温度控制系统、温度控制方法和航空器与流程

1.本发明涉及温度控制系统和温度控制方法以及航空器。


背景技术：

2.以往已知有一种垂直起降型航空器(也称为vtol飞机或简称为航空器)，其通过配置在机身左右的多个起降用(vtol)旋翼在铅直方向上升降而起降，并通过配置在机身后部的巡航旋翼在水平方向上飞行。在这样的航空器上，将发电装置利用发动机产生的电力充电给电池，并利用充电给该电池的电力使多个旋翼运转以进行飞行。在这里，电池越暖越能发挥高性能，但是有如果过暖则容易劣化的倾向。因此，在专利文献1所述的航空器上搭载有在停放期间使电池的温度保持在所期望的温度范围的温度控制系统。
3.专利文献1：美国专利申请公开第2021/370786号说明书


技术实现要素：

4.然而，电池由于能够蓄积使旋翼运转以使航空器飞行所需的最低限度的电力(可飞行充电量)以上的电力并且温度越高可以输出越大的电力，因此需要被升温至可输出可飞行充电量的电力的温度(可飞行温度)以上。此外，当使用充电到电池的电力起动发动机时，需要蓄积发动机起动所需的最低限度的电力(可起动充电量)以上的电力并且被升温到可输出可起动充电量的电力的温度(可起动温度)以上。虽然可以通过在停放期间使用来自低电压系统的外部电源的供电对电池进行升温或保温来维持电池的温度，但在来自外部电源的供电因停电等而停止的异常情况下，可能无法对电池进行升温或保温，从而影响飞行计划。
5.在本发明的第一方面中，提供一种温度控制系统，其对利用由发动机产生的电力或充电至内部电源的电力而进行飞行的航空器中的所述内部电源的温度进行控制，具备：所述内部电源，其蓄积用于起动发动机并用于飞行的电力；调温部，其至少分别通过充电至所述内部电源的电力和来自外部电源的供电对所述内部电源进行升温、冷却或保温，由此来调整所述内部电源的温度；以及控制部，所述控制部进行如下处理：检测来自所述外部电源的供电的有无，在有来自所述外部电源的供电的情况下，控制所述调温部以利用来自所述外部电源的供电调节来所述内部电源的温度，在没有来自所述外部电源的供电的情况下，基于所述内部电源的温度状态和充电状态来控制所述调温部，以利用所述内部电源的充电来调节所述内部电源的温度。
6.在本发明的第二方面中，提供了一种具备第一方面的温度控制系统的航空器。
7.在本发明的第三方面中，提供一种温度控制方法，对利用由发动机产生的电力或充电至内部电源的电力而进行飞行的航空器中的所述内部电源的温度进行控制，具有：检测来自外部电源的供电的有无的步骤；在有来自所述外部电源的供电的情况下，利用来自所述外部电源的供电对内部电源进行升温、冷却或保温的步骤，该内部电源蓄积用于起动发动机并用于飞行的电力；以及在没有来自所述外部电源的供电的情况下，基于所述内部
电源的温度状态和充电状态，利用所述内部电源的充电对所述内部电源进行升温、冷却或保温的步骤。
8.另外，上述发明的概要没有列举本发明的全部特征。另外，这些特征组的子组合也可以是一项发明。
附图说明
9.图1在俯视图中示出了本实施方式涉及的航空器的构成。
10.图2示出高电压系统的构成和通信系统的构成。
11.图3示出本实施方式涉及的温度控制系统和控制系统的功能配置。
12.图4示出本实施方式涉及的温度控制方法的流程。
13.图5示出电池的温度控制的示例(通常时)。
14.图6示出电池的温度控制的示例(第一异常时)。
15.图7示出电池的温度控制的示例(第二异常时)。
具体实施方式
16.以下，通过发明的实施方式说明本发明，但是以下的实施方式不限定所要求保护的发明。另外，在实施方式中说明的特征的组合并非全部是发明的解决手段所必需的。
17.在本说明书中，“以上”和“超过”可以相互替换。另外，“以下”和“小于”可以相互替换。
18.图1在俯视图中示出了本实施方式涉及的航空器100的构成。航空器100是具备具有电动机作为驱动源的旋翼，利用起降用旋翼(也称为vtol旋翼)20产生推力并在铅直方向上起降、利用巡航用旋翼(也称为巡航旋翼)29产生推力并在水平方向上飞行的垂直起降航空器，也是能够利用由发电装置40a(发动机44和电动发电机42)产生的电力和充电至电池32的电力来使电动机工作，并通过发动机44对电池32充电的混合动力航空器。
19.本实施方式涉及的航空器100被构成为即使在来自外部电源的供电停止的情况下，也能够在出发时维持可起动发动机且可飞行的内部电源的温度和充电状态(soc)，并且具备机身12、前翼14和后翼16、两个臂架18、八个vtol旋翼20、两个巡航用旋翼29、冷却系统60、温度控制系统70、高电压系统40和通信系统49以及控制系统99。
20.机身12是提供供乘员和乘客搭乘并用于搭载货物等的空间，并容纳电池32、电动发电机42和发动机44等的装置的结构体。机身12相对于中心轴l左右对称，在平行于中心轴l的前后方向上延伸并且在水平面中在与中心轴l正交的左右方向上具有较细的形状。这里，平行于中心轴l的方向为前后方向，附图左方和附图右方分别为前方(f)和后方(b)，水平面内与中心轴l正交的方向为宽度方向(或左右方向)，附图上方和附图下方分别为右方(r)和左方(l)。此外，铅直方向分别与上述的前后方向和宽度方向正交，铅直方向向上和向下分别称为上方(u)和下方(l)。机身12具有在俯视图中呈圆形弯曲的前端和相对于机身略微缩小的平行于宽度方向的后端。
21.前翼14是从机身12向侧方延伸设置并在巡航期间即通过向前方移动来产生升力的翼体，作为航空器100的前尾翼发挥功能。前翼14具有两个翼体分别从中心部向左前方和右前方延伸的v字形状，并且在中心部将v字形状的开口朝向前方固定到机身12的机身前侧
的上部。前翼14包括配置于两个翼体中的每一个的后缘的升降舵14a。
22.后翼16是从机身12向侧方延伸设置，并在巡航时即通过向前方移动来产生升力的翼体，作为减小空气阻力的后掠翼发挥功能。后翼16具有两个翼体分别从中心部向左后方和右后方延伸的v字形状，并且在中心部将v字形状的开口朝向后方地通过塔架16c固定在机身12的后端的上部。后翼16包括配置于两个翼体的每一个的后缘的叶轮16a和设置在翼端上的垂直尾翼16b。
23.这里，后翼16的翼面积大于前翼14，后翼16的翼展长于前翼。由此，后翼16通过向前方移动产生的升力大于前翼14产生的升力，后翼16作为航空器100的主翼发挥功能。另外，前翼14和后翼16的翼面积、长度等可以根据各自产生的升力的平衡、重心位置、巡航时机体的姿态等来确定。
24.两个臂架18是由前翼14和后翼16从机身12分别左右分开地支承的结构体，实现支撑或容纳vtol旋翼20和冷却系统60的构成各部分的功能。两个臂架18在俯视中具有向前后方向延伸的筒形，并且在正视中具有上侧圆形地弯曲、下侧锥形的翼型截面形状，成对地相对于机身12(即中心轴l)左右对称地配置。另外，两个臂架18也可以形成为沿前后方向延伸且沿宽度方向弧形弯曲。两个臂架18的前侧端部位于比前翼14靠前方，在前侧机身部(前侧的两个vtol旋翼20al、20bl之间以及前侧的两个vtol旋翼20ar、20br之间)被支承于前翼14的末端，后侧端部位于比后翼16靠后方，在后侧机身部(后侧的两个vtol旋翼20cl、20dl之间以及后侧的两个vtol旋翼20cr、20dr之间)被支承于后翼16。
25.八个vtol旋翼20(20al至20dl，20ar至20dr)是由两个臂架18支承而在起降时产生铅直方向的推力的推进系统。八个vtol旋翼20中的四个vtol旋翼20al至20dl以大致相等的间隔支承在左侧的臂架18上，其余四个vtol旋翼20ar至20dr以大致相等的间隔支承在右侧的臂架18上。这里，在左侧的vtol旋翼20al至20dl中，vtol旋翼20al配置于最前面，两个vtol旋翼20bl和20cl在前翼14和后翼16之间分别配置为前后，vtol旋翼20dl配置于最后面。同样地，在右侧的vtol旋翼20ar至20dr中，vtol旋翼20ar配置于最前面，两个vtol旋翼20br和20cr在前翼14和后翼16之间分别配置为前后，vtol旋翼20dr配置于最后面。这些左侧的vtol旋翼20al至20dl和右侧的四个vtol旋翼20ar至20dr中，在前后方向的位置相等的各两个左右的vtol旋翼20al、20ar、vtol旋翼20bl、20br、vtol旋翼20cl、20cr和vtol旋翼20dl、20dr分别成对并被控制为彼此反向旋转。
26.另外，除非另有说明，八个vtol旋翼20al至20dl和20ar至20dr中的每一个被简单地称为vtol旋翼20。
27.vtol旋翼20具有一个以上的叶片23、马达21、逆变器22和ecu 25(参照图2和图3)。另外，马达21和逆变器22也称为电气组件。
28.一个以上的叶片23是支承在臂架18上并通过旋转在铅直方向上产生推力的叶片状构件。在本实施方式中，叶片23的数量为2个，但是可以是包括1个或3个以上的数量的任意数量。一个以上的叶片23支承在高于前翼14和后翼16的位置处。另外，在图1中，使用点划线示出各vtol旋翼20的一个以上的叶片23的旋转面。
29.马达21是具有朝向上下方向的旋转轴(未图示)，并且使通过转换旋转轴的转速的变速器(未示出)固定在马达21上的叶片23旋转的电动马达。马达21容纳在臂架18中。
30.逆变器22是经由高电压系统40从电池32接收直流电的供给，根据从ecu25接收的
驱动信号驱动(接通/断开)开关元件，从而将直流电转换为交流电并提供给马达21的装置，与马达21一起容纳在臂架18中。逆变器22能够通过增加或减少交流电的振幅和频率来分别控制马达21的旋转扭矩和转速。
31.ecu(电子控制单元)25是通过向逆变器22发送驱动信号来控制其工作以调制交流电的振幅和频率的单元。在本实施方式中，ecu25设置在逆变器22中。ecu25作为一个示例由微控制器实现，通过低电压系统(也称为低电压系统(lvs))从电池32接收低电压的直流电来工作，并且通过执行存储在存储器中的专用程序来实现控制功能。
32.两个巡航用旋翼29(29l、29r)是由机身12的后端支承并在巡航期间产生推力的推进系统(参照图2)。巡航用旋翼29l、29r具有在固定于机身12的后端的圆筒形的风管28内相对于中心轴l左右并排配置，被支承在风管28内通过旋转而向前方产生推力的一个以上的叶片23、具有朝向前后方向的旋转轴，通过该旋转轴使固定于末端的一个以上的叶片23旋转的马达21、从电池32接受直流电的供给并转换为交流电来供给到马达21的逆变器22、以及控制逆变器22的动作的ecu25。逆变器22能够控制马达21的转速。这些构成各单元以与vtol旋翼20中的配置部件相同的方式配置。
33.另外，除非另有说明，两个巡航用旋翼29l和29r中的每一个被简单地称为巡航用旋翼29。此外，除非另有说明，vtol旋翼20和巡航用旋翼29统称为旋翼20、29。
34.冷却系统60是使用配置在臂架18内的散热器61以液冷方式冷却构成vtol旋翼20的马达21和逆变器22(也将其称为电气组件)的系统。在本实施方式中，设定为对一个vtol旋翼20设置一个冷却系统60，总共设置八个冷却系统60，但是不限于此，也可以为多个(例如两个)vtol旋翼20设置一个冷却系统60。冷却系统60包括散热器61、泵62和冷却液箱63。另外，通过使用用于输送冷却液的配管，将散热器61和泵62连接到马达21和逆变器22，构成冷却液循环的冷却回路。
35.散热器61是冷却用于冷却马达21和逆变器22的冷却液的热交换器。能够使用水作为冷却液。
36.泵62经由配管连接到散热器61，从其接收冷却的冷却液并送入马达21和逆变器22。伴随与此，通过马达21和逆变器22被加热的冷却液经由配管被送入散热器61。
37.冷却液罐63是储存冷却液的容器。例如，当冷却液不足时，冷却液从冷却液罐63被送到冷却回路以补充冷却液。
38.另外，也可以设置与冷却系统60同样构成的冷却系统以冷却巡航用旋翼29的电气组件。
39.另外，在冷却系统60中，也可以设置为散热器61、泵62和冷却液罐63配置在机身12中，散热器61和泵62使用配管连接到马达21和逆变器22，冷却液经由配管循环以冷却马达21和逆变器22。此外，也可以设置为散热器61和泵62使用配管连接到电池32，冷却液经由配管循环以冷却电池32。
40.温度控制系统70是控制电池32的温度的系统。温度控制系统70包括电池32、调温装置71和外部电源111。
41.电池32是蓄积用于起动发动机44和飞行的电力的内部电源。这里，将电池的充电状态或充电量(或充电率)称为soc(state of charge)。电池32需要蓄积起动发动机44时所需的最低限度的充电量(也称为可起动充电量、可起动soc)以及航空器100飞行时运行vtol
旋翼20和巡航用旋翼29以产生所需推力时所需的最低限度的充电量(也称为可飞行充电量、可飞行soc)。另外，可起动充电量小于可飞行充电量。
42.此外，电池32的性能很大程度上取决于其温度。例如，电池32越暖输出越大的电力，越冷输出越小的电力，冻结时几乎不输出电力。因此，在起动发动机44时，需要维持能够输出所需的最低限度的电力的温度(可起动温度)，在航空器100飞行时，需要维持能够输出运行vtol旋翼20和巡航用旋翼29以产生所需推力时所需的最低限度的电力的温度(可飞行温度)。另外，可起动温度低于可飞行温度。
43.电池32将在后面进一步描述。
44.调温装置71是调温部的示例，是由控制部91控制的、至少分别通过充电至电池32的电力和来自外部电源111的供电对电池32进行升温和保温的装置。作为调温装置71，可以采用利用电对水加热，并使其循环以对对象物进行升温和保温的水加热电升温器(ech)。对于调温装置71而言，对所有的电池32设置1个即可，但是不限于此，也可以对多个电池32设置1个，也可以对所有的电池32各设置1个。另外，调温装置71也可以用于机体内部的空调。
45.另外，温度控制系统70也可以构成为包括冷却系统60。由此，温度控制系统70不限于使用调温装置71对电池32进行升温和保温，还可以构成为在电池32处于高温时使用冷却系统60对电池32进行冷却。
46.外部电源111是设置于容纳航空器100的机库等停放航空器100的区域的电源。外部电源111可以是用于向调温装置71供电使其运行的低电压系统的电源。通过将外部电源111连接到停放的航空器100的调温装置71，可以使用来自外部电源111的供电来运行调温装置71以对电池32进行升温或保温，从而能够维持电池32的温度。当航空器100出发时，外部电源111从航空器100(调温装置71)移除。
47.图2示出高电压系统(也称为电力分配系统(pds))40的构成和通信系统49的构成。
48.高电压系统40构成为包括一组发电装置40a和四个群组件g1至g4。另外，这些构成各单元通过电力线(实线)连接。
49.发电装置40a是基于目标发电量使用发动机44发电并将发出的电力供给到负载的电源，构成为包括发动机(eng)44、电动发电机(m/g)42和动力控制单元(pcu)41。
50.发动机44是往复式发动机和燃气轮机发动机等内燃机。发动机44产生旋转动力并将其输出到电动发电机42。
51.电动发电机42是当起动发动机44时成为起动机，并在发动机44起动后成为发电机的电动发电机。电动发电机42的旋转轴连接到发动机44的输出轴。电动发电机42接收发动机44的动力来发电，即生成交流电(特别是三相交流电)并将其输出到pcu41。此外，在发动机44起动时，电动发电机42接收交流电以生成旋转动力并将其输出到发动机44。
52.pcu41是利用逆变器电路将从初级侧输入的交流电(特别是三相交流电)转换为直流电并输出到次级侧，并且将从次级侧输入的直流电转换为交流电(特别是三相交流电)并输出到初级侧的电力转换单元。pcu41的初级端子连接到电动发电机42，次级端子连接到四个群组件g1至g4中的每一个。pcu41能够将从电动发电机42输出的交流电转换为直流电，并分别向四个群组件g1至g4中的每一个输出，并且将从四个群组件g1至g4中所包含的电池32供给的直流电转换为交流电，并输出到电动发电机42。
53.四个群组件g1至g4是电气组件群，分别包含8个vtol旋翼20中的任意两个，群组件
g1和g2还包含两个巡航用旋翼29中的任意一个，四个群组件g1至g4还包括与这些旋翼配套的电池32和开关36。另外，包括电池32的这些组件经由电力线(实线所示的电力电缆)、导体、二极管等的电路元件连接。
54.群组件g1包括vtol旋翼20ar和20dl、巡航用旋翼29r、电池32和开关36。
55.如上所述，vtol旋翼20ar、20dl和巡航用旋翼29r分别具有使一个以上的叶片23旋转的马达21和从电池32接收直流电的供给并将直流电转换为交流电供给到马达21的逆变器22。这三个旋翼20、29与电池32并联连接。
56.电池32是蓄积用于起动发动机44和飞行的电力的内部电源。电池32是用于蓄积由发动机44和电动发电机42产生的电力并经由逆变器22将电力发送到马达21的电源。电池32连接在上述三个旋翼20、29和开关36之间。电池32由安装在其上的ecu33管理。
57.ecu33是管理电池32的状态的单元。作为示例，ecu33由微控制器实现，通过经由低电压系统从电池32接收低电压直流电来工作，并且通过执行存储在存储器中的专用程序来实现控制功能。这里，电池32的状态至少包括温度和充电状态(soc)。ecu33通过设置在电池32中的温度传感器检测电池32的温度。温度传感器能够使用例如温度电阻体(热敏电阻)、热电对等任意类型的传感器，只要能够在电池32工作时和停止时的温度范围(例如-45至45℃)内进行温度检测。另外，ecu33通过检测从电池32输出的电流并计算其累计量、或检测输出端的电位等任意的方法检测电池32的充电状态。这些检测结果通过通信线路被发送到控制部91。
58.开关36是用于将群组件g1与pcu41的次级端子连接和切断的元件，作为示例构成为包括并联连接的整流元件(二极管)和开关元件。整流元件是仅通过从pcu41朝向群组件g1的电力的元件。开关元件是使整流元件两端短路的元件，例如可以使用绝缘栅双极晶体管(igbt)这样的元件。通过关断开关36(开关元件)，能够经由整流元件将从pcu41输出的直流电传送到电池32和三个旋翼20、29，并且通过接通能够经由开关元件将直流电从电池32传送到pcu41。
59.群组件g2包括vtol旋翼20al、20dr、巡航用旋翼29l、电池32和开关36。这些各单元以与上述单元相同的方式构成。
60.群组件g3包括vtol旋翼20br、20cl、电池32和开关36。这些各单元以与上述单元相同的方式构成。
61.群组件g4包括vtol旋翼20bl、20cr、电池32和开关36。这些各单元以与上述单元相同的方式构成。
62.通过上述高电压系统40的构成，发动机44和电动发电机42能够将产生的电力输出到电池32和逆变器22。另外，当开关36接通时，电动发电机42能够通过从电池32提供的电力来工作，从而起动发动机44。
63.通信系统49包括飞行控制器(fcu)92、控制部(mcu)91、分别连接到包含在群组件g1至g4中的电池32的四个ecu33以及分别连接到逆变器22的十个ecu25。这些部件通过通信线路(虚线)可以相互通信地连接。
64.飞行控制器92是经由操纵杆、推力杆等接口92a接收来自航空器100的乘员的操作信号并控制构成各单元的动作的单元。飞行控制器92通过通信线路分别连接到控制部91和10个ecu25。作为示例，飞行控制器92由微控制器实现，通过经由低电压系统从电池32接收
低电压直流电来工作，并且通过执行存储在存储器中的专用程序来实现控制功能。
65.例如，当经由接口92a接收到与航空器100的转向有关的指令、起飞或巡航的指令等时，飞行控制器92计算对vtol旋翼20和巡航用旋翼29中的每一个要求的推力(也称为推力指令值)和产生每一个推力所需的电力量，并且经由控制部91发送到电动发电机42、pcu41和ecu33，以产生使旋翼20、29工作所需的电力。同时，推力指令值(或产生该推力所需的旋翼20、29的转速)被发送到ecu25，从而使逆变器22的开关元件动作，将从pcu41输出的直流电或从电池32提供的直流电转换为交流电并输出到马达21。由此，马达21工作，叶片23旋转，从而能够产生指示给vtol旋翼20和巡航用旋翼29的推力。
66.控制部(mcu)91与开关36通信以控制其开关元件的动作，与发动机44通信以控制其起动，与pcu41通信以控制其开关元件的动作，并且与ecu33通信以检测电池32的状态。控制部91经由通信线路连接到发动机44、pcu41、四个开关36和四个ecu33中的每一个。作为示例，控制部91由微控制器实现，通过经由低电压系统从电池32接收低电压直流电来工作，并且通过执行存储在存储器中的专用程序来实现控制功能。
67.特别地，控制部91根据基于ecu33的电池32的充电状态和温度的检测结果以及从飞行控制器92接收到的目标供电量来控制发电装置40a的工作。
68.四个ecu33和十个ecu25如上所述配置。
69.在如上所述配置的高电压系统40中，当经由飞行控制器92接收到航空器100的乘员的操作、例如发动机起动的指令时，控制部91接通群组件g1至g4中的至少一个开关36，并将包含在该群组件中的电池32连接到pcu41。由此，充电至电池32的电力被提供给pcu41。因此，控制部91使pcu41工作。pcu41将从电池32提供的直流电转换为交流电并将其输出到电动发电机42。由此，电动发电机42工作并起动发动机44。
70.当发动机44起动时，控制部91切断开关36。在这种状态下，电动发电机42接收发动机44的动力并发电。所发出的交流电由pcu41转换为直流电，并被提供给群组件g1至g4中的每一个。由此，vtol旋翼20和巡航用旋翼29工作，并且电池32被充电。
71.另外，由于在vtol旋翼20和巡航用旋翼29工作期间各群组件g1至g4的开关36切断，因此能够防止从某一群组件中的电池32向其他的群组件供电的情况。
72.图3示出航空器100的控制系统99的功能构成。控制系统99包括控制部91、冷却vtol旋翼20的电气组件的冷却系统60、以及控制电池32的温度的温度控制系统70。vtol旋翼20包括八个vtol旋翼20al至20dl和20ar至20dr。此外，还可以包括巡航用旋翼29l和29r。将这些统称来图示出vtol旋翼20和相应地设置的一个冷却系统60。电池32包括分别包含在群组件g1至g4中的四个电池32。
73.控制部91控制vtol旋翼20、巡航用旋翼29、冷却系统60和温度控制系统70的工作。控制部91如上述那样构成。
74.如上所述，通过温度控制系统70，能够在航空器100的停放期间通过使用来自外部电源111的供电使温度控制装置71工作来对电池32进行升温或保温，从而维持电池32的温度。然而，在由于停电等原因而来自外部电源111的供电停止的异常情况下，不能对电池32进行升温或保温，从而可能影响飞行计划。
75.图4示出本实施方式涉及的控制航空器100中的电池32的温度的温度控制方法的流程s100。该流程例如通过将航空器100容纳在机库中并将外部电源111连接到航空器100
的调温装置71来开始。另外，假设电池32的自然放电可以被忽略。
76.在步骤s110中，控制部91判断发动机44是否正在起动中。在发动机44处于起动中的情况下，进入步骤s120，在处于停止中的情况下，进入步骤s112。
77.在步骤s112中，控制部91判断来自外部电源111的供电的有无。供电的有无可以通过检测是否外部电源111连接至调温装置71并且从外部电源111向温调装置71供电(或电流流过)来判断。在有来自外部电源111的供电的情况下，进入步骤s114，在没有来自外部电源111的供电的情况下，进入步骤s130。
78.在步骤s114至s118中，控制部91使用来自外部电源111的供电对电池32进行升温或保温。
79.在步骤s114中，控制部91判断电池32的温度是否为可飞行温度以上。如上所述，电池32的温度由ecu33检测，并且该检测结果被发送到控制部91。控制部91可以基于从ecu33接收的检测结果，判断电池32的温度是否为可飞行温度以上。根据该判断，控制部91能够控制调温装置71以使用来自外部电源111的供电对电池32进行升温或保温。在电池32的温度为可飞行温度以上的情况下，处理进行到步骤s116。在电池32的温度小于可飞行温度的情况下，处理进行到步骤s118。
80.在步骤s116中，控制部91控制调温装置71，使用来自外部电源111的供电来对电池32进行保温。由此，电池32的温度维持在可飞行温度以上。
81.在步骤s118中，控制部91控制调温装置71，使用来自外部电源111的供电来对电池32进行升温。由此，电池32的温度升温至步骤s114的判断为肯定为止，即升温至可飞行温度。
82.另外，在有来自外部电源111的供电的情况下，控制部91也可以根据电池32的温度为其上限温度以上这一情况来控制冷却系统60，使用来自外部电源111的供电使冷却系统60工作来冷却电池32。由此，电池32的温度维持在合适的温度范围内。这里，电池32的上限温度是电池32正常发挥功能的温度的上限，并且高于可起动温度和可飞行温度。
83.步骤s116、s118完成后，进入步骤s150。
84.在步骤s130至s144，由于没有来自外部电源111的供电，控制部91基于电池32的温度状态和充电状态(soc)来控制调温装置71，使用电池32的充电来对电池32进行升温或保温。
85.在步骤s130中，控制部91判断是否处于从出发预定时刻起预定的时间之前或该时间之后进行的飞行检查中。这里，飞行检查包括后述的所有预飞行检查、系统检查和飞行检查。但是，也可以设为包含至少一个，例如仅包含预飞行检查等。例如，可以通过检测维修人员或乘员通过接口92a进行用于检查的操作来判断是否处于飞行检查中。在不处于飞行检查中的情况下，处理进行到步骤s150。在处于飞行检查中的情况下，处理进行到步骤s132。
86.在步骤s132中，控制部91判断电池32的充电是否为可起动充电量以上(小于可起动充电量)。由ecu33检测电池32的充电状态，并将该检测结果发送到控制部91。控制部91可以基于从ecu33接收的检测结果，判断电池32的充电是否为可起动充电量以上。在电池32的充电小于可起动充电量的情况下，进入步骤s144，在电池32的充电为可起动充电量以上的情况下，进入步骤s134。
87.另外，在步骤s132中的电池32的充电量的判断中，为了可靠地留下可起动充电量，
也可以使用比可起动充电量稍大的量作为阈值来代替可起动充电量。在其他判断步骤中也是如此。
88.在步骤s134，控制部91判断电池32的温度是否为可飞行温度以上(小于可飞行温度)。由ecu33检测电池32的温度，并将该检测结果发送到控制部91。控制部91可以基于从ecu33接收的检测结果，判断电池32的温度是否为可飞行温度以上。在电池32的温度为可飞行温度以上的情况下，处理进行到步骤s138，在电池32的温度小于可飞行温度的情况下，处理进行到步骤s136。
89.在步骤s138，根据电池32的温度为可飞行温度以上这一情况，控制部91控制调温装置71以使用电池32的充电来对电池32进行保温。因此，根据步骤s112、s130、s132和s134中的判断，在没有来自外部电源111的供电的情况下，根据飞行检查时的电池32的充电为可起动充电量以上且电池32的温度为可飞行温度以上这一情况，控制部91控制调温装置71，使用电池32的充电来对电池32进行保温。
90.另外，对电池32进行保温所需的电力比升温所需的电力小得多。因此，在本示例中，为了便利，假设当使用电池32的充电来对电池32进行保温时，电池32的充电不减少。
91.在步骤s136，控制部91判断电池32的充电是否为可起动充电量和将电池32升温至至少使发动机44可起动的可起动温度所需的电力(升温所需电力)之和以上。能够如上所述地检测电池32的充电状态。当电池32的充电为可起动充电量和升温所需电力之和以上时，进入步骤s140，当小于该和时，进入步骤s144。
92.在步骤s140中，根据电池32的温度小于可飞行温度且电池32的充电为可起动充电量和升温所需电力之和以上这一情况，控制部91控制调温装置71以使用电池32的充电来对电池32进行升温。由此，能够在确保起动发动机44所需的可起动充电量以上的电池32的充电的同时对电池32进行升温。
93.另外，在没有来自外部电源111的供电的情况下，控制部91也可以根据电池32的温度为其上限温度以上这一情况来控制冷却系统60，使用电池32的充电使冷却系统60工作来冷却电池32。由此，电池32的温度维持在合适的温度范围内。
94.步骤s138、s140完成后，进入步骤s150。
95.在步骤s142，控制部91判断电池32的温度是否为可起动温度以上(小于可起动温度)。能够如上所述地检测电池32的温度。在电池32的温度为可起动温度以上的情况下，处理进行到步骤s138以控制调温装置71来使用电池32的充电对电池32进行保温，在电池32的温度小于可起动温度的情况下，处理进行到步骤s144。
96.在步骤s144，控制部91根据步骤s132中的电池32的充电小于可起动充电量的判断、或者步骤s136中的电池32的充电小于可起动充电量和升温所需电力之和的判断、以及步骤s142中的电池32的温度小于可起动温度的判断，发出限制航空器100的飞行的信号，并且结束流程s100。
97.在步骤s150至s152，控制部91判断是否允许发动机44的起动。
98.在步骤s150中，控制部91判断是否电池32的温度为可起动温度以上且电池32的充电为可起动充电量以上。如上所述，由ecu33检测电池32的温度和充电状态，并将该检测结果发送给控制部91。控制部91可以基于从ecu33接收的检测结果，判断是否电池32的温度为可起动温度以上并且电池32的充电为可起动充电量以上。在电池32的温度为可起动温度以
上且电池32的充电为可起动充电量以上的情况下，进入步骤s152，否则，返回步骤s110。
99.在步骤s152，控制部91向航空器100的乘员发出允许发动机44起动的信号。信号可以通过灯亮、声音、画面显示等表现。乘员可以确认信号并通过接口92a起动发动机44。
100.在步骤s120至s129中，控制部91执行基于发动机起动的电池状态的恢复过程。
101.在步骤s120中，控制部91在发动机44起动期间进一步判断电池32的温度是否为可飞行温度以上。能够如上所述地检测电池32的温度。根据该判断，控制部91能够控制调温装置71以使用由发动机44(和电动发电机42)产生的电力来对电池32进行保温或升温。在电池32的温度小于可飞行温度的情况下，处理进行到步骤s121，在电池32的温度为可飞行温度以上的情况下，处理进行到步骤s124。
102.在步骤s121，控制部91判断电池32的充电是否为可飞行充电量以上。能够如上所述地检测电池32的充电状态。在电池32的充电小于可飞行充电量的情况下，处理进行到步骤s122，在电池32的充电为可飞行充电量以上的情况下，处理进行到步骤s123。
103.在步骤s122中，由于电池32的温度小于可飞行温度并且电池32的充电小于可飞行充电量，因此控制部91控制调温装置71以在使用由发动机44产生的电力对电池32进行升温的同时对电池32充电。
104.在步骤s123中，由于电池32的温度小于可飞行温度并且电池32的充电为可飞行充电量以上，因此控制部91控制调温装置71以使用由发动机44产生的电力对电池32进行升温。但电池32不充电。
105.通过步骤s122或s123，电池32升温，直到电池32的温度超过可飞行温度而步骤s120的判断为肯定为止。
106.在步骤s124，控制部91判断电池32的充电是否为可飞行充电量以上。能够如上所述地检测电池32的充电状态。在电池32的充电小于可飞行充电量的情况下，处理进行到步骤s126，在电池32的充电为可飞行充电量以上的情况下，处理进行到步骤s128。
107.另外，在步骤s124中的电池32的充电量的判断中，为了可靠地留下可飞行充电量，也可以使用比可飞行充电量稍大的量作为阈值来代替可飞行充电量。在其他判断步骤中也是如此。
108.在步骤s126中，由于电池32的温度为可飞行温度以上并且电池32的充电小于可飞行充电量，因此控制部91控制调温装置71以在使用由发动机44产生的电力对电池32进行保温的同时对电池32进行充电。
109.另外，在发动机44处于起动中的情况下，控制部91也可以根据电池32的温度为电池32的上限温度以上这一情况来控制冷却系统60，使用由发动机44产生的电力使冷却系统60工作来冷却电池32。由此，电池32的温度维持在合适的温度范围内。
110.另外，也可以反向执行步骤s120和步骤s124。即，也可以先对电池32充电，并且在电池32的充电超过可飞行充电量之后对电池32升温。
111.当步骤s122、s123、s126完成后，返回到步骤s120。
112.在步骤s128，由于电池32的温度为可飞行温度以上并且电池32的充电为可飞行充电量以上，因此控制部91向航空器100的乘员发出允许航空器100飞行的信号。信号可以通过灯亮、声音、画面显示等表现。乘员可以确认信号并通过接口92a开始飞行。
113.除非步骤s120和124的判断为肯定，否则不能进入步骤s128，因此，在电池32的温
度小于可飞行温度或电池32的充电小于可飞行充电量的情况下，不能开始飞行。
114.在步骤s129，由控制部91判断航空器100是否已经开始飞行。可以通过乘员通过接口92a输入飞行指令或检测旋翼20、29的工作来检测飞行的开始。在没有开始飞行的情况下，返回步骤s120，重复步骤s120至s128。在开始了飞行的情况下，结束流程s100。
115.图5示出在不失去来自外部电源111的供电的通常时的电池32的温度控制的示例。航空器100完成前一天的飞行计划并容纳在机库中。然后，在搁置(发动机44停止)之前使电池32的充电状态恢复，停止发动机44，并且将外部电源111连接到航空器100的调温装置71以进入夜间搁置。在本示例中，由于在发动机44停止之后从外部电源111继续供电，因此在夜间搁置的期间，流程s100中的步骤s110的判断是否定，并且步骤s112的判断是肯定，从而重复步骤s114至s118和s150至s152。由此，电池32的温度维持在可飞行温度以上，电池32的充电维持在可飞行充电量以上。另外，假设电池32的自然放电可以被忽略。
116.在飞行当天，在出发预定时刻的预定的时间前进行航空器的预飞行检查、系统检查和飞行检查。在预飞行检查中，例如由一名维修人员大约花费一个小时进行灭火器等装备品的检查、电源系统的检查、机体外观的检查、传感器的检查、旋翼20、29的驱动位置的检查、油、冷却液、升温液等的检查、燃料的检查、接口92a的检查等，。
117.系统检查是在预飞行检查之后，在飞行前进行的检查，例如，由两名乘员花费几分钟进行电源的检查、警告音的检查、燃油系统的检查、空调系统的检查、操纵杆等接口92a的检查等。在系统检查完成之后，由乘员起动发动机44。此外，检查发动机44和旋翼20、29的转速、温度、压力等。
118.飞行检查是在即将出发前进行的最终检查，例如，由两名乘员花费1至2分钟进行警告和操纵功能的检查、发动机44、旋翼20、29的转速、温度、压力等的检查等。飞行检查完成后，就可以开始飞行。
119.在本示例中，当开始预飞行检查时，从航空器100(调温装置71)移除外部电源111。由此，流程s100的步骤s112的判断是否定，转移到步骤s130。这里，由于电池32的温度维持在可飞行温度以上并且电池32的充电维持在可飞行充电量以上，步骤s132至s134和s150的所有判断都是肯定，在步骤s152中控制部91允许发动机44起动。响应于此，在预飞行检查(系统检查)完成之后，由乘员起动发动机44。
120.当发动机起动时，步骤s110的判断是肯定而进入步骤s120。这里，由于电池32的温度维持在可飞行温度以上并且电池32的充电维持在可飞行充电量以上，步骤s120至s124的所有判断都是肯定，在步骤s128中由控制部91允许飞行。响应于此，在飞行检查完成后由乘员操作以开始飞行航空器100。由此，步骤s129的判断是肯定而本流程s100结束。
121.图6示出在失去来自外部电源111的供电的第一异常时的电池32的温度控制的示例。在搁置(发动机44停止)之前恢复电池32的充电状态，停止发动机44，并且将外部电源111连接到航空器100的调温装置71以进入夜间搁置。然而，在本例中，在夜间搁置期间由于停电而丧失外部电源111，供电中断。此后，电池32的温度逐渐降低。在该夜间搁置的期间，流程s100中步骤s110的判断是否定，并且步骤s112的判断是否定，从而重复步骤s130至s144和s150至s152。由此，电池32的温度维持在可飞行温度以上，电池32的充电维持在可起动充电量以上。另外，假设电池32的自然放电可以被忽略。
122.在预飞行检查开始之前，由于重复地步骤s110、s112、s130、s150的判断是否定，从
而不实施任何措施，电池32的温度持续下降。在本示例中，假设电池32的温度在预飞行检查开始时降至低于可飞行温度但高于可起动温度的温度。
123.然后，由于预飞行检查的开始，步骤s130的判断是肯定，转移到步骤s132。另外，当开始预飞行检查时，外部电源111从航空器100(调温装置71)移除。这里，由于电池32的温度低于可飞行温度但是电池32的充电维持在可飞行充电量以上，步骤s132的判断为肯定，步骤s134的判断为否定，步骤s136的判断为肯定，在步骤s140中通过调温装置71使用电池32的充电来对电池32进行升温。由此，电池32的充电减少，但电池32升温。
124.然后，电池32的充电下降到可起动充电量，但在预飞行检查期间，电池32的温度升高到可飞行温度以上。由此，步骤s134的判断是肯定，并且在步骤s138中，由调温装置71使用电池32的充电来对电池32进行保温。由此，电池32的充电维持在起动工作充电量以上，电池32的温度维持在可起动温度以上，从而步骤s150的判断是肯定，在步骤s152中允许发动机44的起动。响应于此，在预飞行检查(系统检查)完成之后，由乘员起动发动机44。
125.然后，当发动机44起动时，步骤s110的判断是肯定而进入步骤s120。这里，由于电池32的温度维持在可飞行温度以上，所以步骤s120的判断是肯定，由于电池32的充电小于可飞行充电量，所以步骤s124的判断是否定，并且在步骤s126中，由调温装置71使用由发动机44产生的电力对电池32进行保温，同时对电池32进行充电。由此，电池32的充电量被恢复到可飞行充电量以上，步骤s124的判断是肯定，在步骤s128中由控制部91允许飞行。响应于此，在飞行检查完成后由乘员操作以开始飞行航空器100。由此，步骤s129的判断是肯定，本流程s100结束。
126.图7示出在失去来自外部电源111的供电的第二异常时的电池32的温度控制的示例。在搁置(发动机44停止)之前恢复电池32的充电状态，停止发动机44，并且将外部电源111连接到航空器100的调温装置71以进入夜间搁置。然而，在本示例中，在夜间搁置期间由于停电而丧失外部电源111，供电中断。此后，电池32的温度逐渐降低。在该夜间搁置期间，流程s100中的步骤s110的判断是否定，并且步骤s112的判断是否定，从而重复步骤s130至s144和s150至s152。由此，电池32的温度维持在可起动温度以上，电池32的充电维持在可起动充电量以上。另外，假设电池32的自然放电可以被忽略。
127.在预飞行检查开始之前，重复地步骤s110、s112、s130、s150的判断是否定，从而不实施任何措施，电池32的温度持续下降。在本示例中，假设电池32的温度在预飞行检查开始时降至低于可飞行温度且低于可起动温度的温度。
128.然后，通过开始预飞行检查，步骤s130的判断是肯定，转移到步骤s132。另外，当开始预飞行检查时，外部电源111从航空器100(调温装置71)移除。这里，电池32的温度低于可起动温度(即，可飞行温度)，但是，电池32的充电维持在可飞行充电量以上，从而步骤s132的判断是肯定，步骤s134的判断是否定，步骤s136的判断是肯定，并且在步骤s140中，通过调温装置71使用电池32的充电来对电池32进行升温。由此，电池32的充电减少，但电池32升温。
129.然后，电池32的充电下降到可起动充电量，在预飞行检查期间，电池32的温度升高到可起动温度以上。然而，由于电池32的温度小于可飞行温度，因此步骤s134的判断是否定。这里，只要步骤s136的判断为肯定，则在步骤s140中通过调温装置71继续使用电池32的充电对电池32进行升温。通过使用电池32，电池32的充电量低于可起动充电量与升温所需
充电量之和，即使步骤s136的判断是否定，电池32的充电也维持可起动充电量，电池32的温度升温到可起动温度以上，从而步骤s142的判断是肯定，在步骤s138中，通过调温装置71使用电池32的充电来对电池32进行保温。由此，电池32的充电维持在可起动充电量以上，电池32的温度维持在可起动温度以上，从而步骤s150的判断是肯定，并且在步骤s152中允许发动机起动。响应于此，在预飞行检查(系统检查)完成之后，由乘员起动发动机44。
130.然后，当发动机44起动时，步骤s110的判断是肯定而进入步骤s120。在步骤s122中，电池32通过调温装置71使用由发动机44产生的电力在升温的同时充电，直到步骤s120的判断为肯定为止，即电池32达到可飞行温度以上的温度为止。由此，当电池32的温度升高到可飞行温度以上时，电池32在步骤s126中通过调温装置71使用发动机44产生的电力在保温的同时充电，直到步骤s124的判断为肯定为止，即电池32被充电到可飞行充电量以上为止。由此，当电池32的充电量恢复到可飞行充电量以上时，步骤s124的判断是肯定，并且在步骤s128中由控制部91允许进行飞行。响应于此，在飞行检查完成后由乘员操作以开始飞行航空器100。由此，步骤s129的判断是肯定，本流程s100结束。
131.另外，如果在电池32的温度升温至可起动温度之前电池32的接收电力低于可起动充电量，则步骤s132或步骤s142的判断是否定，在步骤s144中限制飞行，本流程s100结束。
132.根据本实施方式涉及的温度控制系统70，在利用发动机44产生的电力或充电至电池32的电力飞行的航空器100中，具备：电池32，其蓄积用于起动发动机44并且用于飞行的电力；调温装置71，其至少分别通过充电至电池32的电力和来自外部电源111的供电来对电池32进行升温和保温；以及控制部91，其检测来自外部电源111的供电的有无，在有来自外部电源111的供电的情况下，控制调温装置71以使用来自外部电源111的供电对电池32进行升温或保温，在没有来自外部电源111的供电的情况下，基于电池32的温度状态和充电状态来控制调温装置71，以使用电池32的充电对电池32进行升温或保温。由此，通过控制部91检测来自外部电源111的供电的有无，在有来自外部电源111的供电的情况下，控制调温装置71以使用来自外部电源111的供电对电池32进行升温或保温，在没有来自外部电源111的供电的情况下，基于电池32的温度状态和充电状态来控制调温装置71，以使用电池32的充电对电池32进行升温或保温，从而能够在出发时维持发动机可起动且可飞行的电池32的温度和充电状态。由此，即使在来自外部电源111的供电停止的情况下，也能够按计划起动航空器100的发动机并使其飞行。
133.根据本实施方式涉及的温度控制方法，在利用由发动机44产生的电力或充电至电池32的电力飞行的航空器100中，具有：检测来自外部电源111的供电的有无的步骤；在有来自外部电源111的供电的情况下，使用来自外部电源111的供电，对蓄积用于起动发动机44并且用于飞行的电力的电池32进行升温或保温的步骤；在没有来自外部电源111的供电的情况下，基于电池32的温度状态和充电状态，使用电池32的充电对电池32进行升温或保温的步骤。由此，通过控制部91检测来自外部电源111的供电的有无，在有来自外部电源111的供电的情况下，控制调温装置71以使用来自外部电源111的供电对电池32进行升温或保温，在没有来自外部电源111的供电的情况下，基于电池32的温度状态和充电状态来控制调温装置71，以使用电池32的充电对电池32进行升温或保温，从而能够在出发时维持发动机可起动且可飞行的电池32的温度和充电状态。由此，即使在来自外部电源111的供电停止的情况下，也能够按计划起动航空器100的发动机并使其飞行。
134.以上，利用实施方式对本发明进行了说明，但本发明的技术范围不限于上述实施方式所记载的范围。能够对上述实施方式进行多种变更或改良对于本领域技术人员而言是显而易见的。进行了这样的变更或改良的方式也能够包含于本发明的技术范围内从权利要求书的记载而言是显而易见的。
135.对于权利要求书、说明书以及附图中示出的装置、系统、程序以及方法中的动作、流程、步骤以及阶段等的各处理的执行顺序而言，应注意没有特别明示“之前”、“先行”等，另外，只要不是将之前的处理的输出在之后的处理中使用，就可以以任意的顺序实现。对于权利要求书、说明书以及附图中的动作流程而言，即使为了便利而使用了“首先”、“接着”等进行了说明，但并不意味着必须以这样的顺序来实施。
136.[附图标记说明]
[0137]
12机身；14前翼；14a升降舵；16后翼；16a叶轮；16b垂直尾翼；16c塔架；18臂架；20、20al至20dl、20ar至20dr vtol旋翼(旋翼)；21马达；22逆变器；23叶片；25电子控制单元(ecu)；28风管；29、29l、29r巡航用旋翼(旋翼)；32电池；36开关；40高电压系统；41pcu；42电动发电机；44发动机；49通信系统；60冷却系统；61散热器；62泵；63冷却液箱；70温度控制系统；71调温装置；91控制部；92飞行控制器；92a接口；99控制系统；100航空器；111外部电源；g1至g4群组件；l中心轴。

技术特征：
1.一种温度控制系统，对利用发动机产生的电力或充电至内部电源的电力而进行飞行的航空器中的所述内部电源的温度进行控制，其中，具备：所述内部电源，其蓄积用于起动发动机并用于飞行的电力；调温部，其至少分别通过充电至所述内部电源的电力和来自外部电源的供电对所述内部电源进行升温、冷却或保温，由此来调整所述内部电源的温度；以及控制部，所述控制部进行如下处理：检测来自所述外部电源的供电的有无，在有来自所述外部电源的供电的情况下，控制所述调温部以利用来自所述外部电源的供电来调节所述内部电源的温度，在没有来自所述外部电源的供电的情况下，基于所述内部电源的温度状态和充电状态来控制所述调温部，以利用所述内部电源的充电来调整所述内部电源的温度。2.根据权利要求1所述的温度控制系统，其中，在没有来自所述外部电源的供电的情况下，所述控制部根据从出发预定时刻起算预定的时间前或该时间后的所述内部电源的充电是起动所述发动机所需的可起动充电量以上，并且所述内部电源的温度小于使所述航空器飞行所需的可飞行温度这一情况，控制所述调温部以利用所述内部电源的充电对所述内部电源进行升温。3.根据权利要求2所述的温度控制系统，其中，所述控制部根据所述内部电源的充电为所述可起动充电量与将所述内部电源升温至至少可起动发动机的可起动温度所需的电力之和以上这一情况，控制所述调温部以利用所述内部电源的充电对所述内部电源进行升温。4.根据权利要求2或3所述的温度控制系统，其中，在没有来自所述外部电源的供电的情况下，所述控制部根据所述内部电源的温度为所述可飞行温度以上这一情况，控制所述调温部以利用所述内部电源的充电对所述内部电源进行保温。5.根据权利要求2至4中任一项所述的温度控制系统，其中，所述控制部根据所述内部电源的充电小于所述可起动充电量这一情况而发出限制所述航空器的飞行的信号。6.根据权利要求2至5中任一项所述的温度控制系统，其中，在没有来自所述外部电源的供电的情况下，所述控制部根据所述内部电源的温度为所述内部电源的上限温度以上这一情况，控制所述调温部以利用所述内部电源的充电来冷却所述内部电源。7.根据权利要求2至6中任一项所述的温度控制系统，其中，在有来自所述外部电源的供电的情况下，所述控制部还检测所述内部电源的温度是否为所述可飞行温度以上，在所述内部电源的温度为所述可飞行温度以上的情况下，控制所述调温部以利用来自所述外部电源的供电对所述内部电源进行保温，在所述内部电源的温度小于所述可飞行温度的情况下，控制所述调温部以利用来自所述外部电源的供电对所述内部电源进行升温。
8.根据权利要求7所述的温度控制系统，其中，在有来自所述外部电源的供电的情况下，所述控制部根据所述内部电源的温度为所述内部电源的上限温度以上这一情况，控制所述调温部以利用来自所述外部电源的供电来冷却所述内部电源。9.根据权利要求2至8中任一项所述的温度控制系统，其中，所述控制部在所述内部电源的温度为可起动所述发动机的可起动温度以上并且所述内部电源的充电为所述可起动充电量以上的情况下起动所述发动机。10.根据权利要求9所述的温度控制系统，其中，在所述发动机的起动期间，所述控制部还检测所述内部电源的温度是否为所述可飞行温度以上，在所述内部电源的温度为所述可飞行温度以上的情况下，控制所述调温部以利用由所述发动机产生的电力对所述内部电源进行保温，在所述内部电源的温度小于所述可飞行温度的情况下，控制所述调温部以利用由所述发动机产生的电力对所述内部电源进行升温。11.根据权利要求10所述的温度控制系统，其中，在所述发动机的起动期间，所述控制部还利用由所述发动机产生的电力对所述内部电源充电。12.根据权利要求10或11所述的温度控制系统，其中，在所述内部电源的温度为所述内部电源的上限温度以上的情况下，所述控制部控制所述调温部以利用由所述发动机产生的电力来冷却所述内部电源。13.根据权利要求10至12中任一项所述的温度控制系统，其中，在所述发动机的起动期间，所述控制部还检测所述内部电源的充电是否为使所述航空器飞行所需的可飞行充电量以上，在所述内部电源的温度为所述可飞行温度以上并且所述内部电源的充电为所述可飞行充电量以上的情况下，发出允许飞行的信号。14.一种航空器，其中，具备权利要求1至13中任一项所述的温度控制系统。15.一种温度控制方法，对利用由发动机产生的电力或充电至内部电源的电力而进行飞行的航空器中的所述内部电源的温度进行控制，其中，具有：检测来自外部电源的供电的有无的步骤；在有来自所述外部电源的供电的情况下，利用来自所述外部电源的供电对内部电源进行升温、冷却或保温的步骤，该内部电源蓄积用于起动发动机并用于飞行的电力；以及在没有来自所述外部电源的供电的情况下，基于所述内部电源的温度状态和充电状态，利用所述内部电源的充电对所述内部电源进行升温、冷却或保温的步骤。

技术总结
本发明涉及温度控制系统、温度控制方法及航空器，课题在于在失去外部电源的情况下控制电池的温度。在使用由发动机产生的电力或充电至电池的电力来飞行的航空器中，温度控制系统具备：电池，蓄积用于起动发动机并用于飞行的电力；调温装置，至少分别通过充电至电池的电力和来自外部电源的供电对电池进行加温或冷却；以及控制部，检测有无来自外部电源的供电，在有来自外部电源的供电的情况下，控制调温装置以利用来自外部电源的供电对电池进行加温或冷却，在没有来自外部电源的供电的情况下，控制调温装置利用电池的充电对电池进行加温或冷却。即使在失去来自外部电源的供电的情况下，也能够维持发动机可起动且可飞行的电池的温度和充电状态。温度和充电状态。温度和充电状态。


技术研发人员：江藤正 北章徳 星野伸二 细野浩司
受保护的技术使用者：本田技研工业株式会社
技术研发日：2023.03.06
技术公布日：2023/9/25