JP6879866B2

JP6879866B2 - 垂直離着陸機

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Publication number: JP6879866B2
Application number: JP2017163437A
Authority: JP
Inventors: 章徳北
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2017-08-28
Filing date: 2017-08-28
Publication date: 2021-06-02
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Description

この発明は垂直離着陸（Vertical Take-Off and Landing）機に関し、より具体的にはガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータとからなる異種の動力源を備えたハイブリッド型の垂直離着陸機に関する。

ハイブリッド型の垂直離着陸機としては特許文献１記載の技術を上げることができる。

特許文献１記載の技術はエンジン（発動機）とエンジンで駆動されるモータ・ジェネレータを備え、エンジンで１個の主ロータを駆動し、モータ・ジェネレータで４個の副ロータを駆動すると共に、ジェネレータの発電を電池に充電しておいてモータに放電するように構成される。特許文献１記載の技術は上記のように構成することで航続距離を増加させることを課題としている。

特開２０１５−１３７０９２号公報

ところで、垂直離着陸機の動作は飛行状態に応じて離着陸動作と前後（水平）推進動作などに分かれ、例えば離着陸動作においては燃費性能の観点から前後（水平）推進方向の推進力を最小限に抑える、換言すれば離着陸方向の推進力に限定することが得策であるが、特許文献１記載の技術はその点について何等言及するものではなかった。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、燃費性能を向上させるようにした、ハイブリッド型の垂直離着陸機を提供することにある。

上記の目的を達成するために、この発明に係る垂直離着陸機にあっては、機体の前後方向の軸線に沿って配置されて空気と燃料の混合気の燃焼によって噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービン軸と低圧タービン軸を備えると共に、得られる高熱排気噴流によって前記機体の前後方向の推進力を生じる主推進装置と、前記主推進装置の高圧タービン軸と低圧タービン軸に同軸に取り付けられる高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータと、前記機体の上下方向の軸線に平行な軸線回りに回転可能に配置される複数個のファンと、前記複数個のファンのそれぞれに接続され、前記複数個のファンを回転させて前記機体の上下方向のリフト力を生じる副推進装置と、前記主推進装置と高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータと副推進装置の動作を制御するコントローラとを備えると共に、前記コントローラは、前記機体の前後方向の推進力を得るとき、前記高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータのうちの一方で得られる電力を他方に供給してモータとして動作させて前記主推進装置の高圧タービン軸と低圧タービン軸の回転をアシストさせる一方、前記機体の上下方向の推進力を得るとき、前記主推進装置の高圧タービン軸と低圧タービン軸の回転を所定量まで減少させ、前記副推進装置を動作させて前記機体の上下方向のリフト力を生じるように制御すると共に、前記機体の前後方向の推進力を得るとき、前記高圧タービン軸の回転で前記高圧側モータ・ジェネレータを駆動して得られる電力を前記低圧側モータ・ジェネレータに供給してモータとして動作させて前記主推進装置の低圧タービン軸の回転をアシストさせる一方、前記
上下方向の推進力を得るとき、前記高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータを駆動して得られる電力を前記副推進装置に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させるように制御し、前記機体は、上面視大略台形状の固定翼を有し、前記固定翼には、前記機体の前後方向の軸線に沿って配置された前記主推進装置の両側に複数の空気ダクトが形成され、前記複数の空気ダクトの内部には、それぞれ前記複数個のファンが収容されている如く構成した。

この発明の実施形態に係るガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータからなる垂直離着陸機を全体的に示す模式図である。図１のガスタービン・エンジンの模式的側面図である。図１の垂直離着陸機のガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータとの間のエネルギ伝達を示す説明図である。図１の垂直離着陸機の動作を示すフロー・チャートである。図１の垂直離着陸機の運用を示す説明図である。

以下、添付図面に即してこの発明に係る垂直離着陸機を実施するための形態について説明する。

図１はこの発明の実施形態に係るガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータからなる垂直離着陸機を全体的に示す模式図、図２は図１のガスタービン・エンジンの模式的側面図、図３は図１の垂直離着陸機のガスタービン・エンジンとモータ・ジェネレータとの間のエネルギ伝達を示す説明図である。

図１から図３において、符号１０は垂直離着陸機を示す。垂直離着陸機１０は垂直（上下方向）に離着陸できる、無人の航空機として構成される。垂直離着陸機１０は、主推進装置としてガスタービン・エンジン（以下「エンジン」という）１２を備える。

尚、ガスタービン・エンジンとしては、ターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボファン・エンジンを例にとって説明する。

図１に示す如く、垂直離着陸機１０は上面視大略台形状の固定翼からなる機体１４を備え、エンジン１２は機体１４の前後（水平）方向の軸線１４ａに沿って機体１４の中央を前後方向に横断するように１基配置される。

エンジン１２はファン動翼１６を備え、ファン動翼１６は高速で回転しつつ外気から空気を吸引する。ファン動翼１６にはロータ（図示せず）が一体的に形成され、ロータは対向して配置されたステータ（図示せず）と共に低圧圧縮機（コンプレッサ）２０を構成し、そこで吸引した空気を圧縮しつつ後方に圧送する。

尚、ファン動翼１６の付近にはセパレータ（図示せず）によってダクト（図示せず）が形成され、吸引された空気の大部分は後段（コア側）で燃焼させられることなく、ダクトを通ってエンジン後方に噴出させられる。ファン排気は、その反作用としてエンジン１２が搭載される機体１４に推力（スラスト）を生じさせる。推力の大部分は、このファン排気によって生じる。

低圧圧縮機２０で圧縮された空気は後段の高圧圧縮機（図示せず）に送られ、そこでロータおよびステータによってさらに圧縮された後、後段の燃焼器（図示せず）に送られる。燃焼器には燃料ノズルを介してＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニット。図示せず）で調量された燃料が圧送される。

即ち、ＦＣＵは燃料調整バルブ（図示せず）を備え、燃料ポンプ２２によって機体の適宜位置に配置された燃料タンクから汲み上げられた燃料は燃料調整バルブで調量された後、燃料ノズルに供給され、そこで噴霧される。また、燃料ポンプ２２と併せてオイルポンプ２４が設けられてオイルを潤滑系に供給する。

燃料ノズルから噴霧された燃料は、高圧圧縮機から圧送された圧縮空気と燃焼器で混合し、エンジン始動時にエキサイタおよび点火プラグからなるイグニション装置２６によって点火（着火）されて燃焼する。

燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン３０に噴出され、高圧タービン３０を高速回転させる。高圧タービン３０は前記した高圧圧縮機のロータに高圧タービン軸３０ａを介して接続され、ロータを回転させる。

高温高圧ガスは、高圧タービン３０を回転駆動した後、低圧タービン３２に送られ、低圧タービン３２を比較的低速で回転させる。低圧タービン３２は前記した低圧圧縮機２０のロータに低圧タービン軸３２ａ（高圧タービン軸３０ａと同心二軸構造）を介して接続されてロータおよびファンを回転させる。高圧タービン３０を通過したガスは燃焼器から噴出されるガスに比して低圧となる。

低圧タービン３２を通過した排ガス（タービン排気）は、ダクトを通ってそのまま排出されるファン排気と混合させられてジェットノズル３４からエンジン後方に噴出される。

エンジン１２の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａには、それらと同軸に高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２が取り付けられる。高圧側モータ・ジェネレータ４０はスタータ・ジェネレータとして機能し、エンジン１２の始動時、高圧側モータ・ジェネレータ４０によって高圧タービン軸３０ａが回転させられると、圧縮空気が生成される。生成された圧縮空気は、前記したように燃焼器に圧送される。

高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２は、コイルが巻回された固定側のアウタロータと、アウタロータの内側に永久磁石が外周に配置されてなるステータとからなるブラシレスＤＣモータから構成される。高圧側と低圧側モータ・ジェネレータ４０，４２は電力を供給されるときモータとして機能する一方、外力で駆動されるときジェネレータとして機能する。

高圧側と低圧側モータ・ジェネレータ４０，４２にはＰＤＵ（Power Drive Unit）４４（図３に示す）が接続される。ＰＤＵ４４はコンバータとインバータを備え、高圧側と低圧側モータ・ジェネレータ４０，４２で発電された交流はコンバータで直流に変換されてバッテリ（図３に示す）４６に貯留される。

他方、タービン軸３０ａの回転は燃料ポンプ２２に伝えられて燃料ポンプ２２を駆動し、前記したように調量された燃料は燃料ノズルに供給され、圧縮空気と混合して霧化される。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。

このように、エンジン１２は機体１４の前後方向の軸線１４ａに沿って配置されて空気と燃料の混合気の燃焼によって噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａを備えると共に、得られる高熱排気噴流によって機体１４の前後方向の推進力を生じる。

エンジン１２の付近にはＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制御ユニット（コントローラ））５０が容器に収容されて配置される。ＥＣＵ５０はＭＰＵ（マイクロプロセッサ）５０ａと、ＲＯＭ，ＲＡＭなどのメモリ５０ｂなどから構成されるマイクロコンピュータを備え、容器に収容されてエンジ上端位置に配置される。

エンジン１２において、低圧タービン軸３２ａの付近にはＮ１センサ（回転数センサ）５２が配置され、低圧タービン回転数（低圧タービン軸３２ａの回転数）Ｎ１を示す信号を出力すると共に、高圧タービン軸３０ａの付近にはＮ２センサ（回転数センサ）５４が配置され、高圧タービン回転数（高圧タービン軸３０ａの回転数）Ｎ２を示す信号を出力する。

また、機体１４の前面の吸気口５６の付近にはＴ１センサ（温度センサ）６０が配置され、エンジン入口温度（外気温あるいは流入空気の温度）Ｔ１を示す信号を出力すると共に、低圧タービン３２の下流の適宜位置にはＥＧＴセンサ（排ガス温度センサ）６２が配置され、排ガス温度（低圧タービン出口温度）ＥＧＴを示す信号を出力する。

また、ＥＣＵ５０を収容する容器の内部にはＰ０センサ（圧力センサ）６４が配置されて大気圧Ｐ０を示す信号を出力すると共に、吸気口５６の付近にはＰ１センサ（圧力センサ）６６が配置されてエンジン入口圧力（空気取入口圧力）Ｐ１を示す信号を出力する。さらに、高圧圧縮機の下流にはＰ３センサ７０が配置されて圧縮機出口圧力（高圧圧縮機の出口圧力）Ｐ３を示す信号を出力する。

また、機体１４には垂直離着陸機１０の位置する高度ＡＬＴ（altitude）を示す出力を生じる高度計（ＡＬＴ）７１と機速Ｍｎ（Mach Number。マッハ数）を示す出力を生じる機速計（Ｍｎ）７２が設けられる。

また、機体１４の適宜位置には機体１４の重力軸に対する傾斜角度を示す出力を生じるジャイロセンサ７３と衛星群から得た受信信号に基づいて機体１４の位置を示す出力を生じるＧＰＳ受信機７４が設けられると共に、機体１４の下方にはビジョンセンサ７５が１個下向きに取り付けられ、進行方向の撮像画像を出力する。上記したセンサ群の出力はＥＣＵ５０に送られる。

図１と図３に示す如く、垂直離着陸機１０は、機体１４の上下方向の軸線１４ｂに平行な軸線回りに回転可能に配置される複数個、具体的には４個のファン７６と、４個のファン７６のそれぞれに接続され、４個のファン７６を回転させて機体１４の上下方向のリフト力を生じるファン側モータ・ジェネレータ（副推進装置）８０（図１で省略）とを備える。

４個のファン７６は上面視大略台形状の機体１４の四隅に形成される空気ダクト７６１の内部にそれぞれ収容されるプロペラあるいはロータからなる。図３に示す如く、４個のファン７６はそれぞれファン側モータ・ジェネレータ８０に接続され、ファン側モータ・ジェネレータ８０で駆動されて回転して上下方向のリフト力を生じる。

４個のファン７６は機体１４の上面視において対角線上の位置に取り付けられる２組、例えば７６ａ，７６ｄからなる組をＣＷ（時計方向）に回転させる一方、７６ｂ，７６ｃからなる他方の組をＣＣＷ（反時計方向）に回転させると共に、その回転を増減することで、垂直離着陸機１０の姿勢を維持するように構成される。

上下方向のリフト力、具体的には上昇方向（離陸方向）のリフト力は４個のファン７６の全ての回転数を均等に増加させることで行い、下降方向（着陸方向）のリフト力（正確には負のリフト力）は、４個のファン７６の全ての回転数を均等に低下させることで行う。

ＥＣＵ５０は、エンジン（主推進装置）１２と高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２とファン側モータ・ジェネレータ（副推進装置）８０の動作を制御するコントローラとして機能する（より具体的には、ＥＣＵ５０のＭＰＵ５０ａがメモリ５０ｂに格納されたプログラムに従ってエンジン１２などの動作を制御する）ように構成される。

図４はＥＣＵ５０のその動作を示すフロー・チャートである。

以下説明すると、Ｓ１０において離陸可能か否か判断し、否定されるときは以降の処理をスキップする一方、肯定されるときはＳ１２に進み、離陸動作を行う（Ｓ：処理ステップ）。

次いで、Ｓ１４に進み、高度計７２の出力に基づき、所定の高度に達したか否か判断し、否定されるときはＳ１２に戻る一方、肯定されるときはＳ１６に進み、飛行（水平飛行）動作を行う。即ち、ジャイロセンサ７３の出力に基づいて機体１４の姿勢を微調整しつつ、エンジン１２によって入力された目的地に向けて飛行する動作を行う。

次いでＳ１８に進み、ＧＰＳ受信機７４とビジョンセンサ７５の出力などから目的地の上空に到達した否か判断し、否定されるときはＳ１６に戻る一方、肯定されるときはＳ２０，Ｓ２２に進み、着陸、着地動作に移る。

図５は垂直離着陸機１０の運用を示す説明図である。

同図を参照して説明すると、ＥＣＵ５０は、機体１４の運用シーケンスが前後（水平）方向の推進力を得るとき（図４のＳ１６）、エンジン１２の運転モードを飛行状態に応じて燃料の供給を調整する推進モードとし、高圧側ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２のうちの一方、より詳しくは高圧側モータ・ジェネレータ４０で得られる回生電力を低圧側モータ・ジェネレータ４２に供給してモータとして動作させてエンジン１２の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａ、より具体的には高圧タービン軸３０ａの回転をアシストさせる。

また、機体１４の上下方向（離陸、上昇方向と下降、着陸方向）の推進力を得るとき（図４のＳ１２，２０）、エンジン１２の運転モードをジェネレータとして動作する充電モードとして高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａの回転を所定量まで減少させると共に、ファン側モータ・ジェネレータ８０を動作させて機体１４の上下方向のリフト力を生じるように制御する。

具体的には、ＥＣＵ５０は、機体１４の上下方向の推進力を得るとき、高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２の一方を駆動して得られる回生電力をファン側モータ・ジェネレータ８０に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させるように制御する。

図３に示す如く、回生電力はファン側モータ・ジェネレータ８０（あるいは高圧側と低圧側モータ・ジェネレータ４０，４２）で消費されないときは、バッテリ４６に充電（貯留）され、必要に応じてバッテリ４６からファン側モータ・ジェネレータ８０などに放電される。

より具体的には、ＥＣＵ５０は、機体１４の上下方向の推進力を得るとき、低圧タービン軸３２ａの回転で低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる回生電力をファン側モータ・ジェネレータ８０に供給し、機体１４の上下方向のリフト力を増加させるように制御する。

このとき、ＥＣＵ５０は、機体１４の上下方向の推進力を得るとき、機体１４の上下方向が機体１４の下降、着陸方向である場合、機体１４の上下方向が離陸、上昇方向である場合に比し、低圧タービン軸３２ａの回転で低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる電力を減少させ、ファン側モータ・ジェネレータ８０の出力が大出力から小出力となるように制御する。

尚、垂直離着陸機１０を空中で停止させる場合、低圧タービン軸３２ａの回転で低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる電力を中程度に減少させ、ファン側モータ・ジェネレータ８０の出力が中出力となるように制御する。

また、ＥＣＵ５０は、垂直離着陸機１０が地上にあって、ファン側モータ・ジェネレータ８０の動作を停止させると共に、低圧側モータ・ジェネレータ４２で得られる電力を高圧側モータ・ジェネレータ４０に供給してモータとして動作させてエンジン１２の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａ、より具体的には高圧タービン軸３０ａの回転をアシストさせる。

上記した如く、この実施形態に係る垂直離着陸機１０は、機体１４の前後方向の軸線１４ａに沿って配置されて空気と燃料の混合気の燃焼によって噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａを備えると共に、得られる高熱排気噴流によって前記機体の前後方向の推進力を生じる主推進装置（ガスタービン・エンジン）１２と、前記主推進装置の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａに同軸に取り付けられる高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２と、前記機体１４の上下方向の軸線１４ｂに平行な軸線回りに回転可能に配置される複数個のファン７６と、前記複数個のファンのそれぞれに接続され、前記複数個のファンを回転させて前記機体の上下方向のリフト力を生じる副推進装置（ファン側モータ・ジェネレータ）８０と、前記主推進装置１２と高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２と副推進装置８０の動作を制御するコントローラ（ＥＣＵ５０のＭＰＵ５０ａ）とを備えると共に、前記コントローラは、前記機体の前後方向の推進力を得るとき（図４のＳ１６）、前記高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２のうちの一方で得られる電力を他方に供給してモータとして動作させて前記主推進装置１２の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａの回転をアシストさせる一方、前記機体の上下方向の推進力を得るとき（図４のＳ１２，Ｓ２０）、前記主推進装置１２の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａの回転を所定量まで減少させ、前記副推進装置８０を動作させて前記機体の上下方向のリフト力を生じるように制御すると共に、前記機体の前後方向の推進力を得るとき（図４のＳ１６）、前記高圧タービン軸３０ａの回転で高圧側モータ・ジェネレータ４０を駆動して得られる電力を前記低圧側モータ・ジェネレータ４２に供給してモータとして動作させて前記主推進装置の低圧タービン軸３２ａの回転をアシストさせる一方、前記上下方向の推進力を得るとき（図４のＳ１２，Ｓ２０）、前記高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる電力を前記ファン側モータ・ジェネレータ（副推進装置）８０に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させるように制御し、前記機体１４は、上面視大略台形状の固定翼を有し、前記固定翼には、前記機体１４の前後方向の軸線１４ａに沿って配置された前記主推進装置（ガスタービン・エンジン）１２の両側に複数の空気ダクト７６１が形成され、前記複数の空気ダクト７６１の内部には、それぞれ前記複数個のファン７６が収容されている如く構成したので、燃費性能を向上させるハイブリッド型の垂直離着陸機を提供することができる。

即ち、前後（水平）方向の推進力を得るには低圧タービン軸３２ａの回転を上げるのが効果的なので、例えば高圧側モータ・ジェネレータ４０で得られる電力を低圧側モータ・ジェネレータ４２に供給して低圧タービン軸３２ａの回転をアシストすれば、低圧タービン軸３２ａの回転を上げることが可能となる。

一方、上下方向のリフト力を得るにはなるべく前後（水平）方向の推進力を抑えつつ、ファン７６を駆動するファン側モータ・ジェネレータ８０への供給電力を増加させるのが望ましい。そこで、エンジン（主推進装置）１２の高圧タービン軸３０ａと低圧タービン軸３２ａの回転を所定量まで減少させると共に、ファン側モータ・ジェネレータ（副推進装置）８０を動作させて機体１４の上下方向のリフト力を生じるようにすれば、例えば前記高圧側モータ・ジェネレータ４０と低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる電力を前記副推進装置に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させることも可能となり、よって燃費性能を上げることができる

尚、高圧タービン側が高負荷であると、高圧タービン軸３０ａの回転と低圧タービン軸３２ａの回転が低下し、低圧圧縮機から供給される空気流量とのバランスが崩れてしまうが、同時に低圧タービン側の負荷を増やすことで、低圧タービン軸３２ａの回転も低下させることができる。さらに、高圧タービン軸３０ａの回転数を低下させることで不要な前後方向の推進力を抑えることができる。

このようにエンジン（主推進装置）１２が前後方向の推進と上下方向のリフトに応じて推進力と発電力を生じるように構成したので、上下方向のリフトで大電力が必要となるときはエンジン１２からの発電に頼ることができ、バッテリ４６の容量を比較的小さくすることができる。

また、前記コントローラ５０は、前記機体の上下方向の推進力を得るとき、前記低圧タービン軸３２ａの回転で低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる電力を前記ファン側モータ・ジェネレータ（副推進装置）８０に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させるように制御するように構成したので、上記した効果を一層良く得ることができる。

また、前記コントローラ５０は、前記機体の上下方向の推進力を得るとき、前記推進力の方向が前記機体の下降方向である場合、前記推進力の方向が上昇方向である場合に比し、前記低圧タービン軸３２ａの回転で低圧側モータ・ジェネレータ４２を駆動して得られる電力を減少させるように構成したので、上記した効果に加え、エンジン１２から不要に大きな電力を抽出することがない。

尚、上記において、ファン７６の個数は４個に限られるものではなく、２ｎ個（ｎ≧２）であっても良い。

また、エンジン１２はターボファン・エンジンを例にとって説明したが、エンジン１２はターボプロップ・エンジンであっても良い。その場合、高圧排気噴流によってプロペラを駆動して機体の方向の推進力を得ることになる。

１０垂直離着陸機、１２ガスタービン・エンジン（主推進装置）、１４機体、１６ファン動翼、２０低圧圧縮機、２２燃料ポンプ、２４オイルポンプ、２６イグニション装置、３０高圧タービン、３２低圧タービン、３４ジェットノズル、４０高圧側モータ・ジェネレータ、４２低圧側モータ・ジェネレータ、４４ＰＤＵ、４６バッテリ、５０ＥＣＵ（コントローラ）、５２Ｎ１センサ、５４Ｎ２センサ、５６吸気口、６０Ｔ１センサ、６２ＥＧＴセンサ、６４Ｐ０センサ、６６Ｐ１センサ、７０Ｐ３センサ、７１高度計、７２機速計、７３ジャイロセンサ、７４ＧＰＳ受信機、７５ビジョンセンサ、７６ファン、８０ファン側モータ・ジェネレータ（副推進装置）

Claims

機体の前後方向の軸線に沿って配置されて空気と燃料の混合気の燃焼によって噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービン軸と低圧タービン軸を備えると共に、得られる高熱排気噴流によって前記機体の前後方向の推進力を生じる主推進装置と、
前記主推進装置の高圧タービン軸と低圧タービン軸に同軸に取り付けられる高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータと、
前記機体の上下方向の軸線に平行な軸線回りに回転可能に配置される複数個のファンと、
前記複数個のファンのそれぞれに接続され、前記複数個のファンを回転させて前記機体の上下方向のリフト力を生じる副推進装置と、
前記主推進装置と高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータと副推進装置の動作を制御するコントローラとを備えると共に、
前記コントローラは、
前記機体の前後方向の推進力を得るとき、前記高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータのうちの一方で得られる電力を他方に供給してモータとして動作させて前記主推進装置の高圧タービン軸と低圧タービン軸の回転をアシストさせる一方、前記機体の上下方向の推進力を得るとき、前記主推進装置の高圧タービン軸と低圧タービン軸の回転を所定量まで減少させ、前記副推進装置を動作させて前記機体の上下方向のリフト力を生じるように制御すると共に、前記機体の前後方向の推進力を得るとき、前記高圧タービン軸の回転で前記高圧側モータ・ジェネレータを駆動して得られる電力を前記低圧側モータ・ジェネレータに供給してモータとして動作させて前記主推進装置の低圧タービン軸の回転をアシストさせる一方、前記上下方向の推進力を得るとき、前記高圧側モータ・ジェネレータと低圧側モータ・ジェネレータを駆動して得られる電力を前記副推進装置に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させるように制御し、
前記機体は、上面視大略台形状の固定翼を有し、
前記固定翼には、前記機体の前後方向の軸線に沿って配置された前記主推進装置の両側に複数の空気ダクトが形成され、
前記複数の空気ダクトの内部には、それぞれ前記複数個のファンが収容されていることを特徴とする垂直離着陸機。
前記コントローラは、前記機体の上下方向の推進力を得るとき、前記低圧タービン軸の回転で前記低圧側モータ・ジェネレータを駆動して得られる電力を前記副推進装置に供給し、前記機体の上下方向のリフト力を増加させるように制御することを特徴とする請求項１記載の垂直離着陸機。
前記コントローラは、前記機体の上下方向の推進力を得るとき、前記推進力の方向が前記機体の下降方向である場合、前記推進力の方向が上昇方向である場合に比し、前記低圧タービン軸の回転で前記低圧側モータ・ジェネレータを駆動して得られる電力を減少させることを特徴とする請求項２記載の垂直離着陸機。