航空器的制作方法-尊龙凯时官方app下载

文档序号:36402144发布日期:2023-12-16 06:53阅读:8来源:国知局


1.本发明涉及一种航空器(aircraft)。


背景技术:

2.在美国发明专利申请公开第2020/0115045号说明书中公开有一种多旋翼电动航空器。该多旋翼电动航空器具有用于产生推力的多个旋翼(rotor)。各旋翼由与各旋翼对应设置的电动马达进行旋转驱动。各电动马达通过在发电机中产生的电功率来进行工作。


技术实现要素:

3.美国发明专利申请公开第2020/0115045号说明书中所公开的多旋翼电动航空器具有用于发电的发动机(engine)。在具有发动机的航空器中,在发动机发生转子破裂(rotor burst)的情况下,需要考虑与飞散的发动机碎片的接触来设计各结构要素的配置。在美国发明专利申请公开第2020/0115045号说明书中所公开的多旋翼电动航空器中,在各结构要素的配置设计上有改进的余地。
4.本发明的目的在于解决上述技术问题。
5.本发明的第1技术方案是一种航空器,该航空器具有机翼、发电机、发动机、第1旋翼、第2旋翼、第1电动马达、第2电动马达、第1线束和第2线束,其中,所述机翼被安装于机身,用于产生升力;所述发电机进行发电;所述发动机驱动所述发电机;所述第1旋翼在垂直方向上产生推力;所述第2旋翼在垂直方向上产生推力;所述第1电动马达驱动所述第1旋翼;所述第2电动马达驱动所述第2旋翼;所述第1线束的至少一部分被配置于所述机翼的内部,用于将所述发电机中产生的电功率输送至所述第1电动马达;所述第2线束的至少一部分被配置于所述机翼的内部,用于将所述发电机中产生的电功率输送至所述第2电动马达,在该航空器中,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述机翼重叠的位置,在所述机翼的内部,所述第1线束和第2线束在所述机身的前后方向上分离配置。
6.本发明的第2技术方案是一种航空器,该航空器具有机翼、发电机、发动机、第1旋翼、第2旋翼、第1电动马达和第2电动马达,其中,所述机翼被安装于机身,用于产生升力;所述发电机进行发电;所述发动机驱动所述发电机;所述第1旋翼在垂直方向上产生推力;所述第2旋翼在垂直方向上产生推力;所述第1电动马达驱动所述第1旋翼;所述第2电动马达驱动所述第2旋翼,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述机翼重叠的位置,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述第1旋翼的旋转轨迹和所述第2旋翼的旋转轨迹之间重叠的位置。
7.根据本发明,能对航空器的各结构要素的配置进行改进。
8.上述的目的、特征和优点根据参照附图说明的以下的实施方式的说明应容易地理解。
附图说明
9.图1是航空器的示意图。
10.图2是表示电功率供给系统的结构的示意图。
11.图3是表示航空器内的配线结构的示意图。
12.图4是后翼的剖面示意图。
具体实施方式
13.〔第1实施方式〕[航空器的概要]图1是航空器10的示意图。本实施方式的航空器10是电动垂直起降飞机(evtol飞机)。航空器10具有多个旋翼。各旋翼由1个或多个电动马达驱动。通过驱动旋翼,旋翼产生垂直方向上的推力和水平方向上的推力。
[0014]
航空器10是混合动力航空器。航空器10具有发电机和电池来作为电动马达的电源。在航空器10中,向电动马达供给由发电机产生的电功率。在由发电机产生的电功率相对于所需要的电功率不足的情况下,向电动马达供给被储存于电池的电功率。
[0015]
[航空器的结构]航空器10具有机身12。在机身12设置有驾驶舱、机舱等。在驾驶舱搭乘有飞行员,进行航空器10的操纵。在机舱搭乘有搭乘者等。航空器10也可以进行自动操纵。
[0016]
航空器10是串翼机(tandem wi ng ai rcraft)。航空器10具有前翼14a和后翼14b作为主翼。后翼14b是后掠翼(swept-back wi ng)。在航空器10向前方移动的情况下,前翼14a和后翼14b各自产生升力。后翼14b相当于本发明的机翼。
[0017]
航空器10具有8个vtol旋翼18v。8个vtol旋翼18v是旋翼18v1、旋翼18v2、旋翼18v3、旋翼18v4、旋翼18v5、旋翼18v6、旋翼18v7和旋翼18v8。旋翼18v5相当于本发明的第1旋翼。旋翼18v7相当于本发明的第2旋翼。
[0018]
对各vtol旋翼18v设置1个vtol电动马达20v。即,对旋翼18v1设置电动马达20v1_1。对旋翼18v2设置电动马达20v2_2。对旋翼18v3设置电动马达20v3_2。对旋翼18v4设置电动马达20v4_1。对旋翼18v5设置电动马达20v5_1。对旋翼18v6设置电动马达20v6_2。对旋翼18v7设置电动马达20v7_2。对旋翼18v8设置电动马达20v8_1。
[0019]
通过各vtol电动马达20v来驱动各vtol旋翼18v。电动马达20v5_1相当于本发明的第1电动马达。电动马达20v7_2相当于本发明的第2电动马达。
[0020]
在前翼14a和后翼14b上安装有悬臂(boom)16l和悬臂16r。悬臂16l相对于机身12的左右方向上的中心线a被配置于左侧。悬臂16r相对于中心线a被配置于右侧。悬臂16l和悬臂16r相对于机身12分离配置。悬臂16l和悬臂16r沿机身12的前后方向延伸。
[0021]
在悬臂16l上安装有旋翼18v1、旋翼18v3、旋翼18v5和旋翼18v7。在悬臂16r上安装有旋翼18v2、旋翼18v4、旋翼18v6和旋翼18v8。
[0022]
另外,在悬臂16l安装有电动马达20v1_1、电动马达20v3_2、电动马达20v5_1和电动马达20v7_2。在悬臂16r上安装有电动马达20v2_2、电动马达20v4_1、电动马达20v6_2和电动马达20v8_1。
[0023]
各vtol旋翼18v主要在垂直方向上产生推力。各vtol旋翼18v通过调整旋翼的转速
和桨叶(blade)的俯仰角度来控制推力。各vtol旋翼18v主要被用于垂直起飞时、从垂直起飞转变为巡航时、从巡航转变为垂直降落时、垂直降落时、空中悬停时等。另外,各vtol旋翼18v被用于姿态控制时。
[0024]
通过控制各vtol旋翼18v的推力而对机身12作用主要向上方的推动力。通过控制各vtol旋翼18v的推力而对机身12作用滚转力矩(rolling moment)、俯仰力矩(pitching moment)和偏航力矩(yawing moment)。
[0025]
航空器10具有2个巡航旋翼(cruise rotor)22c。2个巡航旋翼22c是旋翼22c1和旋翼22c2。旋翼22c1相当于本发明的第3旋翼。
[0026]
对各巡航旋翼22c设置2个巡航电动马达24c。即,对旋翼22c1设置电动马达24c1_1和电动马达24c1_2。对旋翼22c2设置电动马达24c2_1和电动马达24c2_2。由2个巡航电动马达24c来驱动1个巡航旋翼22c。电动马达24c1_1和电动马达24c1_2相当于本发明的第3电动马达。
[0027]
在机身12的侧表面安装有悬置(mount)26l和悬置26r。悬置26l从机身12的左侧表面向左侧延伸。悬置26r从机身12的右侧表面向右侧延伸。
[0028]
旋翼22c1与电动马达24c1_1及电动马达24c1_2一起被安装于悬置26l。旋翼22c2与电动马达24c2_1及电动马达24c2_2一起被安装于悬置26r。
[0029]
各巡航旋翼22c主要沿水平方向产生推力。各巡航旋翼22c通过调整旋翼的转速和桨叶的俯仰角度来控制推力。各巡航旋翼22c主要用于从垂直起飞转变为巡航时、巡航时、从巡航转变为垂直降落时等。通过控制各巡航旋翼22c的推力而对机身12作用主要向前方的推动力。
[0030]
在本实施方式中,各巡航旋翼22c被安装于机身12的侧表面上所安装的悬置26l或者悬置26r。也可以代替该结构,而将各巡航旋翼22c安装于机身12的后方。更具体地说,各巡航旋翼22c也可以被安装于比后翼14b靠后方的位置。
[0031]
[电功率供给系统的结构]图2是表示电功率供给系统27的结构的示意图。
[0032]
航空器10具有电动马达20v1_1、电动马达20v4_1、电动马达20v5_1、电动马达20v8_1、电动马达24c1_1和电动马达24c2_1来作为第1驱动系统28的驱动源。
[0033]
航空器10具有电动马达20v2_2、电动马达20v3_2、电动马达20v6_2、电动马达20v7_2、电动马达24c1_2和电动马达24c2_2来作为第2驱动系统30的驱动源。
[0034]
电功率供给系统27具有2个主电源装置32。2个主电源装置32是指第1主电源装置32a和第2主电源装置32b。
[0035]
电功率供给系统27具有4个辅助电源装置34。4个辅助电源装置34是指第1辅助电源装置34a、第2辅助电源装置34b、第3辅助电源装置34c和第4辅助电源装置34d。
[0036]
电功率供给系统27向4个负载模块36供给电功率。4个负载模块36是指第1负载模块36a、第2负载模块36b、第3负载模块36c和第4负载模块36d。
[0037]
电功率供给系统27具有电功率供给电路38。电功率供给电路38具有第1电功率供给电路38a和第2电功率供给电路38b。第1电功率供给电路38a和第2电功率供给电路38b不相互连接,而是独立设置。第1电功率供给电路38a和第2电功率供给电路38b也可以通过切断装置等而能够切换相互连接的状态和相互切断的状态。
[0038]
第1电功率供给电路38a和第2电功率供给电路38b各自具有主电源电路40和辅助电源电路42。主电源电路40与各主电源装置32对应设置。辅助电源电路42与各辅助电源装置34对应设置。
[0039]
各主电源装置32具有燃气涡轮(gas turbine)44、发电机46和功率控制单元(以下,记为pcu)48。
[0040]
燃气涡轮44具有未图示的压缩器(compressor)、燃烧室和涡轮。压缩器对吸入的空气进行压缩。压缩后的空气被供给至燃烧室。在燃烧室中,燃料被喷射到高压的空气中。据此,燃料进行燃烧。由燃料燃烧而产生的燃气使涡轮旋转。通过涡轮的旋转力,燃气涡轮44驱动发电机46。据此,发电机46进行发电。燃气涡轮44相当于本发明的发动机。
[0041]
pcu48将由发电机46产生的交流电功率转换为直流电功率并将其输出至主电源电路40。在使燃气涡轮44开始运转的情况下,pcu48将从后述的辅助电源装置34供给的直流电功率转换为交流电功率并将其输出至发电机46。发电机46通过从pcu48输入的交流电功率进行工作,从而发电机46驱动燃气涡轮44。
[0042]
第1主电源装置32a向第1负载模块36a和第2负载模块36b供给电功率。第2主电源装置32b向第3负载模块36c和第4负载模块36d供给电功率。
[0043]
各辅助电源装置34具有电池50。电池50由从主电源装置32供给的直流电功率充电。
[0044]
第1辅助电源装置34a向第1负载模块36a供给电功率。另外,第1辅助电源装置34a向第1主电源装置32a供给电功率。第2辅助电源装置34b向第2负载模块36b供给电功率。另外,第2辅助电源装置34b向第1主电源装置32a供给电功率。第3辅助电源装置34c向第3负载模块36c供给电功率。另外,第3辅助电源装置34c向第2主电源装置32b供给电功率。第4辅助电源装置34d向第4负载模块36d供给电功率。另外,第4辅助电源装置34d向第2主电源装置32b供给电功率。
[0045]
各负载模块36具有2个vtol驱动单元52和1个巡航驱动单元54。
[0046]
各vtol驱动单元52具有逆变器(inverter)56和vtol电动马达20v。逆变器56与各vtol电动马达20v对应设置。逆变器56将从主电源电路40供给的直流电功率转换为三相的交流电功率并将其输出至vtol电动马达20v。
[0047]
巡航驱动单元54具有逆变器58和巡航电动马达24c。逆变器58与各巡航电动马达24c对应设置。逆变器58将从主电源电路40供给的直流电功率转换为三相的交流电功率并将其输出至巡航电动马达24c。
[0048]
第1负载模块36a和第3负载模块36c分别具有转换器(converter)60。转换器60使从主电源装置32供给的直流电功率的电压降压,并将其输出到通过直流电功率进行工作的设备。通过直流电功率进行工作的设备例如是冷却装置(未图示)。冷却装置是使冷却水在pcu48、逆变器56、逆变器58等与热交换器之间进行循环的装置。
[0049]
各主电源电路40具有共用总线62。共用总线62将1个主电源装置32和2个负载模块36连接。通过共用总线62,2个负载模块36与主电源装置32并联连接。
[0050]
在主电源装置32与共用总线62之间设置有切断装置64。切断装置64切换导通状态和切断状态,其中,所述导通状态是指电流在主电源装置32与共用总线62之间流动的状态;所述切断状态是指主电源装置32与共用总线62之间的电流流动被切断的状态。切断装置64
具有接触器64a和接触器64b。接触器64a被设置于主电源电路40的正极的配线。接触器64b被设置于主电源电路40的负极的配线。切断装置64也可以仅具有接触器64a和接触器64b中的一方。
[0051]
在各负载模块36与共用总线62之间设置有切断装置66。切断装置66切换导通状态和切断状态,其中,所述导通状态是指电流在各负载模块36与共用总线62之间流动的状态;所述切断状态是指各负载模块36与共用总线62之间的电流流动被切断的状态。切断装置66具有接触器66a和接触器66b。接触器66a被设置于主电源电路40的正极的配线。接触器66b被设置于主电源电路40的负极的配线。切断装置66也可以仅具有接触器66a和接触器66b中的一方。在切断装置64仅具有接触器64a的情况下,优选切断装置66仅具有接触器66b。在切断装置64仅具有接触器64b的情况下,优选切断装置66仅具有接触器66a。
[0052]
各辅助电源电路42连接于各负载模块36。各辅助电源电路42从各辅助电源装置34向负载模块36供给电功率。在辅助电源装置34与负载模块36之间设置有切断装置72。切断装置72切换导通状态和切断状态,其中,所述导通状态是指电流在辅助电源装置34与负载模块36之间流动的状态;所述切断状态是指辅助电源装置34与负载模块36之间的电流流动被切断的状态。切断装置72具有接触器72a、接触器72b和预充电电路72c。接触器72a被设置于辅助电源电路42的正极的配线。接触器72b被设置于辅助电源电路42的负极的配线。预充电电路72c与接触器72b并联设置。预充电电路72c具有接触器72d和电阻72e。
[0053]
切断装置72也可以仅具有接触器72b和预充电电路72c。预充电电路72c也可以与接触器72a并联设置。在此情况下,切断装置72也可以仅具有接触器72a和预充电电路72c。
[0054]
[航空器内的配线结构]图3是表示航空器10内的配线结构的示意图。图3的细实线表示向各vtol电动马达20v供给电功率的高压线束80v和向各巡航电动马达24c供给电功率的高压线束80c的配线。
[0055]
电动马达20v1_1和电功率供给电路38由高压线束80v1_1连接。电动马达20v2_2和电功率供给电路38由高压线束80v2_2连接。电动马达20v3_2和电功率供给电路38由高压线束80v3_2连接。电动马达20v4_1和电功率供给电路38由高压线束80v4_1连接。电动马达20v5_1和电功率供给电路38由高压线束80v5_1连接。电动马达20v6_2和电功率供给电路38由高压线束80v6_2连接。电动马达20v7_2和电功率供给电路38由高压线束80v7_2连接。电动马达20v8_1和电功率供给电路38由高压线束80v8_1连接。高压线束80v5_1相当于本发明的第1线束。高压线束80v7_2相当于本发明的第2线束。
[0056]
高压线束80v1_1、高压线束80v2_2、高压线束80v3_2和高压线束80v4_1各自的一部分被配置于前翼14a的内部。高压线束80v5_1、高压线束80v6_2、高压线束80v7_2和高压线束80v8_1各自的一部分被配置于后翼14b的内部。
[0057]
图4是后翼14b的剖面示意图。图4是相对于机身12向左侧延伸的后翼14b的截面,且表示沿图3所示的iv-iv的面剖切而成的截面。后翼14b具有3个翼梁(spar)84。3个翼梁84是前翼梁84a、中间翼梁84b和后翼梁84c。各翼梁84沿后翼14b的长度方向延伸。
[0058]
如图4所示,高压线束80v5_1沿着前翼梁84a配线。高压线束80v7_2沿着后翼梁84c配线。
[0059]
在后翼14b的内部配置有低压线束86v5_1和低压线束86v7_2。低压线束86v5_1向旋翼18v5的俯仰调整机构(未图示)供给电功率。旋翼18v5的俯仰调整机构是用于改变旋翼
18v5的桨叶的俯仰角的机构。低压线束86v7_2向旋翼18v7的俯仰调整机构(未图示)供给电功率。旋翼18v7的俯仰调整机构是用于改变旋翼18v7的桨叶的俯仰角的机构。
[0060]
在后翼14b的内部配置有冷却水配管88v5_1和冷却水配管88v7_2。冷却水配管88v5_1供用于使电动马达20v5_1和与电动马达20v5_1对应设置的逆变器56冷却的冷却水流通。冷却水配管88v7_2供用于使电动马达20v7_2和与电动马达20v7_2对应设置的逆变器56冷却的冷却水流通。
[0061]
与旋翼18v5相关的部件被配置于后翼14b的前部,与旋翼18v7相关的部件被配置于后翼14b的后部。即,在后翼14b的内部,与旋翼18v5相关的部件、和与旋翼18v7相关的部件在机身12的前后方向上分离配置。此外,与旋翼18v5相关的部件是指高压线束80v5_1、低压线束86v5_1和冷却水配管88v5_1。另外,与旋翼18v7相关的部件是指高压线束80v7_2、低压线束86v7_2和冷却水配管88v7_2。
[0062]
同样地,在相对于机身12向右侧延伸的后翼14b的内部,与旋翼18v6相关的部件被配置于后翼14b的前部,与旋翼18v8相关的部件被配置于后翼14b的后部。即,在后翼14b的内部,与旋翼18v6相关的部件、和与旋翼18v8相关的部件在机身12的前后方向上分离配置。此外,与旋翼18v6相关的部件是指高压线束80v6_2(图3)、低压线束(未图示)和冷却水配管(未图示)。另外,与旋翼18v8相关的部件是指高压线束80v8_1(图3)、低压线束(未图示)和冷却水配管(未图示)。
[0063]
电动马达24c1_1和电功率供给电路38由高压线束80c1_1连接。电动马达24c1_2和电功率供给电路38由高压线束80c1_2连接。电动马达24c2_1和电功率供给电路38由高压线束80c2_1连接。电动马达24c2_2和电功率供给电路38由高压线束80c2_2连接。高压线束80c1_1和高压线束80c1_2相当于本发明的第3线束。
[0064]
高压线束80c1_1和高压线束80c1_2各自的一部分被配置于悬置26l的内部。高压线束80c2_1和高压线束80c2_2各自的一部分被配置于悬置26r的内部。
[0065]
[燃气涡轮的配置]如图3所示,各主电源装置32被配置于机身12内。各主电源装置32从机身12的后部起依次配置燃气涡轮44、发电机46、pcu48。即,发电机46和pcu48被配置于比燃气涡轮44靠前方的位置。
[0066]
在机身12的前后方向上,各燃气涡轮44被配置于比巡航旋翼22c和巡航电动马达24c靠后方的位置。换言之,巡航旋翼22c和巡航电动马达24c被配置于比各燃气涡轮44靠前方的位置。
[0067]
在机身12的前后方向上,各燃气涡轮44被配置于与后翼14b重叠(overlap)的位置。在机身12的前后方向上,各燃气涡轮44被配置于与旋翼18v5的旋转轨迹b和旋翼18v7的旋转轨迹c之间重叠的位置。同样地,在机身12的前后方向上,各燃气涡轮44被配置于与旋翼18v6的旋转轨迹d和旋翼18v8的旋转轨迹e之间重叠的位置。
[0068]
在各燃气涡轮44中,压缩器和涡轮以相对于机身12的前后方向大致平行地延伸的旋转轴(未图示)为中心旋转。以下,有时将压缩器和涡轮一并记为燃气涡轮44的转子。
[0069]
图3所示的区域f表示在各燃气涡轮44发生转子破裂的情况下各燃气涡轮44的转子的碎片有可能飞散的区域。
[0070]
如前所述,在机身12的前后方向上,燃气涡轮44被配置于与旋翼18v5的旋转轨迹b
和旋翼18v7的旋转轨迹c之间重叠的位置。据此,同燃气涡轮44不与旋转轨迹b和旋转轨迹c之间重叠的情况相比,能够减小区域f与旋转轨迹b交叉的范围和区域f与旋转轨迹c交叉的范围的总和。更优选为,在区域f与旋转轨迹b交叉的范围和区域f与旋转轨迹c交叉的范围的总和成为最小的位置配置燃气涡轮44。
[0071]
如前所述,在机身12的前后方向上,燃气涡轮44被配置于与旋翼18v6的旋转轨迹d和旋翼18v8的旋转轨迹e之间重叠的位置。据此,同燃气涡轮44不与旋转轨迹d和旋转轨迹e之间重叠的情况相比,能减小区域f与旋转轨迹d交叉的范围和区域f与旋转轨迹e交叉的范围的总和。更优选为,在区域f与旋转轨迹d交叉的范围和区域f与旋转轨迹e交叉的范围的总和成为最小的位置配置燃气涡轮44。
[0072]
[作用效果]在vtol旋翼18v或巡航旋翼22c产生损伤的情况下或者在高压线束80v或高压线束80c产生损伤的情况下,vtol旋翼18v或巡航旋翼22c有可能失效。
[0073]
在本实施方式的航空器10中,即使在一部分vtol旋翼18v和巡航旋翼22c失效的情况下,也能继续飞行。但是,期望抑制有可能失效的vtol旋翼18v和巡航旋翼22c的数量。
[0074]
在本实施方式的航空器10中,巡航旋翼22c被配置于比燃气涡轮44靠前方的位置。据此,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能避免燃气涡轮44的飞散的碎片与巡航旋翼22c的接触。
[0075]
另外,各主电源装置32从机身12的后部起依次配置燃气涡轮44、发电机46、pcu48。并且,巡航电动马达24c被配置于比燃气涡轮44靠前方的位置。据此,向巡航电动马达24c供给电功率的高压线束80c被配置于比燃气涡轮44靠前方的位置。因此,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能避免燃气涡轮44的飞散的碎片与高压线束80c的接触。据此,即使在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,也能避免巡航旋翼22c失效。
[0076]
在本实施方式的航空器10中,在机身12的前后方向上,燃气涡轮44被配置于与旋翼18v5的旋转轨迹b和旋翼18v7的旋转轨迹c之间重叠的位置。据此,同燃气涡轮44不与旋转轨迹b和旋转轨迹c之间重叠的情况相比,能减小区域f与旋转轨迹b交叉的范围和区域f与旋转轨迹c交叉的范围的总和。因此,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能降低燃气涡轮44的飞散的碎片与旋翼18v5接触的可能性。另外,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能降低燃气涡轮44的飞散的碎片与旋翼18v7接触的可能性。
[0077]
另外,在后翼14b的内部,高压线束80v5_1和高压线束80v7_2在机身12的前后方向上分离配置。据此,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能降低燃气涡轮44的飞散的碎片与高压线束80v5_1及高压线束80v7_2这二者接触的可能性。因此,即使在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,也能降低旋翼18v5和旋翼18v7同时失效的可能性。
[0078]
在本实施方式的航空器10中,在机身12的前后方向上,燃气涡轮44被配置于与旋翼18v6的旋转轨迹d和旋翼18v8的旋转轨迹e之间重叠的位置。据此,同燃气涡轮44不与旋转轨迹d和旋转轨迹e之间重叠的情况相比,能使区域f与旋转轨迹d交叉的范围和区域f与旋转轨迹e交叉的范围的总和减小。因此,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能降低燃气涡轮44的飞散的碎片与旋翼18v6接触的可能性。另外,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能降低燃气涡轮44的飞散的碎片与旋翼18v8接触的可能性。
[0079]
另外,在后翼14b的内部,高压线束80v6_2和高压线束80v8_1在机身12的前后方向
上分离配置。据此,在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,能降低燃气涡轮44的飞散的碎片与高压线束80v6_2及高压线束80v8_1这二者接触的可能性。因此,即使在燃气涡轮44发生转子破裂的情况下,也能降低旋翼18v6和旋翼18v8同时失效的可能性。
[0080]
〔根据实施方式能够获得的发明〕以下记载根据上述实施方式能够掌握的发明。
[0081]
一种航空器(10),该航空器具有机翼(14b)、发电机(46)、发动机(44)、第1旋翼(18v5)、第2旋翼(18v7)、第1电动马达(20v5_1)、第2电动马达(20v7_2)、第1线束(80v5_1)和第2线束(80v7_2),其中,所述机翼被安装于机身(12),用于产生升力;所述发电机进行发电;所述发动机驱动所述发电机;所述第1旋翼在垂直方向上产生推力;所述第2旋翼在垂直方向上产生推力;所述第1电动马达驱动所述第1旋翼;所述第2电动马达驱动所述第2旋翼;所述第1线束的至少一部分被配置于所述机翼的内部,用于将所述发电机中产生的电功率输送至所述第1电动马达;所述第2线束的至少一部分被配置于所述机翼的内部,用于将所述发电机中产生的电功率输送至所述第2电动马达,在该航空器中,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述机翼重叠的位置,在所述机翼的内部,所述第1线束和第2线束在所述机身的前后方向上分离配置。据此,即使在发动机发生转子破裂的情况下,也能降低第1旋翼和第2旋翼同时失效的可能性。
[0082]
一种航空器,该航空器具有机翼、发电机、发动机、第1旋翼、第2旋翼、第1电动马达和第2电动马达,其中,所述机翼被安装于机身,用于产生升力;所述发电机进行发电;所述发动机驱动所述发电机;所述第1旋翼在垂直方向上产生推力;所述第2旋翼在垂直方向上产生推力;所述第1电动马达驱动所述第1旋翼;所述第2电动马达驱动所述第2旋翼,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述机翼重叠的位置,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述第1旋翼的旋转轨迹和所述第2旋翼的旋转轨迹之间重叠的位置。据此,即使在发动机发生转子破裂的情况下,也能降低第1旋翼的第2旋翼同时失效的可能性。
[0083]
在上述航空器中,也可以为,在所述机身的前后方向上,所述发动机被配置于与所述第1旋翼的旋转轨迹和所述第2旋翼的旋转轨迹之间重叠的位置。据此,在发动机发生转子破裂的情况下,能降低发动机的飞散的碎片与第1旋翼接触的可能性。另外,在发动机发生转子破裂的情况下,能降低发动机的飞散的碎片与第2旋翼接触的可能性。
[0084]
在上述的航空器中,也可以为,具有第3旋翼(22c1)、第3电动马达(24c1_1、24c1_2)和第3线束(82c1_1、82c1_2),其中,所述第3旋翼用于在水平方向上产生推力;所述第3电动马达用于驱动所述第3旋翼;所述第3线束用于将所述发电机中产生的电功率输送至所述第3电动马达,所述发电机在所述机身的前后方向上被配置于比所述发动机靠前方的位置,所述第3旋翼在所述机身的前后方向上被配置于比所述发动机靠前方的位置,所述第3电动马达在所述机身的前后方向上被配置于比所述发动机靠前方的位置。据此,在发动机发生转子破裂的情况下,能避免发动机的飞散的碎片与第3旋翼接触。另外,在发动机发生转子破裂的情况下,能避免发动机的飞散的碎片与第3线束接触。
[0085]
在上述的航空器中,也可以为,具有悬臂(16l),该悬臂被安装于所述机翼且沿所述机身的前后方向延伸,所述发电机和所述发动机被设置于所述机身,所述第1旋翼和所述第1电动马达被设置于所述悬臂,所述第2旋翼和所述第2电动马达被设置于所述悬臂。据
此,即使在发动机发生转子破裂的情况下,也能降低第1旋翼和第2旋翼同时失效的可能性。
[0086]
此外,此外,本发明不限于上述公开的内容,在不脱离本发明主旨的范围内能够采用各种结构。
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