JP2009292368A

JP2009292368A - 航空機における燃料電池用空気の供給システムおよび供給方法

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Publication number: JP2009292368A
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Inventors: Hidefumi Saito; 英文斎藤
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Abstract

【課題】航空機における機内空気の圧力エネルギと燃料電池から放出される熱エネルギを有効活用することで、航空機に搭載される燃料電池に、飛行高度に関わらず適正な圧力と流量の空気を無理なく供給する。
【解決手段】航空機に搭載される燃料電池１の発電反応に必要な空気として、圧縮装置１０により圧縮された機外空気を、燃料電池１の空気極１ａ側に供給する。キャビン１４から排気される機内空気が第１タービン１１の作動流体として用いられる。空気極１ａ側から流出する排気ガスが第２タービン１２の作動流体として用いられる。各タービン１１、１２の排気口は機外空間に連通される。第１タービン１１の発生動力と第２タービン１２の発生動力が、圧縮装置１０による機外空気の圧縮動力として利用される。
【選択図】図１

Description

本発明は、航空機に搭載された燃料電池において発電反応に必要な空気を、その燃料電池の空気極側に供給するためのシステムに関する。

航空機においては、補助動力装置（ＡＰＵ）により機内で必要とされる電力の供給が行われている。従来の補助動力装置はガスタービンにより動力を発生させているため、燃料の燃焼エネルギの有効活用割合であるエネルギ利用率が低い。そのため、エネルギ効率が改善された補助動力源が求められている。また、航空機におけるメインエンジンのスタータは補助動力装置からの抽気により作動し、空調装置は補助動力装置やメインエンジンからの抽気によって作動するのが一般的であるが、抽気による作動はエネルギロスが多いことから、電動モータによる作動に変わる方向にある。さらに、航空機に搭載されるアクチュエータについても、従来は主動力源であるメインエンジンを動力源とする油圧式のものが主流であったが、不必要に作動油を昇圧するためエネルギ消費が多い。そのため、エネルギ消費の削減や油圧配管の保守の煩雑さをなくす目的と、最近の電動モータ技術の進歩により、小型軽量の電動モータをアクチュエータとして利用する動向にある。

そのような電動化による電力需要の増加とエネルギ利用効率改善のため、燃料のエネルギへの変換効率が高く、容易に電力を供給できる燃料電池を補助動力源として利用することが図られている。航空機に搭載される燃料電池としては、例えば固体電解質（ＳＯＦＣ）型燃料電池のようにエネルギ変換効率が例えば６０％〜６５％と高いものが望ましい。しかし、固体電解質型燃料電池のようにセルを例えば６００℃〜１０００℃程度の高温に維持する必要がある燃料電池においては、セルに供給された空気が排気される際にエネルギが熱として放出されることから、その熱エネルギの回収が要求される。また、電解質でのエネルギ密度を上げるため、セルに供給される空気の圧力を、燃料電池の耐圧強度を過度に高める必要がない程度に大気圧より高くすることが望まれる。

そこで、コンプレッサと、このコンプレッサに接続されたタービンと、このタービンに接続された発電機とを備え、コンプレッサによる圧縮空気を燃料電池の空気極側に供給し、且つ、空気極側からの排気ガスをタービンに作動流体として導入するシステムを、航空機において用いることが考えられる（非特許文献１、特許文献１参照）。これにより、燃料電池からの排気ガスによりタービンが駆動され、タービンの発生動力がコンプレッサによる空気の圧縮に利用され、さらにタービン発生動力に余剰があれば発電機により発電されるので、燃料電池から放出される熱エネルギを回収できる。
君島真仁、木村泰康、笠木伸英「マイクロガスタービン・燃料電池ハイブリッドシステムの部分負荷特性」２００２年６月、第２１回エネルギ・資源学会研究発表会講演論文特開２００４−２１１７０６号公報

上記非特許文献１に示されたシステムは、航空機ではなく地上に設置された燃料電池に空気を供給するために構成されたものである。そのため、非特許文献１に示されたシステムを航空機において使用した場合、機外空気をコンプレッサにより圧縮した後に燃料電池に供給することになる。しかし、機外空気の圧力は航空機の高度上昇に伴って低下するため、燃料電池への適正な空気供給圧力と機外空気との比が非常に高くなり、コンプレッサの圧縮に要する動力が増加する。そのため、燃料電池からの排気ガスを利用したタービンの発生動力のみでは、機外空気の圧縮に要する動力を賄うことが困難になるおそれがある。

上記特許文献１は、航空機に搭載された燃料電池に供給される空気として、客室用の機内空気を用いることを提案している。客室用の機内空気は上空では空調装置によって機外空気よりも昇圧されていることから、機外空気を圧縮する場合に比べてコンプレッサの圧縮に要する動力を低減できる。しかし、通常キャビンから換気のために排気される機内空気の流量に比べて、燃料電池に必要とされる空気の流量は少ないことから、客室用機内空気の多くは燃料電池のために利用されることなく機外に排気される。すなわち、機内空気を圧縮する際に機内空気の圧力エネルギを十分に有効活用できない。そのため、燃料電池からの排気ガスを利用したタービンの性能を高めても、客室用機内空気が機外に排出される際には、回収できないエネルギが多く存在することになる。

本発明は、上記従来技術の問題を解決できる航空機における燃料電池用空気の供給システムおよび供給方法を提供することを目的とする。

本発明は、航空機に搭載された燃料電池において発電反応に必要な空気を、前記燃料電池の空気極側に供給するためのシステムであって、圧縮装置と、第１タービンと、第２タービンとを備え、前記圧縮装置により機外空気が圧縮されるように、前記圧縮装置の吸気口に前記航空機の機外空気導入口が接続され、前記圧縮装置による圧縮空気が前記空気極側に供給されるように、前記圧縮装置の排気口に前記空気極の吸気口が接続され、前記航空機のキャビンから排気される機内空気が前記第１タービンの作動流体として用いられるように、前記第１タービンの吸気口に前記キャビンの機内空気排気口が接続され、前記第１タービンの排気口は機外空間に連通され、前記空気極側から流出する排気ガスが前記第２タービンの作動流体として用いられるように、前記第２タービンの吸気口に前記空気極の排気口が接続され、前記第２タービンの排気口は機外空間に連通され、前記第１タービンの発生動力と前記第２タービンの発生動力が前記圧縮装置による機外空気の圧縮動力として利用されるように、前記前記第１タービンの出力と前記第２タービンの出力を前記圧縮装置に伝達する出力伝達手段を備える。
本発明によれば、第１タービンの吸気口に導入される機内空気の圧力と、第１タービンの排気口に通じる機外空気の圧力との差により、キャビンから排気される機内空気を作動流体として第１タービンが駆動される。この第１タービンの発生動力が圧縮装置による機外空気の圧縮動力として用いられる。これにより、機内空気が有する圧力エネルギを、上空における低圧の機外空気を圧縮する際に無駄なく有効活用できるので、その機内空気が有する圧力エネルギと、燃料電池からの排気ガスを利用した第２タービンの発生動力により、機外空気を圧縮するのに要する動力を賄うことができる。
なお、第２タービンの作動流体は、空気極側から流出する排気ガスを含んでいれば、それ以外の例えば燃料電池の燃料極側から流出する排気ガスが混合されていてもよい。さらに、第２タービンの作動流体に燃料電池の燃料極側から流出する排気ガスが混合される場合、その燃料極側の排気ガスに含まれる未燃ガスを空気極側の排気ガスとの混合時に燃焼させる燃焼器を備えているのが好ましい。

前記圧縮装置は、第１ターボ圧縮機と第２ターボ圧縮機を有し、前記出力伝達手段として、前記第１タービンの羽根車と前記第１ターボ圧縮機の羽根車を同軸に一体回転するように連結する第１回転シャフトと、前記第２タービンの羽根車と前記第２ターボ圧縮機の羽根車を同軸に一体回転するように連結する第２回転シャフトとを有し、両回転シャフトは互いに独立して回転するものとされ、前記第１ターボ圧縮機による圧縮後の機外空気が前記第２ターボ圧縮機により圧縮されるように、両ターボ圧縮機は互いに直列に接続されるのが好ましい。
第１ターボ圧縮機をキャビンからの機内空気を作動流体とする第１タービンにより駆動し、第２ターボ圧縮機を燃料電池の排気ガスを作動流体とする第２タービンにより駆動できる。これにより、キャビンから排気される機内空気流量や、燃料電池による必要電力量は、キャビンの大きさや搭載電子機器の数等の航空機の仕様に応じて定まるが、第１ターボ圧縮機と第２ターボ圧縮機を個別に駆動できることで、設計の自由度が大きくなり、そのような仕様の相異に柔軟に対応できる。この場合、第１ターボ圧縮機の数と第２ターボ圧縮機の数は限定されず、機体仕様に応じて第１ターボ圧縮機の数と第２ターボ圧縮機の数とが相異してもよく、例えば、３台の第１ターボ圧縮機が互いに並列に接続され、２台の第２ターボ圧縮機が互いに並列に接続されてもよい。
あるいは、前記圧縮装置は少なくとも一つのターボ圧縮機を有し、前記ターボ圧縮機の羽根車、前記第１タービンの羽根車、および前記第２タービンの羽根車は、同軸中心に同行回転するように一体化されていてもよい。例えば、圧縮装置を構成する１〜２個の羽根車、第１タービンを構成する１個の羽根車、第２タービンを構成する１個の羽根車の合計３〜４個の羽根車を、１本のシャフトにより結合することで、圧縮および膨張のための機構を小型化し、比較的小型の航空機に適したものにできる。これにより、本発明を適用可能な機体規模の範囲を広げることができる。
前記第２回転シャフトに同軸かつ一体的に接続されるロータを有する発電機を備えるのが好ましい。これにより、第２タービンでの空気の膨張仕事が第２ターボ圧縮機での空気の圧縮動力よりも大きい場合、発電機において発電がなされ、燃料電池から放出される熱エネルギを電力として回収できる。

前記航空機の翼に気体流路が、この気体流路を通過する気体の熱により前記翼の氷着防止必要箇所が加熱される位置に形成され、前記第２タービンの排気ガス、または、前記第２タービンの排気ガスにより加熱された気体が、前記気体流路に導入されるのが好ましい。
これにより、燃料電池からの排気ガスは第２タービンにおける膨張後も２００℃以上となっていることが多く、十分に高温であることから、燃料電池から放出される熱エネルギを第２タービンの発生動力として回収するだけでなく、第２タービンの排気ガスが有する熱により翼を加熱することで、翼の前縁外表面等の氷着防止必要箇所に氷が付着するのを防止できる。よって、着氷防止のために別途エネルギを消費する必要がなくなり、エネルギ消費を削減できる。

本発明方法は、航空機のキャビンから排気される機内空気を、排気口が機外空間に連通された第１タービンの作動流体として用い、前記航空機に搭載される燃料電池の空気極側から流出される排気ガスを、排気口が機外空間に連通された第２タービンの作動流体として用い、前記第１タービンの発生動力と前記第２タービンの発生動力を、圧縮装置による機外空気の圧縮動力として利用し、前記圧縮装置により圧縮された圧縮空気を、前記燃料電池の発電反応に必要な空気として前記空気極側に供給するものである。本発明システムは本発明方法を実施するために用いることができる。

本発明のシステムを用いて前記燃料電池の空気極側に発電反応に必要な空気を供給する際に、前記キャビンから排気される機内空気を、前記航空機に搭載される機器の発生熱により加熱した後に前記第１タービンに導入するのが好ましい。
通常、キャビンから換気のために排出される機内空気は、航空機に搭載される電子機器等の冷却に用いられた後に機外に排出される。そのため、従来技術のように機内空気を圧縮する場合、その圧縮前に機内空気は電子機器等の熱により昇温されていることから、圧縮に要する動力が機内空気の絶対温度に比例して増大することになる。例えば、圧縮前の機内空気が２０℃（２９３Ｋ）から電子機器等の熱により７０℃（３４３Ｋ）に昇温された場合、機内空気の圧縮に要する動力は１７％増加することになる。
これに対し本発明により、機内キャビンから換気のために排出される機内空気を航空機に搭載される機器の発生熱により加熱し、機内空気により駆動される第１タービンの発生動力を圧縮装置による機外空気の圧縮動力に利用することで、機内空気により機器を冷却でき、しかも第１タービンの発生動力を増大できる。この場合、前記キャビンから排気された機内空気を、前記第１タービンへの導入前に前記第２タービンの排気ガスにより加熱する加熱部を有するのが好ましい。これにより、第２タービンの排気ガスに残存している熱エネルギを機内空気に付与し、その機内空気の膨張により得られる第１タービンの発生動力を増大でき、より多くの熱エネルギ回収に貢献できる。また、第２タービンの排気ガスは、圧縮装置による圧縮空気を加熱することで低下した後でも、例えば１５０℃以上の高温が維持されることから、電子機器を冷却することで昇温したキャビンからの機内空気をさらに加熱するのに用いることができる。これにより、燃料電池による電力供給によって冷却対象となる電子機器が多くなったり、燃料電池での反応温度が高く設定されることで第２タービンの排気ガス温度が高くなる場合は、機外空気の圧縮のために用いられる第１タービンの発生動力が増大する。
さらに、前記キャビンから排気された機内空気が前記第１タービンへの導入前に前記発電機を冷却するように、前記ロータに機内空気の通過流路が形成され、前記通過流路を介して前記第１タービンの前記吸気口に前記キャビンの前記機内空気排気口が接続されているのが好ましい。これにより、発電機は機内空気により冷却されるので、放熱のために寸法を大きくする必要がなく、小型化できる。

本発明によれば、航空機における機内空気の圧力エネルギと燃料電池から放出される熱エネルギを有効活用することで、航空機に搭載される燃料電池に、飛行高度に関わらず適正な圧力と流量の空気を無理なく供給でき、さらに、燃料電池から放出される熱エネルギを有効活用できる。

図１は、航空機に搭載された燃料電池１において発電反応に必要な空気を供給する本発明によるシステムＡの構成を示す。燃料電池１は、空気極（カソード極）１ａ、燃料極（アノード極）１ｂ、及び両極１ａ、１ｂの間に配置される電解質１ｃを備え、空気極１ａ側に反応用空気がシステムＡを介して供給される。燃料電池１の種類は特に限定されず公知のものを用いることができる。燃料極１ｂ側に燃料ガスが燃料源１ｄから改質器１ｅを介して供給される。本実施形態では天然ガス等が燃料ガスとして改質器１ｅに供給され、改質器１ｅにおいて水素と一酸化炭素等に分割された後に、燃料極１ｂの導入口１ｂ′に導かれる。燃料ガスの種類は水素を供給できれば特に限定されず、水素そのものを供給してもよい。電解質１ｃの種類は特に限定されないが、航空機に搭載する上では液体よりも固体が好ましく、例えばＳＯＦＣ型燃料電池の電解質１ｃは酸化ジルコニウム等により形成される。燃料電池１は制御装置１ｆに接続され、発電反応により発生する電力は電圧や周波数を制御されて取り出される。

空気供給システムＡは、圧縮装置１０、第１ラジアルタービン（第１タービン）１１、第２ラジアルタービン（第２タービン）１２を備える。なお、タービンの種類は特に限定されない。

圧縮装置１０は、第１ラジアルコンプレッサ（第１ターボ圧縮機）１０ａと第２ラジアルコンプレッサ（第２ターボ圧縮機）１０ｂを有する。各ラジアルコンプレッサ１０ａ、１０ｂは公知の構成を有し、吸気口１０ａ′、１０ｂ′から吸引された気体は、高速回転する羽根車によりデフューザに押し出され、デフューザにて減速することで圧力回復され、スクロールによって圧縮され、排気口１０ａ″、１０ｂ″から高温の圧縮空気として流出される。第１ラジアルコンプレッサ１０ａの排気口１０ａ″に第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの吸気口１０ｂ′が接続されることで、両ラジアルコンプレッサ１０ａ、１０ｂは互いに直列に接続されている。第１ラジアルコンプレッサ１０ａと第２ラジアルコンプレッサ１０ｂは、それぞれ複数の羽根車を有する多段式でもよい。

各ラジアルタービン１１、１２は公知の構成を有し、吸気口１１ａ、１２ａに供給された気体は、スクロールからノズルに至り、ノズルで高速流とされた後に羽根車の外周面に至り、羽根車に羽根を介して力を作用させつつほぼ断熱膨張し、排気口１１ｂ、１２ｂから流出する。これにより、各ラジアルタービン１１、１２の羽根車は気体の膨張エネルギーを付与されることで回転する。第１ラジアルタービン１１と第２ラジアルタービン１２は、それぞれ多段式でもよい。

圧縮装置１０により機外空気が圧縮されるように、圧縮装置１０の吸気口１０ａ′に航空機の機外空気導入口１３が接続される。すなわち、第１ラジアルコンプレッサ１０ａの吸気口１０ａ′に機外空気導入口１３が接続され、その導入された機外空気が第１ラジアルコンプレッサ１０ａによる圧縮後に第２ラジアルコンプレッサ１０ｂにより圧縮される。圧縮装置１０による圧縮空気が空気極１ａ側に供給されるように、圧縮装置１０の排気口である第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの排気口１０ｂ″に、空気極１ａ側の吸気口１ａ′が再生熱交換器１６を介して接続されている。空気極１ａ側への供給空気の圧力は、例えば４００ｋＰａ（絶対圧）程度に設定される。

第１ラジアルタービン１１の吸気口１１ａに、航空機のキャビン１４の機内空気排気口１４ａが、発電機１８に形成された空気の通過流路を介して接続される。これにより、キャビン１４から換気のために排気される機内空気が第１ラジアルタービン１１の作動流体として用いられる。第１ラジアルタービン１１の排気口１１ｂは機外空間に連通される。航空機は、キャビン１４内の機内空気の温度および圧力の調整機能を有する空調装置１５を備え、高度上昇による機外空気圧力の上昇時に機内空気の圧力低下が規制される。例えば、キャビン１４の内圧が高度約２４３８ｍ（８０００ｆｔ）での気圧７７．３ｋＰａ（絶対圧）よりも低下せず、キャビン１４内の温度が設定温度になるように、空調装置１５は機内空気の圧力および温度を調整する。これにより、キャビン１４内の空気は乗員に適した圧力および温度に調整され、その圧力および温度が調整された機内空気が第１ラジアルタービン１１の作動流体として用いられる。なお、空調装置１５は公知のものを用いることができ、例えば航空機のメインエンジンからの抽出空気や機外空気導入口から導入された機外空気を昇温昇圧させるコンプレッサ、その昇温昇圧させた空気を膨張させることで冷気とするタービン、圧力調整バルブ等を備えるものを用いることができる。

第２ラジアルタービン１２の吸気口１２ａに、空気極１ａの排気口１ａ″と燃料極１ｂの排気口１ｂ″が燃焼器２１を介して接続される。これにより、空気極１ａの排気ガスが第２ラジアルタービン１２のタービンの作動流体として用いられる。燃料電池１からは、発電反応により生成された水蒸気等と共に、発電反応に供さなかった残りの空気や燃焼ガスが排気ガスとして排出される。その空気極１ａ側から排出される空気に含まれる酸素と、燃料極１ｂから排出されるガスが燃焼器２１において反応し、その燃焼ガスが第２ラジアルタービン１２に供給される。燃料極１ｂからの排気ガスの一部は改質器１ｅに戻されることで再利用される。また、燃料電池１における反応熱を改質器１ｅにおける改質反応に利用してもよい。なお、燃焼器２１は必須ではなく、空気極１ａの排気ガスが第２ラジアルタービン１２に直接に導入されてもよい。

第２ラジアルタービン１２の排気口１２ｂは、再生熱交換器１６、航空機の翼１７に形成された気体流路を介して機外空間に連通される。再生熱交換器１６において、第２ラジアルタービン１２の排気ガスが有する熱により、空気極１ａ側に供給される空気が昇温される。これにより、第２ラジアルタービン１２の排気ガスの熱エネルギが、空気極１ａ側への供給空気を予熱するために回収される。図２に示すように、翼１７に形成された気体流路１７ａは、この気体流路１７ａを通過する気体の熱により翼１７の氷着防止必要箇所が加熱される位置に配置され、本実施形態では翼１７の前縁の内部に形成されている。第２ラジアルタービン１２の排気ガスは、再生熱交換器１６における熱交換後も高温であり、例えば燃料電池１がＳＯＦＣ型である場合は２５０℃程度になる。これにより、第２ラジアルタービン１２の排気ガスが気体流路１７ａに導入されることで翼１７への氷着が防止される。なお、気体流路１７ａに、第２ラジアルタービン１２の排気ガスに代えて、第２タービンの排気ガスにより例えば熱交換器を介して加熱された機内空気等が導入されてもよい。

第１ラジアルタービン１１の発生動力と第２ラジアルタービン１２の発生動力が機外空気の圧縮動力として利用されるように、第１ラジアルタービン１１の出力と第２ラジアルタービン１２の出力が出力伝達手段により圧縮装置１０に伝達される。本実施形態においては、出力伝達手段として、第１ラジアルタービン１１の羽根車と第１ラジアルコンプレッサ１０ａの羽根車を同軸に一体回転するように連結する第１回転シャフト２０ａと、第２ラジアルタービン１２の羽根車と第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの羽根車を同軸に一体回転するように連結する第２回転シャフト２０ｂとを有し、両回転シャフト２０ａ、２０ｂは互いに独立して回転するものとされている。

発電機１８は例えば同機器とされ、図３、図４に示すようなロータ１８ａと、ロータ１８ａを囲むステータを有し、ステータに巻き付けられた捲線が制御装置１８ｂに接続される。ロータ１８ａに第２回転シャフト２０ｂが同軸に一体的に接続される。これにより、第２ラジアルタービン１２での空気の膨張仕事が第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの空気の圧縮動力より大きい場合、発電機１８において発電がなされる。ロータ１８ａの回転により発生する電力を取り出す際に、制御装置１８ｂにおいて電圧や周波数が制御される。また、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの機外空気の圧縮動力が第２ラジアルタービン１２の発生動力よりも大きい時、制御装置１８ｂは発電機１８を第２ラジアルコンプレッサ１０ｂを駆動する電動機として機能させる。これにより、発電機１８はシステムＡの起動時等は電動機として機能し、制御装置１８ｂから送られる電力により第２ラジアルコンプレッサ１０ｂを回転させる。なお、第２回転シャフト２０ｂ、ロータ１８ａ、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの羽根車、第２ラジアルタービン１２の羽根車により構成される一体的な回転体は、例えば第２回転シャフト２０ｂをジャーナルフォイル軸受とスラストフォイル軸受によって支持することで、高速回転時に非接触で支持されるのが好ましい。

キャビン１４から排気された機内空気が第１ラジアルタービン１１への導入前に発電機１８を冷却するように、ロータ１８ａに機内空気の通過流路１８ｄが形成され、通過流路１８ｄを介して第１ラジアルタービン１１の吸気口１１ａにキャビン１４の機内空気排気口１４ａが接続されている。すなわち、ロータ１８ａは、円筒状の磁性材製ロータ本体１８ｅ、ロータ本体１８ｅの外周に間隔おいて配置される一対の永久磁石１８ｆ、永久磁石１８ｆの間に配置される一対のスペーサ１８ｇ、永久磁石１８ｆとスペーサ１８ｇを覆う円筒形保護チューブ１８ｈ、ロータ本体１８ｅの両端面の外周近傍から突出する円筒状ガイド１８ｉ、１８ｊ、一方の円筒状ガイド１８ｉの先端開口を覆う環状部材１８ｋを有する。ロータ本体１８ｅの中心孔１８ｅ′と環状部材１８ｋの中心孔１８ｋ′に、第２回転シャフト２０ｂが挿通される。第２回転シャフト２０ｂの先端の雄ねじ部２０ｂ′にナット２５がねじ合わされ、第２回転シャフト２０ｂの外周に形成された段差２０ｂ″がロータ本体１８ｅの端面に押し付けられることで、ロータ１８ａと第２回転シャフト２０ｂは一体化される。ロータ本体１８ｅの中心孔１８ｅ′の周囲部に、軸方向に沿って一対の通孔１８ｅ″が形成され、環状部材１８ｋに複数の開口１８ｋ″が形成される。図１に示すように、環状部材１８ｋを覆うカバー２６に、ロータリージョイント等を有する配管部材を介して機内空気排気口１４ａが接続され、他方の円筒状ガイド１８ｊの先端開口を覆うカバー２７に、ロータリージョイント等を有する配管部材を介して第１ラジアルタービン１１の吸気口１１ａが接続される。これにより、各通孔１８ｅ″、各開口１８ｋ″、各円筒状ガイド１８ｉ、１８ｊの内部空間が通過流路１８ｄを構成する。通過流路１８ｄを通過する空気はロータ１８ａの軸方向に沿って流れ、図４において２点鎖線で示すロータ１８ａを通過する磁束Ｍはロータ１８ａの軸に垂直な面に沿う。そのため、ロータ本体１８ｅに形成される各通孔１８ｅ″は、ロータ１８ａの周方向において互いに間隔をおいて配置され、空気流が磁束Ｍを分断することなく流れるようにしている。また、各通孔１８ｅ″の形状をロータ１８ａの軸方向から見て弧形にすることで、空気流からロータ本体１８ｅへの伝熱面積を大きくし、発電機１８の冷却効果を高めている。さらに、ロータ１８ａの回転により通過流路１８ｄを流れる空気流は旋回するので、空気流からロータ本体１８ｅへの熱伝達係数を高めて発電機１８の冷却効果を高めることができる。これにより、燃料電池１の空気極１ａ側に空気を供給する際に、キャビン１４から排気される機内空気は、航空機に搭載される機器である発電機１８の発生熱により加熱された後に第１ラジアルタービン１１に導入される。なお、キャビン１４から排気される機内空気を加熱するのは発電機１８に限定されず、発電機１８の発生熱に代えて、あるいは発電機１８の発生熱と共に、電子機器、モータ、燃料電池１、第２ラジアルタービン１２等の、航空機に搭載される他の機器の少なくも一つの発生熱により加熱した後に、第１ラジアルタービン１１に導入してもよい。

上記実施形態によれば、第１ラジアルタービン１１の吸気口１１ａに導入される機内空気の圧力と、第１ラジアルタービン１１の排気口１１ｂに通じる機外空気の圧力との差により、キャビン１４から排気される機内空気を作動流体として第１ラジアルタービン１１が駆動される。第１ラジアルタービン１１の発生動力が圧縮装置１０による機外空気の圧縮動力として用いられる。これにより、機内空気が有する圧力エネルギを、上空における低圧の機外空気を圧縮する際に無駄なく有効活用できるので、その機内空気が有する圧力エネルギと、燃料電池１からの排気ガスを利用した第２ラジアルタービン１２の発生動力により、機外空気を圧縮するのに要する動力を賄うことができる。例えば、キャビン１４から換気のために排気される最小機内空気流量は、搭乗者数で定まる規定の換気流量から、上限値が規定されている機体からの空気漏れ流量を差し引いた値以上が確保される。一方、燃料電池１での必要空気量はその発電量から定まる。その最小機内空気流量は燃料電池１での必要空気量流量よりも多く、通常は２倍程度となるため、第１ラジアルタービン１１の発生動力を第１ラジアルコンプレッサ１０ａによる機外空気の圧縮動力として用い、第１ラジアルコンプレッサ１０ａでの圧縮比を大きくできる。これにより、キャビン１４での機内空気の圧力は高高度で地上よりも低くなるが、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂに導入される空気圧力を地上での圧力と同等とすることができ、飛行高度に関わらず適正な圧力と流量の空気を無理なく供給することが実現できる。しかも、第２ラジアルタービン１２の発生動力を第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの空気圧縮動力よりも大きくし、燃料電池１の排気ガスが有する熱エネルギを発電機１８により電力として回収できる。

さらに、キャビン１４から換気のために排出される機内空気を航空機に搭載される機器の発生熱により加熱することで、機内空気により機器を冷却でき、しかも、圧縮装置１０により機内空気を圧縮するために用いられる第１ラジアルタービン１１の発生動力を増大できる。例えば、第１ラジアルタービン１１の吸気口１１ａでの機内空気温度が発電機１８を冷却することで１００℃（３７５Ｋ）になり、機外空気温度が−４０℃（２３３Ｋ）である場合、第１ラジアルタービン１１の発生動力は第１ラジアルコンプレッサ１０ａの圧縮動力に対して、空気流量が同一であれば約１．６倍になる。また、上記のように第１ラジアルタービン１１に導入される機内空気流量は第１ラジアルコンプレッサ１０ａに導入される機外空気流量よりも多くなる。よって、第１ラジアルコンプレッサ１０ａでの圧縮比をより大きくできる。

圧縮装置１０は第１ラジアルコンプレッサ１０ａと第２ラジアルコンプレッサ１０ｂにより構成され、第１ラジアルコンプレッサ１０ａはキャビン１４からの機内空気を作動流体とする第２ラジアルタービン１２により駆動され、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂは燃料電池１の排気ガスを作動流体とする第２ラジアルタービン１２により駆動される。このように第１ラジアルコンプレッサ１０ａと第２ラジアルコンプレッサ１０ｂを個別に駆動できることで、設計の自由度が大きくなる。これにより、キャビン１４から排気される機内空気流量や、燃料電池１による必要電力量が、キャビン１４の大きさや搭載電子機器の数等の航空機の仕様に応じて変化しても、そのような仕様の相異に柔軟に対応することができる。

燃料電池１からの排気ガスは第２ラジアルタービン１２における膨張後も高温であることから、燃料電池１から放出される熱エネルギを第２ラジアルタービン１２の発生動力や発電機１８の発生電力として回収するだけでなく、第２ラジアルタービン１２の排気ガスが有する熱により翼１７を加熱することで、翼１７の前縁外表面等の氷着防止必要箇所に氷が付着するのを防止できる。よって、着氷防止のために別途エネルギを消費する必要がなくなり、エネルギ消費を削減できる。

また、機内空気により発電機１８を冷却することで、放熱のために寸法を大きくする必要がなく、発電機１８を小型化できる。特に、発電機１８を機内空気により冷却することで、発電機１８を構成する永久磁石１８ｆの減磁や保護チューブ１８ｈの強度低下等を防止できる。さらに、第１ラジアルタービン１１の発生動力の増大により第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの負担を低減できるので、第２回転シャフト２０ｂと一体回転するロータ１８ａの回転速度も低減できる。これにより、永久磁石１８ｆ等に作用する遠心力を低減し、保護チューブ１８ｈ等の安全余裕を小さくでき、発電機１８の設計の自由度を大きくできる。

以下の表１は、航空機の地上駐機時と２４３８ｍ上空巡行時における、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂと第２ラジアルタービン１２の吸気口１０ｂ′、１２ａと排気口１０ｂ″、１２ｂでの圧力（ｋＰａ、絶対圧）、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの吸気口１０ｂ′と排気口１０ｂ″での温度（絶対温度）、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの圧縮空気流量（ｋｇ／ｍｉｎ）、燃焼器２１の出口での空気温度（絶対温度）、第２ラジアルタービン１２の膨張比、第２ラジアルタービン１２の膨張ガス流量（ｋｇ／ｍｉｎ）、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの圧縮仕事（ｋＷ）、第２ラジアルタービン１２での空気の膨張仕事（ｋＷ）、発電機１８の発電量（ｋＷ）の一例を示す。地上での大気圧は１０１．３ｋＰａ（絶対圧）、上空での機外圧は７７．３ｋＰａ（絶対圧）、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂの圧縮比は４．０とし、第２ラジアルタービン１２での膨張後のガス圧力を機外圧力とした。この表１から、地上駐機時よりも上空飛行時に発電機１８の発電量が大幅に増加することを確認できる。

図５、図６は第１変形例に係り、発電機１８は上記実施形態と異なるロータ１８１を有する。ロータ１８１は、磁性材製ロータ本体１８１ｅ、ロータ本体１８１ｅの外周に間隔おいて配置される一対の永久磁石１８１ｆ、永久磁石１８１ｆの間に配置される一対のスペーサ１８１ｇ、永久磁石１８１ｆとスペーサ１８１ｇを覆う円筒形保護チューブ１８１ｈを備える。ロータ本体１８１ｅは、内側部材１８１ｍと、内側部材１８１ｍを覆う円筒形の外側部材１８１ｎを有する。ロータ１８１に第２回転シャフト２０ｂが一体化され、その一体化のための構成は特に限定されず、例えば上記実施形態と同様に、外側部材１８１ｎの両端面の外周近傍から円筒状ガイドが突出するものとされ、一方の円筒状ガイドの先端開口を覆う環状部材の中心孔と内側部材１８１ｍの中心孔１８１ｍ′に挿通される第２回転シャフト２０ｂの先端の雄ねじ部２０ｂ′にナット２５がねじ合わされ、第２回転シャフト２０ｂの外周に形成された段差２０ｂ″が内側部材１８１ｍに押し付けられることで、ロータ１８１と第２回転シャフト２０ｂが一体化されてもよい。外側部材１８１ｎの内周に雌ねじ１８１ｎ′が形成されている。内側部材１８１ｍは、中心孔１８１ｍ′の周囲部と、この周囲部から放射方向へ延びる複数の延出部を有する形状とされ、延出部の外周に雄ねじ１８１ｍ″が形成されている。内側部材１８１ｍと外側部材１８１ｎは、ねじ１８１ｍ″、１８１ｎ′を介して互いにねじ合わされることで一体化されている。これにより、外側部材１８１ｎと内側部材１８１ｍとで囲まれる複数の空間１８１ｅ″が通過流路１８ｄを構成する。通過流路１８ｄを通過する空気はロータ１８１の軸方向に沿って流れ、図６において２点鎖線で示すロータ１８１を通過する磁束Ｍはロータ１８１の軸に垂直な面に沿う。そのため、ロータ本体１８１ｅに形成される各空間１８ｅ″は、ロータ１８１の周方向において互いに間隔をおいて配置され、空気流が磁束Ｍを分断することなく流れるようにしている。また、通過流路１８ｄを流れる図５において矢印で示す空気流は、ロータ１８１の回転により旋回すると共に雌ねじ１８１ｎ′により攪拌されるので、空気流からロータ本体１８１ｅへの熱伝達係数を高めて発電機１８の冷却効果を高めることができる。他は上記実施形態と同様で同様部分は同一符号で示す。

図７は第２変形例に係り、第１ラジアルコンプレッサ１０ａ、第２ラジアルコンプレッサ１０ｂ、第１ラジアルタービン１１、および第２ラジアルタービン１２の羽根車は、回転シャフト２５を介して連結されることで、同軸中心に同行回転するように一体化されている。また、第２ラジアルタービン１２の排気口１２ｂから排出される排気ガスは、再生熱交換器１６を通過した後に、上記実施形態の翼１７に形成された気体流路に代えて、熱交換器により構成される加熱部３０を通過後に機外に排出される。キャビン１４から排気された機内空気は、加熱部３０を通過し、しかる後に第１ラジアルタービン１１に導入される。これにより加熱部３０は、キャビン１４から排気された機内空気を、第１ラジアルタービン１１への導入前に第２ラジアルタービン１２の排気ガスにより加熱する。他は上記実施形態と同様とされる。なお、第２変形例において、第２ラジアルタービン１２の排気ガスの一部を再生熱交換器１６を通過する前に加熱部３０に導き、その排気ガスの残部を再生熱交換器１６の通過後に上記実施形態と同様に翼１７に形成された気体流路に導いてもよい。

本発明は上記実施形態に限定されない。例えば、圧縮機を単一のターボ圧縮機により構成し、そのターボ圧縮機と第１、第２のタービンが、同軸に一体的に回転する羽根車を有するものとしてもよい。さらに圧縮機の種類は特に限定されず、各タービンの出力を圧縮機に伝達する手段も特に限定されない。

本発明の実施形態に係る空気供給システムの構成説明用ブロック図本発明の実施形態に係る翼の構成説明用斜視図本発明の実施形態に係る発電機のロータの部分破断分解斜視図本発明の実施形態に係る発電機のロータの断面図本発明の第１変形例に係る発電機のロータの部分破断斜視図本発明の第１変形例に係る発電機のロータの断面図本発明の第２変形例に係る空気供給システムの要部の説明用ブロック図

符号の説明

Ａ…空気供給システム、１…燃料電池、１ａ…空気極、１０…圧縮装置、１０ａ…第１ラジアルコンプレッサ（第１ターボ圧縮機）、１０ｂ…第２ラジアルコンプレッサ（第２ターボ圧縮機）、１１…第１ラジアルタービン（第１タービン）、１２…第２ラジアルタービン（第２タービン）、１４…キャビン、１７…翼、１７ａ…気体流路、１８…発電機、１８ａ、１８１…ロータ、１８ｄ…通過流路、２０ａ…第１回転シャフト、２０ｂ…第２回転シャフト、３０…加熱部

Claims

航空機に搭載された燃料電池において発電反応に必要な空気を、前記燃料電池の空気極側に供給するためのシステムであって、
圧縮装置と、
第１タービンと、
第２タービンとを備え、
前記圧縮装置により機外空気が圧縮されるように、前記圧縮装置の吸気口に前記航空機の機外空気導入口が接続され、
前記圧縮装置による圧縮空気が前記空気極側に供給されるように、前記圧縮装置の排気口に前記空気極の吸気口が接続され、
前記航空機のキャビンから排気される機内空気が前記第１タービンの作動流体として用いられるように、前記第１タービンの吸気口に前記キャビンの機内空気排気口が接続され、
前記第１タービンの排気口は機外空間に連通され、
前記空気極側から流出する排気ガスが前記第２タービンの作動流体として用いられるように、前記第２タービンの吸気口に前記空気極の排気口が接続され、
前記第２タービンの排気口は機外空間に連通され、
前記第１タービンの発生動力と前記第２タービンの発生動力が前記圧縮装置による機外空気の圧縮動力として利用されるように、前記前記第１タービンの出力と前記第２タービンの出力を前記圧縮装置に伝達する出力伝達手段を備える航空機における燃料電池用空気の供給システム。
前記圧縮装置は、第１ターボ圧縮機と第２ターボ圧縮機を有し、
前記出力伝達手段として、前記第１タービンの羽根車と前記第１ターボ圧縮機の羽根車を同軸に一体回転するように連結する第１回転シャフトと、前記第２タービンの羽根車と前記第２ターボ圧縮機の羽根車を同軸に一体回転するように連結する第２回転シャフトとを有し、両回転シャフトは互いに独立して回転するものとされ、
前記第１ターボ圧縮機による圧縮後の機外空気が前記第２ターボ圧縮機により圧縮されるように、両ターボ圧縮機は互いに直列に接続される請求項１に記載の航空機における燃料電池用空気の供給システム。
前記圧縮装置は少なくとも一つのターボ圧縮機を有し、
前記ターボ圧縮機の羽根車、前記第１タービンの羽根車、および前記第２タービンの羽根車は、同軸中心に同行回転するように一体化されている請求項１に記載の航空機における燃料電池用空気の供給システム。
前記航空機の翼に気体流路が、この気体流路を通過する気体の熱により前記翼の氷着防止必要箇所が加熱される位置に形成され、
前記第２タービンの排気ガス、または、前記第２タービンの排気ガスにより加熱された気体が、前記気体流路に導入される請求項１〜３の中の何れか１項に記載の航空機における燃料電池用空気の供給システム。
前記キャビンから排気された機内空気を、前記第１タービンへの導入前に前記第２タービンの排気ガスにより加熱する加熱部を有する請求項１〜４の中の何れか１項に記載の航空機における燃料電池用空気の供給システム。
航空機のキャビンから排気される機内空気を、排気口が機外空間に連通された第１タービンの作動流体として用い、
前記航空機に搭載される燃料電池の空気極側から流出される排気ガスを、排気口が機外空間に連通された第２タービンの作動流体として用い、
前記第１タービンの発生動力と前記第２タービンの発生動力を、圧縮装置による機外空気の圧縮動力として利用し、
前記圧縮装置により圧縮された圧縮空気を、前記燃料電池の発電反応に必要な空気として前記空気極側に供給する航空機における燃料電池用空気の供給方法。
請求項１〜４の中の何れか１項に記載のシステムを用いて前記燃料電池の空気極側に発電反応に必要な空気を供給する際に、前記キャビンから排気される機内空気を、前記航空機に搭載される機器の発生熱により加熱した後に前記第１タービンに導入する航空機における燃料電池用空気の供給方法。