WO2023176782A1 - 飛行装置 - Google Patents

飛行装置 Download PDF

Info

Publication number
WO2023176782A1
WO2023176782A1 PCT/JP2023/009649 JP2023009649W WO2023176782A1 WO 2023176782 A1 WO2023176782 A1 WO 2023176782A1 JP 2023009649 W JP2023009649 W JP 2023009649W WO 2023176782 A1 WO2023176782 A1 WO 2023176782A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
engine
heat exchange
exchange section
rotor
section
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/009649
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
満 石川
孝人 関田
Original Assignee
株式会社石川エナジーリサーチ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社石川エナジーリサーチ filed Critical 株式会社石川エナジーリサーチ
Priority to CN202380011492.1A priority Critical patent/CN117255759A/zh
Publication of WO2023176782A1 publication Critical patent/WO2023176782A1/ja

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/04—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type
    • B64D27/08—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type within, or attached to, fuselages
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/33—Supply or distribution of electrical power generated by combustion engines
    • 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 a flight device, and in particular to a flight device in which a rotor is driven by an engine.
  • Flight devices capable of flying unmanned in the air have been known for some time. Such flight devices enable flight through the air using the thrust of a rotor that rotates around a vertical axis.
  • Possible fields of application of such flight devices include, for example, the transportation field, the surveying field, and the photography field.
  • a flight device When a flight device is applied to such a field, surveying equipment and photographing equipment are attached to the flight device.
  • the flying device By applying the flying device to such fields, it is possible to fly the flying device into areas where humans cannot access, and perform transportation, photographing, and surveying of such areas.
  • Inventions related to such flight devices are described in, for example, Patent Document 1 and Patent Document 2.
  • a typical flight device the rotor described above is rotated by power supplied from a storage battery mounted on the flight device.
  • flight devices equipped with engines have also appeared in order to achieve continuous flight over long periods of time.
  • a generator is rotated by the driving force of the engine, and a rotor is rotationally driven by the electric power generated by the generator.
  • a flight device having such a configuration is also referred to as a series type drone because the engine and the generator are connected in series on the path through which energy is supplied from the power source to the rotor.
  • a flight device equipped with an engine is described in, for example, Patent Document 3.
  • parallel hybrid drones are gradually appearing in which the main rotor is mechanically rotated by the driving force of the engine, and the sub-rotor is rotated by the motor.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and its purpose is to provide a flight device that can effectively cool an engine during flight.
  • the flight device of the present invention includes an airframe, a rotor, an engine, and a cooling section that cools the engine, and the cooling section includes an engine-side heat exchange section that exchanges heat with the engine, and an engine-side heat exchange section that exchanges heat with the engine.
  • the engine is characterized by having an external heat exchange section that performs heat exchange, and a medium transport section that transports a heat transport medium between the engine side heat exchange section and the external heat exchange section.
  • the flight device of the present invention is characterized in that the external heat exchange section is disposed on the outside of the aircraft body in plan view.
  • the external heat exchange section is arranged in a region that does not overlap with the rotor in plan view.
  • the flight device of the present invention is characterized in that the external heat exchange section is disposed on the front side in the traveling direction of the aircraft body.
  • the external heat exchange section is configured to be inclined toward a side away from the aircraft body with respect to the rotating surface of the rotor.
  • the flight device of the present invention further includes an exhaust section for discharging exhaust gas generated from the engine to the outside, the external heat exchange section being disposed on the front side in the direction of travel, and the exhaust section being disposed on the front side in the direction of travel. It is characterized by being placed on the rear side.
  • the flight device of the present invention includes an airframe, a rotor, an engine, and a cooling section that cools the engine, and the cooling section includes an engine-side heat exchange section that exchanges heat with the engine, and an external heat exchange section that exchanges heat with the engine.
  • the external heat exchange section is disposed on the outside of the aircraft body and in a region that does not overlap with the rotor, and the external heat exchange section is disposed on the front side in the traveling direction of the aircraft body, and the external heat exchange section
  • the exchange part is characterized in that it is inclined toward a side away from the body with respect to the rotating surface of the rotor.
  • the flight device of the present invention includes an airframe, a rotor, an engine, and a cooling section that cools the engine, and the cooling section includes an engine-side heat exchange section that exchanges heat with the engine, and an engine-side heat exchange section that exchanges heat with the engine.
  • the engine is characterized by having an external heat exchange section that performs heat exchange, and a medium transport section that transports a heat transport medium between the engine side heat exchange section and the external heat exchange section. According to the flight device of the present invention, by having the cooling section, the engine that generates heat during flight can be effectively cooled, and overheating of the engine during flight can be prevented.
  • the flight device of the present invention is characterized in that the external heat exchange section is disposed on the outside of the aircraft body in plan view. According to the flight device of the present invention, by disposing the external heat exchange section on the outside of the aircraft body, downwash of the rotor is blown onto the external heat exchange section, thereby circulating inside the external heat exchange section. The heat transport medium can be effectively cooled. Therefore, the engine can be effectively cooled by the cooling section.
  • the external heat exchange section is arranged in a region that does not overlap with the rotor in plan view. According to the flight device of the present invention, since the external heat exchange section does not overlap with the rotor, the downwash of the rotor is suppressed from being excessively influenced by the external heat exchange section, and the position and orientation due to rotor rotation are controlled. Control can be performed accurately.
  • the flight device of the present invention is characterized in that the external heat exchange section is disposed on the front side in the traveling direction of the aircraft body. According to the flight device of the present invention, by disposing the external heat exchange section on the front side in the traveling direction, it is possible to promote heat exchange in the external heat exchange section during flight.
  • the external heat exchange section is configured to be inclined toward a side away from the aircraft body with respect to the rotating surface of the rotor. According to the flight device of the present invention, since the external heat exchange section is inclined, the efficiency of heat exchange in the external heat exchange section can be increased, and the engine can be cooled more effectively by the cooling section.
  • the flight device of the present invention further includes an exhaust section for discharging exhaust gas generated from the engine to the outside, the external heat exchange section being disposed on the front side in the direction of travel, and the exhaust section being disposed on the front side in the direction of travel. It is characterized by being placed on the rear side. According to the flight device of the present invention, by arranging the external heat exchange section at the front and the exhaust section at the rear, high-temperature exhaust gas discharged from the exhaust section can come into contact with the external heat exchange section. There is no Therefore, it is possible to prevent the heat exchange efficiency of the external heat exchange section from decreasing due to exhaust gas.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a flight device according to an embodiment of the present invention.
  • 1 is a top view showing a flight device according to an embodiment of the present invention.
  • 1 is a side view showing a flight device according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a block diagram showing a connection configuration of a flight device according to an embodiment of the present invention.
  • 1 is a sectional view showing the configuration of an engine installed in a flight device according to an embodiment of the present invention.
  • the flying device 10 is also referred to as a drone, and more specifically, as a series hybrid drone.
  • FIG. 1 is a schematic diagram showing the flight device 10.
  • the flight device 10 mainly includes a fuselage 19, a rotor 14, an engine 30, and a cooling section 11.
  • the flight device 10 is an engine-equipped drone that is equipped with an engine and flies using energy generated when the engine is operated.
  • a series hybrid drone or a parallel hybrid drone can be adopted.
  • an engine 30 drives a generator, and a motor receiving power from the generator rotates a rotor 14, which will be described later.
  • the parallel hybrid drone has a mechanical drive system that mechanically rotates the rotor 14 using the engine 30, in addition to an electric drive system that rotates the rotor 14 using the motor.
  • the fuselage 19 is a main body that supports equipment such as the engine 30 that constitutes the flight device 10, and is made of synthetic resin, metal, or a composite material thereof.
  • the rotor 14 By rotating, the rotor 14 generates thrust for floating the aircraft 19.
  • the rotor 14 includes a rotor 141, a rotor 142, a rotor 143, and a rotor 144.
  • the rotor 141 is arranged on the front right side of the fuselage 19.
  • the rotor 142 is arranged on the rear right side of the fuselage 19.
  • the rotor 143 is arranged on the rear left side of the body 19.
  • the rotor 144 is arranged on the front left side of the fuselage 19.
  • the engine 30 generates power for rotating the rotor 141 and the rotor 142.
  • the engine 30 is built into the fuselage 19 and is not shown.
  • the engine 30 is built into the fuselage 19 and generates energy to rotate the rotor 14 at a predetermined rotational speed.
  • the engine 30 includes a first engine section 40 and a second engine section 41, as will be described later with reference to FIG.
  • a plurality of arms 12 extend from the fuselage 19 toward the periphery.
  • Arm 12 includes arm 121, arm 122, arm 123, and arm 124.
  • Arm 121 extends toward the front right side.
  • Arm 122 extends toward the rear right side.
  • Arm 123 extends toward the rear left side.
  • Arm 124 extends toward the front left side.
  • the motor 21 rotates the rotor 14 using electric power generated when an engine 30 (described later) operates a generator 16.
  • the motor 21 includes a motor 211, a motor 212, a motor 213, and a motor 214.
  • the motor 211 is disposed at the tip of the arm 121 and rotates the rotor 141.
  • the motor 212 is disposed at the tip of the arm 122 and rotates the rotor 142.
  • the motor 213 is disposed at the tip of the arm 123 and rotates the rotor 143.
  • Motor 214 is disposed at the tip of arm 124 and rotates rotor 144.
  • the leg portion 15 is a support member extending downward from the lower part of the fuselage 19. When the flight device 10 is in a landing state, the lowest part of the leg 15 contacts the ground surface.
  • the exhaust part 13 is a part where exhaust gas generated by the operation of the engine 30 is discharged to the outside.
  • the exhaust section 13 is also called a muffler.
  • the external heat exchange section 112 of the cooling section 11 described above is arranged on the front side in the direction of travel, while the exhaust section 13 is arranged on the rear side in the direction of travel.
  • the cooling unit 11 is a component that cools the engine 30.
  • the cooling unit 11 is a water-cooled cooling mechanism, and exchanges heat between the engine 30 built in the fuselage 19 and the external atmosphere by circulating a heat transport medium such as water. This prevents the engine 30 from overheating during flight, allowing the flight device 10 to fly stably. Further, the rotation speed of the engine 30 can be set in a high rotation range, and the flight capability of the flight device 10 can be increased.
  • the external heat exchange section 112 of the cooling section 11 protrudes from the lower front end of the fuselage 19 toward the lower front side.
  • the external heat exchange section 112 is, for example, a heat exchanger having a fin-and-tube type mechanism.
  • FIG. 2 is a top view showing the flight device 10 having the configuration described above.
  • a rotation range 25 which is the outer edge of the range in which the rotor 14 rotates, is indicated by a dotted line.
  • the external heat exchange section 112 is arranged outside the fuselage 19 in plan view. Specifically, in plan view, the external heat exchange section 112 protrudes forward from the front end of the body 19. By doing this, the external heat exchange section 112 is not hidden below the fuselage 19 in plan view, and the downwash of the rotor 14 is appropriately blown onto the external heat exchange section 112 during flight. As a result, the heat transport medium flowing inside the external heat exchange section 112 can be effectively cooled. Therefore, the engine 30 can be effectively cooled by the cooling unit 11.
  • the external heat exchange section 112 of the cooling section 11 is arranged in a region that does not overlap with the rotor 14 in plan view. Specifically, the cooling unit 11 is arranged at a location that does not overlap the rotation range 25 of the rotor 14, that is, between the rotation range 25 of the rotor 141 and the rotation range 25 of the rotor 144. Since the external heat exchange section 112 does not overlap the rotor 14, the downwash of the rotor 14 is prevented from being excessively influenced by the external heat exchange section 112, and the position and orientation of the rotor 14 can be accurately controlled by rotation. It can be carried out.
  • the downwash generated by the rotation of the rotor 14 spreads downward in a trapezoidal shape. That is, the downwash has a shape that becomes wider toward the bottom.
  • the exhaust section 13 attached to the rear end of the fuselage 19 is also arranged in a region that does not overlap with the rotor 14. Specifically, the exhaust part 13 is arranged between the rotation range 25 of the rotor 142 and the rotation range 25 of the rotor 143. By doing so, the exhaust air from the exhaust section 13 is not obstructed by the downwash generated by the rotation of the rotor 142 and the rotor 143.
  • FIG. 3 is a side view of the flight device 10 viewed from the side.
  • the external heat exchange section 112 is disposed on the front side of the aircraft body 19 in the traveling direction. Specifically, the external heat exchange section 112 extends from the front end of the fuselage 19 toward the lower front side.
  • the external heat exchange section 112 is a heat exchanger having a fin-and-tube type mechanism, as described above.
  • the fins constituting the external heat exchange section 112 are made of a steel plate such as aluminum, and a plurality of fins are arranged at equal intervals along the left-right direction.
  • the tube constituting the external heat exchange section 112 extends in the left-right direction so as to pass through the fins.
  • the external heat exchange section 112 By arranging the external heat exchange section 112 at the front side of the aircraft body 19, other components of the flight device 10 can be prevented from entering the external heat exchange section 112 when the flight device 10 moves forward. Since the flow of air is not obstructed, heat exchange in the external heat exchange section 112 can be promoted.
  • the external heat exchange section 112 is configured to be inclined toward the side away from the fuselage 19 with respect to the rotating surface of the rotor 14. Specifically, the rotational surface of the rotor 14 is approximately parallel to a horizontal plane that serves as a reference when the flight device 10 flies. On the other hand, the external heat exchange section 112 protrudes forward from the body 19 so as to be inclined downward from the horizontal plane. By doing this, the amount of forward protrusion of the external heat exchange section 112 is suppressed, and the size of the external heat exchange section 112 is secured to a certain level or more, thereby allowing heat exchange in the external heat exchange section 112. The engine 30 can be cooled more effectively by the cooling section 11.
  • FIG. 4 is a diagram showing the flight device 10, and is a block diagram showing the connection configuration of each part.
  • the flight device 10 mainly includes a calculation control section 31, an engine 30, a generator 16, a battery 18, a power conversion section 24, a motor 21, a rotor 14, and a cooling section 11.
  • the arithmetic control unit 31 includes a CPU, ROM, RAM, etc., and controls the behavior of each device constituting the flight device 10 based on inputs from various sensors and controllers not shown here.
  • the calculation control unit 31 also includes a flight controller that controls the rotation speed of each rotor 14 based on inputs from various sensors.
  • the engine 30 operates based on an input signal from the arithmetic control unit 31 and generates energy for flight of the flight device 10.
  • the specific configuration of the engine 30 will be described later with reference to FIG.
  • the generator 16 is a device that generates electric power using the driving force of the engine 30, and includes a generator 161 and a generator 162.
  • the generator 161 is driven by the first engine section 40 of the engine 30, which will be described later.
  • the generator 162 is driven by a second engine section 41 of the engine 30, which will be described later.
  • the battery 18 is interposed between the generator 16 and the power converter 24. Battery 18 is charged by generator 16. The power discharged from the battery 18 is supplied to a power converter 24, which will be described later.
  • the power conversion unit 24 is provided corresponding to each rotor 14.
  • a converter and an inverter that convert AC power supplied from the generator 162 into DC power and then convert it into AC power at a predetermined frequency can be employed.
  • an inverter that converts DC power supplied from the battery 18 to a predetermined frequency can be employed.
  • the power converter 24 includes a power converter 241 , a power converter 242 , a power converter 243 , and a power converter 244 .
  • the motor 21 is provided corresponding to each rotor 14 and includes a motor 211, a motor 212, a motor 213, and a motor 214.
  • Motor 211, motor 212, motor 213, and motor 214 rotate at a predetermined speed by power supplied from power converter 241, power converter 242, power converter 243, and power converter 244, respectively.
  • the cooling unit 11 is a component that cools the engine 30.
  • the cooling section 11 includes an engine side heat exchange section 111, an external side heat exchange section 112, and a medium transport section 113.
  • the engine side heat exchange section 111 exchanges heat with the engine 30.
  • the external heat exchange section 112 performs heat exchange with the outside.
  • the medium transport section 113 transports a heat transport medium between the engine side heat exchange section 111 and the external side heat exchange section 112. For example, water can be used as the heat transport medium.
  • the operation of the flight device 10 will be briefly explained.
  • the flight device 10 is operated in a landing state, a takeoff state, a hovering state, an ascending/descending state, and a horizontal movement state.
  • the flight device 10 In the landing state, the flight device 10 is on the ground. In this state, the engine 30 is not operating and the rotor 14 does not rotate.
  • the flight device 10 leaves the ground plane and rises mainly due to the thrust generated by the rotation of the rotor 14.
  • the flight device 10 rotates the rotor 14 using the driving force generated from the engine 30 based on instructions from the arithmetic and control unit 31, thereby floating the flight device 10 at a predetermined position in the air.
  • each rotor 14 is rotating based on instructions from the calculation control unit 31.
  • the arithmetic control unit 31 controls each power conversion unit 24 so that the rotational speed of each motor 21 and rotor 14 is set to a predetermined value so that the flight device 10 can maintain a predetermined altitude and attitude.
  • the external heat exchange section 112 exchanges heat with the outside air, and the flight device 10 can be effectively cooled.
  • the flight device 10 In the ascending/descending state, the flight device 10 is raised or lowered by controlling the rotation speed of the engine 30. At this time as well, the arithmetic control unit 31 controls each power conversion unit 24 to maintain the rotational speed of each motor 21 and rotor 14 at a predetermined value so that the flight device 10 can maintain a predetermined altitude and attitude. ing. Even in the ascending and descending state, the external heat exchange section 112 exchanges heat with the outside air due to the downwash of the rotor 14, so that the flight device 10 can be effectively cooled.
  • the arithmetic control unit 31 controls each power conversion unit 24 to control the rotation speed of each motor 21 and rotor 14, thereby placing the flight device 10 in a tilted state.
  • the calculation control unit 31 rotates the rotor 14 at a predetermined speed by controlling the driving state of the engine 30.
  • the external heat exchange section 112 actively exchanges heat with the outside air due to the downwash of the rotor 14 and the airflow generated by the horizontal movement of the flight device 10, and the flight device 10 is further heated. Can be cooled effectively.
  • FIG. 5 is a diagram showing the configuration and arrangement of the engine 30 of the flight device 10.
  • the engine 30 includes a first engine section 40 and a second engine section 41.
  • the first engine section 40 and the second engine section 41 are arranged opposite to each other.
  • the first engine section 40 has a first piston 43 that reciprocates, a first crankshaft 42 that converts the reciprocating motion of the first piston 43 into rotational motion, and is capable of rotating the first piston 43 and the first crankshaft 42. a first connecting rod 44 connected to the first connecting rod 44;
  • the second engine section 41 has a second piston 46 that reciprocates, a second crankshaft 45 that converts the reciprocating motion of the second piston 46 into rotational motion, and is capable of rotating the second piston 46 and the second crankshaft 45. and a second connecting rod 47 connected to the second connecting rod 47 .
  • the first piston 43 of the first engine section 40 and the second piston 46 of the second engine section 41 share a combustion chamber 48.
  • the first piston 43 and the second piston 46 reciprocate inside one cylinder 49 that communicates with each other. Therefore, by simultaneously stroking the first engine part 40 and the first piston 43 toward the center, a high expansion ratio of the mixed gas in the combustion chamber 48 can be achieved while reducing the stroke amount.
  • the engine 30 has a volume space that communicates with the combustion chamber 48, and a spark plug is disposed in this volume space.
  • the combustion chamber 48 is formed with an intake port and an exhaust port (not shown here), and an air-fuel mixture containing fuel such as gasoline is introduced into the combustion chamber 48 from the intake port, and exhaust gas after combustion is passed through the exhaust port. The air is exhausted from the combustion chamber 48 to the outside via.
  • the engine 30 configured as described above operates as follows. First, in the suction stroke, the first piston 43 and the second piston 46 move from the center to the outside inside the cylinder 49, thereby introducing a mixture of fuel and air into the cylinder 49. do. Next, in the compression stroke, the first piston 43 and the second piston 46 are pushed toward the center due to the inertia of the rotating first crankshaft 42 and second crankshaft 45, and the air-fuel mixture is generated inside the cylinder 49. Compressed. Next, in the combustion stroke, an ignition plug (not shown) ignites in the combustion chamber 48, causing the air-fuel mixture to burn inside the cylinder 49, causing the first piston 43 and the second piston 46 to move outward from the bottom dead center.
  • the two pistons 43 and 46 that reciprocate within one cylinder 49 can divide the stroke. Therefore, the compression ratio of the mixed gas can be increased compared to a normal gasoline engine. Furthermore, since the first piston 43 and the second piston 46 face each other inside the cylinder 49, a cylinder head required in a general engine is not required, and the structure of the engine 30 is simple and lightweight. There is. Further, each member constituting the engine 30, that is, the first piston 43 and the second piston 46, the first crankshaft 42 and the second crankshaft 45, etc., are arranged facing each other and operate so as to face each other. ing. Therefore, vibrations generated from each member of the engine 30 are canceled out, and vibrations generated externally from the engine 30 as a whole can be reduced.
  • the flight device 10 can be made smaller, lighter, and have less vibration.
  • the vibration it is possible to prevent adverse effects on precision equipment such as arithmetic control devices such as attitude control and motor output control, and GPS sensors. Further, it is possible to prevent the delivery baggage transported by the flight device 10 from being damaged by vibration.
  • the engine 30 is equipped with a reverse synchronization mechanism (not shown here).
  • the reverse synchronization mechanism reverses the rotation directions of the first crankshaft 42 and the second crankshaft 45. Further, the reversal synchronization mechanism synchronizes the reciprocating motions of the first piston 43 and the second piston 46. Therefore, in the engine 30, in principle, the first crankshaft 42 and the second crankshaft 45 rotate in opposite directions. Therefore, the generator 161 (see FIG. 4) that is drivingly connected to the first crankshaft 42 and the generator 162 (see FIG. 4) that is drivingly connected to the second crankshaft 45 are It will rotate in the opposite direction without providing any mechanism.
  • Flight device 11 Cooling section 111 Engine side heat exchange section 112 External side heat exchange section 113 Medium transport section 12 Arm 121 Arm 122 Arm 123 Arm 124 Arm 13 Exhaust section 14 Rotor 141 Rotor 142 Rotor 143 Rotor 144 Rotor 15 Leg section 16 Power generation Machine 161 Generator 162 Generator 18 Battery 19 Airframe 21 Motor 211 Motor 212 Motor 213 Motor 214 Motor 24 Power converter 241 Power converter 242 Power converter 243 Power converter 244 Power converter 25 Rotation range 30 Engine 31 Arithmetic control unit 40 First engine section 41 Second engine section 42 First crankshaft 43 First piston 44 First connecting rod 45 Second crankshaft 46 Second piston 47 Second connecting rod 48 Combustion chamber 49 Cylinder

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Hybrid Electric Vehicles (AREA)

Abstract

飛行中に於いてエンジンを効果的に冷却できる飛行装置を提供する。　飛行装置１０は、機体１９と、ロータ１４と、エンジン３０と、エンジン３０を冷却する冷却部１１と、を具備する。冷却部１１は、エンジン側熱交換部１１１と、外部側熱交換部１１２と、媒体輸送部１１３と、を有する。エンジン側熱交換部１１１は、エンジン３０と熱交換する。外部側熱交換部１１２は、外部との熱交換を行う。媒体輸送部１１３は、エンジン側熱交換部１１１と外部側熱交換部１１２との間で熱輸送媒体を輸送する。

Description

飛行装置
　本発明は、飛行装置に関し、特に、エンジンによりロータを駆動する飛行装置に関する。
　従来から、無人で空中を飛行することが可能な飛行装置が知られている。このような飛行装置は、垂直軸回りに回転するロータの推力で、空中を飛行することを可能としている。
　かかる飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野および撮影分野等が考えられる。このような分野に飛行装置を適用する場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置をかかる分野に適用させることで、人が立ち入れない地域に飛行装置を飛行させ、そのような地域の輸送、撮影および測量を行うことができる。このような飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献１や特許文献２に記載されている。
　一般的な飛行装置では、飛行装置に搭載された蓄電池から供給される電力により、上記したロータは回転する。しかしながら、蓄電池による電力の供給ではエネルギの供給量が必ずしも十分ではないため、長時間に渡る連続飛行を実現するために、エンジンを搭載した飛行装置も出現している。このような飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、発電機で発電された電力でロータを回転駆動する。かかる構成の飛行装置は、動力源からロータにエネルギが供給される経路に、エンジンと発電機とが直列的に接続されることから、シリーズ型ドローンとも称される。このような飛行装置を用いて撮影や測量を行うことで、広範囲な撮影や測量を行うことができる。エンジンが搭載された飛行装置は、例えば特許文献３に記載されている。また、エンジンの駆動力により機械的にメインロータを回転させ、モータによりサブロータを回転させるパラレル型ハイブリッドドローンも徐々に登場している。
特開２０１２－５１５４５号公報 特開２０１４－２４０２４２号公報 特開２０１１－２５１６７８号公報
　しかしながら、前述した従前の飛行装置においては、エンジンの冷却機構において改善の余地があった。
　具体的には、飛行装置が飛行する際に、エンジンから大きな熱エネルギが発生する。よって、エンジンを安定的に運転するためには、運転中のエンジンから発せられる熱を、効果的に外部に放出させる必要がある。しかしながら、現存する飛行装置は空冷方式によりエンジンを冷却するため、エンジンの放熱性が十分ではなく、飛行中に於いてエンジンが過熱する恐れがあった。
　本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、飛行中に於いてエンジンを効果的に冷却できる飛行装置を提供することにある。
　本発明の飛行装置は、機体と、ロータと、エンジンと、前記エンジンを冷却する冷却部と、を具備し、前記冷却部は、前記エンジンと熱交換するエンジン側熱交換部と、外部との熱交換を行う外部側熱交換部と、前記エンジン側熱交換部と前記外部側熱交換部との間で熱輸送媒体を輸送する媒体輸送部と、を有することを特徴とする。
　また、本発明の飛行装置では、平面視において、前記外部側熱交換部は、前記機体の外側に配置されることを特徴とする。
　また、本発明の飛行装置では、平面視において、前記外部側熱交換部は、前記ロータと重畳しない領域に配置されることを特徴とする。
　また、本発明の飛行装置では、前記外部側熱交換部は、前記機体の進行方向前側に配設されることを特徴とする。
　また、本発明の飛行装置では、前記外部側熱交換部は、前記ロータの回転面に対して、前記機体から離れる側に向かって傾斜するように構成されることを特徴とする。
　また、本発明の飛行装置では、前記エンジンから発生する排気ガスを外部に排出する排気部を更に具備し、前記外部側熱交換部は、進行方向前側に配置され、前記排気部は、進行方向後側に配置されることを特徴とする。
　また、本発明の飛行装置では、機体と、ロータと、エンジンと、前記エンジンを冷却する冷却部と、を具備し、前記冷却部は、前記エンジンと熱交換するエンジン側熱交換部と、外部との熱交換を行う外部側熱交換部と、前記エンジン側熱交換部と前記外部側熱交換部との間で熱輸送媒体を輸送する媒体輸送部と、を有し、平面視において、前記外部側熱交換部は、前記機体の外側に配置され、且つ、前記ロータと重畳しない領域に配置され、前記外部側熱交換部は、前記機体の進行方向前側に配設され、前記外部側熱交換部は、前記ロータの回転面に対して、前記機体から離れる側に向かって傾斜することを特徴とする。
　本発明の飛行装置は、機体と、ロータと、エンジンと、前記エンジンを冷却する冷却部と、を具備し、前記冷却部は、前記エンジンと熱交換するエンジン側熱交換部と、外部との熱交換を行う外部側熱交換部と、前記エンジン側熱交換部と前記外部側熱交換部との間で熱輸送媒体を輸送する媒体輸送部と、を有することを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、冷却部を有することにより飛行時に於いて発熱するエンジンを効果的に冷却することができ、飛行時におけるエンジンの過熱を防止できる。
　また、本発明の飛行装置では、平面視において、前記外部側熱交換部は、前記機体の外側に配置されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、外部側熱交換部が機体の外側に配置されることにより、ロータのダウンウォッシュが外部側熱交換部に吹き付けられ、これにより外部側熱交換部の内部を流通する熱輸送媒体を効果的に冷却できる。よって、冷却部によりエンジンを効果的に冷却できる。
　また、本発明の飛行装置では、平面視において、前記外部側熱交換部は、前記ロータと重畳しない領域に配置されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、外部側熱交換部がロータと重畳しないことにより、ロータのダウンウォッシュが過度に外部側熱交換部の影響を受けることを抑制し、ロータの回転による位置姿勢の制御を正確に行うことができる。
　また、本発明の飛行装置では、前記外部側熱交換部は、前記機体の進行方向前側に配設されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、外部側熱交換部が進行方向前側に配設されることにより、飛行時に於いて外部側熱交換部における熱交換を促進することができる。
　また、本発明の飛行装置では、前記外部側熱交換部は、前記ロータの回転面に対して、前記機体から離れる側に向かって傾斜するように構成されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、外部側熱交換部が傾斜することにより、外部側熱交換部における熱交換の効率を高め、冷却部により更に効果的にエンジンを冷却できる。
　また、本発明の飛行装置では、前記エンジンから発生する排気ガスを外部に排出する排気部を更に具備し、前記外部側熱交換部は、進行方向前側に配置され、前記排気部は、進行方向後側に配置されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、外部側熱交換部を前方に配置し、排気部を後方に配置することにより、排気部から排出される高温の排気ガスが外部側熱交換部に接触することが無い。よって、排気ガスにより外部側熱交換部の熱交換効率が低下することを防止できる。
本発明の実施形態に係る飛行装置を示す斜視図である。 本発明の実施形態に係る飛行装置を示す上面図である。 本発明の実施形態に係る飛行装置を示す側面図である。 本発明の実施形態に係る飛行装置の接続構成を示すブロック図である。 本発明の実施形態に係る飛行装置に搭載されるエンジンの構成を示す断面図である。
　以下、図を参照して本形態の飛行装置の構成を説明する。以下の説明では、同一の構成を有する部位には同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。尚、以下の説明では上下前後左右の各方向を用いるが、これらの各方向は説明の便宜のためである。また、飛行装置１０は、ドローンとも称され、詳細にはシリーズハイブリッドドローンとも称される。
　図１は、飛行装置１０を示す模式図である。飛行装置１０は、機体１９と、ロータ１４と、エンジン３０と、冷却部１１と、を主要に具備する。
　具体的には、飛行装置１０は、エンジンを搭載し、エンジンが運転されることで発生するエネルギにより飛行するエンジン搭載型ドローンである。飛行装置１０としては、シリーズハイブリッドドローンまたはパラレルハイブリッドドローンを採用できる。シリーズハイブリッドドローンは、エンジン３０により発電機を駆動し、発電機から給電を受けたモータが、後述するロータ１４を回転させる。パラレルハイブリッドドローンは、当該モータによりロータ１４を回転させる電気的駆動系とは別に、エンジン３０により機械的にロータ１４を回転させる機械的駆動系を有する。
　機体１９は、飛行装置１０を構成するエンジン３０等の機器を支える本体であり、合成樹脂、金属またはこれらの複合材から成る。
　ロータ１４は、回転することにより機体１９が浮遊するための推力を発生する。ロータ１４は、ロータ１４１、ロータ１４２、ロータ１４３およびロータ１４４を有する。ロータ１４１は、機体１９の前方右側に配置される。ロータ１４２は、機体１９の後方右側に配置される。ロータ１４３は、機体１９の後方左側に配置される。ロータ１４４は、機体１９の前方左側に配置される。
　エンジン３０は、ロータ１４１およびロータ１４２が回転するための動力を発生させる。図１では、エンジン３０は機体１９に内蔵されており、図示されない。エンジン３０は、機体１９に内蔵され、ロータ１４を所定の回転速度で回転させるためのエネルギを発生させる。更に、エンジン３０は、図５を参照して後述するように、第１エンジン部４０と、第２エンジン部４１と、を有する。
　機体１９からは、周囲に向かって複数のアーム１２が伸びている。アーム１２は、アーム１２１、アーム１２２、アーム１２３およびアーム１２４を有する。アーム１２１は、前方右側に向かって伸びる。アーム１２２は、後方右側に向かって伸びる。アーム１２３は、後方左側に向かって伸びる。アーム１２４は、前方左側に向かって伸びる。
　モータ２１は、後述するエンジン３０が発電機１６を運転することで発生する電力により、ロータ１４を回転させる。モータ２１は、モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４を有する。モータ２１１は、アーム１２１の先端に配設され、ロータ１４１を回転する。モータ２１２は、アーム１２２の先端に配設され、ロータ１４２を回転する。モータ２１３は、アーム１２３の先端に配設され、ロータ１４３を回転する。モータ２１４は、アーム１２４の先端に配設され、ロータ１４４を回転する。
　脚部１５は、機体１９の下部から下方に伸びる支持部材である。飛行装置１０が着陸状態の場合に、脚部１５の最下部が接地面に接触する。
　排気部１３は、エンジン３０が運転することで発生する排気ガスが外部に排出される部位である。排気部１３は、マフラーとも称される。前述した冷却部１１の外部側熱交換部１１２は進行方向前側に配置される一方、排気部１３は進行方向後側に配置される。外部側熱交換部１１２を前方に配置し、排気部１３を後方に配置することにより、飛行装置１０が前方に向かって移動する際に、排気部１３から排出される高温の排気ガスは後方に向かって放出され、外部側熱交換部１１２に排気ガスが接触することは無い。よって、排気ガスにより外部側熱交換部１１２の熱交換効率が低下することを防止できる。
　冷却部１１は、エンジン３０を冷却する構成機器である。具体的には、冷却部１１は水冷式冷却機構であり、水などの熱輸送媒体を循環させることで、機体１９に内蔵されたエンジン３０と、外部雰囲気とを熱交換する。これにより、飛行時におけるエンジン３０の過熱を防止し、飛行装置１０を安定的に飛行させることができる。また、エンジン３０の回転数を高回転域にすることができ、飛行装置１０の飛行能力を増大させることができる。
　ここでは、冷却部１１の外部側熱交換部１１２が、機体１９の前端下部から、前側下方に向かって突出している。また、外部側熱交換部１１２は、例えば、フィンアンドチューブ式の機構を有する熱交換器である。
　図２は、前述した構成を有する飛行装置１０を示す上面図である。図２では、ロータ１４が回転する範囲の外縁である回転範囲２５を点線で示している。
　外部側熱交換部１１２は、平面視において、機体１９の外側に配置される。具体的には、平面視において、外部側熱交換部１１２は、機体１９の前端から前方に向かって突出している。このようにすることで、平面視において、機体１９の下方に外部側熱交換部１１２が隠れることが無く、飛行時に於いて、ロータ１４のダウンウォッシュが外部側熱交換部１１２に適度に吹き付けられ、これにより外部側熱交換部１１２の内部を流通する熱輸送媒体を効果的に冷却できる。よって、冷却部１１によりエンジン３０を効果的に冷却できる。
　また、冷却部１１の外部側熱交換部１１２は、平面視において、ロータ１４と重畳しない領域に配置される。具体的には、冷却部１１は、ロータ１４の回転範囲２５と重畳しない箇所、即ち、ロータ１４１の回転範囲２５と、ロータ１４４の回転範囲２５との間に配置される。外部側熱交換部１１２がロータ１４と重畳しないことにより、ロータ１４のダウンウォッシュが過度に外部側熱交換部１１２の影響を受けることを抑制し、ロータ１４の回転による位置姿勢の制御を正確に行うことができる。
　ここで、ロータ１４が回転することで発生するダウンウォッシュは、下方に向かって台形状に広がる。即ち、ダウンウォッシュは、下方に向かって幅が広がる、裾広がりの形状を呈する。
　更に、機体１９の後端に取り付けられる排気部１３も、ロータ１４と重畳しない領域に配置される。具体的には、排気部１３は、ロータ１４２の回転範囲２５と、ロータ１４３の回転範囲２５との間に配置される。このようにすることで、ロータ１４２およびロータ１４３が回転することにより発生するダウンウォッシュにより、排気部１３からの排気が阻害されることが無い。
　図３は、飛行装置１０を側方から見た側面図である。
　外部側熱交換部１１２は、機体１９の進行方向前側に配設される。具体的には、外部側熱交換部１１２は、機体１９の前端から、前側下方に向かって延伸する。ここで、外部側熱交換部１１２は、前述したように、フィンアンドチューブ式の機構を有する熱交換器である。また、外部側熱交換部１１２を構成するフィンは、アルミニウム等の鋼板から成り、左右方向に沿って等間隔に複数が配列されている。外部側熱交換部１１２を構成するチューブは、フィンを貫くように左右方向に沿って伸びる。
　外部側熱交換部１１２を、機体１９の前方側に配置することにより、前方に向かって飛行装置１０が進行する際に、飛行装置１０の他の構成機器が、外部側熱交換部１１２に侵入する空気の気流を阻害することがないので、外部側熱交換部１１２における熱交換を促進することができる。
　また、外部側熱交換部１１２は、ロータ１４の回転面に対して、機体１９から離れる側に向かって傾斜するように構成される。具体的には、ロータ１４の回転面は、飛行装置１０が飛行する際に基準となる水平面に対して略平行である。一方、外部側熱交換部１１２は、前方に向かって、当該水平面から下方に傾斜するように機体１９から突出している。このようにすることで、外部側熱交換部１１２の前方への突出量を抑制しつつ、外部側熱交換部１１２の大きさを一定以上確保することで、外部側熱交換部１１２における熱交換の効率を高め、冷却部１１により更に効果的にエンジン３０を冷却できる。また、係る構成により、飛行装置１０が前方に進行するべく、飛行装置１０の全体が前側下方に向かって傾斜した際に、前方から見た場合の外部側熱交換部１１２の面積を大きくすることができ、外部側熱交換部１１２における熱交換を更に促進できる。
　図４は、飛行装置１０を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。飛行装置１０は、演算制御部３１と、エンジン３０と、発電機１６と、バッテリ１８と、電力変換部２４と、モータ２１と、ロータ１４と、冷却部１１とを主要に有する。
　演算制御部３１は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を有し、ここでは図示しない各種センサやコントローラからの入力に基づいて、飛行装置１０を構成する各機器の挙動を制御する。また、演算制御部３１は、各種センサからの入力に基づいて、各ロータ１４の回転数を制御するフライトコントローラも含む。
　エンジン３０は、演算制御部３１からの入力信号に基づいて動作し、飛行装置１０が飛行するためのエネルギを発生させる。エンジン３０の具体構成は図５を参照して後述する。
　発電機１６は、エンジン３０の駆動力を用いて電力を発生する装置であり、発電機１６１および発電機１６２を有する。発電機１６１は、後述するエンジン３０の第１エンジン部４０により駆動される。発電機１６２は、後述するエンジン３０の第２エンジン部４１により駆動される。
　バッテリ１８は、発電機１６と電力変換部２４との間に介装される。バッテリ１８は、発電機１６により充電される。バッテリ１８から放電された電力は、後述する電力変換部２４に供給される。
　電力変換部２４は、個々のロータ１４に対応して設けられる。電力変換部２４としては、発電機１６２から供給される交流電力を、一旦直流化した後に所定の周波数の交流電力に変換するコンバータおよびインバータを採用できる。更に、電力変換部２４としては、バッテリ１８から供給される直流電力を所定の周波数に変換するインバータを採用できる。具体的には、電力変換部２４は、電力変換部２４１、電力変換部２４２、電力変換部２４３および電力変換部２４４を有する。
　モータ２１は、個々のロータ１４に対応して設けられ、モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４を有する。モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４は、夫々、電力変換部２４１、電力変換部２４２、電力変換部２４３および電力変換部２４４から供給される電力により所定の速度で回転する。
　冷却部１１は、エンジン３０を冷却する構成機器である。冷却部１１は、エンジン側熱交換部１１１と、外部側熱交換部１１２と、媒体輸送部１１３とを有する。エンジン側熱交換部１１１は、エンジン３０と熱交換する。外部側熱交換部１１２は、外部との熱交換を行う。媒体輸送部１１３は、エンジン側熱交換部１１１と外部側熱交換部１１２との間で熱輸送媒体を輸送する。熱輸送媒体としては、例えば、水を採用できる。冷却部１１を有することにより、飛行時に於いて発熱するエンジン３０を効果的に冷却することができ、飛行時におけるエンジン３０の過熱を防止できる。
　飛行装置１０の動作を簡単に説明する。飛行装置１０は、着陸状態、離陸状態、ホバリング状態、昇降状態、水平移動状態で稼働される。
　着陸状態では、飛行装置１０は接地している。この状態では、エンジン３０は稼働しておらず、ロータ１４は回転しない。
　離陸状態では、飛行装置１０は、主に、ロータ１４の回転により発生する推力により、接地面から離れて上昇する。
　ホバリング状態では、飛行装置１０は、演算制御部３１からの指示に基づいて、エンジン３０から発生する駆動力によりロータ１４を回転させ、飛行装置１０を空中の所定位置に浮遊させる。この際、演算制御部３１からの指示に基づいて、各ロータ１４は回転している。演算制御部３１は、飛行装置１０が所定の高度および姿勢を維持できるように、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびロータ１４の回転速度を所定のものにしている。ホバリング状態に於いても、ロータ１４のダウンウォッシュにより、外部側熱交換部１１２は外気と熱交換され、飛行装置１０を効果的に冷却できる。
　昇降状態では、エンジン３０の回転数を制御することで、飛行装置１０を上昇または下降させる。この際も、演算制御部３１は、飛行装置１０が所定の高度および姿勢を維持できるように、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびロータ１４の回転速度を所定のものにしている。昇降状態に於いても、ロータ１４のダウンウォッシュにより、外部側熱交換部１１２は外気と熱交換され、飛行装置１０を効果的に冷却できる。
　水平移動状態では、演算制御部３１は、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびロータ１４の回転数を制御することにより、飛行装置１０を傾斜状態にする。この際にも、演算制御部３１は、エンジン３０の駆動状態を制御することで、ロータ１４を所定速度で回転させる。水平移動状態では、ロータ１４のダウンウォッシュにより、更には、飛行装置１０が水平移動することにより発生する気流により、外部側熱交換部１１２は外気と積極的に熱交換され、飛行装置１０を更に効果的に冷却できる。
　図５は、飛行装置１０のエンジン３０の構成および配置を示す図である。
　エンジン３０は、第１エンジン部４０と、第２エンジン部４１と、を有する。第１エンジン部４０と第２エンジン部４１とは対向配置される。
　第１エンジン部４０は、往復運動する第１ピストン４３と、第１ピストン４３の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト４２と、第１ピストン４３と第１クランクシャフト４２とを回転可能に連結する第１コネクティングロッド４４と、を有する。
　第２エンジン部４１は、往復運動する第２ピストン４６と、第２ピストン４６の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト４５と、第２ピストン４６と第２クランクシャフト４５とを回転可能に連結する第２コネクティングロッド４７と、を有する。
　第１エンジン部４０の第１ピストン４３と、第２エンジン部４１の第２ピストン４６で、燃焼室４８を共有する。換言すると、第１ピストン４３と第２ピストン４６とは、連通する一つのシリンダ４９の内部を往復運動する。よって、第１エンジン部４０および第１ピストン４３が中心部に向かって同時にストロークすることで、ストローク量を少なくしつつ、燃焼室４８における混合ガスの高膨張比をとることができる。
　ここでは図示していないが、エンジン３０には、燃焼室４８から連通する容積空間が形成されており、この容積空間に点火プラグが配置されている。また、燃焼室４８には、ここでは図示しない吸気口および排気口が形成されており、ガソリンなどの燃料を含む混合気が吸気口から燃焼室４８に導入され、燃焼後の排気ガスが排気口を経由して燃焼室４８から外部に排気される。
　上記した構成のエンジン３０は、次のように動作する。先ず、吸込行程では、第１ピストン４３および第２ピストン４６がシリンダ４９の内部で中央部から外側に向かって移動することで、燃料と空気との混合物である混合気をシリンダ４９の内部に導入する。次に、圧縮行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により、第１ピストン４３および第２ピストン４６が中央部に向かって押し出され、シリンダ４９の内部で混合気が圧縮される。次に、燃焼行程では、図示しない点火プラグが燃焼室４８で点火することで、シリンダ４９の内部で混合気が燃焼し、これにより第１ピストン４３および第２ピストン４６が下死点である外側の端部まで押し出される。その後、排気行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により第１ピストン４３および第２ピストン４６が内側に押し出され、シリンダ４９の内部に存在する燃焼後のガスは、外部に排出される。
　エンジン３０では、一つのシリンダ４９の内部で往復運動する２つの第１ピストン４３および第２ピストン４６で、ストロークを分割することができる。よって、通常のガソリンエンジンと比較して、混合ガスの圧縮比を大きくすることができる。また、シリンダ４９の内部で第１ピストン４３および第２ピストン４６が対向するので、一般的なエンジンで必要とされるシリンダヘッドが不要と成り、エンジン３０の構成が簡素であり且つ軽量とされている。また、エンジン３０を構成している各部材、即ち、第１ピストン４３および第２ピストン４６、第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５等が対向して配置され、かつ対向するように動作している。このことから、エンジン３０の各部材から発生する振動が相殺され、エンジン３０全体から外部に発生する振動を少なくすることができる。よって、このような構造のエンジン３０を飛行装置１０に搭載することで、飛行装置１０の小型化、軽量化および低振動化を達成することができる。特に、低振動化により、姿勢制御、モータ出力制御などの演算制御装置やＧＰＳセンサ等の精密機器への悪影響を防止することが出来る。また、飛行装置１０が輸送する配送荷物が振動で損傷してしまうことを防止することができる。
　エンジン３０には、ここでは図示しない逆転同期機構が備えられている。逆転同期機構は、第１クランクシャフト４２と第２クランクシャフト４５との回転方向を逆とする。更に、逆転同期機構は、第１ピストン４３と第２ピストン４６の往復運動を同期する。よって、エンジン３０において、原理的に、第１クランクシャフト４２と第２クランクシャフト４５とでは、回転方向は逆とされている。よって、第１クランクシャフト４２と駆動的に接続される発電機１６１（図４参照）と、第２クランクシャフト４５と駆動的に接続される発電機１６２（図４参照）とは、専用の反転機構を設けることなく、逆方向に回転するようになる。
　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で変更が可能である。また、前述した各形態は相互に組み合わせることが可能である。
１０　飛行装置
１１　冷却部
１１１　エンジン側熱交換部
１１２　外部側熱交換部
１１３　媒体輸送部
１２　アーム
１２１　アーム
１２２　アーム
１２３　アーム
１２４　アーム
１３　排気部
１４　ロータ
１４１　ロータ
１４２　ロータ
１４３　ロータ
１４４　ロータ
１５　脚部
１６　発電機
１６１　発電機
１６２　発電機
１８　バッテリ
１９　機体
２１　モータ
２１１　モータ
２１２　モータ
２１３　モータ
２１４　モータ
２４　電力変換部
２４１　電力変換部
２４２　電力変換部
２４３　電力変換部
２４４　電力変換部
２５　回転範囲
３０　エンジン
３１　演算制御部
４０　第１エンジン部
４１　第２エンジン部
４２　第１クランクシャフト
４３　第１ピストン
４４　第１コネクティングロッド
４５　第２クランクシャフト
４６　第２ピストン
４７　第２コネクティングロッド
４８　燃焼室
４９　シリンダ

Claims (7)

  1. 　機体と、ロータと、エンジンと、前記エンジンを冷却する冷却部と、を具備し、
    　前記冷却部は、前記エンジンと熱交換するエンジン側熱交換部と、外部との熱交換を行う外部側熱交換部と、前記エンジン側熱交換部と前記外部側熱交換部との間で熱輸送媒体を輸送する媒体輸送部と、を有することを特徴とする飛行装置。
  2. 　平面視において、前記外部側熱交換部は、前記機体の外側に配置されることを特徴とする請求項１に記載の飛行装置。
  3. 　平面視において、前記外部側熱交換部は、前記ロータと重畳しない領域に配置されることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の飛行装置。
  4. 　前記外部側熱交換部は、前記機体の進行方向前側に配設されることを特徴とする請求項１から請求項３の何れかに記載の飛行装置。
  5. 　前記外部側熱交換部は、前記ロータの回転面に対して、前記機体から離れる側に向かって傾斜するように構成されることを特徴とする請求項１から請求項４の何れかに記載の飛行装置。
  6. 　前記エンジンから発生する排気ガスを外部に排出する排気部を更に具備し、
    　前記外部側熱交換部は、進行方向前側に配置され、
    　前記排気部は、進行方向後側に配置されることを特徴とする請求項１から請求項５の何れかに記載の飛行装置。
  7. 　機体と、ロータと、エンジンと、前記エンジンを冷却する冷却部と、を具備し、
    　前記冷却部は、前記エンジンと熱交換するエンジン側熱交換部と、外部との熱交換を行う外部側熱交換部と、前記エンジン側熱交換部と前記外部側熱交換部との間で熱輸送媒体を輸送する媒体輸送部と、を有し、
    　平面視において、前記外部側熱交換部は、前記機体の外側に配置され、且つ、前記ロータと重畳しない領域に配置され、
    　前記外部側熱交換部は、前記機体の進行方向前側に配設され、
    　前記外部側熱交換部は、前記ロータの回転面に対して、前記機体から離れる側に向かって傾斜することを特徴とする飛行装置。
PCT/JP2023/009649 2022-03-17 2023-03-13 飛行装置 WO2023176782A1 (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202380011492.1A CN117255759A (zh) 2022-03-17 2023-03-13 飞行装置

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2022042678A JP7099776B1 (ja) 2022-03-17 2022-03-17 飛行装置
JP2022-042678 2022-03-17

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023176782A1 true WO2023176782A1 (ja) 2023-09-21

Family

ID=82384823

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2023/009649 WO2023176782A1 (ja) 2022-03-17 2023-03-13 飛行装置

Country Status (3)

Country Link
JP (1) JP7099776B1 (ja)
CN (1) CN117255759A (ja)
WO (1) WO2023176782A1 (ja)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007015447A1 (ja) * 2005-08-04 2007-02-08 Yamaha Hatsudoki Kabushiki Kaisha 無人ヘリコプタ
JP2014019357A (ja) * 2012-07-20 2014-02-03 Yamaha Motor Co Ltd 無人ヘリコプタ
US20180002023A1 (en) * 2016-12-27 2018-01-04 Yuneec International (China) Co.,Ltd Cooling system for unmanned aerial vehicle
CN109592027A (zh) * 2018-12-18 2019-04-09 广州市华科尔科技股份有限公司 一种水冷发动机型植保无人机
JP6856910B1 (ja) * 2019-08-30 2021-04-14 株式会社エアロジーラボ マルチコプター
KR102285303B1 (ko) * 2021-02-03 2021-08-04 한국중부발전(주) 냉각기능을 갖는 드론

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007015447A (ja) 2005-07-05 2007-01-25 Toyoda Gosei Co Ltd 車両用シート及び車両
JP2007038925A (ja) * 2005-08-04 2007-02-15 Yamaha Motor Co Ltd 無人ヘリコプタ

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2007015447A1 (ja) * 2005-08-04 2007-02-08 Yamaha Hatsudoki Kabushiki Kaisha 無人ヘリコプタ
JP2014019357A (ja) * 2012-07-20 2014-02-03 Yamaha Motor Co Ltd 無人ヘリコプタ
US20180002023A1 (en) * 2016-12-27 2018-01-04 Yuneec International (China) Co.,Ltd Cooling system for unmanned aerial vehicle
CN109592027A (zh) * 2018-12-18 2019-04-09 广州市华科尔科技股份有限公司 一种水冷发动机型植保无人机
JP6856910B1 (ja) * 2019-08-30 2021-04-14 株式会社エアロジーラボ マルチコプター
KR102285303B1 (ko) * 2021-02-03 2021-08-04 한국중부발전(주) 냉각기능을 갖는 드론

Also Published As

Publication number Publication date
JP7099776B1 (ja) 2022-07-12
JP2023136793A (ja) 2023-09-29
CN117255759A (zh) 2023-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20230042223A1 (en) Engine-mounted autonomous flying device
EP3568354B1 (en) Vertical lift by series hybrid-propulsion
EP3505449B1 (en) Heat dissipation system for electric aircraft engine
US20180257776A1 (en) Cooling a power system for an unmanned aerial vehicle
JP6969821B2 (ja) エンジン搭載自立型飛行装置
WO2023176782A1 (ja) 飛行装置
JP6794605B2 (ja) エンジン搭載型飛行装置
JP2006144703A (ja) ハイブリット車両
WO2023243299A1 (ja) 飛行装置
WO2023189644A1 (ja) 飛行装置および飛行装置制御方法
WO2023058721A1 (ja) 飛行装置
WO2021221156A1 (ja) 飛行体用エンジン発電機ユニット及び飛行体
WO2023079900A1 (ja) 飛行装置
JP2020073379A (ja) エンジン搭載自立型飛行装置
JP7221568B2 (ja) 飛行装置
WO2023199801A1 (ja) 飛行装置
JP7092963B1 (ja) 飛行体用エンジン発電機ユニット及びそれを備えた飛行体
JP7231791B2 (ja) 飛行体
JP7032289B2 (ja) 電源装置、および飛行体
CN117533499A (zh) 一种涵道风扇式载人低空飞行装置

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 202380011492.1

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 23770737

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1