JP2021133785A - 電源装置 - Google Patents

Abstract

【課題】飛行体の機体外部の電源装置のメンテナンス性を向上すること。【解決手段】飛行体の電力負荷に電力を供給する電源装置１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２ｄと前記発電手段を収容する収容部２ｅとを含む中空のハウジング２と、前記飛行体の機体に前記ハウジングを分離可能に連結する連結部３と、を備え、前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向に長い形状を有すると共に前記機体の外部に配置され、前記連結部は、前記ハウジングの外部に配され、前記機体の被連結部を、前記ハウジングに解除可能に固定するクランプ機構３０を備える。【選択図】図２

Description

本発明は、飛行体用の電源装置に関する。

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。

米国特許第９２４８９０８号明細書 米国特許第８７２７２７１号明細書

特許文献１や特許文献２のように、バッテリ等の電源装置を飛行体の機体内に配設する構成では、その配設スペースを確保するために、キャビンスペース等、機体内の他のスペースの設計自由度が低下する。そこで、外部に配置することが考えられるが、電源装置のメンテナンス性が高ければ有利である。

本発明の目的は、飛行体の機体外部の電源装置のメンテナンス性を向上することにある。

本発明によれば、
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中空のハウジングと、
前記飛行体の機体に前記ハウジングを分離可能に連結する連結部と、を備え、
前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向に長い形状を有すると共に前記機体の外部に配置され、
前記連結部は、
前記ハウジングの外部に配され、前記機体の被連結部を、前記ハウジングに解除可能に固定するクランプ機構を備える、
ことを特徴とする電源装置が提供される。

本発明によれば、飛行体の機体外部の電源装置のメンテナンス性を向上することができる。

本発明の一実施形態に係る電源装置を備えた飛行体の模式図。 図１の電源装置の斜視図。 図１の電源装置の内部構造の説明図及び部分拡大図。 図２のＡ−Ａ線断面図（連結部の断面図）。 図４のＢ−Ｂ線断面図。 連結時の連結部の断面図。 別の構成例を示す説明図。 別の構成例を示す説明図。 図８のＣ−Ｃ線断面図。

以下、添付図面を参照して実施形態を詳しく説明する。尚、以下の実施形態は特許請求の範囲に係る発明を限定するものではなく、また実施形態で説明されている特徴の組み合わせの全てが発明に必須のものとは限らない。実施形態で説明されている複数の特徴のうち二つ以上の特徴が任意に組み合わされてもよい。また、同一若しくは同様の構成には同一の参照番号を付し、重複した説明は省略する。

＜第一実施形態＞
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。

飛行体１００は、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、電源装置１から供給される電力によって、制御装置１０７によって駆動が制御される。

電源装置１は、飛行体１００の主電源として機能し、モータ１０５、１０６の駆動電力の他、飛行体１００の各電気負荷に電力を供給する。図１に加えて図２を参照して電源装置１について説明する。図２は電源装置１の斜視図である。

電源装置１は、その外壁を形成するハウジング２と、ハウジング２と機体１０１とを連結する複数の連結部３とを備える。連結部３は機体１０１の被連結部１０８に連結される。ハウジング２は、機体１０１の外部に配置され、本実施形態の場合、連結部３を介してＹ方向中央部において機体１０１の底壁１０１ａに吊り下げられて支持されている。ハウジング２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、或いは、電源装置１のメンテナンス性の向上に寄与する。

ハウジング２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２の長手方向である。ハウジング２がこのような外形を有することにより、ハウジング２が機体１０１の外部に配置しつつ、飛行体１００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２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２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。図中、中心軸線Ｃは、円筒の中心軸線を示す。

ハウジング２のＸ方向の先端部２ａと後端部２ｂのうち、先端部２ａ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２ａをテーパ形状とすることで飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗を更に低減できる。ハウジング２には、後述する発電ユニット４に空気を取り入れるための空気取入口２ｃが複数形成されている。空気取入口２ｃは、Ｘ方向に細長いスリット状の開口であり、ハウジング２の周方向に複数形成されている。

連結部３は、Ｘ方向に離間して複数（ここでは２つ）設けられている。連結部３はハウジング２のＸ方向の中央部に一つ設けられてもよい。ハウジング２は機体１０１から離間して、連結部３によって連結されている。連結部３の詳細は後述する。

次に、ハウジング２の内部の構造について図３を参照して説明する。図３は電源装置の内部構造の説明図及び部分拡大図であり、中心軸線Ｃを通る電源装置１の断面図に相当する。

ハウジング２の内部空間は、前側の貯留部２ｄと後側の収容部２ｅとに大別される。貯留部２ｄと収容部２ｅはハウジング２の長手方向（Ｘ方向）に配置されている。こうしたレイアウトによって、空気抵抗の小さい、Ｘ方向に細長い電源装置１を形成し易くなる。ハウジング２の内周面には、環状の補強部材２ｆがＸ方向に離間して複数設けられており、ハウジング２の強度を向上している。

収容部２ｅには発電ユニット４が収容されている。貯留部２ｄは発電ユニット４の燃料（軽油等）を貯留するスペースであり、本実施形態では燃料タンク７が収容されているが、貯留部２ｄ自体が燃料タンクを構成してもよい。燃料タンク７はＸ方向に長い、筒状の中空体であり、貯留されている燃料は不図示のポンプによって発電ユニット４へ供給される。本実施形態では、貯留部２ｄの方が収容部２ｅよりもハウジング２のＸ方向の範囲が大きく設計されており、より多くの燃料を貯留可能となっている。これにより、飛行体１００の航続距離を長くすることができる。

本実施形態では、貯留部２ｄを制御ユニット８の収容空間としても利用している。制御ユニット８は発電ユニット４を制御する。本実施形態の場合、制御ユニット８を電源装置１に設けたが、電源装置１には制御ユニット８を設けずに、飛行体１００の制御ユニット１０７が発電ユニット４を制御する構成であってもよい。

発電ユニット４は、発電機５と、ガスタービンエンジン６とを備え、発電機５はガスタービンエンジン６の出力により発電する。ガスタービンエンジン６は、ハウジング２の回転軸線Ｃと同軸上に設けられた回転軸５０を備える。回転軸５０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２の内部に、より大型のガスタービンエンジン６をスペース的に無駄なく収めることができる。

ガスタービンエンジン６は圧縮機６１を含む。圧縮機６１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口２ｃから空気がデフューザ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、燃焼室６３の周壁に設けた開口部６３ａや、その他の開口部（不図示）から燃焼室６３内に流入する。燃焼室６３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。燃料タンク７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は燃焼室６３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室６３内の混合気が点火され、その後、燃焼室６３内で混合気の燃焼が継続的に発生する。

燃焼室６３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６６を回転させる。タービン６６、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２の後端部２ｂには、排気管６７と連通した開口部である排気部２ｂ’が形成されており、燃焼ガス流（排気流）はハウジング２の後方へ排出される。本実施形態ではガスタービンエンジン６がハウジング２の後端部２ｂ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、ガスタービンエンジン６は専ら発電機５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も採用可能である。

発電機５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２の内部に、より大型の発電機５をスペース的に無駄なく収めることができる。本実施形態では、回転軸５０と回転軸６０とが一体に形成されている。発電機５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５１が設けられ、ロータ５１の周囲にはコイル等のステータ５２が設けられている。ステータ５２の周囲には冷却用のフィン５３が、回転軸５０の周方向に複数設けられており、発電機５を空冷により冷却する。

制御ユニット８は、発電機５の発電を制御する回路及びガスタービンエンジン６の駆動を制御する回路を含む。制御ユニット８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１に設けられてもよいし、機体１０１側に設けられた補助電源を利用してもよい。発電機５が発電した電力はケーブル９（図５等に図示）を介して飛行体１００の制御ユニット１０７に供給される。制御ユニット８と制御ユニット１０７とは通信可能であってもよく、制御ユニット１０７の指令に応じて制御ユニット８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１は、燃料タンク７に貯留されている燃料によりガスタービンエンジン６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５が発電する。発電した電力は飛行体１００に供給され、モータ１０５、１０６の駆動に用いられる。

電源装置１は機体１０１の外部に配置されていることから、飛行体１００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１０１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１の稼働による騒音や振動が、機体１０１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、整備負担が軽減する。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、早期に量産化が可能となる。電源装置１のハウジング２は、飛行体１００の前後方向に長い形状を有しており、正面投影面積が小さい低空気抵抗形状のポッドを構成しているため、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（空気抵抗低減）を大きく低下させることがない。電源装置１のガスタービンエンジン６は、飛行体１００の推進力発生を目的としていないので、連結部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。

＜連結部＞
図２、図４〜図６を参照して連結部３について説明する。図４は図２のＡ−Ａ線断面図であり、連結部３の断面図と共に、被連結部１０８の断面図も示している。図４は連結部３と被連結部１０８とが連結されていない分離状態である。図５は図４のＢ−Ｂ線断面図であり、被連結部１８０の断面図である。図６は連結状態を示す断面図である。

連結部３は、被連結部１０８をハウジング２に解除可能に固定する複数のクランプ機構３０を備える。本実施形態では、一つの連結部３につき、２つのクランプ機構３０がＸ方向に向かい合うように配置されている。クランプ機構３０は、ハウジング２に設けられたベース部３３上に配置されている。ベース部３３はクランプ機構３０等が接地される平坦面を形成する。クランプ機構３０がハウジング２の外部に配置されているため、機体１０１に対する電源装置１の脱着の際、機体１０１の内部からの作業や電源装置１の内部からの作業がほとんどない。

ベース部３３上には、被連結部１０８の先端が当接され、重ね合わされる円盤形状のマウント部３２が設けられている。マウント部３２は２つのクランプ機構３０の間に配置されている。クランプ機構３０とマウント部３２との間に、被連結部１０８のフランジ部１８０ｂを挟むことにより、電源装置１を機体１０１に固定する。

連結部３は、また、挿入部３１が機体１０１側へ突出するように立設されている。挿入部３１は筒状の部材であり、マウント部３２、ベース部３３及びハウジング２の外壁を貫通するように設けられている。被連結部１０８は筒体１０８ａと、筒体１０８の先端のフランジ部１０８ｂとを備える。挿入部３１は筒体１０８ａに挿入される。連結状態では、挿入部３１の内部空間を通じて、機体１０１の内部とハウジング２の内部とが連通する。

機体１０１と電源装置１とを電気的に接続するケーブル９が挿入部３１の内部空間を通過する。ケーブル９は、複数種類の配線を含む。複数種類の配線は、例えば、発電機５が発電した電力を機体１０１に供給する電力線や、制御信号の通信線を含む。ケーブル９が連結部３及び被連結部１０８の内部を通過することで、ケーブル９が外部に露出せず、その保護を図ることができる。

ケーブル９のコネクタ９ａは、挿入部３１の端部に固定されている。連結作業の際、挿入部３１を筒体１０８に挿入すると、機体１０１側のコネクタ９ｂと接続される。よって配線作業も不要か又は簡易な作業となり、連結作業は機体１０１外からの作業のみで完了することができる。

本実施形態では、挿入部３１、筒体１０８ａ、フランジ部１０８ｂはいずれも円形断面を有している。しかし、角形断面であってもよい。また、被連結部１０８は中実の部材であってもよく、この態様の場合、挿入部３１は不要となり、ケーブル９は連結部３の外部で配索される。

クランプ機構３０は、手動式のトグルクランプである。クランプ機構３０は電動式であってもよいが、手動式の方が簡素な点で有利であり、また、耐久性の点でも有利である。更に、トグル式のクランプを用いることで、ワンタッチでロック及び解除の操作が可能であり、作業者の負担を軽減できる。

クランプ機構３０は、固定リンク３０ａと、作動リンク３０ｂと、ハンドルリンク３０ｃと、中間リンク３０ｄとを含む。固定リンク３０ａはベース部３３に固定されている。作動リンク３０ｂは、ピン３０ｉを介して固定リンク３０ａに揺動自在に連結されている。ハンドルリンク３０ｃはピン３０ｆを介して作動リンク３０ｂに揺動自在に連結されている。中間リンク３０ｄはピン３０ｈを介してハンドルリンク３０ｃに揺動自在に連結されている。中間リンク３０ｄはまた、ピン３０ｇを介して固定リンク３０ａに揺動自在に連結されている。作動リンク３０ｂにはクランプパッド３０ｅが固定されている。

作業者はハンドルリンク３０ｃを操作することで、クランプ機構３０をロック状態と解除状態とに切り替える。図４はクランプ機構３０が解除状態にある態様を示している。図６はクランプ機構３０がロック状態にある態様を示している。図６で矢印で示すように、解除状態においてハンドルリンク３０ｃを下側へ回動させると、作動リンク３０ｂも下側に回動し、クランプ機構３０の状態が機構的に安定する。ロック状態から解除状態に戻す場合は概ね逆の操作となる。

ロック状態において、クランプパッド３０ｅは、フランジ部１０８ｂに設けた凹部１０８ｃに嵌合する。凹部１０８ｃはフランジ部１０８ｂの異なる部位に２つ配置されている。２つの凹部１０８ｃの一方に、一方のクランプ機構３０のクランプパッド３０ｅが嵌合し、他方の凹部１０８ｃに他方のクランプ機構３０のクランプパッド３０ｅが嵌合する。これにより、電源装置１が機体１０１に固定された状態となる。フランジ部１０８ｂが複数部位でロックされるので、風等の多方向からの外力に対して、機体１０１に電源装置１を堅牢に固定できる。

以上のとおり、本実施形態によれば、機体１０１及び電源装置１の外部のクランプ機構３０を操作することで、機体１０１に対して電源装置１を脱着することができる。したがって、電源装置１のメンテナンス性を向上することができる。

＜第二実施形態＞
第一実施形態では、一つの連結部３についてクランプ機構３０を２つ設けたが、３以上であってもよい。図７はその一例を示し、図５の断面図に相当する。

図７の例では、８つのクランプ機構３０が設けられている。８つのクランプ機構３０は、筒体１０８ａの中心と同心円上で、周方向に等角度（等ピッチ）で配置されている。凹部１０８ｃは、クランプ機構３０毎に個別に設けられている。

クランプ機構３０の数を増やすことで、機体１０１に対する電源装置１の固定力を増大することができ、また、風等の多方向からの外力に対して、機体１０１に電源装置１を更に堅牢に固定できる。

＜第三実施形態＞
第一実施形態では、一つの連結部３についてクランプ機構３０を２つ設けたが、一つであってもよい。図８はその一例を示し、図６の断面図に相当する。図９は図８のＣ−Ｃ線断面図である。

図８及び図９の例では、ケーブル９のコネクタ９ａは挿入部３１の端部には固定されておらず、連結作業時には機体１０１側で接続作業を行う形態である。こうした形態も採用可能である。

また、図８及び図９の例では、一つの連結部３について、図６の例における右側のクランプ機構３０のみが設けられ、左側のクランプ機構３０に代えて係合部３２ａが設けられている。係合部３２ａは、マウント部３２に一体的に形成された断面がＣ字型の部分である。係合部３２ａにフランジ部１０８ｂを係止し、クランプ機構３０をロック状態とすることで、機体１０１に電源装置１が固定される。より少ない数のクランプ機構３０で機体１０１に電源装置１を固定することができ、その脱着作業の工数を減らすことができる。なお、図８及び図９の例において、複数のクランプ機構３０を設けた構造も採用可能である。

＜他の実施形態＞
上記実施形態では、発電ユニット４として、ガスタービンエンジン６と発電機５との組合せを例示したがこれに限られない。発電ユニット４は燃料電池であってもよく、また、ガスタービンエンジン以外の内燃機関（例えばレシプロエンジン）であってもよい。

上記実施形態では、飛行体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等にも本発明は適用可能である。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は適用可能である。

電源装置の連結部位は、機体の底面の他、機体の翼部上面、機体の翼部底面を挙げることができる。電源装置が供給する電力は、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。

電源装置は、一つの飛行体に複数設けられてもよい。複数設ける場合、飛行体の幅方向に並設してもよいし、飛行体の前後方向に一列に配置してもよい。

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。

＜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。

１．上記実施形態の電源装置(1)は、
飛行体(100)の電力負荷(105,106)に電力を供給する電源装置であって、
発電手段(4)と、
前記発電手段の燃料を貯留する貯留部(2d)と前記発電手段を収容する収容部(2e)とを含む中空のハウジング(2)と、
前記飛行体の機体(101)に前記ハウジング(2)を分離可能に連結する連結部(3)と、を備え、
前記ハウジング(2)は、前記飛行体の前後方向に長い形状を有すると共に前記機体(101)の外部に配置され、
前記連結部(3)は、
前記ハウジング(2)の外部に配され、前記機体(101)の被連結部(108)を、前記ハウジング(2)に解除可能に固定するクランプ機構(30)を備える。
この実施形態によれば、前記機体及び前記電源装置の外部のクランプ機構を操作することで、前記機体に対して前記電源装置を脱着することができる。したがって、電源装置のメンテナンス性を向上することができる。

２．上記実施形態では、
前記クランプ機構(30)は手動式のクランプ機構である。
この実施形態によれば、簡素な点や耐久性の点で有利である。

３．上記実施形態では、
前記クランプ機構(30)はトグルクランプである。
この実施形態によれば、操作性の点で有利である。

４．上記実施形態では、
前記被連結部(108)は、
筒体(108a)と、
前記筒体の先端のフランジ部(108b)と、を備え、
前記クランプ機構(30)は、前記フランジ部(108b)を前記ハウジング(2)に解除可能に固定する。
この実施形態によれば、前記被連結部の軽量化を図ることができ、また、前記フランジ部を前記クランプ機構で挟み込むことで前記機体に前記電源装置を固定することができる。

５．上記実施形態では、
前記クランプ機構(30)を複数備え、
複数の前記クランプ機構(30)は、前記フランジ部(108b)の異なる部位を前記ハウジング(2)に固定する。
この実施形態によれば、前記電源装置を前記機体に堅牢に固定できる。

６．上記実施形態では、
前記連結部は、前記筒体(108a)に挿入される筒状の挿入部(31)を備える。
この実施形態によれば、前記機体の内部空間と前記電源装置の内部空間とを連通させることができる。

７．上記実施形態では、
前記挿入部(31)の内部空間を、前記飛行体(100)と前記電源装置(1)とを電気的に接続するケーブル(9)が通過する。
この実施形態によれば、前記挿入部の内部空間を前記ケーブルの配索空間として利用でき、また、前記ケーブルを保護することができる。

８．上記実施形態では、
前記発電手段は、
ガスタービンエンジン(6)と、
前記ガスタービンエンジンの出力により発電する発電機(5)と、を含み、
前記ガスタービンエンジン及び前記発電機の各回転軸(60,50)が、前記ハウジングの中心軸線(C)と同軸上に配置され、
前記飛行体の前後方向で前側から、前記貯留部、前記発電機、前記ガスタービンエンジンの順にこれらが配置される。
この実施形態によれば、前記ガスタービンエンジンを採用することで、円筒形状の前記ハウジング内に前記発電手段を空間的に効率よく収容することができる。また、比較的騒音の小さいガスタービンエンジンの利用により、静粛性を向上できる。また、前記ハウジングの内部空間を効率的に活用でき、特に、前記ガスタービンエンジンが最後尾に位置することで、排気効率を高めることができると共に、その排気流を補助的な推進力として活用することも可能である。

以上、発明の実施形態について説明したが、発明は上記の実施形態に制限されるものではなく、発明の要旨の範囲内で、種々の変形・変更が可能である。

１ 電源装置、２ ハウジング、３ 連結部、３０ クランプ機構、１０８ 被連結部

Claims (8)

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中空のハウジングと、
   前記飛行体の機体に前記ハウジングを分離可能に連結する連結部と、を備え、
   前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向に長い形状を有すると共に前記機体の外部に配置され、
   前記連結部は、
   前記ハウジングの外部に配され、前記機体の被連結部を、前記ハウジングに解除可能に固定するクランプ機構を備える、
   ことを特徴とする電源装置。
2. 請求項１に記載の電源装置であって、
   前記クランプ機構は手動式のクランプ機構である、
   ことを特徴とする電源装置。
3. 請求項１に記載の電源装置であって、
   前記クランプ機構はトグルクランプである、
   ことを特徴とする電源装置。
4. 請求項１に記載の電源装置であって、
   前記被連結部は、
   筒体と、
   前記筒体の先端のフランジ部と、を備え、
   前記クランプ機構は、前記フランジ部を前記ハウジングに解除可能に固定する、
   ことを特徴とする電源装置。
5. 請求項４に記載の電源装置であって、
   前記クランプ機構を複数備え、
   複数の前記クランプ機構は、前記フランジ部の異なる部位を前記ハウジングに固定する、
   ことを特徴とする電源装置。
6. 請求項４に記載の電源装置であって、
   前記連結部は、前記筒体に挿入される筒状の挿入部を備える、
   ことを特徴とする電源装置。
7. 請求項６に記載の電源装置であって、
   前記挿入部の内部空間を、前記飛行体と前記電源装置とを電気的に接続するケーブルが通過する、
   ことを特徴とする電源装置。
8. 請求項１に記載の電源装置であって、
   前記発電手段は、
   ガスタービンエンジンと、
   前記ガスタービンエンジンの出力により発電する発電機と、を含み、
   前記ガスタービンエンジン及び前記発電機の各回転軸が、前記ハウジングの中心軸線と同軸上に配置され、
   前記飛行体の前後方向で前側から、前記貯留部、前記発電機、前記ガスタービンエンジンの順にこれらが配置される、
   ことを特徴とする電源装置。

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