JP2023037412A - 航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】流体が充填されたタンクを搭載したとしても、航空機の重量の増加を抑えることができる航空機を提供する。【解決手段】プロペラ２を駆動させることにより飛行する無人航空機１は、航空機の機体１０と、プロペラ２を駆動する駆動部としてモータ３と、モータ３を介して機体１０に取り付けられたプロペラ２と、機体１０に収容され、モータ３の駆動を制御する制御装置４と、を少なくとも備え、機体１０の少なくとも一部が、流体（水素ガス）を収容する高圧タンク７０を含む。機体１０は、制御装置４が収容される本体１１と、本体１１から水平方向に延在し、モータ３を介してプロペラ２が取り付けられた複数のアーム１２と、を備えており、アーム１２は、高圧タンク７０を含む。【選択図】図１

Description

本発明は、プロペラを駆動させることにより飛行する航空機に関する。

この種の技術として、燃料ガスを充填した複数の燃料タンクと、燃料電池システムと、を機体に搭載した無人航空機が知られている（例えば、特許文献１参照）。燃料電池システムには、燃料タンクからの燃料ガスが供給され、燃料電池システムは、電力を発電することができる。燃料電池システムで発電された電力は、機体に取り付けられたモータに給電され、モータに連結されたプロペラが回転し、無人航空機を飛行させることができる。

特開２０１９－１４５３８１号公報

しかしながら、特許文献１の如く、燃料タンクなど流体が充填されたタンクは、航空機の機体に搭載されるため、タンクの重量分、航空機の重量が増加してしまう。この結果、航空機の航続距離が短くなり、例えばペイロードなどの航空機の積載量が減ってしまうことが想定される。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであり、流体が充填されたタンクを搭載したとしても、航空機の重量の増加を抑えることができる航空機を提供することを目的とする。

前記課題を鑑みて、発明者らは鋭意検討を重ねた結果、航空機の機体にタンクを含むことにより、機体の強度確保の機能と、流体の充填の機能とを、タンクに担わせることができ、これにより、航空機の部品点数を低らし、航空機の軽量化を図ることができると考えた。

本発明は、このような考えに基づくものであり、本発明に係る航空機は、プロペラを駆動させることにより飛行する航空機であって、前記航空機の機体と、前記プロペラを駆動する駆動部と、前記駆動部を介して前記機体に取り付けられた前記プロペラと、前記機体に収容され、前記駆動部の駆動を制御する制御装置と、を少なくとも備え、前記機体の少なくとも一部が、流体を収容するタンクを含むことを特徴とする。

本発明によれば、航空機の機体（すなわち、航空機の骨格）の少なくとも一部に、流体を収容するタンクを用いることにより、機体の一部に、流体を収納することができる。これにより、機体を構成する部材とタンクとを１つの部材に兼用させることにより、航空機の部品点数を減らすことができる。このような結果、航空機の航続距離を向上させることができるとともに、航空機の積載量を増やすことができる。

より好ましい態様としては、前記機体は、前記制御装置が収容される本体と、前記本体から水平方向に延在し、前記駆動部を介して前記プロペラが取り付けられた複数のアームと、を備えており、前記アームは、前記タンクを含む。この態様によれば、複数のアームとタンクとを、１つの部材に兼用させることにより、効率的に部品点数を削減し、航空機を軽量化することができる。

さらに好ましい態様としては、前記本体は、前記タンクを含む。この態様によれば、本体を構成する部材とタンクとを、１つの部材に兼用させることにより、効率的に部品点数を削減し、航空機を軽量化することができる。

特に、タンクとして、流体を収容する収容空間を形成したライナと、ライナの外周面を覆うように、繊維束が巻回された繊維強化樹脂からなる補強層とを有したタンクを用いることにより、軽量かつ強度の高いアームおよび本体を得ることができる。

さらに好ましい態様としては、前記タンクは、前記流体として水素ガスを充填したタンクであり、前記航空機は、前記タンクに充填された水素ガスを燃料ガスとして発電する燃料電池システムを有しており、前記駆動部は、モータであり、前記駆動部および前記制御装置には、前記燃料電池システムで発電された電力が供給される。

この態様によれば、タンクに充填する燃料ガスとして、水素ガスを用いることにより、液化燃料を用いる場合に比べて、航空機の重量の軽量化を図ることができる。さらに、水素ガスにより、航空機内で電力を発電し、その電力でモータを駆動することができる。このような結果、液化燃料を用いた場合に比べて、航空機の航続距離を延ばすことができる。

さらに、好ましい態様としては、前記タンクは、前記流体として水素ガスを充填したタンクであり、前記駆動部は、前記タンクに充填された水素ガスを燃料としたエンジンである。

この態様によれば、タンクに充填する燃料ガスとして、水素ガスを用いることにより、液化燃料を用いる場合に比べて、航空機の重量の軽量化を図ることができる。さらに、水素ガスを燃料として、水素ガスをエンジンで燃焼させ、プロペラを駆動させることができるため、この態様であっても、航空機の航続距離を延ばすことができる。

本発明によれば、流体が充填されたタンクを搭載したとしても、航空機の重量の増加を抑えることができる。

第１実施形態の無人航空機を模式的に示す斜視図である。 図１に示す無人航空機を駆動する燃料電池システムの概略系統図である。 図１に示す無人航空機の機体を構成する本体の壁部となるタンクユニットの斜視図である。 図３に示すタンクユニットのＡ－Ａ線に沿う断面図である。 図４に示す高圧タンクの機体への取り付け部分を示す要部拡大断面図である。 図１に示す高圧タンクのアームへの取り付け部分を示す要部拡大断面図であり、図１のＢ－Ｂ線に沿う断面図である。 第２実施形態の無人航空機を模式的に示す斜視図である。 図７に示す無人航空機を駆動する水素エンジン（内燃機関）を含む概略系統図である。

以下、本発明の実施形態について図面を用いて説明する。各実施形態において同一の符号を付された構成については、特に言及しない限り、各実施形態において同様の機能を有し、その説明を省略する。

〔第１実施形態〕
まず、図１を参照して、第１実施形態の航空機、特に乗員を搭乗させない小型の無人航空機について説明する。図１は、第１実施形態の無人航空機を模式的に示す斜視図である。図１において、無人航空機１は、燃料電池システム５の燃料電池スタックを動力の電源として搭載する航空機である。なお、本実施形態では、無人航空機１をその一例として示すが、以下に示す構成は、有人航空機に適用されてもよい。

図１に示す無人航空機１は、燃料電池スタックの発電電力により、駆動部としてのモータ３でプロペラ２を回転させることによって、上昇、下降、旋回、前進、後進又はホバリング等の様々な飛行形態で飛行することができる。無人航空機１は、自律的又は遠隔操作によって飛行することができる。無人航空機１は、マルチコプタ型のドローンによって構成されてもよい。

無人航空機１は、無人航空機１の機体１０と、プロペラ２を駆動する駆動部としてモータ３と、モータ３を介して機体１０に取り付けられたプロペラ２と、機体１０に収容され、モータ３の駆動を制御する制御装置４と、を少なくとも備えている。本実施形態では、プロペラ２を駆動するモータ３は６セット設けられている。

機体１０の内部には、前記した制御装置４のほかに、航空機１を飛行させる発電装置としての燃料電池システム５と、燃料電池システム５で発電した電力を蓄電し、モータ３を駆動する二次バッテリ６と、が収容されている。なお、図１では、制御装置４と燃料電池システム５とを繋ぐケーブル、燃料電池システム５と二次バッテリ６とを繋ぐケーブル、モータ３と燃料電池システム５または二次バッテリ６とを繋ぐケーブル等の図示を省略している。二次バッテリ６は必ずしも必要でなく、燃料電池システム５で発電された電力を、モータ３に直接供給するようにして、無人航空機１を飛行させてもよい。

機体１０は、前記の無人航空機１の動作を制御する制御装置４等のほかに、無人航空機１の外部と無線通信を行う不図示の通信機と、無人航空機１の周辺環境を認識するための不図示のセンサと、をさらに備える。機体１０は、燃料電池システム５の各構成要素、制御装置４、通信機及びセンサが、機体１０の本体１１の内部又は外面に取り付けられることによって構成される。

例えば、燃料電池システム５の後述する、燃料電池スタックＦＣ、二次バッテリ６、エア供給経路２１及びエアコンプレッサ２２等は、本体１１の内部に取り付けられる。燃料電池システム５の後述するラジエータ６２は、例えば本体１１の外側に向いた姿勢で取り付けられる。燃料電池システム５の後述する水素ガスが充填されたタンク（高圧タンク）については、詳細には後述するが、これらを複数並べた状態（パネル状に連結した）のタンクユニットＴ１～Ｔ５として、取り付けられる。

機体１０は、制御装置４等が収容される本体１１と、本体１１から水平方向に延在し、駆動部としてのモータ３を介してプロペラ２が取り付けられた複数のアーム１２と、を備えている。本実施形態では、機体１０は、６セットのプロペラ２およびモータ３に対応して６本のアーム１２を有している。

機体１０を構成する本体１１は、直方体等の六面体で形成されており、図示の例では１面が開口し、５面が壁部で閉じられた形状となっている。５面の壁部は流体を収容する高圧タンク７０を含み、機体１０の１つの壁部を構成する高圧タンク７０は、複数本が並列した状態でタンクユニットを構成している。したがって、機体１０は、機体１０の５面の壁部を構成するタンクユニットＴ１～Ｔ５を備えている。

具体的には、機体１０は、機体１０の底壁に相当するタンクユニットＴ１と、タンクユニットＴ１から立設した、機体１０の側壁に相当するタンクユニットＴ２～Ｔ４とを備えている。さらに、機体１０は、タンクユニットＴ２～Ｔ４の上端においてこれらに固定された、機体１０の上壁に相当するタンクユニットＴ５を備えている。なお、複数のタンクユニットＴ１～Ｔ５については後述するが、図２以降の説明では、各タンクユニットＴ１～Ｔ５を、タンクユニットＴとして説明する。

本実施形態では、機体１０を構成する本体１１のうち、機体１０の上壁を構成するタンクユニットＴ５には、中央部に、金属製の六角柱状の接続部材（コネクタ）１３が固定されている。接続部材１３には、アーム１２が、水平方向に延在するように固定されている。具体的には、複数のアーム１２は、接続部材１３から放射状に延在している。接続部材１３は上面のタンクユニットＴ５に強固に固定されているとともに、６本のアーム１２は接続部材１３に強固に固定されている。本実施形態では、後述するように、接続部材１３は、水素ガスを燃料電池システム５に供給するマニホールドとして機能する。

例えば、タンクユニットＴ５の中央の高圧タンク７０に沿って、補強部材（図示せず）を取り付けて、この補強部材に、接続部材１３を強固に固定してもよい。また、後述する一対の接続部材９０、９０を渡すように補強部材（図示せず）を取り付けて、この補強部材に、接続部材１３を強固に固定してもよい。なお、本明細書でいう「強固に固定」とは、その部材同士が、分解等のタイミングを除き、安定して固定することができるのであれば、ボルトおよびナットなどの締結部材による固定、または溶接による固定など、その固定方法は、特に限定されるものではない。

このように、機体１０は、５個のタンクユニットＴ１～Ｔ５を組み合わせた六面体の本体１１と、本体１１の上面に位置するタンクユニットＴ５の中央部に固定された接続部材１３と、接続部材１３から水平方向に等間隔で放射状に固定された６本のアーム１２と、で形成されている。さらに、無人航空機１には、この機体１０に対して、６本のアーム１２の各先端に、駆動部としてのモータ３が固定され、モータ３の回転軸にプロペラ２が、回転自在に連結されている。

ここで、機体１０を構成する６本のアーム１２は、流体を収容するタンクを含む構成となっており、具体的には各アーム１２は、中空の高圧タンクで形成されている。この高圧タンクは後述する機体１０を構成するタンクユニットＴ１～Ｔ５の各高圧タンク７０と同じ高圧タンクであってもよく、これよりも長尺の高圧タンクであってもよい。本実施形態では、各高圧タンク７０は、無人航空機１に搭載された燃料電池システム５で使用される燃料ガスとしての水素ガスを収容するものであるが、高圧タンク７０には、これ以外の流体が収容さていてもよい。

つぎに、駆動部としてのモータ３および制御装置４に電力を供給する燃料電池システム５について、図２を参照して説明する。図２は、図１に示す無人航空機１に搭載され無人航空機１を駆動する燃料電池システム５の概略系統図である。

図２に示すように、燃料電池システム５は、膜電極接合体（ＭＥＡ）等を含む燃料電池セルを複数積層することによって構成された燃料電池スタックＦＣを備える。燃料電池スタックＦＣには、二次バッテリ６に接続されており、燃料電池システム５で発電した電力は、二次バッテリ６に蓄えられる。図１に示す制御装置４は、燃料電池システム５に接続されている。本実施形態では、制御装置４には、燃料電池システム５で発電した電力が直接的に供給されていてもよく、二次バッテリ６からの電力が供給されてもよい。なお、燃料電池スタックＦＣの発電電力は、二次バッテリ６に蓄えられずに、プロペラ２を駆動させるモータ３等の負荷に直接供給されてもよい。

さらに、燃料電池システム５は、燃料電池スタックＦＣにエアを供給するエア供給系２０と、燃料電池スタックＦＣに燃料ガスである水素ガスを供給する水素ガス供給系４０と、燃料電池スタックＦＣを冷却する冷却系６０と、を備える。

エア供給系２０は、燃料電池スタックＦＣに酸化剤ガスとしてエアを供給すると共に、燃料電池スタックＦＣでの電気化学反応に用いられなかったエアを含むオフガスを燃料電池スタックＦＣから排出する系統である。

エア供給系２０は、燃料電池スタックＦＣにエアを供給するエア供給経路２１と、燃料電池スタックＦＣから排出されたエアを含むオフガスを大気に排出するエア排出経路２４と、を備える。エア供給経路２１には、大気から導入されたエアに含まれる塵埃等を除去するエアクリーナ２３と、エアクリーナ２３を通過したエアを燃料電池スタックＦＣに圧送するエアコンプレッサ２２と、を備える。エアコンプレッサ２２は、燃料電池スタックＦＣの発電電力によって駆動するモータ２２ａによって駆動し、吸引したエアを圧縮する。

エア供給系２０は、エア供給経路２１から分岐してエア排出経路２４に合流するエアバイパス経路２５を備えてもよい。エアバイパス経路２５は、エアコンプレッサ２２により圧送されたエアの一部をエア排出経路２４に迂回させる。エア供給系２０は、エアの圧力及び温度をそれぞれ計測する圧力センサ２８及び温度センサ２９と、エアの流量を計測するエアフローメータ３０と、さらに備えてもよい。なお、エア供給系２０は、エアコンプレッサ２２から圧送されたエアを冷却するインタークーラ（図示せず）を備えてもよい。

水素ガス供給系４０は、燃料電池スタックＦＣに燃料ガスとして水素ガスを供給すると共に、燃料電池スタックＦＣでの電気化学反応に用いられなかった水素ガスを含むオフガスを燃料電池スタックＦＣから排出する系統である。

水素ガス供給系４０は、タンクユニットＴ（具体的には高圧タンク７０）からの水素ガスを、燃料電池スタックＦＣに供給する水素ガス供給経路４２と、燃料電池スタックＦＣから排出されたオフガスを、エア排出経路２４に排出する水素ガス排出経路４８と、を備える。水素ガス供給系４０は、高圧タンク７０に充填された水素ガスの水素ガス供給経路４２への導入と導入停止とを切り替える主止弁４３と、高圧タンク７０から導入された水素ガスの圧力を調整するレギュレータ４４と、を備える。水素ガス供給系４０は、レギュレータ４４により圧力が調整された水素ガスを燃料電池スタックＦＣに放射するエジェクタ４５と、水素ガス供給経路４２において発生し得る過大圧力を開放するリリーフ弁４６、４７と、を備える。

水素ガス供給系４０は、水素ガス排出経路４８に設けられ、燃料電池スタックＦＣから排出されたオフガスから生成水を分離する気液分離器４９を備える。水素ガス供給系４０は、気液分離器４９を通過したオフガスに含まれる水素ガスをエジェクタ４５に循環させる水素ガス循環経路５０を備える。なお、水素ガス循環経路５０には、気液分離器４９を通過した水素ガスをエジェクタ４５に圧送する水素ガスポンプが設けられてもよい。水素ガス供給系４０は、気液分離器４９を通過した生成水のエア排出経路２４への排出と排出停止とを切り替える排水弁５１を備える。水素ガス供給系４０は、水素ガスの圧力を計測する圧力センサ５２を備えてもよい。

冷却系６０は、冷却水を循環させて燃料電池スタックＦＣを冷却する系統である。冷却系６０は、燃料電池スタックＦＣとラジエータ６２との間において冷却水を循環させる冷却水循環経路６１と、燃料電池スタックＦＣから排出された冷却水を冷却するラジエータ６２とを備える。冷却系６０は、ラジエータ６２により冷却された冷却水を燃料電池スタックＦＣに圧送するウォータポンプ６３を備える。ウォータポンプ６３は、燃料電池スタックＦＣの発電電力によって駆動するモータ６３ａによって駆動する。予備の冷却水を貯留し冷却水の圧力を調整するリザーバタンク６４と、ラジエータ６２を冷却するファン６５とを備える。

冷却系６０は、冷却水循環経路６１を流れる冷却水をエアコンプレッサ２２に分流させてエアコンプレッサ２２を冷却するコンプレッサ冷却経路６６を備える。コンプレッサ冷却経路６６は、ウォータポンプ６３から圧送された冷却水の一部をエアコンプレッサ２２に供給し、エアコンプレッサ２２から排出された冷却水をラジエータ６２に排出する。冷却系６０は、冷却水の温度を計測する温度センサ６７を備えてもよく、冷却水からイオンを除去するイオン交換器を備えてもよい。

つぎに、無人航空機１の機体１０の本体１１を構成するタンクユニットＴについて、図３～５を参照して説明する。なお、図３～５は、図１に示すタンクユニットＴ１～Ｔ５のうち、１つのタンクユニットＴを模式的に示した図であり、タンクユニットＴを構成するタンク数は、その一例であり、図１に示すタンクユニットＴ１～Ｔ５のタンク数とは相違する。図３に示すように、本実施形態に係るタンクユニットＴは、パネル状であり、複数の高圧タンク７０と、複数の高圧タンク７０の両端に接続され、複数の高圧タンク７０を並列状態に固定する一対の接続部材９０、９０と、を備えている。

高圧タンク７０は、無人航空機１に搭載されるタンクであり、高圧の水素ガスが充填されるタンクである。高圧タンク７０に充填可能なガスとしては、燃料電池システム５に使用しないのであれば、高圧の水素ガスに限定されず、ＣＮＧ（圧縮天然ガス）等の各圧縮ガス、ＬＮＧ（液化天然ガス）、ＬＰＧ（液化石油ガス）等の各種液化ガス、その他のガス（流体）が充填されてもよく、耐圧試験用に一時的に液体などの流体が、充填されてもよい。

高圧タンク７０は、図４に示すように、水素ガスを収容する収容空間Ｓが形成され、両側に開口部７３が形成されたライナ７１と、ライナ７１の外周面７１ａを覆うように、ライナ７１に積層された補強層７２と、を備えている。ライナ７１は、ガスバリア性を有する材料からなり、補強層７２は、繊維強化樹脂からなる。

高圧タンク７０は、上述した収容空間Ｓを含む胴体部７４と、胴体部７４の端部に連続し、開口部７３が形成された一対のネック部７５、７５と、を備えている。本実施形態では、高圧タンク７０の両側にネック部７５、７５が形成されているが、高圧タンク７０は、一方側にのみネック部７５が形成されたボトル状の構造であってもよい。胴体部７４およびネック部７５は、いずれも、ライナ７１と補強層７２とを積層した構造である。

本実施形態では、胴体部７４は、筒状の一例として円筒状の本体部７４ａと、本体部７４ａから胴体部７４の端部に進むに従って、内径および外径が縮径した肩部７４ｂと、を備えている。肩部７４ｂは、円錐台状の筒状部分であり、肩部７４ｂに連続するように、ネック部７５が形成されている。ネック部７５は断面形状において、ライナ７１と補強層７２とを積層した平行な壁面で形成されている。

ネック部７５には、図５に示すように、補強層７２の外周面７２ａに、環状の口金８０が取り付けられている。口金８０の内周面８２には、複数の突起が形成されており、補強層７２が、内周面８２に食い込むように形成されている。これにより、口金８０を、補強層７２に係止することができる。口金８０の外周面８１（図５参照）には、雄ネジが形成されており、この雄ネジを後述する接続部材９０に形成された内壁面９４の雌ネジに螺合することができる。

ここで、本実施形態では、ライナ７１を構成する樹脂としては、ガスバリア性が良好な樹脂であることが好ましい。このような樹脂としては、ポリプロピレン系樹脂、ナイロン系樹脂（例えば６－ナイロン樹脂または６，６－ナイロン樹脂）、ポリカーボネート系樹脂、アクリル系樹脂、ＡＢＳ系樹脂、ポリアミド系樹脂、ポリエチレン系樹脂、エチレン－ビニルアルコール共重合樹脂（ＥＶＯＨ）、またはポリエステル系樹脂等の熱可塑性樹脂を挙げることができる。

補強層７２は、強化繊維に、マトリクス樹脂として熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂が含侵されたものである。本実施形態では、強化繊維は、繊維束である。強化繊維としては、ガラス繊維、アラミド繊維、ボロン繊維、および炭素繊維等の強化繊維を用いることができ、特に、軽量性や機械的強度等の観点から炭素繊維を用いることが好ましい。マトリクス樹脂としては、熱硬化性樹脂が好ましく、熱硬化性樹脂としては、フェノール系樹脂、メラミン系樹脂、ユリア系樹脂、またはエポキシ系樹脂であり、機械的強度等の観点からエポキシ樹脂前駆体を用いることが好ましい。エポキシ系樹脂は、未硬化状態では流動性があり、熱硬化後は強靭な架橋構造を形成するエポキシ系樹脂となる。

補強層７２は、フィラメントワインディング法またはシートワインディング法により、ライナ７１の外周面７１ａに、マトリクス樹脂が含侵された繊維束を巻回したものである。補強層７２は、高圧タンク７０の軸線ＣＬに対して、繊維束が傾斜するように巻かれたヘリカル巻の層であってもよく、例えば、高圧タンク７０の軸線ＣＬに対して、繊維束が傾斜するように織り込まれた層であってもよい。

一対の接続部材９０、９０は、高圧タンク７０のネック部７５に接続されるものであり、アルミニウム、鋼などの金属製の部材である。一対の接続部材９０、９０は、ブラケット９０Ａと、マニホールド９０Ｂとで構成されている。ブラケット９０Ａは、複数の高圧タンク７０、７０の一端部を一体的に拘束し、マニホールド９０Ｂは、複数の高圧タンク７０、７０の他端部を一体的に拘束し、タンクユニットＴを形成している。本実施形態の無人航空機１の機体１０は、詳細には後述するが、５つのタンクユニットＴを組み合わせて本体１１が形成される。

マニホールド９０Ｂは、高圧タンク７０の収容空間Ｓに水素ガスを導入し、この収容空間Ｓから水素ガスを放出するガス流路が形成された部材である。ブラケット９０Ａおよびマニホールド９０Ｂは、図３に示すように、ガス流路の形成の有無が主に相違するため、図５を参照して、接続部材９０として、マニホールド９０Ｂの構造について説明する。

図５に示すように、マニホールド９０Ｂは、高圧タンク７０の軸線ＣＬ方向の端部に形成された開口部７３を覆うように形成されており、マニホールド９０Ｂには、挿入部９１と、キャップ部９２と、が形成されている。キャップ部９２は、口金８０に螺着するとともに、高圧タンク７０の端面を覆う部分であり、キャップ部９２の中央に、挿入部９１が形成されている。

挿入部９１は、高圧タンク７０のネック部７５において、開口部７３からライナ７１の内周面７１ｂに沿って挿入される栓状部分である。挿入部９１の外周面９１ａには、その周方向に沿って、環状溝９５が形成されており、環状溝９５には、収容空間Ｓを封止する環状のシール部材９６、９７が配置されている。シール部材９６、９７は、ガスバリア性を有した樹脂材料またはゴム材料等の弾性を有した材料からなる。

マニホールド９０Ｂには、高圧タンク７０の軸線ＣＬに沿って、流体として水素ガスを収容空間Ｓに導入するとともに放出する通気口９８が形成されている。この通気口９８は、収容空間Ｓ内に収容されている水素ガスを燃料電池システム５に供給するための流路を兼ねるものである。各高圧タンク７０の開口部７３に挿入された挿入部９１に形成された通気口９８は、マニホールド９０Ｂでそれぞれ連通されて連通路９９に纏められ、燃料電池スタックＦＣに配管等（不図示）で供給されるように構成されている。

接続部材１３は、６本のアーム１２に相当する高圧タンク７０を接続されており、図６に示すように、マニホールド９０Ｂと同様の接続構造を有している。接続部材１３は、高圧タンク７０の軸線ＣＬ方向の端部に形成された開口部７３を覆うように形成されており、接続部材１３は、口金８０に螺着することにより、接続部材１３から各高圧タンク７０が水平方向に放射状に延在するように、各高圧タンク７０を固定している。各高圧タンクを固定する部分には、挿入部９１が形成されている。

挿入部９１は、高圧タンク７０のネック部７５において、開口部７３からライナ７１の内周面７１ｂに沿って挿入される栓状部分である。挿入部９１の外周面には、その周方向に沿って、環状溝９５が形成されており、環状溝９５には、収容空間Ｓを封止する環状のシール部材９６、９７が配置されている。シール部材９６、９７は、ガスバリア性を有した樹脂材料またはゴム材料等の弾性を有した材料からなる。

接続部材１３には、高圧タンク７０の軸線ＣＬに沿って、流体として水素ガスを収容空間Ｓに導入するとともに放出する通気口９８が形成されている。この通気口９８は、収容空間Ｓ内に収容されている水素ガスを燃料電池システム５に供給するための流路を兼ねるものである。各高圧タンク７０の開口部７３に挿入された挿入部９１に形成された通気口９８は、接続部材１３でそれぞれ連通されて連通路９９に纏められ、燃料電池スタックＦＣに配管等（不図示）で供給されるように構成されている。なお、接続部材１３に接続された高圧タンク７０（アーム１２）の先端側の端部には、図４に示すブラケット９０Ａと同様の構造を有したモータ３のハウジングにより封止されている。

なお、複数のマニホールド９０Ｂおよび接続部材１３の連通路９９は、パイプ（図示せず）を介して、燃料電池スタックＦＣに接続されている。アーム１２には、燃料電池システム５で発電された電力をモータ３に供給するための配線（不図示）が設けられている。この配線は、アーム１２内の収容空間Ｓを貫通するものでも、あるいはアーム１２の外周に沿わせたものでもよい。

以上、本実施形態の無人航空機１の機体１０は、前記したように、５つのパネル状のタンクユニットＴを壁部として有しているので、機体１０の本体１１を、タンクユニットＴを用いてまとまりよく組み立てることができる。また、図１に示すタンクユニットＴ１～Ｔ５同士は、それぞれのブラケット９０Ａ、マニホールド９０Ｂにおいて、固定金具（図示せず）などを介して簡単に連結することができる。

さらに、本体１１のタンクユニットＴ５には、六角柱状の接続部材１３が固定され、高圧タンク７０である複数のアーム１２が、接続部材１３から水平方向に放射状に延在するように、接続部材１３に螺着されている。これにより、使用済みの高圧タンク７０として、アーム１２を交換する際に、接続部材１３からアーム１２（高圧タンク７０）を簡単に取り外し、新しいアーム１２（高圧タンク７０）を接続部材１３に取り付けることができる。

以上、無人航空機１は、無人航空機１の機体１０の少なくとも一部に、流体を収容する高圧タンク７０を用いることにより、機体１０の一部に、流体を収納することができる。これにより、機体１０を構成する部材と高圧タンク７０とを１つの部材に兼用させることにより、無人航空機１の部品点数を減らすことができる。このような結果、無人航空機１の航続距離を向上させることができるとともに、無人航空機１の積載量を増やすことができる。

具体的には、機体１０は、複数本の高圧タンク７０を並べたパネル状のタンクユニットＴを複数個、連結した本体１１を備えている。さらに、機体１０は、接続部材１３から水平方向に放射状に延在するアーム１２を備えており、アーム１２も高圧タンク７０からなる。このようにして、本体１１を構成する部材と高圧タンク７０とを、１つの部材に兼用させ、複数のアーム１２と高圧タンク７０とを、１つの部材に兼用させることにより、効率的に部品点数を削減し、無人航空機１を軽量化することができる。

特に、収容空間Ｓを形成したライナ７１と、ライナ７１の外周面を覆うように繊維強化樹脂からなる補強層７２とを有した高圧タンク７０を用いることにより、軽量かつ強度の高い本体１１およびアーム１２を得ることができる。

無人航空機１の機体１０に搭載された通信機により燃料電池システム５が起動されると、エア供給系２０により燃料電池スタックＦＣに酸化剤ガスとしてエアが供給される。燃料電池スタックＦＣより排出されたエアを含むオフガスはエア排出経路２４を通して大気中に排出される。

一方、水素ガス供給系４０により燃料電池スタックＦＣに水素ガスが供給され、燃料電池スタックＦＣは電気化学反応により発電する。この際、機体１０の本体１１の一部を構成するタンクユニットＴの複数の高圧タンク７０と、複数のアーム１２を構成する複数の高圧タンク７０に充填されている水素ガスが燃料電池スタックＦＣに供給される。燃料電池スタックＦＣより排出された水素ガスを含むオフガスは、気液分離器４９で生成水が分離され、エア排出経路２４を通して大気中に排出される。気液分離器４９で分離された水素ガスを含むオフガスは、エジェクタ４５を介して水素ガス循環経路５０に循環される。

燃料電池スタックＦＣで発電された電力は、制御装置４に供給され、機体１０の本体１１の内部から、図示していない配線を介して接続部材１３を経て、アーム１２からモータ３に供給される。この結果、制御装置４の制御により、プロペラ２を回転させて無人航空機１を飛行させることができる。このようにして、燃料電池システム５では、機体１０を構成する高圧タンク７０内の水素ガスを用いているため、無人航空機１の重量を軽減することができ、無人航空機１の航続距離を延ばすことができる。また、無人航空機１は、燃料電池システム５により発電するため、飛行のために重量の大きい二次バッテリを搭載しなくてもよい。

〔第２実施形態〕
以下に、第２実施形態に係る無人航空機１を、以下の図７および図８を参照しながら、説明する。本実施形態に係る無人航空機１が、第１実施形態のものと、主に相違する点は、無人航空機１の動力源である駆動部として、モータの代わりに水素エンジン（内燃機関）３Ａを用いた点である。したがって、エンジン３Ａによりプロペラ２を駆動させるため、これらの接続機器を含む機体１０の構造も異なる。以下に、第１実施形態との相違点を主に説明し、図７および図８では、第１実施形態と共通する機器および構成は同じ符号を付して、詳細な説明は省略する。なお、図７では、図８に示す動力伝達機構３６は省略している。

図７に示すように、本実施形態では、航空機１は、ヘリコプタに近い構造を有した機体１０を備えており、機体１０は、本体１１とテール部１７とを備えている。本体１１は、第１実施形態のものと略同じ構造であり、本体１１には、テール部１７が一体的に形成されている。第１実施形態と同様に、本体１１の内部には、制御装置４およびバッテリ６Ａ等が搭載されている。

さらに、本体１１の上部には、水素ガスを燃焼させることにより駆動するエンジン３Ａ（いわゆる水素エンジン）が取り付けられている。エンジン３Ａには、動力伝達機構３６（図８参照）、動力シャフト３１等を介して、プロペラ２に取り付けられている。さらに、テール部１７には、テールロータ３３が設けられており、テールロータ３３は、ドライブシャフト（図示せず）等の動力伝達機構３６を介して、エンジン３Ａに取り付けられている。

なお、エンジン３Ａは、以下に示すように通常の単気筒または多気筒の気筒エンジンであってもよく、通常の航空機で用いられるターボシャフトエンジンであってもよい。エンジン３Ａからの動力をプロペラ２に伝達する動力伝達機構３６は、公知のヘリコプタの動力伝達機構と同様の構造であるため、詳細な説明を省略する。例えば、エンジン３Ａが気筒エンジンの場合には、エンジン３Ａは、シリンダブロック、ピストン、水素ガスを噴射するガス噴射弁、および水素ガスを添加する添加プラグ等を備える。動力機構は、変速機（図示せず）およびクラッチ（図示せず）を備える。これらの詳細な説明は省略する。

図８に示すように、制御装置４は、バッテリ６Ａからの電力により起動・停止し、第１実施形態で示した水素ガス供給系４０の各機器の制御の他に、エンジン３Ａの燃焼制御、変速機（図示せず）動力機構の制御等を行う。

エンジン３Ａは、水素ガス供給系４０に接続されている。制御装置４は、エンジン３Ａのガス噴射弁（図示せず）、点火プラグ等の電子機器等に接続されている。本実施形態では、水素ガス供給系４０からの水素ガスを、エンジン３Ａの燃焼室（図示せず）に噴射し、これを点火プラグ（図示せず）で点火する（燃焼させる）ことにより、駆動することができる。これにより、エンジン３Ａの動力は、動力機構を介して、プロペラ２に伝達され、航空機１の飛行が可能となる。さらに、制御装置４は、変速機（図示せず）、およびクラッチ（図示せず）を制御することにより、プロペラ２およびテールロータ３３の回転およびその停止、回転速度の制御を行う。これにより、航空機１の飛行を制御することができる。

以上、本発明の実施形態について詳述したが、本発明は、上記の実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載された本発明の精神を逸脱しない範囲で、種々の変更を行うことができる。本発明は、或る実施形態の構成を他の実施形態の構成に追加したり、或る実施形態の構成を他の実施形態と置換したり、或る実施形態の構成の一部を削除したりすることができる。

例えば、無人航空機の機体を構成する本体として、六面体の５つの面をタンクユニットで構成する例を示したが、６つの面のすべてをタンクユニットで形成するように構成してもよく、１つの面のタンクユニットを開閉自在とすることで、内部に収容された機器類を保守点検できるように構成してもよい。また、六面体に限らず、円柱状等の他の形状の立体でもよいことは勿論である。また、第２実施形態では、ヘリコプタの構造に近い航空機を示したが、たとえば、プロペラ機などの構造に近い航空機の構造を採用してもよい。

１：無人航空機（航空機）、２：プロペラ、３：モータ（駆動部）、３Ａ：エンジン（駆動部）、４：制御装置、５、燃料電池システム、１０：機体、１１：本体、１２：アーム、１３：接続部材、７０：高圧タンク（タンク）、Ｔ、Ｔ１～Ｔ５：タンクユニット

Claims (5)

1. プロペラを駆動させることにより飛行する航空機であって、
   前記航空機の機体と、
   前記プロペラを駆動する駆動部と、
   前記駆動部を介して前記機体に取り付けられた前記プロペラと、
   前記機体に収容され、前記駆動部の駆動を制御する制御装置と、を少なくとも備え、
   前記機体の少なくとも一部が、流体を収容するタンクを含むことを特徴とする航空機。
2. 前記機体は、前記制御装置が収容される本体と、
   前記本体から水平方向に延在し、前記駆動部を介して前記プロペラが取り付けられた複数のアームと、を備えており、
   前記アームは、前記タンクを含むことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記本体は、前記タンクを含むことを特徴とする請求項２に記載の航空機。
4. 前記タンクは、前記流体として水素ガスを充填したタンクであり、
   前記航空機は、前記タンクに充填された水素ガスを燃料ガスとして発電する燃料電池システムを有しており、
   前記駆動部は、モータであり、
   前記駆動部および前記制御装置には、前記燃料電池システムで発電された電力が供給されることを特徴とする請求項１～３のいずれか一項に記載の航空機。
5. 前記タンクは、前記流体として水素ガスを充填したタンクであり、
   前記駆動部は、前記タンクに充填された水素ガスを燃料としたエンジンであることを特徴とする請求項１に記載の航空機。

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