WO2021220491A1 - 飛行体用エンジン発電機ユニット及び飛行体 - Google Patents

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WO2021220491A1
WO2021220491A1 PCT/JP2020/018335 JP2020018335W WO2021220491A1 WO 2021220491 A1 WO2021220491 A1 WO 2021220491A1 JP 2020018335 W JP2020018335 W JP 2020018335W WO 2021220491 A1 WO2021220491 A1 WO 2021220491A1
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WO
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generator unit
engine
engine generator
rigid structure
connection portion
Prior art date
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PCT/JP2020/018335
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English (en)
French (fr)
Inventor
純 野口
惇 小島
智 中村
Original Assignee
ヤマハ発動機株式会社
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Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an engine generator unit for an air vehicle and an air vehicle.
  • an engine generator unit is mounted on an air vehicle having a plurality of rotors.
  • the air vehicle disclosed in Patent Document 1 is an unmanned multicopter.
  • the air vehicle includes an air body, eight rotors, eight propellers, an electric motor for driving each rotor, a battery, and a generator subsystem (engine generator unit).
  • the airframe is composed of a main body portion of the airframe on which the battery and the generator subsystem are mounted, and eight arm parts on which the propeller and the electric motor are loaded.
  • the eight arm portions are radially arranged on the main body portion of the airframe.
  • the flying object disclosed in Patent Document 1 includes the battery and the generator subsystem in order to enable long-term flight.
  • the battery and the power generation subsystem are electrically connected to the drive motor of the flying object.
  • the drive motor is driven by power supplied from the battery or the generator subsystem.
  • the power generation subsystem has a mode for supplying electric power to the battery and a mode for supplying electric power to the drive motor.
  • the flying object can fly for a long time by using the battery and the power generation subsystem having a higher energy density than the battery in combination.
  • the power generation subsystem mounted on the main body portion of the airframe is driven from the main body portion of the airframe to the drive motors of eight arm portions arranged radially.
  • the power line for supplying the power for the purpose is wired.
  • a power line for supplying power for control to a speed control device (ESC) provided for each drive motor is wired in the flying object.
  • ESC speed control device
  • the multicopter type flying object it is necessary to arrange the driving power line and the control power line for each of the plurality of driving motors. Therefore, in the multicopter type flying object, as the number of the rotors increases, the number of power lines connected to the power generation subsystem increases, which may complicate the wiring. Therefore, in the engine generator unit for an airframe, there is a demand for a configuration that can be easily mounted on the airframes of various airframes without complicating the wiring of the airframe.
  • An object of the present invention is to improve versatility by facilitating wiring and to realize a configuration of an engine generator unit for an air vehicle that can be easily mounted on an air vehicle.
  • the present inventor examined the configuration of an engine generator unit for an air vehicle that can be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring. As a result of diligent studies, the present inventor has come up with the following configuration.
  • the vehicle engine generator unit includes an engine, a generator connected to the crank shaft of the engine, and an inverter device for converting the electric power generated by the generator.
  • the engine has a plurality of connections for outputting the electric power converted by the inverter device.
  • the plurality of connecting portions are located in regions that are not adjacent to each other in the circumferential direction in a region determined by a central angle divided into four equal parts, six equal parts, or eight equal parts about the center of gravity of the engine generator unit in a plan view. doing.
  • the aircraft engine generator unit has a plurality of the connection portions for outputting the generated electric power.
  • the plurality of connecting portions are located in regions that are not adjacent to each other in a region determined by a central angle divided into four equal parts, six equal parts, or eight equal parts in a plan view. That is, the plurality of connecting portions are arranged so as to surround the center of gravity of the engine generator unit so as to be dispersed in the circumferential direction. Therefore, in the engine generator unit, the connection portion is located in the vicinity of the device arranged around the engine generator unit. Further, the engine generator unit does not need to be mounted on the airframe of the airframe in consideration of the positional relationship between the surrounding device and the connection portion. As a result, the engine generator unit can be configured to be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring.
  • the engine generator unit for an air vehicle of the present invention includes the following configurations.
  • the plurality of connecting portions are respectively located in three or more regions that are not adjacent to each other in the circumferential direction in a region determined by a central angle divided into six equal parts or eight equal parts about the center of gravity of the engine generator unit in a plan view. doing.
  • the connection portion is located closer to the device arranged around the engine generator unit.
  • the engine generator unit can be configured to be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring.
  • the engine generator unit for an air vehicle of the present invention includes the following configurations.
  • the engine is supported by a support structure, and the connection portion is provided in the support structure.
  • connection portion is provided as a structure integrated with the engine via the support structure. Further, the connection portion is provided in the vicinity of the engine.
  • the engine generator unit can be configured to be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring.
  • the engine generator unit for an air vehicle of the present invention includes the following configurations.
  • the connection portion is provided with a plurality of connection terminals for connecting power lines.
  • a plurality of power lines can be connected to the connection portion. Therefore, the engine generator unit can connect the power lines from the plurality of devices to the connection portion in the vicinity even if the plurality of devices are collectively arranged around the engine generator unit.
  • the engine generator unit for an air vehicle of the present invention includes the following configurations.
  • the connection portion is provided integrally with the inverter device.
  • the electric power converted by the water inverter device is output from the connection portion. Therefore, the engine generator unit does not need to be provided with a separate connection portion by providing the connection portion in the housing of the inverter device. That is, the engine generator unit is compactly configured. As a result, the engine generator unit for an air vehicle can be configured to be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring.
  • An air vehicle includes a motor that generates driving force by electric power generated by the engine generator unit having the above configuration, a propeller that generates lift by rotating the motor, and the engine power generation.
  • the machine unit, the motor, and a frame that supports the propeller are provided.
  • an air vehicle equipped with at least one engine generator unit can be obtained so as to have a power generation capacity corresponding to the output of the motor.
  • This specification describes an engine generator unit for an air vehicle and an embodiment of the air vehicle according to the present invention.
  • the engine generator unit is a device that drives a generator composed of a dynamo or the like by various reciprocating engines such as a diesel engine and a gasoline engine to generate electricity.
  • the engine generator unit controls the rotation speed of the engine to generate electricity in response to an external power generation request.
  • the engine generator unit includes a horizontally opposed engine.
  • the horizontally opposed engine means that at least two cylinders extend the axis of the cylinder in the first direction and the second direction opposite to the first direction when viewed from the axis direction of the crank shaft. It is an engine located in.
  • the horizontally-opposed engine is a reciprocating engine in which pistons arranged in the cylinder move so as to be close to or separated from each other.
  • the horizontally-opposed engine is arranged so that the axis of the crank axis and the axis of the piston are horizontal.
  • the air vehicle includes a plurality of electric rotors, a plurality of propellers, a battery, an engine generator unit, and the like.
  • the air vehicle is a multicopter with multiple propellers rotated by multiple electric rotors.
  • the air vehicle rotates the electric rotor by the electric power stored in the battery.
  • the battery is charged by the engine generator unit. That is, the air vehicle does not rotate the rotor directly by the power of the engine generator unit.
  • the rigid structure is a structure having rigidity necessary for maintaining the rigidity of a predetermined structure.
  • the rigid structure is a structure that constitutes a support structure that supports the engine.
  • the rigid structure is made of a material and a shape capable of maintaining the rigidity of the support structure.
  • the mount member is a member that supports the engine generator unit and attenuates the kinetic energy (vibration) transmitted to the outside from the generator engine supported by the mount member.
  • the center of inertia is the center of weight mass (center of gravity) or the center of inertial mass.
  • Gravity mass is the mass that is courtesy based on the strength with which an object is pulled by gravity.
  • Inertial mass is a mass defined based on the acceleration of an object. Weight mass and inertial mass are equivalent.
  • the center of inertia can be regarded as the center of mass where the mass of each part of the object is concentrated in the center of gravity.
  • the perspective view which shows the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the plan view of the horizontally opposed engine 2 and the generator in the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the left side view of the horizontally opposed engine 2 and the generator in the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the plan view of the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the left side view of the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the front view of the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the side view of the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the bottom view of the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • the plan view which shows the arrangement of four connection parts in the engine generator unit which concerns on Embodiment 1 of this invention is shown.
  • a schematic diagram of an example when the engine generator unit according to the second embodiment of the present invention is mounted on an air vehicle is shown.
  • the plan view which shows the arrangement of two connection parts and arrangement of three connection parts in the engine generator unit which concerns on another Embodiment of this invention is shown.
  • FIG. 1 is a perspective view showing an engine generator unit 1.
  • FIG. 2 is a plan view of the horizontally opposed engine 2 and the generator in the engine generator unit 1.
  • FIG. 3 is a left side view of the horizontally opposed engine 2 and the generator in the engine generator unit 1.
  • FIG. 4 is a plan view of the engine generator unit 1.
  • FIG. 5 is a left side view of the engine generator unit 1.
  • FIG. 6 is a front view of the engine generator unit 1.
  • FIG. 7 is a rear view of the engine generator unit 1.
  • FIG. 8 is a bottom view of the engine generator unit 1.
  • FIG. 9 is a schematic view showing a state in which the engine generator units 1 are connected to each other.
  • the engine generator unit 1 is a device that drives a generator with the driving force of an engine to generate electricity.
  • the engine generator unit 1 is a horizontally opposed engine 2, a first generator 23 and a second generator 24 (see FIG. 2), a support structure 27, a first inverter device 25 and a second inverter device 26, and a connection portion. It includes a first connection portion 31a, a second connection portion 31b, a third connection portion 31c, and a fourth connection portion 31d.
  • the horizontally opposed engine 2 which is the engine of the engine generator unit 1 is a water-cooled horizontally opposed two-cylinder reciprocating engine.
  • the horizontally opposed engine 2 has two cylinders, a first cylinder 4 and a second cylinder 7.
  • the first cylinder 4 is arranged so that the axis C1 of the first cylinder 4 faces the first direction when viewed from the direction of the rotation axis C0 of the crank shaft 8.
  • the second cylinder 7 is arranged in the second direction opposite to the first direction toward the axis C2 of the second cylinder 7.
  • the direction in which the rotation axis C0 of the crank shaft 8 of the horizontally opposed engine 2 extends is defined as the front-rear direction in the engine generator unit 1. Further, when viewed from a direction perpendicular to the rotation axis C0 of the crank shaft 8 and perpendicular to the axis C1 of the first cylinder 4 or the axis C2 of the second cylinder 7, the direction of the axis C1 of the first cylinder 4 or the second cylinder 7 The direction of the axis C2 is defined as the left-right direction in the engine generator unit 1.
  • the direction perpendicular to the rotation axis C0 of the crank shaft 8 and the axis C1 of the first cylinder 4 or the axis C2 of the second cylinder 7 is defined as the vertical direction in the engine generator unit 1.
  • the surface of the horizontally opposed engine 2 in the direction of gravity is defined as the lower surface, and the surface opposite to the lower surface is defined as the upper surface.
  • the horizontally opposed engine 2 includes a first cylinder block 3, a second cylinder block 6, a first cylinder head 11, a second cylinder head 14, a crank shaft 8, a first connecting rod 10, a second connecting rod 13, a first piston 9, and a first. It includes two pistons 12.
  • the first cylinder block 3 is a member that constitutes the first cylinder 4 and a part of the crankcase 5.
  • the first cylinder block 3 is made of, for example, an aluminum alloy.
  • the first cylinder block 3 is formed with a first cylinder 4 for accommodating the first piston 9.
  • a part of the crankcase 5 for accommodating the crankshaft 8 is formed at the base end portion of the first cylinder 4.
  • the crankcase 5 is formed with a part of a bearing portion that supports the crankshaft 8.
  • the axis C1 of the first cylinder 4 is orthogonal to the rotation axis C0 of the crank shaft 8.
  • the base end of the first cylinder 4 communicates with the inside of the crankcase 5.
  • the second cylinder block 6 is a member that constitutes the second cylinder 7 and a part of the crankcase 5.
  • the second cylinder block 6 is made of, for example, an aluminum alloy.
  • a second cylinder 7 for accommodating the second piston 12 is formed in the second cylinder block 6.
  • a part of the crankcase 5 for accommodating the crankshaft 8 is formed at the base end portion of the second cylinder 7.
  • the crankcase 5 is formed with a part of a bearing portion that supports the crankshaft 8.
  • the axis C2 of the second cylinder 7 is orthogonal to the rotation axis C0 of the crank shaft 8.
  • the base end of the second cylinder 7 communicates with the inside of the crankcase 5.
  • the first cylinder block 3 and the second cylinder block 6 are connected to each other with a part of the crankcase 5 facing each other.
  • the first cylinder block 3 and the second cylinder block 6 form the crankcase 5. That is, the crankcase 5 is configured between the first cylinder 4 and the second cylinder 7.
  • the crankcase 5 is configured with a bearing portion (not shown) that supports the crankshaft 8. The axis of the bearing portion coincides with the rotation axis C0 of the crankshaft 8.
  • the first cylinder 4 is arranged to the right of the crank shaft 8 which is the first direction when viewed from the direction of the rotation axis C0 of the crank shaft 8.
  • the second cylinder 7 is arranged to the left of the crank shaft 8 which is the second direction seen from the direction of the rotation axis C0 of the crank shaft 8. That is, the horizontally opposed engine 2 has the first cylinders 4 on the left and right sides of the crank shaft 8 when viewed from a direction perpendicular to the rotation axis C0 of the crank shaft 8 and perpendicular to the moving directions of the first cylinder 4 and the second cylinder 7.
  • the second cylinder 7 and the second cylinder 7 are arranged respectively.
  • the axis C1 of the first cylinder 4 and the axis C2 of the second cylinder 7 are substantially parallel. Further, the first cylinder 4 and the second cylinder 7 are arranged so as to be offset in the direction of the rotation axis C0 of the crank shaft 8 so that the first connecting rod 10 and the second connecting rod 13 connected to the crank shaft 8 do not interfere with each other. ing.
  • the crank shaft 8 is a shaft that converts the reciprocating motion of the first piston 9 and the second piston 12 into a rotary motion.
  • the crankshaft 8 is rotatably supported by a bearing portion of the crankcase 5.
  • the rotation axis C0 of the crankshaft 8 is orthogonal to the axis C1 of the first cylinder 4 and the axis C2 of the second cylinder 7. Both ends of the crankshaft 8 extend outward from the crankcase 5 as output shafts.
  • the first piston 9 is a component that transmits energy from combustion of fuel generated in the first cylinder 4 to the crank shaft 8.
  • the first piston 9 is formed in a cylindrical shape having an outer diameter slidable in the first cylinder 4.
  • the first piston 9 is housed in the first cylinder 4.
  • One end of the first connecting rod 10 is swingably connected to the first piston 9.
  • a crank shaft 8 is swingably connected to the other end of the first connecting rod 10. That is, the first piston 9 is swingably connected to the crank shaft 8 via the first connecting rod 10.
  • a first cylinder head 11 is connected to the tip of the first cylinder 4. As a result, a combustion chamber surrounded by the first cylinder head 11 and the first piston 9 is formed inside the first cylinder 4.
  • the second piston 12 is a component that transmits energy from combustion of fuel generated in the second cylinder 7 to the crank shaft 8.
  • the second piston 12 is formed in a cylindrical shape having an outer diameter slidable in the second cylinder 7.
  • the second piston 12 is housed in the second cylinder 7.
  • One end of the second connecting rod 13 is swingably connected to the second piston 12.
  • a crank shaft 8 is swingably connected to the other end of the second connecting rod 13. That is, the second piston 12 is swingably connected to the crank shaft 8 via the second connecting rod 13.
  • a second cylinder head 14 is connected to the tip of the second cylinder 7. As a result, a combustion chamber surrounded by the second cylinder head 14 and the second piston 12 is formed inside the second cylinder 7.
  • the plurality of mount members 15 support the engine generator unit 1 and attenuate the vibration of the engine generator unit 1.
  • the plurality of mounting members 15 are composed of, for example, rubber mounts using rubber.
  • the rubber mount is made of rubber such as natural rubber, butyl rubber or chloroprene rubber.
  • the plurality of mounting members 15 attenuate the input vibration by elastically deforming it.
  • the plurality of mounting members 15 are arranged so that the axes of the first cylinder 4 and the second cylinder 7 of the horizontally opposed engine 2 are substantially horizontal by the four mounting members 15 having the same load capacity and vibration characteristics. Supports the horizontally opposed engine 2.
  • the plurality of mounting members 15 are connected to the lower rigid structure 28 of the support structure 27.
  • the horizontally opposed engine 2 includes an air cleaner 17, a silencer 19, a radiator 20, an oil tank 21, and a fuel tank 22 as auxiliary machines.
  • an air cleaner 17 for removing dust in intake air is connected to the first cylinder 4 and the second cylinder 7 (see FIG. 2) via an intake pipe 16 (see FIG. 5).
  • the air cleaner 17 is provided in the upper rigid structure 30 of the support structure 27, which will be described later.
  • a silencer 19 that suppresses exhaust noise is connected to the first cylinder 4 and the second cylinder 7 via an exhaust pipe 18.
  • the silencer 19 is provided in the lower rigid structure 28 of the support structure 27, which will be described later.
  • the radiator 20 is a cooling device that cools the cooling water of the horizontally opposed engine 2.
  • the radiator 20 is also a cooling water tank for storing cooling water.
  • the radiator 20 is connected to a water jacket (not shown) provided in the first cylinder block 3, the first cylinder head 11, the second cylinder block 6, and the second cylinder head 14 (see FIG. 2).
  • the radiator 20 air-cools the cooling water circulated by a cooling water pump (not shown).
  • the radiator 20 is provided in the lower rigid structure 28 of the support structure 27, which will be described later.
  • the oil tank 21 is a crank between the first cylinder 4 and the first piston 9 of the horizontally opposed engine 2, and between the second cylinder 7 and the second piston 12.
  • Engine oil that lubricates between the shaft 8 and the first connecting rod 10 and between the crank shaft 8 and the second connecting rod 13 (see FIG. 2) is stored.
  • An oil pump (not shown) is connected to the oil tank 21.
  • the engine oil in the oil tank 21 is circulated by the oil pump.
  • the oil tank 21 is provided in the lower rigid structure 28 of the support structure 27, which will be described later.
  • the fuel tank 22 stores gasoline or the like, which is the fuel for the horizontally opposed engine 2.
  • the fuel tank 22 is connected to the first cylinder 4 and the second cylinder 7 (see FIG. 2) via a fuel injection device (not shown).
  • the fuel tank 22 is provided in the upper rigid structure 30 of the support structure 27, which will be described later.
  • the first piston 9 and the second piston 12 are arranged on the left and right sides of the crank shaft 8 arranged so that the rotation axis C0 of the crank shaft 8 is directed in the front-rear direction.
  • the axis of the first piston 9 and the axis of the second piston 12 extend in a substantially horizontal direction and are perpendicular to the rotation axis C0 of the crank shaft 8.
  • the horizontally opposed engine 2 rotates the crank shaft 8 by reciprocating in opposite directions with the first piston 9 and the second piston 12 inverted 180 degrees.
  • the first generator 23 and the second generator 24 are devices for generating electric power.
  • the first generator 23 and the second generator 24 are composed of a dynamo or the like.
  • the first generator 23 is fixed to the front end portion of the crankcase 5 of the horizontally opposed engine 2 in the direction in which the rotation axis C0 of the crank shaft 8 extends (see FIG. 2).
  • the second generator 24 is fixed to the rear end of the crankcase 5 of the horizontally opposed engine 2 in the direction in which the rotation axis C0 of the crank shaft 8 extends (see FIG. 2). That is, the engine generator unit 1 includes two generators.
  • the first generator 23 and the second generator 24 are configured to simultaneously generate electric power by the rotation of the crank shaft 8.
  • the first inverter device 25 is a device that converts the frequency and voltage of the alternating current generated by the first generator 23. Further, the first inverter device 25 is a device that converts an alternating current generated by the first generator 23 into a direct current. Similarly, the second inverter device 26 is a device that converts the alternating current generated by the second generator 24. The first inverter device 25 is electrically connected to the first generator 23. The second inverter device 26 is electrically connected to the second generator 24.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are configured as an air-cooled inverter device.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are configured as a rigid structure having rigidity capable of maintaining the rigidity of the support structure.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 have metal housings 25b and 26b made of an aluminum alloy or the like having rigidity as a rigid structure.
  • the metal housings 25b and 26b are provided with heat radiation fins.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are cooled by dissipating heat from the metal housings 25b and 26b.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are connected to the lower rigid structure 28 and the upper rigid structure 30 of the support structure 27, which will be described later.
  • the first connection part 31a, the second connection part 31b, the third connection part 31c, and the fourth connection part 31d which are the connection parts, output the generated power to the outside.
  • the first connection portion 31a is incorporated in the first inverter device 25 constituting the first side rigid structure 29a described later.
  • the second connection portion 31b is incorporated in the second inverter device 26 that constitutes the second side rigid structure 29b, which will be described later.
  • the third connecting portion 31c is incorporated in the third side rigid structure 29c, which will be described later.
  • the fourth connecting portion 31d is incorporated in the fourth side rigid structure 29d, which will be described later.
  • the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d each have a plurality of connection terminals 32.
  • the connection terminals 32 of each connection portion are arranged so as to face the periphery of the engine generator unit 1. Power lines from the battery of the flying object, the drive motor, the auxiliary equipment, the control device, and the like can be connected to the connection terminal 32 of each connection portion.
  • the first connection unit 31a and the third connection unit 31c are configured to output the alternating current or direct current converted by the first inverter device 25 from each connection terminal 32.
  • the second connection unit 31b and the fourth connection unit 31d are configured to output the alternating current or direct current converted by the second inverter device 26 from each connection terminal 32.
  • the first cylinder 4 and the second cylinder 7 are arranged substantially horizontally on the left and right sides of the crank shaft 8, and the first generator 23 and the second cylinder 7 are arranged in front of and behind the crank shaft 8.
  • Two generators 24 are arranged respectively. That is, the engine generator unit 1 is configured so that the weight distribution in the left-right direction, the front-rear direction, and the up-down direction is substantially even.
  • the engine generator unit 1 is supported by a support structure 27 by a plurality of mounting members 15.
  • the engine generator unit 1 drives the first generator 23 and the second generator 24 by the horizontally opposed engine 2.
  • the engine generator unit 1 converts the electric power generated by the first generator 23 by the first inverter device 25.
  • the engine generator unit 1 converts the electric power generated by the second generator 24 by the second inverter device 26.
  • the engine generator unit 1 outputs the converted electric power from the first connection unit 31a, the second connection unit 31b, the third connection unit 31c, and the fourth connection unit 31d.
  • the support structure 27 is a structure that supports the horizontally opposed engine 2.
  • the support structure 27 includes a lower rigid structure 28, a first side rigid structure 29a, a second side rigid structure 29b, a third side rigid structure 29c, a fourth side rigid structure 29d, and an upper rigid structure.
  • the structure 30 is provided.
  • the lower rigid structure 28 and the upper rigid structure 30 are composed of a first side rigid structure 29a, a second side rigid structure 29b, a third side rigid structure 29c, and a fourth side portion. It is connected by a rigid structure 29d.
  • the lower rigid structure 28, the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, the fourth side rigid structure 29d, and the upper rigid structure 30 are made of aluminum. It is composed of metals such as alloys, engineering plastics, carbon fiber reinforced plastics, and resin materials such as glass fiber reinforced plastics.
  • the lower rigid structure 28 covers a part of the lower surface of the horizontally opposed engine 2.
  • the lower rigid structure 28 is composed of a plate-shaped member having rigidity capable of supporting the horizontally opposed engine 2.
  • a plurality of mounting members 15 that support the horizontally opposed engine 2 are connected to the upper surface of the lower rigid structure 28. That is, the lower rigid structure 28 supports the horizontally opposed engine 2 via a plurality of mounting members 15.
  • the horizontally opposed engine 2 is arranged so that the inertia center of the horizontally opposed engine 2 including the first generator 23 and the second generator 24 and the inertia center of the lower rigid structure 28 coincide with each other.
  • the radiator 20 which is an auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2 is incorporated in the lower rigid structure 28.
  • the radiator 20 is arranged so that the cooling fins are exposed from the lower surface of the lower rigid structure 28 toward the outside.
  • the radiator 20 exchanges heat with the cooling water by downwashing the flying object, which will be described later. That is, the lower rigid structure 28 has a cooling function which is a part of the functions necessary for operating the horizontally opposed engine 2.
  • a silencer 19 which is an auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2 is incorporated in the rear end portion of the lower rigid structure 28.
  • the silencer 19 is connected to the rear end of the lower rigid structure 28.
  • the silencer 19 silences the exhaust gas from the exhaust pipe 18 and discharges the exhaust gas to the outside.
  • the lower rigid structure 28 constitutes a part of the auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2. That is, the lower rigid structure 28 has an exhaust muffling function which is a part of the functions necessary for the operation of the horizontally opposed engine 2.
  • the lower rigid structure 28 incorporates an oil tank 21 which is an auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2.
  • the oil tank 21 is connected to the vicinity of the central portion of the lower rigid structure 28.
  • the oil tank 21 stores oil that lubricates the inside of the horizontally opposed engine 2.
  • oil stored by an oil pump (not shown) is supplied to the inside of the horizontally opposed engine 2.
  • the lower rigid structure 28 constitutes a part of the auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2. That is, the lower rigid structure 28 has a lubrication maintenance function which is a part of the functions necessary for the operation of the horizontally opposed engine 2.
  • the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, and the fourth side rigid structure 29d have a lower rigid structure 28 and an upper rigid structure 30.
  • the support structure 27 is composed of a first side rigid structure 29a, a second side rigid structure 29b, a third side rigid structure 29c, and a fourth side rigid structure 29d.
  • the body 28 and the upper rigid structure 30 are connected.
  • the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, and the fourth side rigid structure 29d are connected to the upper surface of the lower rigid structure 28.
  • the first side rigid structure 29a is composed of the first inverter device 25.
  • the second side rigid structure 29b is configured by the second inverter device 26.
  • the first side rigid structure 29a and the second side rigid structure 29b form a part of the devices required for the first generator 23 and the second generator 24. That is, the first side rigid structure 29a and the second side rigid structure 29b have a current conversion function which is a part of the functions necessary for the operation of the first generator 23 and the second generator 24. There is.
  • the first connecting portion 31a is incorporated in the first side rigid structure 29a.
  • the second connecting portion 31b is incorporated in the second side rigid structure 29b.
  • a third connecting portion 31c is incorporated in the third side rigid structure 29c.
  • the fourth connecting portion 31d is incorporated in the fourth side rigid structure 29d. That is, the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d are provided in the support structure 27.
  • the first side rigid structure 29a and the third side rigid structure 29c have a power output function which is a part of the functions necessary for exerting the function of the first generator 23.
  • the second side rigid structure 29b and the fourth side rigid structure 29d have a power output function which is a part of the functions necessary for exerting the function of the second generator 24.
  • the metal housings 25b and 26b of the first inverter device 25 and the second inverter device 26 made of aluminum alloy or the like have a rigidity sufficient to allow the lower rigid structure 28 and the upper rigid structure 30 to be regarded as an integral rigid structure.
  • the third side rigid structure 29c and the fourth side rigid structure 29d are made of a metal structural member such as an aluminum alloy or a resin-based material such as carbon fiber reinforced plastic.
  • the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, and the fourth side rigid structure 29d become the lower rigid structure 28 and the upper rigid structure. It is composed of a columnar member having rigidity enough to be regarded as an integral rigid structure with 30.
  • the first side rigid structure 29a configured by the first inverter device 25 is arranged between the first cylinder head 11 and the first generator 23 in a plan view from above.
  • the second side rigid structure 29b configured by the second inverter device 26 is arranged between the second cylinder head 14 and the second generator 24 in a plan view from above.
  • the third side rigid structure 29c made of a metal structural member is arranged between the first cylinder head 11 and the second generator 24 in a plan view from above.
  • the fourth side rigid structure 29d which is made of a metal structural member, is arranged between the second cylinder head 14 and the first generator 23 in a plan view from above.
  • the engine generator unit 1 has a first side rigid structure 29a, a third side rigid structure 29c, and a second side rigid structure so as to surround the horizontally opposed engine 2 clockwise in a plan view. 29b and the fourth side rigid structure 29d are arranged in this order.
  • the upper rigid structure 30 covers a part of the upper surface of the horizontally opposed engine 2.
  • the upper rigid structure 30 is composed of a plate-shaped member having the same rigidity as the lower rigid structure 28.
  • the upper rigid structure 30 is arranged above the horizontally opposed engine 2.
  • a side rigid structure 29 is connected to the lower surface of the upper rigid structure 30. That is, the upper rigid structure 30 is formed by the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, and the fourth side rigid structure 29d, thereby forming the lower rigid structure 28. Is connected with.
  • the lower rigid structure 28, the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, the fourth side rigid structure 29d, and the upper rigid structure 30 Is configured as a support structure 27 which is an integral rigid structure.
  • a first generator 23, a second generator 24, and a horizontally opposed engine 2 are arranged between the lower rigid structure 28 and the upper rigid structure 30.
  • the upper rigid structure 30 is arranged so that the center of inertia of the upper rigid structure 30 and the center of inertia of the lower rigid structure 28 coincide with each other. That is, the center of inertia of the support structure 27 composed of the upper rigid structure 30, the side rigid structure 29, and the lower rigid structure 28, and the horizontally opposed engine 2 including the first generator 23 and the second generator 24. It is almost the same as the center of inertia.
  • One fuel tank 22 which is an auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2 is incorporated in the upper rigid structure 30.
  • the fuel tank 22 is arranged so that the center of inertia of the fuel tank 22 and the center of inertia of the upper rigid structure 30 coincide with each other.
  • the upper rigid structure 30 is configured with a space for storing fuel so as to extend from the center of inertia of the upper rigid structure 30 to the whole.
  • the upper rigid structure 30 constitutes a part of the auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2. That is, the upper rigid structure 30 has a fuel storage function which is a part of the functions necessary for the operation of the horizontally opposed engine 2.
  • an air cleaner 17 which is an auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2 is arranged in the upper rigid structure 30.
  • the air cleaner 17 is connected to the front end portion of the upper rigid structure 30.
  • the air cleaner 17 removes dust and the like from the outside air.
  • the outside air from which dust and the like have been removed by the air cleaner 17 is supplied to the first cylinder 4 and the second cylinder 7 via the intake pipe 16.
  • the upper rigid structure 30 constitutes a part of the auxiliary machine of the horizontally opposed engine 2. That is, the upper rigid structure 30 has an intake air purification function which is a part of the functions necessary for the operation of the horizontally opposed engine 2.
  • the upper rigid structure 30 is provided with a control switch 33.
  • the control switch 33 includes a start switch, an output changeover switch, and the like.
  • the horizontally opposed engine 2 is arranged inside the support structure 27 which is an integral rigid structure.
  • the lower rigid structure 28 of the support structure 27 covers a part of the lower surface of the horizontally opposed engine 2.
  • the upper rigid structure 30 of the support structure 27 covers a part of the upper surface of the horizontally opposed engine 2.
  • the support structure 27 is provided with a connecting portion 34 for fixing to the airframe of the flying object.
  • the connecting portion 34 includes a lower rigid structure 28, a first side rigid structure 29a, a second side rigid structure 29b, a third side rigid structure 29c, a fourth side rigid structure 29d, and an upper rigid structure. It is provided on at least one of the bodies 30.
  • the connecting portion 34 is composed of a bracket, a screw hole, and the like. Further, the connecting portion 34 is configured to be connectable to another support structure 27. That is, the engine generator unit 1 can be connected to another engine generator unit 1 via the connecting portion 34.
  • the engine generator unit 1 surrounded by the support structure 27 in this way can be mounted on the airframe with the support structure 27 as a reference, it is highly versatile and can be handled when mounted on the airframe of the airframe. It's easy.
  • the engine generator unit 1 is a part of auxiliary equipment necessary for the horizontally opposed engine 2 to exert its function, and a device necessary for the first generator 23 and the second generator 24 to exert their functions. Is partly integrated into the support structure 27.
  • the lower rigid structure 28 of the support structure 27 includes a radiator 20 and a silencer 19.
  • the first side rigid structure 29a of the support structure 27 includes a first inverter device 25 and a first connection portion 31a.
  • the second side rigid structure 29b includes the second inverter device 26 and the second connection portion 31b.
  • the third side rigid structure 29c includes a third connecting portion 31c.
  • the fourth side rigid structure 29d includes a fourth connecting portion 31d.
  • the upper rigid structure 30 of the support structure 27 includes a fuel tank 22 and an air cleaner 17.
  • the engine generator unit 1 including the support structure 27 includes an air cleaner 17, a silencer 19, a radiator 20, a fuel tank 22, a first inverter device 25, and a second inverter device 26, which are auxiliary machines of the horizontally opposed engine 2. It is not necessary to separately provide the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d on the fuselage of the flying object. As a result, the engine generator unit 1 for an air vehicle can be configured compactly while being easy to handle.
  • FIG. 9 is a plan view showing the arrangement of the four connection portions in the engine generator unit 1.
  • the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d are located in a state of being separated from each other.
  • the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d are viewed from above in a plan view and are 8 mag at every 45 degrees centered on the center of gravity G of the engine generator unit 1. It is located so as to be included in each region determined by the divided central angle ⁇ 1. Further, the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d are divided into eight equal parts in the circumferential direction around the center of gravity G of the engine generator unit 1.
  • first side rigid structure 29a in which the first connecting portion 31a is incorporated and the third side rigid structure 29c in which the third connecting portion 31c is incorporated are one of eight equally divided regions. It is separated.
  • fourth side rigid structure 29d in which the first side rigid structure 29a and the fourth connecting portion 31d are incorporated, and the third side rigid structure 29c and the second connecting portion 31b are incorporated.
  • the second side rigid structure 29b, the second rigid structure 29b, and the fourth side rigid structure 29d are separated by one of eight equally divided regions.
  • the aircraft engine generator unit 1 configured in this way has a first connection portion 31a and a second connection to a region that is not adjacent to each other in a region determined by a central angle ⁇ 1 divided into eight equal parts in a plan view from above.
  • the portion 31b, the third connecting portion 31c, and the fourth connecting portion 31d are located. That is, the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d are located so as to surround the center of gravity G of the engine generator unit 1 in the circumferential direction.
  • the engine generator unit 1 When the engine generator unit 1 is mounted on the airframe of an airframe, at least one of the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d is the engine generator unit 1. It is located in the vicinity of various devices including sensors, accessories, control devices, etc. that are arranged around the. Therefore, the engine generator unit 1 connects the power lines from various devices arranged around the engine to the wiring of the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, the third connection portion 31c, and the fourth connection portion 31d. It can be connected to the connection part at a suitable position. Further, since each connection portion has a plurality of connection terminals 32, a plurality of power lines can be connected.
  • the engine generator unit 1 can be configured to be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring from peripheral devices.
  • FIG. 10 is a diagram schematically showing an example of a case where the engine generator unit 1 is mounted on the flying object 100.
  • the aircraft body 100 is, for example, a multicopter having eight propellers.
  • the flying object 100 may be a flying object having one or more propellers and motors, or may be a manned flying object having one or more propellers and motors. Further, the flying object 100 may include a propulsion device other than the propeller and the motor, which is driven by the DC power generated by the engine generator unit 1.
  • the configuration of the aircraft 100 other than the engine generator unit 1 is the same as the configuration of the conventional aircraft. Therefore, in the following, the configuration of the flying object 100 will be briefly described.
  • the vehicle body 100 includes a first motor 101a, a second motor 101b, a third motor 101c, a fourth motor 101d, a fifth motor 101e, a sixth motor 101f, a seventh motor 101g, and an eighth motor 101h (plural motors 101). It has eight propellers 102, a main body frame 103 (frame), and eight arms 104.
  • the base ends of the eight arms 104 are connected to the main body frame 103.
  • the eight arms 104 have the first motor 101a, the second motor 101b, the third motor 101c, the fourth motor 101d, the fifth motor 101e, and the sixth, respectively, clockwise from one arbitrarily selected arm 104.
  • a motor 101f, a seventh motor 101g, and an eighth motor 101h are provided.
  • Propellers 102 are provided on the plurality of motors 101.
  • DC power is supplied to the plurality of motors 101 from the engine generator unit 1.
  • the plurality of motors 101 are driven and controlled by a motor control unit (not shown).
  • DC power output from the engine generator unit 1 is supplied to the motor control unit.
  • the propeller 102 is rotated by a plurality of motors 101 driven by DC electric power to generate lift.
  • the engine generator unit 1 is detachably attached to, for example, the flying object 100.
  • the flying object 100 has a mounting portion on the main body frame 103 to which the engine generator unit 1 can be mounted.
  • the connecting portion 34 of the support structure 27 is connected to the mounting portion of the main body frame 103.
  • the engine generator unit 1 is mounted so that the first connection portion 31a is located between the first motor 101a and the eighth motor 101h of the flying object 100.
  • the third connection portion 31c of the engine generator unit 1 is located between the second motor 101b and the third motor 101c of the vehicle body 100.
  • the second connection portion 31b of the engine generator unit 1 is located between the fourth motor 101d and the fifth motor 101e of the aircraft body 100.
  • the fourth connection portion 31d of the engine generator unit 1 is located between the sixth motor 101f and the seventh motor 101g of the aircraft body 100.
  • the power line P from the first motor 101a and the eighth motor 101h is connected to the first connection portion 31a. Electric power is supplied to the first motor 101a and the eighth motor 101h from the first connection portion 31a.
  • the power line P from the second motor 101b and the third motor 101c is connected to the third connection portion 31c. Electric power is supplied to the second motor 101b and the third motor 101c from the third connection portion 31c.
  • Power lines P from the fourth motor 101d and the fifth motor 101e are connected to the second connection portion 31b. Electric power is supplied to the fourth motor 101d and the fifth motor 101e from the second connection portion 31b.
  • Power lines P from the sixth motor 101f and the seventh motor 101g of the flying object 100 are connected to the fourth connection portion 31d. Electric power is supplied from the fourth connection portion 31d to the sixth motor 101f and the seventh motor 101g.
  • the flying object 100 equipped with the engine generator unit 1 includes the first motor 101a, the second motor 101b, the third motor 101c, the fourth motor 101d, the fifth motor 101e, the sixth motor 101f, and the seventh motor.
  • the power lines from 101g and the eighth motor 101h can be connected to the connection portion at the position most suitable for wiring.
  • the engine generator unit 1 can be configured to be easily mounted on an air vehicle while increasing versatility by facilitating wiring.
  • a plurality of engine generator units 1 can be mounted on the main body frame 103 according to the electric power required by the plurality of motors 101. In this way, the number of engine generator units 1 to be mounted can be selected according to the output of the flying object. Further, the flying object 100 can electrically connect an external device other than the flying object 100 to each connection portion of the engine generator unit 1. As a result, the aircraft body 100 can supply electric power from the engine generator unit 1 to an external device.
  • connection portion is composed of a first connection portion 31a, a second connection portion 31b, a third connection portion 31c, and a fourth connection portion 31d.
  • connection portion is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • FIG. 11 is a plan view showing the arrangement of the two connecting portions and the arrangement of the three connecting portions in the engine generator unit 1.
  • the two connecting portions, the first connecting portion 31a and the second connecting portion 31b, are divided into four equal parts every 90 degrees with the center of gravity G of the engine generator unit 1 as the center in a plan view from above. It is located so as to be included in each region determined by the central angle ⁇ 2. Further, the first connection portion 31a and the second connection portion 31b are located in regions that are not adjacent to each other in the circumferential direction about the center of gravity G of the engine generator unit 1 in the region divided into four equal parts.
  • the three connecting portions, the first connecting portion 31a, the second connecting portion 31b, and the third connecting portion 31c are 6 mag at every 60 degrees with the center of gravity G of the engine generator unit 1 as the center in a plan view from above. It is located so as to be included in each region determined by the divided central angle ⁇ 3. Further, the first connection portion 31a, the second connection portion 31b, and the third connection portion 31c are three parts that are not adjacent to each other in the circumferential direction about the center of gravity G of the engine generator unit 1 in the region divided into six equal parts. It is located in each of the above areas.
  • first connection portion 31a, the second connection portion 31b, and the third connection portion 31c are regions determined by a central angle ⁇ 1 divided into eight equal parts about the center of gravity G of the engine generator unit 1 in a plan view from above (FIG. It suffices that they are located in three or more regions that are not adjacent to each other in the circumferential direction (see 9).
  • the first generator 23 and the second generator 24 are connected to both ends of the crank shaft 8.
  • the engine generator unit 1 is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the engine generator unit 1 may have only one generator at the end of the crank shaft 8.
  • the engine generator unit 1 includes a horizontally opposed engine 2 as an engine.
  • the engine is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the engine may be an engine such as a single cylinder engine, a V-type engine, or an in-line engine.
  • the engine generator unit 1 includes a two-cylinder horizontally opposed engine 2.
  • the horizontally opposed engine 2 is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the engine generator unit 1 may be configured to include a horizontally opposed engine 2 having a plurality of cylinders.
  • the engine generator unit 1 is supported by four mount members 15.
  • the configuration of the engine generator unit 1 is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the engine generator unit 1 may be configured to be supported by two or more mounting members.
  • the engine generator unit 1 is supported by a rubber mount.
  • the configuration of the engine generator unit 1 is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the engine generator unit 1 may be supported by a liquid-filled mount, a hydraulic mount, an electromagnetic mount, a negative pressure mount, or a piezo mount.
  • the side rigid structure of the support structure 27 is the first side rigid structure 29a, the second side rigid structure 29b, the third side rigid structure 29c, and the fourth side. It is composed of a partially rigid structure 29d.
  • the side rigid structure is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the number of side rigid structures may be any number as long as the lower rigid structure 28 and the upper rigid structure 30 can be connected as an integral structure.
  • the side rigid structure 29 may be three or five.
  • the radiator 20 and the silencer 19 are incorporated in the lower-rigidity structure 28 of the support structure 27, however, the lower-rigidity structure 28 is not limited to the configuration of the above-described embodiment. ..
  • the lower rigid structure 28 has some of the functions required for the horizontally opposed engine 2, the first generator 23, and the second generator 24, the lower rigid structure 28 includes the radiator 20, the silencer 19, and the second generator 24. At least one of 1 inverter device 25, a second inverter device 26, a fuel tank 22, and an air cleaner 17 may be incorporated.
  • the lower rigid structure 28 does not have to have a part of the functions required for the horizontally opposed engine 2, the first generator 23, and the second generator 24.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are incorporated in the side rigid structure 29 of the support structure 27.
  • the side rigid structure 29 is not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the side rigid structure 29 has some of the functions required for the horizontally opposed engine 2, the first generator 23, and the second generator 24, the side rigid structure 29 includes an air cleaner 17, a silencer, and the like. 19, at least one of the radiator 20, the oil tank 21, the fuel tank 22, the first inverter device 25, and the second inverter device 26 may be incorporated.
  • the side rigid structure 29 does not have to have a part of the functions required for the horizontally opposed engine 2, the first generator 23, and the second generator 24.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are composed of metal housings 25b and 26b.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 are not limited to the configuration of the above-described embodiment.
  • the first inverter device 25 and the second inverter device 26 may be made of a resin or ceramic housing.
  • the silencer 19 and the fuel tank 22 are incorporated in the upper rigid structure 30 of the support structure 27, however, the upper rigid structure 30 has the configuration of the above-described embodiment. Not limited.
  • the upper rigid structure 30 has some of the functions required for the horizontally opposed engine 2, the first generator 23, and the second generator 24, the upper rigid structure 30 is an air cleaner 17, a silencer 19, and a radiator. 20, at least one of the oil tank 21, the fuel tank 22, the first inverter device 25, and the second inverter device 26 may be incorporated.
  • the upper rigid structure 30 does not have to have a part of the functions required for the horizontally opposed engine 2, the first generator 23, and the second generator 24.
  • the embodiment of the present invention has been described above, the above-described embodiment is merely an example for carrying out the present invention. Therefore, the embodiment is not limited to the above-described embodiment, and the above-described embodiment can be appropriately modified and implemented within a range that does not deviate from the gist thereof.
  • Engine generator unit 2 Horizontally opposed engine 23 1st generator 24 2nd generator 25 1st inverter device 26 2nd inverter device 27 Support structure 28 Lower rigid structure 29a 1st side rigid structure 29b 2nd side Part rigid structure 29c 3rd side rigid structure 29d 4th side rigid structure 30 Upper rigid structure 31a 1st connection 31b 2nd connection 31c 3rd connection 31d 4th connection 32 Connection

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)

Abstract

配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能な飛行体用エンジン発電機ユニット１を提供する。第１シリンダ４と第２シリンダ７とがクランク軸８の軸線方向から見て、第１方向と前記第１方向の反対方向である第２方向とにそれぞれ延びるように配置されている水平対向エンジン２と、クランク軸８に連結される第１発電機２３及び第２発電機２４と、第１インバータ装置２５と、第２インバータ装置２６と、を備えたエンジン発電機ユニット１である。第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６で変換された電力を出力する複数の接続部を有し、前記複数の接続部は、平面視でエンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として４等分、６等分または８等分した中心角θ１によって定まる領域のうち周方向に互いに隣り合わない領域にそれぞれ位置している。

Description

飛行体用エンジン発電機ユニット及び飛行体
　本発明は、飛行体用エンジン発電機ユニット及び飛行体に関する。
　従来、複数のロータを有する飛行体にエンジン発電機ユニットが搭載された構成が知られている。特許文献１に開示されている飛行体は、無人のマルチコプターである。前記飛行体は、機体と、８台のロータと、８つのプロペラと、各ロータを駆動させる電動モータと、バッテリーと、発電機サブシステム（エンジン発電機ユニット）とを備えている。前記機体は、前記バッテリー、前記発電機サブシステムが搭載されている前記機体の本体部分と、前記プロペラ及び前記電動モータが積載されている８本のアーム部分とから構成されている。前記８本のアーム部は、前記機体の本体部分に放射状に配置されている。
米国特許第１０３５１２３８号明細書
　特許文献１に開示される飛行体は、長時間の飛行を可能にするため、前記バッテリーと前記発電機サブシステムと、を備えている。前記飛行体の前記駆動モータには、前記バッテリーと、前記発電サブシステムとが電気的に接続されている。前記駆動モータは、前記バッテリーまたは前記発電機サブシステムから供給される電力によって駆動される。また、前記発電サブシステムは、前記バッテリーに電力を供給するモードと、前記駆動モータに電力を供給するモードを有している。前記飛行体は、前記バッテリーと前記バッテリーよりもエネルギー密度が高い前記発電サブシステムとを併用することで長時間にわたり飛行することができる。
　特許文献１に開示される無人飛行体では、前記機体の本体部分に搭載されている発電サブシステムから前記機体の本体部分から放射状に配置されている８本の前記アーム部の前記駆動モータまで駆動用の電力を供給するための電力線が配線されている。また、前記飛行体には、前記駆動モータ毎に設けられている速度制御装置（ＥＳＣ）に制御用の電力を供給する電力線が配線されている。
　このように、マルチコプター型の前記飛行体では、複数の前記駆動モータ毎に前記駆動用の電力線と前記制御用の電力線とを配策する必要がある。このため、マルチコプター型の前記飛行体では、前記ロータの数が増えるほど前記発電サブシステムに接続される電力線の本数が増大するため、配線が複雑になる場合があった。よって、飛行体用エンジン発電機ユニットにおいて、飛行体の配線を複雑にすることなく、様々な飛行体の機体に容易に搭載可能な構成が求められている。
　本発明は、配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能な飛行体用エンジン発電機ユニットの構成を実現することを目的とする。
　本発明者は、配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能な飛行体用エンジン発電機ユニットの構成について検討した。鋭意検討の結果、本発明者は、以下のような構成に想到した。
　本発明の一実施形態に係る飛行体用エンジン発電機ユニットは、エンジンと、前記エンジンのクランク軸に連結される発電機と、前記発電機が発電した電力を変換するインバータ装置と、を備えた、飛行体用エンジン発電機ユニットである。
　前記エンジンは、前記インバータ装置で変換された電力を出力する複数の接続部を有している。前記複数の接続部は、平面視で前記エンジン発電機ユニットの重心を中心として４等分、６等分または８等分した中心角によって定まる領域のうち周方向に互いに隣り合わない領域にそれぞれ位置している。
　上述の構成では、前記飛行体用エンジン発電機ユニットは、発電した電力を出力する複数の前記接続部を有している。前記複数の接続部は、平面視で４等分、６等分または８等分された中心角によって定まる領域のうち互いに隣り合わない領域に位置している。つまり、前記複数の接続部は、前記エンジン発電機ユニットの重心を囲むようにして周方向に分散して配置されている。従って、前記エンジン発電機ユニットは、前記エンジン発電機ユニットの周囲に配置されている装置の近傍に前記接続部が位置している。また、前記エンジン発電機ユニットは、周囲の装置と前記接続部の位置関係を考慮して前記飛行体の機体に搭載する必要がない。これにより、前記エンジン発電機ユニットは、配線し易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能に構成することができる。
　他の観点によれば、本発明の飛行体用エンジン発電機ユニットは、以下の構成を含むことが好ましい。前記複数の接続部は、平面視で前記エンジン発電機ユニットの重心を中心として６等分または８等分した中心角によって定まる領域のうち周方向に互いに隣り合わない３つ以上の領域にそれぞれ位置している。
　上述の構成では、前記複数の接続部は、平面視で４等分、６等分または８等分された領域のうち互いに隣り合わない領域に前記接続部が３つ以上配置されている。従って、前記エンジン発電機ユニットは、前記エンジン発電機ユニットの周囲に配置されている装置のより近傍に接続部が位置している。これにより、前記エンジン発電機ユニットは、配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能に構成することができる。
　他の観点によれば、本発明の飛行体用エンジン発電機ユニットは、以下の構成を含むことが好ましい。前記エンジンは、支持構造体に支持され、前記接続部は、前記支持構造体に設けられている。
　上述の構成では、前記接続部は、前記支持構造体を介して前記エンジンと一体の構造体として設けられている。また、前記接続部は、前記エンジンの近傍に設けられている。これにより、前記エンジン発電機ユニットは、配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能に構成することができる。
　他の観点によれば、本発明の飛行体用エンジン発電機ユニットは、以下の構成を含むことが好ましい。前記接続部には、電力線を接続する接続端子が複数設けられている。
　上述の構成では、前記接続部には、複数の電力線を接続することができる。従って、前記エンジン発電機ユニットは、前記エンジン発電機ユニットの周囲に複数の装置がまとまって配置されていても近傍の前記接続部に複数の装置からの前記電力線を接続することができる。
　他の観点によれば、本発明の飛行体用エンジン発電機ユニットは、以下の構成を含むことが好ましい。前記接続部は、前記インバータ装置と一体に設けられている。
　上述の構成では、前記水インバータ装置が変換した電力が前記接続部から出力される。従って、前記エンジン発電機ユニットは、インバータ装置の筐体に接続部を設けることで、別途接続部を設ける必要がない。つまり、前記エンジン発電機ユニットは、コンパクトに構成されている。これにより、前記飛行体用エンジン発電機ユニットは、配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能に構成することができる。
　本発明の一実施形態に係る飛行体は、上述の構成を有する前記エンジン発電機ユニットで生じた電力によって駆動力を生じるモータと、前記モータによって回転することにより揚力を生じるプロペラと、前記エンジン発電機ユニット、前記モータ及び前記プロペラを支持するフレームと、を備える。
　これにより、前記モータの出力に応じた発電能力を有するように少なくとも一台のエンジン発電機ユニットが搭載された飛行体が得られる。
　本明細書で使用される専門用語は、特定の実施形態のみを定義する目的で使用されるのであって、前記専門用語によって発明を制限する意図はない。
　本明細書で使用される「及び／または」は、一つまたは複数の関連して列挙された構成物のすべての組み合わせを含む。
　本明細書において、「含む、備える（ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ）」「含む、備える（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」または「有する（ｈａｖｉｎｇ）」及びそれらの変形の使用は、記載された特徴、工程、要素、成分、及び／または、それらの等価物の存在を特定するが、ステップ、動作、要素、コンポーネント、及び／または、それらのグループのうちの１つまたは複数を含むことができる。
　本明細書において、「取り付けられた」、「接続された」、「結合された」、及び／または、それらの等価物は、広義の意味で使用され、“直接的及び間接的な”取り付け、接続及び結合の両方を包含する。さらに、「接続された」及び「結合された」は、物理的または機械的な接続または結合に限定されず、直接的または間接的な接続または結合を含むことができる。
　他に定義されない限り、本明細書で使用される全ての用語（技術用語及び科学用語を含む）は、本発明が属する技術分野の当業者によって一般的に理解される意味と同じ意味を有する。
　一般的に使用される辞書に定義された用語は、関連する技術及び本開示の文脈における意味と一致する意味を有すると解釈されるべきであり、本明細書で明示的に定義されていない限り、理想的または過度に形式的な意味で解釈されることはない。
　本発明の説明においては、いくつもの技術および工程が開示されていると理解される。これらの各々は、個別の利益を有し、他に開示された技術の１つ以上、または、場合によっては全てと共に使用することもできる。
　したがって、明確にするために、本発明の説明では、不要に個々のステップの可能な組み合わせをすべて繰り返すことを控える。しかしながら、本明細書及び特許請求の範囲は、そのような組み合わせがすべて本発明の範囲内であることを理解して読まれるべきである。
　本明細書では、本発明に係る飛行体用エンジン発電機ユニット及び飛行体の実施形態について説明する。
　以下の説明では、本発明の完全な理解を提供するために多数の具体的な例を述べる。しかしながら、当業者は、これらの具体的な例がなくても本発明を実施できることが明らかである。
　よって、以下の開示は、本発明の例示として考慮されるべきであり、本発明を以下の図面または説明によって示される特定の実施形態に限定することを意図するものではない。
　［エンジン発電機ユニット］
　本明細書において、エンジン発電機ユニットとは、ディーゼルエンジン、ガソリンエンジンなどの各種のレシプロエンジンによって、ダイナモ等から構成される発電機を駆動して発電する装置である。前記エンジン発電機ユニットは、外部からの電力発電要求に応じて、前記エンジンの回転数を制御して発電する。本実施例において、前記エンジン発電機ユニットは、水平対向エンジンを備えている。
　［水平対向エンジン］
　本明細書において、水平対向エンジンとは、少なくとも２つのシリンダがクランク軸の軸線方向から見て、第１方向と前記第１方向の反対方向である第２方向とに前記シリンダの軸線が延びるように配置されているエンジンである。前記水平対向エンジンは、前記シリンダ内に配置されているピストン同士が互いに近接または離隔するように移動するレシプロエンジンである。水平対向エンジンは、クランク軸の軸線及ピストンの軸線が水平になるように配置される。
　［飛行体］
　本明細書において、飛行体は、複数の電動ロータ、複数のプロペラ、バッテリー、エンジン発電機ユニット等を具備する。飛行体は、複数の電動ロータによって回転される複数のプロペラを有するマルチコプターである。飛行体は、バッテリーに蓄電されている電力によって電動ロータを回転させる。バッテリーは、エンジン発電機ユニットによって充電される。つまり、飛行体は、エンジン発電機ユニットの動力によって直接ロータを回転させていない。
　［剛性構造体］
　本明細書において、剛性構造体とは、所定の構造体の剛性を維持するために必要な剛性を有する構造体である。剛性構造体は、エンジンを支持する支持構造体を構成する構造体である。剛性構造体は、支持構造体の剛性を維持できる材質及び形状から構成されている。
　［マウント部材］
　本明細書において、マウント部材とは、エンジン発電機ユニットを支持するとともに、前記マウント部材によって支持されている発電機用エンジンから外部に伝達される運動エネルギー（振動）を減衰させる部材である。
　［慣性中心］
　本明細書において、慣性中心とは、重量質量の中心（重心）、または慣性質量の中心である。重力質量とは、物体が重力によって引かれる強さを基にして礼儀される質量である。慣性質量とは、物体の加速度を基に定義される質量である。重量質量と慣性質量とは等価である。慣性中心は物体の各部分の質量が重心に集約している質量中心とみなせる。 
　本発明の一実施形態によれば、汎用性を高めて取り扱いを容易にしつつコンパクトな、飛行体用エンジン発電機ユニットの構成を実現することができる。
本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットを示す斜視図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットにおける水平対向エンジン２と発電機との平面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットにおける水平対向エンジン２と発電機との左側面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットの平面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットの左側面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットの正面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットの側面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットの下面図を示す。 本発明の実施形態１に係るエンジン発電機ユニットにおける４つの接続部の配置を表す平面図を示す。 本発明の実施形態２に係るエンジン発電機ユニットを飛行体に搭載した場合の一例の模式図を示す。 本発明の他の実施形態に係るエンジン発電機ユニットにおける２つ接続部の配置及び３つの接続部の配置を表す平面図を示す。
　以下で、各実施形態について、図面を参照しながら説明する。各図において、同一部分には同一の符号を付して、その同一部分の説明は繰り返さない。なお、各図中の構成部材の寸法は、実際の構成部材の寸法及び各構成部材の寸法比率等を忠実に表したものではない。
　［実施形態１］
　＜エンジン発電機ユニットの全体構成＞
　図１から図４を用いて本発明の飛行体用エンジン発電機ユニット１の実施形態１に係るエンジン発電機ユニット１について説明する。図１は、エンジン発電機ユニット１を示す斜視図である。図２は、エンジン発電機ユニット１における水平対向エンジン２と発電機との平面図である。図３は、エンジン発電機ユニット１における水平対向エンジン２と発電機との左側面図である。図４は、エンジン発電機ユニット１の平面図である。図５は、エンジン発電機ユニット１の左側面図である。図６は、エンジン発電機ユニット１の正面図である。図７は、エンジン発電機ユニット１の背面図である。図８は、エンジン発電機ユニット１の下面図である。図９は、エンジン発電機ユニット１同士が連結された状態を示す概略図である。
　図１に示すように、エンジン発電機ユニット１は、エンジンの駆動力で発電機を駆動させて発電する装置である。エンジン発電機ユニット１は、水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４（図２参照）、支持構造体２７、第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６、接続部である第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ、第４接続部３１ｄを備える。
　図２と図３とに示すように、エンジン発電機ユニット１のエンジンである水平対向エンジン２は、水冷の水平対向２気筒レシプロエンジンである。水平対向エンジン２は、２つのシリンダである第１シリンダ４と第２シリンダ７とを有している。水平対向エンジン２は、第１シリンダ４がクランク軸８の回転軸線Ｃ０の方向から見て第１方向に第１シリンダ４の軸線Ｃ１を向けて配置されている。また、水平対向エンジン２は、第２シリンダ７が前記第１方向の反対方向である第２方向に第２シリンダ７の軸線Ｃ２向けて配置されている、
　以下の実施形態において、水平対向エンジン２のクランク軸８の回転軸線Ｃ０が延びる方向をエンジン発電機ユニット１における前後方向と規定する。また、クランク軸８の回転軸線Ｃ０に垂直、且つ第１シリンダ４の軸線Ｃ１または第２シリンダ７の軸線Ｃ２に垂直な方向から見て、第１シリンダ４の軸線Ｃ１の方向または第２シリンダ７の軸線Ｃ２の方向をエンジン発電機ユニット１における左右方向と規定する。また、クランク軸８の回転軸線Ｃ０と第１シリンダ４の軸線Ｃ１または第２シリンダ７の軸線Ｃ２に垂直な方向をエンジン発電機ユニット１における上下方向と規定する。また、着地している飛行体に搭載されたエンジン発電機ユニット１において、水平対向エンジン２における重力方向の面を下面、前記下面の反対方向の面を上面と規定する。
　水平対向エンジン２は、第１シリンダブロック３、第２シリンダブロック６、第１シリンダヘッド１１、第２シリンダヘッド１４、クランク軸８、第１コンロッド１０、第２コンロッド１３、第１ピストン９及び第２ピストン１２を具備する。
　第１シリンダブロック３は、第１シリンダ４とクランクケース５の一部とを構成する部材である。第１シリンダブロック３は、例えばアルミニウム合金によって形成されている。第１シリンダブロック３には、第１ピストン９を収容する第１シリンダ４が形成されている。第１シリンダ４の基端部には、クランク軸８を収容するクランクケース５の一部が形成されている。クランクケース５には、クランク軸８を支持する軸受部の一部が形成されている。第１シリンダ４の軸線Ｃ１は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０に直交している。第１シリンダ４の基端は、クランクケース５内に連通している。
　第２シリンダブロック６は、第２シリンダ７とクランクケース５の一部とを構成する部材である。第２シリンダブロック６は、例えばアルミニウム合金によって形成されている。第２シリンダブロック６には、第２ピストン１２を収容する第２シリンダ７が形成されている。第２シリンダ７の基端部には、クランク軸８を収容するクランクケース５の一部が形成されている。クランクケース５には、クランク軸８を支持する軸受部の一部が形成されている。第２シリンダ７の軸線Ｃ２は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０に直交している。第２シリンダ７の基端は、クランクケース５内に連通している。
　第１シリンダブロック３と第２シリンダブロック６とは、互いのクランクケース５の一部を対向させた状態において連結されている。これにより、第１シリンダブロック３と第２シリンダブロック６は、クランクケース５を構成している。つまり、第１シリンダ４と第２シリンダ７との間にクランクケース５が構成されている。クランクケース５には、クランク軸８を支持する図示しない軸受部が構成されている。前記軸受部の軸線は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０と一致する。
　第１シリンダ４は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０の方向から見た第１方向であるクランク軸８の右に配置されている。第２シリンダ７は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０の方向から見た第２方向であるクランク軸８の左に配置されている。つまり、水平対向エンジン２は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０に垂直、且つ第１シリンダ４及び第２シリンダ７の移動方向に垂直な方向から見て、クランク軸８の左右に第１シリンダ４と第２シリンダ７とがそれぞれ配置されている。第１シリンダ４の軸線Ｃ１と第２シリンダ７の軸線Ｃ２とは、略平行である。また、第１シリンダ４と第２シリンダ７とは、クランク軸８に連結される第１コンロッド１０と第２コンロッド１３とが干渉しないようにクランク軸８の回転軸線Ｃ０の方向にずれて配置されている。
　クランク軸８は、第１ピストン９及び第２ピストン１２の往復運動を回転運動に変換する軸である。クランク軸８は、クランクケース５の軸受部に回転自在に支持されている。クランク軸８の回転軸線Ｃ０は、第１シリンダ４の軸線Ｃ１及び第２シリンダ７の軸線Ｃ２に直交している。クランク軸８の両端部は、出力軸としてクランクケース５から外部に延びている。
　第１ピストン９は、第１シリンダ４内において発生した燃料の燃焼によるエネルギーをクランク軸８に伝達する部品である。第１ピストン９は、第１シリンダ４内を摺動可能な外径を有する円筒状に形成されている。第１ピストン９は、第１シリンダ４に収容されている。第１ピストン９には、第１コンロッド１０の一端部が揺動自在に連結されている。第１コンロッド１０の他端部には、クランク軸８が揺動自在に連結されている。つまり、第１ピストン９は、第１コンロッド１０を介してクランク軸８に揺動自在に連結されている。第１シリンダ４の先端部には、第１シリンダヘッド１１が連結されている。これにより、第１シリンダ４の内部には、第１シリンダヘッド１１と第１ピストン９とによって囲まれた燃焼室が構成されている。
　第２ピストン１２は、第２シリンダ７内において発生した燃料の燃焼によるエネルギーをクランク軸８に伝達する部品である。第２ピストン１２は、第２シリンダ７内を摺動可能な外径を有する円筒状に形成されている。第２ピストン１２は、第２シリンダ７に収容されている。第２ピストン１２には、第２コンロッド１３の一端部が揺動自在に連結されている。さらに、第２コンロッド１３の他端部には、クランク軸８が揺動自在に連結されている。つまり、第２ピストン１２は、第２コンロッド１３を介してクランク軸８に揺動自在に連結されている。第２シリンダ７の先端部には、第２シリンダヘッド１４が連結されている。これにより、第２シリンダ７の内部には、第２シリンダヘッド１４と第２ピストン１２とによって囲まれた燃焼室が構成されている。
　複数のマウント部材１５は、エンジン発電機ユニット１を支持し、且つエンジン発電機ユニット１の振動を減衰させる。複数のマウント部材１５は、例えば、ゴムを用いたゴムマウントから構成されている。ゴムマウントは、天然ゴム、ブチルゴムまたはクロロプレンゴム等のゴムから構成されている。複数のマウント部材１５は、入力される振動を弾性変形することによって減衰させる。複数のマウント部材１５は、本実施形態において、同じ耐荷重及び振動特性の４個のマウント部材１５によって水平対向エンジン２の第１シリンダ４と第２シリンダ７の軸線が略水平な状態になるように水平対向エンジン２を支持している。複数のマウント部材１５は、支持構造体２７の下部剛性構造体２８に連結されている。
　図４から図８に示すように、水平対向エンジン２は、補機としてエアクリーナー１７、サイレンサー１９、ラジエータ２０、オイルタンク２１及び燃料タンク２２を具備する。
　図４から図６に示すように、第１シリンダ４及び第２シリンダ７（図２参照）には、吸気管１６（図５参照）を介して吸気中の粉塵を除去するエアクリーナー１７が接続されている。エアクリーナー１７は、後述する支持構造体２７の上部剛性構造体３０に設けられている。更に、第１シリンダ４及び第２シリンダ７には、排気管１８を介して排気音を抑制するサイレンサー１９が接続されている。サイレンサー１９は、後述する支持構造体２７の下部剛性構造体２８に設けられている。
　図５から図８に示すように、ラジエータ２０は、水平対向エンジン２の冷却水を冷却する冷却装置である。また、ラジエータ２０は、冷却水を貯留する冷却水タンクでもある。ラジエータ２０は、第１シリンダブロック３及び第１シリンダヘッド１１と第２シリンダブロック６及び第２シリンダヘッド１４（図２参照）とに設けられている図示しないウォータージャケットに接続されている。ラジエータ２０は、図示しない冷却水ポンプによって循環される冷却水を空冷する。ラジエータ２０は、後述する支持構造体２７の下部剛性構造体２８に設けられている。
　図５、図７及び図８に示すように、オイルタンク２１は、水平対向エンジン２の第１シリンダ４と第１ピストン９との間、第２シリンダ７と第２ピストン１２との間、クランク軸８と第１コンロッド１０との間及びクランク軸８と第２コンロッド１３との間（図２参照）を潤滑するエンジンオイルを貯留する。オイルタンク２１には、図示しないオイルポンプが連結されている。オイルタンク２１内のエンジンオイルは、オイルポンプによって循環される。オイルタンク２１は、後述する支持構造体２７の下部剛性構造体２８に設けられている。
　図４から図７に示すように、燃料タンク２２は、水平対向エンジン２の燃料であるガソリン等を貯留する。燃料タンク２２は、図示しない燃料噴射装置を介して第１シリンダ４と第２シリンダ７（図２参照）とに連結されている。燃料タンク２２は、後述する支持構造体２７の上部剛性構造体３０に設けられている。
　このように構成される水平対向エンジン２は、クランク軸８の回転軸線Ｃ０を前後方向に向けて配置されたクランク軸８の左右に第１ピストン９と第２ピストン１２とが配置されている。第１ピストン９の軸線と第２ピストン１２の軸線とは、略水平な方向に延び、且つクランク軸８の回転軸線Ｃ０に対して垂直である。水平対向エンジン２は、第１ピストン９と第２ピストン１２とが１８０度反転した状態において互いに逆方向に往復移動することでクランク軸８を回転させる。
　図４から図８に示すように、第１発電機２３及び第２発電機２４は、電力を発電する装置である。第１発電機２３及び第２発電機２４は、ダイナモ等で構成されている。第１発電機２３は、水平対向エンジン２のクランクケース５におけるクランク軸８の回転軸線Ｃ０が延びる方向の前端部に固定されている（図２参照）。第２発電機２４は、水平対向エンジン２のクランクケース５におけるクランク軸８の回転軸線Ｃ０が延びる方向の後端部に固定されている（図２参照）。つまり、エンジン発電機ユニット１は、発電機を２台具備している。これにより、第１発電機２３及び第２発電機２４は、クランク軸８の回転により電力を同時に発電するように構成されている。
　第１インバータ装置２５は、第１発電機２３が発電した交流電流の周波数及び電圧を変換する装置である。また、第１インバータ装置２５は、第１発電機２３が発電した交流電流を直流電流に変換する装置である。同様に、第２インバータ装置２６は、第２発電機２４が発電した交流電流を変換する装置である。第１インバータ装置２５は、第１発電機２３に電気的に接続されている。第２インバータ装置２６は、第２発電機２４に電気的に接続されている。
　第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、空冷のインバータ装置として構成されている。第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、支持構造体の剛性を維持することができる剛性を有する剛性構造体として構成されている。第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、剛性構造体としての剛性を有するアルミニウム合金等から構成される金属製の筐体２５ｂ、２６ｂを有している。金属製の筐体２５ｂ、２６ｂには、放熱フィンが設けられている。第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、金属製の筐体２５ｂ、２６ｂから放熱することで冷却される。第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、後述する支持構造体２７の下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とに連結されている。
　接続部である第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、発電した電力を外部に出力する。第１接続部３１ａは、後述する第１側部剛性構造体２９ａを構成する第１インバータ装置２５に組み込まれている。第２接続部３１ｂは、後述する第２側部剛性構造体２９ｂを構成する第２インバータ装置２６に組み込まれている。第３接続部３１ｃは、後述する第３側部剛性構造体２９ｃに組み込まれている。第４接続部３１ｄは、後述する第４側部剛性構造体２９ｄに組み込まれている。第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、それぞれ複数の接続端子３２を有している。各接続部の接続端子３２は、エンジン発電機ユニット１の周囲に向けて配置されている。各接続部の接続端子３２には、飛行体のバッテリー、駆動モータ、補機、制御装置等からの電力線が接続可能に構成されている。
　第１接続部３１ａ及び第３接続部３１ｃは、第１インバータ装置２５が変換した交流電流または直流電流を各接続端子３２から出力するように構成されている。第２接続部３１ｂ及び第４接続部３１ｄは、第２インバータ装置２６が変換した交流電流または直流電流を各接続端子３２から出力するように構成されている。
　このように構成されるエンジン発電機ユニット１は、クランク軸８の左右に第１シリンダ４と第２シリンダ７とが略水平に配置され、且つクランク軸８の前後に第１発電機２３及び第２発電機２４がそれぞれ配置されている。つまり、エンジン発電機ユニット１は、左右方向、前後方向、上下方向の重量配分ほぼ均等になるように構成されている。エンジン発電機ユニット１は、複数のマウント部材１５によって支持構造体２７に支持されている。
　エンジン発電機ユニット１は、水平対向エンジン２によって第１発電機２３及び第２発電機２４を駆動させる。エンジン発電機ユニット１は、第１発電機２３が発電した電力を第１インバータ装置２５によって変換する。同様に、エンジン発電機ユニット１は、第２発電機２４が発電した電力を第２インバータ装置２６によって変換する。エンジン発電機ユニット１は、変換した電力を第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄから出力する。
　＜支持構造体の構成＞
　次に、図４から図８を用いて、支持構造体２７について具体的に説明する。支持構造体２７は、水平対向エンジン２を支持する構造体である。支持構造体２７は、下部剛性構造体２８、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ、第４側部剛性構造体２９ｄ及び上部剛性構造体３０を具備する。支持構造体２７は、下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とが第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄによって連結されている。下部剛性構造体２８、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ、第４側部剛性構造体２９ｄ及び上部剛性構造体３０は、アルミニウム合金等の金属、エンジニアリングプラスチック、炭素繊維強化プラスチック、ガラス繊維強化プラスチック等の樹脂材料から構成されている。
　下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の下面の一部を覆う。下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２を支持可能な剛性を有する板状部材から構成されている。下部剛性構造体２８の上面には、水平対向エンジン２を支持する複数のマウント部材１５が連結されている。つまり、下部剛性構造体２８は、複数のマウント部材１５を介して水平対向エンジン２を支持している。水平対向エンジン２は、第１発電機２３及び第２発電機２４を含めた水平対向エンジン２の慣性中心と下部剛性構造体２８の慣性中心とが一致するように配置されている。
　下部剛性構造体２８には、水平対向エンジン２の補機であるラジエータ２０が組み込まれている。ラジエータ２０は、下部剛性構造体２８の下面から外部に向かって冷却フィンが露出するように配置されている。ラジエータ２０は、後述する飛行体のダウンウォッシュ等によって冷却水の熱交換を行う。つまり、下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の稼働に必要な機能の一部である冷却機能を有している。
　更に、下部剛性構造体２８の後端部には、水平対向エンジン２の補機であるサイレンサー１９が組み込まれている。サイレンサー１９は、下部剛性構造体２８の後端部に連結されている。サイレンサー１９は、排気管１８からの排気を消音して外部に排出する。このように、下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の補機の一部を構成している。つまり、下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の稼働に必要な機能の一部である排気消音機能を有している。
　更に、下部剛性構造体２８には、水平対向エンジン２の補機であるオイルタンク２１が組み込まれている。オイルタンク２１は、下部剛性構造体２８の中央部付近に連結されている。オイルタンク２１は、水平対向エンジン２の内部を潤滑するオイルが貯留されている。オイルタンク２１は図示しないオイルポンプによって貯留しているオイルが水平対向エンジン２の内部に供給される。このように、下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の補機の一部を構成している。つまり、下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の稼働に必要な機能の一部である潤滑維持機能を有している。
　第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄは、下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とを連結する。本実施形態において、支持構造体２７は、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄによって下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とを連結している。第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄは、下部剛性構造体２８の上面に連結されている。
　第１側部剛性構造体２９ａは、第１インバータ装置２５によって構成されている。第２側部剛性構造体２９ｂは、第２インバータ装置２６によって構成されている。このように、第１側部剛性構造体２９ａ及び第２側部剛性構造体２９ｂは、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な装置の一部を構成している。つまり、第１側部剛性構造体２９ａ及び第２側部剛性構造体２９ｂは、第１発電機２３及び第２発電機２４の稼働に必要な機能の一部である電流変換機能を有している。
　第１側部剛性構造体２９ａには、第１接続部３１ａが組み込まれている。第２側部剛性構造体２９ｂには、第２接続部３１ｂが組み込まれている。第３側部剛性構造体２９ｃには、第３接続部３１ｃが組み込まれている。第４側部剛性構造体２９ｄには、第４接続部３１ｄが組み込まれている。つまり、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、支持構造体２７に設けられている。第１側部剛性構造体２９ａ及び第３側部剛性構造体２９ｃは、第１発電機２３の機能を発揮するために必要な機能の一部である電力出力機能を有している。第２側部剛性構造体２９ｂ及び第４側部剛性構造体２９ｄは、第２発電機２４の機能を発揮するために必要な機能の一部である電力出力機能を有している。
　第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６のアルミニウム合金等の金属製の筐体２５ｂ、２６ｂは、下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とを一体の剛性構造体とみなせる程度の剛性を有している。第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄは、アルミニウム合金等の金属製の構造部材または炭素繊維強化プラスチック等の樹脂系材料によって構成されている。これにより、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄは、下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とを一体の剛性構造体とみなせる程度の剛性を有する柱状部材から構成されている。
　第１インバータ装置２５によって構成されている第１側部剛性構造体２９ａは、上方からの平面視で第１シリンダヘッド１１と第１発電機２３との間に配置されている。第２インバータ装置２６によって構成されている第２側部剛性構造体２９ｂは、上方からの平面視で第２シリンダヘッド１４と第２発電機２４との間に配置されている。金属製の構造部材によって構成されている第３側部剛性構造体２９ｃは、上方からの平面視で第１シリンダヘッド１１と第２発電機２４との間に配置されている。金属製の構造部材によって構成されている第４側部剛性構造体２９ｄは、上方からの平面視で第２シリンダヘッド１４と第１発電機２３との間に配置されている。このように、エンジン発電機ユニット１は、平面視で時計回りに水平対向エンジン２を囲むように第１側部剛性構造体２９ａ、第３側部剛性構造体２９ｃ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第４側部剛性構造体２９ｄの順に配置されている。
　上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の上面の一部を覆う。上部剛性構造体３０は、下部剛性構造体２８と同等の剛性を有する板状部材から構成されている。上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の上方に配置されている。上部剛性構造体３０の下面には、側部剛性構造体２９が連結されている。つまり、上部剛性構造体３０は、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄによって下部剛性構造体２８と連結されている。これにより、下部剛性構造体２８、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ、第４側部剛性構造体２９ｄ及び上部剛性構造体３０は、一体の剛性構造体である支持構造体２７として構成されている。また、下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０との間には、第１発電機２３、第２発電機２４及び水平対向エンジン２が配置されている。
　上部剛性構造体３０は、上部剛性構造体３０の慣性中心と下部剛性構造体２８の慣性中心とが一致するように配置されている。つまり、上部剛性構造体３０、側部剛性構造体２９及び下部剛性構造体２８から構成される支持構造体２７の慣性中心と第１発電機２３及び第２発電機２４を含む水平対向エンジン２の慣性中心とが略一致している。
　上部剛性構造体３０には、水平対向エンジン２の補機である一つの燃料タンク２２が組み込まれている。燃料タンク２２は、燃料タンク２２の慣性中心と上部剛性構造体３０の慣性中心とが一致するように配置されている。これにより、上部剛性構造体３０には、上部剛性構造体３０の慣性中心から全体に広がるように燃料を貯留する空間が構成されている。このように、上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の補機の一部を構成している。つまり、上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の稼働に必要な機能の一部である燃料貯留機能を有している。
　更に、上部剛性構造体３０には、水平対向エンジン２の補機であるエアクリーナー１７が配置されている。エアクリーナー１７は、上部剛性構造体３０の前端部に連結されている。エアクリーナー１７は、外気の粉塵等を除去する。エアクリーナー１７によって粉塵等が除去された外気は、吸気管１６を介して第１シリンダ４及び第２シリンダ７に供給される。このように、上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の補機の一部を構成している。つまり、上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の稼働に必要な機能の一部である吸気浄化機能を有している。
　更に、上部剛性構造体３０には、制御スイッチ３３が設けられている。制御スイッチ３３は、起動スイッチ、出力切り替えスイッチ等が含まれる。
　一体の剛性構造体である支持構造体２７の内部には、水平対向エンジン２が配置されている。支持構造体２７の下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２の下面の一部を覆っている。支持構造体２７の上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２の上面の一部を覆っている。
　支持構造体２７には、飛行体の機体に固定するための連結部３４が設けられている。連結部３４は、下部剛性構造体２８、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ、第４側部剛性構造体２９ｄ及び上部剛性構造体３０の少なくとも一つに設けられている。連結部３４は、ブラケット、ネジ孔等から構成されている。また、連結部３４は、他の支持構造体２７に接続可能に構成されている。つまり、エンジン発電機ユニット１は、連結部３４を介して他のエンジン発電機ユニット１に連結することができる。
　このように支持構造体２７によって囲まれたエンジン発電機ユニット１は、支持構造体２７を基準として飛行体に搭載することができるので、汎用性が高く飛行体の機体に搭載する際の取り扱いが容易である。
　また、エンジン発電機ユニット１は、水平対向エンジン２が機能を発揮するために必要な補機の一部と、第１発電機２３及び第２発電機２４が機能を発揮するために必要な装置の一部が支持構造体２７に集約されている。本実施形態において、支持構造体２７の下部剛性構造体２８には、ラジエータ２０及びサイレンサー１９が含まれている。支持構造体２７の第１側部剛性構造体２９ａには、第１インバータ装置２５及び第１接続部３１ａが含まれている。同様に、第２側部剛性構造体２９ｂには、第２インバータ装置２６及び第２接続部３１ｂが含まれている。また、第３側部剛性構造体２９ｃは、第３接続部３１ｃが含まれている。同様に、第４側部剛性構造体２９ｄは、第４接続部３１ｄが含まれている。支持構造体２７の上部剛性構造体３０は、燃料タンク２２及びエアクリーナー１７が含まれている。
　従って、支持構造体２７を含むエンジン発電機ユニット１は、水平対向エンジン２の補機であるエアクリーナー１７、サイレンサー１９、ラジエータ２０、燃料タンク２２、第１インバータ装置２５、第２インバータ装置２６、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄを飛行体の機体に別途設ける必要がない。これにより、飛行体用エンジン発電機ユニット１は、取り扱いを容易にしつつコンパクトに構成することができる。
　＜接続部の構成＞
　次に、図９を用いて、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄの配置について説明する。図９は、エンジン発電機ユニット１における４つの接続部の配置を示す平面図である。
　図９に示すように、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、互いに離隔した状態で位置している。第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、上方向からの平面視て、エンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として４５度毎に８等分した中心角θ１によって定まる領域にそれぞれ含まれるように位置している。また、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、８等分された領域のうち、エンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として周方向に隣り合わない領域（網掛け部分）にそれぞれ位置されている。つまり、第１接続部３１ａが組み込まれている第１側部剛性構造体２９ａと第３接続部３１ｃが組み込まれている第３側部剛性構造体２９ｃとは、８等分された領域の一つ分離隔している。同様に、第１側部剛性構造体２９ａと第４接続部３１ｄが組み込まれている第４側部剛性構造体２９ｄ、第３側部剛性構造体２９ｃと第２接続部３１ｂが組み込まれている第２側部剛性構造体２９ｂ及び第２剛性構造体２９ｂと第４側部剛性構造体２９ｄとは、８等分された領域の一つ分離隔している。
　このように構成される飛行体用エンジン発電機ユニット１は、上方からの平面視で８等分された中心角θ１によって定まる領域のうち互いに隣り合わない領域に第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄが位置している。つまり、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄは、エンジン発電機ユニット１の重心Ｇを囲むようにして周方向に分散して位置している。
　エンジン発電機ユニット１を飛行体の機体に搭載した場合、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄのうち少なくとも１つは、エンジン発電機ユニット１の周囲に配置されているセンサ、補機、制御装置等を含む各種装置の近傍に位置している。従って、エンジン発電機ユニット１は、周囲に配置されている各種装置からの動力線を第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄのうち配線に最も適した位置の接続部に接続することができる。さらに、各接続部は、複数の接続端子３２を有してるので複数の電力線を接続することができる。よって、エンジン発電機ユニット１は、飛行体の各種装置と各接続部の位置関係を考慮して飛行体の機体に搭載する必要がない。これにより、エンジン発電機ユニット１は、周辺の装置からの配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能に構成することができる。
　［実施形態２］
　次に、図１０を用いてエンジン発電機ユニット１を搭載した飛行体について説明する。図１０は、エンジン発電機ユニット１を飛行体１００に搭載した場合の一例を模式的に示す図である。飛行体１００は、例えば、８つのプロペラを有するマルチコプターである。
　なお、飛行体１００は、１以上のプロペラ及びモータを有する飛行体であってもよいし、１つまたは複数のプロペラ及びモータを有する有人飛行体であってもよい。また、飛行体１００は、エンジン発電機ユニット１で生じる直流電力によって駆動される、プロペラ及びモータ以外の推進装置を備えていてもよい。
　飛行体１００において、エンジン発電機ユニット１以外の構成は、従来の飛行体の構成と同様である。よって、以下では、飛行体１００の構成を簡単に説明する。
　飛行体１００は、第１モータ１０１ａ、第２モータ１０１ｂ、第３モータ１０１ｃ、第４モータ１０１ｄ、第５モータ１０１ｅ、第６モータ１０１ｆ、第７モータ１０１ｇ及び第８モータ１０１ｈ（複数のモータ１０１）と、８つのプロペラ１０２と、本体フレーム１０３（フレーム）と、８本のアーム１０４とを有する。
　本体フレーム１０３には、８本のアーム１０４の基端部が接続されている。８本のアーム１０４には、任意に選んだ１本のアーム１０４から時計回りに、それぞれ第１モータ１０１ａ、第２モータ１０１ｂ、第３モータ１０１ｃ、第４モータ１０１ｄ、第５モータ１０１ｅ、第６モータ１０１ｆ、第７モータ１０１ｇ及び第８モータ１０１ｈが設けられている。複数のモータ１０１には、プロペラ１０２が設けられている。
　複数のモータ１０１には、エンジン発電機ユニット１から直流電力が供給される。複数のモータ１０１は、図示しないモータ制御部によって駆動制御される。前記モータ制御部には、エンジン発電機ユニット１から出力される直流電力が供給される。プロペラ１０２は、直流電力によって駆動する複数のモータ１０１によって回転し、揚力を発生する。
　エンジン発電機ユニット１は、例えば、飛行体１００に対して着脱可能に取り付けられる。特に図示しないが、飛行体１００は、本体フレーム１０３に、エンジン発電機ユニット１を装着可能な装着部を有する。エンジン発電機ユニット１は、支持構造体２７の連結部３４を本体フレーム１０３の装着部に連結される。
　エンジン発電機ユニット１は、飛行体１００の第１モータ１０１ａと第８モータ１０１ｈとの間に第１接続部３１ａが位置するように搭載されている。必然的に、エンジン発電機ユニット１の第３接続部３１ｃは、飛行体１００の第２モータ１０１ｂと第３モータ１０１ｃとの間に位置している。エンジン発電機ユニット１の第２接続部３１ｂは、飛行体１００の第４モータ１０１ｄと第５モータ１０１ｅとの間に位置している。エンジン発電機ユニット１の第４接続部３１ｄは、飛行体１００の第６モータ１０１ｆと第7モータ１０１ｇとの間に位置している。
　第１接続部３１ａには、第１モータ１０１ａと第８モータ１０１ｈとからの電力線Ｐが接続されている。第１モータ１０１ａと第８モータ１０１ｈとは、第１接続部３１ａから電力が供給される。第３接続部３１ｃは、第２モータ１０１ｂと第３モータ１０１ｃとからの電力線Ｐが接続されている。第２モータ１０１ｂと第３モータ１０１ｃとは、第３接続部３１ｃから電力が供給される。第２接続部３１ｂには、第４モータ１０１ｄと第５モータ１０１ｅとからの電力線Ｐが接続されている。第４モータ１０１ｄと第５モータ１０１ｅとは、第２接続部３１ｂから電力が供給される。第４接続部３１ｄには、飛行体１００の第６モータ１０１ｆと第７モータ１０１ｇとからの電力線Ｐが接続されている。第６モータ１０１ｆと第７モータ１０１ｇとは、第４接続部３１ｄから電力が供給される。
　このように、エンジン発電機ユニット１を搭載した飛行体１００は、第１モータ１０１ａ、第２モータ１０１ｂ、第３モータ１０１ｃ、第４モータ１０１ｄ、第５モータ１０１ｅ、第６モータ１０１ｆ、第７モータ１０１ｇ及び第８モータ１０１ｈからの電力線を配線に最も適した位置の接続部に各電力線を接続することができる。これにより、エンジン発電機ユニット１は、配線をし易くすることで汎用性を高め、且つ飛行体に容易に搭載可能に構成することができる。
　また飛行体１００は、複数のモータ１０１が必要な電力に応じて、複数台のエンジン発電機ユニット１を本体フレーム１０３に搭載することができる。このように、エンジン発電機ユニット１は、飛行体の出力に応じて、搭載する数を選択することができる。更に、飛行体１００は、エンジン発電機ユニット１の各接続部に飛行体１００以外の外部の機器を電気的に接続することができる。これにより、飛行体１００は、エンジン発電機ユニット１から外部の機器に電力を供給することができる。
　＜その他の実施形態＞
　なお、上述の実施形態において、接続部は、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ、第３接続部３１ｃ及び第４接続部３１ｄから構成されている。しかしながら、接続部は、上述の実施形態の構成に限定されない。図１１は、エンジン発電機ユニット１における２つ接続部の配置及び３つの接続部の配置を示す平面図である。
　図１１に示すように、２つの接続部である第１接続部３１ａ及び第２接続部３１ｂは、上方からの平面視でエンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として９０度毎に４等分した中心角θ２によって定まる領域にそれぞれ含まれるように位置している。更に、第１接続部３１ａ及び第２接続部３１ｂは、４等分された領域のうち、エンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として周方向に互いに隣り合わない領域にそれぞれ位置している。
　また、３つの接続部である第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ及び第３接続部３１ｃは、上方からの平面視でエンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として６０度毎に６等分した中心角θ３によって定まる領域にそれぞれ含まれるように位置している。更に、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ及び第３接続部３１ｃは、６等分された領域のうち、エンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として周方向に互いに隣り合わない３つ以上の領域にそれぞれ位置している。また、第１接続部３１ａ、第２接続部３１ｂ及び第３接続部３１ｃは、上方からの平面視でエンジン発電機ユニット１の重心Ｇを中心として８等分した中心角θ１によって定まる領域（図９参照）のうち周方向に互いに隣り合わない３つ以上の領域にそれぞれ位置していればよい。
　また、上述の実施形態において、エンジン発電機ユニット１は、クランク軸８の両端部に第１発電機２３及び第２発電機２４が連結されている。しかしながら、エンジン発電機ユニット１は上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、エンジン発電機ユニット１は、クランク軸８の端部に１台の発電機だけを有する構成でもよい。
　また、上述の実施形態において、エンジン発電機ユニット１は、エンジンとして水平対向エンジン２を具備している。しかしながら、エンジンは上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、エンジンは、単気筒エンジン、Ｖ型エンジン、直列エンジン等のエンジンでもよい。
　また、上述の実施形態において、エンジン発電機ユニット１は、２気筒の水平対向エンジン２を具備している。しかしながら、水平対向エンジン２は上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、エンジン発電機ユニット１は、複数の気筒を有する水平対向エンジン２を具備する構成でもよい。
　また、上述の実施形態において、エンジン発電機ユニット１は、４個のマウント部材１５によって支持されている。しかしながら、エンジン発電機ユニット１の構成は、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、エンジン発電機ユニット１は、２個以上のマウント部材によって支持される構成であればよい。
　また、上述の実施形態において、エンジン発電機ユニット１は、ゴムマウントによって支持されている。しかしながら、エンジン発電機ユニット１の構成は、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、エンジン発電機ユニット１は、液封入式マウント、油圧式マウント、電磁式マウント、負圧式マウントまたはピエゾ式マウントによって支持される構成でもよい。
　また、上述の実施形態において、支持構造体２７の側部剛性構造体は、第１側部剛性構造体２９ａ、第２側部剛性構造体２９ｂ、第３側部剛性構造体２９ｃ及び第４側部剛性構造体２９ｄから構成されている。しかしながら、側部剛性構造体は、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、側部剛性構造体は、下部剛性構造体２８と上部剛性構造体３０とを一体の構造体として連結できる本数であればよい。側部剛性構造体２９は、３本または５本でもよい。
　また、上述の実施形態において、支持構造体２７の下部剛性構造体２８には、ラジエータ２０とサイレンサー１９が組み込まれている、しかしながら、下部剛性構造体２８は、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、下部剛性構造体２８が水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な機能の一部を有する場合、下部剛性構造体２８には、ラジエータ２０、サイレンサー１９、第１インバータ装置２５、第２インバータ装置２６、燃料タンク２２、エアクリーナー１７のうち、少なくとも一つが組み込まれていればよい。また、下部剛性構造体２８は、水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な機能の一部を有さなくてもよい。
　また、上述の実施形態において、支持構造体２７の側部剛性構造体２９には、第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６が組み込まれている。しかしながら、側部剛性構造体２９は、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、側部剛性構造体２９が水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な機能の一部を有する場合、側部剛性構造体２９には、エアクリーナー１７、サイレンサー１９、ラジエータ２０、オイルタンク２１、燃料タンク２２、第１インバータ装置２５、第２インバータ装置２６のうち、少なくとも一つが組み込まれていればよい。また、側部剛性構造体２９は、水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な機能の一部を有さなくてもよい。
　また、上述の実施形態において、第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、金属製の筐体２５ｂ、２６ｂから構成されている。しかしながら、第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、第１インバータ装置２５及び第２インバータ装置２６は、樹脂製または陶器性等の筐体から構成されていてもよい。
　また、上述の実施形態において、支持構造体２７の上部剛性構造体３０には、サイレンサー１９と燃料タンク２２が組み込まれている、しかしながら、上部剛性構造体３０には、上述の実施形態の構成に限定されない。例えば、上部剛性構造体３０が水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な機能の一部を有する場合、上部剛性構造体３０は、エアクリーナー１７、サイレンサー１９、ラジエータ２０、オイルタンク２１、燃料タンク２２、第１インバータ装置２５、第２インバータ装置２６のうち、少なくとも一つが組み込まれていればよい。また、上部剛性構造体３０は、水平対向エンジン２、第１発電機２３及び第２発電機２４に必要な機能の一部を有さなくてもよい。
　以上、本発明の実施の形態を説明したが、上述した実施の形態は本発明を実施するための例示に過ぎない。よって、上述した実施の形態に限定されることなく、その趣旨を逸脱しない範囲内で上述した実施の形態を適宜変形して実施することが可能である。
　　１　　エンジン発電機ユニット
　　２　　水平対向エンジン
　２３　　第１発電機
　２４　　第２発電機
　２５　　第１インバータ装置
　２６　　第２インバータ装置
　２７　　支持構造体
　２８　　下部剛性構造体
　２９ａ　第１側部剛性構造体
　２９ｂ　第２側部剛性構造体
　２９ｃ　第３側部剛性構造体
　２９ｄ　第４側部剛性構造体
　３０　　上部剛性構造体
　３１ａ　第１接続部
　３１ｂ　第２接続部
　３１ｃ　第３接続部
　３１ｄ　第４接続部
　３２　　連結部

Claims (6)

  1. 　エンジンと、
    　前記エンジンのクランク軸に連結される発電機と、
    　前記発電機が発電した電力を変換するインバータ装置と、
    を備えた、飛行体用エンジン発電機ユニットであって、
    　前記インバータ装置で変換された電力を出力する複数の接続部を有し、
    　前記複数の接続部は、
    　平面視で、前記エンジン発電機ユニットの重心位置を中心として４等分、６等分または８等分した中心角によって定まる領域のうち周方向に互いに隣り合わない領域にそれぞれ位置している、飛行体用エンジン発電機ユニット。
  2. 　請求項１に記載の飛行体用エンジン発電機ユニットにおいて、
    　前記複数の接続部は、
    　平面視で前記エンジン発電機ユニットの重心位置を中心として６等分または８等分した中心角によって定まる領域のうち周方向に互いに隣り合わない３つ以上の領域にそれぞれ位置している、飛行体用エンジン発電機ユニット。
  3. 　請求項１または２に記載の飛行体用エンジン発電機ユニットにおいて、
    　前記エンジンは、支持構造体に支持され、
    　前記接続部は、
    　前記支持構造体に設けられている、飛行体用エンジン発電機ユニット。
  4. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の飛行体用エンジン発電機ユニットにおいて、
    　前記接続部には、
    　電力線を接続する接続端子が複数設けられている、飛行体用エンジン発電機ユニット。
  5. 　請求項１から４のいずれか一項に記載の飛行体用エンジン発電機ユニットにおいて、
    　前記接続部は、前記インバータ装置と一体に設けられている、飛行体用エンジン発電機ユニット。
  6. 　請求項１から５のいずれか一つに記載の飛行体用エンジン発電機ユニットと、
    　前記エンジン発電機ユニットで生じた電力によって駆動力を生じるモータと、
    　前記モータによって回転することにより揚力を生じるプロペラと、
    　前記エンジン発電機ユニット、前記モータ及び前記プロペラを支持するフレームと、
    を備え、
    　前記エンジン発電機ユニットの前記接続部から前記モータに電力が供給される、飛行体。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7178755B1 (ja) 2022-05-20 2022-11-28 株式会社石川エナジーリサーチ 飛行装置

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170066531A1 (en) * 2014-03-13 2017-03-09 Endurant Systems, Llc Uav configurations and battery augmentation for uav internal combustion engines, and associated systems and methods
JP2019059362A (ja) * 2017-09-27 2019-04-18 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
JP2019534821A (ja) * 2016-09-29 2019-12-05 サフラン・ヘリコプター・エンジンズ 改善されたｄｃ／ａｃ変換手段を備える、マルチロータ回転翼航空機のためのハイブリッド式推進システム

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170066531A1 (en) * 2014-03-13 2017-03-09 Endurant Systems, Llc Uav configurations and battery augmentation for uav internal combustion engines, and associated systems and methods
JP2019534821A (ja) * 2016-09-29 2019-12-05 サフラン・ヘリコプター・エンジンズ 改善されたｄｃ／ａｃ変換手段を備える、マルチロータ回転翼航空機のためのハイブリッド式推進システム
JP2019059362A (ja) * 2017-09-27 2019-04-18 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

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7178755B1 (ja) 2022-05-20 2022-11-28 株式会社石川エナジーリサーチ 飛行装置
WO2023224090A1 (ja) * 2022-05-20 2023-11-23 株式会社石川エナジーリサーチ 飛行装置
JP2023171186A (ja) * 2022-05-20 2023-12-01 株式会社石川エナジーリサーチ 飛行装置

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