JP2001334998A

JP2001334998A - 走行体

Info

Publication number: JP2001334998A
Application number: JP2000159360A
Authority: JP
Inventors: Munehiro Hayashi; 宗浩林; Hidefumi Saito; 英文斎藤
Original assignee: Shimadzu Corp
Current assignee: Shimadzu Corp
Priority date: 2000-05-30
Filing date: 2000-05-30
Publication date: 2001-12-04
Anticipated expiration: 2020-05-30
Also published as: JP4300682B2

Abstract

(57)【要約】【課題】推力エンジン起動や機内の空調におけるエネ
ルギ効率を改善した走行体を提供する。【解決手段】走行体としての航空機の補助動力装置を
燃料電池１１とバッテリ１４による電源ユニットで構成
するとともに、推力エンジンとしてのメインエンジン３
Ａ、３Ｂには、モータ兼発電機の機能を有する発電機・
モータ７Ａ、７Ｂを装備する。したがって、燃料電池１
１は発電効率が６０％以上あって変換効率が向上する。
また、メインエンジンの起動には電力を利用できるし、
メインエンジン３Ａ、３Ｂの係止時にはその回転エネル
ギを電気エネルギに変換できてバッテリ１４に貯えるこ
とが可能になり、燃料電池１１の電気生成を最小限にす
ることができる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、推力エンジンを装
備し走行する航空機（固定翼機のみならず回転翼機も含
む）や車両、さらには船舶等の走行体に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来より、推力を発生させる推力エンジ
ンをメインエンジンとして装備する航空機では、小型ガ
スタービンエンジン等による補助動力装置が用いられて
いる。これは、つぎの５つの理由による。

【０００３】１）航空機では推力を発生するメインエン
ジン（回転翼機では回転翼による空気流を後方下向きと
することで推力を得るので、これも含める）にはジェッ
トエンジンが用いられている。

【０００４】２）このジェットエンジンは、ある程度の
回転数に達するまで回転を上昇させることで、コンプレ
ッサによる圧縮とタービンによる膨張が起き、その状態
で燃焼室への燃料供給と点火が行われる結果、エンジン
として自立運転が始まるという特徴を有している。つま
り、エンジン始動には、エンジンロータ部を回転させる
始動システムが不可欠となる。

【０００５】３）そこで、小さな駆動エネルギで始動で
きる小型ガスタービンエンジンを補助動力装置として機
体に搭載し、このガスタービンを高速回転することで圧
縮空気を発生させ、その圧縮空気をメインエンジンに供
給し、メインエンジンを始動することが行われている。
補助動力装置の始動は、アキュムレータに蓄積された油
圧などが用いられている。

【０００６】４）また、補助動力装置には発電機も装備
され、空港での駐機中などメインエンジンが停止してい
る間に機内への電源供給の役割も担う。５）また、補助動力装置で得られる圧縮空気は、空港で
の駐機中などメインエンジンが停止している間の機体内
部の空調用空気としても利用される。

【０００７】すなわち、従来における航空機は図２に示
されるような構成となっている。以下その構成を説明す
ると、機体１の主翼２には推力発生用のメインエンジン
３Ａ、３Ｂが装備されている。この機体１には最後尾に
ガスタービン式の補助動力装置（Ａｕｘｉｌｉａｒｙ
ＰｏｗｅｒＵｎｉｔ＝略してＡＰＵとも称する）１０
４が装備されている。この補助動力装置１０４は圧縮空
気を供給する能力を有しており、空港などでの駐機中に
おいては、この圧縮空気は空調ユニット１０５に供給さ
れる。

【０００８】従来におけるこの空調ユニット１０５はエ
アサイクル方式によるもので、次のような手順で調温・
調圧が行われる。補助動力装置１０４からの空気は、ま
ず第１熱交換器１０６で機外空気と熱交換し冷却され
る。その後この空気はコンプレッサ１０７によって断熱
圧縮され、温度が上昇するので、第２熱交換器１０８で
再度機外空気と熱交換し冷却される。更にその後、膨張
タービン１０９で断熱膨張し冷気が得られる。

【０００９】また、このとき膨張タービン１０９での膨
張仕事は、シャフト１１０を介してコンプレッサ１０７
の圧縮仕事に供される。なお、このコンプレッサ１０７
の入口部から分岐したバイパスライン１１１は、膨張タ
ービン１０９の出口の後流部分に接続され、温度コント
ロール用のミキシングバルブ１１２が取付けられてい
る。ここで、第２熱交換器１０８で冷却された空気と、
バイパスライン１１１からの冷却されない空気とが混合
され、適温になって航空機の内室すなわちキャビン６に
供給される。

【００１０】また、航空機の飛行前においては、メイン
エンジン３Ａ、３Ｂを起動する際にも、補助動力装置１
０４が利用される。すなわち、補助動力装置１０４から
の圧縮空気は、配管１１３を通ってメインエンジン３Ａ
または３Ｂに供給される。この圧縮空気はメインエンジ
ン３Ａ、３Ｂのそれぞれのタービンに導かれ、タービン
に回転力を与える。その結果、タービンの回転が増速
し、コンプレッサ１０７による圧縮が開始される。した
がって、燃焼器（図示せず）に燃料を供給し、イグナイ
タ（図示せず）で着火すると、エンジンの自力回転が始
まるので、この時点で補助動力装置１０４からの圧縮空
気の供給を中止する。

【００１１】一方、メインエンジン３Ａ、３Ｂの起動が
始まると、メインエンジンのコンプレッサで圧縮された
空気を抽気として取出すことが可能になり、その空気を
前記空調ユニット１０５に供給するようになる。また電
力については、航空機が駐機中においては補助動力装置
１０４の回転軸で回される発電機１１４から供給される
が、メインエンジン３Ａ、３Ｂが始動すると、メインエ
ンジン３Ａ、３Ｂの軸回転がギヤ系を介して伝達され回
転駆動される発電機７から供給が始まる。このため、補
助動力装置１０４はその機能を停止する。

【００１２】

【発明が解決しようとする課題】従来の航空機における
補助動力装置において、上記のようにガスタービンが採
用されているのは、ガスタービンは小型軽量でハイパワ
ーなためである。しかし、補助動力装置はエネルギ変換
効率はせいぜい２０％程度と低く、このため地上におけ
る駐機中などに限って使用される場合が多い。また、船
舶、戦闘車両等のエンジンにも、小型軽量で高出力なガ
スタービンが採用されているが、電源動力として使用す
る際の効率は２０〜２５％程度である。

【００１３】一方、飛行中は上述したように、メインエ
ンジンの軸力で発電機が駆動されるが、このメインエン
ジンによる発電でも、エネルギ変換効率は３０％までで
あり、このため総じて燃料エネルギから電気エネルギへ
の変換は効率が高くできず、必要な電力を得るための燃
料消費が大きいという問題があった。これは、燃料の持
つ化学エネルギを取出すには、燃焼させて熱に変えた
上、ブレイトンサイクル熱機関で機械エネルギ（回転エ
ネルギ）に変換し、次に発電機により電気エネルギに変
換するという過程を経るため、それぞれの変換時点に、
それぞれの効率が乗じられるためである。従って、トー
タルのエネルギの有効利用効率は、せいぜい２５％と低
く、燃料消費を増大させ、しかもＣＯ_２の発生を促すと
いう問題があった。

【００１４】さらに、ガスタービン方式の補助動力方式
では、メインエンジンが停止する際に、エンジンの持つ
回転運動エネルギを回収し、次に始動する際にこれを再
利用する機能はなかった。

【００１５】一方、航空機の空調システムは、地上では
冷房利用が、飛行時間の多くを占める高々度の巡航中は
暖房利用が中心となる。ところが、炎天下などの地上で
十分な冷房機能を得るためにはかなり高い圧力から断熱
膨張をさせる必要があり、一方、外気温度の非常に低い
高々度の外気温度では、十分に圧縮して温度を上昇させ
た空気でなければ快適な暖房が得られない。このよう
に、いずれの場合でもメインエンジンからの抽気ポイン
トは高圧段とする必要があった。また、高々度の外気
は、温度が非常に低いため水蒸気の含有量が非常に少な
く、これを圧縮して空調空気を得た場合キャビン内の湿
度が低く、居住性は良好でない。本発明はこのような航
空機等における問題を解決する走行体を提供せんとする
ものである。

【００１６】

【課題を解決するための手段】本発明が提供する走行体
は、上記課題を解決するために、補助動力装置を燃料電
池とバッテリによる電源ユニットとして構成したもので
ある。そして、推力エンジンにはモータと発電の機能を
有する発電機・モータを装備し、前記電源ユニットから
の電気エネルギにより推力エンジン始動するとともに、
推力エンジンの回転エネルギで発電できるよう構成した
ものである。

【００１７】したがって、燃料電池とバッテリによる電
源ユニットの場合、発電効率（燃料の持つエネルギに対
して、得られる電気エネルギの割合）は６０％以上にな
り、しかも飛行中も連続して動作させることで、この効
率が維持される。

【００１８】また、前記電源ユニットからの電気エネル
ギの供給を受けるとこのモータ兼発電機によって推力エ
ンジンを起動させるとともに、推力エンジンの停止時に
は、エンジン回転エネルギがこのモータ兼発電機を回転
駆動して発電が行われ、電気エネルギが上記バッテリに
貯えられる。

【００１９】

【発明の実施の形態】以下、本発明を航空機に適用した
実施例について、図面にしたがって説明する。図１は本
発明による補助動力装置を備えた航空機を示している
が、図２と同一の符号で示される機器、部品は図２と同
一であり、これらの機能、作動についての詳細な説明は
省略する。

【００２０】本発明が提供する走行体、すなわち航空機
の特徴は、基本的には補助動力装置を電源ユニットにて
構成するとともに、この電源ユニットを燃料電池とバッ
テリとにより構成した点にある。以下この構成について
詳述する。すなわち、電源ユニットは、燃料電池１１と
この燃料電池１１に燃料を改質して供給する燃料改質器
１２と燃料電池１１からの電気エネルギをメインエンジ
ン３Ａ、３Ｂ等に供給するための供給手段としてのイン
バータ１３およびリチウムイオン型などによる高性能な
バッテリ１４で構成されている。

【００２１】このような構成において、特に燃料電池１
１はつぎのような原理で電気エネルギが発生する。すな
わち、燃料が燃料タンク１５から燃料改質器１２に送ら
れ、ここで水素ガスと二酸化炭素に改質される。そし
て、改質された燃料が燃料電池１１に供給される。一
方、機外から取込まれた大気もこの燃料電池１１に供給
される。燃料電池１１のスタック内部の燃料極（図示せ
ず）と酸素極（図示せず）の間にはイオン交換膜で構成
された電解質（図示せず）があり、これを挟んで改質さ
れ水素ガスを含む気体と酸素を含む大気が存在する。

【００２２】この結果、分圧差から電解質内部に水素イ
オンの移動が起り、燃料極側では水素ガスが電子を放出
し水素イオンに変わり、酸素極側では水素イオンと酸素
ガスが電子を取込み水（水蒸気）が生成される。そし
て、燃料極側から酸素極側に回路を接続することで、こ
こに電流が流れることになる。

【００２３】一方、燃料電池１１の反応の過程で生じる
熱と水（水蒸気）は、飛行中にはキャビン６内の暖房と
加湿に利用できるよう構成されている。すなわち、固体
高分子型の燃料電池１１の場合には、発電が開始される
と、燃料極側に注入された水素は高分子電解膜を通り、
酸素極に注入した空気と化合し、酸素極側に水蒸気が生
成される。そこで、空気極からの排気（成分は窒素と水
蒸気が中心）は排気ライン１６および供給ライン６Ｌを
介してキャビン６に供給される。このように本発明にお
いては、キャビン６に燃料電池１１の反応熱と水蒸気が
供給されるように構成されている点にも特徴がある。な
お、空調ユニットでの冷房運転や電子機器の冷却システ
ムについては、後述のとおり冷媒を用いたベーパサイク
ル方式を採用する。

【００２４】さらに、キャビン６の換気と燃料電池１１
への空気供給は、メインエンジン３Ａ、３Ｂの低圧段か
らの抽気を用いる。このような燃料電池１１で発電され
た電力は、インバータ１３を介し、機内の各機器すなわ
ち計器類や照明（図示せず）などに供給されるととも
に、空調ユニット２０と高性能バッテリ１４に供給され
る。空調ユニット２０は、電動コンプレッサ２１と、こ
の電動コンプレッサ２１により得られた圧縮ガスを液化
するコンデンサ２２およびこのコンデンサ２２からの液
体が導かれる絞り弁２３およびエバポレータ２４等によ
り構成されている。なお、この電動コンプレッサ２１
は、遠心翼車形でもスクリュー形でもあるいはロータリ
ピストン形いずれの形式のものでもよい。

【００２５】そして、燃料電池１１から供給された電力
（電気エネルギ）は、この空調ユニット２０に供給さ
れ、電動コンプレッサ２１を回転駆動する。電動コンプ
レッサ２１が回転駆動されると、冷媒ガスが圧縮され、
この圧縮ガスはコンデンサ２２に導かれる。このコンデ
ンサ２２は、地上ではファン２５により供給された外気
により、また飛行中は飛行により取入れられた外気で冷
却される。その結果、前述したようにコンデンサ２２内
で導かれた圧縮ガス、すなわち、冷媒は液化され、絞り
弁２３を介してエバポレータ２４に送られる。この冷媒
はここで蒸発し、周囲の熱を奪うことになるが、このよ
うにして空調機能が行われることになる。

【００２６】具体的には、キャビン６内の空気は、フィ
ルタ２６を介してこのエバポレータ２４に送られ、ここ
で冷却されて再度キャビン６に供給され空調されること
になる。２７はこのキャビン空気循環用のファンであ
る。なお、一部の空気は換気のため機外から取込まれ、
キャビン６から排出される空気と再生熱交換器２８で熱
交換し、キャビン６に供給される。機外から取込まれる
空気は、地上では単に外気を取込むだけであるが、高々
度の飛行中においてはメインエンジン３Ａ、３Ｂのコン
プレッサの低圧段で圧縮された抽気を利用する。２９は
そのための抽気口である。

【００２７】機体１内を暖房する場合は、燃料電池１１
の高温の排ガスを用いる。また、前述の冷却サイクルを
逆に回転駆動し、ヒートポンプとしての機能を持たせる
こともできる。すなわち、外気と熱交換するコンデンサ
２２はエバポレータとして、そしてキャビン６内の空気
と熱交換するエバポレータ２４は、コンデンサとして機
能させるのである。さらに、前述したとおり燃料電池１
１の酸素極側の排気をキャビン６に供給する排気ライン
１６を設ける。この燃料電池１１の排気は、通常の石油
ストーブと同様の燃焼ガスに相当し、電解質を移動でき
る燃料が純粋な水素であり、また反応では高温にならな
いため、ＣＯ_２も窒素酸化物なども生成が皆無である。
その結果、酸素濃度が低下し代わりに水蒸気と熱が含ま
れた空気と考えることができ、酸素濃度さえ監視するこ
とで暖房に十分利用できる。また、この熱はキャビン６
の暖房の他、ギャレーでの料理の再加熱などにも利用で
きる。

【００２８】また、メインエンジン３Ａ、３Ｂには、メ
インエンジン３Ａ、３Ｂを回転駆動するためのモータと
しての機能とともに発電機としての機能を有する発電機
・モータ７Ａ、７Ｂが装備されている。この発電機・モ
ータ７Ａ、７Ｂは、たとえば歯車系を介してメインエン
ジン３Ａ、３Ｂのそれぞれの回転系に連結されている。
このような構成であるから、メインエンジン３Ａ、３Ｂ
の始動はつぎのとおり行われる。すなわち、このメイン
エンジン３Ａ、３Ｂの始動は、インバータ１３を介して
電力を発電機・モータ７Ａ、７Ｂに供給することにより
達成される。この場合、メインエンジン３Ａ、３Ｂは電
力の供給を受けて回転を上昇させ、そして自力運転に移
行する。なお、この始動時の電力は、燃料電池１１自体
の電力と高性能バッテリ１４から供給される。このこと
によって始動電力が１００〜数百ｋＷ（最近のハイブリ
ッド車の数倍〜数十倍）になると予想されるメインエン
ジン３Ａ、３Ｂの始動を可能とする電力が確保される。
なお、メインエンジン３Ａ、３Ｂの始動は同時に行われ
るのではなく、順次行われる。

【００２９】そして、航空機が着陸する場合において、
メインエンジン３Ａ、３Ｂを停止する際、メインエンジ
ン３Ａ、３Ｂの持つ回転エネルギで発電機・モータ７
Ａ、７Ｂが回転駆動される。そして、このとき発生する
電力が高性能のバッテリ１４に貯えられることになる。
したがって、次回の飛行におけるメインエンジン３Ａ、
３Ｂの起動時に、この電気エネルギを再利用することが
できる。

【００３０】また、航空機の巡航中においては、基本的
には発電機・モータ７Ａ、７Ｂからの電力ではなく、燃
料電池１１からの電力で賄われる。これは、燃料電池１
１のスタック部分では燃料の持つエネルギの約６０％が
電気エネルギとして取出されることから、他の方式に比
べ、必要な電力に対する燃料消費は圧倒的に少なく押さ
えられるためである。さらに、高々度の巡航ではキャビ
ン６の暖房にも燃料電池１１の排熱も利用するため、エ
ネルギ効率はますます高くなる。

【００３１】さらに上述したように、燃料電池１１の反
応の過程で熱と水（水蒸気）が生じるが、これらは特に
外気温度と気圧が低い高々度飛行中においては、キャビ
ン６内の暖房と加湿に利用される。その結果、燃料の持
つエネルギは発電と暖房（熱）として回収され、この面
でもエネルギ利用効率が高められる。そしてキャビン内
の湿度が改善され、より快適な環境が得られる。

【００３２】空調システムや電子機器の冷却システム
は、冷媒を用いたベーパサイクル方式を採用するが、こ
の方式はエアサイクル方式と比較して高い効率が得ら
れ、キャビン冷房時も効率が高められる。また、キャビ
ン６の換気空気と燃料電池１１の燃料空気は、必要最低
の加圧でよいため、この空気をメインエンジン３Ａ、３
Ｂの抽気で賄う場合には、低圧段からの抽気で良く、エ
ンジンへの付加は著しく低減される。

【００３３】本発明が提供する航空機は以上詳述したと
おりであるが、上記ならびに図示例は一例で、その他多
くの実施例を包含するものである。まず、本発明が提供
する走行体の範囲であるが、図示例に示す航空機以外に
も前述したとおり、車両や船舶、さらには戦車などあら
ゆる交通手段、運搬手段が含まれる。つぎに、本発明の
特徴の一つである燃料電池を設けた点であるが、上記な
らびに図面にも示されるとおり、燃料電池についてはそ
のスタック内部において反応が行われるわけであるが、
厳密にはこのスタックに燃料を供給するに際して燃料の
改質を行う必要があり、そのため燃料改質器が併設され
るのが通常である。したがって、本発明が特許請求の範
囲において「燃料電池」というときは、この燃料改質器
を含むものと解する。また、この燃料改質器は燃料電池
のスタックと一体的に内装させることが将来できればそ
れが燃料電池ということになるが、本発明はこのような
燃料電池をも含むものと解釈する。

【００３４】一方、もう一つの特徴である構成要素のバ
ッテリ（蓄電池）については、上記においてはリチウム
イオン型の電池が一例として挙げられたが、本発明にお
いてはこのバッテリの機種、構成については上記に限定
されない。さらに、本発明における空調ユニットすなわ
ちキャビン等のための空調機構については、電動式の圧
縮機とこの圧縮機により圧縮されたガスを液化するコン
デンサを有することが最小限の条件であって、エバポレ
ータなど蒸発器の併用などまで条件とするものではな
い。

【００３５】また、本発明の特徴とする発電機・モータ
については、電力の供給を受けて回転力を発揮するもの
であり、また回転力を受けて発電を行う機能を有するも
のであり、メインエンジン部に設けられることが前提と
なるが、その構成については種々考えられる。特にメイ
ンエンジンからの回転力（トルク）は、上記のように歯
車系等を介して入力される方式も考えられるが、エンジ
ンの回転軸そのものに発電機・モータを取り付ける形で
入力されるようにすることもできる。本発明はこれらす
べての変形例を包含するものである。

【００３６】なお、本発明による航空機において、メイ
ンエンジンに装備され、このメインエンジンが起動する
ためのモータは必ずしも発電機としての機能は備えられ
なくてもよい。

【００３７】

【発明の効果】本発明が提供する走行体は以上詳述した
とおりであるから、走行体の内室の空調と電力供給のエ
ネルギ効率が大幅に改善される結果、燃料の消費量を減
少することができる。これは、単に駐機中のみならず、
走行中も含めて得られることから、搭載燃料を減少で
き、これはバッテリによる若干の重量増を相殺する効果
を有す。さらに、走行体によるＣＯ_２発生量を削減で
き、環境公害を低減できる利点も有する。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明による航空機を示す図である。

【図２】従来の航空機を示す図である。

【符号の説明】

１…機体６…キャビン６Ｌ…供給ライン７Ａ、７Ｂ…発電機・モータ１１…燃料電池１２…燃料改質器１３…インバータ１４…バッテリ２０…空調ユニット

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】外気を取り込みこれに燃焼によるエネル
ギを付加することで推力を生成する推力エンジンを装備
する走行体であって、前記推力エンジンを起動するため
の回転を発生するモータと、このモータに電力を供給す
る補助動力装置を備え、この補助動力装置を電源ユニッ
トにて構成するとともに、この電源ユニットを燃料電池
とバッテリによって構成したことを特徴とする走行体。
【請求項２】推力エンジンを起動するモータを、発電
機としても機能する発電機・モータとして構成し、前記
推力エンジンが停止する際、前記推力エンジンが有する
回転運動エネルギを前記発電機・モータにて電気エネル
ギに変換し、電源ユニット内のバッテリに貯えるように
したことを特徴とする請求項第１項記載の走行体。
【請求項３】燃料電池と走行体の内室との間に熱の供
給ラインを設け、燃料電池の発電プロセスで発生する熱
をこの内室に供給し、内室の暖房に利用できるようにし
たことを特徴とする請求項第１項記載の走行体。
【請求項４】電源ユニット内における燃料電池と走行
体の内室との間に水の供給ラインを設け、燃料電池で反
応後に生成される水を内室の調湿に利用できるようにし
たことを特徴とする請求項第１項記載の走行体。
【請求項５】圧縮機と断熱膨張手段を有するベーパサ
イクル方式の空調ユニットにおける前記圧縮機を電動式
で構成するとともに、この電動式圧縮機への電力を電源
ユニットから供給するようにしたことを特徴とした請求
項第１項記載の走行体。