JP2003523298A - 航空機用の熱電発電機 - Google Patents
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Abstract
(57)【要約】
熱エネルギーを供給することを特徴とする熱源または高温の排気の流れ(30)と、上記熱源と連絡して配置された複数の熱電素子を有する少なくとも1つの熱電モジュール(32)と、熱エネルギーが上記熱電素子を通って流れることにより電力を発生するように、該熱電モジュールと連絡して配置された熱抽出装置または冷たい空気の流れ(18)とを備えた、航空機用の熱電発電機。熱電モジュールは、通常、シリコン、炭化ホウ素、シリコン/ゲルマニウム合金、ゼラニウム、またはオプションとして量子井戸構造を含むスクテルド鉱から構成される。
Description
【発明の詳細な説明】
【0001】
(発明の分野)
本発明は、航空機、ジェットエンジンおよび宇宙航行機の電力源としての熱電
モジュールに関し、詳細には、全重量を軽減し、保守を簡単にし、ジェットエン
ジンの燃料効率を増大するための、ジェットエンジンを含む航空機の発電機とし
ての熱電モジュールの使用に関する。 【0002】 (発明の背景) 航空路線のジェットエンジンは、通常、トランスミッションを含む交流発電機
を駆動するパワー・テイクオフ・シャフトを駆動することにより、飛行中に電力
を供給するファンジェットエンジンを使用する。飛行中に電力を発生するこの方
法は、飛行機が飛んでいくすべての場所に運んでいかなければならない重量がか
なりあることを表し、かなりの保守を必要とするばかりでなく、現代の航空機の
全電気エネルギーのニーズの制限的要因となっている。 【0003】 未来の高速航空機を含むある種の航空機と事実上すべての宇宙航行機は、その
エンジンに回転部材を含んでいないので、かなりの電力源を必要とする。その電
気的ニーズを発生するために、これらの航空機および宇宙航行機に熱電を使用す
ることができる。 【0004】 通常、ジェットエンジンは、その前部開口部に入る低温の空気を圧縮し、この
圧縮空気に燃料を添加し、次に、燃料と空気との混合物を点火することにより動
作する。この混合物の燃焼により、ガスが非常に高温に加熱され、その結果とし
て得られるエンジンの後部からでる高温のガスの膨張により航空機は推進する。 【0005】 ジェットエンジンの1つの変形がターボジェットエンジンである。ターボジェ
ットエンジンでは、外部からの空気が回転圧縮タービンによって圧縮される。こ
の膨張エネルギーの中の僅かな部分が、2つのタービンを接続している中央シャ
フトを通して排気の流れ内のタービンにより圧縮タービンに戻される。ファンジ
ェットエンジンは、排気の流れの中のタービンが、膨張ガスからのエネルギーの
追加部分を中央シャフトを通して大きな前部ファンの回転運動に変えるターボジ
ェットエンジンである。ある種の設計の場合には、ファンおよびコンプレッサタ
ービン用に別々の中央シャフトを使用していて、そのため、ファンを駆動する目
的で、排気の流れからエネルギーを抽出するために、第2のタービンが使用され
る。他の設計の場合には、1本の中央シャフトにより、コンプレッサとファンの
両方を駆動するための電力を抽出するために、排気の流れ内の1つのタービンを
使用している。前部のファンの回転は、ターボジェットエンジン・コンプレッサ
に対して第1の圧縮段として機能し、ターボジェットエンジンの周囲の低温の外
部からの空気を加速し、ファンジェットエンジンの後部から噴出するので、ファ
ンを持たないターボジェットエンジンと比較すると、推力および効率が増大する
。追加の空気はバイパス空気またはダクト空気と呼ばれる。現在のファンジェッ
トエンジンおよびターボジェットエンジンは、入力速度が可変で、出力速度が一
定のトランスミッションにより、中央シャフトのうちの1つの回転運動を利用す
ることにより、航空機用の電力を発生する。このトランスミッションは、大型で
、通常のエンジンの場合、約454kg(約1000ポンド)の重量を持つ。こ
のトランスミッションは、交流発電機を回転し、交流発電機は交流を発生し、そ
れにより、数百ヘルツの電気出力で電力を発生する。 【0006】 旅客機は、コストを抑えるために、重量制限および保守制限に基づいて構成さ
れる。重量制限としては、航空機自身の重量、乗客の重量および荷物の重量等が
ある。保守制限は、流体レベル、流体交換保守、および摩耗部材の交換保守等が
ある。航空機の構造的な重量を少なくすると、より多くの乗客/荷物を積載する
ことができ、そのため、乗客数が増え収益が増大するか、または代わりに燃料コ
ストが安くなり収益が増大する。また、相互に接触して摩耗し、潤滑のために流
体を必要する可動部材の数が少なくなると、運用コストが低減し収益が増大する
。通常の航空機の発電は、発電機およびトランスミッションを必要とするために
、すでに説明したように、大量の機械的構造を含み、そのため、重量が増大し、
可動部材および潤滑用流体が大量に必要になる。それ故、本発明の1つの目的は
、必要な機械的構造が少なくてすみ、それにより、ジェットエンジンおよび航空
機全体の重量および保守が少なくてすむ発電用の別の手段を提供することにより
、機械的構造を少なくし、それにより、航空機の重量および保守を軽減する手段
を提供することである。 【0007】 本発明の別の目的は、その一部として、発電用の熱電モジュールを含む熱電発
電機を提供することである。 本発明のさらに別の目的は、通常、発電用に使用される交流発電機およびトラ
ンスミッションに代わる十分な電力を供給する熱電モジュールを含む熱電発電機
を提供することである。 【0008】 本発明のさらに別の目的は、航空機の主翼を支えている構造部材が小さくてす
み、それにより、航空機の全重量が少なくてすむ熱電モジュールを含む熱電発電
機を提供することである。 【0009】 本発明のさらに別の目的は、ジェットエンジンがもっと合理的になり、強力に
なり、効率的になるように、ジェットエンジン内のガスの流れに対する妨害を除
去する熱電モジュールを含む、ジェットエンジンで使用するための熱電発電機を
提供することである。 【0010】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ジェットエンジン内で発
生する非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュールを含む、ジェットエ
ンジン用の熱電発電機を提供することである。 【0011】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ジェットエンジン内で発
生する温度と外気の温度との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジ
ュールを含む、ジェットエンジン用の熱電発電機を提供することである。 【0012】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、航空機の種々の部分の間
の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュールを含む熱電発電機を提供
することである。 【0013】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、航空機の部分と燃料また
は酸化剤との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュールを含む熱
電発電機を提供することである。 【0014】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、エンジン内部のガスの流
れと燃料または酸化剤との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュ
ールを含む熱電発電機を提供することである。 【0015】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ロケットエンジン内部の
ガスの流れと燃料または酸化剤との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱
電モジュールを含む、航空機または宇宙航行機用の熱電発電機を提供することで
ある。 【0016】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ロケットエンジン内部の
ガスの流れと暗い空間への放射との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱
電モジュールを含む、航空機または宇宙航行機用の熱電発電機を提供することで
ある。 【0017】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、集中した太陽エネルギー
と暗い空間への放射との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュー
ルを含む、航空機または宇宙航行機用の熱電発電機を提供することである。 【0018】 (発明の概要) 上記およびその他のニーズは、熱エネルギーを供給することを特徴とする熱源
または高温の排気の流れと、上記熱源と連絡して配置された複数の熱電素子を有
する少なくとも1つの熱電モジュールと、熱エネルギーが上記熱電素子を通って
流れることにより電力を発生するように、該熱電モジュールと連絡して配置され
た熱抽出装置または冷たい空気の流れとを備えた、航空機用の熱電発電機により
満たされる。熱電モジュールは、通常、シリコン、炭化ホウ素、シリコン/ゲル
マニウム合金、ゼラニウム、またはオプションとして量子井戸構造を有するスク
テルド鉱から構成される。 【0019】 (好ましい実施形態の詳細な説明) 本明細書では、類似の参照番号は、本発明のいくつかの図面の類似の素子を示
す。とりわけ、発電においてかなりの柔軟性を示す熱電デバイスは、当業者にと
って周知のものである。熱電モジュールは、発電機として機能する場合、暖かい
本体または流れから得ることができる熱を利用し、それを低温の本体または流れ
内に移動させることにより動作する。熱電モジュールを通して熱を移動する場合
、モジュールを構成している材料内のゼーベック効果により電力が発生する。通
常、熱電デバイスは、テルル化ビスマスのようなN型およびP型の半導体により
作られる。N型およびP型の半導体材料は、電気的には直列に、熱的には並列に
接続している。熱が材料を通過すると、N型の半導体材料とP型の半導体材料と
の間に電気が発生する。 【0020】 ターボジェットエンジンのようなジェットエンジンを備えた航空機用の熱電発
電機の好ましい実施形態は、高温のジェット排気ガスを利用し、その熱を熱電モ
ジュールを通して低温のバイパス空気に移動することにより動作する。この場合
、低温の空気は、平面の表面を流れるか、低温タンク内に流入する。ジェットエ
ンジン内のバイパス空気の流れとジェットの排気の流れまたは高温の排気の流れ
との間に熱電モジュールを設置することによりかなりの温度差ができ、そのため
、熱束を強制的に熱電モジュールを通して流すことができ、それにより、航空機
用の十分な電気エネルギーを発生することができる。この装置を使用することに
より、熱電モジュールは、現在の発電方法の代わりに使用(または、補充)する
ことができる電力を発生することができる。この発電方法は、遥かに軽い重量で
、数百キロワットの電力を発生することができる。ジェットエンジン内に熱電モ
ジュールを設置する際の関連要因としては、熱源としての排気(約1,000℃
)の非常な高温、低温の外気(約−30℃)の非常な低温、変換のために使用で
きる熱量が少ないこと、この熱の電気への変換効率、この環境での熱電モジュー
ルの信頼性、および低温側からよりも、熱電モジュールの高温側へ流入する熱の
方が多いこと等がある。それ故、熱電材料を適当に選択し、熱電モジュールを適
当に設置または装着すれば、電力の発生の際に最適に近い設計を行うことができ
る。テルル化ビスマスは300℃で分解し、そのためこの用途に使用するのには
適していない。シリコン/ゲルマニウム合金は、この用途の非常な高温に耐える
ことができるが、非常に嵩張り、その結果、最終的なメリットがないので効率的
ではない。この用途の場合には、シリコン/ゲルマニウム合金の効率の約3倍の
効率を持つ高温材料または構造体を使用した場合に有意な最終的なメリットが得
られる。 【0021】 図1に示すように、好ましい実施形態の場合には、宇宙航行機1の発電機は、
熱電モジュール5と連絡している本体により吸収された場合に熱エネルギーに変
換される、電磁放射の形をしている集中太陽エネルギー2を使用する。太陽エネ
ルギー2は、熱電モジュール5の一方の面3、すなわち、高温面を加熱する。熱
電モジュール5の他方の面4、すなわち、低温面は、高温面3から熱電モジュー
ル5を通過する熱エネルギーを発散しなければならない。この燃料エネルギーの
発散は、熱電モジュール5の低温面4、または熱電モジュール5の低温面4と連
絡している本体を宇宙空間の方に向けることにより行うことができる。宇宙空間
は非常に温度が低いので、すなわち、絶対温度のゼロから数ケルビンしか高くな
いので、熱電モジュール5の低温面4のようなもっと温度が高い任意の面から放
射を容易に吸収する。熱電モジュール5の低温面4は、熱電モジュール5の高温
面3より温度が低いけれども、宇宙空間よりは非常に温度が高い。低温面4と連
絡している他の可能な熱抽出装置は、熱電モジュール5の低温面4が放射する熱
により加熱または蒸発する低温の液体である。さらにもう1つの可能な熱抽出装
置は、低温のガスまたは低温の固体である。宇宙航行機1の外部の加熱が、熱電
モジュール5からの余分な熱を宇宙航行機1の加熱に使用できるほどにゆっくり
と行われる場合には、低温の固体として、宇宙航行機1自身を使用することがで
きる。他の熱源としては、宇宙航行機1からの燃料および酸化剤の燃焼がある。
図1に示すように、太陽エネルギー2は、太陽光集光器6および方向変換または
焦点ミラー7により、熱電モジュール5の方向に向けられる。 【0022】 図2について説明すると、この図は、本発明の(現在説明している)少なくと
も1つの熱電モジュールをその一部として有する、ターボファンエンジン10の
簡略断面図である。ファンジェットエンジン、ターボファンエンジン、ターボプ
ロップエンジン、ターボジェットエンジン、ラムジェットエンジンおよびジェッ
トエンジンのすべてを含む航空機、宇宙航行機、ロケットエンジンおよび任意の
ジェットエンジンで、発電のために本発明の熱電モジュールを使用することがで
きることを理解されたい。例示の目的で、図面を参照しながら、ターボファンエ
ンジンについて説明する。 【0023】 ターボファンエンジン10は、通常、コンプレッサタービン12およびファン
14からなる。動作中、ファン14は、外部の空気16をエンジン10内に利用
する。外部の空気16は、参照番号18で示す空気の一部と一緒にエンジン10
内に入り、コンプレッサタービン12内に入る。空気18は、コンプレッサター
ビン12の回転運動により圧縮される。空気が圧縮タービン12により圧縮され
た後で、燃料が燃焼室24内に注入され、圧縮空気18と一緒に点火される。燃
焼室24内での燃料および空気の混合物のこの燃焼により、ガスが非常に高温に
加熱され、内部タービン20,21および23内で高温のガスが膨張し、エンジ
ン10の後部から排気ガス30として排出され、それにより、航空機に対して推
力の一部が供給される。動作中、少量の膨張エネルギーは、排気経路内に位置す
る内部タービン20により圧縮タービン12に戻る。この少量の膨張エネルギー
は、圧縮タービン12および内部タービン20を接続している中央シャッタ22
を通して圧縮タービン12に戻る。 【0024】 航空機に対する残りの推力は、燃焼ガスから他の量の膨張エネルギーを抽出し
、図に示すように、内部ハウジング26により形成されている内部ダクト28を
通して空気16を加速する第2の内部タービン21を通して、ファン14により
供給される。空気16は、内部ハウジング26の周囲を移動し、バイパス・ダク
ト・システム28を通して、エンジン10の後部から排出され、追加の推力およ
び効率を供給する。この追加の空気16は、通常、低温のバイパス空気またはダ
クト空気と呼ばれる。 【0025】 従来のファンジェットエンジンおよびターボジェットエンジンは、可変入力速
度、一定の出力速度トランスミッション(図示せず)を通して、中央シャフト2
2のような中央シャフトのうちの1つの回転運動を利用することにより、航空機
用の電力を発生する。トランスミッションは、数百ボルトの電気出力を持つ交流
を発生する交流発電機(図示せず)を回転させる。 【0026】 本発明は、図2に示すように、それぞれが複数の熱電素子を有する少なくとも
1つの熱電モジュール32、好適には複数の熱電モジュールが、ジェットの排気
ガス30から得ることができる余分な熱を利用し、その熱をエンジンまたは航空
機の表面に沿って流れる外気に供給する低温のバイパス空気16または液体燃料
または酸化剤(図示せず)内に移動することにより動作することを開示している
。熱電モジュール32を通して、熱を移動する際に、ゼーベック効果によりモジ
ュール32を構成している材料内に電力が発生する。従来は、ゼーベック効果は
、熱エネルギーからの温度勾配を電圧に変換することができる能力と定義されて
いた。この電圧を利用することにより、熱電モジュール32により電気エネルギ
ーを供給することができる。余分な熱を電力に変換するこの能力により、従来の
エンジンで使用されていたトランスミッションおよび交流発電機は必要なくなる
。 【0027】 量子構造体は、従来のバルク材料よりも高い効率を含む、高い熱電性能を有す
ることが分かっている。量子構造体は、約100オングストロームより小さい組
成上およびドーピング上の変動を含む。この用途の場合には、効率が極めて重要
であり、この用途のために設計された量子構造体は、高温で長時間経過した後で
も、損傷を受けない程度に十分高い耐久性を持っていなければならない。それ故
、本発明では、長時間この用途の非常な高温に耐える高い信頼性を持つ材料から
これらのモジュールおよび量子井戸を設計することを意図している。 【0028】 すでに説明したように、ターボジェットエンジンおよびファンジェットエンジ
ンを含むジェットエンジン用の熱電発電機は、高温のジェットの排気ガス30を
うまく利用し、その熱を熱電モジュール32を通して平面34の表面に沿って流
れるか、バイパス・ダクト・システム28を通って流れるか、または低温タンク
(図示せず)に流入する低温の空気16のような低温の流れに移動させることに
より動作する。この低温タンクは、極低温の燃料を含む液体燃料で表すことがで
き、それ故、低温の燃料の流れを供給し、酸化剤または極低温の酸化剤により、
その液体状態からガス状態への燃料または酸化剤の蒸発を含むことができる低温
の酸化剤の流れを供給する。さらに、この低温のタンクは、低温放射シンクで表
すことができる。 【0029】 動作中、熱電モジュールにより電気が発生する。この電気は、通常、電圧およ
び電流を予め設定した滑らかなレベルに変える電力調整回路に送られる。次に、
この電力調整回路の出力が、航空機に必要な電力を供給する。空気の出力の流れ
16および排気の流れ30に対して熱電モジュール32を適当に設置すれば、ジ
ェットエンジン10の製造中に、最大の電力を発生することができる最適設計を
行うことができる。それ故、図3〜図6は、この最適な設計を達成するための種
々の実施形態を示す。ヒートパイプ、熱サイホンまたはヒートシンクを含む熱電
モジュールが実現可能であることを理解されたい。より詳細に説明すると、図3
は、本発明のジェットエンジン10に対して設置された、熱電モジュール32の
第1の実施形態の断面図である。図3は、図2の熱電モジュール32に類似の熱
電モジュール40の第1の実施形態である。この特定の実施形態の場合には、熱
電モジュール40は自立タイプで、内部ハウジング26内にもっと正確に配置さ
れていて、それにより熱電モジュール40の周囲を空気16および空気30が自
由に流れることができる。内部ハウジング26に熱電モジュール40を装着する
ために、構造的/電気的サポート42が使用される。 【0030】 図4について説明すると、本発明のジェットエンジン10に対して配置されて
いる熱電モジュール32の第2の実施形態が断面図で描かれている。より詳細に
説明すると、図4は、図2の熱電モジュール32に類似の、熱電モジュール50
の第2の実施形態を示す。この特定の実施形態の場合には、熱電モジュール50
は、プレート52に装着されていて、それにより、熱電モジュール50の周囲を
空気30が自由に流れることができ、プレート52の周囲を空気16が流れるこ
とができる。プレート52の設置により、熱電モジュール50の機械的サポート
および電気接続が容易になる。図では、プレート52が内部ハウジング26の一
部内に装着されている。熱電モジュール50は、高温プレート52の低温面上に
装着することができ、それにより、熱電モジュール50の周囲を空気16が自由
に流れることができ、プレート52の後を排気30が流れることができる。 【0031】 図5について説明すると、この図は、本発明の(図2の)ジェットエンジン1
0に対して配置されている熱電モジュール60の第3の実施形態の断面図である
。より詳細に説明すると、図5は、図2の熱電モジュール32にほぼ類似の、熱
電モジュール60の第3の実施形態である。この特定の実施形態の場合には、熱
電モジュール60は、第1のプレート62(すなわち低温プレート)と、排気3
0から低温の空気28に熱を伝えることができる第2のプレート64(すなわち
高温プレート)との間に装着されている。より詳細に説明すると、熱電モジュー
ル60は、プレート62とプレート64との間にサンドイッチ状に挟まれている
。図5のところで開示したように、プレート62および64の設置により、熱電
モジュール60への電気接続および熱電モジュール60の機械的サポートが容易
になる。また、プレート62および64のうちのどちらかを、それぞれ空気の流
れ28または30内に突き出ているフィンを持ち、空気の流れ28または30か
らプレート62または64への熱の伝導を改善することができるヒートシンクの
形にすることができる。プレート62および64は、フィンを備えている場合に
は、ヒートシンクと呼ばれる。 【0032】 図6について説明すると、この図は、本発明の(図2の)ジェットエンジン1
0に対して配置されている熱電モジュール70の第4の実施形態の断面図である
。より詳細に説明すると、図6は、図2の熱電モジュール32に類似の、熱電モ
ジュール70の第4の実施形態である。この特定の実施形態の場合には、熱電モ
ジュール70は、ヒートパイプ72に対して装着または設置されている。ヒート
パイプ72は、図に示すように、暖かい本体または流れに接続しているヒートパ
イプ72の表面からヒートパイプ72の対向面に接続しているもっと温度が低い
本体または流れに熱を伝えるのを助ける。ヒートパイプ72は、図に示すように
、内面上に多孔質の材料から成るウィッキング材料(毛管作用により伝達する材
料)74が形成された、シェルまたは表面73を含む。ヒートパイプ72はその
内部に、蒸気78を発生する参照番号76で示す作動流体を含む。好ましい実施
形態の場合には、ヒートパイプ72は、高温の排気の流れ30と熱電モジュール
70との間に設置される。上記のように、ヒートパイプ72を設置することによ
り、空気の流れ30と熱電モジュール70との間の熱の伝導を改善することがで
きる。排気の流れ30からの熱は、図5に示すように全体が金属でできているヒ
ートシンク64を通してよりも、ヒートパイプ72を通してのほうが、熱電モジ
ュール70により効率的に伝わる。 【0033】 上記の各実施形態の場合には、図には、1つの熱電モジュール、すなわち、3
2,40,50,60,70が図示されているが、好ましい実施形態の場合には
、複数の熱電モジュールを使用できることを理解されたい。図2の場合には、内
部ハウジング26の周囲に、限られた数の熱電モジュール32が配置される。 【0034】 本開示によれば、本発明の目的は、熱束に応じて電気を発生することができる
熱電モジュールを設置し、標準トランスミッションおよび交流発電機のような、
嵩張っていて重く、保守を要する機械装置を除去することにより、ジェットエン
ジンで電力を発生するための手段を達成することである。熱電モジュールを設置
することにより、電気を発生するための、合理的で、もっと動作コスト効率のよ
い手段ができる。熱電モジュールを設置する目的は、熱電モジュールを作ってい
る材料でゼーベック効果を利用して、排気温度および外部空気または低温空気の
温度の利点を最大限に利用することである。ジェットエンジン、航空機および宇
宙航行機の表面の高温および低温の部分、または電力を発生するためのロケット
エンジンに関連して、熱電モジュールを種々の位置に装着または設置することが
でき、それ故、そのような例は本開示によりカバーされることが開示されている
。 【図面の簡単な説明】 【図1】 少なくとも1つの本発明の熱電モジュールをその一部として有する、宇宙航行
機の簡略断面図。 【図2】 少なくとも1つの本発明の熱電モジュールをその一部として有する、ターボジ
ェットエンジンの簡略断面図。 【図3】 本発明のジェットエンジン内に自立モジュールとして位置する、熱電モジュー
ルの簡略断面図。 【図4】 本発明のジェットエンジンの低温プレートに装着されている1つの面を有する
、熱電モジュールの簡略断面図。 【図5】 本発明のジェットエンジン内の低温プレートと高温プレートとの間にサンドイ
ッチ状に挟まれている対向面を有する熱電モジュールの簡略断面図。 【図6】 本発明のジェットエンジン内のヒートパイプと関連する、熱電モジュールの簡
略断面図。
モジュールに関し、詳細には、全重量を軽減し、保守を簡単にし、ジェットエン
ジンの燃料効率を増大するための、ジェットエンジンを含む航空機の発電機とし
ての熱電モジュールの使用に関する。 【0002】 (発明の背景) 航空路線のジェットエンジンは、通常、トランスミッションを含む交流発電機
を駆動するパワー・テイクオフ・シャフトを駆動することにより、飛行中に電力
を供給するファンジェットエンジンを使用する。飛行中に電力を発生するこの方
法は、飛行機が飛んでいくすべての場所に運んでいかなければならない重量がか
なりあることを表し、かなりの保守を必要とするばかりでなく、現代の航空機の
全電気エネルギーのニーズの制限的要因となっている。 【0003】 未来の高速航空機を含むある種の航空機と事実上すべての宇宙航行機は、その
エンジンに回転部材を含んでいないので、かなりの電力源を必要とする。その電
気的ニーズを発生するために、これらの航空機および宇宙航行機に熱電を使用す
ることができる。 【0004】 通常、ジェットエンジンは、その前部開口部に入る低温の空気を圧縮し、この
圧縮空気に燃料を添加し、次に、燃料と空気との混合物を点火することにより動
作する。この混合物の燃焼により、ガスが非常に高温に加熱され、その結果とし
て得られるエンジンの後部からでる高温のガスの膨張により航空機は推進する。 【0005】 ジェットエンジンの1つの変形がターボジェットエンジンである。ターボジェ
ットエンジンでは、外部からの空気が回転圧縮タービンによって圧縮される。こ
の膨張エネルギーの中の僅かな部分が、2つのタービンを接続している中央シャ
フトを通して排気の流れ内のタービンにより圧縮タービンに戻される。ファンジ
ェットエンジンは、排気の流れの中のタービンが、膨張ガスからのエネルギーの
追加部分を中央シャフトを通して大きな前部ファンの回転運動に変えるターボジ
ェットエンジンである。ある種の設計の場合には、ファンおよびコンプレッサタ
ービン用に別々の中央シャフトを使用していて、そのため、ファンを駆動する目
的で、排気の流れからエネルギーを抽出するために、第2のタービンが使用され
る。他の設計の場合には、1本の中央シャフトにより、コンプレッサとファンの
両方を駆動するための電力を抽出するために、排気の流れ内の1つのタービンを
使用している。前部のファンの回転は、ターボジェットエンジン・コンプレッサ
に対して第1の圧縮段として機能し、ターボジェットエンジンの周囲の低温の外
部からの空気を加速し、ファンジェットエンジンの後部から噴出するので、ファ
ンを持たないターボジェットエンジンと比較すると、推力および効率が増大する
。追加の空気はバイパス空気またはダクト空気と呼ばれる。現在のファンジェッ
トエンジンおよびターボジェットエンジンは、入力速度が可変で、出力速度が一
定のトランスミッションにより、中央シャフトのうちの1つの回転運動を利用す
ることにより、航空機用の電力を発生する。このトランスミッションは、大型で
、通常のエンジンの場合、約454kg(約1000ポンド)の重量を持つ。こ
のトランスミッションは、交流発電機を回転し、交流発電機は交流を発生し、そ
れにより、数百ヘルツの電気出力で電力を発生する。 【0006】 旅客機は、コストを抑えるために、重量制限および保守制限に基づいて構成さ
れる。重量制限としては、航空機自身の重量、乗客の重量および荷物の重量等が
ある。保守制限は、流体レベル、流体交換保守、および摩耗部材の交換保守等が
ある。航空機の構造的な重量を少なくすると、より多くの乗客/荷物を積載する
ことができ、そのため、乗客数が増え収益が増大するか、または代わりに燃料コ
ストが安くなり収益が増大する。また、相互に接触して摩耗し、潤滑のために流
体を必要する可動部材の数が少なくなると、運用コストが低減し収益が増大する
。通常の航空機の発電は、発電機およびトランスミッションを必要とするために
、すでに説明したように、大量の機械的構造を含み、そのため、重量が増大し、
可動部材および潤滑用流体が大量に必要になる。それ故、本発明の1つの目的は
、必要な機械的構造が少なくてすみ、それにより、ジェットエンジンおよび航空
機全体の重量および保守が少なくてすむ発電用の別の手段を提供することにより
、機械的構造を少なくし、それにより、航空機の重量および保守を軽減する手段
を提供することである。 【0007】 本発明の別の目的は、その一部として、発電用の熱電モジュールを含む熱電発
電機を提供することである。 本発明のさらに別の目的は、通常、発電用に使用される交流発電機およびトラ
ンスミッションに代わる十分な電力を供給する熱電モジュールを含む熱電発電機
を提供することである。 【0008】 本発明のさらに別の目的は、航空機の主翼を支えている構造部材が小さくてす
み、それにより、航空機の全重量が少なくてすむ熱電モジュールを含む熱電発電
機を提供することである。 【0009】 本発明のさらに別の目的は、ジェットエンジンがもっと合理的になり、強力に
なり、効率的になるように、ジェットエンジン内のガスの流れに対する妨害を除
去する熱電モジュールを含む、ジェットエンジンで使用するための熱電発電機を
提供することである。 【0010】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ジェットエンジン内で発
生する非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュールを含む、ジェットエ
ンジン用の熱電発電機を提供することである。 【0011】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ジェットエンジン内で発
生する温度と外気の温度との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジ
ュールを含む、ジェットエンジン用の熱電発電機を提供することである。 【0012】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、航空機の種々の部分の間
の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュールを含む熱電発電機を提供
することである。 【0013】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、航空機の部分と燃料また
は酸化剤との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュールを含む熱
電発電機を提供することである。 【0014】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、エンジン内部のガスの流
れと燃料または酸化剤との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュ
ールを含む熱電発電機を提供することである。 【0015】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ロケットエンジン内部の
ガスの流れと燃料または酸化剤との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱
電モジュールを含む、航空機または宇宙航行機用の熱電発電機を提供することで
ある。 【0016】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、ロケットエンジン内部の
ガスの流れと暗い空間への放射との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱
電モジュールを含む、航空機または宇宙航行機用の熱電発電機を提供することで
ある。 【0017】 本発明のさらに別の目的は、電力を発生するために、集中した太陽エネルギー
と暗い空間への放射との間の非常に大きい温度差を有利に利用する熱電モジュー
ルを含む、航空機または宇宙航行機用の熱電発電機を提供することである。 【0018】 (発明の概要) 上記およびその他のニーズは、熱エネルギーを供給することを特徴とする熱源
または高温の排気の流れと、上記熱源と連絡して配置された複数の熱電素子を有
する少なくとも1つの熱電モジュールと、熱エネルギーが上記熱電素子を通って
流れることにより電力を発生するように、該熱電モジュールと連絡して配置され
た熱抽出装置または冷たい空気の流れとを備えた、航空機用の熱電発電機により
満たされる。熱電モジュールは、通常、シリコン、炭化ホウ素、シリコン/ゲル
マニウム合金、ゼラニウム、またはオプションとして量子井戸構造を有するスク
テルド鉱から構成される。 【0019】 (好ましい実施形態の詳細な説明) 本明細書では、類似の参照番号は、本発明のいくつかの図面の類似の素子を示
す。とりわけ、発電においてかなりの柔軟性を示す熱電デバイスは、当業者にと
って周知のものである。熱電モジュールは、発電機として機能する場合、暖かい
本体または流れから得ることができる熱を利用し、それを低温の本体または流れ
内に移動させることにより動作する。熱電モジュールを通して熱を移動する場合
、モジュールを構成している材料内のゼーベック効果により電力が発生する。通
常、熱電デバイスは、テルル化ビスマスのようなN型およびP型の半導体により
作られる。N型およびP型の半導体材料は、電気的には直列に、熱的には並列に
接続している。熱が材料を通過すると、N型の半導体材料とP型の半導体材料と
の間に電気が発生する。 【0020】 ターボジェットエンジンのようなジェットエンジンを備えた航空機用の熱電発
電機の好ましい実施形態は、高温のジェット排気ガスを利用し、その熱を熱電モ
ジュールを通して低温のバイパス空気に移動することにより動作する。この場合
、低温の空気は、平面の表面を流れるか、低温タンク内に流入する。ジェットエ
ンジン内のバイパス空気の流れとジェットの排気の流れまたは高温の排気の流れ
との間に熱電モジュールを設置することによりかなりの温度差ができ、そのため
、熱束を強制的に熱電モジュールを通して流すことができ、それにより、航空機
用の十分な電気エネルギーを発生することができる。この装置を使用することに
より、熱電モジュールは、現在の発電方法の代わりに使用(または、補充)する
ことができる電力を発生することができる。この発電方法は、遥かに軽い重量で
、数百キロワットの電力を発生することができる。ジェットエンジン内に熱電モ
ジュールを設置する際の関連要因としては、熱源としての排気(約1,000℃
)の非常な高温、低温の外気(約−30℃)の非常な低温、変換のために使用で
きる熱量が少ないこと、この熱の電気への変換効率、この環境での熱電モジュー
ルの信頼性、および低温側からよりも、熱電モジュールの高温側へ流入する熱の
方が多いこと等がある。それ故、熱電材料を適当に選択し、熱電モジュールを適
当に設置または装着すれば、電力の発生の際に最適に近い設計を行うことができ
る。テルル化ビスマスは300℃で分解し、そのためこの用途に使用するのには
適していない。シリコン/ゲルマニウム合金は、この用途の非常な高温に耐える
ことができるが、非常に嵩張り、その結果、最終的なメリットがないので効率的
ではない。この用途の場合には、シリコン/ゲルマニウム合金の効率の約3倍の
効率を持つ高温材料または構造体を使用した場合に有意な最終的なメリットが得
られる。 【0021】 図1に示すように、好ましい実施形態の場合には、宇宙航行機1の発電機は、
熱電モジュール5と連絡している本体により吸収された場合に熱エネルギーに変
換される、電磁放射の形をしている集中太陽エネルギー2を使用する。太陽エネ
ルギー2は、熱電モジュール5の一方の面3、すなわち、高温面を加熱する。熱
電モジュール5の他方の面4、すなわち、低温面は、高温面3から熱電モジュー
ル5を通過する熱エネルギーを発散しなければならない。この燃料エネルギーの
発散は、熱電モジュール5の低温面4、または熱電モジュール5の低温面4と連
絡している本体を宇宙空間の方に向けることにより行うことができる。宇宙空間
は非常に温度が低いので、すなわち、絶対温度のゼロから数ケルビンしか高くな
いので、熱電モジュール5の低温面4のようなもっと温度が高い任意の面から放
射を容易に吸収する。熱電モジュール5の低温面4は、熱電モジュール5の高温
面3より温度が低いけれども、宇宙空間よりは非常に温度が高い。低温面4と連
絡している他の可能な熱抽出装置は、熱電モジュール5の低温面4が放射する熱
により加熱または蒸発する低温の液体である。さらにもう1つの可能な熱抽出装
置は、低温のガスまたは低温の固体である。宇宙航行機1の外部の加熱が、熱電
モジュール5からの余分な熱を宇宙航行機1の加熱に使用できるほどにゆっくり
と行われる場合には、低温の固体として、宇宙航行機1自身を使用することがで
きる。他の熱源としては、宇宙航行機1からの燃料および酸化剤の燃焼がある。
図1に示すように、太陽エネルギー2は、太陽光集光器6および方向変換または
焦点ミラー7により、熱電モジュール5の方向に向けられる。 【0022】 図2について説明すると、この図は、本発明の(現在説明している)少なくと
も1つの熱電モジュールをその一部として有する、ターボファンエンジン10の
簡略断面図である。ファンジェットエンジン、ターボファンエンジン、ターボプ
ロップエンジン、ターボジェットエンジン、ラムジェットエンジンおよびジェッ
トエンジンのすべてを含む航空機、宇宙航行機、ロケットエンジンおよび任意の
ジェットエンジンで、発電のために本発明の熱電モジュールを使用することがで
きることを理解されたい。例示の目的で、図面を参照しながら、ターボファンエ
ンジンについて説明する。 【0023】 ターボファンエンジン10は、通常、コンプレッサタービン12およびファン
14からなる。動作中、ファン14は、外部の空気16をエンジン10内に利用
する。外部の空気16は、参照番号18で示す空気の一部と一緒にエンジン10
内に入り、コンプレッサタービン12内に入る。空気18は、コンプレッサター
ビン12の回転運動により圧縮される。空気が圧縮タービン12により圧縮され
た後で、燃料が燃焼室24内に注入され、圧縮空気18と一緒に点火される。燃
焼室24内での燃料および空気の混合物のこの燃焼により、ガスが非常に高温に
加熱され、内部タービン20,21および23内で高温のガスが膨張し、エンジ
ン10の後部から排気ガス30として排出され、それにより、航空機に対して推
力の一部が供給される。動作中、少量の膨張エネルギーは、排気経路内に位置す
る内部タービン20により圧縮タービン12に戻る。この少量の膨張エネルギー
は、圧縮タービン12および内部タービン20を接続している中央シャッタ22
を通して圧縮タービン12に戻る。 【0024】 航空機に対する残りの推力は、燃焼ガスから他の量の膨張エネルギーを抽出し
、図に示すように、内部ハウジング26により形成されている内部ダクト28を
通して空気16を加速する第2の内部タービン21を通して、ファン14により
供給される。空気16は、内部ハウジング26の周囲を移動し、バイパス・ダク
ト・システム28を通して、エンジン10の後部から排出され、追加の推力およ
び効率を供給する。この追加の空気16は、通常、低温のバイパス空気またはダ
クト空気と呼ばれる。 【0025】 従来のファンジェットエンジンおよびターボジェットエンジンは、可変入力速
度、一定の出力速度トランスミッション(図示せず)を通して、中央シャフト2
2のような中央シャフトのうちの1つの回転運動を利用することにより、航空機
用の電力を発生する。トランスミッションは、数百ボルトの電気出力を持つ交流
を発生する交流発電機(図示せず)を回転させる。 【0026】 本発明は、図2に示すように、それぞれが複数の熱電素子を有する少なくとも
1つの熱電モジュール32、好適には複数の熱電モジュールが、ジェットの排気
ガス30から得ることができる余分な熱を利用し、その熱をエンジンまたは航空
機の表面に沿って流れる外気に供給する低温のバイパス空気16または液体燃料
または酸化剤(図示せず)内に移動することにより動作することを開示している
。熱電モジュール32を通して、熱を移動する際に、ゼーベック効果によりモジ
ュール32を構成している材料内に電力が発生する。従来は、ゼーベック効果は
、熱エネルギーからの温度勾配を電圧に変換することができる能力と定義されて
いた。この電圧を利用することにより、熱電モジュール32により電気エネルギ
ーを供給することができる。余分な熱を電力に変換するこの能力により、従来の
エンジンで使用されていたトランスミッションおよび交流発電機は必要なくなる
。 【0027】 量子構造体は、従来のバルク材料よりも高い効率を含む、高い熱電性能を有す
ることが分かっている。量子構造体は、約100オングストロームより小さい組
成上およびドーピング上の変動を含む。この用途の場合には、効率が極めて重要
であり、この用途のために設計された量子構造体は、高温で長時間経過した後で
も、損傷を受けない程度に十分高い耐久性を持っていなければならない。それ故
、本発明では、長時間この用途の非常な高温に耐える高い信頼性を持つ材料から
これらのモジュールおよび量子井戸を設計することを意図している。 【0028】 すでに説明したように、ターボジェットエンジンおよびファンジェットエンジ
ンを含むジェットエンジン用の熱電発電機は、高温のジェットの排気ガス30を
うまく利用し、その熱を熱電モジュール32を通して平面34の表面に沿って流
れるか、バイパス・ダクト・システム28を通って流れるか、または低温タンク
(図示せず)に流入する低温の空気16のような低温の流れに移動させることに
より動作する。この低温タンクは、極低温の燃料を含む液体燃料で表すことがで
き、それ故、低温の燃料の流れを供給し、酸化剤または極低温の酸化剤により、
その液体状態からガス状態への燃料または酸化剤の蒸発を含むことができる低温
の酸化剤の流れを供給する。さらに、この低温のタンクは、低温放射シンクで表
すことができる。 【0029】 動作中、熱電モジュールにより電気が発生する。この電気は、通常、電圧およ
び電流を予め設定した滑らかなレベルに変える電力調整回路に送られる。次に、
この電力調整回路の出力が、航空機に必要な電力を供給する。空気の出力の流れ
16および排気の流れ30に対して熱電モジュール32を適当に設置すれば、ジ
ェットエンジン10の製造中に、最大の電力を発生することができる最適設計を
行うことができる。それ故、図3〜図6は、この最適な設計を達成するための種
々の実施形態を示す。ヒートパイプ、熱サイホンまたはヒートシンクを含む熱電
モジュールが実現可能であることを理解されたい。より詳細に説明すると、図3
は、本発明のジェットエンジン10に対して設置された、熱電モジュール32の
第1の実施形態の断面図である。図3は、図2の熱電モジュール32に類似の熱
電モジュール40の第1の実施形態である。この特定の実施形態の場合には、熱
電モジュール40は自立タイプで、内部ハウジング26内にもっと正確に配置さ
れていて、それにより熱電モジュール40の周囲を空気16および空気30が自
由に流れることができる。内部ハウジング26に熱電モジュール40を装着する
ために、構造的/電気的サポート42が使用される。 【0030】 図4について説明すると、本発明のジェットエンジン10に対して配置されて
いる熱電モジュール32の第2の実施形態が断面図で描かれている。より詳細に
説明すると、図4は、図2の熱電モジュール32に類似の、熱電モジュール50
の第2の実施形態を示す。この特定の実施形態の場合には、熱電モジュール50
は、プレート52に装着されていて、それにより、熱電モジュール50の周囲を
空気30が自由に流れることができ、プレート52の周囲を空気16が流れるこ
とができる。プレート52の設置により、熱電モジュール50の機械的サポート
および電気接続が容易になる。図では、プレート52が内部ハウジング26の一
部内に装着されている。熱電モジュール50は、高温プレート52の低温面上に
装着することができ、それにより、熱電モジュール50の周囲を空気16が自由
に流れることができ、プレート52の後を排気30が流れることができる。 【0031】 図5について説明すると、この図は、本発明の(図2の)ジェットエンジン1
0に対して配置されている熱電モジュール60の第3の実施形態の断面図である
。より詳細に説明すると、図5は、図2の熱電モジュール32にほぼ類似の、熱
電モジュール60の第3の実施形態である。この特定の実施形態の場合には、熱
電モジュール60は、第1のプレート62(すなわち低温プレート)と、排気3
0から低温の空気28に熱を伝えることができる第2のプレート64(すなわち
高温プレート)との間に装着されている。より詳細に説明すると、熱電モジュー
ル60は、プレート62とプレート64との間にサンドイッチ状に挟まれている
。図5のところで開示したように、プレート62および64の設置により、熱電
モジュール60への電気接続および熱電モジュール60の機械的サポートが容易
になる。また、プレート62および64のうちのどちらかを、それぞれ空気の流
れ28または30内に突き出ているフィンを持ち、空気の流れ28または30か
らプレート62または64への熱の伝導を改善することができるヒートシンクの
形にすることができる。プレート62および64は、フィンを備えている場合に
は、ヒートシンクと呼ばれる。 【0032】 図6について説明すると、この図は、本発明の(図2の)ジェットエンジン1
0に対して配置されている熱電モジュール70の第4の実施形態の断面図である
。より詳細に説明すると、図6は、図2の熱電モジュール32に類似の、熱電モ
ジュール70の第4の実施形態である。この特定の実施形態の場合には、熱電モ
ジュール70は、ヒートパイプ72に対して装着または設置されている。ヒート
パイプ72は、図に示すように、暖かい本体または流れに接続しているヒートパ
イプ72の表面からヒートパイプ72の対向面に接続しているもっと温度が低い
本体または流れに熱を伝えるのを助ける。ヒートパイプ72は、図に示すように
、内面上に多孔質の材料から成るウィッキング材料(毛管作用により伝達する材
料)74が形成された、シェルまたは表面73を含む。ヒートパイプ72はその
内部に、蒸気78を発生する参照番号76で示す作動流体を含む。好ましい実施
形態の場合には、ヒートパイプ72は、高温の排気の流れ30と熱電モジュール
70との間に設置される。上記のように、ヒートパイプ72を設置することによ
り、空気の流れ30と熱電モジュール70との間の熱の伝導を改善することがで
きる。排気の流れ30からの熱は、図5に示すように全体が金属でできているヒ
ートシンク64を通してよりも、ヒートパイプ72を通してのほうが、熱電モジ
ュール70により効率的に伝わる。 【0033】 上記の各実施形態の場合には、図には、1つの熱電モジュール、すなわち、3
2,40,50,60,70が図示されているが、好ましい実施形態の場合には
、複数の熱電モジュールを使用できることを理解されたい。図2の場合には、内
部ハウジング26の周囲に、限られた数の熱電モジュール32が配置される。 【0034】 本開示によれば、本発明の目的は、熱束に応じて電気を発生することができる
熱電モジュールを設置し、標準トランスミッションおよび交流発電機のような、
嵩張っていて重く、保守を要する機械装置を除去することにより、ジェットエン
ジンで電力を発生するための手段を達成することである。熱電モジュールを設置
することにより、電気を発生するための、合理的で、もっと動作コスト効率のよ
い手段ができる。熱電モジュールを設置する目的は、熱電モジュールを作ってい
る材料でゼーベック効果を利用して、排気温度および外部空気または低温空気の
温度の利点を最大限に利用することである。ジェットエンジン、航空機および宇
宙航行機の表面の高温および低温の部分、または電力を発生するためのロケット
エンジンに関連して、熱電モジュールを種々の位置に装着または設置することが
でき、それ故、そのような例は本開示によりカバーされることが開示されている
。 【図面の簡単な説明】 【図1】 少なくとも1つの本発明の熱電モジュールをその一部として有する、宇宙航行
機の簡略断面図。 【図2】 少なくとも1つの本発明の熱電モジュールをその一部として有する、ターボジ
ェットエンジンの簡略断面図。 【図3】 本発明のジェットエンジン内に自立モジュールとして位置する、熱電モジュー
ルの簡略断面図。 【図4】 本発明のジェットエンジンの低温プレートに装着されている1つの面を有する
、熱電モジュールの簡略断面図。 【図5】 本発明のジェットエンジン内の低温プレートと高温プレートとの間にサンドイ
ッチ状に挟まれている対向面を有する熱電モジュールの簡略断面図。 【図6】 本発明のジェットエンジン内のヒートパイプと関連する、熱電モジュールの簡
略断面図。
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(81)指定国 EP(AT,BE,CH,CY,
DE,DK,ES,FI,FR,GB,GR,IE,I
T,LU,MC,NL,PT,SE,TR),OA(BF
,BJ,CF,CG,CI,CM,GA,GN,GW,
ML,MR,NE,SN,TD,TG),AP(GH,G
M,KE,LS,MW,MZ,SD,SL,SZ,TZ
,UG,ZW),EA(AM,AZ,BY,KG,KZ,
MD,RU,TJ,TM),AE,AG,AL,AM,
AT,AU,AZ,BA,BB,BG,BR,BY,B
Z,CA,CH,CN,CR,CU,CZ,DE,DK
,DM,DZ,EE,ES,FI,GB,GD,GE,
GH,GM,HR,HU,ID,IL,IN,IS,J
P,KE,KG,KR,KZ,LC,LK,LR,LS
,LT,LU,LV,MA,MD,MG,MK,MN,
MW,MX,MZ,NO,NZ,PL,PT,RO,R
U,SD,SE,SG,SI,SK,SL,TJ,TM
,TR,TT,TZ,UA,UG,UZ,VN,YU,
ZA,ZW
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 【請求項1】 航空機用の熱電発電機であって、 熱エネルギーを供給することを特徴とする熱源と、 前記熱源と連絡して配置された複数の熱電素子を有する少なくとも1つの熱電
モジュールと、 前記熱エネルギーが前記熱電素子を通って流れることにより電力を発生するよ
うに、前記熱電モジュールと連絡して配置された熱抽出装置と、を備えた熱電発
電機。
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