JP2020006812A - aircraft - Google Patents

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Abstract

To provide an aircraft flying in the air by turning a propeller motor using a solid polymer electrolyte fuel cell or hydrogen engine as a drive source, which can control the falling speed of a hydrogen tank mounted to the aircraft when the aircraft or hydrogen tank falls from the sky.SOLUTION: An aircraft 6 is mounted with a fuel tank 1, a hydrogen regulator 7, and a fuel cell system 9 or hydrogen fuel engine, and drives a propeller motor 15 using the fuel cell system 9 or hydrogen fuel engine. The aircraft 6 includes the fuel tank 1 surrounding a hydrogen tank to increase air resistance.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、水素から動力を得る航空機に関するものである。   The present invention relates to an aircraft powered by hydrogen.

従来、例えば、特許文献１に、電気推進式航空機に一時的かつ電気的に接続する空中動力補助装置を備える航空機が開示されている。この航空機は、電気推進式航空機とは別に飛行しており、電気推進式航空機に搭載のバッテリーに対して、その航空機に搭載の電気エネルギー生産システムによって、飛行中などに充電する。電気推進式航空機の、比較的短かった飛行時間を倍増さらには３倍増に増大させようとするものであった。電気エネルギー生産システムの１つの実施例として、燃料電池を挙げている。   BACKGROUND ART Conventionally, for example, Patent Literature 1 discloses an aircraft including an aerial power assist device that is temporarily and electrically connected to an electric propulsion aircraft. This aircraft is flying separately from the electric propulsion aircraft, and the battery mounted on the electric propulsion aircraft is charged during the flight by an electric energy production system mounted on the aircraft. The aim was to double or even triple the relatively short flight time of electric propulsion aircraft. One example of an electric energy production system is a fuel cell.

また、非特許文献１には、燃料電池システムによってプロペラ用モータを駆動する燃料電池ドローンが開示されている。プロペラ用モーター駆動電源をバッテリーと燃料電池のハイブリッドにして、バッテリーのみの無人航空機に比べて長時間飛行を可能にしている。これら燃料電池駆動の無人航空機に使用される固体高分子形燃料電池は、比較的低温からも運転ができ、無人航空機用の電源に適している。   Non-Patent Document 1 discloses a fuel cell drone in which a fuel cell system drives a propeller motor. A hybrid battery / fuel cell power supply is used for the propeller motor drive, enabling longer flight times compared to battery-only unmanned aerial vehicles. The polymer electrolyte fuel cell used for these fuel cell-driven unmanned aerial vehicles can be operated even at a relatively low temperature, and is suitable for a power source for an unmanned aerial vehicle.

特表２０１６−５０５４１１号公報JP 2006-505411 A

“NASA, JAXA Eye Fuel-Cell Propulsion For Aircraft” Aviation Week & Space Technology：Aug 10,2015“NASA, JAXA Eye Fuel-Cell Propulsion For Aircraft” Aviation Week & Space Technology: Aug 10,2015 「無人航空機（ドローン、ラジコン機等）の安全な飛行のためのガイドライン」国土交通省 航空局、平成30年3月27日"Guidelines for Safe Flight of Unmanned Aerial Vehicles (Drones, Radio Controlled Aircraft, etc.)", Civil Aviation Bureau, Ministry of Land, Infrastructure, Transport and Tourism, March 27, 2018

しかしながら、固体高分子形燃料電池を無人航空機用の電源に用いた場合には、水素タンクなどの燃料供給システムを上空に飛ばすことになり、水素タンクごと落下した場合の安全性には問題があった。   However, if a polymer electrolyte fuel cell is used as a power source for unmanned aerial vehicles, the fuel supply system such as a hydrogen tank will fly over the sky, and there is a problem in the safety when the entire hydrogen tank is dropped. Was.

また、燃料電池ドローンの水素タンクの落下速度は、上記非特許文献２の「無人航空機（ドローン、ラジコン機等）の安全な飛行のためのガイドライン」に記載の飛行高さ１５０ｍからの落下に対して２００ｋｍ/ｈの速度に達する可能性もあり、水素タンクの支持構造を大きくしなければならず、かつ、重くなるといった問題があった。   In addition, the falling speed of the hydrogen tank of the fuel cell drone is lower than the falling speed from a flight height of 150 m described in "Guidelines for Safe Flight of Unmanned Aerial Vehicles (Drones, Radio Controlled Aircrafts, etc.)" In some cases, the speed of the hydrogen tank may reach 200 km / h, and there is a problem that the supporting structure of the hydrogen tank must be large and heavy.

また、特許文献１の空中動力補給装置の場合には、電気エネルギーの補給に時間を要して宅配物などの移送に長時間を要したり、充電基地のネット網が必要となったりして、技術的にも、輸送価格的にも多大な負担を要するといった問題があった。   In addition, in the case of the aerial power supply device of Patent Document 1, it takes time to supply electric energy, and it takes a long time to transport home delivery or the like, or a net network of a charging base is required. However, there has been a problem that a great burden is required both in terms of technology and transportation costs.

本発明は、このような問題に鑑みてなされたもので、その主たる目的は、水素から動力を得る航空機において、水素タンクの支持構造が大きく、かつ、重くなることの防止と落下の際の耐衝撃性の向上を図ることを別々に解決しようと試みるのではなく一挙に解決すべく、航空機あるいは航空機に備えた水素タンクが上空から落下する際の速度を管理することができる航空機を提供することにある。   The present invention has been made in view of such a problem, and a main object of the present invention is to prevent a hydrogen tank from having a large and heavy support structure in an aircraft powered by hydrogen and to prevent the hydrogen tank from becoming heavy and to be resistant to falling. To provide an aircraft capable of controlling the speed at which an aircraft or a hydrogen tank provided to the aircraft falls from the sky so that the impact resistance can be solved at once rather than separately. It is in.

上記目的を達成するための本発明に係る航空機は、水素供給源と、該水素供給源の水素から動力を得る航空機であって、前記水素供給源の空気抵抗を増大させる空気抵抗手段を備えていることを特徴とする。   An aircraft according to the present invention for achieving the above object is an aircraft that obtains power from a hydrogen supply source and hydrogen from the hydrogen supply source, and includes an air resistance unit that increases air resistance of the hydrogen supply source. It is characterized by being.

航空機は、航空の用に供することができる飛行機、回転翼航空機、滑空機、飛行船その他の機器をいう。航空機には、有人航空機と無人航空機とを含む。有人航空機は、人が乗って航空の用に供することができる航空機であればよく、マルチコプターのような回転翼を複数有する形状・構造の航空機であってもよい。無人航空機は、無人で航空の用に供することができる航空機であって、ドローンを含む。ドローンは、航空機であって、構造上人が乗ることができないものであり、遠隔操作や自動操縦により、飛行させることができるものである。   Aircraft refers to airplanes, rotorcraft, gliders, airships and other equipment that can be used for aviation. Aircraft includes manned and unmanned aircraft. The manned aircraft may be any aircraft that can be used for aviation by a person, and may be an aircraft having a shape and a structure having a plurality of rotors, such as a multicopter. An unmanned aerial vehicle is an unmanned aerial vehicle that can be used for aviation and includes a drone. A drone is an aircraft that cannot be ridden by a person due to its structure, and can be flown by remote control or automatic control.

構造上人が乗ることができないものとは、当該機器の概括的な大きさや潜在的な能力を含めた構造、性能等を確認することにより、これに該当すると判断されたものをいう。また、遠隔操作とは、プロポ等の操縦装置を活用し、空中での上昇、ホバリング、水平飛行、下降等の操作を行うことをいう。自動操縦とは、当該機器に組み込まれたプログラムにより自走的に操縦を行うことをいう。   A structure that cannot be ridden by a person means that the device is determined to fall under this by checking the structure, performance, etc., including the general size and potential capabilities of the device. In addition, the remote operation means performing operations such as ascent, hovering, level flight, and descent in the air using a control device such as a radio. The automatic control means that the control is self-propelled by a program incorporated in the device.

好ましくは、航空機は、小型飛行機、小型回転翼航空機、ドローンなどの小型航空機が好ましい。この小型航空機は有人航空機と無人航空機とを含む。水素から動力を得る方法は、水素燃料電池とモータとの組み合わせ、水素燃料ジェットエンジン、又は水素燃料エンジンが挙げられる。水素燃料エンジンには、例えば、水素を燃料とするレシプロエンジン、水素を燃料とするロータリーエンジンが挙げられる。水素供給源には、例えば、水素を貯蔵する燃料タンクを含み、インテグラル・タンクとセル・タンクとが含まれる。水素には、水素、液体水素、高圧水素が含まれる。   Preferably, the aircraft is a small aircraft, such as a small aircraft, small rotary wing aircraft, drone. The small aircraft includes manned and unmanned aircraft. Methods for obtaining power from hydrogen include a combination of a hydrogen fuel cell and a motor, a hydrogen fuel jet engine, or a hydrogen fuel engine. Examples of the hydrogen fuel engine include a reciprocating engine using hydrogen as a fuel and a rotary engine using hydrogen as a fuel. The hydrogen supply source includes, for example, a fuel tank for storing hydrogen, and includes an integral tank and a cell tank. Hydrogen includes hydrogen, liquid hydrogen, and high-pressure hydrogen.

より好ましくは、航空機は、水素供給源と、酸素供給源と、水素供給源からの水素と酸素供給源からの酸素とを反応させ、動力を発生させるよう構成された燃料電池システムと、を含むものが好ましい。また、水素供給源と、酸素供給源と、水素供給源からの水素と酸素供給源からの酸素とを混合して、動力を発生させるよう構成された水素燃料エンジンと、を含む航空機であってもよい。   More preferably, the aircraft includes a hydrogen supply, an oxygen supply, and a fuel cell system configured to react the hydrogen from the hydrogen supply with oxygen from the oxygen supply to generate power. Are preferred. The aircraft also includes a hydrogen supply, an oxygen supply, and a hydrogen fueled engine configured to generate power by mixing hydrogen from the hydrogen supply and oxygen from the oxygen supply. Is also good.

空気抵抗手段は、軽量な材料によって構成することが好ましい。また、空気抵抗手段は、水素が蓄圧された水素供給源に比べて密度が低い空気抵抗層で構成し、水素供給源に設けることが好ましい。空気抵抗手段は、例えば、少なくとも、フェルト状若しくは編地状のもの、ハニカム構造製若しくは多孔質構造製、又は発砲プラスティック製のものを用いることが好ましい。もっとも、耐火性、防炎性、難燃性の点で、発泡スチロールは除かれる。空気抵抗手段は、難燃性を有することが好ましい。   The air resistance means is preferably made of a lightweight material. Further, the air resistance means is preferably formed of an air resistance layer having a lower density than a hydrogen supply source in which hydrogen is accumulated, and is preferably provided in the hydrogen supply source. As the air resistance means, it is preferable to use, for example, at least one made of felt or knitted fabric, made of honeycomb structure or porous structure, or made of foamed plastic. However, styrene foam is excluded from the viewpoint of fire resistance, flame resistance and flame retardancy. The air resistance means preferably has flame retardancy.

また、水素供給源と空気抵抗手段とからなる構造体の空気抵抗係数ｋは０．００４以上（ｋ≧０．００４）であることが好ましい。
ただし、ｋ［ｋｇ／ｍ］：空気抵抗係数である。 Further, the air resistance coefficient k of the structure comprising the hydrogen supply source and the air resistance means is preferably 0.004 or more (k ≧ 0.004).
Here, k [kg / m] is an air resistance coefficient.

本発明の航空機によれば、上記構成としたので、空気抵抗手段が水素供給源の空気抵抗を増大させ、落下する際の速度を管理することができるという効果を奏する。   According to the aircraft of the present invention, with the above-described configuration, the air resistance means can increase the air resistance of the hydrogen supply source and can control the speed of falling.

また、本発明の航空機によれば、さらに、空気抵抗手段を、水素が蓄圧された水素供給源に比べて密度が低い空気抵抗層で構成し、水素供給源に設けたので、水素供給源が落下した場合の落下速度を抑制することができるという効果を奏する。   Further, according to the aircraft of the present invention, the air resistance means is constituted by an air resistance layer having a lower density than the hydrogen supply source in which hydrogen is accumulated, and is provided in the hydrogen supply source. This has the effect of reducing the falling speed when falling.

また、本発明の航空機によれば、さらに、水素供給源と空気抵抗手段とからなる構造体の空気抵抗係数ｋは０．００４以上（ｋ≧０．００４）であるので、落下速度を低速に抑えることができるという効果を奏する。   Further, according to the aircraft of the present invention, since the air resistance coefficient k of the structure including the hydrogen supply source and the air resistance means is 0.004 or more (k ≧ 0.004), the falling speed is reduced. This has the effect that it can be suppressed.

本発明の航空機の一実施形態を示すドローンのシステム系統図である。1 is a system diagram of a drone showing an embodiment of an aircraft of the present invention. 図１のドローンに搭載された燃料タンクの構成を示す説明図である。FIG. 2 is an explanatory diagram illustrating a configuration of a fuel tank mounted on the drone in FIG. 1. 本発明の航空機の空気抵抗手段を理論的に示す、上空から燃料タンクを落下させた場合の落下高さに対する燃料タンクの地上到達時の落下速度との関係を示すグラフである。5 is a graph theoretically showing the air resistance means of the aircraft of the present invention, showing a relationship between a falling height when the fuel tank is dropped from the sky and a falling speed when the fuel tank reaches the ground. 本発明の航空機の空気抵抗手段を理論的に示す、高さ１５０ｍの上空から燃料タンクを落下させた場合の燃料タンクの地上到達時の落下速度と空気抵抗係数との関係を示すグラフである。It is a graph which shows the air resistance means of the aircraft of this invention theoretically and which shows the relationship between the falling speed at the time of the fuel tank falling to the ground, and an air resistance coefficient when a fuel tank is dropped from the height of 150 m above the ground. 第二の実施形態の空気抵抗手段の構成を模式的に示す説明図である。It is explanatory drawing which shows typically the structure of the air resistance means of 2nd embodiment.

以下、本発明を実施するための形態について、図面を参照しつつ、詳細に説明する。なお、本発明は以下の実施形態に何ら限定されない。
［第一の実施形態］ Hereinafter, embodiments for carrying out the present invention will be described in detail with reference to the drawings. Note that the present invention is not limited to the following embodiments.
[First embodiment]

本実施形態の航空機は、本発明の航空機のなかでも、燃料電池を電源とする場合のドローンである。このドローンの好ましいシステム系統図を図１に示す。ドローン６は、図１に示すように、燃料タンク１と、水素レギュレータ７と、水素供給系８と、燃料電池スタック９と、水素循環ポンプ１０と、空気吸気系１１と、空気供給ポンプ１２と、空気排気系１３と、インバーター１４と、モータ１５と、プロペラ１６と、二次電池１７と、ＤＣ／ＤＣコンバーター１８と、を備えている。   The aircraft of the present embodiment is a drone that uses a fuel cell as a power source among the aircraft of the present invention. A preferred system diagram of this drone is shown in FIG. As shown in FIG. 1, the drone 6 includes a fuel tank 1, a hydrogen regulator 7, a hydrogen supply system 8, a fuel cell stack 9, a hydrogen circulation pump 10, an air intake system 11, and an air supply pump 12. , An air exhaust system 13, an inverter 14, a motor 15, a propeller 16, a secondary battery 17, and a DC / DC converter 18.

（燃料電池システム）
本実施形態のドローン６が備える燃料電池システムは、圧力容器を具備してこの圧力容器に蓄圧された高純度の水素を減圧弁によって減圧して固体高分子形燃料電池に供給するものである。燃料電池は、水素等の燃料と空気等の酸化剤を電気化学的に反応させることにより、燃料の持つ化学エネルギーを直接電気エネルギーに変換する装置である。この燃料電池は、用いられる電解質の種類によって、数種類に分類される。なかでも、電解質としてプロトン伝導性を有する高分子電解質膜を用いた固体高分子形燃料電池は、コンパクトな構造で高出力密度が得られ、かつ簡易なシステムで運転が可能なことから、多くの用途での電源として使用することができる。さらには、宇宙用の電源や無人飛行機用の電源としての使用することもできる。 (Fuel cell system)
The fuel cell system provided in the drone 6 of the present embodiment includes a pressure vessel, and depressurizes high-purity hydrogen stored in the pressure vessel with a pressure reducing valve and supplies the reduced pressure to a polymer electrolyte fuel cell. 2. Description of the Related Art A fuel cell is a device that directly converts chemical energy of a fuel into electric energy by electrochemically reacting a fuel such as hydrogen with an oxidant such as air. This fuel cell is classified into several types depending on the type of electrolyte used. Above all, solid polymer fuel cells using a polymer electrolyte membrane having proton conductivity as the electrolyte have high power density with a compact structure and can be operated with a simple system. It can be used as a power source for applications. Furthermore, it can also be used as a power supply for space or a power supply for unmanned aerial vehicles.

燃料タンク１の内部に蓄圧された水素は、水素レギュレータ７によって減圧され、水素供給系８を介して燃料電池スタック９に供給される。燃料電池スタック９の発電によって消費された余剰の水素は、水素循環ポンプ１０によって水素供給系８に戻される。一方で、空気吸気系１１から取り込まれた空気は、空気供給ポンプ１２によって燃料電池スタック９に供給され、燃料電池スタック９において発電に消費されると共に、余剰となった空気は空気排気系１３から大気に放出される。   The hydrogen stored in the fuel tank 1 is decompressed by a hydrogen regulator 7 and supplied to a fuel cell stack 9 via a hydrogen supply system 8. Excess hydrogen consumed by the power generation of the fuel cell stack 9 is returned to the hydrogen supply system 8 by the hydrogen circulation pump 10. On the other hand, the air taken in from the air intake system 11 is supplied to the fuel cell stack 9 by the air supply pump 12 and consumed for power generation in the fuel cell stack 9, and excess air is discharged from the air exhaust system 13. Released to the atmosphere.

燃料電池スタック９の固体高分子形燃料電池は、高分子電解質膜をアノード電極、カソ−ド電極からなる一対のガス拡散電極が挟持した単電池と、それぞれの電極に反応ガスを供給するための流路を有するガス不透過性のセパレータで構成される。そして、水素等の燃料ガスをアノード電極に、空気等の酸化剤ガスをカソード電極に供給すると、電気化学反応により単電池で起電力が起きる。この単電池の起電力は高々１Ｖと低いため、通常は複数の単電池を積層した電池スタックとして使用される。   The polymer electrolyte fuel cell of the fuel cell stack 9 has a unit cell in which a polymer electrolyte membrane is sandwiched between a pair of gas diffusion electrodes composed of an anode electrode and a cathode electrode, and supplies a reaction gas to each electrode. It is composed of a gas-impermeable separator having a flow path. When a fuel gas such as hydrogen is supplied to the anode electrode and an oxidizing gas such as air is supplied to the cathode electrode, an electromotive force is generated in the unit cell by an electrochemical reaction. Since the electromotive force of this unit cell is as low as 1 V at most, it is usually used as a battery stack in which a plurality of unit cells are stacked.

燃料電池スタック９によって発電された直流電気は、インバーター１４によって交流電気に変換されて出力され、モータ１５を駆動し、プロペラ１６を回転させて、ドローン６に推力を与える。もっとも、モータ１５に直流モータを用いる場合にはインバーター１４は不要であり、燃料電池スタック９によって発電された直流電気が、変換されずに出力され、モータ１５を駆動する。   The DC electricity generated by the fuel cell stack 9 is converted into AC electricity by the inverter 14 and output, and drives the motor 15 to rotate the propeller 16 to give thrust to the drone 6. However, when a DC motor is used as the motor 15, the inverter 14 is unnecessary, and the DC electricity generated by the fuel cell stack 9 is output without being converted and drives the motor 15.

本実施形態の燃料電池システムによれば、二次電池１７とハイブリッド構成にすることで安定した電気が供給される。必要に応じて電圧を昇圧／降圧する場合にはＤＣ／ＤＣコンバーター１８を介することもある。   According to the fuel cell system of the present embodiment, stable electricity is supplied by employing a hybrid configuration with the secondary battery 17. When increasing / decreasing the voltage as necessary, the voltage may be increased via the DC / DC converter 18.

（空気抵抗手段）
燃料タンク１は、図２に示すように、水素タンク２と、空気抵抗層３とを備えている。本実施形態の空気抵抗手段は、水素が蓄圧された水素タンク２に比べて密度が低い空気抵抗層３で構成されており、水素タンク２の外周部に設けられている。空気抵抗層３は、水素タンク２の空気抵抗を増大させる。なお、本実施形態では、水素タンク２を略半球形と略円筒とから構成しているが、水素タンク２が球形であっても、楕円形であっても空気抵抗層３はその外周部に具備される。また、空気抵抗層３は、一様な厚さである必要はなく、厚い箇所と薄い箇所とから構成されても空気抵抗としての効果は発揮される。 (Air resistance means)
The fuel tank 1 includes a hydrogen tank 2 and an air resistance layer 3, as shown in FIG. The air resistance means of the present embodiment includes an air resistance layer 3 having a lower density than the hydrogen tank 2 in which hydrogen is stored, and is provided on the outer peripheral portion of the hydrogen tank 2. The air resistance layer 3 increases the air resistance of the hydrogen tank 2. In the present embodiment, the hydrogen tank 2 is formed of a substantially hemispherical shape and a substantially cylindrical shape. However, even if the hydrogen tank 2 is spherical or elliptical, the air resistance layer 3 is provided on the outer peripheral portion thereof. Provided. In addition, the air resistance layer 3 does not need to have a uniform thickness, and an effect as air resistance is exhibited even if the air resistance layer 3 is formed of a thick portion and a thin portion.

固体高分子形燃料電池に燃料ガスとして水素を供給するための高純度の水素を蓄圧する圧力容器は、一般的には水素の圧力容器外へのリークを抑える樹脂製あるいは金属製のライナー材と、耐圧用にライナー材の外周部に巻いた高強度繊維とから構成されている。圧力容器である水素タンク２は、内層２１と外層２２の２層より構成される。内層２１をライナー材と呼び、ナイロンなどの高分子材料、あるいはアルミニウムを主成分とする金属材料によって構成される。外層２２は補強層であり、炭素繊維などによって構成される。ドローン６に組み込まれる燃料タンク１は、ドローン６と一体にして飛行させるため、軽量な材料によって構成する必要がある。そのために、燃料タンク１は、高分子材料やアルミニウム合金や炭素繊維で構成することが好適である。   A pressure vessel that accumulates high-purity hydrogen to supply hydrogen as a fuel gas to a polymer electrolyte fuel cell generally uses a resin or metal liner material that suppresses the leakage of hydrogen to the outside of the pressure vessel. And high-strength fibers wound around the outer periphery of the liner material for pressure resistance. The hydrogen tank 2 as a pressure vessel is composed of two layers, an inner layer 21 and an outer layer 22. The inner layer 21 is called a liner material and is made of a polymer material such as nylon or a metal material containing aluminum as a main component. The outer layer 22 is a reinforcing layer and is made of carbon fiber or the like. The fuel tank 1 incorporated in the drone 6 needs to be made of a lightweight material in order to fly integrally with the drone 6. Therefore, it is preferable that the fuel tank 1 is made of a polymer material, an aluminum alloy, or carbon fiber.

空気抵抗層３は、水素タンク２と一体ではなく、水素タンク２の外層２２の外側に、別部材として装着されるものであり、水素タンク２と空気抵抗層３を合わせて燃料タンク１と呼称している。外層２２に空気抵抗層３を装着させる方法としては、接着や巻回や嵌設など様々な方法があるが、ドローン６の飛行中に空気抵抗層３が外層２２から外れたり、脱落しないように強固に固定される方法であれば、いかなる方法を用いてもよい。   The air resistance layer 3 is not integrated with the hydrogen tank 2 but is mounted as a separate member outside the outer layer 22 of the hydrogen tank 2. The hydrogen tank 2 and the air resistance layer 3 are collectively referred to as a fuel tank 1. are doing. There are various methods of attaching the air resistance layer 3 to the outer layer 22, such as bonding, winding, and fitting. However, the air resistance layer 3 is not detached from the outer layer 22 or falls off during the flight of the drone 6. Any method may be used as long as the method is firmly fixed.

水素タンク２の耐圧容器としての強度は、内層２１と外層２２によって充分に確保されている。空気抵抗層３は、水素供給源の空気抵抗を増大させる目的をもって具備されるものである。すなわち、ドローン６が制御不能となって落下する場合などに、主として空気抵抗層３が落下速度を管理する役割を担う。具体的には、空気抵抗層３を具備しない場合に比較して、燃料タンク１若しくはドローン６全体の落下速度を減衰させる役割を有している。これにより、ドローン６の地表面あるいは建築物等への衝突の際の衝撃が緩和される。その結果、水素タンク２が受ける衝撃も緩和されるので、水素タンク２の衝突による破壊が防止される。   The strength of the hydrogen tank 2 as a pressure-resistant container is sufficiently ensured by the inner layer 21 and the outer layer 22. The air resistance layer 3 is provided for the purpose of increasing the air resistance of the hydrogen supply source. That is, when the drone 6 falls out of control, the air resistance layer 3 mainly plays a role in managing the falling speed. Specifically, it has a role of attenuating the falling speed of the fuel tank 1 or the entire drone 6 as compared with the case where the air resistance layer 3 is not provided. Thereby, the impact at the time of the collision of the drone 6 with the ground surface or a building or the like is reduced. As a result, the impact on the hydrogen tank 2 is also reduced, so that the hydrogen tank 2 is prevented from being broken by collision.

また、空気抵抗層３は、難燃性の素材から構成されていることが望ましい。すなわち、燃料タンク１が地表面あるいは建造物などに衝突した場合に、万一、水素タンク２が破壊され、あるいは亀裂が生じることを防止するためである。難燃性の素材を得るには、素材に難燃剤を添加してもよく、難燃剤として、水酸化アルミニウム、塩素化パラフィン、リン酸エステル系化合物などを用いてもよい。   Further, the air resistance layer 3 is desirably made of a flame-retardant material. That is, in the event that the fuel tank 1 collides with the ground surface or a building or the like, the hydrogen tank 2 is prevented from being broken or cracked. In order to obtain a flame-retardant material, a flame retardant may be added to the material, and as the flame retardant, aluminum hydroxide, chlorinated paraffin, phosphate compound or the like may be used.

次に、空気抵抗手段の作用について説明する。航空機、特定には、ドローン６が必要な電気を発電する燃料電池スタック９に水素含有ガスを供給する水素タンク２、あるいは外周部に空気抵抗層３で覆った燃料タンク１を、上空より落下させた場合の運動方程式は（１）式で与えられる。   Next, the operation of the air resistance means will be described. The aircraft, in particular, the drone 6 drops the hydrogen tank 2 that supplies the hydrogen-containing gas to the fuel cell stack 9 that generates the required electricity, or the fuel tank 1 whose outer periphery is covered with the air resistance layer 3 from the sky. In this case, the equation of motion is given by equation (1).

Figure 2020006812
Figure 2020006812

ここで、（１）式の第１辺および第２辺は燃料タンク１の落下方向ｙの落下加速度である。ｔは時間であり、ｖは落下速度である。（１）式の第３辺の第１項のｍは燃料タンク１の質量である。ｇは重力加速度であり、ｍｇは燃料タンク１に働く重力である。（１）式の第３辺の第２項のＤは燃料タンク１の落下時の空気抵抗力であり、（２）式で与えられる。   Here, the first side and the second side of the equation (1) are the falling acceleration of the fuel tank 1 in the falling direction y. t is time and v is the falling speed. M in the first term on the third side of the equation (1) is the mass of the fuel tank 1. g is the gravitational acceleration, and mg is the gravitational force acting on the fuel tank 1. D in the second term on the third side of equation (1) is the air resistance force when the fuel tank 1 falls, and is given by equation (2).

Figure 2020006812
Figure 2020006812

ここで、（２）式の第２辺のＣＤは抗力係数であり、ρは空気の密度である。Ｓは燃料タンク１の投影面積であり、燃料タンク1がその長手方向に落下するとき、燃料タンク１の短手方向の外径をｄとするとＳ＝（１／４）πｄ２で与えられる。また、第３辺のｋは空気抵抗係数と呼ばれ、（３）式で与えられる。 Here, (2) a C D is the drag coefficient of the second side of the equation, [rho is the density of air. S is the projected area of the fuel tank 1 and is given by S = (1/4) πd 2 where d is the outer diameter of the fuel tank 1 in the short direction when the fuel tank 1 falls in the longitudinal direction. Further, k on the third side is called an air resistance coefficient, and is given by Expression (3).

Figure 2020006812
Figure 2020006812

（１）式の運動方程式より、ｔ秒後の燃料タンク１の落下速度ｖは（４）式で与えられる。   From the equation of motion of equation (1), the falling velocity v of the fuel tank 1 after t seconds is given by equation (4).

Figure 2020006812
Figure 2020006812

燃料タンク１の質量ｍが一定で、その短手方向の外径ｄ（以下、「直径φ」ともいう。）が異なる場合の落下速度との関係を図３に示す。図３（ａ）は、質量ｍ＝１ｋｇの場合で、空気抵抗係数ｋ＝０、若しくは直径φが１０ｃｍ〜３０ｃｍのいずれかの条件のとき、上空から燃料タンク１を落下させた場合の落下高さに対する燃料タンク１の地上到達時の落下速度との関係を示すグラフである。図３（ｂ）は、質量ｍ＝２ｋｇの場合で、空気抵抗係数ｋ＝０、若しくは直径φが１０ｃｍ〜３０ｃｍのいずれかの条件のとき、上空から燃料タンク１を落下させた場合の落下高さに対する燃料タンク１の地上到達時の落下速度との関係を示すグラフである。   FIG. 3 shows the relationship with the falling speed when the mass m of the fuel tank 1 is constant and the outer diameter d in the lateral direction (hereinafter also referred to as “diameter φ”) is different. FIG. 3A shows a drop height when the fuel tank 1 is dropped from the sky when the mass m = 1 kg and the air resistance coefficient k is 0 or the diameter φ is 10 cm to 30 cm. 6 is a graph showing the relationship between the height and the falling speed when the fuel tank 1 reaches the ground. FIG. 3B shows the drop height when the fuel tank 1 is dropped from the sky when the mass m = 2 kg and the air resistance coefficient k is 0 or the diameter φ is 10 cm to 30 cm. 6 is a graph showing the relationship between the height and the falling speed when the fuel tank 1 reaches the ground.

航空機に装着する燃料タンク１の質量ｍを１ｋｇとし、空気抵抗層３の短手方向の外径ｄを０ｃｍ、１０ｃｍ、２０ｃｍ、３０ｃｍとした場合に、上記（４）式を用いて得られる落下速度ｖと落下高さとの関係は、図３（ａ）に示すように、空気抵抗が働かない場合（ｋ＝０）、１５０ｍの上空から燃料タンク１を落下させると、地上での落下速度は６０ｍ／ｓにも達する。それに対して、短手方向の外径ｄが３０ｃｍとなる空気抵抗層３で覆うことで、ｍ＝１ｋｇのとき落下速度ｖは３０ｍ／ｓを下回るまでに低下する。その結果、地上到達時の運動エネルギーはおよそ１／４にまで低減できる。   When the mass m of the fuel tank 1 to be mounted on the aircraft is 1 kg, and the outer diameter d in the short direction of the air resistance layer 3 is 0 cm, 10 cm, 20 cm, and 30 cm, the drop obtained using the above equation (4) As shown in FIG. 3A, when the air resistance does not work (k = 0), when the fuel tank 1 is dropped from a height of 150 m, the falling speed on the ground becomes as shown in FIG. It reaches as high as 60 m / s. On the other hand, by covering with the air resistance layer 3 having an outer diameter d of 30 cm in the short direction, the falling velocity v decreases to below 30 m / s when m = 1 kg. As a result, the kinetic energy upon reaching the ground can be reduced to about 1/4.

図４には、航空機に装着する燃料タンク１の質量ｍが一定の条件で１５０ｍの上空から落下させた場合の地上到達時の落下速度ｖと（３）式で与えられる空気抵抗係数ｋとの関係を示す。図４（ａ）には、燃料タンク１の質量ｍ=１ｋｇの場合を示す。図４（ａ）に示すように、空気抵抗係数ｋが増大するにつれて落下速度ｖが低下している。傾向的に、質量ｍ＝１ｋｇの場合、空気抵抗係数ｋが０．００４位までは落下速度ｖは急激に低下し、空気抵抗係数ｋが０．００４を超えた辺りからは徐々に落下速度が低下する。   FIG. 4 shows the relationship between the falling velocity v at the time of reaching the ground and the air resistance coefficient k given by the equation (3) when the mass m of the fuel tank 1 mounted on the aircraft is dropped from above 150 m under constant conditions. Show the relationship. FIG. 4A shows a case where the mass m of the fuel tank 1 is 1 kg. As shown in FIG. 4A, the falling speed v decreases as the air resistance coefficient k increases. When the mass m = 1 kg, the falling velocity v sharply decreases until the air resistance coefficient k reaches about 0.004, and gradually falls when the air resistance coefficient k exceeds 0.004. descend.

図３並びに図４においては、１５０ｍの上空から燃料タンク１を落下させることを前提に計算を行った。これは、国土交通省航空局が発行する上記非記特許文献２の「無人航空機（ドローン、ラジコン機等）の安全な飛行のためのガイドライン」に規定されるように、１５０ｍまでは国土交通省の許可なくドローンを飛行することが可能であることから、ドローン６も、１５０ｍの上空までは飛行する可能性があることを前提としている。   3 and 4, the calculations were performed on the assumption that the fuel tank 1 was dropped from above 150 m. This is defined by the “Guidelines for Safe Flight of Unmanned Aerial Vehicles (Drones, Radio Controlled Aircrafts, etc.)” in Non-Patent Document 2 issued by the Civil Aviation Bureau of the Ministry of Land, Infrastructure, Transport and Tourism, up to 150 m, Since it is possible to fly the drone without permission, it is assumed that the drone 6 may fly up to a height of 150 m.

本発明の航空機の燃料タンク１（水素タンク２と空気抵抗層３とからなる構造体）の空気抵抗係数ｋは、図４の結果を基に提案している。すなわち、各種外径ｄを有する複数の燃料タンク１において、燃料タンク１のそれぞれの短手方向の外径ｄと質量ｍとから、（３）式から求まる空気抵抗係数ｋを０．００４以上に設定した。   The air resistance coefficient k of the fuel tank 1 (structure composed of the hydrogen tank 2 and the air resistance layer 3) of the aircraft of the present invention is proposed based on the result of FIG. That is, in the plurality of fuel tanks 1 having various outer diameters d, the air resistance coefficient k obtained from the expression (3) is set to 0.004 or more from the outer diameter d and the mass m of each fuel tank 1 in the lateral direction. Set.

図４（ｂ）に、燃料タンク１の質量ｍが２ｋｇの場合を示す。図４（ａ）及び図４（ｂ）から、質量ｍが増加すると、落下速度ｖと空気抵抗係数ｋとの関係を示すグラフは、左上方へシフトすることがわかる。傾向的に、質量ｍ＝２ｋｇの場合、空気抵抗係数ｋが０．００２位までは落下速度ｖは急激に低下し、空気抵抗係数ｋが０．００２を超えた辺りからは徐々に落下速度が低下する。質量ｍ＝２ｋｇの場合、空気抵抗係数ｋが０．００４の落下速度は、空気抵抗係数ｋが０．００２のそれより、低速に抑えられることになる。他方、燃料タンク1の質量が１ｋｇ未満の場合は、図示しないが、落下速度ｖは、質量が１ｋｇの場合と比較して、さらに低速に抑えられることとなる。   FIG. 4B shows a case where the mass m of the fuel tank 1 is 2 kg. 4 (a) and 4 (b) that the graph showing the relationship between the falling velocity v and the air resistance coefficient k shifts to the upper left when the mass m increases. When the mass m = 2 kg, the falling velocity v sharply decreases until the air resistance coefficient k becomes about 0.002, and gradually falls when the air resistance coefficient k exceeds 0.002. descend. When the mass m is 2 kg, the falling speed when the air resistance coefficient k is 0.004 can be suppressed to be lower than that when the air resistance coefficient k is 0.002. On the other hand, when the mass of the fuel tank 1 is less than 1 kg, although not shown, the falling speed v can be further suppressed as compared with the case where the mass is 1 kg.

本実施形態のドローン６によれば、水素が蓄圧された水素タンク２と比較して、軽量で密度が低い空気抵抗層３を、水素タンク２に設けたので、水素タンク２の空気抵抗を増大させ、落下する際の速度を管理することができる。また、空気抵抗層３が難燃性の素材から構成されている場合には、燃えにくく、水素タンク２の破壊あるいは亀裂の発生を防止することができる。   According to the drone 6 of the present embodiment, the air resistance layer 3 that is lightweight and has a low density is provided in the hydrogen tank 2 as compared with the hydrogen tank 2 in which hydrogen is stored, so that the air resistance of the hydrogen tank 2 is increased. To control the speed of falling. Further, when the air resistance layer 3 is made of a flame-retardant material, the air resistance layer 3 is hardly flammable, and the destruction or cracking of the hydrogen tank 2 can be prevented.

また、水素供給源である燃料タンク１と空気抵抗手段である空気抵抗層３とからなる構造体の空気抵抗係数ｋが０．００４以上（ｋ≧０．００４）の場合には、空気抵抗係数ｋが０．００４未満の場合に比べて、落下速度ｖを低速に抑えることができる。   When the air resistance coefficient k of the structure composed of the fuel tank 1 as the hydrogen supply source and the air resistance layer 3 as the air resistance means is 0.004 or more (k ≧ 0.004), the air resistance coefficient As compared with the case where k is less than 0.004, the falling speed v can be suppressed to a low speed.

さらに、本実施形態のドローン６によれば、燃料タンク１の落下速度が、上記非特許文献２の「無人航空機（ドローン、ラジコン機等）の安全な飛行のためのガイドライン」に記載の飛行高さ：地上高１５０ｍからの落下に対して２００ｋｍ/ｈの速度に達することを防止するすることができる。水素タンク２の支持構造が大きく、かつ、重くなるという問題を解決することができる。   Furthermore, according to the drone 6 of the present embodiment, the falling speed of the fuel tank 1 is controlled by the flying height described in the “Guidelines for Safe Flight of Unmanned Aerial Vehicles (Drones, Radio Controlled Aircraft, etc.)” in Non-Patent Document 2 described above. Sa: It is possible to prevent a speed of 200 km / h from being reached for a fall from a height of 150 m above the ground. The problem that the support structure of the hydrogen tank 2 is large and heavy can be solved.

さらにまた、本実施形態のドローン６によれば、水素タンク内の温度低下を防止し、水素タンク２が極低温の温度域で疲労破損することを防止することができる。   Furthermore, according to the drone 6 of the present embodiment, it is possible to prevent the temperature inside the hydrogen tank from lowering, and to prevent the hydrogen tank 2 from being fatigued and damaged in an extremely low temperature range.

［第二の実施形態］
次に、図５を参照して、第二の実施形態のドローン６について説明する。なお、以下、第一の実施形態と同一又は対応する部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる部分のみを説明する。 [Second embodiment]
Next, the drone 6 of the second embodiment will be described with reference to FIG. In the following, portions that are the same as or correspond to those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and description thereof is omitted.

第二の実施形態のドローン６は、水素タンク２に少なくともフェルト状、編地状、ハニカム構造製、多孔質構造製、若しくは発砲プラスティック製又はこれらの組合せの材料を用いる空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃを設けた燃料タンク１Ａ，１Ｂ，１Ｃを備えている。円筒形状の水素タンク２ａに空気抵抗層３ａを設けた燃料タンク１Ａを、図５（ａ）、図５（ｂ）に示す。また、球形状の水素タンク２ｂに空気抵抗層３ｂを設けた燃料タンク１Ｂを図５（ｃ）、図５（ｄ）に示す。さらに、楕円形状の水素タンク２ｃに空気抵抗層３ｃを設けた燃料タンク１Ｃを、図５（ｅ）、図５（ｆ）に示す。   The drone 6 of the second embodiment includes at least the air resistance layers 3 a, 3 b, Fuel tanks 1A, 1B and 1C provided with 3c are provided. FIGS. 5A and 5B show a fuel tank 1A in which an air resistance layer 3a is provided in a cylindrical hydrogen tank 2a. FIGS. 5C and 5D show a fuel tank 1B in which an air resistance layer 3b is provided on a spherical hydrogen tank 2b. FIGS. 5E and 5F show a fuel tank 1C in which an air resistance layer 3c is provided on an elliptical hydrogen tank 2c.

第二の実施形態のドローン６によれば、水素タンク２ａ，２ｂ，２ｃの外周部に夫々空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃを設けたので、水素タンク２ａ，２ｂ，２ｃの空気抵抗が増大して、例えばドローン６が事故などによって上空から落下する場合にも、落下速度を減少させることが出来る。空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃによって覆った水素タンク２ａ，２ｂ，２ｃの落下速度は、気温などの気象条件の影響は受けはするものの、主には空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃの外径ｄａ，ｄｂ，ｄｃと、空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃを含む燃料タンク１の重量とによって決まる。空気抵抗層３の外径が大きい程、また、水素タンク２と空気抵抗層３とを合わせた重量が軽い程、燃料タンク1Ａ，１Ｂ，１Ｃの落下速度は遅くなり、水素タンク２ａ，２ｂ，２ｃが破損する度合いが低減される可能性が高い。そのため、空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃの材質は、軽量で、かつ、密度の小さいフェルト状、編地状、ハニカム構造製、多孔質構造製、発砲プラスティック製のものが好適である。   According to the drone 6 of the second embodiment, since the air resistance layers 3a, 3b, 3c are provided on the outer peripheral portions of the hydrogen tanks 2a, 2b, 2c, respectively, the air resistance of the hydrogen tanks 2a, 2b, 2c increases. Therefore, even when the drone 6 falls from the sky due to an accident or the like, the falling speed can be reduced. The falling speed of the hydrogen tanks 2a, 2b, 2c covered by the air resistance layers 3a, 3b, 3c is mainly affected by the weather conditions such as air temperature, but mainly the outer diameter of the air resistance layers 3a, 3b, 3c. da, db, dc and the weight of the fuel tank 1 including the air resistance layers 3a, 3b, 3c. As the outer diameter of the air resistance layer 3 is larger and the combined weight of the hydrogen tank 2 and the air resistance layer 3 is smaller, the falling speed of the fuel tanks 1A, 1B, 1C becomes slower, and the hydrogen tanks 2a, 2b, There is a high possibility that the degree of breakage of 2c is reduced. Therefore, the material of the air resistance layers 3a, 3b, 3c is preferably made of a lightweight, low-density felt, knitted fabric, honeycomb structure, porous structure, or foamed plastic.

［第三の実施形態］
第三の実施形態の航空機について、説明する。第三の実施形態の航空機は、図示しないが、水素から動力を得る方法として、燃料電池システムに代えて、水素燃料エンジンと、この水素エンジンで稼働される発電機とを備えている。本実施形態の航空機は、マルチコプターのような回転翼を複数有する形状・構造の航空機である。この航空機は、人が乗って航空の用に供することができる構成とされている。 [Third embodiment]
An aircraft according to the third embodiment will be described. Although not shown, the aircraft of the third embodiment includes a hydrogen fuel engine and a generator operated by the hydrogen engine instead of the fuel cell system as a method for obtaining power from hydrogen. The aircraft of the present embodiment is an aircraft having a shape and a structure having a plurality of rotors such as a multicopter. This aircraft is configured so that a person can ride and use it for aviation.

（水素燃料エンジン）
第三の実施形態の航空機が備える水素燃料エンジンは、圧力容器を具備してこの圧力容器に蓄圧された高純度の水素が減圧弁によって減圧供給されて使用される。すなわち、燃料タンク１の内部に蓄圧された水素は、水素レギュレータ７によって減圧され、水素供給系８を介して水素燃料エンジンに供給される。水素燃料エンジンによって発電機を稼働させ、発生した電力でモータ１５を駆動し、プロペラ１６を回転させて、航空機に推力を与える。モータ１５の非駆動時には、二次電池１７へ供給して蓄電している。 (Hydrogen fuel engine)
The hydrogen fuel engine provided in the aircraft according to the third embodiment includes a pressure vessel, and high-purity hydrogen stored in the pressure vessel is supplied under reduced pressure by a pressure reducing valve. That is, the hydrogen stored in the fuel tank 1 is decompressed by the hydrogen regulator 7 and supplied to the hydrogen fuel engine via the hydrogen supply system 8. The generator is operated by the hydrogen fuel engine, the motor 15 is driven by the generated electric power, and the propeller 16 is rotated to give thrust to the aircraft. When the motor 15 is not driven, the electric power is supplied to the secondary battery 17 and stored.

第三の実施形態の航空機によれば、水素が蓄圧された水素タンク２と比較して、軽量で密度が低い空気抵抗層３を、水素供給源である燃料タンク１に設けたので、人が搭乗した場合においても、水素タンク２の空気抵抗を増大させ、落下する際の速度を管理することができる。そして、安全性に優れる。   According to the aircraft of the third embodiment, the air resistance layer 3 that is lighter and has a lower density than the hydrogen tank 2 in which hydrogen is stored is provided in the fuel tank 1, which is a hydrogen supply source. Even when boarding, it is possible to increase the air resistance of the hydrogen tank 2 and control the speed at which it falls. And it is excellent in safety.

［実施形態のその他の変形］
なお、上記実施形態はそれぞれ、無人航空機としてのドローン６、有人航空機としてのマルチコプターを挙げたが、夫々、小型飛行機、小型回転翼航空機、飛行船その他の機器に変形することができる。これらの変形例のいずれの場合も水素タンク２の空気抵抗を増大させ、落下する際の速度を管理することができる。 [Other Modifications of Embodiment]
In the above-described embodiments, the drone 6 as an unmanned aerial vehicle and the multicopter as a manned aircraft have been described. In any of these modifications, the air resistance of the hydrogen tank 2 can be increased, and the speed at which the hydrogen tank 2 falls can be managed.

また、現在、わが国でのドローンの飛行制限高度は地上１５０ｍとされている。このような高度の制限がない航空機の場合、図３に示すように、地上高が高くなればなるほど、速度は終端速度に近づく。燃料タンク１の質量ｍ＝１ｋｇ一定で、かつ、燃料タンク１の短手方向の外径ｄを、例えば、３０ｃｍ以上（ｄ≧３０ｃｍ）に構成すると、地上１００ｍ以上の高度のとき、燃料タンク１の落下の際の速度は、ｄ＜３０ｃｍの場合より低減され、管理される。それ以上の速さで地面や建造物に衝突する可能性を低減することができる。   At present, the flight altitude of drones in Japan is set at 150 m above the ground. In the case of an aircraft having no such altitude limitation, as shown in FIG. 3, the higher the ground height, the closer the speed is to the terminal speed. If the mass m of the fuel tank 1 is constant at 1 kg and the outer diameter d in the short direction of the fuel tank 1 is, for example, 30 cm or more (d ≧ 30 cm), the fuel tank 1 is at an altitude of 100 m or more above the ground. The speed at the time of falling is reduced and controlled as compared with the case where d <30 cm. The possibility of colliding with the ground or a building at a higher speed can be reduced.

また、上記実施形態では、空気抵抗手段として、水素が蓄圧された水素タンク２に比べて密度が低い空気抵抗層３（第一の実施形態）と、少なくともフェルト状、編地状、ハニカム構造製、多孔質構造製、若しくは発砲プラスティック製又はこれらの組合せの材料を用いる空気抵抗層３ａ，３ｂ，３ｃ（第二の実施形態）とを挙げた。空気抵抗手段は、水素を貯蔵する水素供給源の空気抵抗を増大させるものであればよく、例えば、形状、構造等はこれらに何ら限定されるものではない。   Further, in the above embodiment, as the air resistance means, an air resistance layer 3 (first embodiment) having a lower density than the hydrogen tank 2 in which hydrogen is stored, and at least a felt, knitted, or honeycomb structure are used. And air resistance layers 3a, 3b, 3c (second embodiment) made of a porous structure, a foamed plastic, or a combination thereof. The air resistance means only needs to increase the air resistance of a hydrogen supply source for storing hydrogen, and for example, the shape, structure, and the like are not limited to these.

例えば、図２においては、水素タンク２を円筒状の胴部２０ａの長手方向の両端に半球状の端部２０ｂ、２０ｃが一体として接続された形態で表わされているが、水素タンク２の形状はこれに何ら限定されない。例えば、球状（図５（ｃ）、図５（ｄ）参照）であっても、楕円体形状（図５（e）、図５（ｆ）参照）であってもよい。水素タンク２の形状にかかわらず、空気抵抗層３はその外側に装着されていればよい。また、図２においては、空気抵抗層３は所定の厚さを有するものとして表現されているが、空気抵抗層３の厚さは一定である必要はなく、厚い箇所と薄い箇所から構成されていてもよい。いずれの場合も、空気抵抗を生ずる効果は発揮される。なお、図２に示す水素タンク２には開口部２３が端部２０ｂに設けられている。   For example, in FIG. 2, the hydrogen tank 2 is shown in a form in which hemispherical ends 20b and 20c are integrally connected to both ends in the longitudinal direction of a cylindrical body 20a. The shape is not limited to this. For example, it may be spherical (see FIGS. 5 (c) and 5 (d)) or elliptical (see FIGS. 5 (e) and 5 (f)). Regardless of the shape of the hydrogen tank 2, the air resistance layer 3 only needs to be mounted on the outside thereof. Further, in FIG. 2, although the air resistance layer 3 is represented as having a predetermined thickness, the thickness of the air resistance layer 3 does not need to be constant, and is composed of a thick portion and a thin portion. You may. In either case, the effect of producing air resistance is exhibited. In addition, the opening part 23 is provided in the end part 20b in the hydrogen tank 2 shown in FIG.

また、水素供給源の一例として、水素タンクを例示したが、何らこれに限定されるものではない。例えば、水素供給源は、インテグラル・タンクであってもよい。また、複数の水素タンクで構成してもよいし、複数のインテグラル・タンク、若しくは、それらの組み合わせであってもよい。   In addition, a hydrogen tank has been exemplified as an example of the hydrogen supply source, but the present invention is not limited to this. For example, the hydrogen supply may be an integral tank. Further, it may be constituted by a plurality of hydrogen tanks, a plurality of integral tanks, or a combination thereof.

また、固体高分子形燃料電池に燃料ガスを供給するシステムとして、改質器を具備してメタンガスやプロパンガスなどの水素含有ガスを改質して得られる水素と二酸化炭素と水分とを主成分とする燃料ガスを固体高分子形燃料電池に供給するシステムとすることもできる。   In addition, as a system for supplying a fuel gas to a polymer electrolyte fuel cell, a reformer is provided, which mainly comprises hydrogen, carbon dioxide, and moisture obtained by reforming a hydrogen-containing gas such as methane gas or propane gas. To supply the fuel gas to the polymer electrolyte fuel cell.

１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ 燃料タンク（水素供給源）
２、２ａ、２ｂ、２ｃ 水素タンク
３、３ａ，３ｂ，３ｃ 空気抵抗層（空気抵抗手段）
６ ドローン（航空機）
７ 水素レギュレータ
８ 水素供給系
９ 燃料電池スタック
１０ 水素循環ポンプ
１１ 空気吸気系
１２ 空気供給ポンプ
１３ 空気排気系
１４ インバーター
１５ モータ
１６ プロペラ
１７ 二次電池
１８ ＤＣ／ＤＣコンバーター
２０ａ 胴部
２０ｂ、２０ｂ 端部
２１ 内層
２２ 外層
２３ 開口部


1, 1A, 1B, 1C Fuel tank (hydrogen supply source)
2, 2a, 2b, 2c Hydrogen tank 3, 3a, 3b, 3c Air resistance layer (air resistance means)
6 drones (aircraft)
7 Hydrogen Regulator 8 Hydrogen Supply System 9 Fuel Cell Stack 10 Hydrogen Circulation Pump 11 Air Intake System 12 Air Supply Pump 13 Air Exhaust System 14 Inverter 15 Motor 16 Propeller 17 Secondary Battery 18 DC / DC Converter 20a Body 20b, 20b End 21 inner layer 22 outer layer 23 opening


Claims (3)

水素供給源と、
該水素供給源の水素から動力を得る航空機であって、
前記水素供給源の空気抵抗を増大させる空気抵抗手段を備えていることを特徴とする航空機。 A hydrogen source;
An aircraft powered by hydrogen from the hydrogen source,
An aircraft comprising air resistance means for increasing the air resistance of the hydrogen supply source. 前記空気抵抗手段を、水素が蓄圧された水素供給源に比べて密度が低い空気抵抗層で構成し、前記水素供給源に設けたことを特徴とする請求項１記載の航空機。   2. The aircraft according to claim 1, wherein said air resistance means is constituted by an air resistance layer having a lower density than a hydrogen supply source in which hydrogen is stored, and is provided in said hydrogen supply source. 前記水素供給源と前記空気抵抗手段とからなる構造体の空気抵抗係数ｋは次式で表されることを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機。
ｋ≧０．００４
ただし、ｋ［ｋｇ／ｍ］：空気抵抗係数


The aircraft according to claim 1, wherein an air resistance coefficient k of a structure including the hydrogen supply source and the air resistance unit is represented by the following equation.
k ≧ 0.004
Where k [kg / m]: Air resistance coefficient


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