JP7479163B2

JP7479163B2 - 電源装置

Info

Publication number: JP7479163B2
Application number: JP2020030949A
Authority: JP
Inventors: 玄中村
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2020-02-26
Filing date: 2020-02-26
Publication date: 2024-05-08
Anticipated expiration: 2040-02-26
Also published as: JP2021133786A

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。

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

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。