JP7478551B2 - 推進装置、および飛行体 - Google Patents

Description

本発明は、飛行体用の推進装置、および、それを備えた飛行体に関する。

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、エンジン（燃焼機関）で発電機の回転シャフトを回転させることで電力を生成し、当該電力によりモータを駆動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

特許文献に記載されているように、キャビンを有する機体内にエンジンと発電機とを配置すると、キャビンスペースの確保が困難になったり、乗員の安全性が低下したりしうる。そのため、エンジンおよび発電機は、機体の外部に配置されることが好ましい。また、エンジンおよび発電機を機体の外部に配置しても、推進ロータとそれを回転させるモータとが機体に設けられている場合には、発電機で生成された電力をモータに送るための配線や制御が複雑化し、メンテナンス性の点で不利になりうる。

そこで、本発明は、電気推進式の飛行体におけるメンテナンス性の点で有利な技術を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明の一側面としての推進装置は、飛行体の推進力を発生させる推進装置であって、推進ロータと、前記推進ロータを軸支して回転させるモータと、回転軸を有する発電機と、前記回転軸を回転駆動するエンジンとを含み、前記モータを駆動するための電力を生成する発電手段と、前記モータが連結されるとともに前記発電手段を収容するハウジングと、を備え、前記発電機および前記エンジンは、前記飛行体の前後方向において前記発電機が前記エンジンよりも前方に位置するように、前記ハウジング内において前記前後方向に沿って配列され、前記ハウジングは、前記飛行体の機体の外部に配置されるとともに、前記エンジンに供給される空気を前記ハウジング内に取り入れるための吸気口を、前記前後方向における前記発電機よりも前方に有し、前記発電機は、前記回転軸に取り付けられたロータと、前記ロータの周囲に配設されたステータと、前記ステータに設けられた複数のフィンとを有し、前記複数のフィンは、前記吸気口から前記ハウジング内に取り入れられた空気が前記エンジンに導風される空間に配置されている、ことを特徴とする。

本発明によれば、電気推進式の飛行体におけるメンテナンス性の点で有利な技術を提供することができる。

第１実施形態の飛行体の模式図 第１実施形態の飛行体の構成例を示すブロック図 第１実施形態の推進装置の外観図 第１実施形態の推進装置の断面図 第１実施形態の飛行体の飛行制御を示すブロック図 第１実施形態の飛行体の飛行制御を示すフローチャート 第２実施形態の推進装置の構成例を示す図（断面図） 飛行体の他の例を示す図

以下、本発明の実施形態について図を参照しながら説明する。本発明は、以下の実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨の範囲内での構成の変更や変形も含む。また、本実施形態で説明されている特徴の組み合わせの全てが本発明に必須のものとは限らない。

＜第１実施形態＞
本発明に係る第１実施形態について説明する。図１は、本実施形態の飛行体１００の模式図である。図中、矢印Ｘ、Ｙ、Ｚはそれぞれ、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、モータを駆動源として推進ロータ１（またはプロペラ）を回転させる電気推進式の飛行体であり、特にヘリコプタである。図１に示す飛行体１００には、４個の推進ロータ１ａ～１ｄが備えられている。

飛行体１００は、例えば、キャビン（客室、操縦室）を有する機体１０１と、機体１０１の上部に設けられたパイロン部１０２と、パイロン部１０２によって支持された推進装置１０３と、スキッド１０４とを含みうる。推進装置１０３は、飛行体１００を推進させるための動力（推進力、推力）を発生させる装置であり、機体１０１の外部に設けられ、パイロン部１０２を介して機体１０１に接続されている。このように推進装置１０３を機体１０１の外部に配置することで、発電機構等が機体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、推進装置１０３のメンテナンス性の向上を図ることができる。

本実施形態の飛行体１００では、複数の推進装置１０３が機体１０１の外部に設けられている。複数の推進装置１０３は、幅方向（Ｙ方向）に延設されたパイロン部１０２によって支持されており、図１に示す例では機体１０１の左右に１個ずつの推進装置１０３が設けられている。推進装置１０３の数は、２個に限られず、１個または３個以上であってもよいが、飛行体１００の左右のバランスを保つためには、機体１０１の左右に同数の推進装置１０３が配置されることが好ましい。一例として、奇数個の推進装置１０３を設ける場合には、機体１０１の左右に同数の推進装置１０３を配置するとともに、１個の推進装置１０３を機体１０１の上部に配置するとよい。なお、以下では、機体１０１の右側に配置された推進装置１０３を「右側推進装置１０３Ｒ」と呼ぶことがあり、機体１０１の左側に配置された推進装置１０３を「左側推進装置１０３Ｌ」と呼ぶことがある。

図２は、飛行体１００の構成例を示すブロック図である。図２では、パイロン部１０２と、右側推進装置１０３Ｒと、左側推進装置１０３Ｌとが図示されている。主制御部１０５は、例えばＥＣＵ（Electronic Control Unit）であり、ＣＰＵに代表されるプロセッサ、半導体メモリ等の記憶デバイス、外部デバイスとのインタフェース等を含み、電力制御部５を介してモータ２による推進ロータ１の回転を制御することにより飛行体１００の飛行動作を制御する。本実施形態では、主制御部１０５がパイロン部１０２に設けられているが、それに限られず、機体１０１に設けられてもよい。

右側推進装置１０３Ｒと左側推進装置１０３Ｌとは同様の構成を有しており、例えば、推進ロータ１と、推進ロータ１を軸支して回転させるモータ２と、モータ２を駆動するための電力を生成する発電部３と、発電部３で発生した電力を蓄えるバッテリ４と、バッテリ４からモータ２に供給する電力を制御する電力制御部５（例えばＰＣＵ；Power Control Unit）とをそれぞれ備える。発電部３は、ガスタービンエンジン１０と、ガスタービンエンジン１０の燃料を貯留する燃料タンク２０と、ガスタービンエンジン１０の出力により発電する発電機３０とを含む。本実施形態では、右側推進装置１０３Ｒおよび左側推進装置１０３Ｌのそれぞれにバッテリ４が設けられているが、それに限られず、パイロン部１０２にバッテリ４が設けられてもよいし、機体１０１にバッテリ４が設けられてもよい。

［推進装置の構成例］
次に、推進装置１０３の構成例について、図３および図４を参照しながら説明する。図３は推進装置１０３の外観図を示し、図４は、推進装置１０３の断面図を示している。なお、図４において、太矢印は電力の経路を示し、細矢印は気体の経路を示している。

推進装置１０３は、その外壁を形成する中空のハウジング６（ポッド）を備える。ハウジング６は、Ｘ方向に沿って延伸した外形（即ち、Ｘ方向に沿って細長いポット型の外形）を有している。機体１０１の外部に配置されるハウジング６がこのような外形を有することにより、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗を低減することができる。本実施形態のハウジング６は、その胴体部分が円筒形状を有しているため、横風の影響をより小さくすることができる。また、ハウジング６の先端部は、前側に向かって縮径するテーパ形状を有する。本実施形態では、ハウジング６の先端部が半球形状に構成されているが、三角錐形状であってもよい。このように先端部をテーパ形状に構成することにより、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗をさらに低減することができる。ここで、ハウジング６の形状は、円筒形状に限られず、角筒形状等や他の筒形状であってもよい。また、ハウジング６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。

ハウジング６には、推進ロータ１を回転させるモータ２が連結されている（取り付けられている）。本実施形態の場合、ハウジング６には複数のモータ２が連結されている。図３～図４に示す例では、飛行体１００の前側と後側とに１個ずつの計２個のモータ２がハウジング６に設けられているが、それに限られず、１個または３個以上のモータ２がハウジング６に設けられてもよい。ハウジング６とモータ２との連結方法としては、ハウジング６によるモータ２の支持剛性を確保することができるのであれば、溶接などの任意の方法が採用されうる。

ハウジング６の内部には、発電部３と、発電部３で生成された電力を蓄えるバッテリ４と、バッテリ４からモータ２に供給する電力を制御する電力制御部５とが設けられる。発電部３は、上述したように、ガスタービンエンジン１０と、ガスタービンエンジン１０の燃料を貯留する燃料タンク２０と、ガスタービンエンジン１０の出力により発電する発電機３０とを含む。燃料タンク２０に貯留される燃料としては、メタノールやガソリン等が用いられうる。

ガスタービンエンジン１０、燃料タンク２０および発電機３０は、飛行体１００の前後方向（Ｘ方向）に沿って配列されることが好ましい。本実施形態では、飛行体１００の前後方向において、ガスタービンエンジン１０と燃料タンク２０との間に発電機３０が配置される。また、ガスタービンエンジン１０と発電機３０とは共通の回転軸７上（同軸上）に設けられ、ガスタービンエンジン１０が回転軸７を回転駆動することで、発電機３０が発電することができる。このような構成により、ガスタービンエンジン１０と発電機３０とをスペース的に無駄なく配置し、コンパクト化を図ることができる。

ガスタービンエンジン１０は、インペラ１１とデフューザ１２とを含む圧縮機を備える。インペラ１１は回転軸７に取り付けられており、吸気口Ｐｉから取り入れられた空気が、インペラ１１の回転によりデフューザ１２を介して圧縮されながら圧縮室１３に送出される。圧縮室１３は、図４に示すように、ガスタービンエンジン１０を囲う筒状の外周ケース（ハウジング６）と、その内側に配されて排気管１７の外壁を構成する筒状の内周ケースとの間に画定された密閉空間である。圧縮室１３内に保持された圧縮空気は、燃焼室１４の周壁に設けられた開口部１４ａから燃焼室１４内に取り込まれる。燃焼室１４には、燃料噴射ノズル１５が設けられており、供給ポンプ８（供給部）により配管を介して燃料タンク２０から供給された燃料が、燃料噴射ノズル１５により燃焼室１４内に噴射される。始動時には、不図示の点火装置により燃焼室１４内の混合気体が点火され、その後、燃焼室１４内で混合気体の燃焼が継続的に発生する。

燃焼室１４内で高温高圧となった燃焼ガスは、タービンノズル１６から筒状の排気管１７へ噴出され、回転軸７に取り付けられたタービン１８を回転させるとともに、推進装置１０３（ハウジング６）の下部に設けられた排気口Ｐｏから後方へ排出される。排気口Ｐｏは、例えば推進ロータ１やモータ２に燃焼ガスがかかるなど、飛行制御に影響が生じることを回避するため、本実施形態のようにハウジング６の下部に配置されることが好ましいが、それに限られず、ハウジング６の任意の位置に配置されてもよい。

回転軸７には、インペラ１１と、タービン１８と、後述する発電機３０のロータ３１（永久磁石等）とが設けられており、タービン１８の回転により、インペラ１１およびロータ３１を一体的に回転させることができる。なお、本実施形態の場合、ガスタービンエンジン１０は、専ら発電機３０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であってもよい。

発電機３０は、回転軸７に取り付けられた永久磁石等のロータ３１と、ロータ３１の周囲に配設されたコイル等のステータ３２とを含む。ガスタービンエンジン１０により回転軸７が回転し、それに伴って、回転軸７に取り付けられたロータ３１が回転することにより、ステータ３２で発電することができる。また、ステータ３２の周囲には、ステータ３２を冷却するためのフィン３３が、回転軸７の周方向に複数設けられている。複数のフィン３３は、吸気口Ｐｉから取り入れられた空気が導風される空間に配置されており、当該空気が複数のフィン３３の間を通ることにより、複数のフィン３３が冷却され、それに伴ってステータ３２を冷却することができる。

また、発電部３は、発電制御部３４を備える。発電制御部３４は、発電機３０の発電を制御する回路、および、ガスタービンエンジン１０の駆動を制御する回路を含む。発電制御部３４は、ハウジング６内に設けられたバッテリ４を電源として使用しうるが、発電制御部３４内に蓄電池（バッテリ）を独自に設けておき、その蓄電池を電源として使用してもよいし、機体１０１内に設けられた蓄電池（バッテリ）を電源として使用してもよい。

発電部３（発電機３０）で発電された電力は、不図示のケーブルを介してハウジング６内のバッテリ４に供給されて蓄電される。本実施形態では、図４に示すように、ハウジング６内に複数のバッテリ４（具体的には、発電部３の前方側および後方側にそれぞれ１個ずつのバッテリ４）が設けられているため、発電部３で発電された電力は、複数のバッテリ４のそれぞれに供給されて蓄電される。

電力制御部５は、バッテリ４からモータ２に供給される電力を制御する。本実施形態では、図４に示すように、ハウジング６に複数のモータ２が設けられているため、そのモータ２の数に合わせて複数の電力制御部５がハウジング６内に設けられている。各電力制御部５は、主制御部１０５による制御下において、飛行体１００の飛行動作に応じた電力をバッテリ４からモータ２に供給することにより、推進ロータ１の回転量を制御することができる。なお、本実施形態では、発電部３で発電された電力を一旦バッテリ４に蓄電し、バッテリ４に蓄電された電力をモータ２に供給する構成例を説明したが、それに限られず、バッテリ４を介さずに発電部３からモータ２に直接電力を供給する構成であってもよい。

［飛行体の飛行制御］
次に、上述した飛行体１００の飛行制御例について説明する。
図５は、飛行体１００の飛行動作の制御ブロックを示す図であり、主制御部１０５（ＥＣＵ）と飛行体１００に備えられたセンサ群とが図示されている。図５に示すように、主制御部１０５（ＥＣＵ）は、少なくとも1個のプロセッサ（ＣＰＵ）１０５ａと、ＲＯＭやＲＡＭなどのメモリ１０５ｂと、Ｉ／Ｏ１０５ｃとを備えるマイクロコンピュータによって構成されうる。主制御部１０５は、上述したように、機体１０１内またはパイロン部１０２内に設けられうる。また、センサ群は、例えば、第１回転数センサ４０、第１温度センサ４１、第２温度センサ４２、第３温度センサ４３、第１圧力センサ４４、第２圧力センサ４５、高度計４６、ジャイロセンサ４７、ＧＰＳセンサ４８、第２回転数センサ４９、ＷＯＷ（Weight-On-Wheel）センサ５０を含みうる。

第１回転数センサ４０は、ガスタービンエンジン１０により回転駆動される回転軸７の回転数を検出する。第１温度センサ４１は、ハウジング６の吸気口Ｐｉから取り入れられた空気の温度を検出する。第２温度センサ４２は、排気口Ｐｏから排出される燃焼ガスの温度を検出する。第３温度センサ４３は、潤滑オイル供給系（不図示）により回転軸７に供給される潤滑油の温度を検出する。第１圧力センサ４４は、飛行体１００の外部圧力（大気圧）を検出する。第２圧力センサ４５は、吸気口Ｐｉから取り入れられる空気の圧力を検出する。高度計４６は、飛行体１００の高度を検出する。ジャイロセンサ４７は、ピッチ軸、ロール軸およびヨー軸の各々について飛行体１００の傾きを検出する。ＧＰＳセンサ４８は、飛行体１００の現在位置を検出する。第２回転数センサ４９は、モータ２の回転数（即ち、推進ロータ１の回転数）を検出する。また、ＷＯＷセンサ５０は、飛行体１００の重量が車軸に掛かったことを検知するセンサである。

主制御部１０５は、各センサ４０～５０で得られたデータに基づいて、各推進ロータ１の回転を制御するための指令信号を各電力制御部５に送信する。各電力制御部５では、主制御部１０５から受信した指令信号に基づいて、バッテリ４からモータ２に供給される電力を制御する。これにより、推進ロータ１の回転数を制御し、飛行体１００の飛行動作を制御することができる。

図６は、飛行体１００の飛行制御を示すフローチャートである。図６に示すフローチャートの各工程は、主制御部１０５によって実行されうる。
主制御部１０５は、Ｓ１０において、操縦者が入力（指示）した目的地、フライトコースなどのフライトミッションを読み込んだ後、Ｓ１２に進み、ガスタービンエンジン１０に燃料を供給して駆動する。次いでＳ１４に進み、主制御部１０５は、離陸可能か否かを判断する。離陸が不可能である場合には以降の処理をスキップして終了し、離陸可能である場合にはＳ１６に進み、離陸動作を行う。ここで、本実施形態の飛行体１００は、図１に示すように４個の推進ロータ１ａ～１ｄを備える。この場合、例えば、推進ロータ１ａ、１ｄをモータ２により時計周り（ＣＷ）にそれぞれ回転させるとともに、推進ロータ１ｂ、１ｃをモータ２により反時計回り（ＣＣＷ）にそれぞれ回転させることで、飛行体１００の姿勢を目標姿勢（例えば水平）に維持することができる。

次いでＳ１４に進み、主制御部１０５は、高度計４６での検出結果に基づいて、飛行体１００が所望の高度に達したか否か、即ち、離陸動作が完了したか否かを判断する。所定の高度に達していない場合にはＳ１６に戻り、所定の高度に達した場合にはＳ２０に進み、飛行動作を行う。飛行動作では、主制御部１０５は、ジャイロセンサ４７での検出結果に基づき、操縦者の指令に従って飛行体１００の姿勢を調整しつつ、入力された目的地に向けて飛行する。飛行体１００の飛行方向の制御は、４個の推進ロータ１の回転数を調整することによって行われうる。

例えば、前進するときには、４個の推進ロータ１のうち、前側の推進ロータ１ａ、１ｃの回転数を減少させるとともに、後側の推進ロータ１ｂ、１ｄの回転数を増加させる。後進するときには上記と逆となる。また、右旋回するときには、右側の推進ロータ１ａ、１ｂの回転数を減少させるとともに、左側の推進ロータ１ｃ、１ｄの回転数を増加させる。左旋回するときには上記と逆となる。さらに、ヨー軸周りにおいて飛行体１００を反時計回り（ＣＣＷ）に回転させるときには、ＣＷ回転している推進ロータ１ａ、１ｄの回転数を増加させるとともに、ＣＣＷ回転している推進ロータ１ｂ、１ｃの回転数を減少させる。飛行体１００を時計回り（ＣＷ）に回転させるときには上記と逆となる。

次いでＳ２２に進み、主制御部１０５は、ＧＰＳセンサ４８での検出結果に基づいて、目的地の上空に到達したか否かを判断する。目的地の上空に到達していない場合にはＳ２０に戻り、目的地の上空に到達した場合にはＳ２４に進み、着陸動作に移行する。着陸動作は、４個の推進ロータ１ａ～１ｄの全ての回転数を徐々に低下させることで行われる。主制御部１０５は、Ｓ２６において、ＷＯＷセンサ５０での検出結果に基づいて飛行体１００が着陸（着地）したか否かを判断し、着陸が完了するまでＳ２４を繰り返し行う。

上述したように、本実施形態の飛行体１００では、推進ロータ１とモータ２と発電部３とを備えた推進装置１０３が機体１０１の外部に配置される。これにより、発電機構（発電部３）等が機体１０１の内部空間を専有することを回避することができるため、飛行体１００（特に機体１０１）の設計を簡素化できるとともに、キャビンの拡大や他の構成部品のレイアウト性の向上を図ることができる。そして、推進ロータ１を軸支して回転させるモータ２をハウジング６に連結させ、推進ロータ１とモータ２と発電部３とをハウジング６により一体的に構成することで、発電部３で生成された電力をモータ２に送るための配線や制御の複雑化を低減し、推進装置１０３のメンテナンス性の向上や、配線の短縮化による飛行体１００の重量低減を図ることができる。また、推進装置１０３を機体１０１またはパイロン部１０２から着脱可能に構成すると、推進装置１０３のメンテナンス性を更に向上させることができ、例えば、不具合が生じた推進装置１０３を別のもの（例えば新規のもの）に交換することも可能となる。

＜第２実施形態＞
本発明に係る第２実施形態について説明する。第１実施形態では、推進ロータ１がハウジング６の上部に設けられた推進装置１０３の構成について説明したが、本実施形態では、推進ロータ１がハウジング６の前部に設けられた推進装置１０３’の構成について説明する。本実施形態の推進装置１０３’は、特に、電気推進式のプロペラ機などに適用されうる。なお、本実施形態は、第１実施形態を基本的に引き継ぐものであり、各部や各機構の動作や構成については言及しない限り第１実施形態と同様である。

図７は、本実施形態の推進装置１０３’の構成例を示す図（断面図）である。図４に示す推進装置１０３’と異なる点は、推進ロータ１がハウジング６の前部に設けられており、排気口Ｐｏがハウジング６の後部に設けられていることである。それ以外の構成については、図４に示す推進装置１０３と同様であり、第１実施形態で説明したとおりである。

＜他の実施形態＞
上記実施形態では、飛行体１００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に係る推進装置を適用可能である。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を適用可能である。

図８は、固定翼飛行機１００’に推進装置１０３を適用した例を示している。図８に示す固定翼飛行機１００’は、機体１０１と、主翼１０６Ｒ、１０６Ｌと、水平尾翼１０７Ｒ、１０７Ｌと、垂直尾翼１０８とを含みうる。また、固定翼飛行機１００’は、機体１０１の前方にプロペラ１０９が設けられている。図８に示す例では、主翼１０６Ｒ、１０６Ｌのそれぞれに推進装置１０３Ｒ、１０３Ｌが設けられている。推進装置１０３Ｒ、１０３Ｌの発電部３で発電された電力は、プロペラ１０９の動力として用いられてもよい。

＜実施形態のまとめ＞
１．上記実施形態の推進装置は、
飛行体（例えば１００）の推進力を発生させる推進装置（例えば１０３）であって、
推進ロータ（例えば１）と、
前記推進ロータを軸支して回転させるモータ（例えば２）と、
前記モータを駆動するための電力を生成する発電手段（例えば３）と、
前記発電手段を収容するハウジング（例えば６）と、を備え、
前記ハウジングは、前記飛行体の機体（例えば１０１）の外部に配置され、
前記モータは、前記ハウジングに連結されている。
この構成によれば、発電手段で生成された電力をモータに送るための配線や制御の複雑化を低減し、推進装置のメンテナンス性の向上や、配線の短縮化による飛行体の重量低減を図ることができる。

２．上記実施形態では、
前記発電手段は、回転軸（例えば７）を有する発電機（例えば３０）と、前記回転軸を回転駆動するエンジン（例えば１０）と、前記エンジンの燃料を収容するタンク（例えば２０）とを含み、
前記発電機、前記エンジンおよび前記タンクは、前記飛行体の前後方向に沿って配列されている。
この構成によれば、エンジンと発電機とをスペース的に無駄なく配置し、コンパクト化を図ることができる。

３．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沿って延伸した外形を有する。
この構成によれば、飛行体の前進飛行中の空気抵抗を低減することができる。

４．上記実施形態では、
前記推進装置は、前記発電手段で生成された電力を蓄えるバッテリ（例えば４）を前記ハウジング内に備える。
この構成によれば、発電手段で生成された電力をバッテリに送るための配線や制御の複雑化を低減し、推進装置のメンテナンス性の向上や、配線の短縮化による飛行体の重量低減を図ることができる。

５．上記実施形態では、
前記推進装置は、前記推進ロータと前記モータとからなる機構を少なくとも２つ備え、
前記発電手段は、前記飛行体の前後方向において、前記少なくとも２つの機構の間に配置されている。
この構成によれば、１つの発電手段で生成された電力で複数の推進ロータを回転駆動することができるため、推進装置のコンパクト化を図ることができる。

６．上記実施形態では、
前記推進ロータおよび前記モータは、前記飛行体の上下方向において、前記ハウジングの上部に設けられている。
この構成によれば、ヘリコプタなどの飛行体に対して、本発明に係る推進装置を適用することができる。

７．上記実施形態では、
前記推進ロータおよび前記モータは、前記飛行体の前後方向において、前記ハウジングの前部に設けられている。
この構成によれば、プロペラ機などの飛行体に対して、本発明に係る推進装置を適用することができる。

本発明は上記実施の形態に制限されるものではなく、本発明の精神及び範囲から離脱することなく、様々な変更及び変形が可能である。

１：推進ロータ、２：モータ、３：発電部、４：バッテリ、５：電力制御部、６：ハウジング、１０：ガスタービンエンジン、２０：燃料タンク、３０：発電機、１００：飛行体、１０１：機体、１０２：パイロン部、１０３：推進装置

Claims (8)

1. 飛行体の推進力を発生させる推進装置であって、
   推進ロータと、
   前記推進ロータを軸支して回転させるモータと、
   回転軸を有する発電機と、前記回転軸を回転駆動するエンジンとを含み、前記モータを駆動するための電力を生成する発電手段と、
   前記モータが連結されるとともに前記発電手段を収容するハウジングと、
   を備え、
   前記発電機および前記エンジンは、前記飛行体の前後方向において前記発電機が前記エンジンよりも前方に位置するように、前記ハウジング内において前記前後方向に沿って配列され、
   前記ハウジングは、前記飛行体の機体の外部に配置されるとともに、前記エンジンに供給される空気を前記ハウジング内に取り入れるための吸気口を、前記前後方向における前記発電機よりも前方に有し、
   前記発電機は、前記回転軸に取り付けられたロータと、前記ロータの周囲に配設されたステータと、前記ステータに設けられた複数のフィンとを有し、
   前記複数のフィンは、前記吸気口から前記ハウジング内に取り入れられた空気が前記エンジンに導風される空間に配置されている、ことを特徴とする推進装置。
2. 前記発電手段は、前記エンジンの燃料を収容するタンクを更に含み、
   前記発電機、前記エンジンおよび前記タンクは、前記ハウジング内において、前記前後方向に沿って配列されている、ことを特徴とする請求項１に記載の推進装置。
3. 前記ハウジングは、前記飛行体の前後方向に沿って延伸した外形を有する、ことを特徴とする請求項１又は２に記載の推進装置。
4. 前記推進装置は、前記発電手段で生成された電力を蓄えるバッテリを前記ハウジング内に備える、ことを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項に記載の推進装置。
5. 前記推進装置は、前記推進ロータと前記モータとからなる機構を少なくとも２つ備え、
   前記発電手段は、前記飛行体の前後方向において、前記少なくとも２つの機構の間に配置されている、ことを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項に記載の推進装置。
6. 前記推進ロータおよび前記モータは、前記飛行体の上下方向において、前記ハウジングの上部に設けられている、ことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載の推進装置。
7. 前記推進ロータおよび前記モータは、前記飛行体の前後方向において、前記ハウジングの前部に設けられている、ことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載の推進装置。
8. 電気推進式の飛行体であって、
   キャビンを有する機体と、
   請求項１乃至７のいずれか１項に記載の推進装置と、
   を備えることを特徴とする飛行体。