JP7032289B2

JP7032289B2 - Power supply and flying object

Info

Publication number: JP7032289B2
Application number: JP2018220573A
Authority: JP
Inventors: 俊一郎玉田
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2018-11-26
Filing date: 2018-11-26
Publication date: 2022-03-08
Anticipated expiration: 2038-11-26
Also published as: JP2020083061A

Description

本発明は、飛行体用の電源装置、および、それを備えた飛行体に関する。 The present invention relates to a power supply device for an air vehicle and an air vehicle including the power supply device.

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、バッテリの電力により駆動されるモータを有する電気推進式のヘリコプタが開示されている。特許文献２には、バッテリ又はガスタービンエンジンと発電機の電力により駆動されるモータを有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 flying object equipped with an electric drive source such as a motor has been proposed. For example, Patent Document 1 discloses an electrically propulsion helicopter having a motor driven by the electric power of a battery. Patent Document 2 discloses an electrically propulsion helicopter having a motor driven by a battery or a gas turbine engine and electric power of a generator.

米国特許第９２４８９０８号明細書U.S. Pat. No. 9,248,908 米国特許第８７２７２７１号明細書U.S. Pat. No. 8,727271

発電部と該発電部の燃料を収容する燃料タンクとを有する電源装置を機体の外部に配置し、発電部の電力を用いて飛行する電気推進式の飛行体では、発電部の構成要素であるエンジンが高温になるため、安全性の低下や、外気に熱が逃げることによるエンジンの熱効率（燃費性能）の低下が懸念される。 In an electrically propelled air vehicle in which a power supply unit having a power generation unit and a fuel tank for accommodating the fuel of the power generation unit is arranged outside the machine body and flies using the electric power of the power generation unit, it is a component of the power generation unit. Since the temperature of the engine becomes high, there is a concern that the safety will decrease and the thermal efficiency (fuel efficiency) of the engine will decrease due to the escape of heat to the outside air.

そこで、本発明は、飛行体の安全性および燃費性能を向上させる電源装置を提供することを目的とする。 Therefore, an object of the present invention is to provide a power supply device that improves the safety and fuel efficiency of an 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電源装置は、飛行体の電力負荷に電力を供給する電源装置であって、発電手段と、前記発電手段の燃料を貯留する貯留部と前記発電手段を収容する収容部とを含むハウジングと、を備え、前記ハウジングは、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配列された長い形状を有し、且つ、前記飛行体の機体の外部に配置され、前記発電手段は、回転軸を有する発電機と、前記回転軸を回転駆動するエンジンとを含み、前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分は、断熱部材によって覆われており、前記発電機と前記エンジンとの間に第２断熱部材が設けられている、ことを特徴とする。 In order to achieve the above object, the power supply device as one aspect of the present invention is a power generation device that supplies electric power to the electric power load of the flying object, and includes a power generation means and a storage unit for storing fuel of the power generation means. The housing includes a housing including an accommodating portion for accommodating the power generation means, and the housing has a long shape in which the accommodating portion and the accommodating portion are arranged along the front-rear direction of the flying object. Disposed outside the fuselage of the flying object, the power generation means includes a generator having a rotating shaft and an engine that rotationally drives the rotating shaft, and a first portion of the accommodating portion surrounding the engine is insulated. It is covered with a member, and a second heat insulating member is provided between the generator and the engine .

本発明によれば、飛行体の安全性および燃費性能を向上させる電源装置を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide a power supply device that improves the safety and fuel efficiency of an air vehicle.

電源装置を備えた飛行体の模式図である。It is a schematic diagram of an air vehicle equipped with a power supply device. 電源装置の外観図である。It is an external view of a power supply device. 電源装置の断面図である。It is sectional drawing of the power supply device. 図３の領域Ｒの拡大図である。It is an enlarged view of the area R of FIG. 断熱部材の取り付け例を示す模式図である。It is a schematic diagram which shows the attachment example of a heat insulating member. 断熱部材の断面構造を示す模式図である。It is a schematic diagram which shows the cross-sectional structure of a heat insulating member. 第２断熱部材を更に設けた例を示す模式図である。It is a schematic diagram which shows the example which provided the 2nd heat insulation member further.

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.

図１は、本発明の一実施形態に係る電源装置１を備えた飛行体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１０５、１０６を駆動源とした電気推進式の飛行体であり、特にヘリコプタである。 FIG. 1 is a schematic view of an air vehicle 100 provided with a power supply device 1 according to an embodiment of the present invention. In the figure, the 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 flying object 100 of the present embodiment is an electrically propulsion type flying object driven by motors 105 and 106, and is particularly a helicopter.

飛行体１００は、キャビンを有する機体１０１と、機体１０１の上部に設けられたメインロータ１０２と、機体１０１の後部に設けられたテールロータ１０３と、スキッド１０４とを含む。モータ１０５は、メインロータ１０２を回転させる駆動源であり、モータ１０６は、テールロータ１０３を回転させる駆動源である。モータ１０５、１０６は、バッテリ１０７から電力が供給され、制御装置１０８によって駆動が制御される。また、バッテリ１０７には、電源装置１で発電された電力が不図示のケーブルを介して供給される。本実施形態では、電源装置１で発電された電力を機体１０１のバッテリ１０７に供給する構成としているが、バッテリを介さずに、電源装置１で発電された電力をモータ１０５、１０６に直接供給する構成としてもよい。 The airframe 100 includes an airframe 101 having a cabin, a main rotor 102 provided on the upper part of the airframe 101, a tail rotor 103 provided on the rear part of the airframe 101, and a skid 104. The motor 105 is a drive source for rotating the main rotor 102, and the motor 106 is a drive source for rotating the tail rotor 103. The motors 105 and 106 are supplied with electric power from the battery 107, and the drive is controlled by the control device 108. Further, the electric power generated by the power supply device 1 is supplied to the battery 107 via a cable (not shown). In the present embodiment, the electric power generated by the power supply device 1 is supplied to the battery 107 of the machine body 101, but the electric power generated by the power supply device 1 is directly supplied to the motors 105 and 106 without going through the battery. It may be configured.

電源装置１は、機体１０１の外部に配置され、複数の連結機構３によって機体１０１に連結されている。本実施形態の場合、電源装置１は、Ｙ方向において左右のスキッド１０４の間に配置され、機体１０１の底壁に吊り下げられて支持されている。このように電源装置１を機体１０１の外部に配置することで、電源装置１が機体１０１の内部空間を専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１のメンテナンス性の向上を図ることができる。 The power supply device 1 is arranged outside the machine body 101 and is connected to the machine body 101 by a plurality of connecting mechanisms 3. In the case of the present embodiment, the power supply device 1 is arranged between the left and right skids 104 in the Y direction, and is suspended and supported by the bottom wall of the machine body 101. By arranging the power supply device 1 outside the machine body 101 in this way, it is possible to prevent the power supply device 1 from occupying the internal space of the machine body 101, expand the cabin, and improve the layout of other components. , The maintainability of the power supply device 1 can be improved.

次に、電源装置１について、図２および図３を参照しながら説明する。図２は電源装置１の外観図を示し、図３は電源装置１の断面図を示している。電源装置１は、その外壁を形成する中空のハウジング２と、ハウジング２と機体１０１とを連結する複数の連結機構３とを備える。 Next, the power supply device 1 will be described with reference to FIGS. 2 and 3. FIG. 2 shows an external view of the power supply device 1, and FIG. 3 shows a sectional view of the power supply device 1. The power supply unit 1 includes a hollow housing 2 forming an outer wall thereof, and a plurality of connecting mechanisms 3 for connecting the housing 2 and the machine body 101.

ハウジング２は、Ｘ方向に長い外形（即ち、Ｘ方向に細長いポット型の外形）を有している。そのため、本実施形態で規定されるＸ方向は、換言すると、ハウジング２の長手方向と言うことができる。機体１０１の外部に配置されるハウジング２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２は、その胴体部分が円柱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２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２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。 The housing 2 has a long outer shape in the X direction (that is, a pot-shaped outer shape elongated in the X direction). Therefore, the X direction defined in this embodiment can be said to be the longitudinal direction of the housing 2. By having the housing 2 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 housing 2 of the present embodiment has a cylindrical body portion, the influence of crosswinds can be further reduced. Further, the tip portion of the housing 2 has a tapered shape whose diameter is reduced toward the front side. In the present embodiment, the tip of the housing 2 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.

連結機構３は、飛行体１００の前後方向に離間してハウジング２に複数設けられ、ハウジング２と機体１０１とを連結する。本実施形態のハウジング２は、後述する収容部２１に１つ、燃料タンク２２に１つの計２つの連結機構３を備え、機体１０１から離間して複数（２つ）の連結機構３によって連結されている。連結機構３は、電源装置１（ハウジング２）と機体１０１とを着脱自在に連結するものであり、その構造としては、ボルトとネジ穴による締結構造であってもよいし、フックと穴による係合構造であってもよい。電源装置１（ハウジング２）が機体１０１に対して着脱自在であることにより、電源装置１の交換の容易性や、メンテナンス性を向上させることができる。 A plurality of connecting mechanisms 3 are provided in the housing 2 apart from each other in the front-rear direction of the flying object 100, and connect the housing 2 and the airframe 101. The housing 2 of the present embodiment is provided with a total of two connecting mechanisms 3, one in the accommodating portion 21 and one in the fuel tank 22, which will be described later, and is separated from the machine body 101 and connected by a plurality of (two) connecting mechanisms 3. ing. The connecting mechanism 3 is for detachably connecting the power supply device 1 (housing 2) and the machine body 101, and the structure may be a fastening structure with bolts and screw holes, or a hook and a hole. It may have a combined structure. Since the power supply device 1 (housing 2) is detachable from the machine body 101, it is possible to improve the ease of replacement and maintainability of the power supply device 1.

［ハウジングの内部構造］
次に、ハウジング２の内部構造について説明する。本実施形態のハウジングは、発電ユニットを収容する収容部２１と、発電ユニットの燃料を貯留する貯留部としての燃料タンク２２とを含む。燃料タンク２２に貯留される燃料としては、例えば、メタノールやガソリン等が用いられうる。収容部２１および燃料タンク２２は、飛行体１００の前後方向（Ｘ方向）に沿って配列されるとともに、連結部によって分離可能に接続されている。本実施形態では、燃料タンク２２が飛行体１００の前方側に、収容部２１が飛行体１００の後方側になるように配置される。また、収容部２１および燃料タンク２２は、同じ太さ（断面径）に構成されるとよい。このように収容部２１および燃料タンク２２を構成・配置することで、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。 [Internal structure of housing]
Next, the internal structure of the housing 2 will be described. The housing of the present embodiment includes a housing unit 21 for accommodating the power generation unit and a fuel tank 22 as a storage unit for storing the fuel of the power generation unit. As the fuel stored in the fuel tank 22, for example, methanol, gasoline, or the like can be used. The accommodating portion 21 and the fuel tank 22 are arranged along the front-rear direction (X direction) of the flying object 100, and are separably connected by a connecting portion. In the present embodiment, the fuel tank 22 is arranged on the front side of the flying object 100, and the accommodating portion 21 is arranged on the rear side of the flying object 100. Further, the accommodating portion 21 and the fuel tank 22 may be configured to have the same thickness (cross-sectional diameter). By configuring and arranging the accommodating portion 21 and the fuel tank 22 in this way, it is possible to reduce the air resistance of the flying object 100 during forward flight.

収容部２１に収容された発電ユニットについて、図３および図４を参照しながら説明する。図４は、図３の領域Ｒの拡大図である。発電ユニットは、発電機４とガスタービンエンジン５とを備える。発電機４は、ガスタービンエンジン５の出力により発電する。本実施形態の場合、発電機４およびガスタービンエンジン５は共通の回転軸６上に設けられ、ガスタービンエンジン５が回転軸６を回転駆動することで、発電機４が発電することができる。このような構成により、発電機４およびガスタービンエンジン５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。 The power generation unit housed in the housing unit 21 will be described with reference to FIGS. 3 and 4. FIG. 4 is an enlarged view of the region R of FIG. The power generation unit includes a generator 4 and a gas turbine engine 5. The generator 4 generates electricity from the output of the gas turbine engine 5. In the case of the present embodiment, the generator 4 and the gas turbine engine 5 are provided on a common rotary shaft 6, and the gas turbine engine 5 rotationally drives the rotary shaft 6 so that the generator 4 can generate electricity. With such a configuration, the generator 4 and the gas turbine engine 5 can be arranged without wasting space and can be made compact.

ガスタービンエンジン５は、インペラ５１とデフューザ５２とを含む圧縮機を備える。インペラ５１は回転軸６に取り付けられており、空気取入口７から取り入れられた空気が、インペラ５１の回転によりデフューザ５２を介して圧縮されながら圧縮室５３に送出される。圧縮室５３は、図４に示すように、ガスタービンエンジン５を囲う収容部２１の一部（第１部分）を構成する筒状の外周ケース２１ａと、その内側に配され、排気管５７を構成する筒状の内周ケース２１ｂとの間に画定された密閉空間である。圧縮室５３内に保持された圧縮空気は、燃焼室５４の周壁に設けられた開口部５４ａやその他の開口部から燃焼室５４内に取り込まれる。燃焼室５４には、燃料噴射ノズル５５が設けられており、燃料ポンプ８（供給部）により配管を介して燃料タンク２２から取り込まれた燃料が、燃料噴射ノズル５５により燃焼室５４内に噴射（供給）される。始動時には、不図示の点火装置により燃焼室５４内の混合気が点火され、その後、燃焼室５４内で混合気の燃焼が継続的に発生する。 The gas turbine engine 5 includes a compressor including an impeller 51 and a diffuser 52. The impeller 51 is attached to the rotating shaft 6, and the air taken in from the air intake port 7 is sent to the compression chamber 53 while being compressed via the diffuser 52 by the rotation of the impeller 51. As shown in FIG. 4, the compression chamber 53 includes a cylindrical outer peripheral case 21a forming a part (first portion) of the accommodating portion 21 surrounding the gas turbine engine 5, and an exhaust pipe 57 arranged inside the tubular outer peripheral case 21a. It is a closed space defined between the tubular inner peripheral case 21b and the constituent tubular inner peripheral case 21b. The compressed air held in the compression chamber 53 is taken into the combustion chamber 54 from the opening 54a provided on the peripheral wall of the combustion chamber 54 and other openings. The combustion chamber 54 is provided with a fuel injection nozzle 55, and the fuel taken in from the fuel tank 22 by the fuel pump 8 (supply unit) via the piping is injected into the combustion chamber 54 by the fuel injection nozzle 55 ( Will be supplied). At the time of starting, the air-fuel mixture in the combustion chamber 54 is ignited by an ignition device (not shown), and then combustion of the air-fuel mixture continuously occurs in the combustion chamber 54.

燃焼室５４内で高温高圧となった燃焼ガスは、タービンノズル５６から筒状の排気管５７（内周ケース２１ｂの内側）へ噴出され、回転軸６に取り付けられたタービン５８を回転させるとともに、電源装置１の後部に設けられた排気口９から後方へ排出される。回転軸６には、インペラ５１と、タービン５８と、後述する発電機４のロータ４１（永久磁石等）とが設けられており、タービン５８の回転により、インペラ５１およびロータ４１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５は、専ら発電機４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 combustion gas that has become high temperature and high pressure in the combustion chamber 54 is ejected from the turbine nozzle 56 to the tubular exhaust pipe 57 (inside the inner peripheral case 21b) to rotate the turbine 58 attached to the rotating shaft 6 and at the same time. It is discharged rearward from the exhaust port 9 provided at the rear of the power supply device 1. The rotating shaft 6 is provided with an impeller 51, a turbine 58, and a rotor 41 (permanent magnet or the like) of a generator 4 described later, and the impeller 51 and the rotor 41 are integrally rotated by the rotation of the turbine 58. Can be made to. In the case of the present embodiment, the gas turbine engine 5 is intended exclusively for driving the generator 4, and it is not assumed that the exhaust flow is actively used for the propulsive force of the flying object 100. , May be used as an auxiliary propulsive force.

発電機４は、回転軸６に取り付けられた永久磁石等のロータ４１と、ロータ４１の周囲に配設されたコイル等のステータ４２とを含む。ガスタービンエンジン５により回転軸６が回転し、それに伴って、回転軸６に取り付けられたロータ４１が回転することにより、ステータ４２で発電することができる。また、ステータ４２の周囲には、ステータ４２を冷却するためのフィン４３が、回転軸６の周方向に複数設けられている。複数のフィン４３は、空気取入口７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４３間を通ることにより、複数のフィン４３が冷却され、それに伴ってステータ４２を冷却することができる。 The generator 4 includes a rotor 41 such as a permanent magnet attached to the rotating shaft 6 and a stator 42 such as a coil arranged around the rotor 41. The rotating shaft 6 is rotated by the gas turbine engine 5, and the rotor 41 attached to the rotating shaft 6 is rotated accordingly, so that power can be generated by the stator 42. Further, a plurality of fins 43 for cooling the stator 42 are provided around the stator 42 in the circumferential direction of the rotating shaft 6. The plurality of fins 43 are arranged in a space where the air taken in from the air intake 7 is guided, and the air passes between the plurality of fins 43 to cool the plurality of fins 43. The stator 42 can be cooled.

制御ユニット１０は、発電機４の発電を制御する回路、および、ガスタービンエンジン５の駆動を制御する回路を含む。制御ユニット１０の起動時の電源として、バッテリ等の補助電源が設けられてもよく、補助電源は、ハウジング２内に設けられてもよいし、機体１０１内に設けられてもよい。発電機４で発電された電力は、不図示のケーブルを介して機体１０１の電力負荷（バッテリ１０７、またはモータ１０５、１０６）に供給される。ケーブルは、連結機構３の内部を通る構成であってもよい。また、電源装置１の制御ユニット１０は、機体１０１の制御装置１０８と通信可能であってもよく、制御装置１０８の指令に応じて発電制御を行うように構成されてもよい。 The control unit 10 includes a circuit for controlling the power generation of the generator 4 and a circuit for controlling the drive of the gas turbine engine 5. As a power source for starting the control unit 10, an auxiliary power source such as a battery may be provided, and the auxiliary power source may be provided in the housing 2 or in the machine body 101. The electric power generated by the generator 4 is supplied to the electric power load (battery 107, or motors 105, 106) of the machine body 101 via a cable (not shown). The cable may be configured to pass through the inside of the connecting mechanism 3. Further, the control unit 10 of the power supply device 1 may be capable of communicating with the control device 108 of the machine body 101, or may be configured to perform power generation control in response to a command from the control device 108.

上述したように電源装置１を機体１０１の外部に配置することにより、飛行体１００の機体１０１の設計自由度を向上させることができる。例えば、機体１０１内のキャビンスペースをより広く確保し、乗員の快適性を向上させることができる。また、電源装置１の稼働による騒音や振動が、電源装置１を機体１０１内に設けた場合よりも低減され、静粛性を向上させることができる。また、電源装置１を機体１０１内に設けた場合よりも、電源装置１の内部にアクセスしやすく、そのメンテナンスも容易化し、設備負担を軽減することができる。機体１０１とは別に電源装置１の単独での開発が可能であり、量産前の各種認定試験や型式認定も容易になり、早期の量産化が可能になる。さらに、電源装置１は、飛行体１００の前後方向に長い形状、即ち、正面投影面積が小さい低空気抵抗形状を有しているため、電源装置１を機体１０１の外部に配置した構成であっても、飛行体１００の燃費性能を大きく低下させることはない。電源装置１のガスタービンエンジン５は、飛行体１００の推進力発生を目的としていないため、連結機構３の剛性は低くてもよく、その構造は比較的簡素なもので足りる。 By arranging the power supply device 1 outside the airframe 101 as described above, the degree of freedom in designing the airframe 101 of the airframe 100 can be improved. For example, it is possible to secure a wider cabin space in the aircraft 101 and improve the comfort of the occupants. In addition, noise and vibration due to the operation of the power supply device 1 are reduced as compared with the case where the power supply device 1 is provided in the machine body 101, and quietness can be improved. Further, the inside of the power supply device 1 can be easily accessed, the maintenance thereof can be facilitated, and the burden on the equipment can be reduced as compared with the case where the power supply device 1 is provided in the machine body 101. The power supply unit 1 can be independently developed separately from the machine 101, and various certification tests and type approvals before mass production can be easily performed, enabling early mass production. Further, since the power supply device 1 has a long shape in the front-rear direction of the flying object 100, that is, a low air resistance shape having a small front projection area, the power supply device 1 is arranged outside the body 101. However, it does not significantly reduce the fuel efficiency of the airframe 100. Since the gas turbine engine 5 of the power supply device 1 is not intended to generate the propulsive force of the flying object 100, the rigidity of the connecting mechanism 3 may be low, and the structure thereof may be relatively simple.

［断熱構造］
本実施形態の電源装置１は、機体１０１の外部に配置されるものであるが、その発電ユニットの構成要素であるガスタービンエンジン５が高温になるため、安全性を確保する必要がある。また、電源装置１は、飛行時に外気に曝されるため、ガスタービンエンジン５の熱効率（燃費性能）の低下が懸念される。したがって、本実施形態の電源装置１では、ハウジング２のうち、ガスタービンエンジン５を囲う収容部２１の一部（第１部分）である外周ケース２１ａが断熱部材２３によって覆われている。 [Insulation structure]
Although the power supply device 1 of the present embodiment is arranged outside the machine body 101, it is necessary to ensure safety because the gas turbine engine 5, which is a component of the power generation unit, becomes hot. Further, since the power supply device 1 is exposed to the outside air during flight, there is a concern that the thermal efficiency (fuel efficiency performance) of the gas turbine engine 5 may decrease. Therefore, in the power supply device 1 of the present embodiment, the outer peripheral case 21a, which is a part (first portion) of the accommodating portion 21 surrounding the gas turbine engine 5, is covered with the heat insulating member 23 in the housing 2.

断熱部材２３の構成例について、図４を参照しながら説明する。断熱部材２３は、筒状の外周ケース２１ａを覆うように筒状に構成され、排気口９が配置される部分には、燃焼ガスの排出が阻害されないように開口が設けられている。また、断熱部材２３は、その断面径（太さ）が、発電機４を囲う収容部２１の一部（第２部分２１ｃ）の断面径（太さ）以下に構成される。より好ましくは、断熱部材２３の外表面が第２部分２１ｃの外表面と連続する連続面をなすように構成される。即ち、断熱部材２３は、収容部２１の第２部分２１ｃの外表面と断熱部材２３の外表面との境界に段差が生じないように（例えば段差が０．５ｍｍ以下になるように）構成されるとよい。断熱部材２３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。 A configuration example of the heat insulating member 23 will be described with reference to FIG. The heat insulating member 23 is formed in a cylindrical shape so as to cover the tubular outer peripheral case 21a, and an opening is provided in a portion where the exhaust port 9 is arranged so as not to hinder the discharge of combustion gas. Further, the heat insulating member 23 is configured such that its cross-sectional diameter (thickness) is equal to or smaller than the cross-sectional diameter (thickness) of a part (second portion 21c) of the accommodating portion 21 surrounding the generator 4. More preferably, the outer surface of the heat insulating member 23 is configured to form a continuous surface continuous with the outer surface of the second portion 21c. That is, the heat insulating member 23 is configured so that a step does not occur at the boundary between the outer surface of the second portion 21c of the accommodating portion 21 and the outer surface of the heat insulating member 23 (for example, the step is 0.5 mm or less). It is good. By having the heat insulating member 23 having such an outer shape, it is possible to reduce the air resistance of the flying object 100 during forward flight.

本実施形態の場合、断熱部材２３は、図５に示すように、筒状に構成された後に、外周ケース２１ａにはめ込まれ、外周ケース２１ａに接合される。断熱部材２３と外周ケース２１ａとの接合方法としては、例えば、接着剤等を使用した接着接合、リベットやネジ等を使用した機械接合、または溶接などが挙げられる。ネジなどの取り外し可能な部品を用いた機械接合が適用される場合、断熱部材２３は、外周ケース２１ａに着脱可能に構成されてもよい。このように断熱部材２３を着脱可能に構成する場合、ガスタービンエンジン５のメンテナンスを行う際、外周ケース２１ａから断熱部材２３を取り外してガスタービンエンジン５に容易にアクセスすることができるため、メンテナンス性を向上させることができる。 In the case of the present embodiment, as shown in FIG. 5, the heat insulating member 23 is formed into a cylindrical shape, then fitted into the outer peripheral case 21a and joined to the outer peripheral case 21a. Examples of the joining method between the heat insulating member 23 and the outer peripheral case 21a include adhesive joining using an adhesive, mechanical joining using rivets, screws, and the like, and welding. When mechanical joining using removable parts such as screws is applied, the heat insulating member 23 may be configured to be detachably attached to the outer peripheral case 21a. When the heat insulating member 23 is detachably configured in this way, when the gas turbine engine 5 is maintained, the heat insulating member 23 can be removed from the outer peripheral case 21a to easily access the gas turbine engine 5, so that the gas turbine engine 5 can be easily maintained. Can be improved.

次に、断熱部材２３の具体的な断面構造について、図６を参照しながら説明する。図６は、断熱部材２３の断面構造を示す模式図である。断熱部材２３は、外周ケース２１ａ（収容部２１の第１部分）を取り囲む内側部材２３ａと、内側部材２３ａを取り囲む外側部材２３ｂと、内側部材２３ａと外側部材２３ｂとの間に介在するコア部材２３ｃとを含む。内側部材２３ａは、外周ケース２１ａの外表面に接触（接続）される。本実施形態では、内側部材２３ａおよび外側部材２３ｂは、ステンレスやスチールなどの金属からなり、コア部材２３ｃは、アルミナ繊維、ガラス繊維およびセラミック繊維のうち少なくとも１つからなる。このようにコア部材２３ｃを介在させることにより、ステンレスやスチールなどの金属のみでガスタービンエンジン５を覆う場合と比べて、より高い断熱効果を実現できるため、安全性を確保するとともに、ガスタービンエンジン５の熱効率（燃費性能）の低下を低減することができる。 Next, a specific cross-sectional structure of the heat insulating member 23 will be described with reference to FIG. FIG. 6 is a schematic view showing a cross-sectional structure of the heat insulating member 23. The heat insulating member 23 is a core member 23c interposed between the inner member 23a surrounding the outer peripheral case 21a (the first portion of the accommodating portion 21), the outer member 23b surrounding the inner member 23a, and the inner member 23a and the outer member 23b. And include. The inner member 23a is in contact with (connected) to the outer surface of the outer peripheral case 21a. In the present embodiment, the inner member 23a and the outer member 23b are made of a metal such as stainless steel or steel, and the core member 23c is made of at least one of alumina fiber, glass fiber and ceramic fiber. By interposing the core member 23c in this way, a higher heat insulating effect can be realized as compared with the case where the gas turbine engine 5 is covered only with a metal such as stainless steel or steel, so that safety can be ensured and the gas turbine engine can be used. It is possible to reduce the decrease in thermal efficiency (fuel efficiency performance) of 5.

ここで、本実施形態では、発電機４とガスタービンエンジン５との間にも断熱部材２４（第２断熱部材）が設けられてもよい。断熱部材２４は、例えば図７に示すように、ガスタービンエンジン５のデフューザ５２における発電機４側の表面に設けられうる。図７は、図３の領域Ｒの拡大図であり、外周ケース２１ａを囲う断熱部材２３に加えて、発電機４とガスタービンエンジン５との間に断熱部材２４を設けた例を示している。このように断熱部材２４を設けることにより、ガスタービンエンジン５から発電機４に伝達する熱を低減し、ガスタービンエンジン５の熱効率（燃費性能）の低下を更に低減させることができる。また、発電機４においても、熱による発電効率の低下を低減することができる。 Here, in the present embodiment, the heat insulating member 24 (second heat insulating member) may also be provided between the generator 4 and the gas turbine engine 5. The heat insulating member 24 may be provided on the surface of the diffuser 52 of the gas turbine engine 5 on the generator 4 side, as shown in FIG. 7, for example. FIG. 7 is an enlarged view of the region R of FIG. 3, showing an example in which a heat insulating member 24 is provided between the generator 4 and the gas turbine engine 5 in addition to the heat insulating member 23 surrounding the outer peripheral case 21a. .. By providing the heat insulating member 24 in this way, the heat transferred from the gas turbine engine 5 to the generator 4 can be reduced, and the deterioration of the thermal efficiency (fuel efficiency) of the gas turbine engine 5 can be further reduced. Further, also in the generator 4, it is possible to reduce the decrease in power generation efficiency due to heat.

＜他の実施形態＞
上記実施形態では、飛行体１００としてヘリコプタを例示したが、このような回転式航空機以外にも、固定翼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、宇宙船あるいはスペースシャトル等にも本発明を適用可能である。固定翼航空機としては、グライダに代表される滑空機や、プロペラ機に代表される飛行機を挙げることができる。電気推進式ではない飛行体にも本発明を適用可能である。 <Other embodiments>
In the above embodiment, the helicopter is exemplified as the flying object 100, but the present invention includes not only such rotary aircraft but also aircraft such as fixed-wing aircraft and airships, as well as flight-type personal mobility, spacecraft, space shuttles, and the like. Is applicable. Examples of fixed-wing aircraft include gliders such as gliders and airplanes such as propeller aircraft. The present invention can be applied to an air vehicle that is not an electric propulsion type.

電源装置１の連結部位としては、機体１０１の底面の他、機体１０１の翼部上面、機体１０１の翼部底面を挙げることができる。電源装置１が供給する電力は、モータ等の駆動源を構成する電力負荷に供給される電力であってもよいし、駆動源以外の電力負荷に供給される電力であってもよいし、双方に供給される電力であってもよい。 Examples of the connecting portion of the power supply device 1 include the bottom surface of the machine body 101, the upper surface of the wing portion of the machine body 101, and the bottom surface of the wing portion of the machine body 101. The electric power supplied by the power supply device 1 may be electric power supplied to a power load constituting a drive source such as a motor, or may be electric power supplied to a power load other than the drive source, or both. It may be the electric power supplied to.

電源装置１は、１つの飛行体に複数設けられてもよい。複数設ける場合、飛行体の幅方向に併設してもよいし、飛行体の前後方向に一列に配置してもよい。 A plurality of power supply devices 1 may be provided in one flying object. When a plurality of them are provided, they may be arranged side by side in the width direction of the flying object, or may be arranged in a row in the front-rear direction of the flying object.

上記実施形態では、ハウジング２が円筒形状の例を挙げたが、角筒形状等、他の筒形状であってもよい。また、ハウジング２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。 In the above embodiment, the housing 2 has a cylindrical shape, but it may have another cylindrical shape such as a square cylinder shape. Further, the housing 2 may include a cylindrical portion and a square tubular portion.

＜実施形態のまとめ＞
上記実施形態は、少なくとも以下の電源装置を開示する。 <Summary of embodiments>
The above embodiment discloses at least the following power supply devices.

１．上記実施形態の電源装置（例えば１）は、
飛行体（例えば１００）の電力負荷（例えば１０５、１０６）に電力を供給する電源装置であって、
発電手段（例えば４、５）と、
前記発電手段の燃料を貯留する貯留部（例えば２２）と前記発電手段を収容する収容部（例えば２１）とを含むハウジング（例えば２）と、を備え、
前記ハウジングは、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配置された構成を有し、且つ、前記飛行体の機体（例えば１０１）の外部に配置され、
前記発電手段は、回転軸（例えば６）を有する発電機（例えば４）と、前記回転軸を回転駆動するエンジン（例えば５）とを含み、
前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分（例えば２１ａ）は、断熱部材（例えば２３）によって覆われている。
この構成によれば、ガスタービンエンジンが高温になることに対する安全性を確保することができるとともに、ガスタービンエンジンの熱効率（燃費性能）の低下を低減することができる。 1. 1. The power supply device (for example, 1) of the above embodiment is
A power supply unit that supplies electric power to an electric power load (for example, 105, 106) of an air vehicle (for example, 100).
Power generation means (eg 4, 5) and
A housing (for example, 2) including a storage unit (for example, 22) for storing fuel of the power generation means and a storage unit (for example, 21) for accommodating the power generation means is provided.
The housing has a configuration in which the storage portion and the accommodating portion are arranged along the front-rear direction of the flying object, and is arranged outside the airframe (for example, 101) of the flying object.
The power generation means includes a generator (for example, 4) having a rotation shaft (for example, 6) and an engine (for example, 5) for rotationally driving the rotation shaft.
The first portion (eg, 21a) of the housing that surrounds the engine is covered by a heat insulating member (eg, 23).
According to this configuration, safety against high temperature of the gas turbine engine can be ensured, and deterioration of thermal efficiency (fuel efficiency performance) of the gas turbine engine can be reduced.

２．上記実施形態の電源装置において、
前記エンジンは、圧縮空気を生成する圧縮機（例えば５１、５２）と、前記圧縮機から供給された圧縮空気を保持する圧縮室（例えば５３）と、前記圧縮室内に配置され、前記圧縮室から圧縮空気を取り込む燃焼室（例えば５４）と、含み、
前記圧縮室は、筒状の外周ケース（例えば２１ａ）と筒状の内周ケース（例えば２１ｂ）との間に画定され、
前記外周ケースは、前記断熱部材によって覆われた前記収容部の前記第１部分を構成する。
この構成によれば、ガスタービンのうち高温になる圧縮室を断熱部材で覆い、安全性の確保、および燃費性能の低下の低減を図ることが可能となる。 2. 2. In the power supply device of the above embodiment
The engine is arranged in the compressor chamber (for example, 51, 52) for generating compressed air, a compression chamber (for example, 53) for holding the compressed air supplied from the compressor, and from the compression chamber. With a combustion chamber (eg 54) that takes in compressed air,
The compression chamber is defined between a cylindrical outer peripheral case (for example, 21a) and a cylindrical inner peripheral case (for example, 21b).
The outer peripheral case constitutes the first portion of the accommodating portion covered by the heat insulating member.
According to this configuration, it is possible to cover the high temperature compression chamber of the gas turbine with a heat insulating member to ensure safety and reduce deterioration of fuel efficiency.

３．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材は、前記外周ケースを覆う筒形状を有し、前記外周ケースに着脱可能に構成される。
この構成によれば、ガスタービンエンジンのメンテナンスを行う際に、外周ケースから断熱部材を取り外してガスタービンエンジンに容易にアクセスすることができるため、メンテナンス性を向上させることが可能となる。 3. 3. In the power supply device of the above embodiment
The heat insulating member has a tubular shape that covers the outer peripheral case, and is configured to be removable from the outer peripheral case.
According to this configuration, when the gas turbine engine is maintained, the heat insulating member can be removed from the outer peripheral case to easily access the gas turbine engine, so that the maintainability can be improved.

４．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材は、前記外周ケースに接合されている。
この構成によれば、特に飛行中において断熱部材が外周ケースから脱落することを防止することができる。 4. In the power supply device of the above embodiment
The heat insulating member is joined to the outer peripheral case.
According to this configuration, it is possible to prevent the heat insulating member from falling off from the outer peripheral case, especially during flight.

５．上記実施形態の電源装置において、
前記エンジンは、前記飛行体の前後方向における前記発電機の後方に配置され、
前記燃焼室で生成された燃焼ガスは、前記内周ケースの内側を通って後方に排出される。
この構成によれば、高温の燃焼ガスが発電機に流入して発電機が高温になることによる発電効率の低下を低減することが可能となる。 5. In the power supply device of the above embodiment
The engine is located behind the generator in the anteroposterior direction of the vehicle.
The combustion gas generated in the combustion chamber passes through the inside of the inner peripheral case and is discharged rearward.
According to this configuration, it is possible to reduce the decrease in power generation efficiency due to the inflow of high-temperature combustion gas into the generator and the high temperature of the generator.

６．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材の断面径は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分（例えば２１ｃ）の断面径以下である。
この構成によれば、発電機を囲う収容部の第２部分と断熱部材との境界に生じた段差に起因して飛行体の前進飛行中の空気抵抗が増加することを低減することが可能となる。 6. In the power supply device of the above embodiment
The cross-sectional diameter of the heat insulating member is equal to or smaller than the cross-sectional diameter of the second portion (for example, 21c) of the accommodating portion surrounding the generator.
According to this configuration, it is possible to reduce the increase in air resistance during forward flight of the air vehicle due to the step generated at the boundary between the second part of the accommodating portion surrounding the generator and the heat insulating member. Become.

７．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材の外表面は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分の外表面と連続する連続面を構成する。
この構成によれば、発電機を囲う収容部の第２部分と断熱部材との境界において段差を無くし、当該境界における飛行体の前進飛行中の空気抵抗を低減することが可能となる。 7. In the power supply device of the above embodiment
The outer surface of the heat insulating member constitutes a continuous surface continuous with the outer surface of the second portion of the accommodating portion surrounding the generator.
According to this configuration, it is possible to eliminate a step at the boundary between the second portion of the accommodating portion surrounding the generator and the heat insulating member, and reduce the air resistance of the flying object during forward flight at the boundary.

８．上記実施形態の電源装置において、
前記断熱部材は、前記収容部の前記第１部分を取り囲む内側部材（例えば２３ａ）と、前記内側部材を取り囲む外側部材（例えば２３ｂ）と、前記内側部材と前記外側部材との間に介在するコア材（例えば２３ｃ）とを含み、
前記コア材は、アルミナ繊維、ガラス繊維およびセラミック繊維のうち少なくとも１つからなる。
この構成によれば、ステンレスやスチールなどの金属のみでガスタービンエンジンを覆う場合と比べて、より高い断熱効果を実現できるため、安全性の確保、および燃費性能の低下の低減に有利となる。 8. In the power supply device of the above embodiment
The heat insulating member includes an inner member (for example, 23a) surrounding the first portion of the accommodating portion, an outer member (for example, 23b) surrounding the inner member, and a core interposed between the inner member and the outer member. Including materials (eg 23c)
The core material comprises at least one of alumina fiber, glass fiber and ceramic fiber.
According to this configuration, a higher heat insulating effect can be realized as compared with the case where the gas turbine engine is covered only with a metal such as stainless steel or steel, which is advantageous for ensuring safety and reducing deterioration of fuel efficiency.

９．上記実施形態の電源装置において、
前記発電機と前記エンジンとの間に第２断熱部材（例えば２４）が設けられている。
この構成によれば、ガスタービンエンジンから発電機に伝達する熱を低減し、ガスタービンエンジンの熱効率（燃費性能）の低下を更に低減させることができる。また、発電機においても、熱による発電効率の低下を低減することができる。 9. In the power supply device of the above embodiment
A second heat insulating member (for example, 24) is provided between the generator and the engine.
According to this configuration, the heat transferred from the gas turbine engine to the generator can be reduced, and the deterioration of the thermal efficiency (fuel efficiency performance) of the gas turbine engine can be further reduced. Further, also in the generator, it is possible to reduce the decrease in power generation efficiency due to heat.

１：電源装置、２：ハウジング、３：連結機構、４：発電機、５：ガスタービンエンジン、２１：収容部、２２：燃料タンク 1: Power supply, 2: Housing, 3: Coupling mechanism, 4: Generator, 5: Gas turbine engine, 21: Housing, 22: Fuel tank

Claims

飛行体の電力負荷に電力を供給する電源装置であって、
発電手段と、
前記発電手段の燃料を貯留する貯留部と前記発電手段を収容する収容部とを含むハウジングと、を備え、
前記ハウジングは、前記貯留部と前記収容部とが前記飛行体の前後方向に沿って配列された長い形状を有し、且つ、前記飛行体の機体の外部に配置され、
前記発電手段は、回転軸を有する発電機と、前記回転軸を回転駆動するエンジンとを含み、
前記エンジンを囲う前記収容部の第１部分は、断熱部材によって覆われており、
前記発電機と前記エンジンとの間に第２断熱部材が設けられている、ことを特徴とする電源装置。 A power supply that supplies power to the power load of an aircraft.
Power generation means and
A housing including a storage unit for storing fuel of the power generation means and a storage unit for accommodating the power generation means is provided.
The housing has a long shape in which the storage portion and the accommodation portion are arranged along the front-rear direction of the airframe, and is arranged outside the airframe of the airframe.
The power generation means includes a generator having a rotation shaft and an engine that rotationally drives the rotation shaft.
The first portion of the accommodating portion surrounding the engine is covered with a heat insulating member.
A power supply device characterized in that a second heat insulating member is provided between the generator and the engine .

前記エンジンは、圧縮空気を生成する圧縮機と、前記圧縮機から供給された圧縮空気を保持する圧縮室と、前記圧縮室内に配置され、前記圧縮室から圧縮空気を取り込む燃焼室と、含み、
前記圧縮室は、筒状の外周ケースと筒状の内周ケースとの間に画定され、
前記外周ケースは、前記断熱部材によって覆われた前記収容部の前記第１部分を構成する、ことを特徴とする請求項１に記載の電源装置。 The engine includes a compressor that generates compressed air, a compression chamber that holds compressed air supplied from the compressor, and a combustion chamber that is arranged in the compression chamber and takes in compressed air from the compression chamber.
The compression chamber is defined between the cylindrical outer peripheral case and the tubular inner peripheral case.
The power supply device according to claim 1, wherein the outer peripheral case constitutes the first portion of the accommodating portion covered with the heat insulating member.

前記断熱部材は、前記外周ケースを覆う筒形状を有し、前記外周ケースに着脱可能に構成される、ことを特徴とする請求項２に記載の電源装置。 The power supply device according to claim 2, wherein the heat insulating member has a tubular shape that covers the outer peripheral case, and is configured to be detachably attached to the outer peripheral case.

前記断熱部材は、前記外周ケースに接合されている、ことを特徴とする請求項２又は３に記載の電源装置。 The power supply device according to claim 2 or 3, wherein the heat insulating member is joined to the outer peripheral case.

前記エンジンは、前記飛行体の前後方向における前記発電機の後方に配置され、
前記燃焼室で生成された燃焼ガスは、前記内周ケースの内側を通って後方に排出される、ことを特徴とする請求項２乃至４のいずれか１項に記載の電源装置。 The engine is located behind the generator in the anteroposterior direction of the vehicle.
The power supply device according to any one of claims 2 to 4, wherein the combustion gas generated in the combustion chamber is discharged rearward through the inside of the inner peripheral case.

前記断熱部材の断面径は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分の断面径以下である、ことを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載の電源装置。 The power supply device according to any one of claims 1 to 5, wherein the cross-sectional diameter of the heat insulating member is equal to or smaller than the cross-sectional diameter of the second portion of the accommodating portion surrounding the generator.

前記断熱部材の外表面は、前記発電機を囲う前記収容部の第２部分の外表面と連続する連続面を構成する、ことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項に記載の電源装置。 The invention according to any one of claims 1 to 6, wherein the outer surface of the heat insulating member constitutes a continuous surface continuous with the outer surface of the second portion of the accommodating portion surrounding the generator. Power supply.

前記断熱部材は、前記収容部の前記第１部分を取り囲む内側部材と、前記内側部材を取り囲む外側部材と、前記内側部材と前記外側部材との間に介在するコア材とを含み、
前記コア材は、アルミナ繊維、ガラス繊維およびセラミック繊維のうち少なくとも１つからなる、ことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項に記載の電源装置。 The heat insulating member includes an inner member surrounding the first portion of the accommodating portion, an outer member surrounding the inner member, and a core material interposed between the inner member and the outer member.
The power supply device according to any one of claims 1 to 7, wherein the core material is made of at least one of alumina fiber, glass fiber and ceramic fiber.

電気推進式の飛行体であって、
請求項１乃至８のいずれか１項に記載の電源装置を備え、
前記電源装置は、前記飛行体の電力負荷に電力を供給する、ことを特徴とする飛行体。 It ’s an electrically propelled aircraft.
The power supply device according to any one of claims 1 to 8 is provided.
The power supply device is an air vehicle that supplies electric power to the power load of the air vehicle.