(57)【要約】      （修正有）【課題】飛行体の燃費性能を向上させる電源装置を提供する。【解決手段】飛行体の電力負荷に電力を供給する電源装置１は、発電手段と、前記発電手段の燃料を貯留する貯留部２２と前記発電手段を収容する収容部２１とを含むハウジングと、を備え、前記ハウジングは、前記飛行体の機体の外部に配置され、前記貯留部と前記収容部とは、前記飛行体の前後方向に沿って配列されるとともに、連結部３によって分離可能に連結されている。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛行体の電力負荷に電力を供給する電源装置であって、
発電手段と、
前記発電手段の燃料を貯留する貯留部と前記発電手段を収容する収容部とを含むハウジングと、を備え、
前記ハウジングは、前記飛行体の機体の外部に配置され、
前記貯留部と前記収容部とは、前記飛行体の前後方向に沿って配列されるとともに、連結部によって分離可能に連結されている、ことを特徴とする電源装置。
【請求項２】
前記貯留部は、前記ハウジングの外周に沿って環状に形成された当接部を含み、
前記収容部は、前記当接部が当接するように、ハウジングの外周に沿って環状に形成された被当接部を含み、
前記連結部は、前記当接部と前記被当接部とを連結する、ことを特徴とする請求項１に記載の電源装置。
【請求項３】
前記連結部は、前記当接部の孔を介して前記被当接部のネジ溝に螺合することにより前記当接部と前記被当接部とを連結するネジ部材を含む、ことを特徴とする請求項２に記載の電源装置。
【請求項４】
前記貯留部と前記収容部との間に防火板が配置されている、ことを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項５】
前記連結部は、前記防火板を介して前記当接部と前記被当接部とを連結する、ことを特徴とする請求項２又は３に従属する請求項４に記載の電源装置。
【請求項６】
前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向に長い形状を有し、
前記収容部は、前記貯留部に対して、同じ太さ又はそれよりも小さく設定されている、ことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項７】
前記ハウジングと前記機体とを連結する連結機構が、前記貯留部および前記収容部のそれぞれに少なくとも１つ設けられている、ことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項８】
電気推進式の飛行体であって、
請求項１乃至７のいずれか１項に記載の電源装置を備え、
前記電源装置は、前記飛行体の電力負荷に電力を供給する、ことを特徴とする飛行体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛行体用の電源装置、および、それを備えた飛行体に関する。
【背景技術】
【０００２】
モータ等の電動の駆動源を備えた電気推進式の飛行体が提案されている。例えば、特許文献１には、バッテリの電力により駆動されるモータを有する電気推進式のヘリコプタが開示されている。特許文献２には、バッテリ又はガスタービンエンジンと発電機の電力により駆動されるモータを有する電気推進式のヘリコプタが開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】米国特許第９２４８９０８号明細書
【特許文献２】米国特許第８７２７２７１号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
発電部と該発電部の燃料を収容する燃料タンクとを有する電源装置を機体の外部に配置し、発電部の電力を用いて飛行する電気推進式の飛行体では、飛行用途（航続距離）に応じて、飛行時に消費される燃料の容量が決定される。そのため、飛行時に消費される燃料の容量より非常に大きな容積を有する燃料タンクを用いると、それだけ飛行体の重量が増加し、飛行体の燃費性能が低下しうる。
【０００５】
そこで、本発明は、飛行体の燃費性能を向上させる電源装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上記目的を達成するために、本発明の一側面としての電源装置は、飛行体の電力負荷に電力を供給する電源装置であって、発電手段と、前記発電手段の燃料を貯留する貯留部と前記発電手段を収容する収容部とを含むハウジングと、を備え、前記ハウジングは、前記飛行体の機体の外部に配置され、前記貯留部と前記収容部とは、前記飛行体の前後方向に沿って配列されるとともに、連結部によって分離可能に連結されている、ことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００７】
本発明によれば、飛行体の燃費性能を向上させる電源装置を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】電源装置を備えた飛行体の模式図である。
【図２】電源装置の外観図である。
【図３】電源装置の断面図である。
【図４】図３の領域Ｒの拡大図である。
【図５】燃料タンクの後端部と収容部とを示した外観斜視図である。
【図６】燃料タンクを取り外した状態の収容部を前方側から見た模式図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
以下、本発明の実施形態について図を参照しながら説明する。本発明は、以下の実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨の範囲内での構成の変更や変形も含む。また、本実施形態で説明されている特徴の組み合わせの全てが本発明に必須のものとは限らない。
【００１０】
図１は、本発明の一実施形態に係る電源装置１を備えた飛行体１００の模式図である。図中、矢印Ｘ、Ｙ、Ｚはそれぞれ、飛行体１００の前後方向、幅方向（左右方向）、上下方向を示す。本実施形態の飛行体１００は、モータ１０５、１０６を駆動源とした電気推進式の飛行体であり、特にヘリコプタである。
【００１１】
飛行体１００は、キャビンを有する機体１０１と、機体１０１の上部に設けられたメインロータ１０２と、機体１０１の後部に設けられたテールロータ１０３と、スキッド１０４とを含む。モータ１０５は、メインロータ１０２を回転させる駆動源であり、モータ１０６は、テールロータ１０３を回転させる駆動源である。モータ１０５、１０６は、バッテリ１０７から電力が供給され、制御装置１０８によって駆動が制御される。また、バッテリ１０７には、電源装置１で発電された電力が不図示のケーブルを介して供給される。本実施形態では、電源装置１で発電された電力を機体１０１のバッテリ１０７に供給する構成としているが、バッテリを介さずに、電源装置１で発電された電力をモータ１０５、１０６に直接供給する構成としてもよい。
【００１２】
電源装置１は、機体１０１の外部に配置され、複数の連結機構３によって機体１０１に連結されている。本実施形態の場合、電源装置１は、Ｙ方向において左右のスキッド１０４の間に配置され、機体１０１の底壁に吊り下げられて支持されている。このように電源装置１を機体１０１の外部に配置することで、電源装置１が機体１０１の内部空間を専有することを回避することができ、キャビンの拡大や他の構成部品のレイアウト性の向上、電源装置１のメンテナンス性の向上を図ることができる。
【００１３】
次に、電源装置１について、図２および図３を参照しながら説明する。図２は電源装置１の外観図を示し、図３は電源装置１の断面図を示している。電源装置１は、その外壁を形成する中空のハウジング２と、ハウジング２と機体１０１とを連結する複数の連結機構３とを備える。
【００１４】
ハウジング２は、Ｘ方向に長い外形（即ち、Ｘ方向に細長いポット型の外形）を有している。そのため、本実施形態で規定されるＸ方向は、換言すると、ハウジング２の長手方向と言うことができる。機体１０１の外部に配置されるハウジング２がこのような外形を有することにより、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗を低減することができる。本実施形態のハウジング２は、その胴体部分が円柱形状を有しているため、横風の影響をより小さくすることができる。また、ハウジング２の先端部は、前側に向かって縮径するテーパ形状を有する。本実施形態では、ハウジング２の先端部が半球形状に構成されているが、三角錐形状であってもよい。このように先端部をテーパ形状に構成することにより、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗をさらに低減することができる。
【００１５】
連結機構３は、飛行体１００の前後方向に離間してハウジング２に複数設けられ、ハウジング２と機体１０１とを連結する。本実施形態のハウジング２は、後述する収容部２１に１つ、燃料タンク２２に１つの計２つの連結機構３を備え、機体１０１から離間して複数（２つ）の連結機構３によって連結されている。連結機構３は、電源装置１（ハウジング２）と機体１０１とを着脱自在に連結するものであり、その構造としては、ボルトとネジ穴による締結構造であってもよいし、フックと穴による係合構造であってもよい。電源装置１（ハウジング２）が機体１０１に対して着脱自在であることにより、電源装置１の交換の容易性や、メンテナンス性を向上させることができる。
【００１６】
［ハウジングの内部構造］
次に、ハウジング２の内部構造について説明する。本実施形態のハウジングは、発電ユニットを収容する収容部２１と、発電ユニットの燃料を貯留する貯留部としての燃料タンク２２とを含む。燃料タンク２２に貯留される燃料としては、例えば、メタノールやガソリン等が用いられうる。収容部２１および燃料タンク２２は、飛行体１００の前後方向（Ｘ方向）に沿って配列されるとともに、連結部２３によって分離可能に接続されている。本実施形態では、燃料タンク２２が飛行体１００の前方側に、収容部２１が飛行体１００の後方側になるように配置される。また、収容部２１は、燃料タンク２２に対して、同じ太さ（断面径）又はそれよりも小さく設定（構成）されるとよい。このように収容部２１および燃料タンク２２を構成・配置することで、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗を低減することができる。
【００１７】
収容部２１に収容された発電ユニットについて、図３を参照しながら説明する。発電ユニットは、発電機４とガスタービンエンジン５とを備える。発電機４は、ガスタービンエンジン５の出力により発電する。本実施形態の場合、発電機４およびガスタービンエンジン５は共通の回転軸６上に設けられ、ガスタービンエンジン５が回転軸６を回転駆動することで、発電機４が発電することができる。このような構成により、発電機４およびガスタービンエンジン５をスペース的に無駄なく配置し、コンパクト化を図ることができる。
【００１８】
ガスタービンエンジン５は、インペラ５１とデフューザ５２とを含む圧縮機を備える。インペラ５１は回転軸６に取り付けられており、空気取入口７から取り入れられた空気が、インペラ５１の回転によりデフューザ５２を介して圧縮されながら圧縮室５３に送出される。圧縮室５３内の圧縮空気は、燃焼室５４の周壁に設けられた開口部５４ａやその他の開口部から燃焼室５４内に取り込まれる。燃焼室５４には、燃料噴射ノズル５５が設けられており、燃料ポンプ８（供給部）により配管を介して燃料タンク２２から取り込まれた燃料が、燃料噴射ノズル５５により燃焼室５４内に噴射（供給）される。始動時には、不図示の点火装置により燃焼室５４内の混合気が点火され、その後、燃焼室５４内で混合気の燃焼が継続的に発生する。
【００１９】
燃焼室５４内で高温高圧となった燃焼ガスは、タービンノズル５６から筒状の排気管５７へ噴出され、回転軸６に取り付けられたタービン５８を回転させるとともに、電源装置１の後部に設けられた排気口９から後方へ排出される。回転軸６には、インペラ５１と、タービン５８と、後述する発電機４のロータ４１（永久磁石等）とが設けられており、タービン５８の回転により、インペラ５１およびロータ４１を一体的に回転させることができる。なお、本実施形態の場合、ガスタービンエンジン５は、専ら発電機４の駆動を目的としたものであり、排気流を飛行体１００の推進力に積極的に利用することは想定されていないが、補助的な推進力として利用する態様であってもよい。
【００２０】
発電機４は、回転軸６に取り付けられた永久磁石等のロータ４１と、ロータ４１の周囲に配設されたコイル等のステータ４２とを含む。ガスタービンエンジン５により回転軸６が回転し、それに伴って、回転軸６に取り付けられたロータ４１が回転することにより、ステータ４２で発電することができる。また、ステータ４２の周囲には、ステータ４２を冷却するためのフィン４３が、回転軸６の周方向に複数設けられている。複数のフィン４３は、空気取入口７から取り入れられた空気が導風される空間に配置されており、当該空気が複数のフィン４３間を通ることにより、複数のフィン４３が冷却され、それに伴ってステータ４２を冷却することができる。
【００２１】
制御ユニット１０は、発電機４の発電を制御する回路、および、ガスタービンエンジン５の駆動を制御する回路を含む。制御ユニット１０の起動時の電源として、バッテリ等の補助電源が設けられてもよく、補助電源は、ハウジング２内に設けられてもよいし、機体１０１内に設けられてもよい。発電機４で発電された電力は、不図示のケーブルを介して機体１０１の電力負荷（バッテリ１０７、またはモータ１０５、１０６）に供給される。ケーブルは、連結機構３の内部を通る構成であってもよい。また、電源装置１の制御ユニット１０は、機体１０１の制御装置１０８と通信可能であってもよく、制御装置１０８の指令に応じて発電制御を行うように構成されてもよい。
【００２２】
上述したように電源装置１を機体１０１の外部に配置することにより、飛行体１００の機体１０１の設計自由度を向上させることができる。例えば、機体１０１内のキャビンスペースをより広く確保し、乗員の快適性を向上させることができる。また、電源装置１の稼働による騒音や振動が、電源装置１を機体１０１内に設けた場合よりも低減され、静粛性を向上させることができる。また、電源装置１を機体１０１内に設けた場合よりも、電源装置１の内部にアクセスしやすく、そのメンテナンスも容易化し、設備負担を軽減することができる。機体１０１とは別に電源装置１の単独での開発が可能であり、量産前の各種認定試験や型式認定も容易になり、早期の量産化が可能になる。さらに、電源装置１は、飛行体１００の前後方向に長い形状、即ち、正面投影面積が小さい低空気抵抗形状を有しているため、電源装置１を機体１０１の外部に配置した構成であっても、飛行体１００の燃費性能を大きく低下させることはない。電源装置１のガスタービンエンジン５は、飛行体１００の推進力発生を目的としていないため、連結機構３の剛性は低くてもよく、その構造は比較的簡素なもので足りる。
【００２３】
［燃料タンクと収容部との連結構造］
飛行体１００では、飛行用途（航続距離）に応じて、飛行時に消費される燃料の容量が決定（規定）される。そのため、飛行時に消費される燃料の容量より非常に大きな容積を有する燃料タンク２２を用いると、それだけ飛行体１００の重量が増加し、燃費性能を大きく低下させてしまう。したがって、本実施形態の電源装置１では、発電ユニットを収容する収容部２１と燃料タンク２２とが、連結部２３によって分離可能に連結されている。この構成により、例えば図２（ａ）〜（ｃ）に示すように、飛行体１００の飛行用途（航続距離）に応じたサイズの燃料タンク２２を収容部２１に連結することができる。
【００２４】
図２（ａ）は長距離用の燃料タンク２２ａを用いた例、図２（ｂ）は中距離用の燃料タンク２２ｂを用いた例、図２（ｃ）は短距離用の燃料タンク２２ｃを用いた例をそれぞれ示す。長距離用の燃料タンク２２ａ、中距離用の燃料タンク２２ｂ、短距離用の燃料タンク２２ｃは、同じ太さ（断面径）であり、飛行体１００の前後方向における長さを互いに異ならせることで燃料の収容容積を変更している。また、燃料タンク２２には、サイズの異なる燃料タンク２２が収容部２１に連結されても複数の連結機構３の位置関係が変更しないような位置に、連結機構３が取り付けられている。本実施形態では、サイズの異なる燃料タンク２２ａ〜２２ｃにおいて、連結機構３より先端側の長さが互いに異なるように構成される。
【００２５】
次に、収容部２１と燃料タンク２２とを連結するための連結部２３の構成について、図４〜図６を参照しながら説明する。図４は、図３の領域Ｒの拡大図である。図５は、連結部２３の構成を説明するため、燃料タンク２２の後端部と収容部２１とを示した外観斜視図である。図６は、燃料タンク２２を取り外した状態の収容部２１を前方側から見た模式図である。
【００２６】
連結部２３は、図４に示すように、収容部２１に設けられた環状の被当接部２３ａと、燃料タンク２２に設けられた環状の当接部２３ｂとを、ネジ等によって固定することにより、収容部２１と燃料タンク２２とを連結する。本実施形態の場合、図５〜図６に示すように、収容部２１の被当接部２３ａには、周方向に沿って複数のネジ溝２３ｃが形成されており、燃料タンク２２の当接部２３ｂには、収容部２１における複数のネジ溝２３ｃに対応する位置に複数の孔が形成されている。連結部２３によって燃料タンク２２を収容部２１に連結するときには、燃料タンク２２から引き出された配管８ａを供給ポンプ８に挿入するとともに、燃料タンク２２の当接部２３ｂを収容部２１の被当接部２３ａに当接させ、その状態で、収容部２１の被当接部２３ａにおける複数のネジ溝２３ｃの各々について、燃料タンク２２の当接部２３ｂの孔を介してネジ部材２３ｄを螺合させる。これにより、被当接部２３ａに当接部２３ｂを固定し、燃料タンク２２を収容部２１に連結することができる。収容部２１に燃料タンク２２が連結されて一体のハウジング２が構成された後、複数の連結機構３によって当該ハウジング２が機体１０１に連結される。
【００２７】
また、収容部２１と燃料タンク２２との間には防火板２４が設けられる。防火板２４は、前方から見て、ハウジング２の太さ（断面径）と同じ径を有する円形形状をしており、その周縁部には、収容部２１の被当接部２３ａにおける複数のネジ溝２３ｃに対応する位置に複数の孔が形成されている。防火板２４は、収容部２１に燃料タンク２２を連結するときに、収容部２１の被当接部２３ａと燃料タンク２２の当接部２３ｂとの間に配置され、ネジ部材２３ｄにより共締めされることにより、収容部２１および燃料タンク２２に固定される。このように防火板２４を設けることにより、ガスタービンエンジン５が出火した場合であっても、燃料タンク２２側への火炎の伝搬を防止することができる。防火板２４は、燃焼せず、熱による変形、溶融、亀裂、その他の損傷が生じない防火材料で構成されることが好ましい。
【００２８】
このように、本実施形態の電源装置１は、収容部２１と燃料タンク２２とが分離可能に連結される。これにより、飛行体１００の飛行用途（航続距離）に応じたサイズの燃料タンク２２を選択し、その燃料タンク２２を収容部２１に取り付けることができるため、余分な重量の増加を防止し、燃費性能の低下を低減することができる。
【００２９】
＜他の実施形態＞
上記実施形態では、飛行体１００としてヘリコプタを例示したが、このような回転式航空機以外にも、固定翼航空機や飛行船といった航空機の他、飛行型パーソナルモビリティ、宇宙船あるいはスペースシャトル等にも本発明を適用可能である。固定翼航空機としては、グライダに代表される滑空機や、プロペラ機に代表される飛行機を挙げることができる。電気推進式ではない飛行体にも本発明を適用可能である。
【００３０】
電源装置１の連結部位としては、機体１０１の底面の他、機体１０１の翼部上面、機体１０１の翼部底面を挙げることができる。電源装置１が供給する電力は、モータ等の駆動源を構成する電力負荷に供給される電力であってもよいし、駆動源以外の電力負荷に供給される電力であってもよいし、双方に供給される電力であってもよい。
【００３１】
電源装置１は、１つの飛行体に複数設けられてもよい。複数設ける場合、飛行体の幅方向に併設してもよいし、飛行体の前後方向に一列に配置してもよい。
【００３２】
上記実施形態では、ハウジング２が円筒形状の例を挙げたが、角筒形状等、他の筒形状であってもよい。また、ハウジング２が円筒形状の部分と角筒形状の部分とを含んでいてもよい。さらに、上記実施形態では、収容部２１および燃料タンク２２に連結機構３を１つずつ設ける構成例を挙げたが、収容部２１および燃料タンク２２に連結機構３を２以上ずつ設けた構成としてもよいし、燃料タンク２２に連結機構３を設けずに、収容部２１のみに連結機構３を設ける構成としてもよい。
【００３３】
＜実施形態のまとめ＞
上記実施形態は、少なくとも以下の電源装置を開示する。
【００３４】
１．上記実施形態の電源装置（例えば１）は、
飛行体（例えば１００）の電力負荷（例えば１０５、１０６）に電力を供給する電源装置であって、
発電手段（例えば４、５）と、
前記発電手段の燃料を貯留する貯留部（例えば２２）と前記発電手段を収容する収容部（例えば２１）とを含むハウジング（例えば２）と、を備え、
前記ハウジングは、前記飛行体の機体（例えば１０１）の外部に配置され、
前記貯留部と前記収容部とは、前記飛行体の前後方向に沿って配置されるとともに、連結部（例えば２３）によって分離可能に連結されている。
この構成によれば、飛行体の飛行用途（航続距離）に応じたサイズの燃料タンクを選択して収容部に取り付けることができるため、余分な重量の増加による燃費性能の低下を低減することができる。
【００３５】
２．上記実施形態の電源装置において、
前記貯留部は、前記ハウジングの外周に沿って環状に形成された当接部（例えば２３ｂ）を含み、
前記収容部は、前記当接部が当接するように、前記ハウジングの外周に沿って環状に形成された被当接部（例えば２３ａ）を含み、
前記連結部は、前記当接部と前記被当接部とを連結する。
この構成によれば、貯留部と収容部とを容易に且つ強固に連結することが可能となる。
【００３６】
３．上記実施形態の電源装置において、
前記連結部は、前記当接部の孔を介して前記被当接部のネジ溝（例えば２３ｃ）に螺合することにより前記当接部と前記被当接部とを連結するネジ部材（例えば２３ｄ）を含む。
この構成によれば、連結部の構成を簡略化してコスト低減に有利になるとともに、貯留部と収容部とを容易に且つ強固に連結することが可能となる。
【００３７】
４．上記実施形態の電源装置において、
前記貯留部と前記収容部との間に防火板（例えば２４）が配置されている。
この構成によれば、発電手段で出火した場合であっても、収容部側への火炎の伝搬を防止することが可能となる。
【００３８】
５．上記実施形態の電源装置において、
前記連結部は、前記防火板を介して前記当接部と前記被当接部とを連結する。
この構成によれば、収容部および貯留部に防火版を容易に固定することが可能となる。
【００３９】
６．上記実施形態の電源装置において、
前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向に長い形状を有し、
前記収容部は、前記貯留部に対して、同じ太さ又はそれよりも小さく設定されている。
この構成によれば、飛行体の前進飛行中の空気抵抗を低減し、燃費性能の低下を低減することが可能となる。
【００４０】
７．上記実施形態の電源装置において、
前記ハウジングと前記機体とを連結する連結機構（例えば３）が、前記貯留部および前記収容部のそれぞれに少なくとも１つ設けられている。
この構成によれば、互いに連結された収容部および貯留部を機体に吊り下げる際の安定度を高めることが可能となる。
【符号の説明】
【００４１】
１：電源装置、２：ハウジング、３：連結機構、４：発電機、５：ガスタービンエンジン、２１：収容部、２２：燃料タンク
【図１】
2020083065.tif 000003
【図２】
2020083065.tif 000004
【図３】
2020083065.tif 000005
【図４】
2020083065.tif 000006
【図５】
2020083065.tif 000007
【図６】
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