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公開番号2021133888
公報種別公開特許公報(A)
公開日20210913
出願番号2020033730
出願日20200228
発明の名称飛行体
出願人本田技研工業株式会社
代理人特許業務法人大塚国際特許事務所,個人,個人,個人,個人,個人,個人
主分類B64D 27/24 20060101AFI20210816BHJP(航空機;飛行;宇宙工学)
要約【課題】メンテナンス性の点で有利な電気推進式の飛行体を提供する。
【解決手段】電気推進式の飛行体100は、推進ロータ105と、前記推進ロータを軸支して回転させるモータ106と、前記推進ロータを駆動するための電力を生成する発電手段1と、前記発電手段で生成された電力を蓄電する蓄電手段2と、前記飛行体の機体の外部において互いに離間して配置された第1ハウジング6Rおよび第2ハウジング6Lと、を備え、前記発電手段は前記第1ハウジング内に収容され、前記蓄電手段は前記第2ハウジング内に収容されている。
【選択図】図1
特許請求の範囲【請求項1】
電気推進式の飛行体であって、
推進ロータと、
前記推進ロータを軸支して回転させるモータと、
前記推進ロータを駆動するための電力を生成する発電手段と、
前記発電手段で生成された電力を蓄電する蓄電手段と、
前記飛行体の機体の外部において互いに離間して配置された第1ハウジングおよび第2ハウジングと、
を備え、
前記発電手段は前記第1ハウジング内に収容され、前記蓄電手段は前記第2ハウジング内に収容されている、ことを特徴とする飛行体。
続きを表示(約 870 文字)【請求項2】
前記機体の右側および左側のうち一方に前記第1ハウジングが配置され、他方に第2ハウジングが配置されている、ことを特徴とする請求項1に記載の飛行体。
【請求項3】
前記第1ハウジングおよび前記第2ハウジングは、同じ外形を有する、ことを特徴とする請求項1又は2に記載の飛行体。
【請求項4】
前記推進ロータおよび前記モータは、前記機体に設けられている、ことを特徴とする請求項1乃至3のいずれか1項に記載の飛行体。
【請求項5】
前記推進ロータおよび前記モータは、前記第1ハウジングおよび前記第2ハウジングの各々に設けられている、ことを特徴とする請求項1乃至4のいずれか1項に記載の飛行体。
【請求項6】
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、
前記第1ハウジング内において、前記発電機および前記エンジンは、前記飛行体の前後方向に沿って配列されている、ことを特徴とする請求項1乃至5のいずれか1項に記載の飛行体。
【請求項7】
前記第1ハウジングおよび前記第2ハウジングはそれぞれ、前記エンジンの燃料を貯留するタンクを備える、ことを特徴とする請求項6に記載の飛行体。
【請求項8】
前記第1ハウジングに備えられたタンクと前記第2ハウジングに備えられたタンクとは、貯留可能な燃料の容量の差が許容範囲になるように構成される、ことを特徴とする請求項7に記載の飛行体。
【請求項9】
前記第1ハウジングに備えられたタンクと前記第2ハウジングに備えられたタンクとは、連通管によって連通されている、ことを特徴とする請求項7又は8に記載の飛行体。
【請求項10】
前記第2ハウジング内に収容される前記蓄電手段は、その重量と前記第1ハウジング内の前記発電手段の重量との差が許容範囲に収まるように構成されている、ことを特徴とする請求項1乃至9のいずれか1項に記載の飛行体。

発明の詳細な説明【技術分野】
【0001】
本発明は、複数の電源装置を備えた飛行体に関する。
続きを表示(約 8,500 文字)【背景技術】
【0002】
モータ等の電動の駆動源を備えた電気推進式の飛行体が提案されている。例えば、特許文献1には、エンジン(燃焼機関)で発電機の回転シャフトを回転させることで電力を生成し、当該電力によりモータを駆動する電気推進式のヘリコプタが開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0003】
米国特許第9248908号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0004】
特許文献に記載されているように、キャビンを有する機体内にエンジンと発電機とを配置すると、キャビンスペースの確保が困難になったり、乗員の安全性が低下したりしうる。そのため、エンジンおよび発電機は、機体の外部に配置されることが好ましい。また、飛行体では、安定飛行のため左右の重量差を低減させることが求められているが、飛行体の右側と左側とのそれぞれにエンジンおよび発電機を配置することは冗長的な構成であり、飛行体のコストの点で不利になりうる。
【0005】
そこで、本発明は、電気推進式の飛行体におけるコストの点で有利な技術を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【0006】
上記目的を達成するために、本発明の一側面としての飛行体は、電気推進式の飛行体であって、推進ロータと、前記推進ロータを軸支して回転させるモータと、前記推進ロータを駆動するための電力を生成する発電手段と、前記発電手段で生成された電力を蓄電する蓄電手段と、前記飛行体の機体の外部において互いに離間して配置された第1ハウジングおよび第2ハウジングと、を備え、前記発電手段は前記第1ハウジング内に収容され、前記蓄電手段は前記第2ハウジング内に収容されている、ことを特徴とする。
【発明の効果】
【0007】
本発明によれば、電気推進式の飛行体におけるコストの点で有利な技術を提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【0008】
第1実施形態の飛行体の模式図
第1実施形態の飛行体の構成例を示すブロック図
第1実施形態における右側電源装置の外観図
第1実施形態における右側電源装置の断面図
第1実施形態の飛行体の飛行制御を示すブロック図
第1実施形態の飛行体の飛行制御を示すフローチャート
第2実施形態の飛行体の模式図
第2実施形態の飛行体の構成例を示すブロック図
【発明を実施するための形態】
【0009】
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。
【0010】
<第1実施形態>
本発明に係る第1実施形態について説明する。図1は、本実施形態の飛行体100の模式図である。図中、矢印X、Y、Zはそれぞれ、飛行体100の前後方向、幅方向(左右方向)、上下方向を示す。本実施形態の飛行体100は、モータを駆動源として推進ロータ105(またはプロペラ)を回転させる電気推進式の飛行体であり、具体的には、推進ロータ105を有する固定翼航空機(プロペラ機)である。
【0011】
飛行体100は、例えば、キャビン(客室、操縦室)を有する機体101と、主翼102R、102Lと、水平尾翼103R、103Lと、複数の電源装置104(104R、104L)と、飛行体100の推力を発生させる推進ロータ105(プロペラ)とを含みうる。また、機体101には、モータ106と、電力制御部107と、主制御部108とが設けられる。モータ106は、複数の電源装置104から供給された電力により推進ロータ105を回転させる。電力制御部107は、例えばPCU(Power Control Unit)であり、電源装置104からモータ106に供給される電力を制御する。主制御部108は、例えばECU(Electronic Control Unit)であり、CPUに代表されるプロセッサ、半導体メモリ等の記憶デバイス、外部デバイスとのインタフェース等を含み、電力制御部107を介してモータ106による推進ロータ105の回転を制御することにより飛行体100の飛行動作を制御する。ここで、図1に示す例では、推進ロータ105が機体101の後部に設けられているが、それに限られず、機体101の前部に設けられてもよいし、機体101の上部に設けられてもよい。
【0012】
複数の電源装置104は、飛行体100で用いられる電力、例えばモータ106を駆動するための電力を生成(発電)したり蓄積(蓄電)したりする装置であり、機体101の外部に設けられる。このように複数の電源装置104を機体101の外部に配置することで、発電機構等が機体101の内部空間を占有することを回避することができ、キャビンの拡大や他の構成部品のレイアウト性の向上、電源装置104のメンテナンス性の向上を図ることができる。
【0013】
本実施形態の飛行体100では、複数の電源装置104が主翼102R、102Lの上部にそれぞれ設けられている。具体的には、図1に示すように、電源装置104Rが右側の主翼102Rの上部に設けられており、電源装置104Lが左側の主翼102Lの上部に設けられている。以下では、右側の主翼102R(即ち、機体101に対して右側)に設けられた電源装置104Rを「右側電源装置104R」と呼ぶことがあり、左側の主翼102L(即ち、機体101に対して左側)に設けられた電源装置104Lを「左側電源装置104L」と呼ぶことがある。ここで、電源装置104の数は、2個に限られず、3個以上であってもよいが、飛行体100の左右において空気抵抗や重量のバランスを保つためには、機体101の左右に同数の電源装置104が配置されることが好ましい。
【0014】
複数の電源装置104は、モータ106を駆動するための電力の発電および蓄電を行うユニットであり、電力を生成する発電部1と電力を蓄電するバッテリ2(蓄電部)とを備える。しかしながら、機体101の左右に配置された複数の電源装置104(右側電源装置104R、左側電源装置104L)の各々に対して、発電部1およびバッテリ2の両方を設けてしまうと、構成が冗長的になるとともに、飛行体100のコストの点で不利になりうる。例えば、発電部1は、ガスタービンエンジン10と発電機20とで構成されるモジュールであり高価であるため、複数の電源装置104の各々に発電部1を設けてしまうと、飛行体100の低コスト化を図ることが困難になりうる。そこで、本実施形態の飛行体100は、右側電源装置104Rおよび左側電源装置104Lの一方に発電部1が設けられ、他方にバッテリ2が設けられる。以下では、図1に示すように、右側電源装置104Rに発電部1が設けられ、左側電源装置104Lにバッテリ2が設けられている例について説明する。
【0015】
図2は、飛行体100の構成例を示すブロック図である。図2では、機体101と、右側電源装置104Rと、左側電源装置104Lとが図示されている。
機体101には、推進ロータ105と、推進ロータ105を軸支して回転させるモータ106と、モータ106に供給される電力を制御する電力制御部107と、飛行体100の飛行動作を制御する主制御部108とが設けられる。電力制御部107は、主制御部108による制御下において、飛行体100の飛行動作に応じた電力をバッテリ2からモータ106に供給することにより、推進ロータ105の回転量を制御することができる。なお、本実施形態では、発電部1で発電された電力を一旦バッテリ2に蓄電し、バッテリ2に蓄電された電力をモータ106に供給する構成例を説明しるが、それに限られず、バッテリ2を介さずに発電部1からモータ106に直接電力を供給する構成であってもよい。
【0016】
右側電源装置104R(第1電源装置)は、発電部1と燃料タンク3Rとを備える。発電部1は、ガスタービンエンジン10と、ガスタービンエンジン10の出力により発電する発電機20とを含む。燃料タンク3Rは、ガスタービンエンジン10の燃料を貯留する。ガスタービンエンジン10の燃料としては、メタノールやガソリン等が用いられる。一方、左側電源装置104L(第2電源装置)は、バッテリ2と燃料タンク3Lとを備える。バッテリ2は、右側電源装置104Rの発電部1(発電機20)で生成された電力を蓄電する。燃料タンク3Lは、ガスタービンエンジン10の燃料を貯留する。右側電源装置104Rの燃料タンク3Rと左側電源装置104Lの燃料タンク3Lとは、連通管5を介して互いに連通されており、これにより燃料タンク3Rと燃料タンクLとで貯留している燃料の量を同様にし、飛行体100の左右のバランスを保つことができる。ここで、右側電源装置104Rの燃料タンク3Rおよび左側電源装置104Lの燃料タンク3Lは、飛行体100の左右のバランスを保つ観点から、貯留可能な燃料の容量の差が許容範囲になるように構成される。例えば、燃料タンク3Rと燃料タンク3Lとは、貯留可能な燃料の容量が同様(例えば同じ)になるように構成されることが好ましい。
【0017】
[右側電源装置の構成例]
次に、右側電源装置104Rの構成例について、図3および図4を参照しながら説明する。図3は右側電源装置104Rの外観図を示し、図4は、右側電源装置104Rの断面図を示している。なお、図4において、矢印は気体の経路を示している。
【0018】
右側電源装置104Rは、その外壁を形成する中空のハウジング6R(第1ハウジング)を備える。ハウジング6Rは、X方向に沿って延伸した外形(即ち、X方向に沿って細長いポット型の外形)を有している。機体101の外部に配置されるハウジング6Rがこのような外形を有することにより、飛行体100の前進飛行中の空気抵抗を低減することができる。本実施形態のハウジング6Rは、その胴体部分が円筒形状を有しているため、横風の影響をより小さくすることができる。また、ハウジング6Rの先端部は、前側に向かって縮径するテーパ形状を有する。本実施形態では、ハウジング6Rの先端部が半球形状に構成されているが、三角錐形状であってもよい。このように先端部をテーパ形状に構成することにより、飛行体100の前進飛行中の空気抵抗をさらに低減することができる。ここで、ハウジング6Rの形状は、円筒形状に限られず、角筒形状等や他の筒形状であってもよい。また、ハウジング6Rが円筒形状の部分と角筒形状の部分とを含んでいてもよい。
【0019】
ハウジング6Rの内部には、発電部1と燃料タンク3Rとが収容される。発電部1は、上述したように、ガスタービンエンジン10と、ガスタービンエンジン10の出力により発電する発電機20とを含む。燃料タンク3Rは、ガスタービンエンジン10の燃料(メタノールやガソリン等)を貯留する。ガスタービンエンジン10、発電機20および燃料タンク3Rは、飛行体100の前後方向(X方向)に沿って配列されることが好ましい。本実施形態では、飛行体100の前後方向において、ガスタービンエンジン10と燃料タンク3Rとの間に発電機20が配置される。また、ガスタービンエンジン10と発電機20とは共通の回転軸7上(同軸上)に設けられ、ガスタービンエンジン10が回転軸7を回転駆動することで、発電機20が発電することができる。このような構成により、ガスタービンエンジン10と発電機20とをスペース的に無駄なく配置し、コンパクト化を図ることができる。なお、発電部1(発電機20)で発電された電力は、不図示のケーブルを介して左側電源装置104Lのバッテリ2に供給されて蓄電される。
【0020】
ガスタービンエンジン10は、インペラ11とデフューザ12とを含む圧縮機を備える。インペラ11は回転軸7に取り付けられており、吸気口Piから取り入れられた空気が、インペラ11の回転によりデフューザ12を介して圧縮されながら圧縮室13に送出される。圧縮室13は、図4に示すように、ガスタービンエンジン10を囲う筒状の外周ケース(ハウジング6)と、その内側に配されて排気管17の外壁を構成する筒状の内周ケースとの間に画定された密閉空間である。圧縮室13内に保持された圧縮空気は、燃焼室14の周壁に設けられた開口部14aから燃焼室14内に取り込まれる。燃焼室14には、燃料噴射ノズル15が設けられており、供給ポンプ8(供給部)により配管を介して燃料タンク3Rから供給された燃料が、燃料噴射ノズル15により燃焼室14内に噴射される。始動時には、不図示の点火装置により燃焼室14内の混合気体が点火され、その後、燃焼室14内で混合気体の燃焼が継続的に発生する。燃焼室14内で高温高圧となった燃焼ガスは、タービンノズル16から筒状の排気管17へ噴出され、回転軸7に取り付けられたタービン18を回転させるとともに、電源装置104(ハウジング6)の後部に設けられた排気口Poから後方へ排出される。
【0021】
回転軸7には、インペラ11と、タービン18と、後述する発電機20のロータ21(永久磁石等)とが設けられており、タービン18の回転により、インペラ11およびロータ21を一体的に回転させることができる。なお、本実施形態の場合、ガスタービンエンジン10は、専ら発電機20の駆動を目的としたものであり、排気流を飛行体100の推進力に積極的に利用することは想定されていないが、補助的な推進力として利用する態様であってもよい。
【0022】
発電機20は、回転軸7に取り付けられた永久磁石等のロータ21と、ロータ21の周囲に配設されたコイル等のステータ22とを含む。ガスタービンエンジン10により回転軸7が回転し、それに伴って、回転軸7に取り付けられたロータ21が回転することにより、ステータ22で発電することができる。また、ステータ22の周囲には、ステータ22を冷却するためのフィン23が、回転軸7の周方向に複数設けられている。複数のフィン23は、吸気口Piから取り入れられた空気が導風される空間に配置されており、当該空気が複数のフィン23の間を通ることにより、複数のフィン23が冷却され、それに伴ってステータ22を冷却することができる。
【0023】
また、発電部1は、発電制御部24を備える。発電制御部24は、発電機20の発電を制御する回路、および、ガスタービンエンジン10の駆動を制御する回路を含む。発電制御部24は、左側電源装置104Lのバッテリ2を電源として使用してもよいが、発電制御部24内に蓄電池(バッテリ)を独自に設けておき、その蓄電池を電源として使用してもよいし、機体101内に設けられた蓄電池(バッテリ)を電源として使用してもよい。
【0024】
[左側電源装置の構成例]
次に、左側電源装置104Lの構成例について説明する。
左側電源装置104Lは、その外壁を形成する中空のハウジング6L(第2ハウジング)を備える。ハウジング6Lは、図3に示す右側電源装置104Rのハウジング6R(第1ハウジング)と同様の外形を有しているとともに、当該ハウジング6Rと離間(分離)して配置される。このように右側電源装置104Rのハウジング6Rと左側電源装置104Lのハウジング6Lとを同様の外形(例えば同じ外形)とすることで、飛行体100の前進飛行中における空気抵抗の差を低減し、飛行体100を安定的に飛行させることができる。
【0025】
ハウジング6Lの内部には、図1等に示すように、バッテリ2と燃料タンク3Lとが収容される。バッテリ2は、右側電源装置104Rの発電機20で生成された電力を蓄電する。バッテリ2は、その総重量が、右側電源装置104Rの発電部1(ガスタービンエンジン10および発電機20)の総重量と同様(例えば同じ)になるように設けられることが好ましい。具体的には、バッテリ2は、バッテリ2の重量と発電部1の重量との差が許容範囲に収まるように設けられることが好ましい。許容範囲は、例えば飛行体100が安定的に飛行することができる左右のバランス差の範囲に設定されうる。
【0026】
ここで、左側電源装置104Lのハウジング6Lが、図3に示す右側電源装置104Rのハウジング6Rと同様の外形を有する場合、吸気口Piおよび排気口Poは、バッテリ2を冷却するために用いられるとよい。例えば、吸気口Piから取り込まれた空気がバッテリ2における複数のバッテリセルの間を通過して排気口Poから排出されるように、バッテリ2が構成されるとよい。
【0027】
[飛行体の飛行制御]
次に、上述した飛行体100の飛行制御例について説明する。
図5は、飛行体100の飛行動作の制御ブロックを示す図であり、主制御部108(ECU)と飛行体100に備えられたセンサ群とが図示されている。図5に示すように、主制御部108(ECU)は、少なくとも1個のプロセッサ(CPU)108aと、ROMやRAMなどのメモリ108bと、I/O108cとを備えるマイクロコンピュータによって構成されうる。主制御部108は、上述したように、機体101内に設けられうる。また、センサ群は、例えば、第1回転数センサ40、第1温度センサ41、第2温度センサ42、第3温度センサ43、第1圧力センサ44、第2圧力センサ45、高度計46、ジャイロセンサ47、GPSセンサ48、第2回転数センサ49、WOW(Weight-On-Wheel)センサ50を含みうる。
【0028】
第1回転数センサ40は、ガスタービンエンジン10により回転駆動される回転軸7の回転数を検出する。第1温度センサ41は、ハウジング6の吸気口Piから取り入れられた空気の温度を検出する。第2温度センサ42は、排気口Poから排出される燃焼ガスの温度を検出する。第3温度センサ43は、潤滑オイル供給系(不図示)により回転軸7に供給される潤滑油の温度を検出する。第1圧力センサ44は、飛行体100の外部圧力(大気圧)を検出する。第2圧力センサ45は、吸気口Piから取り入れられる空気の圧力を検出する。高度計46は、飛行体100の高度を検出する。ジャイロセンサ47は、ピッチ軸、ロール軸およびヨー軸の各々について飛行体100の傾きを検出する。GPSセンサ48は、飛行体100の現在位置を検出する。第2回転数センサ49は、モータ106の回転数(即ち、推進ロータ105の回転数)を検出する。また、WOWセンサ50は、飛行体100の重量が車軸に掛かったことを検知するセンサである。
【0029】
主制御部108は、各センサ40〜50で得られたデータに基づいて、推進ロータ105の回転を制御するための指令信号を電力制御部107に送信する。電力制御部107では、主制御部108から受信した指令信号に基づいて、バッテリ2からモータ106に供給される電力を制御する。これにより、推進ロータ105の回転数を制御し、飛行体100の飛行動作を制御することができる。
【0030】
図6は、飛行体100の飛行制御を示すフローチャートである。図6に示すフローチャートの各工程は、主制御部108によって実行されうる。
主制御部108は、S10において、操縦者が入力(指示)した目的地、フライトコースなどのフライトミッションを読み込んだ後、S12に進み、ガスタービンエンジン10に燃料を供給して駆動する。次いでS14に進み、主制御部108は、離陸可能か否かを判断する。離陸が不可能である場合には以降の処理をスキップして終了し、離陸可能である場合にはS16に進み、離陸動作を行う。
(【0031】以降は省略されています)

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