WO2022172315A1 - 動力装置および移動用推進装置 - Google Patents

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WO2022172315A1
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Inventor
義基 松田
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カワサキモータース株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • F16F15/26—Compensation of inertia forces of crankshaft systems using solid masses, other than the ordinary pistons, moving with the system, i.e. masses connected through a kinematic mechanism or gear system
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    • F02B75/18—Multi-cylinder engines
    • F02B2075/1804—Number of cylinders
    • F02B2075/1816—Number of cylinders four

Definitions

  • the present invention relates to power plants and mobile propulsion devices.
  • Patent Document 1 discloses a power unit (internal combustion engine) mounted as a power source on an aircraft.
  • a first propeller is connected to one end of a crankshaft, and a generator is connected to the other end to generate electricity for driving a second propeller with a motor.
  • the power plant of Patent Document 1 has a structure that mechanically drives the first propeller at one end of the crankshaft. is low.
  • An object of the present invention is to provide a power plant with improved versatility and a mobile propulsion device equipped with the power plant.
  • the present invention multiple axes; a case that rotatably supports the plurality of shafts, each of the plurality of shafts has a projecting end projecting outward from the case at least one end in the axial direction; A power unit is provided in which the protruding end portion is configured with an output portion capable of rotationally driving a driven device.
  • the power plant since the power plant has a plurality of output units, it is possible to increase the degree of freedom in arranging the power plant according to the arrangement of the driven device.
  • the output section to be used can be selected according to the layout of the driven device in which the power unit is mounted so that the drive path from the output section to the driven device is made efficient or simplified. can. It is also easy to optimize, for example, to drive a generator with some of the multiple outputs and extract mechanical power from the remaining outputs. Therefore, since the power plant can be used for various purposes, versatility can be enhanced.
  • Another aspect of the invention is the power unit; one or more movement drives; one or more generators constituting one or more of the driven devices; a power storage device that stores electricity generated by the one or more generators; and one or more electric motors rotationally driven by electricity supplied from the power storage device,
  • the one or more driving units for movement constitute one or more of the driven devices, and are mechanically connected to the output unit and driven to rotate; and/or a second locomotive drive rotationally driven by a locomotion propulsion device.
  • the displacement drive can be rotationally driven mechanically by one or more of the plurality of outputs and/or rotationally driven by one or more electric motors. This makes it easier to increase the versatility of the drive source for driving the movement drive unit, and thus the versatility of the movement propulsion device.
  • driving unit for movement means a part that is driven for movement in a moving object, and for example, it corresponds to wheels in the case of a vehicle and propellers in the case of an aircraft.
  • FIG. 2 is a rear view of the engine according to the first embodiment of the present invention
  • 3 is a top view of the engine of FIG. 2
  • FIG. The figure which shows roughly a crankshaft and a balancer shaft. The figure which shows roughly the couple vibration by a 3rd piston and a 4th piston. The figure which shows roughly the couple vibration by a 1st piston and a 2nd piston.
  • FIG. 3 is a longitudinal sectional view of the engine along the axis of the crankshaft taken along line VI-VI in FIG. 2;
  • FIG. 2 is a perspective view of essential parts of an oil pan and a gasket; The top view of the principal part of an oil pan.
  • the top view which shows schematic structure of the flying object based on the 2nd Embodiment of this invention.
  • FIG. 10 is a side view of the aircraft of FIG. 9; 4 is a graph schematically showing time-series data of the output of an aircraft during flight; The figure which shows roughly the crankshaft and balancer shaft which concern on a modification.
  • the top view which shows schematic structure of the aircraft which concerns on a modification.
  • the side view which shows roughly the flying object which concerns on a further modification.
  • FIG. 1 is a rear view of the engine 1 viewed from the axial direction of the crankshaft 20, and FIG. 2 is a top view of the engine 1.
  • FIG. 1 is an internal combustion engine, which is a four-cycle in-line four-cylinder engine having four cylinders 2 in series.
  • the combustion system of the internal combustion engine may be a two-cycle engine or a diesel engine.
  • the number of cylinders is not limited to the number in this embodiment.
  • the direction in which the central axis O1 of the crankshaft 20 extends is defined as the front-rear direction of the engine 1, the horizontal direction perpendicular to the front-rear direction is defined as the left-right direction of the engine, and the vertical direction is defined as the vertical direction of the engine 1. called direction.
  • the upper side of FIG. 2 is referred to as the front side
  • the lower side of the page is referred to as the rear side
  • the left side of FIG. 2 is referred to as the left side
  • the right side of the page is referred to as the right side.
  • the four cylinders 2 are referred to as a first cylinder 2A, a second cylinder 2B, a third cylinder 2C and a fourth cylinder 2D in order from the front.
  • first cylinder 2A a first cylinder 2A
  • second cylinder 2B a second cylinder 2B
  • third cylinder 2C a fourth cylinder 2D
  • fourth cylinder 2D a fourth cylinder 2D in order from the front.
  • the notations of front, rear, left, and right in this embodiment are definitions for convenience. good.
  • the central axis O1 is defined as an intermediate position in the longitudinal direction between the second cylinder 2B and the third cylinder 2C as an origin O, the central axis O1 as the X axis, and the axis extending in the horizontal direction through the origin O as the Y axis.
  • An axis passing through O and extending in the vertical direction is referred to as a Z axis.
  • the engine 1 has an oil pan 40, a cylinder block 4, a cylinder head 6 and a cylinder head cover 7 in order from below.
  • the cylinder block 4 is integrally formed with four cylinders 2 located in the upper half and a crankcase 5 located in the lower half.
  • the crankcase 5 has a crankcase protrusion 5Z that protrudes leftward with respect to the cylinder 2. As shown in FIG.
  • the crankcase 5 is vertically divided into an upper crankcase 5a located on the upper side and a lower crankcase 5b located on the lower side.
  • a crankshaft 20 (first shaft) and a balancer shaft 30 (second shaft) are rotatably supported between the upper crankcase 5a and the lower crankcase 5b.
  • the central axis of the cylinder 2 extends vertically, and the crankshaft 20 is positioned directly below the cylinder 2 .
  • the balancer shaft 30 is positioned inside the crankcase protrusion 5Z.
  • the cylinder head 6 has an intake port 6b that extends leftward from the combustion chamber 6a and opens on the left side, and an exhaust port 6c that extends rightward from the combustion chamber 6a and opens on the right side.
  • the cylinder head 6 has an intake port 6b connected to an intake pipe 15 on the left side, and an exhaust pipe 18 connected to the exhaust port 6c on the right side.
  • the intake pipe 15 is provided with a throttle valve 15a and a throttle body 16 that electronically controls the opening of the throttle valve 15a.
  • the throttle body 16 may be configured to mechanically adjust the opening of the throttle valve 15a via a wire according to the amount of depression of an accelerator pedal (not shown).
  • a supercharger 17 is arranged below the intake pipe 15 .
  • the supercharger 17 is fixed to the upper portion of the crankcase projecting portion 5Z, and the discharge port 17a is connected to the upstream end of the intake pipe 15. As shown in FIG.
  • the air discharged from the turbocharger 17 is supplied to the intake pipe 15 and after the flow rate is adjusted by the throttle body 16, is introduced into the combustion chamber 6a through the intake port 6b.
  • the air supplied to the combustion chamber 6a is combusted together with the fuel to become combustion gas, which is discharged from the combustion chamber 6a through the exhaust port 6c and the exhaust pipe 18.
  • the turbocharger 17 is not essential, but when the engine 1 is used as a power source for an aircraft moving at high altitude, for example, it is supercharged to compensate for the low air density at high altitude.
  • a feeder is preferably provided.
  • the crankcase 5 has a front case 8 attached to its front surface and a rear case 9 attached to its rear surface.
  • the front case 8 is provided at a position corresponding to the right half of the front end surface of the crankcase 5 , more specifically, the front side of the crankshaft 20 . It is covered from the front, top and bottom, and left and right.
  • the rear case 9 is provided at a position corresponding to the rear sides of both the crankshaft 20 and the balancer shaft 30 .
  • An oil pump 11 is arranged inside the rear case 9 to suck oil from the oil pan 40 and discharge it to each sliding portion of the engine 1 .
  • the crankshaft 20 has a crankshaft drive gear 27 provided concentrically with the central axis O1.
  • the balancer shaft 30 extends parallel (that is, in the front-rear direction) at a position adjacent to the left side of the crankshaft 20 and has a balancer shaft driven gear 37 that constantly meshes with the crankshaft drive gear 27 .
  • Crankshaft drive gear 27 and balancer shaft driven gear 37 have the same outer diameter and the same number of teeth. Therefore, the balancer shaft 30 is rotationally driven by the crankshaft 20 and rotates at the same rotational speed as the crankshaft 20 in the opposite direction.
  • the balancer shaft 30 has a balancer shaft drive gear 38 for taking out driving force for rotationally driving the oil pump 11 and the supercharger 17 .
  • the oil pump 11 has a pump body 11a for pumping oil and a pump driven gear 11b connected to the pump body 11a.
  • the pump driven gear 11b is in mesh with the balancer shaft drive gear 38 all the time. Therefore, the oil pump 11 is rotationally driven by the balancer shaft 30 via the balancer shaft drive gear 38 and the pump driven gear 11b to pump the oil.
  • the engine 1 further includes a supercharger drive mechanism 14 that rotationally drives the supercharger 17 .
  • the supercharger drive mechanism 14 has a case 14a, a supercharger drive drive gear 14b, a supercharger drive driven gear 14c, a first intermediate gear 14d and a second intermediate gear 14e.
  • the case 14a is adjacent to the supercharger 17 on the rear side and is arranged above the crankcase projecting portion 5Z.
  • a supercharger driving drive gear 14b and a second intermediate gear 14e are rotatably supported inside the case 14a.
  • the turbocharger driven driven gear 14c and the first intermediate gear 14d are rotatably supported in the crankcase 5.
  • the supercharger drive driven gear 14c is always in mesh with the balancer shaft drive gear 38.
  • the first intermediate gear 14d is configured to be concentric with and integrally rotate with the supercharger driving driven gear 14c.
  • the second intermediate gear 14e is in constant mesh with both the first intermediate gear 14d and the supercharger driving drive gear 14b.
  • the turbocharger driven gear 14c is rotationally driven via the balancer shaft drive gear 38, and as a result, the turbocharger is driven via the first intermediate gear 14d and the second intermediate gear 14e.
  • the drive gear 14b is rotationally driven.
  • the supercharger driving drive gear 14b is connected to an input shaft of the supercharger 17 so as to transmit driving force, and the supercharger 17 is rotationally driven by the supercharger driving drive gear 14b.
  • the outer diameter and the number of teeth of the gears 14b to 14e are configured so that the supercharger 17 is rotationally driven at a speed higher than the rotational speed of the balancer shaft 30. As shown in FIG.
  • the crankshaft 20 and the balancer shaft 30 have front protruding ends 25 and 35 protruding forward from the front end surface of the crankcase 5 at their front ends, and the rear case 9 at their rear ends. It has rear protruding ends 26, 36, respectively, which protrude rearward from the rear end surface.
  • the crankshaft 20 and the balancer shaft 30 extend parallel to each other in the front-rear direction and overlap each other when viewed from the Y-axis direction, so that the engine 1 can be configured compact in the front-rear direction.
  • the crankshaft 20 and the balancer shaft 30 are configured to rotate in directions opposite to each other. By doing so, it may be configured to rotate in the same direction.
  • the crankshaft 20 and the balancer shaft 30 have the front protruding ends 25, 35 and the rear protruding ends 26, 36 at both ends in the axial direction.
  • Each of the shafts 30 may have front protruding ends 25, 35 or rear protruding ends 26, 36 on at least one end.
  • the present invention also includes a configuration in which the crankshaft 20 has only the rearward projecting portion 26 and the balancer shaft 30 has only the rearward projecting end portion 36 .
  • the engine 1 only needs to be configured to have a plurality of power take-off portions, and the number and relative positions of each protruding end portion do not matter.
  • crankshaft 20 and the balancer shaft 30 may at least partially overlap each other when viewed from the direction perpendicular to the central axis O1 of the crankshaft 20 .
  • an imaginary line that intersects the central axis O1 of the crankshaft 20 and extends in the crankcase 5 in a direction orthogonal to the crankshaft 20 intersects the balancer shaft 30 . This facilitates compact layout of the crankshaft 20 and the balancer shaft 30 in the crankcase 5 .
  • a plurality of spline grooves 25a, 35a, 26a, 36a extending in the front-rear direction are provided on the outer peripheral surfaces of the front protruding end portions 25, 35 and the rear protruding end portions 26, 36 over the entire circumference.
  • a driven device is connected to the spline grooves 25a, 35a, 26a, and 36a by spline engagement, and constitutes an output section for rotationally driving the driven device.
  • the connection of the driven device at the front protruding end portions 25, 35 and the rear protruding end portions 26, 36 is not limited to spline engagement, and various joints such as flange joint may be employed.
  • the engine generator 10 is connected to the front projecting end portion 25 of the crankshaft 20 .
  • the engine generator 10 is rotationally driven by a crankshaft 20 to generate electricity. Electricity generated by the engine generator 10 is used for driving the engine 1 .
  • the engine 1 is operated by operating, for example, fuel injectors, spark plugs, various sensors, the throttle body 16, and the like, using the generated electricity via a control device (not shown).
  • the engine generator 10 is also covered by the front case 8 from the front, from the top and bottom, and from the left and right.
  • the front case 8 also functions as a protective member that protects the engine generator 10 .
  • the output section means a driven device other than the engine generator 10 that generates electricity for operating the engine 1, that is, electricity for operating a device different from the engine 1 (for example, a motor). It means a generator for generating electricity, or a driving unit for movement in a moving body (for example, a wheel in a vehicle, a propeller in an aircraft), which has an output part capable of mechanically and directly rotatingly driving. At least one of the plurality of output units may be equipped with a generator. For example, considering the layout of the installation site where the engine 1 is mounted, the most suitable output unit among the multiple output units is equipped with the generator.
  • a cover member may be provided to cover the output portion to which the driven device is not connected.
  • the cover member prevents the rotating output portion from coming into contact with surrounding members, and also prevents an external load from being input to the rotational drive of the engine 1 itself via the output portion. It is preferable that the cover member is configured so as to be attached to any output portion according to the convenience of the mounting destination.
  • the front case 8 in this embodiment may share the structure and shape of the cover member.
  • FIG. 3 is a perspective view schematically showing the main motion system 13 of the engine 1.
  • the main motion system 13 of the engine 1 includes, in addition to the crankshaft 20 and the balancer shaft 30, first to fourth pistons 3A-3D and first to fourth connecting rods 19A-19D.
  • the crankshaft 20 has first to fifth crank journals 21A to 21E, first to fourth crankpins 22A to 22D, a crank web 23 and a crank counterweight 24.
  • first to fourth pistons 3A to 3D, the first to fourth connecting rods 19A to 19D, the first to fifth crank journals 21A to 21E, and the first to fourth crankpins 22A to 22D are referred to as When not distinguished, they may simply be referred to as the piston 3, the connecting rod 19, the crank journal 21, and the crank pin 22, respectively.
  • the first to fifth crank journals 21A to 21E are concentrically spaced from the center axis O1 and are rotatably supported by the crankcase 5 respectively.
  • the first to fourth crankpins 22A to 22E are respectively located between the first to fifth crank journals 21A to 21E in the longitudinal direction, and are offset radially outward with respect to the central axis O1.
  • crank web 23 connects the end of the crank journal 21 on one side in the axial direction and the corresponding end of the crank pin 22 on the other side in the axial direction in the radial direction of the center axis O1.
  • the crank counterweight 24 is connected to the crank web 23, and is located on the opposite side of the corresponding crankpin 22 across the central axis O1 when the main motion system 13 is viewed from the X-axis direction. .
  • the crank counterweight 24 provides an opposing inertial force that balances or reduces the inertial force generated by the corresponding moving pistons 3, connecting rods 19 and crank webs 23 and crank pins 22 as the crankshaft 20 rotates.
  • the shape (center of gravity position) and weight are set so that it occurs.
  • crankshaft 20 when the crankshaft 20 is viewed from the rear and the rotation direction C1 of the crankshaft 20 about the central axis O1 (counterclockwise rotation in the rear view in this embodiment) is assumed to be positive, the first crankpin 22A , the second crankpin 22B is at a position with a phase difference of 180°, the third crankpin 22C is at a position with a phase difference of 270°, and the fourth crankpin 22D is at a position with a phase difference of 90°. positioned.
  • the crankshaft 20 is a perfectly balanced body in which the centrifugal forces due to their respective rotations cancel each other out.
  • the crankshaft 20 may generate an unbalanced couple of forces around the Y-axis due to the inertial force caused by the reciprocating motion of the piston 3, so couple vibration may occur. Therefore, in this embodiment, the balancer shaft 30 is configured to reduce or cancel the couple vibration. Reduction of couple vibration by the balancer shaft 30 will be described later.
  • Each of the first to fourth connecting rods 19A to 19D is rotatably connected to the first to fourth pistons 3A to 3D at its upper end, and rotates to each of the first to fourth crankpins 22A to 22 at its lower end. freely connected.
  • FIG. 4 shows the inertia force in the third crankpin 22C and the fourth crankpin 22D in the state of FIG.
  • the axial center position of the third crankpin 22C is located apart from the Y-axis in the X-axis direction by a distance L3, and the corresponding third piston 3C is positioned at the bottom dead center, so downward inertia A force F3 is produced.
  • the axial center position of the fourth crankpin 22D is located apart from the Y-axis in the X-axis direction by a distance L4, and the corresponding fourth piston 3D is located at the top dead center. of inertial force F4 is generated.
  • the rotational moment M3 calculated by multiplying the distance L3 by the inertia force F3 is generated counterclockwise at the third crankpin 22C, while the fourth crankpin 22D is at the distance Rotational moment M4, which is calculated by multiplying L4 by inertial force F4, is generated clockwise. Since distance L4 is longer than distance L3, rotational moment M4 is greater than rotational moment M3. Therefore, in the state shown in FIG. 3, a clockwise rotational moment M34 about the Y-axis is generated in the crankshaft 20 by the difference between the rotational moments M4 and M3.
  • a rotational moment M34' having the same magnitude as the rotational moment M34 is generated in the counterclockwise direction. That is, as the third piston 3C and the fourth piston 3D reciprocate, the crankshaft 20 generates an unbalanced couple of forces around the Y-axis generated at the third crankpin 22C and the fourth crankpin 22D. , and the rotational moments M34 and M34' about the Y-axis.
  • FIG. 5 shows a state in which the crankshaft 20 is rotated 90° with respect to the state of FIG. 3, the first piston 3A is positioned at the top dead center, and the second piston 3B is positioned at the bottom dead center. Inertia forces at the first crankpin 22A and the second crankpin 22B are shown.
  • the first crankpin 22A has its axial center position separated from the Y-axis in the X-axis direction by the distance L1, and the corresponding first piston 3A is positioned at the top dead center as described above. , an upward inertial force F1 is generated.
  • the axial center position of the second crankpin 22B is located apart from the Y-axis in the X-axis direction by a distance L2, and the corresponding second piston 3B is positioned at the bottom dead center as described above. Therefore, a downward inertial force F2 is generated.
  • a clockwise rotational moment M1 calculated by multiplying the distance L1 by the inertia force F1 is generated in the first crankpin 22A, while the distance L2 is generated in the second crankpin 22B.
  • a rotational moment M2 is generated in the clockwise direction, which is calculated by multiplying the inertial force F2 by the force of inertia F2. Since distance L1 is longer than distance L2, rotational moment M1 is greater than rotational moment M2. Therefore, a counterclockwise rotational moment M12 about the Y-axis is generated in the crankshaft 20 by the difference between the rotational moments M1 and M2.
  • the crankshaft 20 receives a rotational moment M12' having the same magnitude as the rotational moment M12. Turn around. That is, as the first piston 3A and the second piston 3B reciprocate, the crankshaft 20 generates an unbalanced couple of forces around the Y-axis generated at the first crankpin 22A and the second crankpin 22B. , and the rotational moments M12 and M12' about the Y-axis.
  • the balancer shaft 30 includes a shaft portion 31 connecting a front projecting end portion 35 and a rear projecting end portion 36 in the longitudinal direction, a balancer first counterweight 32 , and a balancer second counterweight 33 .
  • the balancer first counterweight 32 is configured to counteract the rotational moments M12, M12' on the crankshaft 20.
  • the balancer second counterweight 33 is configured to counteract the rotational moments M34, M34' on the crankshaft 20. That is, the balancer first counterweight 32 and the balancer second counterweight 33 generate a couple corresponding to the unbalanced couple around the Y-axis generated in the crankshaft. Force vibration is suppressed.
  • the balancer first counterweight 32 will be specifically described.
  • the balancer first counterweight 32 generates a rotational moment opposite to the rotational moment M1 at the first crankpin 22A, which is farther from the origin O than the first crankpin 22A and the second crankpin 22B of the crankshaft 20. It is designed to More specifically, the balancer first counterweight 32 is positioned on the opposite side (that is, the rear side) of the first crankpin 22A from the Y-axis when the first piston 3A is positioned at the top dead center and the bottom dead center. , the phase of the shaft portion 31 in the circumferential direction is the same as the phase of the first crank pin 22A.
  • the weight of the balancer first counterweight 32 is calculated by multiplying the centrifugal force F10 generated by the rotation by the distance L10 in the front-rear direction from the Y-axis. It is set so as to balance the rotational moment M12. As a result, the counterclockwise rotational moment M12 generated in the crankshaft 20 is canceled by the clockwise rotational moment M10 generated by the balancer first counterweight 32 .
  • the balancer second counterweight 33 generates a rotational moment opposite to the rotational moment M4 at the fourth crankpin 22D, which is farther from the origin O than the third crankpin 22C and the fourth crankpin 22D of the crankshaft 20. It is designed to More specifically, when the fourth piston 3D is positioned at the top dead center and the bottom dead center, the balancer second counterweight 33 is positioned on the opposite side (that is, the front side) of the fourth crankpin 22D from the Y axis. It is provided so that the phase in the circumferential direction of the shaft portion 31 is the same as the phase of the fourth crankpin 22D.
  • the weight of the second balancer counterweight 33 is set so that the rotational moment M20 about the Y axis, which is calculated by multiplying the centrifugal force F20 generated by the rotation by the distance L20 in the longitudinal direction from the Y axis, balances the rotational moment M34. ing. As a result, the rotational moment M34 generated in the crankshaft 20 is canceled by the counterclockwise rotational moment M20 generated by the second balancer counterweight 33 .
  • the second balancer counterweight 33 When the fourth piston 3D is positioned at the bottom dead center, the second balancer counterweight 33 generates a rotational moment M20' clockwise around the Y-axis on the balancer shaft 30. Therefore, the counterclockwise rotational moment M34' about the Y-axis generated in the crankshaft 20 is canceled by the clockwise rotational moment M20' generated by the balancer second counterweight 33.
  • the balancer shaft 30 cancels out the resulting couple vibration around the Y-axis.
  • the timing at which each of the four pistons 3 is positioned at the top dead center (or bottom dead center) occurs at every 90° phase. For this reason, in a flat crank provided with crankpins with a phase difference of 180°, the timing at which the four pistons are positioned at the top dead center (or bottom dead center) occurs at every 180° phase. No vibration occurs in the second order of rotation. Therefore, in the engine 1, the primary vibration and secondary vibration in the rotation of the crankshaft 20 are suppressed, and the couple vibration is also suppressed.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view taken along line VI-VI in FIG. 2, showing a longitudinal cross-sectional view of the engine along the center axis O1 of the crankshaft 20 and the center axis of the cylinder 2.
  • the oil pan 40 has a first portion 41 formed shallow on the entire surface immediately below the crankcase 5 and the rear case 9, and a deep portion recessed further downward from the first portion 41. and a second portion 42 formed thereon.
  • the second portion 42 is locally formed at a position directly below the crankshaft 20 in the rear end portion of the first portion. Therefore, it can be changed as appropriate depending on how the oil strainer 12 is arranged.
  • the second portion 42 of the oil pan 40 is arranged to rotate. It is preferably provided at a position away from the axis. As a result, the oil W can be easily retained in the second portion 42 even when centrifugal force due to turning acts.
  • An oil chamber 49 in which oil W is stored is defined inside the crankcase 5 and the oil pan 40 .
  • the oil chamber 49 is positioned below the crankshaft 20 in the engine 1 .
  • a partition plate 47 extending parallel to the X-axis and the Y-axis is provided in the oil chamber 49 below the crankshaft 20 .
  • a space including the inside of the crankcase 5 and the oil chamber 49 is separated by the partition plate 47 into the crankshaft 20 side and the opposite side of the crankshaft 20 (oil chamber 49 side).
  • the partition plate 47 prevents the oil W stored in the oil chamber 49 from moving toward the crankshaft 20 .
  • the partition plate 47 allows the oil W to flow into the oil chamber 49. Easy to fasten. Therefore, when the engine 1 is mounted on an aircraft in particular, the partition plate 47 tends to favorably exhibit the operational effects.
  • the partition plate 47 is provided below the oil surface of the oil W in the oil chamber 49, and is sandwiched between the crankcase 5 and the oil pan 40 to seal therebetween. Consists of an oil pan gasket. That is, the partition plate 47 also serves as an oil pan gasket.
  • the partition plate 47 may be provided at a position spaced apart from the oil surface of the oil W in the oil chamber 49 toward the crankshaft 20, or may be configured as a component separate from the oil pan gasket.
  • an oil strainer 12 is connected to the oil pump 11 .
  • the oil strainer 12 has a suction port 12 a positioned at the bottom of the second portion 42 of the oil chamber 49 and a pipe 12 b connecting the suction port 12 a and the oil pump 11 .
  • the oil strainer 12 introduces the oil W sucked from the suction port 12a into the oil pump 11 through the pipe 12b.
  • the suction port 12a is opened horizontally, but it is not limited to this, and may be opened directly below, for example.
  • FIG. 7 is an exploded perspective view showing an enlarged rear portion of the oil pan 40 and the partition plate 47
  • FIG. 8 is a top view of the same.
  • the partition plate 47 is formed with a plurality of openings 47a, 47b and 47c penetrating in the thickness direction.
  • the oil W in the oil chamber 49 flows from the crankshaft 20 side of the partition plate 47 to the oil pan 40 side through the openings 47a, 47b and 47c.
  • a plurality of openings 47a, 47b and 47c may be formed in the partition plate 47, or only the opening 47a may be formed.
  • the partition plate 47 may be configured to cover the second portion 42 from above. be done. As a result, it is easy to prevent air from entering the oil W stored in the second portion 42 of the oil pan 40 , and it is easy to prevent air entrapment in the oil strainer 12 .
  • the oil strainer 12 has a pipe 12b extending through an opening 47a and crossing the partition plate 47 from the oil pan 40 side to the oil pump 11 side.
  • the second portion 42 of the oil pan 40 is provided with a vertical wall portion 43 extending vertically from the bottom wall portion around the suction port 12 a of the oil strainer 12 .
  • the vertical wall portion 43 has a first vertical wall portion 44 that surrounds both sides of the oil strainer 12 from the front in a top view, and a second vertical wall portion 45 that surrounds both sides of the oil strainer 12 from the rear.
  • the first vertical wall portion 44 and the second vertical wall portion 45 preferably extend upward to the bottom surface of the first portion 41 of the oil pan 40, and more preferably extend upward beyond the bottom surface of the first portion 41.
  • the first vertical wall portion 44 includes a front first vertical wall portion 44a located in front of the oil strainer 12 and a left first vertical wall portion extending rearward from both sides of the front first vertical wall portion 44a and facing both sides of the oil strainer 12 respectively. 44b and a right first vertical wall portion 44c.
  • the second vertical wall portion 45 includes a rear second vertical wall portion 45a located behind the oil strainer 12, and a left second vertical wall portion 45b and a right second vertical wall portion 45c extending forward from both sides of the second vertical wall portion 45a. have.
  • the second left vertical wall portion 45b faces the first left vertical wall portion 44b from the left side.
  • the right second vertical wall portion 45c faces the right first vertical wall portion 44c from the right side. That is, when viewed from above, the suction port 12a of the oil strainer 12 is surrounded by the first vertical wall portion 44 having a U-shaped cross section that opens from the front to the rear. It is surrounded by a second vertical wall portion 45 having.
  • the left second vertical wall portion 45b and the left first vertical wall portion 44b have overlapping portions in the front-rear direction.
  • the right second vertical wall portion 45c and the right first vertical wall portion 44c have overlapping portions in the front-rear direction.
  • a part of the vertical wall portion forming the first vertical wall portion 44 and the second vertical wall portion 45 may be formed by the wall portion forming the second portion 42 of the oil pan 40 .
  • both the front protruding end 35 and the rear protruding end 36 of the balancer shaft 30 are provided with output sections, so that the The degree of freedom in disposing the engine 1 can be further increased.
  • the spline grooves 25a, 26a, 35a, 36a are formed in the front protruding end portion 35 and the rear protruding end portions 26, 36, respectively. can be easily power-transmittably connected to the In addition, the use of splines makes it easy to attach and detach the driven device.
  • a generator may be attached to at least one of a plurality of output units. For example, considering the layout of the installation destination where the engine 1 is mounted, the most suitable output unit among the plurality of output units is used to generate power. Since the machine can be mounted, the versatility of the engine 1 can be improved.
  • the output portions can be configured at the front protruding end portion 35 and the rear protruding end portion 36 of the balancer shaft 30, it is not necessary to provide a dedicated shaft that configures the protruding end portions (output portions). Therefore, an increase in the number of parts can be suppressed while configuring a plurality of output units.
  • the crankshaft 20 is of a so-called crossplane type. As a result, although two sets of a pair of pistons 3 having crankpins 22 that are 180 degrees out of phase with each other are formed, the vibrations due to the reciprocating motion of the pair of pistons 3 are canceled in each set. Therefore, the primary vibration caused by the inertial force due to the reciprocating motion of the piston 3 is suppressed.
  • the four pistons 3 are positioned at the top dead center with a phase difference of 90°. Therefore, unlike a so-called flat crank, two pistons 3 are not simultaneously positioned at the top dead center and two other pistons 3 are simultaneously positioned at the bottom dead center. Secondary vibration caused by is also suppressed. Therefore, it is possible to effectively suppress primary vibration and secondary vibration, which tend to be problematic in a four-cylinder engine.
  • crankshaft 20 Since the crankshaft 20 is configured as a cross-plane type, the primary vibration and secondary vibration in the rotation of the crankshaft 20 due to the reciprocating motion of the piston 3 are suppressed, while couple vibration occurs. However, the couple vibration is suppressed by the balancer shaft 30 formed on the couple balancer shaft. Therefore, the vibration of the engine 1 is further reduced.
  • partition plate 47 also serves as an oil pan gasket sandwiched between the crankcase 5 and the oil pan 40, an increase in the number of parts can be suppressed.
  • the partition plate 47 has an opening 47a penetrating vertically and rearward, and the pipe 12b of the oil strainer 12 extends vertically across the partition plate 47 through the opening 47a. Therefore, the oil strainer 12 can be arranged while providing the partition plate 47 . Further, the oil W that has lubricated each part of the engine 1 and returned to the crankcase 5 can be introduced into the oil chamber 49 through the opening 47a.
  • the oil pan 40 has a vertical wall portion 43 extending vertically around the suction port 12 a of the oil strainer 12 .
  • the vertical wall portion 43 tends to retain the oil W around the suction port 12 a of the oil strainer 12 . Therefore, it is easy to maintain the supply of the oil W to the oil pump 11 .
  • the vertical wall portion 43 extends in the vertical direction in the front, rear, left, and right of the suction port 12a of the oil strainer 12, even if the acceleration in the horizontal direction changes in any of the front, rear, left, and right directions,
  • the vertical wall portion 43 makes it easy to retain the oil W around the suction port 12a of the oil strainer 12. ⁇ This makes it easier to maintain the supply of the oil W to the oil pump 11 .
  • the vertical wall portion 43 has a first vertical wall portion 44 that surrounds the suction port 12a of the oil strainer 12 from the front and both sides thereof, and a second vertical wall portion 45 that surrounds the suction port 12a from the rear and both sides thereof. Both side portions 44b and 44c of the first vertical wall portion 44 at least partly overlap with both side portions 45b and 45c of the second vertical wall portion in the front-rear direction. As a result, the first vertical wall portion 44 and the second vertical wall portion 45 easily form a labyrinth structure extending from the outer peripheral side of the vertical wall portion 43 to the inner side around the suction port 12a of the oil strainer 12, so that the oil W can flow. It is easier to fasten around the suction port 12a.
  • crankshaft 20 and the balancer shaft 30 are configured to extend parallel to each other, there is no need to use a bevel gear or the like to change the direction of power transmission from the crankshaft 20 to the balancer shaft 30 . Therefore, it is easy to make the engine 1 having a plurality of projecting ends compact.
  • the balancer shaft 30 is configured to be driven by the crankshaft 20, there is no need for a structure inside the engine 1 that distributes the driving force between the crankshaft 20 and the balancer shaft 30. power can be transmitted from the crankshaft 20 to the balancer shaft 30. Therefore, it is easy to achieve space saving and cost saving of the engine 1 .
  • the mobile object is an unmanned flying object 50 that is remotely controlled.
  • the aircraft 50 is equipped with an engine 1 as a power source.
  • the longitudinal direction of the engine 1 will be referred to as the "longitudinal direction" of the aircraft 50 and each component
  • the lateral direction of the engine 1 will be referred to as the "lateral direction” of the aircraft 50 and each component
  • the vertical direction of the engine 1 will be referred to.
  • the vertical direction of the flying object 50 and each part is defined as "vertical direction”.
  • the flying object 50 in this embodiment has a pair of left and right fixed wings 55, and the flying object 50 is in steady flight (not during takeoff/landing, acceleration/deceleration, and in a state without disturbance, at a constant speed in one horizontal direction).
  • the flight direction is the same as the above-mentioned forward when performing a flight that is forward and a balanced flight in which the lift and the gravity on the aircraft are balanced.
  • the thrust generated by the vehicle's propulsion devices has a directional component directed from the front to the rear of the vehicle.
  • FIG. 9 is a top view of the flying object 50
  • FIG. 10 is a side view of the flying object 50.
  • FIG. The fuselage 53 of the flying object 50 is shown in phantom lines in FIG. 9, and only the floor 53a is shown in FIG.
  • the engine 1 according to the first embodiment is mounted on the floor 53a of the airframe 53, and a plurality of propeller-type rotors 52 are arranged at each of the four corners of the airframe 53 as propulsion devices for movement.
  • the plurality of rotors 52 includes a first rotor 52A positioned at the front right of the fuselage 53, a second rotor 52B positioned at the front left, a third rotor 52C positioned at the rear right, and a fourth rotor 52D positioned at the rear left. , and each axis of rotation extends generally in the vertical direction.
  • each rotor 52 is provided with a plurality of motors 64 (electric motors) for rotationally driving each rotor 52 .
  • Each rotor 52 is connected to an output shaft of a motor 64 and configured to be rotatably driven by the motor 64 .
  • Each rotor 52 is also connected to a drive shaft 51 to be described later, and is configured to be rotationally driven by the drive shaft 51 .
  • each rotor 52 is primarily rotationally driven by the drive shaft 51 and assisted by the motor 64 according to the required drive load.
  • Each rotor 52 may be configured to be rotationally driven by at least one or both of the motor 64 and the drive shaft 51 , or may be primarily rotationally driven by the motor 64 and assisted by the drive shaft 51 .
  • each rotor 52 may be configured to be capable of connecting and disconnecting power transmission to the drive shaft 51 via a clutch (not shown), or may change the rotation speed via a transmission. This makes it easy to adjust the rotation speed of each rotor 52 individually, and furthermore, the assist amount by the motor 64 may be adjusted as appropriate. This makes it easier for the flying object 50 to quickly control its attitude.
  • a driving shaft 51 as a driven device is spline-fitted to the rear protruding end portion 26 of the crankshaft 20 of the engine 1 .
  • the posture of the aircraft 50 when the oil pan 40 is positioned directly below the crankcase 5 is assumed to be horizontal.
  • the drive shaft 51 is configured to mechanically rotationally drive each rotor 52 .
  • the drive shafts 51 include first to third drive shafts 51A to 51C extending in the front-rear direction, fourth to eighth drive shafts 51D to 51H extending in the vertical direction, and ninth to twelfth drive shafts 51I to 51I to 51I extending in the left-right direction. 51L.
  • the first to twelfth drive shafts 51A to 51L are connected to each other via bevel gears, thereby forming driving force transmission paths from the rear projecting end portion 26 to each rotor 52. As shown in FIG.
  • the balancer shaft 30 of the engine 1 is spline-fitted with two rotor-driving generators 61 as driven devices at the front protruding end 35 and the rear protruding end 36, respectively.
  • the rotor drive generator 61 generates electricity for rotating each motor 64 .
  • the rotor drive generator 61 connected to the front protruding end 35 is replaced with the first rotor drive generator 61A
  • the rotor drive generator 61 connected to the rear protruded end 36 is replaced with the second rotor drive power generator. It will be called machine 61B.
  • a generator inverter 62 , a motor inverter 63 , and a power storage device 65 are further arranged on the floor 53 a of the machine body 53 .
  • the generator inverter 62 converts the AC current generated by the rotor drive generator 61 into a DC current.
  • the generator inverter 62 includes a first inverter 62A connected to the first rotor drive generator 61A and a second inverter 62B connected to the second rotor drive generator 61B.
  • the generator inverter 62 is also connected to a power storage device 65, and the DC current converted by the power generator inverter 62 is output to the power storage device 65 and stored.
  • Any storage battery can be used as the power storage device 65.
  • a capacitor can be used in addition to a battery such as a lead-acid battery or a lithium-ion rechargeable battery. By configuring the power storage device 65 with a capacitor, it is possible to instantaneously discharge a large current from the power storage device 65 compared to a battery.
  • each rotor 52 is rotationally driven by mechanical power transmission through the drive shaft 51 and electrically rotationally driven by the motor 64 .
  • One or more of the rotors 52 are configured as a first movement driving portion that is rotationally driven via the drive shaft 51 , and the remaining one or more are electrically rotationally driven by the motor 64 . It may be configured as a second movement drive unit.
  • the motor inverter 63 is connected to the power storage device 65 and converts the direct current input from the power storage device 65 into an alternating current.
  • the motor inverter 63 is also connected to the motor 64 , and the alternating current returned by the motor inverter 63 is output to the motor 64 .
  • the motor inverter 63 includes a third inverter 63A connected to the first motor 64A, a fourth inverter 63B connected to the second motor 64B, a fifth inverter 63C connected to the third motor 64C, and a fourth inverter 63C.
  • a sixth inverter 63D connected to the motor 64D is included.
  • the flying object 50 further includes a control device 70 .
  • the control device 70 includes a well-known computer including a storage unit 71 such as a hard disk, an arithmetic processing unit (CPU) 72, a memory, and an input/output device 73, and a computer mounted on the computer. software.
  • the arithmetic processing unit 72 includes a driving force calculation unit 74 that calculates the driving force required for each rotor 52, a power storage amount calculation unit 75 that calculates the amount of power stored in the power storage device 65, and a flight control unit that controls the flight of the aircraft 50. 76, an engine control unit 77 that controls the operation of the engine 1, a motor control unit 78 that controls the drive of the motor 64, and a power generation control unit 79 that controls the amount of power generated by the rotor drive generator 61. ing.
  • a remote-controlled flight command for the flying object 50 is input to the input/output device 73, for example, via radio.
  • the flight command includes data necessary for the flight of the aircraft 50 (for example, flight altitude, flight speed, turn, flight route, and destination information).
  • the flying object 50 in this embodiment is not intended to be boarded by a person.
  • the installation destination of the engine 1 may also include an aircraft that is operated by a person on board.
  • the flying object 50 may be steered autonomously based on the destination input to the input/output device 73 using programs and map data pre-stored in the storage unit 71 .
  • the driving force calculator 74 calculates the driving force required for each rotor 52 based on the flight command input to the input/output device 73 .
  • the power storage amount calculation unit 75 calculates the power storage amount in the power storage device 65 based on the output from the sensor (eg, current sensor) provided in the power storage device 65 .
  • the flight control unit 76 determines the operation amount (rotation speed, output) of the engine 1 and the operation amount of each inverter 63 (motor drive conditions) based on the driving force required for each rotor 52 and the amount of electricity stored in the power storage device 65. and the amount of operation of each inverter 62 (the amount of power generated by the rotor driving generator 61).
  • the flight control unit 76 may determine the operation amount of the engine 1 so that the engine 1 is operated at the rated point (rotational speed and load that generate the maximum output). In this case, when the driving torque output from the engine 1 is insufficient for the driving force required for each rotor 52, the operation amount of the inverter 63 is determined so as to drive the motor 64 so as to make up for the shortage. You may On the other hand, when the drive torque output from the engine 1 operated at the rated point exceeds the drive force required for each rotor 52, the inverter is operated so that the excess drive force drives the rotor drive generator 61. 62 may be determined.
  • the engine control unit 77 controls the operation of the engine 1 based on the operation amount of the engine 1 determined by the flight control unit 76.
  • the motor control unit 78 controls each inverter 63 based on the operation amount of each inverter 63 determined by the flight control unit 76 to control the driving of each motor 64 .
  • the power generation control unit 79 controls each inverter 62 based on the amount of operation of each inverter 62 determined by the flight control unit 76 to control the amount of power generated by each rotor drive generator 61 .
  • FIG. 11 is time-series data showing changes in the output P required to rotationally drive the rotor 52 .
  • the flying object 50 takes off at time t0.
  • the engine 1 is operated at the rated point and outputs the output P1, while the rotor 52 is rotationally driven by the output P exceeding the output P1.
  • the output P of the rotor 52 gradually decreases and becomes equal to the output P1 of the engine 1 at time t1 when the flying object 50 reaches the predetermined altitude.
  • the output range Z1 in which the output P of the rotor 52 exceeds the output P1 of the engine 1 is supplemented by rotating the rotor 52 with the motor 64.
  • the flying object 50 is stopped (also called hovering) at this altitude.
  • the engine 1 is operated at the rated point.
  • the power P of the rotor 52 required to bring the aircraft 50 to a halt is P1, which is equal to the rated point power of the engine 1 . That is, the output P1 of the engine 1 is in balance with the output P of the rotor 52, and the motor 64 is not operating. Also, the rotor drive generator 61 is not operating.
  • the flying object 50 After stopping from time t3 to time t4, the flying object 50 further ascends from time t4 to time t5.
  • the engine 1 is operating at the rated point, while the output P of the rotor 52 exceeds the output P1 of the engine 1 .
  • the power range Z3 in which the power P of the rotor 52 exceeds the power P1 of the engine 1 is compensated for by rotating the rotor 52 with the motor 64 . At this time, the rotor drive generator 61 is not operating.
  • the flying object 50 After stopping from time t5 to time t6, the flying object 50 starts descent at time t6 and lands at time t7.
  • the output P of the rotor 52 gradually decreases, while the output of the engine 1 gradually decreases so as to match the output P of the rotor 52, and no surplus output is generated. Therefore, at this time, neither the rotor driving generator 61 nor the motor 64 is operating.
  • the plurality of rotors 52 are mechanically driven from the rear protruding end portion 26 of the plurality of output portions configured in the engine 1 via the drive shaft 51 . can be rotationally driven by a plurality of motors 64 . Therefore, the versatility of the drive source that rotationally drives the rotor 52 can be easily increased, and the versatility of the aircraft 50 can be increased.
  • the crankshaft 20 is configured as a crossplane type, and the balancer shaft 30 is provided so as to suppress couple vibration that may occur due to this.
  • the balancer shaft 30 is provided so as to suppress couple vibration that may occur due to this.
  • it is not limited to this.
  • the crankshaft 120 is configured as a flat type. 130 may be applied to the engine.
  • the pair of balancer shafts 130 are rotated so as to face each other at twice the rotation speed of the crankshaft 120, and at least one end in the axial direction may be provided with a projecting end. .
  • the protruding end is not limited to the balancer shaft, and constitutes a shaft member that is rotationally driven by the crankshaft 20, such as a drive shaft that rotationally drives the oil pump 11 and the supercharger drive mechanism 14.
  • a shaft member that is rotationally driven by the crankshaft 20 can be configured at the axial end of the drive shaft that
  • the shaft member forming the projecting end portion other than the crankshaft 20 does not need to be parallel to the crankshaft 20, and may extend in a direction orthogonal to the crankshaft 20 via a bevel gear or the like.
  • a projecting end projecting outward from the crankcase 5 or the rear case 9 may be formed, and an output portion may be formed at the projecting end.
  • the rotation transmission from the crankshaft 20 to the second shaft is set to a rotation speed suitable for power generation by the generator 61.
  • the second shaft may be accelerated/decelerated.
  • the output portion is configured by the spline groove formed in the projecting end portion.
  • the dimensions of the spline groove be configured so that they can be used in common for a plurality of driven devices.
  • Versatility can be enhanced by unifying the spline standard of the output section. For example, by connecting a generator to each of a plurality of output parts, it is easy to downsize each generator, so the cost of the generator is reduced compared to securing the same amount of power generation with one larger generator. is easy to suppress.
  • the connection method of the output section is spline fitting, connection and disconnection between the output section and the connection destination device can be easily performed. For example, when it is necessary to frequently remove the engine 1 from the device on which it is mounted, the work can be carried out smoothly by facilitating the connection and disconnection of the output section.
  • the rotor 52 in the flying object 50 is configured by both mechanical rotational driving via the drive shaft 51 and rotational driving via the motor 64, but the present invention is not limited to this.
  • a rotor drive generator 161 is attached to each of the front protruding end 35 and the rear protruding ends 26, 36, and the engine 1 is driven only by the rotor drive generator 161.
  • the rotor 52 may be configured to rotate via the motor 64 .
  • the power for mechanically rotationally driving the rotor 52 is extracted from the rear protruding end 26 of the crankshaft 20, and the front protruding end 35 of the balancer shaft 30 is taken out. It may also be configured to be taken out from the In this case, the rotor drive generator 61 may be attached to the rear projecting end portion 36 of the balancer shaft 30 . In addition, various driven devices may be attached to the projecting end.
  • the rotor drive generator 61 is configured as a generator that is connected to the protruding end of the engine 1 and is rotationally driven to generate power, but it is not limited to this.
  • the rotor drive generator 61 may be configured by a motor generator that serves as both a generator and a motor.
  • the output of the engine 1 can be increased via the rotor driving generator 61 . That is, the rotor driving generator 61 can assist the rotation of the output section (the output of the engine 1).
  • the flying object 50 is used as an example of a mobile object, but the mobile object is not limited to this.
  • it can be applied to moving bodies that move on land, on water, and in water.
  • the present invention can be applied to a drone equipped with a hybrid engine.
  • the lift, propulsion and steering forces may be produced by the single or multiple rotors 52, or the lift may be produced by the fixed wings 55 and the propulsion by the single or multiple rotors 52. may occur and steering may be effected by the rotor 52 or the rudder.
  • It can also be applied to a so-called compound helicopter type drone that has fixed wings and two types of rotors.
  • lift is generated by the fixed wings and the first rotor, and thrust is generated by the second rotor.
  • Steering is by rotor or rudder.
  • the present invention may also be applied to, for example, a saddle-riding flying object on which a person can board.

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Abstract

汎用性を向上させた動力装置を提供する。エンジン（１）は、クランク軸（２０）およびバランサ軸（３０）と、クランク軸（２０）およびバランサ軸（３０）を回転可能に支持するクランクケース（５）とを備え、クランク軸（２０）およびバランサ軸（３０）はそれぞれ、軸方向の少なくとも一端部にクランクケース（５）から外部に突出する前側突出端部（２５，３５）および後側突出端部（２６，３６）を有しており、前側突出端部（３５）および後側突出端部（２６，３６）には、駆動軸（５１）を介してロータ（５２）およびロータ駆動用発電機（６１）を回転駆動可能な出力部が構成されている。

Description

動力装置および移動用推進装置
　本発明は、動力装置および移動用推進装置に関する。
　特許文献１には、飛行体に動力源として搭載された動力装置（内燃機関）が開示されている。この動力装置は、クランク軸の一端部に第１のプロペラが連結されており、他端部に第２のプロペラをモータで駆動するための電気を発電するための発電機が連結されている。
特開２０１５－１３７０９２号公報
　特許文献１の動力装置は、クランク軸の一端部において第１プロペラを機械的に駆動する構造であり、動力取出し位置（クランクの軸端）に応じて飛行体を構成する必要があり、汎用性が低い。
　本発明は、汎用性を向上させた動力装置および該動力装置を備えた移動用推進装置を提供することを課題とする。
　本発明は、
　複数の軸と、
　前記複数の軸を回転自在に支持するケースと
　を備え、
　前記複数の軸はそれぞれ、軸方向の少なくとも一端部に前記ケースから外部に突出する突出端部を有しており、
　前記突出端部には、被駆動装置を回転駆動可能な出力部が構成されている、動力装置を提供する。
　本発明によれば、動力装置は複数の出力部を有しているので、被駆動装置の配置に合わせた動力装置の配置の自由度を高めることができる。例えば、出力部から被駆動装置までの駆動経路が効率化または単純化されるように、動力装置が搭載される搭載先における被駆動装置のレイアウトに合わせて、利用する出力部を選択することができる。また例えば複数の出力部の一部によって発電機を駆動し、残りの出力部から機械動力を取り出すように最適化しやすい。よって、動力装置を様々な用途に利用できるので、汎用性を高めることができる。
　本発明の他の態様は、
　上記動力装置と、
　１つまたは複数の移動用駆動部と、
　前記被駆動装置の１つまたは複数を構成する、１つまたは複数の発電機と、
　前記１つまたは複数の発電機によって発電される電気を蓄える蓄電装置と、
　前記蓄電装置から供給される電気によって回転駆動される１つまたは複数の電動機とを備え、
　前記１つまたは複数の移動用駆動部は、前記被駆動装置の１つまたは複数を構成しており前記出力部に機械的に連結されて回転駆動される第１移動用駆動部と、前記電動機によって回転駆動される第２移動用駆動部との少なくとも一方を含んでいる、移動用推進装置を提供する。
　本発明によれば、移動用駆動部を、複数の出力部の１つまたは複数によって機械的に回転駆動でき、および／または、１つまたは複数の電動機によって回転駆動できる。これによって、移動用駆動部を駆動する駆動源の汎用性を高めやすく、移動用推進装置の汎用性を高めることができる。
　なお、本明細書において、移動用駆動部とは、移動体において移動用に駆動されるものを意味しており、例えば車両の場合では車輪、飛行体の場合ではプロペラが該当する。
　本発明によれば、動力装置および移動用推進装置の汎用性を高めることができる。
本発明の第１の実施形態に係るエンジンの後面図。 図２のエンジンの上面図。 クランク軸およびバランサ軸を概略的に示す図。 第３ピストンおよび第４ピストンのよる偶力振動を概略的に示す図。 第１ピストンおよび第２ピストンによる偶力振動を概略的に示す図。 図２のVI－VI線におけるクランク軸の軸線に沿ったエンジンの縦断面図。 オイルパンおよびガスケットの要部斜視図。 オイルパンの要部上面図。 本発明の第２の実施形態に係る飛行体の概略構成を示す上面図。 図９の飛行体の側面図。 飛行体の飛行時における出力の時系列データを概略的に示すグラフ。 変形例に係るクランク軸およびバランサ軸を概略的に示す図。 変形例に係る飛行体の概略構成を示す上面図。 更なる変形例に係る飛行体を概略的に示す側面図。
［第１実施形態］
　図１～図８に基づいて、本発明の第１実施形態に係るエンジン１（動力装置）を説明する。図１はクランク軸２０の軸心方向から見たエンジン１の後面図であり、図２はエンジン１の上面図である。図１および図２に示されるように、本実施例では、エンジン１は、内燃機関であって、４つのシリンダ２を直列に有する４サイクル直列４気筒エンジンである。ただし、内燃機関の燃焼方式は２サイクルでもよいし、ディーゼルエンジンでもよい。また、気筒の数も本実施例の数に限定されない。
　以下の説明では、クランク軸２０の中心軸線Ｏ１が延びる方向をエンジン１の前後方向とし、該前後方向に直交して水平方向に延びる方向をエンジンの左右方向とし、さらに鉛直方向をエンジン１の上下方向と称する。具体的には、図２における紙面上側を前側とし紙面下側を後側と称すると共に、図２における紙面左側を左側とし紙面右側を右側とする。また、４つのシリンダ２について前から順に、第１シリンダ２Ａ、第２シリンダ２Ｂ、第３シリンダ２Ｃおよび第４シリンダ２Ｄと称する。ただし、本実施形態における前後および左右の表記は便宜上の定義であり、例えば本発明を移動体に搭載する際、移動体における前後左右方向に対して本発明の前後左右方向が一致しなくてもよい。
　また、中心軸線Ｏ１上の、第２シリンダ２Ｂと第３シリンダ２Ｃとの前後方向における中間位置を原点Ｏとして、中心軸線Ｏ１をＸ軸、原点Ｏを通り左右方向に延びる軸をＹ軸、原点Ｏを通り上下方向に延びる軸をＺ軸とそれぞれ称する。
　図１に示されるように、エンジン１は、オイルパン４０、シリンダブロック４、シリンダヘッド６およびシリンダヘッドカバー７を下方から順に有している。シリンダブロック４は、上半分に位置する４つのシリンダ２と、下半分に位置するクランクケース５とが、一体的に形成されている。クランクケース５は、シリンダ２に対して左側に突出したクランクケース突出部５Ｚを有している。
　クランクケース５は、上側に位置する上側クランクケース５ａと、下側に位置する下側クランクケース５ｂによって上下に２分割されている。上側クランクケース５ａと下側クランクケース５ｂとの間で、クランク軸２０（第１軸）およびバランサ軸３０（第２軸）が回転自在に支持されている。シリンダ２の中心軸線は鉛直方向に延びており、クランク軸２０はシリンダ２の直下に位置している。バランサ軸３０はクランクケース突出部５Ｚの内側に位置している。
　シリンダヘッド６は、燃焼室６ａから左側に延びて左側面に開口する吸気ポート６ｂと、燃焼室６ａから右側に延びて右側面に開口する排気ポート６ｃとを有している。シリンダヘッド６は、左側面において吸気ポート６ｂに吸気管１５が接続されており、右側面において排気ポート６ｃに排気管１８が接続されている。
　吸気管１５には、スロットル弁１５ａと、スロットル弁１５ａの開度を電子制御するスロットルボディ１６とが設けられている。なお、スロットルボディ１６を、不図示のアクセルペダルの踏み込み操作量に応じて、ワイヤを介してスロットル弁１５ａの開度を機械的に調整するように構成してもよい。また、吸気管１５の下側には過給機１７が配置されている。過給機１７は、クランクケース突出部５Ｚの上部に固定されており、吐出口１７ａが吸気管１５の上流側端部に接続されている。過給機１７から吐出された空気が、吸気管１５に供給されてスロットルボディ１６によって流量が調整された後に、吸気ポート６ｂを介して燃焼室６ａに導入される。また、燃焼室６ａに供給された空気は、燃料とともに燃焼されて燃焼ガスとなり、排気ポート６ｃおよび排気管１８を介して燃焼室６ａから排出される。なお、エンジン１において、過給機１７は、必須ではないが、例えば高高度を移動する飛行体の動力源としてエンジン１が使用される場合には、高高度における低空気密度を補うために過給機を備えているのが好ましい。
　図２に示されるように、クランクケース５は、前面にフロントケース８が取り付けられており、後面にリヤケース９が取り付けられている。具体的には、フロントケース８は、クランクケース５の前端面のうち右側半分、より詳細にはクランク軸２０の前側に対応した位置に設けられ、少なくともクランク軸２０の前端部はフロントケース８によって前方、上下方向および左右方向から覆われている。リヤケース９は、クランク軸２０およびバランサ軸３０の両方の後側に対応した位置に設けられている。リヤケース９の内側には、オイルパン４０内のオイルを吸引してエンジン１における各摺動部に吐出するオイルポンプ１１が配置されている。
　図１に示されるように、クランク軸２０は、中心軸線Ｏ１と同心状に設けられたクランク軸ドライブギヤ２７を有する。バランサ軸３０は、クランク軸２０に対して左側に隣り合った位置において平行（すなわち前後方向）に延びており、クランク軸ドライブギヤ２７に常時噛み合うバランサ軸ドリブンギヤ３７を有する。クランク軸ドライブギヤ２７およびバランサ軸ドリブンギヤ３７は、外径寸法および歯数が同一に構成されている。したがって、バランサ軸３０は、クランク軸２０により回転駆動されて、クランク軸２０と同一回転数で逆方向に回転する。
　バランサ軸３０は、オイルポンプ１１および過給機１７を回転駆動する駆動力を取り出すためのバランサ軸ドライブギヤ３８を有している。オイルポンプ１１は、オイルを圧送するポンプ本体１１ａと、ポンプ本体１１ａに接続されたポンプドリブンギヤ１１ｂとを有している。ポンプドリブンギヤ１１ｂは、バランサ軸ドライブギヤ３８に常時噛み合っている。したがって、オイルポンプ１１は、バランサ軸ドライブギヤ３８およびポンプドリブンギヤ１１ｂを介してバランサ軸３０によって回転駆動されてオイルを圧送する。
　エンジン１は、過給機１７を回転駆動する過給機駆動機構１４をさらに備えている。過給機駆動機構１４は、ケース１４ａ、過給機駆動ドライブギヤ１４ｂ、過給機駆動ドリブンギヤ１４ｃ、第１中間ギヤ１４ｄおよび第２中間ギヤ１４ｅを有している。ケース１４ａは、過給機１７に対して後側に隣接しており、クランクケース突出部５Ｚの上部に配置されている。ケース１４ａの内側には、過給機駆動ドライブギヤ１４ｂおよび第２中間ギヤ１４ｅが回転自在に支持されている。
　過給機駆動ドリブンギヤ１４ｃおよび第１中間ギヤ１４ｄは、クランクケース５において回転自在に支持されている。過給機駆動ドリブンギヤ１４ｃは、バランサ軸ドライブギヤ３８に常時噛み合っている。第１中間ギヤ１４ｄは、過給機駆動ドリブンギヤ１４ｃと同心状で一体的に回転するように構成されている。第２中間ギヤ１４ｅは、第１中間ギヤ１４ｄと過給機駆動ドライブギヤ１４ｂとの両方に常時噛み合っている。
　よって、バランサ軸３０が回転すると、バランサ軸ドライブギヤ３８を介して過給機駆動ドリブンギヤ１４ｃが回転駆動されて、その結果、第１中間ギヤ１４ｄおよび第２中間ギヤ１４ｅを介して過給機駆動ドライブギヤ１４ｂが回転駆動される。過給機駆動ドライブギヤ１４ｂは、過給機１７の入力軸に駆動力伝達可能に接続されており、過給機駆動ドライブギヤ１４ｂによって過給機１７が回転駆動される。過給機１７は、バランサ軸３０の回転数に比して増速されて回転駆動されるように、各ギヤ１４ｂ～１４ｅの外径寸法および歯数が構成されている。
　図２に示されるように、クランク軸２０およびバランサ軸３０は、前端部にクランクケース５の前端面から前方に突出した前側突出端部２５，３５をそれぞれ有し、後端部にリヤケース９の後端面から後方に突出した後側突出端部２６，３６それぞれを有している。換言すれば、クランク軸２０およびバランサ軸３０は、互いに平行に前後方向に延びており、Ｙ軸方向から見て重複しているので、エンジン１を前後方向にコンパクトに構成できる。上述したように、本実施形態ではクランク軸２０およびバランサ軸３０は、互いに反対方向に回転するように構成されているが、間にギヤを介在させ、もしくはチェーン等の無端体により回転を伝達させることによって、同一方向に回転させるように構成してもよい。
　なお、本実施形態では、クランク軸２０およびバランサ軸３０は、軸方向の両端部に前側突出端部２５，３５および後側突出端部２６，３６を有しているが、クランク軸２０およびバランサ軸３０はそれぞれ、少なくとも一端部に、前側突出端部２５，３５または後側突出端部２６，３６を有していればよい。例えば、クランク軸２０が後側突出部２６のみを有し、バランサ軸３０が後側突出端部３６のみを有している形態も本発明に含まれる。要するに、エンジン１が、複数の動力取り出し部を持つように構成されていればよく、各突出端部の個数や相対的な位置を問わない。
　なお、クランク軸２０およびバランサ軸３０は、クランク軸２０の中心軸線Ｏ１に直交する方向から見て、それぞれの少なくとも一部が重複していればよい。換言すれば、クランク軸２０の中心軸線Ｏ１に交差して、クランクケース５内をクランク軸２０と直交する方向に延びる仮想線がバランサ軸３０に交差している。これによって、クランクケース５内におけるクランク軸２０およびバランサ軸３０のレイアウトをコンパクトに構成しやすい。
　前側突出端部２５，３５および後側突出端部２６，３６の外周面には、前後方向に延びる複数のスプライン溝２５ａ，３５ａ，２６ａ，３６ａが全周にわたって設けられている。スプライン溝２５ａ，３５ａ，２６ａ，３６ａには、被駆動装置がスプライン係合によって接続されるようになっており、被駆動装置を回転駆動する出力部を構成する。なお、前側突出端部２５，３５および後側突出端部２６，３６における被駆動装置の接続は、スプライン係合に限らず、フランジ接合等種々の接合を採用してもよい。
　本実施形態では、クランク軸２０の前側突出端部２５には、エンジン用発電機１０が接続されている。エンジン用発電機１０は、クランク軸２０によって回転駆動されて発電する。エンジン用発電機１０によって発電された電気は、エンジン１の運転に使用される。エンジン１は、不図示の制御装置を介して、発電された電気を用いて例えば料噴射用インジェクタ、点火プラグ、各種センサ、スロットルボディ１６等を作動させることによって運転される。なお、本実施形態では、エンジン用発電機１０もまたフロントケース８によって前方、上下方向および左右方向から覆われている。フロントケース８は、エンジン用発電機１０を保護する保護部材としても機能している。
　なお、本発明における出力部とは、エンジン１を作動させるための電気を発電するエンジン用発電機１０を除く被駆動装置、すなわちエンジン１とは異なる装置（例えばモータ）を作動させるための電気を発電するための発電機、または移動体における移動用駆動部（例えば、車両における車輪、飛行体におけるプロペラ）を、機械的に直接に回転駆動可能な出力部を有するものを意味している。複数の出力部の少なくとも１つに発電機を装着してもよく、例えばエンジン１が搭載される搭載先におけるレイアウトを考慮して、複数の出力部のうち最も最適な出力部に発電機を装着してもよい。また、複数の出力部は、エンジン１が動力源として搭載される搭載先によっては、全てに被駆動装置が接続されない場合がある。この場合、被駆動装置が接続されていない出力部を覆うカバー部材を設けてもよい。カバー部材によって、回転する出力部が周囲の部材に接触することが防止されると共に、該出力部を介してエンジン１自体の回転駆動に外部からの負荷が入力されることが防止される。上記カバー部材は、搭載先の都合当によって、いずれの出力部にでも取り付けられるように構成されていることが好ましい。なお、本実施例におけるフロントケース８が、上記カバー部材と構造や形状を兼用されてもよい。
　図３は、エンジン１の主運動系１３を概略的に示す斜視図である。本明細書では、エンジン１の主運動系１３は、クランク軸２０およびバランサ軸３０に加えて、第１～第４ピストン３Ａ～３Ｄおよび第１～第４コンロッド１９Ａ～１９Ｄを含んでいる。
　クランク軸２０は、第１～第５クランクジャーナル２１Ａ～２１Ｅと、第１～第４クランクピン２２Ａ～２２Ｄと、クランクウエブ２３と、クランクカウンタウエイト２４とを有している。なお、以下の説明において、第１～第４ピストン３Ａ～３Ｄ、第１～第４コンロッド１９Ａ～１９Ｄ、第１～第５クランクジャーナル２１Ａ～２１Ｅ、第１～第４クランクピン２２Ａ～２２Ｄをそれぞれ区別しない場合、単にピストン３、コンロッド１９、クランクジャーナル２１、クランクピン２２とそれぞれ称することがある。
　第１～第５クランクジャーナル２１Ａ～２１Ｅは、中心軸線Ｏ１と同心状に前から順に間隔を空けて位置しており、それぞれにおいてクランクケース５によって回転自在に軸支されている。第１～第４クランクピン２２Ａ～２２Ｅはそれぞれ、前後方向において第１～第５クランクジャーナル２１Ａ～２１Ｅの間それぞれに位置しており、中心軸線Ｏ１に対して径方向外側にオフセットしている。
　クランクウエブ２３は、クランクジャーナル２１の軸方向一方側の端部と、対応するクランクピン２２の軸方向他方側の端部とを、中心軸線Ｏ１の径方向に接続している。
　クランクカウンタウエイト２４は、クランクウエブ２３に接続されており、主運動系１３をＸ軸方向から見たとき、対応するクランクピン２２に対して、中心軸線Ｏ１を挟んで反対側に位置している。クランクカウンタウエイト２４は、クランク軸２０の回転に伴って、対応する動作するピストン３、コンロッド１９およびクランクウエブ２３およびクランクピン２２から生じる慣性力に対して、釣り合いまたは低減する反対方向の慣性力を発生するように、形状（重心位置）および重量が設定されている。
　本実施形態では、クランク軸２０を後方から見て、中心軸線Ｏ１を中心としてクランク軸２０の回転方向Ｃ１（本実施例では後方視における反時計回り）を正としたとき、第１クランクピン２２Ａに対して、第２クランクピン２２Ｂは１８０°の位相差の位置に、第３クランクピン２２Ｃは２７０°の位相差の位置に、第４クランクピン２２Ｄは９０°の位相差の位置に、それぞれ位置している。
　すなわち、クランク軸２０は、各クランクピン２２およびカウンタウエイト２４が９０°ずつ異なる位相に位置しているので、それぞれの回転による遠心力が互いに打ち消し合う完全バランス体となっている。一方で、クランク軸２０は、ピストン３の往復動作による慣性力に起因した、Ｙ軸周りの不釣り合いの偶力が発生するため、偶力振動が生じ得る。このため、本実施形態では、バランサ軸３０が前記偶力振動を低減しまたは打ち消すように構成されている。バランサ軸３０による偶力振動の低減については、後述する。
　第１～第４コンロッド１９Ａ～１９Ｄはそれぞれ、上端部において第１～第４ピストン３Ａ～３Ｄそれぞれに回転自在に連結されており、下端部において第１～第４クランクピン２２Ａ～２２それぞれに回転自在に連結されている。
　図４および図５を併せて参照して、クランク軸２０のＹ軸周りの不釣り合いの偶力による偶力振動について説明する。図４は、図３の状態における第３クランクピン２２Ｃおよび第４クランクピン２２Ｄにおける慣性力を示している。
　第３クランクピン２２Ｃは、軸方向の中心位置がＹ軸からＸ軸方向に距離Ｌ３だけ離れて位置しており、対応する第３ピストン３Ｃが下死点に位置しているので、下向きの慣性力Ｆ３が生じる。一方、第４クランクピン２２Ｄは、軸方向の中心位置がＹ軸からＸ軸方向に距離Ｌ４だけ離れて位置しており、対応する第４ピストン３Ｄが上死点に位置しているので、上向きの慣性力Ｆ４が生じる。
　Ｙ軸周りの回転モーメントを考えると、第３クランクピン２２Ｃには、距離Ｌ３に慣性力Ｆ３を乗じて算出される回転モーメントＭ３が反時計回りに生じる一方で、第４クランクピン２２Ｄには距離Ｌ４に慣性力Ｆ４を乗じて算出される回転モーメントＭ４が時計回りに生じる。距離Ｌ４は距離Ｌ３よりも長いので、回転モーメントＭ４は回転モーメントＭ３よりも大きい。したがって、図３の状態では、クランク軸２０には回転モーメントＭ４とＭ３との差だけＹ軸周りに時計回りの回転モーメントＭ３４が生じる。
　また、図示は省略するが、図３の状態から１８０°位相が変化した状態、すなわち第３ピストン２２Ｃが上死点に位置し、第４ピストン２２Ｄが下死点に位置する状態では、クランク軸２０には、回転モーメントＭ３４とは同じ大きさの回転モーメントＭ３４’が反時計回りに生じる。すなわち、第３ピストン３Ｃおよび第４ピストン３Ｄの往復に伴って、クランク軸２０には、第３クランクピン２２Ｃおよび第４クランクピン２２Ｄに生じるＹ軸周りの不釣り合いの偶力が生じ、この結果、Ｙ軸周りにおける回転モーメントＭ３４，Ｍ３４’によって偶力振動が生じる。
　一方、図５は、図３の状態に対してクランク軸２０が９０°回転して、第１ピストン３Ａが上死点に位置し、第２ピストン３Ｂが下死点に位置するときの、第１クランクピン２２Ａおよび第２クランクピン２２Ｂおける慣性力を示している。
　第１クランクピン２２Ａは、軸方向の中心位置がＹ軸からＸ軸方向に距離Ｌ１だけ離れて位置しており、上述したように対応する第１ピストン３Ａが上死点に位置しているので、上向きの慣性力Ｆ１が生じる。一方、第２クランクピン２２Ｂは、軸方向の中心位置がＹ軸からＸ軸方向に距離Ｌ２だけ離れて位置しており、上述するように対応する第２ピストン３Ｂが下死点に位置しているので、下向きの慣性力Ｆ２が生じる。
　Ｙ軸周りの回転モーメントを考えると、第１クランクピン２２Ａには、距離Ｌ１に慣性力Ｆ１を乗じて算出される回転モーメントＭ１が時計回りに生じる一方で、第２クランクピン２２Ｂには距離Ｌ２に慣性力Ｆ２を乗じて算出される回転モーメントＭ２が時計回りに生じる。距離Ｌ１は距離Ｌ２よりも長いので、回転モーメントＭ１は回転モーメントＭ２よりも大きい。したがって、クランク軸２０には回転モーメントＭ１とＭ２との差だけＹ軸周りに反時計回りの回転モーメントＭ１２が生じる。
　同様に、第１ピストン３Ａが上死点に位置し、第２ピストン３Ｂが下死点に位置する状態では、クランク軸２０には、回転モーメントＭ１２と同じ大きさの回転モーメントＭ１２’が半時計回りの生じる。すなわち、第１ピストン３Ａおよび第２ピストン３Ｂの往復に伴って、クランク軸２０には、第１クランクピン２２Ａおよび第２クランクピン２２Ｂに生じるＹ軸周りの不釣り合いの偶力が生じ、この結果、Ｙ軸周りにおける回転モーメントＭ１２，Ｍ１２’によって偶力振動が生じる。
　図３に戻って、バランサ軸３０は、前側突出端部３５と後側突出端部３６とを前後方向に接続する軸部３１と、バランサ第１カウンタウエイト３２と、バランサ第２カウンタウエイト３３とを有している。バランサ第１カウンタウエイト３２は、クランク軸２０にける回転モーメントＭ１２，Ｍ１２’を打ち消すように構成されている。同様に、バランサ第２カウンタウエイト３３は、クランク軸２０における回転モーメントＭ３４，Ｍ３４’を打ち消すように構成されている。すなわち、バランサ第１カウンタウエイト３２およびバランサ第２カウンタウエイト３３により、クランク軸で生じるＹ軸周りの不釣り合い偶力に対応する偶力を発生させ、エンジン１全体としては前記不釣り合い偶力による偶力振動が抑制されるようになっている。
　バランサ第１カウンタウエイト３２について具体的に説明する。バランサ第１カウンタウエイト３２は、クランク軸２０の第１クランクピン２２Ａおよび第２クランクピン２２Ｂのうち原点Ｏからより離れている第１クランクピン２２Ａにおける回転モーメントＭ１とは反対方向の回転モーメントを発生するように設けられている。より具体的には、バランサ第１カウンタウエイト３２は、Ｙ軸から第１クランクピン２２Ａとは反対側（すなわち後側）において、第１ピストン３Ａが上死点および下死点に位置するときに、軸部３１の周方向における位相が第１クランクピン２２Ａの位相と同じになるように設けられている。
　図５を併せて参照して、バランサ第１カウンタウエイト３２の重量は、回転により生じる遠心力Ｆ１０にＹ軸から前後方向への距離Ｌ１０を乗じて算出されるＹ軸周りの回転モーメントＭ１０が、回転モーメントＭ１２に釣り合うように設定されている。この結果、クランク軸２０に生じる半時計回りの回転モーメントＭ１２が、バランサ第１カウンタウエイト３２による時計回りの回転モーメントＭ１０によって打ち消される。
　第１ピストン３Ａが下死点に位置するとき、バランサ軸３０にはバランサ第１カウンタウエイト３２によってＹ軸周り反時計回りの回転モーメントＭ１０’が生じる。したがって、クランク軸２０に生じるＹ軸まわりの時計回りの回転モーメントＭ１２’がバランサ第１カウンタウエイト３２による反時計回りの回転モーメントＭ１０’によって打ち消される。
　次に、バランサ第２カウンタウエイト３３について具体的に説明する。バランサ第２カウンタウエイト３３は、クランク軸２０の第３クランクピン２２Ｃおよび第４クランクピン２２Ｄのうち原点Ｏからより離れている第４クランクピン２２Ｄにおける回転モーメントＭ４とは反対方向の回転モーメントを発生するように設けられている。より具体的には、バランサ第２カウンタウエイト３３は、Ｙ軸から第４クランクピン２２Ｄとは反対側（すなわち前側）において、第４ピストン３Ｄが上死点および下死点に位置するときに、軸部３１の周方向における位相が第４クランクピン２２Ｄの位相と同じになるように設けられている。
　バランサ第２カウンタウエイト３３の重量は、回転により生じる遠心力Ｆ２０にＹ軸から前後方向への距離Ｌ２０を乗じて算出されるＹ軸周りの回転モーメントＭ２０が、回転モーメントＭ３４に釣り合うように設定されている。この結果、クランク軸２０に生じる回転モーメントＭ３４が、バランサ第２カウンタウエイト３３による反時計回りの回転モーメントＭ２０によって打ち消される。
　第４ピストン３Ｄが下死点に位置するとき、バランサ軸３０にはバランサ第２カウンタウエイト３３によってＹ軸周り時計回りの回転モーメントＭ２０’が生じる。したがって、クランク軸２０に生じるＹ軸まわりの反時計回りの回転モーメントＭ３４’がバランサ第２カウンタウエイト３３による時計回りの回転モーメントＭ２０’によって打ち消される。
　したがって、直列４気筒のエンジン１におけるクランク軸２０を回転に関して完全バランス体に構成しつつも、その結果生じ得るＹ軸周りの偶力振動がバランサ軸３０によって打ち消される。
　また、エンジン１は、４つのピストン３がそれぞれ上死点（または下死点）に位置するタイミングが、９０°毎の位相において生じる。このため、１８０°の位相差でクランクピンが設けられたフラットクランクにおいて、４つのピストンがそれぞれ上死点（または下死点）に位置するタイミングが１８０°毎の位相において生じることによる、クランク軸の回転２次における振動が発生しない。よって、エンジン１は、クランク軸２０の回転における１次振動および２次振動が抑制されると共に、偶力振動も抑制されている。
　図６は、図２のVI－VI線に沿った断面図であり、クランク軸２０の中心軸線Ｏ１およびシリンダ２の中心軸線に沿ったエンジンの縦断面図を示している。図６に示されるように、オイルパン４０は、クランクケース５およびリヤケース９の直下全面において浅底に形成された第１部分４１と、第１部分４１からさらに下方に凹設されて深底に形成された第２部分４２とを有している。本実施例では、第２部分４２は、第１部分の後端部のうちクランク軸２０の直下に対応した位置に局所的に形成されているが、この位置は後述するオイルストレーナ１２の配置によって定まるため、オイルストレーナ１２の配置如何によっては適宜変更され得る。例えば、エンジン１が移動体に搭載されるときに、該移動体が上下方向に延びる旋回軸線まわりに旋回することが想定されている場合には、オイルパン４０の第２部分４２は、上記旋回軸線から離れた位置に設けられていることが好ましい。これによって、旋回に伴う遠心力が作用した場合でも、オイルＷを第２部分４２に留めやすい。
　クランクケース５およびオイルパン４０の内側には、オイルＷが貯留されるオイル室４９が画定されている。オイル室４９は、エンジン１においてクランク軸２０より下方に位置している。オイル室４９には、クランク軸２０の下方において、Ｘ軸およびＹ軸に平行に延びる仕切板４７が設けられている。仕切板４７によって、クランクケース５の内側とオイル室４９とを含む空間が、クランク軸２０側と反クランク２０軸側（オイル室４９側）とに隔てられている。仕切板４７によって、オイル室４９に貯留されたオイルＷのクランク軸２０側への移動が妨げられる。これによって、例えばエンジン１が飛行体に搭載された場合に、地上を移動する車両等では生じ難い上下方向における加速度の急激な変化が生じた場合でも、仕切板４７によってオイルＷをオイル室４９に留めやすい。したがって、エンジン１は、特に飛行体に搭載されたときに、仕切板４７による作用効果を好適に発揮させやすい。
　なお、本実施形態では、仕切板４７は、オイル室４９におけるオイルＷの油面よりも下方に設けられており、クランクケース５とオイルパン４０との間に挟み込まれてこれらの間をシールするオイルパンガスケットによって構成されている。すなわち、仕切板４７が、オイルパンガスケットをも兼ねている。なお、仕切板４７を、オイル室４９におけるオイルＷの油面よりもクランク軸２０側に離間した位置に設けてもよく、オイルパンガスケットと別部品として構成してもよい。
　図１を併せて参照して、オイルポンプ１１にはオイルストレーナ１２が接続されている。オイルストレーナ１２は、オイル室４９の第２部分４２の底部に位置する吸い込み口１２ａと、吸い込み口１２ａとオイルポンプ１１とを接続するパイプ１２ｂとを有している。オイルストレーナ１２は、吸い込み口１２ａからを吸い込んだオイルＷを、パイプ１２ｂを介してオイルポンプ１１に導入させる。本実施形態では、吸い込み口１２ａは、水平方向に開口しているが、これに限定されず、例えば直下に開口していてもよい。
　図７は、オイルパン４０および仕切板４７の後部周辺を拡大して示す分解斜視図であり、図８は同上面図である。図７に示されるように、仕切板４７には、厚み方向に貫通した複数の、開口部４７ａ、４７ｂおよび４７ｃが形成されている。開口部４７ａ、４７ｂおよび４７ｃを介して、オイル室４９におけるオイルＷが、仕切板４７のクランク軸２０側からオイルパン４０側へと流動する。なお、仕切板４７に、複数の開口部４７ａ、４７ｂおよび４７ｃを形成してもよいし、開口部４７ａのみ形成するようにしてもよい。仕切板４７は、第２部分４２を上方から覆うように構成すればよく、換言すれば第２部分４２の直上には開口部は形成されていなか、もしくは開口部の下図または開口面積が小さく構成される。これによって、オイルパン４０の第２部分４２に貯留されたオイルＷに空気の混入を防止しやすく、オイルストレーナ１２におけるエア噛みを防止しやすい。
　図８を併せて参照して、オイルストレーナ１２は、パイプ１２ｂが開口部４７ａを通って延びており、仕切板４７をオイルパン４０側からオイルポンプ１１側へ横断している。オイルパン４０の第２部分４２には、オイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａの周囲において、底壁部から上下方向に延びる縦壁部４３が設けられている。縦壁部４３は、上面視でオイルストレーナ１２を前方から両側部まで取り囲む第１縦壁部４４と、オイルストレーナ１２を後方から両側部まで取り囲む第２縦壁部４５とを有している。第１縦壁部４４および第２縦壁部４５は、好ましくはオイルパン４０の第１部分４１の底面まで上方に延びており、より好ましくは第１部分４１の底面を超えて上方に延びている。
　第１縦壁部４４は、オイルストレーナ１２の前方に位置する前側第１縦壁部４４ａと、この両側部から後方に延びておりオイルストレーナ１２の両側部にそれぞれ対向する左側第１縦壁部４４ｂおよび右側第１縦壁部４４ｃとを有している。
　第２縦壁部４５は、オイルストレーナ１２の後方に位置する後側第２縦壁部４５ａと、この両側部から前方に延びる左側第２縦壁部４５ｂおよび右側第２縦壁部４５ｃとを有している。左側第２縦壁部４５ｂは、左側第１縦壁部４４ｂに対して左側から対向している。右側第２縦壁部４５ｃは、右側第１縦壁部４４ｃに対して右側から対向している。すなわち、上面視において、オイルストレーナ１２の吸い込み口１２aを、前方から後方に開口したＵ字断面形状を持つ第１縦壁部４４が囲み、さらにこれを後方から前方に開口したＵ字断面形状を持つ第２縦壁部４５が囲んでいる。
　換言すれば、左側第２縦壁部４５ｂおよび左側第１縦壁部４４ｂは前後方向における位置が重複した部分を有している。同様に、右側第２縦壁部４５ｃおよび右側第１縦壁部４４ｃは前後方向における位置が重複した部分を有している。なお、第１縦壁部４４および第２縦壁部４５を構成する一部の縦壁部を、オイルパン４０の第２部分４２を構成する壁部で構成するようにしてもよい。
　上記説明した第１実施形態に係るエンジン１によれば、次の効果が発揮される。
（１）１つのエンジン１によって複数の被駆動装置を回転駆動できるので、必要とされるエンジン１の台数を低減しやすい。これにより、省スペース化および省コスト化を図ることができる。また、エンジン１は複数の出力部を有しているので、被駆動装置の配置に合わせた配置の自由度を高めることができる。
　例えば、出力部から被駆動装置までの駆動経路が効率化または単純化されるように、エンジン１が搭載される搭載先における被駆動装置のレイアウトに合わせて、複数の出力部の一部によって発電機を駆動し、残りの出力部から機械動力を取り出すように最適化しやすい。よって、エンジン１を様々な用途に利用できるので、汎用性を高めることができる。
（２）クランク軸２０の後側突出端部２６に加えて、バランサ軸３０の前側突出端部３５および後側突出端部３６の両方にも出力部が構成されるので、被駆動装置に合わせたエンジン１の配置の自由度をさらに高めることができる。
（３）前側突出端部３５および後側突出端部２６，３６には、スプライン溝２５ａ，２６ａ，３５ａ，３６ａがそれぞれ形成されているので、スプライン嵌合を利用して被駆動装置を出力部に対して容易に動力伝達可能に接続できる。また、スプラインを利用することによって、被駆動装置を容易に脱着しやすい。
（４）複数の出力部の少なくとも１つに発電機を装着してもよく、例えばエンジン１が搭載される搭載先におけるレイアウトを考慮して、複数の出力部のうち最も適した出力部に発電機を装着できるので、エンジン１の汎用性を向上させることができる。
（５）バランサ軸３０の前側突出端部３５および後側突出端部３６に出力部を構成できるので、突出端部（出力部）を構成する軸を専用に設けることを要しない。よって、複数の出力部を構成しつつも部品点数の増大を抑制できる。
（６）クランク軸２０は、いわゆるクロスプレーンタイプに構成されている。その結果、互いにクランクピン２２の位相が１８０°異なる一対のピストン３が２セット構成されるが、各セットにおいて一対のピストン３の往復動作による振動が互いに打ち消される。よって、ピストン３の往復動作による慣性力に起因した１次振動が抑制される。
　また、４つのクランクピン２２の位相が９０°異なっているので、４つのピストン３は９０°の位相差をもって上死点に位置する。よって、いわゆるフラットクランクのように、２つのピストン３が同時に上死点に位置しこれと同時に他の２つのピストン３が同時に下死点に位置することがなく、ピストン３の往復動作による慣性力に起因した２次振動も抑制される。したがって、４気筒エンジンにおいて問題となりやすい、１次振動および２次振動を効果的に抑制できる。
（７）クランク軸２０がクロスプレーンタイプに構成されているので、ピストン３の往復運動に起因した、クランク軸２０の回転における１次振動および２次振動が抑制される一方で偶力振動が生じ得るが、偶力バランサ軸に構成されたバランサ軸３０によって偶力振動が抑制される。よって、よりエンジン１の振動がより一層低減される。
（８）仕切板４７によって、オイル室４９内のオイルＷのクランクケース５側への移動が抑制される。これによって、エンジン１に急激な振動が生じた場合でも、オイルＷをオイル室４９に留めやすい。例えば、本エンジン１を飛行体に搭載した場合において、急激な上下方向への加速度の変化が生じた場合でも、オイルＷをオイル室４９に留めやすく、該オイル室４９からオイルポンプ１１への潤滑油の供給を維持しやすい。
（９）仕切板４７は、クランクケース５とオイルパン４０との間に挟み込まれるオイルパンガスケットを兼ねているので、部品点数の増大を抑制できる。
（１０）仕切板４７は上下後方に貫通した開口部４７ａを有し、オイルストレーナ１２は、パイプ１２ｂが開口部４７ａを通って仕切板４７を上下に横断して延びている。よって、仕切板４７を設けつつもオイルストレーナ１２を配置できる。また、エンジン１の各部を潤滑してクランクケース５に戻ったオイルＷを、開口部４７ａを介してオイル室４９へ導入させることができる。
（１１）オイルパン４０は、オイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａの周囲において、上下方向に延びる縦壁部４３を有している。これによって、エンジン１に対して水平方向への加速度の変化が生じた場合でも、縦壁部４３によってオイルＷをオイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａの周囲に留めやすい。よって、オイルポンプ１１へのオイルＷの供給を維持しやすい。
（１２）縦壁部４３は、オイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａの前後および左右において、上下方向に延びているので、水平方向への加速度の変化が前後左右のいずれの方向に生じた場合でも、縦壁部４３によってオイルＷをオイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａの周辺に留めやすい。これによって、オイルポンプ１１へのオイルＷの供給をより一層維持しやすい。
（１３）縦壁部４３は、オイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａを前方およびこの両側部から取り囲む第１縦壁部４４と、後方およびこの両側から取り囲む第２縦壁部４５とを有し、第１縦壁部４４の両側部４４ｂ，４４ｃは前後方向における位置が第２縦壁部の両側部４５ｂ，４５ｃと少なくとも一部において重複している。これによって、第１縦壁部４４および第２縦壁部４５によって、オイルストレーナ１２の吸い込み口１２ａの周囲、縦壁部４３の外周側から内側へと至るラビリンス構造を構成しやく、オイルＷを吸い込み口１２ａの周囲により一層留めやすい。
（１４）クランク軸２０とバランサ軸３０とが互いに平行に延びるように構成されているので、クランク軸２０からバランサ軸３０への動力伝達にベベルギヤ等を用いて伝達方向を変える必要がない。よって、複数の突出端部を有するエンジン１をコンパクトに構成しやすい。
（１５）バランサ軸３０は、クランク軸２０によって駆動されるように構成されているので、エンジン１の内部で駆動力をクランク軸２０とバランサ軸３０とに振り分けるような構造を必要とせず、直接的にクランク軸２０からバランサ軸３０に動力伝達できる。よって、エンジン１の省スペース化と省コスト化を図りやすい。
［第２実施形態］
　図９～図１１を参照して、本発明の第２実施形態に係る移動体について説明する。本実施形態では移動体は遠隔操作される無人の飛行体５０である。後述するように、飛行体５０にはエンジン１が動力源として搭載されている。以下の説明では、エンジン１の前後方向を飛行体５０および各部品の「前後方向」とし、エンジン１のの左右方向を飛行体５０および各部品の「左右方向」とし、エンジン１の上下方向を飛行体５０および各部品の「上下方向」とする。
　なお、本実施形態における飛行体５０は左右一対の固定翼５５を備えており、、飛行体５０が定常飛行（離着陸ないし増減速時でなく、外乱が無い状態で、水平一方向に一定速度で進む飛行であって、揚力と機体への重力が釣り合ったつり合い飛行）を実施するときの進行方向が上記前方に一致している。少なくとも、定常飛行中、その機体の推進装置が発生する推進力は、機体の前方から後方に向けた方向成分を有する。
　まず、図９，図１０を参照して、飛行体５０の概略構成について説明する。図９は飛行体５０の上面図、図１０は飛行体５０の側面図である。飛行体５０の機体５３は、図９では仮想線により示されており、図１０ではフロア５３ａのみ示されている。機体５３には、フロア５３ａに第１実施形態に係るエンジン１が搭載されており、機体５３の４隅部それぞれに移動用推進装置としてプロペラ式の複数のロータ５２がそれぞれ配置されている。
　複数のロータ５２には、機体５３の右前に位置する第１ロータ５２Ａと、左前に位置する第２ロータ５２Ｂと、右後に位置する第３ロータ５２Ｃと、左後に位置する第４ロータ５２Ｄとが含まれており、それぞれ回転軸線が概ね上下方向に延びている。
　また、飛行体５０には、各ロータ５２を回転駆動するための複数のモータ６４（電動機）が設けられている。各ロータ５２は、モータ６４の出力軸に接続されており、モータ６４によって回転駆動可能に構成されている。また、各ロータ５２は、後述する駆動軸５１にも接続されており、駆動軸５１によって回転駆動可能に構成されている。本実施形態では、各ロータ５２は、駆動軸５１によって主体的に回転駆動され、要求される駆動負荷に応じてモータ６４によってアシストされる。なお、各ロータ５２を、モータ６４および駆動軸５１の少なくとも一方または両方によって回転駆動可能に構成されるように構成してもよく、あるいはモータ６４によって主体的に回転駆動し、駆動軸５１によってアシストするようにしてもよい。また、各ロータ５２は、駆動軸５１に不図示のクラッチを介しての動力伝達が断接可能に構成されていてもよく、また変速機を介して回転数を変化させるようにしてもよい。これによって、各ロータ５２の回転数を個別に調整しやすく、さらにモータ６４によるアシスト量を適宜調整してもよい。これによって、飛行体５０に姿勢を迅速に制御しやすい。
　エンジン１のクランク軸２０には、後側突出端部２６に、被駆動装置として駆動軸５１がスプライン嵌合されている。なお、クランクケース５の直下にオイルパン４０が位置するときの飛行体５０の姿勢を、水平状態とする。
　駆動軸５１は、各ロータ５２を機械的に回転駆動するように構成されている。駆動軸５１は、前後方向に延びる第１～第３駆動軸５１Ａ～５１Ｃと、上下方向に延びる第４～第８駆動軸５１Ｄ～５１Ｈと、左右方向に延びる第９～第１２駆動軸５１Ｉ～５１Ｌとを含んでいる。第１～第１２駆動軸５１Ａ～５１Ｌはそれぞれ、ベベルギヤを介して接続されており、これにより後側突出端部２６から各ロータ５２に至る駆動力伝達経路が構成されている。
　エンジン１のバランサ軸３０には、前側突出端部３５および後側突出端部３６のそれぞれに、被駆動装置として２つのロータ駆動用発電機６１がスプライン嵌合されている。ロータ駆動用発電機６１は、各モータ６４を回転駆動するための電気を発電している。以降、前側突出端部３５に接続されたロータ駆動用発電機６１を第１ロータ駆動用発電機６１Ａ、後側突出端部３６に接続されたロータ駆動用発電機６１を第２ロータ駆動用発電機６１Ｂと呼称する。
　機体５３のフロア５３ａには、発電機用インバータ６２と、モータ用インバータ６３と、蓄電装置６５とがさらに配置されている。発電機用インバータ６２は、ロータ駆動用発電機６１で発電された交流電流を直流電流に変換する。発電機用インバータ６２には、第１ロータ駆動用発電機６１Ａに接続された第１インバータ６２Ａと、第２ロータ駆動用発電機６１Ｂに接続された第２インバータ６２Ｂとが含まれている。
　発電機用インバータ６２は、蓄電装置６５にも接続されており、発電機用インバータ６２で変換された直流電流は蓄電装置６５に出力されて蓄電される。蓄電装置６５として任意の蓄電池を採用することができ、例えば鉛蓄電池、リチウムイオン充電池等バッテリの他、キャパシタを採用することができる。なお、蓄電装置６５を、キャパシタにより構成することによって、バッテリに比して瞬間的に大電流を蓄電装置６５から放電させることができる。
　なお、本実施形態では、各ロータ５２は、駆動軸５１を介して機械的に動力伝達されて回転駆動されると共に、モータ６４によって電気的に回転駆動されるようになっている。なお、各ロータ５２のうち、１つまたは複数を駆動軸５１を介して回転駆動される第１移動用駆動部として構成し、残りの１つまたは複数をモータ６４によって電気的に回転駆動される第２移動用駆動部として構成してもよい。
　モータ用インバータ６３は、蓄電装置６５に接続されており、蓄電装置６５から入力される直流電流を交流電流に変換する。モータ用インバータ６３には、モータ６４にも接続されており、モータ用インバータ６３で返還された交流電流はモータ６４に出力される。モータ用インバータ６３は、第１モータ６４Ａに接続された第３インバータ６３Ａと、第２モータ６４Ｂに接続された第４インバータ６３Ｂと、第３モータ６４Ｃに接続された第５インバータ６３Ｃと、第４モータ６４Ｄに接続された第６インバータ６３Ｄとが含まれている。
　また、飛行体５０は、制御装置７０をさらに備えている。図１０に示されるように、制御装置７０は、ハードディスク等の記憶部７１と、演算処理部（ＣＰＵ）７２と、メモリと、入出力装置７３とを備えた周知のコンピュータと、コンピュータに実装されたソフトウエアとにより構成されている。
　演算処理部７２は、各ロータ５２における必要な駆動力を算出する駆動力算出部７４と、蓄電装置６５による蓄電量を算出する蓄電量算出部７５と、飛行体５０の飛行を制御する飛行制御部７６と、エンジン１の運転を制御するエンジン制御部７７と、モータ６４の駆動を制御するモータ制御部７８と、ロータ駆動用発電機６１による発電量を制御する発電制御部７９とを有している。
　入出力装置７３には、遠隔操作による飛行体５０の飛行指令が例えば無線を介して入力される。飛行指令には、飛行体５０の飛行に必要なデータ（例えば、飛行高度、飛行速度、旋回、飛行経路、目的地の情報）が含まれている。すなわち、本実施例における飛行体５０は人の搭乗を想定していない。ただし、エンジン１の搭載先として、人が搭乗して操縦を行う飛行体も含まれ得る。さらにまた、飛行体５０は、入出力装置７３に入力された目的地に基づいて、記憶部７１に予め記憶されたプログラム、地図データを利用して自律的に操舵を行なってもよい。
　駆動力算出部７４は、入出力装置７３に入力された飛行指令に基づいて、各ロータ５２に要求される駆動力を算出する。
　蓄電量算出部７５は、蓄電装置６５に設けたセンサ（例えば電流センサ）からの出力に基づいて蓄電装置６５における蓄電量を算出する。
　飛行制御部７６は、各ロータ５２に要求される駆動力、蓄電装置６５における蓄電量に基づいて、エンジン１の作動量（回転数、出力）と、各インバータ６３の作動量（モータ駆動条件）と、各インバータ６２の作動量（ロータ駆動用発電機６１による発電量）とを決定する。
　例えば、飛行制御部７６は、エンジン１を定格点（最高出力を発生する、回転数および負荷）で運転するようにエンジン１の作動量を決定してもよい。この場合に、エンジン１から出力される駆動トルクが各ロータ５２に要求される駆動力に対して不足するとき、該不足分を補うようにモータ６４を駆動するようにインバータ６３の作動量を決定してもよい。一方で、定格点で運転されるエンジン１から出力される駆動トルクが各ロータ５２に要求される駆動力を超過するとき、該超過した駆動力によりロータ駆動用発電機６１を駆動するようにインバータ６２の作動量を決定してもよい。
　エンジン制御部７７は、飛行制御部７６によって決定されたエンジン１の作動量に基づいて、エンジン１の運転を制御する。モータ制御部７８は、飛行制御部７６によって決定された各インバータ６３の作動量に基づいて各インバータ６３を制御して、各モータ６４の駆動を制御する。発電制御部７９は、飛行制御部７６によって決定された各インバータ６２の作動量に基づいて各インバータ６２を制御して、各ロータ駆動用発電機６１による発電量を制御する。
　図１１を参照して、制御装置７０によって制御される、飛行体５０の飛行におけるエンジン１、モータ６４、ロータ駆動用発電機６１の例示的な作動を説明する。図１１は、ロータ５２を回転駆動するのに要する出力Ｐの変遷を示す時系列データである。
　図１１において、飛行体５０は、時刻ｔ０において離陸している。このとき、エンジン１は定格点で運転されており出力Ｐ１を出力している一方で、ロータ５２は、出力Ｐ１を超える出力Ｐで回転駆動されている。次いで、飛行体５０が所定の高度に近づくにつれて、ロータ５２の出力Ｐは漸減して、所定の高度に到達した時刻ｔ１において、エンジン１の出力Ｐ１と等しくなっている。
　時刻ｔ０から時刻ｔ１までの間、ロータ５２の出力Ｐがエンジン１の出力Ｐ１を超過している出力範囲Ｚ１は、モータ６４によってロータ５２を回転駆動することによって補われている。
　次に、時刻ｔ１から時刻ｔ２までの間、飛行体５０は該高度において停止（ホバリングともいう）している。このとき、エンジン１は定格点で運転されている。ここで、本実施形態では、飛行体５０を停止状態にするために必要とされる、ロータ５２の出力Ｐは、エンジン１の定格点出力に等しいＰ１である。すなわち、エンジン１の出力Ｐ１は、ロータ５２の出力Ｐに釣り合っており、モータ６４は作動していない。また、ロータ駆動用発電機６１は作動していない。
　次に、時刻ｔ２から時刻ｔ３までの間、飛行体５０は水平方向に移動している。このとき、飛行体５０には移動に伴って固定翼５５に揚力が生じるので、ロータ５２の出力Ｐは、停止状態を維持するための出力Ｐ１より低くなる。一方で、エンジン１は、定格点で運転されているので、出力Ｐ１からロータ５２の出力Ｐを除した余剰出力Ｚ２が生じる。余剰出力Ｚ２を用いて、ロータ駆動用発電機６１が回転駆動されて発電される。このとき、モータ６４は作動していない。
　飛行体５０は、時刻ｔ３から時刻ｔ４まで停止した後、時刻ｔ４から時刻ｔ５までの間さらに上昇している。飛行体５０の上昇時において、エンジン１は定格点で運転されている一方で、ロータ５２の出力Ｐは、エンジン１の出力Ｐ１を超えている。ロータ５２の出力Ｐがエンジン１の出力Ｐ１を超過している出力範囲Ｚ３は、モータ６４によってロータ５２を回転駆動することによって補われている。このとき、ロータ駆動用発電機６１は作動していない。
　飛行体５０は、時刻ｔ５から時刻ｔ６まで停止した後、時刻ｔ６から降下を開始して、時刻ｔ７において着陸している。飛行体５０の降下時において、ロータ５２の出力Ｐは漸減する一方で、ロータ５２の出力Ｐに一致するようにエンジン１の出力が漸減しており、余剰出力は生じていない。したがって、このとき、ロータ駆動用発電機６１もモータ６４も作動していない。
　上記説明した第２実施形態に係る飛行体５０によれば、複数のロータ５２を、エンジン１に構成される複数の出力部のうち後側突出端部２６から駆動軸５１を介して、機械的に回転駆動できると共に、複数のモータ６４によって回転駆動できる。よって、ロータ５２を回転駆動する駆動源の汎用性を高めやすく、飛行体５０の汎用性を高めることができる。
　上記実施形態では、直列４気筒のエンジン１において、クランク軸２０がクロスプレーンタイプに構成されており、このため生じ得る偶力振動を抑制するように、バランサ軸３０を備えた場合を例にとって説明したがこれに限らない。
　例えば、図１２に示されるように、直列４気筒エンジン１００において、クランク軸１２０がフラットタイプに構成されており、このため生じ得るクランク回転数の２次振動を抑制するように、一対のバランサ軸１３０を備えたエンジンに適用してもよい。この場合、一対のバランサ軸１３０は、クランク軸１２０の回転数の２倍の速度で互いに対向するように回転しており、軸方向の端部の少なくとも１つに突出端部を構成すればよい。
　また、図示は省略するが、突出端部は、バランサ軸に限定されず、クランク軸２０によって回転駆動される軸部材、例えばオイルポンプ１１を回転駆動する駆動軸、過給機駆動機構１４を構成する駆動軸の軸方向端部に構成することができる。また、クランク軸２０の他に突出端部を構成する軸部材は、クランク軸２０と平行である必要は無く、ベベルギヤ等を介して直交する方向に延びていてもよい。いずれにしても、クランクケース５またはリヤケース９から外部に突出した突出端部を構成するとともに、該突出端部に出力部を構成すればよい。
　さらに、クランク軸２０と、これによって回転される第２軸とを構成する場合に、例えば、クランク軸２０から第２軸への回転伝達を、発電機６１による発電に適した回転数となるように第２軸を増速／または減速させるようにしてもよい。
　また、上記実施形態では、出力部を、突出端部に形成したスプライン溝によって構成したが、被駆動装置が装着されるものであれば、スプライン嵌合の他、フランジ接続等、任意の接続方法を採用できる。なお、スプライン嵌合にて構成する場合、スプライン溝の寸法を、複数の被駆動装置に対して共通して使用できるように構成するのが好ましい。出力部のスプラインの規格を統一することにより、汎用性を高めることができる。例えば、複数の出力部それぞれに発電機を接続することによって、それぞれの発電機を小型化しやすいので、１つのより大型の発電機で同じ発電量を確保する場合に比して、発電機のコストを抑制しやすい。また、出力部の接続方法がスプライン嵌合であれば、出力部と接続先の装置との接続および接続解除が容易である。例えば、搭載先装置からエンジン１を頻繁に取り下ろす必要がある場合、出力部の接続および接続解除が容易であることで、当該作業をスムーズに実施することができる。
　また、上記実施形態では、飛行体５０において、ロータ５２を、駆動軸５１を介しての機械的な回転駆動と、モータ６４を介しての回転駆動との両方により構成したがこれに限らない。
　例えば、図１３に示されるように、前側突出端部３５および後側突出端部２６，３６のそれぞれにロータ駆動用発電機１６１を装着して、エンジン１をロータ駆動用発電機１６１の駆動のみに使用して、ロータ５２をモータ６４を介して回転駆動するように構成してもよい。
　また、図１４に示されるように、ロータ５２を機械的に回転駆動するための動力の取り出しを、クランク軸２０の後側突出端部２６からに加えて、バランサ軸３０の前側突出端部３５からも取り出すように構成してもよい。この場合、バランサ軸３０の後側突出端部３６にはロータ駆動用発電機６１を装着すればよい。このほか、突出端部に種々の被駆動装置を装着してもよい。
　また、上記実施形態では、ロータ駆動用発電機６１を、エンジン１の突出端部に接続されて回転駆動されて発電する発電機として構成したが、これに限らない。ロータ駆動用発電機６１を発電機とモータとを兼ねるモータジェネレータにより構成してもよい。ロータ駆動用発電機６１をモータとして作動させた場合に、該ロータ駆動用発電機６１を介してエンジン１の出力を増大させることができる。すなわち、ロータ駆動用発電機６１によって、出力部の回転（エンジン１の出力）をアシスト可能に構成できる。
　上記実施形態では、移動体として飛行体５０を例にとって説明したが、これに限らない。例えば、陸上、水上および水中を移動する移動体にも適用できる。
　飛行体５０として、ハイブリットエンジンを備えたドローンに本発明を適用することができる。その場合、例えば、揚力、推進力、操舵力を、単一または複数のロータ５２で生じさせてもよいし、揚力を固定翼５５で生じさせて、推進力を単一または複数のロータ５２で生じさせて、操舵をロータ５２または舵によって実施してもよい。
　また、固定翼と２種のロータとを有する、いわゆるコンパウンドヘリ型のドローンにも適用できる。この場合、揚力は、固定翼と第１のロータで生じさせ、推進力は第２のロータで生じさせる。操舵は、ロータまたは舵によって行う。
　さらにまた、人が搭乗できる例えば鞍乗り型の飛行体にも適用してもよい。

Claims (17)

  1. 　複数の軸と、
    　前記複数の軸を回転自在に支持するケースと
    　を備え、
    　前記複数の軸はそれぞれ、軸方向の少なくとも一端部に前記ケースから外部に突出する突出端部を有しており、
    　前記突出端部には、被駆動装置を回転駆動可能な出力部が構成されている、動力装置。
  2. 　前記複数の軸は、前記突出端部を前記軸方向の両端部に有している、
    　請求項１に記載の動力装置。
  3. 　前記出力部には、スプラインが形成されている、
    　請求項１または２に記載の動力装置。
  4. 　前記複数の出力部の少なくとも１つに発電機が装着されている、
    　請求項１～３のいずれか１つに記載の動力装置。
  5. 　前記動力装置は、飛行体用の動力装置である、
    　請求項１～４のいずれか１つに記載の動力装置。
  6. 　前記複数の軸は、互いに平行に延びる第１軸および第２軸から構成されている、
    　請求項５に記載の動力装置。
  7. 　前記動力装置は、内燃機関であって、
    　前記第１軸は、クランク軸であり、
    　前記ケースは、クランクケースである、
    　請求項６に記載の動力装置。
  8. 　前記内燃機関は、シリンダと、前記シリンダ内を往復するピストンと、前記ピストンと前記クランク軸とを連結するコンロッドとを有しており、
    　前記第２軸は、前記内燃機関の前記ピストンの往復動作による慣性力に起因した振動を低減する、カウンタウエイトを備えたバランス軸である、
    　請求項７に記載の動力装置。
  9. 　前記内燃機関は前記シリンダを４つ有する４気筒エンジンであって、
    　４つの前記シリンダ内をそれぞれ往復する、４つの前記ピストンと、
    　４つの前記ピストンそれぞれに連結される、４つのコンロッドと
    　をさらに備え、
    　前記クランク軸は、４つの前記コンロッドにそれぞれ連結される、第１クランクピン、第２クランクピン、第３クランクピンおよび第４クランクピンを有し、
    　前記第１クランクピン、前記第２クランクピン、前記第３クランクピンおよび前記第４クランクピンはそれぞれ、前記クランク軸の軸心を中心として９０°ずつ異なる位相差の位置に振り分けられて設けられている、
    　請求項８に記載の動力装置。
  10. 　前記第２軸は、前記クランク軸と同一回転数で回転し、前記ピストンの往復動作による慣性力に起因した偶力振動を抑制するように、前記カウンタウエイトを備えた偶力バランサ軸である、
    　請求項９に記載の動力装置。
  11. 　前記内燃機関は、
    　前記クランクケースの下方に配置され、内側に潤滑油が貯留されるオイル室を画定するオイルパンと
    　前記クランクケースの内側と前記オイル室とを含む空間において、前記クランク軸に対して前記オイル室側に位置しており、前記空間を前記クランク軸側と前記クランク軸とは反対側とに隔てる、仕切板と
    　をさらに備えている、
    　請求項７～１０のいずれか１つに記載の動力装置。
  12. 　前記仕切板は、前記クランクケースと前記オイルパンとの間に挟み込まれるガスケットを兼ねる、
    　請求項１１に記載の動力装置。
  13. 　潤滑油を加圧して吐出するオイルポンプと、
    　前記オイルポンプに接続されたパイプと、前記パイプの下端部に設けられており前記オイル室に貯留された潤滑油を吸い込む吸い込み口とを有する、オイルストレーナと
    　をさらに備え、
    　前記仕切板は、上下方向に貫通した開口部を有しており、
    　前記オイルストレーナは、前記パイプが、該開口部を通って前記仕切板を上下に横断して延びている、
    　請求項１１または１２に記載の動力装置。
  14. 　前記オイルパンは、前記オイルストレーナの吸い込み口の周囲において、上下方向に延びる縦壁部を有している、
    　請求項１３に記載の動力装置。
  15. 　前記縦壁部は、前記オイルストレーナの吸い込み口の前後および左右において、上下方向に延びている、
    　請求項１４に記載の動力装置。
  16. 　請求項６～１５のいずれか１つに記載の動力装置と、
    　１つまたは複数の移動用駆動部と、
    　前記被駆動装置の１つまたは複数を構成する、１つまたは複数の発電機と、
    　前記１つまたは複数の発電機によって発電される電気を蓄える蓄電装置と、
    　前記蓄電装置から供給される電気によって回転駆動される１つまたは複数の電動機とを備え、
    　前記１つまたは複数の移動用駆動部は、前記被駆動装置の１つまたは複数を構成しており前記出力部に機械的に連結されて回転駆動される第１移動用駆動部と、前記電動機によって回転駆動される第２移動用駆動部との少なくとも一方を含んでいる、移動用推進装置。
  17. 　前記発電機は、モータジェネレータであり、
    　前記出力部の回転をアシスト可能に構成されている、
    　請求項１６に記載の移動用推進装置。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4344533A1 (en) * 2022-09-28 2024-04-03 Yamabiko Corporation Shaking device
WO2024142203A1 (ja) * 2022-12-27 2024-07-04 株式会社クボタ 飛行装置
WO2024142201A1 (ja) * 2022-12-27 2024-07-04 株式会社クボタ 飛行装置
WO2024142208A1 (ja) * 2022-12-27 2024-07-04 株式会社クボタ エンジン及び飛行装置

Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59159711U (ja) * 1983-04-13 1984-10-26 トヨタ自動車株式会社 オイルパンバツフルプレ−ト
JPS61166108U (ja) * 1985-04-03 1986-10-15
JPH04209924A (ja) * 1990-11-30 1992-07-31 Mazda Motor Corp 内燃機関の補機部品駆動装置
JPH06221181A (ja) * 1993-01-28 1994-08-09 Nissan Motor Co Ltd エンジン補機部品の駆動装置
DE10337899A1 (de) * 2003-08-18 2005-03-17 Audi Ag Vorrichtung zum Antrieb zumindestens einer Nockenwelle
JP2010509536A (ja) * 2006-11-10 2010-03-25 ルノー・エス・アー・エス 内燃機関のオイルパン
DE102009058816A1 (de) * 2009-12-18 2011-06-22 Daimler AG, 70327 Brennkraftmaschinenvorrichtung
JP2011163252A (ja) * 2010-02-12 2011-08-25 Honda Motor Co Ltd エンジン
WO2012096508A2 (ko) * 2011-01-11 2012-07-19 대동공업 주식회사 다기통 엔진의 오일 공급구조
JP2015078757A (ja) * 2013-10-18 2015-04-23 三菱自動車工業株式会社 内燃機関
JP2015101198A (ja) * 2013-11-25 2015-06-04 トヨタ自動車株式会社 移動体
JP2017120036A (ja) * 2015-12-28 2017-07-06 川崎重工業株式会社 内燃機関冷却システム
JP2019156379A (ja) * 2018-03-16 2019-09-19 三村　建治 マルチコプター
JP2020041481A (ja) * 2018-09-11 2020-03-19 川崎重工業株式会社 発電システム及びそれを備える推進装置
JP2020073379A (ja) * 2020-01-17 2020-05-14 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

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6171819B2 (ja) 2013-10-07 2017-08-02 富士ゼロックス株式会社 連結機構及び画像形成装置
JP2015137092A (ja) 2014-01-20 2015-07-30 憲太 安田 パラレルハイブリット方式によるマルチローター航空機
DE102014115042A1 (de) * 2014-10-16 2016-04-21 Obrist Technologies Gmbh Stromaggregat
US10266261B2 (en) * 2015-08-14 2019-04-23 Prodrone Co., Ltd. Electricity generating apparatus and unmanned aerial vehicle equipped with same
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
US10570788B2 (en) * 2017-10-31 2020-02-25 GM Global Technology Operations LLC Oil pan assembly
JP7107183B2 (ja) * 2018-11-14 2022-07-27 トヨタ自動車株式会社 内燃機関のオイル貯留構造

Patent Citations (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59159711U (ja) * 1983-04-13 1984-10-26 トヨタ自動車株式会社 オイルパンバツフルプレ−ト
JPS61166108U (ja) * 1985-04-03 1986-10-15
JPH04209924A (ja) * 1990-11-30 1992-07-31 Mazda Motor Corp 内燃機関の補機部品駆動装置
JPH06221181A (ja) * 1993-01-28 1994-08-09 Nissan Motor Co Ltd エンジン補機部品の駆動装置
DE10337899A1 (de) * 2003-08-18 2005-03-17 Audi Ag Vorrichtung zum Antrieb zumindestens einer Nockenwelle
JP2010509536A (ja) * 2006-11-10 2010-03-25 ルノー・エス・アー・エス 内燃機関のオイルパン
DE102009058816A1 (de) * 2009-12-18 2011-06-22 Daimler AG, 70327 Brennkraftmaschinenvorrichtung
JP2011163252A (ja) * 2010-02-12 2011-08-25 Honda Motor Co Ltd エンジン
WO2012096508A2 (ko) * 2011-01-11 2012-07-19 대동공업 주식회사 다기통 엔진의 오일 공급구조
JP2015078757A (ja) * 2013-10-18 2015-04-23 三菱自動車工業株式会社 内燃機関
JP2015101198A (ja) * 2013-11-25 2015-06-04 トヨタ自動車株式会社 移動体
JP2017120036A (ja) * 2015-12-28 2017-07-06 川崎重工業株式会社 内燃機関冷却システム
JP2019156379A (ja) * 2018-03-16 2019-09-19 三村　建治 マルチコプター
JP2020041481A (ja) * 2018-09-11 2020-03-19 川崎重工業株式会社 発電システム及びそれを備える推進装置
JP2020073379A (ja) * 2020-01-17 2020-05-14 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 (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4344533A1 (en) * 2022-09-28 2024-04-03 Yamabiko Corporation Shaking device
WO2024142203A1 (ja) * 2022-12-27 2024-07-04 株式会社クボタ 飛行装置
WO2024142201A1 (ja) * 2022-12-27 2024-07-04 株式会社クボタ 飛行装置
WO2024142208A1 (ja) * 2022-12-27 2024-07-04 株式会社クボタ エンジン及び飛行装置

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