(57)【要約】      （修正有）【課題】飛行体の安全性および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、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配列された長い形状を有し、且つ、前記飛行体の機体の外部に配置され、前記発電手段は、回転軸を有する発電機４と、前記回転軸を回転駆動するエンジン５とを含み、前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分は、断熱部材によって覆われている。【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、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配列された長い形状を有し、且つ、前記飛行体の機体の外部に配置され、
前記発電手段は、回転軸を有する発電機と、前記回転軸を回転駆動するエンジンとを含み、
前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分は、断熱部材によって覆われている、ことを特徴とする電源装置。
【請求項２】
前記エンジンは、圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機から供給された圧縮空気を保持する圧縮室と、前記圧縮室内に配置され、前記圧縮室から圧縮空気を取り込む燃焼室と、含み、
前記圧縮室は、筒状の外周ケースと筒状の内周ケースとの間に画定され、
前記外周ケースは、前記断熱部材によって覆われた前記収容部の前記第１部分を構成する、ことを特徴とする請求項１に記載の電源装置。
【請求項３】
前記断熱部材は、前記外周ケースを覆う筒形状を有し、前記外周ケースに着脱可能に構成される、ことを特徴とする請求項２に記載の電源装置。
【請求項４】
前記断熱部材は、前記外周ケースに接合されている、ことを特徴とする請求項２又は３に記載の電源装置。
【請求項５】
前記エンジンは、前記飛行体の前後方向における前記発電機の後方に配置され、
前記燃焼室で生成された燃焼ガスは、前記内周ケースの内側を通って後方に排出される、ことを特徴とする請求項２乃至４のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項６】
前記断熱部材の断面径は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分の断面径以下である、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】
前記断熱部材の外表面は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分の外表面と連続する連続面を構成する、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】
前記断熱部材は、前記収容部の前記第１部分を取り囲む内側部材と、前記内側部材を取り囲む外側部材と、前記内側部材と前記外側部材との間に介在するコア材とを含み、
前記コア材は、アルミナ繊維、ガラス繊維およびセラミック繊維のうち少なくとも１つからなる、ことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項９】
前記発電機と前記エンジンとの間に第２断熱部材が設けられている、ことを特徴とする請求項１乃至８のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項１０】
電気推進式の飛行体であって、
請求項１乃至９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、発電部の構成要素であるエンジンが高温になるため、安全性の低下や、外気に熱が逃げることによるエンジンの熱効率（燃費性能）の低下が懸念される。
【０００５】
そこで、本発明は、飛行体の安全性および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、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配列された長い形状を有し、且つ、前記飛行体の機体の外部に配置され、前記発電手段は、回転軸を有する発電機と、前記回転軸を回転駆動するエンジンとを含み、前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分は、断熱部材によって覆われている、ことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００７】
本発明によれば、飛行体の安全性および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】断熱部材の取り付け例を示す模式図である。
【図６】断熱部材の断面構造を示す模式図である。
【図７】第２断熱部材を更に設けた例を示す模式図である。
【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および燃料タンク２２は、同じ太さ（断面径）に構成されるとよい。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および図４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。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は、図４に示すように、ガスタービンエンジン５を囲う収容部２１の一部（第１部分）を構成する筒状の外周ケース２１ａと、その内側に配され、排気管５７を構成する筒状の内周ケース２１ｂとの間に画定された密閉空間である。圧縮室５３内に保持された圧縮空気は、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（内周ケース２１ｂの内側）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】
［断熱構造］
本実施形態の電源装置１は、機体１０１の外部に配置されるものであるが、その発電ユニットの構成要素であるガスタービンエンジン５が高温になるため、安全性を確保する必要がある。また、電源装置１は、飛行時に外気に曝されるため、ガスタービンエンジン５の熱効率（燃費性能）の低下が懸念される。したがって、本実施形態の電源装置１では、ハウジング２のうち、ガスタービンエンジン５を囲う収容部２１の一部（第１部分）である外周ケース２１ａが断熱部材２３によって覆われている。
【００２４】
断熱部材２３の構成例について、図４を参照しながら説明する。断熱部材２３は、筒状の外周ケース２１ａを覆うように筒状に構成され、排気口９が配置される部分には、燃焼ガスの排出が阻害されないように開口が設けられている。また、断熱部材２３は、その断面径（太さ）が、発電機４を囲う収容部２１の一部（第２部分２１ｃ）の断面径（太さ）以下に構成される。より好ましくは、断熱部材２３の外表面が第２部分２１ｃの外表面と連続する連続面をなすように構成される。即ち、断熱部材２３は、収容部２１の第２部分２１ｃの外表面と断熱部材２３の外表面との境界に段差が生じないように（例えば段差が０．５ｍｍ以下になるように）構成されるとよい。断熱部材２３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。
【００２５】
本実施形態の場合、断熱部材２３は、図５に示すように、筒状に構成された後に、外周ケース２１ａにはめ込まれ、外周ケース２１ａに接合される。断熱部材２３と外周ケース２１ａとの接合方法としては、例えば、接着剤等を使用した接着接合、リベットやネジ等を使用した機械接合、または溶接などが挙げられる。ネジなどの取り外し可能な部品を用いた機械接合が適用される場合、断熱部材２３は、外周ケース２１ａに着脱可能に構成されてもよい。このように断熱部材２３を着脱可能に構成する場合、ガスタービンエンジン５のメンテナンスを行う際、外周ケース２１ａから断熱部材２３を取り外してガスタービンエンジン５に容易にアクセスすることができるため、メンテナンス性を向上させることができる。
【００２６】
次に、断熱部材２３の具体的な断面構造について、図６を参照しながら説明する。図６は、断熱部材２３の断面構造を示す模式図である。断熱部材２３は、外周ケース２１ａ（収容部２１の第１部分）を取り囲む内側部材２３ａと、内側部材２３ａを取り囲む外側部材２３ｂと、内側部材２３ａと外側部材２３ｂとの間に介在するコア部材２３ｃとを含む。内側部材２３ａは、外周ケース２１ａの外表面に接触（接続）される。本実施形態では、内側部材２３ａおよび外側部材２３ｂは、ステンレスやスチールなどの金属からなり、コア部材２３ｃは、アルミナ繊維、ガラス繊維およびセラミック繊維のうち少なくとも１つからなる。このようにコア部材２３ｃを介在させることにより、ステンレスやスチールなどの金属のみでガスタービンエンジン５を覆う場合と比べて、より高い断熱効果を実現できるため、安全性を確保するとともに、ガスタービンエンジン５の熱効率（燃費性能）の低下を低減することができる。
【００２７】
ここで、本実施形態では、発電機４とガスタービンエンジン５との間にも断熱部材２４（第２断熱部材）が設けられてもよい。断熱部材２４は、例えば図７に示すように、ガスタービンエンジン５のデフューザ５２における発電機４側の表面に設けられうる。図７は、図３の領域Ｒの拡大図であり、外周ケース２１ａを囲う断熱部材２３に加えて、発電機４とガスタービンエンジン５との間に断熱部材２４を設けた例を示している。このように断熱部材２４を設けることにより、ガスタービンエンジン５から発電機４に伝達する熱を低減し、ガスタービンエンジン５の熱効率（燃費性能）の低下を更に低減させることができる。また、発電機４においても、熱による発電効率の低下を低減することができる。
【００２８】
＜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。
【００２９】
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。
【００３０】
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。
【００３１】
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。
【００３２】
＜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。
【００３３】
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、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配置された構成を有し、且つ、前記飛行体の機体（例えば１０１）の外部に配置され、
前記発電手段は、回転軸（例えば６）を有する発電機（例えば４）と、前記回転軸を回転駆動するエンジン（例えば５）とを含み、
前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分（例えば２１ａ）は、断熱部材（例えば２３）によって覆われている。
この構成によれば、ガスタービンエンジンが高温になることに対する安全性を確保することができるとともに、ガスタービンエンジンの熱効率（燃費性能）の低下を低減することができる。
【００３４】
２．上記実施形態の電源装置において、
前記エンジンは、圧縮空気を生成する圧縮機（例えば５１、５２）と、前記圧縮機から供給された圧縮空気を保持する圧縮室（例えば５３）と、前記圧縮室内に配置され、前記圧縮室から圧縮空気を取り込む燃焼室（例えば５４）と、含み、
前記圧縮室は、筒状の外周ケース（例えば２１ａ）と筒状の内周ケース（例えば２１ｂ）との間に画定され、
前記外周ケースは、前記断熱部材によって覆われた前記収容部の前記第１部分を構成する。
この構成によれば、ガスタービンのうち高温になる圧縮室を断熱部材で覆い、安全性の確保、および燃費性能の低下の低減を図ることが可能となる。
【００３５】
３．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材は、前記外周ケースを覆う筒形状を有し、前記外周ケースに着脱可能に構成される。
この構成によれば、ガスタービンエンジンのメンテナンスを行う際に、外周ケースから断熱部材を取り外してガスタービンエンジンに容易にアクセスすることができるため、メンテナンス性を向上させることが可能となる。
【００３６】
４．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材は、前記外周ケースに接合されている。
この構成によれば、特に飛行中において断熱部材が外周ケースから脱落することを防止することができる。
【００３７】
５．上記実施形態の電源装置において、
前記エンジンは、前記飛行体の前後方向における前記発電機の後方に配置され、
前記燃焼室で生成された燃焼ガスは、前記内周ケースの内側を通って後方に排出される。
この構成によれば、高温の燃焼ガスが発電機に流入して発電機が高温になることによる発電効率の低下を低減することが可能となる。
【００３８】
６．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材の断面径は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分（例えば２１ｃ）の断面径以下である。
この構成によれば、発電機を囲う収容部の第２部分と断熱部材との境界に生じた段差に起因して飛行体の前進飛行中の空気抵抗が増加することを低減することが可能となる。
【００３９】
７．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材の外表面は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分の外表面と連続する連続面を構成する。
この構成によれば、発電機を囲う収容部の第２部分と断熱部材との境界において段差を無くし、当該境界における飛行体の前進飛行中の空気抵抗を低減することが可能となる。
【００４０】
８．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材は、前記収容部の前記第１部分を取り囲む内側部材（例えば２３ａ）と、前記内側部材を取り囲む外側部材（例えば２３ｂ）と、前記内側部材と前記外側部材との間に介在するコア材（例えば２３ｃ）とを含み、
前記コア材は、アルミナ繊維、ガラス繊維およびセラミック繊維のうち少なくとも１つからなる。
この構成によれば、ステンレスやスチールなどの金属のみでガスタービンエンジンを覆う場合と比べて、より高い断熱効果を実現できるため、安全性の確保、および燃費性能の低下の低減に有利となる。
【００４１】
９．上記実施形態の電源装置において、
前記発電機と前記エンジンとの間に第２断熱部材（例えば２４）が設けられている。
この構成によれば、ガスタービンエンジンから発電機に伝達する熱を低減し、ガスタービンエンジンの熱効率（燃費性能）の低下を更に低減させることができる。また、発電機においても、熱による発電効率の低下を低減することができる。
【符号の説明】
【００４２】
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】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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