(57)【要約】【課題】二重機能航空機を提供する。【解決手段】航空機（１０）は、燃焼エンジン（９４）と発電機（９６）とを有する電力源（４０）を含む。発電機（９６）は、燃焼エンジン（９４）によって駆動される。航空機（１０）はまた、推進器と、推進器を回転させるように構成された電気モータ（８６）と、を含む推進アセンブリ（３８）を含む。航空機（１０）はまた、外部受電回路と接続するように構成された電気アウトレット（９２）を含む。電気アウトレット（９２）および推進アセンブリ（３８）は、電力源（４０）が電気アウトレット（９２）または推進アセンブリ（３８）の一方に選択的に電力を供給するように、電力源（４０）と選択的に電気的に連通する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機（１０）であって、
燃焼エンジン（９４）と、前記燃焼エンジン（９４）によって駆動される発電機（９６）と、を含む電力源（４０）と、
推進器と、前記推進器を回転させるように構成された電気モータ（８６）と、を含む推進アセンブリ（３８）と、
外部受電回路と接続するように構成された電気アウトレット（９２）と、を含み、前記電気アウトレット（９２）および前記推進アセンブリ（３８）は、前記電力源（４０）が前記電気アウトレット（９２）または前記推進アセンブリ（３８）の一方に選択的に電力を供給するように、前記電力源（４０）と選択的に電気的に連通する、航空機（１０）。
【請求項２】
前記電力源（４０）は、最大出力電力を生成するように構成され、前記航空機（１０）は、前記発電機（９６）が前記電気アウトレット（９２）と電気的に連通している場合に前記電気アウトレット（９２）に前記最大出力電力を実質的に提供するように構成される、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項３】
前記燃焼エンジン（９４）はターボシャフトエンジン（１００）である、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項４】
前記電力源（４０）は、少なくとも約１メガワットを生成するように構成される、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項５】
電力バス（４２）をさらに含み、前記電力源（４０）は、前記電力バス（４２）を介して前記推進アセンブリ（３８）および前記電気アウトレット（９２）と選択的に電気的に連通する、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項６】
前記電力バス（４２）は、前記推進アセンブリ（３８）および前記電気アウトレット（９２）を前記電力源（４０）に選択的に電気的に接続するためのスイッチ（９８）を含む、請求項５に記載の航空機（１０）。
【請求項７】
前記航空機（１０）は無人航空機である、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項８】
前記航空機（１０）は垂直離着陸用に構成される、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項９】
前記外部受電回路は配電網（１２４）である、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項１０】
前記推進アセンブリ（３８）は、複数の推進器と、それぞれの複数の電気モータ（８６）と、をさらに含む、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項１１】
前記推進アセンブリ（３８）は前記航空機（１０）の飛行動作中に最大飛行電力を利用し、前記電力源（４０）は最大出力電力を生成するように構成され、前記最大出力電力は前記最大飛行電力より大きい、請求項１に記載の航空機（１０）。
【請求項１２】
前記最大出力電力は、前記最大飛行電力よりも少なくとも約１０％大きい、請求項１１に記載の航空機（１０）。
【請求項１３】
前記航空機（１０）は、前記電力源（４０）が前記電気アウトレット（９２）と電気的に連通している場合に、前記電気アウトレット（９２）を介して前記外部受電回路に前記最大出力電力を実質的に提供するように構成される、請求項１１に記載の航空機（１０）。
【請求項１４】
燃焼エンジン（９４）および前記燃焼エンジン（９４）によって駆動される発電機（９６）を有する電力源（４０）と、推進アセンブリ（３８）と、電気アウトレット（９２）と、を含む航空機（１０）を動作させるための方法（２００）であって、
前記航空機（１０）が前記電力源（４０）から前記推進アセンブリ（３８）に電力を供給し、前記推進アセンブリ（３８）が前記航空機（１０）に推力を提供するように、飛行モードで前記航空機（１０）を動作させるステップ（２０２）と、
前記航空機（１０）が前記電力源（４０）から前記電気アウトレット（９２）に電力を供給するように、前記航空機（１０）を発電モードで動作させるステップ（２１２）と、を含む方法（２００）。
【請求項１５】
前記航空機（１０）を動作させるステップ（２０２）および前記飛行動作モードは、前記推進アセンブリ（３８）に第１の電力量を供給するステップ（２０６）を含み、前記航空機（１０）を前記発電モードで動作させるステップ（２１２）は、前記電気アウトレット（９２）に第２の電力量を供給するステップ（２１４）を含み、前記第１および第２の電力量はそれぞれ少なくとも約１メガワットである、請求項１４に記載の方法（２００）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本主題は、一般に、発電の二重機能性を含む航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
災害状況に続いて、例えば、津波、ハリケーン、地震、竜巻などの自然災害に続いて、発電プラントおよび／または配電網の一部が損傷する可能性がある。したがって、これらの災害の影響を受けた地域では、そのような災害の後に電力を受け取ることが困難な場合がある。
【０００３】
そのような場所に電力を供給するために、専用の発電機をそのような場所に運ぶことができる。場所が遠隔地にある場合や、そのような場所へのアクセス道路が損傷した場合に、航空機を使用してそのような専用の発電機を空輸することができる。しかし、影響を受けた場所が従来の固定翼航空機が着陸するには遠すぎる場合には、その場所に専用の発電機を設けることは困難であり得る。したがって、例えば災害に続いて、場所に電力を供給するためのシステムが有益であろう。より具体的には、電力を必要とする比較的遠隔の場所に電力を供給するシステムが特に有用である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許第９５６１８６０号明細書
【発明の概要】
【０００５】
本発明の態様および利点は、その一部を以下の説明に記載しており、あるいはその説明から明らかになり、あるいは本発明の実施により学ぶことができる。
【０００６】
本開示の一実施形態では、航空機が提供される。航空機は、燃焼エンジンと発電機とを有する電力源を含む。発電機は、燃焼エンジンにより駆動される。航空機はまた、推進器と、推進器を回転させるように構成された電気モータと、を含む推進アセンブリを含む。航空機はまた、外部受電回路と接続するように構成された電気アウトレットを含む。電気アウトレットおよび推進アセンブリは、電力源が電気アウトレットまたは推進アセンブリの一方に選択的に電力を供給するように、電力源と選択的に電気的に連通する。
【０００７】
特定の例示的な実施形態では、電力源は、最大出力電力を生成するように構成され、航空機は、発電機が電気アウトレットと電気的に連通している場合に電気アウトレットに最大出力電力を実質的に提供するように構成される。
【０００８】
特定の例示的な実施形態では、燃焼エンジンはターボシャフトエンジンである。
【０００９】
特定の例示的な実施形態では、電力源は、少なくとも約１メガワットを生成するように構成される。
【００１０】
特定の例示的な実施形態では、航空機は、電力バスをさらに含み、電力源は、電力バスを介して推進アセンブリおよび電気アウトレットと選択的に電気的に連通する。例えば、特定の例示的な実施形態では、電力バスは、推進アセンブリおよび電気アウトレットを電力源に選択的に電気的に接続するためのスイッチを含む。
【００１１】
特定の例示的な実施形態では、航空機は無人航空機である。
【００１２】
特定の例示的な実施形態では、航空機は垂直離着陸用に構成される。
【００１３】
特定の例示的な実施形態では、外部受電回路は配電網である。
【００１４】
特定の例示的な実施形態では、推進アセンブリは、複数の推進器と、それぞれの複数の電気モータと、をさらに含む。
【００１５】
特定の例示的な実施形態では、推進アセンブリは航空機の飛行動作中に最大飛行電力を利用し、電力源は最大出力電力を生成するように構成され、最大出力電力は最大飛行電力より大きい。例えば、特定の例示的な実施形態では、最大出力電力は、最大飛行電力よりも少なくとも約１０％大きい。例えば、特定の例示的な実施形態では、航空機は、電力源が電気アウトレットと電気的に連通している場合に、電気アウトレットを介して外部受電回路に最大出力電力を実質的に提供するように構成される。
【００１６】
本開示の例示的な態様では、航空機を動作させるための方法が提供される。航空機は、燃焼エンジンおよび燃焼エンジンによって駆動される発電機を有する電力源と、推進アセンブリと、電気アウトレットと、を含む。本方法は、航空機が電力源から推進アセンブリに電力を供給し、推進アセンブリが航空機に推力を提供するように、飛行モードで航空機を動作させるステップを含む。本方法はまた、航空機が電力源から電気アウトレットに電力を供給するように、航空機を発電モードで動作させるステップを含む。
【００１７】
特定の例示的な態様では、航空機を動作させるステップおよび飛行動作モードは、推進アセンブリに第１の電力量を供給するステップを含み、航空機を発電モードで動作させるステップは、電気アウトレットに第２の電力量を供給するステップを含み、第１および第２の電力量はそれぞれ少なくとも約１メガワットである。
【００１８】
特定の例示的な態様では、航空機は、発電モード中には地上にある。
【００１９】
特定の例示的な態様では、航空機を飛行モードで動作させるステップは、垂直離陸および／または垂直着陸を行うステップを含む。
【００２０】
特定の例示的な態様では、航空機を飛行モードで動作させるステップは、航空機を目的地まで飛行させ、目的地まで航空機を飛行させるのに必要な燃料量を決定するステップを含む。このような例示的な態様では、航空機を発電モードで動作させるステップは、燃料の残量が目的地まで飛行するのに必要な決定された燃料量の所定のしきい値内にある場合に、発電モードで航空機を動作させることを中止するステップを含む。
【００２１】
特定の例示的な態様では、航空機を動作させるステップおよび飛行動作モードは、推進アセンブリに第１の電力量を供給するステップを含む。このような例示的な態様では、航空機を発電モードで動作させるステップは、電気アウトレットに第２の電力量を供給するステップを含み、第２の電力量は第１の電力量よりも大きい。例えば、そのような例示的な態様では、第２の電力量は、第１の電力量より少なくとも約１０％大きい。
【００２２】
本発明のこれらの、ならびに他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の図面を参照すれば、よりよく理解されよう。添付の図面は、本明細書に組み込まれて、本明細書の一部を構成し、本発明の実施形態を例示し、説明と共に本発明の原理を説明するのに役立つ。
【００２３】
本発明の完全かつ可能な開示は、その最良の形態を含み、当業者に向けられて、本明細書に記載されており、それは以下の添付の図面を参照している。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本開示の様々な例示的な実施形態による航空機の斜視図である。
【図２】図１の例示的な航空機の概略上面図である。
【図３】前方推力位置にある図１の例示的な航空機のウィングアセンブリの側面の概略側面図である。
【図４】垂直推力位置にある図３に示すウィングアセンブリの側面の別の概略側面図である。
【図５】本開示の例示的な実施形態による主推力推進器の概略側面図である。
【図６】飛行モードにおける本開示の例示的な実施形態による航空機の電気システムの概略図である。
【図７】図６の航空機の例示的な電気システムおよび発電モードの概略図である。
【図８】本開示の例示的な態様による航空機を動作させるための方法のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
以下で、本発明の現在の実施形態を詳しく参照するが、その１つまたは複数の例が、添付の図面に示されている。詳細な説明では、図面中の特徴を参照するために数値および文字による記号が使用されている。図面および説明の中で同じまたは類似の記号は、本発明の同じまたは類似の部分を参照するために使用されている。
【００２６】
本明細書において、「第１の」、「第２の」、および「第３の」という用語は、１つの構成要素と別の構成要素とを区別するために交換可能に用いることができ、個々の構成要素の位置または重要性を示すことを意図しない。
【００２７】
「前方」および「後方」という用語は、ガスタービンエンジン内の相対的な位置を指し、前方はエンジンの入口に近い位置を指し、後方はエンジンノズルまたは排気部に近い位置を指す。
【００２８】
「上流側」および「下流側」という用語は、流体経路における流体の流れに対する相対的な方向を指す。例えば、「上流側」は流体が流れてくる方向を指し、「下流側」は流体が流れていく方向を指す。
【００２９】
単数形「１つの（ａ、ａｎ）」、および「この（ｔｈｅ）」は、文脈上明らかに指示する場合を除き、複数形を含む。
【００３０】
近似する文言は、本明細書および特許請求の範囲の全体にわたってここで用いられるように、それが関連する基本的機能の変更をもたらすことなく許容範囲で変化することができる定量的表現を修飾するために適用される。したがって、「およそ（ａｂｏｕｔ）」、「約（ａｐｐｒｏｘｉｍａｔｅｌｙ）」、および「実質的に（ｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙ）」などの用語で修飾された値は、明記された厳密な値に限定されるものではない。少なくともいくつかの例では、近似する文言は、値を測定するための機器の精度、あるいは構成要素および／またはシステムを構築または製造するための方法または機械の精度に対応することができる。例えば、近似する文言は、１０％のマージン内にあることを指すことができる。ここで、ならびに明細書および特許請求の範囲の全体を通じて、範囲の限定は組み合わせられ、および置き換えられ、文脈および文言が特に指示しない限り、このような範囲は識別され、それに包含される全ての部分範囲を含む。
【００３１】
本明細書で用いられる「プロセッサ」および「コンピュータ」という用語および関連する用語、例えば「処理装置」、「コンピューティング装置」、および「コントローラ」は、従来技術においてコンピュータと呼ばれているそれらの集積回路に限定されず、さらに広く、１つまたは複数のマイクロコントローラ、マイクロコンピュータ、プログラマブル論理コントローラ（ＰＬＣ）、特定用途向け集積回路、およびその他のプログラム可能な回路を含む１つまたは複数の処理装置を意味し、これらの用語は、本明細書において互換的に用いられる。本明細書で説明する実施形態では、コンピュータまたはコントローラは、メモリをさらに含むことができる。メモリは、以下に限らないが、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）などのコンピュータ可読媒体、およびフラッシュメモリなどのコンピュータ可読不揮発性媒体を含むことができる。あるいは、フロッピーディスク、コンパクトディスク読み出し専用メモリ（ＣＤ−ＲＯＭ）、光磁気ディスク（ＭＯＤ）、および／またはデジタル多用途ディスク（ＤＶＤ）もまた、使用することができる。また、本明細書で説明する実施形態では、コンピュータまたはコントローラは、１つもしくは複数の入力チャネルおよび／または１つもしくは複数の出力チャネルを含むことができる。入力チャネルは、限定はしないが、マウスやキーボードなどのオペレータインターフェースに関連するコンピュータ周辺機器、またはガスタービンエンジンなどのエンジンに関連するエンジンセンサなどのセンサであって、動作パラメータを決定するためのものであってもよい。さらに、例示的な実施形態では、出力チャネルは、限定はしないが、オペレータインターフェースモニタを含むことができる。さらに、メモリは、コントローラまたはプロセッサによって実行された場合に、コントローラが以下の方法２００で説明される１つまたは複数の機能などの特定の動作または機能を実行することを可能にするソフトウェアまたは他の命令を格納することができる。「ソフトウェア」という用語は、例えば、コントローラ、プロセッサ、クライアント、およびサーバによる実行のために、メモリに格納された、またはメモリによってアクセス可能な任意のコンピュータプログラムを含むことができる。
【００３２】
ここで図面を参照すると、図面全体を通じて同じ符号は同じ要素を示しており、図１は、本発明の様々な実施形態を組み込むことができる例示的な航空機１０の斜視図である。図２は、図１の例示的な航空機１０の概略上面図である。図１および図２に一括して示すように、航空機１０は、長手方向Ｌ（およびそれを通って延びる長手方向中心線１２）、垂直方向Ｖ、および横方向Ｔを規定する。さらに、航空機１０は、左側１４および反対側の右側１６を規定する。
【００３３】
特に、特定の例示的な実施形態では、例示的な航空機１０は、人間のパイロットなしで飛行することができる無人航空機であってもよい。例えば、例示的な航空機１０は、例えば、人間のオペレータによる遠隔制御によって操縦されてもよく、あるいは、搭載コンピュータ（図示せず）によって完全にまたは間欠的に自律的に制御されてもよい。
【００３４】
航空機１０は、ほぼ航空機１０の長手方向中心線１２に沿って前端部２０と後端部２２との間に延在する胴体１８を含む。航空機１０は、胴体１８に取り付けられた、または胴体１８と一体に形成されたウィングアセンブリをさらに含む。具体的には、図示する実施形態では、航空機１０は、胴体１８の前端部２０に近接して胴体１８に取り付けられた、または胴体１８に一体に形成された前方ウィングアセンブリ２６と、胴体１８の後端部２２に近接して胴体１８に取り付けられた、または、胴体１８に一体に形成された後方ウィングアセンブリ２８と、を含む。特に、図示する実施形態では、前方および後方ウィングアセンブリ２６、２８はそれぞれ２つの別個のウィング部または側面として構成されている。具体的には、前方ウィングアセンブリ２６は左側３０および右側３２を含み、後方ウィングアセンブリ２８は同様に左側３４および右側３６を含む。前方ウィングアセンブリ２６の左側３０および右側３２は、それぞれ長手方向中心線１２に沿ったほぼ同じ位置で胴体１８に別個に取り付けられている。同様に、後方ウィングアセンブリ２８の左側３４および右側３６も、それぞれ長手方向中心線１２に沿ったほぼ同じ位置で胴体１８に別個に取り付けられている。しかしながら、他の実施形態では、前方ウィングアセンブリ２６または後方ウィングアセンブリ２８の一方または両方が胴体１８と一体に形成されてもよく、かつ／または単一の連続部分から形成されてもよいことを理解されたい。
【００３５】
図示していないが、他の実施形態では、航空機１０は、１つまたは複数の垂直スタビライザ、水平スタビライザなどの１つまたは複数のスタビライザをさらに含むことができる。さらに、図示していないが、特定の実施形態では、前方ウィングアセンブリ２６または後方ウィングアセンブリ２８の１つまたは複数が、飛行中の航空機１０の制御を補助するために、前縁フラップまたは後縁フラップなどのフラップをさらに含むことができることが理解されよう。さらに、他の例示的な実施形態では、航空機１０は、前方ウィングアセンブリ２６または後方ウィングアセンブリ２８の一方または両方を含まなくてもよい。
【００３６】
引き続き図１および図２を参照すると、例示的な航空機１０は、動作中に航空機１０に所望の量の推力を提供するための推進システム３８をさらに含む。概して言えば、例示的な推進システム３８は推進器と電気モータとを含み、電気モータは推進器を回転させるように構成されている。より具体的には、以下により詳細に説明するように、図１および図２の例示的な推進システム３８は複数の推進器アセンブリを含み、その各々は推進器およびそれぞれの電気モータを含む。
【００３７】
さらに、例示的な航空機１０は、電力源４０を含み、より具体的には、電力源４０は、燃焼エンジン９４と、燃焼エンジン９４によって駆動される発電機９６（図２を参照）と、を含む。図示する例示的な電力源４０は、推進システム３８から離れて、胴体１８の後端部２２に近接した航空機１０の胴体１８内に配置されている。しかしながら、特に、他の実施形態では、代わりに、電力源４０を航空機１０の胴体１８内の他の任意の適切な場所、あるいは他の場所に配置することができる。
【００３８】
航空機１０は、電力源４０を推進システム３８に選択的に電気的に接続するための電力バス４２をさらに含む。電力バス４２は、電力バス４２を介して様々な推進器アセンブリに電力を分配するためのコントローラ４５（図２）と共に動作可能である。特に、図示する実施形態では、例示的な航空機１０は、（１つまたは複数のバッテリなどの）１つまたは複数のエネルギー蓄積装置４４をさらに含む。１つまたは複数のエネルギー蓄積装置４４は、電力バス４２に電気的に接続されている。
【００３９】
より具体的には、図示する実施形態では、推進システム３８は、胴体１８の両側で前方ウィングアセンブリ２６に取り付けられた左前方推進器アセンブリおよび右前方推進器アセンブリと、同様に胴体１８の両側で後方ウィングアセンブリ２８に取り付けられた左後方推進器アセンブリおよび右後方推進器アセンブリと、を含む。以下により詳細に説明するように、これらの推進器アセンブリの各々は、比較的大径の電動ファンアセンブリ（すなわち、電気モータによって駆動される電動ファン）として構成されている。したがって、左前方推進器アセンブリは左前方ファンアセンブリ４８であり、右前方推進器アセンブリは右前方ファンアセンブリ５０であり、左後方推進器アセンブリは左後方ファンアセンブリ５２であり、右後方推進器アセンブリは右後方ファンアセンブリ５４である。左前方ファンアセンブリ４８、右前方ファンアセンブリ５０、左後方ファンアセンブリ５２、および右後方ファンアセンブリ５４の各々は、電力バス４２を介して電力源４０と選択的に電気的に連通しており、推進器アセンブリの各々は、電力源４０によって駆動することができる。
【００４０】
本明細書では、様々な推進器が「ファン」として記載されているが、この用語は、本開示を任意の単一のタイプの電気推進器に限定することを意図するものではないことを理解されたい。特許請求の範囲によって具体的に限定されない限り、本開示の他の実施形態では、本明細書で「ファン」として記載される任意の推進器は、追加的にまたは代替的に、限定はしないが、ダクト付きファン、ダクトのないファン、単一段ファン（すなわち、一段のプロペラを有するファン）、および複数の逆回転段ファン（すなわち、複数段の逆回転プロペラを有するファン）を含む任意の他の適切な推進装置として構成することができる。
【００４１】
引き続き図１および図２を参照すると、図示する例示的な航空機１０は、前方飛行に加えて実質的に垂直離陸および／または垂直着陸を達成するように適合されている。例えば、図１は垂直離陸（または着陸）モードの航空機１０を示し、図２は航空機１０および前方もしくは側方飛行モードを示す。
【００４２】
理解されるように、図示した例示的な航空機１０は、傾斜部分を含む各ウィングアセンブリの少なくとも一部により、垂直離陸モードと水平飛行モードとの間で移動可能である。例えば、図１および図２に示す例示的な航空機１０では、前方ウィングアセンブリ２６の左側３０は傾斜部分５６を含み、前方ウィングアセンブリ２６の右側３２は傾斜部分５８を含み、後方ウィングアセンブリ２８の左側３４は傾斜部分６０を含み、後方ウィングアセンブリ２８の右側３６は傾斜部分６２を含む。各ウィングアセンブリ２６、２８の傾斜部分５６、５８、６０、６２は、任意の適切な方法で、それぞれのウィングアセンブリ２６、２８のそれぞれの固定ウィング部分（図示せず）に取り付けることができる。例えば、傾斜部分５６、５８、６０、６２は、旋回連結、スリップリング接合を使用して、または任意の他の適切な方法で、それぞれの固定ウィング部分に取り付けられてもよい。さらに、図示した実施形態では、各ファンアセンブリ４８、５０、５２、５４は、それぞれのウィングアセンブリ２６、２８のそれぞれの傾斜部分５６、５８、６０、６２に取り付けられている。具体的には、図示した実施形態では、左前方ファンアセンブリ４８は前方ウィングアセンブリ２６の左側３０の傾斜部分５６に取り付けられ、右前方ファンアセンブリ５０は前方ウィングアセンブリ２６の右側３２の傾斜部分５８に取り付けられ、左後方ファンアセンブリ５２は後方ウィングアセンブリ２８の左側３４の傾斜部分６０に取り付けられ、右後方ファンアセンブリ５４は後方ウィングアセンブリ２８の右側３６の傾斜部分６２に取り付けられている。
【００４３】
さらに、図３および図４を簡単に参照すると、航空機１０のウィングアセンブリの側面の概略側面図が２つの動作モードで示されている。例えば、特定の実施形態では、図示するウィングは、図１および図２を参照して上述した前方ウィングアセンブリ２６の左側３０であってもよい。図示するように、これらの傾斜部分５６、５８、６０、６２の各々は、水平／前方飛行位置（図２および図３）と垂直飛行位置（図１および図４）との間で移動可能である。傾斜部分５６、５８、６０、６２を水平飛行位置と垂直飛行位置との間で移動させると、それぞれのファンアセンブリ４８、５０、５２、５４が前方推力位置と垂直推力位置との間でさらに移動する。したがって、左および右前方ファンアセンブリ４８、５０および左および右後方ファンアセンブリ５２、５４の各々は、それぞれの傾斜部分５６、５８、６０、６２によって前方推力位置と垂直推力位置との間で移動可能である。具体的には、傾斜部分５６、５８、６０、６２の各々は、垂直飛行位置と水平飛行位置との間で少なくとも約９０度回転して、それぞれのファンアセンブリ４８、５０、５２、５４をそれぞれの前方推力位置と垂直推力位置との間で回転させる。しかし、他の例示的な実施形態では、複数のファンアセンブリ４８、５０、５２、５４は、代替的に他の任意の適切な方法で前方推力位置と垂直推力位置との間で移動可能であってもよいことを理解されたい。例えば、他の実施形態では、ファン４８、５０、５２、５４のうちの１つまたは複数は、前方推力位置と垂直推力位置との間でファンアセンブリを少なくとも約９０度傾斜させるためのヒンジアセンブリを含んでもよい。
【００４４】
ここで図５も参照すると、本開示の例示的な実施形態による、推進器／ファンおよび電気モータを含むファンアセンブリの概略側面図が示されている。図５の実施形態では、ファンアセンブリは電動ファンアセンブリとして構成され、図５に示す例示的なファンおよび電気モータは、上述の複数のファンアセンブリ４８、５０、５２、５４を表すことができる。
【００４５】
図示するように、例示的なファンアセンブリは、ダクトのない電動ファン７２として構成されている。ダクトのない電動ファン７２は、一般に、複数のファンブレード７６を含むファン部７４を含み、複数のファンブレード７６の各々は、半径方向外側の先端部７８からベース８０まで延在する。ファンブレード７６の各々は、ベース８０においてダクトのない電動ファン７２のハブ８２に取り付けられている。ハブ８２は、ファンシャフト８４を介して、ダクトのない電動ファン７２のカウリング８８内に配置された電気モータ８６に取り付けられている。電気モータ８６は、電力バス４２を介して、より具体的には、図示した実施形態では、電力バス４２の電気ライン９０を介して、電力源４０と電気的に連通している。
【００４６】
図示していないが、電動ファン７２は、電気モータ８６とファン部７４との間に、電気モータ８６に対してファン７２の回転速度を増減するためのギアボックスをさらに含んでもよい。さらに、特定の実施形態では、ダクト付き電動ファン７２は、動作中に複数のファンブレード７６の各々のピッチを変化させるための１つまたは複数の機構を含むことができる。
【００４７】
さらに、上で簡単に述べたように、他の例示的な実施形態では、ファンアセンブリは、代わりに他の任意の適切な方法で構成されてもよいことを理解されたい。例えば、他の実施形態では、ファンアセンブリのうちの１つまたは複数は、ダクト付きファンアセンブリであってもよく、多段ファンを含んでもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、推進システム３８は、他の任意の適切な推進システムであってもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、推進システムは、任意の他の適切な数の推進アセンブリ、推進アセンブリのサイズ、推進アセンブリの位置、および／または推進アセンブリのタイプを含むことができる。それに加えて、またはその代わりに、垂直離着陸を行うことができる任意の他の適切な航空機を提供することができる。例えば、他の例示的な実施形態では、航空機１０をヘリコプターとして構成してもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、航空機は、垂直離着陸を行うことができるように構成されなくてもよく、代わりに、例えば従来の固定翼航空機として構成されてもよい。
【００４８】
上述したように、図１および図２に、より具体的には図２に示した例示的な実施形態を参照すると、電力源４０は推進システム３８に選択的に電気的に接続され、推進システム３８に選択的に電力を供給する。特に、図１および図２に示す例示的な航空機１０は、移動式遠隔発電航空機１０として構成されていることを理解されたい。したがって、例示的な航空機１０はまた、電力を生成し、そのような電力を外部受電回路に供給するように構成されている。外部受電回路は、機器、電力蓄積装置、建物、配電網（例えば、図７を参照）などの電力を必要とする航空機１０の外部のいかなるものであってもよい。したがって、図１および図２の例示的な航空機１０は、外部受電回路と接続するように構成された電気アウトレット９２をさらに含む。
【００４９】
電気アウトレット９２および推進システム３８は、電力源４０の発電機９６と選択的に電気的に連通しているので、電力源４０の発電機９６は、電気アウトレット９２または推進システム３８の一方に選択的に電力を供給する。上述したように、電力源４０の発電機９６は、電力源４０の燃焼エンジン９４によって駆動される。
【００５０】
より具体的には、前述したように、航空機１０は電力バス４２を含む。電力源４０の発電機９６は、電力バス４２を介して、推進システム３８および電気アウトレット９２と選択的に電気的に連通している。さらに具体的には、電力バス４２は、推進システム３８および電気アウトレット９２を電力源４０の発電機９６に選択的に電気的に接続するように構成されたスイッチ９８を含む。スイッチ９８は、発電機９６を推進システム３８または電気アウトレット９２の少なくとも一方に選択的に電気的に接続することができる任意の適切な電気スイッチであってもよい。例えば、スイッチ９８は、手動で操作されるスイッチであってもよく、あるいは、航空機１０のコントローラまたはコンピュータに動作可能に接続された電気的に操作されるスイッチであってもよい。
【００５１】
図示していないが、航空機１０は、電力源４０から電気アウトレット９２を介して供給される電力を特定のフォーマット（例えば、特定の電圧レベル、特定の電流量、直流または交流などの電力タイプ）に調整するための１つもしくは複数のインバータまたは他の電子システムをさらに含むことができる。この機器は、電気アウトレット９２の上流およびスイッチ９８の下流にあってもよい。
【００５２】
ここで図６および図７を参照すると、本開示の例示的な実施形態による航空機１０の電気システムが示されている。より具体的には、図６は、飛行モードにおける航空機１０の電気システムを示し、図７は、発電モードにおける航空機１０の電気システムを示す。特定の例示的な実施形態では、図６および図７に示す例示的な航空機１０は、図１〜図４を参照して上述した例示的な航空機１０と実質的に同じ方法で構成することができる。
【００５３】
図示する例示的な航空機１０の電気システムは、一般に、電力源４０および推進システム３８を含む。電力源４０は、一般に、燃焼エンジン９４および発電機９６を含む。特に、図６および図７に示す実施形態では、燃焼エンジン９４は、ターボシャフトエンジン１００として構成されている。ターボシャフトエンジン１００は、直列の流れの順序で、高圧圧縮機１０４を含む圧縮機部と、燃焼部１０６と、高圧タービン１０８および低圧タービン１１０を含むタービン部と、を含む。動作中には、空気の流れが圧縮機部内に受け入れられ、圧縮機部を流れるにつれて、すなわち高圧圧縮機１０４を通って流れるにつれて、次第に圧縮される。次に圧縮空気が燃焼部１０６に供給され、そこで燃料と混合され燃焼されて高温の燃焼ガスを生成する。高温の燃焼ガスはタービン部を通って膨張し、そこから回転エネルギーが抽出される。具体的には、高温の燃焼ガスは、高圧タービン１０８および低圧タービン１１０を通って流れて膨張する際に、それらを回転させる。点線で描かれているように、これらの構成要素は、例えば航空機１０の胴体１８内のケーシング１１２内に封入することができる。図示していないが、高温の燃焼ガスは、低圧タービン１１０から、例えば大気に排出することができる。
【００５４】
また図示するように、図６および図７の実施形態では、高圧タービン１０８は、高圧シャフトまたはスプール１１４を介して高圧圧縮機１０４に接続されているので、高圧タービン１０８の回転によってさらに高圧圧縮機１０４が回転する。さらに、低圧タービン１１０が低圧シャフトまたはスプール１１６に接続されているので、低圧タービン１１０の回転によりさらに低圧シャフトまたはスプール１１６が回転する。
【００５５】
さらに、図示する実施形態では、低圧シャフト１１６は、発電機９６まで延びる出力シャフト１１８をさらに駆動する。したがって、ターボシャフトエンジン１００の回転は、回転エネルギーを発電機９６に供給し、発電機９６は、回転エネルギーを変換して電力を生成するように構成されている。理解されるように、特定の実施形態では、発電機９６は、一般的に、ロータ１２０およびステータ１２２を含むことができる。ターボシャフトエンジン１００の回転エネルギーは、出力シャフト１１８を介して供給され、発電機９６のロータ１２０をステータ１２２に対して回転させるように構成されている。このような相対運動が電力を生成することができる。
【００５６】
しかしながら、図示した例示的なターボシャフトエンジン１００は、単なる例として提供されており、他の例示的な実施形態では、ターボシャフトエンジン１００は任意の他の適切な構成を有することができることを理解されたい。例えば、他の実施形態では、ターボシャフトエンジン１００は、任意の他の適切な数の圧縮機またはタービン、ならびに任意の他の適切な数もしくは構成のシャフトまたはスプールを含んでもよい。同様に、他の例示的な実施形態では、発電機９６は、他の任意の適切な構成を有してもよい。例えば、図６および図７の例示的な発電機９６は、ロータ１２０がステータ１２２の半径方向内側に配置された「インランナー」構成で示しているが、他の例示的な実施形態では、代わりに発電機が、ロータ１２０がステータ１２２の半径方向外側に配置された「アウトランナー」構成であってもよい。さらに、他の例示的な実施形態では、電力源４０は、例えば、２つ以上のターボシャフトエンジンなどの２つ以上の燃焼エンジンと、２つ以上の発電機と、を含むように、他の任意の適切な方法で構成されてもよい。例えば、他の例示的な実施形態では、電力源４０は、直列または並列に２つ以上の燃焼エンジンおよびそれぞれの発電機を含んでもよい。
【００５７】
本開示の例示的な実施形態によるターボシャフトエンジン１００および発電機９６を有する電力源４０を含むことによって、電力源４０は、比較的高い電力を発生させることができ、このような電力を推進システム３８または電気アウトレット９２のいずれかにそのような電力を供給することができる。例えば、少なくとも特定の例示的な実施形態では、ターボシャフトエンジン１００および発電機９６は、動作中に電力源４０が少なくとも約０．７５メガワット（ＭＷ）の電力を生成するような規模にすることができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、電力源４０は、少なくとも約１ＭＷ、例えば少なくとも約２ＭＷ、例えば少なくとも約５ＭＷを生成するように構成される。
【００５８】
さらに、特に図６を参照すると、航空機１０の飛行モードの間、電力源４０は、推進システム３８に電力を供給するように動作可能である。より具体的には、飛行モードの間に、ターボシャフトエンジン１００によって駆動される発電機９６は、スイッチ９８を含む電力バス４２に電力を供給し、電力バス４２を介して推進システム３８に電力を供給するように構成される。
【００５９】
対照的に、特に図７を参照すると、航空機１０の発電モードの間に、電力源４０は、航空機１０の電気アウトレット９２に電力を供給するように動作可能である。より具体的には、発電モードの間に、発電機９６は、ターボシャフトエンジン１００によって再び駆動され、スイッチ９８を含む電力バス４２に電力を供給し、電力バス４２を介して電気アウトレット９２に電力を供給するように構成される。例えば、図示するように、電気アウトレット９２は、外部受電回路と接続するように構成され、電気アウトレット９２に供給される電力を外部受電回路に供給することができる。図示した例示的な実施形態では、外部受電回路は配電網１２４である。例えば、配電網１２４は、航空機１０が飛行モードで動作中に航空機１０が飛行した遠隔領域の配電網であってもよい。
【００６０】
このような構成により、航空機１０は、発電モードの間に、実質的に全ての電力を外部受電回路に供給することができる。例えば、図示した実施形態では、電力源４０は最大出力電力を生成するように構成され、電力源４０が電気アウトレット９２と電気的に連通している場合（すなわち、発電モードの場合）に、航空機１０は、実質的に最大出力電力を電気アウトレット９２に供給し、電気アウトレット９２を介して外部受電回路に供給するように構成される。
【００６１】
さらに、特定の例示的な実施形態では、航空機１０が比較的大量の電力を遠隔領域に供給することを可能にするために、電力源４０を航空機１０にとって大きめにすることができる。より具体的には、特定の例示的な実施形態では、推進システム３８は、航空機１０の飛行動作中に最大飛行電力を利用することができる（例えば、図６を参照）。このような例示的な実施形態では、供給可能な電力源４０の最大出力電力は、最大飛行電力より大きくすることができる。例えば、特定の例示的な実施形態では、最大出力電力は、最大飛行電力よりも少なくとも約１０パーセント（１０％）大きくすることができる。しかしながら、特に、航空機１０は、発電機９６が電気アウトレット９２と電気的に連通している場合（すなわち、発電モードの場合、例えば、図７を参照）に、電気アウトレット９２を介して出力側受電回路に実質的に最大出力電力を提供するように構成することができる。しかし、他の実施形態では、最大飛行電力は最大出力電力と実質的に等しくてもよい。
【００６２】
ここで図８を参照すると、本開示の例示的な態様による航空機を動作させるための方法２００のフローチャートが示されている。図８の例示的な方法２００は、いくつかの例示的な態様において、上記の例示的な航空機と同様の態様で構成された航空機を動作させるために利用することができる。したがって、例示的な航空機は、燃焼エンジンおよび燃焼エンジンによって駆動される発電機を有する電力源と、推進システムと、電気アウトレットと、を含む。
【００６３】
図示するように、例示的な方法２００は、航空機が電力源から推進アセンブリに電力を供給し、推進アセンブリが航空機に推力を提供するように、航空機を飛行モードで動作させるステップ（２０２）を含む。より具体的には、図示する例示的な態様では、航空機を飛行モードで動作させるステップ（２０２）は、垂直離陸および／または垂直着陸を行うステップ（２０４）を含む。さらに、図示する例示的な態様では、航空機を飛行モードで動作させるステップ（２０２）は、推進システムに第１の電力量を供給するステップ（２０６）をさらに含む。第１の電力量は、最大飛行電力、すなわち、航空機の離陸時に必要とされる電力量などの、航空機の推進システムによって要求される電力の最大量またはピーク量であってもよい。
【００６４】
さらに、飛行モードで航空機を動作させるステップ（２０２）は、航空機を目的地に飛行させるステップ（２０８）と、航空機を目的地まで飛行させるのに必要な燃料量を決定するステップ（２１０）と、を含む。例えば、目的地は、従来の発電源を動作不能にする災害を以前に被った遠隔地であってもよいし、あるいは電力源を必要とする遠隔地であってもよい。
【００６５】
同様に図示するように、例示的な方法２００は、航空機が電力源から電気アウトレットに電力を供給するように、航空機を発電モードで動作させるステップ（２１２）をさらに含む。発電モードで航空機を動作させるステップ（２１２）は、ステップ（２０２）において飛行モードで航空機を動作させた後に、またはその前に行うことができる。さらに、ステップ（２１２）において航空機の発電モードの動作中には、航空機は地上にある。
【００６６】
図示するように、発電モードで航空機を動作させるステップ（２１２）は、電気アウトレットに第２の電力量を供給するステップ、またはより具体的には、電気アウトレットを介して第２の電力量を受電回路に供給するステップ（２１４）を含む。特定の例示的な実施形態では、第２の電力量は、第１の電力量に実質的に等しくてもよい。さらに、特定の例示的な実施形態では、第１および第２の電力量は、それぞれ少なくとも約１ＭＷであってもよい。
【００６７】
しかしながら、他の例示的な実施形態では、ステップ（２１４）で供給される第２の電力量は、ステップ（２０６）で供給される第１の電力量よりも大きくてもよい。例えば、特定の例示的な実施形態では、第２の電力量は、第１の電力量より少なくとも約１０％大きくてもよい。
【００６８】
さらに、図８の例示的な態様では、方法２００は、例えば、航空機がそのような遠隔地の電力を供給するために遠隔地に飛行している場合に、航空機が帰りの飛行のために十分な燃料を維持することを保証するための保護手段を含む。したがって、発電モードで航空機を動作させるステップ（２１２）は、さらに、燃料の残量を決定するステップ（２１６）と、決定された燃料の残量がステップ（２１０）で決定された目的地まで飛行するのに必要な燃料量の所定のしきい値内にある場合には、発電モードでの航空機の動作を中止するステップ（２１８）と、を含む。
【００６９】
例示的な方法２００による航空機の動作は、電力を必要とする比較的遠隔の場所に航空機が飛行し、そのような遠隔地に所望の電力を提供することを可能にすることができる。そのような航空機は、他の従来の手段が実際的でないか、あまり実際的でない場合に、そのような遠隔地に電力を供給することができる。例えば、そのような航空機は、潜在的に人力がほとんどまたはまったく必要としない単一のパッケージとして燃料および発電機を配給することが可能であり得る。
【００７０】
本明細書は、最良の形態を含んだ本発明の開示のために、また、任意のデバイスまたはシステムの製作および使用、ならびに任意の組み込まれた方法の実行を含んだ本発明の実施がいかなる当業者にも可能になるように、実施例を用いている。本発明の特許可能な範囲は、請求項により定義されており、当業者が思い付く他の例を含んでもよい。このような他の実施例が請求項の字義通りの文言と異ならない構造要素を含む場合、または、それらが請求項の字義通りの文言と実質的な差異がない等価な構造要素を含む場合には、このような他の実施例は特許請求の範囲内であることを意図している。
［実施態様１］
航空機（１０）であって、
燃焼エンジン（９４）と、前記燃焼エンジン（９４）によって駆動される発電機（９６）と、を含む電力源（４０）と、
推進器と、前記推進器を回転させるように構成された電気モータ（８６）と、を含む推進アセンブリ（３８）と、
外部受電回路と接続するように構成された電気アウトレット（９２）と、を含み、前記電気アウトレット（９２）および前記推進アセンブリ（３８）は、前記電力源（４０）が前記電気アウトレット（９２）または前記推進アセンブリ（３８）の一方に選択的に電力を供給するように、前記電力源（４０）と選択的に電気的に連通する、航空機（１０）。
［実施態様２］
前記電力源（４０）は、最大出力電力を生成するように構成され、前記航空機（１０）は、前記発電機（９６）が前記電気アウトレット（９２）と電気的に連通している場合に前記電気アウトレット（９２）に前記最大出力電力を実質的に提供するように構成される、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様３］
前記燃焼エンジン（９４）はターボシャフトエンジン（１００）である、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様４］
前記電力源（４０）は、少なくとも約１メガワットを生成するように構成される、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様５］
電力バス（４２）をさらに含み、前記電力源（４０）は、前記電力バス（４２）を介して前記推進アセンブリ（３８）および前記電気アウトレット（９２）と選択的に電気的に連通する、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様６］
前記電力バス（４２）は、前記推進アセンブリ（３８）および前記電気アウトレット（９２）を前記電力源（４０）に選択的に電気的に接続するためのスイッチ（９８）を含む、実施態様５に記載の航空機（１０）。
［実施態様７］
前記航空機（１０）は無人航空機である、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様８］
前記航空機（１０）は垂直離着陸用に構成される、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様９］
前記外部受電回路は配電網（１２４）である、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様１０］
前記推進アセンブリ（３８）は、複数の推進器と、それぞれの複数の電気モータ（８６）と、をさらに含む、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様１１］
前記推進アセンブリ（３８）は前記航空機（１０）の飛行動作中に最大飛行電力を利用し、前記電力源（４０）は最大出力電力を生成するように構成され、前記最大出力電力は前記最大飛行電力より大きい、実施態様１に記載の航空機（１０）。
［実施態様１２］
前記最大出力電力は、前記最大飛行電力よりも少なくとも約１０％大きい、実施態様１１に記載の航空機（１０）。
［実施態様１３］
前記航空機（１０）は、前記電力源（４０）が前記電気アウトレット（９２）と電気的に連通している場合に、前記電気アウトレット（９２）を介して前記外部受電回路に前記最大出力電力を実質的に提供するように構成される、実施態様１１に記載の航空機（１０）。
［実施態様１４］
燃焼エンジン（９４）および前記燃焼エンジン（９４）によって駆動される発電機（９６）を有する電力源（４０）と、推進アセンブリ（３８）と、電気アウトレット（９２）と、を含む航空機（１０）を動作させるための方法（２００）であって、
前記航空機（１０）が前記電力源（４０）から前記推進アセンブリ（３８）に電力を供給し、前記推進アセンブリ（３８）が前記航空機（１０）に推力を提供するように、飛行モードで前記航空機（１０）を動作させるステップ（２０２）と、
前記航空機（１０）が前記電力源（４０）から前記電気アウトレット（９２）に電力を供給するように、前記航空機（１０）を発電モードで動作させるステップ（２１２）と、を含む方法（２００）。
［実施態様１５］
前記航空機（１０）を動作させるステップ（２０２）および前記飛行動作モードは、前記推進アセンブリ（３８）に第１の電力量を供給するステップ（２０６）を含み、前記航空機（１０）を前記発電モードで動作させるステップ（２１２）は、前記電気アウトレット（９２）に第２の電力量を供給するステップ（２１４）を含み、前記第１および第２の電力量はそれぞれ少なくとも約１メガワットである、実施態様１４に記載の方法（２００）。
［実施態様１６］
前記航空機（１０）は、前記発電モード中には地上にある、実施態様１４に記載の方法（２００）。
［実施態様１７］
前記航空機（１０）を前記飛行モードで動作させるステップ（２０２）は、垂直離陸および／または垂直着陸を行うステップ（２０４）を含む、実施態様１４に記載の方法（２００）。
［実施態様１８］
前記航空機（１０）を前記飛行モードで動作させるステップ（２０２）は、前記航空機（１０）を目的地まで飛行させ、前記目的地まで前記航空機（１０）を飛行させるのに必要な燃料量を決定するステップ（２１０）を含み、前記航空機（１０）を前記発電モードで動作させるステップ（２１２）は、燃料の残量が前記目的地まで飛行するのに必要な前記決定された燃料量の所定のしきい値内にある場合に、前記発電モードで前記航空機（１０）を動作させることを中止するステップ（２１８）を含む、実施態様１４に記載の方法（２００）。
［実施態様１９］
前記航空機（１０）を動作させるステップ（２０２）および前記飛行動作モードは、前記推進アセンブリ（３８）に第１の電力量を供給するステップ（２０６）を含み、前記航空機（１０）を前記発電モードで動作させるステップ（２１２）は、前記電気アウトレット（９２）に第２の電力量を供給するステップ（２１４）を含み、前記第２の電力量は前記第１の電力量よりも大きい、実施態様１４に記載の方法（２００）。
［実施態様２０］
前記第２の電力量は、前記第１の電力量より少なくとも約１０％大きい、実施態様１９に記載の方法（２００）。
【符号の説明】
【００７１】
１０  航空機
１２  長手方向中心線
１４  左側
１６  右側
１８  胴体
２０  前端部
２２  後端部
２４  平均線
２６  前方ウィングアセンブリ
２８  後方ウィングアセンブリ
３０  ＦＷＡの左側
３２  ＦＷＡの右側
３４  ＡＷＡの左側
３６  ＡＷＡの右側
３８  推進システム
４０  電力源
４２  電力バス
４４  エネルギー蓄積装置
４５  コントローラ
４８  ファン
４８  左前方ファンアセンブリ
５０  右前方ファンアセンブリ
５２  左後方ファンアセンブリ
５４  右後方ファンアセンブリ
５６  ３０の傾斜部分
５８  ３２の傾斜部分
６０  ３４の傾斜部分
６２  ３６の傾斜部分
７２  電動ファン
７４  ファン部
７６  ファンブレード
７８  外側の先端部
８０  ベース
８２  ハブ
８４  ファンシャフト
８６  電気モータ
８８  カウリング
９０  電気ライン
９２  電気アウトレット
９４  燃焼エンジン
９６  発電機
９８  スイッチ
１００  ターボシャフトエンジン
１０２  低圧圧縮機
１０４  高圧圧縮機
１０６  燃焼部
１０８  高圧タービン
１１０  低圧タービン
１１２  ケーシング
１１４  スプール
１１６  スプール
１１８  出力シャフト
１２０  ロータ
１２２  ステータ
１２４  配電網
２００  方法
Ｌ  長手方向
Ｔ  横方向
Ｖ  垂直方向
【図１】
2018131197.tif 000003
【図２】
2018131197.tif 000004
【図３】
2018131197.tif 000005
【図４】
2018131197.tif 000006
【図５】
2018131197.tif 000007
【図６】
2018131197.tif 000008
【図７】
2018131197.tif 000009
【図８】
2018131197.tif 000010
【外国語明細書】
2018131197000001.pdf