JP2011520707A - ハイブリッド動力源によって動力を供給される航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、外部構造体（１２から２０）と、電気機器（３４）と、内燃推進手段（４０）と、推進手段に動力を供給するための手段とを備える、ハイブリッド動力源によって動力を供給される航空機であって、外部構造体の外面の少なくとも一部に配置される、光エネルギーを電力に直接変換するための複数の変換器（２４）と、前記変換器によって発生される電力を前記電気機器（３４）の瞬時消費量と比較するための手段（３２）と、もしあれば余剰電力を回収するための手段（３６）と、もしあれば前記余剰電力からの付加的な動力を前記推進手段（４０）に供給するための手段（３８）とをさらに備えることを特徴とする、航空機に関する。

Description

本発明は、エネルギー供給源の混合によって動力を供給される航空機に関する。

ほとんどの航空機は、内燃機関によって推進されている。これらは、低動力の航空機用の２または４ストロークピストンエンジン、またはより一般的には、より大きな動力の航空機用のターボ機械であり得る。

この種の推進手段は、炭化水素、本質的にガソリンまたは灯油を使用している。炭化水素のコストと、汚染の問題に払われる絶えず増加し続ける注意とを考慮すれば、炭化水素、および特に灯油の消費を低減できることが有利である。

このために、一つの試みとして、電気的に航空機を推進するための提案が行われている。このような環境の下では、エネルギー源は、蓄電池から、または場合により燃料電池から、それとも航空機の外部構造体に配置されるソーラーパネルから取られ、航空機は電気モータによって推進される。

それにもかかわらず、ソーラコレクタの現在のコストとこれらの相対的に低い効率とを考慮すれば、電気モータによって航空機を推進する用途は非常に限定されている。

それにもかかわらず、ソーラコレクタの効率を改善し、これらのコストを低減するために、多大な作業が現在行われている。

本発明の目的は、航空機の速度が余り速くない、例えば毎時３００キロメートル（ｋｍ／ｈ）よりも遅い場合に、炭化水素の消費が従来の解決法に比較して低減され得るエネルギー源の混合を航空機に提供することである。

この目的を達成するために、本発明は:
外部構造体と、
電気機器と、
内燃推進手段と、
推進手段にエネルギーを供給するための手段とを備える、ハイブリッド動力源を有する航空機であって、
光エネルギーを電気エネルギーに直接変換するための複数の変換器であり、外部構造体の外面の少なくとも一部分に配置される変換器と、
前記変換器によって発生される電気エネルギーを前記電気機器の瞬時消費量と比較するための手段と、
もしあれば余剰電気エネルギーを回収するための手段と、
もしあれば前記余剰電気エネルギーから取られる付加的なエネルギーを前記推進手段に送出するための手段とをさらに備えることを特徴とする、航空機を提供している。

本発明を提供するために、航空機は、光エネルギーを電気エネルギーに直接変換するための変換器によって発生される電気エネルギーにより構成される付加的なエネルギー源を有することが理解され得る。このような付加的なエネルギー供給手段は、航空機の電気機器の瞬時消費量を満足させるように使用されることが好ましく、任意の余剰電気エネルギーは、内燃型からなる推進手段に送出される。

このことは、利用できるエネルギー、および特に利用できる電気エネルギーの統括管理を最適化する。

本発明のもう１つの利点は、他の手段が故障の場合に、これが電気エネルギーの非常用電源を提供することである。

本発明の第１の実施形態では、航空機は、付加的なエネルギーを送出するための手段が、もしあれば前記余剰電気エネルギーによって動力を供給される少なくとも１つの電気モータを備え、前記電気モータが、前記推進手段と協働することを特徴とする。

この第１の実施形態では、光エネルギーを電気エネルギーに変換するための変換器によって発生される付加的な余剰エネルギーは、推進手段と協働する電気モータに動力を供給する働きをすることが理解され得る。

第２の実施形態では、航空機は、付加的なエネルギーを送出するための前記手段が、
水から水素を生成するための水素生成アセンブリであり、もしあれば前記余剰電気エネルギーを供給される前記水素生成アセンブリと、
熱エネルギー発生手段に水素を送出するための手段とを備えることを特徴とする。

この第２の実施形態では、電気エネルギーは、利用できる水から水素を生成する働きをし、また、手段は、内燃推進発生手段に水素を送出するために設けられることが理解され得る。

この第２の実施形態では、航空機は、
推進手段から排ガスのうちの少なくとも一部を凝縮するための手段と、
生成された凝縮液から液体水を回収するための手段と、
このようにして得られた水を水素生成アセンブリに供給するための手段とを備えることを特徴とすることが好ましい。

本発明の他の特徴および利点は、非限定的な例として与えられる本発明のさまざまな実施形態について次の説明を読むと、よりよく明らかになる。説明は、添付の図を参照してなされる。

光エネルギーから電気エネルギーへの変換器が装着されている航空機の略図である。 第１の実施形態のエネルギー発生装置のブロック図である。 電気エネルギーを供給するための第２の実施形態を示すブロック図である。

図１では、胴体１２、主翼１４および１６、ならびに水平尾翼１８および２０を有する航空機１０の外部構造体が、大雑把な略図に見られ得る。航空機１０の外部構造体のこれらの構成要素のそれぞれには、光エネルギーを電気エネルギーに変換するための変換器が装着されており、それぞれの参照符号２２、２４、２６、２８、および３０が与えられている。もちろん、図１は、単に例示として与えられており、光エネルギーから電気エネルギーへの変換器で覆われている領域は、航空機の特定の外部構造体に適応されるべきである。

初めに図２を参照して、付加的な電気エネルギーを航空機の推進手段に供給するための本発明の第１の実施形態の説明を続ける。

この図は、ソーラーパネル、例えば図１のパネル２４を示しており、このパネルは、電気マネージャ装置３２に接続される。電気マネージャ装置は、常時、航空機の電気機器３４の電気エネルギー要件を常に表現する制御信号Ｃを受信する。マネージャ装置３２の回路は、ソーラーパネルの組により瞬時に送出されている電気エネルギーの量を、航空機の電気機器の要求を表現する信号Ｃと比較するための手段を含む。これらの要求が存在する場合、次いで、ソーラーパネル２４等により発生される電気エネルギーの少なくとも一部分が、航空機の電気機器に伝達される。余剰電気エネルギーは、航空機がターボ機械によって推進される場合には、全体参照符号３８として与えられかつ航空機の推進手段の低圧シャフト、または高圧シャフトに結合される電気モータ手段を管理するための電子装置３６に伝達される。電子装置３６は、電気機械３８への動力供給を制御し、この電気機械３８は、電気スタータモータによって、またはモータとして動作することができる発電機によって構成されることが好ましく、かつすべての航空機推進手段に利用できる。

このように、本発明は、マネージャ装置３２により、２４などのソーラーパネルによって発生される電気エネルギーが航空機の電気機器３４に一次的に振り向けられることを可能にすることが理解され得る。航空機の電気機器の電気エネルギーの瞬時要求に応じて、この電気エネルギーの一部は、電気機器３４に伝達されることができ、その一部は、電子装置３６に伝達され得る。装置３２が任意の余剰電気エネルギーを検出した場合、これは、電子装置を介して電気モータ３８に動力を供給するように使用され、したがって、航空機の内燃機関４０にエネルギーを送出する働きをし、または電気的動力に変換されるためにこれらのエンジン４０から取り出される機械的動力を節約する働きをする。

電気モータ手段が既に存在するので、たとえこれらが必ずしも可逆であるとは限らなくても、これらは、本発明により付加的な機器を設置することなく実行され得ることが強調されるべきである。

次に、図３を参照して、本発明の第２の実施形態の説明を続ける。この第２の実施形態では、ソーラーセンサによって発生される任意の余剰電気エネルギーは、燃料と混合できるように、水を加水分解して水素を生成するために使用される。図３では、光エネルギーから電気エネルギーへの変換器２４を見ることができ、この電気エネルギー変換器２４は、図２を参照して説明されたものとまさに同じ機能を有する電気マネージャ回路３２に接続される。

航空機の電気機器の所要量を過度に超えた電気エネルギーは、水が供給される加水分解装置４４で使用される。加水分解装置４４によって生成された水素は、タンク４６に貯蔵される。標準燃料、例えば灯油は、タンク４８に貯蔵される。タンク４６に貯蔵された水素とタンク４８に貯蔵された燃料は、燃料レギュレータ回路５０に供給され、この燃料レギュレータ回路５０は、航空機のエンジン４０に供給する際の使用に最適な水素／燃料混合物を規定するように、水素の有効性に応じて働く。

加水分解装置４４に供給するために使用される水は、エンジン４０からの排ガスから回収されることが好ましい。これを行うために、冷却回路５２が、排ガスを冷却し、パイプ５４を介して排ガスの冷却された部分を送出し、同時に非再循環部分がパイプ５６によって放出される。パイプ５４に供給する冷却された排ガスは、水と二酸化炭素とを分離するために回路６０に収容される。二酸化炭素と窒素の混合物が、パイプ６２によって分離器６０から放出され、同時に排ガスの残りの部分から分離された水は、パイプ６４によって加水分解装置４４に収容される。

ソーラコレクタによる電気エネルギーの発生は、優先的に航空機の電気機器に動力を供給するように回路３２で管理され、これは、もしあれば、加水分解装置に動力を供給するために、かつ、したがってエンジン４０用の燃料の一部を次いで構成する水素を生成するために使用される余剰の部分だけであるので、本発明のこの第２の実施形態は、第１の実施形態の利点のすべてを提供することが理解され得る。さらに、図３を参照して説明されたように本発明の好ましい実施形態において、加水分解装置で使用される水は内燃機関４０の排ガスから回収されることが加えられるべきである。それにもかかわらず、たとえ独立した水の供給源が使用されても、本発明の範囲を超えないが、それは最良の解決法を構成するものではない。

Claims (6)

1. 外部構造体（１２から２０）と、
   電気機器（３４）と、
   内燃推進手段（４０）と、
   推進手段にエネルギーを供給するための手段とを備える、ハイブリッド動力源を有する航空機であって、
   光エネルギーを電気エネルギーに直接変換するための複数の変換器（２２から３０）であり、外部構造体の外面の少なくとも一部分に配置される変換器（２２から３０）と、
   前記変換器によって発生される電気エネルギーを前記電気機器（３４）の瞬時消費量と比較するための手段（３２）と、
   もしあれば余剰電気エネルギーを回収するための手段（３６）と、
   もしあれば前記余剰電気エネルギーから取られる付加的なエネルギーを前記推進手段（４０）に送出するための手段（３８、４６、５０）とをさらに備えることを特徴とする航空機。
2. 付加的なエネルギーを送出するための手段が、もしあれば前記余剰電気エネルギーによって動力を供給される少なくとも１つの電気モータ（３８）を備え、前記電気モータが、前記推進手段（４０）と協働することを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
3. 前記電気モータ（３８）が、推進手段のスタータであることを特徴とする、請求項２に記載の航空機。
4. 付加的なエネルギーを送出するための前記手段が、
   水から水素を生成するための水素生成アセンブリ（４４）であり、もしあれば前記余剰電気エネルギーを供給される水素生成アセンブリ（４４）と、
   熱エネルギー発生手段に水素を送出するための手段（４６、５０）とを備えることを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
5. 推進手段（４０）から排ガスのうちの少なくとも一部を凝縮するための手段（５２）と、
   生成された凝縮液から液体水を回収するための手段（６０）と、
   このようにして得られた水を水素生成アセンブリに供給するための手段（６４）とを備えることを特徴とする、請求項４に記載の航空機。
6. 前記熱エネルギー発生手段が、少数のレギュレータ回路（５０）を含み、水素生成手段（４４、４６）によって生成される水素が、前記燃焼室の中に注入されることを特徴とする、請求項５に記載の航空機。

Images