WO2021019803A1 - エンジン及び飛行体 - Google Patents

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WO2021019803A1
WO2021019803A1 PCT/JP2020/002052 JP2020002052W WO2021019803A1 WO 2021019803 A1 WO2021019803 A1 WO 2021019803A1 JP 2020002052 W JP2020002052 W JP 2020002052W WO 2021019803 A1 WO2021019803 A1 WO 2021019803A1
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WO
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engine
crankshafts
pistons
crankshaft
sub
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Application number
PCT/JP2020/002052
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English (en)
French (fr)
Inventor
健一郎 岩切
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/04—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type
    • B64D27/08—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/11—Propulsion using internal combustion piston engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B75/00—Other engines
    • F02B75/16—Engines characterised by number of cylinders, e.g. single-cylinder engines
    • F02B75/18—Multi-cylinder engines
    • F02B75/22—Multi-cylinder engines with cylinders in V, fan, or star arrangement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B75/00—Other engines
    • F02B75/28—Engines with two or more pistons reciprocating within same cylinder or within essentially coaxial cylinders

Definitions

  • This disclosure relates to engines and flying objects.
  • the reciprocating engine is also simply referred to as an engine.
  • the power source is an engine in an air vehicle such as an unmanned aerial vehicle
  • an opposed piston engine can be mentioned (see, for example, Patent Document 1).
  • the opposed-piston engine described in Patent Document 1 has a configuration in which two pairs of pistons arranged so as to face each other across one combustion chamber are arranged in the axial direction of the pistons.
  • the opposed-piston engine described in Patent Document 1 since the combustion chamber is sandwiched by a pair of pistons arranged opposite to each other, it is similar to a normal engine in which one piston is arranged in one combustion chamber. There is no combustion chamber formed in the cylinder head. Therefore, for example, the opposed-piston engine described in Patent Document 1 can suppress the cooling loss of the combustion chamber as compared with the above-mentioned ordinary engine. Further, for example, in the opposed-piston engine described in Patent Document 1, since the pair of pistons share one combustion chamber, the weight can be easily reduced as compared with the above-mentioned ordinary engine.
  • the posture of the engine is such that the crankshaft moves along the vertical direction of the air vehicle. It is desirable to have a protracted posture. In such a case, it is desirable to suppress the length of the crankshaft to suppress the vertical dimension of the engine.
  • reciprocating engines have been designed based on the results of numerical analysis of the air-fuel mixture and flame propagation in the combustion chamber in order to improve efficiency. Therefore, for example, when the displacement of the engine is changed, for example, if the cylinder bore or the piston stroke of the engine is changed, the state of the air-fuel mixture or flame propagation in the combustion chamber may change, resulting in a decrease in engine efficiency. Therefore, when changing the displacement of the engine, the number of cylinders has come to be changed without changing the cylinder bore and the piston stroke.
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to provide an engine capable of miniaturization.
  • the engine according to at least one embodiment of the present invention is A group of pistons containing three or more pistons arranged in a radial pattern, A plurality of combustion chambers existing in the plane where the piston group exists, and
  • the piston group comprises a plurality of pistons including one piston arranged radially inside and another piston arranged so as to face the one piston on the outside of the radial. Including pairs The combustion chamber is arranged between the one piston and the other piston.
  • the number of pistons in the plane can be increased by narrowing the distance between adjacent pistons in a plurality of pistons arranged radially. As a result, it is possible to prevent the engine from becoming larger in the direction orthogonal to the plane. Further, according to the configuration (1), the number of pistons can be increased to at least 6 or more while suppressing the engine from becoming larger in the direction orthogonal to the plane.
  • the main crankshaft can be driven by the force received by each of the three or more pistons arranged radially by the explosion of the air-fuel mixture in the combustion chamber.
  • the central region is formed in a region including an intersection of extension lines extending the reciprocating direction of each of the one pistons.
  • the main crankshaft can be arranged at a reasonable position.
  • a second connecting rod for connecting each of the other pistons and the main crankshaft is further provided.
  • the main crankshaft can be driven by the force received by each of at least 6 or more pistons due to the explosion of the air-fuel mixture in the combustion chamber.
  • three or more sub-crankshafts can be arranged radially.
  • each of the sub-crankshafts rotates in the direction opposite to that of the main crankshaft.
  • each of the pistons arranged radially inside is configured to drive the main crankshaft.
  • each of the other pistons arranged on the outer side in a radial pattern has three or more pistons arranged radially opposite to the main crankshaft. It is configured to drive each of the sub-crankshafts.
  • each of the first sub-crankshaft and the second sub-crankshaft can be driven by each of the other pistons arranged radially outside.
  • each of the second sub-crankshafts rotates in a direction opposite to that of each of the first sub-crankshafts.
  • each of the first sub-crankshafts is configured to rotate in the direction opposite to each of the second sub-crankshafts, it is generated by the rotation of the first sub-crankshafts.
  • the counter torque can be reduced by the counter torque generated by the rotation of the second sub-crankshaft.
  • the engine according to at least one embodiment of the present invention is A group of pistons containing three or more pistons arranged in a radial pattern, A combustion chamber shared by the three or more pistons arranged radially, and To be equipped.
  • crankshafts can be arranged radially.
  • crankshaft of the three or more crankshafts rotates in a direction opposite to that of the other crankshafts.
  • the piston group includes four or more even pistons arranged radially.
  • the combustion chamber is shared by the four or more even numbered pistons arranged radially.
  • a connecting rod that connects each of the four or more even-numbered pistons and each of the four or more even-numbered crankshafts. With more Half of the four or more even crankshafts rotate in the opposite direction to the other half of the crankshafts.
  • crankshafts are configured to rotate in the direction opposite to the other half of the crankshafts.
  • the counter torque generated by the rotation of the crankshaft can be reduced by the counter torque generated by the rotation of the other half of the crankshafts.
  • each of the three or more pistons can drive each of the first crankshaft and the second crankshaft.
  • each of the second crankshafts rotates in a direction opposite to that of each of the first crankshafts.
  • a row of pistons including the piston group and the combustion chamber existing in the plane where the piston group exists.
  • Two or more rows of assemblies are arranged in a direction orthogonal to the plane.
  • the number of pistons can be further increased.
  • the flying object according to at least one embodiment of the present invention is The main body of the aircraft and With at least one engine having any of the above (1) to (15) configurations.
  • the vertical dimension of the engine can be suppressed, so that the engine layout is rational for an aircraft configured to obtain lift and thrust by rotating the propeller with the driving force of the engine. It becomes.
  • the attitude and traveling direction of the flying object in flight can be changed by controlling the rotation speed of each of at least two engines.
  • a posture changing device for changing the attitude of the engine with respect to the vehicle body is further provided.
  • the attitude and the traveling direction of the flying vehicle can be changed by changing the attitude of the engine with respect to the main body of the flying body by the attitude changing device.
  • the engine having the configuration of (8) above since the engine having the configuration of (8) above is provided, the counter torque generated by the rotation of the first sub-crankshaft is reduced by the counter torque generated by the rotation of the second sub-crankshaft. Can be done. As a result, the stability of the flying object is improved. Further, according to the configuration of (19) above, since the first propeller and the second propeller can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body, the stability of the flying object is improved.
  • the pistons in the first piston assembly of the two or more rows of the piston assemblies are arranged radially in a second piston assembly different from the first piston assembly when viewed from a direction orthogonal to the plane. It is arranged between the two pistons that are adjacent to each other in the circumferential direction.
  • a plurality of the engines are provided. Further provided with a plurality of arms extending radially from the flying object body in a plan view of the flying object body. At least a part of the plurality of engines is attached to each of the arms.
  • the stability of the flying object is improved.
  • the first propeller and the second propeller can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body, the stability of the flying object is improved.
  • the flying object according to at least one embodiment of the present invention is The main body of the aircraft and The engine with the configuration of (5) above and The propeller driven by the engine and With Two engines are arranged in a direction orthogonal to the plane.
  • the propeller A first propeller driven by each of the sub-crankshafts in the engine of one of the two engines.
  • Including Each of the sub-crankshafts in the one engine rotates in the opposite direction to each of the sub-crankshafts in the other engine.
  • the counter torque generated by the rotation of the sub-crankshaft in one engine is counter torque generated by the rotation of the sub-crankshaft in the other engine. It can be reduced by torque. As a result, the stability of the flying object is improved. Further, according to the configuration of (23) above, since the first propeller and the second propeller can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body, the stability of the flying object is improved.
  • the flying object according to at least one embodiment of the present invention is The main body of the aircraft and With the engine of the above configuration (10), The propeller driven by the engine and With Two engines are arranged in the extending direction of the crankshaft.
  • the propeller A first propeller driven by each of the crankshafts in the engine of one of the two engines.
  • Each of the crankshafts in the one engine rotates in the opposite direction to each of the crankshafts in the other engine.
  • the counter torque generated by the rotation of the crankshaft in one engine is the counter torque generated by the rotation of the crankshaft in the other engine. Can be reduced. As a result, the stability of the flying object is improved. Further, according to the configuration of (24) above, since the first propeller and the second propeller can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body, the stability of the flying object is improved.
  • FIG. It is a schematic side view for demonstrating the structure of the flying body equipped with the engine which concerns on one Embodiment. It is a schematic top view of the flying object shown in FIG. It is a schematic side view for demonstrating the structure of the flying object which carries the engine which concerns on another embodiment. It is a schematic top view of the flying object shown in FIG. It is a figure which shows typically the structure of the engine which concerns on one Embodiment. It is a figure which shows typically the structure of the engine which concerns on other embodiment. It is a figure which shows typically the structure of the engine which concerns on still another Embodiment. It is a figure which shows typically the structure of the engine which concerns on still another Embodiment. It is a XI arrow view of FIG.
  • FIG. 6 It is a XI arrow view of FIG. It is a figure which shows the modification in some embodiments shown in FIGS. 6, 7, and 8. It is a figure which showed typically the structure of the engine when the piston assembly of 1 row is arranged in 2 rows. It is a figure which showed typically the structure of the engine when the auxiliary crankshaft of each row is provided separately when the piston assembly of one row is arranged in two rows. It is a figure which showed an example of the structure of the connecting rod which concerns on some embodiments schematically. It is a figure which shows other example of the arrangement of the engine in the flying object which concerns on some embodiments. It is a schematic diagram for demonstrating the structure concerning the attitude control of the flying object which mounts an engine which concerns on some Embodiments.
  • FIG. 5 is a schematic side view of an air vehicle equipped with an engine in which the engine shown in FIG. 6 is a piston assembly in the first row and the second row.
  • FIG. 5 is a schematic side view of an air vehicle equipped with an engine shown in FIG. 7 or an engine in which the engine shown in FIG. 8 is used as a piston assembly in the first and second rows.
  • expressions such as “same”, “equal”, and “homogeneous” that indicate that things are in the same state not only represent exactly the same state, but also have tolerances or differences to the extent that the same function can be obtained. It shall also represent the state of existence.
  • the expression representing a shape such as a quadrangular shape or a cylindrical shape not only represents a shape such as a quadrangular shape or a cylindrical shape in a geometrically strict sense, but also an uneven portion or chamfering within a range where the same effect can be obtained.
  • the shape including the part and the like shall also be represented.
  • the expressions “equipped”, “equipped”, “equipped”, “included”, or “have” one component are not exclusive expressions that exclude the existence of other components.
  • FIG. 1 is a schematic side view for explaining a configuration of an air vehicle equipped with an engine according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic top view of the flying object shown in FIG.
  • FIG. 3 is a schematic side view for explaining the configuration of an air vehicle equipped with an engine according to another embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic top view of the flying object shown in FIG.
  • the flying object 1 according to some embodiments includes a flying object main body (airframe) 3, a reciprocating engine 10, and a propeller 5.
  • the aircraft 1 is an aircraft such as an unmanned aerial vehicle, which is also called a drone.
  • the airframe 1 may be used for transporting a transported object mounted on the airframe 3.
  • a person may be included in the transported object in the flying object 1 according to some embodiments.
  • the airframe 3 is also referred to as an airframe body 3.
  • the reciprocating engine 10 is arranged above the body 3.
  • the reciprocating engine 10 is also simply referred to as an engine 10.
  • the reciprocating engine 10 may be arranged below or to the side of the airframe 3. In the following description, a case where the reciprocating engine 10 is arranged above the machine body 3 will be mainly described.
  • the flying object 1 is configured to obtain lift and thrust by rotating the propeller 5 with the driving force of the engine 10. Details of the engine 10 according to some embodiments will be described later.
  • the flying object 1 may have one propeller 5 as shown in FIGS. 1 and 2, or may have a plurality of propellers 5 as shown in FIGS. 3 and 4. Good.
  • the rotor 7 to which the propeller 5 is attached is connected to the output shafts 115 and 135 of the crankshaft of the engine 10 without using a speed reducer, as will be described later. It may be connected via a speed reducer.
  • the reciprocating engine 10 is used as the power source in order to increase the on-board weight and prolong the flight time.
  • it is generally desired to reduce the weight of the engine due to an increase in the loading weight, and to improve the efficiency of the engine due to a long flight time. desired.
  • the engine 10 is arranged above or below the airframe 3 as in the airframe 1 according to some embodiments, it is desirable to reduce the vertical dimension. In order to satisfy these requirements, the engine 10 according to some embodiments has the configuration described below.
  • FIG. 5 is a diagram schematically showing the configuration of the engine 10A according to the embodiment.
  • FIG. 6 is a diagram schematically showing the configuration of the engine 10B according to another embodiment.
  • FIG. 7 is a diagram schematically showing the configuration of the engine 10C according to still another embodiment.
  • FIG. 8 is a diagram schematically showing the configuration of the engine 10D according to still another embodiment.
  • the engine 10A of one embodiment shown in FIG. 5 has a plurality of cylinders 101 arranged radially, a plurality of pistons 105, one crankshaft 110, and a plurality of connecting rods 120.
  • the number of cylinders 101 is, for example, 3, but may be 4 or more.
  • a pair of pistons 105 are configured to move in opposite directions along the axis AXcy direction of the cylinders 101.
  • the space in the cylinders 101 sandwiched between the pair of pistons 105 is regarded as the combustion chamber 131. That is, in the engine 10A of one embodiment shown in FIG. 5, a combustion chamber 131 is formed by a pair of pistons 105 and cylinders 101 in each of the plurality of cylinders 101.
  • the combustion chamber 131 is shared by a pair of pistons 105.
  • the configuration of the engine 10A of the embodiment shown in FIG. 5 including one cylinder 101 and a pair of pistons arranged in the one cylinder 101 is also referred to as a cylinder unit 107.
  • the crankshaft 110 in the engine 10A of the embodiment shown in FIG. 5 is also referred to as a main crankshaft 110A.
  • FIG. 9 is a view taken along the line XI of FIG. 5, showing the state of each part of the cylinder unit 107 when the pair of pistons 105 are located at the top dead center in the cylinder unit 107 of the engine 10A according to the embodiment. It is shown schematically.
  • FIG. 10 is a view taken along the line XI of FIG. 5, showing the state of each part of the cylinder unit 107 of the cylinder unit 107 of the engine 10A according to the embodiment when the pair of pistons 105 are located at the bottom dead center. It is shown schematically. For convenience, the description of the cylinder 101 is omitted in FIGS. 9 and 10.
  • the piston 105 on the inner side in the radial direction centered on the axis AXcr passing through the center of the output shaft 115 of the crankshaft 110 (hereinafter, the inner piston).
  • the 105A) is connected to the first crankpin 111 of the crankshaft 110 by a connecting rod 120 (hereinafter, also referred to as a first connecting rod 121 or an inner connecting rod 121).
  • a connecting rod 120 hereinafter, also referred to as a first connecting rod 121 or an inner connecting rod 121
  • the radial outer piston 105 (hereinafter, also referred to as the outer piston 105B) centered on the axis AXcr is a connecting rod 120 (hereinafter, also referred to as a connecting rod 120). It is also connected to the second crankpin 113 of the crankshaft 110 by a second connecting rod 123 (also referred to as an outer connecting rod 123).
  • the outer connecting rod 123 shown in FIGS. 9 and 10 has, for example, a first connecting portion 123a having one end connected to a piston pin 109 (see FIG. 5) with respect to the outer piston 105B, and one end connected to a second crank pin 113. It has a second connecting portion 123b. The other end of the first connecting portion 123a and the other end of the second connecting portion 123b are connected to the outer connecting rod 123. As shown in FIGS. 9 and 10, in the outer connecting rod 123, the second connecting portion 123b sandwiches the outer piston 105B on the side of the outer piston 105B, that is, on the outside of the cylinder 101 (not shown in FIGS. 9 and 10). It may be provided in pairs.
  • the first crankpin 111 and the second crankpin 113 are arranged with a phase shift of 180 degrees. Therefore, when the crankshaft 110 rotates about the axis AXcr, the pair of pistons 105 move in opposite directions along the axis AXcy direction of the cylinder 101.
  • three inner pistons 105A and three outer pistons 105B are configured to drive one crankshaft 110.
  • the engine 10B of the other embodiment shown in FIG. 6 includes a plurality of cylinders 101 arranged radially, a plurality of pistons 105, one main crankshaft 110A, a plurality of sub-crankshafts 130, and a plurality of connecting rods. Has 120 and.
  • the number of cylinders 101 is, for example, 3, but may be 4 or more.
  • the combustion chamber 131 is formed by the pair of pistons 105 and the cylinders 101 in each of the plurality of cylinders 101. In the engine 10B of the other embodiment shown in FIG. 6, the combustion chamber 131 is shared by the pair of pistons 105.
  • a sub-crankshaft 130 is provided for each of the plurality of cylinders 101 on the radial side of the main crankshaft 110A about the axis AXcr.
  • the outer piston 105B is connected to the sub-crankshaft 130 by a connecting rod 120 (hereinafter, also referred to as a second connecting rod 125 or an outer connecting rod 125).
  • Each of the sub-crankshafts 130 extends in the same direction as the main crankshaft 110A.
  • three inner pistons 105A are configured to drive one main crankshaft 110A.
  • each of the three outer pistons 105B drives any one of the three sub-crankshafts 130 connected via the outer connecting rod 125. As a result, each of the three sub-crankshafts 130 is driven.
  • the engine 10C of still another embodiment shown in FIG. 7 and the engine 10D of yet another embodiment shown in FIG. 8 have cylinder portions 151 arranged radially, and each cylinder portion 151 is on the center side. It has a cylinder 101A connected to each other at one end, a plurality of pistons 105C, a plurality of crankshafts 130A, and a plurality of connecting rods 120.
  • the number of pistons 105C is, for example, 3, and in the engine 10D of still another embodiment shown in FIG. 8, the number of pistons 105C is, for example, 4. is there.
  • the number of pistons 105C, that is, the number of cylinder portions 151 arranged radially may be 5 or more.
  • each of the plurality of pistons 105C arranged radially moves along the respective axis AXcy direction of the cylinder portions 151 arranged radially. It is configured to do.
  • the space in the cylinder 101 sandwiched between the plurality of pistons 105C is defined as the combustion chamber 131. That is, in the engines 10C and 10D of still other embodiments shown in FIGS. 7 and 8, the combustion chamber 131 is formed by the plurality of pistons 105C and the cylinder 101A.
  • the combustion chamber 131 is shared by the plurality of pistons 105C.
  • each of the plurality of pistons 105C is configured to move synchronously along the respective axis AXcy direction. That is, in the engines 10C and 10D of still other embodiments shown in FIGS. 7 and 8, when each of the plurality of pistons 105C moves toward the center 131a of the combustion chamber 131, all the pistons 105C are in the combustion chamber. When moving toward the center 131a of the 131 and moving away from the center 131a of the combustion chamber 131, all the pistons 105C are configured to move away from the center 131a of the combustion chamber 131.
  • engine 10 when it is not necessary to distinguish each of the engines 10A to 10D described above, the description of the alphabet attached after the code is omitted and the term is simply referred to as engine 10.
  • the rotation direction of each crankshaft is mainly determined by the following three factors.
  • the first is the direction of rotation of the starter motor.
  • the crankshaft is rotated in an arbitrary direction by a starter motor (not shown), but once the rotation is started, the force that pushes down the piston by engine combustion is in the rotation direction of the crank due to inertia. Since it occurs in the combined direction, the rotation will continue as it is.
  • the second is the ignition timing.
  • the crank angle is constantly monitored by a sensor (not shown), and the rotation direction is determined by taking an appropriate ignition timing with respect to the crank angle.
  • the third is valve timing.
  • the intake / exhaust valves open and close in the order of intake / compression / explosion / exhaust. Since the intake / exhaust valve is opened and closed by connecting it to the crankshaft, the rotation direction for the engine to continue continuous combustion is a constant direction linked to the valve timing.
  • the engine 10 As shown in FIGS. 5 to 8, the engine 10 according to some embodiments configured in this way includes a piston group 41 including three or more pistons 105 arranged radially, and a piston group 41. It is provided with one or more combustion chambers 131 existing on a flat surface.
  • the engines 10A and 10B of some embodiments shown in FIGS. 5 and 6 include a plurality of pistons 105 including three radially arranged inner pistons 105A.
  • the engines 10A and 10B of some embodiments shown in FIGS. 5 and 6 are present in a plane in which three radially arranged inner pistons 105A are present, and each of the three radially arranged inner pistons 105A is outside. It is provided with three combustion chambers 131 shared with the piston 105B.
  • the piston group 11 includes one piston (inner piston 105A) arranged radially inside and an inner piston radially outside.
  • It includes a plurality of piston pairs 43 including the other piston (outer piston 105B) arranged to face 105A.
  • the combustion chamber 131 is arranged between the inner piston 105A and the outer piston 105B.
  • the engines 10C and 10D of some embodiments shown in FIGS. 7 and 8 are present in a plane in which a piston group 41 including three or more pistons 105C arranged radially and a piston group 41 are present, and are radially arranged. It includes a combustion chamber 131 shared by three or more arranged pistons 105C.
  • each piston 105 is configured to reciprocate radially along the extending direction of the cylinder 101. Has been done.
  • the engines 10C and 10D of some embodiments shown in FIGS. 7 and 8 have three or more crankshafts 130A and three or more pistons 105C arranged radially outside the three or more pistons 105C.
  • a connecting rod 120 for connecting each of the three or more crankshafts 130A is provided. Therefore, according to the engines 10B, 10C, and 10D of some embodiments shown in FIGS. 6, 7, and 8, three or more sub-crankshafts 130 or three or more crankshafts 130A can be arranged radially.
  • the plane is a plane 21 parallel to the paper surface in FIGS. 5 to 8.
  • At least one crankshaft 130A of three or more crankshafts 130A may rotate in the direction opposite to that of the other crankshafts 130A.
  • the engines 10C and 10D of some embodiments shown in FIGS. 7 and 8 are mounted on, for example, the flying object 1, and the propeller 5 is rotated by the driving force of the engines 10C and 10D to obtain lift and thrust. Think about the case. If at least one crankshaft 130A of the three or more crankshafts 130A is configured to rotate in the direction opposite to the other crankshaft 130A, the counter torque generated by the rotation of the other crankshaft 130A is at least the counter torque. It can be reduced by the counter torque generated by the rotation of one crankshaft 130A. As a result, the stability of the flying object 1 becomes good.
  • the piston group 41 includes four pistons 105C arranged radially.
  • the combustion chamber 131 is shared by four pistons 105C arranged radially.
  • the engine 10D shown in FIG. 8 is a connecting rod that connects four crankshafts 130A arranged radially outside the four pistons 105C, each of the four pistons 105C, and each of the four crankshafts 130A. It includes 120.
  • the plurality of crankshafts 130A are referred to as the first crankshaft 1301, the second crankshaft 1302, the third crankshaft 1303, and the fourth crankshaft 1304 in order from the upper crankshaft 130A shown in the clockwise direction. And.
  • crankshafts 130A rotate in the direction opposite to the other half of the crankshafts 130A.
  • first crankshaft 1301 and the third crankshaft 1303 rotate clockwise
  • second crankshaft 1302 and the fourth crankshaft 1304 rotate. Rotate counterclockwise.
  • the engine 10D shown in FIG. 8 is mounted on a flying object 1 and the propeller 5 is rotated by the driving force of the engine 10D to obtain lift and thrust.
  • the engine 10D shown in FIG. 8 half of the four crankshafts 130A have the crankshafts 130A rotate in the direction opposite to the other half of the crankshafts 130A.
  • the counter torque generated by the rotation of 130A can be reduced by the counter torque generated by the rotation of the other half of the crankshaft 130A.
  • the stability of the flying object 1 becomes good.
  • the first crankshaft 1301 and the second crankshaft 1302 rotate clockwise, and the third crankshaft 1303 and the fourth crankshaft 1304 counterclockwise.
  • the counter torque may be offset by rotating to.
  • the counter torque can be efficiently applied. Can be reduced. Specifically, if the engine 10 has the following characteristics, the counter torque can be efficiently reduced.
  • the piston group 41 includes four or more even pistons 105C arranged radially, and the combustion chamber 131 is shared by four or more even pistons 105C arranged radially. Good.
  • crankshafts 130A It is preferable to have a connecting rod 120 for connecting each of the crankshafts 130A of the above. Then, in the engine 10, it is preferable that half of the four or more even crankshafts 130A have the crankshafts 130A rotate in the direction opposite to the other half of the crankshafts 130A.
  • the plurality of pistons 105 include three or more opposed pistons (outer pistons 105B) arranged to face each of the three or more pistons 105 arranged radially. .. That is, in some embodiments shown in FIGS. 5 and 6, the plurality of pistons 105 have three opposed pistons, i.e., outer pistons 105B, which are arranged to face each of the three radially arranged inner pistons 105A. Including. As a result, the number of pistons can be increased to at least 6 or more while suppressing the engine 10 from becoming larger in the direction orthogonal to the plane 21.
  • the engines 10A and 10B of some embodiments shown in FIGS. 5 and 6 include a main crankshaft 110A arranged in a region surrounded by combustion chambers 131 arranged radially three or more.
  • each of the three or more pistons 105 (inner pistons 105A) arranged radially is connected to the main crankshaft 110A via a first connecting rod 121. ..
  • the engines 10A and 10B of some embodiments shown in FIGS. 5 and 6 have a main crankshaft 110A arranged in the central region 45 of the radially arranged piston group 41 and each of the inner pistons 105A.
  • a first connecting rod 121 that connects to the main crankshaft 110A is provided.
  • the main crankshaft 110A can be driven by the force received by each of the three or more pistons 105 radially arranged by the explosion of the air-fuel mixture in the combustion chamber 131. Further, by arranging the main crankshaft 110A in the central region 45, the main crankshaft 110A can be arranged at a reasonable position.
  • the central region 45 is formed in a region including an intersection P of extension lines extending the reciprocating direction of each of the inner pistons 105A, that is, an intersection of axis lines AXcy of each cylinder 101.
  • the intersection P is also a point on the axis AXcr passing through the center of the output shaft 115 of the crankshaft 110.
  • each of the three or more opposed pistons is connected to the main crankshaft 110A via a second connecting rod 123.
  • the main crankshaft 110A can be driven by the force received by each of at least 6 or more pistons 105 due to the explosion of the air-fuel mixture in the combustion chamber 131.
  • the combustion chamber 131 is interposed, arranged radially facing the main crankshaft 110A, and connected to each of three or more opposed pistons (outer pistons 105B) via the second connecting rod 125. It is provided with three or more sub-crankshafts 130. As a result, three or more sub-crankshafts 130 can be arranged radially. Therefore, as shown in FIGS. 3 and 4, the propeller 5 can be easily arranged on the outer side toward the side from the center of the airframe 3.
  • the three or more sub-crankshafts 130 are configured to rotate in the direction opposite to that of the main crankshaft 110A.
  • each of the three or more inner pistons 105A arranged radially is configured to drive the main crankshaft 110A.
  • each of three or more opposed pistons is configured to drive each of three or more auxiliary crankshafts 130 arranged radially.
  • the engine 10B according to another embodiment shown in FIG. 6 is mounted on the flying object 1 as shown in FIGS. 3 and 4, and the propeller 5 is rotated by the driving force of the engine 10B to obtain lift and thrust.
  • FIG. 11 is a diagram showing modified examples in some embodiments shown in FIGS. 6, 7, and 8.
  • the engine 10 according to the modified example of the engine 10B shown in FIG. 6 includes three or more first sub-crankshafts 137 radially arranged so as to face the main crankshaft 110A with the combustion chamber 131 interposed therebetween. May be good.
  • the engine 10 according to the modified example is radially arranged so as to face the main crankshaft 110A with the combustion chamber 131 interposed therebetween, and includes three or more second sub-crankshafts 139 different from the first sub-crankshaft 137. You may.
  • the engine 10 according to the modified example may include a third connecting rod 127 that connects each of the outer pistons 105B and each of the first sub-crankshafts 137.
  • the engine 10 according to the modified example may include a fourth connecting rod 129 that connects each of the outer pistons 105B and each of the second sub-crankshafts 139.
  • each of the first sub-crankshaft 137 and each of the second sub-crankshaft 139 can be driven by each of the outer pistons 105B arranged radially outside.
  • the engine 10 according to the modified example of the engines 10C and 10D according to some embodiments shown in FIGS.
  • the first crankshaft corresponding to the first sub-crankshaft 137 is replaced with the crankshaft 130A.
  • 137A and a second crankshaft 139A corresponding to the second sub-crankshaft 139 may be provided.
  • the engine 10 according to the modified example includes a third connecting rod 127 connecting each of the three or more pistons 105C, each of the first crankshafts 137A, each of the three or more pistons 105C, and a second crankshaft 139A. It may be provided with a fourth connecting rod 129 that connects to each of the above.
  • the second sub-crankshaft 137 has a second rotation direction opposite to the respective rotation directions.
  • the counter torque generated by the rotation of the first sub-crankshaft 137 and the counter torque generated by the rotation of the second sub-crankshaft 139 can be offset.
  • the rotation direction of the first sub-crankshaft 137 and the second sub-crankshaft 139 may be the same.
  • the first crankshaft 137A By configuring each of the second crankshaft 139A to rotate in the opposite direction to each rotation direction, the counter torque generated by the rotation of the first crankshaft 137A and the counter torque generated by the rotation of the second crankshaft 139A Can be offset.
  • the rotation direction of the first crankshaft 137A and the second crankshaft 139A may be the same.
  • the combustion chamber 131 is shared by three or more pistons 105C arranged radially. As a result, the combustion chamber 131 can be shared by three or more pistons 105, so that the cooling loss of the combustion chamber 131 can be suppressed.
  • each of the engines 10A to 10D shown in FIGS. 5 to 8 including three or more pistons 105 radially arranged and one or more combustion chambers 131 existing on the above plane 21 is arranged in a row. Also called piston assembly 15. Then, one row of piston assemblies 15 may be arranged in two or more rows in a direction orthogonal to the plane 21. That is, one row of piston assemblies 15 including the piston group 41 and one or more combustion chambers 131 existing on the plane 21 where the piston group 41 exists may be arranged in two or more rows in a direction orthogonal to the plane 21. .. As a result, the number of pistons 105 can be further increased.
  • Each of the piston assemblies 15 arranged in two or more rows in the direction orthogonal to the plane 21 may be any of the engines 10A to 10D shown in FIGS. 5 to 8. Further, each of the piston assemblies 15 arranged in two or more rows in the direction orthogonal to the plane 21 may be an engine 10 having the same configuration, or may be an engine 10 having a different configuration. That is, for example, each of the piston assemblies 15 arranged in two rows in the direction orthogonal to the plane 21 may be the engine 10A shown in FIG. Further, for example, one of the piston assemblies 15 arranged in two rows in a direction orthogonal to the plane 21 is the engine 10A shown in FIG. 5, and the other is the engine 10B shown in FIG. 6 and the engine 10C shown in FIG. You may.
  • FIG. 12 is a diagram schematically showing a configuration of an engine 10 when one row of piston assemblies 15 are arranged in two rows in a direction orthogonal to the plane 21.
  • the piston assembly 15 in the first row that is, the piston assembly 15 on the back side of the paper is shown by a broken line.
  • the piston assembly 15 in the second row that is, the piston assembly 15 on the front side of the paper is shown by a solid line.
  • the cylinder unit 107 of the second row piston assembly 15 is arranged between two adjacent cylinder units 107 of the first row piston assembly 15 when viewed from the axis AXcr direction. It may be done. As a result, for example, when the engine 10 is mounted on the flying object 1, the weight balance of the engine 10 becomes good. Further, when the engine 10 is an air-cooled engine, each cylinder unit 107 is easily cooled evenly.
  • the cylinder unit 107 in the piston assembly 15 in the first row and the cylinder unit 107 in the piston assembly 15 in the second row may be arranged so as to overlap each other when viewed from the axis AXcr direction. As shown in FIG.
  • crankshaft 110 when one row of piston assemblies 15 are arranged in two rows in a direction orthogonal to the plane 21, the crankshaft 110 or the main in the first row of piston assemblies 15 arranged below.
  • the crankshaft 110A and the crankshaft 110 or the main crankshaft 110A in the second row piston assembly 15 arranged above may be provided separately, or may be configured by the same crankshaft.
  • FIG. 12 when one row of piston assemblies 15 are arranged in two rows in a direction orthogonal to the plane 21, the sub-crankshaft 130 in the first row of piston assemblies 15 arranged below and the upper side.
  • the sub-crankshaft 130 in the second row piston assembly 15 arranged in may be provided separately.
  • FIG. 13 schematically shows the configuration of the engine 10 when the piston assemblies 15 in one row are arranged in two rows as described above and the sub-crankshafts 130 or crankshafts 130A in each row are separately provided. It is a figure shown. In this case, as shown by arrows e and f in FIG.
  • the rotation directions of the sub-crankshaft 130C in the first-row piston assembly 15 and the sub-crankshaft 130D in the second-row piston assembly 15 are different.
  • the counter torque generated by the rotation of each of the sub-crankshafts 130C and 130D can be offset.
  • the sub-crankshaft 130C in the first-row piston assembly 15 and the sub-crankshaft 130D in the second-row piston assembly 15 are connected by the coupling portion 191 or 1
  • the sub-crankshaft in the piston assembly 15 in the second row and the sub-crankshaft in the piston assembly 15 in the second row may be configured by the same crankshaft.
  • the output shaft 135 of the sub-crankshaft in the first-row piston assembly 15 and the output shaft 135 of the sub-crankshaft in the second-row piston assembly 15 rotate in the same direction.
  • FIG. 14 is a diagram schematically showing an example of the configuration of the connecting rod 120 according to some embodiments.
  • the connecting rod 120A shown in FIG. 14 includes a master rod 210 and a sub rod 220.
  • the master rod 210 has a base end portion 211 and a tip end portion 213.
  • the connecting rod 120A shown in FIG. 14 is used as the inner connecting rod 121 described above, the base end portion 211 is connected to the crankshaft 110 or the first crankpin 111 of the main crankshaft 110A.
  • the connecting rod 120A shown in FIG. 14 is used as the outer connecting rod 123 described above, the base end portion 211 is connected to the crankshaft 110 or the second crankpin 113 of the main crankshaft 110A.
  • the tip portion 213 When the connecting rod 120A shown in FIG. 14 is used as the inner connecting rod 121, the tip portion 213 is connected to the inner piston 105A via the piston pin 109.
  • the connecting rod 120A shown in FIG. 14 is used as the outer connecting rod 123, the tip portion 213 has the first connecting portion 123a shown in FIGS. 9 and 10, and the first connecting portion 123a is outside via the piston pin 109. It is connected to the piston 105B.
  • the sub rod 220 has a base end portion 221 and a tip end portion 223.
  • the base end portion 221 is connected to a pin 215 arranged at the base end portion 211 of the master rod 210.
  • the tip portion 223 is connected to the inner piston 105A via the piston pin 109.
  • the tip portion 223 has the first connecting portion 123a shown in FIGS. 9 and 10, and the first connecting portion 123a is outside via the piston pin 109. It is connected to the piston 105B.
  • the sub rod 220 is configured to swing around the pin 215 with respect to the master rod 210.
  • the movement of the pistons 105 does not increase along the extending directions of the crankshafts 110 and 110A, and the movement of the pistons 105 is increased to the crankshafts 110 and 110A. Can be transmitted to. Therefore, it is possible to prevent the size of the engine 10 from increasing along the extending direction of the crankshaft 110.
  • FIG. 15 is a diagram showing another example of the arrangement of the engine 10 in the aircraft 1 according to some embodiments.
  • a plurality of arm portions 9 extending outward from the center of the machine body 3 in a plan view are provided at intervals in the circumferential direction, and are shown in FIGS. 7 and 8 in the vicinity of the tips of the respective arm portions 9.
  • Such engines 10C and 10D may be installed, or the engine 10 according to another embodiment may be installed.
  • the engine 10 provided in the airframe 1 may be only the engine 10 attached to each arm 9, or may be provided together with the engine 10 arranged above the airframe 3 as described above.
  • an electric motor may be provided and the propeller 5 may be driven by the electric motor. That is, in the flight body 1 shown in FIG. 15, a plurality of engines 10 are provided.
  • the flight body 1 shown in FIG. 15 includes a plurality of arm portions 9 extending radially from the flight body body 3 in a plan view of the flight body body 3.
  • at least a part of the plurality of engines 10 is attached to each of the arms 9.
  • the plurality of propellers 5 can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body 3, so that the stability of the flying object 1 is improved.
  • attitude control 16 and 17 are schematic views for explaining a configuration related to attitude control of the aircraft 1 equipped with the engine 10 according to some embodiments.
  • the attitude changing device 50 may be provided between the body 3 and the engine 10.
  • the attitude change device 50 has an actuator (not shown) for changing the attitude of the engine 10 with respect to the body 3. With this attitude change device 50, for example, as shown in FIG. 17, by tilting the engine 10 with respect to the airframe 3, the attitude and the traveling direction of the airframe 1 in flight can be changed.
  • FIG. 18 is a diagram showing a configuration for explaining another configuration relating to attitude control of the aircraft 1 equipped with the engine 10 according to some embodiments.
  • the vehicle 1 equipped with the engines 10 according to some embodiments may include at least two engines 10 and a control device 60 for controlling the rotation speed of each of the at least two engines 10. .
  • FIG. 18 shows an example in which the flying object 1 is provided with three engines 10. In this way, by controlling the rotation speed of each of the plurality of engines 10 with the control device 60, the attitude and the traveling direction of the flying object 1 during flight can be changed.
  • the following is performed. May be good. That is, in this case, instead of controlling the rotation speed of each of the plurality of engines 10, or by controlling the rotation speed of each of the plurality of engines 10 and changing the reduction ratio of the speed reducer.
  • the rotation speed of each propeller 5 may be changed.
  • the performance of the flying object 1 can be improved by providing the engine 10 according to some of the above-described embodiments. That is, the vehicle 1 including the engine 10 according to some of the above-described embodiments includes an engine 10 according to some of the above-mentioned embodiments and a propeller 5 driven by the engine 10. Therefore, the vertical dimension of the engine can be suppressed. Therefore, the engine layout is rational for the flying object 1 configured to obtain lift and thrust by rotating the propeller 5 with the driving force of the engine 10.
  • the flying object 1 including the engine 10 according to some of the above-described embodiments can increase the mounted weight by reducing the weight of the engine 10 and reduce the weight of the entire flying object 1.
  • the flight body 1 including the engine 10 according to some of the above-described embodiments can realize a long flight time by improving the efficiency of the engine 10 and reducing the weight of the entire flight body 1 described above. is there.
  • the flying object 1 including the engine 10 according to some of the above-described embodiments can be reduced in size and weight as a whole by reducing the size of the engine 10.
  • the aircraft 1 including the second propeller 5B driven by the 139A has the following effects.
  • the engine 10 having the configuration shown in FIG. 11 includes a first sub-crankshaft 137 or a first crankshaft 137A and a second sub-crankshaft 139 or a second crankshaft 139A, which are rotationally driven by the outer piston 105B in opposite directions. It has.
  • the counter torque generated by the rotation of the first sub-crankshaft 137 or the first crankshaft 137A can be reduced by the counter torque generated by the rotation of the second sub-crankshaft 139 or the second crankshaft 139A. Therefore, the stability of the flying object 1 is improved. Further, since the first propeller 5A and the second propeller 5B can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body 3, the stability of the flying object 1 is improved.
  • the piston assembly 15 shown by the solid line is referred to as the first piston assembly 15A
  • the piston assembly 15 shown by the broken line is referred to as the second piston assembly 15B.
  • the pistons 105 in the first piston assembly 15A are arranged radially in the second piston assembly 15B when viewed from a direction orthogonal to the plane 21, and are adjacent to each other in the circumferential direction 2. It is located between the two pistons 105. In the flying object 1 on which the engine 10 is mounted, deterioration of the weight balance of the engine 10 can be suppressed, so that the stability of the flying object 1 becomes good.
  • FIG. 13 is a schematic side view of an air vehicle 1 equipped with an engine 10E in which the engine 10B shown in FIG. 6 is a piston assembly 15 in the first and second rows.
  • FIG. 13 is a schematic side view of an air vehicle 1 equipped with an engine 10E in which the engine 10B shown in FIG. 6 is a piston assembly 15 in the first and second rows.
  • each of the sub-crankshafts 130C in the first row piston assembly 15 drives the first propeller 5A, and each of the sub-crankshafts 130D in the second row piston assembly 15. It is assumed that the second propeller 5B is driven.
  • each of the sub-crankshafts 130C in the first-row piston assembly 15 rotates in the opposite direction to each of the sub-crankshafts 130D in the second-row piston assembly 15.
  • the counter torque generated by the rotation of the sub-crankshaft 130C in the first-row piston assembly 15 is the counter torque generated by the rotation of the sub-crankshaft 130D in the second-row piston assembly 15.
  • the stability of the flying object 1 becomes good.
  • the first propeller 5A and the second propeller 5B can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body 3, the stability of the flying object 1 is improved.
  • FIG. 13 is a schematic side view of an air vehicle 1 equipped with an engine 10F in which the engine 10C shown in FIG. 7 or the engine 10D shown in FIG. 8 is used as the piston assembly 15 in the first and second rows.
  • FIG. 20 is a schematic side view of an air vehicle 1 equipped with an engine 10F in which the engine 10C shown in FIG. 7 or the engine 10D shown in FIG. 8 is used as the piston assembly 15 in the first and second rows.
  • each of the crankshafts 130A in the first row piston assembly 15 drives the first propeller 5A, and each of the crankshafts 130A in the second row piston assembly 15 second. It is assumed that the propeller 5B is driven.
  • each of the crankshafts 130A in the first row piston assembly 15 rotates in the opposite direction to each of the crankshafts 130A in the second row piston assembly 15.
  • the counter torque generated by the rotation of the crankshaft 130A in the first row piston assembly 15 is reduced by the counter torque generated by the rotation of the crankshaft 130A in the second row piston assembly 15. be able to.
  • the stability of the flying object 1 becomes good.
  • the first propeller 5A and the second propeller 5B can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body 3, the stability of the flying object 1 is improved.
  • the flying object 1 may include two or more engines 10 according to some of the above-described embodiments. In this case, it is not always necessary to include the engines 10 of the same embodiment, and the engines 10 of different embodiments may be provided. As an example, instead of the engine 10 of the flying object 1 in FIG. 19 described above, two engines 10B shown in FIG. 6 may be provided.
  • Such an air vehicle 1 has the following features. That is, the airframe 1 includes an airframe body (airframe) 3, an engine 10B shown in FIG. 6, and a propeller 5 driven by the engine 10B. In this aircraft 1, two engines 10B shown in FIG. 6 are arranged in a direction orthogonal to the plane 21 (see FIG. 6). In this vehicle 1, the propeller 5 is a first propeller 5A (see FIG.
  • the stability of the flying object 1 becomes good.
  • the first propeller 5A and the second propeller 5B can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body 3, so that the stability of the flying object 1 is improved.
  • the airframe 1 includes an airframe body (airframe) 3, an engine 10C shown in FIG. 7, an engine 10D shown in FIG. 8, and a propeller 5 driven by the engine 10C or the engine 10D.
  • the propeller 5 is a first propeller 5A (see FIG. 20) driven by each of the crankshafts 130A in one of the two engines 10 and one of the two engines 10.
  • each of the crankshafts 130A in the one engine 10 rotates in the opposite direction to each of the crankshafts 130A in the other engine 10.
  • the counter torque generated by the rotation of the crankshaft 130A in one engine 10 is applied to the crankshaft in the other engine 10. It can be reduced by the counter torque generated by the rotation of 130A.
  • the stability of the flying object 1 becomes good.
  • the first propeller 5A and the second propeller 5B can be arranged in a wide range in the plan view of the flying object main body 3, so that the stability of the flying object 1 is improved.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, and includes a modified form of the above-described embodiment and a combination of these embodiments as appropriate.
  • the flying object 1 may be configured so that a part of the propellers 5 is driven by another power source such as an electric motor in addition to the engine 10.

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Abstract

少なくとも一実施形態に係るエンジンは、放射状に配置された３以上のピストンを含むピストン群と、前記ピストン群が存在する平面に存在する複数の燃焼室と、を備え前記ピストン群は、前記放射状の内側に配置された一の前記ピストンと、前記放射状の外側に、前記一の前記ピストンと対向するように配置された他の前記ピストンとを含む複数のピストン対を含み、前記燃焼室は、前記一の前記ピストンと、前記他の前記ピストンとの間に配置される。

Description

エンジン及び飛行体
　本開示は、エンジン及び飛行体に関する。
　例えばドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体において、搭載重量の増加や飛行可能時間の長時間化を図るために、動力源をレシプロエンジンとすることが考えられる。以下、レシプロエンジンのことを単にエンジンとも呼ぶ。
　無人航空機等のような飛行体において動力源をエンジンとする場合、搭載重量の増加のためにエンジンの軽量化が望まれ、飛行可能時間の長時間化のためにエンジンの効率向上が望まれる。
　これらの要求を満たすのに有利なエンジンとして、例えば対向ピストンエンジンを挙げることができる（例えば特許文献１参照）。
　例えば特許文献１に記載の対向ピストンエンジンでは、１つの燃焼室を挟んで対向して配置されたピストンの対がピストンの軸線方向に２対配置された構成を有している。
米国特許出願公開第２０１３／００３６９９９号明細書
　例えば特許文献１に記載の対向ピストンエンジンでは、対向して配置されたピストンの対によって燃焼室が挟まれているので、１つの燃焼室に１つのピストンが配置されている通常のエンジンのようにシリンダヘッドに形成される燃焼室が存在しない。そのため、例えば特許文献１に記載の対向ピストンエンジンでは、上記通常のエンジンと比べて燃焼室の冷却損失を抑制できる。また、例えば特許文献１に記載の対向ピストンエンジンでは、一対のピストンが１つの燃焼室を共有するので、上記通常のエンジンと比べて軽量化し易い。
　例えば無人航空機等のような飛行体において、エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得ようとする場合、エンジンの姿勢は、飛行体の上下方向に沿った方向にクランク軸が延在するような姿勢とすることが望ましい。このような場合、クランク軸の長さを抑制して、エンジンの上下方向の寸法を抑制することが望ましい。
　ところで、近年、レシプロエンジンでは、高効率化のために燃焼室内における混合気や火炎伝播等の数値解析結果に基づいた設計が行われている。そのため、例えばエンジンの排気量を変更する場合、例えばエンジンのシリンダボアやピストンストロークを変更すると燃焼室内の混合気や火炎伝播等の状態が変化してエンジンの効率低下を招くおそれがある。そのため、エンジンの排気量を変更する場合には、シリンダボアやピストンストロークを変更せずに、気筒数を変更することが行われるようになってきている。
　しかし、例えば特許文献１に記載の対向ピストンエンジンにおいて、排気量を増やすために、さらにピストン数を増やそうとすると、特許文献１に記載の対向ピストンエンジンをクランク軸の軸線方向に複数配置することとなる。そのため、例えば特許文献１に記載の対向ピストンエンジンにおいて、さらにピストン数を増やそうとすると、エンジンのクランク軸の軸線方向の寸法が増大してしまう。
　上述の事情に鑑みて、本開示の少なくとも一実施形態は、小型化が可能となるエンジンを提供することを目的とする。
（１）本発明の少なくとも一実施形態に係るエンジンは、
　放射状に配置された３以上のピストンを含むピストン群と、
　前記ピストン群が存在する平面に存在する複数の燃焼室と、
を備え
　前記ピストン群は、前記放射状の内側に配置された一の前記ピストンと、前記放射状の外側に、前記一の前記ピストンと対向するように配置された他の前記ピストンとを含む複数のピストン対を含み、
　前記燃焼室は、前記一の前記ピストンと、前記他の前記ピストンとの間に配置される。
　上記（１）の構成によれば、放射状に配置される複数のピストンにおいて隣り合うピストン同士の間隔を狭めることで、上記平面内におけるピストンの数を増やすことができる。これにより、上記平面と直交する方向にエンジンが大型化することを抑制できる。
　また、上記（１）の構成によれば、上記平面と直交する方向にエンジンが大型化することを抑制しつつ、少なくともピストン数を６以上に増やすことができる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、
　前記放射状に配置された前記ピストン群の中心領域内に配置された主クランク軸と、
　前記一の前記ピストンの各々と、前記主クランク軸とを接続する第１コンロッドと、
をさらに備える。
　上記（２）の構成によれば、燃焼室内での混合気の爆発によって放射状に配置された３以上のピストンの各々が受けた力で主クランク軸を駆動できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、前記中心領域は、前記一の前記ピストンの各々の往復動方向を延長した延長線の交点を含む領域に形成される。
　上記（３）の構成によれば、主クランク軸を合理的な位置に配置できる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）の構成において、前記他の前記ピストンの各々と、前記主クランク軸とを接続する第２コンロッド、をさらに備える。
　上記（４）の構成によれば、燃焼室内での混合気の爆発によって少なくとも６以上のピストンの各々が受けた力で主クランク軸を駆動できる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）の構成において、
　前記燃焼室を挟んで前記主クランク軸と対向して放射状に配置された３以上の副クランク軸と、
　前記他の前記ピストンの各々と、前記副クランク軸の各々とを接続する第２コンロッドと、
をさらに備える。
　上記（５）の構成によれば、３以上の副クランク軸を放射状に配置できる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（５）の構成において、前記副クランク軸の各々は、前記主クランク軸とは逆方向に回転する。
　上記（６）の構成によるエンジンでは、上記（２）の構成を有するので、放射状の内側に配置されたピストンの各々が主クランク軸を駆動するように構成されている。また、上記（６）の構成によるエンジンでは、上記（５）の構成を有するので、放射状の外側に配置された他のピストンの各々が主クランク軸と対向して放射状に配置された３以上の副クランク軸のそれぞれを駆動するように構成されている。
　上記（６）の構成によるエンジンを例えばドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体に搭載し、該エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。この場合、主クランク軸によってプロペラを回転させることで、該プロペラの回転方向とは反対方向に飛行体を回転させようとするカウンタートルクが発生し、３以上の副クランク軸によってプロペラをそれぞれ回転させることで、該プロペラの回転方向とは反対方向に飛行体を回転させようとするカウンタートルクが発生する。
　上記（６）の構成によれば、３以上の副クランク軸の各々が主クランク軸とは逆方向に回転するように構成されているので、主クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）の構成において、
　前記燃焼室を挟んで前記主クランク軸と対向して放射状に配置された３以上の第１副クランク軸と、
　前記燃焼室を挟んで前記主クランク軸と対向して放射状に配置され、前記第１副クランク軸とは異なる３以上の第２副クランク軸と、
　前記他の前記ピストンの各々と、前記第１副クランク軸の各々とを接続する第３コンロッドと、
　前記他の前記ピストンの各々と、前記第２副クランク軸の各々とを接続する第４コンロッドと、
をさらに備える。
　上記（７）の構成によれば、放射状の外側に配置された他のピストンの各々によって第１副クランク軸及び第２副クランク軸の各々を駆動できる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（７）の構成において、前記第２副クランク軸の各々は、前記第１副クランク軸の各々とは逆方向に回転する。
　上記（８）の構成によるエンジンを例えばドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体に搭載し、該エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。上記（８）の構成によれば、第１副クランク軸の各々が第２副クランク軸の各々とは逆方向に回転するように構成されているので、第１副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを第２副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。
（９）本発明の少なくとも一実施形態に係るエンジンは、
　放射状に配置された３以上のピストンを含むピストン群と、
　前記放射状に配置された前記３以上の前記ピストンによって共有される燃焼室と、
を備える。
　上記（９）の構成によれば、燃焼室を３以上のピストンで共有できるので、燃焼室の冷却損失を抑制できる。
（１０）幾つかの実施形態では、上記（９）の構成において、
　前記３以上の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置された３以上のクランク軸と、
　前記３以上の前記ピストンの各々と、前記３以上の前記クランク軸の各々とを接続するコンロッドと、
をさらに備える。
　上記（１０）の構成によれば、３以上のクランク軸を放射状に配置できる。
（１１）幾つかの実施形態では、上記（１０）の構成において、前記３以上のクランク軸の少なくとも一のクランク軸は、他のクランク軸とは逆方向に回転する。
　上記（１１）の構成によるエンジンを例えばドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体に搭載し、該エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。上記（１１）の構成によれば、３以上のクランク軸の少なくとも一のクランク軸が他のクランク軸とは逆方向に回転するように構成されているので、該他のクランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを該少なくとも一のクランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。
（１２）幾つかの実施形態では、上記（１１）の構成において、
　前記ピストン群は、放射状に配置された４以上の偶数個のピストンを含み、
　前記燃焼室は、前記放射状に配置された前記４以上の偶数個の前記ピストンによって共有され、
　前記４以上の偶数個の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置された４以上の偶数本のクランク軸と、
　前記４以上の偶数個の前記ピストンの各々と、前記４以上の偶数本の前記クランク軸の各々とを接続するコンロッドと、
をさらに備え、
前記４以上の偶数本の前記クランク軸の半数の前記クランク軸は、他の半数のクランク軸とは逆方向に回転する。
　上記（１２）の構成によるエンジンを例えばドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体に搭載し、該エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。上記（１２）の構成によれば、４以上の偶数本の前記クランク軸の半数の前記クランク軸が他の半数のクランク軸とは逆方向に回転するように構成されているので、上記半数のクランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを上記他の半数のクランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。
（１３）幾つかの実施形態では、上記（９）の構成において、
　前記３以上の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置された３以上の第１クランク軸と、
　前記３以上の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置され、前記第１クランク軸とは異なる３以上の第２クランク軸と、
　前記３以上の前記ピストンの各々と、前記第１クランク軸の各々とを接続する第３コンロッドと、
　前記３以上の前記ピストンの各々と、前記第２クランク軸の各々とを接続する第４コンロッドと、
をさらに備える。
　上記（１３）の構成によれば、上記３以上のピストンの各々によって第１クランク軸及び第２クランク軸の各々を駆動できる。
（１４）幾つかの実施形態では、上記（１３）の構成において、前記第２クランク軸の各々は、前記第１クランク軸の各々とは逆方向に回転する。
　上記（１４）の構成によるエンジンを例えばドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体に搭載し、該エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。上記（１４）の構成によれば、第１クランク軸の各々が第２クランク軸の各々とは逆方向に回転するように構成されているので、第１クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを第２クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。
（１５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１４）の何れかの構成において、前記ピストン群と、前記ピストン群が存在する平面に存在する前記燃焼室とを含む１列のピストンアセンブリが前記平面と直交する方向に２列以上配置されている。
　上記（１５）の構成によれば、さらにピストンの数を増やすことができる。
（１６）本発明の少なくとも一実施形態に係る飛行体は、
　飛行体本体と、
　少なくとも１基の上記（１）乃至（１５）の何れかの構成のエンジンと、
　前記エンジンによって駆動されるプロペラと、
を備える。
　上記（１６）の構成によれば、エンジンの上下方向の寸法を抑制できるので、該エンジンの駆動力でプロペラを回転させることで揚力及び推力を得るように構成した飛行体にとってエンジンレイアウトが合理的となる。
（１７）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、
　少なくとも２基の前記エンジンを備え、
　前記少なくとも２基の前記エンジンの各々の回転速度を制御する制御装置と、
を備える。
　上記（１７）の構成によれば、少なくとも２基のエンジンの各々の回転速度を制御することで、飛行中の飛行体の姿勢及び進行方向を変更できる。
（１８）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、前記飛行体本体に対する前記エンジンの姿勢を変更するための姿勢変更装置をさらに備える。
　上記（１８）の構成によれば、姿勢変更装置によって飛行体本体に対するエンジンの姿勢を変更することで、飛行中の飛行体の姿勢及び進行方向を変更できる。
（１９）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、
　上記（８）の構成のエンジンを備え、
　前記プロペラは、
　　前記第１副クランク軸によって駆動される第１プロペラと、
　　前記第２副クランク軸によって駆動される第２プロペラと、
を含む。
　上記（１９）の構成によれば、上記（８）の構成のエンジンを備えるので、第１副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを第２副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体の安定性が良好となる。また、上記（１９）の構成によれば、第１プロペラ及び第２プロペラを飛行体本体の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体の安定性が良好となる。
（２０）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、
　上記（１５）の構成のエンジンを備え、
　前記２列以上の前記ピストンアセンブリのうちの第１ピストンアセンブリにおける前記ピストンは、前記平面と直交する方向から見たときに、前記第１ピストンアセンブリとは異なる第２ピストンアセンブリにおいて前記放射状に配置されていて周方向に隣り合う２つの前記ピストンの間に配置される。
　上記（２０）の構成によれば、エンジンの重量バランスが悪化することを抑制できるので、飛行体の安定性が良好となる。
（２１）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、
　前記エンジンは、複数基設けられ、
　前記飛行体本体の平面視において前記飛行体本体から放射状に延在する複数の腕部
をさらに備え、
　前記複数基のエンジンのうちの少なくとも一部は、前記腕部の各々に取り付けられている。
　上記（２１）の構成によれば、複数のプロペラを飛行体本体の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体の安定性が良好となる。
（２２）幾つかの実施形態では、上記（１６）の構成において、
　上記（１４）の構成のエンジンを備え、
　前記プロペラは、
　　前記第１クランク軸によって駆動される第１プロペラと、
　　前記第２クランク軸によって駆動される第２プロペラと、
を含む。
　上記（２２）の構成によれば、上記（１４）の構成のエンジンを備えるので、第１クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを第２クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体の安定性が良好となる。また、上記（２２）の構成によれば、第１プロペラ及び第２プロペラを飛行体本体の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体の安定性が良好となる。
（２３）本発明の少なくとも一実施形態に係る飛行体は、
　飛行体本体と、
　上記（５）の構成のエンジンと、
　前記エンジンによって駆動されるプロペラと、
を備え、
　前記エンジンは、前記平面と直交する方向に２基配置され、
　前記プロペラは、
　　前記２基の前記エンジンのうちの一の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々によって駆動される第１プロペラと、
　　前記２基の前記エンジンのうちの他の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々によって駆動される第２プロペラと、
を含み、
　前記一の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々は、前記他の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々とは逆方向に回転する。
　上記（２３）の構成によれば、上記（５）の構成のエンジンを備えるので、一のエンジンにおける副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを他のエンジンにおける副クランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体の安定性が良好となる。また、上記（２３）の構成によれば、第１プロペラ及び第２プロペラを飛行体本体の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体の安定性が良好となる。
（２４）本発明の少なくとも一実施形態に係る飛行体は、
　飛行体本体と、
　上記（１０）の構成のエンジンと、
　前記エンジンによって駆動されるプロペラと、
を備え、
　前記エンジンは、前記クランク軸の延在方向に２基配置され、
　前記プロペラは、
　　前記２基の前記エンジンのうちの一の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々によって駆動される第１プロペラと、
　　前記２基の前記エンジンのうちの他の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々によって駆動される第２プロペラと、
を含み、
　前記一の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々は、前記他の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々とは逆方向に回転する。
　上記（２４）の構成によれば、上記（１０）の構成のエンジンを備えるので、一のエンジンにおけるクランク軸の回転によって発生するカウンタートルクを他のエンジンにおけるクランク軸の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体の安定性が良好となる。また、上記（２４）の構成によれば、第１プロペラ及び第２プロペラを飛行体本体の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体の安定性が良好となる。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、小型化が可能となるエンジンを提供することができる。
一実施形態に係るエンジンを搭載した飛行体の構成を説明するための模式的な側面図である。 図１で示す飛行体の模式的な上面図である。 他の実施形態に係るエンジンを搭載した飛行体の構成を説明するための模式的な側面図である。 図３で示す飛行体の模式的な上面図である。 一実施形態に係るエンジンの構成を模式的に示す図である。 他の実施形態に係るエンジンの構成を模式的に示す図である。 さらに他の実施形態に係るエンジンの構成を模式的に示す図である。 さらに他の実施形態に係るエンジンの構成を模式的に示す図である。 図５のＸＩ矢視図である。 図５のＸＩ矢視図である。 図６、７、８に示す幾つかの実施形態における変形例を示す図である。 １列のピストンアセンブリが２列配置されている場合のエンジンの構成を模式的に示した図である。 １列のピストンアセンブリが２列配置されている場合に、各列の副クランク軸を別々に設けた場合のエンジンの構成を模式的に示した図である。 幾つかの実施形態に係るコンロッドの構成の一例を模式的に示した図である。 幾つかの実施形態に係る飛行体における、エンジンの配置の他の例を示す図である。 幾つかの実施形態に係るエンジンを搭載する飛行体の姿勢制御に関する構成について説明するための模式的な図である。 幾つかの実施形態に係るエンジンを搭載する飛行体の姿勢制御に関する構成について説明するための模式的な図である。 幾つかの実施形態に係るエンジンを搭載する飛行体の姿勢制御に関する他の構成について説明するための構成を示す図である。 図６に示したエンジンを１列目及び２列目のピストンアセンブリとしたエンジンを搭載した飛行体の模式的な側面図である。 図７に示したエンジン又は図８に示したエンジンを１列目及び２列目のピストンアセンブリとしたエンジンを搭載した飛行体の模式的な側面図である。
　以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
（飛行体１の全体構成）
　図１は、一実施形態に係るエンジンを搭載した飛行体の構成を説明するための模式的な側面図である。図２は、図１で示す飛行体の模式的な上面図である。図３は、他の実施形態に係るエンジンを搭載した飛行体の構成を説明するための模式的な側面図である。図４は、図３で示す飛行体の模式的な上面図である。
　幾つかの実施形態に係る飛行体１は、飛行体本体（機体）３と、レシプロエンジン１０と、プロペラ５とを備えている。
　幾つかの実施形態に係る飛行体１は、ドローンとも呼ばれる無人航空機等のような飛行体である。幾つかの実施形態に係る飛行体１は、機体３に搭載された搬送物を搬送する用途に用いられてもよい。また、幾つかの実施形態に係る飛行体１における搬送物には人が含まれていてもよい。なお、機体３のことを飛行体本体３とも呼ぶ。
　幾つかの実施形態に係る飛行体１では、機体３の上方にレシプロエンジン１０が配置されている。以下の説明では、レシプロエンジン１０のことを単にエンジン１０とも呼ぶ。なお、幾つかの実施形態に係る飛行体１では、機体３の下方や側方にレシプロエンジン１０が配置されていてもよい。以下の説明では、機体３の上方にレシプロエンジン１０が配置されている場合について主に説明する。
　幾つかの実施形態に係る飛行体１では、エンジン１０の駆動力でプロペラ５を回転させることで揚力及び推力を得るように構成されている。幾つかの実施形態に係るエンジン１０の詳細については、後で説明する。
　幾つかの実施形態に係る飛行体１は、図１、２に示すように１つのプロペラ５を有していてもよく、図３、４に示すように複数のプロペラ５を有していてもよい。
　幾つかの実施形態に係る飛行体１では、プロペラ５が取り付けられたロータ７は、後述するようにエンジン１０のクランク軸の出力軸１１５、１３５に対して減速機を介さずに接続されていてもよく、減速機を介して接続されていてもよい。
（エンジン１０について）
　幾つかの実施形態に係る飛行体１では、搭載重量の増加や飛行可能時間の長時間化を図るために、動力源をレシプロエンジン１０としている。幾つかの実施形態に係る飛行体１を含む飛行体では、一般的に、搭載重量の増加のためにエンジンの軽量化が望まれ、飛行可能時間の長時間化のためにエンジンの効率向上が望まれる。また、幾つかの実施形態に係る飛行体１のように、機体３の上方や下方にエンジン１０を配置する場合には、上下方向の寸法を小さくすることが望ましい。
　これらの要求を満たすために、幾つかの実施形態に係るエンジン１０は、以下で説明する構成を有している。
　図５は、一実施形態に係るエンジン１０Ａの構成を模式的に示す図である。図６は、他の実施形態に係るエンジン１０Ｂの構成を模式的に示す図である。図７は、さらに他の実施形態に係るエンジン１０Ｃの構成を模式的に示す図である。図８は、さらに他の実施形態に係るエンジン１０Ｄの構成を模式的に示す図である。
（エンジン１０Ａ）
　図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａは、放射状に配置された複数のシリンダ１０１と、複数のピストン１０５と、１つのクランク軸１１０と、複数のコンロッド１２０とを有する。図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、シリンダ１０１の数は、例えば３であるが、４以上であってもよい。
　図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、複数のシリンダ１０１のそれぞれにおいて、１対のピストン１０５が互いにシリンダ１０１の軸線ＡＸｃｙ方向に沿って反対方向に移動するように構成されている。図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、複数のシリンダ１０１のそれぞれにおいて、１対のピストン１０５で挟まれたシリンダ１０１内の空間が燃焼室１３１とされる。すなわち、図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、複数のシリンダ１０１のそれぞれにおいて、１対のピストン１０５とシリンダ１０１とによって燃焼室１３１が形成されている。図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、燃焼室１３１を１対のピストン１０５で共有している。
　以下の説明において、図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａにおける、１つのシリンダ１０１と、該１つのシリンダ１０１内に配置された１対のピストンを含む構成をシリンダユニット１０７とも呼ぶ。また、以下の説明において、図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａにおけるクランク軸１１０を主クランク軸１１０Ａとも呼ぶ。
　図９は、図５のＸＩ矢視図であり、一実施形態に係るエンジン１０Ａのシリンダユニット１０７において１対のピストン１０５が上死点に位置しているときのシリンダユニット１０７の各部の状態を模式的に示している。図１０は、図５のＸＩ矢視図であり、一実施形態に係るエンジン１０Ａのシリンダユニット１０７において１対のピストン１０５が下死点に位置しているときのシリンダユニット１０７の各部の状態を模式的に示している。なお、便宜上、図９、１０では、シリンダ１０１の記載を省略している。
　図９、１０に示すように、図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、クランク軸１１０の出力軸１１５の中心を通る軸線ＡＸｃｒを中心とする径方向内側のピストン１０５（以下、内側ピストン１０５Ａとも呼ぶ）は、コンロッド１２０（以下、第１コンロッド１２１又は内側コンロッド１２１とも呼ぶ）によってクランク軸１１０の第１クランクピン１１１に連結されている。
　図９、１０に示すように、図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、軸線ＡＸｃｒを中心とする径方向外側のピストン１０５（以下、外側ピストン１０５Ｂとも呼ぶ）は、コンロッド１２０（以下、第２コンロッド１２３又は外側コンロッド１２３とも呼ぶ）によってクランク軸１１０の第２クランクピン１１３に連結されている。
　図９、１０に示す外側コンロッド１２３は、例えば外側ピストン１０５Ｂに対して一端がピストンピン１０９（図５参照）に連結された第１連結部１２３ａと、一端が第２クランクピン１１３に連結された第２連結部１２３ｂとを有する。そして、外側コンロッド１２３は、第１連結部１２３ａの他端と第２連結部１２３ｂの他端とが接続されている。
　図９、１０に示すように、外側コンロッド１２３は、第２連結部１２３ｂが外側ピストン１０５Ｂの側方において、すなわち図９、１０において不図示のシリンダ１０１の外側において、外側ピストン１０５Ｂを挟んで１対設けられていてもよい。
　クランク軸１１０において、第１クランクピン１１１と第２クランクピン１１３とは、位相が１８０度ずれて配置されている。したがって、クランク軸１１０が軸線ＡＸｃｒを中心に回転すると、１対のピストン１０５が互いにシリンダ１０１の軸線ＡＸｃｙ方向に沿って反対方向に移動する。
　図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａでは、３つの内側ピストン１０５Ａと３つの外側ピストン１０５Ｂとが１つのクランク軸１１０を駆動するように構成されている。
（エンジン１０Ｂ）
　図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂは、放射状に配置された複数のシリンダ１０１と、複数のピストン１０５と、１つの主クランク軸１１０Ａと、複数の副クランク軸１３０と、複数のコンロッド１２０とを有する。図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ａでは、シリンダ１０１の数は、例えば３であるが、４以上であってもよい。
　以下の説明では、図５に示した一実施形態のエンジン１０Ａと同様の構成については、同じ符号を付し、詳細の説明を省略する。
　図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、複数のシリンダ１０１のそれぞれにおいて、１対のピストン１０５が互いにシリンダ１０１の軸線ＡＸｃｙ方向に沿って反対方向に移動するように構成されている。図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、複数のシリンダ１０１のそれぞれにおいて、１対のピストン１０５で挟まれたシリンダ１０１内の空間が燃焼室１３１とされる。すなわち、図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、複数のシリンダ１０１のそれぞれにおいて、１対のピストン１０５とシリンダ１０１とによって燃焼室１３１が形成されている。図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、燃焼室１３１を１対のピストン１０５で共有している。
　図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、複数のシリンダ１０１毎に、シリンダ１０１よりも主クランク軸１１０Ａの軸線ＡＸｃｒを中心とする径方向外側に副クランク軸１３０が設けられている。
　図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、外側ピストン１０５Ｂは、コンロッド１２０（以下、第２コンロッド１２５又は外側コンロッド１２５とも呼ぶ）によって、副クランク軸１３０に連結されている。副クランク軸１３０のそれぞれは、主クランク軸１１０Ａと同じ方向に延在している。
　図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、３つの内側ピストン１０５Ａが１つの主クランク軸１１０Ａを駆動するように構成されている。図６に示した他の実施形態のエンジン１０Ｂでは、３つの外側ピストン１０５Ｂのそれぞれは、外側コンロッド１２５を介して連結されている３つの副クランク軸１３０の何れか１つを駆動する。これにより、３つの副クランク軸１３０がそれぞれ駆動される。
（エンジン１０Ｃ、１０Ｄ）
　図７に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、及び、図８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｄは、放射状に配置されたシリンダ部１５１を有し各シリンダ部１５１が中心側の一端で互いに接続されているシリンダ１０１Ａと、複数のピストン１０５Ｃと、複数のクランク軸１３０Ａと、複数のコンロッド１２０とを有する。図７に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃでは、ピストン１０５Ｃの数は、例えば３であり、図８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｄでは、ピストン１０５Ｃの数は、例えば４である。しかし、ピストン１０５Ｃの数、すなわち、放射状に配置されたシリンダ部１５１の数は５以上であってもよい。
　以下の説明では、図５、６に示した幾つかの実施形態に係るエンジン１０Ａ、１０Ｂと同様の構成については、同じ符号を付し、詳細の説明を省略する。
　図７、８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、放射状に配置された複数のピストン１０５Ｃのそれぞれは、放射状に配置されたシリンダ部１５１のそれぞれの軸線ＡＸｃｙ方向に沿って移動するように構成されている。図７、８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、複数のピストン１０５Ｃで挟まれたシリンダ１０１内の空間が燃焼室１３１とされる。すなわち、図７、８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、複数のピストン１０５Ｃとシリンダ１０１Ａとによって燃焼室１３１が形成されている。図７、８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、燃焼室１３１を複数のピストン１０５Ｃで共有している。
　図７、８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、複数のピストン１０５Ｃのそれぞれは、それぞれの軸線ＡＸｃｙ方向に沿って同期して移動するように構成されている。すなわち、図７、８に示したさらに他の実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、複数のピストン１０５Ｃのそれぞれは、燃焼室１３１の中心１３１ａに向かって移動するときは、全てのピストン１０５Ｃが燃焼室１３１の中心１３１ａに向かって移動し、燃焼室１３１の中心１３１ａから離れる方向に移動するときは、全てのピストン１０５Ｃが燃焼室１３１の中心１３１ａから離れる方向に移動するように構成されている。
　なお、以下の説明では、上述した各エンジン１０Ａ～１０Ｄを特に区別する必要がない場合には、符号の後に付したアルファベットの記載を省略し、単にエンジン１０と呼ぶこととする。
　以下、幾つか実施形態に係るエンジン１０において、各クランク軸の回転方向がどのように決定されるかについて説明する。
　幾つか実施形態に係るエンジン１０において、各クランク軸の回転方向は、主に以下の３つの要因によって決定される。
　一つ目は、セルモータの回転方向である。
　幾つか実施形態に係るエンジン１０の始動時には不図示のセルモータで任意の方向にクランク軸を回転させるが、一旦回転を始めると、エンジン燃焼によってピストンが押し下げられる力は、慣性によってクランクの回転方向に合わせた方向に発生するため、そのまま回転が持続することとなる。
　二つ目は点火タイミングである。
　クランク角度は不図示のセンサによって常に監視しており、クランク角度に対して適切な点火タイミングを取ることで、回転方向が決定される。すなわち、上死点を少し過ぎた位置で燃焼圧が最大となるよう点火することで、爆発力が一方の回転方向に加わることとなり、回転方向が決定される。実際には、点火タイミングと燃焼圧最大点の間には時間差があるため、点火タイミング自体は上死点よりも少し前の時刻となる。
　三つ目は、バルブタイミングである。
　例えば４ストロークエンジンの場合、吸気・圧縮・爆発・排気の工程の順に合わせて吸・排気バルブが開閉する。吸・排気バルブの開閉動作はクランク軸に連結して行われているため、エンジンが連続燃焼を続けるための回転方向は、バルブタイミングと連動した一定方向となる。
　このように構成される、幾つかの実施形態に係るエンジン１０は、図５～図８に示すように、放射状に配置された３以上のピストン１０５を含むピストン群４１と、ピストン群４１が存在する平面に存在する１以上の燃焼室１３１とを備える。
　すなわち、図５、６に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ａ、１０Ｂは、放射状に配置された３つの内側ピストン１０５Ａを含む複数のピストン１０５を備える。図５、６に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ａ、１０Ｂは、放射状に配置された３つの内側ピストン１０５Ａが存在する平面に存在し、放射状に配置された３つの内側ピストン１０５Ａの各々が外側ピストン１０５Ｂと共有する燃焼室１３１を３つ備える。
　換言すると、図５、６に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ａ、１０Ｂにおいて、ピストン群１１は、放射状の内側に配置された一のピストン（内側ピストン１０５Ａ）と、放射状の外側に、内側ピストン１０５Ａと対向するように配置された他の前記ピストン（外側ピストン１０５Ｂ）とを含む複数のピストン対４３を含む。図５、６に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ａ、１０Ｂにおいて、燃焼室１３１は、内側ピストン１０５Ａと、外側ピストン１０５Ｂとの間に配置される。
　また、図７、８に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄは、放射状に配置された３以上のピストン１０５Ｃを含むピストン群４１と、ピストン群４１が存在する平面に存在し、放射状に配置された３以上のピストン１０５Ｃによって共有される燃焼室１３１とを備える。
　このように構成される、幾つかの実施形態に係るエンジン１０は、図５～図８に示すように、各ピストン１０５は、シリンダ１０１の延在方向に沿って放射状に往復動するように構成されている。
　これにより、放射状に配置される複数のピストン１０５において隣り合うピストン１０５同士の間隔を狭めることで、上記平面内におけるピストン１０５の数を増やすことができる。これにより、上記平面と直交する方向にエンジンが大型化することを抑制できる。
　なお、図７、８に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄは、３以上のピストン１０５Ｃよりも放射状の外側に配置された３以上のクランク軸１３０Ａと、３以上のピストン１０５Ｃの各々と、３以上のクランク軸１３０Ａの各々とを接続するコンロッド１２０とを備える。
　したがって、図６、７、８に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ｂ、１０Ｃ、１０Ｄによれば、３以上の副クランク軸１３０又は３以上のクランク軸１３０Ａを放射状に配置できる。
　なお、上記平面は、図５～図８において紙面と平行な平面２１である。
　図７、８に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄでは、３以上のクランク軸１３０Ａの少なくとも一のクランク軸１３０Ａは、他のクランク軸１３０Ａとは逆方向に回転してもよい。
　図７、８に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ｃ、１０Ｄを例えば飛行体１に搭載し、該エンジン１０Ｃ、１０Ｄの駆動力でプロペラ５を回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。３以上のクランク軸１３０Ａの少なくとも一のクランク軸１３０Ａが他のクランク軸１３０Ａとは逆方向に回転するように構成されていれば、該他のクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクを該少なくとも一のクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体１の安定性が良好となる。
　図８に示すエンジン１０Ｄでは、ピストン群４１は、放射状に配置された４つのピストン１０５Ｃを含む。図８に示すエンジン１０Ｄでは、燃焼室１３１は、放射状に配置された４つのピストン１０５Ｃによって共有されている。図８に示すエンジン１０Ｄは、４つのピストン１０５Ｃよりも放射状の外側に配置された４本のクランク軸１３０Ａと、４つのピストン１０５Ｃの各々と、４本のクランク軸１３０Ａの各々とを接続するコンロッド１２０とを備える。図８において、複数のクランク軸１３０Ａについて、時計方向に沿って図示上側のクランク軸１３０Ａから順に第１クランク軸１３０１、第２クランク軸１３０２、第３クランク軸１３０３、第４クランク軸１３０４と呼ぶこととする。
　図８に示すエンジン１０Ｄでは、４本のクランク軸１３０Ａの半数のクランク軸１３０Ａは、他の半数のクランク軸１３０Ａとは逆方向に回転する。
　具体的には、図８に示すエンジン１０Ｄでは、例えば、平面視において第１クランク軸１３０１と第３クランク軸１３０３とが時計方向に回転し、第２クランク軸１３０２と第４クランク軸１３０４とが反時計方向に回転する。
　図８に示すエンジン１０Ｄを例えば飛行体１に搭載し、該エンジン１０Ｄの駆動力でプロペラ５を回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。図８に示すエンジン１０Ｄによれば、４本のクランク軸１３０Ａの半数のクランク軸１３０Ａが他の半数のクランク軸１３０Ａとは逆方向に回転するように構成されているので、上記半数のクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクを上記他の半数のクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体１の安定性が良好となる。
　なお、図８に示すエンジン１０Ｄにおいて、例えば、平面視において第１クランク軸１３０１と第２クランク軸１３０２とが時計方向に回転し、第３クランク軸１３０３と第４クランク軸１３０４とが反時計方向に回転することでカウンタートルクを相殺するようにしてもよい。
　すなわち、偶数本のクランク軸１３０Ａのうち、平面視において時計方向に回転するクランク軸１３０Ａの本数と、反時計方向に回転するクランク軸１３０Ａの本数とが同数であれば、カウンタートルクを効率的に減ずることができる。
　具体的には、次の特徴を有するエンジン１０であれば、カウンタートルクを効率的に減ずることができる。
　該エンジン１０では、ピストン群４１は、放射状に配置された４以上の偶数個のピストン１０５Ｃを含み、燃焼室１３１は、放射状に配置された４以上の偶数個のピストン１０５Ｃによって共有されているとよい。該エンジン１０では、４以上の偶数個のピストン１０５Ｃよりも放射状の外側に配置された４以上の偶数本のクランク軸１３０Ａと、４以上の偶数個のピストン１０５Ｃの各々と、４以上の偶数本のクランク軸１３０Ａの各々とを接続するコンロッド１２０とを備えているとよい。そして、該エンジン１０では、４以上の偶数本のクランク軸１３０Ａの半数のクランク軸１３０Ａは、他の半数のクランク軸１３０Ａとは逆方向に回転するように構成されているとよい。
　図５、６に示す幾つかの実施形態では、複数のピストン１０５は、放射状に配置された３以上のピストン１０５の各々に対向して配置された３以上の対向ピストン（外側ピストン１０５Ｂ）を含む。
　すなわち、図５、６に示す幾つかの実施形態では、複数のピストン１０５は、放射状に配置された３つの内側ピストン１０５Ａの各々に対向して配置された３つの対向ピストン、すなわち外側ピストン１０５Ｂを含む。
　これにより、上記平面２１と直交する方向にエンジン１０が大型化することを抑制しつつ、少なくともピストン数を６以上に増やすことができる。
　図５、６に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ａ、１０Ｂは、放射状に３以上配置された燃焼室１３１で囲まれる領域内に配置された主クランク軸１１０Ａを備える。図５、６に示す幾つかの実施形態では、放射状に配置された３以上のピストン１０５（内側ピストン１０５Ａ）の各々は、主クランク軸１１０Ａに対して第１コンロッド１２１を介して接続されている。
　換言すると、図５、６に示す幾つかの実施形態のエンジン１０Ａ、１０Ｂは、放射状に配置されたピストン群４１の中心領域４５内に配置された主クランク軸１１０Ａと、内側ピストン１０５Ａの各々と、主クランク軸１１０Ａとを接続する第１コンロッド１２１とを備える。
　これにより、燃焼室１３１内での混合気の爆発によって放射状に配置された３以上のピストン１０５の各々が受けた力で主クランク軸１１０Ａを駆動できる。また、主クランク軸１１０Ａを中心領域４５内に配置することで、主クランク軸１１０Ａを合理的な位置に配置できる。
　なお、上記中心領域４５は、内側ピストン１０５Ａの各々の往復動方向を延長した延長線の交点Ｐ、すなわち、各シリンダ１０１の軸線ＡＸｃｙの交点を含む領域に形成される。
　なお、上記交点Ｐは、クランク軸１１０の出力軸１１５の中心を通る軸線ＡＸｃｒ上の点でもある。
　図６に示す他の実施形態では、３以上の対向ピストン（外側ピストン１０５Ｂ）の各々は、主クランク軸１１０Ａに対して第２コンロッド１２３を介して接続されている。
　これにより、燃焼室１３１内での混合気の爆発によって少なくとも６以上のピストン１０５の各々が受けた力で主クランク軸１１０Ａを駆動できる。
　図６に示す他の実施形態では、燃焼室１３１を挟んで主クランク軸１１０Ａと対向して放射状に配置され、３以上の対向ピストン（外側ピストン１０５Ｂ）の各々と第２コンロッド１２５を介して接続された３以上の副クランク軸１３０を備える。
　これにより、３以上の副クランク軸１３０を放射状に配置できる。そのため、図３、４に示すように、プロペラ５を機体３の中心よりも側方へ向かう外側に容易に配置できる。
　図６に示す他の実施形態では、図６における矢印ａ及び矢印ｂで示すように、３以上の副クランク軸１３０は、主クランク軸１１０Ａとは逆方向に回転するように構成されている。
　図６に示す他の実施形態に係るエンジン１０Ｂでは、放射状に配置された３以上の内側ピストン１０５Ａの各々が主クランク軸１１０Ａを駆動するように構成されている。また、図６に示す他の実施形態に係るエンジン１０Ｂでは、３以上の対向ピストン（外側ピストン１０５Ｂ）の各々が放射状に配置された３以上の副クランク軸１３０のそれぞれを駆動するように構成されている。
　図６に示す他の実施形態に係るエンジン１０Ｂを例えば図３、４に示すように飛行体１に搭載し、該エンジン１０Ｂの駆動力でプロペラ５を回転させることで揚力及び推力を得るように構成した場合について考える。この場合、主クランク軸１１０Ａによってプロペラ５を回転させることで、該プロペラ５の回転方向とは反対方向に飛行体１を回転させようとするカウンタートルクが発生し、３以上の副クランク軸１３０によってプロペラ５をそれぞれ回転させることで、該プロペラ５の回転方向とは反対方向に飛行体１を回転させようとするカウンタートルクが発生する。
　これにより、３以上の副クランク軸１３０が主クランク軸１１０Ａとは逆方向に回転するように構成されているので、主クランク軸１１０Ａの回転によって発生するカウンタートルクを副クランク軸１３０の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。
　図１１は、図６、７、８に示す幾つかの実施形態における変形例を示す図である。
　例えば図６に示したエンジン１０Ｂについての変形例に係るエンジン１０は、燃焼室１３１を挟んで主クランク軸１１０Ａと対向して放射状に配置された３以上の第１副クランク軸１３７を備えていてもよい。そして、変形例に係るエンジン１０は、燃焼室１３１を挟んで主クランク軸１１０Ａと対向して放射状に配置され、第１副クランク軸１３７とは異なる３以上の第２副クランク軸１３９を備えていてもよい。変形例に係るエンジン１０は、外側ピストン１０５Ｂの各々と、第１副クランク軸１３７の各々とを接続する第３コンロッド１２７を備えていてもよい。変形例に係るエンジン１０は、外側ピストン１０５Ｂの各々と、第２副クランク軸１３９の各々とを接続する第４コンロッド１２９を備えていてもよい。
　これにより、放射状の外側に配置された外側ピストン１０５Ｂの各々によって第１副クランク軸１３７の各々及び第２副クランク軸１３９の各々を駆動できる。
　なお、図７、８に示す幾つかの実施形態に係るエンジン１０Ｃ、１０Ｄについての変形例に係るエンジン１０では、クランク軸１３０Ａに代えて、上記第１副クランク軸１３７に相当する第１クランク軸１３７Ａ、及び、上記第２副クランク軸１３９に相当する第２クランク軸１３９Ａを備えていてもよい。そして、変形例に係るエンジン１０は、３以上のピストン１０５Ｃの各々と、第１クランク軸１３７Ａの各々とを接続する第３コンロッド１２７と、３以上のピストン１０５Ｃの各々と、第２クランク軸１３９Ａの各々とを接続する第４コンロッド１２９とを備えていてもよい。
　例えば図６に示したエンジン１０Ｂについての変形例に係るエンジン１０であれば、図１１において矢印ｃ及び矢印ｄで示すように、第１副クランク軸１３７の各々の回転方向とは逆に第２副クランク軸１３９の各々を回転させるように構成することで、第１副クランク軸１３７の回転によって発生するカウンタートルクと第２副クランク軸１３９による回転によって発生するカウンタートルクとを相殺できる。
　なお、第１副クランク軸１３７の回転方向と第２副クランク軸１３９とが同じであってもよい。
　また、図７、８に示す幾つかの実施形態に係るエンジン１０Ｃ、１０Ｄについての変形例に係るエンジン１０であれば、図１１において矢印ｃ及び矢印ｄで示すように、第１クランク軸１３７Ａの各々の回転方向とは逆に第２クランク軸１３９Ａの各々を回転させるように構成することで、第１クランク軸１３７Ａの回転によって発生するカウンタートルクと第２クランク軸１３９Ａによる回転によって発生するカウンタートルクとを相殺できる。
　なお、第１クランク軸１３７Ａの回転方向と第２クランク軸１３９Ａとが同じであってもよい。
　図７、８に示す幾つかの実施形態では、燃焼室１３１は、放射状に配置された３以上のピストン１０５Ｃで共有されている。
　これにより、燃焼室１３１を３以上のピストン１０５で共有できるので、燃焼室１３１の冷却損失を抑制できる。
　なお、一つの上記平面２１に存在する、放射状に配置された３以上のピストン１０５と、１以上の燃焼室１３１とを含む、図５～８に示したエンジン１０Ａ～１０Ｄのそれぞれを１列のピストンアセンブリ１５とも呼ぶ。
　そして、１列のピストンアセンブリ１５が上記平面２１と直交する方向に２列以上配置されていてもよい。
　すなわち、ピストン群４１と、ピストン群４１が存在する平面２１に存在する１以上の燃焼室１３１とを含む１列のピストンアセンブリ１５が平面２１と直交する方向に２列以上配置されていてもよい。
　これにより、さらにピストン１０５の数を増やすことができる。
　なお、平面２１と直交する方向に２列以上配置されるピストンアセンブリ１５のそれぞれは、図５～８に示したエンジン１０Ａ～１０Ｄのいずれであってもよい。また、平面２１と直交する方向に２列以上配置されるピストンアセンブリ１５のそれぞれが同じ構成のエンジン１０であってもよく、異なる構成のエンジン１０であってもよい。すなわち、例えば平面２１と直交する方向に２列配置されるピストンアセンブリ１５のそれぞれが図５に示したエンジン１０Ａであってもよい。また、例えば平面２１と直交する方向に２列配置されるピストンアセンブリ１５の一方が図５に示したエンジン１０Ａであり、他方が図６に示したエンジン１０Ｂや図７に示したエンジン１０Ｃであってもよい。
　図１２は、１列のピストンアセンブリ１５が上記平面２１と直交する方向に２列配置されている場合のエンジン１０の構成を模式的に示した図である。なお、図１２では、１列目のピストンアセンブリ１５と２列目のピストンアセンブリ１５とを区別し易くするために、１列目のピストンアセンブリ１５、すなわち、紙面奥側のピストンアセンブリ１５を破線で示し、２列目のピストンアセンブリ１５、すなわち、紙面手前側のピストンアセンブリ１５を実線で示している。
　例えば、図１２に示すように、軸線ＡＸｃｒ方向から見たときに、１列目のピストンアセンブリ１５における隣り合う２つのシリンダユニット１０７の間に、２列目のピストンアセンブリ１５のシリンダユニット１０７が配置されるようにしてもよい。これにより、例えばこのエンジン１０を飛行体１に搭載したときに、エンジン１０の重量バランスが良好となる。また、このエンジン１０が空冷エンジンである場合には、各シリンダユニット１０７が均等に冷却され易くなる。
　なお、軸線ＡＸｃｒ方向から見たときに、１列目のピストンアセンブリ１５におけるシリンダユニット１０７と、２列目のピストンアセンブリ１５のシリンダユニット１０７とが重なるように配置してもよい。
　なお、図１２に示すように、１列のピストンアセンブリ１５が上記平面２１と直交する方向に２列配置されている場合、下方に配置された１列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１１０又は主クランク軸１１０Ａと、上方に配置された２列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１１０又は主クランク軸１１０Ａとを別々に設けてもよく、同一のクランク軸で構成してもよい。
　図１２に示すように、１列のピストンアセンブリ１５が上記平面２１と直交する方向に２列配置されている場合、下方に配置された１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０と、上方に配置された２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０とを別々に設けてもよい。図１３は、１列のピストンアセンブリ１５が上述したように２列配置されている場合に、各列の副クランク軸１３０又はクランク軸１３０Ａを別々に設けた場合のエンジン１０の構成を模式的に示した図である。
　この場合、図１３において矢印ｅ及び矢印ｆで示すように、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｃと、２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｄとで回転方向が異なるように構成することで、各副クランク軸１３０Ｃ、１３０Ｄの回転によって発生するカウンタートルクを相殺できる。
　なお、図１３において二点鎖線で示すように、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｃと、２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｄとを結合部１９１で結合するか、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸と、２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸とを同一のクランク軸で構成してもよい。この場合には、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸の出力軸１３５と、２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸の出力軸１３５とは、同じ方向に回転する。
　以下、図１４を参照して、ピストン１０５とクランク軸１１０又は主クランク軸１１０Ａとを連結するコンロッド１２０の構成の一例について説明する。図１４は、幾つかの実施形態に係るコンロッド１２０の構成の一例を模式的に示した図である。
　図１４に示したコンロッド１２０Ａは、マスターロッド２１０と、サブロッド２２０とを含んでいる。マスターロッド２１０は、基端部２１１と先端部２１３とを有する。
　図１４に示したコンロッド１２０Ａは、上述した内側コンロッド１２１として用いられる場合、基端部２１１がクランク軸１１０又は主クランク軸１１０Ａの第１クランクピン１１１と連結される。図１４に示したコンロッド１２０Ａは、上述した外側コンロッド１２３として用いられる場合、基端部２１１がクランク軸１１０又は主クランク軸１１０Ａの第２クランクピン１１３と連結される。
　図１４に示したコンロッド１２０Ａは、内側コンロッド１２１として用いられる場合、先端部２１３が内側ピストン１０５Ａとピストンピン１０９を介して連結される。図１４に示したコンロッド１２０Ａは、外側コンロッド１２３として用いられる場合、先端部２１３が図９、１０で示した第１連結部１２３ａを有し、第１連結部１２３ａがピストンピン１０９を介して外側ピストン１０５Ｂと連結される。
　図１４に示したコンロッド１２０Ａでは、サブロッド２２０は、基端部２２１と先端部２２３とを有する。基端部２２１は、マスターロッド２１０の基端部２１１に配置されたピン２１５と連結される。
　図１４に示したコンロッド１２０Ａは、内側コンロッド１２１として用いられる場合、先端部２２３が内側ピストン１０５Ａとピストンピン１０９を介して連結される。図１４に示したコンロッド１２０Ａは、外側コンロッド１２３として用いられる場合、先端部２２３が図９、１０で示した第１連結部１２３ａを有し、第１連結部１２３ａがピストンピン１０９を介して外側ピストン１０５Ｂと連結される。
　このように、図１４に示したコンロッド１２０Ａでは、マスターロッド２１０に対してサブロッド２２０がピン２１５を中心として揺動可能に構成されている。これにより、周方向に複数配置されたピストン１０５の数が増えても、コンロッド１２０Ａの数をクランク軸１１０、１１０Ａの延在方向に沿って増やすことなく、ピストン１０５の動きをクランク軸１１０、１１０Ａに伝達できる。したがって、クランク軸１１０の延在方向に沿ったエンジン１０の寸法が大きくなることを抑制できる。
　図１５は、幾つかの実施形態に係る飛行体１における、エンジン１０の配置の他の例を示す図である。例えば図１５に示すように、平面視において機体３の中心よりも外側に延在する腕部９を周方向に間隔を空けて複数設け、各腕部９の先端近傍に図７、８で示すようなエンジン１０Ｃ、１０Ｄを取り付けてもよく、他の実施形態に係るエンジン１０を取り付けてもよい。なお、飛行体１に設けるエンジン１０は、各腕部９に取り付けたエンジン１０だけであってもよく、上述したように機体３の上方に配置したエンジン１０とともに設けてもよい。この場合に、機体３の上方に配置するエンジン１０に代えて、電動機を設け、この電動機によってプロペラ５を駆動するようにしてもよい。
　すなわち、図１５に示した飛行体１では、エンジン１０は、複数基設けられている。図１５に示した飛行体１は、飛行体本体３の平面視において飛行体本体３から放射状に延在する複数の腕部９を備えている。図１５に示した飛行体１では、複数基のエンジン１０のうちの少なくとも一部は、腕部９の各々に取り付けられている。
　これにより、複数のプロペラ５を飛行体本体３の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
（姿勢制御について）
　図１６及び図１７は、幾つかの実施形態に係るエンジン１０を搭載する飛行体１の姿勢制御に関する構成について説明するための模式的な図である。
　幾つかの実施形態では、機体３とエンジン１０との間に、姿勢変更装置５０を設けてもよい。姿勢変更装置５０は、機体３に対するエンジン１０の姿勢を変更するための不図示のアクチュエータを有している。この姿勢変更装置５０によって、例えば図１７に示すように、機体３に対してエンジン１０を傾けることで、飛行中の飛行体１の姿勢及び進行方向を変更できる。
　図１８は、幾つかの実施形態に係るエンジン１０を搭載する飛行体１の姿勢制御に関する他の構成について説明するための構成を示す図である。
　幾つかの実施形態に係るエンジン１０を搭載する飛行体１は、少なくとも２基のエンジン１０と、これら少なくとも２基のエンジン１０の各々の回転速度を制御する制御装置６０とを備えていてもよい。なお、図１８では、飛行体１が３基のエンジン１０を備えた例を示している。このように、複数のエンジン１０の各々の回転速度を制御装置６０で制御することで、飛行中の飛行体１の姿勢及び進行方向を変更できる。
　また、例えばプロペラ５が取り付けられたロータ７がエンジン１０のクランク軸の出力軸１１５、１３５に対して減速比を任意に変更可能な減速機を介して接続されている場合、次のようにしてもよい。すなわち、この場合には、複数のエンジン１０の各々の回転速度を制御することに代えて、又は、複数のエンジン１０の各々の回転速度を制御するとともに、減速機の減速比を変更することで個々のプロペラ５の回転速度を変更してもよい。
　なお、上述した幾つかの実施形態に係るエンジン１０を備えることで、飛行体１の性能向上を図ることができる。すなわち、上述した幾つかの実施形態に係るエンジン１０を備える飛行体１は、上述した幾つかの実施形態に係る何れかのエンジン１０と、該エンジン１０によって駆動されるプロペラ５とを備えているので、エンジンの上下方向の寸法を抑制できる。したがって、該エンジン１０の駆動力でプロペラ５を回転させることで揚力及び推力を得るように構成した飛行体１にとってエンジンレイアウトが合理的となる。上述した幾つかの実施形態に係るエンジン１０を備える飛行体１は、エンジン１０の軽量化による搭載重量の増加や飛行体１全体での軽量化が実現可能である。また、上述した幾つかの実施形態に係るエンジン１０を備える飛行体１は、エンジン１０の高効率化や上述した飛行体１全体での軽量化により、飛行可能時間の長時間化が実現可能である。上述した幾つかの実施形態に係るエンジン１０を備える飛行体１は、エンジン１０の小型化による飛行体１全体での小型化、軽量化が実現可能である。
　例えば、図１１に示す構成を有するエンジン１０と、該エンジン１０の第１副クランク軸１３７又は第１クランク軸１３７Ａによって駆動される第１プロペラ５Ａと、第２副クランク軸１３９又は第２クランク軸１３９Ａによって駆動される第２プロペラ５Ｂとを備える飛行体１では、次の作用効果を奏する。
　図１１に示す構成を有するエンジン１０は、外側ピストン１０５Ｂによって互いに逆方向に回転駆動される第１副クランク軸１３７又は第１クランク軸１３７Ａと、第２副クランク軸１３９又は第２クランク軸１３９Ａとを備えている。これにより、第１副クランク軸１３７又は第１クランク軸１３７Ａの回転によって発生するカウンタートルクを第２副クランク軸１３９又は第２クランク軸１３９Ａの回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。したがって、飛行体１の安定性が良好となる。また、第１プロペラ５Ａ及び第２プロペラ５Ｂを飛行体本体３の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
　例えば、図１２に示すエンジン１０において、実線で示したピストンアセンブリ１５を第１ピストンアセンブリ１５Ａと称することとし、破線で示したピストンアセンブリ１５を第２ピストンアセンブリ１５Ｂと称することとする。例えば、図１２に示すエンジン１０では、第１ピストンアセンブリ１５Ａにおけるピストン１０５は、平面２１と直交する方向から見たときに、第２ピストンアセンブリ１５Ｂにおいて放射状に配置されていて周方向に隣り合う２つのピストン１０５の間に配置されている。
　該エンジン１０を搭載する飛行体１では、エンジン１０の重量バランスが悪化することを抑制できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
　例えば、図１３に示すように、図６に示したエンジン１０Ｂを１列目及び２列目のピストンアセンブリ１５としたエンジン１０を搭載した飛行体１について考える。図１９は、図６に示したエンジン１０Ｂを１列目及び２列目のピストンアセンブリ１５としたエンジン１０Ｅを搭載した飛行体１の模式的な側面図である。
　該エンジン１０Ｅにおいて、図１３に示すように、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｃの各々によって第１プロペラ５Ａが駆動され、２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｄの各々によって第２プロペラ５Ｂが駆動されるものとする。そして、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｃの各々は、２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｄの各々とは逆方向に回転するものとする。
　該エンジン１０Ｅを搭載した飛行体１では、１列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｃの回転によって発生するカウンタートルクを２列目のピストンアセンブリ１５における副クランク軸１３０Ｄの回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体１の安定性が良好となる。また、該飛行体１では、第１プロペラ５Ａ及び第２プロペラ５Ｂを飛行体本体３の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
　また、例えば、図１３に示すように、図７に示したエンジン１０Ｃ又は図８に示したエンジン１０Ｄを１列目及び２列目のピストンアセンブリ１５としたエンジン１０を搭載した飛行体１について考える。図２０は、図７に示したエンジン１０Ｃ又は図８に示したエンジン１０Ｄを１列目及び２列目のピストンアセンブリ１５としたエンジン１０Ｆを搭載した飛行体１の模式的な側面図である。
　該エンジン１０Ｆにおいて、図１３に示すように、１列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１３０Ａの各々によって第１プロペラ５Ａが駆動され、２列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１３０Ａの各々によって第２プロペラ５Ｂが駆動されるものとする。そして、１列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１３０Ａの各々は、２列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１３０Ａの各々とは逆方向に回転するものとする。
　該エンジン１０Ｆを搭載した飛行体１では、１列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクを２列目のピストンアセンブリ１５におけるクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体１の安定性が良好となる。また、該飛行体１では、第１プロペラ５Ａ及び第２プロペラ５Ｂを飛行体本体３の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
　なお、飛行体１は、上述した幾つかの実施形態に係るエンジン１０を２基以上備えていてもよい。この場合には、必ずしも同じ実施形態のエンジン１０を備える必要はなく、異なる実施形態に係るエンジン１０を備えるようにしてもよい。
　一例として、上述した図１９における飛行体１のエンジン１０に代えて、図６に示したエンジン１０Ｂを２基備えていてもよい。このような飛行体１は、以下の特徴を備えている。
　すなわち、この飛行体１は、飛行体本体（機体）３と、図６に示したエンジン１０Ｂと、このエンジン１０Ｂによって駆動されるプロペラ５とを備えている。この飛行体１では、図６に示したエンジン１０Ｂは、平面２１（図６参照）と直交する方向に２基配置されている。この飛行体１では、プロペラ５は、２基のエンジン１０Ｂのうちの一のエンジン１０Ｂにおける副クランク軸１３０の各々によって駆動される第１プロペラ５Ａ（図１９参照）と、２基のエンジン１０Ｂのうちの他のエンジン１０Ｂにおける副クランク軸１３０の各々によって駆動される第２プロペラ５Ｂ（図１９参照）とを含む。そして、この飛行体１では、上記一のエンジン１０Ｂにおける副クランク軸１３０の各々は、上記他のエンジン１０Ｂにおける副クランク軸１３０の各々とは逆方向に回転する。
　この飛行体１によれば、図６に示したエンジン１０Ｂのエンジンを備えるので、一のエンジン１０Ｂにおける副クランク軸１３０の回転によって発生するカウンタートルクを他のエンジン１０Ｂにおける副クランク軸１３０の回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体１の安定性が良好となる。また、この飛行体１によれば、第１プロペラ５Ａ及び第２プロペラ５Ｂを飛行体本体３の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
　他の一例として、上述した図２０における飛行体１のエンジン１０に代えて、図７に示したエンジン１０Ｃ又は図８に示したエンジン１０Ｄを２基備えていてもよい。このような飛行体１は、以下の特徴を備えている。
　すなわち、この飛行体１は、飛行体本体（機体）３と、図７に示したエンジン１０Ｃ又は図８に示したエンジン１０Ｄと、このエンジン１０Ｃ又はエンジン１０Ｄによって駆動されるプロペラ５とを備えている。この飛行体１では、エンジン１０Ｃ又はエンジン１０Ｄは、クランク軸１３０Ａの延在方向に２基配置されている。この飛行体１では、プロペラ５は、２基のエンジン１０のうちの一のエンジン１０におけるクランク軸１３０Ａの各々によって駆動される第１プロペラ５Ａ（図２０参照）と、２基のエンジン１０のうちの他のエンジン１０におけるクランク軸１３０Ａの各々によって駆動される第２プロペラ５Ｂと含む。そして、この飛行体１では、上記一のエンジン１０におけるクランク軸１３０Ａの各々は、上記他のエンジン１０におけるクランク軸１３０Ａの各々とは逆方向に回転する。
　この飛行体１によれば、図７に示したエンジン１０Ｃ又は図８に示したエンジン１０Ｄを備えるので、一のエンジン１０におけるクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクを他のエンジン１０におけるクランク軸１３０Ａの回転によって発生するカウンタートルクで減ずることができる。これにより、飛行体１の安定性が良好となる。また、この飛行体１によれば、第１プロペラ５Ａ及び第２プロペラ５Ｂを飛行体本体３の平面視において広い範囲に配置できるので、飛行体１の安定性が良好となる。
　本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。例えば、エンジン１０の他に電動機などの他の動力源によって一部のプロペラ５が駆動されるように飛行体１を構成してもよい。
１　飛行体
３　飛行体本体（機体）
５　プロペラ
１０、１０Ａ、１０Ｂ、１０Ｃ、１０Ｄ　レシプロエンジン（エンジン）
１５　ピストンアセンブリ
２１　平面
４１　ピストン群
４３　ピストン対
４５　中心領域
５０　姿勢変更装置
１０１、１０１Ａ　シリンダ
１０５　ピストン
１０５Ａ　内側ピストン
１０５Ｂ　外側ピストン（対向ピストン）
１０７　シリンダユニット
１１０　クランク軸
１１０Ａ　主クランク軸
１２０　コンロッド
１２１　第１コンロッド（内側コンロッド）
１２３　第２コンロッド（外側コンロッド）
１２５　第２コンロッド（外側コンロッド）
１２７　第３コンロッド
１２９　第４コンロッド
１３０　副クランク軸
１３０Ａ　クランク軸
１３１　燃焼室
１３７　第１副クランク軸
１３９　第２副クランク軸

Claims (24)

  1. 　放射状に配置された３以上のピストンを含むピストン群と、
    　前記ピストン群が存在する平面に存在する複数の燃焼室と、
    を備え
    　前記ピストン群は、前記放射状の内側に配置された一の前記ピストンと、前記放射状の外側に、前記一の前記ピストンと対向するように配置された他の前記ピストンとを含む複数のピストン対を含み、
    　前記燃焼室は、前記一の前記ピストンと、前記他の前記ピストンとの間に配置される、
    エンジン。
  2. 　前記放射状に配置された前記ピストン群の中心領域内に配置された主クランク軸と、
    　前記一の前記ピストンの各々と、前記主クランク軸とを接続する第１コンロッドと、
    をさらに備える、
    請求項１に記載のエンジン。
  3. 　前記中心領域は、前記一の前記ピストンの各々の往復動方向を延長した延長線の交点を含む領域に形成される、請求項２に記載のエンジン。
  4. 　前記他の前記ピストンの各々と、前記主クランク軸とを接続する第２コンロッド、
    をさらに備える、
    請求項２又は３に記載のエンジン。
  5. 　前記燃焼室を挟んで前記主クランク軸と対向して放射状に配置された３以上の副クランク軸と、
    　前記他の前記ピストンの各々と、前記副クランク軸の各々とを接続する第２コンロッドと、
    をさらに備える
    請求項２又は３に記載のエンジン。
  6. 　前記副クランク軸の各々は、前記主クランク軸とは逆方向に回転する
    請求項５に記載のエンジン。
  7. 　前記燃焼室を挟んで前記主クランク軸と対向して放射状に配置された３以上の第１副クランク軸と、
    　前記燃焼室を挟んで前記主クランク軸と対向して放射状に配置され、前記第１副クランク軸とは異なる３以上の第２副クランク軸と、
    　前記他の前記ピストンの各々と、前記第１副クランク軸の各々とを接続する第３コンロッドと、
    　前記他の前記ピストンの各々と、前記第２副クランク軸の各々とを接続する第４コンロッドと、
    をさらに備える
    請求項２又は３に記載のエンジン。
  8. 　前記第２副クランク軸の各々は、前記第１副クランク軸の各々とは逆方向に回転する
    請求項７に記載のエンジン。
  9. 　放射状に配置された３以上のピストンを含むピストン群と、
    　前記放射状に配置された前記３以上の前記ピストンによって共有される燃焼室と、
    を備える
    エンジン。
  10. 　前記３以上の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置された３以上のクランク軸と、
    　前記３以上の前記ピストンの各々と、前記３以上の前記クランク軸の各々とを接続するコンロッドと、
    をさらに備える
    請求項９に記載のエンジン。
  11. 　前記３以上のクランク軸の少なくとも一のクランク軸は、他のクランク軸とは逆方向に回転する
    請求項１０に記載のエンジン。
  12. 　前記ピストン群は、放射状に配置された４以上の偶数個のピストンを含み、
    　前記燃焼室は、前記放射状に配置された前記４以上の偶数個の前記ピストンによって共有され、
    　前記４以上の偶数個の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置された４以上の偶数本のクランク軸と、
    　前記４以上の偶数個の前記ピストンの各々と、前記４以上の偶数本の前記クランク軸の各々とを接続するコンロッドと、
    をさらに備え、
    前記４以上の偶数本の前記クランク軸の半数の前記クランク軸は、他の半数のクランク軸とは逆方向に回転する
    請求項１１に記載のエンジン。
  13. 　前記３以上の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置された３以上の第１クランク軸と、
    　前記３以上の前記ピストンよりも前記放射状の外側に配置され、前記第１クランク軸とは異なる３以上の第２クランク軸と、
    　前記３以上の前記ピストンの各々と、前記第１クランク軸の各々とを接続する第３コンロッドと、
    　前記３以上の前記ピストンの各々と、前記第２クランク軸の各々とを接続する第４コンロッドと、
    をさらに備える
    請求項９に記載のエンジン。
  14. 　前記第２クランク軸の各々は、前記第１クランク軸の各々とは逆方向に回転する
    請求項１３に記載のエンジン。
  15. 　前記ピストン群と、前記ピストン群が存在する平面に存在する前記燃焼室とを含む１列のピストンアセンブリが前記平面と直交する方向に２列以上配置されている
    請求項１乃至１４の何れか一項に記載のエンジン。
  16. 　飛行体本体と、
    　少なくとも１基の請求項１乃至１５の何れか一項に記載のエンジンと、
    　前記エンジンによって駆動されるプロペラと、
    を備える
    飛行体。
  17. 　少なくとも２基の前記エンジンを備え、
    　前記少なくとも２基の前記エンジンの各々の回転速度を制御する制御装置と、
    を備える
    請求項１６に記載の飛行体。
  18. 　前記飛行体本体に対する前記エンジンの姿勢を変更するための姿勢変更装置
    をさらに備える
    請求項１６に記載の飛行体。
  19. 　請求項８に記載のエンジンを備え、
    　前記プロペラは、
    　　前記第１副クランク軸によって駆動される第１プロペラと、
    　　前記第２副クランク軸によって駆動される第２プロペラと、
    を含む
    請求項１６に記載の飛行体。
  20. 　請求項１５に記載のエンジンを備え、
    　前記２列以上の前記ピストンアセンブリのうちの第１ピストンアセンブリにおける前記ピストンは、前記平面と直交する方向から見たときに、前記第１ピストンアセンブリとは異なる第２ピストンアセンブリにおいて前記放射状に配置されていて周方向に隣り合う２つの前記ピストンの間に配置される
    請求項１６に記載の飛行体。
  21. 　前記エンジンは、複数基設けられ、
    　前記飛行体本体の平面視において前記飛行体本体から放射状に延在する複数の腕部
    をさらに備え、
    　前記複数基のエンジンのうちの少なくとも一部は、前記腕部の各々に取り付けられている
    請求項１６に記載の飛行体。
  22. 　請求項１４に記載のエンジンを備え、
    　前記プロペラは、
    　　前記第１クランク軸によって駆動される第１プロペラと、
    　　前記第２クランク軸によって駆動される第２プロペラと、
    を含む
    請求項１６に記載の飛行体。
  23. 　飛行体本体と、
    　請求項５に記載のエンジンと、
    　前記エンジンによって駆動されるプロペラと、
    を備え、
    　前記エンジンは、前記平面と直交する方向に２基配置され、
    　前記プロペラは、
    　　前記２基の前記エンジンのうちの一の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々によって駆動される第１プロペラと、
    　　前記２基の前記エンジンのうちの他の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々によって駆動される第２プロペラと、
    を含み、
    　前記一の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々は、前記他の前記エンジンにおける前記副クランク軸の各々とは逆方向に回転する
    飛行体。
  24. 　飛行体本体と、
    　請求項１０に記載のエンジンと、
    　前記エンジンによって駆動されるプロペラと、
    を備え、
    　前記エンジンは、前記クランク軸の延在方向に２基配置され、
    　前記プロペラは、
    　　前記２基の前記エンジンのうちの一の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々によって駆動される第１プロペラと、
    　　前記２基の前記エンジンのうちの他の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々によって駆動される第２プロペラと、
    を含み、
    　前記一の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々は、前記他の前記エンジンにおける前記クランク軸の各々とは逆方向に回転する
    飛行体。
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