JP2020006812A

JP2020006812A - 航空機

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Publication number: JP2020006812A
Application number: JP2018129935A
Authority: JP
Inventors: 美知郎堀; Michiro Hori; 由佳大野; Yuka Ono
Original assignee: Nihon Fc Kikaku Co Ltd
Current assignee: Nihon Fc Kikaku Co Ltd
Priority date: 2018-07-09
Filing date: 2018-07-09
Publication date: 2020-01-16
Anticipated expiration: 2038-07-09
Also published as: JP7271823B2

Abstract

【課題】固体高分子形燃料電池や水素エンジンを駆動源としてプロペラ用モータを回して空中を飛行する航空機において、この航空機あるいは航空機に装着の水素タンクが上空から落下した場合の水素タンクの落下速度を管理することが可能な航空機を提供すること【解決手段】航空機６は、燃料タンク１と水素レギュレータ７、並びに、燃料電池システム９または水素燃料エンジンを搭載すると共に、燃料電池システム９または水素燃料エンジンによってプロペラ用モータ１５を駆動する。航空機６において、水素タンクを囲繞して空気抵抗を増大させる燃料タンク１を具備した。【選択図】図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。

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。

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。

特表２０１６−５０５４１１号公報

"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

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。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。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。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。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。

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］

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。

（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。

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。

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。

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。

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。

（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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

ここで、（２）式の第２辺のＣ_Ｄ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）πｄ^２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。

（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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

［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。

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。

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。

［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。

（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。

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。

［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。

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。

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。

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。

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。

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。

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
１８ＤＣ／ＤＣコンバーター
２０ａ胴部
２０ｂ、２０ｂ端部
２１内層
２２外層
２３開口部

Claims

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。
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。
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