JP2020069975A - ハイブリッド飛行体 - Google Patents

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Abstract

【課題】ガスタービン・エンジンと電動機とで駆動されるハイブリッド飛行体において、燃費の効率化を図ると共に、エンジンの耐久性の低下を回避する。【解決手段】複数個のロータを駆動可能なガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、バッテリから電力の供給を受けてロータを駆動可能な電動機と、エンジンの出力軸に接続されてエンジンを駆動可能な第２の電動機と、エンジンの温度とバッテリの蓄電量を検出するセンサと、ロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えると共に、制御部は、検出されたバッテリの蓄電量が所定値以上のとき、エンジンへの燃料供給を停止すると共に、検出されたエンジンの温度が所定温度以上のとき、第２の電動機でエンジンをモータリングする（Ｓ１０４，Ｓ１０６、Ｓ１１０）。【選択図】図６

Description

この発明はハイブリッド飛行体に関し、より具体的にはガスタービン・エンジンと、ガスタービン・エンジンで駆動される発電機で発電される電力を供給される電動機の少なくともいずれかで駆動される複数個のロータを備えた垂直離着陸可能なパラレル型のハイブリッド飛行体に関する。
上記したようなハイブリッド飛行体として、例えば特許文献１記載の技術が知られている。この種の技術の場合、例えば燃費効率の観点から、ガスタービン・エンジンからバッテリに充電される発電量が上限値に到達した段階でガスタービン・エンジンを停止するように構成される。
特開２０１０−１３７８４４号公報
特許文献１記載の技術は上記のように構成することで燃費の効率化を図っているが、ガスタービン・エンジンを停止した直後に何等かの理由（例えばバッテリの故障）で緊急再始動した場合、特に夏季など外気温が高い状況にあるときなどにガスタービン・エンジンが過温度状態であると、再始動によってエンジン温度が過温度となり、燃焼室出口部の静翼や動翼などの耐久性を低下させる惧れがある。
また、ガスタービン・エンジンを長時間停止すると、特に冬季などで着氷や潤滑油温度の低下によって潤滑油の粘性が低下すると、エンジン始動性能の低下を招く惧れがある。
従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、ガスタービン・エンジンと電動機とで駆動されるロータを備えたハイブリッド飛行体において、燃費の効率化を図ると共に、エンジンの耐久性の低下を回避するようにハイブリッド飛行体を提供することにある。
上記の目的を達成するために、この発明は、機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられると共に、前記複数個のロータを駆動可能なガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動可能な電動機と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されると共に、前記バッテリから電力の供給を受けて前記ガスタービン・エンジンを駆動可能な第２の電動機と、少なくとも前記ガスタービン・エンジンの温度を検出するエンジン温度検出手段と、前記バッテリの蓄電量を検出する蓄電量検出手段と、前記電動機と前記ガスタービン・エンジンの少なくともいずれかによる複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、前記制御部は、前記蓄電量検出手段によって検出されたバッテリの蓄電量が所定値以上のとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止すると共に、前記温度検出手段によって検出されたガスタービン・エンジンの温度が所定温度以上のとき、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングする如く構成した。
この発明の実施形態に係るハイブリッド飛行体を概略的に示す斜視図である。 図１のハイブリッド飛行体の部分側面断面図である。 図１のハイブリッド飛行体のガスタービン・エンジンと電動機によるパラレル駆動のときの構成要素の接続を全体的に示すブロック図である。 図３の制御部（ＥＣＵ）とセンサ類に焦点をおいて示すブロック図である。 図３の制御部（ＥＣＵ）の動作を示すフロー・チャートである。 図５の処理に平行して行われる図３の制御部（ＥＣＵ）の動作を示すフロー・チャートである。 図６の処理を示す、図３と同様のブロック図である。 図６の処理を示す、図３と同様のブロック図である。 この実施形態の効果を従来技術と対比して示すタイム・チャートである。
以下、添付図面に即してこの発明に係るハイブリッド飛行体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ハイブリッド飛行体を概略的に示す斜視図、図２は図１のハイブリッド飛行体の部分側面断面図、図３は図１のハイブリッド飛行体のガスタービン・エンジンと電動機によるパラレル駆動のときの構成要素の接続を全体的に示すブロック図である。
図１などにおいて、符号１０はハイブリッド飛行体（以下「飛行体」という）を示し、飛行体１０は、機体１２と、機体１２を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、機体１２に取り付けられると共に、ロータ１４を駆動可能なガスタービン・エンジン（以下「ＧＴ」という）１６と、ＧＴ１６の出力軸に接続されて電力を発電する発電機１８と、発電機１８で発電された電力を蓄電するバッテリ２０と、バッテリ２０から電力の供給を受けてロータ１４を駆動可能な電動機（図で「Ｍ１」と示す）２２と、ＧＴ１６の出力軸に接続されると共に、バッテリ２０から電力の供給を受けてＧＴ１６を駆動可能な第２の電動機（図で「Ｍ２」と示す）２４と、電動機２２とＧＴ１６の少なくともいずれかによる複数個のロータ１４の駆動を調整して飛行を制御する制御部（電子制御ユニットElectronic Control Unit、以下「ＥＣＵ」という）２６とを備えるパラレル型から構成されると共に、垂直離着陸(Vertical Take-Off and Landing)可能に構成される。機体１２の底部には接地用のそり２８が取り付けられる。
機体１２の内部にはＧＴ１６などが収容される。飛行体１０は無人型とするが、機体１２に乗員席を設けて有人型としても良い。
複数個のロータ（ファン、プロペラ）１４は取り付け軸３０を介して機体１２に上面視において放射状に取り付けられる２ｎ（ｎ≦２）個、具体的には、ＲＦ（右前）の１４ａ，ＲＲ（右後）の１４ｂ，ＬＦ（左前）の１４ｃ，ＬＲ（左後）の１４ｄの４個から構成される。
ロータ１４はヨー軸（Ｚ軸。重力軸）と平行な回転軸線を備えた、公知の形状の１枚ブレードの固定翼からなる。飛行体１０においてロータ１４の個数はｎ＝２（クワッドコプタ）に限られるものではなく、ｎ＝３（ヘキサコプタ）ｎ＝４（オクタコプタ）などであっても良い。
４個のロータ１４はそれぞれ基部に前記した電動機（Ｍ１）２２を備え、電動機２２で駆動されると共に、ＧＴ１６でも駆動可能なように構成される。即ち、図３と図４に示す如く、ＧＴ１６と電動機２２とは電磁クラッチ３２ａ，３２ｂを介してギアボックス３４に接続され、そこで電動機２２とＧＴ１６の回転軸（図示せず）は４個のロータ１４に入力される。
４個のロータ１４は、例えば１４ａ，１４ｄからなる組はＣＷ（時計方向）に回転すると共に、１４ｂ，１４ｃからなる他方の組はＣＣＷ（反時計方向）に回転することで、飛行体１０の姿勢を水平に維持するように構成される。図３に示すＧＴ１６と電動機２２によるパラレル駆動のときはＧＴ１６と電動機２２の回転の合力が４個のロータ１４に伝達される一方、後述する図７に示す電動機２２のみによるシリーズ駆動のときは電動機２２の回転のみが４個のロータ１４に伝達される。
ＧＴ１６は、図２に示すような公知のターボシャフト・エンジンからなり、機体１２に開口された吸気口１６ａから吸入される吸入空気を静翼との間で圧縮するファン動翼からなる圧縮機１６ｂと、その下流に配置される燃焼室１６ｃと、圧縮機１６ｂに接続されて一体に回転するタービン１６ｄとからなる１軸構造を備える。尚、図１と図２で圧縮された吸入空気の排気口１６ｅの機体１２側の開口の図示は省略する。
タービン１６ｄの出力軸（タービン出力軸、即ち、ＧＴ１６の出力軸）１６ｄ１は適宜な減速機構（図示せず）を介して発電機１８に接続され、発電機１８を駆動する。発電機１８はタービン１６ｄの駆動によって電力（交流電力）を発電する。発電機１８で発電された電力はＰＤＵ（パワードライブユニット）（図示せず）のコンバータで直流電力に変換され、バッテリ２０に貯留される。
また、タービン出力軸１６ｄ１は第２の電動機２４に接続され、燃料供給停止時には第２の電動機２４によってＧＴ１６が回転（モータリング（空転））させられるように構成される。図示の如く、ＧＴ１６の出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）は機体１２のヨー軸（Ｚ軸）に平行な方向に取り付けられる。
バッテリ２０は電動機２２に接続される。即ち、バッテリ２０からの放電電力はＰＤＵのインバータを介して交流に変換され、４個のロータ１４にそれぞれ配置される４個の電動機２２に交流電力を供給する。電動機２２はブラシレスＤＣモータからなり、その三相コイル（図示せず）が順次通電されることで回転する。第２の電動機２４も電動機２２と同様、ブラシレスＤＣモータからなる。
この実施形態に係る飛行体１０において、ＧＴ１６は１００ｋＷ、電動機２２は２０ｋＷ、バッテリ２０は１０ｋＷ程度の電力規模を備える。バッテリ２０は残量ＳＯＣ（State of Charge）を自己診断するＢＭＳ（Battery Management System）２０ａ（図４に示す）を内蔵する。
図５は図３などのＥＣＵ（制御部）２６とセンサ類に焦点をおいて示すブロック図である。
ＥＣＵ２６は、図５に示す如く、少なくとも１個のプロセッサ（ＣＰＵ）２６ａとＲＯＭ，ＲＡＭなどの複数個のメモリ２６ｂと、Ｉ／Ｏ２６ｃとを備えるマイクロコンピュータからなり、容器に収容されて適宜位置に配置される。
センサ類について説明すると、ＧＴ１６のタービン出力軸１６ｄ１の付近には回転数センサ４０が配置され、タービン回転数Ｎ１を示す信号を出力する。機体１２に開口された吸気口１６ａの付近には温度センサ４２が配置され、ＧＴ入口温度Ｔ１を示す信号を出力すると共に、燃焼室１６ｃの下流の適宜位置には第２の温度センサ（エンジン温度検出手段。図３に「Ｓ１」と示す）４４が配置され、エンジン温度（排ガス温度）ＥＧＴを示す信号を出力する。潤滑オイル供給系（図示せず）の適宜位置には第３の温度センサ（潤滑油温度検出手段）４６が配置され、潤滑油の温度Ｔｏｉｌを示す信号を出力する。
また、ＥＣＵ２６を収容する容器の内部には圧力センサ５０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１６ａの付近には第２の圧力センサ５２が配置されてＧＴ入口圧力Ｐ１を示す信号を出力する。
また、機体１２の底部には高度計（ＡＬＴ）５４が配置されて下方にレーザビームなどを放射して得た反射波から飛行体１０の高度ＡＬＴ（altitude）を示す出力を生じると共に、機体１２の適宜位置にはジャイロセンサ５６が配置されて絶対座標軸Ｘ，Ｙ，Ｚ（図１に示す）のＺ軸（ヨー軸）に対する機体１２の傾斜を示す出力を生じる。
また、機体１２の適宜位置にはＧＰＳ受信機６０が設けられて衛星群から得た受信信号に基づいて飛行体１０の位置を示す出力を生じる。また、機体１２の下方には第１のビジョンセンサ６２が図１に示すように１個下向きに取り付けられて進行方向の撮像画像を出力すると共に、機体１２の後方と側方にも第２のビジョンセンサ６４が複数個取り付けられて後方または側方の撮像画像を出力する。さらに、機体１２の適宜位置には方位計６６が設けられて絶対方位を示す出力を生じると共に、障害物検知センサ７０が設けられて進行方向に超音波信号を放射して反射波から障害物の有無を示す出力を生じる。
また、４個のロータ１４のそれぞれに配置される電動機２４の回転軸の付近には回転数センサ７２が配置され、モータ回転数Ｎｍを示す出力を生じる。また、前記したようにバッテリ２０のＢＭＳ２０ａ（蓄電量検出手段。図３に「Ｓ２」と示す）はＳＯＣを示す出力もＥＣＵを生じると共に、バッテリ２０とＰＤＵの間には電流・電圧センサ２０ｂ（バッテリ故障検出手段。図３に「Ｓ３」と示す）が配置され、バッテリ２０に入出力される電力の電流と電圧を示す出力を生じる。さらに、そり２８にはＷＯＷ（Weight-on-wheel）センサ７４が配置され、機体１２の着地（着陸）時に着地を示す出力を生じる。
尚、機体１２の適宜位置にはメインスイッチ８０が設けられ、オペレータ（ユーザ）によってメインスイッチ８０がオンされてＧＴ１６が始動されると共に、バッテリ２０から動作電源が供給されることによってＥＣＵ２６のＣＰＵ２６ａは動作開始する。さらに、ＥＣＵ２６には入力機器８２とディスプレイ８４が接続される。
上記したセンサの出力はＥＣＵ２６に送られる。ＥＣＵ２６はそれらの出力からＧＴ１６の運転状態を検出し、燃焼室１６ｃに供給する燃料の調量によってタービン回転数を増減するなどしてＧＴ１６の運転を制御すると共に、バッテリ２０の動作状態を検出し、ＧＴ１６と電動機２２によるロータ１４の駆動を調整して飛行体１０の飛行を制御する。また、ＥＣＵ２６はＧＰＳ受信機６０の出力から経時的変化から飛行体１０の飛行速度を検出する。
図５と図６はＥＣＵ２６の動作、即ち、この実施形態に係る飛行体１０の動作を示すフロー・チャートである。図５は飛行体１０の通常モードでの飛行についての制御を、図６はその飛行におけるバッテリ満充電モードなどでの制御を示すフロー・チャートである。
最初に図５を参照して説明すると、先ず、Ｓ１０（Ｓ：処理ステップ）においてオペレータが入力機器８２とディスプレイ８４を通じて入力（指示）した目的地、フライトコースなどのフライトミッションを読み込み、Ｓ１２に進んでＧＴ１６に燃料を供給して駆動する。
次いでＳ１４に進み、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Ｓ１６に進み、離陸動作を行う。
離陸動作においてはＧＴ１６の回転でロータ１４を回転させると共に、４個のロータ１４の回転数を均等に増加させるように制御する。
次いでＳ１８に進み、高度計５４の出力に基づき、飛行体１０が所定の高度に達したか、換言すれば離陸動作が完了したか否か判断し、否定されるときはＳ１６に戻る一方、肯定されるときはＳ２０に進み、機体１２（即ち、飛行体１０）の飛行動作を行う。
飛行動作においては、ジャイロセンサ５６の出力に基づき、機体１２の姿勢を微調整しつつ、入力された目的地に向けて飛行する。例えば、４個のロータ１４のうち、前部の１４ａ，１４ｃの回転数を低下させると共に、後部の１４ｂ，１４ｄの回転数を上昇させることで飛行方向が制御される。
また、旋回は、例えば右に旋回しようとするときは、４個のロータ１４のうち、右側の２個１４ａ，１４ｂの回転数を低下させると共に、左側の２個１４ｃ，１４ｄの回転数を上昇させ、それによって回転数が高い側のロータ１４の反力で機体１２を所望の方向に旋回させる。尚、旋回の度合いはロータ１４の回転数の増減で調整する。
また、回転制御（ヨー軸回り回転）で、機体１２をＣＣＷに回転させるには、ロータ１４のうちＣＷ回転側のロータ１４ａ，１４ｄの回転数を上昇させると共に、ＣＣＷ側のロータ１４ｂ，１４ｃの回転数を下降させて行う。機体１２をＣＷに回転させるのは上記と逆となる。
次いでＳ２２に進み、ＧＰＳ受信機６０の出力に基づき、目的地の上空に到達したか否か判断し、否定されるときはＳ２０に戻る一方、肯定されるときはＳ２４に進み、機体１２（飛行体１０）の着陸動作に移行する。
機体１２の着陸動作は、４個のロータ１４の全ての回転数を徐々に低下させることで行う。この処理はＳ２６でＷＯＷセンサ７４の出力から着地と判断されるまで行う。
図６は図５の処理と平行してＥＣＵ２６によって行われる、バッテリ満充電モードなどでの制御を示すフロー・チャートである。
以下説明すると、Ｓ１００においてバッテリ２０が故障したか否か判断する。バッテリ２０の故障はバッテリ２０の電流・電圧を検出するセンサ２０ｂの出力が所定時間に亘って変化しない場合などから判断する。Ｓ１００で肯定されるときはＳ１０２に進み、ＧＴ１６の駆動を継続する。即ち、バッテリ２０が故障したとしても、飛行運航の安全性を高めるためにＧＴ１６の駆動を継続する。
他方、Ｓ１００で否定されるときはＳ１０４に進み、ＢＭＳ２０ａから検出されるバッテリ２０の残量ＳＯＣが所定値ＳＯＣｒｅｆ以上か否か判断する。所定値は例えばバッテリ２０の満充電相当値またはその近傍の値とする。
Ｓ１０４で否定されるときはＳ１０２に進む一方、肯定されるときはＳ１０６に進み、第２の温度センサ４４の出力に基づいてＧＴ１６のエンジン温度ＥＧＴが所定温度ＥＧＴｒｅｆ以上か否か判断する。
Ｓ１０６で肯定されるときはＳ１０８に進み、第３の温度センサ４６の出力に基づいてＧＴ１６の潤滑油の温度Ｔｏｉｌが第１の規定温度Ｔｏｉｌｒｅｆ１以下か否か判断し、肯定されるときはＳ１１０に進み、ＧＴ１６の駆動を停止すると共に、第２の電動機２４を駆動してＧＴ１６をモータリングする（空転させる）。
一方、Ｓ１０６で否定されるときはＳ１１２に進み、ＧＴ１６の潤滑油の温度Ｔｏｉｌが第２の規定温度Ｔｏｉｌｒｅｆ２以下か否か判断し、肯定されるときはＳ１１０に進んでＧＴ１６をモータリングする。
他方、Ｓ１１２で否定されるときはＳ１１４に進み、ＧＴ１６を停止する（ただしモータリングは行わない）。即ち、Ｓ１０４でバッテリ２０が満充電と判断される一方、Ｓ１０６でエンジン温度も所定温度未満と判断されることから、ＧＴ１６を停止して電動機２２の出力のみでロータ１４を駆動する。
図３は前記したＧＴ１６と電動機２２によるパラレル駆動のときの、図７はバッテリ満充電時の電動機２２のみによるシリーズ駆動（Ｓ１１４）のときの、図８はＧＴ１６停止後の第２の電動機２４によるＧＴ１６のモータリング（Ｓ１１０）のときの処理を示すブロック図である。尚、図３などにおいてハッチングはバッテリ２０についてはＳＯＣの程度を示し、その他の要素については動作していることを示す。
上記した如く、Ｓ１０４でバッテリ２０の残量ＳＯＣが所定値ＳＯＣｒｅｆ未満と判断されるときは、図３に示す如く、ＧＴ１６の駆動を継続すると共に、電動機２２の駆動も継続する（Ｓ１０２）。従って、ロータ１４はＧＴ１６と電動機２２で駆動される。これはＳ１００でバッテリ２０の故障が検出されたときも同様である。
他方、Ｓ１０４でバッテリ２０の残量ＳＯＣが所定値ＳＯＣｒｅｆ以上で、かつＳ１０６でＧＴ１６の排ガス温度ＥＧＴが所定温度ＥＧＴｒｅｆ未満と判断されるときは、図７に示す如く、ＧＴ１６の駆動を停止する（Ｓ１１４）。従ってロータ１４は電動機２２で駆動される。この場合はＧＴ１６のモータリングは行われない。ＧＴ１６の潤滑油の温度Ｔｏｉｌが第１の規定温度Ｔｏｉｌｒｅｆ１を超えるときも同様である。
一方、バッテリ２０の残量ＳＯＣが所定値ＳＯＣｒｅｆ以上で、かつＧＴ１６のエンジン温度ＥＧＴが所定温度ＥＧＴｒｅｆ以上のときは、図８に示すごとく、ＧＴ１６を停止すると共に、第２の電動機２４を駆動してＧＴ１６をモータリングする（Ｓ１１０）。ＧＴ１６の潤滑油の温度Ｔｏｉｌが第１の規定温度Ｔｏｉｌｒｅｆ１以下のときも同様である。
また、バッテリ２０の残量ＳＯＣが所定値ＳＯＣｒｅｆ以上であるが、ＧＴ１６のエンジン温度ＥＧＴが所定温度ＥＧＴｒｅｆ未満のときも、ＧＴ１６を停止すると共に、第２の電動機２４を駆動してＧＴ１６をモータリングする（Ｓ１１０）。
図９はこの実施形態の効果を示すタイム・チャートである。
同図（ｉ）に示す如く、従来技術においては、ＧＴ１６を停止した直後に何等かの理由で緊急再始動した場合、エンジン温度ＥＧＴが上昇して、燃焼室１６ｃの出口部の静翼や動翼などの耐久性を低下させる惧れがある。ＧＴ１６を長時間停止すると、冬季などにあって着氷や潤滑油温度の低下によって潤滑油の粘性が低下してエンジン始動性能の低下を招く惧れがある。
しかしながら、この実施形態においては上記の如く構成したので、ＧＴ１６を停止した直後に緊急再始動しても、ＧＴ１６を停止している間に第２の電動機２４でＧＴ１６をモータリングすることから、吸気口１６ａからの空気の吸入が継続されるためにエンジン温度ＥＧＴの低下が促進され、よって（ｉｉ）に示すように過温度となることがない。
また、ＧＴ１６の停止判断においても、ＧＴ１６の潤滑油の温度Ｔｏｉｌが第１、第２の規定温度Ｔｏｉｌｒｅｆ１，Ｔｏｉｌｒｅｆ２以下のときは、ＧＴ１６を停止している間に第２の電動機２４でＧＴ１６をモータリングすることから、燃焼室１６ｃで燃焼は行われないものの、圧縮機１６ｂ（とタービン１６ｄ）は駆動されて潤滑油も流入・流出されるので、潤滑油の粘性が低下してＧＴ１６の始動が困難になることがない。
この実施形態にあっては、機体１２と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータ１４と、前記機体に取り付けられると共に、前記複数個のロータを駆動可能なガスタービン・エンジン（ＧＴ）１６と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸（タービン出力軸１６ｄ１）に接続されて電力を発電する発電機１８と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリ２０と、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動可能な電動機（Ｍ１）２２と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されると共に、前記バッテリから電力の供給を受けて前記ガスタービン・エンジンを駆動可能な第２の電動機（Ｍ２）２４と、少なくとも前記ガスタービン・エンジンの温度を検出するエンジン温度検出手段（第２の温度センサ４４，Ｓ１）と、前記バッテリ２０の蓄電量を検出する蓄電量検出手段（ＢＭＳ２０ａ，Ｓ２）と、前記電動機と前記ガスタービン・エンジンの少なくともいずれかによる複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部（ＥＣＵ）２６とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体１０において、前記制御部は、前記蓄電量検出手段によって検出されたバッテリ２０の蓄電量が所定値以上のとき、前記ガスタービン・エンジン１６への燃料供給を停止すると共に（Ｓ１０４，Ｓ１１４，Ｓ１１０）、前記温度検出手段によって検出されたガスタービン・エンジン１６の温度が所定温度以上のとき、前記バッテリ２０から前記第２の電動機２４に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジン１６をモータリングする（Ｓ１０６，Ｓ１１０）如く構成したので、ＧＴ１６を停止した直後に緊急再始動しても、ＧＴ１６を停止している間に第２の電動機２４でＧＴ１６をモータリングすることから、吸気口１６ａからの空気の吸入が継続されるためにエンジン温度ＥＧＴの低下が促進され、過温度となることがない。
また、前記バッテリ２０の故障を検出するバッテリ故障検出手段（電流・電圧センサ２２ｂ，Ｓ３）を備えると共に、前記制御部２６は、前記バッテリ２０の故障が検出されたとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を継続する（Ｓ１００，Ｓ１０２）如く構成したので、上記した効果に加え、飛行体１０の飛行運航の安全性を高めることができる。
また、前記ガスタービン・エンジン１６の潤滑油の温度を検出する潤滑油温度検出手段（第３の温度センサ４６）を備えると共に、前記制御部２６は、前記潤滑油温度検出手段によって検出された前記ガスタービン・エンジンの潤滑油の温度が規定温度以下のとき、前記バッテリ２０から前記第２の電動機２４に電力を供給して前記第２の電動機２４で前記ガスタービン・エンジン１６をモータリングする（Ｓ１０８，Ｓ１１２，Ｓ１１０）如く構成したので、ＧＴ１６を停止している間に第２の電動機２４でＧＴ１６をモータリングすることで、燃焼室１６ｃで燃焼は行われないものの、圧縮機１６ｂ（とタービン１６ｄ）は駆動されて潤滑油も流入・流出されるので、潤滑油の粘性が低下してＧＴ１６の再始動時の始動が困難になることがない。
尚、上記において発電機１８と電動機２２と第２の電動機２４は、発電機としても電動機としても動作可能な発電電動機（モータジェネレータ）であっても良い。
１０ ハイブリッド飛行体（飛行体）、１２ 機体、１４，１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ ロータ、１６ ガスタービン・エンジン（ＧＴ）、１６ａ 吸気口、１６ｂ 圧縮機、１６ｃ 燃焼室、１６ｄ タービン、１６ｄ１ タービン出力軸（出力軸）、１８ 発電機、２０ バッテリ、２０ａ ＢＭＳ（蓄電量検出手段、Ｓ２）、２０ｂ 電流・電圧センサ（バッテリ故障検出手段、Ｓ３）、２２ 電動機（Ｍ１）、２４ 第２の電動機（Ｍ２）、２６ 電子制御ユニット（ＥＣＵ。制御部）、２８ そり、３０ 取り付け軸、４０ 回転数センサ、４４ 第２の温度センサ（エンジン温度検出手段、Ｓ１）、４６ 第３の温度センサ（潤滑油温度検出手段）、５０，５２ 圧力センサ、５４ 高度計（ＡＬＴ）、５６ ジャイロセンサ、６０ ＧＰＳ受信機、６２，６４ ビジョンセンサ、７０ 障害物検知センサ、７２ 回転数センサ、８０ メインスイッチ、８２ 入力機器、８４ ディスプレイ

Claims (3)

  1. 機体と、前記機体を推進させる推進力を生じる複数個のロータと、前記機体に取り付けられると共に、前記複数個のロータを駆動可能なガスタービン・エンジンと、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されて電力を発電する発電機と、前記発電機で発電された電力を蓄電するバッテリと、前記バッテリから電力の供給を受けて前記複数個のロータを駆動可能な電動機と、前記ガスタービン・エンジンの出力軸に接続されると共に、前記バッテリから電力の供給を受けて前記ガスタービン・エンジンを駆動可能な第２の電動機と、少なくとも前記ガスタービン・エンジンの温度を検出するエンジン温度検出手段と、前記バッテリの蓄電量を検出する蓄電量検出手段と、前記電動機と前記ガスタービン・エンジンの少なくともいずれかによる複数個のロータの駆動を調整して飛行を制御する制御部とを備えた垂直離着陸可能なハイブリッド飛行体において、前記制御部は、前記蓄電量検出手段によって検出されたバッテリの蓄電量が所定値以上のとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を停止すると共に、前記温度検出手段によって検出されたガスタービン・エンジンの温度が所定温度以上のとき、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングすることを特徴とするハイブリッド飛行体。
  2. 前記バッテリの故障を検出するバッテリ故障検出手段を備えると共に、前記制御部は、前記バッテリの故障が検出されたとき、前記ガスタービン・エンジンへの燃料供給を継続することを特徴とする請求項１に記載のハイブリッド飛行体。
  3. 前記ガスタービン・エンジンの潤滑油の温度を検出する潤滑油温度検出手段を備えると共に、前記制御部は、前記潤滑油温度検出手段によって検出された前記ガスタービン・エンジンの潤滑油の温度が規定温度以下のとき、前記バッテリから前記第２の電動機に電力を供給して前記第２の電動機で前記ガスタービン・エンジンをモータリングすることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のハイブリッド飛行体。
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