＳＯＣを目標ＳＯＣに迅速に近づけることができる。

［４．３ その他の制御例］
第１～第３制御例では、フライトコントローラ８０の記憶部９４は、飛行モードと電力要求値と電力変動値との関係を予め記憶する。記憶部９４は、飛行モードの代わりに又は飛行モードに加えて、風速、風向き、高度、温度、気圧の計測値と電力要求値と電力変動値との関係を予め記憶しても良い。この場合、フライトコントローラ８０の演算部９２は、風速、風向き、高度、温度、気圧の計測値に基づいて、電力要求値と電力変動値とを演算しても良い。

定常風速が大きくなると、機体の姿勢変化量、電力要求値は無風状態より大きくなる。また、風速の変動量が大きくなると、変動風による機体の姿勢変化量が大きくなるため、姿勢復帰に要する電力が大きく、つまり電力要求値が大きくなる。また、定常風と変動風には一般的に相関がある。定常風速が小さいときは風速変動量も小さく、定常風速が大きいときは変動量も大きくなる。つまり、定常風速が弱いときは電力要求値も小さく、変動風速も小さいため電力変動値も小さくなる。一方、定常風速が大きいときは電力要求値も大きく、変動風速も大きくなるため電力変動値も大きくなる。このように風速に応じて電力要求値及び電力変動値は変わる。演算部９２が風速に応じた電力要求値と電力変動値を演算することで、変動風が発生したときの電力変動に対応できる。

また、高度が高い場合、変動風が強くなる。このため、記憶部９４は、高度に応じた電力要求値と電力変動値を予め記憶していても良い。また、記憶部９４は、高度、温度、気圧で決まる空気密度に応じた電力要求値と電力変動値を予め記憶していても良い。

［５ 実施形態から得られる技術的思想］
上記実施形態から把握しうる技術的思想について、以下に記載する。

本発明の態様は、
複数のロータ（離着陸用ロータ２０、巡航用ロータ２２）を使用して飛行するハイブリッド航空機１０であって、
発電機（ＭＧ７６）と、
前記発電機が発生させる電力によって充電されるバッテリ７８と、
前記発電機が発生させる電力及び前記バッテリ７８から供給される電力によって各々の前記ロータを回転させる複数の電動モータ６８と、
機体の飛行状態に応じて前記バッテリ７８の目標残容量（目標ＳＯＣ）を設定し、前記バッテリ７８の残容量（ＳＯＣ）が前記目標残容量に近づくように前記バッテリ７８の充放電を制御するコントローラ６４と、を備える。

上記構成においては、飛行状態に応じて目標ＳＯＣが設定される。上記構成によれば、発電電力に対する電力要求値の過不足が大きい飛行状態の場合に、目標ＳＯＣを低く設定することでバッテリ７８の過充電を防止することができる。更に、上記構成によれば、発電電力を無駄なく充電することができる。また、上記構成によれば、発電電力に対する電力要求値の過不足が小さい飛行状態の場合に、目標ＳＯＣを高く設定することでバッテリ７８の充電不足を防止することができる。

本発明の態様において、
前記コントローラ６４は、
前記機体の前記飛行状態に応じて複数の前記電動モータ６８で使用される電力の変動値である電力変動値を推定し、前記電力変動値に基づいて前記目標残容量を決定しても良い。

本発明の態様において、
前記コントローラ６４は、前記飛行状態として飛行モードを判定し、
前記飛行モードには、一部の前記ロータで揚力を発生させて前記機体を垂直方向に移動させる垂直離着陸モード（Ｍ１、Ｍ５）と、一部の前記ロータで推力を発生させて前記機体を水平方向に移動させる水平飛行モード（Ｍ３）と、が含まれても良い。

上記構成によれば、電力変動値と関係がある飛行モードに応じて目標ＳＯＣが設定される。従って、バッテリ７８の過充電を防止することができ、バッテリ７８の充電不足を防止することができる。

本発明の態様において、
前記飛行状態と前記電力変動値とを対応付けたテーブル（ＳＯＣ変換テーブルＴＢ）を記憶する記憶部９８を備え、
前記コントローラ６４は、前記テーブルを使用して前記電力変動値を推定しても良い。

本発明の態様において、
前記コントローラ６４は、前記機体が離陸する前までに前記発電機を動作させて前記バッテリ７８の充電を行い、前記機体が着陸してから離陸するまでの間に前記バッテリ７８が使用されるときの前記残容量の低下量を補うようにしても良い。

上記構成によれば、離陸時にバッテリ７８のＳＯＣが比較的高くなるため、離陸後にＳＯＣを目標ＳＯＣに迅速に近づけることができる。

本発明の態様において、
前記発電機に動力を供給する内燃機関（ＧＴ７２）を備え、
前記発電機は、前記内燃機関の始動時に前記バッテリ７８から供給される電力によって前記内燃機関を動作させ、前記内燃機関の始動後に前記内燃機関が発生させる動力によって発電するモータジェネレータ７６であり、
前記コントローラ６４は、前記内燃機関が始動してから前記機体が離陸するまでの間に前記発電機を動作させて前記バッテリ７８の充電を行い、前記内燃機関の始動に伴う前記残容量の低下量を補うようにしても良い。

上記構成によれば、ＧＴ７２の始動に伴うＳＯＣの低下を、離陸前に補うことができる。

本発明の態様において、
前記発電機に動力を供給する内燃機関（ＧＴ７２）を備え、
前記発電機は、前記内燃機関の始動時に前記バッテリ７８から供給される電力によって前記内燃機関を動作させ、前記内燃機関の始動後に前記内燃機関が発生させる動力によって発電するモータジェネレータ７６であり、
前記コントローラ６４は、前記機体が着陸してから前記内燃機関が停止するまでの間に前記発電機を動作させて前記バッテリ７８の充電を予め行い、前記内燃機関の始動に伴う前記残容量の低下量を予め補うようにしても良い。

上記構成によれば、ＧＴ７２の始動に伴うＳＯＣの低下を、離陸前に補うことができる。

本発明の態様において、
前記コントローラ６４は、前記機体が垂直方向に移動するときに前記目標残容量を低く設定し、前記機体が水平方向に移動するときに前記目標残容量を高く設定するようにしても良い。

なお、本発明に係るハイブリッド航空機は、前述の実施形態に限らず、本発明の要旨を逸脱することなく、種々の構成を採り得ることはもちろんである。

１０…ハイブリッド航空機
２０…離着陸用ロータ（ロータ） ２２…巡航用ロータ（ロータ）
６８…電動モータ ７２…ＧＴ（内燃機関）
７６…ＭＧ（発電機） ７８…バッテリ
ＴＢ…ＳＯＣ変換テーブル（テーブル）

Claims (8)

1. 複数のロータを使用して飛行するハイブリッド航空機であって、
   発電機と、
   前記発電機が発生させる電力によって充電されるバッテリと、
   前記発電機が発生させる電力及び前記バッテリから供給される電力によって各々の前記ロータを回転させる複数の電動モータと、
   機体の飛行状態に応じて前記バッテリの目標残容量を設定し、前記バッテリの残容量が前記目標残容量に近づくように前記バッテリの充放電を制御するコントローラと、を備える、ハイブリッド航空機。
2. 請求項１に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記コントローラは、
   前記機体の前記飛行状態に応じて複数の前記電動モータで使用される電力の変動値である電力変動値を推定し、前記電力変動値に基づいて前記目標残容量を決定する、ハイブリッド航空機。
3. 請求項１又は２に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記コントローラは、前記飛行状態として飛行モードを判定し、
   前記飛行モードには、一部の前記ロータで揚力を発生させて前記機体を垂直方向に移動させる垂直離着陸モードと、一部の前記ロータで推力を発生させて前記機体を水平方向に移動させる水平飛行モードと、が含まれる、ハイブリッド航空機。
4. 請求項２に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記飛行状態と前記電力変動値とを対応付けたテーブルを記憶する記憶部を備え、
   前記コントローラは、前記テーブルを使用して前記電力変動値を推定する、ハイブリッド航空機。
5. 請求項１～４のいずれか１項に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記コントローラは、前記機体が離陸する前までに前記発電機を動作させて前記バッテリの充電を行い、前記機体が着陸してから離陸するまでの間に前記バッテリが使用されるときの前記残容量の低下量を補う、ハイブリッド航空機。
6. 請求項５に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記発電機に動力を供給する内燃機関を備え、
   前記発電機は、前記内燃機関の始動時に前記バッテリから供給される電力によって前記内燃機関を動作させ、前記内燃機関の始動後に前記内燃機関が発生させる動力によって発電するモータジェネレータであり、
   前記コントローラは、前記内燃機関が始動してから前記機体が離陸するまでの間に前記発電機を動作させて前記バッテリの充電を行い、前記内燃機関の始動に伴う前記残容量の低下量を補う、ハイブリッド航空機。
7. 請求項５に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記発電機に動力を供給する内燃機関を備え、
   前記発電機は、前記内燃機関の始動時に前記バッテリから供給される電力によって前記内燃機関を動作させ、前記内燃機関の始動後に前記内燃機関が発生させる動力によって発電するモータジェネレータであり、
   前記コントローラは、前記機体が着陸してから前記内燃機関が停止するまでの間に前記発電機を動作させて前記バッテリの充電を予め行い、前記内燃機関の始動に伴う前記残容量の低下量を予め補う、ハイブリッド航空機。
8. 請求項１～７のいずれか１項に記載のハイブリッド航空機であって、
   前記コントローラは、前記機体が垂直方向に移動するときに前記目標残容量を低く設定し、前記機体が水平方向に移動するときに前記目標残容量を高く設定する、ハイブリッド航空機。

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