JP2008532253A - 燃料電池緊急システム - Google Patents

Abstract

現代の航空機では、ラムエアタービンを用いて、エンジンや油圧システムの故障を想定して緊急用パワーを提供する。このラムエアタービンは、その展開機構や回転部品の観点から機械的に複雑であって、広範囲の保守を必要とする。本発明の典型的な実施形態では、航空機に電力を供給するために燃料電池システムが提示され、該システムは、燃料電池、水素タンク、酸素タンクを備える。これによって有利には航空機用の緊急用電源供給が与えられ、これは外気から独立しており、保守に手間がかからず信頼性が高い。
【選択図】図１

Description

本出願は、２００５年３月７日に提出した米国特許仮出願第６０／６５９３５９号と、２００５年３月７日に提出した独国特許出願第１０ ２００５ ０１０ ３９９．５号の出願日の利益を請求し、その開示内容をここに参照として援用する。

本発明は、航空機の緊急用電源供給に関する。特に、本発明は航空機に電力を供給するための燃料電池システムと、同様の燃料電池システムを備えた航空機と、燃料電池システムの使用方法と、航空機における緊急用電源供給のための方法に関する。

現代の航空機では、エンジン、発電機、又は油圧システムの故障に備えて、ロータに向かう自由な気流を作り出すことにより緊急用パワーを提供するためにラムエアタービン（ＲＡＴ）を用いる。このラムエアタービンは不動作時には空気力学的なクラッディング内にあり、緊急の状況下にて機械的に展開される。

航空機のシステム構成に応じて、空気流によって駆動されるラムエアタービンのロータシャフトは油圧ポンプや発電機に動力を供給する。ラムエアタービンのエネルギーはこの場合、特に主要な飛行制御のために使用される。

ラムエアタービンシステムは、展開機構（伸展機構）及び回転構成部品の観点から機械的に複雑である。そのシステム性能が飛行速度の低下及び外気圧の低下とともに減少するのに対して、緊急用パワーは特に着陸の直前又は着陸中においてその必要性が高い。ラムエアタービン及びその動作性は、永続的に監視し続けることができない。ラムエアタービンは、航空機の境界層により極力影響を受けない気流にて最大パワーを保証できるに過ぎない。このため、ラムエアタービンを航空機に組み込むことは複雑なプロセスである。

本発明の目的は、改善された緊急用電源供給システムを提供することにある。

本発明の典型的な実施形態では、上記目的が航空機への電源供給用の燃料電池システムによって達成され、該システムは、燃料電池と、水素タンクと、酸素タンクを備え、水素タンク及び酸素タンクが燃料電池への供給のために燃料電池に接続される。

本実施形態の燃料電池システムは、燃料電池にその動作中、例えば、航空機の高度が高く外気圧が低い場合であっても、絶えず充分な量の水素ガス及び酸素ガスが供給されることを常に保証する。燃料電池システムに水素及び酸素を、対応する容器又はタンクから直接供給することによって、燃料電池システムの急速な起動が保証され、その際、燃料電池への供給前に周囲空気を圧縮する必要がない。燃料電池システムは可動部品を全くもたないか又は殆ど可動部品をもたないので、非常に高いシステム可用性が保証される。

本発明の別の典型的な実施形態では、燃料電池が低温燃料電池として設計され、該燃料電池は航空機のキャビン内に配置される。

燃料電池を航空機のキャビン内に配置することによって、通常の航空機運航において充分に高い周囲温度が常時有利に提供され、これにより燃料電池を直接かつ迅速に起動でき、ウォームアップ段階をなしにすることさえできる。これによって有利には加熱エネルギー、つまり燃料電池をキャビンの加熱された加圧領域外に周囲条件下で設置される場合には必要とされるエネルギーを節減できる。

本発明の別の典型的な実施形態では、水素タンクが水素圧縮ガスシリンダとして設計され、酸素タンクが酸素圧縮ガスシリンダの形態とされる。

これは、水素源及び酸素源について信頼性及び融通性の高い蓄積及び貯蔵をもたらす。例えば、水素圧縮ガスシリンダ及び酸素圧縮ガスシリンダは、保守要員の手が容易にとどくとともに、それらの動作性をチェックし、あるいはシリンダの交換を行えるように格納できる。これによって緊急システムのための保守費用や修繕費用が大幅に削減される。

本発明の別の典型的な実施形態では、酸素タンクがさらに、キャビン内の圧力低下中に緊急用酸素を乗客に供給するために使用される。その結果、有利にも緊急用供給部品（酸素貯蔵部）を削減でき、これにより燃料電池システムに対する別個の追加酸素タンクの必要がなくなる。また、燃料電池システムの酸素タンクは、乗客への緊急用酸素の供給と同時に燃料電池への供給のために設計することができ、安全性をさらに高める冗長度がもたらされる。

本発明の別の典型的な実施形態では、燃料電池システムがまた配電ユニットを備える。この燃料電池システムは、正常な航空機の運航中に不動作とされ、配電ユニットは、電力不足を想定して燃料電池システムを自動的に作動できるように設計される。

このことは有利にも、燃料電池システムが正常な航空機運航中、（緊急運転中に該システムがアクセスする）リソースを何ら消費しないことを保証し、これにより緊急システム用の保守費用が削減される（その理由については、例えば水素タンク及び酸素タンクが、燃料電池システムの使用後又は指定された保守期間後においてのみ交換を要することによる）。また配電ユニットは、例えば、航空機の電源供給システムの電圧低下に応答して、燃料電池システムを自動的かつ迅速に作動させるように設計される。システムの信頼性を高めるために、燃料電池システムの自動的な接続については、電力不足又は電圧低下を想定して、リレー又は相応のスイッチング素子が自動的に燃料電池システムを作動させるようになっている。

本発明の別の典型的な実施形態では、燃料電池システムがさらにコンバータ（変圧装置）を有し、これは、機上動作に適した電流特性又は電圧特性を得るために設計される。

また、少なくとも１つの燃料電池を冷却するために設計された冷却システムを接続できる。これは、燃料電池の電力が上昇した場合でも、望ましくない燃料電池動作温度の上昇を防ぐことを保証する。その結果、燃料電池を連続して動作させることができる。

また、電力需要の変動時に変化する条件に合わせてシステム電力を調整するために、変圧装置又は別の調整デバイス（例えば、配電ユニット）が燃料電池を接続し又は該接続を解除する。

本発明の別の典型的な実施形態では、燃料電池システムがまた、燃料電池の温度を調節するための温度調節デバイスを備えることで、燃料電池の温度を予め決められた範囲内に維持できる。

この温度調節デバイスは、燃料電池を冷却するために使用されるだけでなく、加熱目的、例えば、燃料電池の充分な開始温度を与えるためにも使用できる。これにより、燃料電池システムの起動段階を短縮できる。

本発明の別の典型的な実施形態では、燃料電池システムがまた油圧ポンプを備え、これは燃料電池の電流によって駆動され、油圧ポンプは油圧エネルギーを航空機制御システムに提供するように設計される。これは、充分な油圧動力が常に、航空機制御システムのために利用可能であることを保証する。

本発明の別の典型的な実施形態では、簡単かつ迅速で信頼性の高い方法が航空機における緊急用電源供給用に提示され、この場合、水素タンクからの水素が、燃料電池に水素ガスを提供するために燃料電池に供給される。また、燃料電池に酸素ガスを供給する目的で、酸素が酸素タンクから燃料電池に供給される。燃料電池に供給される水素ガス及び酸素ガスは、緊急用電源供給のために、燃料電池内部の電気エネルギーの生成に使用され、水素タンク及び酸素タンクが燃料電池に接続されて燃料電池への供給を行う。本方法を用いることは、外気と独立した航空機の緊急用電源供給が短時間の起動段階をもつとともに、可動の機械的構成部品を伴わずに広汎に設計できるように保証する。

別の典型的な実施形態では、燃料電池スタックが「行き止まり（ｄｅａｄ−ｅｎｄｅｄ）」（縦列接続）とされるか、又は循環する流れ（例えば、ジェットポンプ）を介して該スタックを動作でき、これは排出物を最小限に抑えるためである。

別の典型的な実施形態では、受動の水分離器を圧力調整用に一体化した構成部品として使用することができる。

なお、本発明のさらに別の典型的な実施形態は、従属請求項及び独立請求項に記載される。

本発明の好ましい典型的な実施形態について図面を参照して以下に説明する。

図１はラムジェットタービンの一例を示しており、基本的にロータ１と油圧ポンプ２から構成される。このラムジェットタービンは不動作状態において引き込まれており、緊急時、例えば、エンジンや機内の油圧システム又は発電機の故障時において、機械的に展開される。気流がロータに当たって機械的エネルギーを生成し、このエネルギーで油圧ポンプ２を駆動する。複雑な伸展機構（該機構は機械的応力に耐えられる必要がある。）及び回転構成部品のせいで、ラムジェットタービンの構成及びその取付構造が機械的に複雑となる。ラムエアタービン及びその動作性は、原則として連続的に監視できず、よって追加的な保守上の労力を必要とする。

図２は、本発明の典型的な実施形態による燃料電池緊急システムを概略的に示す。図２から分かるように、この燃料電池緊急システムは、絞り弁４２，４３と、配電ユニット４６と、スイッチ及びライン４４，４５と、燃料電池デバイス４を備え、該燃料電池デバイスは複数の燃料電池を有する燃料電池スタック４１を具備する。この燃料電池デバイス４は耐火性ハウジング１０内に配置され、該ハウジングは、例えば、火災検知器及び消火設備をも収容可能である。排気、つまり燃料電池デバイス４の作動中に生じる排出ガスは、通気ライン４７及び絞り弁４２，４３によってハウジング１０から除去される。

燃料電池４１には水素及び酸素が供給される。このために、水素供給デバイス５及び酸素供給デバイス６が設けられ、これらは、それぞれに対応したライン４８，４９を介して燃料電池デバイス４に接続される。

水素供給デバイス５は基本的に、水素貯蔵部５１と、弁５２，５３，５４，５６と、供給ライン５８と、フィルタ５５を備える。また水素供給デバイス５は通気ライン５７を備える。

水素タンク５１は水素圧縮ガスシリンダ５１として設計することができ、これは保守が容易で迅速に取り替えられる。水素供給デバイス５は耐火性ハウジング１０内に配置でき、例えば、同ハウジング１０には燃料電池デバイス４が組み込まれる。但し、当然ではあるが、これを別のハウジング１０にすることもできる。

水素タンク５１に蓄えられた水素はライン４８を介して燃料電池４１に放出される。この放出率は圧力調整弁５２及びこれと直列に接続したソレノイド弁５３を用いて設定できる。また安全弁を設けることもでき、これは、例えば燃料電池デバイス４から水素タンク５１内に戻るガス流を防止できる。この安全弁５４はまた、望ましくない燃料電池デバイス４への水素の過剰供給を防止するためにも使用できる。冗長な３つの弁５２，５３，５４によって、高いレベルのシステム安全性が保証される。また、フィルタ５５を例えば、水素供給デバイス５内に設けることができ、これは、弁５２乃至５４の後段に配置されて、燃料電池４１へとガスが導入される前にガスのフィルタリングを提供する。勿論、フィルタはまた、燃料電池４１、つまり燃料電池デバイス４の直前に位置することもできる。

また、圧力逃がし弁又は圧力調整弁５６については、過度の圧力上昇又は水素の過剰供給を想定して、ハウジング１０から水素を放出させるために設けることができる。ライン５７がこのために使用される。例えば、ハウジング１０が耐火性とされる。

ライン５８は、例えば、ハウジング１０の内部とハウジングの周囲環境の間で換気を行うために使用される。

酸素は酸素供給デバイス６を介して供給され、これは基本的に酸素タンク６１と、弁６２，６３，６４，６６と、フィルタ６５を有する。この酸素タンク６１は、例えば圧縮ガスシリンダとして設計でき、保守や交換を容易かつ迅速に行える。

燃料電池４１に酸素を供給することに加えて、この酸素タンク６１はまた緊急用酸素を乗客に供給するために使用できる。例えば、この場合に冗長な酸素タンクを使用できることで、緊急時にこの酸素タンクから酸素を得ることができ、その逆もまた成立し、燃料電池４１が乗客に提供される酸素を利用できる。

弁６２はラインシステム４９内の圧力を調整するために使用される。またソレノイド弁６３を設けることができ、これは制御弁６２に対してその上流又は下流に接続される。また安全弁６４を設けることもできる。直列接続された冗長な弁６２乃至６４によって、システム安全性を高めるととともに、燃料電池デバイス４への酸素供給について信頼性の高い調整が可能となる。

圧力逃がし弁６６は、酸素供給デバイス６からの酸素を、通気ライン６７を介して放出するために使用できる。

燃料電池緊急システムは、正常な航空機運航中に不動作とされる。配電ユニット４６は、電線及びスイッチ４４，４５を備え、航空機の電力不足を想定して燃料電池緊急システムを自動的に作動させるとともに、燃料電池緊急システムによって生成される電流や電気エネルギーを、航空機において対応する消費部に供給するために設計される。このために、逃がし弁４２，４３，５６，６６と同様に、絞り弁及び調整弁６２乃至６４や５２乃至５４、及びスイッチ４４，４５は、例えば配電ユニット４６に統合された中央制御部によって自動的に作動できる。この配電ユニット４６は、この目的のために調整デバイスとして設計することができ、燃料電池デバイス４の出力及び燃料電池４１の原材料（水素及び酸素）の供給を調整する。

またコンバータユニット９を設けることもでき、これは基本的にＤＣ（直流）／ＤＣ（直流）コンバータ９１と、ＤＣ（直流）／ＡＣ（交流）コンバータ９２を備える。これらのコンバータ９１，９２はライン９３，９４や、必要であれば燃料電池デバイス４とのライン９５，９６によって接続され、機上動作に適切な電流／電圧特性を得るために使用される。これによって有利には、エネルギー必要量が変動する場合であっても、充分な電力を常に一定の電圧で提供することが保証される。このコンバータシステム９はまた、配電ユニット４６に接続することで、コンバータユニット９と配電ユニット４６との間で情報を交換できる。例えば、配電ユニット４６はコンバータユニット９からの信号に応答して酸素及び水素の供給量を増加させることができ、その際、この信号は十分な電力が供給されていないことを示す。

本発明の典型的な実施形態では、燃料電池緊急システムは４０ｋＷの電力を連続して３０分間出力することができる。

また冷却ユニット７を設けることもでき、該ユニットは燃料電池４１の冷却に設けられる。この冷却ユニット７は基本的に、冷却素子７１、三方弁７３、ポンプ７２、フィルタ７４、流出分貯蔵部及び／又は冷媒貯蔵部７５を備える。またこれらに対応したライン７６，７７が設けられる。これによって冷却循環が行われ、該循環によって燃料電池４１を有利な動作温度に維持できる。勿論、冷却システム７はまた、温度調節デバイス７として設計することができ、これは、動作中に燃料電池４１を冷却するだけでなく、燃料電池４１を加熱して、例えば、燃料電池が充分に早く起動できるようにするためである。その結果、燃料電池４１の温度を、予め決められた範囲（例えば、５°Ｃを超える範囲）に維持できる。この冷却又は温度調節システム７は調整デバイス４６に接続することができ、よって冷却容量又は加熱容量の集中調節が実現される。これにより有利には、燃料電池４１の起動段階が、例えば航空機の飛行制御等の必要条件に応じて、数秒間だけ持続すれば済むように保証される。

燃料電池緊急システムはまた、油圧ポンプシステム８を備えることができ、これは電動式油圧ポンプ８３を備え、該ポンプが対応するライン８１，８２によってコンバータ９に接続される。

油圧ポンプ８３のモータガバナは、代替的に別個の電気接続部を介して機上電力の供給を受けることができ、これはポンプ８３が燃料電池緊急システムと独立に動作できるようにするためである。

電力不足が航空機の機上で検出された場合に、制御及び調整弁６２乃至６４と５２乃至５４は、ライン４９，４８を介して燃料電池４１に酸素ガス及び水素ガスを供給するように設定される。燃料電池４１に供給された水素ガス及び酸素ガスは、航空機内での緊急用電源供給のために、燃料電池内で電気エネルギーを生成するために使用される。集中調整又は配電デバイス４６は、個々の構成部品、つまり弁６２乃至６４，５２乃至５４，５７，６７，４１，４２や、温度調節デバイス７、コンバータデバイス９、及び油圧ポンプ８を調整するために使用できる。

この燃料電池緊急システムは外気と独立しており、該システムはシステム可用性が非常に高いが、これは殆ど可動部品をもたないか又は可動部品を全くもたないからである。電源供給に支障が生じた場合には、必要な電力を充分に早く供給することができる。ラムジェットタービンとは異なり、電力が飛行高度、飛行速度、及び入射気流の角度とは独立に出力される。圧力ポンプの最大レベルは電気的に監視することができる。この監視によって、ラムジェットタービンに比べて保守費用が下がり、またガスシリンダを、定期検査時に消火シリンダと同様に交換できる。なお、本システムについては機能テストを義務付けることができる。

外気と独立した緊急システムは、旅客航空機の機上での動作に使用できる。システムの主要な構成部品は、コンパクトな燃料電池スタック４１、水素ガスタンク５１及び酸素ガスタンク６１、減圧弁、磁気遮断弁及び調整弁６２乃至６４，６６，５２乃至５４，５６，４１，４２、そして潜在的には、電気コンバータ９１，９２を備え、これは、電気エネルギーを機上ネットワークや、潜在的には燃料電池スタック４１用の冷却システム７に供給するためである。

水素タンク５１及び酸素タンク６１並びにそれらを使用可能なガス量については、全エンジンの故障を想定して、システム動作時間が残りの飛行時間を保証するのに充分なサイズであることを要する。この場合に、複合材料で形成された最近の高圧ガスタンクが有利であり、これらのタンクによって、必要とされる燃料量が少ない状態での好ましいタンク重量が可能となり、該タンクはガス損失率が低いという特徴がある。圧力タンクの最大レベルは電気的に監視できる。これを低量の漏損と併せて監視することによって、保守期間を延ばすことが可能となる。燃料電池が電力を供給し、該電力は、航空機における機上での需要に基づいて、例えば、電動ポンプ８３による飛行制御のための油圧動力に変換される。

本発明の実施については、図示した好ましい実施形態に限定されない。それどころか、本発明による既述の解決策及び原理を基本的に異なる実施形態で利用した、数多くの変形例が考えられる。

また、「備える」という語は、その他の要素又はステップを排除するものではなく、また、「１つの」は、複数を排除するものではないことに留意すべきである。さらには、前記実施形態の１つを参照して述べた特徴又はステップは、他の前述の実施形態の異なる特徴又はステップと組み合わせて使用できることにも留意されたい。請求項における参照符号は、限定の意味に解すべきでない。

ラムエアタービンを概略的に示す図である。 本発明の典型的な実施形態による燃料電池システムを概略的に示す図である。

Claims (13)

1. 航空機に電力を供給する燃料電池システムであって、
   燃料電池（４１）と、
   水素タンク（５１）と、
   酸素タンク（６１）と、
   配電ユニット（４６）を備え、
   前記燃料電池（４１）への供給のために、前記水素タンク（５１）及び前記酸素タンク（６１）が前記燃料電池（４１）に接続されており、
   正常な飛行運転中には前記燃料電池システムが動作せず、
   機上の消費部への電力供給が不足した場合に、前記配電ユニット（４６）が前記燃料電池システムを作動させるように構成された燃料電池システム。
2. 前記燃料電池（４１）が低温燃料電池（４１）であり、
   前記燃料電池（４１）が、航空機において加圧されかつ空気調節された領域内に配置される、請求項１に記載の燃料電池システム。
3. 前記水素タンク（５１）が水素圧縮ガスシリンダであり、
   前記酸素タンク（６１）が酸素圧縮ガスシリンダである、請求項１又は２に記載の燃料電池システム。
4. 前記酸素タンク（６１）は、キャビン内の圧力が低下した場合に、緊急用酸素を乗客に供給するために使用可能とされる、請求項１から３のいずれか１項に記載の燃料電池システム。
5. 機上動作に適した電流特性又は電圧特性を得るために設計したコンバータをさらに備える、請求項１から４のいずれか１項に記載の燃料電池システム。
6. １つ以上の前記燃料電池（４１）を冷却するために設計した冷却システム（７）をさらに備える、請求項１から５のいずれか１項に記載の燃料電池システム。
7. 航空機制御システムに油圧動力を供給するために設計した、前記燃料電池（４１）により駆動される油圧ポンプ（８）をさらに備える、請求項１から６のいずれか１項に記載の燃料電池システム。
8. 冷却システム（７）に統合されるとともに、前記燃料電池（４１）の温度を調整するために設計した温度調節及び加熱装置をさらに備えることで、前記燃料電池（４１）の温度が予め決められた範囲内に維持可能とされる、請求項６又は７に記載の燃料電池システム。
9. 前記燃料電池システムが燃料電池緊急システムである、請求項１から８のいずれか１項に記載の燃料電池システム。
10. 油圧ポンプ（８３）用のモータガバナをさらに備え、
    前記油圧ポンプ（８３）用のモータガバナが、前記燃料電池システムによる電源供給部に加えて機上電源部との電気接続部をさらに備える、請求項７から９のいずれか１項に記載の燃料電池システム。
11. 請求項１から８のいずれか１項に記載の燃料電池システムを備えた航空機。
12. 請求項１から８のいずれか１項に記載の燃料電池システムの使用方法。
13. 航空機における緊急用電源供給のための方法であって、
    燃料電池（４１）に水素ガスを与えるために、水素タンク（５１）から燃料電池（４１）に水素を供給するステップと、
    前記燃料電池（４１）に酸素ガスを供給するために、酸素タンク（６１）から前記燃料電池（４１）に酸素を供給するステップと、
    前記燃料電池（４１）に供給された前記水素ガス及び前記酸素ガスを用いて緊急用電源の目的で前記燃料電池（４１）の内部で電気エネルギーを生成するステップを有し、
    前記燃料電池（４１）への供給のために、前記水素タンク（５１）及び前記酸素タンク（６１）を前記燃料電池（４１）に接続する方法。

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