WO2023243299A1

WO2023243299A1 - 飛行装置

Info

Publication number: WO2023243299A1
Application number: PCT/JP2023/018569
Authority: WO
Inventors: 満石川; 孝人関田; 理央松本
Original assignee: 株式会社石川エナジーリサーチ
Priority date: 2022-06-14
Filing date: 2023-05-18
Publication date: 2023-12-21
Also published as: JP7185971B1; JP2023182499A

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。　本発明の飛行装置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３０と熱交換するエンジン側熱交換部１１１と、外部との熱交換を行う外部側熱交換部１１２１と、エンジン側熱交換部１１１と外部側熱交換部１１２１との間で熱輸送媒体を輸送する媒体輸送部１１３と、を有する。外部側熱交換部１１２１は、ロータ１４の回転範囲の下方側に配置される。

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挙げられる。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、シリーズ型ハイブリッド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、前記ロータは、上側ロータと、前記上側ロータの下方側に配置される下側ロータと、を有し、前記外部側熱交換部は、前記上側ロータと前記下側ロータとの間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、前記ロータは、上側ロータと、前記上側ロータの下方側に配置される下側ロータと、を有し、前記外部側熱交換部は、下側ロータの下方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、前記機体から外側に向かって伸び、且つ、先端側に前記ロータが取り付けられるアームを更に具備し、前記外部側熱交換部は、前記アームに取り付けら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、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、前記エンジンは、対向配置された第１エンジン部と、第２エンジン部と、を有し、前記第１エンジン部は、第１ピストンと、第１クランクシャフトと、第１コネクティングロッドと、を有し、前記第２エンジン部は、第２ピストンと、第２クランクシャフトと、第２コネクティングロッドと、を有し、前記第１ピストンおよび前記第２ピストンは、１つの燃焼室の内部で往復運動するように構成され、前記エンジン側熱交換部は、前記燃焼室と熱交換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、前記エンジンは、前記熱輸送媒体が導入される導入部と、前記エンジンと熱交換した前記熱輸送媒体が導出される導出部と、を有し、前記導入部は、前記第１エンジン部に形成され、前記導出部は、前記第２エンジン部に形成されることを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記エンジンは、前記第１エンジン部の構成機器が内部に配設される第１エンジンブロックと、前記第２エンジン部の構成機器が内部に配設される第２エンジンブロックと、前記燃焼室を冷却する冷却流路と、を有し、前記冷却流路は、前記第１エンジンブロックの内部に形成される第１冷却流路と、前記第２エンジンブロックの内部に形成される第２冷却流路と、導通部と、を有し、前記導通部は、前記第１エンジンブロックと前記第２エンジンブロックとの境界で、前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを連通することを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記第１冷却流路および前記第２冷却流路は、前記燃焼室を全周から取り囲むように形成されることを特徴とする。

　また、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、を有し、前記エンジンは、対向配置された第１エンジン部および第２エンジン部を有し、前記第１エンジン部は、第１ピストンと、第１クランクシャフトと、第１コネクティングロッドと、を有し、前記第２エンジン部は、第２ピストンと、第２クランクシャフトと、第２コネクティングロッドと、を有し、前記第１ピストンおよび前記第２ピストンは、１つの燃焼室の内部において往復運動するように構成され、前記エンジン側熱交換部である冷却流路は、前記燃焼室の前記第１エンジン部の部分を取り囲む第１冷却流路と、前記第１冷却流路と連通して前記燃焼室の前記第２エンジン部の部分を取り囲む第２冷却流路と、を有し、前記外部側熱交換部において熱交換した前記熱輸送媒体が、前記第１冷却流路のみに設けられた導入部から導入され、前記冷却流路において熱交換した前記熱輸送媒体が、前記第２冷却流路のみに設けられた導出部から導出され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、前記ロータは、上側ロータと、前記上側ロータの下方側に配置される下側ロータと、を有し、前記外部側熱交換部は、前記上側ロータと前記下側ロータとの間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、上側ロータの送風力、および、下側ロータの吸引力の両方を用いて外部側熱交換部を極めて効果的に冷却できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記ロータは、上側ロータと、前記上側ロータの下方側に配置される下側ロータと、を有し、前記外部側熱交換部は、下側ロータの下方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、上側ロータおよび下側ロータの送風力の吸引力を用いて外部側熱交換部を極めて効果的に冷却できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記機体から外側に向かって伸び、且つ、先端側に前記ロータが取り付けられるアームを更に具備し、前記外部側熱交換部は、前記アームに取り付けられることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、外部側熱交換部をロータに接近して配置することができ、外部側熱交換部を更に効果的に冷却できる。更に、アームを、外部側熱交換部を取り付けるための治具として用いることができ、外部側熱交換部を取り付けるための専用治具を必要としないので、コストの増加を抑制できる。

　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。

　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。

　また、本発明の飛行装置では、前記エンジンは、対向配置された第１エンジン部と、第２エンジン部と、を有し、前記第１エンジン部は、第１ピストンと、第１クランクシャフトと、第１コネクティングロッドと、を有し、前記第２エンジン部は、第２ピストンと、第２クランクシャフトと、第２コネクティングロッドと、を有し、前記第１ピストンおよび前記第２ピストンは、１つの燃焼室の内部で往復運動するように構成され、前記エンジン側熱交換部は、前記燃焼室と熱交換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、エンジンが第１エンジンと第２エンジンを有する場合であっても、第１ピストンおよび第２ピストンは、１つの燃焼室の内部で往復運動することから、簡素な構成で第１エンジン部および第２エンジン部を効果的に冷却できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記エンジンは、前記熱輸送媒体が導入される導入部と、前記エンジンと熱交換した前記熱輸送媒体が導出される導出部と、を有し、前記導入部は、前記第１エンジン部に形成され、前記導出部は、前記第２エンジン部に形成されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、導入部から導入された熱輸送媒体により第１エンジン部および第２エンジン部を冷却し、冷却することにより昇温した熱輸送媒体を導出部から外部に放出できる。よって、エンジンを更に効果的に冷却できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記エンジンは、前記第１エンジン部の構成機器が内部に配設される第１エンジンブロックと、前記第２エンジン部の構成機器が内部に配設される第２エンジンブロックと、前記燃焼室を冷却する冷却流路と、を有し、前記冷却流路は、前記第１エンジンブロックの内部に形成される第１冷却流路と、前記第２エンジンブロックの内部に形成される第２冷却流路と、導通部と、を有し、前記導通部は、前記第１エンジンブロックと前記第２エンジンブロックとの境界で、前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを連通することを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、エンジンが、接合された第１エンジンブロックと第２エンジンブロックとから成る場合であっても、第１冷却流路および第２冷却流路３６により効果的に燃焼室を冷却できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記第１冷却流路および前記第２冷却流路は、前記燃焼室を全周から取り囲むように形成されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、第１冷却流路および第２冷却流路により燃焼室を更に効果的に冷却できる。

　また、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、を有し、前記エンジンは、対向配置された第１エンジン部および第２エンジン部を有し、前記第１エンジン部は、第１ピストンと、第１クランクシャフトと、第１コネクティングロッドと、を有し、前記第２エンジン部は、第２ピストンと、第２クランクシャフトと、第２コネクティングロッドと、を有し、前記第１ピストンおよび前記第２ピストンは、１つの燃焼室の内部において往復運動するように構成され、前記エンジン側熱交換部である冷却流路は、前記燃焼室の前記第１エンジン部の部分を取り囲む第１冷却流路と、前記第１冷却流路と連通して前記燃焼室の前記第２エンジン部の部分を取り囲む第２冷却流路と、を有し、前記外部側熱交換部において熱交換した前記熱輸送媒体が、前記第１冷却流路のみに設けられた導入部から導入され、前記冷却流路において熱交換した前記熱輸送媒体が、前記第２冷却流路のみに設けられた導出部から導出されることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、エンジンを冷却する熱輸送媒体は、導入部、第１冷却流路、第２冷却流路および導出部の順番で、冷却流路の内部を効果的に流通する。換言すると、冷却流路の内部において、熱輸送媒体が滞留することがない。よって、熱輸送媒体によりエンジンを均一且つ効果的に冷却できる。

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。本発明の他形態に係る飛行装置を示す斜視図である。本発明の他形態に係る飛行装置を示す上面図である。本発明の他形態に係る飛行装置を示す側面図である。本発明の他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を示す斜視図である。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を示す断面図である。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内部に形成される冷却流路を示す斜視図である。本発明の実施形態に係る飛行装置における冷却機構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を部分的に示す斜視図である。本発明の実施形態に係る飛行装置の下方部分を示す側面図である。

　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、詳細にはハイブリッドドローンとも称される。更に、以下の説明において、前方とは、飛行装置１０の進行方向前側であり、後方とは、飛行装置１０の進行方向後側である。更に、以下の説明では、機体１９から離れる側を外側と称し、機体１９に近づく側を内側と称する場合もある。

　図１は、飛行装置１０を示す斜視図である。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３０を搭載し、エンジン３０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により後述する発電機１６を駆動し、発電機１６から給電を受けたモータ２１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、モータ２１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により機械的に別のロータ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の後方右側に配置される。ロータ１４２は、機体１９の後方左側に配置される。ロータ１４３は、機体１９の前方左側に配置される。ロータ１４４は、機体１９の前方右側に配置される。

　エンジン３０は、ロータ１４１ないしロータ１４４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７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、後方右側に向かって伸びる。アーム１２２は、後方左側に向かって伸びる。アーム１２３は、前方左側に向かって伸びる。アーム１２４は、前方右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を回転させる。モータ２１２は、アーム１２２の先端に配設され、ロータ１４２を回転させる。モータ２１３は、アーム１２３の先端に配設され、ロータ１４３を回転させる。モータ２１４は、アーム１２４の先端に配設され、ロータ１４４を回転させる。

　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。後述する冷却部１１の外部側熱交換部１１２１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１１２１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１１２１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１１２１の熱交換効率が低下することを防止できる。

　冷却部１１は、後述するエンジン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１１２１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。外部側熱交換部１１２１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り、ラジエータと称される。

　外部側熱交換部１１２１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１１２１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１１２１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１１２１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１１２１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。

　更に、外部側熱交換部１１２１は、ロータ１４３の後述する回転範囲２５の下方に配設される。よって、飛行時においてロータ１４３が回転することで発生するダウンウォッシュにより、外部側熱交換部１１２１を効果的に冷却でき、ひいてはエンジン３０の過熱を防止できる。

　また、外部側熱交換部１１２１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１１２１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１１２１における熱交換を促進することができる。

　更にまた、外部側熱交換部１１２１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１１２１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１１２１の前方への突出量を抑制しつつ、外部側熱交換部１１２１の大きさを一定以上確保することで、外部側熱交換部１１２１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１１２１の面積を大きくすることができ、外部側熱交換部１１２１における熱交換を更に促進できる。

　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１１２１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１１２１は、機体１９の左方前端から左側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１１２１が隠れることが無い。

　更に、外部側熱交換部１１２１は、ロータ１４３の回転範囲２５の下方に配置される。ここで、外部側熱交換部１１２１が回転範囲２５の下方に配置される程度は、半分以下、半分以上、大部分または全てである。このようにすることで、飛行時に於いて、ロータ１４が回転することで発生するダウンウォッシュが、外部側熱交換部１１２１に強く吹き付けられ、これにより外部側熱交換部１１２１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、エンジン３０を効果的に冷却できる。

　また、機体１９の後端に取り付けられる排気部１３は、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１４１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１４１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、他形態にかかる飛行装置１０を示す斜視図である。図３に示す飛行装置１０の基本構成は図１に示したものと同様であり、外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３の構成が異なる。外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３は、前述した外部側熱交換部１１２１と同様に、冷却部１１の一部としてエンジン３０を冷却するための構成機器である。

　外部側熱交換部１１２２は、アーム１２３の中間部において、下側左方に配置されている。外部側熱交換部１１２２は、ブラケット等を介してアーム１２３に接続されている。係る構成により、外部側熱交換部１１２２をロータ１４３の直近下方に配置できる。更に、アーム１２３を、外部側熱交換部１１２２を取り付けるための接続部材として用いることができる。よって、外部側熱交換部１１２２を機体１９に固定するための専用部材が不要であることから、コスト上昇を抑制できる。

　外部側熱交換部１１２３は、アーム１２４の中間部において、下側左方に配置されている。外部側熱交換部１１２３は、ブラケット等を介してアーム１２４に接続されている。係る構成により、アーム１２４をロータ１４４の直近下方に配置できる。

　外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３は、飛行装置１０の前方側に配設されるアーム１２３およびアーム１２４に配設される。係る構成により、飛行装置１０の飛行時において、外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３に対して、効果的に風を接触させることができ、飛行時における熱交換を更に促進できる。

　ここで、飛行装置１０は、外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３の、両方を有しても良いし、何れか一方のみを有しても良い。

　図４は、他形態にかかる飛行装置１０を示す上面図である。

　外部側熱交換部１１２２は、ロータ１４３の回転範囲２５の内部に配置される。また、外部側熱交換部１１２２は、アーム１２３の左方側に配置され、即ちアーム１２３とは重畳しない部分に配置される。係る構成により、アーム１２２がアーム１２３に隠れることが無く、ロータ１４３が回転することで発生するダウンウォッシュは、効果的に外部側熱交換部１１２２に吹き付けられる。

　外部側熱交換部１１２３は、ロータ１４４の回転範囲２５の内部に配置される。また、外部側熱交換部１１２３は、アーム１２４の左方側に配置され、即ちアーム１２４とは重畳しない部分に配置される。係る構成により奏される効果は、外部側熱交換部１１２２と同様である。

　図５Ａは、他の形態に係る上側ロータ１４５等の構成を示す側面図である。

　ここでは、アーム１２３の外側端部に上側ロータ１４５および下側ロータ１４６が配置される。上側ロータ１４５は、アーム１２３の上側に配置される。下側ロータ１４６は、アーム１２３の下側に配置される。上側ロータ１４５と下側ロータ１４６とは、上方から見た場合に重畳するように配置される。また、飛行時において、上側ロータ１４５と下側ロータ１４６とは、回転速度は同等であり、回転方向は逆とされる。重畳配置される上側ロータ１４５および下側ロータ１４６を有することで、大きな揚力を得ることができる。上側ロータ１４５および下側ロータ１４６を有する構成は、上下二重反転ロータとも称される。また、図１に示した、アーム１２１、アーム１２２およびアーム１２４も、上側ロータ１４５および下側ロータ１４６が配設される。

　外部側熱交換部１１２４は、上側ロータ１４５と下側ロータ１４６との重畳領域において、上側ロータ１４５と下側ロータ１４６との間に配置される。外部側熱交換部１１２４は、図示しない取付金具等を介して、アーム１２３に取り付けられる。外部側熱交換部１１２４は、部分的に重畳領域に配置されても良いし、全てが重畳領域に配置されても良い。外部側熱交換部１１２４は、上側ロータ１４５から送風されることにより効果的に冷却される。また、下側ロータ１４６の吸引力によっても効果的に冷却される。よって、図１等に示した場合と比較すると、外部側熱交換部１１２４を更に効果的に冷却できる。

　図５Ｂは、更なる他の形態に係る上側ロータ１４５等の構成を示す側面図である。

　外部側熱交換部１１２４は、上側ロータ１４５と下側ロータ１４６との重畳領域において、下側ロータ１４６の下方に配置される。ここでも、外部側熱交換部１１２４は、部分的に重畳領域に配置されても良いし、全てが重畳領域に配置されても良い。外部側熱交換部１１２４は、図示しない取付金具等を介して、アーム１２３に取り付けられる。外部側熱交換部１１２４は、上側ロータ１４５および下側ロータ１４６から送風されることにより、効果的に冷却される。よって、図１等に示した場合と比較すると、外部側熱交換部１１２４を更に効果的に冷却できる。

　図６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７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１６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１４１ないしロータ１４４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１１２１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１１２１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１１２１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。ここで、図３に示す場合は、外部側熱交換部１１２１に替えて、外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３を有する。

　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１１２１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、各ロータ１４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１１２１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１１２１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。

　本実施形態の飛行装置１０は、前述したどの飛行状態であっても、ロータ１４のダウンウォッシュにより外部側熱交換部１１２１等が冷却されることから、エンジン３０を効果的に冷却できる。

　図７は、エンジン３０の外観構成を示す斜視図である。

　エンジン３０は、第１エンジンブロック３２と、第２エンジンブロック３３とを有する。第１エンジンブロック３２および第２エンジンブロック３３は、鋳造されたアルミニウム等の金属から成り、エンジン３０の外殻を構成する。後述するように、第１エンジンブロック３２には、第１エンジン部４０の構成機器が内部に配設される。第２エンジンブロック３３には、第２エンジン部４１の構成機器が内部に配設される。更に、エンジン３０を冷却するエンジン側熱交換部１１１である冷却流路３４は、第１エンジンブロック３２および第２エンジンブロック３３に内蔵される。また、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は、夫々、第１エンジンブロック３２および第２エンジンブロック３３の側面から外部に導出している。

　更に、第１エンジンブロック３２の下部には導入部３８が形成され、第２エンジンブロック３３の上部には導出部３９が形成される。導入部３８および導出部３９は、冷却流路３４に供給される熱輸送媒体である冷却水が流通する部位であり、係る事項は図８を参照して後述する。

　図８は、飛行装置１０に搭載されるエンジン３０の構成および配置を示す図である。図８では、冷却流路３４の内部における冷却水の流れを矢印で示している。

　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。また、第１エンジン部４０の各部材は第１エンジンブロック３２に収納され、第２エンジン部４１の各部材は第２エンジンブロック３３に収納される。

　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。

　エンジン３０は、第１エンジンブロック３２と第２エンジンブロック３３とを接合して締結することにより成る。即ち、第１シリンダブロック５０の内部空間と、第２シリンダブロック５１の内部空間とを連通させることにより、シリンダ４９である燃焼室４８が形成される。第１シリンダブロック５０の内部を第１ピストン４３が往復運動し、第２シリンダブロック５１の内部空間を第２ピストン４６が往復運動する。

　前述したように、エンジン３０の内部には、冷却流路３４が形成される。冷却流路３４は、第１エンジンブロック３２および第２エンジンブロック３３の肉厚部分に形成された空洞である。冷却流路３４は、第１冷却流路３５と、第２冷却流路３６と、導通部３７と、を有する。第１冷却流路３５は、第１エンジンブロック３２の一部である第１シリンダブロック５０の内部に形成される空洞である。第２冷却流路３６は、第２エンジンブロック３３の一部である第２シリンダブロック５１の内部に形成される空洞である。導通部３７は、第１エンジンブロック３２と第２エンジンブロック３３との境界５２で、第１冷却流路３５と第２冷却流路３６とを連通する。換言すると、導通部３７は、第１シリンダブロック５０の後端部、および、第２シリンダブロック５１の前端部に渡って形成された空洞であり、第１冷却流路３５と第２冷却流路３６とを連通させる部位である。また、冷却流路３４の前方端部は導入部３８と連通し、冷却流路３４の後方端部は導出部３９と連通する。冷却流路３４の具体形状は、図９を参照して後述する。

　エンジン３０の運転時において、導入部３８から熱輸送媒体である冷却水が導入される。導入された冷却水は、第１冷却流路３５、導通部３７および第２冷却流路３６の順番で流通する。この際、燃焼室４８と熱交換することによりエンジン３０を冷却する。その後、熱交換により昇温した冷却水は、導出部３９を経由して外部に導出される。例えば、第１冷却流路３５の外側端部の少なくとも一部または全部は、第１ピストン４３の外側死点よりも外側に配置される。また、第２冷却流路３６の外側端部の少なくとも一部または全部は、第２ピストン４６の外側死点よりも外側に配置される。このようにすることで、燃焼室４８のほぼ全てを、冷却流路３４により外側から覆うことができ、燃焼室４８を更に効果的に冷却できる。

　図９は、具現化された冷却流路３４を示す斜視図である。図９では、前述した第１エンジンブロック３２と第２エンジンブロック３３との境界５２を点線で示している。また、図９では、冷却流路３４における冷却水の流れを矢印で示している。

　冷却流路３４は、エンジン３０を構成する鋳造金属であるエンジンブロックの肉厚部分に形成された連続する空洞である。前述したように、冷却流路３４は、冷却水の流れにおける上流側から、導入部３８、第１冷却流路３５、導通部３７、第２冷却流路３６および導出部３９を有している。

　第１冷却流路３５は、略円筒状を呈する燃焼室４８の後方部分を、半径方向外側から略全周において取り囲むように形成される。詳述すると、第１冷却流路３５は、燃焼室４８の後方部分の少なくとも下半分を、半径方向外側から取り囲むように形成される。ここで、燃焼室４８の上端部近傍において、第１冷却流路３５は不連続部が形成されている。これは、燃焼室４８の上端部近傍に、燃焼室４８の内部で爆発行程を実行するために着火するプラグ等が配置されるからである。係る構成により、第１冷却流路３５を流通する冷却水により、燃焼室４８の後方部分を効果的に冷却できる。

　第２冷却流路３６は、略円筒状を呈する燃焼室４８の前方部分を、半径方向外側から略全周において取り囲むように形成される。詳述すると、第２冷却流路３６は、燃焼室４８の前方部分の少なくとも下半分を、半径方向外側から取り囲むように形成される。第２冷却流路３６の上方部分は、ここでは図示しないピストン等の構成機器を避けるように、複雑な形状を呈している。係る構成により、第１冷却流路３５を流通する冷却水により、燃焼室４８の前方部分を効果的に冷却できる。

　導通部３７は、境界５２において、第１冷却流路３５と第２冷却流路３６を連通する空洞である。導通部３７は、円周方向に沿って離散的に複数が形成される。

　このようにすることで、燃焼室４８を全体的に冷却流路３４により囲い込むことができる。よって、飛行装置１０が運転される際に燃焼室４８を効果的に且つ均等に冷却することができ、飛行装置１０の過熱を抑制できる。一例として、冷却流路３４は、唯一の導入部３８と、唯一の導出部３９とを有している。このようにすることで、冷却流路３４に、導入部３８から導出部３９に至るまで、全ての冷却水が直列に流れる流路を形成でき、エンジン３０を更に効果的に冷却でき、エンジン３０および飛行装置１０の更なる軽量化等を実現できる。

　図８を再び参照して、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。

　このように飛行装置１０は、吸込行程、圧縮行程および排気行程を繰り返す。この際、常に冷却流路３４には冷却水が循環する。よって、各行程を高速に実行し、飛行装置１０により回転動力を発生させることができる。

　図１０は、エンジン３０を冷却する冷却機構５３を示すブロック図である。

　冷却機構５３は、エンジン側熱交換部１１１である冷却流路３４、ラジエタキャップ２０、外部側熱交換部１１２１、ウォーターポンプ１７を有する循環経路である。また、ラジエタキャップ２０には、リザーバタンク２２が接続される。

　冷却流路３４の構成等は、図８、図９を参照して説明したとおりである。

　ラジエタキャップ２０は、外部側熱交換部１１２１に隣接され、冷却水の圧力を所定値に保つ構成機器である。

　外部側熱交換部１１２１の構成等は、図２、図３等を参照して説明したとおりである。また、他の形態に係る外部側熱交換部１１２１の等は、図１１を参照して後述する。

　リザーバタンク２２は、冷却水を貯留し、冷却機構５３で冷却水が不足した場合、不足分の冷却水を冷却機構５３に補うものである。

　ウォーターポンプ１７は、冷却機構５３を構成する各機器の間で冷却水が流通するための圧力を発生する部位である。

　飛行装置１０の飛行時においてエンジン３０が運転される際、ウォーターポンプ１７の駆動力により、冷却水は、冷却流路３４、ラジエタキャップ２０、外部側熱交換部１１２１およびウォーターポンプ１７の間で循環する。冷却流路３４を通過する際に、冷却水はエンジン３０から受熱することで昇温する。また、１１２１２を通過する際に、外気と熱交換することで冷却水は冷却される。このようにすることで、飛行装置１０の飛行時におけるエンジン３０の過熱を防止している。

　更に、図８に示したように、エンジン３０は、第１エンジンブロック３２および第２エンジンブロック３３から成る。本実施形態では、１つの冷却流路３４により第１エンジンブロック３２および第２エンジンブロック３３を冷却できることから、冷却機構５３および飛行装置１０の、簡素化、軽量化、コンパクト化、長寿命化および省メンテナンス化等を促進できる。

　図１１は、飛行装置１０において、外部側熱交換部１１２１およびその周辺部を部分的に示す斜視図である。

　前述したように、機体１９の端部から外側に向かってアーム１２３が伸びている。アーム１２３の外側端部では、上側部分に上側モータ２１３１が配設され、下側部分に下側モータ２１３２が配設される。上側モータ２１３１には上側ロータ１４５が接続される。下側モータ２１３２には下側ロータ１４６が接続される。

　外部側熱交換部１１２１は、ブラケット２９を介して機体１９の側面に設置される。外部側熱交換部１１２１は、水平面に対して略水平に配設されている。即ち、外部側熱交換部１１２１がフィンアンドチューブ式のものである場合、フィンが水平に整列する。

　シュラウド２８は、外部側熱交換部１１２１の上方部分に配置される。シュラウド２８は、略枠状を呈する合成樹脂から成る部材であり、風を外部側熱交換部１１２１に集める機能を有する。

　外部側熱交換部１１２１および外部側熱交換部１１２１は、上側ロータ１４５および下側ロータ１４６の回転範囲の内部に配置される。このようにすることで、上側ロータ１４５および下側ロータ１４６が回転することで発生する強力なダウンウォッシュが、外部側熱交換部１１２１に作用する。これにより、外部側熱交換部１１２１において冷却水を効果的に冷却できる。更にここでは、外部側熱交換部１１２１の上部にシュラウド２８を配置していることから、シュラウド２８により効果的に、ダウンウォッシュを外部側熱交換部１１２１に向かって集合させることができる。

　図１２は、飛行装置１０の下方部分を示す側面図である。

　機体１９の下部には、収納部２３が配置されている。収納部２３は、略箱状の構成部材であり、その内部には配線基板等の電装機器が収納される。

　収納部２３の下部左方側には、コンバータ２６およびヒートシンク２７が配設される。図６を参照して、コンバータ２６は、発電機１６により発電された交流電力を直流電力に変換する機器である。コンバータ２６により変換された直流電力は、インバータである電力変換部２４に供給される。ヒートシンク２７は、コンバータ２６に取り付けられた、アルミニウム等から成る金属板である。ヒートシンク２７により、コンバータ２６からの熱を積極的に外部に放出できる。コンバータ２６および収納部２３を、収納部２３の下部に設置することにより、飛行装置１０が飛行することで発生する飛行風により、ヒートシンク２７およびコンバータ２６を効果的に冷却できる。

　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。

　例えば、図５Ａおよび図５Ｂに示した外部側熱交換部１１２４を冷却するための構成は、図１ないし図４に示した全ての飛行装置１０に対して適用できる。また、図１に示した外部側熱交換部１１２１の構成と、図３に示した外部側熱交換部１１２２および外部側熱交換部１１２３の構成を組み合わせることもできる。

　更に、図２を参照して、外部側熱交換部１１２１は、回転範囲２５の外側に配設することもできる。係る構成であっても、飛行装置１０が飛行する際に発生する風により、外部側熱交換部１１２１における熱交換を積極的に行うことができる。

１０　飛行装置
１１　冷却部
１１１　エンジン側熱交換部
１１２１　外部側熱交換部
１１２２　外部側熱交換部
１１２３　外部側熱交換部
１１２４　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
１４５　上側ロータ
１４６　下側ロータ
１５　脚部
１６　発電機
１６１　発電機
１６２　発電機
１７　ウォーターポンプ
１８　バッテリ
１９　機体
２０　ラジエタキャップ
２１　モータ
２１１　モータ
２１２　モータ
２１３　モータ
２１３１　上側モータ
２１３２　下側モータ
２１４　モータ
２２　リザーバタンク
２３　収納部
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
２６　コンバータ
２７　ヒートシンク
２８　シュラウド
２９　ブラケット
３０　エンジン
３１　演算制御部
３２　第１エンジンブロック
３３　第２エンジンブロック
３４　冷却流路
３５　第１冷却流路
３６　第２冷却流路
３７　導通部
３８　導入部
３９　導出部
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
５０　第１シリンダブロック
５１　第２シリンダブロック
５２　境界
５３　冷却機構

Claims

　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。
　前記ロータは、上側ロータと、前記上側ロータの下方側に配置される下側ロータと、を有し、
　前記外部側熱交換部は、前記上側ロータと前記下側ロータとの間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。
　前記ロータは、上側ロータと、前記上側ロータの下方側に配置される下側ロータと、を有し、
　前記外部側熱交換部は、前記下側ロータの下方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。
　前記機体から外側に向かって伸び、且つ、先端側に前記ロータが取り付けられるアームを更に具備し、
　前記外部側熱交換部は、前記アームに取り付けら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。
　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または請求項２に記載の飛行装置。
　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または請求項２に記載の飛行装置。
　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または請求項２に記載の飛行装置。
　前記エンジンは、対向配置された第１エンジン部と、第２エンジン部と、を有し、
　前記第１エンジン部は、第１ピストンと、第１クランクシャフトと、第１コネクティングロッドと、を有し、
　前記第２エンジン部は、第２ピストンと、第２クランクシャフトと、第２コネクティングロッドと、を有し、
　前記第１ピストンおよび前記第２ピストンは、１つの燃焼室の内部で往復運動するように構成され、
　前記エンジン側熱交換部は、前記燃焼室と熱交換するように構成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。
　前記エンジンは、前記熱輸送媒体が導入される導入部と、前記エンジンと熱交換した前記熱輸送媒体が導出される導出部と、を有し、
　前記導入部は、前記第１エンジン部に形成され、
　前記導出部は、前記第２エンジン部に形成されることを特徴とする請求項８に記載の飛行装置。
　前記エンジンは、前記第１エンジン部の構成機器が内部に配設される第１エンジンブロックと、前記第２エンジン部の構成機器が内部に配設される第２エンジンブロックと、前記燃焼室を冷却する冷却流路と、を有し、
　前記冷却流路は、前記第１エンジンブロックの内部に形成される第１冷却流路と、前記第２エンジンブロックの内部に形成される第２冷却流路と、導通部と、を有し、
　前記導通部は、前記第１エンジンブロックと前記第２エンジンブロックとの境界で、前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを連通することを特徴とする請求項９に記載の飛行装置。
　前記第１冷却流路および前記第２冷却流路は、前記燃焼室を全周から取り囲むように形成されることを特徴とする請求項１０に記載の飛行装置。
　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、
　前記エンジンは、対向配置された第１エンジン部および第２エンジン部を有し、
　前記第１エンジン部は、第１ピストンと、第１クランクシャフトと、第１コネクティングロッドと、を有し、
　前記第２エンジン部は、第２ピストンと、第２クランクシャフトと、第２コネクティングロッドと、を有し、
　前記第１ピストンおよび前記第２ピストンは、１つの燃焼室の内部において往復運動するように構成され、
　前記エンジン側熱交換部である冷却流路は、前記燃焼室の前記第１エンジン部の部分を取り囲む第１冷却流路と、前記第１冷却流路と連通して前記燃焼室の前記第２エンジン部の部分を取り囲む第２冷却流路と、を有し、
　前記外部側熱交換部において熱交換した前記熱輸送媒体が、前記第１冷却流路のみに設けられた導入部から導入され、
　前記冷却流路において熱交換した前記熱輸送媒体が、前記第２冷却流路のみに設けられた導出部から導出されることを特徴とする飛行装置。