(57)【要約】【課題】本発明は、高価な浮揚ガスを用いず、加熱空気によって長時間飛行できる飛行体を提供することを課題とする。【解決手段】本発明の一態様に係る飛行体１は、空気を収容する密閉容器２と、前記密閉容器の内部に収容される熱源３と、前記密閉容器２に設けられ、前記密閉容器２内の空気を放出する減圧弁５と、を備える。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
空気を収容する密閉容器と、
前記密閉容器の内部に収容される熱源と、
前記密閉容器に設けられ、前記密閉容器内の空気を放出する減圧弁と、
を備える飛行体。
【請求項２】
前記密閉容器に設けられ、前記密閉容器内に外気を導入する換気弁をさらに備える請求項１に記載の飛行体。
【請求項３】
前記減圧弁を強制的に開放する開放機構をさらに備える請求項１又は２に記載の飛行体。
【請求項４】
飛行時の前記密閉容器内の空気の平均温度が１００℃以上である請求項１から３のいずれかに記載の飛行体。
【請求項５】
前記密閉容器内に設けられ、前記熱源を前記密閉容器の内壁から離間して支持する支持部材をさらに備える請求項１から請求項４のいずれかに記載の飛行体。
【請求項６】
前記熱源は常温核融合発熱装置である請求項１から５のいずれかに記載の飛行体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛行体に関する。
【背景技術】
【０００２】
熱気球や飛行船等、外気よりも比重が小さいガス（加熱した空気やヘリウム等）によって浮力を発生させることで飛行する飛行体が知られている。
【０００３】
従来の熱気球は、バーナーの熱によってエンベロープ（球皮）内の空気を加熱するために、エンベロープの下端が開放されている。従来の熱気球では、エンベロープ内の上部でも空気の温度を１００℃程度までしか上げることができないため、大きな浮力が得られない。このため、従来の熱気球は、バーナーの燃料を多量に搭載することもできないので、１時間程度しか飛行することができない。
【０００４】
従来の飛行船は、常温でも浮力を生じるヘリウム等の浮揚ガスを用いるため、比較的長時間飛行することができる。一般に、従来の飛行船は、例えば特許文献１に記載されるように、浮揚ガスを封入する空間と空気を収容する空間とを有し、この２つの空間が相補的に容積変化可能となるよう可撓性の隔膜によって区分される。このような飛行船は、空気を収容する空間の圧力を調整することによって浮揚ガスの体積を増減させて浮力を調節する。飛行船の浮揚ガスとしては、ヘリウム等の分子量が小さいガスが用いられる。このため、浮揚ガスを封入するエンベロープに完全なシール性を付与することは難しく、浮揚ガスの補給が必要となる。分子量が小さい浮揚ガスは、比較的高価である。また、浮揚ガスのボンベは比較的重くなるため、飛行船に補給用浮揚ガスのボンベを搭載すると荷物等の積載量が制限される。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１１−９３４２２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、高価な浮揚ガスを用いず長時間飛行できる飛行体を提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明の一態様に係る飛行体は、空気を収容する密閉容器と、前記密閉容器の内部に収容される熱源と、前記密閉容器に設けられ、前記密閉容器内の空気を放出する減圧弁と、を備える。このような構成を有する飛行体は、密閉容器内の空気を加熱して熱膨張させ、減圧弁から余剰の空気を放出することで密閉容器内の空気の重量を小さくして浮力を生じさせることができる。ここで、熱源を密閉容器の中に配置したことによって熱損失が小さいので、長時間飛行することができる。
【０００８】
本発明の一態様に係る飛行体は、前記密閉容器に設けられ、前記密閉容器内に外気を導入する換気弁をさらにてもよい。これによって、飛行体は、換気弁から外気を導入することにより密閉容器内の空気の比重を大きくして迅速に下降することができる。
【０００９】
本発明の一態様に係る飛行体は、前記減圧弁を強制的に開放する開放機構をさらにてもよい。これによって、飛行体は、減圧弁を強制的に開放して密閉容器内の空気を放出することで、外気の導入を促して迅速に下降することができる。
【００１０】
本発明の一態様に係る飛行体において、飛行時の前記密閉容器内の空気の平均温度が６００℃以上であることが好ましい。これによって、飛行体は、比較的大きな浮力を得ることができる。
【００１１】
本発明の一態様に係る飛行体は、前記密閉容器内に設けられ、前記熱源を前記密閉容器の内壁から離間して支持する支持部材をさらに備えてもよい、これによって、飛行体は、熱源から密閉容器への熱伝導を抑制して熱効率を向上することができる。
【００１２】
本発明の一態様に係る飛行体において、前記熱源は常温核融合発熱装置であってもよい。これによって、飛行体はさらに長時間の飛行が可能となる。
【発明の効果】
【００１３】
本発明によれば、高価な浮揚ガスを用いず、加熱空気によって長時間飛行できる飛行体を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明に係る飛行体の第１実施形態の熱気球を示す模式図である。
【図２】本発明に係る飛行体の第２実施形態の飛行船を示す模式図である。
【図３】図２の飛行船の斜視図である。
【図４】図２の飛行船の正面図である。
【図５】本発明に係る飛行体の第３実施形態の飛行船を示す模式図である。
【図６】本発明に係る飛行体の第４実施形態の飛行船を示す模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、本発明に係る飛行体の各実施形態について、それぞれ図面を参照しながら説明する。
【００１６】
［第１実施形態］
先ず、本発明に係る飛行体の第１実施形態の熱気球１について説明する。図１は、本発明に係る飛行体の第１実施形態である熱気球１を示す模式図である。
【００１７】
熱気球１は、空気を収容する密閉容器２と、密閉容器２の内部に収容される熱源３と、熱源３を密閉容器２の内壁から離間して支持する支持部材４と、密閉容器２に設けられ、密閉容器２内の空気を放出する減圧弁５と、密閉容器２の下方に吊り下げられるバスケット６と、を備える。
【００１８】
密閉容器２は、耐熱性及び可撓性を有する材料から形成される。この密閉容器２は、内圧により形状を保持する軟質エンベロープ（気嚢）である。密閉容器２の耐熱温度としては１８００℃以上が好ましい。また、密閉容器２は、絶縁性を有することが好ましい。密閉容器２が絶縁性を有することにより、落雷を避け、熱源３等の損傷を防止することができる。また、密閉容器２は、熱伝導率が小さい材料から形成されることが好ましい。密閉容器の熱伝導率が小さいことにより、熱損失を小さくすることができ、熱源３の出力を小さくすることや、より長時間飛行することが可能となる。
【００１９】
密閉容器２には、乾燥空気を封入することが好ましい。これにより、密閉容器２内の空気の熱容量が小さくなり、エネルギー効率の向上することができると共に、万が一にも密閉容器２から高温の空気が漏出した場合に外部の人や物に熱によるダメージを与えにくくすることができる。
【００２０】
熱源３は、酸素を消費せず、排ガスを排出しない発熱装置である。熱源３として酸素を消費せず、排ガスを排出しない発熱装置を用いることにより、密閉容器２の中で熱源３が長時間発熱し続けることができる。熱源３として用いられる酸素を消費しない発熱装置としては、例えば常温核融合発熱装置、量子熱発生装置等が特に好適に用いられる。熱源３として常温核融合発熱装置を用いる場合、本実施形態の熱気球１は、より長期間、例えば数ヶ月単位で飛行し続けることが可能となる。
【００２１】
支持部材４は、例えばワイヤロープ等から形成することができる。支持部材４によって熱源３を密閉容器２の内壁から離間して支持することにより、熱源３から密閉容器２への熱伝導を抑制して熱効率を向上することができる。熱源３は、密閉容器２の中心部又は中心部より少し下方に配置することが好ましい。これによって、加熱した空気の対流によって、密閉容器２の空気を効率よく加熱することができる。
【００２２】
減圧弁５は、熱源３によって加熱されて膨張した密閉容器２内の空気の一部を外部に放出することにより密閉容器２の内圧を一定の圧力（典型的には大気圧と同等又はわずかに高い圧力）に保持する。これによって、密閉容器２内の空気の密度が小さくなり、密閉容器２に浮力を生じさせることができる。
【００２３】
減圧弁５は、密閉容器２の上部に配置することが好ましい。密閉容器２の中では、上側の空気の方が温度が高くなりやすい。このため、減圧弁５を密閉容器２の上部に配置することで、過剰な熱エネルギーを外部に効率よく放出することができる。
【００２４】
バスケット６は、従来の熱気球と同様に、人が乗ることができるよう構成することができる。バスケット６には、熱源３の出力（発熱量）を制御する制御装置が配置される。
【００２５】
飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度としては、１００℃以上が好ましく、４００℃以上がより好ましい。また、飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度としては、１０００℃以下が好ましく、８００℃以下がより好ましい。典型例として、飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度としては、約６００℃とすることができる。飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度を前記下限以上とすることによって、十分な浮力を生じさせることができる。また、飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度を前記上限以下とすることによって、密閉容器２、熱源３等の耐熱性を確保することが比較的容易となる。例として、飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度が６００℃であれば、空気温度が１００℃以下である従来の熱気球の約３倍の浮力を得ることができる。また、飛行時の密閉容器２内の空気の平均温度が６００℃であれば、空気の熱伝導率が従来の熱気球内の空気の約２倍となるため、密閉容器２内の空気の温度を効率よく調節することができる。また、このように密閉容器２内の空気の温度を高くすることによって、外気の温度による浮力の差が小さくなる。このため、本実施形態の熱気球１は、温暖な地域においても十分な浮力を得て容易に飛行することができる。
【００２６】
以上のように、本実施形態の熱気球１は、熱源３によって密閉容器２内の空気を加熱して分子運動を増大させて熱膨張させる。そして、本実施形態の熱気球１は、余剰となる空気を減圧弁５から外部に放出することで、密閉容器２内の空気の密度を減少させて浮力を生じさせることができる。本実施形態の熱気球１は、密閉容器２内に空気及び熱源を３封入した閉鎖系により浮力を得るため、熱が外部に逃げにくいので、エネルギー効率に優れ、長期間にわたって飛行することができる。
【００２７】
熱気球１の飛行中に熱源３の出力を抑制すると、密閉容器２内の空気の温度が低下する。これにより、密閉容器２内の空気の体積が減少し、密閉容器２が萎んで浮力が低下することで熱気球１を降下させられる。
【００２８】
本実施形態の熱気球１は、高価なヘリウム等の高価な浮揚ガスを用いずに空気により浮力を生じさせるので、比較的低コストである。また、本実施形態の熱気球１は、ヘリウム等の浮揚ガスと比べて分子量が大きい空気を用いるので、密閉容器２のシール性を確保することが容易であり、密閉容器２の軽量化が容易であり、より大きな浮力を得ることができる。
【００２９】
［第２実施形態］
次に、本発明に係る飛行体の第２実施形態の飛行船１ａについて説明する。図２は、本発明に係る飛行体の第２実施形態である飛行船１ａの構成を概略的に示す模式図である。図３は、図２の飛行船１ａの比較的現実的な形状を示す斜視図である。図４は、図２の飛行船１ａを示す正面図である。
【００３０】
飛行船１ａは、空気を収容する密閉容器２ａと、密閉容器２ａの内部に収容される熱源３と、熱源３を密閉容器２ａの内壁から離間して支持する支持部材４と、密閉容器２ａに設けられ、密閉容器２ａ内の空気を放出する減圧弁５と密閉容器２ａ内に外気を導入する換気弁７と、密閉容器２ａ内の空気を攪拌するファン８と、密閉容器２ａの外部に設けられる複数の安定翼（主翼９，背翼１０及び尾翼１１）と、主翼９の前部に設けられる主推進プロペラ１２と、主翼９の後部に設けられる補助推進プロペラ１３と、主翼９内に設けられる複数の姿勢制御プロペラ１４と、を備える。
【００３１】
図２の飛行船１ａにおける熱源３、支持部材４及び減圧弁５は、図１の熱気球１における熱源３、支持部材４及び減圧弁５と同様とすることができる。このため、以降の説明において、先に説明した構成要素と同じ構成要素には同じ符号を付して重複する説明を省略する。
【００３２】
密閉容器２ａは、耐熱性を有する材料から形成される。密閉容器２ａは、水平方向（前後）に長い流線形状に形成されることが好ましい。また、密閉容器２ａは、図３及び図４に示すように、底部及び頂部に前後に延びる溝１５を有する。この溝１５は、飛行時に相対的な空気の流れによって飛行船１ａの安定性を向上する。
【００３３】
このような形状もあって、密閉容器２ａは、内圧によらず形状を保持することができる硬質エンベロープとすることが好ましい。このため、密閉容器２ａは、形状を保持する例えばキール、骨組み等を含む構成と、空気を遮断する壁を形成する構成とを含んでもよい。密閉容器２ａが硬質エンベロープであることによって、飛行船１ａは高速飛行時の空気抵抗が一定に保たれる。また、図２の飛行船１ａの密閉容器２ａも、図１の熱気球１の密閉容器２と同様に、絶縁性を有し、熱伝導率が小さいことが好ましい。
【００３４】
飛行船１ａは、密閉容器２ａの底部が地面に接するよう着陸することも、密閉容器２ａの底部が水面下に沈むよう着水することもできる。
【００３５】
飛行船１ａは、バスケット等を密閉容器２ａの外部に備えてもよいが、飛行時の空気抵抗を小さくするために、密閉容器２ａの中に空気を収容する空間とは隔離されて形成された空間内に、例えば制御装置、人、荷物等を搭載できるようにすることが好ましい。
【００３６】
換気弁７は、必要に応じて、開放され、密閉容器２ａ内の熱せられた空気を放出すると共に、冷たい外気を密閉容器２ａ内に導入して、密閉容器２ａ内の空気の密度を増大させる。これにより、本実施形態の飛行船１ａは、迅速に下降することができる。
【００３７】
換気弁７は、密閉容器２ａ内の空気を効率よく入れ換えられるよう、密閉容器２ａに複数設けられてもよい。
【００３８】
ファン８は、密閉容器２ａ内の空気を攪拌することで、熱源３の熱を密閉容器２ａ内の空気全体に迅速に拡散させる。特に、飛行船１ａの密閉容器２ａは、その形状に起因して内部の空気を効率よく対流させることが難しいため、ファン８を設ける効果が大きい。
【００３９】
主翼９は、密閉容器２ａの平面視外縁部に全周に亘って水平方向に突出するよう設けられる。主翼９は飛行船１ａのロール及びピッチを抑制する。また、主翼９は、主推進プロペラ１２、補助推進プロペラ１３及び姿勢制御プロペラ１４を保持すると共に、密閉容器２ａを補強（特に密閉容器２ａが前後方向中央部で折れ曲がることを防止する）する構造体としても機能する。
【００４０】
主翼９は、密閉容器２ａの側部両側の対称な位置に、部分的に揺動可能なフラップ１６を有する。飛行船１ａは、フラップ１６の角度を調節することにより、昇降を迅速に行うことができる。
【００４１】
背翼１０は、密閉容器２ａの上部に前後に延びるよう突設される。背翼１０は、飛行船１ａのヨーを抑制する。
【００４２】
尾翼１１は、密閉容器２ａの後部上側に設けられる。尾翼１１は、飛行船１ａの飛行時の方向安定性を向上する。
【００４３】
主推進プロペラ１２は、飛行船１ａの前端部に左右一対に設けられ、飛行船１ａを前進させる方向の推力を発生する。このように、前部の主推進プロペラ１２により後方の密閉容器２ａ等を引っ張るように駆動することによって、密閉容器２ａの向きが安定する。
【００４４】
補助推進プロペラ１３は、飛行船１ａの後端部に左右一対に設けられ、飛行船１ａを前方に押し出す方向の推力を発生する。飛行船１ａ向きを安定させるために、補助推進プロペラ１３の推力は、主推進プロペラ１２の推力よりも小さいことが好ましい。
【００４５】
飛行船１ａは、左右の主推進プロペラ１２及び補助推進プロペラ１３の推力を異ならせることによって、飛行船１ａの進行方向を変えることができる。
【００４６】
複数の姿勢制御プロペラ１４は、左右対称且つ前後に分散して配置され、個別に推力を調節することができるよう構成される。これらの姿勢制御プロペラ１４の推力によって密閉容器２ａの浮力のバランスを調整し、密閉容器２ａを任意の方向に傾けることができる。つまり、複数の姿勢制御プロペラ１４は、密閉容器２ａに外付けのバラスト効果を付与することができる。また、少なくとも一部の姿勢制御プロペラ１４は、回転軸の向きを変更可能に設けられることが好ましい。特に、回転軸の向きを左右方向に延びるように変更可能とすることによって、飛行船１ａが空中に静止している状態で、位置を変えずに水平方向の向きを変えたり、飛行船１ａを側方に平行移動させたりすることが可能となる。
【００４７】
本実施形態の飛行船１ａも、図１の熱気球１と同様に、熱源３によって密閉容器２内の空気を加熱して分子運動を増大させて熱膨張させる。そして、本実施形態の熱気球１は、余剰となる空気を減圧弁５から外部に放出することで、密閉容器２内の空気の密度を減少させて浮力を生じさせることができる。本実施形態の熱気球１は、密閉容器２内の空気により浮力をえるため、熱が外部に逃げにくいので、エネルギー効率に優れ、長期間にわたって飛行することができる。
【００４８】
［第３実施形態］
続いて、本発明に係る飛行体の第３実施形態の飛行船１ｂについて説明する。図５は、本発明に係る飛行体の第３実施形態である飛行船１ｂを示す模式図である。
【００４９】
本実施形態の飛行船１ｂは、空気を収容する密閉容器２ａと、密閉容器２ａの内部に収容される熱源３と、熱源３を密閉容器２ａの内壁から離間して支持する支持部材４と、密閉容器２ａに設けられ、密閉容器２ａ内の空気を放出する減圧弁５と、減圧弁５を強制的に開放する開放機構１７と、推力を発生する主推進プロペラ１２及び補助推進プロペラ１３と、密閉容器２ａの姿勢を定める複数の姿勢制御プロペラ１４と、を備える。
【００５０】
図５の飛行船１ｂにおける熱源３、支持部材４及び減圧弁５は、図１の熱気球１における熱源３、支持部材４及び減圧弁５と同様とすることができる。
【００５１】
開放機構１７は、減圧弁５を強制的に開放することによって、放熱と同時に外気を取り込み、密閉容器２ａの内の空気の密度を増大させることで、密閉容器２ａの浮力を減少させることができる。これにより、本実施形態の飛行船１ｂは、迅速に下降することができる。
【００５２】
本実施形態の飛行船１ｂも、図２の飛行船１ａと同様に、長期間にわたって任意の方向に飛行することができる。
【００５３】
［第４実施形態］
次に、本発明に係る飛行体の第４実施形態の飛行船１ｃについて説明する。図６は、本発明に係る飛行体の第２実施形態である飛行船１ｃを示す模式図である。
【００５４】
飛行船１ｃは、空気を収容する密閉容器２ａと、密閉容器２ａの内部に収容される熱源３と、熱源３を密閉容器２ａの内壁から離間して支持する支持部材４と、密閉容器２ａに設けられ、密閉容器２ａ内の空気を放出する減圧弁５と、密閉容器２ａに設けられ、密閉容器２ａの内部に形成されるキャビン６ｃと、密閉容器２ａの空気を収容する空間内に外気を導入する給気機構１８と、推力を発生する主推進プロペラ１２及び補助推進プロペラ１３と、密閉容器２ａの姿勢を定める複数の姿勢制御プロペラ１４と、を備える。
【００５５】
図６の飛行船１ｃにおける熱源３、支持部材４及び減圧弁５は、図１の熱気球１における熱源３、支持部材４及び減圧弁５と同様とすることができる。
【００５６】
キャビン６ｃは、密閉容器２ａの中に空気を収容する空間とは隔離されて形成された空間である。キャビン６ｃは、給気機構１８を収容する。
【００５７】
給気機構１８は、外気を吸引して加圧し、密閉容器２ａ内に押し込むブロワ１１９を有する。また、給気機構１８は、エアフィルタ２０、エアドライヤ２１、及びストップ弁２２を有する構成とすることができる。
【００５８】
給気機構１８は、密閉容器２ａの内圧を周囲の大気圧よりも高い圧力に保持したまま、密閉容器２ａ内に外気を導入することができる。この結果として、密閉容器２ａ内の空気の温度が低下して密度が上昇するため、浮力が低下して飛行船１ｃが下降する。
【００５９】
給気機構１８を用いることで密閉容器２ａの内圧が周囲の大気圧よりも高い圧力に保持されるので、密閉容器２ａの形状を内圧によって保持することができる。このため、本実施形態の飛行船１ｃは、密閉容器２ａの構成を簡素化することができる。
【００６０】
また、エアフィルタ２０及びエアドライヤ２１を有する給気機構１８を用いることで、密閉容器２ａに清浄且つ乾燥した空気を供給することができる。また、ストップ弁２２を有する給気機構１８を用いることで、ブロワ１９を停止したときに密閉容器２ａ内の空気が給気機構１８から外部に漏出することを防止できる。
【００６１】
本実施形態の飛行船１ｃも、図２の飛行船１ａ及び図５の飛行船１ｂと同様に、長期間にわたって飛行することができる。
【００６２】
以上、本発明の電子装置の好ましい各実施形態につき説明したが、本発明は、上述の実施形態に制限されるものではなく、適宜変更が可能である。
【００６３】
本発明の実施形態に係る熱気球の密閉容器を硬質エンベロープとしてもよい。また、本発明の実施形態に係る飛行船の密閉容器を軟質エンベロープとしてもよい。
【００６４】
また、本発明の実施形態に係る熱気球も密閉容器内の空気を攪拌するファンを備えてもよい。逆に、本発明の実施形態に係る飛行船のファンを省略してもよい。
【００６５】
本発明の実施形態に係る熱気球は、換気弁、解放機構及び給気機構の少なくともいずれかを備えてもよい。本発明の実施形態に係る飛行船は、換気弁、解放機構及び給気機構の２以上を備えてもよい。
【００６６】
本発明に係る飛行体において、熱源は密閉容器の内壁に直接保持されていてもよい。
【符号の説明】
【００６７】
１  熱気球（飛行体）
１ａ，１ｂ，１ｃ  飛行船（飛行体）
２，２ａ  密閉容器
３  熱源
４  支持部材
５  減圧弁
６  バスケット
６ｃ  キャビン
７  換気弁
８  ファン
１７  開放機構
１８  給気機構
【図１】
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【図２】
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【図３】
2020132087.tif 000005
【図４】
2020132087.tif 000006
【図５】
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【図６】
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