飞行器用推进系统技术方案

提供能够减少发动机轴的旋转负荷的飞行器用推进系统。飞行器用推进系统具备多个发动机(60

【技术实现步骤摘要】
飞行器用推进系统


[0001]本专利技术涉及飞行器用推进系统。

技术介绍

[0002]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。

技术实现思路

[0003]专利技术要解决的课题
[0004]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。
[0005]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。
[0006]本专利技术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。
[0007]用于解决课题的方案
[0008]本专利技术的飞行器用推进系统具有以下的结构。
[0009](1)本专利技术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。
[0010](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。
[0011](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。
[0012](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。
[0013](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。
[0014](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。
[0015](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。
[0016]在本专利技术中，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。
[0017]专利技术效果
[0018]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
[0019]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。
[0020]图2是表示飞行体1的功能结构的一例的图。
[0021]图3是用于说明飞行体1的飞行状态的图。
[0022]图4是表示GT60
‑
1、60
‑
2的功能结构的一例的图。
[0023]附图标记说明：
[0024]1 飞行体(飞行器)
[0025]10 机体
[0026]12 旋翼
[0027]14 电动机
[0028]50 发电机
[0029]60 GT(发动机)
[0030]62 压缩机
[0031]64 压缩室
[0032]67 起动电动机
[0033]68 发动机轴
[0034]70 抽气机构
[0035]71 抽气孔
[0036]72 抽气管
[0037]73 抽气阀
[0038]100 控制装置(控制部)
[0039]120 各种传感器(取得部)。
具体实施方式
[0040]以下，参照附图来说明本专利技术的飞行器用推进系统的实施方式。
[0041][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、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器用推进系统，所述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。2.根据权利要求1所述的飞行器用推进系统，其中，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。3.根据权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：北章德，松本健，堤大昂，
申请(专利权)人：本田技研工业株式会社，
类型：发明
国别省市：