JP2020142799A

JP2020142799A - Power engine

Info

Publication number: JP2020142799A
Application number: JP2020090141A
Authority: JP
Inventors: 周平小松; Shuhei Komatsu
Original assignee: ALI Technologies Inc
Current assignee: ALI Technologies Inc
Priority date: 2018-09-03
Filing date: 2020-05-22
Publication date: 2020-09-10
Also published as: JP7002793B2; JP2020142800A; JP2021073132A; JP6751537B2; JP2020037377A; JP2020142798A

Abstract

To provide a manned flying body as novel means of transportation.SOLUTION: A hybrid manned flying body includes: an engine and a motor; a first rotor part for generating lifting force with the engine; a second rotor part for generating at least thrust in a longitudinal direction with the motor; and a control unit for controlling the engine and the motor, whereby the hybrid manned flying body has an efficient structure in accordance with the force required as a result of dividing a floating rotor part from a thrust rotor part.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、飛行体に関し、特に、エンジンと電気モータを併用した期間を有する有人飛行体に関する。 The present invention relates to an air vehicle, particularly a manned air vehicle having a period in which an engine and an electric motor are used in combination.

特許文献１には、自動二輪車に関する技術が提案されている。 Patent Document 1 proposes a technique relating to a motorcycle.

特開２０１６−２１０３２８号公報Japanese Unexamined Patent Publication No. 2016-210328 特開２０１５−０４７９６５号公報Japanese Unexamined Patent Publication No. 2015-047965 米国特許出願公開第２０１６／０１７６２５６号明細書U.S. Patent Application Publication No. 2016/01/76256

特許文献１及び特許文献２に記載の技術は、タイヤの回転力を道路等に加えることによって車体を前進させるものであるが、摩擦力等、エネルギーロスが多い。一方で、特許文献３のように、車全体を飛行させることによって、このようなエネルギーロスを減らすとともに、移動に対する制約をなくす技術も提案されている。 The techniques described in Patent Document 1 and Patent Document 2 move the vehicle body forward by applying the rotational force of the tire to the road or the like, but there is a large amount of energy loss such as frictional force. On the other hand, as in Patent Document 3, a technique has been proposed in which the entire vehicle is flown to reduce such energy loss and to eliminate restrictions on movement.

本発明は、新たな移動手段としての飛行体を提供することを一つの目的とする。 One object of the present invention is to provide an air vehicle as a new means of transportation.

本発明によれば、
エンジン及びモータと、
前記エンジンによって揚力を発生させる第１回転翼部と、
前記モータによって少なくとも前後方向の推進力を発生させる第２回転翼部と、
前記エンジン及び前記モータを制御する制御部と、を備える、
ハイブリッド有人飛行体。が得られる。 According to the present invention
With the engine and motor
The first rotor that generates lift by the engine and
A second rotor that generates at least propulsive force in the front-rear direction by the motor,
A control unit for controlling the engine and the motor.
Hybrid manned aircraft. Is obtained.

本発明によれば、新たな移動手段としての飛行体が得られる。 According to the present invention, an air vehicle as a new means of transportation can be obtained.

本発明の実施の形態による飛行体の概略図である。It is the schematic of the flying body according to embodiment of this invention. 図１の飛行体の機能ブロック図である。It is a functional block diagram of the flying object of FIG. 図１の飛行体の他の機能ブロック図である。It is another functional block diagram of the flying object of FIG. 本発明による飛行体の変形例によるブロック図である。It is a block diagram by the modification of the flying object by this invention. 本発明による飛行体の他の変形例による概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by another modification of the flying object according to this invention. 本発明による飛行体の他の変形例による概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by another modification of the flying object according to this invention. 本発明による飛行体の他の変形例による概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by another modification of the flying object according to this invention. 本発明による飛行体の発電モードによる概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by the power generation mode of the flying object according to this invention. 本発明による飛行体の発電モードによる概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by the power generation mode of the flying object according to this invention. 本発明による飛行体の発電モードによる概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by the power generation mode of the flying object according to this invention. 本発明による飛行体の発電モードによる概念的なブロック図である。It is a conceptual block diagram by the power generation mode of the flying object according to this invention.

本発明の実施形態の内容を列記して説明する。本発明の実施の形態による飛行体は、以下のような構成を備える。
［項目１］
エンジン及びモータと、
前記エンジンによって揚力を発生させる第１回転翼部と、
前記モータによって少なくとも前後方向の推進力を発生させる第２回転翼部と、
前記エンジン及び前記モータを制御する制御部と、を備える、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目２］
請求項１に記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記エンジンに接続された発電機と、
前記発電機によって発電された電力を蓄積するバッテリーとを更に備えている、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目３］
請求項２に記載のハイブリッド有人飛行体であって、
蓄積された前記電力を外部へ供給するための給電端子を更に備えている、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目４］
請求項３に記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記制御部は、前記電力を前記外部へ供給中は、前記第１回転翼部の回転を停止する、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目５］
請求項２乃至請求項４のいずれかに記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記モータは、前記バッテリーからの電力供給を受ける、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目６］
請求項２乃至請求項５に記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記バッテリーは、前記ハイブリッド有人飛行体の減速時において、少なくとも前記第２回転翼部による回生電力を利用して充電される、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目７］
請求項１乃至請求項６のいずれかに記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記制御部は、前記第２回転翼部を利用して、少なくとも水平方向における姿勢を制御する、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目８］
請求項１乃至請求項７のいずれかに記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記第１回転翼部は、夫々、少なくとも上下方向に推進力を発生させる、前側第１回転翼部と後側第１回転翼部とを備えており、
前記第２回転翼部は、夫々、少なくとも水平方向に推進力を発生させる、前側の左右夫々に設けられた前側第２回転翼部と、後側の左右夫々に設けられた後側第２回転翼部とを備えている、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目９］
請求項１乃至請求項８のいずれかに記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記第１回転翼部は、二重反転プロペラである、
ハイブリッド有人飛行体。
［項目１０］
請求項１乃至請求項９のいずれかに記載のハイブリッド有人飛行体であって、
前記ハイブリッド有人飛行体の下部に設けられた車輪を備えており、
所定の条件において前記車輪を利用して走行可能である、
ハイブリッド有人飛行体。 The contents of the embodiments of the present invention will be described in a list. The flying object according to the embodiment of the present invention has the following configuration.
[Item 1]
With the engine and motor
The first rotor that generates lift by the engine and
A second rotor that generates at least propulsive force in the front-rear direction by the motor,
A control unit for controlling the engine and the motor.
Hybrid manned aircraft.
[Item 2]
The hybrid manned aircraft according to claim 1.
With the generator connected to the engine
It further comprises a battery for storing the power generated by the generator.
Hybrid manned aircraft.
[Item 3]
The hybrid manned aircraft according to claim 2.
Further provided with a power supply terminal for supplying the stored electric power to the outside,
Hybrid manned aircraft.
[Item 4]
The hybrid manned aircraft according to claim 3.
The control unit stops the rotation of the first rotor unit while supplying the electric power to the outside.
Hybrid manned aircraft.
[Item 5]
The hybrid manned vehicle according to any one of claims 2 to 4.
The motor receives power from the battery.
Hybrid manned aircraft.
[Item 6]
The hybrid manned vehicle according to claim 2 to 5.
The battery is charged by utilizing at least the regenerative power generated by the second rotor during deceleration of the hybrid manned vehicle.
Hybrid manned aircraft.
[Item 7]
The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 6.
The control unit uses the second rotor unit to control the attitude at least in the horizontal direction.
Hybrid manned aircraft.
[Item 8]
The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 7.
Each of the first rotary wing portions includes a front side first rotary wing portion and a rear side first rotary wing portion that generate propulsive force at least in the vertical direction.
The second rotary wing is provided with a front second rotary wing provided on each of the left and right front sides and a rear second rotation provided on each of the left and right rear sides, each of which generates propulsive force in at least the horizontal direction. Equipped with wings,
Hybrid manned aircraft.
[Item 9]
The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 8.
The first rotor is a counter-rotating propeller.
Hybrid manned aircraft.
[Item 10]
The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 9.
It is equipped with wheels provided at the bottom of the hybrid manned aircraft.
It is possible to run using the wheels under predetermined conditions.
Hybrid manned aircraft.

＜実施の形態の詳細＞
以下、本発明の実施の形態による飛行体について、図面を参照しながら説明する。 <Details of the embodiment>
Hereinafter, the flying object according to the embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.

＜概要＞
本発明の実施の形態による飛行体１は、人が乗ることのできる飛行体であり、所謂ホバーバイク、エアロバイク等と呼ばれることがある。飛行体１は、人を乗せた状態で地上５０ｃｍ乃至１００ｃｍ程度の高さを浮上し、移動することが可能である。 <Overview>
The vehicle body 1 according to the embodiment of the present invention is a vehicle body on which a person can ride, and may be called a so-called hover bike, exercise bike, or the like. The flying object 1 can ascend and move at a height of about 50 cm to 100 cm above the ground with a person on it.

＜飛行モード＞
本実施の形態による飛行体１は、図１に示されるように、前後方向に長い本体部２を備えている。本体部２は、２つのプロペラ４と、４つのプロペラ５とを備えている。本実施の形態によるプロペラ５は飛行体１を垂直方向に浮上させるために利用するものであり、プロペラ４は飛行体１の前進及び後進、方向転換などに主に利用される。 <Flight mode>
As shown in FIG. 1, the flying object 1 according to the present embodiment includes a main body portion 2 that is long in the front-rear direction. The main body 2 includes two propellers 4 and four propellers 5. The propeller 5 according to the present embodiment is used to levitate the flying object 1 in the vertical direction, and the propeller 4 is mainly used for advancing, reversing, and changing the direction of the flying object 1.

プロペラ５は、前後に１基ずつ設けられている。プロペラ５は、図示しないエンジンの動力を受けて回転する。プロペラ５が回転することによって、飛行体１は地面から離陸する。なお、プロペラ５は、右方向への回転、停止及び左方向への回転が可能である。本実施の形態によるプロペラ５は、直径１．５ｍのものを使用している。 One propeller 5 is provided in the front and rear. The propeller 5 rotates under the power of an engine (not shown). As the propeller 5 rotates, the aircraft 1 takes off from the ground. The propeller 5 can rotate to the right, stop, and rotate to the left. The propeller 5 according to the present embodiment has a diameter of 1.5 m.

プロペラ４は、前側の左右の夫々の２か所と、後側の左右の夫々の２か所との合計４か所に設けられている。プロペラ４は、モータ６の動力を受けて回転する。プロペラ４は、前後方向に推力を生じさせる。これにより、飛行体１は前進及び後進を行うことができる。また、上述したプロペラ５によって飛行体１が浮上した際に、プロペラ４は、飛行体１の姿勢制御を行う機能を有している（詳しくは後述する）。 Propellers 4 are provided at two locations on the left and right on the front side and two locations on the left and right on the rear side, for a total of four locations. The propeller 4 rotates under the power of the motor 6. The propeller 4 generates thrust in the front-rear direction. As a result, the flying object 1 can move forward and backward. Further, when the flying object 1 is surfaced by the propeller 5 described above, the propeller 4 has a function of controlling the attitude of the flying object 1 (details will be described later).

本実施の形態によるプロペラ５は、上下２組のプロペラを互いに反対方向に回転させる所謂二重反転プロペラである。また、プロペラ４及びプロペラ５共に細長い形状を有する任意の羽根（回転子）の数（例えば、１、２、３、４、またはそれ以上の羽根）でよい。また、羽根の形状は、平らな形状、曲がった形状、よじれた形状、テーパ形状、またはそれらの組み合わせ等の任意の形状が可能である。 The propeller 5 according to the present embodiment is a so-called counter-rotating propeller that rotates two sets of upper and lower propellers in opposite directions. Further, the number of arbitrary blades (rotors) having an elongated shape in both the propeller 4 and the propeller 5 (for example, 1, 2, 3, 4, or more blades) may be used. Further, the shape of the blade can be any shape such as a flat shape, a bent shape, a twisted shape, a tapered shape, or a combination thereof.

なお、羽根の形状は変化可能である（例えば、伸縮、折りたたみ、折り曲げ等）。羽根は対称的（同一の上部及び下部表面を有する）または非対称的（異なる形状の上部及び下部表面を有する）であってもよい。羽根はエアホイル、ウイング、または羽根が空中を移動される時に動的空気力（例えば、揚力、推力）を生成するために好適な幾何学形状に形成可能である。羽根の幾何学形状は、揚力及び推力を増加させ、抗力を削減する等の、羽根の動的空気特性を最適化するために適宜選択可能である。更に本実施の形態においては、固定ピッチ、可変ピッチいずれも採用可能である。 The shape of the blade can be changed (for example, expansion / contraction, folding, bending, etc.). The blades may be symmetrical (having the same upper and lower surfaces) or asymmetric (having different shaped upper and lower surfaces). The blades can be formed into an air foil, a wing, or a geometry suitable for generating dynamic aerodynamic forces (eg, lift, thrust) as the blades move through the air. The geometry of the blades can be appropriately selected to optimize the dynamic air characteristics of the blades, such as increasing lift and thrust and reducing drag. Further, in the present embodiment, both fixed pitch and variable pitch can be adopted.

羽根は、すべて同一方向に回転可能であるし、独立して回転することも可能である。他の羽根は他方方向に回転する。羽根は、同一回転数ですべて回転することも可能であり、夫々異なる回転数で回転することも可能である。回転数は移動体の寸法（例えば、大きさ、重さ）や制御状態（速さ、移動方向等）に基づいて自動又は手動により定めることができる。 All the blades can rotate in the same direction, or they can rotate independently. The other blades rotate in the other direction. The blades can all rotate at the same rotation speed, and can also rotate at different rotation speeds. The number of rotations can be determined automatically or manually based on the dimensions (for example, size, weight) and control state (speed, moving direction, etc.) of the moving body.

図２に示されるように、本実施の形態によるエンジンＰはガソリンで駆動する。飛行体１は、プロペラＲ（プロペラ５）及びエンジンＰと、当該エンジンＰにガソリン（混合燃料）を供給するためのガソリンタンクと、エンジンの動力を利用して発電を行うジェネレータ及び供給される電力を調整するパワーコントロールユニットを備えている。 As shown in FIG. 2, the engine P according to the present embodiment is driven by gasoline. The vehicle body 1 includes a propeller R (propeller 5) and an engine P, a gasoline tank for supplying gasoline (mixed fuel) to the engine P, a generator that generates electricity by using the power of the engine, and the electric power supplied. It is equipped with a power control unit that adjusts.

また、飛行体１は、慣性センサ（加速度センサ、ジャイロセンサ）、ＧＰＳセンサ、近接センサ（例えば、ライダー）、またはビジョン／イメージセンサ（例えば、カメラ）を含んでおり、当該センサで取得したデータは制御部に出力される。制御部は、取得したデータを利用してエンジンの出力等の計算を行う。 Further, the flying object 1 includes an inertia sensor (acceleration sensor, gyro sensor), GPS sensor, proximity sensor (for example, rider), or vision / image sensor (for example, camera), and the data acquired by the sensor is It is output to the control unit. The control unit calculates the output of the engine and the like using the acquired data.

図示されるように、エンジンＰの動力は、図示しない発電機を介して電力としてバッテリーＢにも供給される。バッテリーＢの電力はモータＭに供給され、プロペラＲｓ（プロペラ４）が回転する。バッテリコントローラは、バッテリーの電源管理を行う。モータＭには、ＥＳＣ（ＥｌｅｃｔｒｏｎｉｃＳｐｅｅｄＣｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）が接続されており、フライトコントローラからの制御に基づいてモータの回転を制御する。 As shown, the power of the engine P is also supplied to the battery B as electric power through a generator (not shown). The electric power of the battery B is supplied to the motor M, and the propellers Rs (propeller 4) rotate. The battery controller manages the power supply of the battery. An ESC (Electronic Speed Controller) is connected to the motor M, and the rotation of the motor is controlled based on the control from the flight controller.

フライトコントローラは、所謂処理ユニットである。処理ユニットは、プログラマブルプロセッサ（例えば、中央処理ユニット（ＣＰＵ））などの１つ以上のプロセッサを有することができる。また、飛行体１は、慣性センサ（加速度センサ、ジャイロセンサ）、ＧＰＳセンサ、近接センサ（例えば、ライダー）、またはビジョン／イメージセンサ（例えば、カメラ）を含んでおり、当該センサで取得したデータはフライトコントローラに出力される。 The flight controller is a so-called processing unit. The processing unit can have one or more processors, such as a programmable processor (eg, a central processing unit (CPU)). Further, the flying object 1 includes an inertia sensor (acceleration sensor, gyro sensor), GPS sensor, proximity sensor (for example, rider), or vision / image sensor (for example, camera), and the data acquired by the sensor is Output to the flight controller.

図１に戻り、飛行体１に乗車運転を行う際、ユーザはシート８に座り、前傾姿勢をとりながら運転する。 Returning to FIG. 1, when riding on the flying object 1, the user sits on the seat 8 and drives while taking a forward leaning posture.

図３に示されるように、本実施の形態においては、エンジンＰの動力が２つのプロペラＲ（図１における前側プロペラ５及び後側プロペラ５）に伝達され、プロペラＲを回転させ飛行体１を浮上させる。エンジンＰは、同時に、図示しない発電機を介して２つのバッテリーＢに電力も供給する。バッテリーＢは、夫々、２つのモータＭに電力を供給し、合計４つのプロペラＲｓを回転させる。バッテリーの個数や接続関係は一例であり、これ以外の構成であってもよい。 As shown in FIG. 3, in the present embodiment, the power of the engine P is transmitted to the two propellers R (the front propeller 5 and the rear propeller 5 in FIG. 1), and the propeller R is rotated to rotate the air vehicle 1. Make it surface. At the same time, the engine P also supplies electric power to the two batteries B via a generator (not shown). The battery B supplies electric power to the two motors M, respectively, and rotates a total of four propellers Rs. The number of batteries and the connection relationship are examples, and other configurations may be used.

浮上用のプロペラＲの回転数、姿勢制御のためのプロペラＲｓの回転数について、制御部（図２参照）により制御される。なお、図２において、モータＭを制御するフライトコントローラは制御部と別体とされているが一体であってもよい。 The rotation speed of the levitation propeller R and the rotation speed of the propeller Rs for attitude control are controlled by the control unit (see FIG. 2). In FIG. 2, the flight controller that controls the motor M is separate from the control unit, but may be integrated.

（実施例）
以下、本発明の実施例について、特に使用されているエンジンの仕様について説明する。エンジンの出力については、以下の数式１及び数式２を基礎式として用いた。

(Example)
Hereinafter, the specifications of the engine particularly used in the examples of the present invention will be described. For the output of the engine, the following formulas 1 and 2 were used as basic formulas.

ただし、各変数は以下のとおりである。
However, each variable is as follows.

飛行体が浮上するためには、以下の数式３が成り立つ必要があり、数式３をＰについて整理すると、数式４が得られる。

In order for the flying object to surface, the following mathematical formula 3 must hold, and if the mathematical formula 3 is arranged for P, the mathematical formula 4 can be obtained.

本実施の形態においては、上述した数式に基づいて、直径１．５ｍのプロペラと直径２．０ｍのプロペラを使用した。各プロペラの仕様及びエンジン特性については、夫々以下の表１及び表２のとおりである。 In the present embodiment, a propeller having a diameter of 1.5 m and a propeller having a diameter of 2.0 m were used based on the above-mentioned mathematical formula. The specifications and engine characteristics of each propeller are shown in Tables 1 and 2 below, respectively.

本発明による飛行体は、例えば、図４に示される処理系統としてもよい。図４に示されるブロック図によれば、エンジンＰの出力は図示しない発電機を介して４つのバッテリーＢに電力を供給する。バッテリーＢは、夫々、モータＭに電力を供給することによって２つのプロペラＲ及び４つのプロペラＲｓを回転させる。 The flying object according to the present invention may be, for example, the processing system shown in FIG. According to the block diagram shown in FIG. 4, the output of the engine P supplies power to the four batteries B via a generator (not shown). Each of the batteries B rotates two propellers R and four propellers Rs by supplying electric power to the motor M.

また、図５乃至図７を参照して、本実施の形態による動力関連のブロック図の変形例を更に説明する。なお、図においては説明を簡単にするために、各部品（モータＭ、バッテリーＢ、プロペラＲ／Ｒｓなど）は一つのみ示されているが、実際には必要な個数存在してよく、また、必要に応じて部品の統合／分離（一体／別体）がされていてもよい。 Further, a modification of the power-related block diagram according to the present embodiment will be further described with reference to FIGS. 5 to 7. In the figure, for the sake of simplicity, only one component (motor M, battery B, propeller R / Rs, etc.) is shown, but in reality, the required number may exist, and , Parts may be integrated / separated (integrated / separated) as needed.

図５に示される方式は、図４と同様に、所謂シリーズ方式（直列方式）の動力機関である。シリーズ方式（直列方式）は、エンジンＰを発電のみに使用し、エンジンＰによって発電された電力をモータＭに供給し、プロペラＲ／Ｒｓの駆動と回生のみに使用する。Ｒ／Ｒｓは飛行体の減速時／停止時等においてプロペラ（特にプロペラＲｓ）の回転抵抗を利用した回生エネルギーを蓄電池に充電することが可能である。なお、エンジンＰで発電した際の余剰電力により発生した電力をバッテリーＢに蓄えることも可能である。 The system shown in FIG. 5 is a so-called series system (series system) power engine, as in FIG. In the series system (in-line system), the engine P is used only for power generation, the electric power generated by the engine P is supplied to the motor M, and the propeller R / Rs are used only for driving and regeneration. The R / Rs can charge the storage battery with regenerative energy using the rotational resistance of the propeller (particularly the propeller Rs) when the flying object is decelerating / stopping. It is also possible to store the electric power generated by the surplus electric power generated by the engine P in the battery B.

本方式によれば、エンジンＰは最良燃料消費率となる領域以外も使用する（燃費が悪化する）ことになるが、プロペラＲ／Ｒｓとトランスミッションで接続されていないため、求められた出力に対しては最も効率の良い領域を使うことが出来る。 According to this method, the engine P is used in areas other than the region where the best fuel consumption rate is obtained (fuel efficiency deteriorates), but since it is not connected to the propeller R / Rs by a transmission, the required output is met. You can use the most efficient area.

図６に示される方式は、所謂パラレル方式（並列方式）の動力機関である。パラレル方式（並列方式）は、搭載している複数の動力源を車輪の駆動に使用する方式である。エンジン出力＝トルク×回転数の関係にあるため、エンジンの低回転時には十分なパワーが得られないばかりかアイドリングを含めて効率が悪く、排出ガスの浄化能力も落ちる。一方、モータは起動時に最大トルクを発生するものが多いため、発進時や急加速時など、エンジンが苦手とする熱効率が悪く有害排出物の多い範囲をモータに受け持たせるといった、両者のメリットを生かした方式である。 The system shown in FIG. 6 is a so-called parallel system (parallel system) power engine. The parallel method (parallel method) is a method in which a plurality of mounted power sources are used to drive the wheels. Since the relationship is engine output = torque x number of revolutions, not only is it not possible to obtain sufficient power when the engine is running at low revolutions, but efficiency is poor, including idling, and the ability to purify exhaust gas is also reduced. On the other hand, since many motors generate maximum torque at startup, the advantages of both are that the motor is responsible for a range of harmful emissions due to poor thermal efficiency, which the engine is not good at, such as when starting or suddenly accelerating. It is a method that makes the best use of it.

図６に示される方式では、プロペラＲ／Ｒｓは、エンジンＰ又はモータＭからの動力が供給される。本実施の形態においては、トランスミッションを有しており、それを介してプロペラＲ／Ｒｓの駆動を行い、同時にモータＭを用いた発電（充電）も行う。回生ブレーキの発電機としても用いられるモータＭは、発進から中速域までを受け持ち、車両総重量に比較して小型で出力も小さいものでも採用可能である。このため、バッテリーの容量も少なくて済むという利点がある。バッテリーの残量が少ない場合は、通常の内燃車と同様に全速度域にわたってエンジンＰのみでの走行が可能である。このように、従来の内燃車を主とした構成のため、モーターアシスト方式とも呼ばれる。 In the method shown in FIG. 6, the propellers R / Rs are supplied with power from the engine P or the motor M. In the present embodiment, the transmission has a transmission, and the propellers R / Rs are driven through the transmission, and at the same time, power generation (charging) using the motor M is also performed. The motor M, which is also used as a generator for the regenerative brake, is in charge of the range from the start to the medium speed range, and can be adopted even if it is small and has a small output compared to the gross vehicle weight. Therefore, there is an advantage that the capacity of the battery can be reduced. When the remaining battery level is low, it is possible to run only with the engine P over the entire speed range as in a normal internal combustion vehicle. As described above, since the configuration is mainly composed of a conventional internal combustion vehicle, it is also called a motor assist system.

なお、本方式は、一般に、モータ１基で実現可能という設置重量および体積面と、エンジンによる直接駆動もできるなどの効率面でシリーズ方式よりも優れている。ただし、双方の動力源の利点を活かすための構造や制御が複雑とされ、モータ１機ゆえに発電と駆動を同時にできないという欠点がある（モータの使用頻度が高まるほど充電時間が短くなる）。また、ハイブリッドシステム自体には速度を制御する機能が盛り込まれておらず、通常の自動車と同じトランスミッションが必要という、他方式にない欠点もある。 It should be noted that this method is generally superior to the series method in terms of installation weight and volume, which can be realized by one motor, and efficiency, such as being able to be directly driven by an engine. However, the structure and control for utilizing the advantages of both power sources are complicated, and there is a drawback that power generation and driving cannot be performed at the same time because of one motor (the charging time becomes shorter as the frequency of use of the motor increases). In addition, the hybrid system itself does not have a function to control the speed, and it requires the same transmission as a normal automobile, which is a drawback not found in other systems.

図７に示される方式は、所謂スプリット方式（動力分割方式）では、プロペラＲ／Ｒｓは、エンジンＰから直接動力が供給される場合と、エンジンＰから発電機を介して電力が供給されたバッテリーＢにより駆動されるモータＭから動力が供給される場合との２つの方法を有している。 The method shown in FIG. 7 is a so-called split method (power split method), in which the propeller R / Rs is a battery in which power is directly supplied from the engine P and a battery in which power is supplied from the engine P via a generator. It has two methods, one is when power is supplied from the motor M driven by B.

スプリット方式（動力分割方式）は、エンジンＰからの動力をプラネタリーギア等を用いた動力分割機構により分割（スプリット）し、発電機と車輪の駆動へ振り分けたり、エンジンＰとモータＭからの駆動力を自由に合成することが可能な方式である。発進時や低速走行時にはバッテリーＢに蓄えられた電気でＥＶ走行、通常走行時にはエンジンＰを最大トルク近辺の燃料消費率の低い回転域で使用し、プラネタリーギアを介した発電機で同時にバッテリーＢへも充電を行いながら速度制御を行う。燃費悪化の原因となるエンジン出力の変化を極力抑えていることもこの方式の特徴である。 In the split method (power split method), the power from the engine P is split (split) by a power split mechanism using a planetary gear or the like and distributed to the drive of the generator and the wheels, or the drive from the engine P and the motor M. It is a method that can freely synthesize power. When starting or running at low speed, EV running is performed with the electricity stored in the battery B, and during normal running, the engine P is used in the rotation range where the fuel consumption rate is low near the maximum torque, and the battery B is simultaneously used by the generator via the planetary gear. The speed is controlled while charging the battery. Another feature of this method is that changes in engine output, which cause deterioration in fuel efficiency, are suppressed as much as possible.

スプリット式は動力分割機構（遊星ギア）を用いて、発電機とモータの回転制御を行うことでトランスミッションの役割を持たせることができるため、従来型のトランスミッションは特に必要ない（搭載できないわけではない）。 The split type uses a power split mechanism (planetary gear) to control the rotation of the generator and motor to give it the role of a transmission, so a conventional transmission is not particularly necessary (it is not impossible to install it). ).

＜発電モード＞
図８に示されるように、飛行体１は、例えば、災害時などにおいては、発電モードとして機能する。この場合、例えば、飛行体１は、地上に設置された状態で、各種の給電を行う。 <Power generation mode>
As shown in FIG. 8, the flying object 1 functions as a power generation mode, for example, in the event of a disaster. In this case, for example, the flying object 1 supplies various power supplies while being installed on the ground.

飛行体１は、上述したバッテリーＢから外部へ電力を供給することとしてもよい（図３乃至図７参照）。この場合、外部へ電源を供給する端子をバッテリーに取り付けることとすればよい。なお、バッテリーから供給する電力のコントロール（電圧、電流、位相等）は、必要に応じて別途コンバーターを介することとすればよく、既に存在している種々の技術を適用可能である。 The air vehicle 1 may supply electric power to the outside from the battery B described above (see FIGS. 3 to 7). In this case, a terminal for supplying power to the outside may be attached to the battery. It should be noted that the control of the electric power supplied from the battery (voltage, current, phase, etc.) may be performed separately via a converter as needed, and various existing technologies can be applied.

詳細を図８乃至図１１を参照して説明する。図８に示されるように、エンジンＰから供給された動力を（図示しない）発電機を介して専用の（別の）バッテリーＢｔに供給する。バッテリーＢｔには、外部出力用の端子Ｔが設けられており、外部機器を当該端子Ｔに接続することによって外部機器に電力が供給される。 Details will be described with reference to FIGS. 8 to 11. As shown in FIG. 8, the power supplied from the engine P is supplied to a dedicated (other) battery Bt via a generator (not shown). The battery Bt is provided with a terminal T for external output, and power is supplied to the external device by connecting the external device to the terminal T.

なお、上述したように、エンジンＰは、プロペラＲに動力を供給することとしていたが、給電中においては、プロペラＲへの動力供給を停止することとしてもよい。これにより、給電効率を上げることができる。 As described above, the engine P is supposed to supply power to the propeller R, but the power supply to the propeller R may be stopped during the power supply. As a result, the power supply efficiency can be increased.

図９に示されるように、所謂シリーズ方式（直列方式）の動力機関においてもエンジンＰによって発電された電力をバッテリーＢに供給し、バッテリーＢに外部端子Ｔを取り付けることとすればよい。 As shown in FIG. 9, even in a so-called series type (series type) power engine, the electric power generated by the engine P may be supplied to the battery B, and the external terminal T may be attached to the battery B.

図１０に示されるように、所謂パラレル方式（並列方式）の動力機関においてもエンジンＰによって発電された電力をバッテリーＢに供給し、バッテリーＢに外部端子Ｔを取り付けることとすればよい。 As shown in FIG. 10, even in a so-called parallel system (parallel system) power engine, the electric power generated by the engine P may be supplied to the battery B, and the external terminal T may be attached to the battery B.

図１１に示されるように、所謂スプリット方式（動力分割方式）の動力機関においても、エンジンＰから発電機を介して電力が供給されたバッテリーＢに外部端子Ｔを設けることとしてもよい。 As shown in FIG. 11, in the so-called split type (power split type) power engine, the external terminal T may be provided on the battery B to which power is supplied from the engine P via the generator.

上述した実施の形態は、本発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、本発明を限定して解釈するためのものではない。本発明は、その趣旨を逸脱することなく、変更、改良することができると共に、本発明にはその均等物が含まれることは言うまでもない。 The above-described embodiment is merely an example for facilitating the understanding of the present invention, and is not intended to limit the interpretation of the present invention. It goes without saying that the present invention can be modified and improved without deviating from the gist thereof, and the present invention includes an equivalent thereof.

１飛行体
２本体部
３脚部
４、５プロペラ
６モータ
７ハンドル
８シート 1 Aircraft 2 Main body 3 Legs 4, 5 Propellers 6 Motors 7 Handles 8 Seats

本発明は、飛行体に設けられる動力機関に関する。 The present invention relates to a power engine provided in an air vehicle .

Claims

With the engine and motor
The first rotor that generates lift by the engine and
A second rotor that generates at least propulsive force in the front-rear direction by the motor,
A control unit for controlling the engine and the motor.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned aircraft according to claim 1.
With the generator connected to the engine
It further comprises a battery for storing the power generated by the generator.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned aircraft according to claim 2.
Further provided with a power supply terminal for supplying the stored electric power to the outside,
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned aircraft according to claim 3.
The control unit stops the rotation of the first rotor unit while supplying the electric power to the outside.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned vehicle according to any one of claims 2 to 4.
The motor receives power from the battery.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned vehicle according to claim 2 to 5.
The battery is charged by utilizing at least the regenerative power generated by the second rotor during deceleration of the hybrid manned vehicle.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 6.
The control unit uses the second rotor unit to control the attitude at least in the horizontal direction.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 7.
Each of the first rotary wing portions includes a front side first rotary wing portion and a rear side first rotary wing portion that generate propulsive force at least in the vertical direction.
The second rotary wing is provided with a front second rotary wing provided on each of the left and right front sides and a rear second rotation provided on each of the left and right rear sides, each of which generates propulsive force in at least the horizontal direction. Equipped with wings,
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 8.
The first rotor is a counter-rotating propeller.
Hybrid manned aircraft.

The hybrid manned vehicle according to any one of claims 1 to 9.
It is equipped with wheels provided at the bottom of the hybrid manned aircraft.
It is possible to run using the wheels under predetermined conditions.
Hybrid manned aircraft.