JP7580355B2 - 航空機の推進システム - Google Patents

Description

本発明は、航空機の推進システムに関するものである。

従来、航空機等の機体に搭載された圧縮機やタービンに発電機を接続し、この発電機からの電力を用いて複数のプロペラを駆動する航空機用推進システムの技術が種々提案されている。

例えば特許文献１には、複数のガスタービンエンジンと、ガスタービンエンジンの運転により発電する発電機と、プロペラの電動機に電力を供給するバッテリと、を備える推進システムの構成が開示されている。特許文献１に記載の技術によれば、ガスタービンエンジンに接続された発電機とバッテリとを組み合わせたハイブリッドタイプの推進システムとすることで、ガスタービンエンジンの故障等の種々の状況に対応できるとされている。

米国特許第８７２７２７１号明細書

ところで、航空機の離着陸時やホバリング時においては、複数のプロペラの回転を制御することにより機体の姿勢を保つ必要があり、このとき、短時間にスパイク状の負荷変動が生じる場合がある。
特許文献１等に記載の従来技術にあっては、このようなスパイク状の負荷変動に対して、ガスタービンエンジンへの燃料流量の増減だけでは追従できないため、電力の不足分をバッテリからの電力により補う必要がある。すなわち、負荷変動に対応するためにバッテリの電力に頼る必要がある。このため、バッテリの必要容量が大きくなり、バッテリ及びその冷却系が大型化し、重量が増加するおそれがある。また、バッテリの寿命が低下するおそれがある。

そこで、本発明は、従来技術と比較してバッテリ及びその冷却系を小型化するとともに、バッテリ寿命の低下を抑制することが可能な航空機の推進システムを提供することを目的とする。

上記の課題を解決するため、請求項１に記載の発明に係る航空機の推進システム（例えば、実施形態における航空機の推進システム１）は、航空機の機体に搭載され、圧縮機（例えば、実施形態における圧縮機２１）及び前記圧縮機と一体回転するタービン（例えば、実施形態におけるタービン２２）を有するガスタービン要素（例えば、実施形態におけるガスタービン要素２）と、前記ガスタービン要素と回転軸（例えば、実施形態における回転軸２５）を介して接続される発電機（例えば、実施形態における発電機３）と、前記発電機により発電された電力を蓄電するバッテリ（例えば、実施形態におけるバッテリ５）と、前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の少なくとも一方の電力により駆動される電気モータ（例えば、実施形態における電気モータ７）と、前記電気モータにより駆動されるプロペラ（例えば、実施形態におけるプロペラ８）と、前記航空機の飛行状態を検出する飛行状態検出部（例えば、実施形態における飛行状態検出部１５）と、前記飛行状態検出部により検出された前記飛行状態に基づいて、前記航空機に対する要求出力の負荷変動を検出する負荷変動検出部（例えば、実施形態における負荷変動検出部３１）と、前記飛行状態検出部により検出された前記飛行状態に基づいて、前記回転軸におけるトルク（例えば、実施形態におけるトルクＴ）及び回転数（例えば、実施形態における回転数Ｎｅ）により定義される動力動作点（例えば、実施形態における動力動作点５１，５２，５３，６１，６２，６３，７１，７２，７３，８１，８２，８３）を制御する動作点制御部（例えば、実施形態における動作点制御部３２）と、を備え、前記動作点制御部は、動力動作点がマッピングされる動作点マップ（例えば、実施形態における動作点マップ４０）において、前記トルクと前記回転数の積により定義される出力（例えば、実施形態における定数α）が一定である複数の動力動作点を結んだ第一動作線（例えば、実施形態における第一動作線４１）と、前記第一動作線とは出力が異なり、かつ出力（例えば、実施形態における定数β）が一定である複数の動力動作点を結んだ第二動作線（例えば、実施形態における第二動作線４２）と、を設定し、前記動作点制御部は、前記負荷変動検出部により負荷が変動したことが検出された場合、前記動作点マップにおける現在の動力動作点である初期動力動作点（例えば、実施形態における初期動力動作点５１，６１，７１，８１）に対して、前記負荷に対応するための目標動力動作点（例えば、実施形態における目標動力動作点５２，６２，７２，８２）を設定し、前記動作点制御部は、前記動力動作点を、前記第一動作線上にある前記初期動力動作点から前記回転数を一定にしたまま前記第二動作線上の前記目標動力動作点へ移動させ、前記動力動作点を前記目標動力動作点へ移動させた後、前記第二動作線上にある前記目標動力動作点から前記トルクを一定にしたまま前記第一動作線上の復帰動力動作点（例えば、実施形態における復帰動力動作点５３，６３，７３，８３）へ移動させ、前記動力動作点を前記復帰動力動作点へ移動した後、前記第一動作線上にある前記復帰動力動作点から前記第一動作線に沿って前記初期動力動作点へ移動させることを特徴としている。

また、請求項２に記載の発明に係る航空機の推進システムは、前記負荷変動検出部により前記負荷が増加することが検出された場合、前記動作点制御部は、前記第一動作線の出力に対して前記第二動作線の出力が大きくなるように前記第二動作線を設定することを特徴としている。

また、請求項３に記載の発明に係る航空機の推進システムは、前記負荷変動検出部により前記負荷が減少することが検出された場合、前記動作点制御部は、前記第一動作線の出力に対して前記第二動作線の出力が小さくなるように前記第二動作線を設定することを特徴としている。

また、請求項４に記載の発明に係る航空機の推進システムは、前記負荷変動検出部は、フィードフォワード制御により前記負荷変動を予測するフィードフォワード制御部（例えば、実施形態におけるフィードフォワード制御部３３）を有し、前記フィードフォワード制御部は、前記飛行状態検出部により検出された前記飛行状態に基づいて前記負荷変動を予測し、前記動作点制御部は、前記フィードフォワード制御部で予測された前記負荷変動に基づいて前記動力動作点を制御することを特徴としている。

本発明の請求項１に記載の航空機の推進システムによれば、動作点制御部は、負荷変動が生じた場合に、動力動作点を複数の動作線の間で移動させることにより負荷変動による出力の増減に対応する。具体的に、動作点制御部は、始めに第一動作線上にある動力動作点（初期動力動作点）から回転数を一定にしたまま第二動作線上の動力動作点（目標動力動作点）へ移動させる。これにより、回転軸の運動エネルギと発電機の電気エネルギとを互いに変換させて、短時間の負荷変動に対応できる。その後、動作点制御部は、運動エネルギの増減に合わせてトルク一定のまま回転数を変化させる。つまり、動作点制御部は、第二動作線上にある動力動作点（目標動力動作点）からトルクを一定にしたまま第一動作線上の動力動作点（復帰動力動作点）へ移動させる。これにより、回転数を変速させつつ当初の第一動作線に戻す。最後に、動作点制御部は、復帰動力動作点から第一動作線に沿ってトルク及び回転数を変化させることにより第一動作線上の初期動力動作点に戻す。このように動作点を初期動力動作点、目標動力動作点、復帰動力動作点、初期動力動作点の順に移動させることで、ガスタービン要素及び発電機間の回転軸の運動エネルギを出力として取り出し又は蓄積することができる。つまり、バッテリからの電力の出し入れの代わりに回転軸の運動エネルギを用いてスパイク状の負荷変動に対応可能となる。よって、必要以上にバッテリを大型化する必要が無く、バッテリからの電力で負荷変動に対応する従来技術と比較して、バッテリを小型化できる。また、バッテリの利用頻度が減少するため、バッテリに関する冷却系を小型化できるとともにバッテリの寿命低下を抑制できる。
したがって、従来技術と比較してバッテリ及びその冷却系を小型化するとともに、バッテリ寿命の低下を抑制することが可能な航空機の推進システムを提供できる。

本発明の請求項２に記載の航空機の推進システムによれば、負荷が増加する場合、動作点制御部は、第一動作線の出力に対して第二動作線の出力が大きくなるように第二動作線を設定する。すなわち、動作点制御部は、始めに第一動作線上の初期動力動作点から回転数を一定にしたまま第二動作線上の目標動力動作点へ移動させる。これにより、回転軸の運動エネルギを利用して発電機側での発電電力を増加させ、短時間での負荷増加に対応することができる。その後、動作点制御部は、運動エネルギの減少に合わせて回転数を減少させる。つまり、動作点制御部は、第二動作線上の目標動力動作点からトルクを一定にしたまま第一動作線上の復帰動力動作点へ移動させる。これにより、回転数を減少させつつ当初の第一動作線に戻す。最後に、動作点制御部は、復帰動力動作点から第一動作線に沿ってトルク及び回転数を変化させることにより初期動力動作点に戻す。このように、負荷が増加する場合には、動作点を移動させることにより運動エネルギを電気エネルギとして取り出すことができる。よって、バッテリから電力を取り出すことなく負荷変動の増加に対応できる。

本発明の請求項３に記載の航空機の推進システムによれば、負荷が減少する場合、動作点制御部は、第一動作線の出力に対して第二動作線の出力が小さくなるように第二動作線を設定する。すなわち、動作点制御部は、始めに第一動作線上の初期動力動作点から回転数を一定にしたまま第二動作線上の目標動力動作点へ移動させる。これにより、負荷低下に対応するために発電機が電力変換せずに残った余分の運動エネルギを回転軸の運動エネルギとして吸収（蓄積）させ、短時間での負荷減少に対応することができる。その後、動作点制御部は、運動エネルギの増加に合わせて回転数を増加させる。つまり、動作点制御部は、第二動作線上の目標動力動作点からトルクを一定にしたまま第一動作線上の復帰動力動作点へ移動させる。これにより、回転数を増加させつつ当初の第一動作線に戻す。最後に、動作点制御部は、復帰動力動作点から第一動作線に沿ってトルク及び回転数を変化させることにより初期動力動作点に戻す。このように、負荷が減少する場合には、動作点を移動させることにより発電機が電力変換せずに残った余分な運動エネルギを回転軸の運動エネルギとして吸収（蓄積）させることができる。よって、バッテリに電力を蓄電させることなく負荷変動の減少に対応できる。
さらに、負荷の減少時に吸収された運動エネルギを、負荷が増加した場合の発電エネルギとして利用することができる。この場合、負荷が増加した際に取り出された運動エネルギを、蓄積されていた運動エネルギで賄うことができるので、燃料流量を増加させることなく負荷の増加に対応できる。よって燃費の悪化を抑制できる。

本発明の請求項４に記載の航空機の推進システムによれば、フィードフォワード制御により負荷変動を予測するフィードフォワード制御部を有し、動作点制御部は、フィードフォワード制御部で予測された負荷変動に基づいて動力動作点を制御する。これにより、より迅速に要求出力の負荷変動に対応することができる。よって、航空機の推進システムにおける応答性を向上できる。

実施形態に係る航空機の推進システムの概略構成図。 負荷が増加した場合における、動作点制御部による制御を示す動作点マップ。 負荷が増加した場合における動作点制御部のブロック図。 負荷が増加した場合に取り出される運動エネルギ量を示すグラフ。 負荷が減少した場合における、動作点制御部による制御を示す動作点マップ。 負荷が減少した場合における動作点制御部のブロック図。 負荷が減少した場合に吸収される運動エネルギ量を示すグラフ。

以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。

（航空機の推進システム）
図１は、実施形態に係る航空機の推進システム１の概略構成図である。
航空機の推進システム１（以下、単に推進システム１という場合がある。）は、不図示の航空機の機体に搭載されている。推進システム１は、詳しくは後述する発電機３で発電される電力によって駆動される複数の電気モータ７により航空機を推進させるハイブリッド推進システムである。
航空機の推進システム１は、ガスタービン要素２と、発電機３と、バッテリ５と、電気モータ７と、プロペラ８と、複数の制御ユニットと、を備える。複数の制御ユニットは、ガスタービンＥＣＵ１１と、発電機ＥＣＵ１２と、バッテリ監視ユニット１３と、モータＥＣＵ１４と、飛行状態検出部１５と、フライトコントローラ１６と、ハイブリッド制御部１７と、を備える。

（ガスタービン要素）
ガスタービン要素２は、圧縮機２１と、タービン２２と、連結軸２３と、を有するいわゆるガスタービンエンジンである。圧縮機２１は、航空機の機体に設けられた不図示の通風孔から吸入される吸入空気を圧縮する。タービン２２は、圧縮機２１と接続されて圧縮機２１と一体回転する。連結軸２３は、圧縮機２１とタービン２２とを連結している。連結軸２３の一方の端部に圧縮機２１が接続されている。連結軸２３の他方の端部にタービン２２が接続されている。

（発電機）
発電機３は、回転軸２５を介してガスタービン要素２と接続されている。発電機３とガスタービン要素２とは、その間に変速機構等を設けることなく、回転軸２５を介して直結されている。よって、発電機３は、ガスタービン要素２と一体回転する。回転軸２５は、ガスタービン要素２の連結軸２３と同軸上に設けられている。なお、回転軸２５と連結軸２３とは一体化されていてもよい。発電機３は、タービン２２の駆動によって電力（交流電力）を発電する。発電機３で発電された交流電力は、パワードライブユニット（ＰＤＵ）のコンバータ４で直流電力に変換され、バッテリ５に貯留される。

（バッテリ）
バッテリ５には、発電機３により発電された電力が貯留される。バッテリ５は、コンバータ４の発電電力がインバータ６の消費電力を上回るとき、余剰電力を吸収して充電する。一方、バッテリ５は、コンバータ４の発電電力がインバータ６の消費電力を下回るとき、不足電力を補うように放電する。

（電気モータ）
電気モータ７は、機体に対して複数設けられている。電気モータ７は、例えばロータ及びステータを有するブラシレスＤＣモータである。電気モータ７とプロペラ８との間には、電気モータ７とプロペラ８とを機械的に接続するプロペラシャフト２６が設けられる。制御信号に応じて電気モータ７のロータが回転することでプロペラ８が回転する。制御信号は、パイロットの操作または自動操縦における指示に基づく航空機を制御するための信号である。電気モータ７は、インバータ６を介してコンバータ４（発電機３）及びバッテリ５と接続される。バッテリ５からの放電電力及び発電機３からの電力のうち少なくとも一方は、インバータ６を介して電気モータ７に供給される。これにより電気モータ７が駆動する。なお、電気モータ７は、不図示の姿勢保持用あるいは水平推進用の補助モータ等を含んでもよい。

（プロペラ）
プロペラ８は、複数の電気モータ７に対してそれぞれ設けられている。各プロペラ８の回転数（すなわち電気モータ７の回転数）は独立して制御可能となっている。各プロペラ８の回転数を制御することにより、航空機は所望の飛行状態で飛行する。

（複数の制御ユニット）
ガスタービンＥＣＵ１１は、ガスタービン要素２の動作を制御する。ガスタービンＥＣＵ１１は、例えばガスタービン要素２に供給される空気量や燃料流量Ｗｆを制御することにより、ガスタービン要素２の回転数やトルク等を所望の値に調整する。
発電機ＥＣＵ１２は、発電機３の動作を制御する。発電機ＥＣＵ１２は、ガスタービン要素２から回転軸２５を介して伝達された回転力により発電するための回生トルクの大きさを制御する。回生トルクの大きさは、発電機３に入力される電流値に比例する。つまり、発電機ＥＣＵ１２により発電機３に入力される電流量を調節することにより、発電機３における回生トルクの大きさを制御可能となっている。ガスタービン要素２と発電機３とは回転軸２５により直結されるので、例えばガスタービン要素２及び発電機３のトルクＴ及び回転数Ｎｅが一定である定常状態から発電機３の回生トルクを増大させると、回転軸２５の回転数（すなわちガスタービン要素２及び発電機３の回転数）が低下する。一方、定常状態から発電機３の回生トルクを減少させると、回転軸２５の回転数が増加する。

バッテリ監視ユニット１３は、バッテリ５内の電力の状態を監視する。
モータＥＣＵ１４は、複数の電気モータ７の動作をそれぞれ制御する。モータＥＣＵ１４は、各電気モータ７に対応して複数設けられてもよい。モータＥＣＵ１４は、バッテリ５からの電力及び発電機３からの電力のうち少なくとも一方の電力を用いて任意の電気モータ７を所望の回転数で回転させる。

飛行状態検出部１５は、航空機に搭載された各種センサからの検出結果を取得することにより、航空機の飛行状態を検出する。具体的に、飛行状態検出部１５は、例えば航空機の速度や姿勢、高度等の情報を取得し、さらにこれらの情報に基づいて航空機の要求出力を算出する。飛行状態検出部１５は、例えばパイロットからの指示や飛行経路等の情報をさらに検出してもよい。

フライトコントローラ１６は、飛行状態検出部１５の検出結果を取得する。フライトコントローラ１６は、検出結果に基づいてプロペラ８の回転数を決定すると同時に、必要な電力を算出する。フライトコントローラ１６は、モータＥＣＵ１４及び後述するハイブリッド制御部１７と通信可能となっている。

ハイブリッド制御部１７は、フライトコントローラ１６、ガスタービンＥＣＵ１１、発電機ＥＣＵ１２及びバッテリ監視ユニット１３と通信する。ハイブリッド制御部１７は、フライトコントローラ１６からの信号を受信するとともに、フライトコントローラ１６へ信号を送信する。また、ハイブリッド制御部１７は、フライトコントローラ１６からの情報に基づいてガスタービンＥＣＵ１１、発電機ＥＣＵ１２及びバッテリ監視ユニット１３へ指令信号を送信するとともに、ガスタービンＥＣＵ１１、発電機ＥＣＵ１２及びバッテリ監視ユニット１３の状態を取得する。ハイブリッド制御部１７は、負荷変動検出部３１と、動作点制御部３２と、を有する。

負荷変動検出部３１は、飛行状態検出部１５により検出された航空機の飛行状態に基づいて、航空機に対する要求出力の負荷変動を検出する。負荷変動とは、例えば飛行中の外気による外乱等により、プロペラ８の負荷が短時間で増減を繰り返すことで生じる要求出力の変動である。例えばホバリング時の姿勢制御を行う際にも負荷変動が生じる場合がある。負荷変動は、航空機が巡航や離着陸、ホバリング等の各種動作を行う際の平均的な負荷である基本負荷に対して、短時間でスパイク状に増減を繰り返すように発生する。すなわち負荷変動は、基本負荷に対しての差分である。

負荷変動検出部３１はさらに、フィードフォワード制御部３３を有する。
フィードフォワード制御部３３は、フィードフォワード制御を行うことにより、飛行状態検出部１５により検出された飛行状態に基づいて負荷変動を予測する。

図２は、負荷が増加した場合における、動作点制御部３２による制御を示す動作点マップ４０である。
動作点制御部３２は、飛行状態検出部１５により検出された飛行状態に基づいて、ガスタービン要素２及び発電機３の動力動作点を制御することにより、負荷変動に対する出力を制御する。動力動作点は、発電機３の回転軸２５における任意のトルクＴ及び回転数Ｎｅにより定義される所定の出力値を示す値である。動作点制御部３２は、図２に示すように、縦軸をトルクＴ、横軸を回転数Ｎｅとした２次元の動作点マップ４０を有する。換言すれば、動作点マップ４０上において任意のトルクＴ及び回転数Ｎｅの組み合わせにより一意に決定される点が動力動作点であり、動作点制御部３２は、この動作点マップ４０上の所望の箇所に動力動作点を設定（移動）可能である。

動作点制御部３２は、負荷変動検出部３１により負荷が変動したことが検出された場合、動作点マップ４０における動力動作点の位置を移動させる。本実施形態では、動作点制御部３２は、フィードフォワード制御部３３により予測された負荷変動に応じて、動力動作点の位置を移動させる。

ここで、負荷変動が検出された場合に、動作点制御部３２は、動作点マップ４０上に第一動作線４１と第二動作線４２とを設定する。
第一動作線４１は、トルクと回転数の積により定義される出力値が一定である複数の動力動作点を結んだ反比例型の曲線である。つまり、第一動作線４１上の任意の動力動作点におけるトルク及び回転数は、Ｔ×Ｎｅ＝α（定数）で表される。
第二動作線４２は、第一動作線４１と同様、トルクと回転数の積により定義される出力値が一定である複数の動力動作点を結んだ反比例型の曲線である。第二動作線４２における出力値は第一動作線４１の出力値と異なる。つまり、第二動作線４２上の任意の動力動作点におけるトルク及び回転数は、Ｔ×Ｎｅ＝β（定数，α≠β）で表される。

負荷変動が増加する場合には、α＜βとなるように第一動作線４１及び第二動作線４２が設定される。
負荷変動が減少する場合には、α＞βとなるように第一動作線４１及び第二動作線４２が設定される（図５参照）。

（負荷が増加するように変動負荷が生じる場合の動作点制御部の動作）
負荷変動検出部３１により負荷の変動（増加）が検出されると、動作点制御部３２は、動作点マップ４０上において、初期動力動作点５１，６１を検出するとともに、目標動力動作点６２及び復帰動力動作点５３，６３を設定する。図２における符号５１，５２及び５３は、ガスタービン要素２の動力動作点を示し、符号６１，６２及び６３は、発電機３の動力動作点を示す。

初期動力動作点５１，６１は、動作点制御部３２による動力動作点の移動制御が実行される前の定常状態において、推進システム１の動力動作点が位置する箇所であり、動作点マップ４０における現在の動力動作点である。初期動力動作点５１，６１は、第一動作線４１上に位置している。
目標動力動作点６２は、第二動作線４２上に位置している。目標動力動作点６２は、第二動作線４２上において、初期動力動作点５１，６１の回転数と同等の回転数を有する動力動作点である。
復帰動力動作点５３，６３は、第一動作線４１上に位置している。復帰動力動作点５３，６３は、第一動作線４１上において、目標動力動作点６２のトルクと同等のトルクを有する動力動作点である。

動作点制御部３２は、負荷変動検出部３１により負荷が変動（増加）したことが検出された場合、まず、既知である初期動力動作点５１，６１に対して、変動した負荷に対応するための目標動力動作点６２を設定する。

さらに動作点制御部３２は、動力動作点を、第一動作線４１上にある初期動力動作点５１，６１から、回転数を一定にしたまま第二動作線４２上の目標動力動作点６２（５２）へ移動させる。その後、動作点制御部３２は、動力動作点を、第二動作線４２上にある目標動力動作点６２からトルクを一定にしたまま第一動作線４１上の復帰動力動作点５３，６３へ移動させる。その後、動作点制御部３２は、動力動作点を、第一動作線４１上にある復帰動力動作点５３，６３から第一動作線４１に沿って初期動力動作点５１，６１へ移動させる。

上述したように、動作点制御部３２は、負荷変動検出部３１により負荷の変動が検出されると、動作点マップ４０上の動力動作点を、初期動力動作点５１，６１、目標動力動作点６２（５２）、復帰動力動作点５３，６３、初期動力動作点５１，６１の順で移動させる。特に発電機３における動力動作点を移動させることにより、動作点制御部３２は、負荷変動に追従した電力を出力できるように発電機３を制御する。

（負荷が増加するように変動負荷が生じる場合の動作点制御部による制御）
次に、負荷が増加するように変動負荷が生じる場合における動作点制御部３２の制御についてより詳細に説明する。
図３は、負荷が増加した場合における、動作点制御部３２のブロック図である。図３において、ステップＳ０５及びＳ０７は発電機３に対する制御であり、ステップＳ０９は、ガスタービン要素２に対する制御である。それ以外のステップＳ０１、Ｓ０３、Ｓ１１、Ｓ１３、及びＳ１５は、発電機３及びガスタービン要素２の両方に対する共通の制御を表している。

図２及び図３に示すように、まず、負荷変動検出部３１により負荷が増加したことが検出されると、動作点制御部３２は、第一動作線４１から第二動作線４２へのスパイク状の負荷変動を行うように指令信号を送信する（ステップＳ０１）。ここで、上述したように、負荷が増加する場合、動作点制御部３２は、第一動作線４１の出力に対して第二動作線４２の出力が大きくなるように第二動作線４２を設定する（図２参照）。すなわち、α＜βとなるように第二動作線４２が設定される。よって、第一動作線４１から第二動作線４２へ動力動作点を移動させることにより、発電機３からの出力が増加する。

第二動作線４２が設定されると、次に、動作点制御部３２は、スパイク状の負荷を吸収する運転モードに推進システム１を移行させる（ステップＳ０３）。このとき、発電機３における動力動作点６１と、ガスタービン要素２における動力動作点５１と、は一致している。

次に、動作点制御部３２は、発電機３に対して、負荷変動に追従するために必要な電力を引き出せる発電機３のトルクを算出する（ステップＳ０５）。さらに、動作点制御部３２は、ステップＳ０５で算出したトルクから発電機３の目標動力動作点６２を設定し、動力動作点を移動させる。具体的に、動作点制御部３２は、発電機３の動力動作点を、第一動作線４１上の初期動力動作点６１から、回転数を一定にしたまま第二動作線４２上の目標動力動作点６２へ移動させる（ステップＳ０７）。目標動力動作点６２への移動は、発電機ＥＣＵ１２から発電機３へ供給する電流量を増加させ、発電機３における回生トルクの大きさを増加させることにより実現される。このとき発電機３のトルクが増加することにより、負荷変動による負荷の増加分を回転軸２５の運動エネルギにより補うことができる。なお、「回転軸２５の運動エネルギ」は、例えば圧縮機２１やタービン２２、連結軸２３、回転軸２５、発電機３を含む回転体全体の運動エネルギを含む。

ステップＳ０５及びステップＳ０７の制御と同時に、動作点制御部３２は、ガスタービン要素２に対して、燃料流量Ｗｆを一定に保つように制御を行う（ステップＳ０９）。燃料流量Ｗｆが一定のため、ガスタービン要素２における動作点は変化せず、初期動力動作点５１と同じ動力動作点５２に位置している。

次に、動作点制御部３２は、発電機３及びガスタービン要素２に対して、回転数Ｎｅを減速しつつ第一動作線４１に戻す制御を行う（ステップＳ１１）。具体的に、動作点制御部３２は、発電機３に対して、動力動作点を、第二動作線４２上にある目標動力動作点６２からトルクＴを一定にしたまま第一動作線４１上の復帰動力動作点６３へ移動させる。さらに、動作点制御部３２は、ガスタービン要素２に対して、動力動作点を、第一動作線４１上にある動力動作点５２から第一動作線４１上の復帰動力動作点５３へ移動させる。これにより、発電機３における復帰動力動作点６３と、ガスタービン要素２における復帰動力動作点５３と、が一致する。

次に、動作点制御部３２は、発電機３及びガスタービン要素２に対して、動力動作点を、第一動作線４１に沿って初期動力動作点５１，６１に戻す制御を行う（ステップＳ１３）。具体的に、動作点制御部３２は、発電機３及びガスタービン要素２に対して、動力動作点を、第一動作線４１上にある復帰動力動作点５３，６３から第一動作線４１に沿って初期動力動作点５１，６１へ移動させる。初期動力動作点５１，６１へ戻る際、失われた運動エネルギを補いつつガスタービン要素２を加速させるため、ガスタービン要素２に供給される燃料流量Ｗｆが増加する。

初期動力動作点５１，６１に戻った後、動作点制御部３２は、定常運転モードに推進システム１を移行させ、動力動作点の移動制御を終了する（ステップＳ１５）。

図４は、負荷が増加した場合に取り出される運動エネルギ量を示すグラフである。
図４に示すように、上述の制御により発電機３の動力動作点が初期動力動作点６１、目標動力動作点６２、復帰動力動作点６３、初期動力動作点６１の順で移動する。これにより、図４の各動力動作点で囲まれた領域ＲＡに相当する大きさの回転軸２５の運動エネルギが発電機３で変換されて電気エネルギとして取り出される。取り出された電気エネルギを負荷の増加分に充てることにより、バッテリ５の電力を用いることなく負荷の増加に対して迅速に出力を追従させることが可能となる。

（負荷が減少するように変動負荷が生じる場合の動作点制御部の動作）
次に、負荷が減少するように変動負荷が生じる場合の動作点制御部の動作について説明する。図５は、負荷が減少した場合における、動作点制御部３２による制御を示す動作点マップ４０である。
負荷変動検出部３１により負荷の変動（増加）が検出されると、動作点制御部３２は、動作点マップ４０上において、初期動力動作点７１，８１を検出するとともに、目標動力動作点８２及び復帰動力動作点７３，８３を設定する。図５における符号７１，７２及び７３は、ガスタービン要素２の動力動作点を示し、符号８１，８２及び８３は、発電機３の動力動作点を示す。

初期動力動作点７１，８１は、動作点制御部３２による動力動作点の移動制御が実行される前の定常状態において、推進システム１の動力動作点が位置する箇所であり、動作点マップ４０における現在の動力動作点である。初期動力動作点７１，８１は、第一動作線４１上に位置している。
目標動力動作点８２は、第二動作線４２上に位置している。目標動力動作点８２は、第二動作線４２上において、初期動力動作点７１，８１の回転数と同等の回転数を有する動力動作点である。
復帰動力動作点７３，８３は、第一動作線４１上に位置している。復帰動力動作点７３，８３は、第一動作線４１上において、目標動力動作点８２のトルクと同等のトルクを有する動力動作点である。

動作点制御部３２は、負荷変動検出部３１により負荷が変動（減少）したことが検出された場合、まず、既知である初期動力動作点７１，８１に対して、変動した負荷に対応するための目標動力動作点８２を設定する。

さらに動作点制御部３２は、動力動作点を、第一動作線４１上にある初期動力動作点７１，８１から、回転数を一定にしたまま第二動作線４２上の目標動力動作点８２（７２）へ移動させる。その後、動作点制御部３２は、動力動作点を、第二動作線４２上にある目標動力動作点８２からトルクを一定にしたまま第一動作線４１上の復帰動力動作点７３，８３へ移動させる。その後、動作点制御部３２は、動力動作点を、第一動作線４１上にある復帰動力動作点７３，８３から第一動作線４１に沿って初期動力動作点７１，８１へ移動させる。

上述したように、動作点制御部３２は、負荷変動検出部３１により負荷の変動が検出されると、動作点マップ４０上の動力動作点を、初期動力動作点７１，８１、目標動力動作点８２（７２）、復帰動力動作点７３，８３、初期動力動作点７１，８１の順で移動させる。特に発電機３における動力動作点を移動させることにより、動作点制御部３２は、負荷変動に追従した電力を出力できるように発電機３を制御する。

（負荷が減少するように変動負荷が生じる場合の動作点制御部による制御）
次に、負荷が減少するように変動負荷が生じる場合における動作点制御部３２の制御について説明する。
図６は、負荷が減少した場合における動作点制御部３２のブロック図である。図６において、ステップＳ２５及びＳ２７は発電機３に対する制御であり、ステップＳ２９は、ガスタービン要素２に対する制御である。それ以外のステップＳ２１、Ｓ２３、Ｓ３１、Ｓ３３、及びＳ３５は、発電機３及びガスタービン要素２の両方に対する共通の制御を表している。

図５及び図６に示すように、まず、負荷変動検出部３１により負荷が減少したことが検出されると、動作点制御部３２は、第一動作線４１から第二動作線４２へのスパイク状の負荷変動を行うように指令信号を送信する（ステップＳ２１）。ここで、上述したように、負荷が減少する場合、動作点制御部３２は、第一動作線４１の出力に対して第二動作線４２の出力が小さくなるように第二動作線４２を設定する（図５参照）。すなわち、α＞βとなるように第二動作線４２が設定される。よって、第一動作線４１から第二動作線４２へ動力動作点を移動させることにより、発電機３からの出力が減少する。

第二動作線４２が設定されると、次に、動作点制御部３２は、スパイク状の負荷を吸収する運転モードに推進システム１を移行させる（ステップＳ２３）。このとき、発電機３における動力動作点８１と、ガスタービン要素２における動力動作点７１と、は一致している。

次に、動作点制御部３２は、発電機３に対して、負荷変動に追従するために必要な電力を吸収できる発電機３のトルクを算出する（ステップＳ２５）。さらに、動作点制御部３２は、ステップＳ２５で算出したトルクから発電機３の目標動力動作点８２を設定し、動力動作点を移動させる。具体的に、動作点制御部３２は、発電機３の動力動作点を、第一動作線４１上の初期動力動作点８１から、回転数を一定にしたまま第二動作線４２上の目標動力動作点８２へ移動させる（ステップＳ２７）。目標動力動作点８２への移動は、発電機ＥＣＵ１２から発電機３へ供給する電流量を減少させ、発電機３における回生トルクの大きさを減少させることにより実現される。このとき発電機３のトルクＴが減少することにより、負荷変動による負荷の減少分を回転軸２５の運動エネルギで吸収することができる。

ステップＳ２５及びステップＳ２７の制御と同時に、動作点制御部３２は、ガスタービン要素２に対して、燃料流量Ｗｆを一定に保つように制御を行う（ステップＳ２９）。燃料流量Ｗｆが一定のため、ガスタービン要素２における動作点は変化せず、初期動力動作点７１と同じ動力動作点７２に位置している。

次に、動作点制御部３２は、発電機３及びガスタービン要素２に対して、回転数Ｎｅを加速させつつ第一動作線４１に戻す制御を行う（ステップＳ３１）。具体的に、動作点制御部３２は、発電機３に対して、動力動作点を、第二動作線４２上にある目標動力動作点８２からトルクＴを一定にしたまま第一動作線４１上の復帰動力動作点８３へ移動させる。さらに、動作点制御部３２は、ガスタービン要素２に対して、動力動作点を、第一動作線４１上にある動力動作点７２から第一動作線４１上の復帰動力動作点７３へ移動させる。これにより、発電機３における復帰動力動作点８３と、ガスタービン要素２における復帰動力動作点７３と、が一致する。

次に、動作点制御部３２は、発電機３及びガスタービン要素２に対して、動力動作点を、第一動作線４１に沿って初期動力動作点７１，８１に戻す制御を行う（ステップＳ３３）。具体的に、動作点制御部３２は、発電機３及びガスタービン要素２に対して、動力動作点を、第一動作線４１上にある復帰動力動作点７３，８３から第一動作線４１に沿って初期動力動作点７１，８１へ移動させる。初期動力動作点５１，６１へ戻る際、蓄えられた運動エネルギを放出するため、ガスタービン要素２に供給される燃料流量Ｗｆが減少する。

初期動力動作点７１，８１に戻った後、動作点制御部３２は、定常運転モードに推進システム１を移行させ、動力動作点の移動制御を終了する（Ｓ３５）。

図７は、負荷が減少した場合に吸収される運動エネルギ量を示すグラフである。
図７に示すように、上述の制御により発電機３の動力動作点が初期動力動作点７１，８１、目標動力動作点７２，８２、復帰動力動作点７３，８３、初期動力動作点７１，８１の順で移動する。これにより、図７の各動力動作点で囲まれた領域ＲＢに相当する大きさの電気エネルギが回転軸２５の運動エネルギとして回収される。これにより、余分な電力をバッテリ５に蓄電することなく負荷の減少に対して迅速に出力を追従させることが可能となる。

さらに、回収された運動エネルギは、負荷が増加した場合に取り出される運動エネルギとして利用することが可能である。換言すれば、図７の領域ＲＢに相当する運動エネルギを、図４の領域ＲＡに相当する運動エネルギとして利用することが可能である。負荷変動は短時間に増減を繰り返すため、負荷減少時に回収した運動エネルギを負荷増加時の運動エネルギとして利用することで、負荷変動に対する制御に用いる燃料流量Ｗｆを実質的に一定にしたまま動作点制御部３２による制御を行うことが可能となる。

（作用、効果）
次に、上述の推進システム１の作用、効果について説明する。
本実施形態の推進システム１によれば、動作点制御部３２は、負荷変動が生じた場合に、動力動作点を複数の動作線４１，４２の間で移動させることにより負荷変動による出力の増減に対応する。具体的に、動作点制御部３２は、始めに第一動作線４１上にある動力動作点（初期動力動作点５１，６１，７１，８１）から回転数Ｎｅを一定にしたまま第二動作線４２上の動力動作点（目標動力動作点５２，６２，７２，８２）へ移動させる。これにより、回転軸２５の運動エネルギと発電機３の電気エネルギとを互いに変換させて、短時間の負荷変動に対応できる。その後、動作点制御部３２は、運動エネルギの増減に合わせてトルクＴ一定のまま回転数Ｎｅを変化させる。つまり、動作点制御部３２は、第二動作線４２上にある動力動作点（目標動力動作点５２，６２，７２，８２）からトルクを一定にしたまま第一動作線４１上の動力動作点（復帰動力動作点５３，６３，７３，８３）へ移動させる。これにより、回転数Ｎｅを変速させつつ当初の第一動作線４１に戻す。最後に、動作点制御部３２は、復帰動力動作点５３，６３，７３，８３から第一動作線４１に沿ってトルクＴ及び回転数Ｎｅを変化させることにより第一動作線４１上の初期動力動作点５１，６１，７１，８１に戻す。これにより、同じ動作線上であってもより効率の良い動作点で運転させることができる。このように動作点を初期動力動作点５１，６１，７１，８１、目標動力動作点５２，６２，７２，８２、復帰動力動作点５３，６３，７３，８３、初期動力動作点５１，６１，７１，８１の順に移動させることで、ガスタービン要素２及び発電機３間の回転軸２５の運動エネルギを出力として取り出し又は蓄積することができる。つまり、バッテリ５からの電力の出し入れの代わりに回転軸２５の運動エネルギを用いてスパイク状の負荷変動に対応可能となる。よって、必要以上にバッテリ５を大型化する必要が無く、バッテリ５からの電力で負荷変動に対応する従来技術と比較して、バッテリ５を小型化できる。また、バッテリ５の利用頻度が減少するため、バッテリ５に関する冷却系を小型化できるとともにバッテリ５の寿命低下を抑制できる。
したがって、従来技術と比較してバッテリ５及びその冷却系を小型化するとともに、バッテリ５寿命の低下を抑制することが可能な航空機の推進システム１を提供できる。

負荷が増加する場合、動作点制御部３２は、第一動作線４１の出力αに対して第二動作線４２の出力βが大きくなるように第二動作線４２を設定する。すなわち、動作点制御部３２は、始めに第一動作線４１上の初期動力動作点５１，６１から回転数Ｎｅを一定にしたまま第二動作線４２上の目標動力動作点５２，６２へ移動させる。これにより、回転軸２５の運動エネルギを利用して発電機３側での発電電力を増加させ、短時間での負荷増加に対応することができる。その後、動作点制御部３２は、運動エネルギの減少に合わせて回転数Ｎｅを減少させる。つまり、動作点制御部３２は、第二動作線４２上の目標動力動作点５２，６２からトルクＴを一定にしたまま第一動作線４１上の復帰動力動作点５３，６３へ移動させる。これにより、回転数Ｎｅを減少させつつ当初の第一動作線４１に戻す。最後に、動作点制御部３２は、復帰動力動作点５３，６３から第一動作線４１に沿ってトルクＴ及び回転数Ｎｅを変化させることにより初期動力動作点５１，６１に戻す。このように、負荷が増加する場合には、動作点を移動させることにより運動エネルギを電気エネルギとして取り出すことができる。よって、バッテリ５から電力を取り出すことなく負荷変動の増加に対応できる。

負荷が減少する場合、動作点制御部３２は、第一動作線４１の出力αに対して第二動作線４２の出力βが小さくなるように第二動作線４２を設定する。すなわち、動作点制御部３２は、始めに第一動作線４１上の初期動力動作点７１，８１から回転数Ｎｅを一定にしたまま第二動作線４２上の目標動力動作点７２，８２へ移動させる。これにより、負荷低下に対応するために発電機３が電力変換せずに残った余分の運動エネルギを回転軸２５の運動エネルギとして吸収（蓄積）させ、短時間での負荷減少に対応することができる。その後、動作点制御部３２は、運動エネルギの増加に合わせて回転数Ｎｅを増加させる。つまり、動作点制御部３２は、第二動作線４２上の目標動力動作点７２，８２からトルクＴを一定にしたまま第一動作線４１上の復帰動力動作点７３，８３へ移動させる。これにより、回転数Ｎｅを増加させつつ当初の第一動作線４１に戻す。最後に、動作点制御部３２は、復帰動力動作点７３，８３から第一動作線４１に沿ってトルクＴ及び回転数Ｎｅを変化させることにより初期動力動作点７１，８１に戻す。このように、負荷が減少する場合には、動作点を移動させることにより発電機３が電力変換せずに残った余分な運動エネルギを回転軸２５の運動エネルギとして吸収（蓄積）させることができる。よって、バッテリ５に電力を蓄電させることなく負荷変動の減少に対応できる。
さらに、負荷の減少時に吸収された運動エネルギを、負荷が増加した場合の発電エネルギとして利用することができる。この場合、負荷が増加した際に取り出された運動エネルギを、蓄積されていた運動エネルギで賄うことができるので、燃料流量Ｗｆを増加させることなく負荷の増加に対応できる。よって燃費の悪化を抑制できる。

負荷変動検出部３１は、フィードフォワード制御により負荷変動を予測するフィードフォワード制御部３３を有し、動作点制御部３２は、フィードフォワード制御部３３で予測された負荷変動に基づいて動力動作点を制御する。これにより、より迅速に要求出力の負荷変動に対応することができる。よって、航空機の推進システム１における応答性を向上できる。

なお、本発明の技術範囲は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、上述の実施形態では、単一のガスタービン要素２を有する構成について説明したが、推進システム１が複数のガスタービン要素２を有していてもよい。すなわち、推進システム１は、複数のガスタービン要素２と、各ガスタービン要素２に対応する複数のガスタービンＥＣＵ１１と、発電機３と、コンバータ４と、発電機ＥＣＵ１２と、を有してもよい。推進システム１は、複数のバッテリ５（及びバッテリ監視ユニット１３）を有してもよい。推進システム１は、複数のインバータ６と、複数の電気モータ７（及びモータＥＣＵ１４）と、各電気モータ７に対応する複数のプロペラ８と、を有してもよい。
発電機３は、軸方向において圧縮機２１とタービン２２との間に配置されてもよい。

負荷が増加した場合において、復帰動力動作点５３，６３から初期動力動作点５１，６１へ移動させる制御は、省略してもよい。この場合、負荷が減少した場合の制御が実行されるまで復帰動力動作点５３，６３で待機し、負荷の減少が検出された場合に、初期動力動作点７１，８１から復帰動力動作点７３，８３まで移動させることにより、負荷が増加した場合の復帰動力動作点５３，６３から初期動力動作点５１，６１への移動に代えてもよい。すなわち、負荷が増加した場合の復帰動力動作点５３，６３と、負荷が減少した場合の初期動力動作点７１，８１とが一致するものとして運動エネルギの取り出しと吸収とを交互に行わせてもよい。このように構成した場合、上述したように、動力動作点の移動に伴う燃料流量Ｗｆを一定にできるので、燃料消費を抑制することができる。

その他、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で、上述した実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、上述した実施形態を適宜組み合わせてもよい。

１ 航空機の推進システム
２ ガスタービン要素
３ 発電機
５ バッテリ
７ 電気モータ
８ プロペラ
１５ 飛行状態検出部
２１ 圧縮機
２２ タービン
２５ 回転軸
３１ 負荷変動検出部
３２ 動作点制御部
３３ フィードフォワード制御部
４０ 動作点マップ
４１ 第一動作線
４２ 第二動作線
５１，６１，７１，８１ 初期動力動作点（動力動作点）
５２，６２，７２，８２ 目標動力動作点（動力動作点）
５３，６３，７３，８３ 復帰動力動作点（動力動作点）
Ｔ トルク
Ｎｅ 回転数

Claims (4)

1. 航空機の機体に搭載され、
   圧縮機及び前記圧縮機と一体回転するタービンを有するガスタービン要素と、
   前記ガスタービン要素と回転軸を介して接続される発電機と、
   前記発電機により発電された電力を蓄電するバッテリと、
   前記発電機からの電力及び前記バッテリからの電力の少なくとも一方の電力により駆動される電気モータと、
   前記電気モータにより駆動されるプロペラと、
   前記航空機の飛行状態を検出する飛行状態検出部と、
   前記飛行状態検出部により検出された前記飛行状態に基づいて、前記航空機に対する要求出力の負荷変動を検出する負荷変動検出部と、
   前記飛行状態検出部により検出された前記飛行状態に基づいて、前記回転軸におけるトルク及び回転数により定義される動力動作点を制御する動作点制御部と、
   を備え、
   前記動作点制御部は、動力動作点がマッピングされる動作点マップにおいて、
   前記トルクと前記回転数の積により定義される出力が一定である複数の動力動作点を結んだ第一動作線と、
   前記第一動作線とは出力が異なり、かつ出力が一定である複数の動力動作点を結んだ第二動作線と、
   を設定し、
   前記動作点制御部は、前記負荷変動検出部により負荷が変動したことが検出された場合、前記動作点マップにおける現在の動力動作点である初期動力動作点に対して、前記負荷に対応するための目標動力動作点を設定し、
   前記動作点制御部は、
   前記動力動作点を、前記第一動作線上にある前記初期動力動作点から前記回転数を一定にしたまま前記第二動作線上の前記目標動力動作点へ移動させ、
   前記動力動作点を前記目標動力動作点へ移動させた後、前記第二動作線上にある前記目標動力動作点から前記トルクを一定にしたまま前記第一動作線上の復帰動力動作点へ移動させ、
   前記動力動作点を前記復帰動力動作点へ移動した後、前記第一動作線上にある前記復帰動力動作点から前記第一動作線に沿って前記初期動力動作点へ移動させることを特徴とする航空機の推進システム。
2. 前記負荷変動検出部により前記負荷が増加することが検出された場合、前記動作点制御部は、前記第一動作線の出力に対して前記第二動作線の出力が大きくなるように前記第二動作線を設定することを特徴とする請求項１に記載の航空機の推進システム。
3. 前記負荷変動検出部により前記負荷が減少することが検出された場合、前記動作点制御部は、前記第一動作線の出力に対して前記第二動作線の出力が小さくなるように前記第二動作線を設定することを特徴とする請求項１に記載の航空機の推進システム。
4. 前記負荷変動検出部は、フィードフォワード制御により前記負荷変動を予測するフィードフォワード制御部を有し、
   前記フィードフォワード制御部は、前記飛行状態検出部により検出された前記飛行状態に基づいて前記負荷変動を予測し、
   前記動作点制御部は、前記フィードフォワード制御部で予測された前記負荷変動に基づいて前記動力動作点を制御することを特徴とする請求項１に記載の航空機の推進システム。

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