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