飞行器用推进系统技术方案

提供能够提高发动机的再启动性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，已知在飞行器主体安装有多个发动机、且在发动机连接有发电机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，电动机对多个旋翼进行驱动。

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，考虑根据情况的不同(例如，在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，发动机的工作所需的工作流体(例如润滑油)有可能冻结。其结果是，在使已停止的发动机再启动时，存在启动时间变长这样的课题。需要说明的是，发动机的再启动例如在运行了的发动机发生了故障时、电力负荷高的降落时等，是必要的。
[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提高发动机的再启动性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，所述多个发动机分别具备供工作流体循环的循环机构，所述飞行器用推进系统具备将所述多个发动机中的第一发动机中的所述循环机构与所述多个发动机中的第二发动机中的所述循环机构连通的多个连通管。
[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，在所述循环机构设置有使所述工作流体在所述循环机构循环的流体压力泵，所述多个连通管具备第一连通管及第二连通管，所述第一连通管将所述第一发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的下游侧的部分与所述第二发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的上游侧的部分连通，所述第二连通管将所述第一发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的上游侧的部分与所述第二发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵
的下游侧的部分连通。
[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，在所述多个连通管分别设置有阀。
[0012](4)在上述(3)的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为所述第一状态的情况下，使所述阀开阀，在其他情况下，使所述阀闭阀。
[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，所述控制部在所述飞行器的飞行状态为所述第一状态的情况下，使所述第一发动机和所述第二发动机交替运行。
[0014](6)在上述(5)的方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，在所述循环机构设置有取得在所述循环机构循环的所述工作流体的温度及压力中的至少1个的流体用传感器，所述控制部基于所述流体用传感器的取得结果，来在所述第一发动机的运行与所述第二发动机的运行之间切换。
[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。
[0016](8)在上述(1)至(7)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的方向移动着的状态。
[0017](9)在上述(1)至(8)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。
[0018](10)在上述(1)至(9)中任一方案的飞行器用推进系统的基础上，也可以是，所述工作流体是向支承所述发动机轴的轴承供给的润滑油。
[0019]在本专利技术中，多个发动机分别具备循环机构。在运行中的发动机中，使工作流体在循环机构循环，由此能够将工作流体维持为高温。多个连通管将第一发动机的循环机构(以下称作第一循环机构)与第二发动机的循环机构(以下称作第二循环机构)连通。因此，能够使在第一循环机构循环的工作流体与在第二循环机构循环的工作流体经由多个连通管而循环。例如，能够使工作流体经由多个连通管中的第一连通管而从第一循环机构向第二循环机构流动，使工作流体从第二循环机构经由多个连通管中的第二连通管而向第一循环机构流动。
[0020]因而，例如在第一发动机运行的同时第二发动机停止时等，能够将较高温度的在第一循环机构循环的工作流体向第二循环机构供给，使该工作流体在第二循环机构循环。由此，即便第二发动机停止，也能够提高在第二循环机构循环的工作流体的温度。其结果是，能够抑制第二发动机中的工作流体的冻结，能够提高发动机的再启动性。
[0021]专利技术效果
[0022]根据(1)至(10)的方案，能够提高发动机的再启动性。
附图说明
[0023]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。
[0024]图2是表示飞行体1的功能结构的一例的图。
[0025]图3是用于说明飞行体1的飞行状态的图。
[0026]图4是表示GT60
‑
1、60
‑
2的功能结构的一例的图。
[0027]图5是表示GT60
‑
1、60
‑
2的功能结构的另一例的图。
[0028]附图标记说明：
[0029]1 飞行体(飞行器)
[0030]10 机体
[0031]12 旋翼
[0032]14 电动机
[0033]50 发电机
[0034]60 GT(发动机)
[0035]63 发动机轴
[0036]65 循环机构
[0037]65a 流体用传感器
[0038]66 流体压力泵
[0039]68 第一连通管
[0040]68a、69a 阀
[0041]69 第二连通管
[0042]100 控制装置(控制部)
[0043]120 各种传感器(取得部)。
具体实施方式
[0044]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。
[0045][整体结构][0046]图1是简要地表示搭载有飞行器本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器用推进系统，其具备：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，所述多个发动机分别具备供工作流体循环的循环机构，所述飞行器用推进系统具备将所述多个发动机中的第一发动机中的所述循环机构与所述多个发动机中的第二发动机中的所述循环机构连通的多个连通管。2.根据权利要求1所述的飞行器用推进系统，其中，在所述循环机构设置有使所述工作流体在所述循环机构循环的流体压力泵，所述多个连通管具备第一连通管及第二连通管，所述第一连通管将所述第一发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的下游侧的部分与所述第二发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的上游侧的部分连通，所述第二连通管将所述第一发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的上游侧的部分与所述第二发动机中的所述循环机构中的位于所述流体压力泵的下游侧的部分连通。3.根据权利要求1或2所述的飞行器用推进系统，其中，在所述多...

【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：