ハイブリッド電動航空機（HEA）の電気系・ガスタービンエンジン推進部並びに全システムモデル化へのアプローチ
名古屋大学
未来材料・システム研究所
山本真義・重松浩一
m.yamamoto@imass.nagoya-u.ac.jp

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知の拠点あいち 重点研究プロジェクト

プロジェクト名称：「近未来自動車技術開発プロジェクト」
分野テーマ名称：高性能モータ駆動システムにおける革新的高電力密度インバータ設計と生産技術開発
分野リーダー ：山本真義（名古屋大学 未来材料・システム研究所 教授）
・研究テーマ
参画機関：航空機電動化に向けた高電力密度インバータ設計手法の確立と実証（Ｖ１）：名古屋大学，サイバネットシステム株式会社，株式会社ナチュラニクス，三菱重工航空エンジン株式会社

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研究テーマの目的
目的：航空機電動化に向けた高電力密度インバータ設計手法の確立と実証
全体図

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垂直統合とマルチドメインシステム
マルチドメイン(MDS)

音

熱デバイス

電気磁場インバータ

ノイズ制御

システム

垂直統合

システム全体のシミュレーションには電気＋熱＋制御などの「総合力」が鍵
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電動航空機モデルのシステム構成
マルチドメインシステムを一つのプラットフォームモデルに集約

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モデル表現（インバータ）

三相インバータ回路
半導体素子
スイッチングを省略⇒解析時間の大幅な短縮

𝑉𝐷𝐶 × 𝐼𝐷𝐶 − 𝑙𝑜𝑠𝑠 = (𝑣𝑢 × 𝑖𝑢 + 𝑣𝑣 × 𝑖𝑣 + 𝑣𝑤 × 𝑖𝑤 )𝑣𝑢
出力電流・電圧𝑣𝑣
平衡三相交流𝑣𝑤
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シミュレーション回路

ダブルパルステストベンチ

LTspiceでのダブルパルステストベンチ

対象 : IGBT, SiC Mosfet, GaN Transistor▶今回はSiC Mosfetを用いたときの結果を示す
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SCT3160KL (ROHM)
Rg=5 [Ω]Vds=600 [V]
Vgs=18 [V] / 0 [V]
L=750 [µH]

T=25 [℃]
Vds=600 [V]
Vgs=18 [V] / 0 [V]
L=750 [µH]8

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Pythonによる損失モデル(VHDL-AMS)作成

異なるパワー半導体で発生する損失の比較が可能
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モデル表現（プロペラ）
推力プロペラトルク
2𝑁1𝑝
𝑄 = 𝐶𝑝 𝜌𝐷𝑝5[𝑁𝑚]
2𝜋60

トルク係数
𝐶𝑡 = 𝐶𝑡2 𝐽2 + 𝐶𝑡1 𝐽 + 𝐶𝑡02𝑁𝑝
𝐹 = 𝐶𝑡 𝜌𝐷𝑝460𝑁

推力係数
𝐶𝑝 = 𝐶𝑝2 𝐽2 + 𝐶𝑝1 𝐽 + 𝐶𝑝0

𝐶𝑡2 , 𝐶𝑡1 , 𝐶𝑡0 , 𝐶𝑝2 , 𝐶𝑝1 , 𝐶𝑝0 は機体の翼, プロペラ等の形状で決まる

どちらも進行率Jの関数として表される

プロペラにかかる力
高橋健一郎 他, 電気モータの制御性を生かした電気飛行機のプロペラ推進のモデル化と制御の基礎検討，東京大学

対気密度

𝜌 [𝑔/𝑚3 ]機体の速度

プロペラ回転数

𝑁𝑝 [𝑟𝑝𝑚]

進行率

プロペラ直径𝐷𝑝 [𝑚]
10𝑉 [m/s]
𝑉
𝐽=𝑁𝑝 𝐷𝑝

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モデル表現（機体の力学式）
①静止時

②滑走時

③飛行時

𝐴=0

𝐴 = 𝑇 − 𝐷𝑔 − 𝜇(9.81𝑊 − 𝐿) /𝑊

𝐴=0

𝑅𝐶 = 0𝑅𝐶 = 0𝑅𝐶 = 𝑉(𝑇 − 𝐷𝑔 )/9.81𝑊

推力＜静止摩擦力

𝑇 > 𝐷𝑔

加速𝑇 < 𝐷𝑔

減速RCV揚力 𝐿

静止摩擦力

推力T

重力 9.81𝑊
動摩擦力上昇𝑇 = 𝐷𝑔

巡航𝑇 < 𝐷𝑔

降下揚力 𝐿
抗力𝐷𝑔

抗力𝐷𝑔

推力TV𝑇 > 𝐷𝑔

推力T

重力 9.81𝑊𝜇(9.81𝑊 − 𝐿)
垂直抗力

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用いたパラメータ
実機試験機の飛行試験との実験値比較
揚力・抗力⚫ 揚力𝐿・抗力𝐷𝑔
𝐿 = 0.5 × 𝐶𝐿 × 𝜌 × 𝑉 2 × 𝑆𝐷𝑔 = 0.5 × 𝐶𝑑 × 𝜌 × 𝑉 2 × 𝑆
航空機の速度𝑉の関数
𝐶𝐿 , 𝐶𝑑 :航空機の形状に依存⚫ トルク係数𝐶𝑡 ・推力係数𝐶𝑝
𝐶𝑡 = 𝐶𝑡2 𝐽2 + 𝐶𝑡1 𝐽 + 𝐶𝑡0

𝐶𝑝 = 𝐶𝑝2 𝐽2 + 𝐶𝑝1 𝐽 + 𝐶𝑝0

PELAB

抗力係数𝐶𝐿0.04872

揚力係数𝐶𝑑0.84386

対気密度𝜌1.22 𝑘𝑔/𝑚3

翼面積𝑆15.3 m

プロペラ
プロペラ直径𝐷𝑝1.75 m

𝐶𝑡2-0.1738

𝐶𝑡10

𝐶𝑡00.11267

𝐶𝑝2-0.0808

𝐶𝑝10

𝐶𝑝00.0694

12ECLAIRコンソーシアム 第5回オープンフォーラム 「電動航空機のシステムシミュレーション」2022/10/25

シミュレーション結果作成した航空機モデルをある経路で飛行させたときの出力確認
① ②

③④⑤

⑥ ⑦

航空機の飛行経路
停止⇒滑走⇒上昇⇒巡航⇒降下⇒滑走⇒停止①②③④⑤⑥停止⇒滑走⇒上昇

フル出力(81 N∙m)

上昇⇒巡航

高度600 m

巡航⇒降下

SOC25 %⑦

航空機の初期条件
航空機の重量780 kg

初期SOC

80 %

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モデルの妥当性の確認
JAXA実証試験機の飛行試験の一例

モータ出力

高度

実機飛行データの滑走⇒離陸⇒上昇⇒降下⇒着陸⇒停止の過程を評価
シミュレーション結果と比較

速度１.フル出力(81N∙m)

滑走⇒離陸⇒上昇

２.高度50mに達した直後に出力≤0N∙m

降下⇒着陸＊条件：航空力学の形状係数⇒JAXAの実証試験機と同等な値

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モデルの妥当性の確認
モータ出力

Pm [kW]

H [m]

実測値

高度シミュレーション値
モータ回転数Nm [rpm]

Vair [m/s]速度

実際の電動航空機の挙動を再現できている
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パワー素子の違いによる損失・航続距離の違い

1100 m

損失

航続距離

パワー半導体の違いによる損失，航続距離の差を確認できた
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ハイブリッド航空機のシステムシミュレーション•

一般的にシミュレーションは油圧系，電気系と異なる環境でモデル作成と評価を行う。

•FMI(Functional Mockup Interface)を用い，異なるプラットフォーム間でモデルを共有化，評価を可能とした。

Inverter/Motormodel Export

ImportGas Turbine
model Export

ImportEngine, Dynamics
model Export

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油圧系•

ガスタービンエンジンを中心に，おもに油圧系のダイナミクスモデルをAMESIMで記述

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ダイナミクス
飛行ミッション
定義モデル

制御モデル（飛行制御，燃料流量制御）

ハイブリッドエンジンモデル

ハイブリッドエンジン

航空機モデル

機体設計
ダイナミクス設定
電気的モデルの部分
・インバータ・モータ・コントローラ

ソフトウェア： AMESim

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電気系•

インバータ，モータ，コントローラ等 電気系のシステムレベルモデルをModelicaにて記述

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インバータInverter text
インバータモデルwith Loss

入力 𝑣𝑣𝑣𝑖 = 𝑐𝑜𝑛𝑠𝑡𝑎𝑛𝑡

VDC sin(𝜔𝑡)

出力 𝑣𝑢phi_ev_qv_d

𝑣𝑣 =
𝑣𝑤𝑡

P1_A𝑣𝑤u_phase

I[A]
V[V]

P1_V

I[A]
V[V]

P2_A

v_phaseInverter
main𝑣𝑣𝑣𝑖𝑛

w_phase𝑣𝑖 × 𝑖𝑖 = (𝑣𝑢 × 𝑖𝑢 ) + (𝑣𝑣 × 𝑖𝑣 ) + (𝑣𝑤 +𝑖𝑤 ) + 𝑙𝑜𝑠𝑠
入力側

P2_V

出力側

損失

𝑣𝑢a(s)b(s)On_Resistance𝑡2
VDC sin(𝜔𝑡 + 𝜋)
32
VDC sin(𝜔𝑡 − 𝜋)3transferFunctionΩ

Loss_Ronheat(損失)計算部

add++1

combiTable2Dsloss+1

combiTable2Ds1①ON抵抗損失②スイッチング損失

waTemperature℃

𝑃𝐷 = 𝑅𝑂𝑁 × 𝐼𝐷2𝐼𝐷
PSW =

211
IV× (𝑇𝑅 + 𝑇𝐹 ) × 𝑓𝑆𝑊
6 DMAX DSMAXECLAIRコンソーシアム 第5回オープンフォーラム 「電動航空機のシステムシミュレーション」2022/10/25

ハイブリッド シミュレーション結果•

中型機規模の運航において，典型的な運航条件(高度，速度)を与えた 8430秒の解析を行った。

•

燃料消費の激しい離陸開始から1200秒まで航空機エンジントルクをモータにより10 %アシストした結果を示す。

ωe：モータの回転速度[krad/s]， H ：高度[kft]， T ：機体にかかる推力[kN]，τe ：モ ータの出力トルク[kNm]， v M ：速度(音速)[ − (無次元)]
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まとめと今後◼ 電力変換回路の損失を考慮する上で基盤となる電動航空機の運航状態を模擬できる基本的なシステムモデルの構築を行った。
◼ 半導体素子のスイッチング損，導通損を考慮可能であることを確認した。
◼ 電動航空機の構築したシステムモデルのシミュレーション結果と実機試験の結果を比較し，挙動を十分に表現できていることを確認した。

今後の予定◼ 電力変換回路の温度評価及び冷却システムの考慮◼ 機体の力学式において，機体の回転運動を考慮◼ モデルの精度向上
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