(57)【要約】【目的】軟式飛行船の推進器の推進効率の向上、重量軽減、装着の自由度の向上、開発コスト、開発リスクの低減、および船体構造設計の自由度の向上を図る。【構成】二次電池、電動機、プロペラを一つの装置に単位化して推進ユニットを構成し、該推進ユニット４３を太陽光電動軟式飛行船の船体４４に多数分散配置して、船体外皮４１へ直接装着する。【選択図】　　　図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
２次電池により電動機を駆動しプロペラを回す電動軟式飛行船において、二次電池、電動機、プロペラを一つの推進装置に単位化し、該単位化した推進ユニットを多数船体外皮へ直接装着をしたことを特徴とする推進器分散式軟式飛行船。
【請求項２】
前記推進ユニットのプロペラの直径を船体境界層と同程度の大きさとし、船体表面の境界層の中で多数のプロペラを回すようにした請求項１に記載の推進器分散式軟式飛行船。
【請求項３】
前記飛行船が成層圏プラットフォームとして、昼間は太陽電池で発電した電力によって、夜間は電力貯蔵装置に貯蔵された昼間の余剰電力によって電動機を駆動しプロペラを回す太陽光電動軟式飛行船である請求項１又は２に記載の推進器分散式軟式飛行船。
【請求項４】
支持台座に片持ち梁構造に支柱を立設し、該支柱に電動機及び該電動機の出力軸に設けられたプロペラを支持し、且つ前記支持台に２次電池を内蔵することによって推進装置をユニット化し、前記支持台座を飛翔体に直接装着可能としたことを特徴する推進ユニット。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、軟式飛行船における推進機の推進効率の向上と重量軽減及び装着の自由度の向上を目的とした推進器分散式軟式飛行船及びその推進ユニットに関する。
【０００２】
【従来の技術】
近年、宇宙プラットフォームの代替として成層圏プラットフォームの研究開発が提案されている。成層圏プラットフォームは、高度２０ｋｍ程度の成層圏に通信機材や観測機材を搭載した無人の飛行船を滞空させ、通信・放送・地球観測等に利用しようとするものであり、その開発中心が成層圏の環境に耐え得る飛行船の開発である。とりわけ、飛行船が成層圏まで浮揚し、風に対向して推進あるいは定点に滞空できるための、推進装置の推進効率の向上と重量軽減が求められている。
【０００３】
従来の軟式飛行船は、図５に示す形態をし、その推進器は内燃機関１とプロペラ２からなっている。通常この推進器は２基であり、船体８の下部に設けられたゴンドラ３の左右に装備される。これは重量物である推進器を船体８の重心位置調整のために用いる必要があるためと、推進器が発生する推力を支えるための頑丈な構造が必要なためである。しかしこのように装備されたプロペラ２はゴンドラ３、船体８、地面との間隙を確保するために理想的なプロペラ直径よりも小さくならざるをえない。なお、図５において、４は降着装置、５は前方バロネット、６は中央バロネット、７は後方バロネット、９はカテナリーカーテン、１０はカテナリーロープ、１１は垂直尾翼、１２は水平尾翼である。
【０００４】
また、従来図６に示すように船尾にプロペラを装着した推進器を有する軟式飛行船も知られている（特許文献１及び特許文献２参照）。船尾プロペラを装着した飛行船としては、１９９１年にＳｔｕｔｔｇａｒｔ大学のＬｏｔｔｅ号が大直径のプロペラを船尾に一基装備する船尾プロペラ１４を採用して飛行した。船尾にプロペラを装備することで地面、船体１３との間隔を気にせずに効率上有利な大直径プロペラを使用できる。さらに船体１３の表面摩擦によって減速された境界層１５の中でプロペラを回すことにより、プロペラ単体の効率を上回る推進効率を得ることができる。これは以下のように説明される。プロペラの推進効率ηは次式で表される。
η＝Ｖ／（Ｖ’＋ｖ）
ここでＶは前進速度、Ｖ’はプロペラに流入する流速、ｖはプロペラ後面での速度増分である。
【０００５】
上記式より、船尾プロペラによる推進は、表面摩擦によって減速された境界層１５の中でプロペラを回すことにより分母にあるＶ’が小さくなるため効率ηが大きくなることが分かる。しかし、船尾の水平尾翼と垂直尾翼のために重心が後ろになる傾向がある軟式飛行船の船尾に、さらに重量物である推進器を取り付けることは重心を適正な位置にすることを困難にする。また船尾は軟式飛行船の構造の中で最も変形しやすい箇所であるために推進器を装着するには船尾をトラス構造などで補強しなければならず、重心がさらに後退してしまう。このように船尾プロペラ１４は推進効率の点で優れているが構造の面で成立させることが困難なプロペラ装備方法である。なお、図６において表す流線図は、図の中心線より上方が船尾プロペラがない場合の流線を表し、中心より下方が船尾プロペラがある場合の流線を表している。
【０００６】
さらに、成層圏高度に長期間滞空し高密度高速無線通信の中継基地とする成層圏プラットフォームとして、昼間は太陽電池で発電した電力で、また夜間は電力貯蔵装置に貯蔵された昼間の余剰電力で電動機を駆動してプロペラを回す太陽光電動軟式飛行船（非特許文献１、特許文献１及び２参照）、あるいは昼間は太陽電池の動力を、夜間は水素エンジンを動力とする半硬式長期滞留飛行船（特許文献３参照）が提案されている。ここで電力貯蔵装置とはリチウムイオン電池といった二次電池あるいは再生型燃料電池のことである。
【０００７】
【特許文献１】
特開平１１‐２７８３８９号公報（１〜２頁、図１参照）
【特許文献２】
特開２００１‐１９９３９７号公報（特許請求の範囲、図１参照）
【特許文献３】
特開平６−１９９２９０号公報（１頁参照）
【非特許文献１】
大垣正信著「ＳＰＦ飛行船システムの研究開発状況」、第三回成層圏プラットフォームワークショップ講演前刷集、２００１年
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
プロペラ推力をプロペラの回転面積で除した円盤荷重が小さくなるほどプロペラの推進効率は基本的に高くなる。したがって推進効率を上げるためにプロペラ直径はある程度まで大きいことが望ましい。しかし、従来の軟式飛行船に用いられるプロペラはゴンドラ、船体、地面との間隙を確保するために理想的なプロペラ直径よりも小さくせざるをえない。このためプロペラ推進効率として８０％程度を見込めるところをプロペラの直径を無理に小さくして５０％程度の低い推進効率で用いられている。また標準的な大きさである全長６０ｍ級の軟式飛行船では、内燃機関とプロペラからなる推進器は一基数百ｋｇもの重量がある上に、数百ｋｇの推力を発生する。これらの荷重を支えるためには強固な支持構造が必要であり、このため装備する位置がゴンドラに限られる。さらに支持構造の分だけ推進器の重量が重くなる問題点もある。また重量物を支えるために船体内に図５に示すようにカテナリーカーテン９やカテナリーロープ１０などの集中荷重を船体外皮に分散して流す構造が必要となり、船体内のバロネット５，６，７の配置に制約を受ける等の問題点を有している。
【０００９】
一方、従来提案されている太陽光電動軟式飛行船は次のような問題点を有している。従来提案されている太陽光電動軟式飛行船の概念を図７に示す。現在、様々な機関で研究されている太陽光電動軟式飛行船の推進装置は、概念的にプロペラ１６が１個乃至４個用いられ、電力貯蔵装置１８は一基用いられている。実用型太陽光電動軟式飛行船の全長は１２０ｍ以上となると考えられているため、必然的に使用する電動機１７、プロペラ１６、電力貯蔵装置１８の寸法は大きくなり、開発コスト、開発リスクが高くなる。また電力貯蔵装置１８から電動機１７への電力ケーブル１９は長く太くなるため重くなる。さらに電力の伝達ロスも少なくない。さらにまた太陽光電動軟式飛行船でも推進系を支えるためにゴンドラ状の構造やカテナリーカーテンなどの構造が必要になる等の欠点を有している。太陽光電動軟式飛行船は高々度を飛行させるための徹底した軽量化と限られた電力で飛行するための高い推進効率が求められているが、従来の太陽光電動軟式飛行船はこの点で未だ満足するに到っていない。
【００１０】
そこで、本発明は、上記問題点を解決して成層圏プラットフォームとしても適用可能な太陽光電動軟式軟式飛行船を得ようとするものであり、従来よりも一段と軟式飛行船の推進器の推進効率の向上、重量軽減、装着の自由度の向上、開発コスト・開発リスクの低減、及び船体構造設計の自由度の向上を図ることができる軟式飛行船、及びその推進ユニットを提供することを目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決する本発明の推進器分散式軟式飛行船は、２次電池により電動機を駆動しプロペラを回す電動軟式飛行船において、二次電池、電動機、プロペラを一つの推進装置に単位化し、該単位化した推進ユニットを多数船体外皮へ直接装着をしたことを特徴とするものである。前記推進ユニットのプロペラの直径を船体境界層と同程度の大きさとし、船体表面の境界層の中で多数のプロペラを回すようにすることによって、より一層推進装置の推進効率の向上を図ることができる。前記飛行船は、成層圏プラットフォームとして、昼間は太陽電池で発電した電力によって、夜間は電力貯蔵装置に貯蔵された昼間の余剰電力によって電動機を駆動しプロペラを回す太陽光電動軟式飛行船として、特に有効である。
【００１２】
飛行船等の飛翔体に適用できる本発明の推進ユニットは、支持台座に片持ち梁構造に支柱を立設し、該支柱に電動機及び該電動機の出力軸に設けられたプロペラを支持し、且つ前記支持台に２次電池を内蔵することによって推進装置を単位化し、前記支持台座を飛翔体に直接装着可能としたことを特徴するものである。
【００１３】
【発明の実施の形態】
まず、本発明の推進ユニットの基本概念を、図３に示す模式図及びその推進効率を説明するための説明図である図４により説明する。
本発明は、２次電池により電動機を駆動しプロペラを回す電動軟式飛行船において、二次電池２３、電動機２２、プロペラ２１を一つの推進装置に小型に単位化し、該単位化した推進ユニットを多数船体外皮へ直接装着をしたことによって、前記問題点を解決したものであるが、その技術的理由は次のように説明することができる。
【００１４】
プロペラの円盤荷重が同じであれば基本的にすべてのプロペラは同じ推進効率となる。従って推力１００Ｎ、直径１ｍのプロペラと推力２５Ｎ、直径０．５ｍのプロペラの推進効率は等しい。つまり１００Ｎの推力を直径１ｍのプロペラを１個用いて発生する場合も直径０．５ｍのプロペラを４個基用いて発生する場合も同じ推進効率となる。
一方、プロペラの重量は要求される強度および剛性を満たす条件から決定される。ここで強度の要求として「プロペラブレードに働く遠心力によってプロペラブレードが破断しないこと」、剛性の条件として「プロペラブレードの固有振動数がプロペラ回転数より大きいこと」および「プロペラブレードの先端の変位角がある値以下になること」を選ぶと次の関係が導き出される。「円盤荷重を一定にとった時、プロペラの総重量はプロペラ個数の１／２乗に反比例する。」つまり１００Ｎの推力を直径０．５ｍのプロペラを４個用いて発生する場合のプロペラ総重量は同じ推力を直径１ｍのプロペラを１個用いて発生する場合のプロペラ重量の２分の１となる。したがって同じ推力を同じ効率で発生するという条件の下ではプロペラは小さいものを多数用いた方が重量的に有利である。一方、市販されている電動機の出力と重さは比例関係にある。また二次電池も同様の傾向にある。以上のことから二次電池、電動機、プロペラを一つの装置に単位化し、この推進単位の多数使用と小型化により、全重量のうちプロペラの重量が減り推進単位が軽量になる。また電動機は内燃機関に比べてはるかに始動性が良く、構造が簡単であり、ほぼメンテナンスフリーである。そのため多数の電動機を使用しても整備上の問題および始動上の問題は生じない。
【００１５】
さらに二次電池、電動機、プロペラを一つの装置に小型化して単位化し、推進単位の多数使用と小型化により推進単位あたりの重量が小さくなるため、船体に補強を入れなくとも直接装備することが可能となる。さらに推進器の装備位置が自由になるため船体の重心位置の調整を行いやすくなる。また推進ユニットを船体表面に多数分布させることにより船体外皮に加わる応力を分散させることができ、船体外皮に加わる応力を小さくすることができる。さらにカテナリーカーテンが不要となるためバロネットとの干渉がなくなって船体設計の自由度が高まるという利点がある。
【００１６】
さらに、二次電池２３、電動機２２、プロペラ２１を一つの装置に単位化することで、二次電池２３と電動機２２の距離を短くすることができ、電力ケーブル２４の長さを短くできる。これによって電力ケーブル２４の重量が軽くなり、また送電の際の損失が小さくなる。さらに使用する電動機２２、二次電池２３、プロペラ２１が小さくなるため開発コストおよび開発リスクが小さくなる。
【００１７】
また、従来円盤荷重を下げるにはプロペラ直径を大きくするという考えしかなかったが、本発明では、小さな直径のプロペラを多数用いることで円盤荷重を従来型飛行船のものより下げることができたものである。従って従来型飛行船に比べてプロペラを高い推進効率で用いることができる。
特に、推進ユニットを多数用いてプロペラの直径が船体境界層と同程度になるまで小型化し、図４に模式的に示すように、船体表面近傍の遅い流れの中でプロペラを回すことで、船尾プロペラと同様に推進効率を上げることができる。つまり船体表面２８との摩擦で速度の低下した境界層が流入してくるため、プロペラ２６の流入速度は前進速度よりも小さくなる。よって前記数式よりプロペラの効率が高くなる。図４において、２９はプロペラ流入前の境界層の速度分布を、３０はプロペラ通過後の境界層の速度分布を表している。
【００１８】
以下、本発明の具体的実施形態を図面に基づき詳細に説明する。図１に本実施形態に係る推進器分散式軟式飛行船の概念図、図２に推進ユニットの構成を示している。本実施形態に係る推進器分散式軟式飛行船では、船体４４の上面に太陽電池４５が張られている。推進ユニット４３の個数は特に限定されるものでなく、船体４４の側面から下面にかけて広く分布させて、船体外皮へ直接装着している。なお、図中４６は垂直尾翼、４７は水平尾翼である。
【００１９】
推進ユニット４３は、図２（ａ）に示すように、プロペラ３１、電動機３３、支柱３６、支持台座３５からなっている。支持台座３５は、空気抵抗が小さくなるように整形されており、二次電池３４が内蔵されている。支持台座３５に片持ち梁構造の支柱３６が取り付けられており、該支柱に電動機３３及び該電動機の出力軸（スピナー３２）に固定されたプロペラ３１を固定支持し、その重量と推力を支えるようになっている。また支持台座３５の全周に飛行船の外皮に取り付けるための結合具３７が適宜配置されており、支持台座下面が船体外皮４１に密着して取り付けられるようになっている。
取付け手段は任意の手段が採用でき、特に限定されないが、一形態が図２（ｂ）に拡大して示されている。本実施形態における取付け手段は、船体外皮４１に船体側結合具３８が接着されており、結合具３７はボルト３９とナット４０によって船体外皮４１と船体側結合具３８に締結され固定される。また結合具３７からの気体の漏洩を防ぐために気密嚢４２が船体外皮４１の内側に設けられている。推進ユニット４３は以上のような構造からなり、プロペラ３１の直径は、任意の大きさ（例えば１ｍ程度）に構成することができ、またプロペラ３１の直径を船体境界層と同程度の大きさとし、船体表面の境界層の中で多数のプロペラを回すように小型化することも可能である。
【００２０】
以上のように構成された本発明の推進器分散式飛行船と従来の太陽光電動軟式飛行船とを、地上での最大速度１５ｍ／ｓ、全長７０ｍ級の太陽光電動軟式飛行船を例にとり、その作用効果を比較する。
飛行船の抵抗係数を平均的な０．０４５とすると最大速度における推力は約３０００Ｎとなる。この推力を従来型の飛行船の平均的なプロペラ直径である直径２ｍのプロペラ２基で発生すると円盤荷重は４８０Ｎ／ｍ２となり、理論上の推進効率は６４％となる。実際はこの８割程度となるため推進効率は約５０％となる。したがって必要パワーは９０ｋＷとなる。電動機の出力あたりの重量を１ｋｇ／ｋＷとすると電動機の重量は一基あたり４５ｋｇとなる。最大速度飛行時間を３０分とし、二次電池のエネルギー密度を１００Ｗｈ／ｋｇとすると二次電池重量は４５０ｋｇとなる。またプロペラ一個あたりの重量を４０ｋｇとする。このほか減速ギアと支持構造があるが重量計算から除外する。したがって推進器の総重量は６２０ｋｇとなる。支持構造はこの６２０ｋｇを支えなければならず、ゴンドラ以外に適切な装備位置はない。
【００２１】
一方で同じ推力を直径１ｍのプロペラ１５基で発生すると円盤荷重は２５０／ｍ２となり、理論上の推進効率は７４％となる。実際はこの８割程度となるため推進効率は約６０％となり、従来の方式よりも推進効率が向上する。また必要パワーは７５ｋＷとなる。したがって電動機の重量、二次電池の重量はそれぞれ７５ｋｇ、３７５ｋｇとなる。プロペラの重量は先の従来型の計算で用いた円盤荷重とここで用いた円盤荷重が異なるため厳密には計算できない。しかしここで円盤荷重が等しいと近似し、「円盤荷重を一定にとった時、プロペラの総重量はプロペラ個数Ｎの１／２乗に反比例する。」ことを用いるとプロペラ重量は合計で３０ｋｇとなる。したがって推進器の総重量は４８０ｋｇとなり、従来型の装備方法の７７％になる。また推進単位一基あたりの電動機とプロペラの合計重量は７ｋｇ、推力は２０ｋｇとなる。この荷重がかかる推進単位を図２に示すようにして船体外皮に直接取り付けることは容易である。さらに電動機一基あたりの出力は４ｋＷと従来の装備方法で用いるモータの１０分の１以下となり、電動機の開発コスト、開発リスクが軽減される。プロペラもまた直径で２分の１、重量で２０分の１となり、やはりプロペラの開発コスト、開発リスクが軽減される。
【００２２】
さらに同じ円盤荷重で推進器を１５００基用いるとプロペラ直径は０．１ｍとなる。この直径は飛行船船体表面の境界層と同程度の値でありプロペラは船体の表面摩擦によって減速された流れの中で回ることにより船尾プロペラと同様に推進効率を向上することができる。また仮に推進効率を６０％とした場合、電動機の総重量、二次電池重量の総重量、プロペラの総重量はそれぞれ７５ｋｇ、３７５ｋｇ、９ｋｇとなる。電動機一基あたりの出力は４０Ｗと従来の装備方法で用いるモータの１０００分の１以下となり、電動機の開発コスト、開発リスクが極めて軽減される。プロペラもまた直径が２０分の１となり、やはりプロペラの開発コスト、開発リスクが軽減される。
【００２３】
【発明の効果】
以上のように、本発明の推進器分散式飛行船によれば、軟式飛行船の推進器の推進効率の向上、重量軽減、装着の自由度の向上、開発コスト・開発リスクの低減、及び船体構造設計の自由度の向上を図ることができ、成層圏プラットフォームに適用可能な軟式飛行船を得る事が期待できる。特に、二次電池、電動機、プロペラを一つの装置に単位化し、この推進単位の多数使用と小型化により、全重量のうちプロペラの重量が減り推進単位が軽量になり、推進効率を向上できると共に、船体に補強を入れなくとも直接装備することが可能であり、さらに推進器の装備位置が自由になるため船体の重心位置の調整を行いやすく、また推進単位を船体表面に多数分布させることにより船体外皮に加わる応力を分散させることができ、船体外皮に加わる応力を小さくすることができ、カテナリーカーテンが不要となるため船体の軽量化を図ることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施形態に係る推進器分散式軟式飛行船側面概略図である。
【図２】（ａ）は本発明の実施形態に係る推進器ユニットの斜視図であり、（ｂ）飛行船外皮へのその取付け構造を示す要部拡大図である。
【図３】本発明における推進器ユニットの基本概念を示す説明図である。
【図４】境界層内でのプロペラの作動説明図である。
【図５】従来の軟式飛行船の側面概略図である。
【図６】従来の船尾プロペラを有する飛行船の船尾プロペラの作動説明図である。
【図７】従来の太陽光電動軟式飛行船の計画における推進器の使用方法を示す説明図である。
【符号の説明】
３１　プロペラ　　　　　　　　　　　　３２　スピナー
３３　電動機　　　　　　　　　　　　　３４　二次電池
３５　支持台座　　　　　　　　　　　　３６　支柱
３７　結合具　　　　　　　　　　　　　３８　船体側結合具
３９　ボルト　　　　　　　　　　　　　４０　ナット
４１　船体外皮　　　　　　　　　　　　４２　気密嚢
４３　推進単位　　　　　　　　　　　　４４　船体
４５　太陽電池　　　　　　　　　　　　４６　垂直尾翼
４７　水平尾翼
【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】
2004098721.tif 000007
【図６】
2004098721.tif 000008
【図７】
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