电源装置以及飞行体的制作方法

本发明涉及一种飞行体用的电源装置及飞行体。

背景技术：

提出有具备马达等电动驱动源的电推进式的飞行体。例如，在专利文献1中，公开了具有由电池的电力驱动的马达的电推进式直升机。在专利文献2中，公开了一种具有由电池、或者燃气涡轮发动机和发电机的电力所驱动的马达的电推进式的直升机。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：美国专利第9248908号说明书

专利文献2：美国专利第8727271号说明书

技术实现要素：

发明所要解决的问题

如专利文献1、专利文献2那样，在将电池等电源装置配设在飞行体的机体内的构成中，为了确保其配设空间，而机舱空间等机体内的其他空间的设计自由度降低。

本发明的目的在于，提供一种提高飞行体的机体的设计自由度的电源装置。

用于解决问题的手段

根据本发明，提供一种电源装置，其是向飞行体的电负载供给电力的电源装置，其特征在于，

所述电源装置具备：

发电机构；

中空的壳体，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部和容纳所述发电机构的容纳部；以及

连结部，其将所述壳体连结于所述飞行体的机体，

所述壳体具有沿所述飞行体的前后方向长的形状，并且配置于所述机体的外部，

所述储存部和所述容纳部沿所述壳体的长度方向配置。

根据本发明，提供一种电源装置，其是向飞行体的电负载供给电力的电源装置，其特征在于，

所述电源装置具备：

发电机构；以及

壳体，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部和容纳所述发电机构的容纳部，

所述壳体具有由所述储存部和所述容纳部沿所述飞行体的前后方向排列而成的长的形状，并且所述壳体配置于所述飞行体的机体的外部，

所述发电机构包括具有旋转轴的发电机和对所述旋转轴进行驱动使其旋转的发动机，

包围所述发动机的所述容纳部的第一部分被隔热构件覆盖。

根据本发明，提供一种电源装置，其是能够将中空的圆筒状的壳体经由连结部而与飞行体的机体外部连结的电源装置，所述壳体容纳向所述飞行体的电负载供给电力的电力产生部、向所述电力产生部供给燃料的储存部、以及将外部的空气引入并向所述电力产生部供给的空气引入部，

所述电源装置的特征在于，

所述空气引入部具备：

形成于所述壳体的外周面且将所述壳体的外部的空气引入的入口部；

与所述入口部连通且在所述壳体的内部形成的中空的导入通路；以及

将从所述入口部引入的所述空气经由所述导入通路向所述电力产生部供给的出口部。

根据本发明，提供一种电源装置，其是能够将中空的圆筒状的壳体经由连结部而与飞行体的机体外部连结的电源装置，所述壳体容纳向所述飞行体的电负载供给电力的发电机、驱动所述发电机的驱动部、向所述驱动部供给燃料的燃料箱、以及将外部的空气引入并向所述驱动部供给的空气引入部结，所述电源装置的特征在于，

所述空气引入部具备：

形成于所述壳体的外周面且将所述壳体的外部的空气引入的入口部；

与所述入口部连通且在所述壳体的内部形成的导入通路；以及

将从所述入口部引入的所述空气经由所述导入通路向所述驱动部供给的出口部，

在所述发电机的外周部配置有对该发电机的热进行散热的散热器，所述散热器配置于使空气从所述入口部朝向所述驱动部流动的通路内。

根据本发明，提供一种电源装置，其是向飞行体的电负载供给电力的电源装置，其特征在于，

所述电源装置具备：

发电机构；以及

壳体，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部和容纳所述发电机构的容纳部，

所述壳体配置于所述飞行体的机体的外部，

所述储存部和所述容纳部沿所述飞行体的前后方向排列，并且通过连结部而可分离地进行连结。

根据本发明，提供一种电源装置，其是向飞行体的电负载供给电力的电源装置，其特征在于，

所述电源装置具备：

发电机构；以及

壳体，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部和容纳所述发电机构的容纳部，

所述壳体具有由所述储存部和所述容纳部沿所述飞行体的前后方向排列而成的长的形状，并且所述壳体配置于所述飞行体的机体的外部，

所述储存部包括将燃料的储存空间划分成沿所述壳体的长度方向排列的多个部分空间的分隔壁。

根据本发明，提供一种飞行体，其具有将中空的圆筒状的壳体经由分离机构而安装于机体的外部的电源装置，所述壳体容纳向飞行体的电负载供给电力的电力产生部、向所述电力产生部供给燃料的储存部、以及将外部的空气引入并向所述电力产生部供给的空气引入部，

所述飞行体的特征在于，

所述分离机构具有：

安装于所述机体的前方部以及后方部的卡合部；以及

安装于所述壳体的前方以及后方并通过与所述卡合部卡合而将所述壳体安装于所述机体的追随卡合部，

通过使所述卡合部解除与所述追随卡合部的卡合状态，将所述电源装置从所述机体分离。

发明效果

根据本发明，能够提供一种提高飞行体的机体的设计自由度的电源装置。

附图说明

图1是具备本发明的一个实施方式所涉及的电源装置的飞行体的示意图。

图2是图1的电源装置的立体图。

图3是图1的电源装置的内部构造的说明图以及局部放大图。

图4是其他例子的电源装置的说明图。

图5是具备电源装置的飞行体的示意图。

图6是电源装置的外观图。

图7是电源装置的剖面图。

图8是图7的区域r的放大图。

图9是表示隔热构件的安装例的示意图。

图10是表示隔热构件的剖面构造的示意图。

图11是表示进一步设置有第二隔热构件的例子的示意图。

图12是具备第三实施方式所涉及的电源装置的飞行体的示意图。

图13是表示第三实施方式所涉及的电源装置的功能构成的框图。

图14是表示电力产生部的具体构成的图。

图15是表示空气引入部的构造的剖视图。

图16是放大表示空气引入部的构造的剖视图。

图17是示意地表示支撑件的配置的图。

图18是表示第四实施方式所涉及的电源装置的功能构成的框图。

图19是表示电力产生部pg的具体构成的图。

图20是表示空气引入部(int、int2)的剖面构造的图。

图21是表示与空气引入部int的变形例相关的剖面构造的图。

图22是示例性地说明用于驱动可动构件的驱动机构的图。

图23是用于控制辅助空气引入部中的可动构件的开闭的控制框图。

图24是用于控制空气引入和辅助空气引入部中的可动构件的开闭的控制框图。

图25是表示将壳体的一部分在yz平面剖开的状态的示意图。

图26是说明通路切换控制的流程的图。

图27中的27a是表示第五a实施方式所涉及的飞行体的分离机构的构造的图，图27中的27b是图27中的27a之中的卡合部以及追随卡合部的周边区域fr1的放大图。

图28是表示固定臂、分离臂、驱动臂的构成的图。

图29中的29a是说明变形例的构成的图，图29中的29b是图29中的29a的放大图。

图30中的30a是表示第五b实施方式所涉及的飞行体的分离机构的构造的图，图30中的30b是图30中的30a之中的卡合部以及追随卡合部的周边区域fr2的放大图。

图31中的31a是表示第五c实施方式所涉及的飞行体的构成的图，图31中的31b是从z方向观察图31中的31a的aa剖面的图。

图32是第六实施方式的电源装置的外观图。

图33是第六实施方式的电源装置的剖面图。

图34是图33的区域r的放大图。

图35是表示燃料箱的后端部和容纳部的外观立体图。

图36是从前方侧观察卸下了燃料箱的状态的容纳部的示意图。

图37是第七实施方式的电源装置的剖面图。

图38是燃料箱的xz剖面图。

图39是从x方向侧观察一块分隔壁的图。

图40是燃料箱的xy剖视图。

图41是示出图38和图40的a-a剖面(yz剖面)的图。

图42是表示燃料箱的变形例的图。

具体实施方式

以下，参照附图对本发明的第一实施方式～第七实施方式进行说明。本发明并不限定于以下的实施方式，还包括在本发明的主旨的范围内的构成的变更、变形。另外，在本实施方式中所说明的特征的全部组合不一定是本发明所必须的。

(第一实施方式)

图1是具备本发明的一实施方式所涉及的电源装置1的飞行体100的示意图。图中，箭头x、y、z表示飞行体100的前后方向、宽度方向(左右方向)、上下方向。本实施方式的飞行体100是以马达105、106为驱动源的电推进式的飞行体，特别是直升机。

飞行体100包括机体101、设置在机体101的上部的主旋翼102、设置在机体101后部的尾旋翼103、以及起落橇(skid)104。马达105是使主旋翼102旋转的驱动源，马达106是使尾旋翼103旋转的驱动源。马达105、106通过从电源装置1供给的电力，由控制装置107控制驱动。

电源装置1作为飞行体100的主电源而发挥功能，除了马达105、106的驱动电力之外，还向飞行体100的各电负载供给电力。在图1的基础上，参照图2对电源装置1进行说明。图2是电源装置1的立体图。

电源装置1具备形成其外壁的壳体2、以及连结壳体2和机体101的多个连结部3。壳体2配置在机体101的外部，在本实施方式的情况下，壳体2经由连结部3而悬挂支承于y方向中央部中的机体101的底壁。通过将壳体2配置于机体101的外部，能够避免电源装置1占有机体101的内部空间，有助于机舱的扩大、其他构成部件的布局性的提高、或者电源装置1的维护性的提高。

壳体2具有沿x方向较长的外形，在本实施方式的情况下，尤其具有沿x方向细长的吊舱型的外形。换言之，x方向是壳体2的长度方向。通过壳体2具有这样的外形，从而壳体2能够在配置于机体101的外部的同时降低飞行体100的前进飞行中的空气阻力。本实施方式的壳体2是沿x方向较长的圆筒形的中空体。能够进一步减小侧风的影响。例如能够将圆筒形的多个部件沿x方向连结而形成壳体2。图中，中心轴线c表示圆筒的中心轴线。

在壳体2的x方向的前端部2a和后端部2b中，前端部2a具有朝向前侧缩径的锥形，在本实施方式中为半球形状，但也可以是三棱锥形。通过这样将前端部2a设为锥形，能够进一步降低飞行体100的前进飞行中的空气阻力。在壳体2形成有多个用于向后述的发电单元4引入空气的空气引入口2c。空气引入口2c是沿x方向细长的狭缝状的开口，沿壳体2的周向形成有多个。

沿x方向分离地设置有多个(在此为两个)连结部3。壳体2与机体101分离并通过连结部3连结。连结部3可以通过焊接等将电源装置1和机体101以不能分离的方式固定，但也可以将电源装置1和机体101装卸自如地连结。作为装卸自如地连结的构造，可以是利用螺栓和螺孔的紧固构造，也可以是利用钩和孔的卡合构造。通过使电源装置1相对于机体101装卸自如，有助于电源装置1的更换、维护性的提高。

接下来，参照图3对壳体2的内部的构造进行说明。图3是电源装置的内部构造的说明图以及局部放大图，相当于穿过中心轴线c的电源装置1的剖视图。

壳体2的内部空间大致分为前侧的储存部2d和后侧的容纳部2e。储存部2d和容纳部2e沿壳体2的长度方向(x方向)配置。通过这样的布局，容易形成空气阻力小的、沿x方向细长的电源装置1。在壳体2的内周面，沿x方向分离地设置有多个环状的加强部件2f，从而提高壳体2的强度。

在容纳部2e容纳有发电单元4。储存部2d是储存发电单元4的燃料(轻油等)的空间，在本实施方式中容纳有燃料箱7，但储存部2d自身也可以构成燃料箱。燃料箱7是沿x方向较长的筒状的中空体，通过未图示的泵向发电单元4供给所储存的燃料。在本实施方式中，储存部2d的在壳体2的x方向上的范围设计得比容纳部2e大，从而能够储存更多的燃料。由此，能够延长飞行体100的续航距离。

在本实施方式中，还将储存部2d用作控制单元8的容纳空间。控制单元8控制发电单元4。在本实施方式的情况下，将控制单元8设置于电源装置1，但也可以是在电源装置1中不设置控制单元8而由飞行体100的控制单元107控制发电单元4的构成。

发电单元4具备发电机5和燃气涡轮发动机6，发电机5通过燃气涡轮发动机6的输出进行发电。燃气涡轮发动机6具备与壳体2的中心轴线c设置在同轴上的旋转轴50。通过将旋转轴50与中心轴线c设置在同轴上，能够在圆筒形的壳体2的内部在空间方面无浪费地容纳更大型的燃气涡轮发动机6。

燃气涡轮发动机6包括压缩机61。压缩机61包括安装于旋转轴60的叶轮(impeller)61a和扩散器(diffuser)61b。空气通过叶轮61a的旋转而从空气引入口2c经由扩散器61b被一边压缩一边向压缩室62送出。

压缩室62内的压缩空气从设置于燃烧室63的周壁的开口部63a、其他的开口部(未图示)流入燃烧室63内。在燃烧室63沿中心轴线c的周向设置有多个燃料喷射喷嘴64。储存在燃料箱7中的燃料经由未图示的配管而被供给到燃料喷射喷嘴64，燃料喷射喷嘴64向燃烧室63内喷射燃料。在起动时，通过未图示的点火装置对燃烧室63内的混合气进行点火，之后，在燃烧室63内持续地产生混合气的燃烧。

在燃烧室63内变为高温高压的燃烧气体气流从涡轮喷嘴65向与中心轴线c同轴上的筒状的排气管67喷出，在该过程中使安装于旋转轴60的涡轮66旋转。涡轮66、旋转轴60以及叶轮61a一体地旋转。在壳体2的后端部2b形成有与排气管67连通的开口部即排气部2b’，燃烧气体气流(排气气流)向壳体2的后方排出。在本实施方式中，燃气涡轮发动机6被配置为与壳体2的后端部2b相邻，因此能够顺畅地进行向其后方的排气。此外，在本实施方式的情况下，燃气涡轮发动机6专门以发电机5的驱动为目的，未设想积极地利用排气气流作为飞行体100的推进力，但也可以采用将其用作辅助性的推进力的方式。

发电机5包括与旋转轴60同轴上的旋转轴50。即，旋转轴50也与中心轴线c设置在同轴上，能够在圆筒形的壳体2的内部在空间方面无浪费地容纳更大型的发电机5。在本实施方式中，旋转轴50和旋转轴60形成为一体。在发电机5的x方向的两端部设置有轴承50a，该轴承50a将旋转轴50(及旋转轴60)支承为旋转自如。

在旋转轴50上设置有永久磁铁等转子51，在转子51的周围设置有线圈等定子52。在定子52的周围沿旋转轴50的周向设置有多个冷却用的散热片53，通过空冷来对发电机5进行冷却。

控制单元8包括对发电机5的发电进行控制的电路以及对燃气涡轮发动机6的驱动进行控制的电路。作为控制单元8启动时的电源，可以设置铅电池等辅助电源，辅助电源可以设置在电源装置1上，也可以利用设置在机体101侧的辅助电源。发电机5发电得到的电力经由未图示的线缆向飞行体100的控制单元107供给。线缆也可以是穿过连结部3的内部的构成。控制单元8与控制单元107可以为能够通信，控制单元8可以根据控制单元107的指令进行发电控制。

由上述构成所构成的电源装置1利用储存于燃料箱7的燃料来驱动燃气涡轮发动机6，通过作为其输出的旋转轴60的旋转而使旋转轴50旋转，从而使发电机5发电。发电得到的电力被供给到飞行体100，并用于马达105、106的驱动。

由于电源装置1配置在机体101的外部，因此能够提高飞行体100的机体101的设计自由度。例如，能够确保机体101内的机舱空间更大而提高乘员的舒适性。另外，与将电源装置1设置在机体101内的情况相比降低电源装置1的运转所产生的噪音、振动，从而提高静音性。另外，与设置在机体101内的情况相比，容易进入电源装置1的内部，其维护也变得容易，维修负担减轻。能够与机体101分开而单独地进行电源装置1的开发，量产前的各种认定试验、型号认定也变得容易，从而能够尽早量产化。电源装置1的壳体2具有沿飞行体100的前后方向较长的形状，且构成正面投影面积小的低空气阻力形状的吊舱，因此尽管是将电源装置1配置在机体101的外部的构成，也不会使飞行体100的燃料消耗性能(对空气阻力的减小)大幅降低。由于电源装置1的燃气涡轮发动机6不以产生飞行体100的推进力为目的，因此连结部3的刚性可以较低，其构造比较简单即可。

<发电单元的其他构成例>

在上述实施方式中，作为发电单元4，示例了燃气涡轮发动机6与发电机5的组合，但不限于此。图4表示发电单元4的其他例子ex1～ex3。

例ex1表示使用燃料电池的例子。发电单元4包括燃料重整器41、燃料电池(燃料电池组)42和逆变器43。在燃料箱7中储存甲醇、汽油等。燃料重整器41通过化学反应将燃料箱7的燃料重整为氢气并供应到燃料电池42。燃料电池42利用从燃料重整器41供给的氢气和从空气引入口2c引入的空气(氧)进行发电。排气被从排气部2b’向壳体2外排出。发电产生的电力被逆变器43整流后供给到机体101。也可以在壳体2内设置对发电单元4的发电量进行控制的控制单元。在这样使用燃料电池的例子中，在发电效率、低公害方面是有利的。另外，与将燃气涡轮发动机6和发电机5组合的例子相比，能够使配管类简单化。

例ex2也表示使用燃料电池的例子。在该例中，设想在燃料箱7中储存氢。发电单元4不具备燃料重整器41，而包括燃料电池(燃料电池组)42和逆变器43。从燃料箱7向燃料电池42直接供给氢气。在不具备燃料重整器41这一点上能实现装置的小型化、轻量化。

发电单元4也可以由燃气涡轮发动机以外的内燃机和发电机的组合构成。例ex3表示其一例。发电单元4包括往复式发动机44、减速器45以及发电机46。往复式发动机44例如是汽油发动机、柴油发动机，在燃料箱7中根据往复式发动机44的种类而储存汽油或轻油等燃料。

往复式发动机44可以是单气缸、多气缸中的任一种发动机，在多气缸发动机的情况下，气缸配置也能够采用直列配置、v型配置等各种发动机布局。在本实施方式的情况下，往复式发动机44以其气缸列方向朝向x方向的方式配置。由于这样的发动机布局，难以将输出轴44a(曲柄轴)与中心轴线c配置在同轴上的情况较多。因此，在本实施方式中，使轴转换部45介于往复式发动机44与发电机46之间来变换轴的位置。轴转换部45例如是齿轮装置等减速器，其输入轴45a与输出轴44a配置为同轴，另一方面，其输出轴45b与中心轴线c配置为同轴。发电机43是与上述发电机5相同构造的发电机，具备与输出轴45b同轴上的旋转轴并通过其旋转而发电。通过使用往复式发动机44，能够提供比较低成本的电源装置1。

<其他实施方式>

在上述实施方式中，作为飞行体示例了直升机，但除了这样的旋转式航空器以外，本发明在能够应用于固定翼航空器、飞艇等航空器之外，还能够应用于飞行型个人移动器(personalmobility)、宇宙飞船或者航天飞机等。作为固定翼航空器，可举出以滑翔器(glider)为代表的滑翔机、以螺旋桨飞机为代表的飞机。本发明也可适用于非电推进式的飞行体。

电源装置的连结部位除了机体的底面之外，还能够列举机体的翼部上表面、机体的翼部底面。电源装置所供给的电力既可以是向构成马达等驱动源的电负载供给的电力，也可以是向驱动源以外的电负载供给的电力，还可以是向双方供给的电力。

可以在一个飞行体设置多个电源装置。在设置多个的情况下，既可以沿飞行体的宽度方向并列设置，也可以沿飞行体的前后方向配置成一列。

在上述实施方式中，列举了壳体2为圆筒形的例子，但也可以是方筒形等其他筒形。另外，壳体2也可以包括圆筒形的部分和方筒形的部分。

(第二实施方式)

参照图5～图11对本发明的第二实施方式进行说明。

图5是具备本发明的第二实施方式所涉及的电源装置2-1的飞行体2-100的示意图。图中，箭头x、y、z分别表示飞行体2-100的前后方向、宽度方向(左右方向)、上下方向。第二实施方式的飞行体2-100是以马达2-105、2-106为驱动源的电推进式的飞行体，特别是直升机。

飞行体2-100包括具有机舱的机体2-101、设置在机体2-101的上部的主旋翼2-102、设置在机体2-101的后部的尾旋翼2-103、以及起落橇2-104。马达2-105是使主旋翼2-102旋转的驱动源，马达2-106是使尾旋翼2-103旋转的驱动源。马达2-105、2-106被从电池2-107供给电力，并由控制装置2-108控制驱动。另外，由电源装置2-1发电得到的电力经由未图示的线缆供给到电池2-107。在第二实施方式中，构成为将由电源装置2-1发电得到的电力供给到机体2-101的电池2-107，但也可以构成为不经由电池而将由电源装置2-1发电得到的电力直接供给到马达2-105、2-106。

电源装置2-1配置在机体2-101的外部，通过多个连结机构2-3而与机体2-101连结。在第二实施方式的情况下，电源装置2-1沿y方向而配置于左右的起落橇2-104之间，并悬挂支承于机体2-101的底壁。通过这样将电源装置2-1配置在机体2-101的外部，能够避免电源装置2-1占有机体2-101的内部空间，从而能够实现机舱的扩大、其他构成部件的布局性的提高、电源装置2-1的维护性的提高。

接着，参照图6及图7对电源装置2-1进行说明。图6表示电源装置2-1的外观图，图7表示电源装置2-1的剖视图。电源装置2-1具备形成其外壁的中空的壳体2-2、以及连结壳体2-2和机体2-101的多个连结机构2-3。

壳体2-2具有沿x方向较长的外形(即，沿x方向细长的吊舱的外形)。因此，第二实施方式中规定的x方向换言之能够称为壳体2-2的长度方向。通过配置在机体2-101的外部的壳体2-2具有这样的外形，能够降低飞行体2-100的前进飞行中的空气阻力。第二实施方式的壳体2-2的躯体部分具有圆柱形状，因此能够进一步减小侧风的影响。另外，壳体2-2的前端部具有朝向前侧缩径的锥形。在第二实施方式中，壳体2-2的前端部构成为半球形状，但也可以是三棱锥形。通过这样将前端部构成为锥形，能够进一步降低飞行体2-100的前进飞行中的空气阻力。

连结机构2-3沿飞行体2-100的前后方向而分离地设置于壳体2-2，并连结壳体2-2和机体2-101。第二实施方式的壳体2-2在后述的容纳部2-21具备一个、在燃料箱22具备一个而共计具备两个连结机构2-3，与机体2-101分离并通过多个(两个)连结机构2-3连结。连结机构2-3装卸自如地连结电源装置2-1(壳体2-2)和机体2-101，作为其构造，可以是利用螺栓和螺孔的紧固构造，也可以是利用钩和孔的卡合构造。通过电源装置2-1(壳体2-2)相对于机体2-101装卸自如，能够提高电源装置2-1的更换的容易性、维护性。

[壳体的内部构造]

接着，对壳体2-2的内部构造进行说明。第二实施方式的壳体包括容纳发电单元的容纳部2-21和作为储存发电单元的燃料的储存部的燃料箱2-22。作为储存在燃料箱2-22中的燃料，例如可使用甲醇、汽油等。容纳部2-21及燃料箱2-22沿着飞行体2-100的前后方向(x方向)排列，并且通过连结部可分离地连接。在第二实施方式中，燃料箱2-22配置在飞行体2-100的前方侧，容纳部2-21配置在飞行体2-100的后方侧。另外，容纳部2-21及燃料箱2-22构成为相同的粗细(剖面直径)即可。通过这样构成、配置容纳部2-21及燃料箱2-22，能够降低飞行体2-100的前进飞行中的空气阻力。

参照图7及图8对容纳于容纳部2-21的发电单元进行说明。图8是图7的区域r的放大图。发电单元具备发电机2-4和燃气涡轮发动机2-5。发电机2-4通过燃气涡轮发动机2-5的输出进行发电。在第二实施方式的情况下，发电机2-4及燃气涡轮发动机2-5设置在共用的旋转轴2-6上，燃气涡轮发动机2-5对旋转轴2-6进行驱动使其旋转，由此发电机2-4能够发电。通过这样的构成，能够在空间上无浪费地配置发电机2-4及燃气涡轮发动机2-5，实现紧凑化。

燃气涡轮发动机2-5具备包括叶轮2-51和扩散器2-52的压缩机。叶轮2-51安装在旋转轴2-6上，从空气引入口2-7引入的空气通过叶轮2-51的旋转而经由扩散器2-52一边被压缩一边向压缩室2-53送出。如图8所示，压缩室2-53是被划定在构成对燃气涡轮发动机2-5进行包围的容纳部2-21的一部分(第一部分)的筒状的外周壳2-21a、和配置于其内侧且构成排气管2-57的筒状的内周壳2-21b之间的密闭空间。保持于压缩室2-53内的压缩空气从设置于燃烧室2-54的周壁的开口部2-54a、其他开口部而被引入燃烧室2-54内。在燃烧室2-54设置有燃料喷射喷嘴2-55，由燃料泵2-8(供给部)经由配管从燃料箱2-22引入的燃料通过燃料喷射喷嘴2-55喷射(供给)到燃烧室2-54内。在起动时，通过未图示的点火装置对燃烧室2-54内的混合气进行点火，之后，在燃烧室2-54内持续地产生混合气的燃烧。

在燃烧室2-54内变为高温高压的燃烧气体从涡轮喷嘴2-56向筒状的排气管2-57(内周壳2-21b的内侧)喷出，使安装于旋转轴2-6的涡轮2-58旋转，并且从设置于电源装置2-1的后部的排气口2-9向后方排出。在旋转轴2-6上设置有叶轮2-51、涡轮2-58、后述的发电机2-4的转子2-41(永久磁铁等)，通过涡轮2-58的旋转，能够使叶轮2-51及转子2-41一体地旋转。此外，在第二实施方式的情况下，燃气涡轮发动机2-5专门以发电机2-4的驱动为目的，未设想积极地利用排气气流作为飞行体2-100的推进力，但也可以是将其用作辅助性推进力的方式。

发电机2-4包括安装在旋转轴2-6上的永久磁铁等转子2-41和配设在转子2-41周围的线圈等定子2-42。通过燃气涡轮发动机2-5使旋转轴2-6旋转，随之，安装于旋转轴2-6的转子2-41旋转，由此能够通过定子2-42进行发电。另外，在定子2-42的周围沿旋转轴2-6的周向设置有多个用于冷却定子2-42的散热片2-43。多个散热片2-43配置在从空气引入口2-7引入的空气所被导向的空间内，使该空气穿过多个散热片2-43之间，由此多个散热片2-43被冷却，随之能够冷却定子2-42。

控制单元2-10包括对发电机2-4的发电进行控制的电路以及对燃气涡轮发动机2-5的驱动进行控制的电路。作为控制单元2-10启动时的电源，可以设置电池等辅助电源，辅助电源可以设置在壳体2-2内，也可以设置在机体2-101内。由发电机2-4发电得到的电力经由未图示的线缆供给到机体2-101的电负载(电池2-107或马达2-105、2-106)。线缆也可以是穿过连结机构2-3的内部的构成。另外，电源装置2-1的控制单元2-10可以为能够与机体2-101的控制装置2-108通信，可以构成为根据控制装置2-108的指令进行发电控制。

如上所述，通过将电源装置2-1配置在机体2-101的外部，能够提高飞行体2-100的机体2-101的设计自由度。例如，能够确保机体2-101内的机舱空间更大而提高乘员的舒适性。另外，与将电源装置2-1设置于机体2-101内的情况相比，电源装置2-1的运转所产生的噪音、振动降低，从而能够提高静音性。另外，与将电源装置2-1设置于机体2-101内的情况相比，容易进入电源装置2-1的内部，其维护也变得容易，能够减轻设备负担。能够与机体2-101分开而单独地进行电源装置2-1的开发，量产前的各种认定试验、型号认定也变得容易，从而能够实现尽早的量产化。进而，电源装置2-1具有沿飞行体2-100的前后方向较长的形状、即正面投影面积小的低空气阻力形状，因此尽管是将电源装置2-1配置在机体2-101的外部的构成，也不会使飞行体2-100的燃料消耗性能大幅降低。由于电源装置2-1的燃气涡轮发动机2-5不以产生飞行体2-100的推进力为目的，因此连结机构2-3的刚性可以较低，其构造比较简单即可。

[隔热构造]

第二实施方式的电源装置2-1配置于机体2-101的外部，但由于作为其发电单元的构成要素的燃气涡轮发动机2-5形成高温，因此需要确保安全性。另外，电源装置2-1在飞行时暴露于外部空气中，因此有燃气涡轮发动机2-5的热效率(燃料消耗性能)降低的顾虑。因而，在第二实施方式的电源装置2-1中，壳体2中的包围燃气涡轮发动机2-5的容纳部2-21的一部分(第一部分)即外周壳2-21a被隔热构件2-23覆盖。

参照图8对隔热构件2-23的构成例进行说明。隔热构件2-23以覆盖筒状的外周壳2-21a的方式而构成为筒状，在配置有排气口2-9的部分以不阻碍燃烧气体的排出的方式而设有开口。另外，隔热构件2-23的剖面直径(粗细)构成为对发电机2-4进行包围的容纳部2-21的一部分(第二部分2-21c)的剖面直径(粗细)以下。更优选构成为隔热构件2-23的外表面成为与第二部分2-21c的外表面连续的连续面。即，隔热构件2-23构成为在容纳部2-21的第二部分2-21c的外表面与隔热构件2-23的外表面的分界处不产生阶梯差(例如阶梯差为0.5mm以下)即可。通过使隔热构件2-23具有这样的外形，能够降低飞行体2-100的前进飞行中的空气阻力。

在第二实施方式的情况下，如图9所示，隔热构件2-23在构成为筒状后，嵌入外周壳2-21a，并与外周壳2-21a接合。作为隔热构件2-23与外周壳2-21a的接合方法，例如可举出使用粘接剂等的粘接接合、使用铆钉或螺钉等的机械接合、或焊接等。在应用使用螺钉等可拆卸的部件的机械接合的情况下，隔热构件2-23可以构成为能够相对于外周壳2-21a装卸。在这样构成为能够装卸隔热构件2-23的情况下，在进行燃气涡轮发动机2-5的维护时，能够从外周壳2-21a卸下隔热构件2-23而容易地进入燃气涡轮发动机2-5，因此能够提高维护性。

接着，参照图10对隔热构件2-23的具体的剖面构造进行说明。图10是表示隔热构件2-23的剖面构造的示意图。隔热构件2-23包括包围外周壳2-21a(容纳部2-21的第一部分)的内侧构件2-23a、包围内侧构件2-23a的外侧构件2-23b、以及介于内侧构件2-23a与外侧构件2-23b之间的芯构件2-23c。内侧部件2-23a与外周壳2-21a的外表面接触(连接)。在第二实施方式中，内侧构件2-23a和外侧构件2-23b由不锈钢、钢等金属构成，芯构件2-23c由氧化铝纤维、玻璃纤维及陶瓷纤维中的至少一种构成。通过这样夹设芯构件2-23c，与仅由不锈钢、钢等金属覆盖燃气涡轮发动机2-5的情况相比，能够实现更高的隔热效果，因此能够确保安全性，并且能够减少燃气涡轮发动机2-5的热效率(燃料消耗性能)的降低。

在此，在第二实施方式中，可以在发电机2-4与燃气涡轮发动机2-5之间也设置隔热构件2-24(第二隔热构件)。例如，如图11所示，隔热构件2-24能够设置在燃气涡轮发动机2-5的扩散器2-52中的发电机2-4侧的表面。图11是图7的区域r的放大图，表示在包围外周壳2-21a的隔热构件2-23的基础上还在发电机2-4与燃气涡轮发动机2-5之间设置隔热构件2-24的例子。通过这样设置隔热构件2-24，能够减少从燃气涡轮发动机2-5向发电机2-4传递的热，进一步减少燃气涡轮发动机2-5的热效率(燃料消耗性能)的降低。另外，在发电机2-4中，也能够减少由热引起的发电效率的降低。

<其他实施方式>

在上述第二实施方式中，作为飞行体2-100示例了直升机，但除了这样的旋转式航空器以外，在能够将本发明应用于固定翼航空器、飞艇等航空器之外，还能够应用于飞行型个人移动器、宇宙飞船或者航天飞机等。作为固定翼航空器，可举出以滑翔器为代表的滑翔机、以螺旋桨飞机为代表的飞机。本发明也可适用于非电推进式的飞行体。

作为电源装置2-1的连结部位，除了机体2-101的底面之外，还可列举机体2-101的翼部上表面、机体2-101的翼部底面。电源装置2-1所供给的电力既可以是向构成马达等驱动源的电负载供给的电力，也可以是向驱动源以外的电负载供给的电力，还可以是向双方供给的电力。

可以在一个飞行体设置多个电源装置2-1。在设置多个的情况下，既可以沿飞行体的宽度方向并列设置，也可以沿飞行体的前后方向配置成一列。

在上述第二实施方式中，列举了壳体2-2为圆筒形的例子，但也可以是方筒形等其他的筒形。另外，壳体2-2也可以包括圆筒形的部分和方筒形的部分。

(第三实施方式)

以下，参照图12～图17对本发明的第三实施方式进行说明。

[飞行体的概要]

图12是具备本发明的第三实施方式所涉及的电源装置3-100的飞行体3-10的示意图。图中，箭头x、y、z表示飞行体3-10的前后方向、宽度方向(左右方向)、上下方向。第三实施方式的飞行体3-10是以马达3-305、3-306为驱动源的电推进式的飞行体，特别是直升机。

飞行体3-10包括机体3-200、设置在机体3-200的上部的主旋翼3-202、设置在机体3-200后部的尾旋翼3-203、以及起落橇3-204。马达3-305是使主旋翼3-202旋转的驱动源，马达3-306是使尾旋翼3-203旋转的驱动源。马达3-305、3-306通过从电源装置3-100供给的电力而由控制单元3-207(控制装置)控制驱动。

电源装置3-100作为飞行体3-10的主电源而发挥功能，除了马达3-305、3-306的驱动电力之外，还向飞行体3-10的各电负载供给电力。

电源装置3-100具备形成其外壁的壳体hs、以及构成为能够将壳体hs与机体3-200连结或分离的多个连结部(以下称为“分离机构sp”)。分离机构sp沿x方向分离地设置有多个(在此为两个)。壳体hs与机体3-200分离，并通过分离机构sp连结。壳体hs配置于机体3-200的外部，在第三实施方式的情况下，经由分离机构sp而悬挂支承于y方向中央部中的机体3-200的底壁。通过将壳体hs配置于机体3-200的外部，能够避免电源装置3-100占有机体3-200的内部空间，有助于机舱的扩大、其他构成部件的布局性的提高、或者电源装置3-100的维护性的提高。

壳体hs具有沿x方向较长的外形，在第三实施方式的情况下，尤其具有沿在x方向细长的吊舱型的外形。换言之，x方向是壳体hs的长度方向。通过壳体hs具有这样的外形，能够在将壳体hs配置于机体3-200的外部的同时降低飞行体3-10的前进飞行中的空气阻力。第三实施方式的壳体hs仍是沿x方向较长的圆筒形的中空体。能够进一步减小侧风的影响。

例如能够将圆筒形的多个部件沿x方向连结而形成壳体hs。在壳体hs的x方向的前端部3-100a和后端部3-100b中，前端部3-100a具有朝向前侧缩径的锥形，在第三实施方式中为半球形状，但也可以是三棱锥形。通过这样将前端部3-100a设为锥形，能够进一步降低飞行体3-10的前进飞行中的空气阻力。

[电源装置的概要]

图13是表示本发明的第三实施方式所涉及的电源装置3-100的功能构成的框图。具有基于电力产生推进力的推进装置3-300的飞行体3-10，具有电源装置3-100和机体3-200(机体主体)，电源装置3-100连结于机体3-200的外部。在此，在推进装置3-300中，包括在图12中说明的以马达3-305为驱动源的主旋翼3-202、以及以马达3-306为驱动源的尾旋翼3-203。电源装置3-100将所生成的电力供给到机体3-200的控制单元3-207，控制单元3-207基于所供给的电力控制马达3-305、3-306的驱动。在图13中，x方向是飞行体3-10进行推进的飞行方向，是电源装置3-100的长度方向。y方向是壳体hs的宽度方向，z方向是与壳体hs的长度方向(x方向)以及宽度方向(y方向)正交的壳体hs的铅垂方向。

电力产生部pg具备发电机ge、以及驱动部dr(燃气涡轮发动机)，发电机ge利用驱动部dr的输出而发电。在此，驱动部dr(燃气涡轮发动机)具备压缩机com、燃烧器bst以及涡轮tb，并生成用于对发电机ge进行驱动使其旋转的动力。

电力产生部pg(发电机ge、压缩机com、燃烧器bst以及涡轮tb)供给用于对产生推进力的飞行体3-10的推进装置3-300(主旋翼3-202、尾旋翼3-203、马达3-305、3-306)进行驱动的电力。

电源装置3-100的中空的圆筒状的壳体hs经由可装卸的分离机构sp而连结于飞行体3-10的机体3-200，该壳体hs容纳电力产生部pg(发电机ge、压缩机com、燃烧器bst、涡轮tb)、储存燃料并向电力产生部pg的燃烧器bst供给燃料的储存部ft(燃料箱)、以及引入外部的空气并向电力产生部pg的压缩机com供给的空气引入部int。

如图13所示，在电源装置3-100的壳体hs内一体地封装有储存部ft(燃料箱)、空气引入部int以及电力产生部pg(发电机ge、驱动部dr(燃气涡轮发动机：压缩机com、燃烧器bst、涡轮tb))，电源装置3-100经由分离机构sp而沿铅垂方向与机体3-200的下表面侧连结。

空气引入部int的入口部3-110形成于壳体hs的外周面，并引入壳体hs的外部的空气。由空气引入部int的入口部3-110引入的空气经由形成于壳体的内部的导入通路而被导入压缩机com。关于空气引入部int，将参照图15、图16在后面详细说明。

图14是表示电力产生部pg(发电机ge、驱动部dr(燃气涡轮发动机))的具体构成的图，且该部分是与图15的a部对应的构成。驱动部dr(燃气涡轮发动机)具备与壳体hs的中心轴线c设置在同轴上的旋转轴3-60。通过将旋转轴3-60设置在与中心轴线c同轴上，能够在圆筒形的壳体hs的内部在空间方面无浪费地容纳更大型的驱动部dr(燃气涡轮发动机)。

驱动部dr(燃气涡轮发动机)的压缩机com包括安装于旋转轴3-60的叶轮3-61a和扩散器3-61b。通过叶轮3-61a的旋转，从空气引入部int引入的空气经由扩散器3-61b一边被压缩一边向压缩室3-62送出。

压缩室3-62内的压缩空气从设置于燃烧器bst的周壁上的开口部3-63a、其他开口部流入燃烧器bst内。在燃烧器bst中沿中心轴线c的周向设置有多个燃料喷射喷嘴3-64。储存于储存部ft(燃料箱)的燃料经由未图示的配管向燃料喷射喷嘴3-64供给，燃料喷射喷嘴3-64向燃烧器bst内喷射燃料。在起动时，通过未图示的点火装置对燃烧器bst内的混合气进行点火，之后，在燃烧器bst内持续地产生混合气的燃烧。

在燃烧器bst内变为高温高压的燃烧气体气流从涡轮喷嘴3-65向与中心轴线c同轴上的筒状的排气管3-67喷出，在该过程中使安装于旋转轴3-60的涡轮tb旋转。涡轮tb、旋转轴3-60以及叶轮3-61a一体地旋转。在壳体hs的后端部3-100b形成有与排气管3-67连通的开口部即排气部3-100c，燃烧气体气流(排气气流)向壳体hs的后方排出。

在第三实施方式中，由于驱动部dr(燃气涡轮发动机)与壳体hs的后端部3-100b邻接配置，因此能够顺畅地进行向其后方的排气。此外，在第三实施方式的情况下，驱动部dr(燃气涡轮发动机)专门以发电机ge的驱动为目的，未设想积极地利用排气气流作为飞行体3-10的推进力，但也可以采用用作辅助性推进力的方式。

发电机ge包括与旋转轴3-60同轴上的旋转轴3-50。即，旋转轴3-50也与中心轴线c设置在同轴上，能够在圆筒形的壳体hs的内部在空间上无浪费地容纳更大型的发电机ge。在发电机ge的x方向的两端部设置有将旋转轴3-50(以及旋转轴3-60)支承为旋转自如的轴承3-50a。

在旋转轴3-50设置有永久磁铁等转子rt，在转子rt的周围设置有线圈等定子st。在定子st的周围沿旋转轴3-50的周向设置有多个冷却用的散热器3-170，通过空冷来对发电机ge进行冷却。

设置在电源装置3-100内的控制单元3-107(控制装置)包括对发电机ge的发电进行控制的电路以及对驱动部dr(燃气涡轮发动机)的驱动进行控制的电路。作为控制单元3-107启动时的电源，可以设置铅电池等辅助电源，辅助电源可以设置于电源装置3-100，也可以利用设置于机体3-200侧的辅助电源。发电机ge发电得到的电力经由未图示的线缆供给到机体3-200的控制单元3-207。线缆也可以是穿过分离机构sp的内部的构成。电源装置3-100的控制单元3-107和机体3-200的控制单元3-207可以为能够通信，电源装置3-100的控制装置可以根据机体3-200的控制单元3-207的指令进行发电控制。

由上述构成所构成的电源装置3-100利用储存于储存部ft(燃料箱)的燃料来驱动驱动部dr(燃气涡轮发动机)，通过作为其输出的旋转轴3-60的旋转使旋转轴3-50旋转，发电机ge进行发电。发电得到的电力被供给到机体3-200的控制单元3-207，用于推进装置3-300(主旋翼3-202、尾旋翼3-203)用的马达3-305、3-306的驱动。

电源装置3-100配置在机体3-200的外部，因此能够提高飞行体3-10的机体3-200的设计自由度。例如，能够确保机体3-200内的机舱空间更大而提高乘员的舒适性。另外，与将电源装置3-100设置在机体3-200内的情况相比，电源装置3-100的运转所产生的噪音、振动降低，从而静音性提高。另外，与设置于机体3-200内的情况相比，容易进入电源装置3-100的内部，其维护也变得容易，从而维护负担减轻。

[空气引入部int的构造]

接下来，对空气引入部int的构造进行说明。图15是表示空气引入部int的xz平面上的剖面构造的图，图15的剖面构造与图14的b部对应。如图15所示，空气引入部int具有：形成于壳体hs的外周面且将壳体外部的空气引入的入口部3-110、与入口部3-110连通并形成于壳体hs的内部的中空的导入通路3-120、以及将从入口部3-110引入的空气经由导入通路3-120向驱动部dr(燃气涡轮发动机)供给的出口部3-130。

入口部3-110沿壳体hs的外周面而形成为环状。另外，导入通路3-120在壳体hs的内部由与入口部3-110的一端3-112连接且形成于壳体hs的内部的内筒壁3-140、以及与入口部3-110的另一端3-114连接并覆盖内筒壁3-140的外筒壁3-150划分而成。在导入通路3-120的终端部形成有向驱动部dr的压缩机com供给空气的出口部3-130。

根据第三实施方式的空气引入部int，如图15所示，由于空气引入部int的入口部3-110不向壳体hs的外部突出，因此空气阻力减小，从而能够实现推进效率的提高。

另外，空气引入部int的入口部3-110形成于相对于壳体hs的全长l从前方起60％～70％左右的位置l1。当飞行体3-10飞行时，在壳体hs的外表面部产生规定的速度梯度的空气的流动。由于空气的粘性，在壳体hs的表面附近流速变慢，随着从壳体hs的表面离开，速度梯度增加，当离开规定的距离时流动成为均匀流的速度。在从壳体hs的表面到成为均匀流速为止的流速发生变化的层(分界层)中，由于空气的粘性所引起的压力梯度，在分界层内发生逆流，分界层从壳体hs的表面剥离而被向下游侧推出，从而在壳体hs的后面形成涡流的层。该涡流逐个分裂而成为形成复杂的紊流的原因，由此，壳体hs所承受的空气阻力增大。

通过在相对于壳体hs的全长l从前方起60％～70％左右的位置l1形成入口部3-110，能够在剥离区域生成之前从入口部3-110将在壳体hs的外周面的附近流动的空气引入，由此抑制紊流的产生，从而能够将空气的分界层的流动保持得更长久，并能够降低空气阻力。

图16是空气引入部int的剖面构造的放大图。如图16所示，导入通路3-120形成为从入口部3-110朝向壳体hs的长度方向的后方倾斜，且导入通路3-120以使穿过入口部3-110的中心和导入通路3-120的中心的中心线、与壳体hs的表面所成的角度θ为规定的角度的方式进行倾斜。导入通路3-120中的规定的角度θ例如构成为在20度至60度的范围内倾斜。

通过将与入口部3-110连通的导入通路3-120构成为相对于壳体hs的外周面倾斜，能够降低在飞行体3-10产生前进速度的情况下的入口部3-110以及导入通路3-120的压力损失。由此，与将导入通路相对于外周面而形成为直角的情况相比，能够容易地从入口部3-110引入空气，并能够容易地将在壳体hs的外周面的附近流动的空气引入导入通路。

另外，如图16所示，与壳体hs的表面(入口部3-110的一端3-112)连接的导入通路3-120的内筒壁3-140的端部由曲面形成。通过利用曲面形成内筒壁3-140的端部(角部)并消除从壳体hs的表面(外周面)突出的部分，能够降低空气阻力，并且能够容易地将在壳体hs的外周面的附近流动的空气从入口部引入，从而能够降低空气阻力。

图17是表示将壳体hs的一部分在yz平面剖开的状态的壳体hs的示意图。在导入通路3-120内，将连结内筒壁3-140和外筒壁3-150的支承构件沿导入通路3-120的径向设置，沿径向设置的支承构件由沿导入通路3-120的周向排列的多个支撑件3-160构成。支撑件3-160的剖面形状从支撑件3-160的前方朝向后方而形成为翼形。通过在导入通路3-120内利用沿径向延伸的多个支撑件3-160进行支承，能够对内筒壁3-140与外筒壁3-150之间进行加强，并且通过将支撑件3-160的剖面形状设为翼形，能够降低导入通路3-120内的压力损失，从而能够实现推进效率的提高。

(第四实施方式)

以下，参照图18～图26对本发明的第四实施方式进行说明。具备第四实施方式所涉及的电源装置3-100的飞行体的概要与第三实施方式中说明的图12相同。

[电源装置的概要]

图18是表示本发明的第四实施方式所涉及的电源装置3-100的功能构成的框图。具有基于电力产生推进力的推进装置4-300的飞行体3-10，具有电源装置3-100以及机体3-200(机体主体)，电源装置3-100与机体3-200的外部连结。在此，在推进装置4-300中包括在图12中说明的以马达3-305为驱动源的主旋翼3-202和以马达3-306为驱动源的尾旋翼3-203。电源装置3-100将所生成的电力供给至机体3-200的控制单元3-207，控制单元3-207基于所供给的电力来控制马达3-305、3-306的驱动。在图18中，x方向是飞行体3-10进行推进的飞行方向，是电源装置3-100的长度方向。y方向是壳体hs的宽度方向，z方向是与壳体hs的长度方向(x方向)以及宽度方向(y方向)正交的壳体hs的铅垂方向。

电力产生部pg具备发电机ge和驱动部dr(燃气涡轮发动机)，发电机ge利用驱动部dr的输出而发电。在此，驱动部dr(燃气涡轮发动机)具备压缩机com、燃烧器bst以及涡轮tb，并生成用于对发电机ge进行驱动使其旋转的动力。

电力产生部pg(发电机ge、压缩机com、燃烧器bst以及涡轮tb)供给用于对产生推进力的飞行体3-10的推进装置4-300(主旋翼3-202、尾旋翼3-203、马达3-305、3-306)进行驱动的电力。

电源装置3-100的壳体hs经由能够装卸的分离机构sp而连结于飞行体3-10的机体3-200，该壳体hs容纳电力产生部pg(发电机ge、压缩机com、燃烧器bst、涡轮tb)、储存燃料并向向电力产生部pg的燃烧器bst供给燃料的储存部ft(燃料箱)、以及引入外部的空气并向电力产生部pg的压缩机com供给的空气引入部(int、int2)。

如图18所示，在电源装置3-100的壳体hs内一体地封装有储存部ft(燃料箱)、空气引入部(int、int2)以及电力产生部pg(发电机ge、驱动部dr(燃气涡轮发动机：压缩机com、燃烧器bst、涡轮tb))，电源装置3-100经由分离机构sp而沿铅垂方向与机体3-200的下表面侧连结。

空气引入部(int、int2)的入口部4-110、4-111形成在壳体hs的外周面，并将壳体hs的外部的空气引入。由空气引入部int的入口部4-110引入的空气经过形成于壳体的内部的导入通路被导入压缩机com。另外，由空气引入部int2的辅助入口部4-111引入的空气被导入压缩机com。关于空气引入部(int、int2)的详细情况，将参照图20、图21在后面详细说明。

图19是表示电力产生部pg(发电机ge、驱动部dr(燃气涡轮发动机))的具体构成的图，且该部分是与图20的a部对应的构成。驱动部dr(燃气涡轮发动机)具备与壳体hs的中心轴线c设置在同轴上的旋转轴4-60。通过将旋转轴4-60设置在与中心轴线c同轴上，能够在圆筒形的壳体hs的内部在空间方面无浪费地容纳更大型的驱动部dr(燃气涡轮发动机)。

驱动部dr(燃气涡轮发动机)的压缩机com包括安装于旋转轴4-60的叶轮4-61a和扩散器4-61b。通过叶轮4-61a的旋转，从空气引入部(int、int2)引入的空气经由扩散器4-61b一边被压缩一边向压缩室4-62送出。

压缩室4-62内的压缩空气从设置于燃烧器bst的周壁的开口部4-63a、其他开口部流入燃烧器bst内。在燃烧器bst中沿中心轴线c的周向设置有多个燃料喷射喷嘴4-64。储存于储存部ft(燃料箱)的燃料经由未图示的配管而被供给到燃料喷射喷嘴4-64，燃料喷射喷嘴4-64向燃烧器bst内喷射燃料。在起动时，通过未图示的点火装置对燃烧器bst内的混合气进行点火，之后，在燃烧器bst内持续地产生混合气的燃烧。

在燃烧器bst内变为高温高压的燃烧气体气流从涡轮喷嘴4-65向与中心轴线c同轴上的筒状的排气管4-67喷出，在该过程中使安装于旋转轴4-60的涡轮tb旋转。涡轮tb、旋转轴4-60以及叶轮4-61a一体地旋转。在壳体hs的后端部3-100b形成有与排气管4-67连通的开口部即排气部4-100c，燃烧气体气流(排气气流)向壳体hs的后方排出。

在第四实施方式中，由于驱动部dr(燃气涡轮发动机)与壳体hs的后端部3-100b邻接配置，因此能够顺畅地进行向其后方的排气。此外，在第四实施方式的情况下，驱动部dr(燃气涡轮发动机)专门以发电机ge的驱动为目的，未设想积极地利用排气气流作为飞行体3-10的推进力，但也可以采用用作辅助性推进力的方式。

发电机ge包括与旋转轴4-60同轴上的旋转轴4-50。即，旋转轴4-50也与中心轴线c设置在同轴上，能够在圆筒形的壳体hs的内部在空间上无浪费地容纳更大型的发电机ge。在发电机ge的x方向的两端部设置有将旋转轴4-50(以及旋转轴4-60)支承为旋转自如的轴承4-50a。

在旋转轴4-50设置有永久磁铁等转子rt，在转子rt的周围设置有线圈等定子st。在定子st的周围沿旋转轴4-50的周向设置有多个冷却用的散热器4-170，通过空冷来对发电机ge进行冷却。

设置在电源装置3-100内的控制单元3-107包括对发电机ge的发电进行控制的电路以及对驱动部dr(燃气涡轮发动机)的驱动进行控制的电路。作为控制单元3-107启动时的电源，可以设置铅电池等辅助电源，辅助电源可以设置于电源装置3-100，也可以利用设置于机体3-200侧的辅助电源。发电机ge发电得到的电力经由未图示的线缆供给到机体3-200的控制单元3-207。线缆也可以是穿过分离机构sp的内部的构成。电源装置3-100的控制单元3-107和机体3-200的控制单元3-207可以为能够通信，电源装置3-100的控制装置可以根据机体3-200的控制单元3-207的指令进行发电控制。

由上述构成所构成的电源装置3-100利用储存于储存部ft(燃料箱)的燃料来驱动驱动部dr(燃气涡轮发动机)，通过作为其输出的旋转轴4-60的旋转使旋转轴4-50旋转，发电机ge进行发电。发电得到的电力被供给到机体3-200的控制单元3-207，用于推进装置4-300(主旋翼3-202、尾旋翼3-203)用的马达3-305、3-306的驱动。

由于电源装置3-100配置在机体3-200的外部，因此能够提高飞行体3-10中的机体3-200的设计自由度。例如，能够确保机体3-200内的机舱空间更大，能够提高乘员的舒适性。另外，与将电源装置3-100设置在机体3-200内的情况相比，电源装置3-100的运转所产生的噪音、振动降低，从而静音性提高。另外，与设置于机体3-200内的情况相比，容易进入电源装置3-100的内部，其维护也变得容易，从而维护负担减轻。

[空气引入部(int、int2)的构造]

第四实施方式的电源装置3-100具有沿长度方向(x方向)配置的多个空气引入部(int、int2)。空气引入部int是设置在长度方向的前方侧的空气引入部，空气引入部int2(以下，也称为辅助空气引入部int2)是设置在长度方向的后方侧的空气引入部。

(空气引入部int的构造)

首先，对设置在壳体hs的长度方向的前方侧的空气引入部int的构造进行说明。图20是表示空气引入部(int、int2)的xz平面上的剖面构造的图，图20的剖面构造与图19的b部对应。如图20所示，设置于壳体hs的长度方向的前方侧的引入部int形成于壳体hs的外周面，并具有将壳体hs的外部的空气引入的入口部4-110、与入口部4-110连通并形成于壳体hs的内部的导入通路4-120、以及将从入口部4-110引入的空气经由导入通路4-120向驱动部dr(燃气涡轮发动机)的压缩机com供给的出口部4-130。

入口部4-110沿壳体hs的外周面而形成为环状。另外，导入通路4-120在壳体hs的内部由与入口部4-110的一端4-112连接且形成于壳体hs的内部的内筒壁4-140、以及与入口部4-110的另一端4-114连接并覆盖内筒壁4-140的外筒壁4-150划分而成。在导入通路4-120的终端部形成有向驱动部dr的压缩机com供给空气的出口部4-130。

如图20所示，由于空气引入部int的入口部4-110不向壳体hs的外部突出，因此空气阻力减小，从而能够实现推进效率的提高。另外，导入通路4-120形成为从入口部4-110朝向壳体hs的长度方向的后方倾斜。通过将与入口部4-110连通的导入通路4-120构成为相对于壳体hs的外周面倾斜，能够降低在飞行体3-10产生前进速度的情况下的入口部4-110以及导入通路4-120的压力损失。由此，与将导入通路相对于外周面形成为直角的情况相比，能够容易地从入口部4-110引入空气，并能够容易地将在壳体hs的外周面的附近流动的空气引入导入通路。

另外，如图20所示，与壳体hs的表面(入口部4-110的一端4-112)连接的导入通路4-120的内筒壁4-140的端部由曲面形成。通过以曲面形成内筒壁4-140的端部(角部)而消除从壳体hs的表面(外周面)突出的部分，能够降低空气阻力，并且能够容易地将在壳体hs的外周面的附近流动的空气从入口部4-110引入，并能够降低空气阻力。

发电机ge配置在驱动部dr(压缩机com、燃烧器bst、涡轮tb)的前方且导入通路4-120的下方，在发电机ge的定子st的外周部配置有对发电机ge的热进行散热的散热器4-170，散热器4-170配置在空气从入口部4-110朝向驱动部dr的压缩机com流动的通路内。即，散热器4-170配置在出口部4-130与驱动部dr的压缩机com之间。

图25是表示将壳体hs的一部分在yz平面剖开的状态的壳体hs的示意图。在导入通路4-120内，将连结内筒壁4-140和外筒壁4-150的支承构件设置于导入通路4-120的径向，沿径向设置的支承构件由沿导入通路4-120的周向排列的多个支撑件4-160构成。如图25所示，在支撑件4-160的后方构成有沿圆周方向配置的多个散热器4-170。

若从入口部4-110引入的空气向导入通路4-120流动，则发电机ge通过由散热器4-170的散热而冷却，通过冷却发电机ge，能够抑制从发电机ge输出的电力的降低，从而能够实现推进效率的提高。

(辅助空气引入部int2的构造)

接着，对设置在壳体hs的长度方向的后方侧的空气引入部(辅助空气引入部int2)的构造进行说明。如图20中说明的那样，通过在发电机ge的定子st周围设置散热片等散热器4-170，能够冷却发电机ge。在此，散热器4-170被设定为即使在吸入的外部空气温度高的条件下也要满足发电机的冷却必要条件，因此，如果是外部空气温度较低的状态，则本来应该减小散热器即可，即应该能够减少散热器所导致的压力损失，但与高温状态相匹配地配置散热器的情况下，可能会导致不必要的压力损失。

图23是对辅助空气引入部int2中的可动构件4-505的开闭进行控制的控制单元3-107的控制框图。设置在壳体hs的长度方向的后方侧的辅助空气引入部int2是作为设置在前方侧的空气引入部int的旁路而发挥功能的空气引入部，图23所示的控制部4-501在发电机ge的温度比阈值温度低的情况下，以使空气从压力损失高的空气引入部int的导入通路4-120向辅助空气引入部int2侧的辅助导入通路4-121流动的方式控制可动构件4-505的动作。

即，控制部4-501为了降低散热器4-170的压力损失，基于由温度检测部检测到的发电机ge的温度而打开辅助空气引入部int2。由此，与空气引入部int的下游侧的散热器4-170中的空气阻力相比，来自空气阻力少的辅助空气引入部int2侧的空气流入为主导性的，结果压力损失得以降低。

在图23的控制框图中，当温度检测部的检测结果被输入到控制部4-501时，控制部4-501根据各传感器的检测结果，驱动致动器4-503来控制可动构件4-505的开闭。关于用于驱动可动构件4-505的驱动机构，将在后面参照图22进行说明。

在此，温度检测部包括检测飞行体3-10的外部气温的外气温度传感器4-510、检测发电机ge的温度的发电机温度传感器4-520、检测飞行体3-10的机体速度的机速传感器或检测飞行体3-10的高度的高度传感器4-530。

如图20所示，电源装置3-100配置在比散热器4-170靠后方的位置，且具备引入外部的空气并向驱动部dr的压缩机com供给的辅助空气引入部int2。辅助空气引入部int2具有能够根据由温度检测部(例如，发电机温度传感器4-520)检测到的发电机ge的温度而开闭的可动构件4-505、以及在可动构件4-505打开的状态下将壳体hs外部的空气引入的辅助入口部4-111(开口部)。

可动构件4-505以与壳体hs的外周面成为同一面的方式配置在辅助入口部4-111的开口面内，在可动构件4-505打开的状态下，将壳体hs的外部的空气从辅助入口部4-111引入，在可动构件4-505关闭的状态下，隔断空气的引入。

辅助空气引入部int2形成在壳体hs的内部，具备在可动构件4-505打开的状态下与辅助入口部4-111连通的辅助导入通路4-121、以及将从辅助入口部4-111引入的空气向配置在比辅助导入通路4-121靠后方的位置的驱动部dr的压缩机com供给的出口部4-131。如图25所示，在壳体hs的外周面沿圆周方向以规定的间隔设置有多个辅助入口部4-111。

在打开可动构件4-505的情况下，因由散热器4-170产生的压力损失，来自前方的入口部4-110的空气的引入减少。在发电机ge的温度与规定的阈值温度相比为低温时，打开辅助空气引入部int2的可动构件4-505，通过与辅助入口部4-111连通的辅助导入通路4-121(旁路通路)向驱动部dr供给空气，由此能够减少浪费的压力损失。

(空气引入部int的变形例)

图24是对空气引入部int中的可动构件4-504的开闭和辅助空气引入部int2中的可动构件4-505的开闭进行控制的控制单元3-107的控制框图。对使用该控制框图的空气引入部(int)的变形例进行说明。图21是表示与空气引入部int的变形例相关的剖面构造的图。在图21所示的变形例中，配置于比辅助空气引入部int2靠前方的空气引入部int具备能够根据由温度检测部(例如，发电机温度传感器4-520)检测到的发电机的温度ge而开闭的可动构件4-504。控制部4-501根据各传感器的检测结果而驱动致动器4-502、4-503，并控制可动构件4-504、4-505的开闭。关于用于驱动可动构件4-505的驱动机构，将在后面参照图22进行说明。

空气引入部int的入口部4-110沿壳体hs的外周面形而成为环状，在壳体hs的外周面沿圆周方向以规定的间隔设置有多个可动构件4-504。

空气引入部int的可动构件4-504是与图20中说明的辅助空气引入部int2的可动构件4-505相同的可动构件，可动构件4-504的开闭由控制部4-501控制。可动构件4-504配置在入口部4-110的开口面内，在可动构件4-504打开的状态下，将壳体hs的外部的空气从入口部4-110引入，在可动构件4-504关闭的状态下，隔断空气的引入。

(用于驱动可动构件4-504、4-505的驱动机构)

图22是示例用于驱动可动构件4-504、4-505的驱动机构的图。图22中的22a是从yz平面观察驱动机构时的驱动机构的主视图(剖视图)。驱动机构实际上形成为具有曲率的圆环状的剖面，但在此为了使说明容易理解，图示为将曲率设为无限大后的直线状的剖面构造。图22中的22a的坐标系中，横向是壳体hs的圆周方向，纵向是壳体hs的径向。

图22中的22b是示意性地表示图22中的22a中的径向滑块4-401和滑块引导件(周向滑块引导件4-420、径向滑块引导件4-430)的图。另外，图22中的22c是从xz平面观察驱动机构时的驱动机构的侧视图(剖视图)。在图22中的22c的坐标系中，相对于纸面，垂直方向为壳体hs的圆周方向，纵向与壳体hs的径向对应。

如图22中的22a所示，周向滑块引导件4-420经由接合部件4-418机械接合于壳体hs。另外，径向滑块引导件4-430形成在周向滑块引导件4-420上。在径向滑块引导件4-430中形成有能够供径向滑块4-401沿上下方向(z方向)滑动的开口部4-435。

周向滑块4-402例如与由马达、液压活塞等构成的致动器4-502、4-503连接，通过致动器4-502、4-503的驱动，能够沿箭头4-410的方向移动。在此，例如如图22中的22b所示，周向滑块4-402由具有u字状的剖面形状的周向滑块引导件4-420引导周向的移动而进行移动。当通过基于控制部4-501的控制的致动器4-502、4-503的驱动将驱动力传递到周向滑块4-402时，周向滑块4-402被周向滑块引导件4-420引导而能够沿箭头4-410的方向(周向)移动。

在周向滑块4-402上形成有楔状凸轮面4-470，且构成为楔状凸轮面4-470与径向滑块4-401的下表面抵接。当通过致动器4-502、4-503的驱动而使周向滑块4-402沿箭头4-410的方向(周向)移动时，与楔状凸轮面4-470抵接的径向滑块4-401的下表面沿着楔状凸轮面4-470被顶起，从而径向滑块4-401沿箭头4-415的方向上升。

另外，当通过致动器4-502、4-503的反方向的驱动而使周向滑块4-402沿与箭头4-410相反的方向(周向)移动时，与楔状凸轮面4-470抵接的径向滑块4-401的下表面沿着楔状凸轮面4-470下降，从而径向滑块4-401下降。

如图22中的22c所示，径向滑块4-401的前端部4-460与开闭曲柄臂4-450连接。该开闭曲柄臂4-450被支承为能够绕保持于壳体hs的内表面侧的支点4-440旋转。在开闭曲柄臂4-450的前端形成有图20、图21中说明的可动构件4-504(或可动构件4-505)。若径向滑块4-401沿箭头4-415的方向上升，则开闭曲柄臂4-450绕支点4-440沿箭头4-480的方向旋转。当开闭曲柄臂4-450旋转时，形成于开闭曲柄臂4-450的前端的可动构件4-504(或可动构件4-505)也沿箭头4-480的方向旋转，从而可动构件成为打开的状态。

同样，当径向滑块4-401下降时，开闭曲柄臂4-450绕支点4-440沿箭头4-480的反方向旋转。当开闭曲柄臂4-450沿箭头4-480的反方向旋转时，形成于开闭曲柄臂4-450的前端的可动构件4-504(或可动构件4-505)也沿箭头4-480的反方向旋转，从而可动构件成为关闭的状态。根据图22所示的驱动机构，控制部4-501通过控制致动器4-502、4-503，能够控制可动构件4-504、4-505的开闭。

(通路切换控制)

图26是说明控制部4-501执行的通路切换控制的流程的图。在图26的说明中，对在壳体hs的前方侧以及后方侧配置有可动构件4-504、4-505的图21的构成进行了说明，但在仅在壳体hs的后方侧配置有可动构件4-505的图20的构成中也相同。

首先，在步骤s10中，获取发电机ge的温度信息。控制部4-501从温度检测部(外气温度传感器4-510、发电机温度传感器4-520、机速传感器或高度传感器4-530)收集温度信息来获取发电机ge的温度信息。控制部4-501能够基于发电机温度传感器4-520的检测结果来获取发电机ge的温度信息，但此时，能够辅助性地使用外气温度传感器4-510、机速传感器或高度传感器4-530的检测结果来修正发电机ge的温度信息。

在步骤s20中，控制部4-501判定发电机ge的温度是否为阈值温度以上。在发电机ge的温度为阈值温度以上的情况下(s20-是)，控制部4-501使处理进入到步骤s30。

在步骤s30中，控制部4-501控制致动器4-502，以使设置在壳体hs的长度方向的前方侧的空气引入部int中的可动构件4-504成为打开的状态。另外，控制部4-501控制致动器4-503，以使设置在壳体hs的长度方向的后方侧的辅助空气引入部int2中的可动构件4-505成为关闭的状态。

由此，从空气引入部int的入口部4-110引入空气并使空气流向导入通路4-120。若空气在导入通路4-120中流动，则发电机ge通过由散热器4-170的散热而冷却，通过冷却发电机ge，能够抑制从发电机ge输出的电力的降低，从而能够实现推进效率的提高。

另一方面，在步骤s20的判定中，在发电机ge的温度小于阈值温度的情况下(s20-否)，控制部4-501使处理进入步骤s40。

在步骤s40中，控制部4-501控制致动器4-502，以使设置在壳体hs的长度方向的前方侧的空气引入部int中的可动构件4-504成为关闭的状态。另外，控制部4-501控制致动器4-503，以使设置在壳体hs的长度方向的后方侧的辅助空气引入部int2中的可动构件4-505成为打开的状态。

由此，在发电机ge的温度与规定的阈值温度相比为低温时，隔断入口部4-110以使空气不流入经过散热器4-170的导入通路4-120，并打开辅助空气引入部int2的可动构件4-505而利用不经过散热器4-170的辅助导入通路4-121向驱动部dr供给空气，从而能够减少浪费的压力损失。

若将本步骤的处理应用于图20的构成，则在图20的构成中，虽然未配置可动构件4-504，但是通过打开辅助空气引入部int2的可动构件4-505，能够减少由于散热器4-170产生的压力损失而从前方的入口部4-110引入空气，而能够通过压缩机com的驱动从辅助空气引入部int2侧引入空气。在图20所示的构成中，也能够通过利用与辅助入口部4-111连通的辅助导入通路4-121向驱动部dr供给空气来减少浪费的压力损失。

(第五a实施方式)

以下，参照附图对本发明的第五a实施方式～第五c实施方式进行说明。第五a实施方式～第五c实施方式所涉及的飞行体的概要与第三实施方式中说明的图12～图14相同。

(分离机构sp的构造)

图27中的27a是表示实施方式所涉及的飞行体3-10(图12)的分离机构sp的构造的图，图27中的27b是图27中的27a中的卡合部5-40以及追随卡合部5-50的周边区域fr1的放大图。在图27中的27a中，以设置于机体3-200的前方部的分离机构sp为例进行表示，在机体3-200的后方侧也配置有同样的分离机构sp。

分离机构sp具有安装于构成飞行体3-10的机体3-200的前方部及后方部上的卡合部(机体3-200长度方向的前方侧的卡合部5-40、后方侧的卡合部5-45)、以及安装于壳体hs的前方以及后方并通过与卡合部5-40、5-45卡合而将壳体hs安装于机体3-200的追随卡合部(壳体hs的长度方向的前方侧的追随卡合部5-50、后方侧的追随卡合部5-55)。通过使卡合部5-40、5-45解除与追随卡合部5-50、5-55的卡合状态，电源装置3-100(壳体hs)从机体3-200分离。

接下来，对驱动卡合部5-40的构成进行说明。在分离机构sp中，分离驱动部5-10被保持在机体3-200内，且生成用于解除卡合状态的驱动力。分离机构sp作为用于将分离驱动部5-10的驱动力传递到卡合部5-40的构成而具有：固定臂5-30，其固定于机体3-200上；分离臂5-48，其形成有卡合部5-40；以及驱动臂5-20，其在第一枢接部5-32与分离驱动部5-10的驱动杆5-15可旋转地连接，并在第二枢接部5-34与固定臂5-30可旋转地连接，从而将分离驱动部5-10的驱动力向分离臂5-48传递。

图28是表示固定臂5-30、分离臂5-48、驱动臂5-20的构成的图，驱动臂5-20构成为从左右夹持分离臂5-48。左右的驱动臂5-20在第一枢接部5-32与分离驱动部5-10的驱动杆5-15可旋转地连接。在驱动臂5-20的端部形成有滑动凸轮面5-21，滑动凸轮面5-21与分离臂5-48的凸部抵接。当通过分离驱动部5-10的驱动力驱动驱动臂5-20时，驱动臂5-20的动作经由滑动凸轮面5-21向分离臂5-48传递。

固定臂5-30通过固定部5-31而固定于机体3-200，在形成为u字状的固定臂5-30(宽度h)内容纳有左右的驱动臂5-20以及分离臂5-48。左右的驱动臂5-20及分离臂5-48在第二枢接部5-34与固定臂5-30可旋转地连接。在分离臂5-48形成有卡合部5-40，在卡合部5-40形成有具有规定曲率的滑动凸轮面5-41。在电源装置3-100与机体3-200连结的卡合状态下，形成有滑动凸轮面5-41的卡合部5-40与追随卡合部5-50(图27)卡合，若驱动臂5-20的动作传递到分离臂5-48，则卡合部5-40沿箭头5-150的方向移动而解除与追随卡合部5-50的卡合状态。分离驱动部5-10驱动驱动臂5-20和分离臂5-48而解除卡合部5-40与追随卡合部5-50的卡合状态，由此能够将电源装置3-100(壳体hs)从机体3-200分离。在图27中，对解除前方侧的卡合部5-40与追随卡合部5-50的卡合状态的构成进行了说明，但是通过将同样的驱动机构配置在后方侧，也能够解除后方侧的卡合部5-45与追随卡合部5-55的卡合状态。

根据本实施方式的分离机构sp，能够从飞行体3-10(图12)分离电源装置3-100，由此电源装置3-100的维护作业变得容易。另外，在电源装置3-100的维护时，为了避免商业飞行的障碍而能够将电源装置与其他电源装置替换(租赁)，因此能够提高商业飞行中的飞行体的运用效率。

(变形例)

在第五a实施方式中，对设置用于驱动卡合部5-40、5-45的驱动机构来解除前方侧的卡合部5-40与追随卡合部5-50的卡合状态和后方侧的卡合部5-45与追随卡合部5-55的卡合状态的构成进行了说明。

在本变形例中，对不在前方侧以及后方侧双方设置驱动机构而仅在一方侧设置驱动机构并在另一侧不使用驱动机构地来解除卡合部与追随卡合部的卡合状态的构成进行说明。

图29中的29a是说明变形例的构成的图，图29中的29b是图29中的29a的放大图。机体3-200的前方部及后方部中的任一方侧的分离机构sp基于图27、图28中说明的分离驱动部5-10、固定臂5-30、分离臂5-48、驱动臂5-20而构成。机体3-200的前方部及后方部中的另一方侧的分离机构sp形成图29中的29a、29b所示的构成。

在另一方侧的分离机构sp中，滑块卡合部5-400作为安装于机体3-200的卡合部而发挥功能。在安装于电源装置3-100的壳体hs上的追随卡合部5-410的端部，一体地形成有突起部(例如，球状突起5-420)。如图29中的29b所示，在滑块卡合部5-400倾斜地形成有长孔状的滑块卡合孔5-430。另外，在滑块卡合部5-400的下端面形成有滑块开口部5-435。追随卡合部5-410的突起部(球状突起5-420)构成为与滑块卡合孔5-430以卡合状态啮合，在卡合状态下，追随卡合部5-410保持于滑块卡合部5-400。

图29中的29b所示的状态表示追随卡合部5-410的突起(球状突起5-420)保持于滑块卡合部5-400的啮合状态，以单点划线所示的球状突起5-420表示球状突起5-420沿箭头5-440的方向而向斜下方向移动(滑动移动)后的状态。

滑块卡合孔5-430以卡合状态保持追随卡合部5-410(球状突起5-420)。在通过一方侧的分离机构sp解除了卡合状态的情况下，在球状突起5-420中作用有基于以球状突起5-420为支点的电源装置的重量w的旋转力矩，并且作用有基于滑块卡合孔5-430的倾斜角度的重量w的分力成分。此时，滑块卡合孔5-430通过电源装置3-100(壳体hs)的重量w而使追随卡合部5-410从保持的位置沿箭头5-440的方向滑动移动，滑块开口部5-435使滑动移动后的追随卡合部5-410沿箭头5-450的方向分离。

利用由分离驱动部、固定臂、分离臂和驱动臂构成的驱动机构来构成一方侧的分离机构sp，在另一方侧的分离机构sp中，如图29中的29a和29b所示，通过采用不使用驱动机构地解除卡合部与追随卡合部的卡合状态的构成，能够实现成本的降低以及轻量化。

(第五b实施方式)

接着，对第五b实施方式所涉及的飞行体3-10(图12)的分离机构sp的构成进行说明。飞行体3-10的构成与在第五a实施方式中说明的构成相同，具有电源装置3-100和机体3-200(机体主体)，电源装置3-100经由分离机构sp沿铅垂方向与机体3-200的下表面侧连结。

图30中的30a是表示第五b实施方式所涉及的飞行体3-10的分离机构sp的构造的图，图30中的30b是图30中30a中的卡合部5-540以及追随卡合部5-550的周边区域fr2的放大图。

在机体3-200的长度方向的前方侧设有卡合部5-540。另外，在壳体hs的长度方向的前方侧设置有追随卡合部5-550。在追随卡合部5-550的端部一体地形成有突起部(例如球状突起5-555)。如图30中的30b所示，接头上部构件5-558以及接头下部构件5-557以从上下方向夹持球状突起5-555的状态而被紧固部5-556紧固，在该状态下，球状突起5-555被接头上部构件5-558以及接头下部构件5-557转动自如地保持。

在此，将紧固部5-556、接头下部构件5-557以及接头上部构件5-558这三个部件设为球面接头部5-559。

在本实施方式中，追随卡合部由追随卡合部5-550、球状突起5-555以及球面接头部5-559(5-556、5-557、5-558)所构成，追随卡合部能够作为球面接头而发挥功能。通过使追随卡合部(5-550、5-555、5-559(5-556、5-557、5-558))具有作为球面接头的功能，从而在将电源装置3-100(壳体hs)安装于飞行体3-10的机体3-200时，能够在飞行体3-10的机体3-200与电源装置3-100(壳体hs)的相对的位置对准中容易地进行调整，从而能够实现作业效率的提高。

通过将形成为l字状的连结销5-541插入到追随卡合部的接头上部构件5-558与卡合部5-540之间，从而卡合部5-540与追随卡合部卡合，通过将连结销5-541拔出，从而解除卡合状态，电源装置3-100(壳体hs)从机体3-200分离。

接着，对用于将处于卡合状态的连结销5-541拔出的驱动机构的构成进行说明。如图30中的30a所示，在分离机构sp中，分离驱动部5-510被保持在机体3-200内，并生成用于解除卡合状态的驱动力。

分离机构sp作为用于将分离驱动部5-510的驱动力向连结销5-541传递的构成而具有固定于机体3-200上的固定臂5-530、以及在端部形成有能够与连结销5-541卡合的爪部5-521、5-522的驱动臂5-520。在驱动臂5-520的端部构成为，爪部5-521、5-522形成为叉状，且在形成为叉状的爪部5-521、5-522之间卡合有形成为l字状的连结销5-541的凸部。

驱动臂5-520在第一枢接部5-532与分离驱动部5-510的驱动杆5-515可旋转地连接，并在第二枢接部5-534与固定臂5-530可旋转地连接，从而将分离驱动部5-510的驱动力向连结销5-541传递。

当驱动杆5-515通过分离驱动部5-510的驱动力沿箭头5-516的方向移动时，驱动臂5-520以第二枢接部5-534为旋转中心而向箭头5-523的方向旋转。通过驱动臂5-520沿箭头5-523的方向旋转，来自驱动臂5-520的负载(拉拔力)作用于在爪部5-521、5-522之间卡合的连结销5-541，并将连结销5-541拔出。分离驱动部5-510通过驱动力而驱动驱动臂5-520来拔出连结销5-541，解除卡合部5-540与追随卡合部(5-550、5-555、5-559(5-556、5-557、5-558))的卡合状态，由此将电源装置3-100(壳体hs)从机体3-200分离。

在图30中，对解除前方侧的卡合部5-540与追随卡合部的卡合状态的构成进行了说明，但通过将同样的驱动机构(分离驱动部5-510、固定臂5-530、驱动臂5-520)配置在后方侧，也能够解除后方侧的卡合部与追随卡合部的卡合状态。

根据本实施方式的分离机构sp，能够从飞行体3-10分离电源装置3-100，由此电源装置3-100的维护作业变得容易。另外，在维护电源装置3-100时，为了避免商业飞行的障碍而能够将电源装置替换为其他电源装置，因此能够提高商业飞行中的飞行体的运用效率。

另外，也可以不在前方侧以及后方侧双方设置图30中说明的驱动机构，而仅在一方侧设置驱动机构并在另一侧不使用驱动机构地使用图29中说明的构成。

(第五c实施方式)

接着，说明第五c实施方式所涉及的飞行体3-10(图12)的构成。飞行体3-10的构成与第五a实施方式相同，飞行体3-10具有电源装置3-100和机体3-200(机体主体)，电源装置3-100经由分离机构sp沿铅垂方向与机体3-200的下表面侧连结。分离机构sp的构成能够应用在第五a实施方式、变形例或第五b实施方式中的任一构成中。

图31中的31a是表示第五c实施方式所涉及的飞行体3-10的构成的图，且是从侧面方向观察的飞行体3-10的剖视图。另外，图31中的31b是对第五c实施方式所涉及的飞行体3-10从z方向观察图31中的31a的aa剖面的图。

在本实施方式的飞行体3-10上，以对机体3-200的前方部以及后方部的分离机构sp进行覆盖的方式，在机体3-200上安装有作为防风装置而发挥功能的整流罩(cowling)5-610。通过在机体3-200上安装整流罩5-610，分离机构sp的露出导致的空气阻力得以减小，从而能够实现推进效率的提高。

(第六实施方式)

以下，参照图32～图36对本发明的第六实施方式进行说明。具备第六实施方式所涉及的电源装置2-1的飞行体的概要与第二实施方式中说明的图5相同。

[壳体的内部构造]

接着，对壳体2-2的内部构造进行说明。第六实施方式的壳体2-2包括容纳发电单元的容纳部6-21和作为储存发电单元的燃料的储存部的燃料箱6-22。作为储存在燃料箱6-22中的燃料，例如可使用甲醇、汽油等。容纳部6-21及燃料箱6-22沿飞行体2-100(图5)的前后方向(x方向)排列，并且通过连结部6-23可分离地连接。在第六实施方式中，燃料箱6-22配置在飞行体2-100的前方侧，容纳部6-21配置在飞行体2-100的后方侧。另外，将容纳部6-21设定(构成)为相对于燃料箱6-22而为相同的粗细(剖面直径)或比其小的粗细(剖面直径)即可。通过这样构成、配置容纳部6-21及燃料箱6-22，能够降低飞行体2-100的前进飞行中的空气阻力。

参照图33对容纳于容纳部6-21的发电单元进行说明。发电单元具备发电机6-4和燃气涡轮发动机6-5。发电机6-4利用燃气涡轮发动机6-5的输出而进行发电。在第六实施方式的情况下，发电机6-4及燃气涡轮发动机6-5设置在共用的旋转轴6-6上，燃气涡轮发动机6-5对旋转轴6-6进行驱动使其旋转，由此发电机6-4能够发电。通过这样的构成，能够在空间上无浪费地配置发电机6-4及燃气涡轮发动机6-5，从而实现紧凑化。

燃气涡轮发动机6-5具备包括叶轮6-51和扩散器6-52的压缩机。叶轮6-51安装在旋转轴6-6上，从空气引入口6-7引入的空气通过叶轮6-51的旋转而经由扩散器6-52一边被压缩一边向压缩室6-53送出。压缩室6-53内的压缩空气被从设置于燃烧室6-54的周壁的开口部6-54a、其他开口部引入燃烧室6-54内。在燃烧室6-54设置有燃料喷射喷嘴6-55，由燃料泵6-8(供给部)经由配管从燃料箱6-22引入的燃料由燃料喷射喷嘴6-55向燃烧室6-54内喷射(供给)。在起动时，通过未图示的点火装置对燃烧室6-54内的混合气进行点火，之后，在燃烧室6-54内持续地产生混合气的燃烧。

在燃烧室6-54内变为高温高压的燃烧气体从涡轮喷嘴6-56向筒状的排气管6-57喷出，使安装于旋转轴6-6的涡轮6-58旋转，并且从设置于电源装置2-1的后部的排气口6-9向后方排出。在旋转轴6-6上设置有叶轮6-51、涡轮6-58、后述的发电机6-4的转子6-41(永久磁铁等)，通过涡轮6-58的旋转，能够使叶轮6-51和转子6-41一体地旋转。此外，在第六实施方式的情况下，燃气涡轮发动机6-5专门以发电机6-4的驱动为目的，未设想积极地利用排气气流作为飞行体2-100的推进力，但也可以是用作辅助性推进力的方式。

发电机6-4包括安装在旋转轴6-6上的永久磁铁等转子6-41和配设在转子6-41周围的线圈等定子6-42。通过燃气涡轮发动机6-5使旋转轴6-6旋转，随之，安装于旋转轴6-6的转子6-41旋转，由此能够通过定子6-42进行发电。另外，在定子6-42的周围沿旋转轴6-6的周向设置有多个用于冷却定子6-42的散热片6-43。多个散热片6-43配置于从空气引入口6-7引入的空气所被导向的空间内，使该空气穿过多个散热片6-43之间，由此多个散热片6-43被冷却，伴随地能够冷却定子6-42。

控制单元6-10包括对发电机6-4的发电进行控制的电路以及对燃气涡轮发动机6-5的驱动进行控制的电路。作为控制单元6-10启动时的电源，可以设置电池等辅助电源，辅助电源可以设置在壳体2-2内，也可以设置在机体2-101内。由发电机6-4发电得到的电力经由未图示的线缆供给到机体2-101的电负载(电池2-107或马达2-105、2-106)。线缆也可以是穿过连结机构2-3的内部的构成。另外，电源装置2-1的控制单元6-10可以为能够与机体2-101的控制装置2-108通信，可以构成为根据控制装置2-108的指令进行发电控制。

如上所述，通过将电源装置2-1配置在机体2-101的外部，能够提高飞行体2-100的机体2-101的设计自由度。例如，能够确保机体2-101内的机舱空间更大而提高乘员的舒适性。另外，与将电源装置2-1设置于机体2-101内的情况相比，电源装置2-1的运转所产生的噪音、振动降低，从而能够提高静音性。另外，与将电源装置2-1设置于机体2-101内的情况相比，容易进入电源装置2-1的内部，其维护也变得容易，从而能够减轻设备负担。能够与机体2-101分开而单独地进行电源装置2-1的开发，量产前的各种认定试验、型号认定也变得容易，从而能够实现尽早的量产化。进而，由于电源装置2-1具有沿飞行体2-100的前后方向较长的形状、即正面投影面积小的低空气阻力形状，因此即使是将电源装置2-1配置在机体2-101的外部的构成，也不会使飞行体2-100的燃料消耗性能大幅降低。由于电源装置2-1的燃气涡轮发动机6-5不以产生飞行体2-100的推进力为目的，因此连结机构2-3的刚性可以较低，其构造比较简单即可。

[燃料箱与容纳部的连结构造]

在飞行体2-100中，根据飞行用途(续航距离)而决定(规定)飞行时消耗的燃料的容量。因此，若使用具有与飞行时消耗的燃料的容量相比而非常大的容积的燃料箱2-22(图6)，则相应地增加飞行体2-100的重量，导致燃料消耗性能大幅降低。因而，在图32及图33所示的第六实施方式的电源装置2-1中，容纳发电单元的容纳部6-21与燃料箱6-22通过连结部6-23而可分离地连结。通过该构成，例如如图32中的32a～32c所示，能够将与飞行体2-100的飞行用途(续航距离)相应的尺寸的燃料箱6-22连结于容纳部6-21。

图32中的32a表示使用长距离用的燃料箱6-22a的例子，图32中的32b表示使用中距离用的燃料箱6-22b的例子，图32中的32c表示使用短距离用的燃料箱6-22c的例子。长距离用的燃料箱6-22a、中距离用的燃料箱6-22b、短距离用的燃料箱6-22c的粗细(剖面直径)相同，通过使飞行体2-100的前后方向上的长度互不相同来变更燃料的容纳容积。另外，在燃料箱6-22中，在即使尺寸不同的燃料箱6-22连结于容纳部6-21也不变更多个连结机构2-3的位置关系的位置上，安装有连结机构2-3。在第六实施方式中，在尺寸不同的燃料箱6-22a～6-22c中，构成为前端侧距离连结机构2-3的长度互不相同。

接着，参照图34～图36对用于连结容纳部6-21和燃料箱6-22的连结部6-23的构成进行说明。图34是图33的区域r的放大图。图35是为了说明连结部6-23的构成而示出了燃料箱6-22的后端部和容纳部6-21的外观立体图。图36是从前方侧观察卸下了燃料箱6-22的状态的容纳部6-21的示意图。

如图34所示，连结部6-23通过利用螺钉等来对设置于容纳部6-21的环状的被抵接部6-23a、以及设置于燃料箱6-22的环状的抵接部6-23b进行固定，从而将容纳部6-21与燃料箱6-22连结。在第六实施方式的情况下，如图35～图36所示，在容纳部6-21的被抵接部6-23a沿圆周方向形成有多个螺纹槽6-23c，在燃料箱6-22的抵接部6-23b，在与容纳部6-21中的多个螺纹槽6-23c对应的位置形成有多个孔。在通过连结部6-23将燃料箱6-22与容纳部6-21连结时，将从燃料箱6-22引出的配管6-8a插入供给泵6-8，并且使燃料箱6-22的抵接部6-23b与容纳部6-21的被抵接部6-23a抵接，在该状态下，经由燃料箱6-22的抵接部6-23b的孔而使螺栓构件6-23d分别对容纳部6-21的被抵接部6-23a中的多个螺纹槽6-23c进行螺合。由此，能够将抵接部6-23b固定于被抵接部6-23a而将燃料箱6-22连结于容纳部6-21。在将燃料箱6-22连结于容纳部6-21而构成一体的壳体2-2后，通过多个连结机构2-3将该壳体2-2连结于机体2-101。

另外，在容纳部6-21与燃料箱6-22之间设置有防火板6-24。从前方观察，防火板6-24呈具有与壳体2-2的粗细(剖面直径)相同的直径的圆形形状，在其周缘部，在与容纳部6-21的被抵接部6-23a中的多个螺纹槽6-23c对应的位置形成有多个孔。在将燃料箱6-22连结于容纳部6-21时，将防火板6-24配置在容纳部6-21的被抵接部6-23a与燃料箱6-22的抵接部6-23b之间，并利用螺栓构件6-23d而紧固在一起，由此将防火板6-24固定于容纳部6-21及燃料箱6-22。通过这样设置防火板6-24，从而即使在燃气涡轮发动机6-5起火的情况下，也能够防止火焰向燃料箱6-22侧的传播。防火板6-24优选由不燃烧、不产生由热引起的变形、熔融、龟裂、其他损伤的防火材料构成。

这样，本实施方式的电源装置2-1的容纳部6-21与燃料箱6-22以能够分离的方式连结。由此，能够选择与飞行体2-100的飞行用途(续航距离)相应的尺寸的燃料箱6-22，并将该燃料箱6-22安装于容纳部6-21，因此能够防止多余的重量的增加，从而减少燃料消耗性能的降低。

<其他实施方式>

在上述第六实施方式中，作为飞行体2-100示例了直升机，但除了这样的旋转式航空器以外，本发明在能够应用于固定翼航空器、飞艇等航空器之外，还能够应用于飞行型个人移动器、宇宙飞船或者航天飞机等。作为固定翼航空器，可举出以滑翔器为代表的滑翔机、以螺旋桨飞机为代表的飞机。本发明也可适用于非电推进式的飞行体。

作为电源装置2-1的连结部位，除了机体2-101的底面之外，还可列举机体2-101的翼部上表面、机体2-101的翼部底面。电源装置2-1所供给的电力既可以是向构成马达等驱动源的电负载供给的电力，也可以是向驱动源以外的电负载供给的电力，还可以是向双方供给的电力。

可以在一个飞行体设置多个电源装置2-1。在设置多个的情况下，既可以沿飞行体的宽度方向并列设置，也可以沿飞行体的前后方向配置成一列。

在上述实施方式中，列举了壳体2-2为圆筒形的例子，但也可以是方筒形等其他筒形。另外，壳体2-2也可以包括圆筒形的部分和方筒形的部分。进而，在上述第六实施方式中，列举了在容纳部6-21及燃料箱6-22各设置一个连结机构2-3的构成例，但也可以采用在容纳部6-21及燃料箱6-22上各设置两个以上的连结机构2-3的构成，还可以采用不在燃料箱(6-22)上设置连结机构(2-3)而仅在容纳部6-21设置连结机构2-3的构成。

(第七实施方式)

以下，参照图37～图42对本发明的第七实施方式进行说明。具备第七实施方式所涉及的电源装置2-1的飞行体的概要与第二实施方式中说明的图5、图6相同。

[壳体的内部构造]

接着，对壳体2-2的内部构造进行说明。第七实施方式的壳体2-2包括容纳发电单元的容纳部7-21和作为储存发电单元的燃料的储存部的燃料箱7-22。作为储存在燃料箱7-22中的燃料，例如可使用甲醇、汽油等。容纳部7-21及燃料箱7-22沿着飞行体2-100(图5的前后方向(x方向))排列，并且通过连结部7-23而可分离地连接。在第七实施方式中，燃料箱7-22配置在飞行体2-100的前方侧，容纳部7-21配置在飞行体2-100的后方侧。另外，容纳部7-21及燃料箱7-22构成为相同的粗细(剖面直径)即可。通过这样构成、配置容纳部7-21及燃料箱7-22，能够降低飞行体2-100的前进飞行中的空气阻力。

参照图37对容纳于容纳部7-21的发电单元进行说明。发电单元具备发电机7-4和燃气涡轮发动机7-5。发电机7-4利用燃气涡轮发动机7-5的输出进行发电。在第七实施方式的情况下，发电机7-4及燃气涡轮发动机7-5设置在共用的旋转轴7-6上，燃气涡轮发动机7-5对旋转轴7-6进行驱动使其旋转，由此发电机7-4能够发电。通过这样的构成，能够在空间上无浪费地配置发电机7-4及燃气涡轮发动机7-5，从而实现紧凑化。

燃气涡轮发动机7-5具备包括叶轮7-51和扩散器7-52的压缩机。叶轮7-51安装在旋转轴7-6上，从空气引入口7-7引入的空气通过叶轮7-51的旋转而经由扩散器7-52一边被压缩一边向压缩室7-53送出。被保持在压缩室7-53内的压缩空气从设置于燃烧室7-54的周壁的开口部7-54a、其他开口部进入燃烧室7-54内。在燃烧室7-54设置有燃料喷射喷嘴7-55，由燃料泵7-8(供给部)经由配管7-8a从燃料箱7-22引入的燃料通过燃料喷射喷嘴7-55向燃烧室7-54内喷射(供给)。在起动时，通过未图示的点火装置对燃烧室7-54内的混合气进行点火，之后，在燃烧室7-54内持续地产生混合气的燃烧。

在燃烧室7-54内变为高温高压的燃烧气体从涡轮喷嘴7-56向筒状的排气管7-57喷出，使安装于旋转轴7-6的涡轮7-58旋转，并且从设置于电源装置2-1的后部的排气口7-9向后方排出。在旋转轴7-6上设置有叶轮7-51、涡轮7-58、后述的发电机7-4的转子7-41(永久磁铁等)，通过涡轮7-58的旋转，能够使叶轮7-51及转子7-41一体地旋转。此外，在第七实施方式的情况下，燃气涡轮发动机7-5专门以发电机7-4的驱动为目的，未设想积极地利用排气气流作为飞行体2-100的推进力，但也可以是将其用作辅助性推进力的方式。

发电机7-4包括安装在旋转轴7-6上的永久磁铁等转子7-41和配设在转子7-41周围的线圈等定子7-42。通过燃气涡轮发动机7-5使旋转轴7-6旋转，随之，安装于旋转轴7-6的转子7-41旋转，由此能够通过定子7-42进行发电。另外，在定子7-42的周围沿旋转轴7-6的周向设置有多个用于冷却定子7-42的散热片7-43。多个散热片7-43配置在从空气引入口7-7引入的空气所被导向的空间内，使该空气穿过多个散热片7-43之间，由此多个散热片7-43被冷却，随之能够冷却定子7-42。

控制单元7-10包括对发电机7-4的发电进行控制的电路以及对燃气涡轮发动机7-5的驱动进行控制的电路。作为控制单元7-10启动时的电源，可以设置电池等辅助电源，辅助电源可以设置在壳体2-2内，也可以设置在机体2-101内。由发电机7-4发电得到的电力经由未图示的线缆供给到机体2-101的电负载(电池2-107或马达2-105、2-106)。线缆也可以是穿过连结机构2-3的内部的构成。另外，电源装置2-1的控制单元7-10可以为能够与机体2-101的控制装置2-108通信，可以构成为根据控制装置2-108的指令进行发电控制。

如上所述，通过将电源装置2-1配置在机体2-101的外部，能够提高飞行体2-100的机体2-101的设计自由度。例如，能够确保机体2-101内的机舱空间更大而提高乘员的舒适性。另外，与将电源装置2-1设置于机体2-101内的情况相比，电源装置2-1的运转所产生的噪音、振动降低，从而能够提高静音性。另外，与将电源装置2-1设置于机体2-101内的情况相比，容易进入电源装置2-1的内部，其维护也变得容易，从而能够减轻设备负担。能够与机体2-101分开而单独地进行电源装置2-1的开发，量产前的各种认定试验、型号认定也变得容易，从而能够实现尽早的量产化。进而，电源装置2-1具有沿飞行体2-100的前后方向较长的形状、即正面投影面积小的低空气阻力形状，因此尽管是将电源装置2-1配置在机体2-101的外部的构成，也不会使飞行体2-100的燃料消耗性能大幅降低。由于电源装置2-1的燃气涡轮发动机7-5不以产生飞行体2-100的推进力为目的，因此连结机构2-3的刚性可以较低，其构造比较简单即可。

[燃料箱的构成]

在第七实施方式的电源装置2-1中，例如由于从机体2-101传递的振动、机体2-101的外部的气流等而有时使燃料箱7-22中产生振动。在该情况下，储存于燃料箱7-22的液体的燃料共振，产生其液面上下移动(摆动)的所谓的晃荡现象。若产生这样的晃荡现象，则电源装置2-1(壳体2-2)发生摆动，对机体2-101的姿态控制产生影响，并且燃料箱7-22自身也有可能破损。因而，在本实施方式的电源装置1中，构成为能够抑制燃料箱7-22内的晃荡现象的产生。

对第七实施方式的燃料箱7-22的构成进行说明。图38是第七实施方式的燃料箱7-22的xz剖视图。燃料箱7-22包括将燃料的储存空间划分为沿着壳体2-2的长度方向排列的多个部分空间7-24的分隔壁7-25。该分隔壁7-25作为减少储存于燃料箱7-22的燃料(液体)的液面的摆动的消波板而发挥功能，因此能够抑制晃荡现象的产生，减少对机体2-101的姿态控制的影响、燃料箱7-22的破损。在第七实施方式的情况下，在燃料箱7-22设置有四个分隔壁7-25a～7-25d，燃料的储存空间被划分为五个部分空间7-24a～7-24e。分隔壁7-25a～7-25d分别构成为具有与壳体2-2的长度方向垂直的板面的板状，并与燃料箱7-22的内壁连接。

在燃料箱7-22设置有将燃料箱7-22的内部与外部连通的通气孔7-31。相对于由分隔壁7-25划分出的几个部分空间来设置通气孔7-31，在第七实施方式中，相对于部分空间7-24b～7-24e各设置有一个通气孔7-31。通过这样设置通气孔7-31，能够降低因燃料箱7-22内的燃料挥发而体积膨胀导致燃料箱7-22发生破损的可能性。另外，在燃料箱7-22设置有用于检测燃料的剩余量的燃料液位传感器7-32。经由线缆向控制装置2-108或控制单元7-10发送由燃料液位传感器7-32检测出的燃料剩余量信息。

接着，参照图38和图39对各分隔壁7-25a～7-25d的构成进行说明。图39是从x方向侧观察一块分隔壁7-25的图。

在各分隔壁7-25a～7-25d形成有用于连通多个部分空间7-24a～7-24e的开口部7-26。在第七实施方式的情况下，在各分隔壁7-25的上侧和下侧这两处形成有开口部7-26(上侧开口部7-26a、下侧开口部7-26b)。另外，在各分隔壁7-25a～7-25d的开口部7-26设置有防止穿过开口部7-26后的燃料发生逆流的止回阀7-29。在第七实施方式的情况下，如图38所示，对各分隔壁7-25a～7-25d的下侧开口部7-26b设置有止回阀7-29，止回阀7-29具有防止从前方的部分空间7-24穿过下侧开口部7-26b而流入后方的部分空间7-24的燃料穿过下侧开口部7-26b而向前方的部分空间7-24逆流的功能。止回阀7-29例如由具有比开口部7-26(下侧开口部7-26b)的开口面积大的面积的薄板构成，以覆盖开口部7-26(下侧开口部7-26b)的方式设置于各分隔壁7-25a～7-25d的后方侧的面。通过这样设置止回阀7-29，从而即使在机体2-101倾斜的情况下，也能够防止燃料箱7-22内的燃料的偏斜，并且即使在燃料箱7-22内的燃料少的情况下也能够高效地使用燃料。

在上侧开口部7-26a与下侧开口部7-26b之间设置有沿壳体2-2的长度方向延伸的板构件7-27。板构件7-27以板面垂直于飞行体2-100的上下方向(z方向)的方式从分隔壁7-25延伸。在第七实施方式的情况下，在分隔壁上设置有沿飞行体2-100的上下方向分开配置的多个(两个)板构件7-27。这样构成的板构件7-27能够减少储存于燃料箱7-22的燃料(液体)的液面的摆动，因此作为分隔壁7-25的辅助性的消波板而发挥功能。因而，通过将这样的板构件7-27设置于分隔壁7-25，能够进一步抑制晃荡现象的产生，并进一步减少对机体2-101的姿态控制的影响、燃料箱7-22的破损。

另外，在多个板构件7-27之间沿飞行体2-100的宽度方向(y方向)分离地设置有多个(两个)与它们连结的肋构件7-28。肋构件7-28具有板面垂直于飞行体2-100的宽度方向(y方向)地从分隔壁7-25延伸的板形状。这样的肋构件7-28具有对从分隔壁7-25延伸的多个板构件7-27进行加强的功能，因此能够进一步提高通过板构件7-27来降低燃料液面的摆动的功能/效果。在本实施方式的情况下，如图38所示，相对于一个分隔壁7-25而将多个板构件7-27和多个肋构件7-28的组分别设置于飞行体2-100的前后方向上的分隔壁7-25的前方侧以及后方侧。在该情况下，若使飞行体2-100的上下方向上的前方侧的板构件7-27的位置与后方侧的板构件7-27的位置错开(不同)，则能够更有效地减少晃荡现象的产生。

进而，如图38及图40所示，在第七实施方式的燃料箱7-22的底部设置有用于收集残存的燃料的凹部7-22a。在凹部7-22a配置有与燃料泵7-8连通的配管7-8a的引入口，并且设置有燃料的排液口7-33(排液塞)。另外，图40是燃料箱7-22的xy剖视图。本实施方式的燃料箱7-22具有圆筒形状，且凹部7-22a构成为相对于圆筒形向下方突出的形状。具体而言，如图41所示，凹部7-22a在与壳体7-2的长度方向垂直的剖面中设置在相对于穿过燃料箱7-22的中心c(圆筒形的中心)和最底部b而成的基准线rl的±45度的角度范围内即可。图41是示出图38和图40的a-a剖面(yz剖面)的图。通过像这样在燃料箱7-22设置凹部7-22a，能够在燃料箱内的燃料的剩余量变少后的情况下高效地收集并使用燃料。

在此，在第七实施方式中，如图38所示，虽然构成为在燃料箱7-22的容纳部7-21侧(发电单元侧)的底部设置凹部7-22a，但是如图42所示，也可以遍及壳体2-2的长度方向地在底部设置凹部7-22b。图42是表示燃料箱7-22的变形例的图。在该情况下，在遍及壳体2-2的长度方向地设置于底部的凹部7-22b中，以与飞行体2-100的前方侧相比后方侧变低的方式形成斜坡即可。由此，能够高效地收集残留在燃料箱7-22内的燃料。

<其他实施方式>

在上述第七实施方式中，作为飞行体2-100示例了直升机，但除了这样的旋转式航空器以外，本发明在能够应用于固定翼航空器、飞艇等航空器之外，还能够应用于飞行型个人移动器、宇宙飞船或者航天飞机等。作为固定翼航空器，可举出以滑翔器为代表的滑翔机、以螺旋桨飞机为代表的飞机。本发明也可适用于非电推进式的飞行体。

作为电源装置2-1的连结部位，除了机体2-101的底面之外，还可列举机体2-101的翼部上表面、机体2-101的翼部底面。电源装置2-1所供给的电力既可以是向构成马达等驱动源的电负载供给的电力，也可以是向驱动源以外的电负载供给的电力，还可以是向双方供给的电力。

可以在一个飞行体设置多个电源装置2-1。在设置多个的情况下，既可以沿飞行体的宽度方向并列设置，也可以沿飞行体的前后方向配置成一列。

在上述第七实施方式中，列举了壳体2-2为圆筒形的例子，但也可以是方筒形等其他的筒形。另外，壳体2-2也可以包括圆筒形的部分和方筒形的部分。

＜第一实施方式的总结＞

上述第一实施方式至少公开以下的电源装置。

1.上述第一实施方式的电源装置(例如1)，其是向飞行体(例如100)的电负载(例如105、106)供给电力的电源装置，

所述电源装置具备：

发电机构(例如4)；

中空的壳体(例如2)，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部(例如2d)和容纳所述发电机构的容纳部(例如2e)；以及

连结部(例如3)，其将所述壳体连结于所述飞行体的机体(例如101)，

所述壳体具有沿所述飞行体的前后方向长的形状，并且配置于所述机体的外部，

所述储存部和所述容纳部沿所述壳体的长度方向配置。

在该第一实施方式中，由于所述电源装置配置于所述机体的外部，因此能够提高所述飞行体的所述机体的设计自由度。由于所述壳体具有沿所述飞行体的前后方向长的形状，且具有正面投影面积小的低空气阻力形状，因此即使是将所述电源装置配置在所述机体的外部的构成，也不会使所述飞行体的燃料消耗性能(对空气阻力的减小)大幅降低。

2.在上述第一实施方式中，

所述壳体具有沿所述飞行体的前后方向长的圆筒形状，并且具有在所述飞行体的前后方向上朝向前侧缩径的锥形的前端部(例如2a)。

在该实施方式中，能够进一步降低所述壳体的空气阻力。另外，能够不易受到侧风的影响。

3.在上述第一实施方式中，

所述发电机构包括：

燃气涡轮发动机(例如6)；以及

利用所述燃气涡轮发动机的输出进行发电的发电机(例如5)，

所述燃气涡轮发动机以及所述发电机的各旋转轴(例如60、50)与所述壳体的中心轴线(例如c)配置在同轴上。

在该第一实施方式中，通过采用所述燃气涡轮发动机，能够在圆筒形的所述壳体内在空间上高效地容纳所述发电机构。另外，通过利用噪音比较小的燃气涡轮发动机，能够提高静音性。

4.在上述第一实施方式中，

所述发电机构包括燃料电池(例如42)。

在该第一实施方式中，在发电效率、低公害方面是有利的。另外，与使用内燃机的发电机构相比，能够使配管类简单化。

5.在上述第一实施方式中，

在所述储存部储存氢气。

在该第一实施方式中，能够在采用燃料电池时省略燃料重整器。

6.在上述第一实施方式中，

所述发电机构包括：

内燃机(例如6、44)；以及

利用所述内燃机的输出进行发电的发电机(例如5、46)。

在该实施方式中，能够构筑能确保较长的续航距离的发电机构。

7.在上述第一实施方式中，

所述内燃机是往复式发动机(例如44)。

在该第一实施方式中，能够以比较低的成本提供电源装置。

8.在上述第一实施方式中，

所述飞行体为电推进式的飞行体，

所述电负载是马达(例如105、106)。

在该第一实施方式中，能够向作为需要较大电力的驱动源的马达供给充分的电力，能够将上述飞行体的续航距离延长。

9.在上述第一实施方式中，

在所述飞行体的前后方向上从前侧起依次配置所述储存部、所述发电机、所述燃气涡轮发动机。

在该第一实施方式中，能够有效地利用所述壳体的内部空间，尤其是，通过使所述燃气涡轮发动机位于最末尾，能够提高排气效率，并且还能够将该排气气流用作辅助的推进力。

10.在上述第一实施方式中，

所述壳体在所述飞行体的前后方向上的后端部(例如2b)具有将所述燃气涡轮发动机的燃烧气体向所述飞行体的前后方向上的后方排气的排气部(例如2b′)。

在该第一实施方式中，能够提高排气效率，并且还能够将该排气气流用作辅助的推进力。

11.在上述第一实施方式中，

所述储存部在所述壳体的长度方向上的范围比所述容纳部在所述壳体的长度方向上的范围大。

在该第一实施方式中，能够储存更多的燃料，能够将所述飞行体的续航距离延长。

＜第二实施方式的总结＞

上述第二实施方式至少公开以下的电源装置。

1.上述第二实施方式的电源装置(例如2-1)，其是向飞行体(例如2-100)的电负载(例如2-105、2-106)供给电力的电源装置，

所述电源装置具备：

发电机构(例如2-4、2-5)；以及

壳体(例如2-2)，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部(例如2-22)和容纳所述发电机构的容纳部(例如2-21)，

所述壳体具有由所述储存部和所述容纳部沿所述飞行体的前后方向配置而成的构成，并且所述壳体配置于所述飞行体的机体(例如2-101)的外部，

所述发电机构包括具有旋转轴(例如2-6)的发电机(例如2-4)、以及对所述旋转轴进行驱动使其旋转的发动机(例如2-5)，

包围所述发动机的所述容纳部的第一部分(例如2-21a)被隔热构件(例如2-23)覆盖。

根据该构成，能够确保针对燃气涡轮发动机成为高温的安全性，并且能够减少燃气涡轮发动机的热效率(燃料消耗性能)的降低。

2.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述发动机包括生成压缩空气的压缩机(例如2-51、2-52)、对从所述压缩机供给的压缩空气进行保持的压缩室(例如2-53)、以及配置于所述压缩室内且从所述压缩室引入压缩空气的燃烧室(例如2-54)，

所述压缩室被划定于筒状的外周壳(例如2-21a)与筒状的内周壳(例如2-21b)之间，

所述外周壳构成被所述隔热构件覆盖的所述容纳部的所述第一部分。

根据该构成，利用隔热构件覆盖燃气涡轮中的成为高温的压缩室，能够实现安全性的确保以及燃料消耗性能的降低的减少。

3.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述隔热构件具有覆盖所述外周壳的筒形状，并构成为能够相对于所述外周壳装卸。

根据该构成，在进行燃气涡轮发动机的维护时，能够从外周壳卸下隔热构件而容易地进入燃气涡轮发动机，因此能够提高维护性。

4.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述隔热构件与所述外周壳接合。

根据该构成，尤其能够防止在飞行中隔热构件从外周壳脱落。

5.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述发动机配置于所述飞行体的前后方向上的所述发电机的后方，

在所述燃烧室中生成的燃烧气体穿过所述内周壳的内侧向后方排出。

根据该构成，能够减少高温的燃烧气体流入发电机而使发电机成为高温所导致的发电效率的降低。

6.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述隔热构件的剖面直径为包围所述发电机的所述容纳部的第二部分(例如2-21c)的剖面直径以下。

根据该构成，能够减少因包围发电机的容纳部的第二部分与隔热构件的分界处产生的阶梯差而导致飞行体在前进飞行中的空气阻力增加的情况。

7.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述隔热构件的外表面构成与包围所述发电机的所述容纳部的第二部分的外表面连续的连续面。

根据该构成，在包围发电机的容纳部的第二部分与隔热构件的分界处消除了阶梯差，从而能够降低该分界处的飞行体在前进飞行中的空气阻力。

8.在上述第二实施方式的电源装置中，

所述隔热构件包括对所述容纳部的所述第一部分进行包围的内侧部件(例如2-23a)、包围所述内侧部件的外侧部件(例如2-23b)、以及介于所述内侧部件与所述外侧部件之间的芯材(例如2-23c)，

所述芯材由氧化铝纤维、玻璃纤维以及陶瓷纤维中的至少一种构成。

根据该构成，与仅利用不锈钢、钢等金属来覆盖燃气涡轮发动机的情况相比，能够实现更高的隔热效果，因此有利于确保安全性以及燃料消耗性能的降低的减少。

9.在上述第二实施方式的电源装置中，

在所述发电机与所述发动机之间设置有第二隔热构件(例如2-24)。

根据该构成，能够减少从燃气涡轮发动机向发电机传递的热，并进一步使燃气涡轮发动机的热效率(燃料消耗性能)的降低减少。另外，在发电机中也能够减少热所引起的发电效率的降低。

<第三实施方式的总结>

上述第三实施方式至少公开以下的电源装置。

1.上述实施方式的电源装置(例如图12、图13的3-100)，其是能够将中空的圆筒状的壳体(例如图12、图13的hs)经由连结部(例如，图12、图13的分离机构sp)与飞行体(例如图12、图13的3-10)的机体外部连结的电源装置(3-100)，所述壳体(hs)容纳向所述飞行体(3-10)的电负载(例如，马达3-305、3-306)供给电力的电力产生部(例如，图13的pg)、向所述电力产生部(pg)供给燃料的储存部(例如，图13的tn；燃料箱)、以及将外部的空气引入并向所述电力产生部(pg)供给的空气引入部(例如，图13的int)，

所述空气引入部(int)具备：

形成于所述壳体(hs)的外周面且将所述壳体(hs)的外部的空气引入的入口部(例如，图13～图16的3-110)；

与所述入口部(3-110)连通且在所述壳体(hs)的内部形成的中空的导入通路(例如，图15、图16的3-120)；以及

将从所述入口部(3-110)引入的所述空气经由所述导入通路(3-120)向所述电力产生部(pg)供给的出口部(例如，图15的3-130)。

根据第三实施方式的电源装置，能够提供具有减小了空气阻力的空气引入构造的电源装置。

2.在上述第三实施方式的电源装置(3-100)中，所述入口部(3-110)沿所述壳体(hs)的外周面而形成为环状。

3.在上述第三实施方式的电源装置(3-100)中，所述导入通路(3-120)在所述壳体(hs)的内部由与所述入口部(3-110)的一端(例如图15的3-112)连接并形成于所述壳体(hs)的内部的内筒壁(例如图15的3-140)、以及与所述入口部(3-110)的另一端(例如图15的3-114)连接并覆盖所述内筒壁(3-140)的外筒壁(例如图15的3-150)划分而成。

根据第三实施方式的电源装置，由于空气引入部的入口部不向壳体的外部突出，因此空气阻力减小，能够实现推进效率的提高。另外，通过在剥离区域发展之前从入口部引入在壳体的外周面的附近流动的空气，能够抑制紊流的产生，并将空气的分界层的流动保持得更长久，能够进一步降低空气阻力。

4.在上述第三实施方式的电源装置(3-100)中，所述导入通路(3-120)形成为从所述入口部(3-110)朝向所述壳体(hs)的后方倾斜，

且所述导入通路(3-120)以使穿过所述入口部(3-110)的中心和所述导入通路(3-120)的中心的中心线、与所述壳体(hs)的表面所成的角度为规定的角度(θ)的方式进行倾斜。

根据第三实施方式的电源装置，通过将与入口部连通的导入通路形成为相对于壳体的表面(外周面)倾斜，能够减少飞行体存在前进速度的情况下的入口部的压力损失。由此，与将导入通路相对于外周面形成为直角的情况相比，能够容易地从入口部吸入空气，并能够容易地将在壳体的外周面的附近流动的空气引入导入通路。

5.在上述第三实施方式的电源装置(3-100)中，所述导入通路(3-120)以使所述导入通路(3-120)中的所述规定的角度(θ)为20度至60度的范围进行倾斜。

6.在上述第三实施方式的电源装置(3-100)中，与所述壳体(hs)的表面连接的所述导入通路(3-120)的内筒壁(3-140)的端部由曲面形成。

根据第三实施方式的电源装置，通过利用曲面形成内筒壁的端部(角部)来消除从壳体的表面突出的部分，能够降低空气阻力，并且能够容易地将在壳体的外周面的附近流动的空气从入口部引入，从而能够降低空气阻力。

7.在上述第三实施方式的电源装置(3-100)中，对所述内筒壁(3-140)与所述外筒壁(3-150)进行连结的支承构件设置在所述导入通路的径向上，所述支承构件由沿所述导入通路(3-120)的周向排列的多个支撑件(例如，图15的3-160)构成，所述支撑件的剖面形状形成为翼形。

根据第三实施方式的电源装置，通过由多个支撑件支承，能够对内筒壁与外筒壁之间进行加强，并且通过将支撑件的剖面形状设为翼形，能够降低导入通路内的压力损失，从而能够实现推进效率的提高。

8.上述第三实施方式的飞行体，其是具有基于电力产生推进力的推进装置(例如，图13的3-300)的飞行体(例如，图12、图13的3-10)，在所述飞行体(3-10)中的机体(例如，图12、图13的3-200)的外部具备上述第三实施方式的电源装置(3-100)，所述电源装置(3-100)将所生成的电力供给到所述推进装置(例如，图13的3-300)。

根据第三实施方式的飞行体，能够提供具备电源装置的飞行体，该电源装置具有减小空气阻力的空气引入构造。

<第四实施方式的总结>

上述第四实施方式至少公开以下的电源装置。

1.上述第四实施方式的电源装置(例如，图18的3-100)，其是能够将中空的圆筒状的壳体(例如，图18的hs)经由连结部(例如，图18的分离机构sp)而与飞行体(例如，图18的3-10)的机体外部连结的电源装置(100)，所述壳体(hs)容纳向所述飞行体的电负载(例如，马达3-305、3-306)供给电力的发电机(例如，图18的ge)、驱动所述发电机(ge)的驱动部(例如，图18的dr(燃气涡轮发动机))、向所述驱动部(dr)供给燃料的储存部(例如，图18的tn；燃料箱)、以及将外部的空气引入并向所述驱动部(dr)供给的空气引入部(例如，图18的int、int2)，

所述空气引入部(int)具备：

形成于所述壳体(hs)的外周面且将所述壳体(hs)外部的空气引入的入口部(例如图20的4-110)；

与所述入口部(4-110)连通且在所述壳体(hs)的内部形成的导入通路(例如，图20的4-120)；以及

将从所述入口部(4-110)引入的所述空气经由所述导入通路(4-120)向所述驱动部(dr)供给的出口部(例如，图20的4-130)，

在所述发电机(ge)的外周部配置有对该发电机(ge)的热进行散热的散热器(例如，图20的4-170)，

所述散热器(4-170)配置于使空气从所述入口部(4-110)朝向所述驱动部(dr)流动的通路内。

根据第四实施方式的电源装置，通过散热器的散热来冷却发电机，由此能够抑制从发电机输出的电力的降低，由此能够实现飞行体的推进效率的提高。

2.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，所述电源装置(3-100)还具备辅助空气引入部(int2)，该辅助空气引入部(int2)配置于比所述散热器靠后方的位置且将外部的空气引入并供给到所述驱动部，

所述辅助空气引入部(int2)具有：

能够根据由温度检测部(例如，图23、图24的4-510、4-520、4-530)检测到的所述发电机的温度而进行开闭的可动构件(例如，图21的4-505)；以及

形成于所述壳体的外周面且将所述壳体的外部的空气引入的辅助入口部(例如图21的4-111)。

3.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，所述可动构件(4-505)配置于所述辅助入口部(4-111)的开口面内，在所述可动构件(4-505)打开的状态下，将所述壳体(hs)的外部的空气从所述辅助入口部(4-111)引入，

在所述可动构件(4-505)关闭的状态下，隔断所述空气的引入。

4.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，所述辅助空气引入部(int2)具备：

辅助导入通路(例如，图21的4-121)，其形成于所述壳体(hs)的内部，并在所述可动构件(4-505)打开的状态下与所述辅助入口部(4-111)连通；以及

出口部(例如，图21的4-131)，其向配置于比所述辅助导入通路(121)靠后方的位置的所述驱动部(例如，构成图18的dr的压缩机com)供给从所述辅助入口部(4-111)引入的空气。

根据第四实施方式的电源装置，在打开可动构件的情况下，由散热器产生的压力损失导致来自前方的入口部的空气的引入减少。在发电机的温度为低温时，打开辅助空气引入部的可动构件，利用来自辅助空气引入部的辅助导入通路(旁路通路)向驱动部dr供给空气，由此能够减少浪费的压力损失。

5.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，配置于比所述辅助空气引入部(int2)靠前方的所述空气引入部(int)具备能够根据由所述温度检测部(4-510、4-520、4-530)检测到的所述发电机的温度而进行开闭的可动构件(例如，图21的4-504)，

所述可动构件(4-504)配置于所述入口部(4-110)的开口面内，在所述可动构件(4-504)打开的状态下，将所述壳体的外部的空气从所述入口部(110)引入，在所述可动构件(4-504)关闭的状态下，隔断所述空气的引入。

根据第四实施方式的电源装置，利用散热器的散热来冷却发电机，由此能够抑制从发电机输出的电力的降低，从而能够实现推进效率的提高。

6.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，所述电源装置(3-100)还具备使所述可动构件开闭的驱动机构(例如，图22的4-401、4-402、4-420、4-430等，图5的致动器4-502、4-503)、以及基于所述温度检测部的检测结果来控制所述驱动机构的控制部(例如，图5的4-501)。

7.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，在由所述温度检测部(4-510、4-520、4-530)检测到的所述发电机(ge)的温度低于阈值温度的情况下，所述控制部(4-501)控制所述驱动机构以使设置于所述辅助空气引入部(int2)的所述可动构件(4-505)成为打开的状态，

在所述发电机(ge)的温度为阈值温度以上的情况下，所述控制部(4-501)控制所述驱动机构以使设置于所述辅助空气引入部(int2)的所述可动构件(4-505)成为关闭的状态。

8.在上述第四实施方式的电源装置(3-100)中，在由所述温度检测部(4-510、4-520、4-530)检测到的所述发电机(ge)的温度低于阈值温度的情况下，所述控制部(4-501)控制所述驱动机构以使设置于所述空气引入部(int)的所述可动构件(4-504)成为关闭的状态，

在所述发电机(ge)的温度为阈值温度以上的情况下，所述控制部(4-501)控制所述驱动机构以使设置于所述空气引入部(int)的所述可动构件(4-504)成为打开的状态。

根据第四实施方式的电源装置，在发电机的温度比作为基准的阈值温度低的情况下，打开辅助空气引入部的可动构件，利用来自辅助空气引入部的辅助导入通路将空气供给到驱动部dr的压缩机，由此能够减少浪费的压力损失，在发电机的温度为阈值温度以上的情况下，关闭辅助空气引入部的可动构件，而经由经过散热器4-170的导入通路4-120将空气供给到驱动部dr的压缩机，由此能够通过散热器的散热来冷却发电机。由此，能够抑制从发电机输出的电力的降低，从而能够实现推进效率的提高。

9.上述第四实施方式的飞行体，其是具有基于电力产生推进力的推进装置(例如，图18的4-300)的飞行体(例如，图18的3-10)，在所述飞行体(3-10)中的机体(例如，图18的4-200)的外部具备所述第四实施方式的电源装置(例如，图18的3-100)，所述电源装置(3-100)将所生成的电力供给到所述推进装置(例如，图18的4-300)。

根据第四实施方式的飞行体，利用散热器的散热来冷却发电机，由此能够抑制从发电机输出的电力的减少，从而能够提供能够实现推进效率的提高的飞行体。

＜第五a实施方式～第五c实施方式的总结＞

上述第五a实施方式～第五c实施方式至少公开以下的飞行体。

1.上述实施方式的飞行体(例如，图12、图13的3-10)，其具有将中空的圆筒状的壳体(例如图12、图13的hs)经由分离机构(例如，图12、图13的sp)而安装于机体(例如，图12、图13的3-200)的外部的电源装置(图12、图13的3-100)，所述壳体(hs)容纳向所述飞行体(例如，图12的3-10)的电负载(例如，马达5-305、5-306)供给电力的电力产生部(例如，图13的pg)、向所述电力产生部(pg)供给燃料的储存部(例如，图13的tn；燃料箱)、以及将外部的空气引入并向所述电力产生部(pg)供给的空气引入部(例如，图13的int)，

所述分离机构(sp)具有：

安装于所述机体(3-200)的前方部以及后方部的卡合部(例如，图27的5-40、5-45)；以及

安装于所述壳体的前方及后方并通过与所述卡合部卡合而将所述壳体安装于所述机体的追随卡合部(例如，图27的5-50、5-55)，

通过使所述卡合部(5-40、5-45)解除与所述追随卡合部(5-50、5-55)的卡合状态，将所述电源装置(3-100)从所述机体(3-200)分离。

根据上述实施方式的飞行体，能够从飞行体分离电源装置(壳体)，由此电源装置的维护作业变得容易。另外，在电源装置的维护时，为了避免商业飞行的障碍，能够将电源装置与其他电源装置进行替换(租赁)，因此能够提高商业飞行中的飞行体的运用效率。

2.在上述实施方式的飞行体中，所述分离机构(sp)具有：

分离驱动部(例如，图27的5-10)，其生成用于解除所述卡合状态的驱动力；

固定臂(例如，图27的5-30)，其固定于所述机体；

分离臂(例如，图27的5-48)，其形成有所述卡合部；以及

驱动臂(例如，图27的5-20)，其在第一枢接部(例如，图27的5-32)与所述分离驱动部(5-10)的驱动杆(例如，图27的5-15)可旋转地连接，在第二枢接部(例如，图27的5-34)与所述固定臂(5-30)可旋转地连接，并将所述分离驱动部(5-10)的驱动力传递至所述分离臂(5-48)，

所述分离驱动部(5-10)利用所述驱动力来驱动所述驱动臂(5-20)以及所述分离臂(5-48)的所述卡合部(5-40、5-45)而解除所述卡合部(5-40、5-45)与所述追随卡合部(5-50、5-55)的卡合状态，由此将所述电源装置(3-100)从所述机体(3-200)分离。

根据上述实施方式的飞行体，飞行体具有用于解除卡合状态的驱动机构(分离驱动部、固定臂、分离臂、驱动臂)，在进行维护作业时，能够通过使驱动机构动作来从飞行体分离电源装置(壳体)，由此电源装置的维护作业变得容易。另外，在电源装置的维护时，为了避免商业飞行的障碍，能够将电源装置与其他电源装置进行替换(租赁)，因此能够提高商业飞行中的飞行体的运用效率。

3.在上述实施方式的飞行体中，所述机体的前方部及后方部中的任一方侧的分离机构(sp)基于所述分离驱动部(5-10)、所述固定臂(5-30)、所述分离臂(5-48)、所述驱动臂(5-20)而构成，

在所述机体的前方部以及后方部中的另一方侧的分离机构中，

安装于所述机体的所述卡合部具有：

滑块卡合孔(例如，图29中的29b的5-430)，其在所述卡合状态下保持所述追随卡合部，在利用所述一方侧的分离机构而解除了所述卡合状态的情况下，通过所述电源装置的重量而使所述追随卡合部从所述保持的位置滑动移动；以及

滑块开口部(例如，图29中的29b的5-435)，其将所述滑动移动后的所述追随卡合部分离，

安装于所述壳体(hs)的所述追随卡合部具有与所述滑块卡合孔在卡合状态下啮合的突起部(例如，图29中的29a、图29中的29b的球状突起5-420)。

根据上述实施方式的飞行体，利用由分离驱动部、固定臂、分离臂和驱动臂构成的驱动机构来构成一方侧的分离机构，在另一方侧的分离机构中，通过采用不使用驱动机构来解除卡合部与追随卡合部的卡合状态的构成，能够降低成本和进行轻量化。

4.在上述实施方式的飞行体中，所述分离机构(sp)具有：

生成用于解除所述卡合状态的驱动力的分离驱动部(例如，图30中的30a的5-510)；

固定臂(例如，图30中的30a的5-530)，其固定于所述机体；

连结销(例如，图30中的30a的5-541)，其在卡合状态下将所述卡合部与所述追随卡合部连结；

驱动臂(例如，图30中的30a的5-520)，其在第一枢接部(例如，图30中的30a的5-532)与所述分离驱动部(5-510)的驱动杆(例如，图30中的30a的5-515)可旋转地连接，在第二枢接部(例如，图30中的30a的5-534)与所述固定臂(5-530)可旋转地连接，并将所述分离驱动部(5-510)的驱动力传递至所述连结销(5-541)，

所述分离驱动部(5-510)利用所述驱动力来驱动所述驱动臂(5-520)而拔出所述连结销(5-541)，并解除所述卡合部(例如，图30中的30a的5-540)与所述追随卡合部(例如，图30中的30a的5-550、5-555、5-559(5-556、5-557、5-558))的卡合状态，由此将所述电源装置(3-100)从所述机体(3-200)分离。

根据上述实施方式的飞行体，飞行体具有用于解除卡合状态的驱动机构(分离驱动部、固定臂、驱动臂)，通过设置用于解除卡合状态的驱动机构，从而在进行维护作业时使驱动机构动作，能够从飞行体分离电源装置(壳体)，由此电源装置的维护作业变得容易。另外，在电源装置的维护时，为了避免商业飞行的障碍，能够将电源装置与其他电源装置进行替换(租赁)，因此能够提高商业飞行中的飞行体的运用效率。

5.在上述实施方式的飞行体中，所述追随卡合部具有设置于所述壳体的球状的突起部(例如，图30中的30a、30b的球状突起5-555)、以及旋转自如地保持所述突起部的球面接头部(例如，图30中的30a、30b的5-559(5-556、5-557、5-558))。

根据上述实施方式的飞行体，在将电源装置(壳体)安装于飞行体的机体3-200时，能够在飞行体3-10的机体3-200与电源装置3-100(壳体hs)的相对的位置对准中容易地进行调整，从而能够实现作业效率的提高。

6.在上述实施方式的飞行体中，在所述机体(3-200)上以对所述机体的前方部以及后方部的所述分离机构(sp)进行覆盖的方式而安装有整流罩(例如，图31中的31a、31b的5-610)。

根据上述实施方式的飞行体，通过在机体上安装整流罩，从而分离机构的露出所导致的空气阻力减小，能够实现推进效率的提高。

＜第六实施方式的总结＞

上述第六实施方式至少公开以下的电源装置。

1.所述第六实施方式的电源装置(例如2-1)，其是向飞行体(例如2-100)的电负载(例如2-105、2-106)供给电力的电源装置，

所述电源装置具备：

发电机构(例如6-4、6-5)；以及

壳体(例如2-2)，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部(例如6-22)和容纳所述发电机构的容纳部(例如6-21)，

所述壳体配置于所述飞行体的机体(例如2-101)的外部，

所述储存部和所述容纳部沿所述飞行体的前后方向配置，并且通过连结部(例如6-23)而可分离地连结。

根据该构成，能够选择与飞行体的飞行用途(续航距离)相应的尺寸的燃料箱并将其安装于容纳部，因此能够减少因多余的重量的增加所导致的燃料消耗性能的降低。

2.在上述第六实施方式的电源装置中，

所述储存部包括沿所述壳体的外周而形成为环状的抵接部(例如6-23b)，

所述容纳部包括沿所述壳体的外周而形成为环状以供所述抵接部进行抵接的被抵接部(例如6-23a)，

所述连结部将所述抵接部与所述被抵接部连结。

根据该构成，能够容易且牢固地连结储存部和容纳部。

3.在上述第六实施方式的电源装置中，

所述连结部包括螺栓构件(例如6-23d)，通过经由所述抵接部的孔而螺合于所述被抵接部的螺纹槽(例如6-23c)来将所述抵接部与所述被抵接部连结。

根据该构成，能够简化连结部的构成而有利于降低成本，并且能够容易且牢固地连结储存部和容纳部。

4.在上述第六实施方式的电源装置中，

在所述储存部与所述容纳部之间配置有防火板(例如6-24)。

根据该构成，即使在发电机构起火的情况下，也能够防止火焰向容纳部侧传播。

5.在上述第六实施方式的电源装置中，

所述连结部以夹设所述防火板的方式将所述抵接部和所述被抵接部连结。

根据该构成，能够容易地将防火板固定于容纳部和储存部。

6.在上述第六实施方式的电源装置中，

所述壳体具有沿所述飞行体的前后方向长的形状，

所述容纳部相对于所述储存部而设定为相同的粗细或比其小的粗细。

根据该构成，能够降低飞行体的前进飞行中的空气阻力，并减少燃料消耗性能的降低。

7.在上述第六实施方式的电源装置中，

在所述储存部和所述容纳部分别设置有至少一个连结所述壳体和所述机体的连结机构(例如2-3)。

根据该构成，能够提高将相互连结的容纳部及储存部悬挂于机体时的稳定度。

<第七实施方式的总结>

上述第七实施方式至少公开以下的电源装置。

1.上述实施方式的电源装置(例如2-1)，其是向飞行体(例如2-100)的电负载(例如2-105、2-106)供给电力的电源装置，

所述电源装置具备：

发电机构(例如7-4、7-5)；以及

壳体(例如2-2)，其包括储存所述发电机构的燃料的储存部(例如7-22)和容纳所述发电机构的容纳部(例如7-21)，

所述壳体具有由所述储存部和所述容纳部沿所述飞行体的前后方向排列而成的长的形状，且所述壳体配置于所述飞行体的机体(例如2-101)的外部，

所述储存部包括将燃料的储存空间划分成沿所述壳体的长度方向排列的多个部分空间(例如7-24)的分隔壁(例如7-25)。

根据该构成，分隔壁作为减少储存于燃料箱的燃料(液体)的液面的摆动的消波板而发挥功能，因此能够抑制晃荡现象的产生，并减少对机体的姿态控制的影响、燃料箱的破损。

2.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述分隔壁包括用于连通所述多个部分空间的开口部(例如7-26)。

根据该构成，能够遍及多个部分空间地使燃料进行流出流入来减少燃料残留于储存部的情况。

3.在上述第七实施方式的电源装置中，

在所述开口部设置有防止穿过所述开口部后的燃料发生逆流的止回阀(例如7-29)。

根据该构成，即使在机体倾斜的情况下，也能够防止储存部内的燃料的偏斜。另外，即使在储存部内的燃料少的情况下，也能够高效地使用燃料。

4.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述储存部包括从所述分隔壁起沿所述壳体的长度方向延伸的板构件(例如7-27)。

根据该构成，由于板构件作为辅助的消波板而发挥功能，因此能够进一步抑制晃荡现象的产生，并进一步减少对机体的姿态控制的影响、燃料箱的破损。

5.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述板构件以板面垂直于所述飞行体的上下方向的方式从所述分隔壁延伸。

根据该构成，由于能够相对于液面并行地配置板构件，因此能够高效地抑制晃荡现象的产生。

6.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述板构件分别设置于所述飞行体的前后方向上的所述分隔壁的前方侧及后方侧。

根据该构成，能够在分隔壁的前方侧和后方侧双方高效地降低燃料的液面的摆动，进一步抑制晃荡现象的产生。

7.在上述第七实施方式的电源装置中，

相对于所述分隔壁沿所述飞行体的上下方向分离地设置有多个所述板构件，所述储存部包括与多个所述板构件连结的肋构件(例如7-28)。

根据该构成，由于肋构件具有对从分隔壁延伸的多个板构件进行加强的功能，因此能够进一步提高利用板构件来降低燃料的液面的摆动的功能/效果。

8.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述储存部具有在所述容纳部侧的底部设置的凹部(例如7-22a)。

根据该构成，能够在储存部内的燃料的剩余量变少后的情况下高效地收集并使用燃料。

9.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述储存部具有遍及所述壳体的长度方向地设置于所述容纳部的底部的凹部(例如7-22b)。

根据该构成，能够在储存部内的燃料的剩余量变少后的情况下高效地收集并使用燃料。

10.在上述第七实施方式的电源装置中，

在与所述壳体的长度方向垂直的剖面中，所述凹部设置于相对于穿过所述储存部的中心(例如c)、以及最底部(例如b)而成的基准线(例如rl)的±45度的角度范围内。

根据该构成，能够更高效地收集并使用储存部内的燃料。

11.在上述第七实施方式的电源装置中，

所述电源装置还具备经由配管(例如7-8a)从所述储存部引入燃料并向所述发电机构供给的供给部(例如7-8)，

所述配管中的燃料的引入口配置于所述储存部的所述凹部。

根据该构成，即使在储存部内的燃料的剩余量变少后的情况下，供给部也能够高效地收集储存部内的燃料并供给到发电机构。