WO2023112343A1 - ハイブリッド回転翼航空機 - Google Patents
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Definitions
- the present invention relates to hybrid rotorcraft, generally called drones or multicopters, which are powered mainly by internal combustion engines and have four or more rotor blades (propellers).
- the above-described conventional hybrid rotorcraft with four or more rotor blades powered by an internal combustion engine has a longer flight time than the battery-powered aircraft.
- a battery with a capacity capable of outputting at least half the power of the internal combustion engine is required.
- the problem to be solved by the present invention is that, in order to ensure safety when the internal combustion engine fails due to failure, the power source depends on a battery with a low power density. The high cost and high energy consumption in flight due to the heavy weight.
- the object of the present invention is basically to eliminate the need for a battery (except for the battery for starting the internal combustion engine) or to use a very small capacity battery, thereby reducing the manufacturing cost and weight of a hybrid rotorcraft. is to obtain
- a hybrid rotorcraft of the present invention includes at least two internal combustion engines, a first internal combustion engine and a second internal combustion engine, and at least four rotor blades, first to fourth rotor blades, in a fuselage.
- the internal combustion engine and the second internal combustion engine can mechanically drive at least two rotor blades out of the four rotor blades via the first one-way clutch, respectively, and the first internal combustion engine and the second internal combustion engine
- the configuration is such that if one fails, the other continues to drive the four rotor blades.
- the rotor blades mechanically drivable by the first internal combustion engine and the second internal combustion engine are connected to the motor generator.
- At least two of the four rotor blades are connected to a motor so that they can be driven by electric power generated by the motor/generator.
- At least one rotor blade is further provided and arranged so that the fuselage generates thrust in the traveling direction.
- the rotor blades that can be mechanically driven by the first internal combustion engine and the second internal combustion engine are arranged on the rear side of the aircraft in the traveling direction.
- first internal combustion engine and the second internal combustion engine are configured to be able to mechanically drive the four rotor blades.
- At least two internal combustion engines are provided, and if one of the two internal combustion engines fails, the other will Since all the rotor blades that emit the can.
- FIG. 1 is a top plan view of a hybrid rotorcraft according to a first embodiment of the invention
- FIG. 2 is a schematic diagram showing a drive train from the internal combustion engine to the rotor blades in the hybrid rotorcraft of FIG. 1
- FIG. 2 is a cross-sectional view showing the configuration of a one-way clutch in the hybrid rotorcraft of FIG. 1
- FIG. Figure 4 is a plan view from above of a hybrid rotorcraft according to a second embodiment of the invention
- FIG. 5 is a schematic diagram showing the drive train from the drive shaft to the rotor blades in the hybrid rotorcraft of FIG. 4
- Figure 6 is a plan view from above of a hybrid rotorcraft according to a third embodiment of the invention
- FIG. 7 is a schematic diagram showing the drive train from the drive shaft to the rotor blades in the hybrid rotorcraft of FIG. 6;
- FIG. 1 is a plan view showing an overview of a hybrid rotorcraft 1 according to a first embodiment of the present invention, viewed from above.
- an arrow 2 indicates the forward direction when the hybrid rotorcraft 1 flies horizontally.
- FIG. 2 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first rotor blade 12a and the first internal combustion engine 20 in FIG. 1, viewed from the rear side in the traveling direction.
- FIG. 3 is a sectional view showing the configuration of first one-way clutch (hereinafter referred to as OWC) 30 and second OWC 32 in FIG.
- OWC first one-way clutch
- the hybrid rotorcraft 1 includes a fuselage 10, a first arm 10a, a second arm 10b, a third arm 10c and a fourth arm 10d extending radially outwardly from the fuselage 10, and each of these four arms has a It has a first rotor blade 12a, a second rotor blade 12b, a third rotor blade 12c and a fourth rotor blade 12d that are rotatably supported.
- the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b are connected to a first motor/generator (hereinafter referred to as M/G) 14a and a second M/G 14b, respectively.
- M/G motor/generator
- Reduction gears may be provided between the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b and the first M/G 14a and the second M/G 14b, if necessary.
- the first M/G 14a and the second M/G 14b can be connected with the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 via the first OWC 30 and the second OWC 32, respectively.
- the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 may be of reciprocating type, rotary type, or turbine type. Further, these fuels may be fossil fuels, and it is even better if they are fuels that do not emit carbon dioxide gas, such as hydrogen.
- the first M/G 14a and the second M/G 14b are driven by the first internal combustion engine 20 or the second internal combustion engine 22 to generate power, respectively, and are driven by one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22. fails, the other M/G can supply power to the failed M/G to drive the first rotor 12a or the second rotor 12b.
- the third rotor blade 12c and the fourth rotor blade 12d can be driven by a third motor 16c and a fourth motor 16d respectively connected thereto.
- the first rotor blade 12a, the second rotor blade 12b, the third rotor blade 12c, and the fourth rotor blade 12d rotate oppositely to each other in the circumferential direction in FIG. This is common in each subsequent embodiment.
- FIG. 3 shows an example in which the output shaft 20a of the first internal combustion engine 20 and the outer ring 30a connected to the first rotor blade 12a rotate clockwise.
- the first OWC 30 and the second OWC 32 are arranged side by side in the axial direction, but as shown in FIG. .
- the first OWC 30 accommodates swingable pawl bodies 30c in three pockets 20b (22b) formed at three equally divided outer circumferences of the first output shaft 20a (or the second output shaft 22a). are doing.
- the pawl 30c can transmit torque by interlocking with a notch 30d formed in the inner circumference of the outer ring 30a.
- an elastic body is provided to lightly press the pawl 30c toward the notch 30d.
- the notches 30d are formed at six of the nine equally spaced locations on the circumference as shown.
- the second OWC 32 houses swingable pawl bodies 32c in pockets 32b formed in three equal parts on the inner circumference of the outer ring 30a.
- the pawl 32c swings and engages with a notch 32d formed on the outer circumference of the first output shaft 20a to generate torque.
- an elastic body is provided to lightly press the pawl 32c toward the notch 32d.
- Notches 32d are formed at six of the nine equally divided portions on the circumference as shown.
- the claw body 32c swings and engages with the notch 32d only during low speed rotation when the first internal combustion engine 22 is started. is stored in the pocket 32b as shown.
- the reason why the notch 30d and the notch 32d are formed at 6 of the 9 equally divided locations on the circumference is that 3 of the 9 equally divided locations are: This is because the pocket 20b and the pocket 32b are provided. Therefore, when the phase of the rotation direction between the first output shaft 20a and the outer ring 30a is shifted from the state shown in the drawing and the pawl bodies 30c and 32c are in contact with each other, the pawl bodies 30c and 32c are notched 30d. and skip without meshing with the notch 32d.
- the first OWC 30 and the second OWC 32 are arranged side by side in the axial direction as shown in FIG. 2, the notches 30d and the notches 32d can be formed at nine equally divided locations on the circumference.
- the important thing is to prevent mutual interference between the first OWC 30 and the second OWC 32, as shown in FIG. It is a point that there is no matching.
- the hybrid rotorcraft 1 of this embodiment includes a controller that controls the overall operation of the hybrid rotorcraft 1, a fuel tank, a battery, monitoring sensors for each motor and M/G, an altitude sensor, and a communication device. , a camera, a GPS (Global Positioning System), and, if necessary, a flight recorder and a ranging sensor. Among them, it is important to detect an abnormality in the internal combustion engine by monitoring the M/G.
- the operations and actions to be described are performed through the controller either manually or automatically. It is desirable that the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 each have an electrical system related to the internal combustion engine, except for starting the internal combustion engine, which will be described later. These are also common to each subsequent embodiment.
- the operation and action of the first embodiment will be described.
- electric power is supplied from the battery to the first M/G 14a and the second M/G 14b to rotate them, and the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are rotated and started.
- the second OWC 32 operates to drive the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 from the first M/G 14a and second M/G 14b sides.
- the first OWC 30 is engaged so that the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 drive the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b together with the first M/G 14a and the second M/G 14b. , and thereafter, the connection of the second OWC 32 is cancelled.
- the first M/G 14a and the second M/G 14b driven by the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 generate electric power, and the electric power thus obtained is supplied to the third motor 16c and the fourth motor 16d, A third motor 16c and a fourth motor 16d drive the third rotor 12c and the fourth rotor 12d, respectively. That is, the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 mechanically drive the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b, and electrically drive the third rotor blade 12c and the fourth rotor blade 12d. do.
- the first rotor blade 12a, the second rotor blade 12b, the third rotor blade 12c, and the fourth rotor blade 12d which are rotated by the power of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22, generate lift,
- the hybrid rotorcraft 1 can be taken off, climb, hover, fly, turn, descend, and land at will, as is well known.
- the third motor 16c and the fourth motor 16d are also set to 1, and the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are set to 2, respectively.
- /G14a and the second M/G14b are each set to 1.5 in preparation for an emergency, which will be described later.
- the other internal combustion engine is immediately switched to drive according to instructions from the controller. For example, when the first internal combustion engine 20 fails, the electric power generated by the second M/G 14b is supplied to the first M/G 14a, the third motor 16c, and the fourth motor 16d so that the second internal combustion engine 22 can fully operate. continue to drive the rotor blades.
- the capacities of the first M/G 14a and the second M/G 14b are set to 1.5, respectively.
- the drive power of each rotor blade is 0.5. Therefore, if there is no replenishment of electric power from the battery, a simple calculation will result in flight with half the lift force when the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are normal.
- one means is to use the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine It is conceivable to increase the capacity of the first M/G 14a and the capacity of the second M/G 14b, respectively, by setting each of the emergency short-time outputs of 22 to 2.4. Another means is to replenish power from batteries to provide the required power. In reality, since a battery with a capacity larger than that for supplying the electric power required for starting the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 is mounted, it is conceivable to use the above two means together.
- the hybrid rotorcraft 1 of the first embodiment described above if one of the two first internal combustion engines 20 and the second internal combustion engine 22 fails, it is possible to fly with the power of the other. and can safely descend and land without heavy reliance on batteries. Therefore, since the mounted capacity of the battery, which is heavy and expensive to manufacture, can be minimized, the effect of reducing the weight and manufacturing cost of the airframe 10 and the effect of reducing fuel consumption can be expected. In addition, since the internal combustion engine basically provides power in an emergency, it has the advantage of being able to fly for as long as the remaining fuel allows.
- FIG. 4 is a plan view showing an outline of a hybrid rotorcraft 1 according to a second embodiment of the present invention as viewed from above, with a portion of the fuselage 10 cut out to show the configuration around the internal combustion engine. are drawn corresponding to FIG. 5 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first drive shaft 20d and the first and second rotor blades 12a and 12c in FIG. 4, viewed from the rear in the traveling direction.
- FIG. 4 is a plan view showing an outline of a hybrid rotorcraft 1 according to a second embodiment of the present invention as viewed from above, with a portion of the fuselage 10 cut out to show the configuration around the internal combustion engine. are drawn corresponding to FIG. 5 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first drive shaft 20d and the first and second rotor blades 12a and 12c in FIG. 4, viewed from the rear in the traveling direction.
- portions different from those of the first embodiment will be mainly described, and portions that are substantially the same as those in the first embodiment will be given
- a first difference between the second embodiment and the first embodiment is that in the second embodiment, a fifth motor 16e driven by a fifth motor 16e supported by a fifth arm 10e and a sixth arm 10f, respectively.
- a rotor blade 12e and a sixth rotor blade 12f driven by a sixth motor 16f are added to make a total of six rotor blades.
- the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f are installed so as to generate thrust in the forward direction of the airframe 10, respectively.
- a second difference from the first embodiment is that the two first and second internal combustion engines 20 and 22 can be connected to the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b via the drive shaft 20d. and one M/G 14 is connected to the drive shaft 20d.
- first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are connected to the drive shaft 20d via the first OWC 30 and the second OWC 32, and the first drive gear 20e and the second drive gear 22f, respectively. It is connected to the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b via the first bevel gear 18a and the second bevel gear 18b.
- the M/G 14 is also connected to the drive shaft 20d via the first drive gear 20e. Therefore, the first rotor 12a and the second rotor 12b rotate at the same speed.
- the first rotor 12a and the second rotor 12b may be fixed-pitch wings.
- Other configurations are basically the same as those of the first embodiment.
- the third motor 16c, the fourth motor 16d, the fifth motor 16e, and the sixth motor 16f are also set to 1, respectively, and the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine
- the engines 22 are each 3, and the M/G 14a is 4.
- the operation and action of the second embodiment will be described. Again, the description of the same parts as in the first embodiment is omitted.
- the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f that generate thrust in the forward direction are added, and the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b are connected via the drive shaft 20d.
- the M/G is integrated into one, one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails due to a failure. Only the case where
- the other internal combustion engine mechanically drives the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b via the drive shaft 20d.
- the electric power generated by the M/G 14 electrically drives the third rotor 12c and the fourth rotor 12d capable of generating lift.
- the power for driving the first rotor 12a, the second rotor 12b, the third rotor 12c, and the fourth rotor 12d is the power of the other of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22. is 3, it can cover 3/4 of the driving power generated by the four rotors in normal flight.
- the hybrid rotorcraft 1 of the second embodiment described above even if one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails, can be safely descended and landed by means of an internal combustion engine.
- the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f that generate thrust in the forward direction are provided, it is possible to fly at a higher speed normally, and in an emergency, the power supply from the battery is replenished. Safe descent and landing can be achieved by securing 3/4 of normal lift even without Therefore, the battery needs only the capacity necessary to start the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22, which is advantageous in terms of the weight of the airframe 10 and the manufacturing cost.
- the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f in the present embodiment have been described as examples that generate thrust in the forward direction, these two rotor blades can also be arranged so as to generate lift, It may be made variable (tiltable) between forward thrust generation and lift generation. It is also possible to add more rotors that can generate lift.
- FIG. 6 is a plan view showing an outline of a hybrid rotorcraft 1 according to a third embodiment of the present invention as viewed from above, with a portion of the fuselage 10 cut out to show the configuration around the internal combustion engine. are drawn corresponding to FIG.
- FIG. 7 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first drive shaft 20d, the first rotor blade 12a, and the fourth rotor blade 12d, and is drawn as viewed from the second rotor blade 12b side in FIG.
- portions different from those in the first and second embodiments will be mainly described, and substantially the same portions will be denoted by the same reference numerals, and their description and illustration will be omitted.
- a first drive shaft 20d and a second drive shaft 22d capable of driving the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are , the first and fourth rotor blades 12a and 12d, the second and third rotor blades 12b and 12c, respectively. That is, the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are connected to the first drive shaft 20d and the It can drive the second drive shaft 22d and can be connected to the M/G 14 via the fourth drive gear 22g as in the second embodiment.
- the first drive gear 20e and the second drive gear 22e are bevel gears, and the first drive shaft 20d and the second drive shaft 22d appear to overlap at approximately the center of the fuselage 10, but they have a vertical gap. are doing.
- first rotor blade 12a, the fourth rotor blade 12d, the second drive shaft 22d, and the first to fourth bevel gears 18a, 18b, 18c, and 18d are connected to the first drive shaft 20d and the second drive shaft 22d.
- the rotor blades 12b and the third rotor blades 12c rotate at the same rotational speed.
- the first rotor blade 12a, the fourth rotor blade 12d, the second rotor blade 12b and the third rotor blade 12c are variable pitch blades. Since the configuration for making the pitch of the rotor blades variable is well known, the illustration including the actuator is omitted. Since the first rotor blade 12a and the fourth rotor blade 12d are not adjacent to each other in the circumferential direction, they rotate in the same direction. This is different from the example shown in FIG.
- the other internal combustion engine when one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails, the other internal combustion engine is connected to the first drive shaft 20d and the second drive shaft 22d as in normal operation. It drives the rotor blades 12a and the fourth rotor blades 12d, the second rotor blades 12b and the third rotor blades 12c. Therefore, the total lift of the four rotors is half of normal.
- the emergency rated output of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 is increased, or the capacity of the M/G 14 is increased. It is possible to add power by supplying power from a battery with increased power.
- the hybrid rotorcraft 1 of the third embodiment described above as in the case of the first embodiment, even if one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails, Since all the rotor blades are driven by the internal combustion engine, it is possible to descend and land safely. Also in this embodiment, it is possible to minimize the capacity of the battery, which is advantageous in terms of the weight of the airframe 10 and the manufacturing cost.
- the outline of the hybrid rotorcraft of the present invention has been described above.
- the point is that the capacity of the battery can be minimized while ensuring it.
- manufacturing costs can be reduced, and the weight of the airframe 10 can be reduced, so an effect of suppressing fuel consumption can be expected.
- the specific configuration of the hybrid rotorcraft of the present invention is not limited to the contents illustrated in each embodiment, but in the first embodiment, for example, the third rotor 16c and the fourth rotor 16d can be tilted. It can be carried out in various ingenious ways, such as combining the features of each embodiment.
- the hybrid rotorcraft of the present invention can be carried out regardless of whether it is manned or unmanned, and can be used not only for the transportation of large goods requiring long-distance flight, but also for the transportation of people.
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Abstract
第1内燃機関(20)と第2内燃機関(22)の少なくとも2基の内燃機関と、第1回転翼(12a)~第4回転翼(12d)の少なくとも4つの回転翼を備え、第1内燃機関(20)と第2内燃機関(22)は、4つの回転翼のうち少なくとも2つの回転翼を、それぞれ第1ワンウエイクラッチ(30)を介して機械的に駆動可能であり、第1内燃機関(20)と第2内燃機関(22)のうちの一方が失陥した場合に、他方が4つの回転翼を駆動可能に構成した。これにより、バッテリを不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ますことができる。
Description
本発明は、一般にドローンまたはマルチコプターと呼ばれ、主として内燃機関を動力源とする、回転翼(プロペラ)を4つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機に関する。
主として内燃機関を動力源とする、回転翼を4つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機としては、内燃機関の動力で発電機を駆動して、そこで得られた電力を各モータに供給して各回転翼を駆動する例(例えば特許文献1)が知られている。
しかしながら、上記従来の内燃機関を動力源とする、回転翼を4つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機にあっては、バッテリを主動力源とする方式に比べて飛行可能時間が長い特徴を有するが、万一内燃機関が故障で失陥した場合の安全確保のために、内燃機関の少なくとも半分程度のパワーを出力可能な容量のバッテリが必要という問題があった。
本発明が解決しようとする課題は、内燃機関が故障で失陥した場合の安全確保のために、動力源をパワー密度の低いバッテリに依存するので、搭載するバッテリの容量が大きくなって、製造コストが高いこと、また重量が重くなることから飛行におけるエネルギ消費が大きいという点である。
すなわち、本発明の目的は、基本的にバッテリ(ただし内燃機関始動用バッテリ分を除く)を不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ませて、製造コストが安く、重量が軽いハイブリッド回転翼航空機を得ることにある。
本発明のハイブリッド回転翼航空機は、機体に、第1内燃機関と第2内燃機関の少なくとも2基の内燃機関と、第1回転翼~第4回転翼の少なくとも4つの回転翼を備え、第1内燃機関及び第2内燃機関は、4つの回転翼のうち少なくとも2つの回転翼を、それぞれ第1ワンウエイクラッチを介して機械的に駆動可能であり、第1内燃機関及び第2内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が4つの回転翼を駆動し続けるように構成した。
第1内燃機関及び第2内燃機関により機械的に駆動可能な回転翼が、モータ・ジェネレータと連結したことが好ましい。
第1内燃機関及び第2内燃機関とモータ・ジェネレータとの間に、低速回転において、モータ・ジェネレータが第1内燃機関及び第2内燃機関を駆動可能な第2ワンウエイクラッチを備えたことも好ましい。
4つの回転翼のうち少なくとも2つは、モータと連結し、モータ・ジェネレータが発電した電力で駆動可能としたことも好ましい。
4つの回転翼の他に少なくとも1つの回転翼をさらに備え、これを、機体が進行方向に向かう推力を発出させるように配置したことも好ましい。
第1内燃機関及び第2内燃機関により機械的に駆動可能な回転翼を、機体の進行方向後ろ側に配置したことも好ましい。
第1内燃機関と第2内燃機関が、4つの回転翼を機械的に駆動可能に構成したことも好ましい。
本発明のハイブリッド回転翼航空機によれば、第1内燃機関と第2内燃機関の少なくとも2基の内燃機関を備えて、2基の内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が揚力を発出する全ての回転翼を駆動可能としたため、基本的にバッテリを不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ませることができるので、製造コストが安く重量が軽いハイブリッド回転翼航空機を得ることができる。
以下、本発明に係るハイブリッド回転翼航空機を、実施形態に基づき図を参照して説明する。
[第1の実施形態]
図1は、本発明の第1の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機1の概要を上方から見た状態で表した平面図である。同図中、矢印2は、ハイブリッド回転翼航空機1が水平方向に飛行する際の前進方向を示す。図2は、図1の第1回転翼12aと第1内燃機関20との連結関係を示す模式図であり、進行方向後ろ側から見た図である。図3は、図2の第1ワンウエイクラッチ(以降、OWCと記述する)30と第2OWC32の構成を表す断面図である。
図1は、本発明の第1の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機1の概要を上方から見た状態で表した平面図である。同図中、矢印2は、ハイブリッド回転翼航空機1が水平方向に飛行する際の前進方向を示す。図2は、図1の第1回転翼12aと第1内燃機関20との連結関係を示す模式図であり、進行方向後ろ側から見た図である。図3は、図2の第1ワンウエイクラッチ(以降、OWCと記述する)30と第2OWC32の構成を表す断面図である。
ハイブリッド回転翼航空機1は、機体10と、この機体10から、それぞれ放射方向外側に伸長する第1アーム10a、第2アーム10b、第3アーム10c及び第4アーム10dと、これら4つのアームにそれぞれ回転自在に支持された、第1回転翼12a、第2回転翼12b、第3回転翼12c及び第4回転翼12dとを備えている。
第1回転翼12a、第2回転翼12bは、図2に示すように、それぞれ第1モータ/ジェネレータ(以降、M/Gと記述する)14a、第2M/G14bと連結している。なお、第1回転翼12a及び第2回転翼12bと第1M/G14a及び第2M/G14bとの間に、必要に応じて減速歯車を備えても良い。第1M/G14a及び第2M/G14bは、それぞれ第1OWC30及び第2OWC32を介して第1内燃機関20及び第2内燃機関22と連結可能である。なお、第1内燃機関20及び第2内燃機関22は、レシプロ型であっても良いし、ロータリ型やタービン型であっても良い。また、これらの燃料は化石燃料であってもよいし、水素のように炭酸ガスを出さない燃料であればなおよい。
第1M/G14aと第2M/G14bは、それぞれ第1内燃機関20又は第2内燃機関22から駆動されて発電することができるとともに、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方の駆動力が失陥した場合に、他方のM/Gが失陥した側のM/Gに電力を供給して、第1回転翼12a又は第2回転翼12bを駆動可能である。
図示は省略するが、第3回転翼12c、第4回転翼12dは、それぞれと連結した、第3モータ16c、第4モータ16dにより駆動可能である。なお、第1回転翼12a、第2回転翼12b、第3回転翼12c及び第4回転翼12dは、周知のように、図1において周方向に隣合った回転翼同士が互いに逆回転する。これは、以降の各実施形態において共通する。
ここで、第1OWC30と第2OWC32の詳細を、図3を参照して説明する。なお、第1OWC30と第2OWC32は、周知のラチェット型であり、以降の各実施形態に共通する。図3は第1内燃機関20の出力軸20aと第1回転翼12aと連結した外輪30aが、時計回りする場合を例に描いている。また、図2では、第1OWC30と第2OWC32を軸方向に並べて配置して描いているが、具体的な構成は図3に示すように第1OWC30と第2OWC32の両者を同一断面に設けることができる。
すなわち、はじめに第1OWC30は、第1出力軸20a(又は第2出力軸22a)の外周の等分3カ所に形成した3カ所のポケット20b(22b)に、それぞれ揺動可能な爪体30cを収納している。図のように、爪体30cは外輪30aの内周に形成したノッチ30dと系合してトルクを伝えることができる。図示は省略したが、爪体30cをノッチ30d側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ30dは、図のように円周上の等分9カ所のうちの6カ所に形成している。
つぎに、第2OWC32は、外輪30aの内周の等分3カ所に形成したポケット32bに、それぞれ揺動可能な爪体32cを収納している。爪体32cは、第1出力軸20aと外輪30aとの回転方向の位相が図の状態からずれると、揺動して、第1出力軸20aの外周に形成したノッチ32dと系合してトルクを伝えることができる。ここでも図示は省略したが、爪体32cをノッチ32d側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ32dは、図示のように円周上の等分9カ所のうちの6カ所に形成している。爪体32cが揺動してノッチ32dと系合するのは、第1内燃機関22を始動する低速回転時のみであり、後述の離陸後においては、遠心力の作用で爪体32cは図3のようにポケット32bに収納される。
第1OWC30と第2OWC32の両者に共通するが、ノッチ30dとノッチ32dを円周上の等分9カ所のうちの6カ所に形成している理由は、等分9カ所のうちの3カ所に、ポケット20bとポケット32bが設けられているからである。したがって、第1出力軸20aと外輪30aとの回転方向の位相が図の状態からずれて、爪体30cと爪体32cとが接する状態にあっては、爪体30c及び爪体32cはノッチ30d及びノッチ32dと噛み合わずにスキップする。むろん、図2のように第1OWC30と第2OWC32を軸方向に並べて配置した場合は、ノッチ30dとノッチ32dを円周上の等分9カ所に形成することができる。
ここで、大事なことは、第1OWC30と第2OWC32の相互の干渉を防ぐため、図3に示したように、それぞれの爪体30cと爪体32cが、同時に相手のノッチ30d及びノッチ32dと系合することがない点である。
本実施形態のハイブリッド回転翼航空機1は、図示を省略するが、ハイブリッド回転翼航空機1の作動全体を制御するコントローラ、燃料タンク、バッテリ、各モータ及びM/Gの監視センサ、高度センサ、通信装置、カメラ、及びGPS(全地球測位システム)や、必要に応じてフライトレコーダ及び測距センサなどを備えている。中でもM/Gの監視による内燃機関の異常検出が重要である。これから説明する動作及び作用は、人の操作によるか又は自動的に、コントローラを介して行われる。なお、後述の内燃機関の始動以外の、内燃機関にかかわる電気系統は、第1内燃機関20及び第2内燃機関22にそれぞれ備えることが望ましい。これらは、以降の各実施形態にも共通する。
次に、第1の実施形態の動作及び作用について説明する。初めに、バッテリから第1M/G14a、第2M/G14bに電力を供給してこれらを回転させ、第1内燃機関20及び第2内燃機関22を回転させて始動する。この際に、前述したように第2OWC32の作用で第1M/G14a、第2M/G14b側から第1内燃機関20及び第2内燃機関22を駆動するが、これらが始動するとバッテリからの電力供給をやめて、つづいて第1OWC30が系合して、第1内燃機関20及び第2内燃機関22が、第1M/G14a、第2M/G14bとともに第1回転翼12a及び第2回転翼12bを駆動するようになり、以降は第2OWC32の系合が解除される。
第1内燃機関20及び第2内燃機関22から駆動された第1M/G14a、第2M/G14bは発電して、これにより得られた電力は第3モータ16c及び第4モータ16dに供給されて、第3モータ16c及び第4モータ16dが第3回転翼12c及び第4回転翼12dをそれぞれ駆動する。つまり、第1内燃機関20及び第2内燃機関22は、第1回転翼12a及び第2回転翼12bを機械的に駆動するとともに、第3回転翼12c及び第4回転翼12dを電気的に駆動する。
第1内燃機関20及び第2内燃機関22の動力で回転する、第1回転翼12a、第2回転翼12b、第3回転翼12c及び第4回転翼12dは揚力を発出して、これら4つの回転翼の回転速度を制御することで、周知のようにハイブリッド回転翼航空機1を離陸させ、上昇・空中停止(ホバリング)・飛行・方向転換・降下・着陸を、自在に制御することができる。
ここで、各回転翼の定格パワーを1とした場合、第3モータ16c及び第4モータ16dも同じくそれぞれ1として、第1内燃機関20及び第2内燃機関22はそれぞれ2とするが、第1M/G14aと第2M/G14bは、後述する非常時に備えてそれぞれ1.5とする。これらの数値は説明のために単純化しているが、実際にはさまざまな効率等を考慮して設定する。
飛行中に、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が、万一故障して失陥した場合は、コントローラの指示で直ちに他方の内燃機関による駆動に切り替える。例えば、第1内燃機関20が失陥した場合は、第2M/G14bが発電した電力を、第1M/G14a、第3モータ16c及び第4モータ16dに供給して、第2内燃機関22が全ての回転翼を駆動し続ける。
前述したように、第1M/G14aと第2M/G14bの容量をそれぞれ1.5としているので、いずれか一方のM/Gの発電電力を他の3つの回転翼の駆動に配分すると、全ての回転翼の駆動パワーはそれぞれ0.5になる。したがって、バッテリからの電力補充がないとしたら、単純計算では第1内燃機関20及び第2内燃機関22が正常な場合の半分の揚力で飛行することになる。
第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が故障した非常時にあって、仮に正常時の60%の揚力が必要とした場合、一つの手段は、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の非常時短時間出力をそれぞれ2.4として、それに伴って第1M/G14aと第2M/G14bの容量をそれぞれ増やしておくことが考えられる。もう一つの手段は、バッテリから電力を補充して所要の電力をまかなうことである。現実的には、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の始動に必要な電力をまかなう以上の容量のバッテリを搭載するので、前記の2つの手段の併用が考えられる。
いずれの場合であっても、非常時にバッテリから電力を補充するのは、着陸の直前から着陸完了までにすることが、安全上望ましい。
以上説明した第1の実施形態のハイブリッド回転翼航空機1によれば、2基の第1内燃機関20及び第2内燃機関22のうち、一方が失陥した場合に、他方の動力による飛行が可能であり、バッテリに大きく頼ることなく、安全に降下して着陸させることができる。したがって、重量が重く製造コストの高いバッテリの搭載容量を最小限にできるので、機体10の重量及び製造コストを抑える効果と、燃料消費を抑える効果が期待できる。そして、基本的に非常時の動力を内燃機関でまかなうので、残る燃料の許す限り長時間の飛行ができるというメリットもある。
[第2の実施形態]
図4は、本発明の第2の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機1の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体10の一部をくりぬいて、図1に対応して描いている。また、図5は、図4の第1駆動軸20dと第1回転翼12a及び第2回転翼12cとの連結関係を示す模式図であり、進行方向後方から見た図である。ここでは、第1の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については、同じ符号を付しそれらの説明と図示を省略する。
図4は、本発明の第2の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機1の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体10の一部をくりぬいて、図1に対応して描いている。また、図5は、図4の第1駆動軸20dと第1回転翼12a及び第2回転翼12cとの連結関係を示す模式図であり、進行方向後方から見た図である。ここでは、第1の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については、同じ符号を付しそれらの説明と図示を省略する。
第2の実施形態の第1の実施形態との第1の違いは、第2の実施形態では、それぞれ第5アーム10e、第6アーム10fに支持された、第5モータ16eで駆動する第5回転翼12e及び第6モータ16fで駆動する第6回転翼12fが追加されて合計6つの回転翼になっていることである。また、第5回転翼12e及び第6回転翼12fは、それぞれ機体10の前進方向の推力を発出するように設置されている。第1の実施形態との第2の違いは、2基の第1内燃機関20及び第2内燃機関22が、駆動軸20dを介して第1回転翼12a及び第2回転翼12bと連結可能になっているとともに、1つのM/G14が駆動軸20dと連結していることである。
すなわち、第1内燃機関20及び第2内燃機関22は、それぞれ第1OWC30及び第2OWC32と、第1駆動歯車20e及び第2駆動歯車22fを介して駆動軸20dと連結しており、駆動軸20dは第1傘歯車18a及び第2傘歯車18bを介して第1回転翼12a及び第2回転翼12bと連結している。また、M/G14も、第1駆動歯車20eを介して駆動軸20dと連結している。したがって、第1回転翼12aと第2回転翼12bは同じ速度で回転する。
一般的に、飛行制御において各回転翼の揚力を自在に制御する必要があるので、同じ回転速度の第1回転翼12a及び第2回転翼12bは、可変ピッチ翼にする必要があるが、第5回転翼12e及び第6回転翼12fの推力を自在に制御することで揚力の補完が期待できるので、第1回転翼12a及び第2回転翼12bは固定ピッチ翼で済ましてもよい。その他の構成は、基本的に第1の実施形態と同様である。
ここで、各回転翼の定格パワーをそれぞれ1とした場合、第3モータ16c、第4モータ16d、第5モータ16e及び第6モータ16fも同じくそれぞれ1として、第1内燃機関20及び第2内燃機関22はそれぞれ3として、M/G14aは4とする。
次に、第2の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第1の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、前進方向の推力を発出する第5回転翼12e及び第6回転翼12fが追加されたことと、第1回転翼12aと第2回転翼12bが駆動軸20dを介して連結されるとともに、M/Gが1つにまとめられたことを除いて、第1の実施形態と基本的に同様であるので、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が故障で失陥した場合についてのみ説明する。
すなわち、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、駆動軸20dを介して第1回転翼12aと第2回転翼12bを機械的に駆動するとともに、M/G14が発電した電力で揚力を発出可能な第3回転翼12c及び第4回転翼12dを電気的に駆動する。この場合、第1回転翼12a、第2回転翼12b、第3回転翼12c及び第4回転翼12dの4つを駆動するパワーは、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の他方のパワーが3であるので、通常飛行で4つの回転翼が発する駆動パワーの3/4をまかなうことができる。
以上説明した第2の実施形態のハイブリッド回転翼航空機1によれば、第1の実施形態の場合と同様に、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が失陥した場合も、他方の内燃機関による駆動で安全に下降及び着陸することができる。本実施形態においては、前進方向に推力を発出する第5回転翼12e及び第6回転翼12fを備えた関係で、通常はより高速な飛行が可能であるとともに、非常時においてバッテリからの電力補充がなくても、正常時の3/4の揚力を確保して安全な下降及び着陸ができる。したがって、バッテリは第1内燃機関20及び第2内燃機関22を始動するのに必要な容量で済むので、機体10の重量及び製造コストの面でメリットがある。
なお、本実施形態における第5回転翼12e及び第6回転翼12fは、前進方向の推力を出す例で説明したが、この2つの回転翼も揚力を発出するように配置することができるし、前進方向推力発出と揚力発出との間を可変(チルト可能)にしてもよい。また、揚力を発出可能な回転翼をさらに追加することも可能である。
また、本実施形態は、6つの回転翼を備えた例で説明したが、第5回転翼12e及び第6回転翼12fを削除して4つの回転翼の構成にすることができる。その場合は、M/G14の容量を2にすることで、全体として第1の実施形態よりも電機容量を減らすことができる。
[第3の実施形態]
図6は、本発明の第3の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機1の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体10の一部をくりぬいて、図1に対応して描いている。図7は、第1駆動軸20dと第1回転翼12a及び第4回転翼12dとの連結関係を示す模式図であり、図6において第2回転翼12b側から見て描いている。ここでは、第1の実施形態及び第2の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については同じ符号を付し、それらの説明と図示を省略する。
図6は、本発明の第3の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機1の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体10の一部をくりぬいて、図1に対応して描いている。図7は、第1駆動軸20dと第1回転翼12a及び第4回転翼12dとの連結関係を示す模式図であり、図6において第2回転翼12b側から見て描いている。ここでは、第1の実施形態及び第2の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については同じ符号を付し、それらの説明と図示を省略する。
第3の実施形態の第1の実施形態との違いは、第3の実施形態では、第1内燃機関20及び第2内燃機関22が駆動可能な第1駆動軸20d及び第2駆動軸22dが、それぞれ第1回転翼12a並びに第4回転翼12d、第2回転翼12b並びに第3回転翼12cと連結していることである。すなわち、第1内燃機関20及び第2内燃機関22は、それぞれ第1OWC30及び第2OWC32と、第1駆動歯車20e、第2駆動歯車22e及び第3駆動歯車22fを介して、第1駆動軸20d及び第2駆動軸22dを駆動可能であるとともに、第2の実施形態と同様に第4駆動歯車22gを介してM/G14と連結可能である。第1駆動歯車20e及び第2駆動歯車22eは傘歯車であり、第1駆動軸20dと第2駆動軸22dは、機体10のほぼ中央部で重なって見えるが、両者は上下方向に隙間を有している。
第1内燃機関20と第2内燃機関22、並びに第1駆動軸20dと第2駆動軸22dは、それぞれ同士が同じ速度で回転するように、上記の各歯車の歯数比を設定するのが望ましい。また、第1駆動軸20d及び第2駆動軸22dと、第1~第4傘歯車18a、18b、18c、18dを介して連結された、第1回転翼12a、第4回転翼12d、第2回転翼12b及び第3回転翼12cは、同じ回転速度で回転する。したがって、それぞれの回転翼が発出する揚力を自在に制御するために、第1回転翼12a、第4回転翼12d、第2回転翼12b及び第3回転翼12cは、それぞれ可変ピッチ翼であるが、回転翼のピッチを可変にするための構成は周知であるので、アクチュエータを含めて図示を省略した。なお、第1回転翼12aと第4回転翼12dは、互いに周方向に隣合っていないので、両者は同じ方向に回転するため、第1傘歯車18aと第4傘歯車18dの噛み合い関係は、図5に示した例と異なる。
次に、第3の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第1の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、4つの回転翼の全てを第1内燃機関20及び第2内燃機関22とで機械的に駆動可能にしたことを除いて、第1の実施形態と基本的に同様であるので、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が故障で失陥した場合についてのみ説明する。
すなわち、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、正常時と同様に第1駆動軸20d及び第2駆動軸22dと連結した、第1回転翼12a及び第4回転翼12d、第2回転翼12b及び第3回転翼12cを駆動する。したがって、4つの回転翼の合計揚力は正常時の半分になる。ここでも、第1の実施形態において説明したように、必要に応じて、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の非常時定格出力を増しておくか、あるいは、M/G14に対して容量を増したバッテリから電力を供給しての加勢が可能である。
以上説明した第3の実施形態のハイブリッド回転翼航空機1によれば、第1の実施形態の場合と同様に、第1内燃機関20及び第2内燃機関22の一方が失陥した場合も、他方の内燃機関により全ての回転翼を駆動するので、安全に下降及び着陸することができる。本実施形態においても、バッテリの容量を最小限にすることが可能であり、機体10の重量及び製造コストの面でメリットがある。
本実施形態においても、第2の実施形態の場合と同様に、M/G14の容量を増やしてモータで駆動可能な回転翼を追加することができる。
以上、本発明のハイブリッド回転翼航空機の概要を説明したが、各実施形態に共通しているのは、第1内燃機関20及び第2内燃機関22を備えて、万一の場合の安全性を確保しながら、バッテリの容量を必要最小限にすることができる点である。これにより製造コストを削減するとともに、機体10の重量が軽くなるので燃料消費を抑える効果が期待できる。
本発明のハイブリッド回転翼航空機の具体的な構成は、各実施形態で図示した内容にこだわることなく、例えば、第1の実施形態において第3回転翼16c及び第4回転翼16dをチルト可能にすることや、各実施形態の特徴同士を組み合わせるなど、種々の工夫をこらした態様で実施することができる。
本発明のハイブリッド回転翼航空機は、有人飛行、無人飛行に関係なく実施できるし、大型で長距離飛行を要求される物品の運搬のみでなく、人の輸送に用いることができる。
Claims (7)
- 機体に、第1内燃機関と第2内燃機関の少なくとも2基の内燃機関と、第1回転翼~第4回転翼の少なくとも4つの回転翼を備え、前記第1内燃機関及び前記第2内燃機関は、前記4つの回転翼のうち少なくとも2つの前記回転翼を、それぞれ第1ワンウエイクラッチを介して機械的に駆動可能であり、前記第1内燃機関及び前記第2内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が前記4つの回転翼を駆動し続けることを特徴とするハイブリッド回転翼航空機。
- 前記第1内燃機関及び前記第2内燃機関により機械的に駆動可能な前記回転翼が、モータ・ジェネレータと連結したことを特徴とする請求項1に記載のハイブリッド回転翼航空機。
- 前記第1内燃機関及び前記第2内燃機関と前記モータ・ジェネレータとの間に、低速回転において、前記モータ・ジェネレータが前記第1内燃機関及び前記第2内燃機関を駆動可能な第2ワンウエイクラッチを備えたことを特徴とする請求項2に記載のハイブリッド回転翼航空機。
- 4つの前記回転翼のうち少なくとも2つは、モータと連結し、前記モータ・ジェネレータが発電した電力で駆動可能としたことを特徴とする請求項1から3のいずれか1項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
- 4つの前記回転翼の他に少なくとも1つの回転翼をさらに備え、これを、前記機体が進行方向に向かう推力を発出させるように配置したことを特徴とする請求項1から4のいずれか1項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
- 前記第1内燃機関及び前記第2内燃機関により機械的に駆動可能な前記回転翼を、前記機体の進行方向後ろ側に配置したことを特徴とする請求項1から5のいずれか1項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
- 前記第1内燃機関と前記第2内燃機関が、4つの前記回転翼を機械的に駆動可能に構成したことを特徴とする請求項1又は2に記載のハイブリッド回転翼航空機。
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PCT/JP2021/047289 WO2023112343A1 (ja) | 2021-12-13 | 2021-12-21 | ハイブリッド回転翼航空機 |
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WO (1) | WO2023112343A1 (ja) |
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JPH04173497A (ja) * | 1990-11-05 | 1992-06-22 | Haruo Sukai | 飛行体 |
US20180229854A1 (en) * | 2017-02-15 | 2018-08-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Engine systems for rotorcraft |
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CN112429247A (zh) * | 2020-12-01 | 2021-03-02 | 飞的科技有限公司 | 飞行器 |
-
2021
- 2021-12-13 JP JP2021201908A patent/JP2023087497A/ja active Pending
- 2021-12-21 WO PCT/JP2021/047289 patent/WO2023112343A1/ja unknown
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH04173497A (ja) * | 1990-11-05 | 1992-06-22 | Haruo Sukai | 飛行体 |
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