JP2020083062A - 電源装置及び飛行体 - Google Patents

Abstract

【課題】空気抵抗を低減した空気取入れ構造を有する電源装置を提供する。【解決手段】電源装置では、飛行体の電力負荷に電力を供給する電力発生部と、電力発生部に燃料を供給する貯留部と、外部の空気を取入れ電力発生部に供給する空気取入れ部と、を収容する中空の円筒状のハウジングが、飛行体の機体外部に連結部を介して連結されている。空気取入れ部は、ハウジングの外周面に形成され、ハウジングの外部の空気を取入れる入口部と、入口部と連通し、ハウジングの内部に形成された中空の導入通路と、入口部から取入れられた空気を、導入通路を介して電力発生部に供給する出口部とを備える。【選択図】図２

Description

本発明は、飛行体の推進装置に電力を供給する電源装置及び機体外部に電源装置を備える飛行体に関する。

特許文献１には、推進装置を駆動する為の推進用電源装置（エンジン、発電機や燃料タンク等）が機体内に配置された電気推進式飛行体が開示されている。特許文献１に開示されているように飛行体の機体内に電源装置を配置した場合、機体内のキャビンスペース確保が困難となったり、エンジンのメンテナンス性低下、そして、メンテナンス性低下に起因して商業飛行に支障が出ると顧客利益の低下を招くことになり得る。

外部に配置される推進装置の構成として、特許文献２に開示されているミサイルの推進装置では、空気のラム圧を前方から受けるために、推進装置のケーシングから外側に突出した空気取入口が前向きに配置され、空気取入口から取入れられた空気が燃焼器に導入されるように構成されている。

米国特許第９２４８９０８号明細書 特表平３−５０２１２５号公報

しかしながら、飛行体の電力負荷に電力を供給する発電機、発電機を駆動する駆動装置（圧縮機、燃焼器、タービン等で構成されたガスタービンエンジン）、駆動装置に燃料を供給する貯留部（燃料タンク）等を一つにパッケージングした電源装置を、飛行体の外部に配置するようにした場合に、特許文献２のように、空気取入口を推進装置のケーシングから外側に突出した構造にすると、大きな空気抵抗が発生し推進効率の低下を招くことになる。

本発明は、上記の課題を解決するものであり、空気抵抗を低減した空気取入れ構造を有する電源装置を提供する。

本発明の一態様に係る電源装置は、飛行体の電力負荷に電力を供給する電力発生部と、前記電力発生部に燃料を供給する貯留部と、外部の空気を取入れ前記電力発生部に供給する空気取入れ部と、を収容する中空の円筒状のハウジングが、前記飛行体の機体外部に連結部を介して連結可能な電源装置であって、前記空気取入れ部は、
前記ハウジングの外周面に形成され、前記ハウジングの外部の空気を取入れる入口部と、
前記入口部と連通し、前記ハウジングの内部に形成された中空の導入通路と、
前記入口部から取入れられた前記空気を、前記導入通路を介して前記電力発生部に供給する出口部と、を備えることを特徴とする。

本発明によれば、空気抵抗を低減した空気取入れ構造を有する電源装置を提供することが可能になる。

実施形態に係る電源装置を備えた飛行体の模式図。 実施形態に係る電源装置の機能構成を示すブロック図。 電力発生部の具体的な構成を示す図。 空気取入れ部の構造を示す断面図。 空気取入れ部の構造を拡大して示した断面図。 ストラットの配置を模式的に示す図。

以下、図面を参照しながら本発明の実施形態について説明する。この実施形態に記載されている構成要素はあくまで例示であり、以下の実施形態によって限定されるわけではない。

［飛行体の概要］
図１Ａは、本発明の実施形態に係る電源装置１００を備えた飛行体１０の模式図である。図中、矢印ｘ、ｙ、ｚは飛行体１０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１０は、モータ３０５、３０６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。

飛行体１０は、機体２００と、機体２００の上部に設けられたメインロータ２０２と、機体２００の後部に設けられたテールロータ２０３と、スキッド２０４とを含む。モータ３０５はメインロータ２０２を回転させる駆動源であり、モータ３０６はテールロータ２０３を回転させる駆動源である。モータ３０５、３０６は、電源装置１００から供給される電力によって、制御装置２０７によって駆動が制御される。

電源装置１００は、飛行体１０の主電源として機能し、モータ３０５、３０６の駆動電力の他、飛行体１０の各電力負荷に電力を供給する。

電源装置１００は、その外壁を形成するハウジングＨＳと、ハウジングＨＳと機体２００とを連結、又は分離可能に構成された複数の連結部（以下、「分離機構ＳＰ」）とを備える。分離機構ＳＰは、ｘ方向に離間して複数（ここでは２つ）設けられている。ハウジングＨＳは機体２００から離間して、分離機構ＳＰによって連結されている。ハウジングＨＳは、機体２００の外部に配置され、本実施形態の場合、分離機構ＳＰを介してｙ方向中央部において機体２００の底壁に吊り下げられて支持されている。ハウジングＨＳを機体２００の外部に配置することで、電源装置１００が機体２００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、或いは、電源装置１００のメンテナンス性の向上に寄与する。

ハウジングＨＳは、ｘ方向に長い外形を有しており、本実施形態の場合、特に、ｘ方向に細長いポッド型の外形を有している。ｘ方向は、換言すると、ハウジングＨＳの長手方向である。ハウジングＨＳがこのような外形を有することにより、ハウジングＨＳが機体２００の外部に配置しつつ、飛行体１０の前進飛行中の空気抵抗を低減できる。本実施形態のハウジングＨＳは、また、ｘ方向に長い円筒形状の中空体である。横風の影響をより小さくすることができる。

ハウジングＨＳは、例えば、円筒形状の複数の部品をｘ方向に連結して形成することができる。ハウジングＨＳのｘ方向の先端部１００ａと後端部１００ｂのうち、先端部１００ａは、前側に向かって縮径するテーパ形状を有しており、本実施形態では半球形状であるが、三角錐形状であってもよい。このように先端部１００ａをテーパ形状とすることで飛行体１０の前進飛行中の空気抵抗を更に低減できる。

［電源装置の概要］
図１Ｂは、本発明の実施形態に係る電源装置１００の機能構成を示すブロック図である。電力に基づいて推進力を発生させる推進装置３００を有する飛行体１０は、電源装置１００と、機体２００（機体本体）とを有し、電源装置１００は、機体２００の外部に連結されている。ここで、推進装置３００には、図１Ａで説明した、モータ３０５を駆動源とするメインロータ２０２と、モータ３０６を駆動源とするテールロータ２０３とが含まれる。電源装置１００は、生成した電力を機体２００の制御装置２０７に供給し、制御装置２０７は、供給された電力に基づいてモータ３０５、３０６の駆動を制御する。図１Ｂにおいて、ｘ方向は飛行体１０が推進していく飛行方向であり、電源装置１００における長手方向である。ｙ方向はハウジングＨＳの幅方向であり、ｚ方向はハウジングＨＳの長手方向（ｘ方向）及び幅方向（ｙ方向）に直交するハウジングＨＳの鉛直方向である。

電力発生部ＰＧは、発電機ＧＥと、駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）とを備え、発電機ＧＥは駆動部ＤＲの出力により発電する。ここで、駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）は、圧縮機ＣＯＭ、燃焼器ＢＳＴ、及びタービンＴＢを備え、発電機ＧＥを回転駆動するための動力を生成する。

電力発生部ＰＧ（発電機ＧＥ、圧縮機ＣＯＭ、燃焼器ＢＳＴ、及びタービンＴＢ）は、推進力を発生させる飛行体１０の推進装置３００（メインロータ２０２、テールロータ２０３、モータ３０５、３０６）を駆動するための電力を供給する。

電源装置１００は、電力発生部ＰＧ（発電機ＧＥ、圧縮機ＣＯＭ、燃焼器ＢＳＴ、タービンＴＢ）と、燃料を貯留して電力発生部ＰＧの燃焼器ＢＳＴに燃料を供給する貯留部ＦＴ（燃料タンク）と、外部の空気を取入れ電力発生部ＰＧの圧縮機ＣＯＭに供給する空気取入れ部ＩＮＴとを収容する中空の円筒状のハウジングＨＳが、飛行体１０の機体２００に着脱可能な分離機構ＳＰを介して連結されている。

図１Ｂに示すように、電源装置１００のハウジングＨＳ内には、貯留部ＦＴ（燃料タンク）、空気取入れ部ＩＮＴ及び電力発生部ＰＧ（発電機ＧＥ、駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン：圧縮機ＣＯＭ、燃焼器ＢＳＴ、タービンＴＢ））が一体的にパッケージングされており、電源装置１００は、機体２００の下面側に分離機構ＳＰを介して鉛直方向に連結されている。

空気取入れ部ＩＮＴの入口部１１０はハウジングＨＳの外周面に形成され、ハウジングＨＳの外部の空気を取入れる。空気取入れ部ＩＮＴの入口部１１０により取り入れられた空気がハウジングの内部に形成された導入通路を経て圧縮機ＣＯＭに導入される。空気取入れ部ＩＮＴについては、図２、図３を参照して後に詳細に説明する。

図１Ｃは、電力発生部ＰＧ（発電機ＧＥ、駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン））の具体的な構成を示す図であり、この部分は図２のＡ部に対応する構成である。駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）は、ハウジングＨＳの回転軸線Ｃと同軸上に設けられた回転軸６０を備える。回転軸６０を回転軸線Ｃと同軸上に設けることで、円筒形状のハウジングＨＳの内部に、より大型の駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）をスペース的に無駄なく収めることができる。

駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）の圧縮機ＣＯＭは、回転軸６０に取付けられたインペラ６１ａと、デフューザ６１ｂとを含む。インペラ６１ａの回転により、空気取入れ部ＩＮＴから取入れられた空気がデフューザ６１ｂを介して圧縮されながら圧縮室６２へ送出される。

圧縮室６２内の圧縮空気は、燃焼器ＢＳＴの周壁に設けた開口部６３ａやその他の開口部から燃焼器ＢＳＴ内に流入する。燃焼器ＢＳＴには燃料噴射ノズル６４が、回転軸線Ｃの周方向に複数設けられている。貯留部ＦＴ（燃料タンク）に貯留されている燃料は不図示の配管を介して燃料噴射ノズル６４に供給され、燃料噴射ノズル６４は燃焼器ＢＳＴ内に燃料を噴射する。始動時には、不図示の点火装置により燃焼器ＢＳＴ内の混合気が点火され、その後、燃焼器ＢＳＴ内で混合気の燃焼が継続的に発生する。

燃焼器ＢＳＴ内で高温高圧となった燃焼ガス流は、タービンノズル６５から、中心軸線Ｃと同軸上の筒状の排気管６７へ噴出し、その過程で回転軸６０に取り付けられたタービンＴＢを回転させる。タービンＴＢ、回転軸６０及びインペラ６１ａは一体的に回転する。ハウジングＨＳの後端部１００ｂには、排気管６７と連通した開口部である排気部１００ｃが形成されており、燃焼ガス流（排気流）はハウジングＨＳの後方へ排出される。

本実施形態では駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）がハウジングＨＳの後端部１００ｂに隣接して配置されているため、その後方への排気を円滑に行うことができる。なお、本実施形態の場合、駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）は専ら発電機ＧＥの駆動を目的としたものであり、排気流を飛行体１０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も採用可能である。

発電機ＧＥは、回転軸６０と同軸上の回転軸５０を含む。つまり、回転軸５０も中心軸線Ｃと同軸上に設けられており、円筒形状のハウジングＨＳの内部に、より大型の発電機ＧＥをスペース的に無駄なく収めることができる。発電機ＧＥのｘ方向の両端部には回転軸５０（及び回転軸６０）を回転自在に支持する軸受５０ａが設けられている。

回転軸５０には、永久磁石等のロータＲＴが設けられ、ロータＲＴの周囲にはコイル等のステータＳＴが設けられている。ステータＳＴの周囲には冷却用のヒートシンク１７０が、回転軸５０の周方向に複数設けられており、発電機ＧＥを空冷により冷却する。

電源装置１００内に設けられた制御装置１０７は、発電機ＧＥの発電を制御する回路及び駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）の駆動を制御する回路を含む。制御装置１０７の起動時の電源として、鉛バッテリ等の補助電源が設けられてもよく、補助電源は電源装置１００に設けられてもよいし、機体２００側に設けられた補助電源を利用してもよい。発電機ＧＥが発電した電力は不図示のケーブルを介して機体２００の制御装置２０７に供給される。ケーブルは分離機構ＳＰの内部を通る構成であってもよい。電源装置１００の制御装置１０７と機体２００の制御装置２０７とは通信可能であってもよく、機体２００の制御装置２０７の指令に応じて、電源装置１００の制御装置が発電制御を行ってもよい。

かかる構成からなる電源装置１００は、貯留部ＦＴ（燃料タンク）に貯留されている燃料により駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）が駆動し、その出力である回転軸６０の回転により回転軸５０が回転し、発電機ＧＥが発電する。発電した電力は機体２００の制御装置２０７に供給され、推進装置３００（メインロータ２０２、テールロータ２０３）用のモータ３０５、３０６の駆動に用いられる。

電源装置１００は機体１０１の外部に配置されていることから、飛行体１０の機体１０１の設計自由度を向上することができる。例えば、機体２００内のキャビンスペースをより広く確保でき、乗員の快適性を向上できる。また、電源装置１００の稼働による騒音や振動が、機体２００内に設けた場合よりも低減され、静粛性が向上する。また、機体２００内に設けた場合よりも、電源装置１００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、整備負担が軽減する。

［空気取入れ部ＩＮＴの構造］
次に、空気取入れ部ＩＮＴの構造を説明する。図２は、空気取入れ部ＩＮＴのｘｚ平面における断面構造を示す図であり、図２の断面構造は、図１ＣのＢ部に対応する。図２に示すように、空気取入れ部ＩＮＴは、ハウジングＨＳの外周面に形成され、ハウジングの外部の空気を取入れる入口部１１０と、入口部１１０と連通し、ハウジングＨＳの内部に形成された中空の導入通路１２０と、入口部１１０から取入れられた空気を、導入通路１２０を介して駆動部ＤＲ（ガスタービンエンジン）に供給する出口部１３０を有する。

入口部１１０は、ハウジングＨＳの外周面に沿って、環状に形成されている。また、導入通路１２０は、ハウジングＨＳの内部において、入口部１１０の一端１１２と接続しハウジングＨＳの内部に形成された内筒壁１４０と、入口部１１０の他端１１４と接続し内筒壁１４０を覆う外筒壁１５０と、で区画されている。導入通路１２０の終端部には、駆動部ＤＲの圧縮機ＣＯＭに空気を供給する出口部１３０が形成されている。

本実施形態の空気取入れ部ＩＮＴによれば、図２に示すように、空気取入れ部ＩＮＴの入口部１１０がハウジングＨＳの外部に突出しないため、空気抵抗が減り、推進効率の向上を図ることが可能になる。

また、空気取入れ部ＩＮＴの入口部１１０が、ハウジングＨＳの全長Ｌに対して、前方から６０％〜７０％程度の位置Ｌ１に形成されている。飛行体１０が飛行すると、ハウジングＨＳの外表部には、所定の速度勾配の空気の流れが発生する。空気の粘性によりハウジングＨＳの表面近傍では流速は遅くなり、ハウジングＨＳの表面から離れるに従い速度勾配は増加していき、所定の距離だけ離間すると流れは一様流の速度になる。ハウジングＨＳの表面から一様流速になるまでの流速が変化する層（境界層）において、空気の粘性による圧力勾配により、境界層内で逆流が発生し境界層がハウジングＨＳの表面から剥離して、下流側へ押し出され、ハウジングＨＳの後ろに渦の層ができることになる。この渦は、次々に分裂して複雑な乱流をつくる原因となり、これによりハウジングＨＳが受ける空気抵抗が増大することになる。

ハウジングＨＳの全長Ｌに対して、前方から６０％〜７０％程度の位置Ｌ１に入口部１１０を形成することにより、ハウジングＨＳの外周面の近傍を流れる空気を、剥離領域が発達する前に入口部１１０から取り込むことができ、これにより乱流の発生を抑制し、空気の境界層の流れを、より長く保つことが可能になり、空気抵抗を低減することが可能になる。

図３は、空気取入れ部ＩＮＴの断面構造の拡大図である。図３に示すように、導入通路１２０は、入口部１１０からハウジングＨＳの長手方向の後方に向けて傾斜して形成されており、入口部１１０の中心と導入通路１２０の中心とを通る中心線と、ハウジングＨＳの表面との成す角度θは所定の角度で傾斜している。導入通路１２０における所定の角度θは、例えば、２０度から６０度の範囲で傾斜するように構成されている。

入口部１１０に連通する導入通路１２０をハウジングＨＳの外周面に対して傾斜するように構成することで、飛行体１０に前進速度が発生している場合における入口部１１０及び導入通路１２０の圧力損失を低減することが可能になる。これにより、導入通路を外周面に対して直角に形成する場合に比べて、入口部１１０から空気を取り込みやすくすることができ、ハウジングＨＳの外周面の近傍を流れる空気を導入通路に容易に取り込むことが可能になる。

また、図３に示すように、ハウジングＨＳの表面（入口部１１０の一端１１２）と接続する導入通路１２０の内筒壁１４０の端部は曲面で形成されている。内筒壁１４０の端部（隅部）を曲面で形成しハウジングＨＳの表面（外周面）から突出する部分を無くすことで、空気抵抗を低減すると共に、ハウジングＨＳの外周面の近傍を流れる空気を、容易に入口部から取り込むことができ、空気抵抗を低減することが可能になる。

図４は、ハウジングＨＳの一部をｙｚ平面で破断した状態を示すハウジングＨＳの模式図である。導入通路１２０内において、内筒壁１４０と外筒壁１５０とを連結する支持部材が、導入通路１２０の径方向に設けられており、径方向に設けられている支持部材が導入通路１２０の周方向に配列された複数のストラット１６０で構成されている。ストラット１６０の断面形状は、ストラット１６０の前方から後方に向けて翼形状に形成されている。導入通路１２０内に径方向に延びる複数のストラット１６０で支持することにより内筒壁１４０と外筒壁１５０との間を補強することができるとともに、ストラット１６０の断面形状を翼形状とすることにより、導入通路１２０内の圧力損失を低減でき、推進効率の向上を図ることが可能になる。

［実施形態のまとめ］
構成１．上記実施形態の電源装置（例えば、図１Ａ，図１Ｂの１００）は、飛行体（例えば、図１Ａ，図１Ｂの１０）の電力負荷（例えば、モータ３０５、３０６）に電力を供給する電力発生部（例えば、図１ＢのＰＧ）と、前記電力発生部（ＰＧ）に燃料を供給する貯留部（例えば、図１ＢのＴＮ；燃料タンク）と、外部の空気を取入れ前記電力発生部（ＰＧ）に供給する空気取入れ部（例えば、図１ＢのＩＮＴ）と、を収容する中空の円筒状のハウジング（例えば、図１Ａ，図１ＢのＨＳ）が、前記飛行体（１０）の機体外部に連結部（例えば、図１Ａ，図１Ｂの分離機構ＳＰ）を介して連結可能な電源装置（１００）であって、前記空気取入れ部（ＩＮＴ）は、
前記ハウジング（ＨＳ）の外周面に形成され、前記ハウジング（ＨＳ）の外部の空気を取入れる入口部（例えば、図１Ｂ〜図３の１１０）と、
前記入口部（１１０）と連通し、前記ハウジング（ＨＳ）の内部に形成された中空の導入通路（例えば、図２、図３の１２０）と、
前記入口部（１１０）から取入れられた前記空気を、前記導入通路（１２０）を介して前記電力発生部（ＰＧ）に供給する出口部（例えば、図２の１３０）と、を備える。

構成１の電源装置によれば、空気抵抗を低減した空気取入れ構造を有する電源装置を提供することが可能になる。

構成２の電源装置（１００）では、前記入口部（１１０）は、前記ハウジング（ＨＳ）の外周面に沿って、環状に形成されている。

構成３の電源装置（１００）では、前記導入通路（１２０）は、前記ハウジング（ＨＳ）の内部において、前記入口部（１１０）の一端（例えば、図２の１１２）と接続し前記ハウジング（ＨＳ）の内部に形成された内筒壁（例えば、図２の１４０）と、前記入口部（１１０）の他端（例えば、図２の１１４）と接続し前記内筒壁（１４０）を覆う外筒壁（例えば、図２の１５０）とで区画されている。

構成１乃至構成３の電源装置によれば、空気取入れ部の入口部がハウジングの外部に突出しないため、空気抵抗が減り、推進効率の向上を図ることが可能になる。また、ハウジングの外周面の近傍を流れる空気を、剥離領域が発達する前に入口部から取り込むことで、乱流の発生を抑制し、空気の境界層の流れを、より長く保つことが可能になり、空気抵抗を更に低減することが可能になる。

構成４．上記実施形態の電源装置（１００）では、前記導入通路（１２０）は、前記入口部（１１０）から前記ハウジング（ＨＳ）の後方に向けて傾斜して形成されており、
前記入口部（１１０）の中心と前記導入通路（１２０）の中心とを通る中心線と、前記ハウジング（ＨＳ）の表面との成す角度は所定の角度（θ）で傾斜している。

構成４の電源装置によれば、入口部に連通する導入通路をハウジングの表面（外周面）に対して傾斜するように形成することで、飛行体の前進速度がある場合の入口部の圧力損失を低減することが可能になる。これにより、導入通路を外周面に対して直角に形成する場合に比べて、入口部から空気を取り込みやすくすることができ、ハウジングの外周面の近傍を流れる空気を導入通路に容易に取り込むことが可能になる。

構成５．上記実施形態の電源装置（１００）では、前記導入通路（１２０）における前記所定の角度（θ）は２０度から６０度の範囲で傾斜している。

構成６．上記実施形態の電源装置（１００）では、前記ハウジング（ＨＳ）の表面と接続する前記導入通路（１２０）の内筒壁（１４０）の端部は曲面で形成されている。

構成５及び構成６の電源装置によれば、内筒壁の端部（隅部）を曲面で形成しハウジングの表面から突出する部分を無くすことで、空気抵抗を低減すると共に、ハウジングの外周面の近傍を流れる空気を、容易に入口部から取り込むことができ、空気抵抗を低減することが可能になる。

構成７．上記実施形態の電源装置（１００）では、前記内筒壁（１４０）と前記外筒壁（１５０）とを連結する支持部材が、前記導入通路の径方向に設けられ、前記支持部材が前記導入通路（１２０）の周方向に配列された複数のストラット（例えば、図２の１６０）で構成されており、前記ストラットの断面形状は翼形状に形成されている。

構成７の電源装置によれば、複数のストラットで支持することにより内筒壁と外筒壁との間を補強することができるとともに、ストラットの断面形状を翼形状とすることにより、導入通路内の圧力損失を低減でき、推進効率の向上を図ることが可能になる。

構成８．上記実施形態の飛行体は、電力に基づいて推進力を発生させる推進装置（例えば、図１Ｂの３００）を有する飛行体（例えば、図１Ａ，図１Ｂの１０）であって、構成１乃至構成７のいずれか一つの構成に記載の電源装置（１００）を前記飛行体（１０）における機体（例えば、図１Ａ，図１Ｂの２００）の外部に備え、前記電源装置（１００）は、生成した電力を前記推進装置（例えば、図１Ｂの３００）に供給する。

構成８の飛行体によれば、空気抵抗を低減した空気取入れ構造を有する電源装置を備える飛行体を提供することができる。

１００：電源装置、１１０：入口部、１１２：入口部の一端、１１４：入口部の他端１１４、１２０：導入通路、１３０：出口部、１４０：内筒壁、１５０：外筒壁、１６０：ストラット、２００：機体、３００：推進装置、ＩＮＴ：空気取入れ部、ＴＮ：貯留部（燃料タンク）、ＧＥ：発電機、ＣＯＭ：圧縮機、ＢＳＴ：燃焼器、ＴＢ：タービン、ＳＰ：分離機構、ＤＲ：駆動部（圧縮機、燃焼器、タービン）、ＰＧ：電力発生部（発電機、圧縮機、燃焼器、タービン）

Claims (8)

1. 飛行体の電力負荷に電力を供給する電力発生部と、前記電力発生部に燃料を供給する貯留部と、外部の空気を取入れ前記電力発生部に供給する空気取入れ部と、を収容する中空の円筒状のハウジングが、前記飛行体の機体外部に連結部を介して連結可能な電源装置であって、
   前記空気取入れ部は、
   前記ハウジングの外周面に形成され、前記ハウジングの外部の空気を取入れる入口部と、
   前記入口部と連通し、前記ハウジングの内部に形成された中空の導入通路と、
   前記入口部から取入れられた前記空気を、前記導入通路を介して前記電力発生部に供給する出口部と、
   を備えることを特徴とする電源装置。
2. 前記入口部は、前記ハウジングの外周面に沿って、環状に形成されていることを特徴とする請求項１に記載の電源装置。
3. 前記導入通路は、前記ハウジングの内部において、前記入口部の一端と接続し前記ハウジングの内部に形成された内筒壁と、前記入口部の他端と接続し前記内筒壁を覆う外筒壁とで区画されていることを特徴とする請求項１または２に記載の電源装置。
4. 前記導入通路は、
   前記入口部から前記ハウジングの後方に向けて傾斜して形成されており、
   前記入口部の中心と前記導入通路の中心とを通る中心線と、前記ハウジングの表面と、の成す角度は所定の角度で傾斜している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。
5. 前記導入通路における前記所定の角度は２０度から６０度の範囲で傾斜していることを特徴とする請求項４に記載の電源装置。
6. 前記ハウジングの表面と接続する前記導入通路の内筒壁の端部は曲面で形成されていることを特徴とする請求項３に記載の電源装置。
7. 前記内筒壁と前記外筒壁とを連結する支持部材が、前記導入通路の径方向に設けられており、前記支持部材が前記導入通路の周方向に配列された複数のストラットで構成されており、前記ストラットの断面形状は翼形状に形成されていることを特徴とする請求項３に記載の電源装置。
8. 電力に基づいて推進力を発生させる推進装置を有する飛行体であって、
   請求項１乃至７のいずれか１項に記載の電源装置を前記飛行体における機体の外部に備え、
   前記電源装置は、生成した電力を前記推進装置に供給することを特徴とする飛行体。

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