JP7623867B2

JP7623867B2 - 航空機

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Publication number: JP7623867B2
Application number: JP2021052506A
Authority: JP
Inventors: 勇二石塚
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2021-03-26
Filing date: 2021-03-26
Publication date: 2025-01-29
Anticipated expiration: 2041-03-26
Also published as: CN115123554A; JP2022150079A; US20220306304A1; US11780598B2

Description

本発明は、複数の内燃機関を備える航空機に関する。

特許文献１には、電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）と称される航空機が示される。この航空機は、胴体の左右に配置される複数の離着陸用ロータと、後翼の上方に配置される複数の巡航用ロータと、を備える。この航空機は、内燃機関で発電機を駆動し、発電した電力を電動モータに供給して各ロータを回転させることが可能である。

米国特許出願公開第２０２０／０１１５０４５号明細書

電動垂直離着陸機において、発電用の内燃機関は、胴体の内部に収納される。胴体の内部のスペースは限られているため、内燃機関の配置及び取り付けに工夫が必要である。また、メンテナンス性を向上させるという点でも内燃機関の配置及び取り付けに工夫が必要である。

本発明はこのような課題を考慮してなされたものであり、内燃機関を胴体の内部でバランスよく配置して安定させることができる航空機を提供することを目的とする。

本発明の態様は、
胴体と、
前記胴体よりも上方に配置される翼と、
前記翼を前記胴体に接続するパイロンと、
前記胴体に収納される複数の内燃機関と、を備える航空機であって、
前記パイロンは、前記胴体を縦断し、前記胴体の上部と下部に固定され、
複数の前記内燃機関のうちの第１内燃機関と第２内燃機関は、前記パイロンを中心にして左右対称に配置され、且つ、前記パイロンに固定される。

本発明によれば、内燃機関を胴体の内部でバランスよく配置して安定させることができる。

図１は航空機の斜視図である。図２は航空機の平面図である。図３は左後且つ斜め上から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。図４は上から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。図５は横（左側）から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。図６は後から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。図７は前から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。図８は横（左側）から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。図９は後から見た内燃機関及びその周辺の構造を示す図である。

以下、本発明に係る航空機について、好適な実施形態を挙げ、添付の図面を参照して詳細に説明する。

［１航空機１０の全体の構成］
図１及び図２を用いて航空機１０の全体の構成を説明する。本実施形態では、航空機１０として、駆動源を電動モータとするロータで揚力及び推力を発生させる電動垂直離着陸機（ｅＶＴＯＬ機）を想定する。なお、本明細書では、鉛直上向きを上方向（上方）とし、鉛直下向きを下方向（下方）とする。また、航空機１０が水平方向に移動（飛行）するときの移動方向を前方向（前方）とし、その逆方向を後方向（後方）とする。また、航空機１０から前方に向いた状態で、航空機１０の幅方向の右側の方向を右方向（右方）とし、幅方向の左側の方向を左方向（左方）とする。また、各部を航空機１０の真上の位置から見ることを航空機１０の平面視という。各部を航空機１０の前方の位置から見ることを航空機１０の正面視という。

航空機１０は、胴体１２と、前翼１４と、後翼１６と、２つのブーム１８と、８つの離着陸用ロータ２０と、２つの巡航用ロータ２２と、を備える。胴体１２の中心軸線Ａは前後方向に延びる。航空機１０の構造は、中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称である。図２に示されるように、平面視において、中心軸線Ａは、航空機１０の重心Ｇと重なる。

胴体１２は、前後方向に長い。胴体１２は、重心Ｇよりも前方に位置する胴体前部１２ｆと、重心Ｇよりも後方に位置する胴体後部１２ｒと、を有する。胴体前部１２ｆは、前端側が細くなるように構成される。胴体後部１２ｒは、後端側が細くなるように構成される。なお、胴体１２の本体（図３に示される第１胴体部６０）には部分的にフェアリングが被せられる。本明細書では、本体とフェアリングを含めて胴体１２、胴体前部１２ｆ、胴体後部１２ｒと称する。

前翼１４は、胴体１２の胴体前部１２ｆの上部に接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。前翼１４は、中心から左右に延びる前翼本体（水平安定板ともいう）２６と、前翼１４の後縁に配置される左右のエレベータ２８と、を有する。

後翼１６は、胴体１２の胴体後部１２ｒの上部にパイロン３２を介して接続され、航空機１０が前方へ移動するときに揚力を発生させるように構成される。後翼１６は、中心から左右後方に延びる後翼本体３４と、後翼１６の後縁に配置される左右のエレボン３６と、後翼１６の左右の翼端に配置される一対の垂直尾翼３８と、を有する。各垂直尾翼３８は、尾翼本体４２（垂直安定板ともいう）と、垂直尾翼３８の後縁に配置されるラダー４４と、を有する。

後翼１６の翼面積は、前翼１４の翼面積よりも大きい。また、後翼１６の翼幅は、前翼１４の翼幅よりも長い。このような構成により、航空機１０が前方へ移動するときに後翼１６が発生させる揚力は、前翼１４が発生させる揚力よりも大きくなる。つまり、後翼１６は、航空機１０の主翼として機能する。後翼１６は、空気抵抗を少なくする後退翼である。一方、前翼１４は、航空機１０の先尾翼として機能する。

なお、航空機１０が前方へ移動するときに後翼１６が発生させる揚力と、航空機１０が前方へ移動するときに前翼１４が発生させる揚力が同程度であっても良い。前翼１４が発生させる揚力と後翼１６が発生させる揚力の大小関係は、重心Ｇの位置、巡航時の機体の姿勢等によって適宜決定される。また、所望の揚力が発生するように、前翼１４及び後翼１６の大きさ（翼面積、長さ等）は決定される。

２つのブーム１８は、胴体１２の右方に配置される右側のブーム１８Ｒと、胴体１２の左方に配置される左側のブーム１８Ｌと、からなる。２つのブーム１８は対をなし、中心軸線Ａを含む垂直平面を中心にして左右対称に配置される。２つのブーム１８は、前翼１４及び後翼１６に接続され、前翼１４及び後翼１６を介して胴体１２に接続される。２つのブーム１８は、離着陸用ロータ２０を支持する支持部材として機能する。

ブーム１８Ｒは、前方から後方に向かって延び且つ右方（幅方向の外側）に向かって弧状に湾曲する棒部材である。ブーム１８Ｒは、直線状の棒部材であっても良い。ブーム１８Ｒは、前翼１４の右側の翼端に接続されると共に、後翼１６の右翼のエレボン３６よりも内側に接続される。ブーム１８Ｒの前端は、前翼１４よりも前方に位置する。ブーム１８Ｒの後端は、後翼１６よりも後方に位置する。

ブーム１８Ｌは、前方から後方に向かって延び且つ左方（幅方向の外側）に向かって弧状に湾曲する棒部材である。ブーム１８Ｌは、直線状の棒部材であっても良い。ブーム１８Ｌは、前翼１４の左側の翼端に接続されると共に、後翼１６の左翼のエレボン３６よりも内側に接続される。ブーム１８Ｌの前端は、前翼１４よりも前方に位置する。ブーム１８Ｌの後端は、後翼１６よりも後方に位置する。

離着陸用ロータ２０は、電動モータ（不図示）の出力軸に接続されるマスト（不図示）と、マストに接続されるハブ（不図示）と、ハブに接続される複数のブレード４６と、を有する。マストは、上下方向と平行になるように配置されており、上下方向に延びる軸２０Ａを中心にして回転可能である。複数のブレード４６は、ブーム１８、前翼１４及び後翼１６よりも上方に位置する。ブレード４６のピッチ角は可変である。このような構造により、離着陸用ロータ２０は、軸２０Ａを中心にして回転し、揚力を発生させる。１つの離着陸用ロータ２０と回転機構（電動モータ等）と制御回路は１つのロータユニットを構成する。なお、ロータユニットに１以上のバッテリが含まれていても良い。

８つの離着陸用ロータ２０は、胴体１２の右方に配置される４つの離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと、胴体１２の左方に配置される４つの離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと、からなる。右側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは、ブーム１８Ｒによって支持される。左側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは、ブーム１８Ｌによって支持される。前後方向の位置が同位置である右側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄと左側の離着陸用ロータ２０ａ～２０ｄは対をなす。

図２に示されるように、前方から後方に向かって、一対の離着陸用ロータ２０ａと、前翼１４と、一対の離着陸用ロータ２０ｂと、一対の離着陸用ロータ２０ｃと、後翼１６と、一対の離着陸用ロータ２０ｄと、がその順で配置される。

巡航用ロータ２２は、電動モータ（不図示）の出力軸に接続されるマスト（不図示）と、マストに接続されるハブ（不図示）と、ハブに接続される複数のブレード５２と、を有する。巡航用ロータ２２の周囲には円筒形のダクト５４が設けられる。マストは、後翼１６の下方の位置で前後方向と平行になるように配置されており、前後方向に延びる軸を中心にして回転可能である。このような構造により、巡航用ロータ２２は、前後方向に延びる軸を中心にして回転し、推力を発生させる。１つの巡航用ロータ２２と回転機構（電動モータ等）と制御回路は１つのロータユニットを構成する。なお、ロータユニットに１以上のバッテリが含まれていても良い。

２つの巡航用ロータ２２は、胴体１２の胴体後部１２ｒに配置される。巡航用ロータ２２の左右方向の位置は、各対の離着陸用ロータ２０の左右方向の位置よりも内側（胴体１２側）である。また、巡航用ロータ２２の前後方向の位置は、一対の離着陸用ロータ２０ｃと一対の離着陸用ロータ２０ｄとの間である。また、巡航用ロータ２２の回転軸の上下方向の位置は、離着陸用ロータ２０のブレード４６の上下方向の位置よりも下方側である。

２つの巡航用ロータ２２の前後方向の位置と上下方向の位置は一致する。また、２つの巡航用ロータ２２は、左右に並べて配置される。一方の巡航用ロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面よりも右方側に配置され、後翼１６の右翼によって支持される。他方の巡航用ロータ２２は、胴体１２の中心軸線Ａを含む垂直平面よりも左方側に配置され、後翼１６の左翼によって支持される。

［２内燃機関５８の周辺構造］
図３～図６を用いて内燃機関５８及びその周辺の構造について説明する。図３～図６に示されるように、胴体後部１２ｒの内部には、複数組の発電機５６及び内燃機関５８が収納される。また、胴体後部１２ｒの内部には、いずれも図示しないバッテリと、モータ駆動回路と、が収納される。以下では、３組の発電機５６及び内燃機関５８を備える航空機１０を説明するが、航空機１０は、２組又は４組以上の発電機５６及び内燃機関５８を備えていても良い。３つの内燃機関５８は、後翼１６を支持するパイロン３２の周辺に配置される。２組の発電機５６及び内燃機関５８が設けられる場合、第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒが後述する形態で配置され、第３エンジン５８Ｍがない形態となる。

胴体１２（胴体後部１２ｒ）は、第１胴体部６０と、第１胴体部６０の後端部に連接される第２胴体部６２とから構成される。第１胴体部６０と第２胴体部６２との間にはパイロン３２が設けられる。

第１胴体部６０は、胴体１２の本体である。第１胴体部６０は、セミモノコック構造であり、主に複数の外板６４（図５）と、複数のストリンガー６６と、複数のフレーム６８と、で構成される。なお、図３～図６では、一部のストリンガー６６及びフレーム６８が示される。

外板６４は、筒型に成形され、第１胴体部６０の外形を形成する。ストリンガー６６及びフレーム６８は、外板６４の補強部材であり、それぞれ第１胴体部６０の内壁側の複数個所に設けられる。ストリンガー６６は、第１胴体部６０の前後方向に沿って設けられる。フレーム６８は、第１胴体部６０の内周方向に沿って設けられる。

第２胴体部６２は、フェアリングである。第２胴体部６２の前端部は、第１胴体部６０の最後尾のフレーム６８の後面（フレーム後面６８Ｓ）にボルトとナットで締結される。第２胴体部６２は、その他の箇所、例えばパイロン３２又はパイロン３２に接続される突出部９２（図８）に固定されても良い。第２胴体部６２は、板材（ハニカムコアパネル、スティフンドパネル等を含む）で形成されており、内部に内燃機関５８を収納する空間を画定する。

パイロン３２は、第２胴体部６２の下部から上部に向かって第２胴体部６２の左右方向の中心部を縦断して第２胴体部６２の上方に突出する。パイロン３２は、パイロン上部３２ＵＰとパイロン下部３２ＢＰとを有する。パイロン上部３２ＵＰは、最後尾のフレーム６８のフレーム後面６８Ｓの上部に締結具で締結される。パイロン下部３２ＢＰは、最後尾のフレーム６８のフレーム後面６８Ｓの下部に締結具で締結される。

図５に示されるように、側方から見たパイロン３２の形状は、パイロン３２の上端部から下端部に進むにつれて前後方向の長さＬ１が徐々に短くなる形状である。パイロン３２の前面（パイロン前面３２ＦＳ）及び後面（パイロン後面３２ＢＳ）は、パイロン３２の下端部を通り上下方向及び左右方向に広がる平面７４に対して後方に傾斜している。図６に示されるように、後方から見たパイロン３２の形状は、パイロン上部３２ＵＰの左右方向の長さＬ２がパイロン下部３２ＢＰの左右方向の長さＬ３よりも長い形状である。なお、パイロン３２は、長さＬ２と長さＬ３とが等しい形状でも良いし、長さＬ３が長さＬ２よりも長い形状でも良い。

内燃機関５８は、例えばガスタービンエンジンである。本明細書では、内燃機関５８をエンジン５８ともいう。３つのエンジン５８は、ともに第２胴体部６２の内部に収納される。各々のエンジン５８は、出力軸が前方向に向くように配置される。また、各々のエンジン５８の後部には、排気パイプ７６が接続される。

第１胴体部６０又は第２胴体部６２には、いずれも図示しない吸気口と排気口と燃料供給装置が設けられる。エンジン５８は、吸気口と燃料供給装置に接続される。また、排気パイプ７６は排気口に接続される。

エンジン５８の前方には発電機５６が配置される。エンジン５８の出力軸は、発電機５６の主軸に接続される。発電機５６は、モータ駆動回路に接続される。エンジン５８と発電機５６は、離着陸用ロータ２０及び巡航用ロータ２２の動力装置として機能する。

３つのエンジン５８のうちの第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒは、パイロン３２を中心にして左右対称に配置される。第１エンジン５８Ｌは、パイロン３２の左方側に配置される。第２エンジン５８Ｒは、パイロン３２の右方側に配置される。つまり、第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒは、前後方向及び上下方向の位置が同じであり、左右方向の位置が相違する。第１エンジン５８Ｌの上端と第２エンジン５８Ｒの上端は、パイロン上部３２ＵＰとパイロン下部３２ＢＰとの境界よりも上方側にある。第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒの上半体の前端の一部は、フレーム６８のフレーム後面６８Ｓに当接する。

３つのエンジン５８のうちの第３エンジン５８Ｍは、第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒとの間の位置、すなわちパイロン３２の位置から後方且つ下方にオフセットした位置に配置される。第３エンジン５８Ｍの前端の前後方向の位置は、第１エンジン５８Ｌの後端及び第２エンジン５８Ｒの後端の前後方向の位置と略同じである。また、第３エンジン５８Ｍの上端は、第１エンジン５８Ｌの上端及び第２エンジン５８Ｒの上端よりも下方側にあり、且つ、第１エンジン５８Ｌの下端及び第２エンジン５８Ｒの下端よりも上方側にある。また、第３エンジン５８Ｍの左端は、第１エンジン５８Ｌの右端よりも左方側にある。また、第３エンジン５８Ｍの右端は、第２エンジン５８Ｒの左端よりも右方側にある。なお、第１エンジン５８Ｌと、第２エンジン５８Ｒと、第３エンジン５８Ｍが同じ高さ位置に配置されても良い。

［３内燃機関５８の固定構造］
［３．１第１の固定構造］
各々のエンジン５８は、パイロン３２に固定される。一例として、図３～図６に示されるように、各々のエンジン５８は、ロッド７８を介してパイロン３２に固定される。

第１エンジン５８Ｌのカバー８４Ｌの上半体の複数箇所には、１以上のロッド７８の一端部を支持し得るブラケット（不図示）が設けられる。一方、パイロン上部３２ＵＰの左側面３２ＬＳの複数箇所には、１以上のロッド７８の他端部を支持し得るブラケット（不図示）が設けられる。ロッド７８の一端部は、第１エンジン５８Ｌのブラケットに接続され、ロッド７８の他端部は、パイロン３２のブラケットに接続される。このように、第１エンジン５８Ｌは、パイロン３２に対して、複数のロッド７８を介して固定される。

また、第１エンジン５８Ｌは、フレーム６８にも固定される。フレーム後面６８Ｓの複数箇所には、１以上のロッド７８の他端部を支持し得るブラケット（不図示）が設けられる。ロッド７８の一端部は、第１エンジン５８Ｌのブラケットに接続され、ロッド７８の他端部は、フレーム後面６８Ｓのブラケットに接続される。このように、第１エンジン５８Ｌは、フレーム６８に対して、複数のロッド７８を介して固定される。

第２エンジン５８Ｒの固定手段も、第１エンジン５８Ｌの固定手段と同じである。複数のロッド７８が、カバー８４Ｒの左前部及び後部の複数箇所に設けられるブラケットと、パイロン３２の右側面３２ＲＳの複数箇所に設けられるブラケットに接続される。また、複数のロッド７８が、カバー８４Ｒの左前部及び右前部の複数箇所に設けられるブラケットと、フレーム後面６８Ｓの複数箇所に設けられるブラケットに接続される。このように、第２エンジン５８Ｒは、パイロン３２及びフレーム６８に対して、複数のロッド７８を介して固定される。

第３エンジン５８Ｍのカバー８４Ｍの上半体の複数箇所には、１以上のロッド７８の一端部を支持し得るブラケット（不図示）が設けられる。一方、パイロン上部３２ＵＰのパイロン後面３２ＢＳの複数箇所には、１以上のロッド７８の他端部を支持し得るブラケット（不図示）が設けられる。ロッド７８の一端部は、第３エンジン５８Ｍのブラケットに接続され、ロッド７８の他端部は、パイロン３２のブラケットに接続される。このように、第３エンジン５８Ｍは、パイロン３２に対して、複数のロッド７８を介して固定される。

［３．２第２の固定構造］
図７に示されるように、第１エンジン５８Ｌは、エンジンマウント８６を介してパイロン３２に固定されても良い。第１エンジン５８Ｌ側のエンジンマウント８６は、カバー８４Ｌに固定されるＣ型フレーム８８と、パイロン下部３２ＢＰの左側面３２ＬＳに固定されるマウントブラケット９０と、からなる。Ｃ型フレーム８８は、カバー８４Ｌの外周形状と同じ曲率の弧状の部材であり、カバー８４Ｌの外周面に接続される。マウントブラケット９０は、左側面３２ＬＳに締結具で永久締結される。第２エンジン５８Ｒも、第１エンジン５８Ｌと同様に、エンジンマウント８６を介してパイロン３２に固定されても良い。

なお、パイロン３２に対して第１エンジン５８Ｌ及び第２エンジン５８Ｒを固定するために、エンジンマウント８６と、図３～図６に示されるロッド７８の一部又は全部と、が併用されても良い。

［３．３第３の固定構造］
図８及び図９に示されるように、パイロン３２から後方に突出する突出部９２が設けられても良い。突出部９２の下面９２ＢＳは、第１エンジン５８Ｌの上端及び第２エンジン５８Ｒの上端よりも下方側にあり、且つ、第１エンジン５８Ｌの下端、第２エンジン５８Ｒの下端及び第３エンジン５８Ｍの上端よりも上方側にある。突出部９２の下面９２ＢＳは、前後方向と略平行する。また、突出部９２の下面９２ＢＳの前端は、パイロン３２の前端よりも前方側にある。突出部９２の下面９２ＢＳの後端は、パイロン３２の後端よりも後方側にある。ロッド７８は、パイロン３２に接続される代わりに、突出部９２に接続されても良い。

第１エンジン５８Ｌ及び第２エンジン５８Ｒは、図７に示されるエンジンマウント８６と、突出部９２に接続される１以上のロッド７８を介してパイロン３２に固定される。第３エンジン５８Ｍは、突出部９２に接続される１以上のロッド７８を介してパイロン３２に固定される。突出部９２を各々のエンジン５８の近接位置に設けることで、突出部９２と各々のエンジン５８との間に介在するロッド７８の長さを、パイロン３２と各々のエンジン５８との間に介在するロッド７８の長さよりも短くすることができる。

［４航空機１０の動作］
各々のエンジン５８は、吸気口から吸気した空気を圧縮し、圧縮した空気に燃料を噴射して燃焼させて出力軸を回転させる。エンジン５８の駆動に伴い発電機５６は発電し、モータ駆動回路を介して、複数のバッテリと各々のロータユニットの電動モータに電力を供給する。

離着陸用ロータ２０は、航空機１０が離陸するときと着陸するときと停止飛行するときに使用される。一方、巡航用ロータ２２は、航空機１０が巡航するときに使用される。

また、離着陸用ロータ２０及び巡航用ロータ２２は、航空機１０が停止飛行から巡航飛行に移行する場合であって、前方に第１速度（≧０ｋｍ／ｈ）以上、第２速度（＞第１速度）未満で移動する場合に併用される。この場合、加速するために、巡航用ロータ２２の使用率が徐々に高くされる。加速に伴い、翼で発生させる揚力が大きくなるため、離着陸用ロータ２０の使用率は徐々に低くされる。例えば、離着陸用ロータ２０の使用率は、離着陸用ロータ２０の回転速度を減少させて揚力を減少させることによって低くされる。又は、離着陸用ロータ２０の使用率は、各ブレードのピッチ角を小さくして揚力を減少させることによって低くされる。

また、離着陸用ロータ２０及び巡航用ロータ２２は、航空機１０が巡航飛行から停止飛行に移行する場合であって、前方に第３速度（≧０ｋｍ／ｈ）以上、第４速度（＞第３速度）未満で移動する場合に併用される。この場合、減速するために、巡航用ロータ２２の使用率が徐々に低くされる。減速に伴い、翼で発生させる揚力が小さくなるため、離着陸用ロータ２０の使用率は徐々に高くされる。例えば、離着陸用ロータ２０の使用率は、離着陸用ロータ２０の回転速度を増加させて揚力を増加させることによって高くされる。又は、離着陸用ロータ２０の使用率は、各ブレードのピッチ角を大きくして揚力を増加させることによって高くされる。

［５その他の実施形態］
上記実施形態において、航空機１０は、８つの離着陸用ロータ２０を有する。これに代わり、航空機１０は、７つ以下又は９つ以上の離着陸用ロータ２０を有していても良い。

［６実施形態から得られる技術的思想］
上記実施形態から把握しうる技術的思想について、以下に記載する。

本発明の態様は、
胴体１２と、
前記胴体１２よりも上方に配置される翼（後翼１６）と、
前記翼を前記胴体１２に接続するパイロン３２と、
前記胴体１２に収納される複数の内燃機関５８と、を備える航空機１０であって、
前記パイロン３２は、前記胴体１２を縦断し、前記胴体１２の上部と下部に固定され、
複数の前記内燃機関５８のうちの第１内燃機関（第１エンジン５８Ｌ）と第２内燃機関（第２エンジン５８Ｒ）は、前記パイロン３２を中心にして左右対称に配置され、且つ、前記パイロン３２に固定される。

パイロン３２は、胴体１２の左右方向の中心部に位置し、また、主翼（後翼１６）を下方側から支持する強度を有する。上記構成によれば、パイロン３２の左右に２つの内燃機関５８（第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒ）が配置され、且つ、固定される。従って、内燃機関５８を胴体１２の内部でバランスよく配置して安定させることができる。

本発明の態様において、
複数の前記内燃機関５８のうちの第３内燃機関（第３エンジン５８Ｍ）は、前記第１内燃機関（第１エンジン５８Ｌ）と前記第２内燃機関（第２エンジン５８Ｒ）との間の位置から後方且つ下方にオフセットした位置に配置されても良い。

上記構成によれば、３つの内燃機関５８（第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒと第３エンジン５８Ｍ）を胴体１２の内部でバランスよく配置して安定させることができる。

本発明の態様において、
前記パイロン３２は、前記パイロン３２の上端部から下端部に進むにつれて前後方向の長さＬ１が短くなる形状であり、
前記パイロン３２の前記下端部を通り上下方向及び左右方向に広がる平面７４に対して後方に傾斜して配置されても良い。

本発明の態様において、
前記胴体１２は、第１胴体部６０と、前記第１胴体部６０の後端部に連接される第２胴体部６２と、を有し、
前記第１胴体部６０は、複数の外板６４と、複数のストリンガー６６と、複数のフレーム６８と、を有し、
前記パイロン３２は、１つの前記フレーム６８の後面（フレーム後面６８Ｓ）の上部と下部に固定され、
前記第１内燃機関（第１エンジン５８Ｌ）及び前記第２内燃機関（第２エンジン５８Ｒ）は、前記第２胴体部６２に収納されても良い。

上記構成によれば、パイロン３２が補強部材であるフレーム６８に固定されるため、パイロン３２が安定する。その結果、内燃機関５８も安定する。

本発明の態様において、
前記第１内燃機関（第１エンジン５８Ｌ）及び前記第２内燃機関（第２エンジン５８Ｒ）は、前記フレーム６８に固定されても良い。

上記構成によれば、内燃機関５８（第１エンジン５８Ｌと第２エンジン５８Ｒ）がより安定する。

本発明の態様において、
前記内燃機関５８の出力軸は、発電機５６の主軸に接続されても良い。

なお、本発明に係る航空機は、上記実施形態に限らず、本発明の要旨を逸脱することなく、種々の構成を採り得ることはもちろんである。

１０…航空機１２…胴体
１６…後翼（翼）３２…パイロン
５８…内燃機関
５８Ｌ…第１エンジン（第１内燃機関）
５８Ｒ…第２エンジン（第２内燃機関）
５８Ｍ…第３エンジン（第３内燃機関）
６０…第１胴体部６２…第２胴体部
６４…外板６６…ストリンガー
６８…フレーム６８Ｓ…フレーム後面
７４…平面

Claims

胴体と、
前記胴体よりも上方に配置される翼と、
前記翼を前記胴体に接続するパイロンと、
前記胴体に収納される複数の内燃機関と、を備える航空機であって、
前記パイロンは、前記胴体を縦断し、前記胴体の上部と下部に固定され、
複数の前記内燃機関のうちの第１内燃機関と第２内燃機関は、前記パイロンを中心にして左右対称に配置され、且つ、前記パイロンに固定部材のみを介して固定される、航空機。
胴体と、
前記胴体よりも上方に配置される翼と、
前記翼を前記胴体に接続するパイロンと、
前記胴体に収納される複数の内燃機関と、を備える航空機であって、
前記パイロンは、前記胴体を縦断し、前記胴体の上部と下部に固定され、
複数の前記内燃機関のうちの第１内燃機関と第２内燃機関は、前記パイロンを中心にして左右対称に配置され、且つ、前記パイロンに固定され、
複数の前記内燃機関のうちの第３内燃機関は、前記第１内燃機関と前記第２内燃機関との間の位置から後方且つ下方にオフセットした位置に配置される、航空機。
胴体と、
前記胴体よりも上方に配置される翼と、
前記翼を前記胴体に接続するパイロンと、
前記胴体に収納される複数の内燃機関と、を備える航空機であって、
前記パイロンは、前記胴体を縦断し、前記胴体の上部と下部に固定され、
複数の前記内燃機関のうちの第１内燃機関と第２内燃機関は、前記パイロンを中心にして左右対称に配置され、且つ、前記パイロンに固定され、
前記パイロンは、前記パイロンの上端部から下端部に進むにつれて前後方向の長さが短くなる形状であり、前記パイロンの前記下端部を通り上下方向及び左右方向に広がる平面に対して後方に傾斜して配置される、航空機。
請求項１～３のいずれか１項に記載の航空機であって、
前記胴体は、第１胴体部と、前記第１胴体部の後端部に連接される第２胴体部と、を有し、
前記第１胴体部は、複数の外板と、複数のストリンガーと、複数のフレームと、を有し、
前記パイロンは、１つの前記フレームの後面の上部と下部に固定され、
前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関は、前記第２胴体部に収納される、航空機。
胴体と、
前記胴体よりも上方に配置される翼と、
前記翼を前記胴体に接続するパイロンと、
前記胴体に収納される複数の内燃機関と、を備える航空機であって、
前記パイロンは、前記胴体を縦断し、前記胴体の上部と下部に固定され、
複数の前記内燃機関のうちの第１内燃機関と第２内燃機関は、前記パイロンを中心にして左右対称に配置され、且つ、前記パイロンに固定され、
前記胴体は、第１胴体部と、前記第１胴体部の後端部に連接される第２胴体部と、を有し、
前記第１胴体部は、複数の外板と、複数のストリンガーと、複数のフレームと、を有し、
前記パイロンは、１つの前記フレームの後面の上部と下部に固定され、
前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関は、前記第２胴体部に収納され、前記フレームに固定される、航空機。
請求項１～５のいずれか１項に記載の航空機であって、
前記内燃機関の出力軸は、発電機の主軸に接続される、航空機。