飞行器用推进系统的制作方法

1.本发明涉及飞行器用推进系统。


背景技术：

2.以往，已知有在飞行器主体安装有多个发动机、且发电机与发动机连接的飞行器用推进系统(例如专利文献1(美国专利第8727271号说明书)及专利文献2(美国专利第9493245号说明书))。该飞行器用推进系统将发电机供给的电力及/或蓄电池供给的电力向电动机供给，电动机驱动多个旋翼。


技术实现要素：

3.发明要解决的课题
4.在这种飞行器用推进系统中，从发电效率的观点出发，考虑根据情况(例如电力负荷小的巡航行进时等)，使发电机的一部分停止。
5.然而，在该情况下，当使发动机长期间持续停止时，发动机的温度降低。其结果是，在使停止了的发动机再次启动时，有可能用于使发动机轴旋转的负荷变大，例如，需要向起动电动机供给大电力而消耗电力升高等。需要说明的是，例如，在运行着的发动机发生了故障时、电力负荷高的降落时等，需要发动机的再次启动。
6.本发明是考虑这样的情况而完成的，其目的之一在于，提供能够减少发动机轴的旋转负荷的飞行器用推进系统。
7.用于解决课题的方案
8.本发明的飞行器用推进系统具有以下的结构。
9.(1)本发明的一方案的飞行器用推进系统具备：多个发动机，它们安装于飞行器的机体；发电机，其与所述发动机的发动机轴连接；多个电动机，它们由包含所述发电机所发出的电力在内的电力进行驱动；多个旋翼，它们安装于所述飞行器的机体，且由所述电动机所输出的驱动力进行驱动；以及控制部，其控制所述多个发动机的运行状态，所述控制部在所述飞行器的飞行状态为所述多个发动机运行而所述飞行器起飞之后的第一状态的情况下，在使所述多个发动机中的一部分发动机运行的同时，使剩余的发动机停止，其中，所述多个发动机中的至少1个发动机具备抽气机构，该抽气机构具有：抽气孔，其设置于所述压缩机；抽气管，其从所述抽气孔延伸到其他所述发动机的压缩室；以及抽气阀，其设置于所述抽气管，所述控制部在使停止了的所述发动机再次启动时，使运行中的所述发动机中的所述抽气阀开阀，将运行中的所述发动机中的所述压缩机的压缩空气经由所述抽气孔及所述抽气管向停止了的所述发动机的所述压缩室供给。
10.(2)在上述(1)的方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，停止了的所述发动机能够仅将从运行中的所述发动机供给到所述压缩室的所述压缩空气作为驱动力而再次启动。
11.(3)在上述(1)或(2)的方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，所述飞行器
用推进系统还具备使所述发动机轴旋转的起动电动机，停止了的所述发动机能够将从运行中的所述发动机供给到所述压缩室的所述压缩空气和所述起动电动机这两方作为驱动力而再次启动。
12.(4)在上述(1)至(3)中任一方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，作为所述多个发动机而设置第一发动机及第二发动机，所述第一发动机的所述抽气管将所述第一发动机的所述压缩机与所述第二发动机的所述压缩室连接，所述第二发动机的所述抽气管将所述第二发动机的所述压缩机与所述第一发动机的所述压缩室连接。
13.(5)在上述(1)至(4)中任一方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，所述飞行器用推进系统还具备取得与所述飞行器的飞行相关的飞行信息的取得部，所述控制部基于由所述取得部取得的所述飞行信息，来控制所述多个发动机的运行状态。
14.(6)在上述(1)至(5)中任一方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，所述第一状态是所述飞行器在到达规定的高度之后沿着包含水平方向在内的方向移动着的状态。
15.(7)在上述(1)至(6)中任一方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，所述控制部在所述飞行器的飞行状态是与第一状态不同的第二状态的情况下，使所述多个发动机运行而控制所述飞行器。
16.在本发明中，控制部在使停止了的发动机再次启动时，使运行中的发动机中的抽气阀开阀，将运行中的发动机中的压缩机的压缩空气经由抽气孔及抽气管而向停止了的发动机的压缩室供给。因此，由运行中的发动机中的压缩机压缩后的压缩空气向停止了的发动机的压缩室供给。由此，例如，在停止了的发动机中即便不利用起动电动机使发动机轴旋转等，也能够向压缩室供给压缩空气。因而，能够减少发动机轴的旋转负荷。其结果是，在一并使用起动电动机的情况下，能够缩短再次启动为止所需的时间。不一并使用起动电动机，也能够实现使发动机再次启动。在该情况下，抽气机构可以说是作为在不存在起动电动机的情况下使发动机再次启动的发动机再次启动机构而发挥功能。
17.发明效果
18.根据(1)至(7)的方案，能够减少发动机轴的旋转负荷。
附图说明
19.图1是简要地表示搭载有飞行器用推进系统的飞行体1的图。
20.图2是表示飞行体1的功能结构的一例的图。
21.图3是用于说明飞行体1的飞行状态的图。
22.图4是表示gt60-1、60-2的功能结构的一例的图。
23.附图标记说明：
24.1 飞行体(飞行器)
25.10 机体
26.12 旋翼
27.14 电动机
28.50 发电机
29.60 gt(发动机)
30.62 压缩机
31.64 压缩室
32.67 起动电动机
33.68 发动机轴
34.70 抽气机构
35.71 抽气孔
36.72 抽气管
37.73 抽气阀
38.100 控制装置(控制部)
39.120 各种传感器(取得部)。
具体实施方式
40.以下，参照附图来说明本发明的飞行器用推进系统的实施方式。
41.[整体结构]
[0042]
图1是简要地表示搭载有飞行器用推进系统的飞行体1(权利要求的飞行器)的图。飞行体1例如具备机体10、多个旋翼12a～12d、多个电动机14a～14d、臂16a～16d。以下，在不对多个旋翼12a～12d互相进行区别的情况下，称作旋翼12，在不对多个电动机14a～14d互相进行区别的情况下，称作电动机14。飞行体1可以是有人飞行体，也可以是无人飞行体。飞行体1也可以不限于图示的多旋翼机(multicopter)，也可以是直升机(helicopter)、具备旋转翼和固定翼这两方的混合型飞行体。
[0043]
旋翼12a经由臂16a而安装于机体10。在旋翼12a的基部(旋转轴)，安装有电动机14a。电动机14a驱动旋翼12a。电动机14a例如是无刷dc马达。旋翼12a是在飞行体1为水平姿势的情况下，绕与重力方向平行的轴线旋转的叶片的固定翼。关于旋翼12b～12d、臂16b～16d、以及电动机14b～14d，也具有与上述同样的功能结构，因此省略说明。
[0044]
旋翼12根据控制信号而旋转，由此飞行体1以期望的飞行状态飞行。控制信号是基于操作者的操作或自动操纵中的指示得到的用于控制飞行体1的信号。例如，旋翼12a和旋翼12d沿着第一方向(例如顺时针方向)旋转，旋翼12b和旋翼12c沿着第二方向(例如逆时针方向)旋转，由此飞行体1飞行。也可以除了上述的旋翼12以外，还设置有未图示的姿势保持用或水平推进用的辅助旋翼等。
[0045]
图2是表示飞行体1的功能结构的一例的图。飞行体1除了图1所示的结构以外，例如还具备第一控制电路20a、20b、20c、20d、蓄电池单元30、第二控制电路40-1、40-2、发电机50-1、50-2、燃气轮机发动机(以下称作“gt”)60-1、60-2。赋予了附图标记及连字符之后的数字“1”的结构是与旋翼12a、旋翼12d、电动机14a、电动机14d、第一控制电路20a及第一控制电路20d对应的第一结构。赋予了附图标记及连字符之后的数字“2”的结构是与旋翼12b、旋翼12c、电动机14b、电动机14c、第一控制电路20b及第一控制电路20c对应的第二结构。以下，作为代表而说明第一结构，第二结构为与第一结构同样的结构，因此省略说明。
[0046]
第一控制电路20a是包括逆变器等驱动电路在内的pdu(power drive unit)。第一控制电路20a将如下电力向电动机14a供给，该电力是利用开关等对由蓄电池单元30供给的电力进行变换得到的电力。第一控制电路20d与第一控制电路20a同样是pdu，将由蓄电池单元30供给的电力向电动机14d供给。电动机14a驱动旋翼12a，电动机14d驱动旋翼12d。
[0047]
蓄电池单元30例如具备蓄电池32、bmu(battery management unit)34、检测部36。蓄电池32例如是将多个电池单体串联、并联、或串并联连接的电池组。构成蓄电池32的电池单体例如是锂离子电池(lithium-ion battery：lib)、镍氢电池等能够反复充电和放电的二次电池。
[0048]
bmu34进行电池单体平衡、蓄电池32的异常检测、蓄电池32的单体温度的导出、蓄电池32的充放电电流的导出、蓄电池32的soc的推定等。检测部36是用于测定蓄电池32的充电状态的电压传感器、电流传感器、温度传感器等。检测部36将测定出的电压、电流、温度等测定结果向bmu34输出。
[0049]
飞行体1也可以具备多个蓄电池单元30。例如，也可以设置与第一结构及第二结构分别对应的蓄电池单元30。需要说明的是，在本实施方式中，由发电机50生成的电力向蓄电池32供给，但不限定于此。由发电机50生成的电力也可以不经由蓄电池32地(或关于是否经由蓄电池32而选择性地)向第一控制电路20及电动机14供给。
[0050]
第二控制电路40-1是包括转换器等的pcu(power conditioning unit)。第二控制电路40-1将由发电机50-1发出的交流电力变换为直流电力，并将变换后的电力向蓄电池32及/或第一控制电路20供给。
[0051]
发电机50-1与gt60-1(权利要求的发动机)的输出轴连接。发电机50-1通过gt60-1运行而被驱动，通过该驱动来生成交流电力。发电机50-1也可以经由减速机构而与gt60-1的输出轴连接。发电机50-1也可以作为马达发挥功能，在向gt60-1进行的燃料的供给停止时，使gt60-1旋转(空转)而为能够运行的状态。此时，第二控制电路40-1能够从蓄电池32侧取出电力而拖动发电机50-1。也可以代替上述的功能结构，在gt60-1的输出轴上连接后述的起动电动机67-1，起动电动机67-1使gt60-1为能够运行的状态。
[0052]
gt60-1例如是涡轮轴发动机。关于gt60-1的详细的结构，见后述。
[0053]
控制装置100(权利要求的控制部)例如通过cpu(central processing unit)等硬件处理器执行程序(软件)来实现。控制装置100的功能中的一部分或全部可以由lsi(large scale integration)、asic(application specific integrated circuit)、fpga(field-programmable gate array)、gpu(graphics processing unit)等硬件(包含电路部：circuitry)实现，也可以通过软件与硬件的协同配合来实现。程序可以预先保存于控制装置100的hdd(hard disk drive)、闪存器等存储装置(具备非暂时性的存储介质的存储装置)，也可以保存于dvd、cd-rom等能够装卸的存储介质，并通过存储介质(非暂时性的存储介质)装配于驱动装置而安装于控制装置100的hdd、闪存器。
[0054]
各种传感器120(权利要求的取得部)例如包括转速传感器、多个温度传感器、多个压力传感器、润滑油传感器、高度传感器、陀螺仪传感器等。转速传感器检测涡轮的转速。温度传感器检测gt60的进气口附近的温度、燃烧室的下游附近的温度。润滑油传感器检测供给到gt60的轴承等的润滑油的温度。压力传感器检测收容控制装置100的容器的内部的压力、gt60的进气口附近的压力。高度传感器检测飞行体1的高度。陀螺仪传感器检测获知机体10的姿势。
[0055]
控制装置100对于上述的电动机14、第一控制电路20、蓄电池单元30、第二控制电路40、发电机50、gt60等，基于它们的运行状态或从各种传感器120取得的信息来控制它们。例如，控制装置100控制上述的各功能结构而使飞行体1起飞或降落、或者使飞行体1以规定
的飞行状态飞行。
[0056]
控制装置100基于飞行信息来控制飞行体1。飞行信息例如是根据各种传感器120的检测结果得到的信息、与控制信号相应的飞行体1的飞行状态。控制装置100在飞行体1的飞行状态是多个gt60运行而飞行体1起飞之后的第一状态的情况下，使多个gt60中的至少1个gt60停止，使未停止的其他gt60例如在其他gt60能够高效运行的效率运行范围内运行而使与其他gt60对应的发电机50输出电力。控制装置100在飞行体1的飞行状态是与第一状态不同的第二状态的情况下，使多个gt60运行而控制飞行体1。
[0057]
图3是用于说明飞行体1的飞行状态的图。如图3所示，飞行体1进行如下动作：(1)进行滑行、(2)起飞、悬停(hovering)、(3)上升及加速、(4)巡航。然后，飞行体1进行如下动作：(5)下降及减速、(6)悬停、降落、(7)滑行、供油、驻机。飞行体1在到达规定的高度之后沿着包含水平方向在内的方向移动着的状态是第一状态。第一状态例如是图3所示的飞行体1巡航着的状态、或者图3所示的飞行体1进行着上升及加速、巡航、及下降及减速的状态(3)-(5)。在以下的说明中，第一状态是飞行体1进行着上升及加速、巡航、及下降及减速的状态。例如，飞行体1进行着起飞的动作或降落的动作的状态、及进行着滑行、供油、驻机的状态(1)、(2)、(6)、(7)是第二状态。
[0058]
在上述的飞行状态中的例如飞行体1进行着起飞、悬停、降落的情况(为第二状态的情况)下，控制装置100使gt60-1及gt60-2在效率运行范围内运行。通过gt60-1及gt60-2在效率运行范围内运行而输出的电力是飞行体1进行着起飞、悬停、或降落的状态的要求电力以上或与要求电力接近的电力。
[0059]
在上述的飞行状态中的例如飞行体1进行着上升及加速、巡航、或下降及减速的情况(为第一状态的情况)下，控制装置100使gt60-1在效率运行范围内运行，使gt60-2的运行停止。通过gt60-1在效率运行范围内运行而输出的电力是飞行体1进行着上升及加速、巡航、或下降及减速的状态的要求电力以上的电力或与之接近的电力。gt60-1及gt60-2例如是满足上述的条件的规格。
[0060]
要求电力是飞行体1为了转移至与控制信号相应的飞行状态、或为了维持飞行状态而所需的电力。控制装置100通过将要求电力向电动机14提供，电动机14基于要求电力来驱动旋翼12，由此将飞行体1控制为与控制信号相应的飞行状态。在第一状态下要求的要求电力例如是未停止的其他gt60在效率运行范围内运行而与其他gt60对应的发电机50能够输出的电力以下的电力。在第一状态下要求的要求电力也可以是超过上述的其他gt60能够输出的电力的电力，但为蓄电池32能够供给的电力以下的电力。换言之，若凭借实时地发出的电力则会不足，但从预先蓄积于蓄电池32的电力填补电力，由此要求电力以上的电力向电动机14供给。在第一状态下要求的要求电力在gt60-1及gt60-2的运行停止而未向蓄电池32供给电力的情况下，能够从蓄电池32供给。
[0061]
如上述那样，在飞行体1的飞行状态为gt60-1及gt60-2运行而飞行体1起飞之后的第一状态的情况下，控制装置100例如在使gt60-1及gt60-2中的一部分的gt60-1运行的同时，使剩余的gt60-2停止。
[0062]
[燃气轮机发动机的详细情况]
[0063]
图4是表示gt60-1、60-2的功能结构的一例的图。
[0064]
gt60-1具备壳体61-1、压缩机62-1、压缩室64-1(燃烧室)、燃烧器65-1、涡轮63-1、
发动机轴68-1、起动电动机67-1、燃料切断阀66-1、抽气机构70-1。
[0065]
壳体61-1收容gt60-1的各结构。
[0066]
压缩机62-1对从未图示的进气口吸入的吸入空气进行压缩。
[0067]
压缩室64-1配置于压缩机62-1(压缩机62-1的扩散器)的下游。在压缩室64-1配置有燃烧器65-1。
[0068]
燃烧器65-1使压缩后的空气与燃料混合得到的气体燃烧，生成燃烧气体。前述的压缩后的空气是供给到压缩室64-1的压缩空气。
[0069]
涡轮63-1与压缩机62-1连接，利用燃烧气体的力而与压缩机62-1一体旋转。涡轮63-1及压缩机62-1经由发动机轴68-1而连接。
[0070]
发动机轴68-1与发电机50-1(图4中未图示)连接。发动机轴68-1的一部分作为输出轴发挥功能。输出轴通过上述的旋转而旋转，由此与输出轴连接的发电机50运行。
[0071]
起动电动机67-1与gt60-1的发动机轴68-1连接。在向gt60-1进行的燃料的供给停止时，起动电动机67-1使发动机轴68-1旋转(空转)而为能够运行的状态。
[0072]
燃料切断阀66-1对向燃烧器65-1供给的燃料的供给及切断进行切换。燃料切断阀66-1与控制装置100连接。燃料切断阀66-1由控制装置100控制。在燃料切断阀66-1为开状态的情况下，向燃烧器65-1供给燃料，gt60-1运行。在燃料切断阀66-1为闭状态的情况下，向燃烧器65-1进行的燃料的供给停止，gt60-1停止。
[0073]
抽气机构70-1将压缩机62-1的压缩空气向其他gt60-2的压缩室64-2输送。抽气机构70-1具备抽气孔71-1、抽气管72-1、抽气阀73-1。
[0074]
抽气孔71-1设置于压缩机62-1。抽气孔71-1将压缩机62-1的内部与外部连通。
[0075]
抽气管72-1从抽气孔71-1延伸到其他gt60-2的压缩室64-2。抽气孔71-1将压缩机62-1与其他gt60-2的压缩室64-2连通。压缩机62-1压缩后的空气经由抽气管72-1而向其他gt60-2的压缩室64-2输送。
[0076]
抽气阀73-1设置于抽气管72-1。抽气阀73-1相对于抽气孔71-1位于下游。抽气阀73-1切换压缩机62-1与压缩机62-1经由抽气管72-1进行的连通及切断。
[0077]
需要说明的是，在本实施方式中，gt60-1的抽气管72-1将gt60-1的压缩机62-1与gt60-2的压缩室64-2连接。而且，gt60-2的抽气管72-2将gt60-2的压缩机62-2与gt60-1的压缩室64-1连接。即，2个gt60彼此由抽气机构70-1连接。
[0078]
[燃气轮机发动机及抽气机构的控制的一例]
[0079]
接着，说明gt60-1、60-2及抽气机构70-1、70-2的控制的一例。
[0080]
在该控制中，首先，控制装置100判定飞行体1是第一状态还是第二状态。需要说明的是，控制装置100也可以基于包含各种传感器120(温度传感器)取得的外气温在内的飞行信息，判定飞行体1是第一状态还是第二状态。在此，取得外气温的各种传感器120可以安装于飞行体1的机体，也可以安装于gt60-1的壳体61-1(参照图3、图4)。飞行体1巡航时的外气温例如为-45℃左右。
[0081]
在起飞时、降落时等、飞行体1为第二状态的情况下，在使gt60-1、60-2这两方运行的同时，预先使抽气阀73-1闭阀。因此，例如，压缩机62-1的压缩空气不会经由gt60-1的抽气机构70-1而向其他gt60-1的压缩室64-2输送。因而，在各gt60-1、60-2中，不会发生压缩空气的多余的压损等。其结果是，gt60-1、60-2稳定运行。
[0082]
在巡航时等、飞行体1为第一状态的情况下，控制装置100如前述那样，在使多个gt60中的一部分运行的同时，使剩余的gt60停止。在本实施方式中，例如，在使gt60-1运行的同时，使gt60-2停止。此时，抽气阀73-1、73-2保持关闭的状态。
[0083]
之后，例如，在飞行体1再次成为第二状态时，控制装置100使停止了的gt60-2再次启动。此时控制装置100使运行中的gt60-1中的抽气阀73-1开阀，将运行中的gt60-1中的压缩机62-1的压缩空气经由抽气孔71-1及抽气管72-1而向停止了的gt60-2的压缩室64-2供给。由此，涡轮63-2及发动机轴68-2旋转，gt60-2开始再次启动。
[0084]
需要说明的是，停止了的gt60-2也可以仅将从运行中的gt60-1供给到压缩室64-1的压缩空气作为驱动力而再次启动。停止了的gt60-1也可以将从运行中的gt60-1供给到压缩室64-1的压缩空气和起动电动机67-1这两方作为驱动力而再次启动。
[0085]
在gt60-2的再次启动完成而gt60-2的发动机轴68-1开始稳定旋转之后，控制装置100再次使抽气阀73-2闭阀。需要说明的是，使抽气阀73-2闭阀的时机的判定(gt60-2的再次启动完成了这一情况的判定)例如能够由控制装置100基于压缩室64-1的内压来实施等。
[0086]
如以上所说明那样，根据本实施方式的飞行体，控制装置100在使停止了的gt60-1再次启动时，使运行中的gt60-1中的抽气阀73-1开阀，将运行中的gt60-1中的压缩机62-1的压缩空气经由抽气孔71-1及抽气管72-1而向停止了的gt60-2的压缩室64-2供给。因此，由运行中的gt60-1中的压缩机62-1压缩后的压缩空气向停止了的gt60-2的压缩室64-2供给。由此，例如，在停止了的gt60-2中即便不利用起动电动机67-2使发动机轴68-2旋转等，也能够向压缩室64-2供给压缩空气。因而，能够减少发动机轴68-2的旋转负荷。其结果是，在一并使用起动电动机67-2的情况下，能够缩短再次启动为止所需的时间。不一并使用起动电动机67-2，也能够实现使gt60-2再次启动。在该情况下，抽气机构70-2可以说是作为在无起动电动机的情况下使gt60-2再次启动的发动机再次启动机构发挥功能。
[0087]
需要说明的是，本发明的技术范围并不限定于所述实施方式，在不脱离本发明的主旨的范围内能够施加各种变更。
[0088]
抽气机构70也可以不设置于全部的gt60。例如，在第一状态下使gt60-1运行且使gt60-2停止、且不替换运行的gt60等情况下，抽气机构70也可以仅设置于gt60-1。
[0089]
除此之外，在不脱离本发明的主旨的范围内，能够适当将所述实施方式中的构成要素置换为周知的构成要素，另外，也可以适当组合所述的变形例。