宇宙航空研究開発機構研究開発資料
JAXA Research and Development Memorandum
2017年3月
宇宙航空研究開発機構
Japan Aerospace Exploration Agency
航空機用電動推進システム技術の飛行実証
Flight demonstration of Electric Aircraft Technology for
Harmonized Ecological Revolution (FEATHER)
西沢 啓, 小林 宙, 飯島 朋子, 山崎 宏二, 奥山 政広, 田頭 剛,
平野 義鎭, 吉村 彰記, 進藤 重美, 岡井 敬一
Akira Nishizawa, Hiroshi Kobayashi, Tomoko Iijima, Kohji Yamazaki,
Masahiro Okuyama, Takeshi Tagashira, Yoshiyasu Hirano,
1. はじめに ……… 2
2. FEATHER事業の概要 ……… 2
3. 電動推進システムの概要 ……… 4
3.1 多重化モータシステム ……… 5
3.1.1 提案するコンセプト ……… 5
3.1.2 技術課題と解決策 ……… 5
3.2 回生エアブレーキシステム ……… 7
3.2.1 提案するコンセプト ……… 7
3.2.2 技術課題と解決策 ……… 8
4. 飛行実証試験 ……… 9
5. 試験結果 ……… 9
6. サクセスクライテリアの達成結果 ………11
7. まとめ ………11
謝辞………12
航空機用電動推進システム技術の飛行実証
西沢啓
*1
、小林宙
*1
、飯島朋子
*1
、山崎宏二
*5
、奥山政広
*2
、田頭剛
*1
、平野義鎭
*3
、吉村彰記
*3
、
進藤重美
*4
、岡井敬一
*1
Flight demonstration of Electric Aircraft Technology for Harmonized Ecological Revolution
(FEATHER)
Akira Nishizawa*1, Hiroshi Kobayashi*1, Tomoko Iijima*1, Kohji Yamazaki*2, Masahiro Okuyama*1, Takeshi Tagashira*1, Yoshiyasu Hirano*1, Akinori Yoshimura*1, Shigemi Shindo*1 and Keiichi Okai*1
Abstract
JAXA promoted the Flight demonstration of Electric Aircraft Technology for Harmonized Ecological Revolution (FEATHER) project to hasten electric aircraft development in Japan. JAXA performed the flight tests on its electric propulsion system for aircraft of FEATHER project in February 2015 at the Gifu Air Base. The tests not only demonstrated that JAXA’s electric propulsion system delivers the high efficiency and high power density performance but also showed that JAXA’s unique regenerative airbrake system allows the propeller and motor to generate electric power as the aircraft is descending—while also serving as a substitute air brake—and that the multiplexed motor system ensures better fault tolerance in flight.
Keywords: Electric Aircraft, Electric Propulsion System, Flight Demonstration, Manned Flight,
Regenerative Motor, Regenerative Soaring, Multiplexed Motor, Fault Tolerant Design, Li-ion Battery
概要
国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構（JAXA）では、独自開発した航空機用電動推進シ
ステム技術を飛行実証する研究事業”FEATHER”（Flight demonstration of Electric Aircraft
Technology for Harmonized Ecological Revolution）を 2012 年～2015 年にかけて実施した。
本事業を通じて、二つの独自技術である多重化モータシステムと回生エアブレーキシステ
ムを開発し、実証試験機にて有人飛行実証を達成した。
前者は多重化されたモータ構造「多重化モータシステム」を利用して、離陸上昇中に一部
が故障しても残存したモータの出力で上昇を継続できる「推力全喪失回避機能」を備えてお
り、単発プロペラ機のエンジン故障事故回避に有用である。
後者は降下時にプロペラを風車のように作動させて位置エネルギを電力として回生・充電
する「位置エネルギ回生機能」を有したシステムであり、従来無駄に消費していた降下時の
エネルギを節減できる。また、回生時プロペラに発生する空力抵抗を操作することも可能で、
従来のエアブレーキ板の代替とすることも狙った。
これらの新しいシステム及びその機能を世界に先駆けて有人飛行実証した。その成果につ
いて概説する。
* 平成 年 月 日 受付
* 航空技術部門 次世代航空イノベーションハブ * 有限会社 オリンポス
*
平成28年11月24日受付 （Received 24, November, 2016）
*1
航空技術部門 次世代航空イノベーションハブ （Next Generation Aeronautical Innovation Hub Center, Aeronautical Technology Directorate）
*2
航空技術部門 飛行技術研究ユニット （Flight Research Unit, Aeronautical Technology Directorate）
*3
航空技術部門 構造 ・ 複合材技術研究ユニット （Structures and Advanced Composit Research Unit, Aeronautical Technology Directorate）
*4
航空技術部門 航空技術実証研究開発ユニット （Technology Demonstration Research Unit, Aeronautical Technology Directorate）
*5
3
1.
はじめに
宇宙航空研究開発機構（JAXA）では、独
自 開 発 し た 航 空 機 用 電 動 推 進 シ ス テ ム 技 術
を飛行実証する研究事業”FEATHER”（Flight
demonstration of Electric Aircraft Technology for Harmonized Ecological Revolution）を2012
年～2015年にかけて実施した。
本事業の目的は、①電動航空機技術研究開
発 の 世 界 的 な 進 歩 に 対 し て キ ャ ッ チ ア ッ プ
を図ること、②将来の電動航空機市場で競争
力を有する独自技術を獲得すること、及び、
③ 法 的 要 求 に 適 う 安 全 性 を 実 用 機 で 担 保 し
た有人飛行の道筋をつけることにより、国内
の 電 動 航 空 機 技 術 の 研 究 開 発 を 促 進 す る こ
との三つである。
こ こ 数 年 の 電 動 航 空 機 開 発 の 進 歩 は 著 し
く、10年前までは 1人乗りの 40kW級小型
電動航空機が 200km の距離を飛ぶ
1)
のが限
界であったが、現在では 4 人乗りの 150kW
級小型電動航空機が 400km の距離を飛ぶこ
とが可能となっている
2)
。そのパワートレイ
ン の 構 成 や 性 能 は 電 気 自 動 車 の も の と 良 く
似ている
3)
ため、電動推進システムの基盤技
術 と し て は 日 本 国 内 に も 優 れ た 技 術 が 多 く
存在しているはずであるが、有人航空機によ
る 技 術 実 証 の 点 で は 海 外 に 遅 れ を 取 っ て い
る。しかし、JAXA以外にも電動航空機の開
発 を 目 指 し て い る 国 内 企 業 や 大 学 等 は 決 し
て少なくない
4-5)
。そこで、上記①及び③を
目的とし、JAXAが電動航空機による国内有
人飛行の前例を作ることをまずは重視した。
詳 細 に つ い て は 著 者 ら に よ る 電 動 航 空 機 の
試験飛行許可取得に関する文献
6-7)
を参照さ
れたい。
一方、国外の進捗に対するキャッチアップ
の側面だけではなく、独自技術によって国際
的な優位性を確保することも重視し、上記の
目的②を当該事業の中で設定した。本稿にお
いては、②の独自技術の内容と飛行実証の成
果を中心に紹介する。
2. FEATHER
事業の概要
表2-1にFEATHER事業のスコープを、図
2-1 に事業の実施体制を示す。また、図 2-2
に 事 業 の 全 体 ス ケ ジ ュ ー ル を 示 す 。 主 に 、
2012年度はシステムの設計、2013年度はシ
ステムの構築と地上試験、2014 年度は試験
機への実装と飛行試験となっており、飛行試
験に合わせて航空局の飛行許可も取得した。
構 築 し た シ ス テ ム に は 開 発 要 素 が 多 数 含 ま
れ る た め 、 各 種 試 験
8-13)
に よ る 確 認 の 他 、
JAXA 内 部 に お け る 複 数 回 の 設 計 審 査 及 び
安全審査を経てリスクを縮減した後、地上滑
走試験へと移行した。さらに、地上滑走試験
の 結 果 を も っ て 航 空 局 か ら 飛 行 許 可 を 取 得
し
6-7)
、飛行試験へと移行した。全プロセス
を 通 じ て リ ス ク の 識 別 と 分 析 が 行 わ れ 都 度
更新された。
1. 電動モータグライダシステムの開発 1. 電動推進システムの開発
1. 駆動システムの開発（電動モータ、インバータ、冷却系等）の設計・製作 2. 電力源システムの開発（航空機用Li-ion電池健全性管理システム開発） 3. 制御システムの開発（モータ及びシステム制御ソフトの開発） 4. 操作システム・表示システムの開発
5. システムインテグレーション 2. 計測システムの開発
3. 機体システムの開発
1. マウント類の設計・製作
2. エンジン換装・電動推進システムの搭載 2. 電動推進システムの評価
1. 電動推進システム性能確認試験と評価 2. 全機地上試験と評価
3. 地上TAXI＆ジャンプ試験と評価 4. 飛行実証試験と評価
3. 飛行許可取得 1. 航空局との調整
2. 11条但書飛行許可申請書の作成 1. 審査基準関連情報の収集と分析
2. 適合性審査表の作成と各種試験方法、設計方法の提案 3. 申請書の作成
4
業務分担 業務内容
全体統括 全体統括、リソース配分、意思決定、承認
PM 目標設定、リスク分析、リスク管理、進捗管理、実施計画作成、会議進行、情報
伝達、各種報告書作成
安全管理 安全管理
JAXA 航空本部
FEATHERチーム
全体統括
PM
推進システム開発
JAXA研究開発本部
電源グループ
JAXA 内独立評価チーム
航空本部
飛行許可取得 風洞・地上試験
電動推進システム 設計・製作 インタフェイス設計・製作 機体改造・管理・運用
飛行試験 予算管理 安全管理
Li-ion電池技術支援 企業
JAXA
図2-1 事業の実施体制
図2-2 事業の全体スケジュール
4 5 6 7 8 91011121 2 3 4 5 6 7 8 91011121 2 3 4 5 6 9 10 12 1 2 3 ▲機構安全審査委員会
▲開発完了確認会
▲部署安全確認会Ⅲ
▲システム安全審査会
製作
原型復帰
復帰支援
原型機飛行試験
健全性確認 健全性確認
風試 風試
推力試験
滑走試験
場周
安全対応 航空局関連
スケジュール表
FY2012 FY2013 FY2014
7 8 11
計画審査▲
終了審査▲
▲モータ設計確認会
詳細設計確認会▲ マイルストーン
電動モータグラ イダシステム開 発
電動推進システム開発
設計 製作 制御系調整 操作性調整
電池調達 予備セ ル調達/ 交換、電池改修
機体システムの開発
電池ポッド検討 ポッド設計 製作
マウント設計
荷重試験ジグ製作
モ ックア ップ 搭載支援
計測系構築 計測系改修 表示器類仕様検討 表示器設計 製作 表示器調整
エ ン ジ ン 除 去
モ ータ搭載
電動推進システ ムの評価試験
原型機の調達
▲調達 修理改造
電池試験
電池直列試験 電池放電試験
耐空証明▲
▲耐空証明 飛行試験 飛行試験
高出力試験 単セル試験 限界/ サイクル試験
電動推進システム試験
電気系確認試験 ﾎﾟ ｯ ﾄﾞ荷重試験ﾏ ｳﾝﾄ荷重試験
▲最大出力達成 ▲換装前最終確認
全機地上試験 飛行実証試験
ジャンプ飛行試験
飛行許可取得
安全要求検討ハザード解析 ハザード解析
申請方針調整飛行許可申請概要調整 飛行許可申請書詳細調整 申請（東京）
申請（大阪） 飛行許可申請書作成
飛行場選定 飛行場側との調整
飛行許可申請書作成
JAXA 実装・運用 システム 電池
▲基本設計確認会
▲部署安全確認会Ⅰ 部署安全確認会Ⅱ▲ ▲部署安全確認会0
7/16 7/30 2/8 11/15 9/24 3/22 1/15 10/31 5/18
ミッション要求１ ミッション要求2
①世界トップレベルの電動推進 システム性能を飛行実証する
①-1 世界トップレベルの電動推進システムの開発
①-2 有人飛行実証試験の実施
②世界初の電動推進システム技 術を飛行実証する
②-1 飛行中における推力喪失回避機能の実証
②-2 降下時におけるエネルギ回生機能の実証
5
当 事 業 に お い て は 航 空 機 用 電 動 推 進 シ ス
テ ム と い う 新 し い 技 術 を 対 象 と す る こ と か
ら 、 プ ラ イ ム 企 業 を 設 定 せ ず 、JAXA の
FEATHERチームが主体となって各企業間の
イ ン タ ー フ ェ ー ス 管 理 や 飛 行 許 可 申 請 書 類
の作成
6-7)
を行った。これにより、研究成果
や 知 見 の み な ら ず 重 要 な ノ ウ ハ ウ の ほ と ん
どがJAXA内に蓄積された。
当 事 業 は 初 期 段 階 で サ ク セ ス ク ラ イ テ リ
アと達成時期を設定し、品質、コスト、納期
の す べ て を 満 た す よ う プ ロ ジ ェ ク ト と 同 様
な管理がなされた。サクセスクライテリアの
達成状況については後述する。表2-2にミッ
ション要求を示す。サクセスクライテリアは
ミッション要求に基づき設定された。また、
サクセスクライテリアを達成すべく、3章に
示す独自の技術コンセプトが提案され、シス
テムの開発が行われた。
3.
電動推進システムの概要
図 3-1 に実証試験機のシステム構成を示
す。ベースとなる機体は既存の2人乗りモー
タグライダ（ダイヤモンド・エアクラフト社
製、HK36TTC-ECO）であり、そのエンジン
等を取り降ろして、JAXAで開発した電動推
進システム等
14-17)
（図3-2）を搭載し、電動
モータグライダシステム（以下、実証試験機）
を構築した。改造後の機体は1人乗りとなっ
ている。改造前の原型機の仕様を表 3-1 に、
実証試験機の仕様を表3-2に示す。当実証試
A1) Electric propulsion system A) Electric motor-glider system
A1-1）Driving system
Multiplexed motor Inverter Radiator & Pump
Reduction gear Propeller
A2) Measurement system
A3) Airframe system
A4) Charging system
Li-ion battery A1-2）Power source
A1-3）Pilot interface
A1-4）Management system Display Power lever
System control unit
図3-2 開発した電動推進システムとそれを搭載した実証試験機
6
験 機 に は 以 下 に 述 べ る 二 つ の 独 自 技 術 で あ
る、多重化モータシステム
18)
と回生エアブ
レーキシステム
19-21)
が組み込まれている。
表3-1 原型機の仕様
表3-2 実証試験機の仕様
3.1
多重化モータシステム
3.1.1
提案するコンセプト
航 空 機 エ ン ジ ン の 電 動 化 は 機 体 規 模 が 大
型になるほど成立性が厳しくなるため、当面
は ジ ェ ネ ラ ル ア ビ エ ー シ ョ ン で 使 用 さ れ る
ような、一人～数人乗り規模の小型プロペラ
機が適用対象となる
22)
。そのような小型機
は 旅 客 機 に 比 べ て 事 故 率 が 桁 違 い に 高 い と
いう問題があり
15)
、中でも単発機の“Loss of
engine power”は無視できない事故要因の一
つである
23)
。そこで、FEATHER 事業では、
多 重 化 や 冗 長 化 が 従 来 の エ ン ジ ン に 比 べ て
容易な電動モータの特性を活用し、故障して
も 推 力 の 全 喪 失 を 回 避 で き る 多 重 化 モ ー タ
システムを開発することとした。同システム
による推力全喪失回避のコンセプトを図3-3
に示す。
3.1.2
技術課題と解決策
電 動 モ ー タ を 多 重 化 す る だ け な ら 技 術 的
には難しくないが、段数が増えるほどコイル
エンドの数が増える分、必ず単独モータより
全段の合計重量と容積が増える。従って、い
か に 最 小 の 段 数 で 故 障 時 の 推 力 を 確 保 す る
か、さらに、コンパクトかつ軽量に設計でき
るかが重要な技術課題になる。 Original aircraft
Aircraft type Diamond aircraft type
HK36TTC-ECO
Maximum take-off weight 850kg
Engine type Rotax 914F
Maximum shaft power 84.5 kW (5min.)
Crew member 2 persons
Proportions
Wing span 16.33m
Length 7.28m
Wing area 15.30m2
Prop. diameter 1.75m
Weights
Empty weight (excl.
batteries) 614kg
Empty weight (incl.
batteries) 728kg
Maximum take-off weight 850kg
Take-off weight at the flight
test 800kg
Performance
Crew member 1 person
Stall speed 78.8km/h
Maximum speed 150km/h
Cruise speed 120-150km/h
Best climb speed Vy 110km/h
Best climb rate 3.5m/s
L/D (with UWC) 17/1 (at 120km/h)
Req. power for level flight 20kW
Power train (Propulsor)
Type of electric motor Permanent magnet type
synchronous motor (three phase)
Number of motor elements 4 (in series)
Maximum total shaft power
(at RPM) 60kW (2.5min. at 6586RPM)
Maximum motor efficiency 95％
Motor efficiency at cruise 94%
Cooling Water cooling
Type of propeller MT propeller type MTV-1
Type of reduction gear HIRTH G50(1:3.16)
Motor weight (total) 28.96kg (=7.24kg*4)
Reduction gear weight 8.478kg
Propeller weight 10.64kg
Power train (Controller)
Type of inverter IGBT Number of inverters 4
Motor control method FOC (Field-oriented control)
Maximum inverter
efficiency 93％
Inverter efficiency at cruise 90% Cooling Water cooling Inverter weight (total) 14.25kg(=3.56kg*4) Power train (Power source)
Type of power source Lithium-ion battery (32 cells in series) Number of battery packs 4
System voltage (open
circuit at 100%SOC) 128V Battery capacity 75Ah (9.6kWh) Battery weight / take-off
weight 0.1425 (=114kg/800kg) Battery energy density 84.2Wh/kg
7
図 3-4 に開発した多重化モータの断面図
を示す。本稿では詳細を割愛するが、前者の
課題に対しては、離陸上昇の最大出力時に一
つ の モ ー タ 要 素 が 故 障 し て も 上 昇 を 継 続 で
き る 出 力 の 確 保 が 可 能 な 最 小 の 段 数 と し て
4段を選定した
18)
。また、後者の課題に対し
ては、①各モータ要素を短軸扁平化して軸方
向長さを制限、②短軸扁平化に伴う2次元形
状からの乖離に対し、2次元/3次元複合磁場
解析を適用、③各要素を凹凸嵌合形状とし、
重量・容積を最小化するなどの手法を適用し、
多重化の課題を解決した。
図3-3 推力全喪失回避のコンセプト
8
図 3-5 に開発した多重化モータと既存の
電動航空機に搭載されている電動モータ（単
独モータ）の性能
1,24-26)
を比較する。本多重
化 モ ー タ が 単 独 モ ー タ と 比 べ て も 遜 色 な い
効 率 及 び 出 力 密 度 性 能 を 有 し て い る こ と が
わかる。
ただし、図3-5の比較対象はFEATHER事
業の計画時（2012 年 5 月）に既に公表され
て い た 飛 行 実 績 の あ る 電 動 航 空 機 用 モ ー タ
のものである。その後、Siemens社から出力
密度5kW/kg超の航空機用電動モータが発表
された
27,28)
。出力密度を飛躍的に向上するた
めの革新的技術が導入されており
28)
、当該
分 野 に お け る 進 歩 の ス ピ ー ド は 予 想 以 上 に
速かったと言える。当事業においては、多重
化 モ ー タ で あ っ て も 既 存 の 電 動 航 空 機 に 採
用 さ れ て い る 単 独 電 動 モ ー タ の 出 力 密 度 を
超えることを性能目標とし、モータ性能の向
上 を 図 る よ り は 有 人 機 に 搭 載 し て 実 飛 行 に
供することを優先していた。そのため、採用
し た モ ー タ 技 術 の 基 盤 は 既 知 の 技 術 で 固 め
てリスクを最小限に抑える方針とした。しか
し、今後は国内のモータ関連企業との連携も
密に図り、挑戦的で革新的なモータ技術を飛
行 実 証 す る こ と も 視 野 に 入 れ て い く 必 要 が
あると考えている。
3.2
回生エアブレーキシステム
3.2.1
提案するコンセプト
電 動 モ ー タ の も う 一 つ の 特 性 と し て 多 機
能性があり、原動機としてだけでなく発電機
と し て も 使 用 で き る こ と は ハ イ ブ リ ッ ド 自
0
0.5
1
1.5
2
2.5
3
70
75
80
85
90
95
100
30
40
50
60
70
80
P
o
w
e
r
d
e
n
si
ty
[kW
/kg
]
E
ff
ic
ie
n
cy
[%]
Maximum
output[kW]
＋：Efficiency
◆：Power density
Rapid200FC24)
Electric Waiex25)
Antares20E1)
e‐Genius26) FEATHER(JAXA)
EV motor(LEAF)
Aircraft piston engine
図3-5 電動モータの性能比較
（注： FEATHERのモータ出力密度は飛行試験時に記録した出力の最大値63kWに基づ
いて算出しており、減速機を除く値である。減速機を含む場合は、1.68kw/kg となる。
Rapid200FCのモータ自体は92kWの公称最大出力を有するが、実証機の電源出力が最大
40kW なので飛行実績に基づく最大出力=40kW を用いて出力密度を算出した。公称最大
出力を用いると出力密度は 2.42kW/kg となる。また、参考として電気自動車用モータ及
9
動車でも馴染み深い。本実証試験機には降下
時にプロペラを風車
29)
のように作動させて
モータで発電する回生機能
19)
を組み込んだ。
さらに、回生時にプロペラに発生する空力抵
抗 の 大 き さ を パ イ ロ ッ ト が パ ワ ー レ バ ー 操
作で調整できる機能も付加し
16)
、電力回生
機 能 の み な ら ず エ ア ブ レ ー キ の 代 替 機 能 も
備 えた 回生エ アブ レーキ シス テム
20,21)
を開
発した。同システムのコンセプトを図3-6に
示す。
3.2.2
技術課題と解決策
電動モータを発電機として駆動し、電力回
生すること自体は難しいことではないが、負
荷 と し て プ ロ ペ ラ が 用 い ら れ る と 以 下 の 課
題が生じる。モータを正の出力で駆動（力行）
する操作と負の出力で駆動（回生）する操作
のうち、出力増加側は例え機体が地上で停止
し て い て も レ バ ー 操 作 通 り の 出 力 が 得 ら れ
るが、回生側は対気速度がゼロならば回生量
も ゼ ロ と な る よ う に 回 生 電 力 は 対 気 速 度 に
大きく依存するため、単純にレバー位置だけ
で 回 生 量 を 決 め る こ と が で き な い と い う 課
題がある。対気速度の計測値をフィードバッ
クして制御する方法も考えられるが、ピトー
管 の 応 答 性 の 悪 さ や 故 障 の 影 響 を 受 け て し
まうため、現実的ではない。
JAXA の 技 術 で は 対 気 速 度 の 計 測 値 を 用
いることなく、その対気速度で得られる最大
の 回 生 量 を 常 に レ バ ー 操 作 の み で 指 定 で き
るようにしたところが独自であり、この結果
パワーレバー一つで「電力回生」と「エアブ
レーキ的機能」の二つの機能を操作可能な、
回 生 エ ア ブ レ ー キ シ ス テ ム が 実 現 で き た
20,21)
。パワーレバーをニュートラル位置より
前に押すと「出力増加」、後ろに引くと「回
生＝ブレーキ」に入るという構造で、レバー
を引く量により「回生量＝ブレーキ量」を自
在に変化させるように設計した。
これにより、今までパワーレバー以外に、
エ ア ブ レ ー キ レ バ ー と い う 別 の 操 作 装 置 が
必 要 だ っ た パ イ ロ ッ ト の 操 縦 負 荷 も 軽 減 さ
れることが期待できる。実証試験では、パイ
ロットの操縦負荷も評価し、インターフェイ
スとしての課題を抽出した。パイロットイン
タ ー フ ェ イ ス お よ び パ イ ロ ッ ト の 操 縦 負 荷
評価に関しては、著者らの文献
16)
を参照さ
れたい。
このように、電動モータの多機能性を活用
すると、一つのシステムに複数の機能を持た
せることができるため、重量ペナルティなく
機能の新規追加ができる。機能追加により操
作装置や表示装置の数を削減できれば、パイ
ロットの操縦負荷軽減の効果もあり、安全性
の向上も期待できる。本回生エアブレーキシ
10
ステムの場合は、従来のエアブレーキ構造を
不要にできる可能性もあり、高い付加価値を
有している。
4.
飛行実証試験
飛 行 試 験 に 至 る ま で に は 各 種 の 地 上 試 験
を経て、航空局の試験飛行許可を取得したが、
その詳細については著者らの文献
6,7)
を参照
されたい。本稿では、飛行試験の最終段階で
あ る 場 周 飛 行 試 験 の 概 要 に つ い て の み 述 べ
る。
場周飛行試験は2015年2月に岐阜県岐阜
飛行場にて実施された
30)
。典型的な場周飛
行経路の一例を図4-1に示す。場周高度は対
地高度で約300mから約600mの範囲とした。
飛 行 試 験 は 上 述 し た 独 自 技 術 を 実 証 す る た
め、以下の方法で行った。
①多重化モータシステムの機能実証試験：
離陸上昇中に、多重化モータにおける一つの
モータ要素を模擬故障（トルクを故意にゼロ
にする）状態とし、その後残ったモータ要素
の出力のみで上昇を継続。これにより、多重
化 モ ー タ シ ス テ ム に よ る 推 力 全 喪 失 回 避 機
能を実証。
②エネルギ回生試験： 着陸降下中にモー
タを発電側（負のトルク側）で駆動し、発電
した電力を電池に充電。パワーレバーの操作
量 を 変 化 さ せ る こ と に よ り 降 下 率 と 発 電 力
が変化すること、また、従来のエアブレーキ
を用いなくても降下・着陸が可能であること
を実証。さらに、上昇気流中において高度を
維持しつつ発電する”Regenerative soaring”
31)
を検証。
以 上 の 試 験 デ ー タ は 機 上 に 搭 載 さ れ た 計
測システムにより取得し、飛行後回収された。
5.
試験結果
飛 行 試 験 に よ り 取 得 さ れ た デ ー タ の 一 例
を図5-1に示す。横軸の時刻はデータ取得開
始からの経過時間である。以下、データにつ
いて時刻の早い順に説明する。
t=360s-480s： モータ軸出力Pmが約55kW
に な る よ う パ ワ ー レ バ ー で ト ル ク 設 定 し た
後、滑走を開始した。その後機速Vairの増加
によってプロペラ回転数 Npが増加するため
Pmも増加し、最大で約 63kW の出力に達し
た。
t=480s-600s： 離陸後、パイロットは模擬
故障スイッチ
16)
を操作して一つのモータ要
素のトルクを人為的にゼロにし、Pmの急激
な減少が確認された。このとき Pmは最大出
力 63kW の 3/4 よりもさらに低い値（約 38
kW）に収束するが、これはトルクが最大値
の約3/4になったために、Npが減少すること
による。この状態をしばらく維持し、対地高
度 H が増加を継続できることを確認して、
推力全喪失回避機能が実証された。なお、模
擬 故 障 状 態 中 の 上 昇 率 は 最 大 出 力 時 の そ れ
と比べて低下していることが H の勾配の変
化から推定できる。
35.38 35.382 35.384 35.386 35.388 35.39 35.392 35.394 35.396 35.398 35.4
136.845 136.85 136.855 136.86 136.865 136.87 136.875 136.88 136.885 136.89 136.895
L
at
[d
eg]
Long[deg]
1km
Tower
Runway
11
t=840s-960s： 模擬故障状態での試験を終
了した後、パイロットは模擬故障状態から通
常状態へと復帰し、さらに出力を絞って上昇
気流を探索した。上昇気流中で滞空している
こ と を 確 認 し 、 パ ワ ー レ バ ー を 回 生 モ ー ド
（RGN：Regeneration）側に引いて、電力回
生を開始した。Pmが負の値になっており、
か つ H が ほ と ん ど 変 化 し な い こ と か ら 、
Regenerative soaring（図 5-2）が実現できて
いることを確認した。
t=1200s-1440s： 場周飛行の最終段階とし
て、降下着陸時に電力回生を実施した。その
際通常のエアブレーキは閉のままとし、パワ
ーレバーを調整して、発電力と降下率が変化
することを確認した。降下時の電力回生によ
りバッテリの残量 SOC(State of charge)の値
が増加していくことが確認できた。これらに
よ り 回 生 エ ア ブ レ ー キ シ ス テ ム の コ ン セ プ
トが実証された（図5-3）。
-200 -100 0 100 200 300 400 500 600 700 800
-20 -10 0 10 20 30 40 50 60 70 80
360 480 600 720 840 960 1080 1200 1320 1440 1560
H
[m
]
P
m
[kW
],
V
ai
r[
m
/s
],
N
p[
rps
], S
O
C[%]
t[s]
Pm[kW] Vair[m/s] Np[rps] SOC[%]
Motor power, Pm
Absolute altitude, H
Airspeed, Vair
Rotational speed of prop, Np
Take‐off
Battery SOC
Touch‐down
Sim. fail climb Regenerative
soaring Regenerativew/o airbrake descend
図5-1 場周飛行試験結果の一例（2015年2月21日）
図5-2 上昇気流中で電力回生する試験機
図 5-3 通常のエアブレーキによる降下
（上）と回生エアブレーキシステムによ
12
6.
サクセスクライテリアの達成結果
FEATHER事業開始時に設定したサクセス
クライテリアとその達成結果を表 6-1 に示
す。各サクセスクライテリアは表2-2のミッ
シ ョ ン 要 求 を 満 た す た め の 技 術 目 標 と し て
設定された。ミニマムサクセス及びフルサク
セスに関しては、全ての項目で達成され、事
業の成功が確認された。唯一、ミッション目
標 １ の エ ク ス ト ラ サ ク セ ス は 未 達 で あ っ た
が、これは JAXA が日本化薬㈱と共同開発
し た モ ー タ コ イ ル 用 熱 伝 導 性 耐 熱 絶 縁 材
料
32)
が当事業スケジュールの制約により適
用 で き な か っ た こ と が 一 因 で あ る 。 FEATHER事業成果の今後の展開活動と合わ
せ、次の飛行実証機会等を検討したいと考え
ている。一方、当初エクストラサクセスにも
設定していなかった計画外の成果として、上
昇 気 流 中 で 高 度 を 喪 失 し な い 電 力 回 生
（Regenerative soaring
31)
）を世界で初めて飛
行実証することに成功した。この時の様子は
一般向け航空雑誌
30)
にも紹介されるととも
に、山岳波の中で電力を回生しながら長距離
を 飛 行 で き る 可 能 性 が パ イ ロ ッ ト の 視 点 か
ら指摘された。
モ ー タ 性 能 に 関 し て は フ ル サ ク セ ス を 達
成したものの、3.1.2 でも述べたように事業
終 了 後 に は 海 外 か ら フ ル サ ク セ ス で 設 定 し
た 出 力 密 度 目 標 値 を 飛 躍 的 に 上 回 る 性 能 の
モータが発表された
27）
。進歩が速い分野で
あるため、数年に渡るプロジェクト期間中に
世 界 の 動 向 が ど の よ う に 変 化 す る の か を 予
測しつつ目標設定することも重要である。
7.
まとめ
本稿では、JAXA が独自に開発した航空
機用電動推進システムの概要と実証試験の
成果について述べた。独自開発したエンジ
ンで有人飛行することはJAXAとして初の
試みであり、旧NAL（航空宇宙技術研究所）
も含めると飛鳥プロジェクト
33)
以来の挑戦
である。また、国内全体で見ても、有人電
動航空機として初めて場周飛行まで達成で
き、飛行許可を取得するプロセスも含めて
貴重な前例となった
34-36)
。さらに、多重化
モータシステム及び回生エアブレーキシス
テムという独自のシステムを世界に先駆け
て開発し、飛行実証できたことも、国内の
電動航空機研究開発の促進に寄与できるも
のと考えられる。
今 後 は 技 術 移 転 や 共 同 研 究 と い う 形 で FEATHER 技術の展開を、国内と海外で進
めていくことを検討する。また、小型の航
空機だけでなく将来旅客機にまで適用して
いくことも視野に入れ、燃料電池とガスタ
ービンによるハイブリッド発電システム
37)
等の新しい電力源の適用についても研究し
ていく予定である。
ミッション 目標
サクセスレ ベル
達成基準 達成 年度
合否判 断方法
達成状況
1
世
界
ト
ッ
プ
レ
ベ
ル
の
電
動
推
進
シ
ス
テ
ム
性
能
の
飛
行
実
証
ミニマム 電動推進システムの出力目標性能（最大60kW以上、出力
密度1.6kW/kg以上、モータ効率92％以上）を達成
2013 風洞試験 出力=61.2kW, 出力密度 =1.63kW/kg, 効率=95.2%
フル 電動推進システムの出力目標性能（最大60kW以上、モー
タ効率92％以上）を飛行実証
2014 飛行試験 出力=63kW, 効率> 94%
エクストラ 電動推進システムの出力性能（最大60kW以上、モータ効
率95％以上）を達成
2014 飛行試験 95％>効率>94％
2
世
界
初
の
電
動
推
進
シ
ス
テ
ム
技
術
の
飛
行
実
証
①
推
力
喪
失
回
避
機
能
ミニマム 滑走中に一つのモータ要素を模擬故障状態にした場合に、
残りのモータ要素で故障直前出力の3/4の出力を達成
2014 地上試験 模擬故障直前出力=58.8kW, 模 擬故障後出力=47kW(3.19/4)
フル 上昇飛行中に一つのモータ要素を模擬故障状態にした場合
に、残りのモータ要素で故障直前出力の3/4の出力を達成
2014 飛行試験 模擬故障直前出力=63kW, 模 擬故障後出力=48kW(3.05/4)
エクストラ 特に定めない -
-②
位
置
エ
ネ
ル
ギ
回
生
機
能
ミニマム 飛行中にプロペラ風車ブレーキによる発電状態を実現 2014 飛行試験 インバータ入口電力Prgn=
-5.7kW
フル エネルギ回生飛行において、飛行可能な降下率の範囲内で
発電量を調節できることを実証
2014 飛行試験 -3.8kW ≦ Prgn ≦ 0kW(-3.1m/s ≦ 降下率≦ 0m/s )
エクストラ 降下中に喪失する位置エネルギの20％以上の電力量を回生 2014 飛行試験 位置エネルギの20％以上の電
力量を回生
合
合
否
合
合
合
合
合
13
謝辞
本事業を遂行するにあたり、帝京大学の米
田洋教授、東京大学の藤本博志准教授をはじ
め、東京航空局、大阪航空局、防衛省、航空
自衛隊、海上自衛隊、㈱日本モーターグライ
ダークラブ、中部日本航空連盟岐阜支部、㈱
PUES、㈱東京R&D、日本化薬㈱、日本飛行
機㈱、日本航空㈱、川崎重工業㈱、富士重工
業㈱の関係者各位にご支援・ご指導いただい
た。ここに感謝の意を表す。
参考文献
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走行公開実験を実施、九州大学プレスリ
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7) 飯 島 朋子 、小 林 宙、 山崎 宏 二、 西沢 啓 、
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試 験 に よ る 航 空 機 用 電 動 推 進 系 の 仕 様
検討、JAXA-RM-14-005、2015年3月
9) 吉村彰記、平野義鎭、西沢啓、電動モー
タ グ ラ イ ダ シ ス テ ム の バ ッ テ リ ー ポ ッ
ド強度試験、JAXA-RM-14-006、2015年
3月
10)吉村彰記、平野義鎭、西沢啓、電動モー
タ グ ラ イ ダ シ ス テ ム の モ ー タ マ ウ ン ト
強度試験、JAXA-RM-14-007、2015 年 3
月
11)飯島朋子、小林宙、西沢啓、電動推進シ
ス テ ム 故 障 時 の パ イ ロ ッ ト ワ ー ク ロ ー
ド解析、JAXA-RM-14-008、2015年3月 12)Nishizawa,A.and Kobayashi,H., “Flight
demonstration of lithium-ion battery system under high C-rate operation”, Electric & Hybrid Aerospace Technology Symposium, 9-10 November 2016 Cologne Germany
13)西沢啓、小林宙、岡井敬一、電動航空機
用大出力Li-ion電池システムの開発、第
57回航空原動機・宇宙推進講演会、1C09、
2017年3月
14)西沢啓、電動航空機の有人飛行に成功！、
JAXA航空マガジンFLIGHT PATH、No.9、
2015、p.12-13
15)小林宙、西沢啓、JAXA における航空機
用電動推進系の研究開発、日本航空宇宙
学会誌、Vol.63、No.2、2015、p.8-12
16)飯島朋子、小林宙、田頭剛、西沢啓、電
動 航 空 機 用 パ イ ロ ッ ト イ ン タ ー フ ェ ー
スの開発、第53回飛行機シンポジウム、
2G04、2015年11月
17)Iijima,T., Kobayashi,H., Tagashira,T. and Nishizawa,A., “Pilot Interface Design of Electric Aircraft for Regenerative Flight”, Electric & Hybrid Aerospace Technology Symposium, 17-18 November 2015 Bremen Germany
18)小 林 宙、 西沢 啓 、飯 島朋 子 、山 崎宏 二 、
航 空 推 進 用 多 重 化 モ ー タ の 開 発 と 飛 行
実証、第54回飛行機シンポジウム、1F03
（JSASS-2016-5056）、2016年10月
19)足 立 憲彦 、小 林 宙、 箱島 秀 昭、 西沢 啓 、
電 動 化 航 空 機 に お け る プ ロ ペ ラ ブ レ ー
ド を 用 い た エ ネ ル ギ 回 生 に 関 す る 実 験
的研究、JAXA-RR-15-001、2015 20)Nishizawa,A., Kobayashi,H. and
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AJCPP2016-126
21)西沢啓、小林宙、藤本博志、航空機用回
生型電動推進システムの飛行実験、第47
期 日 本 航 空 宇 宙 学 会 年 会 講 演 会 、1A21
（JSASS-2016-1020）、2016年4月
14
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28)Agnieszka Makowska, Electric propulsion components with high power densities for aviation, Symposium E2 –Fliegen, Stuttgart, February 2015
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お け る 風 車 状 態 の 空 力 特 性 、
JAXA-RM-14-010、2015
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空機用モ ータ ーコイ ルの 開発に つい て、
JAXAプレスリリース、2013年5月14
日、
http://www.jaxa.jp/press/2013/05/20130514 _motor_coil_j.html
33)中 野 不二 男、 大 いな る飛 翔 、新 潮文 庫 、
1991
34)小林宙、西沢啓、JAXA における航空機
用 電 動 推 進 シ ス テ ム 技 術 の 研 究 開 発 、
第 55 回航空原動機・宇宙推進講演会、
2015.
35)Nishizawa,A., Kobayashi,H. and
Fujimoto,H., “FEATHER project in JAXA and toward future electric aircraft”, 2nd On‐Demand Mobility and Emerging Aviation Technology Roadmapping Workshop, 8‐9 March 2016 36)Nishizawa,A., Kobayashi,H. and
Fujimoto,H., “Flight demonstration of regenerative air brake and multiplexed electric motor”, Electric & Hybrid
Aerospace Technology Symposium, 17-18 November 2015 Bremen Germany
37)Okai,K., Himeno,T., Watanabe,T.,
Nomura,H. and Tagashira,T., “Investigation of FC/GT Hybrid Core in Electrical
発 行
発 行 日
電 子 出 版 制 作
国立研究開発法人 宇宙航空研究開発機構（JAXA） 〒182-8522 東京都調布市深大寺東町7-44-1 URL: http://www.jaxa.jp/
平成29年3月3日 松枝印刷株式会社
©2017 JAXA
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