JP2021133888A

JP2021133888A - Air vehicle

Info

Publication number: JP2021133888A
Application number: JP2020033730A
Authority: JP
Inventors: 俊一郎玉田; Shunichiro Tamada
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2020-02-28
Filing date: 2020-02-28
Publication date: 2021-09-13

Abstract

To provide an electric propulsion type air vehicle which is advantageous in maintainability.SOLUTION: An electric propulsion type air vehicle 100 comprises: a propulsion rotor 105; a motor 106 which pivotally supports and rotates the propulsion rotor; power generating means 1 which generates electric power for driving the propulsion rotor; power storing means 2 which stores the electric power generated by the power generating means; and a first housing 6R and a second housing 6L which are disposed spaced apart from each other at an exterior part of an airframe of the air vehicle. The power generating means is housed in the first housing and the power storing means is housed in the second housing.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、複数の電源装置を備えた飛行体に関する。 The present invention relates to an air vehicle including a plurality of power supply devices.

モータ等の電動の駆動源を備えた電気推進式の飛行体が提案されている。例えば、特許文献１には、エンジン（燃焼機関）で発電機の回転シャフトを回転させることで電力を生成し、当該電力によりモータを駆動する電気推進式のヘリコプタが開示されている。 An electric propulsion type air vehicle equipped with an electric drive source such as a motor has been proposed. For example, Patent Document 1 discloses an electric propulsion type helicopter in which electric power is generated by rotating a rotating shaft of a generator in an engine (combustion engine) and the motor is driven by the electric power.

米国特許第９２４８９０８号明細書U.S. Pat. No. 9,248,908

特許文献に記載されているように、キャビンを有する機体内にエンジンと発電機とを配置すると、キャビンスペースの確保が困難になったり、乗員の安全性が低下したりしうる。そのため、エンジンおよび発電機は、機体の外部に配置されることが好ましい。また、飛行体では、安定飛行のため左右の重量差を低減させることが求められているが、飛行体の右側と左側とのそれぞれにエンジンおよび発電機を配置することは冗長的な構成であり、飛行体のコストの点で不利になりうる。 As described in the patent document, if the engine and the generator are arranged in the cabin having the cabin, it may be difficult to secure the cabin space and the safety of the occupants may be lowered. Therefore, it is preferable that the engine and the generator are arranged outside the airframe. In addition, the flying object is required to reduce the weight difference between the left and right sides for stable flight, but arranging the engine and generator on the right side and the left side of the flying object is a redundant configuration. , Can be disadvantageous in terms of the cost of the aircraft.

そこで、本発明は、電気推進式の飛行体におけるコストの点で有利な技術を提供することを目的とする。 Therefore, an object of the present invention is to provide a technique advantageous in terms of cost in an electric propulsion type air vehicle.

上記目的を達成するために、本発明の一側面としての飛行体は、電気推進式の飛行体であって、推進ロータと、前記推進ロータを軸支して回転させるモータと、前記推進ロータを駆動するための電力を生成する発電手段と、前記発電手段で生成された電力を蓄電する蓄電手段と、前記飛行体の機体の外部において互いに離間して配置された第１ハウジングおよび第２ハウジングと、を備え、前記発電手段は前記第１ハウジング内に収容され、前記蓄電手段は前記第２ハウジング内に収容されている、ことを特徴とする。 In order to achieve the above object, the air vehicle as one aspect of the present invention is an electric propulsion type air vehicle, and includes a propulsion rotor, a motor that pivotally supports and rotates the propulsion rotor, and the propulsion rotor. A power generation means for generating electric power for driving, a power storage means for storing the electric power generated by the power generation means, and a first housing and a second housing arranged apart from each other outside the body of the flying object. , The power generation means is housed in the first housing, and the power storage means is housed in the second housing.

本発明によれば、電気推進式の飛行体におけるコストの点で有利な技術を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide a technique advantageous in terms of cost in an electric propulsion type air vehicle.

第１実施形態の飛行体の模式図Schematic diagram of the flying object of the first embodiment 第１実施形態の飛行体の構成例を示すブロック図Block diagram showing a configuration example of the flying object of the first embodiment 第１実施形態における右側電源装置の外観図External view of the right power supply device according to the first embodiment 第１実施形態における右側電源装置の断面図Cross-sectional view of the right power supply device according to the first embodiment 第１実施形態の飛行体の飛行制御を示すブロック図Block diagram showing flight control of the flying object of the first embodiment 第１実施形態の飛行体の飛行制御を示すフローチャートFlow chart showing flight control of the flying object of the first embodiment 第２実施形態の飛行体の模式図Schematic diagram of the flying object of the second embodiment 第２実施形態の飛行体の構成例を示すブロック図Block diagram showing a configuration example of the flying object of the second embodiment

以下、本発明の実施形態について図を参照しながら説明する。本発明は、以下の実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨の範囲内での構成の変更や変形も含む。また、本実施形態で説明されている特徴の組み合わせの全てが本発明に必須のものとは限らない。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. The present invention is not limited to the following embodiments, and includes modifications and modifications of the configuration within the scope of the gist of the present invention. Moreover, not all combinations of features described in the present embodiment are essential to the present invention.

＜第１実施形態＞
本発明に係る第１実施形態について説明する。図１は、本実施形態の飛行体１００の模式図である。図中、矢印Ｘ、Ｙ、Ｚはそれぞれ、飛行体１００の前後方向、幅方向（左右方向）、上下方向を示す。本実施形態の飛行体１００は、モータを駆動源として推進ロータ１０５（またはプロペラ）を回転させる電気推進式の飛行体であり、具体的には、推進ロータ１０５を有する固定翼航空機（プロペラ機）である。 <First Embodiment>
The first embodiment according to the present invention will be described. FIG. 1 is a schematic view of the flying object 100 of the present embodiment. In the figure, arrows X, Y, and Z indicate the front-rear direction, the width direction (horizontal direction), and the vertical direction of the flying object 100, respectively. The aircraft body 100 of the present embodiment is an electric propulsion type aircraft body that rotates a propulsion rotor 105 (or a propeller) using a motor as a drive source, and specifically, a fixed-wing aircraft (propeller aircraft) having a propulsion rotor 105. Is.

飛行体１００は、例えば、キャビン（客室、操縦室）を有する機体１０１と、主翼１０２Ｒ、１０２Ｌと、水平尾翼１０３Ｒ、１０３Ｌと、複数の電源装置１０４（１０４Ｒ、１０４Ｌ）と、飛行体１００の推力を発生させる推進ロータ１０５（プロペラ）とを含みうる。また、機体１０１には、モータ１０６と、電力制御部１０７と、主制御部１０８とが設けられる。モータ１０６は、複数の電源装置１０４から供給された電力により推進ロータ１０５を回転させる。電力制御部１０７は、例えばＰＣＵ（Power Control Unit）であり、電源装置１０４からモータ１０６に供給される電力を制御する。主制御部１０８は、例えばＥＣＵ（Electronic Control Unit）であり、ＣＰＵに代表されるプロセッサ、半導体メモリ等の記憶デバイス、外部デバイスとのインタフェース等を含み、電力制御部１０７を介してモータ１０６による推進ロータ１０５の回転を制御することにより飛行体１００の飛行動作を制御する。ここで、図１に示す例では、推進ロータ１０５が機体１０１の後部に設けられているが、それに限られず、機体１０１の前部に設けられてもよいし、機体１０１の上部に設けられてもよい。 The aircraft 100 includes, for example, an airframe 101 having a cabin (cabin cabin, cockpit), main wings 102R and 102L, horizontal stabilizers 103R and 103L, a plurality of power supply devices 104 (104R and 104L), and thrust of the aircraft 100. It may include a propulsion rotor 105 (propeller) for generating the above. Further, the machine body 101 is provided with a motor 106, a power control unit 107, and a main control unit 108. The motor 106 rotates the propulsion rotor 105 by the electric power supplied from the plurality of power supply devices 104. The power control unit 107 is, for example, a PCU (Power Control Unit), and controls the power supplied from the power supply device 104 to the motor 106. The main control unit 108 is, for example, an ECU (Electronic Control Unit), includes a processor typified by a CPU, a storage device such as a semiconductor memory, an interface with an external device, and the like, and is propelled by a motor 106 via a power control unit 107. The flight operation of the flying object 100 is controlled by controlling the rotation of the rotor 105. Here, in the example shown in FIG. 1, the propulsion rotor 105 is provided at the rear part of the airframe 101, but the present invention is not limited to this, and the propulsion rotor 105 may be provided at the front part of the airframe 101 or may be provided at the upper part of the airframe 101. May be good.

複数の電源装置１０４は、飛行体１００で用いられる電力、例えばモータ１０６を駆動するための電力を生成（発電）したり蓄積（蓄電）したりする装置であり、機体１０１の外部に設けられる。このように複数の電源装置１０４を機体１０１の外部に配置することで、発電機構等が機体１０１の内部空間を占有することを回避することができ、キャビンの拡大や他の構成部品のレイアウト性の向上、電源装置１０４のメンテナンス性の向上を図ることができる。 The plurality of power supply devices 104 are devices that generate (generate electricity) or store (store) electric power used in the airframe 100, for example, electric power for driving the motor 106, and are provided outside the airframe 101. By arranging the plurality of power supply devices 104 outside the body 101 in this way, it is possible to prevent the power generation mechanism and the like from occupying the internal space of the body 101, and the cabin can be expanded and the layout of other components can be improved. And the maintainability of the power supply device 104 can be improved.

本実施形態の飛行体１００では、複数の電源装置１０４が主翼１０２Ｒ、１０２Ｌの上部にそれぞれ設けられている。具体的には、図１に示すように、電源装置１０４Ｒが右側の主翼１０２Ｒの上部に設けられており、電源装置１０４Ｌが左側の主翼１０２Ｌの上部に設けられている。以下では、右側の主翼１０２Ｒ（即ち、機体１０１に対して右側）に設けられた電源装置１０４Ｒを「右側電源装置１０４Ｒ」と呼ぶことがあり、左側の主翼１０２Ｌ（即ち、機体１０１に対して左側）に設けられた電源装置１０４Ｌを「左側電源装置１０４Ｌ」と呼ぶことがある。ここで、電源装置１０４の数は、２個に限られず、３個以上であってもよいが、飛行体１００の左右において空気抵抗や重量のバランスを保つためには、機体１０１の左右に同数の電源装置１０４が配置されることが好ましい。 In the flying object 100 of the present embodiment, a plurality of power supply devices 104 are provided above the main wings 102R and 102L, respectively. Specifically, as shown in FIG. 1, the power supply device 104R is provided above the main wing 102R on the right side, and the power supply device 104L is provided above the main wing 102L on the left side. Hereinafter, the power supply device 104R provided on the right wing 102R (that is, the right side with respect to the airframe 101) may be referred to as a “right power supply device 104R”, and the left wing 102L (that is, the left side with respect to the airframe 101). ) May be referred to as a "left power supply device 104L". Here, the number of the power supply devices 104 is not limited to two, and may be three or more, but in order to maintain the balance of air resistance and weight on the left and right sides of the airframe 100, the same number on the left and right sides of the airframe 101. It is preferable that the power supply device 104 of the above is arranged.

複数の電源装置１０４は、モータ１０６を駆動するための電力の発電および蓄電を行うユニットであり、電力を生成する発電部１と電力を蓄電するバッテリ２（蓄電部）とを備える。しかしながら、機体１０１の左右に配置された複数の電源装置１０４（右側電源装置１０４Ｒ、左側電源装置１０４Ｌ）の各々に対して、発電部１およびバッテリ２の両方を設けてしまうと、構成が冗長的になるとともに、飛行体１００のコストの点で不利になりうる。例えば、発電部１は、ガスタービンエンジン１０と発電機２０とで構成されるモジュールであり高価であるため、複数の電源装置１０４の各々に発電部１を設けてしまうと、飛行体１００の低コスト化を図ることが困難になりうる。そこで、本実施形態の飛行体１００は、右側電源装置１０４Ｒおよび左側電源装置１０４Ｌの一方に発電部１が設けられ、他方にバッテリ２が設けられる。以下では、図１に示すように、右側電源装置１０４Ｒに発電部１が設けられ、左側電源装置１０４Ｌにバッテリ２が設けられている例について説明する。 The plurality of power supply devices 104 are units that generate and store electric power for driving the motor 106, and include a power generation unit 1 that generates electric power and a battery 2 (storage unit) that stores electric power. However, if both the power generation unit 1 and the battery 2 are provided for each of the plurality of power supply devices 104 (right power supply device 104R, left power supply device 104L) arranged on the left and right sides of the machine body 101, the configuration becomes redundant. At the same time, it can be disadvantageous in terms of the cost of the air vehicle 100. For example, the power generation unit 1 is a module composed of a gas turbine engine 10 and a generator 20 and is expensive. Therefore, if the power generation unit 1 is provided in each of the plurality of power supply devices 104, the air vehicle 100 is lowered. It can be difficult to increase the cost. Therefore, in the flying object 100 of the present embodiment, the power generation unit 1 is provided on one of the right power supply device 104R and the left power supply device 104L, and the battery 2 is provided on the other side. Hereinafter, as shown in FIG. 1, an example in which the power generation unit 1 is provided in the right power supply device 104R and the battery 2 is provided in the left power supply device 104L will be described.

図２は、飛行体１００の構成例を示すブロック図である。図２では、機体１０１と、右側電源装置１０４Ｒと、左側電源装置１０４Ｌとが図示されている。
機体１０１には、推進ロータ１０５と、推進ロータ１０５を軸支して回転させるモータ１０６と、モータ１０６に供給される電力を制御する電力制御部１０７と、飛行体１００の飛行動作を制御する主制御部１０８とが設けられる。電力制御部１０７は、主制御部１０８による制御下において、飛行体１００の飛行動作に応じた電力をバッテリ２からモータ１０６に供給することにより、推進ロータ１０５の回転量を制御することができる。なお、本実施形態では、発電部１で発電された電力を一旦バッテリ２に蓄電し、バッテリ２に蓄電された電力をモータ１０６に供給する構成例を説明しるが、それに限られず、バッテリ２を介さずに発電部１からモータ１０６に直接電力を供給する構成であってもよい。 FIG. 2 is a block diagram showing a configuration example of the flying object 100. In FIG. 2, the machine body 101, the right power supply device 104R, and the left power supply device 104L are shown.
The body 101 includes a propulsion rotor 105, a motor 106 that pivotally supports and rotates the propulsion rotor 105, a power control unit 107 that controls the electric power supplied to the motor 106, and a main body that controls the flight operation of the flying object 100. A control unit 108 is provided. Under the control of the main control unit 108, the electric power control unit 107 can control the rotation amount of the propulsion rotor 105 by supplying electric power corresponding to the flight operation of the flying object 100 from the battery 2 to the motor 106. In the present embodiment, a configuration example in which the electric power generated by the power generation unit 1 is temporarily stored in the battery 2 and the electric power stored in the battery 2 is supplied to the motor 106 will be described, but the present invention is not limited to this, and the battery 2 is not limited thereto. The electric power may be directly supplied from the power generation unit 1 to the motor 106 without going through the power generation unit 1.

右側電源装置１０４Ｒ（第１電源装置）は、発電部１と燃料タンク３Ｒとを備える。発電部１は、ガスタービンエンジン１０と、ガスタービンエンジン１０の出力により発電する発電機２０とを含む。燃料タンク３Ｒは、ガスタービンエンジン１０の燃料を貯留する。ガスタービンエンジン１０の燃料としては、メタノールやガソリン等が用いられる。一方、左側電源装置１０４Ｌ（第２電源装置）は、バッテリ２と燃料タンク３Ｌとを備える。バッテリ２は、右側電源装置１０４Ｒの発電部１（発電機２０）で生成された電力を蓄電する。燃料タンク３Ｌは、ガスタービンエンジン１０の燃料を貯留する。右側電源装置１０４Ｒの燃料タンク３Ｒと左側電源装置１０４Ｌの燃料タンク３Ｌとは、連通管５を介して互いに連通されており、これにより燃料タンク３Ｒと燃料タンクＬとで貯留している燃料の量を同様にし、飛行体１００の左右のバランスを保つことができる。ここで、右側電源装置１０４Ｒの燃料タンク３Ｒおよび左側電源装置１０４Ｌの燃料タンク３Ｌは、飛行体１００の左右のバランスを保つ観点から、貯留可能な燃料の容量の差が許容範囲になるように構成される。例えば、燃料タンク３Ｒと燃料タンク３Ｌとは、貯留可能な燃料の容量が同様（例えば同じ）になるように構成されることが好ましい。 The right power supply device 104R (first power supply device) includes a power generation unit 1 and a fuel tank 3R. The power generation unit 1 includes a gas turbine engine 10 and a generator 20 that generates electricity from the output of the gas turbine engine 10. The fuel tank 3R stores the fuel of the gas turbine engine 10. As the fuel for the gas turbine engine 10, methanol, gasoline, or the like is used. On the other hand, the left power supply device 104L (second power supply device) includes a battery 2 and a fuel tank 3L. The battery 2 stores the electric power generated by the power generation unit 1 (generator 20) of the right power supply device 104R. The fuel tank 3L stores the fuel of the gas turbine engine 10. The fuel tank 3R of the right power supply device 104R and the fuel tank 3L of the left power supply device 104L are communicated with each other via a communication pipe 5, whereby the amount of fuel stored in the fuel tank 3R and the fuel tank L is stored. In the same manner, the left and right balance of the air vehicle 100 can be maintained. Here, the fuel tank 3R of the right power supply device 104R and the fuel tank 3L of the left power supply device 104L are configured so that the difference in the capacity of the fuel that can be stored is within an allowable range from the viewpoint of maintaining the left-right balance of the flying object 100. Will be done. For example, the fuel tank 3R and the fuel tank 3L are preferably configured so that the capacities of the fuel that can be stored are the same (for example, the same).

［右側電源装置の構成例］
次に、右側電源装置１０４Ｒの構成例について、図３および図４を参照しながら説明する。図３は右側電源装置１０４Ｒの外観図を示し、図４は、右側電源装置１０４Ｒの断面図を示している。なお、図４において、矢印は気体の経路を示している。 [Configuration example of right power supply unit]
Next, a configuration example of the right power supply device 104R will be described with reference to FIGS. 3 and 4. FIG. 3 shows an external view of the right power supply device 104R, and FIG. 4 shows a cross-sectional view of the right power supply device 104R. In FIG. 4, the arrow indicates the gas path.

右側電源装置１０４Ｒは、その外壁を形成する中空のハウジング６Ｒ（第１ハウジング）を備える。ハウジング６Ｒは、Ｘ方向に沿って延伸した外形（即ち、Ｘ方向に沿って細長いポット型の外形）を有している。機体１０１の外部に配置されるハウジング６Ｒがこのような外形を有することにより、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗を低減することができる。本実施形態のハウジング６Ｒは、その胴体部分が円筒形状を有しているため、横風の影響をより小さくすることができる。また、ハウジング６Ｒの先端部は、前側に向かって縮径するテーパ形状を有する。本実施形態では、ハウジング６Ｒの先端部が半球形状に構成されているが、三角錐形状であってもよい。このように先端部をテーパ形状に構成することにより、飛行体１００の前進飛行中の空気抵抗をさらに低減することができる。ここで、ハウジング６Ｒの形状は、円筒形状に限られず、角筒形状等や他の筒形状であってもよい。また、ハウジング６Ｒが円筒形状の部分と角筒形状の部分とを含んでいてもよい。 The right power supply device 104R includes a hollow housing 6R (first housing) forming its outer wall. The housing 6R has an outer shape extending along the X direction (that is, an elongated pot-shaped outer shape along the X direction). By having the housing 6R arranged outside the airframe 101 having such an outer shape, it is possible to reduce the air resistance of the airframe 100 during forward flight. Since the body portion of the housing 6R of the present embodiment has a cylindrical shape, the influence of crosswinds can be further reduced. Further, the tip portion of the housing 6R has a tapered shape whose diameter is reduced toward the front side. In the present embodiment, the tip of the housing 6R is formed in a hemispherical shape, but it may be in the shape of a triangular pyramid. By forming the tip portion in a tapered shape in this way, the air resistance of the flying object 100 during forward flight can be further reduced. Here, the shape of the housing 6R is not limited to a cylindrical shape, and may be a square cylinder shape or another cylinder shape. Further, the housing 6R may include a cylindrical portion and a square tubular portion.

ハウジング６Ｒの内部には、発電部１と燃料タンク３Ｒとが収容される。発電部１は、上述したように、ガスタービンエンジン１０と、ガスタービンエンジン１０の出力により発電する発電機２０とを含む。燃料タンク３Ｒは、ガスタービンエンジン１０の燃料（メタノールやガソリン等）を貯留する。ガスタービンエンジン１０、発電機２０および燃料タンク３Ｒは、飛行体１００の前後方向（Ｘ方向）に沿って配列されることが好ましい。本実施形態では、飛行体１００の前後方向において、ガスタービンエンジン１０と燃料タンク３Ｒとの間に発電機２０が配置される。また、ガスタービンエンジン１０と発電機２０とは共通の回転軸７上（同軸上）に設けられ、ガスタービンエンジン１０が回転軸７を回転駆動することで、発電機２０が発電することができる。このような構成により、ガスタービンエンジン１０と発電機２０とをスペース的に無駄なく配置し、コンパクト化を図ることができる。なお、発電部１（発電機２０）で発電された電力は、不図示のケーブルを介して左側電源装置１０４Ｌのバッテリ２に供給されて蓄電される。 The power generation unit 1 and the fuel tank 3R are housed inside the housing 6R. As described above, the power generation unit 1 includes a gas turbine engine 10 and a generator 20 that generates electricity from the output of the gas turbine engine 10. The fuel tank 3R stores the fuel (methanol, gasoline, etc.) of the gas turbine engine 10. The gas turbine engine 10, the generator 20, and the fuel tank 3R are preferably arranged along the front-rear direction (X direction) of the air vehicle 100. In the present embodiment, the generator 20 is arranged between the gas turbine engine 10 and the fuel tank 3R in the front-rear direction of the air vehicle 100. Further, the gas turbine engine 10 and the generator 20 are provided on a common rotating shaft 7 (coaxially), and the gas turbine engine 10 rotationally drives the rotating shaft 7 so that the generator 20 can generate electricity. .. With such a configuration, the gas turbine engine 10 and the generator 20 can be arranged without wasting space and can be made compact. The electric power generated by the power generation unit 1 (generator 20) is supplied to the battery 2 of the left power supply device 104L via a cable (not shown) and stored.

ガスタービンエンジン１０は、インペラ１１とデフューザ１２とを含む圧縮機を備える。インペラ１１は回転軸７に取り付けられており、吸気口Ｐｉから取り入れられた空気が、インペラ１１の回転によりデフューザ１２を介して圧縮されながら圧縮室１３に送出される。圧縮室１３は、図４に示すように、ガスタービンエンジン１０を囲う筒状の外周ケース（ハウジング６）と、その内側に配されて排気管１７の外壁を構成する筒状の内周ケースとの間に画定された密閉空間である。圧縮室１３内に保持された圧縮空気は、燃焼室１４の周壁に設けられた開口部１４ａから燃焼室１４内に取り込まれる。燃焼室１４には、燃料噴射ノズル１５が設けられており、供給ポンプ８（供給部）により配管を介して燃料タンク３Ｒから供給された燃料が、燃料噴射ノズル１５により燃焼室１４内に噴射される。始動時には、不図示の点火装置により燃焼室１４内の混合気体が点火され、その後、燃焼室１４内で混合気体の燃焼が継続的に発生する。燃焼室１４内で高温高圧となった燃焼ガスは、タービンノズル１６から筒状の排気管１７へ噴出され、回転軸７に取り付けられたタービン１８を回転させるとともに、電源装置１０４（ハウジング６）の後部に設けられた排気口Ｐｏから後方へ排出される。 The gas turbine engine 10 includes a compressor including an impeller 11 and a diffuser 12. The impeller 11 is attached to the rotating shaft 7, and the air taken in from the intake port Pi is sent to the compression chamber 13 while being compressed via the diffuser 12 by the rotation of the impeller 11. As shown in FIG. 4, the compression chamber 13 includes a tubular outer peripheral case (housing 6) that surrounds the gas turbine engine 10 and a tubular inner peripheral case that is arranged inside the gas turbine engine 10 and constitutes the outer wall of the exhaust pipe 17. It is a closed space defined between. The compressed air held in the compression chamber 13 is taken into the combustion chamber 14 through the opening 14a provided in the peripheral wall of the combustion chamber 14. A fuel injection nozzle 15 is provided in the combustion chamber 14, and fuel supplied from the fuel tank 3R by the supply pump 8 (supply unit) via a pipe is injected into the combustion chamber 14 by the fuel injection nozzle 15. NS. At the time of starting, the mixed gas in the combustion chamber 14 is ignited by an ignition device (not shown), and then the combustion of the mixed gas is continuously generated in the combustion chamber 14. The combustion gas that has become high temperature and high pressure in the combustion chamber 14 is ejected from the turbine nozzle 16 to the tubular exhaust pipe 17 to rotate the turbine 18 attached to the rotating shaft 7, and the power supply device 104 (housing 6). It is discharged rearward from the exhaust port Po provided at the rear.

回転軸７には、インペラ１１と、タービン１８と、後述する発電機２０のロータ２１（永久磁石等）とが設けられており、タービン１８の回転により、インペラ１１およびロータ２１を一体的に回転させることができる。なお、本実施形態の場合、ガスタービンエンジン１０は、専ら発電機２０の駆動を目的としたものであり、排気流を飛行体１００の推進力に積極的に利用することは想定されていないが、補助的な推進力として利用する態様であってもよい。 The rotating shaft 7 is provided with an impeller 11, a turbine 18, and a rotor 21 (permanent magnet, etc.) of a generator 20 described later, and the impeller 11 and the rotor 21 are integrally rotated by the rotation of the turbine 18. Can be made to. In the case of the present embodiment, the gas turbine engine 10 is exclusively for driving the generator 20, and it is not assumed that the exhaust flow is actively used for the propulsive force of the flying object 100. , It may be used as an auxiliary propulsive force.

発電機２０は、回転軸７に取り付けられた永久磁石等のロータ２１と、ロータ２１の周囲に配設されたコイル等のステータ２２とを含む。ガスタービンエンジン１０により回転軸７が回転し、それに伴って、回転軸７に取り付けられたロータ２１が回転することにより、ステータ２２で発電することができる。また、ステータ２２の周囲には、ステータ２２を冷却するためのフィン２３が、回転軸７の周方向に複数設けられている。複数のフィン２３は、吸気口Ｐｉから取り入れられた空気が導風される空間に配置されており、当該空気が複数のフィン２３の間を通ることにより、複数のフィン２３が冷却され、それに伴ってステータ２２を冷却することができる。 The generator 20 includes a rotor 21 such as a permanent magnet attached to the rotating shaft 7, and a stator 22 such as a coil arranged around the rotor 21. The rotating shaft 7 is rotated by the gas turbine engine 10, and the rotor 21 attached to the rotating shaft 7 is rotated accordingly, so that the stator 22 can generate electricity. Further, a plurality of fins 23 for cooling the stator 22 are provided around the stator 22 in the circumferential direction of the rotating shaft 7. The plurality of fins 23 are arranged in a space in which the air taken in from the intake port Pi is guided, and the air passes between the plurality of fins 23 to cool the plurality of fins 23. The stator 22 can be cooled.

また、発電部１は、発電制御部２４を備える。発電制御部２４は、発電機２０の発電を制御する回路、および、ガスタービンエンジン１０の駆動を制御する回路を含む。発電制御部２４は、左側電源装置１０４Ｌのバッテリ２を電源として使用してもよいが、発電制御部２４内に蓄電池（バッテリ）を独自に設けておき、その蓄電池を電源として使用してもよいし、機体１０１内に設けられた蓄電池（バッテリ）を電源として使用してもよい。 Further, the power generation unit 1 includes a power generation control unit 24. The power generation control unit 24 includes a circuit that controls the power generation of the generator 20 and a circuit that controls the drive of the gas turbine engine 10. The power generation control unit 24 may use the battery 2 of the left power supply device 104L as a power source, but the power generation control unit 24 may independently provide a storage battery (battery) in the power generation control unit 24 and use the storage battery as a power source. However, a storage battery (battery) provided in the machine body 101 may be used as a power source.

［左側電源装置の構成例］
次に、左側電源装置１０４Ｌの構成例について説明する。
左側電源装置１０４Ｌは、その外壁を形成する中空のハウジング６Ｌ（第２ハウジング）を備える。ハウジング６Ｌは、図３に示す右側電源装置１０４Ｒのハウジング６Ｒ（第１ハウジング）と同様の外形を有しているとともに、当該ハウジング６Ｒと離間（分離）して配置される。このように右側電源装置１０４Ｒのハウジング６Ｒと左側電源装置１０４Ｌのハウジング６Ｌとを同様の外形（例えば同じ外形）とすることで、飛行体１００の前進飛行中における空気抵抗の差を低減し、飛行体１００を安定的に飛行させることができる。 [Configuration example of left power supply unit]
Next, a configuration example of the left power supply device 104L will be described.
The left power supply device 104L includes a hollow housing 6L (second housing) forming its outer wall. The housing 6L has the same outer shape as the housing 6R (first housing) of the right power supply device 104R shown in FIG. 3, and is arranged separately from the housing 6R. By making the housing 6R of the right power supply device 104R and the housing 6L of the left power supply device 104L have the same outer shape (for example, the same outer shape) in this way, the difference in air resistance during forward flight of the flying object 100 is reduced, and the flight The body 100 can be flown stably.

ハウジング６Ｌの内部には、図１等に示すように、バッテリ２と燃料タンク３Ｌとが収容される。バッテリ２は、右側電源装置１０４Ｒの発電機２０で生成された電力を蓄電する。バッテリ２は、その総重量が、右側電源装置１０４Ｒの発電部１（ガスタービンエンジン１０および発電機２０）の総重量と同様（例えば同じ）になるように設けられることが好ましい。具体的には、バッテリ２は、バッテリ２の重量と発電部１の重量との差が許容範囲に収まるように設けられることが好ましい。許容範囲は、例えば飛行体１００が安定的に飛行することができる左右のバランス差の範囲に設定されうる。 As shown in FIG. 1 and the like, the battery 2 and the fuel tank 3L are housed inside the housing 6L. The battery 2 stores the electric power generated by the generator 20 of the right power supply device 104R. The battery 2 is preferably provided so that its total weight is the same as (for example, the same) as the total weight of the power generation unit 1 (gas turbine engine 10 and generator 20) of the right power supply device 104R. Specifically, the battery 2 is preferably provided so that the difference between the weight of the battery 2 and the weight of the power generation unit 1 is within an allowable range. The permissible range can be set, for example, to the range of the left-right balance difference that allows the flying object 100 to fly stably.

ここで、左側電源装置１０４Ｌのハウジング６Ｌが、図３に示す右側電源装置１０４Ｒのハウジング６Ｒと同様の外形を有する場合、吸気口Ｐｉおよび排気口Ｐｏは、バッテリ２を冷却するために用いられるとよい。例えば、吸気口Ｐｉから取り込まれた空気がバッテリ２における複数のバッテリセルの間を通過して排気口Ｐｏから排出されるように、バッテリ２が構成されるとよい。 Here, when the housing 6L of the left power supply device 104L has the same outer shape as the housing 6R of the right power supply device 104R shown in FIG. 3, the intake port Pi and the exhaust port Po are used to cool the battery 2. good. For example, the battery 2 may be configured so that the air taken in from the intake port Pi passes between the plurality of battery cells in the battery 2 and is discharged from the exhaust port Po.

［飛行体の飛行制御］
次に、上述した飛行体１００の飛行制御例について説明する。
図５は、飛行体１００の飛行動作の制御ブロックを示す図であり、主制御部１０８（ＥＣＵ）と飛行体１００に備えられたセンサ群とが図示されている。図５に示すように、主制御部１０８（ＥＣＵ）は、少なくとも1個のプロセッサ（ＣＰＵ）１０８ａと、ＲＯＭやＲＡＭなどのメモリ１０８ｂと、Ｉ／Ｏ１０８ｃとを備えるマイクロコンピュータによって構成されうる。主制御部１０８は、上述したように、機体１０１内に設けられうる。また、センサ群は、例えば、第１回転数センサ４０、第１温度センサ４１、第２温度センサ４２、第３温度センサ４３、第１圧力センサ４４、第２圧力センサ４５、高度計４６、ジャイロセンサ４７、ＧＰＳセンサ４８、第２回転数センサ４９、ＷＯＷ（Weight-On-Wheel）センサ５０を含みうる。 [Flight control of flying object]
Next, a flight control example of the above-mentioned flying object 100 will be described.
FIG. 5 is a diagram showing a control block for flight operation of the flight body 100, and shows a main control unit 108 (ECU) and a sensor group provided in the flight body 100. As shown in FIG. 5, the main control unit 108 (ECU) may be composed of a microcomputer including at least one processor (CPU) 108a, a memory 108b such as a ROM or a RAM, and an I / O 108c. As described above, the main control unit 108 may be provided in the machine body 101. The sensor group includes, for example, a first rotation speed sensor 40, a first temperature sensor 41, a second temperature sensor 42, a third temperature sensor 43, a first pressure sensor 44, a second pressure sensor 45, an altitude meter 46, and a gyro sensor. 47, GPS sensor 48, second rotation speed sensor 49, WOW (Weight-On-Wheel) sensor 50 may be included.

第１回転数センサ４０は、ガスタービンエンジン１０により回転駆動される回転軸７の回転数を検出する。第１温度センサ４１は、ハウジング６の吸気口Ｐｉから取り入れられた空気の温度を検出する。第２温度センサ４２は、排気口Ｐｏから排出される燃焼ガスの温度を検出する。第３温度センサ４３は、潤滑オイル供給系（不図示）により回転軸７に供給される潤滑油の温度を検出する。第１圧力センサ４４は、飛行体１００の外部圧力（大気圧）を検出する。第２圧力センサ４５は、吸気口Ｐｉから取り入れられる空気の圧力を検出する。高度計４６は、飛行体１００の高度を検出する。ジャイロセンサ４７は、ピッチ軸、ロール軸およびヨー軸の各々について飛行体１００の傾きを検出する。ＧＰＳセンサ４８は、飛行体１００の現在位置を検出する。第２回転数センサ４９は、モータ１０６の回転数（即ち、推進ロータ１０５の回転数）を検出する。また、ＷＯＷセンサ５０は、飛行体１００の重量が車軸に掛かったことを検知するセンサである。 The first rotation speed sensor 40 detects the rotation speed of the rotation shaft 7 which is rotationally driven by the gas turbine engine 10. The first temperature sensor 41 detects the temperature of the air taken in from the intake port Pi of the housing 6. The second temperature sensor 42 detects the temperature of the combustion gas discharged from the exhaust port Po. The third temperature sensor 43 detects the temperature of the lubricating oil supplied to the rotating shaft 7 by the lubricating oil supply system (not shown). The first pressure sensor 44 detects the external pressure (atmospheric pressure) of the flying object 100. The second pressure sensor 45 detects the pressure of the air taken in from the intake port Pi. The altimeter 46 detects the altitude of the aircraft 100. The gyro sensor 47 detects the inclination of the flying object 100 for each of the pitch axis, the roll axis, and the yaw axis. The GPS sensor 48 detects the current position of the flying object 100. The second rotation speed sensor 49 detects the rotation speed of the motor 106 (that is, the rotation speed of the propulsion rotor 105). Further, the WOW sensor 50 is a sensor that detects that the weight of the flying object 100 is applied to the axle.

主制御部１０８は、各センサ４０〜５０で得られたデータに基づいて、推進ロータ１０５の回転を制御するための指令信号を電力制御部１０７に送信する。電力制御部１０７では、主制御部１０８から受信した指令信号に基づいて、バッテリ２からモータ１０６に供給される電力を制御する。これにより、推進ロータ１０５の回転数を制御し、飛行体１００の飛行動作を制御することができる。 The main control unit 108 transmits a command signal for controlling the rotation of the propulsion rotor 105 to the power control unit 107 based on the data obtained by the sensors 40 to 50. The power control unit 107 controls the power supplied from the battery 2 to the motor 106 based on the command signal received from the main control unit 108. Thereby, the rotation speed of the propulsion rotor 105 can be controlled, and the flight operation of the flying object 100 can be controlled.

図６は、飛行体１００の飛行制御を示すフローチャートである。図６に示すフローチャートの各工程は、主制御部１０８によって実行されうる。
主制御部１０８は、Ｓ１０において、操縦者が入力（指示）した目的地、フライトコースなどのフライトミッションを読み込んだ後、Ｓ１２に進み、ガスタービンエンジン１０に燃料を供給して駆動する。次いでＳ１４に進み、主制御部１０８は、離陸可能か否かを判断する。離陸が不可能である場合には以降の処理をスキップして終了し、離陸可能である場合にはＳ１６に進み、離陸動作を行う。 FIG. 6 is a flowchart showing the flight control of the flying object 100. Each step of the flowchart shown in FIG. 6 can be executed by the main control unit 108.
After reading the flight mission such as the destination and the flight course input (instructed) by the operator in S10, the main control unit 108 proceeds to S12 and supplies fuel to the gas turbine engine 10 to drive the gas turbine engine 10. Then, the process proceeds to S14, and the main control unit 108 determines whether or not the takeoff is possible. If takeoff is not possible, the subsequent processing is skipped and the process ends. If takeoff is possible, the process proceeds to S16 and the takeoff operation is performed.

次いでＳ１４に進み、主制御部１０８は、高度計４６での検出結果に基づいて、飛行体１００が所望の高度に達したか否か、即ち、離陸動作が完了したか否かを判断する。所定の高度に達していない場合にはＳ１６に戻り、所定の高度に達した場合にはＳ２０に進んで飛行動作を行う。飛行動作では、主制御部１０８は、ジャイロセンサ４７での検出結果に基づき、操縦者の指令に従って飛行体１００の姿勢を調整しつつ、入力された目的地に向けて飛行する。 Then, the process proceeds to S14, and the main control unit 108 determines whether or not the aircraft 100 has reached a desired altitude, that is, whether or not the takeoff operation has been completed, based on the detection result of the altimeter 46. If it has not reached a predetermined altitude, it returns to S16, and if it reaches a predetermined altitude, it proceeds to S20 to perform a flight operation. In the flight operation, the main control unit 108 flies toward the input destination while adjusting the attitude of the flying object 100 according to the command of the operator based on the detection result of the gyro sensor 47.

次いでＳ２２に進み、主制御部１０８は、ＧＰＳセンサ４８での検出結果に基づいて、目的地の上空に到達したか否かを判断する。目的地の上空に到達していない場合にはＳ２０に戻り、目的地の上空に到達した場合にはＳ２４に進んで着陸動作に移行する。主制御部１０８は、Ｓ２６において、ＷＯＷセンサ５０での検出結果に基づいて飛行体１００が着陸（着地）したか否かを判断し、着陸が完了するまでＳ２４を繰り返し行う。 Then, the process proceeds to S22, and the main control unit 108 determines whether or not the vehicle has reached the sky above the destination based on the detection result of the GPS sensor 48. If it has not reached the sky above the destination, it returns to S20, and if it reaches the sky above the destination, it proceeds to S24 and shifts to the landing operation. In S26, the main control unit 108 determines whether or not the aircraft 100 has landed (landed) based on the detection result of the WOW sensor 50, and repeats S24 until the landing is completed.

上述したように、本実施形態の飛行体１００は、モータ１０６を駆動するための電力の発電および蓄電を行う複数の電源装置１０４（右側電源装置１０４Ｒ、左側電源装置１０４Ｌ）を含む。そして、右側電源装置１０４Ｒおよび左側電源装置１０４Ｌの一方に発電部１が設けられ、他方にバッテリ２が設けられる。このような構成により、複数の電源装置１０４（ハウジング６Ｒ、６Ｌ）の各々に対して発電部１およびバッテリ２の両方が設けられる構成に比べ、冗長的な構成を回避して飛行体１００のコストの点で有利になりうる。つまり、高価である発電部１（ガスタービンエンジン１０、発電機２０）を右側電源装置１０４Ｒおよび左側電源装置１０４Ｌの一方のみに設けることにより、飛行体１００の低コスト化を図ることができる。ここで、本実施形態の飛行体１００では、発電部１を有する電源装置１０４（右側電源装置１０４Ｒ）とバッテリ２を有する電源装置１０４とを１個ずつ配置した構成としたが、飛行体１００の重量や飛行距離に応じて複数個ずつ配置した構成であってもよい。この場合においても、飛行体１００の左右のバランス差が許容範囲に収まるように、複数の電源装置１０４を配置するとよい。 As described above, the flying object 100 of the present embodiment includes a plurality of power supply devices 104 (right power supply device 104R, left power supply device 104L) that generate and store electric power for driving the motor 106. A power generation unit 1 is provided on one of the right power supply device 104R and the left power supply device 104L, and a battery 2 is provided on the other side. With such a configuration, the cost of the flying object 100 avoids a redundant configuration as compared with a configuration in which both the power generation unit 1 and the battery 2 are provided for each of the plurality of power supply devices 104 (housings 6R and 6L). Can be advantageous in that respect. That is, by providing the expensive power generation unit 1 (gas turbine engine 10, generator 20) on only one of the right power supply device 104R and the left side power supply device 104L, the cost of the flying object 100 can be reduced. Here, in the flying object 100 of the present embodiment, the power supply device 104 having the power generation unit 1 (right side power supply device 104R) and the power supply device 104 having the battery 2 are arranged one by one. A plurality of them may be arranged according to the weight and the flight distance. Even in this case, it is preferable to arrange the plurality of power supply devices 104 so that the left-right balance difference of the flying object 100 is within the permissible range.

＜第２実施形態＞
本発明に係る第２実施形態について説明する。本実施形態では、複数の電源装置１０４の各々に対して推進ロータを設けた構成例について説明する。図７は本実施形態の飛行体１００’の模式図であり、図８は本実施形態の飛行体１００’の構成例を示すブロック図である。なお、図７〜図８に示す例では、推進ロータ１０５、モータ１０６および電力制御部１０７が機体１０１に設けられているが、推進ロータが各電源装置１０４に設けられる本実施形態の構成では、推進ロータ１０５、モータ１０６および電力制御部１０７が機体１０１に設けられていなくてもよい。 <Second Embodiment>
A second embodiment according to the present invention will be described. In this embodiment, a configuration example in which a propulsion rotor is provided for each of the plurality of power supply devices 104 will be described. FIG. 7 is a schematic view of the flying object 100'of the present embodiment, and FIG. 8 is a block diagram showing a configuration example of the flying object 100'of the present embodiment. In the examples shown in FIGS. 7 to 8, the propulsion rotor 105, the motor 106, and the power control unit 107 are provided in the machine body 101, but in the configuration of the present embodiment in which the propulsion rotor is provided in each power supply device 104, the propulsion rotor 105, the motor 106, and the power control unit 107 are provided in the machine body 101. The propulsion rotor 105, the motor 106, and the power control unit 107 may not be provided on the machine body 101.

本実施形態の飛行体１００’は、図７〜図８に示すように、複数の電源装置１０４の各々に対し、推進ロータ６０、モータ６１および電力制御装置６２が設けられている。具体的には、右側電源装置１０４Ｒに対して推進ロータ６０Ｒ、モータ６１Ｒおよび電力制御装置６２Ｒが設けられ、左側電源装置１０４Ｌに対して推進ロータ６０Ｌ、モータ６１Ｌおよび電力制御装置６２Ｌが設けられている。電力制御装置６２Ｒ、６２Ｌは、例えばＰＣＵ（Power Control Unit）であり、主制御部１０８による制御下において、飛行体１００の飛行動作に応じた電力をバッテリ２からモータ６１Ｒ、６１Ｌにそれぞれ供給することにより、推進ロータ６０Ｒ、６０Ｌの回転量をそれぞれ制御することができる。なお、上記以外の構成は第１実施形態と同様であり、発電部１（ガスタービンエンジン１０、発電機２０）は右側電源装置１０４Ｒに設けられ、バッテリ２は左側電源装置１０４Ｌに設けられうる。 As shown in FIGS. 7 to 8, the flying object 100'of this embodiment is provided with a propulsion rotor 60, a motor 61, and a power control device 62 for each of the plurality of power supply devices 104. Specifically, the propulsion rotor 60R, the motor 61R, and the power control device 62R are provided for the right power supply device 104R, and the propulsion rotor 60L, the motor 61L, and the power control device 62L are provided for the left power supply device 104L. .. The power control devices 62R and 62L are, for example, PCUs (Power Control Units), and under the control of the main control unit 108, supply electric power corresponding to the flight operation of the flying object 100 from the battery 2 to the motors 61R and 61L, respectively. Therefore, the rotation amounts of the propulsion rotors 60R and 60L can be controlled, respectively. The configuration other than the above is the same as that of the first embodiment, and the power generation unit 1 (gas turbine engine 10, generator 20) may be provided in the right power supply device 104R, and the battery 2 may be provided in the left power supply device 104L.

＜他の実施形態＞
上記実施形態では、飛行体１００として固定翼航空機（プロペラ機）を例示したが、ヘリコプタなどの回転式航空機や飛行船といった航空機の他、飛行型パーソナルモビリティ等にも本発明を適用可能である。 <Other embodiments>
In the above embodiment, a fixed-wing aircraft (propeller aircraft) is exemplified as the air vehicle 100, but the present invention can be applied not only to rotary aircraft such as helicopters and aircraft such as airships, but also to flight-type personal mobility and the like.

＜実施形態のまとめ＞
１．上記実施形態の飛行体は、
電気推進式の飛行体（例えば１００、１００’）であって、
推進ロータ（例えば１０５、６０Ｒ、６０Ｌ）と、
前記推進ロータを軸支して回転させるモータ（例えば１０６、６１Ｒ、６１Ｌ）と、
前記推進ロータを駆動するための電力を生成する発電手段（例えば１）と、
前記発電手段で生成された電力を蓄電する蓄電手段（例えば２）と、
前記飛行体の機体（例えば１０１）の外部において互いに離間して配置された第１ハウジング（例えば６Ｒ）および第２ハウジング（例えば６Ｌ）と、
を備え、
前記発電手段は前記第１ハウジング内に収容され、前記蓄電手段は前記第２ハウジング内に収容されている。
この構成によれば、機体の外部に設けられる複数のハウジングの各々に対して発電手段および蓄電手段の両方が設けられる構成に比べ、冗長的な構成を回避して飛行体のコストの点で有利になりうる。つまり、高価である発電手段を複数のハウジングの少なくとも１つのみに設けることで、飛行機の低コスト化を図ることができる。 <Summary of Embodiment>
1. 1. The flying object of the above embodiment is
Electric propulsion type flying object (for example, 100, 100')
Propulsion rotors (eg 105, 60R, 60L) and
A motor (for example, 106, 61R, 61L) that pivotally supports and rotates the propulsion rotor, and
A power generation means (for example, 1) that generates electric power for driving the propulsion rotor, and
A power storage means (for example, 2) for storing the electric power generated by the power generation means, and
With the first housing (for example, 6R) and the second housing (for example, 6L) arranged apart from each other outside the airframe (for example, 101) of the flying object.
With
The power generation means is housed in the first housing, and the power storage means is housed in the second housing.
According to this configuration, compared to a configuration in which both power generation means and storage means are provided for each of a plurality of housings provided outside the airframe, a redundant configuration is avoided and the cost of the airframe is advantageous. Can be. That is, the cost of the airplane can be reduced by providing the expensive power generation means in at least one of the plurality of housings.

２．上記実施形態では、
前記機体の右側および左側のうち一方に前記第１ハウジングが配置され、他方に第２ハウジングが配置されている。
この構成によれば、第１ハウジングと第２ハウジングとにおける空気抵抗や重量等の差に起因する機体の左右の不均衡（アンバランス）を低減するのに有利になる。 2. In the above embodiment
The first housing is arranged on one of the right side and the left side of the airframe, and the second housing is arranged on the other side.
According to this configuration, it is advantageous to reduce the left-right imbalance (imbalance) of the airframe due to the difference in air resistance, weight, etc. between the first housing and the second housing.

３．上記実施形態では、
前記第１ハウジングおよび前記第２ハウジングは、同じ外形を有する。
この構成によれば、第１ハウジングと第２ハウジングとの空気抵抗の差に起因する機体の不均衡（アンバランス）を低減するのに有利になる。 3. 3. In the above embodiment
The first housing and the second housing have the same outer shape.
According to this configuration, it is advantageous to reduce the imbalance of the airframe caused by the difference in air resistance between the first housing and the second housing.

４．上記実施形態では、
前記推進ロータ（例えば１０５）および前記モータ（例えば１０６）は、前記機体に設けられている。
この構成によれば、機体に設けられた推進ロータおよびモータを駆動するための電力を機体の外部で発電および蓄電することができるため、機体（例えばキャビン）の設計自由度を向上させることができる。 4. In the above embodiment
The propulsion rotor (for example, 105) and the motor (for example, 106) are provided on the airframe.
According to this configuration, electric power for driving the propulsion rotor and the motor provided in the airframe can be generated and stored outside the airframe, so that the degree of freedom in designing the airframe (for example, the cabin) can be improved. ..

５．上記実施形態では、
前記推進ロータ（例えば６０Ｒ、６０Ｌ）および前記モータ（例えば６１Ｒ、６１Ｌ）は、前記第１ハウジングおよび前記第２ハウジングの各々に設けられている。
この構成によれば、推進ロータおよびモータを機体の外部に設けることができるため、機体（例えばキャビン）の設計自由度を更に向上させることができる。 5. In the above embodiment
The propulsion rotor (for example, 60R, 60L) and the motor (for example, 61R, 61L) are provided in each of the first housing and the second housing.
According to this configuration, since the propulsion rotor and the motor can be provided outside the airframe, the degree of freedom in designing the airframe (for example, the cabin) can be further improved.

６．上記実施形態では、
前記発電手段は、回転軸（例えば７）を有する発電機（例えば２０）と、前記回転軸を回転駆動するエンジン（例えば１０）とを含み、
前記第１ハウジング内において、前記発電機および前記エンジンは、前記飛行体の前後方向に沿って配列されている。
この構成によれば、エンジンと発電機とをスペース的に無駄なく配置し、第１ハウジングのコンパクト化を図ることができる。 6. In the above embodiment
The power generation means includes a generator (for example, 20) having a rotating shaft (for example, 7) and an engine (for example, 10) for rotationally driving the rotating shaft.
In the first housing, the generator and the engine are arranged along the front-rear direction of the flying object.
According to this configuration, the engine and the generator can be arranged without wasting space, and the first housing can be made compact.

７．上記実施形態では、
前記第１ハウジングおよび前記第２ハウジングはそれぞれ、前記エンジンの燃料を貯留するタンク（例えば３Ｒ、３Ｌ）を備える。
この構成によれば、発電するためのエンジンの燃料をより多く飛行体に搭載することが可能となるため、長距離の飛行に有利になる。 7. In the above embodiment
The first housing and the second housing each include tanks (for example, 3R and 3L) for storing fuel for the engine.
According to this configuration, more fuel for the engine for power generation can be mounted on the flying object, which is advantageous for long-distance flight.

８．上記実施形態では、
前記第１ハウジングに備えられたタンク（例えば３Ｒ）と前記第２ハウジングに備えられたタンク（例えば３Ｌ）とは、貯留可能な燃料の容量の差が許容範囲になるように構成される。
この構成によれば、第１ハウジングのタンクに貯留された燃料と第２ハウジングのタンクに貯留された燃料との重量差に起因する機体の不均衡（アンバランス）を低減するのに有利になる。 8. In the above embodiment
The tank provided in the first housing (for example, 3R) and the tank provided in the second housing (for example, 3L) are configured so that the difference in the capacity of fuel that can be stored is within an allowable range.
According to this configuration, it is advantageous to reduce the imbalance of the airframe due to the weight difference between the fuel stored in the tank of the first housing and the fuel stored in the tank of the second housing. ..

９．上記実施形態では、
前記第１ハウジングに備えられたタンク（例えば３Ｒ）と前記第２ハウジングに備えられたタンク（例えば３Ｌ）とは、連通管（例えば５）によって連通されている。
この構成によれば、燃料をある程度消費した状態であっても、第１ハウジングのタンクに貯留された燃料と第２ハウジングのタンクに貯留された燃料とを均等化し、燃料の重量差に起因する機体の不均衡（アンバランス）を低減するのに有利になる。 9. In the above embodiment
The tank provided in the first housing (for example, 3R) and the tank provided in the second housing (for example, 3L) are communicated with each other by a communication pipe (for example, 5).
According to this configuration, even when the fuel is consumed to some extent, the fuel stored in the tank of the first housing and the fuel stored in the tank of the second housing are equalized, which is caused by the weight difference of the fuel. It is advantageous to reduce the imbalance of the aircraft.

１０．上記実施形態では
前記第２ハウジング内に収容される前記蓄電手段は、その重量と前記第１ハウジング内の前記発電手段の重量との差が許容範囲に収まるように構成されている。
この構成によれば、発電手段と蓄電手段との重量差に起因する機体の不均衡（アンバランス）を低減するのに有利になる。 10. In the above embodiment, the power storage means housed in the second housing is configured such that the difference between the weight thereof and the weight of the power generation means in the first housing is within an allowable range.
According to this configuration, it is advantageous to reduce the imbalance of the airframe due to the weight difference between the power generation means and the power storage means.

本発明は上記実施の形態に制限されるものではなく、本発明の精神及び範囲から離脱することなく、様々な変更及び変形が可能である。 The present invention is not limited to the above embodiments, and various modifications and modifications can be made without departing from the spirit and scope of the present invention.

１：発電部、２：バッテリ、３：燃料タンク、５：連通管、６Ｒ：第１ハウジング、６Ｌ：第２ハウジング、１００：飛行体、１０１：機体、１０４Ｒ：右側電源装置（第１電源装置）、１０４Ｌ：左側電源装置（第２電源装置） 1: Power generation unit, 2: Battery, 3: Fuel tank, 5: Communication pipe, 6R: 1st housing, 6L: 2nd housing, 100: Airframe, 101: Airframe, 104R: Right power supply (1st power supply) ), 104L: Left power supply (second power supply)

Claims

It ’s an electric propulsion aircraft.
With the propulsion rotor
A motor that pivotally supports and rotates the propulsion rotor,
A power generation means for generating electric power for driving the propulsion rotor, and
A power storage means for storing the electric power generated by the power generation means and
The first housing and the second housing, which are arranged apart from each other outside the airframe of the flying object,
With
An air vehicle characterized in that the power generation means is housed in the first housing and the power storage means is housed in the second housing.

The airframe according to claim 1, wherein the first housing is arranged on one of the right side and the left side of the airframe, and the second housing is arranged on the other side.

The flying object according to claim 1 or 2, wherein the first housing and the second housing have the same outer shape.

The flying object according to any one of claims 1 to 3, wherein the propulsion rotor and the motor are provided on the airframe.

The flying object according to any one of claims 1 to 4, wherein the propulsion rotor and the motor are provided in each of the first housing and the second housing.

The power generation means includes a generator having a rotating shaft and an engine that rotationally drives the rotating shaft.
The flying object according to any one of claims 1 to 5, wherein the generator and the engine are arranged along the front-rear direction of the flying object in the first housing.

The flying object according to claim 6, wherein each of the first housing and the second housing includes a tank for storing fuel of the engine.

The seventh aspect of claim 7 is characterized in that the tank provided in the first housing and the tank provided in the second housing are configured so that the difference in the capacity of fuel that can be stored is within an allowable range. The described flying object.

The flying object according to claim 7 or 8, wherein the tank provided in the first housing and the tank provided in the second housing are communicated with each other by a communication pipe.

The claim is characterized in that the power storage means housed in the second housing is configured such that the difference between the weight thereof and the weight of the power generation means in the first housing is within an allowable range. The flying object according to any one of 1 to 9.