JP7028754B2 - 電源装置 - Google Patents

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。

本発明の目的は、飛行体の機体の設計自由度を向上する電源装置を提供することにある。

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円筒形状を有すると共に前記機体の外部に配置され、
前記貯留部と前記収容部とは、前記ハウジングの長手方向に配置され、
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、飛行体の機体の設計自由度を向上する電源装置を提供することができる。

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。 別例の電源装置の説明図。

図１は、本発明の一実施形態に係る電源装置２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２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２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２について説明する。図２は電源装置２の斜視図である。

電源装置２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。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２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２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。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は、電源装置２と機体１０１とを溶接等によって分離不能に固定するものであってもよいが、電源装置２と機体１０１とを着脱自在に連結するものであってもよい。着脱自在に連結する構造としては、ボルトとねじ穴による締結構造であってもよいし、フックと穴による係合構造であってもよい。電源装置２が機体１０１に対して着脱自在であることにより、電源装置２の交換や、メンテナンス性の向上に寄与する。

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３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２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２に設けたが、電源装置２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２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が発電した電力は不図示のケーブルを介して飛行体１００の制御ユニット１０７に供給される。ケーブルは連結部３の内部を通る構成であってもよい。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。

＜発電ユニットの他の構成例＞
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。図４は発電ユニット４の他の例ＥＸ１～ＥＸ３を示す。

例ＥＸ１は燃料電池を用いた例を示す。発電ユニット４は、燃料改質器４１と、燃料電池（燃料電池スタック）４２と、インバータ４３とを含む。燃料タンク７には、メタノールやガソリン等が貯留される。燃料改質器４１は化学反応により、燃料タンク７の燃料を水素ガスに改質し、燃料電池４２に供給する。燃料電池４２は燃料改質器４１から供給される水素ガスと、空気取入口２ｃから取り入れられる空気（酸素）により発電する。排気は排気部２ｂ’からハウジング２外へ排気される。発電された電力はインバータ４３で整流されて機体１０１へ供給される。ハウジング２内には発電ユニット４の発電量を制御する制御ユニットを設けてもよい。このように燃料電池を用いた例では、発電効率や低公害の点で有利である。また、ガスタービンエンジン６と発電機５とを組み合わせた例よりも、配管類を単純化することができる。

例ＥＸ２も燃料電池を用いた例を示す。この例では、燃料タンク７に水素を貯留することが想定されている。発電ユニット４は、燃料改質器４１を備えず、燃料電池（燃料電池スタック）４２と、インバータ４３とを含む。燃料電池４２には燃料タンク７から水素ガスが直接供給される。燃料改質器４１を備えない点で装置の小型化・軽量化を図れる。

発電ユニット４は、ガスタービンエンジン以外の内燃機関と、発電機との組み合わせで構成することもできる。例ＥＸ３はその一例を示す。発電ユニット４は、レシプロエンジン４４、減速機４５及び発電機４６を含む。レシプロエンジン４４は、例えば、ガソリンエンジンやディーゼルエンジンであり、燃料タンク７にはレシプロエンジン４４の種類に応じてガソリン或いは軽油等の燃料が貯留される。

レシプロエンジン４４は、単気筒、多気筒のいずれのエンジンでもよく、多気筒エンジンの場合、気筒配置も直列配置、Ｖ型配置等、各種のエンジンレイアウトを採用可能である。本実施形態の場合、レシプロエンジン４４は、その気筒列方向がＸ方向を向くように配置されている。こうしたエンジンレイアウトに起因して、出力軸４４ａ（クランク軸）を中心軸線Ｃと同軸上に配置することが難しい場合が多い。そこで本実施形態では、レシプロエンジン４４と発電機４６との間に軸変換部４５を介在させて、軸の位置を変換している。軸変換部４５は、例えば歯車装置等の減速機であり、その入力軸４５ａが出力軸４４ａと同軸上に配置される一方、その出力軸４５ｂが中心軸線Ｃと同軸上に配置されている。発電機４３は上述した発電機５と同様の構造の発電機であり、出力軸４５ｂと同軸上の回転軸を備えてその回転により発電する。レシプロエンジン４４を用いることで比較的低コストな電源装置２を提供することができる。

＜他の実施形態＞
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、宇宙船或いはスペースシャトル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(例えば1)は、
飛行体(例えば100)の電力負荷(例えば105,106)に電力を供給する電源装置であって、
発電手段(例えば4)と、
前記発電手段の燃料を貯留する貯留部(例えば2d)と前記発電手段を収容する収容部(例えば2e)とを含む中空のハウジング(例えば2)と、
前記飛行体の機体(例えば101)に前記ハウジングを連結する連結部(例えば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、
前記貯留部と前記収容部とは、前記ハウジングの長手方向に配置されている。

この実施形態では、前記電源装置が前記機体の外部に配置されるため、前記飛行体の前記機体の設計自由度を向上することができる。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しており、正面投影面積が小さい低空気抵抗形状を有することから、前記電源装置を前記機体の外部に配置した構成であっても、前記飛行体の燃費性能（空気抵抗低減）を大きく低下させることがない。

２．上記実施形態では、
前記ハウジングは、
前記飛行体の前後方向に長い円筒形状を有し、かつ、前記飛行体の前後方向で前側に向かって縮径するテーパ形状の先端部(例えば2a)を有する。

この実施形態では、前記ハウジングの空気抵抗を更に低下させることができる。また、横風の影響を受けにくくすることができる。

３．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(例えば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(例えば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(例えば60,50)が、前記ハウジングの中心軸線(例えばC)と同軸上に配置される。

この実施形態では、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。

４．上記実施形態では、
前記発電手段は、燃料電池(例えば42)を含む。

この実施形態では、発電効率や低公害の点で有利である。また、内燃機関を用いた発電機構に比べて、配管類を単純化することができる。

５．上記実施形態では、
前記貯留部には水素ガスが貯留される。

この実施形態では、燃料電池の採用にあたって燃料改質器を省略することができる。

６．上記実施形態では、
前記発電手段は、
内燃機関(例えば6,44)と、
前記内燃機関の出力により発電する発電機(例えば5,46)と、を含む。

この実施形態では、比較的長い航続距離を確保できる発電機構を構築することができる。

７．上記実施形態では、
前記内燃機関は、レシプロエンジン(例えば44)である。

この実施形態では、比較的低コストで電源装置を提供することができる。

８．上記実施形態では、
前記飛行体が電気推進式の飛行体であり、
前記電力負荷が、モータ(例えば105,106)である。

この実施形態では、比較的大電力が必要とされる駆動源としてのモータに十分な電力を供給することができ、前記飛行体の航続距離をのばすことができる。

９．上記実施形態では、
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。

この実施形態では、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。

１０．上記実施形態では、
前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向で後端部(例えば2b)に、前記ガスタービンエンジンの燃焼ガスを、前記飛行体の前後方向で後方に排気する排気部(例えば2b')を有する。

この実施形態では、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。

１１．上記実施形態では、
前記貯留部の方が、前記収容部よりも、前記ハウジングの長手方向の範囲が大きい。

この実施形態では、より多くの燃料を貯留することができ、前記飛行体の航続距離をのばすことができる。

１ 電源装置、２ ハウジング、３ 連結部、４ 発電ユニット、貯留部２ｄ、収容部２ｅ

Claims (6)

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円筒形状を有すると共に前記機体の外部に配置され、
   前記貯留部と前記収容部とは、前記ハウジングの長手方向に配置され、
   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、
   前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向で前側に向かって縮径するテーパ形状の先端部を有する、
   ことを特徴とする電源装置。
3. 請求項１又は２に記載の電源装置であって、
   前記飛行体が電気推進式の飛行体であり、
   前記電力負荷が、モータである、
   ことを特徴とする電源装置。
4. 請求項１乃至請求項３のいずれか一項に記載の電源装置であって、
   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。
5. 請求項１乃至請求項４のいずれか一項に記載の電源装置であって、
   前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向で後端部に、前記ガスタービンエンジンの燃焼ガスを、前記飛行体の前後方向で後方に排気する排気部を有する、
   ことを特徴とする電源装置。
6. 請求項１乃至請求項５のいずれか一項に記載の電源装置であって、
   前記貯留部の方が、前記収容部よりも、前記ハウジングの長手方向の範囲が大きい、
   ことを特徴とする電源装置。

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