WO2021210063A1 - マルチコプタ - Google Patents

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WO2021210063A1
WO2021210063A1 PCT/JP2020/016419 JP2020016419W WO2021210063A1 WO 2021210063 A1 WO2021210063 A1 WO 2021210063A1 JP 2020016419 W JP2020016419 W JP 2020016419W WO 2021210063 A1 WO2021210063 A1 WO 2021210063A1
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WO
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rotor
engine
multicopter
internal combustion
combustion engine
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PCT/JP2020/016419
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明 花光
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川崎重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a multicopter.
  • Patent Document 1 discloses a multicopter including a plurality of rotors and a motor for rotationally driving each of the plurality of rotors.
  • This multicopter includes a generator driven by an engine and a battery.
  • a cooling fan that generates a cooling air flow toward the engine is provided in a coupling that connects the generator and the engine.
  • heating element mounted on the multicopter.
  • An object of the present invention is to provide a multicopter with improved cooling performance.
  • the present invention With the support A plurality of rotors supported by the support, A heating element composed of an electrical component or an electrical component and an internal combustion engine that supplies electric power for rotationally driving the plurality of rotors.
  • a control device that controls the flight of the airframe by individually adjusting the rotation speed of each of the plurality of rotors.
  • a cooling unit for cooling the heating element is provided.
  • the cooling unit With a heat exchanger A circulating refrigerant that circulates between the heat exchanger and the heating element, Provided is a multicopter, which includes a pump for circulating the circulating refrigerant.
  • the circulating refrigerant removes heat from the heat generating portion of the heating element.
  • the heat-removed refrigerant is pumped to the heat exchanger.
  • the circulating refrigerant is cooled by exchanging heat with the atmosphere in a heat exchanger.
  • the heat exchanger may be located in a basin through which an air flow generated by the rotation of the rotor passes.
  • the multicopter 1 in the present embodiment can control the attitude by individually rotating and controlling a plurality of rotors 20 by an electric motor (motor) 48.
  • the inclination and rotation axis of the rotor 20 are maintained at predetermined fixed values.
  • an engine 32 which is an internal combustion engine, is used as a drive source of the rotor 20.
  • the multicopter 1 converts the mechanical output output by the engine 32 into electric power by the generator 47.
  • the multicopter 1 supplies the electric power generated in this way to the motor 48 to rotate the rotor 20.
  • the multicopter 1 of the present embodiment drives a plurality of rotors 20 by the power of a motor 48 to fly, and the engine 32 is used only for power generation. In other words, the multicopter 1 of the present embodiment does not directly drive a plurality of rotors 20 by the power of the engine 32.
  • the multicopter 1 of the present embodiment controls a plurality of rotors 20, a motor 48 individually provided for each of the plurality of rotors 20, a plurality of engines 32, a plurality of generators 47, and each motor 48. It includes a control device 45 and a support 10 for supporting those components.
  • the multicopter 1 of the present embodiment includes a rotor unit 2 that includes a rotor 20, a motor 48, and an inverter 42, and a power generation unit 3 that includes an engine 32, a generator 47, and a converter 41. , Equipped with.
  • a predetermined reference plane and an orthogonal direction orthogonal to the reference plane are set.
  • the rotor blades of each rotor 20 extend roughly along a reference plane.
  • the axis of rotation of each rotor 20 extends roughly along the orthogonal direction.
  • the reference plane set in the multicopter 1 extends horizontally
  • the description will be based on the reference posture.
  • the rotors of each rotor 20 extend roughly along the horizontal plane.
  • the rotation axis of each rotor 20 extends roughly along the vertical direction. Therefore, in the reference posture, the multicopter 1 generates lift in the vertical direction.
  • Each rotor 20 is arranged at a distance from each other in the horizontal direction. Each rotor 20 is arranged at a position surrounding the center of gravity position of the multicopter 1 in a plan view, away from the center of gravity position of the multicopter 1.
  • the multicopter 1 is defined as a fuselage region 1a adjacent to the plurality of rotors 20 including the position of the center of gravity of the multicopter 1 and a rotor side region 1b located closer to the plurality of rotors 20 with respect to the fuselage region 1a.
  • the fuselage region 1a is an inner region of a polygon connecting the rotation axes of the plurality of rotors 20.
  • the body region 1a is formed in a long shape in a plan view.
  • the long side direction of the fuselage region 1a may be referred to as the fuselage front-rear direction DL
  • the short side direction of the fuselage region 1a may be referred to as the fuselage width direction DW.
  • the aircraft front-rear direction DL is a direction parallel to the direction in which the aircraft travels.
  • the aircraft front-rear direction DL and the aircraft width direction DW are named for easy understanding, and may be irrelevant to the traveling direction and the aircraft shape. In that case, the aircraft front-rear direction DL is the first direction extending parallel to the reference plane, and the aircraft width direction DW is the second direction extending parallel to the reference plane and orthogonal to the first direction.
  • a plurality of rotors 20 are arranged on both sides of the fuselage region 1a in the body width direction DW.
  • four rotors 20a to 20d arranged in the airframe front-rear direction DL are arranged on one side of the fuselage region 1a in the airframe width direction DW.
  • the other four rotors 20e to 20h arranged in the airframe front-rear direction DL are arranged on the other side of the fuselage region 1a in the airframe width direction DW.
  • the support 10 includes a body frame 11 arranged in the body region 1a and a rotor support frame 12 arranged in the rotor side region 1b.
  • the body frame 11 supports many parts except the rotor 20.
  • the body frame 11 constitutes the strength member of the multicopter 1, and includes at least a portion constituting the skeleton.
  • the body frame 11 supports a fuselage device arranged in the fuselage region 1a.
  • the body frame 11 defines a fuselage equipment loading space S1 (see FIG. 2) on which the fuselage equipment is loaded.
  • the fuselage device includes each of the power generation units 3 described above and a power supply device for supplying the electric power generated by the power generation unit 3 to each motor 48.
  • the body frame 11 may be formed in a basket shape formed by a plurality of pillars.
  • the body housing 11a is fixed to the body frame 11, and the body device is arranged in the internal space of the body housing 11a.
  • the rotor support frame 12 is connected to the body frame 11 and has a portion protruding outward from the body region 1a in a plan view.
  • the rotor support frame 12 supports the motor 48 equipped with the rotor 20.
  • the rotor support frame 12 transmits the lift generated by the rotation of each rotor 20 to the body frame 11.
  • the multicopter 1 is configured to be able to fly as a whole together with the plurality of rotors 20.
  • the rotor support frame 12 is formed in a ladder shape and has a rotor support member 12a and a horizontal frame 12b.
  • a pair of rotor support members 12a are arranged on both sides of the body width direction DW with respect to the body frame 11 and extend in the body front-rear direction DL.
  • the pair of rotor support members 12a support two sets of four rotors 20a to 20d and 20e to 20h, which are arranged in the front-rear direction DL of the machine body, respectively.
  • the horizontal frame 12b connects a pair of rotor support members 12a. Specifically, the horizontal frame 12b extends in the DW in the width direction of the machine body to connect the pair of rotor support members 12a.
  • the horizontal frame 12b is connected to the body frame 11. In other words, each rotor support frame 12 is fixed to the body frame 11 via each lateral frame 12b.
  • the fuselage equipment loading space S1 is defined between the airframe front-rear direction DLs of the pair of horizontal frames 12b. In the present embodiment, the fuselage equipment loading space S1 is arranged below the position where the rotary blades of the plurality of rotors 20 are arranged.
  • the multicopter 1 includes a luggage compartment housing 13 that covers the luggage compartment S2 on which the cargo is loaded.
  • the luggage compartment housing 13 is arranged in the fuselage region 1a and is supported by the body frame 11.
  • the luggage compartment S2 is arranged at a position overlapping the fuselage equipment loading space S1 of the body frame 11 in the vertical direction when viewed from a plan view.
  • the luggage compartment S2 is arranged below the fuselage equipment loading space S1.
  • a wall partitioned in the vertical direction is formed between the luggage compartment S2 and the fuselage equipment loading space S1.
  • the luggage compartment S2 is located in the fuselage region 1a closer to the rear in the front-rear direction of the support 10.
  • the multicopter 1 includes an auxiliary chamber housing 15 that covers the auxiliary chamber S3 on which auxiliary parts are loaded, in addition to the luggage compartment S2.
  • the auxiliary chamber housing 15 is arranged in the fuselage region 1a and is supported by the body frame 11.
  • the auxiliary chamber S3 is arranged at a position overlapping the fuselage equipment loading space S1 of the body frame 11 in the vertical direction in a plan view.
  • the auxiliary chamber S3 is arranged below the fuselage equipment loading space S1.
  • the auxiliary chamber S3 By forming the auxiliary chamber S3, the area where the parts can be mounted can be expanded downward.
  • the auxiliary parts can be protected from wind and rain and the like.
  • auxiliary chamber S3 a wall partitioned in the vertical direction is formed between the auxiliary chamber S3 and the fuselage equipment loading space S1.
  • the auxiliary chamber S3 is arranged at a position displaced in the horizontal direction with respect to the luggage compartment S2.
  • the auxiliary chamber S3 is located in the fuselage region 1a closer to the front in the front-rear direction of the aircraft.
  • the auxiliary chambers S3 are arranged in the front-rear direction with respect to the luggage compartment S2, and are arranged in front of the luggage compartment S2 in the front-rear direction DL of the aircraft.
  • the auxiliary chamber S3 accommodates the capacitor 43 described later. In this way, by arranging the capacitor 43 away from the generator 47 and the engine 32, the influence of heat from these can be suppressed.
  • a landing gear 14 that comes into contact with the ground when the multicopter 1 touches the ground is connected to the body frame 11.
  • the landing gear 14 projects downward from the body frame 11.
  • the multicopter 1 can stably stand on its own in the grounded state by forming the landing gear 14.
  • the ground contact portion of the landing gear 14 is formed so as to project downward from the fuselage equipment loading space S1, the luggage compartment S2, and the auxiliary chamber S3.
  • the fuselage equipment loading space S1 and the luggage compartment S2 are arranged vertically between the rotary blades of the plurality of rotors 20 and the ground contact portion of the landing gear 14.
  • Each rotor 20 is arranged in the rotor side region 1b. That is, each rotor 20 is located on both sides of the body frame 11 in the body width direction DW, and is arranged at a position that does not overlap with the body region 1a in a plan view.
  • the rotors 20a to 20d are attached side by side to the rotor support member 12a on one side in the fuselage width direction DW of the fuselage region 1a in the fuselage front-rear direction DL.
  • the rotors 20e to 20h are attached side by side to the rotor support member 12a on the other side in the fuselage width direction DW of the fuselage region 1a in the fuselage front-rear direction DL.
  • the adjacent rotors 20 are arranged at intervals in the front-rear direction DL of the machine body and the DW in the width direction of the machine body, that is, positions that are offset from each other, that is, positions that do not overlap each other.
  • Each rotor unit 2 includes a rotor 20 for applying thrust to the multicopter 1, a motor 48 as an electric motor for rotating a rotating shaft by being supplied with electric power, and an inverter 42 for applying driving power to the motor 48.
  • Each rotor 20 is fixed to, for example, a rotor portion of the motor 48 with bolts or the like.
  • the stator portion of the motor 48 is fixed to the rotor support frame 12. As a result, the motor 48 rotates the rotor 20 around the rotation axis.
  • Each motor 48 is fixed to the rotor support member 12a via the motor mounting member 25.
  • each motor 48 is realized by an AC motor.
  • the inverter 42 that forms a part of each rotor unit 2 is arranged on the front side of the fuselage in the fuselage region 1a.
  • the rotor unit 2 is provided with a corresponding motor 48 and a corresponding inverter 42 for each rotor 20.
  • the rotor 20 can be individually rotated and controlled by the control device 45 individually controlling each motor 48 via each inverter 42.
  • the control device 45 can change the posture angle by controlling each motor 48 individually and changing the magnitude of the lift generated in each rotor 20. In this way, the control device 45 can control the attitude and flight propulsion during flight.
  • each rotor 20 is a fixed pitch type in which the pitch angle of the rotary blade is fixed.
  • the structure of the multicopter 1 can be simplified as compared with the case where the pitch angle is variable, and the maintainability can be improved and the weight can be reduced. Further, by rotating the rotor 20 by the motor 48, the structure can be simplified as compared with the case where the rotor 20 is rotated by the rotation of the engine 32, and the maintainability can be improved and the weight can be reduced. It is possible to improve the responsiveness until the rotation speed changes according to the control command by the control device 45.
  • the multicopter 1 includes a rotor cover 23 that covers each rotor 20 from the radial outside of the rotating shaft.
  • the rotor cover 23 can prevent an object from approaching the rotation range of the rotor 20. Further, it is possible to protect the rotor 20 by preventing the object from coming into contact with the rotor 20.
  • the rotor cover 23 is fixed to the rotor support member 12a.
  • the rotor cover 23 is formed in a cylindrical shape that is open in the vertical direction.
  • the rotor cover 23 is formed in a substantially elongated hole shape covering four sets of two rotors 20a and 20b, 20c and 20d, 20e and 20f, and 20g and 20h arranged in the front-rear direction DL of the machine body in a plan view. Will be done.
  • Each power generation unit 3 includes an internal combustion engine unit including an engine 32 as an internal combustion engine, and a generator 47 driven by the engine 32, respectively. Further, each power generation unit 3 includes a converter 41, which is a primary power conversion device that converts the power generated by the generator 47.
  • the generator 47 and the converter 41 are one of the electrical components 40 (so-called high-voltage electrical components) for supplying the driving power for supplying the electric power for rotationally driving the rotor 20, and the electrical components 40.
  • the electrical components 40 are all arranged on the front side of the fuselage in the fuselage region 1a.
  • the multicopter 1 flies mainly by the driving force generated by the engine drive.
  • the engine 32 rotates the engine output shaft by burning fuel.
  • the output shaft of the engine 32 is connected to the input shaft of the generator 47 so that power can be transmitted.
  • the generator 47 converts the mechanical rotational force into electric power by rotating the input shaft by the engine 32.
  • the converter 41 is electrically connected to the generator 47 to adjust the AC power supplied from the generator 47 and supply the power to the inverter 42, which is a secondary power conversion device described later.
  • the inverter 42 converts the DC power converted by the converter 41 into AC power suitable for driving the motor 48 and supplies it to the motor 48.
  • the multicopter 1 has three power generation units 3.
  • a speed reducer that reduces the rotation speed of the power is interposed.
  • Each power generation unit 3 is formed to have the same structure. As a result, it is possible to prevent an increase in the number of parts types and improve maintainability.
  • the multicopter 1 has a cooling unit 5 for cooling the power generation unit 3.
  • the cooling unit 5 of the present embodiment includes a cooling system that removes heat from a heat generating portion provided in the multicopter 1 by a refrigerant, a heat radiating portion that exchanges heat with the atmosphere for the heat-removed refrigerant and dissipates heat, and a cooling system and a radiating portion. It has a refrigerant circulation passage through which a cooling medium is circulated, and a pump for circulating the refrigerant in the circulation passage.
  • the cooling unit 5 includes an internal combustion engine cooling system 50 for cooling the internal combustion engine unit 30 and an electrical cooling system 70 for cooling the electrical components 40 among the power generation units 3.
  • the internal combustion engine cooling system 50 is individually provided for each internal combustion engine unit 30. In the present embodiment, since one internal combustion engine unit 30 is provided for each of the three power generation units 3, three internal combustion engine cooling systems 50 are provided.
  • the electrical cooling system 70 is individually provided for each power generation system electrical component 40 including the generator 47 and the converter 41. In this embodiment, since one power generation system electrical component 40 is provided for each of the three power generation units 3, three electrical cooling systems 70 are provided.
  • the internal combustion engine cooling system 50 has an engine radiator (internal combustion engine heat exchanger) 60 that constitutes a heat dissipation portion.
  • the electrical cooling system 70 has an electrical radiator 90 that constitutes a heat radiating portion.
  • Each radiator 60, 90 is a heat exchanger, and by exchanging heat between the built-in refrigerant and the surrounding atmosphere, the refrigerant is dissipated and the temperature of the refrigerant is lowered.
  • the heat dissipation performance of the engine radiator 60 is higher than that of the electrical radiator 90.
  • Each radiator 60, 90 is individually provided for each of the three internal combustion engine cooling systems 50 and the three electrical cooling systems 70.
  • three engine radiators 60a to 60c corresponding to each of the three internal combustion engine cooling systems 50 and three electrical radiators 90a to 90c corresponding to each of the three electrical cooling systems 70 are provided.
  • the internal combustion engine cooling system 50 is formed with an engine cooling system 51 that takes heat from the heat-generating portion of the engine 32 by the refrigerant.
  • the engine cooling system 51 is formed adjacent to the heat generating portion of the engine 32.
  • the internal combustion engine cooling system 50 cools the engine cooling system 51 so as to suppress a temperature rise caused by driving the engine 32.
  • the engine 32 discharges the engine inlet 52 for introducing the circulating refrigerant (internal engine circulating refrigerant) cooled by each engine radiator 60 into the engine cooling system 51 and the circulating refrigerant that has taken heat from the heat generating portion of the engine 32.
  • the engine outlet 53 is formed.
  • the engine radiator 60 is formed with a radiator inlet 61 for introducing the circulating refrigerant that has taken heat from the engine 32, and a radiator outlet 62 for discharging the circulating refrigerant cooled by the engine radiator 60.
  • the internal combustion engine cooling system 50 has an engine inlet pipe 54 that connects the radiator outlet 62 and the engine inlet 52, and an engine outlet pipe 55 that connects the engine outlet 53 and the radiator inlet 61.
  • the engine radiator 60, the engine 32, and the pipes 54 and 55 form the engine circulation path 56 in which the internal combustion engine circulating refrigerant circulates.
  • the internal combustion engine cooling system 50 is provided with a pump 57 for circulating the circulating refrigerant in the engine circulation path 56.
  • the pump 57 a mechanically driven pump that is driven by being supplied with a part of the rotational power of the engine 32 may be used.
  • the engine radiator 60 is located in the rotor side region 1b, and is provided at a position sufficiently distant from the fuselage region 1a in which the engine 32 (pump 57) is provided.
  • the electrical cooling system 70 is formed with a generator cooling system 71 and a converter cooling system 81 that take heat from the heat-generating portion of the generator 47 and the corresponding converter 41 by the refrigerant.
  • the generator cooling system 71 is formed adjacent to the heat generating portion of the generator 47. Further, the converter cooling system 81 is formed around the corresponding converter 41.
  • the generator 47 discharges the generator inlet 72 for introducing the circulating refrigerant (electrical circulating refrigerant) cooled by each electrical radiator 90 into the generator cooling system 71, and the circulating refrigerant that has taken heat from the heat generating portion.
  • a generator outlet 73 for the purpose is formed.
  • the converter 41 is formed with a converter inlet 82 for introducing the circulating refrigerant cooled by each electrical radiator 90 into the converter cooling system 81, and a converter outlet 83 for discharging the circulating refrigerant that has taken heat from the heat generating portion. Will be done.
  • the electrical radiator 90 is formed with a radiator inlet 91 for introducing the circulating refrigerant that has taken heat from the generator 47 and the converter 41, and a radiator outlet 92 for discharging the circulating refrigerant cooled by the electrical radiator 90.
  • the electrical cooling system 70 includes a converter inlet pipe 74 connecting the radiator outlet 92 and the converter inlet 82, a generator inlet pipe 75 connecting the converter outlet 83 and the generator inlet 72, and a generator outlet 73 and the radiator inlet 91. It has an electrical outlet pipe 76 for connecting to and. That is, in the present embodiment, in the electrical cooling system 70, the converter 41 and the generator 47 are connected in series.
  • the electrical radiator 90, the generator 47, the converter 41, and the pipes 74 to 76 constitute an electrical circulation path 77 through which the electrical circulation refrigerant circulates.
  • the electrical cooling system 70 is provided with a pump 78 for circulating the refrigerant in the electrical circulation path 77.
  • the pump 78 may be driven by utilizing the rotational force of the engine 32 or the electric power generated by the generator mounted on the engine, or by utilizing the electricity of the battery or the integrated electric circuit 44 described later. It may be electrically driven. When the rotational force of the engine 32 or the electric power generated by the generator mounted on the engine is used, the power of the engine 32 to be cooled is used.
  • the electrical radiator 90 is located in the rotor side region 1a, and is provided at a position sufficiently distant from the fuselage region 1a in which the generator 47 and the converter 41 are provided.
  • the converter 41 and the generator 47 which are electrical components for power supply, are cooled by the electrical cooling system 70, but the inverter 42 and the motor 48, which are other electrical components for power supply, may be cooled. Further, another cooling device for cooling the inverter 42 and the motor 48 may be provided.
  • the radiators 60 and 90 are located in the rotor side region 1a, the radiators 60 and 90 of the heat radiated from the engine 32, the generator 47 and the converter 41 located in the fuselage region 1a are located. It is easy to promote heat exchange in each of the radiators 60 and 90 by preventing the influence on the radiator. Further, the pipes 54, 55, 74 to 76 may be arranged in the internal space of the rotor support frame 12, and in this case, the pipes 54, 55, 74 to 76 can be protected by the rotor support frame 12.
  • the radiators 60 and 90 are arranged at positions that are, for example, line-symmetrical in the DW in the width direction of the machine body.
  • a through groove extending in the vertical direction is formed in each of the radiators 60 and 90.
  • the downward airflow generated by the rotation of each rotor 20 passes through the through groove, and heat exchange in each of the radiators 60 and 90 is promoted.
  • the engine radiators 60a to 60c are arranged below the rotor 20 corresponding to the rotors 20d, 20g and 20h, respectively, and the electrical radiators 90a to 90c correspond to the rotors 20b, 20f and 20c of the rotor 20. They are located below each.
  • Each radiator 60, 90 is supported by a rotor support frame 12.
  • the radiators 60 and 90 are fixed to both the rotor support member 12a and the horizontal frame 12b, for example.
  • one side of each radiator 60, 90 formed in a substantially rectangular shape is fixed to the rotor support member 12a.
  • the other side of each of the radiators 60 and 90 is supported by the horizontal frame 12b.
  • the radiators 60 and 90 may be fixed to only one of the rotor support member 12a and the horizontal frame 12b.
  • the radiators 60 and 90 are arranged at positions shifted from the motor 48 of each rotor unit 2 in a plan view, that is, at a position that does not overlap with the motor 48.
  • Each radiator 60, 90 is arranged in the region where the airflow guided by the rotor 20 flows.
  • the radiators 60 and 90 are arranged at positions overlapping with the rotation region of the rotor 20 in a plan view.
  • each radiator 60, 90 is arranged at a position below the rotor 20 of the rotor 20.
  • each radiator 60, 90 may be laterally covered with a rotor cover 23 around the radiator 60, 90 in the horizontal direction. In other words, each radiator 60, 90 may be located in an area protected by the rotor cover 23 from the proximity of surrounding objects.
  • a plurality of radiators 60 and 90 may be dispersedly arranged inside the rotor cover 23.
  • radiators 60 and 90 may be provided between the rotor shafts of a pair of rotors 20 arranged inside one rotor cover 23.
  • the radiators 60 and 90 may be provided at positions through which the pair of airflows generated by the rotation of the pair of rotors 20 passes.
  • the electrical cooling system 70 is configured to cool the electrical component 40, which generates less heat than the internal combustion engine unit 30.
  • the internal combustion engine cooling system 50 and the electrical cooling system 70 are configured as separate circuits independent of each other.
  • suitable cooling temperatures are realized in each internal combustion engine cooling system 50 and electrical cooling system 70.
  • the electrical cooling temperature is lower than the internal combustion engine cooling temperature.
  • the electrical circulating refrigerant and the internal combustion engine circulating refrigerant can independently cool the members to be cooled by adjusting the cooling performance of each electrical cooling system 70 and the internal combustion engine cooling system 50. For example, depending on the flow rate of the circulating refrigerant, the size of each radiator 60, 90 (radiation performance), and / or the setting of the valve opening temperature of the thermostat (not shown) provided in each electrical cooling system 70 and the internal combustion engine cooling system 50, etc.
  • the member to be cooled can be cooled independently.
  • the arrangement will be described by taking one electrical radiator 90a as an example.
  • the remaining radiators 60 and 90 have the same arrangement, and the description thereof will be omitted.
  • the electrical radiator 90a is arranged below the corresponding rotor 20b and is located in the basin through which the airflow generated by the rotation of the rotor 20b passes.
  • the electrical radiator 90a Seen from a direction parallel to the rotation axis O2 of the rotor 20b, specifically, the electrical radiator 90a partially overlaps the rotor rotation range X0 defined by the rotating rotor 20b.
  • the entire electrical radiator 90a is located within the rotor rotation range X0. More preferably, the electrical radiator 90a is located closer to the outer diameter side of the rotor rotation range X0. Specifically, the center of gravity G of the electrical radiator 90a is located on the outer diameter side of the rotor rotation range X0 in the radial direction from the position R1 of 50% of the radius R of the rotor 20b, and is outside the radius R. It is located at the position R2 of 75% on the diameter side or on the inner diameter side.
  • the electrical radiator 90a is provided so that the projected area of the portion of the electrical radiator 90a projected in the direction parallel to the rotation axis O2 with respect to the rotor rotation range X0 is 10% or less of the projected area of the rotor rotation range X0. Has been done.
  • the electrical radiator 90a is provided at a height separated from the lower end of the rotating rotor 20 by a length of 30% to 60% of the radius R of the rotor 20b. ..
  • the engine 32 which constitutes a part of each power generation unit 3, is arranged in the rear region in the fuselage equipment loading space S1 in the front-rear direction DL of the fuselage.
  • the area where the engine 32 is arranged is the area above the luggage compartment S2.
  • each generator 47 is arranged in the rear region in the fuselage equipment loading space S1 in the fuselage front-rear direction DL. Further, each generator 47 is arranged on the front side in the front-rear direction DL of the machine body with respect to the engine 32 to which power is transmitted.
  • Each engine 32 is arranged side by side in the DW in the width direction of the machine body.
  • Each engine 32 is arranged at a position where adjacent engines 32 are displaced from each other in the front-rear direction DL of the airframe.
  • the engine 32 at the center of the DW in the width direction of the airframe is arranged in front of the other engines 32 arranged outside in the DW in the width direction of the airframe.
  • the temperature rise of the air in the body housing 11a can be suppressed.
  • the maintainability of the engine 32 can be improved.
  • the rear end surface of the engine 32 at the center of the DW in the width direction of the airframe may be located in front of the front end surface of the adjacent engine 32.
  • the engine 32b at the center of the DW in the width direction of the machine body can be easily accessed from the side of the machine body, and the deterioration of the maintainability of the engine 32 can be further prevented.
  • each engine 32 is arranged so that the output axis a extends in the body width direction DW.
  • the engines 32 can be arranged so as to overlap each other in the airframe width direction DW, and the size of the multicopter 1 in the airframe width direction DW is increased. Can be prevented.
  • the output axis a may be arranged so as to extend in the front-rear direction DL of the machine body, for example.
  • a corresponding generator 47 is arranged on the front side of each engine 32 in the front-rear direction DL of the machine body.
  • Each generator 47 is connected to each engine 32 via a chain that is a power transmission mechanism.
  • a transmission is connected to the output shaft of the engine 32, and a speed suitable for power generation of the generator 47 is achieved by deceleration by the transmission and the power transmission mechanism (sprocket). It has become so.
  • the generators 47 are also arranged side by side in the DW in the width direction of the machine body, and the adjacent generators 47 are arranged at positions shifted in the DL in the front-rear direction of the machine body. Since the engine 32 and the generator 47 corresponding to the engine 32 are arranged side by side in the front-rear direction DL of the machine body, the generator 47 and the engine 32 may be directly connected.
  • Each engine 32 is connected to an exhaust pipe 33 that discharges exhaust gas generated by combustion into the atmosphere.
  • the exhaust pipe 33 is connected to the exhaust port of each engine 32, and exhausts the exhaust gas behind the engine 32 in the front-rear direction DL of the machine body.
  • the exhaust pipe 33 extends rearward in the traveling direction from the exhaust port of the engine 32.
  • the exhaust port 33 of the engine 32 faces the rear of the DL in the front-rear direction of the engine with respect to the engine body, so that the exhaust pipe 33 can be easily arranged behind the engine 32.
  • the outlet portion of the exhaust pipe 33 is formed so as to project to the outside of the body housing 11a, it is possible to prevent the exhaust of the engine 32 from going into the body housing 11a.
  • the exhaust pipe 33 includes a muffler portion that serves as a muffler, and the muffler portion is preferably arranged outside the body housing 11a. This makes it possible to further prevent the temperature inside the body housing 11a from rising. Further, it is preferable that the intake port of the engine 32 faces the front of the engine body with respect to the engine body. This makes it possible to prevent interference between the intake pipe that guides the intake air to the engine 32 and the exhaust pipe 33. Further, it is preferable that the air cleaner and the intake pipe for filtering the intake air guided to the engine 32 are arranged in front of the engine body with respect to the engine 32. As a result, the influence of exhaust gas can be suppressed and low temperature intake air can be guided to the engine 32.
  • a fuel tank (not shown) that serves as a fuel supply source for each engine 32 is arranged in front of each generator 47. By arranging each fuel tank in front of the engine, it is possible to reduce the influence of heat from the engine 32 and the exhaust pipe 33.
  • Each fuel tank is connected to the engine 32 via a fuel tube (not shown). Although the fuel tank is configured to be provided for each engine 32 in the present embodiment, one fuel tank may be provided in common for each engine 32.
  • the converter 41 forming a part of the power generation unit 3 is arranged adjacent to the corresponding generator 47.
  • Each converter 41 is arranged on the front side of the fuselage front-rear direction DL in the fuselage region 1a, more specifically, on the front side of the fuselage front-rear direction DL than each generator 47.
  • the electrical wiring that electrically connects the generator 47 and the converter 41 can be shortened.
  • the converters 41 are arranged side by side in the DW in the width direction of the machine body like the engine 32.
  • the electric power generated by the power generation unit 3 is supplied to the rotor unit 2 via the integrated electric circuit 44 (FIG. 3).
  • each converter 41 forming a part of each power generation unit 3 is connected in parallel to the centralized electric circuit 44.
  • the integrated electric circuit 44 aggregates the electric power generated by each power generation unit 3.
  • each inverter 42 forming a part of each rotor unit 2 is connected in parallel to the centralized electric circuit 44.
  • the aggregated electric circuit 44 is configured to be able to supply the aggregated electric power to the respective rotor units 2.
  • the capacitor 43 which is a power storage device, is electrically connected in series with the centralized electric circuit 44, and is electrically connected in parallel with the power generation unit 3. That is, the generator 31 and the capacitor 43 are connected in parallel to the centralized electric circuit 44 that supplies electric power to the plurality of motors 22.
  • the capacitor 43 is configured to be able to transfer electric power to the centralized electric circuit 44, and can suppress fluctuations in the output power supplied to the inverter 42 due to fluctuations in the output of the engine.
  • the capacitor 43 discharges so as to prevent the voltage drop when the voltage of the centralized electric circuit 44 drops, and supplies power so as to prevent the voltage rise when the voltage rises. Charge.
  • the rotation speed of the generator 47 is maintained constant, and therefore the voltage to be generated is controlled to be constant.
  • the response to the power fluctuation is adjusted by changing the torque as a load (that is, changing the current to the generator 31) by changing the throttle opening degree. That is, when the capacitor 43 is discharged and the voltage is lowered and the rotation speed is about to be lowered, the throttle is opened to compensate for the decrease and the amount of power generation is increased. Further, the fluctuation of power generation caused by the pulsation of the engine due to the use of the capacitor 43 can be suppressed.
  • the capacitor 43 is also called a capacitor and has a structure in which electric charges are stored by applying a voltage between conductors.
  • the capacitor 43 is arranged at a position close to the integrated electric circuit 44 and the inverter 42.
  • the capacitor 43, the integrated electric circuit 44, and the inverter 42 are arranged adjacent to each other in the vertical direction. As a result, the electronic device system can be arranged compactly, and the electric power in the capacitor 43 can be quickly supplied to each inverter 42.
  • control device 45 includes a flight control computer 45a that controls the flight and attitude of the multicopter 1, and a power plant control computer 45b that controls the power supply to the motor 22.
  • flight control computer 45a and the power plant control computer 45b are configured as separate bodies in the present embodiment, they may have an integral structure.
  • the flight control computer 45a reads out the flight control program stored in the storage unit, and based on the position information and the gyro information obtained by the GPS and the gyro sensor (not shown), the flight calculation unit determines the flight and attitude in advance. Calculate the required rotation speed of each motor 48.
  • the flight control computer 45a controls each inverter 42 according to the calculation result.
  • the power plant control computer 45b reads out the control program stored in the storage unit and acquires the information detected by various sensors provided in the power generation unit 3 and the like.
  • the power plant control computer 45b controls at least one of the engine 32 and the generator 47 in response to a control command from the flight control computer 45a to control the generated power.
  • the power plant control computer 45b has a calculation unit that controls the engine 32 and the converter 41 so that the amount of power supplied to the motor 48 is appropriate.
  • the power plant control computer 45b controls the engine 32 so that the rotation speed is constant.
  • the power plant control computer 45b gives a torque command of the generator 47 to the converter 41.
  • the power plant control computer 45b controls the power generation unit 3 (at least one of the engine 32 and the generator 47) so that the voltage of the centralized electric circuit 44 becomes a predetermined value. For example, the power plant control computer 45b controls to increase the amount of power generation when the voltage of the centralized electric circuit 44 falls below a predetermined value, and increases the amount of power generation when the voltage of the centralized electric circuit 44 rises above a predetermined value. Control to reduce.
  • Each converter 41, each inverter 42, a flight control computer 45a, and a power plant control computer 45b are located on the front side of the fuselage in the fuselage region 1a, more specifically, on the front side in the front-rear direction DL of the fuselage than each generator 47. Each is arranged.
  • the capacitor 43 is housed in the auxiliary chamber housing 15.
  • the electrical components include high electrical components (generator 47, converter 41, inverter 42, motor 48, capacitor 43) for driving the rotor 20, and light electrical components (sensors for flight control, flight control computer). Control system electrical components including) are included.
  • the engine 32 is arranged behind the electrical components.
  • the multicopter 1 includes a capacitor 43.
  • the multicopter 1 supplies electric power from the capacitor 43 to the rotor unit 2 when the total electric power supplied to the rotor 20 is temporarily larger than the total electric power generated by each power generation unit 3. .. Further, when the total electric power generated by each power generation unit 3 temporarily becomes larger than the total electric power supplied to the rotor unit 2, the multicopter 1 recharges the capacitor 43.
  • three power generation units 3 are connected in parallel to the centralized electric circuit 44. Further, eight rotor units 2 are connected in parallel to the centralized electric circuit 44.
  • each power generation unit 3 the corresponding engine 32 is mechanically connected to the corresponding generator 47 so as to be able to transmit power.
  • the power generation unit 3 drives the generator 47 by each engine 32 to generate AC electric power.
  • the alternating current power generated by each generator 47 is converted into direct current power via the corresponding converter 41.
  • the electric power converted to direct current by each converter 41 is aggregated by the integrated electric circuit 44 and then supplied to each inverter 42.
  • the DC power supplied to each inverter 42 is converted into three-phase AC power and supplied to the corresponding motor 48.
  • the electrical component that adjusts the electric power supplied from each generator 47 to each motor 48 in this way is referred to as a power adjusting circuit.
  • the power adjustment circuit refers to each converter 41, an integrated electric circuit 44, and each inverter 42.
  • Each motor 48 is mechanically connected to each rotor 20 so as to be able to transmit power as described above.
  • the corresponding rotors 20a to 20h are driven, respectively.
  • the capacitor 43 is electrically connected to the centralized electric circuit 44, and the capacitor 43 first responds to the power request from the motor 48.
  • the power generation unit 3 is controlled to increase the amount of power generation and keep the voltage constant at the target value.
  • the power generation unit 3 is controlled to reduce the amount of power generation and keep the voltage constant at the target value.
  • the capacitor 43 is discharged so as to prevent the voltage drop when the voltage of the centralized electric circuit 44 drops, and power is supplied so as to prevent the voltage rise when the voltage rises, regardless of the control of the power plant control computer 45b. Charge.
  • no special control is required, and it is possible to respond to momentary fluctuations in required power due to attitude control or the like more quickly than adjustment of the amount of power generation by the power plant control computer 45b.
  • a control device 45 including a flight control computer 45a and a power plant control computer 45b is provided.
  • the power plant control computer 45b controls each engine 32 and the converter 41 so that the voltage of the centralized electric circuit 44 is maintained at a predetermined value.
  • the power plant control computer 45b operates a torque command of the converter 41 so as to maintain the rotation speed of each engine 32 in a constant range and maintain the voltage of the centralized electric circuit 44 at a constant value. This enables stable flight of the multicopter 1 and suppresses overcharging / discharging of the capacitor 43. Further, if the voltage of the centralized electric circuit 44 is lower than the voltage of the capacitor 43, the discharge from the capacitor 43 is executed, and if the voltage of the centralized electric circuit 44 is higher than the voltage of the capacitor 43, the capacitor 43 is charged. By controlling the power plant control computer 45b in this way, the power supply after being supplemented by the capacitor 43 can be borne by the generator 47.
  • the flight control computer 45a controls the rotation speed of each rotor 20 for flight control of the multicopter 1. Specifically, the flight control computer 45a controls each inverter 42 individually for controlling the rotation speed of each rotor 20a to 20h. As a result, the multicopter 1 can perform the flight operation required in a stable attitude.
  • the flight control computer 45a calculates the rotation speed required for each rotor 20 according to the required flight operation, and outputs the rotation speed command to the inverter 42. do.
  • the power plant control computer 45b outputs an accelerator opening command necessary for keeping the rotation speed of the engine 32 constant to the engine 32, and outputs a torque command to the converter 41 to control the amount of power generation.
  • the response speed is slow because the time from the flight control computer 45a issuing the rotation speed command to the completion of the response of each power generation unit 3 is controlled by the response speed of the engine 32. Therefore, when the capacitor 43 is not provided, the output response by power generation cannot be made in time in the attitude control that requires an extremely short response such as maintaining the attitude in a disturbance such as wind, and the control becomes uncontrollable. Sometimes.
  • the multicopter 1 of the present embodiment is provided with the capacitor 43 as described above.
  • the capacitor 43 can instantly charge and discharge a large current. Therefore, the capacitor 43 first supplementarily responds to the momentary power request for attitude control to compensate for the delay in the output response of the engine 32.
  • the capacitor 43 immediately starts supplying power to the centralized electric circuit 44 to compensate for the response delay of each power generation unit 3.
  • the capacitor 43 has a capacity necessary for suppressing fluctuations in the required power due to a short response of the motor 48. That is, the capacitor 43 is provided so as to have a capacitance capable of supplementing the electric power required for the attitude control of the airframe from the time when the engine 32 receives the output change command to the time when the output is changed. As a result, the capacitor 43 can compensate for the power shortage caused by the output change by the engine 32.
  • the capacity of the capacitor 43 may be 100 Wh or more and 1000 Wh or less in terms of electric energy. This minimum capacitance corresponds to the case where the voltage fluctuation allowable range of the converter 41 is used to the maximum and the flight can be performed under the standard load fluctuation (standard flight conditions).
  • This maximum capacity corresponds to the case where it can withstand a larger load fluctuation (severe flight conditions) while having an appropriate margin for the voltage fluctuation allowable range of the converter 41.
  • the capacitance range of the capacitor 43 is not limited to the above range, and can be appropriately changed depending on the weight of the airframe, the moment of inertia of the airframe, the flight conditions, the margin, and the like.
  • the engine 32 having an output density (kW / kg) several times that of the lithium ion battery is used as the main power source, and the capacitor 43 capable of instantaneously discharging a large current as compared with the battery is used as the auxiliary power storage device.
  • the power unit refers to a power generation device (engine 32 and generator 47) and a power storage device (capacitor 43). Further, in the attitude control of the airframe, even if a power demand difference momentarily occurs due to a response delay of the internal combustion engine, the excess / deficiency fluctuation of the power supply to the plurality of motors 48 can be absorbed by the capacitor 43.
  • the capacitor 43 only needs to have a sufficient capacity to compensate for the response delay of the engine 32, and it is possible to prevent the power storage device from becoming large in size. In this way, the multicopter 1 that can withstand long-term flight is realized while preventing the increase in size and weight of the power unit.
  • the multicopter 1 can be, for example, a large one having a total length of 5 m or more and a loadable capacity of 100 kg or more. Further, the rotors 20a to 20h are all the same size, and have a diameter of, for example, 1.3 m or more.
  • the electrical circulating refrigerant removes heat from the heat generating portion of the electrical component 40.
  • the electric circulating refrigerant that has taken heat is sent to the electric radiator 90 by the pump 78.
  • the electrical circulating refrigerant is cooled by exchanging heat with the atmosphere in the electrical radiator 90.
  • By circulating the electric circulation refrigerant between the electric radiator 90 and the heat generating portion of the electric component 40 in this way the temperature rise of the electric component 40 can be prevented.
  • By cooling the electrical component 40 using the electrical circulating refrigerant in this way it is possible to cool the inner portion of the multicopter 1 with respect to the outer surface.
  • the electric circulation refrigerant flowing at a position close to the heat generating portion in this way, the cooling effect can be improved as compared with the case where the electric component 40 is cooled by blowing the air flow onto the electric component 40.
  • cooling of the heat-generating portion can be promoted by supplying the electrical circulation refrigerant to the portion of the electrical component 40 that is close to the heat-generating portion.
  • the electric radiator 90 can be separated from the power generation portion of the electric component 40, and the cooling of the electric circulating refrigerant can be promoted.
  • radiators 60 and 90 are arranged below the rotor 20, the radiators 60 and 90 are prevented from coming into contact with the rotor 20 when the radiators 60 and 90 fall off.
  • the radiators 60 and 90 are dispersedly arranged below the rotors 20b to 20d and the rotors 20f to 20h.
  • the size of the radiators 60 and 90 occupying one of the rotors 20 can be reduced.
  • the radiators 60 and 90 are arranged line-symmetrically with respect to the center line extending in the front-rear direction after passing through the DW in the width direction of the machine body. As a result, it is easy to balance the thrust of the rotor 20 of the multicopter 1 in the DW in the width direction of the machine body.
  • each electrical cooling system 70 has a set of electrical components, and the corresponding generator 47 and converter 41 are included, so that it is easy to maintain the generated electric power.
  • the amount of heat generated when the internal combustion engine unit 30 is driven and the amount of heat generated when the electrical component 40 is driven are significantly different.
  • the structure itself can be made different so as to make the flow path diameter, the flow velocity, the heat exchange performance, etc. different depending on the electrical cooling system 70 and the internal combustion engine cooling system 50, and the internal combustion engine unit can be within the temperature range required by this. 30 and the electrical component 40 can be cooled independently.
  • each electrical cooling system 70 has a set of electrical components, and the corresponding generator 47 and converter 41 are included, so that it is easy to maintain the generated electric power.
  • the electrical radiators 90a to 90c dispersed in the multicopter 1 are located on the front side of the airframe because they are used for the electric cooling system 70. It is easy to make the cooling pipe connected to the electrical component 40 short. Further, since the electrical radiator 90c is located on the front side of the machine body with respect to the engine radiators 60a and 60c, it is easy to shorten the cooling pipe as compared with the case where these are connected to the electrical component 40.
  • the engine radiators 60a to 60c are used for the internal combustion engine cooling system 50, so that the cooling is connected to the internal combustion engine unit 30 located on the rear side of the machine body. Easy to configure short piping. Further, since the engine radiator 60b is located on the rear side of the machine body with respect to the electrical radiators 90a and 90b, it is easy to shorten the cooling pipe as compared with the case where these are connected to the internal combustion engine unit 30.
  • the radiators 60 and 90 are arranged below the corresponding rotor 20 on the outer diameter side of the rotor rotation range X0. Since the rotor wind due to the rotation of the rotor 20 is relatively strong in the outer diameter side portion of the rotor rotation range X0, it is easy to cool the radiators 60 and 90 more effectively.
  • the center of gravity G of the radiators 60 and 90 is located at 50 to 75% of the radius R.
  • each radiator 60, 90 In the direction of the rotation axis of the rotor 20, the projected area of each radiator 60, 90 is set to 10% or less of the projected area of the rotor rotation range X0, so that the radiators 60, 90 are excessive to the rotor wind. Interference is suppressed. Therefore, even though the radiators 60 and 90 are arranged below the rotor 20, the influence on the rotor wind is suppressed, so that it is easy to secure the thrust by the rotor 20.
  • the radiators 60 and 90 are provided at a height separated from the lower end of the rotor 20 by a length of 30% to 60% of the radius R of the rotor 20. As a result, the airflow generated by the rotation of the rotor 20 can be supplied to the radiators 60 and 90 in a state where the wind speed is sufficiently increased.
  • each radiator 60, 90 When each radiator 60, 90 is located at a height less than 30% of the radius R with respect to the rotor 20, the air velocity of the airflow generated by the rotation of the rotor 20 is not sufficiently increased, while the radiator 60, If 90 is located at a height of more than 60% of the radius R with respect to the rotor 20, the airflow generated by the rotation of the rotor 20 is weakened, and it is difficult to preferably exhibit the cooling performance by the airflow.
  • each inverter 42 is arranged in front of the fuselage front-rear direction DL in the fuselage region 1a. Specifically, each inverter 42 is arranged in front of the generator 47 and the converter 41 in the front-rear direction DL of the machine body. As a result, during the cruising operation of the multicopter 1, the flight wind comes into contact with the inverter 42 before it comes into contact with other heat generating parts, and the inverter 42 can be cooled by the flight wind. It is preferable that the introduction path for guiding the flight wind to the inverter 42 is formed in the multicopter 1.
  • the introduction path is formed in front of each inverter 42 and has an inlet that opens in front of the fuselage front-rear direction DL from the fuselage region 1a, and is behind each inverter 42 in the fuselage front-rear direction DL and outside from the fuselage region 1a. It is preferable that an outlet that opens to the inverter is formed.
  • the radiators 60 and 90 are arranged adjacent to the horizontal frame 12b, it is easy to arrange the cooling pipe along the horizontal frame 12b, and the cooling pipe is supported by the horizontal frame 12b in the rotor side region 1b.
  • the support structure can be simplified.
  • the engine radiators 60b and 60c are arranged adjacent to each other with the horizontal frame 12b interposed therebetween, it is easy to standardize the arrangement of the pipes 54 and 55 corresponding to them.
  • the engine radiator 60a is arranged inside the rotor cover 23 different from the rotor cover 23 in which the engine radiators 60b and 60c are arranged, the rotors 20g and 20h corresponding to the engine radiators 60b and 60c are stopped. Even in the state, when the rotor 20d corresponding to the engine radiator 60a is rotating, heat exchange in the engine radiator 60a is maintained.
  • the rotor 20, the rotor cover 23, the rotor support frame 12, and the radiators 60 and 90 may be detachably configured.
  • the cooling pipe may be detachably configured in the region between the fuselage region 1a and the rotor side region 1b.
  • on-off valves for preventing the outflow of the circulating refrigerant may be formed on both side portions of the attachment / detachment portion of the cooling pipe.
  • the engine radiator 60 and the electrical radiator 90 By forming the engine radiator 60 and the electrical radiator 90 with the same parts, the number of parts can be reduced. Further, the engine radiator 60 and the electrical radiator 90 may be formed in different shapes. As a result, it is easy to set a cooling capacity suitable for the cooling target, it is possible to prevent an excessive capacity, for example, it is possible to realize miniaturization and to reduce the weight. Further, in the above embodiment, the radiators 60 and 90 are arranged symmetrically in the DW in the width direction of the machine body, but they may be arranged point-symmetrically around the center of gravity of the machine body. This also makes it easier to maintain the balance of the aircraft. Further, the radiators 60 and 90 may not be arranged line-symmetrically or point-symmetrically on the airframe, and may be arranged asymmetrically in the airframe width direction DW, for example.
  • the hybrid series type multicopter has been described as an example, but the present invention is not limited to this. That is, the present invention can be applied to a multicopter that drives a motor by using electric power from a power storage device as main electric power without providing an internal combustion engine and a generator. In this case, the same effect is realized by providing an electrical cooling system for cooling the electrical components.
  • cooling systems 50 and 70 may be configured in parallel with three generators 47 or three engines 32 from each pump. This makes it possible to configure a redundant system. At that time, the cooling water may be branched via the reservoir.
  • the present invention also includes a case where a part of a plurality of cooling circuits such as a pump, a circulation path, and a radiator is partially shared.
  • the electric cooling system 70 may cool the motor 48 and the inverter 42.
  • a plurality of generators 47 and / or a plurality of corresponding converters 41 provided in the plurality of power generation units 3 may be used as one generator group, and an electrical cooling system 70 may be provided for each generator group. .. Further, in the above embodiment, the case where the electrical cooling system 70 is individually provided for each of the three power generation units 3 has been described as an example, but the present invention is not limited to this. The electrical components 40 provided in the three power generation units 3 may be cooled by one electrical cooling system 70.
  • both the generator and the converter are cooled as the electrical components to be cooled, but the present invention is not limited to this.
  • the inverter or motor may be cooled.
  • at least one of the high-voltage electrical components such as the generator, the converter, the inverter, the motor and the capacitor is cooled.
  • the converter and the generator are cooled in this order, but the present invention is not limited to this.
  • the cooling order may be reversed, or a plurality of electrical components may be cooled in parallel.
  • the refrigerant may be water or a liquid other than water.
  • the lubricant or refrigerant of the generator or motor may be used in combination.
  • the cooling unit 5 When an abnormality in the cooling unit 5 corresponding to the power generation unit 3 is detected, the driving of the cooling unit 5 in which the abnormality is detected and the power generation unit 3 corresponding to the abnormality may be stopped. In this case, the output of the normal cooling unit 5 and the corresponding power generation unit 3 may be increased. In an abnormal state, it is preferable that the cooling unit 5 is also configured to be controllable so as to improve the cooling performance, for example, by increasing the flow rate of the circulating refrigerant by a pump, in accordance with the increase in the output of the normal power generation unit 3.
  • the structure of the multicopter is not limited to the examples.
  • the number of rotors, layout, etc. may be different.
  • the heat exchanger may be arranged in a direction in which the traveling wind passes during cruising.
  • the rotor 20 extends in the horizontal direction in the reference state, but it is sufficient that the rotor 20 extends in the horizontal direction, and the case where the rotor 20 is individually tilted is also included in the present invention.
  • the case where the rotor rotation shaft is also inclined from the vertical direction in the reference state is also included in the present invention.
  • the rotor 20 may be configured as a counter-rotating rotor that cancels the counter torque by arranging the two rotors coaxially and rotating the upper and lower stages in the opposite direction.
  • the front-rear direction and the width direction of the machine body are the directions used for the explanation of the machine body, and can be replaced with the first direction and the second direction.
  • the multicopter 1 may be provided with fixed wings or variable wings so that lift can be obtained at the time of propulsion.

Abstract

冷却性能を向上させたマルチコプタを提供する。マルチコプタ１は、支持体１０と、支持体１０に支持された複数のロータ２０と、複数のロータ２０を回転駆動させる電力を供給する電装部品４０と、複数のロータ２０それぞれの回転数を個別に調整することによって、機体の飛行を制御する制御装置４５と、電装部品４０を冷却する冷却ユニット５とを備え、冷却ユニット５は、電装ラジエータ９０と、電装ラジエータ９０と電装部品４０とを循環する電装循環冷媒と、電装循環冷媒を循環させるポンプ７８とを含んでいる。

Description

マルチコプタ
　本発明は、マルチコプタに関する。
　特許文献１には、複数のロータと複数のロータそれぞれを回転駆動するモータとを備えたマルチコプタが開示されている。このマルチコプタは、エンジンにより駆動される発電機とバッテリとを含む。特許文献１に開示のマルチコプタは、エンジンに向かう冷却用の気流を発生する冷却ファンが、発電機とエンジンとを接続するカップリングに設けられる。
米国出願公開第２０１６／０３１１５４４号
　マルチコプタを荷物運搬に利用するなど、積載量を増大させようとすると、マルチコプタに搭載された内燃機関および電装部品等（以下、発熱体）の温度上昇をさらに抑制するための構造が望まれる。
　本発明は、冷却性能を向上させたマルチコプタを提供することを課題とする。
　上記課題を解決するため、本発明は、
　支持体と、
　前記支持体に支持された複数のロータと、
　前記複数のロータを回転駆動させる電力を供給する、電装部品、若しくは、電装部品および内燃機関、からなる発熱体と、
　前記複数のロータそれぞれの回転数を個別に調整することによって、機体の飛行を制御する制御装置と、
　前記発熱体を冷却する冷却ユニットと
　を備え、
　前記冷却ユニットは、
　熱交換器と、
　前記熱交換器と前記発熱体とを循環する循環冷媒と、
　前記循環冷媒を循環させるポンプと
　を含んでいる、マルチコプタ、を提供する。
　本発明によれば、循環冷媒は、発熱体の発熱部分から熱を奪う。熱を奪った冷媒はポンプによって、熱交換器まで送られる。循環冷媒は、熱交換器で大気と熱交換されることにより冷却される。このように循環冷媒が、熱交換器と発熱体の発熱部分との間で循環されることで、発熱体の温度上昇が防がれる。このように冷媒を用いることで、発熱体に気流を吹き付けて冷却する場合に比べて、冷却効果を向上させることができる。
　また例えば、前記熱交換器は、前記ロータの回転により生じる気流が通過する流域に位置していてもよい。
　本構成によれば、回転するロータにより生じる気流によって熱交換器における外気との熱交換が行われ、熱交換器の放熱を行うために新たなファンを設ける必要がなくなる。その結果、新たにファンを設ける場合と比較して、部品点数の削減、マルチコプタの軽量化、新たなファンを配置するためのスペースの削減を可能とする。また、ファン新設に伴う、ファン自体を冷却する冷却装置の新設、ファンへの吸排気構造の新設、およびファンを電気的に駆動するための電力駆動装置または機械的に駆動するための動力伝達機構の新設、が不要になる。なお、チェーン、プーリ等の動力伝達機構を用いてエンジンによりファンを機械的に駆動する場合、構造が複雑化すると共にエネルギ損失も大きい。
　本発明によれば、冷却性能を向上させたマルチコプタを提供できる。
本発明の一実施形態に係るマルチコプタの全体構成を示す平面図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの全体構成を示す側面図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの電気的な構成図。 本発明の一実施形態に係るマルチコプタの冷却構造を示す構成図。 ロータの周辺をこの回転軸線に平行な方向から見た図。
　図１および図２を参照しながら、本発明の実施形態に係るマルチコプタ１の全体構成について説明する。
　本実施形態におけるマルチコプタ１は、複数のロータ２０を電動機（モータ）４８によってそれぞれ個別に回転制御することで、姿勢制御が可能となる。ロータ２０の傾斜、回転軸は予め定められる固定値に維持されている。
　本実施形態のマルチコプタ１は、ロータ２０の駆動源として、内燃機関であるエンジン３２が用いられる。マルチコプタ１は、エンジン３２によって出力された機械的出力を発電機４７によって電力に変換する。マルチコプタ１は、このようにして発電された電力をモータ４８に供給して、ロータ２０を回転させる。本実施形態のマルチコプタ１は、モータ４８の動力によって複数のロータ２０を駆動して飛行し、エンジン３２は発電のためにのみ用いられる。換言すると、本実施形態のマルチコプタ１は、エンジン３２の動力によって複数のロータ２０を直接駆動するものではない。
　本実施形態のマルチコプタ１は、複数のロータ２０と、複数のロータ２０のそれぞれに対して個別に設けられるモータ４８と、複数のエンジン３２と、複数の発電機４７と、各モータ４８を制御する制御装置４５と、それらの構成部品を支持するための支持体１０とを備える。
　本実施形態のマルチコプタ１は、ロータ２０とモータ４８とインバータ４２とを含んでユニット化されるロータユニット２と、エンジン３２と発電機４７とコンバータ４１とを含んでユニット化される発電ユニット３と、を備える。
　マルチコプタ１は、予め定める基準平面と、基準平面に直交する直交方向が設定される。各ロータ２０の回転翼は、大略的に基準面に沿って延びる。言い換えると、各ロータ２０の回転軸線は、大略的に直交方向に沿って延びる。
　図１に示すように、マルチコプタ１に設定される基準平面が水平に延びる場合を、マルチコプタ１の基準姿勢として説明する。以下、特記しない場合には、基準姿勢に基づいて説明する。基準姿勢では、各ロータ２０の回転翼は、大略的に水平面に沿って延びる。各ロータ２０の回転軸線は、大略的に上下方向に沿って延びる。したがって基準姿勢では、マルチコプタ１は、上下方向に揚力が発生することになる。
　各ロータ２０は、水平方向において、互いに間隔をあけて配置される。各ロータ２０は、平面視において、マルチコプタ１の重心位置から離れ、重心位置を囲む位置にそれぞれ配置される。
　マルチコプタ１は、平面視において、マルチコプタ１の重心位置を含んで複数のロータ２０に隣接する胴体領域１ａと、胴体領域１ａに対して複数のロータ２０寄りに位置するロータ側領域１ｂとが規定される。平面視において、胴体領域１ａは、複数のロータ２０の回転軸を結ぶ多角形の内側の領域となる。本実施形態では、平面視で、胴体領域１ａは、長尺状に形成される。平面視において、胴体領域１ａの長辺方向を機体前後方向ＤＬと称し、胴体領域１ａの短辺方向を機体幅方向ＤＷと称することがある。機体前後方向ＤＬは、機体が進行する方向に平行な方向となる。なお、機体前後方向ＤＬおよび機体幅方向ＤＷは、理解を容易にするために名称付けしたものであり、進行方向及び機体形状と無関係であってもよい。その場合、機体前後方向ＤＬは、基準平面に平行に延びる第１方向となり、機体幅方向ＤＷは基準平面に平行に延びて第１方向に直交する第２方向となる。本実施形態では、複数のロータ２０が機体幅方向ＤＷにおいて胴体領域１ａの両側にそれぞれ配置される。具体的には、マルチコプタ１は、機体前後方向ＤＬに並ぶ４つのロータ２０ａ～２０ｄが機体幅方向ＤＷにおいて胴体領域１ａの一方側にそれぞれ配置される。また機体前後方向ＤＬに並ぶ他の４つのロータ２０ｅ～２０ｈが機体幅方向ＤＷにおいて胴体領域１ａの他方側にそれぞれ配置される。
　支持体１０は、胴体領域１ａに配置されるボディフレーム１１と、ロータ側領域１ｂに配置されるロータ支持フレーム１２とを備える。ボディフレーム１１は、ロータ２０を除く多くの部品を支持する。ボディフレーム１１は、マルチコプタ１の強度部材を構成し、少なくとも骨格を構成する部分を含む。ボディフレーム１１は、胴体領域１ａに配置される胴体機器を支持する。言い換えると、ボディフレーム１１は、胴体機器が積載される胴体機器積載空間Ｓ１（図２参照）を規定する。たとえば胴体機器は、上述した各発電ユニット３と、発電ユニット３で発電された電力を各モータ４８に供給するための電力供給装置とを含む。本実施形態では、ボディフレーム１１は、複数の柱によって形成される籠状に形成されてもよい。本実施形態では、ボディフレーム１１はボディ筐体１１ａが固定されて、ボディ筐体１１ａの内部空間に胴体機器が配置される。
　ロータ支持フレーム１２は、ボディフレーム１１に接続されるとともに、胴体領域１ａから平面視で外側方向に突出する部分を有する。ロータ支持フレーム１２は、ロータ２０を装着したモータ４８を支持する。ロータ支持フレーム１２は、各ロータ２０の回転によって生じる揚力をボディフレーム１１に伝える。これによってマルチコプタ１は、複数のロータ２０とともに全体が飛行可能に構成される。本実施形態では、ロータ支持フレーム１２は、梯子状に形成されて、ロータ支持部材１２ａと、横フレーム１２ｂとを有する。ロータ支持部材１２ａは、ボディフレーム１１に対して機体幅方向ＤＷの両側に一対配置されて機体前後方向ＤＬに延びている。一対のロータ支持部材１２ａは、機体前後方向ＤＬに並ぶ２組の４つのロータ２０ａ～２０ｄ，２０ｅ～２０ｈをそれぞれ支持する。横フレーム１２ｂは、一対のロータ支持部材１２ａを連結する。具体的には、横フレーム１２ｂは、機体幅方向ＤＷに延びて一対のロータ支持部材１２ａを連結する。横フレーム１２ｂは、ボディフレーム１１に連結される。言い換えると、各ロータ支持フレーム１２は、各横フレーム１２ｂを介して、ボディフレーム１１に固定されている。本実施形態では、一対の横フレーム１２ｂの機体前後方向ＤＬの間に胴体機器積載空間Ｓ１が規定される。本実施形態では、胴体機器積載空間Ｓ１は、複数のロータ２０の回転翼が配置される位置よりも下方に配置される。
　本実施形態では、マルチコプタ１は、積荷が積載される荷室Ｓ２を覆う荷室筐体１３を備える。荷室筐体１３は、胴体領域１ａに配置され、ボディフレーム１１によって支持される。マルチコプタ１の飛行状態において、荷室Ｓ２は、平面視からみて、ボディフレーム１１の胴体機器積載空間Ｓ１と上下方向に重なる位置に配置される。具体的には、荷室Ｓ２は、胴体機器積載空間Ｓ１よりも下方に配置される。荷室Ｓ２は、荷室筐体１３によって覆われることで、風雨等から積み荷を保護することができる。また荷室Ｓ２は、胴体機器積載空間Ｓ１との間には、上下方向に仕切られる壁が形成される。荷室Ｓ２は、支持体１０の前後方向後方寄りの胴体領域１ａに位置する。
　本実施形態では、マルチコプタ１は、荷室Ｓ２とは別に、補助部品が積載される補助室Ｓ３を覆う補助室筐体１５を備える。補助室筐体１５は、胴体領域１ａに配置され、ボディフレーム１１によって支持される。マルチコプタ１の飛行状態において、補助室Ｓ３は、平面視において、ボディフレーム１１の胴体機器積載空間Ｓ１と上下方向に重なる位置に配置される。具体的には、補助室Ｓ３は、胴体機器積載空間Ｓ１よりも下方に配置される。補助室Ｓ３が形成されることで、部品を搭載可能な領域を下方に拡張することができる。補助室Ｓ３は、補助室筐体１５によって覆われることで、風雨等から補助部品を保護することができる。また補助室Ｓ３は、胴体機器積載空間Ｓ１との間には、上下方向に仕切られる壁が形成される。補助室Ｓ３は、荷室Ｓ２に対して、水平方向にずれた位置に配置される。本実施形態では、補助室Ｓ３は、機体前後方向において前方寄りの胴体領域１ａに位置する。言い換えると補助室Ｓ３は、荷室Ｓ２に対して前後方向に並び、荷室Ｓ２に対して機体前後方向ＤＬにおける前方に配置される。本実施形態では、補助室Ｓ３には、後述するキャパシタ４３が収容される。このように、キャパシタ４３は、発電機４７およびエンジン３２から離れて配置されることで、これらからの熱の影響を抑えることができる。
　ボディフレーム１１には、マルチコプタ１が接地する際に地面に接触する着陸脚１４が接続される。着陸脚１４は、ボディフレーム１１から下方に突出する。マルチコプタ１は、着陸脚１４が形成されることで、接地状態で安定して自立することができる。本実施形態では、着陸脚１４の接地部分は、胴体機器積載空間Ｓ１、荷室Ｓ２および補助室Ｓ３よりも下方に突出して形成される。言い換えると、胴体機器積載空間Ｓ１および荷室Ｓ２は、複数のロータ２０の回転翼と、着陸脚１４の接地部分との上下方向間に配置される。
　各ロータ２０は、ロータ側領域１ｂに配置される。すなわち各ロータ２０は、ボディフレーム１１の機体幅方向ＤＷの両側に位置し、平面視において胴体領域１ａと重複しない位置に配置されている。ロータ２０ａ～２０ｄは、胴体領域１ａの機体幅方向ＤＷにおける一方側のロータ支持部材１２ａに対して機体前後方向ＤＬに並んで取り付けられている。ロータ２０ｅ～２０ｈは、胴体領域１ａの機体幅方向ＤＷにおける他方側のロータ支持部材１２ａに対して機体前後方向ＤＬに並んで取り付けられている。平面視において、各隣接するロータ２０同士は、機体前後方向ＤＬおよび機体幅方向ＤＷにおいて互いにずれた位置、すなわち重複しない位置に間隔をあけて配置されている。
　各ロータユニット２は、マルチコプタ１に推力を与えるためのロータ２０と、電力が供給されることで回転軸を回転させる電動機としてのモータ４８と、モータ４８への駆動電力を与えるためのインバータ４２とをそれぞれ備える。各ロータ２０は、例えば、モータ４８の回転子部分にボルト等で固定されている。モータ４８の固定子部分は、ロータ支持フレーム１２に固定されている。これによってモータ４８は、ロータ２０を回転軸まわりに回転させる。各モータ４８は、モータ取付部材２５を介して、ロータ支持部材１２ａに固定されている。本実施形態では、各モータ４８は交流モータによって実現される。なお、各ロータユニット２の一部を構成するインバータ４２は、胴体領域１ａにおける機体前方側に配置される。
　上述したようにロータユニット２には、ロータ２０ごとに対応するモータ４８および対応するインバータ４２がそれぞれ設けられる。制御装置４５が各インバータ４２を介して各モータ４８をそれぞれ個別に制御することによって、ロータ２０を個別に回転制御することができる。このように制御装置４５は、各モータ４８を個別に制御することで、各ロータ２０に発生する揚力の大きさを異ならせることで姿勢角を変えることができる。このようにして制御装置４５は、飛行時の姿勢および飛行推進を制御することができる。
　本実施形態では、各ロータ２０は、回転翼のピッチ角が固定されている固定ピッチ式とされている。マルチコプタ１は、ピッチ角が可変式に構成される場合に比べて、構造を単純化することができ、整備性の向上や軽量化を図ることができる。また、モータ４８によってロータ２０を回転させることで、エンジン３２の回転によってロータ２０を回転させる場合に比べて構造を単純化することができ、整備性の向上や軽量化を図ることができ、さらに制御装置４５による制御指令に応じて回転数が変化するまでの応答性を高めることができる。
　マルチコプタ１は、各ロータ２０を回転軸の径方向外側から覆うロータカバー２３を備える。ロータカバー２３によって、ロータ２０の回転域への物体の近接を防ぐことができる。さらに、物体のロータ２０への接触を防いで、ロータ２０を保護することもできる。ロータカバー２３は、ロータ支持部材１２ａに固定される。ロータカバー２３は、上下方向に開放される筒状に形成される。本実施形態では、ロータカバー２３は、平面視において、機体前後方向ＤＬに並ぶ４組の２つのロータ２０ａおよび２０ｂ、２０ｃおよび２０ｄ、２０ｅおよび２０ｆ、並びに２０ｇおよび２０ｈを覆う略長孔形状に形成される。
　各発電ユニット３は、内燃機関としてのエンジン３２を含む内燃機関ユニットと、エンジン３２により駆動される発電機４７とをそれぞれ備える。また各発電ユニット３は、発電機４７によって発電された電力を変換する一次電力変換装置であるコンバータ４１をそれぞれ備える。なお、発電機４７およびコンバータ４１は、ロータ２０を回転駆動させる電力を供給するための駆動用の電力を供給するための電装部品４０（いわゆる強電系電装部品）の一つであり、電装部品４０は全て胴体領域１ａにおける機体前方側に配置される。
　本実施形態では、マルチコプタ１は、主としてエンジン駆動によって発生された駆動力によって飛行する。具体的には、エンジン３２は、燃料の燃焼によってエンジン出力軸を回転させる。エンジン３２は、その出力軸が発電機４７の入力軸に動力伝達可能に接続される。発電機４７は、エンジン３２によって入力軸が回転されることで、機械的回転力を電力に変換する。コンバータ４１は、発電機４７と電気的に接続されることで、発電機４７から供給される交流電力を調整して、後述する二次電力変換装置であるインバータ４２に電力を供給する。インバータ４２は、コンバータ４１によって変換された直流電力を、モータ４８の駆動に適した交流電力に変換して、モータ４８に与える。
　本実施形態では、マルチコプタ１は、３つの発電ユニット３を有する。エンジン３２から発電機４７へ動力が伝達されるにあたって、動力の回転数を減速する減速機が介在される。各発電ユニット３は、それぞれ同じ構造に形成される。これによって部品種別の増加を防ぐことができるとともに、メンテナンス性を向上させることができる。
　次に、図４を参照しながら、マルチコプタ１の冷却構造について説明する。マルチコプタ１は、発電ユニット３を冷却するための冷却ユニット５を有している。本実施形態の冷却ユニット５は、マルチコプタ１に設けられる発熱部分から冷媒によって熱を奪う冷却系統と、熱を奪った冷媒を大気と熱交換して放熱する放熱部分と、冷却系統と放熱部分とにわたって冷却媒体を流通させる冷媒循環通路と、循環通路内の冷媒を循環させるためのポンプとを有する。
　冷却ユニット５は、発電ユニット３のうち、内燃機関ユニット３０を冷却する内燃機関冷却系統５０と、電装部品４０を冷却する電装冷却系統７０とを有している。内燃機関冷却系統５０は、内燃機関ユニット３０ごとに個別に設けられている。本実施形態では、内燃機関ユニット３０が３つの発電ユニット３それぞれに１つずつ設けられているので、３つの内燃機関冷却系統５０が設けられている。電装冷却系統７０は、発電機４７とコンバータ４１とを備える発電系電装部品４０ごとに個別に設けられている。本実施形では、発電系電装部品４０が３つの発電ユニット３それぞれに１つずつ設けられているので、３つの電装冷却系統７０が設けられている。
　内燃機関冷却系統５０は、放熱部分を構成するエンジンラジエータ（内燃機関熱交換器）６０を有する。電装冷却系統７０は、放熱部分を構成する電装ラジエータ９０を有する。各ラジエータ６０，９０は、熱交換器であって、内蔵する冷媒と周囲大気との間で熱交換させることで、冷媒を放熱させて、冷媒の温度を低下させる。エンジンラジエータ６０による放熱性能は、電装ラジエータ９０の放熱性能よりも高く構成されている。
　各ラジエータ６０，９０は、３つの内燃機関冷却系統５０および３つの電装冷却系統７０ごとに個別に設けられている。本実施形態では、３つの内燃機関冷却系統５０それぞれに対応した３つのエンジンラジエータ６０ａ～６０ｃと、３つの電装冷却系統７０それぞれに対応した３つの電装ラジエータ９０ａ～９０ｃとが設けられている。
　内燃機関冷却系統５０には、冷媒によってエンジン３２の発熱部分の熱を奪うエンジン冷却系統５１が形成される。エンジン冷却系統５１は、エンジン３２の発熱部分に隣接して形成される。内燃機関冷却系統５０は、エンジン３２の駆動によって生じる温度上昇を抑えるようにエンジン冷却系統５１を冷却する。
　エンジン３２には、エンジン冷却系統５１へ各エンジンラジエータ６０で冷却された循環冷媒（内燃機関循環冷媒）を導入するためのエンジン入口５２と、エンジン３２の発熱部分から熱を奪った循環冷媒を排出するためのエンジン出口５３とが形成される。エンジンラジエータ６０には、エンジン３２の熱を奪った循環冷媒を導入するためのラジエータ入口６１と、エンジンラジエータ６０で冷却された循環冷媒を排出するためのラジエータ出口６２とが形成される。
　内燃機関冷却系統５０は、ラジエータ出口６２とエンジン入口５２とを接続するエンジン入口配管５４と、エンジン出口５３とラジエータ入口６１とを接続するエンジン出口配管５５とを有する。このようなエンジンラジエータ６０、エンジン３２および各配管５４，５５によって、内燃機関循環冷媒が循環するエンジン循環路５６が構成される。また内燃機関冷却系統５０には、循環冷媒をエンジン循環路５６内で循環させるためのポンプ５７が設けられる。本実施形態では、ポンプ５７として、エンジン３２の回転動力の一部が与えられて駆動する機械駆動式ポンプが用いられてもよい。
本実施形態では、エンジンラジエータ６０は、ロータ側領域１ｂに位置しており、エンジン３２（ポンプ５７）が設けられた胴体領域１ａから十分離れた位置に設けられる。
　電装冷却系統７０には、冷媒によって発電機４７および対応するコンバータ４１の発熱部分の熱を奪う発電機冷却系統７１およびコンバータ冷却系統８１が形成される。発電機冷却系統７１は、発電機４７の発熱部分に隣接して形成される。また、コンバータ冷却系統８１は、対応するコンバータ４１の周囲に形成される。
　発電機４７には、発電機冷却系統７１へ各電装ラジエータ９０で冷却された循環冷媒（電装循環冷媒）を導入するための発電機入口７２と、発熱部分から熱を奪った循環冷媒を排出するための発電機出口７３とが形成される。コンバータ４１には、コンバータ冷却系統８１へ各電装ラジエータ９０で冷却された循環冷媒を導入するためのコンバータ入口８２と、発熱部分から熱を奪った循環冷媒を排出するためのコンバータ出口８３とが形成される。電装ラジエータ９０には、発電機４７およびコンバータ４１の熱を奪った循環冷媒を導入するためのラジエータ入口９１と、電装ラジエータ９０で冷却された循環冷媒を排出するためのラジエータ出口９２とが形成される。電装冷却系統７０は、ラジエータ出口９２とコンバータ入口８２とを接続するコンバータ入口配管７４と、コンバータ出口８３と発電機入口７２とを接続する発電機入口配管７５と、発電機出口７３とラジエータ入口９１とを接続する電装出口配管７６とを有する。すなわち、本実施形態では、電装冷却系統７０は、コンバータ４１と発電機４７とが直列に接続されている。
　このような電装ラジエータ９０、発電機４７、コンバータ４１および各配管７４～７６によって、電装循環冷媒が循環する電装循環路７７が構成される。また電装冷却系統７０には、冷媒を電装循環路７７内で循環させるためのポンプ７８が設けられる。本実施形態では、ポンプ７８は、エンジン３２の回転力またはエンジンに装備された発電機による電力を利用して駆動してもよく、また、バッテリあるいは後述する集約電気回路４４の電気を利用して電気的に駆動してもよい。エンジン３２の回転力またはエンジンに装備された発電機による電力を利用する場合、冷却すべき冷却対象のエンジン３２の動力が利用される。
　本実施形態では、電装ラジエータ９０は、ロータ側領域１ａに位置しており、発電機４７およびコンバータ４１が設けられた胴体領域１ａから十分離れた位置に設けられる。本実施形態では、電装冷却系統７０によって、電力供給用電装部品であるコンバータ４１および発電機４７を冷却したが、他の電力供給用電装部品であるインバータ４２およびモータ４８を冷却してもよい。またインバータ４２およびモータ４８を冷却するための他の冷却装置を備えていてもよい。
　上述したように、各ラジエータ６０，９０は、ロータ側領域１ａに位置しているので、胴体領域１ａに位置するエンジン３２、発電機４７およびコンバータ４１から放射される熱の、各ラジエータ６０，９０への影響を防いで、各ラジエータ６０，９０における熱交換を促進しやすい。また、各配管５４，５５，７４～７６を、ロータ支持フレーム１２の内部空間に配策してもよく、この場合、ロータ支持フレーム１２によって各配管５４，５５，７４～７６を保護できる。
　図１に示されるように、本実施形態では、各ラジエータ６０，９０は、機体幅方向ＤＷにおいてたとえば線対称となる位置に配置されている。各ラジエータ６０，９０には、上下方向に延びる貫通溝が形成されている。各ロータ２０の回転によって生じる下向きの気流が、貫通溝を通過することによって各ラジエータ６０，９０における熱交換が促進される。エンジンラジエータ６０ａ～６０ｃは、ロータ２０ｄ，２０ｇ，２０ｈに対応して、ロータ２０の下方にそれぞれ配置されており、電装ラジエータ９０ａ～９０ｃは、ロータ２０ｂ，２０ｆ、２０ｃに対応して、ロータ２０の下方にそれぞれ配置されている。各ラジエータ６０，９０は、ロータ支持フレーム１２に支持される。
　具体的には、図１に示されるように、各ラジエータ６０，９０は、たとえば、ロータ支持部材１２ａおよび横フレーム１２ｂの両方に固定されている。具体的には、略矩形状に形成される各ラジエータ６０，９０の一辺が、ロータ支持部材１２ａに固定される。また各ラジエータ６０，９０のうち他の一辺が、横フレーム１２ｂに支持される。このように各ラジエータ６０，９０を２辺で支持することによって、ラジエータ６０，９０の支持剛性を高めやすい。なお、各ラジエータ６０，９０を、ロータ支持部材１２ａおよび横フレーム１２ｂのいずれか一方にのみ固定するようにしてもよい。
　各ラジエータ６０，９０は、平面視において各ロータユニット２のモータ４８に対してずれた位置、すなわちモータ４８と重複しない位置に配置される。各ラジエータ６０，９０は、ロータ２０によって導かれた気流が流れる領域に配置される。例えば、各ラジエータ６０，９０は、平面視において、ロータ２０の回転翼の回転領域と重複する位置に配置されている。実施形態では、各ラジエータ６０，９０は、ロータ２０の回転翼の下方となる位置に配置される。また、各ラジエータ６０，９０は、水平方向における周囲がロータカバー２３によって側方から覆われていてもよい。換言すれば、各ラジエータ６０，９０は、ロータカバー２３によって周囲の物体の近接から保護される領域に配置されていてもよい。ロータカバー２３の内側には、複数の各ラジエータ６０，９０が分散して配置されていてもよい。
　たとえば、１個のロータカバー２３の内側に配置される一対のロータ２０のロータ軸の間に、各ラジエータ６０，９０を設けてもよい。換言すれば、一対のロータ２０の回転により生じる一対の気流が通過する位置に各ラジエータ６０，９０を設けてもよい。これにより、一対のロータ２０のうち一方のロータ２０が停止した状態でも、他方ロータ２０が回転している場合には、該他方のロータ２０により生じる気流によってラジエータ６０，９０の冷却を維持しやすい。
　電装冷却系統７０は、内燃機関ユニット３０に比して発熱量の小さい電装部品４０を冷却するように構成されている。ここで、内燃機関冷却系統５０および電装冷却系統７０は、互いに独立した別回路として構成されている。これによって、各内燃機関冷却系統５０および電装冷却系統７０において、それぞれ適した冷却温度が実現されている。具体的には、電装冷却温度は、内燃機関冷却温度よりも低い。
　電装循環冷媒および内燃機関循環冷媒は、各電装冷却系統７０および内燃機関冷却系統５０による冷却性能を調整することによって冷却対象の部材を独立して冷却することができる。例えば、循環冷媒の流量、各ラジエータ６０，９０のサイズ（放熱性能）、及び／又は各電装冷却系統７０および内燃機関冷却系統５０に設けられるサーモスタット（不図示）の開弁温度の設定等によって、冷却対象の部材を独立して冷却することができる。
　次に図５を参照して、１つの電装ラジエータ９０ａを例にとって、その配置を説明する。残余のラジエータ６０，９０についても対応した同様の配置であり、説明を省略する。上述したように、電装ラジエータ９０ａは、対応するロータ２０ｂの下方に配置されており、ロータ２０ｂの回転により生じる気流が通過する流域に位置している。
　ロータ２０ｂの回転軸線Ｏ２に平行な方向から見て、具体的には、電装ラジエータ９０ａは、回転するロータ２０ｂにより画定されるロータ回転範囲Ｘ０に少なくとも一部が重複している。
　好ましくは、電装ラジエータ９０ａの全体が、ロータ回転範囲Ｘ０内に位置している。より好ましくは、電装ラジエータ９０ａは、ロータ回転範囲Ｘ０の外径側よりに位置している。具体的には、電装ラジエータ９０ａの図心Ｇが、ロータ回転範囲Ｘ０のうち、径方向において、ロータ２０ｂの半径Ｒの５０％の位置Ｒ１より外径側に位置しており、半径Ｒの外径側７５％の位置Ｒ２若しくはこの内径側に位置している。
　また、電装ラジエータ９０ａをロータ回転範囲Ｘ０に対して回転軸線Ｏ２に平行な方向に投影した部分の投影面積が、ロータ回転範囲Ｘ０の投影面積の１０％以下となるように、電装ラジエータ９０ａが設けられている。
　また、図２に示されるように、電装ラジエータ９０ａは、回転するロータ２０の下端に対して、ロータ２０ｂの半径Ｒの３０％～６０％の長さ下方へ離れた高さに設けられている。
　図１に示すように、各発電ユニット３の一部を構成するエンジン３２は、胴体機器積載空間Ｓ１のうちで、機体前後方向ＤＬにおいて後部領域に配置される。本実施形態では、エンジン３２が配置される領域は、荷室Ｓ２の上方領域となる。各発電機４７は、エンジン３２と同様に胴体機器積載空間Ｓ１のうちで、機体前後方向ＤＬにおいて後部領域に配置される。また各発電機４７は、動力伝達されるエンジン３２に対して機体前後方向ＤＬにおいて前側に配置される。
　各エンジン３２は、機体幅方向ＤＷに並べて配置される。各エンジン３２は、隣接するエンジン３２同士が機体前後方向ＤＬにおいてずれた位置に配置される。具体的には、機体幅方向ＤＷの中央部のエンジン３２は、機体幅方向ＤＷにおいて外側に配置されている他のエンジン３２よりも機体前方に配置されている。このように配置されることで、各エンジン３２が揃って機体幅方向ＤＷに並ぶ場合に比べて、隣接するエンジン３２の周囲の隙間を大きく形成することができる。これにより、エンジン３２の燃料の燃焼によって暖められる周囲の空気の移動を促進しやすくすることができる。これによってボディ筐体１１ａ内での空気の温度上昇を抑制することができる。またエンジン３２の周囲の隙間を大きく形成することで、エンジン３２の整備性を向上することができる。たとえば、機体幅方向ＤＷの中央部のエンジン３２の後端面が、隣接するエンジン３２の前端面よりも前方に位置してもよい。これによって機体幅方向ＤＷの中央のエンジン３２ｂに機体側方からアクセスしやすく、エンジン３２の整備性の低下をさらに防ぐことができる。
　本実施形態では、各エンジン３２は、出力軸線ａが機体幅方向ＤＷに延びるように配置されている。上述したように隣接するエンジン３２が機体前後方向ＤＬにおいてずれて配置されることで、エンジン３２同士を機体幅方向ＤＷに重複させて配置することもでき、マルチコプタ１の機体幅方向ＤＷにおける大型化を防ぐことができる。なお、出力軸線ａの配置は、例えば機体前後方向ＤＬに延びるように配置されてもよい。
　各エンジン３２の機体前後方向ＤＬにおける前方側には、対応する発電機４７がそれぞれ配置されている。各発電機４７は、各エンジン３２に対して動力伝達機構であるチェーンを介して接続されている。本実施形態においては、エンジン３２の出力軸には、変速機（トランスミッション）が連結されており、変速機と動力伝達機構（スプロケット）による減速により発電機４７の発電に適した回転数が達成されるようになっている。各発電機４７もエンジン３２と同様に、機体幅方向ＤＷに並べて配置され、隣接する発電機４７同士が機体前後方向ＤＬにおいてずれた位置に配置される。エンジン３２と、エンジン３２に対応する発電機４７とが、それぞれ機体前後方向ＤＬに一列に並んで構成されることから、発電機４７とエンジン３２は直接接続されてもよい。
　各エンジン３２には、燃焼によって生じる排気を大気中に排出する排気管３３がそれぞれ接続される。排気管３３は、各エンジン３２の排気ポートに接続されて、エンジン３２よりも機体前後方向ＤＬの後方に排気を排出する。具体的には、排気管３３は、エンジン３２の排気ポートから進行方向後方に延びる。本実施形態では、エンジン３２の排気ポートがエンジン本体に対して機体前後方向ＤＬの後方に向くことで、排気管３３をエンジン３２の後方に配置しやすくすることができる。また排気管３３の出口部分が、ボディ筐体１１ａの外側に突出して形成されることで、エンジン３２の排気がボディ筐体１１ａ内に向かうことを防ぐことができる。なお排気管３３は、消音装置となるマフラ部分を含み、マフラ部分がボディ筐体１１ａよりも外側に配置されることが好ましい。これによってボディ筐体１１ａ内の温度上昇をさらに防ぐことができる。また、エンジン３２の吸気ポートがエンジン本体に対して機体前方に向くことが好ましい。これにより、エンジン３２に吸気を導く吸気管と排気管３３との干渉を防ぐことができる。また、エンジン３２に導かれる吸気をろ過するためのエアクリーナおよび吸気管は、エンジン３２に対して機体前方に配置されることが好ましい。これによって排気の影響を抑えて低い温度の吸気をエンジン３２に導くことができる。
　各発電機４７よりも前方には、各エンジン３２への燃料供給源となる燃料タンク（図示せず）が配置されている。各燃料タンクは、エンジンよりも前方に配置されることで、エンジン３２及び排気管３３による熱の影響を受け難くすることができる。各燃料タンクは、図示しないフューエルチューブを介してエンジン３２にそれぞれ接続されている。なお、燃料タンクは、本実施形態では各エンジン３２に対してそれぞれ設けられている構成としたが、１つの燃料タンクが各エンジン３２に対して共通に設けられてもよい。
　発電ユニット３の一部を構成するコンバータ４１は、対応する発電機４７に隣接して配置される。各コンバータ４１は、胴体領域１ａにおける機体前後方向ＤＬの前方側、より詳しくは、各発電機４７よりも機体前後方向ＤＬの前方側にそれぞれ配置されている。これによって発電機４７とコンバータ４１とを電気的に接続する電気配線を短くすることができる。また各コンバータ４１は、エンジン３２と同様に、機体幅方向ＤＷに並べて配置される。
　本実施形態では、発電ユニット３で発電した電力は、集約電気回路４４（図３）を介して、ロータユニット２に供給される。詳しくは、図３に示すように、各発電ユニット３の一部を構成するそれぞれのコンバータ４１は、集約電気回路４４に並列接続される。これによって集約電気回路４４は、各発電ユニット３で発電した電力が集約される。また各ロータユニット２の一部を構成するそれぞれのインバータ４２は、集約電気回路４４に並列接続される。これによって集約電気回路４４は、集約した電力をそれぞれのロータユニット２へ電力供給可能に構成される。蓄電装置であるキャパシタ４３は、集約電気回路４４と電気的に直列接続され、かつ発電ユニット３と電気的に並列接続される。即ち、複数のモータ２２に電力を供給する集約電気回路４４に対して、発電機３１とキャパシタ４３とが並列接続される。これによって、キャパシタ４３は、集約電気回路４４に対して、電力授受可能に構成され、エンジンの出力変動に起因して、インバータ４２に供給される出力電力の変動を抑制することができる。また、後述するパワープラント制御計算機４５ｂの制御によらずに、キャパシタ４３は、集約電気回路４４の電圧が下がれば電圧低下を防ぐように放電し、電圧が上がれば電圧上昇を防ぐように電力を充電する。これによって特別な制御を不要として、パワープラント制御計算機４５ｂによる発電量の調整よりも速やかに、姿勢制御などに伴う瞬間的な要求電力に対応できる。なお、発電機４７の回転数は一定に維持され、従って発電する電圧が一定になるように制御されている。上記電力変動への対応はスロットル開度を変えることにより、負荷となるトルクを変化（即ち発電機３１への電流を変化）させて調整している。即ち、キャパシタ４３が放電して電圧が低下し、回転数が低下しようとすると、それを補うためにスロットルを開いて発電量を増加させている。また、キャパシタ４３を用いることによるエンジン脈動に起因する発電変動も抑制できる。
　キャパシタ４３は、コンデンサとも称され、導体間に電圧が印加されることで、電荷が蓄えられる構造を有するものである。本実施形態では、キャパシタ４３は、集約電気回路４４、およびインバータ４２と互いに近接した位置に配置される。具体的には、キャパシタ４３、集約電気回路４４、およびインバータ４２は、上下方向に隣接して配置される。これによって電子機器系統をコンパクトに配置することができ、キャパシタ４３での電力を各インバータ４２に速やかに供給することができる。
　制御装置４５は、前述のように、マルチコプタ１の飛行及び姿勢を制御する飛行制御計算機４５ａと、モータ２２への電力供給を制御するパワープラント制御計算機４５ｂとを備える。なお、飛行制御計算機４５ａと、パワープラント制御計算機４５ｂとは、本実施形態では別体に構成されるとしたが、一体構造であってもよい。
　飛行制御計算機４５ａは、記憶部に記憶される飛行制御プログラムを読み出し、図示しないＧＰＳとジャイロセンサによって得られた位置情報、ジャイロ情報に基づいて、飛行演算部が予め定める飛行および姿勢となるために必要な個々のモータ４８の回転速度を演算する。飛行制御計算機４５ａは、演算結果に従って個々のインバータ４２を制御する。
　パワープラント制御計算機４５ｂは、記憶部に記憶される制御プログラムを読み出し、発電ユニット３等に設けられる各種センサで検出される情報を取得する。パワープラント制御計算機４５ｂは、飛行制御計算機４５ａによる制御指令に応じて、エンジン３２および発電機４７の少なくとも一方を制御して、発電電力を制御する。詳細には、パワープラント制御計算機４５ｂは、モータ４８への電力供給量が適切となるように、エンジン３２およびコンバータ４１を制御する演算部を有する。たとえばパワープラント制御計算機４５ｂは、エンジン３２に対して回転数一定となるような制御を行う。またパワープラント制御計算機４５ｂは、コンバータ４１に対して、発電機４７のトルク指令を与える。またパワープラント制御計算機４５ｂは、集約電気回路４４の電圧が予め定める所定の値となるように発電ユニット３（エンジン３２および発電機４７の少なくとも一方）を制御する。たとえばパワープラント制御計算機４５ｂは、集約電気回路４４の電圧が所定の値よりも下がれば、発電量を増やすように制御し、集約電気回路４４の電圧が所定の値よりも上がれば、発電量を減らすように制御する。
　各コンバータ４１と、各インバータ４２と、飛行制御計算機４５ａと、パワープラント制御計算機４５ｂとは、胴体領域１ａにおける機体前方側、より詳しくは、各発電機４７よりも機体前後方向ＤＬにおける前方側にそれぞれ配置されている。キャパシタ４３は、補助室筐体１５内に収納されている。電装部品には、ロータ２０を駆動するための強電系電装部品（発電機４７、コンバータ４１、インバータ４２、モータ４８、キャパシタ４３）と、弱電系電装部品（飛行制御するためのセンサ、飛行制御計算機を含む制御系電装部品）が含まれる。エンジン３２は、電装部品の後方に配置される。
　上述したように、本実施形態では、マルチコプタ１がキャパシタ４３を備える。たとえばマルチコプタ１は、各発電ユニット３で発電される電力の総和よりも、ロータ２０へ供給する電力の総和が一時的に大きくなった場合には、キャパシタ４３からロータユニット２への電力供給を行う。また、マルチコプタ１は、各発電ユニット３で発電される電力の総和が、ロータユニット２へ供給する電力の総和よりも一時的に大きくなった場合には、キャパシタ４３への再充電を行う。
　本実施形態のマルチコプタ１では、３つの発電ユニット３が集約電気回路４４に対して並列接続される。また８つのロータユニット２が、集約電気回路４４に対して並列接続される。
　各発電ユニット３は、対応するエンジン３２が、対応する発電機４７に対してそれぞれ動力伝達可能に機械的に接続されている。発電ユニット３は、各エンジン３２によって発電機４７をそれぞれ駆動させ、交流の電力を発電する。各発電機４７で発電された交流の電力は、対応するコンバータ４１を介してそれぞれ直流の電力に変換される。各コンバータ４１で直流に変換された電力は、集約電気回路４４にて集約された後、各インバータ４２にそれぞれ供給される。
　各インバータ４２にそれぞれ供給された直流の電力は、三相交流の電力にそれぞれ変換され、それぞれ対応するモータ４８に供給される。本実施形態では、各発電機４７から各モータ４８へ供給する電力をこのように調整する電気的構成部分を電力調整回路と称する。詳細には、電力調整回路は、各コンバータ４１、集約電気回路４４、および各インバータ４２をいう。
　各モータ４８は、前述のように各ロータ２０に対して動力伝達可能に機械的に接続されている。各モータ４８が電力を受けて駆動されると、対応するロータ２０ａ～２０ｈがそれぞれ駆動される。
　また、集約電気回路４４には、キャパシタ４３が電気的に接続されており、モータ４８からの電力要求に対しては、最初にキャパシタ４３が応答する。ロータユニット２への給電により集約電気回路４４の電圧が低下すると、発電ユニット３は発電量を増やして電圧を目標値に一定に保つように制御される。反対に、余剰電力が生じた場合には、集約電気回路４４の電圧が上昇するため、発電ユニット３は発電量を減らして電圧を目標値に一定に保つように制御される。このように、キャパシタ４３は、パワープラント制御計算機４５ｂの制御によらずに、集約電気回路４４の電圧が下がれば電圧低下を防ぐように放電し、電圧が上がれば電圧上昇を防ぐように電力を充電する。これによって特別な制御を不要として、パワープラント制御計算機４５ｂによる発電量の調整よりも速やかに、姿勢制御などに伴う瞬間的な要求電力変動に対応できる。
　本実施形態では、上記の電気的な構成を制御するために、飛行制御計算機４５ａおよびパワープラント制御計算機４５ｂを含む制御装置４５が設けられている。
　パワープラント制御計算機４５ｂは、集約電気回路４４の電圧が予め定める値に維持されるように各エンジン３２およびコンバータ４１を制御する。例えば、パワープラント制御計算機４５ｂは、各エンジン３２の回転数を一定範囲に維持するとともに、集約電気回路４４の電圧を一定の値に維持するよう、コンバータ４１のトルク指令を操作する。これにより、マルチコプタ１の安定した飛行を可能にするとともに、キャパシタ４３の過充放電も抑制される。また、集約電気回路４４の電圧がキャパシタ４３の電圧より低くなればキャパシタ４３からの放電が実行され、集約電気回路４４の電圧がキャパシタ４３の電圧より高くなればキャパシタ４３への充電が実行されるようにパワープラント制御計算機４５ｂを制御することで、キャパシタ４３で補った後の電力供給を発電機４７によって担わせることができる。
　飛行制御計算機４５ａは、マルチコプタ１の飛行制御のために各ロータ２０の回転数をそれぞれ制御する。詳細には、飛行制御計算機４５ａは、各ロータ２０ａ～２０ｈの回転数制御のために、各インバータ４２を個別に制御する。これにより、マルチコプタ１は、安定した姿勢で要求される飛行動作を行うことができる。
　具体的には、要求される飛行動作を行うためには、飛行制御計算機４５ａが要求される飛行動作に応じて各ロータ２０に必要な回転数を算出し、その回転数指令をインバータ４２に出力する。一方、パワープラント制御計算機４５ｂは、エンジン３２の回転数を一定に保つために必要なアクセル開度指令をエンジン３２に出力するとともに、発電量をコントロールするためにトルク指令をコンバータ４１に出力する。
　上記のような発電量の調整では、飛行制御計算機４５ａが回転数指令を出してから各発電ユニット３が応答完了するまでの時間はエンジン３２の応答速度に支配されるため、応答速度が遅い。そのため、キャパシタ４３が設けられない場合、風などの外乱の中で姿勢を維持するような著しく短時間の応答が要求される姿勢制御では、発電による出力応答が間に合わず、制御不能に陥ってしまうことがある。
　本実施形態のマルチコプタ１には、前述のようにキャパシタ４３が設けられている。キャパシタ４３は瞬時に大電流を充放電することができる。そのために姿勢制御のための瞬間的な電力要求に対しては、最初にキャパシタ４３が補助的に応答し、エンジン３２の出力応答の遅れを補う。たとえば突風などの外乱状態によって瞬間的なモータ４８の出力の増加が要求される場合、キャパシタ４３は、集約電気回路４４に即座に給電を始め、各発電ユニット３の応答遅れを補う。
　キャパシタ４３は、モータ４８の短時間の応答による要求電力の変動を抑制するために必要な容量を有している。即ち、キャパシタ４３は、エンジン３２が出力変更指令を受けてから出力を変更するまでに、機体の姿勢制御に必要な電力を補うことが可能な静電容量を有するように設けられている。これにより、エンジン３２による出力変更に起因する電力不足をキャパシタ４３で補うことができる。具体的には、キャパシタ４３の容量は電力量換算で１００Ｗｈ以上かつ１０００Ｗｈ以下であってもよい。この最小容量は、コンバータ４１の電圧変動許容範囲を最大限に使い、標準的な負荷変動（標準的な飛行条件）で飛行可能とする場合に対応する。この最大容量は、コンバータ４１の電圧変動許容範囲に対して適当な余裕を持ちつつ、より大きな負荷変動（厳しい飛行条件）にも耐えられる場合に対応する。なお、キャパシタ４３の容量範囲は、上述する範囲に制限されるものではなく、機体重量、機体の慣性モーメント、飛行条件および余裕度などによって適宜変更することができる。
　上記構成によれば、リチウムイオンバッテリーの数倍の出力密度（ｋＷ／ｋｇ）を有するエンジン３２を主電力源とし、バッテリに比べて瞬間的に大電流を放電できるキャパシタ４３を補助蓄電装置とすることで、動力装置全体を小型・軽量化することができる。ここで、動力装置とは、発電装置（エンジン３２および発電機４７）並びに蓄電装置（キャパシタ４３）のことをいう。また、機体の姿勢制御において、内燃機関の応答遅れに起因して瞬間的に電力要求差が発生しても、複数のモータ４８に対する供給電力の過不足変動をキャパシタ４３によって吸収することができる。さらに、キャパシタ４３はエンジン３２の応答遅れを補うために十分な容量があればよく、蓄電装置の大型化も防げる。このようにして、動力装置の大型化、重量増大を防ぎつつ、長時間飛行に耐えうるマルチコプタ１を実現している。
　上記構成において、マルチコプタ１は、例えば全長５ｍ以上かつ積載可能量１００ｋｇ以上の大型のものであり得る。また、ロータ２０ａ～２０ｈは、全て同じ大きさであり、例えば１．３ｍ以上の直径を有している。
　上記実施形態に係るマルチコプタ１によれば、以下の効果を奏する。
（１）電装循環冷媒は、電装部品４０の発熱部分から熱を奪う。熱を奪った電装循環冷媒はポンプ７８によって、電装ラジエータ９０まで送られる。電装循環冷媒は、電装ラジエータ９０で大気と熱交換されることで、冷却される。このように電装循環冷媒が、電装ラジエータ９０と電装部品４０の発熱部分との間で循環されることで、電装部品４０の温度上昇が防がれる。このように電装循環冷媒を用いて電装部品４０を冷却することで、マルチコプタ１の外面に対して、内側部分についても冷却を図ることができる。このように発熱部分に近い位置を流れる電装循環冷媒を用いることで、気流を電装部品４０に吹き付けて電装部品４０を冷却する場合に比べて、冷却効果を向上させることができる。
　たとえば電装部品４０のうちで発熱部分に近い部分に電装循環冷媒を供給することで、発熱部分の冷却を促進することができる。また電装ラジエータ９０を電装部品４０のうちの発電部分から離すことができ、電装循環冷媒の冷却を促進することができる。
（２）回転するロータ２０により生じる気流によって各ラジエータ６０，９０における外気との熱交換が行われ、各ラジエータ６０，９０の放熱を行うために新たなファンを設ける必要がなくなる。その結果、新たにファンを設ける場合と比較して、部品点数の削減、マルチコプタ１の軽量化、新たなファンを配置するためのスペースの削減を可能とする。また、ファン新設に伴う、ファン自体を冷却する冷却装置の新設、ファンへの吸排気構造の新設、およびファンを電気的に駆動するための電力駆動装置または機械的に駆動するための動力伝達機構の新設、が不要になる。なお、チェーン、プーリ等の動力伝達機構を用いてエンジンによりファンを機械的に駆動する場合、構造が複雑化すると共にエネルギ損失も大きい。
（３）各ラジエータ６０，９０は、ロータ２０の下方に配置されているので、ラジエータ６０，９０が脱落した場合に、ラジエータ６０，９０がロータ２０に接触することが防止される。
（４）マルチコプタ１では、各ラジエータ６０，９０が、２０ｂ～２０ｄおよびロータ２０ｆ～２０ｈの下方に分散して配置されている。各ラジエータ６０，９０を分散して配置することによって、ロータ２０の１つあたりに占めるラジエータ６０，９０のサイズを小さく構成することができる。これによって、ラジエータ６０，９０が設けられることに起因するロータ２０から生じる気流への干渉を抑制しやすく、ロータ２０による推力への影響を防ぎやすい。
（５）各ラジエータ６０，９０が機体幅方向ＤＷを通過して前後方向に延びる中心線に対して線対称に配置されている。これによって、マルチコプタ１のロータ２０による機体幅方向ＤＷにおける推力のバランスを取りやすい。
（６）エンジンラジエータ６０は、ロータ２０の回転により生じる気流が通過する流域に位置しているので、発熱量が大きい内燃機関の温度上昇を抑制しやすい。
（７）複数の内燃機関冷却系統５０を有することで、１つの内燃機関冷却系統５０が故障した場合でも、他の内燃機関冷却系統５０によってこれに対応した他のエンジン３２の冷却を維持でき、当該他のエンジン３２の動作を継続できる。これによって内燃機関冷却系統５０の故障に応じたエンジン３２の停止の影響を抑えることができる。
（８）複数の電装冷却系統７０を有することで、１つの電装冷却系統７０が故障した場合でも、他の電装冷却系統７０によってこれに対応した他の発電機４７およびコンバータ４１の冷却を維持でき、当該他の発電機４７およびコンバータ４１の動作を継続できる。これによって電装冷却系統７０の故障に応じた発電機４７およびコンバータ４１の停止の影響を抑えることができる。
　しかも、電装冷却系統７０には、発電機４７とこれに対応するコンバータ４１がそれぞれ接続されている。したがって、各電装冷却系統７０には、それぞれ一通りの電装品が揃っており、しかも対応する発電機４７とコンバータ４１が含まれているので、発電された電力を維持しやすい。
（９）内燃機関ユニット３０の駆動時の発熱量と、電装部品４０の駆動時の発熱量とが大きく異なる。このように発熱量が大きく異なる電装部品４０と内燃機関ユニット３０とを独立して冷却することで、内燃機関ユニット３０と電装部品４０とで異なる冷却能力を与えやすい。また、電装冷却系統７０と内燃機関冷却系統５０とによって、流路径、流速、熱交換性能等を異ならせるように構造自体を異ならせることができ、これによって要求される温度範囲に、内燃機関ユニット３０および電装部品４０を独立して冷却することができる。
　しかも、電装冷却系統７０には、発電機４７とこれに対応するコンバータ４１がそれぞれ接続されている。したがって、各電装冷却系統７０には、それぞれ一通りの電装品が揃っており、しかも対応する発電機４７とコンバータ４１が含まれているので、発電された電力を維持しやすい。
（１０）マルチコプタ１に分散して配置された電装ラジエータ９０ａ～９０ｃのうち、機体前方側に位置する電装ラジエータ９０ａ，９０ｂは、電装冷却系統７０に使用されているので、機体前方側に位置する電装部品４０と接続する冷却配管を短く構成しやすい。また、電装ラジエータ９０ｃは、エンジンラジエータ６０ａ，６０ｃよりも機体前方側に位置しているのでこれらを電装部品４０に接続する場合に比して、冷却配管を短く構成しやすい。
　同様に、エンジンラジエータ６０ａ～６０ｃのうち、機体後方側に位置するエンジンラジエータ６０ａ，６０ｃは、内燃機関冷却系統５０に使用されているので、機体後方側に位置する内燃機関ユニット３０と接続する冷却配管を短く構成しやすい。また、エンジンラジエータ６０ｂは、電装ラジエータ９０ａ，９０ｂよりも機体後方側に位置しているのでこれらを内燃機関ユニット３０に接続する場合に比して、冷却配管を短く構成しやすい。
（１１）各ラジエータ６０，９０は、対応するロータ２０の下方においてロータ回転範囲Ｘ０のうち外径側に配置されている。ロータ回転範囲Ｘ０の外径側部分は、ロータ２０の回転によるロータ風が相対的に強いので、ラジエータ６０，９０をより効果的に冷却しやすい。なお、ラジエータ６０，９０の図心Ｇは、半径Ｒの５０～７５％に位置している。
（１２）ロータ２０の回転軸線方向において、各ラジエータ６０，９０の投影面積は、ロータ回転範囲Ｘ０の投影面積の１０％以下に設定されているので、ラジエータ６０，９０によるロータ風への過大な干渉が抑制される。よって、ロータ２０の下方にラジエータ６０，９０を配置しながらも、ロータ風への影響が抑制されているので、ロータ２０による推力を確保しやすい。
（１３）各ラジエータ６０，９０は、ロータ２０の下端に対して、ロータ２０の半径Ｒの３０％～６０％の長さ下方へ離れた高さに設けられている。これによって、ロータ２０の回転により生じる気流の風速が十分に増大した状態で、各ラジエータ６０，９０に供給することができる。各ラジエータ６０，９０がロータ２０に対して半径Ｒの３０％未満の距離離れた高さに位置すると、ロータ２０の回転により生じる気流の風速が十分に増大しておらず、一方、ラジエータ６０，９０がロータ２０に対して半径Ｒの６０％より離れた高さに位置すると、ロータ２０の回転により生じる気流が弱まってしまい、いずれも気流による冷却性能を好適に発揮させにくい。
　本実施形態では、各インバータ４２が、胴体領域１ａのうち機体前後方向ＤＬの前方に配置されている。具体的には、各インバータ４２は、発電機４７、コンバータ４１よりも機体前後方向ＤＬの前方に配置されている。これによって、マルチコプタ１の巡航運転時には、飛行風が他の発熱部品に接する前にインバータ４２に接することになり、飛行風によるインバータ４２の冷却を図ることができる。インバータ４２へ飛行風を導く導入路がマルチコプタ１に形成されていることが好ましい。導入路は、各インバータ４２よりも前方で、胴体領域１ａから機体前後方向ＤＬの前方に開口する入口が形成されるとともに、各インバータ４２よりも機体前後方向ＤＬの後方で、胴体領域１ａから外部に開口する出口が形成されることが好ましい。このように、導入口が形成されて、インバータ４２が配置されることで、インバータ４２の温度上昇を防ぐことができる。
　各ラジエータ６０，９０が、横フレーム１２ｂに隣接して配置されているので、冷却配管を横フレーム１２ｂに沿わせて配置しやすく、ロータ側領域１ｂにおいて冷却配管を横フレーム１２ｂに支持させて、支持構造を簡単化することができる。また、エンジンラジエータ６０ｂ，６０ｃが、横フレーム１２ｂを挟んで隣接して配置されているので、これらに対応する各配管５４，５５の配策の共通化を図りやすい。一方、エンジンラジエータ６０ａは、エンジンラジエータ６０ｂ，６０ｃが配置されているロータカバー２３とは異なるロータカバー２３の内側に配置されているので、エンジンラジエータ６０ｂ、６０ｃに対応するロータ２０ｇ，２０ｈが停止した状態においても、エンジンラジエータ６０ａに対応するロータ２０ｄが回転している場合にはエンジンラジエータ６０ａにおける熱交換が維持される。
　ロータ２０、ロータカバー２３、ロータ支持フレーム１２、各ラジエータ６０，９０が着脱可能に構成されてもよい。この場合にさらに、胴体領域１ａとロータ側領域１ｂとの間の領域で、冷却配管が着脱可能に構成されてもよい。また、冷却配管のうち着脱部分の両側部分に、循環冷媒の流出を防止するための開閉弁が形成されてもよい。なお、各ラジエータ６０，９０を取り外す場合、着脱部分の両側に形成された開閉弁を閉じた状態で、冷却配管を着脱することで、冷媒が漏れることを防止して、胴体領域１ａとロータ側領域１ｂとを分離することができ、収容性を向上させることができるとともに、循環冷媒が漏れることを防止することができる。これによって、マルチコプタ１をコンパクト化しやすく、搬送性が向上する。
　エンジンラジエータ６０と電装ラジエータ９０とが、同じ部品で形成されることによって、部品点数を削減できる。また、エンジンラジエータ６０と電装ラジエータ９０とを異なる形状に形成してもよい。これによって、冷却対象に適した冷却能力を設定しやすく、過剰能力を防ぐことができ、例えば小型化を実現できると共に軽量化を図りやすい。また、上記実施形態では、各ラジエータ６０，９０を機体幅方向ＤＷに対称に配置したが、機体の重心まわりに点対称に配置してもよい。これによっても、機体のバランスを保ちやすい。また、各ラジエータ６０，９０を機体に線対称または点対称に配置しなくてもよく、たとえば機体幅方向ＤＷに非対称に配置してもよい。
　上記実施形態では、ハイブリッド・シリーズ型のマルチコプタを例にとって説明したが、これに限らない。すなわち、内燃機関、発電機を備えずに、蓄電装置からの電力を主電力としてモータを駆動するマルチコプタにも本発明を適用できる。この場合、電装部品を冷却する電装冷却系統が設けられることにより、同様の効果が実現される。
　上記実施形態では、内燃機関冷却系統５０と電装冷却系統７０とを個別の冷却回路として構成した場合を例にとって説明したが、これに限らない。また、上記実施形態では、各冷却系統５０，７０を独立とした場合を例にとって説明したが、これに限らない。例えば、各ポンプから３つの発電機４７、あるいは３つのエンジン３２に並列に冷却系統５０，７０を構成しても良い。これによって冗長系を構成することができる。その際、リザーバーを介して冷却水を分岐しても良い。
　また、空冷による冷却で十分な電装部品の場合については、その冷却を省略する場合も本発明に含まれる。また、ポンプ、循環路、ラジエータなどの複数の冷却回路の一部を部分的に共通化する場合も本発明に含まれる。たとえば、図５に括弧書きで示すように、電装冷却系統７０で、モータ４８およびインバータ４２を冷却するようにしてもよい。
　複数の発電ユニット３に設けられた複数の発電機４７および／又はこれに加えて対応する複数のコンバータ４１を１つの発電機グループとして、該発電機グループごとに電装冷却系統７０を設けてもよい。また、上記実施形態では、３つの発電ユニット３それぞれに個別に電装冷却系統７０を設けた場合を例にとって説明したが、これに限らない。１つの電装冷却系統７０によって３つの発電ユニット３に設けられた電装部品４０を冷却してもよい。
　本実施形態では、冷却される電装部品として、発電機およびコンバータの両方が冷却されたがこれに限定されない。たとえばいずれか一方を冷却する場合も本発明に含まれる。加えて、インバータまたはモータが冷却されてもよい。このように本発明では、発電機、コンバータ、インバータ、モータおよびキャパシタなどの強電系電装部品のうち少なくともいずれか１つが冷却される。また本実施例では、コンバータ、発電機の順で冷却したが、これに限定されない。たとえば冷却順を逆にしてもよいし、並列的に複数の電装部品を冷却してもよい。冷媒は、水でも水以外の液体でもよいこと。発電機またはモータの潤滑液と冷媒とを兼用してもよい。
　発電ユニット３に対応する冷却ユニット５の異常を検知すると、異常が検知された冷却ユニット５と、それに対応する発電ユニット３の駆動を停止してもよい。この場合、正常な冷却ユニット５と、それに対応する発電ユニット３の出力を高めてもよい。異常状態において、正常な発電ユニット３の出力の増加に応じて、冷却ユニット５についても例えばポンプによって循環冷媒の流量を増大させる等、冷却性能を高めるよう制御可能に構成されることが好ましい。
　マルチコプタの構造は、実施例に限定されない。ロータ数、レイアウトなどは異なってもよい。たとえば熱交換器は、巡行時に走行風が通過する向きに配置されてもよい。また本実施形態では、基準状態でロータ２０が水平方向に延びるとしたが、大略的に水平方向に沿っていればよく、ロータ２０が個別に傾斜している場合も本発明に含まれる。言い換えるとロータ回転軸についても、基準状態で上下方向からそれぞれ傾斜している場合も本発明に含まれる。またロータ２０について、２つのロータを同軸に配置して上段と下段を逆に回転させることでカウンタトルクを相殺する二重反転ロータとして構成されてもよい。また機体前後方向および機体幅方向は、機体の説明のために用いた方向であって、第１方向及び第２方向として置き換えることができる。またマルチコプタ１は、推進時に揚力を得られるような固定翼または可変翼が設けられてもよい。
　なお、本発明は、以上の実施形態に示すものに限らず、特許請求の範囲に記載された本発明の精神及び範囲から逸脱することなく、各種変形及び変更を行うことも可能である。
　１　　　マルチコプタ
　２　　　ロータユニット
　３　　　発電ユニット
　５　　　冷却ユニット
　１０　　支持体
　１１　　ボディフレーム
　１２　　ロータ支持フレーム
　２０　　ロータ
　３０　　内燃機関ユニット
　３２　　エンジン
　４０　　電装部品
　４１　　コンバータ
　４２　　インバータ
　４３　　キャパシタ
　４４　　集約電気回路
　４５　　制御装置
　４７　　発電機
　４８　　モータ
　５０　　内燃機関冷却系統
　６０　　エンジンラジエータ
　７０　　電装冷却系統
　９０　　電装ラジエータ
　Ｓ１　　機器積載空間
　Ｇ　　　ラジエータの図心
　Ｘ０　　ロータ回転範囲

Claims (10)

  1. 　支持体と、
    　前記支持体に支持された複数のロータと、
    　前記複数のロータを回転駆動させる電力を供給する電装部品と、
    　前記複数のロータそれぞれの回転数を個別に調整することによって、機体の飛行を制御する制御装置と、
    　前記電装部品を冷却する冷却ユニットと
    　を備え、
    　前記冷却ユニットは、
    　熱交換器と、
    　前記熱交換器と前記電装部品とを循環する循環冷媒と、
    　前記循環冷媒を循環させるポンプと
    　を含んでいる、マルチコプタ。
  2. 　前記熱交換器は、前記ロータの回転により生じる気流が通過する流域に位置している、
    　請求項１に記載のマルチコプタ。
  3. 　前記熱交換器は、前記ロータの下方に配置されている、
    　請求項２に記載のマルチコプタ。
  4. 　前記熱交換器は複数設けられており、
    　複数の前記熱交換器はそれぞれ、前記複数のロータに分散して配置されている、
    　請求項２又は３に記載のマルチコプタ。
  5. 　前記複数の熱交換器は、前記マルチコプタ全体の重心位置に対して対称に位置している、
    　請求項４に記載のマルチコプタ。
  6. 　前記ロータを外周側から覆うロータカバーをさらに備え、
    　前記熱交換器は、上面視で、前記ロータカバーの内側に位置している、
    　請求項１～５のいずれか１つに記載のマルチコプタ。
  7. 　前記熱交換器は、複数の前記ロータそれぞれの回転により生じる複数の気流が通過する流域に位置している、
    　請求項１～６のいずれか１つに記載のマルチコプタ。
  8. 　前記電装部品は、発電機を含んでおり、
    　前記マルチコプタは、前記発電機を回転駆動するための内燃機関を含んだ内燃機関ユニットと、
    　前記内燃機関ユニットを循環する循環冷媒を放熱するための内燃機関熱交換器と
    　をさらに備え
    　前記内燃機関熱交換器が、前記ロータの回転により生じる気流が通過する流域に位置している、
    　請求項１～７のいずれか１つに記載のマルチコプタ。
  9. 　１つの前記内燃機関をそれぞれ含む、複数の内燃機関ユニットが構成されており、
    　前記冷却ユニットは、前記内燃機関ユニットを冷却する内燃機関冷却系統を含んでおり、
    　前記内燃機関冷却系統は、前記複数の内燃機関ユニットごとに設けられている、
    　請求項８記載のマルチコプタ。
  10. 　１つ又は複数の前記発電機をそれぞれ含む、複数の発電機グループが構成されており、
    　前記冷却ユニットは、前記電装部品を冷却する電装冷却系統を含んでおり、
    　前記電装冷却系統は、前記複数の発電機グループごとに設けられている、
    　請求項８または９に記載のマルチコプタ。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160311544A1 (en) 2014-11-14 2016-10-27 Top Flight Technologies, Inc. Micro Hybrid Generator System Drone
US20180362179A1 (en) * 2017-06-20 2018-12-20 T-Mobile, U.S.A., Inc. Cooling an unmanned aerial vehicle
CN110395386A (zh) * 2019-09-06 2019-11-01 山东蜂巢航空科技有限公司 油电混合六旋翼无人机
CN209650540U (zh) * 2018-12-18 2019-11-19 广州市华科尔科技股份有限公司 一种植保无人机旋翼组件

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6425969B2 (ja) * 2014-10-29 2018-11-21 ヤンマー株式会社 ヘリコプター
JP6425968B2 (ja) * 2014-10-29 2018-11-21 ヤンマー株式会社 ヘリコプター
US9376208B1 (en) * 2015-03-18 2016-06-28 Amazon Technologies, Inc. On-board redundant power system for unmanned aerial vehicles
US10017245B2 (en) * 2015-04-13 2018-07-10 David Geise Multirotor flying vehicle
JP2017154654A (ja) * 2016-03-03 2017-09-07 双葉電子工業株式会社 マルチコプター
KR101797011B1 (ko) * 2016-06-14 2017-11-13 주식회사 에이치앤티 소형 항공기용 엔진 발전기 및 이를 장착한 드론
RU2627220C1 (ru) * 2016-07-26 2017-08-04 Общество с ограниченной ответственностью "АвиаНовации" Летательный аппарат вертикального взлета и посадки
FR3056555B1 (fr) * 2016-09-29 2018-12-07 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif hybride pour aeronef a voilure tournante multirotor comprenant des moyens ameliores de conversion dc/ac
EP3568354B1 (en) * 2017-01-10 2023-03-15 Aurora Flight Sciences Corporation Vertical lift by series hybrid-propulsion
CN107128485B (zh) * 2017-04-18 2024-02-23 王安民 一种带有全防护外壳的多层桨植保无人机
CA3068990A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Surefly, Inc. Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone landing gear
US10405463B2 (en) * 2017-06-16 2019-09-03 Qualcomm Incorporated Multi-rotor aerial drone with vapor chamber
GB2566095B (en) * 2017-09-04 2019-10-02 Artemis Intelligent Power Ltd Hydraulic multi-rotor aerial vehicle
CN207111223U (zh) * 2017-09-08 2018-03-16 成都军融项目管理有限公司 一种无人机发动机的冷却系统
JP6707761B2 (ja) * 2017-09-27 2020-06-10 株式会社石川エナジーリサーチ エンジン搭載自立型飛行装置
WO2019084487A1 (en) * 2017-10-27 2019-05-02 Elroy Air, Inc. COMPOSITE MULTICOPTER AIRCRAFT
US20190256202A1 (en) * 2018-02-19 2019-08-22 Parallel Flight Technologies, Inc. Method and apparatus for lifting a payload
US10890921B2 (en) * 2018-05-31 2021-01-12 Carla R. Gillett Robot and drone array
KR102102607B1 (ko) * 2018-09-21 2020-05-29 (주)화인코왁 발전기로 사용할 수 있는 하이브리드 멀티콥터
CN113453982A (zh) * 2018-12-31 2021-09-28 极性移动Av有限公司 垂直起降飞机
AU2020232985A1 (en) * 2019-03-05 2021-10-28 Metaoptima Technology Inc. Unmanned mobile robot and software for clinical examination and treatment
US11673657B2 (en) * 2019-05-03 2023-06-13 The Boeing Company Multi-rotor rotorcraft
FR3095806B1 (fr) * 2019-05-06 2021-08-20 Safran Helicopter Engines Système de propulsion hybride pour aéronef à décollage et atterrissage verticaux
US11661193B2 (en) * 2019-07-18 2023-05-30 Elroy Air, Inc. Unmanned aerial vehicle optimization
CN110667864A (zh) * 2019-10-11 2020-01-10 扬州翊翔航空科技有限公司 混合动力多旋翼无人机水冷却系统及其应用方法
JPWO2021210062A1 (ja) * 2020-04-14 2021-10-21
JPWO2021210065A1 (ja) * 2020-04-14 2021-10-21
WO2022165311A1 (en) * 2021-01-29 2022-08-04 Digital Aerolus, Inc. Geometric control envelope system and method for limiting commands to actuator mapping function

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160311544A1 (en) 2014-11-14 2016-10-27 Top Flight Technologies, Inc. Micro Hybrid Generator System Drone
US20180362179A1 (en) * 2017-06-20 2018-12-20 T-Mobile, U.S.A., Inc. Cooling an unmanned aerial vehicle
CN209650540U (zh) * 2018-12-18 2019-11-19 广州市华科尔科技股份有限公司 一种植保无人机旋翼组件
CN110395386A (zh) * 2019-09-06 2019-11-01 山东蜂巢航空科技有限公司 油电混合六旋翼无人机

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
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