JP7479163B2 - 電源装置 - Google Patents
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Description
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、前記燃料を保温し、
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
上記実施形態は、少なくとも以下の電源装置を開示する。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
Claims (9)
- 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、前記燃料を保温し、
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。 - 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。 - 請求項1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。 - 請求項1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。 - 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。 - 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、前記燃料を保温し、
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。 - 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。 - 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。 - 請求項1乃至請求項8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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