(57)【要約】      （修正有）【課題】燃料タンク内におけるスロッシング現象の発生を抑制す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、前記貯留部は、燃料の貯留空間を、前記ハウジングの長手方向に沿って配列された複数の部分空間２４ａ〜２４ｅに区分けする隔壁２５ａ〜２５ｄを含む。【選択図】図４
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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、
前記貯留部は、燃料の貯留空間を、前記ハウジングの長手方向に沿って配列された複数の部分空間に区分けする隔壁を含む、ことを特徴とする電源装置。
【請求項２】
前記隔壁は、前記複数の部分空間を連通するための開口部を含む、ことを特徴とする請求項１に記載の電源装置。
【請求項３】
前記開口部には、前記開口部を通過した燃料の逆流を防止する逆止弁が設けられている、ことを特徴とする請求項２に記載の電源装置。
【請求項４】
前記貯留部は、前記隔壁から前記ハウジングの長手方向に延びる板部材を含む、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】
前記板部材は、前記飛行体の上下方向に対して板面が垂直になるように前記隔壁から延びている、ことを特徴とする請求項４に記載の電源装置。
【請求項６】
前記板部材は、前記飛行体の前後方向における前記隔壁の前方側および後方側のそれぞれに設けられている、ことを特徴とする請求項４又は５に記載の電源装置。
【請求項７】
前記板部材は、前記隔壁に対し、前記飛行体の上下方向に離間して複数設けられ、
前記貯留部は、複数の前記板部材に連結されたリブ部を含む、ことを特徴とする請求項４乃至６のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項８】
前記貯留部は、前記収容部側の底部に設けられた凹部を有する、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】
前記貯留部は、前記ハウジングの長手方向にわたって前記収容部の底部に設けられた凹部を有する、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１０】
前記凹部は、前記ハウジングの長手方向と垂直な断面において、前記貯留部の中心と最底部とを通る基準線に対する±４５度の角度範囲内に設けられている、ことを特徴とする請求項８又は９に記載の電源装置。
【請求項１１】
配管を介して前記貯留部から燃料を取り込み、前記発電手段に供給する供給部を更に備え、
前記配管における燃料の取込口は、前記貯留部の前記凹部に配置されている、ことを特徴とする請求項８乃至１０のいずれか１項に記載の電源装置。
【請求項１２】
電気推進式の飛行体であって、
請求項１乃至１１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、燃料タンクに振動が生じると、内部の燃料（液体）が共振し、その液面が上下動（揺動）する所謂スロッシング現象が発生する。このようなスロッシング現象が発生すると、機体の外部に配置された電源装置が揺動し、機体の姿勢制御に影響を与えうる。また、燃料タンク自体が破損する可能性もある。
【０００５】
そこで、本発明は、燃料タンク内におけるスロッシング現象の発生を抑制す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、前記貯留部は、燃料の貯留空間を、前記ハウジングの長手方向に沿って配列された複数の部分空間に区分けする隔壁を含む、ことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００７】
本発明によれば、燃料タンク内におけるスロッシング現象の発生を抑制す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】燃料タンクのＸＺ断面図である。
【図５】１枚の隔壁をＸ方向側から見た図である。
【図６】燃料タンクのＸＹ断面図である。
【図７】図４および図６のＡ−Ａ断面（ＹＺ断面）を示す図である。
【図８】燃料タンクの変形例を示す図である。
【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（ＸＺ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８ａ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】
［燃料タンクの構成］
本実施形態の電源装置１では、例えば機体１０１から伝達される振動や、機体１０１の外部における気流などにより、燃料タンク２２に振動が生じることがある。この場合、燃料タンク２２に貯留された液体の燃料が共振し、その液面が上下動（揺動）する所謂スロッシング現象が発生する。このようなスロッシング現象が発生すると、電源装置１（ハウジング２）が揺動し、機体１０１の姿勢制御に影響を与えるとともに、燃料タンク２２自体が破損する可能性もある。したがって、本実施形態の電源装置１では、燃料タンク２２内のスロッシング現象の発生を抑制することができるように構成されている。
【００２４】
本実施形態の燃料タンク２２の構成について説明する。図４は、本実施形態の燃料タンク２２のＸＺ断面図である。燃料タンク２２は、燃料の貯留空間を、ハウジング２の長手方向に沿って配列された複数の部分空間２４に区分けする隔壁２５を含む。この隔壁２５は、燃料タンク２２に貯留された燃料（液体）の液面の揺動を低減する消波板として機能するため、スロッシング現象の発生を抑制し、機体１０１の姿勢制御への影響や燃料タンク２２の破損を低減することができる。本実施形態の場合、燃料タンク２２に４つの隔壁２５ａ〜２５ｄが設けられ、燃料の貯留空間が５つの部分空間２４ａ〜２４ｅに区分けされている。隔壁２５ａ〜２５ｄはそれぞれ、ハウジング２の長手方向に垂直な板面を有する板形状に構成され、燃料タンク２２の内壁に接続されている。
【００２５】
燃料タンク２２には、燃料タンク２２の内部と外部とを連通する通気孔３１が設けられる。通気孔３１は、隔壁２５によって区分けされた幾つかの部分空間に対して設けられており、本実施形態では、部分空間２４ｂ〜２４ｅに対して１つずつ設けられている。このように通気孔３１を設けることで、燃料タンク２２内の燃料が揮発して体積が膨張することによって燃料タンク２２が破損する可能性を低減することができる。また、燃料タンク２２には、燃料の残量を検出するための燃料レベルセンサ３２が設けられる。燃料レベルセンサ３２で検出された燃料残量情報は、ケーブルを介して制御装置１０８または制御ユニット１０に送信される。
【００２６】
次に、各隔壁２５ａ〜２５ｄの構成について、図４および図５を参照しながら説明する。図５は、１枚の隔壁２５をＸ方向側から見た図である。
各隔壁２５ａ〜２５ｄには、複数の部分空間２４ａ〜２４ｅを連通するための開口部２６が形成されている。本実施形態の場合、各隔壁２５には、上側と下側の２箇所に開口部２６（上側開口部２６ａ、下側開口部２６ｂ）が形成されている。また、各隔壁２５ａ〜２５ｄの開口部２６には、開口部２６を通過した燃料の逆流を防止する逆止弁２９が設けられている。本実施形態の場合、図４に示すように、各隔壁２５ａ〜２５ｄの下側開口部２６ｂに対して逆止弁２９が設けられており、逆止弁２９は、下側開口部２６ｂを通って前方の部分空間２４から後方の部分空間２４に流入した燃料が、下側開口部２６ｂを通って前方の部分空間２４に逆流することを防止する機能を有する。逆止弁２９は、例えば、開口部２６（下側開口部２６ｂ）の開口面積より大きい面積を有する薄板で構成され、開口部２６（下側開口部２６ｂ）を覆うように各隔壁２５ａ〜２５ｄの後方側の面に設けられうる。このように逆止弁２９を設けることにより、機体１０１が傾斜した場合であっても、燃料タンク２２内の燃料の偏りを防止することができるとともに、燃料タンク２２内の燃料が少なった場合であっても燃料を効率よく使用することができる。
【００２７】
上側開口部２６ａと下側開口部２６ｂとの間には、ハウジング２の長手方向に延びる板部材２７が設けられる。板部材２７は、飛行体１００の上下方向（Ｚ方向）に対して板面が垂直になるように隔壁２５から延びている。本実施形態の場合、飛行体１００の上下方向に離間して配置された複数（２つ）の板部材２７が隔壁に設けられる。このように構成された板部材２７は、燃料タンク２２に貯留された燃料（液体）の液面の揺動を低減することができるため、隔壁２５の補助的な消波板として機能する。したがって、このような板部材２７を隔壁２５に設けることにより、スロッシング現象の発生を更に抑制し、機体１０１の姿勢制御への影響や燃料タンク２２の破損を更に低減することができる。
【００２８】
また、複数の板部材２７の間には、それらに連結されたリブ部材２８が、飛行体１００の幅方向（Ｙ方向）に離間して複数（２つ）設けられている。リブ部材２８は、飛行体１００の幅方向（Ｙ方向）に対して板面が垂直になるように隔壁２５から延びた板形状を有する。このようなリブ部材２８は、隔壁２５から延びた複数の板部材２７を補強する機能を有するため、板部材２７によって燃料の液面の揺動を低減する機能・効果をより高めることができる。本実施形態の場合、図４に示すように、１つの隔壁２５に対し、複数の板部材２７と複数のリブ部材２８との組が、飛行体１００の前後方向における隔壁２５の前方側および後方側のそれぞれに設けられる。この場合、飛行体１００の上下方向における前方側の板部材２７の位置と後方側の板部材２７の位置とをずらす（異ならせる）と、スロッシング現象の発生をより効率よく低減することができる。
【００２９】
さらに、本実施形態の燃料タンク２２には、図４および図６に示すように、残存した燃料を収集するための凹部２２ａが底部に設けられる。凹部２２ａには、燃料ポンプ８に連通された配管８ａの取込口が配置されるとともに、燃料の排液口３３（ドレーンプラグ）が設けられる。なお、図６は、燃料タンク２２のＸＹ断面図である。本実施形態の燃料タンク２２は円筒形状を有しており、凹部２２ａは、円筒形状に対して下方に突出した形状に構成される。具体的には、図７に示すように、凹部２２ａは、ハウジング２の長手方向と垂直な断面において、燃料タンク２２の中心Ｃ（円筒形状の中心）と最底部Ｂとを通る基準線ＲＬに対する±４５度の角度範囲内に設けられるとよい。図７は、図４および図６のＡ−Ａ断面（ＹＺ断面）を示す図である。このように燃料タンク２２に凹部２２ａを設けることにより、燃料タンク内の燃料の残量が少なくなった場合に燃料を効率よく収集して使用することができる。
【００３０】
ここで、本実施形態では、図４に示すように、燃料タンク２２における収容部２１側（発電ユニット側）の底部に凹部２２ａを設ける構成としたが、図８に示すように、ハウジング２の長手方向にわたって底部に凹部２２ｂを設けてもよい。図８は、燃料タンク２２の変形例を示す図である。この場合、ハウジング２の長手方向にわたって底部に設けられた凹部２２ｂにおいて、飛行体１００の前方側より後方側の方が低くなるようにスロープが形成されるとよい。これにより、燃料タンク２２内に残存した燃料を効率よく収集することができる。
【００３１】
＜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。
【００３２】
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。
【００３３】
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。
【００３４】
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。
【００３５】
＜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。
【００３６】
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列された長い形状を有し、且つ、前記飛行体の機体（例えば１０１）の外部に配置され、
前記貯留部は、燃料の貯留空間を、前記ハウジングの長手方向に沿って配列された複数の部分空間（例えば２４）に区分けする隔壁（例えば２５）を含む。
この構成によれば、隔壁が、燃料タンクに貯留された燃料（液体）の液面の揺動を低減する消波板として機能するため、スロッシング現象の発生を抑制し、機体の姿勢制御への影響や燃料タンクの破損を低減することができる。
【００３７】
２．上記実施形態の電源装置において、
前記隔壁は、前記複数の部分空間を連通するための開口部（例えば２６）を含む。
この構成によれば、複数の部分空間にわたって燃料を流出入させ、貯留部に燃料が残存することを低減することが可能となる。
【００３８】
３．上記実施形態の電源装置において、
前記開口部には、前記開口部を通過した燃料の逆流を防止する逆止弁（例えば２９）が設けられている。
この構成によれば、機体が傾斜した場合であっても、貯留部内の燃料の偏りを防止することが可能となる。また、貯留部内の燃料が少なった場合であっても、燃料を効率よく使用することが可能となる。
【００３９】
４．上記実施形態の電源装置において、
前記貯留部は、前記隔壁から前記ハウジングの長手方向に延びる板部材（例えば２７）を含む。
この構成によれば、板部材が補助的な消波板として機能するため、スロッシング現象の発生を更に抑制し、機体の姿勢制御への影響や燃料タンクの破損を更に低減することが可能となる。
【００４０】
５．上記実施形態の電源装置において、
前記板部材は、前記飛行体の上下方向に対して板面が垂直になるように前記隔壁から延びている。
この構成によれば、液面に対して並行に板部材を配置することができるため、スロッシング現象の発生を効率よく抑制することが可能となる。
【００４１】
６．上記実施形態の電源装置において、
前記板部材は、前記飛行体の前後方向における前記隔壁の前方側および後方側のそれぞれに設けられている。
この構成によれば、隔壁の前方側と後方側との双方で燃料の液面の揺動を効率よく低減し、スロッシング現象の発生を更に抑制することが可能となる。
【００４２】
７．上記実施形態の電源装置において、
前記板部材は、前記隔壁に対し、前記飛行体の上下方向に離間して複数設けられ、
前記貯留部は、複数の前記板部材に連結されたリブ部（例えば２８）を含む。
この構成によれば、リブ部材は、隔壁から延びた複数の板部材を補強する機能を有するため、板部材によって燃料の液面の揺動を低減する機能・効果をより高めることが可能となる。
【００４３】
８．上記実施形態の電源装置において、
前記貯留部は、前記収容部側の底部に設けられた凹部（例えば２２ａ）を有する。
この構成によれば、貯留部内の燃料の残量が少なくなった場合に燃料を効率よく収集して使用することが可能となる。
【００４４】
９．上記実施形態の電源装置において、
前記貯留部は、前記ハウジングの長手方向にわたって前記収容部の底部に設けられた凹部（例えば２２ｂ）を有する。
この構成によれば、貯留部内の燃料の残量が少なくなった場合に燃料を効率よく収集して使用することが可能となる。
【００４５】
１０．上記実施形態の電源装置において、
前記凹部は、前記ハウジングの長手方向と垂直な断面において、前記貯留部の中心（例えばＣ）と最底部（例えばＢ）とを通る基準線（例えばＲＬ）に対する±４５度の角度範囲内に設けられている。
この構成によれば、貯留部内の燃料をより効率よく収集して使用することが可能となる。
【００４６】
１１．上記実施形態の電源装置において、
配管（例えば８ａ）を介して前記貯留部から燃料を取り込み、前記発電手段に供給する供給部（例えば８）を更に備え、
前記配管における燃料の取込口は、前記貯留部の前記凹部に配置されている。
この構成によれば、貯留部内の燃料の残量が少なくなった場合においても、供給部が、貯留部内の燃料を効率よく収集して発電手段に供給することが可能となる。
【符号の説明】
【００４７】
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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【図８】
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