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航空機用電動推進システム技術の飛行実証 (FEATHER事業)
航空本部 航空技術実証研究開発室 西沢啓、小林宙、山崎宏二、飯島朋子、奥山政広、田頭剛、平野義鎭、吉村彰記、進藤重美
時間
時間
推力
高度
推力完全喪失回避機能のコンセプト
安全高度
不具合発生
○ ○ ○ ○
○ × ○ ○
社会的背景 1. 地球温暖化に対するCO2排出量削減要求 2. 燃油価格の高騰 技術的動向 1. 電動化（効率の高いシステムへの技術シフト） 2. 2000年代以降の電動基幹技術の飛躍的進歩
想定する電動航空機の将来像 1. 【数年後】現状の電池性能でも成立する用途（スカイス
ポーツ、無人機等）が実用化 2. 【5～10年後】次世代二次電池を採用したエアタクシ/自
家用機により非定時・分散型の輸送システムが実現 3. 【10～20年後】燃料電池システム技術の進歩によりコミ
ュータ用途が実用化 4. 【20～30年後】技術革新によりリージョナル旅客機（100
席程度）にまで電動化が拡大
FEATHER事業の概要 1. 目的 ① 将来の電動航空機市場で競争力を
持つキー技術の獲得 ② 耐空性基準策定に資する信頼性デ
ータの蓄積（有人飛行による） 2. ミッション ① 電動推進システムの開発（H24～H25年度）
② 既存の有人動力滑空機への搭載 ③ 飛行許可の取得と飛行実証（H26年度）
3. 技術の特徴 ① 多重化（４重化）モータシステム
a. 高効率・高出力密度 b. 推力喪失回避機能
② 回生エアブレーキシステム a. 降下時に回生・充電 b. 降下率のみを自由に調整可能
旅客機システムの電動化 (More Electric Aircraftへの移行)
二次電池、電動モータ、コントローラ、燃料電池
電動航空機の利点 1. 運航コスト（燃費・整備費）削減 2. 低排出・低騒音・低振動 電動航空機の問題点 1. 航続距離/ペイロードの不足 2. 耐空性基準が未整備
重量ペナルティを最小限に維持しつつ電動モータの利点を活用して、効率のみならず安全性・信頼性も向上することを目指した差別化技術を導入
回生電力：小 回生電力：大 距離
高度
風力充電
パワーレバー
空力抵抗発生 力行
回生
降下率調整可能範囲 （本技術）
回生エアブレーキシステムのコンセプト
電動化航空機の普及シナリオ
1
10
100
2000 2010 2020 2030 2040 2050
機体規模（席数）
リージョナル旅客機
コミュータ次世代二次電池の実現
エアタクシ/自家用機
運用開始年
実験機
スカイスポーツ
Li-Ion電池の適用
航空用燃料電池システムの実用化
電動推進システムの革新
利点
ﾙｰﾄ・ｽｹｼﾞｭｰﾙ自在
【エアタクシ/自家用機】による非定時・分散型の輸送システム
ハブ空港 小規模空港
課題
１．運航コスト削減
２．安全性向上
（操縦負荷ﾞ低減）
電動航空機の動向
0.3$/人/km（24¥/人/km)
0.18$/人/km（14.4¥/人/km)
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
100
プロペラ機 電動化航空機
運航
コス
ト内
訳[%
]
エネルギ
整備
空港
その他
保険
ハンガー
パイロット
固定費
変動費
航空ガソリン
電気
４割削減
出典：Conklin & de Decker, Aircraft Cost Evaluator, Gavilan 358
ﾋﾟｽﾄﾝｴﾝｼﾞﾝ
(7席)
仮定ピストンエンジン効率：20％電動モータ効率：90％飛行時間： 370時間/年
航空ガソリン費用：0.22$/kWh 電気費用：0.11$/kWh (@USA)
小型ﾌﾟﾛﾍﾟﾗ機を電動化した場合の運航コスト削減効果
出典：野村他4名「燃料電池航空機に関する基礎的な成立性検討」、第47回飛行機シンポジウム、2008
燃料電池を電力源とする電動航空機の成立性予測 （※各機体はそれぞれフライトミッションを仮定。また、推進システムにおける各要素の性能向上を考慮）
原型機 DiamondAircraft式 動力滑空機 HK36TTC-ECO型
全幅 16.33m 全長 7.28m
主翼面積 15.3m2 全備重量 800kg 座席数 1(原型機は2)
モータ方式 永久磁石形同期モータ
最大出力 60kW
電力源 Liイオンバッテリ (75Ah,128V)
インバータ素子 IGBT 冷却方式 水冷
減速機
4重化モータ
Li-ionバッテリ
ラジエータ インバータ
電動航空機用ディスプレイ
電動推進システムを搭載した実証試験機
電動推進システムを搭載した実証試験機の仕様
FEATHERの成果を活用した将来展開
Cont.
Batt.
M Gen.
Tank
燃料タンク
発電機
Cont.
Batt.
M
電動モータ 制御器
二次電池
純電動推進システム
ハイブリッド電動推進システム
共通技術
キー技術 高効率・高出力密度電動モータ 高信頼性多重化モータ 回生エアブレーキシステム
飛行許可取得実績
小型航空機の高性能・高機能化 運航コスト削減 操縦負荷低減 安全性向上
小型電動航空機による新しい航空輸送システムの実現
社会への貢献 利便性・環境適合性・経済性の高
い新しい移動手段の提供 国内航空機産業の活性化
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
200
1980 1990 2000 2010 2020
最大
出力
[kW
]
初飛行年
1人乗り 太陽電池 米国
1人・190㎞ Li-Ion電池 ドイツ
4人・390㎞ Li-Po電池 スロベニア・米国
1人・30㎞ Ni-Cd電池 ドイツ
1人 燃料電池 米国
◆
1人・326㎞/h 米国
0
200
400
600
800
1000
1200
1400
1600
1980 1990 2000 2010 2020
運用開始年
航空
機発
電容
量[k
VA]
B767 A330 B777
A340 A380
B787
5席
19席
78席 成立しない
成立
二次電池
燃料電池スタック電動モータ
その他
DHC8＠2030年
0
5000
10000
15000
20000
原型機 電動化
推進
システム
質量
[kg]
燃料タンク
抽気 → 電気空調システム 電動スタータ 電気防除氷システム 油圧 → 電動ブレーキ
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