JP7479163B2 - 電源装置 - Google Patents

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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
内燃機関の出力により発電する方式の場合、飛行高度が高まると過冷却により燃料の流動性が低下する場合がある。この場合、内燃機関に十分に燃料が供給されない場合がある。
本発明の目的は、燃料を保温可能な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、
前記燃料を保温する保温手段と、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、
前記保温手段は、前記ガスタービンエンジンを循環する潤滑油の熱により、前記燃料を保温
前記貯留部は、
第一の貯留部と、第二の貯留部とを含み、
前記第一の貯留部に貯留された前記燃料は、前記第二の貯留部を経由して前記ガスタービンエンジンに供給され、
前記保温手段は、前記第二の貯留部において前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器を含む、
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、燃料を保温可能な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。 別例の電源装置の内部構造。 別例の電源装置の内部構造。 図5のA-A線断面図。 別例の電源装置の内部構造。
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。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。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1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1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1が機体101に対して着脱自在であることにより、電源装置1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1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。
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電動の燃料ポンプ7aによって、配管7b、フィルタ7cを介して発電ユニット4へ供給される。本実施形態では、燃料ポンプ7aが燃料タンク7の内部空間に配置されているが、燃料タンク7の外部に配置してもよい。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。
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。
ハウジング2内には、発電機5の発電を制御する回路(不図示)及びガスタービンエンジン6の駆動を制御する回路(不図示)が設けられる。これらの制御回路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。
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。
<保温装置>
図3を参照して燃料の保温装置8について説明する。飛行体100の高度が高くなると、気温の低下による過冷却により、燃料タンク7内の燃料の流動性が低下する場合がある。具体的には、例えば、燃料に含まれる水分が凍って結晶化する場合がある。これによりフィルタ7cを燃料が通過しづらくなり、ガスタービンエンジン6に対する燃料供給が不十分となる場合がある。保温装置8は、こうした事態を回避すべく、燃料を保温する装置であり、特に、ガスタービンエンジン6に用いる潤滑油の熱を利用して燃料を保温するものである。
保温装置8は、熱交換器80と電動ポンプ81とを備える。熱交換器80は燃料タンク7の内部に設けられており、燃料タンク7に貯留された燃料に浸漬される。熱交換器80は、潤滑油が流通可能な通路を形成する部材である。図示の例では、熱交換器80はつづら折りされた一本の配管であり、その両端部は燃料タンク7の外部に延設されている。なお、熱交換機80の形態はこれに限定されず、様々な形態の熱交換器が採用可能である。
配管9a、9bは、発電ユニット4の潤滑油の循環通路と連通した配管であり、発電ユニット4から貯留部2dに延設されている。循環通路は、例えば、回転軸50や回転軸60の軸受50a等に潤滑油を供給して回収する通路である。配管9aは潤滑油が排出されるOUT側の配管であり、熱交換器80を構成する配管の一端とコネクタ82を介して接続されている。配管9bは潤滑油を供給するIN側の配管であり、電動ポンプ81の配管とコネクタ83を介して接続されている。電動ポンプ81は熱交換器80を構成する配管の他端と接続されている。
電動ポンプ81の駆動により、発電ユニット4内の潤滑油が配管9a→熱交換器80→電動ポンプ81→配管9b→発電ユニット4と循環する。潤滑油は、高温なガスタービンエンジン6内を通過する際に熱せられ、熱交換器80を通過する際に燃料と熱交換を行う。これにより燃料を保温することができる。
熱交換器80は、燃料タンク7のX方向の全域にわたって配置されてもよい。しかし、この構成では熱交換器80の容量が大きくなりすぎて熱交換効率が低下する場合がある。本実施形態の場合、熱交換器80は、燃料タンク7のうち、X方向で周要部2eの側の端部にのみ配置されており、燃料ポンプ7aの吸い込み口に隣接している。このため、配管7b及びフィルタ7cを通ってガスタービンエンジン6に供給される直前の燃料を加温することができ、その過冷却を効果的に防止できる。
<第二実施形態>
貯留部2dを複数の貯留部で構成し、そのうちの小容積の貯留部に熱交換器80を配置してもよい。図4はその一例を示す図である。
本実施形態では、第一実施形態の燃料タンク7に代えて、大容積の燃料タンク7Aと、小容積の燃料タンク7BがX方向に配置されている。燃料タンク7Aと燃料タンク7Bとは配管7d及び燃料ポンプ7aを介して接続されている。燃料ポンプ7aは燃料タンク7Aから燃料タンク7Bへ燃料を圧送する。これにより、燃料タンク7A内の燃料は燃料タンク7Bを経由して、配管7b及びフィルタ7cを介してガスタービンエンジン6に供給される。なお、燃料ポンプ7aは燃料タンク7Aに設けてもよいし、燃料タンク7Bに設けてもよい。
熱交換器80は燃料タンク7B内に配置されている。燃料タンク7Bは相対的に小容積であるため、熱交換器80による燃料の加温効果を高められる。また、燃料タンク7Bにはガスタービンエンジン6に供給される直前の燃料を加温することができ、その過冷却を効果的に防止できる。
なお、図4の例では、貯留部2d内に燃料タンク7A及び7Bを配置して複数の貯留部を形成したが、ハウジング2の内部空間を壁体で区画して、燃料タンク7Aの相当する貯留部と、燃料タンク7Bに相当する貯留部を形成し、別部材のタンクを用いない構造であってもよい。
<第三実施形態>
燃料タンク7の周囲に潤滑油を循環させることにより、燃料を保温してもよい。図5はその一例を示す図であり、図6は図5のA-A線断面図である。
本実施形態の保温装置8は、第一実施形態の熱交換器80に代えて、燃料タンク7とハウジング2との間の空間Vに潤滑油OLを循環させる構造である。具体的には、ハウジング2には、一対の隔壁2fがX方向に離間して配置されている。隔壁2fは燃料タンク7が嵌合する開口を有する円盤状の壁材である。一対の隔壁2f間には、燃料タンク7の外壁面とハウジング2の内壁面とで区画された筒状の空間Vが形成される。空間Vは貯留部2dのX方向全域にわたって形成されてもよいが、本実施形態のように、部分的に形成される方が潤滑油OLが少量で足りる。
保温装置8は、電動ポンプ81A及び81Bを備える。電動ポンプ81Bはコネクタ82を介して配管9aに接続されており、その吐出側の配管は隔壁2fを通過した空間Vに進入している。電動ポンプ81Aはコネクタ83を介して配管9bに接続されており、その吸い込み側の配管は隔壁2fを通過して空間Vに進入している。なお、電動ポンプ81A又は81Bのうちの一つだけ設けた構造であってもよい。
電動ポンプ81A及び81Bの駆動により、発電ユニット4内の潤滑油が配管9a→電動ポンプ81B→配管81b→空間V→配管81a→電動ポンプ81A→配管9b→発電ユニット4と循環する。潤滑油は、高温なガスタービンエンジン6内を通過する際に熱せられ、空間Vに導入されることにより燃料タンク7を介して燃料を加温する。また、空間Vに導入された潤滑油は、ハウジング2外の外気と燃料タンク7との間の高温の断熱媒体としても機能する。
<第四実施形態>
第三実施形態と、第一実施形態又は第二実施形態とを組み合わせることも可能である。図7は第三実施形態と第二実施形態とを組み合わせた例を示している。図7の例では、燃料タンク7Aの周囲に空間Vが形成されている。燃料タンク7B内に熱交換器80が配置されている。熱交換器80を構成する配管の一端はコネクタ82を介して配管9aと接続されている。熱交換器80を構成する配管の他端はポンプ81Bに接続されている。ポンプ81Aと配管9bは、配管81c及びコネクタ83を介して接続されている。配管81cは燃料タンク7B内を通過している。配管81cをつづら折りして燃料タンク7B内に配置し、熱交換器80と同様な熱交換器としてもよい。
電動ポンプ81A及び81Bの駆動により、発電ユニット4内の潤滑油が配管9a→熱交換器80→電動ポンプ81B→配管81b→空間V→配管81a→電動ポンプ81A→配管81c→配管9b→発電ユニット4と循環する。第二実施形態と第三実施形態の各保温効果を得られる。
<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、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、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(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)を連結する連結部(3)と、
前記燃料を保温する保温手段(8)と、を備え、
前記ハウジング(2)は、前記飛行体(100)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、
前記発電手段(4)は、
内燃機関(6)と、
前記内燃機関の出力により発電する発電機(5)と、を含み、
前記保温手段(8)は、前記内燃機関を循環する潤滑油の熱により、前記燃料を保温する。
この実施形態によれば、燃料を保温可能な電源装置を提供することができる。
2.上記実施形態では、
前記保温手段(8)は、前記貯留部(2d)において前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器(80)を含む。
この実施形態によれば、燃料と潤滑油との熱交換により燃料を加温することができる。
3.上記実施形態では、
前記貯留部(2d)は、
第一の貯留部(7A)と、第二の貯留部(7B)とを含み、
前記第一の貯留部(7A)に貯留された前記燃料は、前記第二の貯留部(7B)を経由して前記内燃機関(6)に供給され、
前記保温手段(8)は、前記第二の貯留部(7B)において前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器(80)を含む。
この実施形態によれば、燃料を効率よく加温できる。
4.上記実施形態では、
前記第二の貯留部(7B)は、前記第一の貯留部(7A)よりも容積が小さい。
この実施形態によれば、燃料を更に効率よく加温できる。
5.上記実施形態では、
前記貯留部(2d)には、前記燃料を貯留するタンク(7)が設けられ、
前記保温手段(8)は、前記タンク(7)と前記ハウジング(2)との間の空間(V)と前記内燃機関(6)との間で前記潤滑油を循環させる。
この実施形態によれば、潤滑油を断熱媒体として利用して燃料の保温効果を向上できる。
6.上記実施形態では、
前記貯留部(2d)には、前記燃料を貯留する第一のタンク(7A)及び第二のタンク(7B)が設けられ、
前記第一のタンク(7A)に貯留された前記燃料は、前記第二のタンク(7B)を経由して前記内燃機関(6)に供給され、
前記保温手段(8)は、
前記第二のタンク(7B)において前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器(80)と、
前記第一のタンク(7A)と前記ハウジング(2)との間の空間(V)と、前記熱交換器(80)と、前記内燃機関(6)との間で前記潤滑油を循環させるポンプ(81A,81B)と、を含む。
この実施形態によれば、潤滑油の加温効果及び保温効果の双方を得られる。
7.上記実施形態では、
請求項1に記載の電源装置であって、
前記貯留部(2d)と前記収容部(2e)とは、前記ハウジングの長手方向に配置されている。
この実施形態によれば、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。
8.上記実施形態では、
前記飛行体の前後方向で前側から、前記第一の貯留部、前記第二の貯留部、前記発電機、前記内燃機関の順にこれらが配置される。
この実施形態によれば、前記ハウジングの内部空間を効率的に活用でき、特に、前記内燃機関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。
9.上記実施形態では、
前記飛行体の前後方向で前側から、前記第一のタンク、前記第二のタンク、前記発電機、前記内燃機関の順にこれらが配置される。
この実施形態によれば、前記ハウジングの内部空間を効率的に活用でき、特に、前記内燃機関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、
前記内燃機関は、ガスタービンエンジンであり、
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。
この実施形態によれば、前記ハウジングの内部空間を効率的に活用でき、特に、前記内燃機関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、4 発電ユニット、5発電機、6 ガスタービンエンジン、8 保温装置

Claims (9)

  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、
    前記燃料を保温する保温手段と、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、
    前記保温手段は、前記ガスタービンエンジンを循環する潤滑油の熱により、前記燃料を保温
    前記貯留部は、
    第一の貯留部と、第二の貯留部とを含み、
    前記第一の貯留部に貯留された前記燃料は、前記第二の貯留部を経由して前記ガスタービンエンジンに供給され、
    前記保温手段は、前記第二の貯留部において前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器を含む、
    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、
    前記保温手段は、前記貯留部において前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器を含む、
    ことを特徴とする電源装置。
  3. 請求項に記載の電源装置であって、
    前記第二の貯留部は、前記第一の貯留部よりも容積が小さい、
    ことを特徴とする電源装置。
  4. 請求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、前記第一の貯留部、前記第二の貯留部、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に記載の電源装置であって、
    前記貯留部には、前記燃料を貯留するタンクが設けられ、
    前記保温手段は、前記タンクと前記ハウジングとの間の空間と前記ガスタービンエンジンとの間で前記潤滑油を循環させる、
    ことを特徴とする電源装置。
  6. 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、
    前記燃料を保温する保温手段と、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、
    前記保温手段は、前記ガスタービンエンジンを循環する潤滑油の熱により、前記燃料を保温
    前記貯留部には、前記燃料を貯留する第一のタンク及び第二のタンクが設けられ、
    前記第一のタンクに貯留された前記燃料は、前記第二のタンクを経由して前記ガスタービンエンジンに供給され、
    前記保温手段は、
    前記第二のタンクにおいて前記燃料に浸漬されるように設けられ、前記潤滑油が通過する配管を有する熱交換器と、
    前記第一のタンクと前記ハウジングとの間の空間と、前記熱交換器と、前記ガスタービンエンジンとの間で前記潤滑油を循環させるポンプと、を含む、
    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、
    前記飛行体の前後方向で前側から、前記第一のタンク、前記第二のタンク、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。
  8. 請求項1乃至請求項6のいずれか一項に記載の電源装置であって、
    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、
    ことを特徴とする電源装置。
  9. 請求項1乃至請求項のいずれか一項に記載の電源装置であって、
    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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