JP2012006475A - Engine with non-combustion type duct for electric airplane - Google Patents
Engine with non-combustion type duct for electric airplane Download PDFInfo
- Publication number
- JP2012006475A JP2012006475A JP2010143829A JP2010143829A JP2012006475A JP 2012006475 A JP2012006475 A JP 2012006475A JP 2010143829 A JP2010143829 A JP 2010143829A JP 2010143829 A JP2010143829 A JP 2010143829A JP 2012006475 A JP2012006475 A JP 2012006475A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airplane
- power
- runway
- heat
- electric
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims description 20
- 239000003758 nuclear fuel Substances 0.000 claims description 37
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 30
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 25
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 19
- 239000004065 semiconductor Substances 0.000 claims description 16
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 12
- 239000008188 pellet Substances 0.000 claims description 11
- 238000010248 power generation Methods 0.000 claims description 11
- 239000003779 heat-resistant material Substances 0.000 claims description 10
- 239000001307 helium Substances 0.000 claims description 9
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 claims description 9
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 6
- 238000005253 cladding Methods 0.000 claims description 6
- 239000010936 titanium Substances 0.000 claims description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 5
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical group [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 4
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 4
- 229910052710 silicon Inorganic materials 0.000 claims description 4
- 239000010703 silicon Substances 0.000 claims description 4
- 238000005245 sintering Methods 0.000 claims description 4
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 claims description 4
- UQZIWOQVLUASCR-UHFFFAOYSA-N alumane;titanium Chemical compound [AlH3].[Ti] UQZIWOQVLUASCR-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910052790 beryllium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N beryllium atom Chemical compound [Be] ATBAMAFKBVZNFJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229920001971 elastomer Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000843 powder Substances 0.000 claims description 3
- 229910052706 scandium Inorganic materials 0.000 claims description 3
- SIXSYDAISGFNSX-UHFFFAOYSA-N scandium atom Chemical compound [Sc] SIXSYDAISGFNSX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 2
- 238000002156 mixing Methods 0.000 claims description 2
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 claims 1
- CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N Carbon dioxide Chemical compound O=C=O CURLTUGMZLYLDI-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 14
- 229910002092 carbon dioxide Inorganic materials 0.000 abstract description 7
- 239000001569 carbon dioxide Substances 0.000 abstract description 7
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 19
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 10
- JFALSRSLKYAFGM-UHFFFAOYSA-N uranium(0) Chemical compound [U] JFALSRSLKYAFGM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 9
- 229910052770 Uranium Inorganic materials 0.000 description 7
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 7
- 239000000463 material Substances 0.000 description 7
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 239000002803 fossil fuel Substances 0.000 description 6
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 238000004880 explosion Methods 0.000 description 5
- 230000004992 fission Effects 0.000 description 5
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 5
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 4
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 4
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 4
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 4
- 230000003584 silencer Effects 0.000 description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 239000003245 coal Substances 0.000 description 3
- 230000004313 glare Effects 0.000 description 3
- WHXSMMKQMYFTQS-BJUDXGSMSA-N (6Li)Lithium Chemical compound [6Li] WHXSMMKQMYFTQS-BJUDXGSMSA-N 0.000 description 2
- FRWYFWZENXDZMU-UHFFFAOYSA-N 2-iodoquinoline Chemical compound C1=CC=CC2=NC(I)=CC=C21 FRWYFWZENXDZMU-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N Silicon Chemical compound [Si] XUIMIQQOPSSXEZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 235000010724 Wisteria floribunda Nutrition 0.000 description 2
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 2
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 2
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- LTPBRCUWZOMYOC-UHFFFAOYSA-N beryllium oxide Inorganic materials O=[Be] LTPBRCUWZOMYOC-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 2
- NIWWFAAXEMMFMS-YPZZEJLDSA-N curium-245 Chemical compound [245Cm] NIWWFAAXEMMFMS-YPZZEJLDSA-N 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 239000003562 lightweight material Substances 0.000 description 2
- 229910001947 lithium oxide Inorganic materials 0.000 description 2
- WHXSMMKQMYFTQS-IGMARMGPSA-N lithium-7 atom Chemical compound [7Li] WHXSMMKQMYFTQS-IGMARMGPSA-N 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 2
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 2
- 238000001179 sorption measurement Methods 0.000 description 2
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 description 2
- 238000013024 troubleshooting Methods 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- JFALSRSLKYAFGM-OIOBTWANSA-N uranium-235 Chemical compound [235U] JFALSRSLKYAFGM-OIOBTWANSA-N 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- OYEHPCDNVJXUIW-FTXFMUIASA-N 239Pu Chemical compound [239Pu] OYEHPCDNVJXUIW-FTXFMUIASA-N 0.000 description 1
- 229910052695 Americium Inorganic materials 0.000 description 1
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 206010010144 Completed suicide Diseases 0.000 description 1
- 229910000737 Duralumin Inorganic materials 0.000 description 1
- JOYRKODLDBILNP-UHFFFAOYSA-N Ethyl urethane Chemical compound CCOC(N)=O JOYRKODLDBILNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000120551 Heliconiinae Species 0.000 description 1
- 239000004677 Nylon Substances 0.000 description 1
- 229910052778 Plutonium Inorganic materials 0.000 description 1
- 229920006311 Urethane elastomer Polymers 0.000 description 1
- 229920002978 Vinylon Polymers 0.000 description 1
- LXQXZNRPTYVCNG-UHFFFAOYSA-N americium atom Chemical compound [Am] LXQXZNRPTYVCNG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000010426 asphalt Substances 0.000 description 1
- 238000009412 basement excavation Methods 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000002041 carbon nanotube Substances 0.000 description 1
- 229910021393 carbon nanotube Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000003575 carbonaceous material Substances 0.000 description 1
- 230000002860 competitive effect Effects 0.000 description 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 239000006260 foam Substances 0.000 description 1
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 1
- 230000030279 gene silencing Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000003137 locomotive effect Effects 0.000 description 1
- 229920001778 nylon Polymers 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 239000003208 petroleum Substances 0.000 description 1
- OYEHPCDNVJXUIW-UHFFFAOYSA-N plutonium atom Chemical compound [Pu] OYEHPCDNVJXUIW-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000004064 recycling Methods 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 238000012958 reprocessing Methods 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 239000002915 spent fuel radioactive waste Substances 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000002747 voluntary effect Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
飛行機を推進するための、電動モータ駆動によるファン回転によるエンジン。 Engine driven by electric motor-driven fan rotation to propel airplanes.
航空機用推進装置には、液体燃料を燃焼させてレシプロエンジンによりプロペラを回転させて推進させるのが一般的だった。機体の速度が高くなると、飛行速度と回転速度の合成であるプロペラの対気速度、特に先端での速度が音速以下ではあるが音速に近づき始めた(遷音速領域)。プロペラの一部が音速を超えると衝撃波が発生し、効率が大きく低下する。
そこで、プロペラ先端での合成速度が遷音速になるような飛行速度以上での飛行には、プロペラでなくジェットエンジンを使うことが一般的となっている。
普通、ジェットエンジンと言えばターボジェットエンジンを指す。吸入した空気を圧縮機で圧縮し、燃焼室で液体燃料を噴射して燃焼させ、圧縮機を回転させるためにタービンを駆動したあと、燃焼ガスをジェットとしてノズルから噴出して飛行機の推進力とする。
燃焼で得られたエネルギーの多くが高温のガスとして大気中に放出されるため効率はそれ程良くはない。
超音速は達成可能である。しかし、旅客機は元より軍用機でも飛行時間中の大半は音速以下で飛行する。遷音速で飛行することを重視してターボジェットエンジンを改良したのがターボファンジェットエンジンである。
図1は、ターボファンジェットエンジンの概観図である。
図2は、ターボファンジェットエンジンのモデル図である。空気取入口から大量の空気を取り入れる。円筒形のダクト内にプロペラ様のファンを敷設する。ファンを通った空気のうち、1部はエンジン内部の圧縮機に導かれ燃焼器で燃料を燃焼させ高温で高速の燃焼ガスを作る。燃焼ガスはタービンに排出され、燃焼ガスエネルギーを回転動力に変換する。タービンの回転動力が圧縮機を回転させる。ファン無しジェットエンジンでは圧縮機を回転させた後でも高温で高速である排気ガスをノズルから噴出して推力としていた。ファン付きジェットエンジンでは別途最集段タ−ビンを敷設し、この圧縮機を回転させた後でも高温で高速である排気ガスにより最集段タ−ビンを回転させファンを回転させる。最集段タ−ビンをでた排気ガスはコア流れと呼ばれ低温でエネルギーが相当低くなっている。
ファンを通った空気のうち、大部分は圧縮機の外を流れるバイパス流となり、残りは圧縮機を通ったコア流となる。
バイパス流は音速以下の大量の空気流れである。気流の大部分は圧縮機を通さずにダクトから後方にバイパス流れとして噴射し大推力が発生する。コア流からの推力は微々たるものである。
空気取入口の内面には、騒音を抑制するための吸音器が敷設される場合が多い。
ファンと呼ばれる回転動翼は、空気を後方に押し出して圧縮、噴出して推力を発生させる。回転動翼は上流側が凸状態で下流側が凹状態になっていて下流側の静圧力が高くなる。この結果、回転動翼は後ろから前方へ力を受ける。
回転動翼は中心から外向きの空気流も作る。したがって、気流は回転動翼によって周方向のエネルギーを受けることになる。
回転動翼後ろに固定静翼を敷設することが多い。周方向の気流を中心軸方向に曲げ直し、軸方向の気流の運動エネルギーを増加させる効果がある。
In general, propulsion devices for aircraft use a reciprocating engine to propel a propeller by burning liquid fuel and propelling it. As the speed of the aircraft increased, the airspeed of the propeller, which is a combination of the flight speed and the rotation speed, especially the speed at the tip, began to approach the speed of sound (transonic region). When a part of the propeller exceeds the speed of sound, a shock wave is generated and the efficiency is greatly reduced.
Therefore, it is a common practice to use a jet engine instead of a propeller for flying at a speed higher than the speed at which the combined speed at the tip of the propeller becomes transonic.
Usually, a jet engine is a turbojet engine. Compressed inhaled air with a compressor, injects and burns liquid fuel in the combustion chamber, drives the turbine to rotate the compressor, then ejects the combustion gas from the nozzle as a jet and To do.
The efficiency is not so good because much of the energy gained from the combustion is released into the atmosphere as a hot gas.
Supersonic speed is achievable. However, most passenger aircraft, even military aircraft, fly at subsonic speeds. The turbofan jet engine has been improved with an emphasis on flying at transonic speeds.
FIG. 1 is an overview of a turbofan jet engine.
FIG. 2 is a model diagram of a turbofan jet engine. Take in a large amount of air from the air intake. A propeller-like fan is laid in a cylindrical duct. Part of the air that passes through the fan is guided to the compressor inside the engine and burns the fuel in the combustor to produce high-temperature and high-speed combustion gas. The combustion gas is discharged to the turbine and converts the combustion gas energy into rotational power. The rotational power of the turbine rotates the compressor. In a fanless jet engine, exhaust gas that is high-temperature and high-speed is ejected from a nozzle as a thrust even after the compressor is rotated. In the jet engine with a fan, a topmost turbine is separately laid, and even after the compressor is rotated, the topmost turbine is rotated by exhaust gas which is high temperature and high speed to rotate the fan. The exhaust gas from the topmost turbine is called the core flow, and the energy is considerably low at low temperatures.
Most of the air passing through the fan is a bypass flow that flows outside the compressor, and the rest is a core flow that passes through the compressor.
The bypass flow is a large amount of air flow below the speed of sound. Most of the airflow is injected as a bypass flow from the duct to the rear without passing through the compressor, and a large thrust is generated. The thrust from the core flow is insignificant.
A sound absorber for suppressing noise is often laid on the inner surface of the air intake.
A rotating blade called a fan pushes air backward and compresses and blows it to generate thrust. The rotating blades are convex on the upstream side and concave on the downstream side, and the static pressure on the downstream side increases. As a result, the rotating blade receives a force from the rear to the front.
A rotating blade also creates an air flow outward from the center. Therefore, the airflow receives energy in the circumferential direction by the rotating blade.
A stationary stationary blade is often laid behind the rotating blade. This has the effect of re-bending the circumferential airflow in the direction of the central axis and increasing the kinetic energy of the axial airflow.
空気の質量流量をw、飛行速度をV、飛行機後方への排出速度をVinfとすると、推力Tは運動量増加分に比例するから
T = w x ( Vinf - V)
と近似できる。
プロペラ推進ではwを大きくすることで推力を発生させる。Vが音速に近づくと衝撃波で効率が悪化する。
ファン無しジェット機では衝撃波に影響されにくくできるため、Vinfを大きくすることで推力を発生させる。しかし、排出された空気は高温高速でまだ大きなエネルギーが残っていて、無駄になっている。
ファン有りジェット機では、ファンとダクトによりTを大きくすることができる。プロペラ飛行機は周方向の速度増加まで推力に使うことはできない。ダクトが有ることによりファンの負担が軽減され、音速に近いVまで上げられる。
ファン無しジェット機で捨てられていた高温ガスをファン回転に利用するためファン無しジェット機よりも燃費がよい。
ファン有りジェット機のターボファンエンジンに係わる特許の1例として特許文献1がある。
T = wx (Vinf-V)
Can be approximated.
Propeller propulsion generates thrust by increasing w. When V approaches the speed of sound, the efficiency deteriorates with shock waves.
Since jets without fans can be made less susceptible to shock waves, thrust is generated by increasing Vinf. However, the exhausted air is wasteful because it still has a lot of energy at high temperature and high speed.
In a jet aircraft with a fan, T can be increased by a fan and a duct. Propeller planes cannot be used for thrust until the circumferential speed increases. The duct reduces the burden on the fan and raises it to V near the speed of sound.
Since the high-temperature gas that was thrown away by the fanless jet is used for fan rotation, the fuel consumption is better than that of the fanless jet.
Patent Document 1 is an example of a patent related to a turbofan engine of a jet aircraft with a fan.
近年、環境問題が重要になってきた。化石燃料燃焼によって発生する炭酸ガスが環境を悪化させるとされている。液体燃料として化石燃料を使うジェット機も例外ではない。軍用ジェット機ですら、化石燃料に植物由来の液体燃料を混合して燃焼させようとしている。
電気で電動モータを駆動してプロペラを回転させれば炭酸ガス問題は解決できるが飛行機速度は遅い。ビジネスチャンスを制限することになる。また、長時間椅子で過ごすのは健康に良くないし、不快である。
炭酸ガスを発生させずに長時間電力を発生させる原子力発電を利用したい。しかし、安全性に十分な配慮が必要である。
炭酸ガスを発生させることなく燃費が良くて高速な飛行機にしたい。更に、飛行時間中の大半は騒音が有ってもよいが離着陸時空港周辺のみ騒音を小さくしたい。
飛行機に内蔵した電池だけを使うエンジンでは大量のエネルギーが消費される離陸は大きな負担になる。電池を使うエンジンを搭載した飛行機を離発着させる空港には種々の設備を取り入れた空港とすることが重要である。
高空に達するまでにエネルギーを消費するし、高空での低圧に対処した設備を飛行機内に敷設することは輸送コストの負担になる。低空飛行航行が可能になると効率が上がると考えられる。
In recent years, environmental problems have become important. Carbon dioxide generated by fossil fuel combustion is said to deteriorate the environment. Jets that use fossil fuel as liquid fuel are no exception. Even military jets are trying to burn fossil fuels mixed with plant-derived liquid fuels.
If the electric motor is driven by electricity and the propeller is rotated, the carbon dioxide problem can be solved, but the airplane speed is slow. Limit business opportunities. Also, spending a long time in a chair is not healthy and uncomfortable.
I want to use nuclear power generation that generates power for a long time without generating carbon dioxide. However, sufficient consideration for safety is necessary.
I want to make a plane with good fuel efficiency and high speed without generating carbon dioxide. Furthermore, most of the flight time may be noisy, but we want to reduce the noise only around the airport during takeoff and landing.
An engine that uses only the battery built into an airplane takes a large burden on takeoff, which consumes a large amount of energy. It is important that airports that take in and take off airplanes equipped with battery-powered engines have various facilities.
Consuming energy before reaching high altitude, and laying equipment on the plane that can cope with low pressure in the high altitude is a burden on transportation costs. If low-flying navigation is possible, the efficiency will increase.
本発明の非燃焼式ダクト付きファンエンジン(11)は、当該エンジンを搭載した飛行機本体に内蔵した飛行機本体からの電線(6)から供給される電気で駆動される電動モータ(7)と、当該電動モータ(7)によって回転される回転動翼(4)と、ケーシング(9) 内面に固定した固定静翼(2)と、電動モータ(7)及び回転動翼(4)及び固定静翼(2)を囲むケーシング(9)と、非耐熱軽量ノズル(8)からなる。
ケーシング(9)は中間部がくびれた喉部(10)を持つラバール管とする。ラバール管の入口内面に刃を敷設する。
回転動翼(4)を喉部(10)の後ろに配置する。回転動翼(4)の後ろに固定静翼(2)を配置する。固定静翼(2)の後に電動モータ(7)を配置する。最後部に非耐熱軽量ノズル(8)を敷設する。
回転動翼(4)及び固定静翼(2) 及びケーシング(9)によって空気の後方軸流を加速し、非耐熱軽量ノズル(8)から当該ケーシング(9)の後方に空気を吐出することにより推進力を得る。非耐熱軽量ノズル(8)は高温に曝されることがないから、ノズル形状を飛行速度に適した形に変えられる可変ノズルとするのは容易である。
電動モータ(7)に用いるコイルや電線は、アルミニウムやカーボンナノチューブにすれば軽量になる。電動モータ(7)をコアレスモータとすれば軽量になる。
当該エンジンを駆動するための電池は、1次電池または2次電池またはキャパシタまたは燃料電池とする。
The fan engine (11) with a non-combustion duct of the present invention includes an electric motor (7) driven by electricity supplied from an electric wire (6) from an airplane body built in an airplane body on which the engine is mounted, A rotating rotor blade (4) rotated by an electric motor (7), a stationary stator blade (2) fixed to the inner surface of the casing (9), an electric motor (7), a rotating rotor blade (4) and a stationary stator blade ( It consists of a casing (9) that surrounds 2) and a non-heat resistant and lightweight nozzle (8).
The casing (9) is a Laval tube having a narrowed throat (10) in the middle. Lay the blade on the inner surface of the inlet of the Laval tube.
A rotating blade (4) is placed behind the throat (10). Place the stationary stationary blade (2) behind the rotating blade (4). An electric motor (7) is arranged after the stationary stator blade (2). A non-heat resistant and lightweight nozzle (8) is laid at the end.
By accelerating the rear axial flow of air by rotating rotor blade (4), stationary stationary blade (2) and casing (9), and discharging air from the non-heat-resistant lightweight nozzle (8) to the rear of the casing (9) Get the driving force. Since the non-heat resistant and lightweight nozzle (8) is not exposed to high temperatures, it is easy to use a variable nozzle that can change the nozzle shape to a shape suitable for the flight speed.
If the coil and electric wire used for the electric motor (7) are made of aluminum or carbon nanotube, the weight becomes light. If the electric motor (7) is a coreless motor, the weight is reduced.
The battery for driving the engine is a primary battery, a secondary battery, a capacitor, or a fuel cell.
本発明のエンジンの電動モータ(7)の電源は、溶融鉛冷却減速過多亜臨界原子炉に核燃料を追加挿入することにより核分裂連鎖反応を維持して発生する出力を高温熱源とし外気を低温熱源とした熱電半導体による発電装置である。
チタン(Ti)またはスカンジウム(Sc)またはチタン-アルミ(Ti-Al)またはアルミ-ベリリウム-シリコン(Al-Be-Si)である軽量耐熱材製の軽量耐熱容器(201)の中に溶融鉛で冷却される溶融鉛冷却減速過多亜臨界原子炉を内蔵する。
溶融鉛冷却減速過多亜臨界原子炉は、冷却材を溶融鉛冷却材(303)とし、核燃料追加管集合体(400)を中心に配置しその周りに減速過多MOX核燃料集合体(300)を多数体正方格子状に配列装荷し炉心枠(205)で囲みMOX混合割合により定常出力運転時相当の高温での実効増倍率が0.95と0.99の間に納まっている亜臨界原子炉にする。
減速過多MOX核燃料集合体(300)は、減速過多MOX核燃料棒(302)を多数本正方格子状に配列しチャンネルボックス(301)で束ねてなる。
減速過多MOX核燃料棒(302)は、MOXに劣化リチウムまたはベリリウムの酸化物である固体減速材を混合した粉末を高さ約1cmの円柱状に焼結してなる固体減速材混合MOXペレット(312)を軽量耐熱材製の軽量耐熱被覆管(311)内に多数個充填し気密閉塞してなる。
なお、MOXにメタステイブルアメリシウム(Am242m)またはキューリウム245(Cm245)の酸化物を混合すれば当該炉の大きさと重量を1/3程度にすることも可能となる。商用原子炉の使用済核燃料の再処理で抽出が可能なAm242m やCm245の核分裂断面積は熱中性子に対して非常に大きい。
核燃料追加管集合体(400)は、金属円筒の管である核燃料追加管(401)を多数本正方格子状に配列しチャンネルボックス(301)で束ねてなる。
臨界の維持は核燃料追加管(401)に反応維持棒(402)を挿入し、反応維持棒(402)の冷却も溶融鉛冷却材(303)である。
反応維持棒(402)は、濃縮ウランの酸化物であるEUOXに上記固体減速材を混合した粉末を高さ約1cmの円柱状に焼結してなる固体減速材混合EUOXペレット(412)を軽量耐熱材製の追加軽量耐熱被覆管(411)内に多数個充填し気密閉塞してなる。
軽量耐熱容器(201)と炉心枠(205)との間の溶融鉛下降域(204)に、核燃料反応の熱で高温になった溶融鉛を下降させる。
軽量耐熱容器(201)の高温外壁に熱電半導体(202)を敷設し熱電半導体(202)の反対側を外気で冷却して発電する。
なお、本発明の発電装置は冷却材として溶融鉛冷却材(303)の代わりにヘリウムとしてもよい。軽量耐熱容器(201)と炉心枠(205)との間のヘリウム下降域(214)にヘリウムを下降させる。
鉛またはヘリウムの高温冷却材を原子炉外の外部冷却材タンク(216)に導き出しその表面に熱電半導体(202)を敷設し、空気で冷却すれば発電量を増加させることができる。
The power source of the electric motor (7) of the engine of the present invention is such that the power generated by maintaining the fission chain reaction by adding nuclear fuel to the molten lead-cooled decelerated super-subcritical reactor is the high-temperature heat source, and the outside air is the low-temperature heat source This is a thermoelectric semiconductor power generator.
Molten lead in a lightweight heat-resistant container (201) made of lightweight heat-resistant material that is titanium (Ti) or scandium (Sc), titanium-aluminum (Ti-Al) or aluminum-beryllium-silicon (Al-Be-Si) Built-in molten lead-cooled super slow subcritical reactor to be cooled.
The molten lead-cooled decelerated oversubcritical reactor uses the molten lead coolant (303) as the coolant, and the nuclear fuel additional pipe assembly (400) is placed at the center, and there are many overdecelerated MOX nuclear fuel assemblies (300) around it. A subcritical nuclear reactor with an effective multiplication factor between 0.95 and 0.99 at a high temperature equivalent to steady power operation is obtained by arranging and loading in a square square lattice and surrounded by a core frame (205) by the MOX mixing ratio.
The over-decelerated MOX nuclear fuel assembly (300) is formed by arranging a large number of over-decelerated MOX nuclear fuel rods (302) in a square lattice and bundling them with a channel box (301).
The over-moderated MOX nuclear fuel rod (302) is a solid moderator-mixed MOX pellet (312) made by sintering a MOX mixed with a solid moderator, which is a deteriorated lithium or beryllium oxide, into a cylindrical shape with a height of about 1 cm. ) Are filled in a lightweight heat-resistant cladding tube (311) made of a lightweight heat-resistant material and hermetically closed.
If the oxide of metastable americium (Am242m) or curium 245 (Cm245) is mixed with MOX, the size and weight of the furnace can be reduced to about 1/3. The fission cross sections of Am242m and Cm245 that can be extracted by reprocessing spent nuclear fuel in commercial reactors are very large compared to thermal neutrons.
The nuclear fuel addition pipe assembly (400) is formed by arranging a number of nuclear fuel addition pipes (401), which are metal cylindrical pipes, in a square lattice pattern and bundling them with a channel box (301).
To maintain the criticality, the reaction maintaining rod (402) is inserted into the nuclear fuel addition pipe (401), and the cooling of the reaction maintaining rod (402) is also the molten lead coolant (303).
The reaction maintaining rod (402) is a lightweight solid moderator mixed EUOX pellet (412) made by sintering a powder of the above-mentioned solid moderator mixed with EUOX, which is an oxide of concentrated uranium, into a cylindrical shape with a height of about 1 cm. A large number of additional lightweight heat-resistant cladding tubes (411) made of a heat-resistant material are filled and hermetically closed.
The molten lead that has become hot due to the heat of the nuclear fuel reaction is lowered into the molten lead falling region (204) between the lightweight heat-resistant container (201) and the core frame (205).
A thermoelectric semiconductor (202) is laid on the high-temperature outer wall of the lightweight heat-resistant container (201), and the opposite side of the thermoelectric semiconductor (202) is cooled with outside air to generate power.
The power generator of the present invention may be helium instead of the molten lead coolant (303) as the coolant. Helium is lowered into a helium descending region (214) between the light heat-resistant container (201) and the core frame (205).
The amount of power generation can be increased by introducing a high-temperature coolant of lead or helium into an external coolant tank (216) outside the reactor, laying a thermoelectric semiconductor (202) on the surface, and cooling it with air.
環境に優しい非燃焼式ダクト付きエンジン(11)及び飛行機内蔵電池(512)を搭載した電動飛行機(510)を効率良く運用するために、当該飛行機と空港設備を一体として考えた空港とする。
電動飛行機(510)を乗客専用機と乗客携行荷物専用貨物機とに分け乗客携行荷物専用貨物機を先行させそのすぐ後に乗客専用機を離発着させる運用をとる空港に次のような工夫を凝らす。
滑走路は、離陸寸前部は基礎床(501)の上にクッション板(502)とゴム状弾性板(503)を層状に敷いてから外表面をシート(504)で覆った低反発滑走路(500)とする。滑走中部は基礎床(501)を外表面まで厚く敷きシート(504)で覆う。基礎床(501)はアスファルトやコンクリートの様な頑丈な物質がよい。クッション板(502)は多泡性のウレタンフォームの様なクッション性能の高い物質がよい。ゴム状弾性板(503)はウレタンゴムの様なゴム状弾性を持つ物質がよい。シート(504)はビニロンやナイロンの様な一連の広く一様な面を形成できる物質がよい。
低反発滑走路(500)は滑走時騒音を抑制する。更に、着陸時の衝撃を和らげるから、車輪を軽量化できる。航空母艦甲板を低反発滑走路(500)にすれば着艦が容易になる。
滑走路脇に段差無しの給電用レール(505)を配置する。給電用レール(505)と当該飛行機とを繋ぐ集電帯(506)を介して上記飛行機が離陸するまでに消耗する電力を当該飛行機に給電し続ける。集電帯(506)は電車のパンタグラフの役割をする。給電用レール(505)は地下鉄やモノレールの電線レールの役割をする。
集電帯(506)を空港側の設備とした場合は、飛行機側に設けた磁石吸着方式または真空吸引方式のソケット(514)で集電帯(506)の端を接触させる。当該飛行機搭載のエンジンが消耗する電力を集電帯(506)を介して給電用レール(505)から供給し続ける。
当該エンジンとソケット(514)は当該飛行機内に敷設せる外部接続電線(513)で接続する。滑走路を離れるまでは、当該飛行機搭載の飛行機内蔵電池(512)の蓄電量は減少しない。
集電帯(506)を自走式として当該飛行機を後押しして音速近くまで加速させれば効率は更に上がる。
集電帯(506)を当該飛行機側に付帯すれば、空中給電も可能である。
飛行機内蔵電池(512)への充電は、滑走路周辺に敷設した太陽光電池(531)からの太陽光発電電力を電灯線電力で補完した電力を充電器(530)で実施する。太陽光電池(531)は、空港滑走路側を高く傾けて滑走路周辺に敷設する。操縦者は反射光の眩しさを受けることが無い。飛行機内蔵電池(512)は、交換可能とし予め充電器(530)で充電し終わった電池に交換搭載する。
空港周辺地に音波検出器(523)及び音波調整器(522)及びスピーカ(521)を敷設し、音波検出器(523)で検出した音波の周波数と強度は同じで位相を逆位相にした音波を音波調整器(522)で作成しスピーカ(521)から発し音波検出器(523)の音量が減少するように音波調整器(522)で強度修正を高速で実施する。例えば、初期強度から5%減らした音波を発し、音波検出器(523)からの騒音が減少したら更に5%減らす。初期強度から5%減らした音波を発し、音波検出器(523)からの騒音が逆に増加したら初期強度から5%強度を高めた音波を発する。
乗客専用機と乗客携行荷物専用貨物機とに分けて、乗客専用機を軽くする。貨物機は安全性や快適性を犠牲にして軽くする。与圧しなくて済むため大幅な軽量化が可能である。
貨物機を先行させれば乱気流状態を即座に把握できるためルート変更といった回避対応が可能となる。双方の飛行機が互いの概観を観察できるからトラブル対応が容易になる。
ミサイル攻撃に対して、乗客携行荷物専用貨物機を乗客専用機の盾とすることができる。
乗客手荷物は少なくなるためハイジャックされ難い。
電動モータ駆動エンジンは、一般に高速タービンからの金属音や液体燃料燃焼室からの連続爆発音がないため比較的静であるから、ダクトに重い消音部材を付けなくてもすむ。空港周辺には人家が少ないから騒音被害が軽減されるが念のために音波の干渉を利用して消音する。
In order to efficiently operate an electric airplane (510) equipped with an environment-friendly non-combustion engine with duct (11) and an airplane built-in battery (512), the airport and the airport facilities are considered as one.
The electric airplane (510) is divided into a passenger-dedicated aircraft and a passenger-dedicated luggage-dedicated freighter, and the following contrivance is devised for an airport where the passenger-dedicated luggage-dedicated freighter precedes and immediately follows the passenger-dedicated aircraft.
The runway is a low-repulsion runway with a cushion plate (502) and a rubber elastic plate (503) layered on the foundation floor (501) and then the outer surface covered with a sheet (504). 500). The sliding middle part covers the base floor (501) thickly to the outer surface with a sheet (504). The foundation floor (501) is preferably a sturdy material such as asphalt or concrete. The cushion plate (502) is preferably made of a material having a high cushioning performance such as a foamed urethane foam. The rubber-like elastic plate (503) is preferably made of a material having rubber-like elasticity such as urethane rubber. The sheet (504) is preferably a material that can form a series of wide and uniform surfaces, such as vinylon or nylon.
The low rebound runway (500) suppresses noise during the run. Furthermore, since the impact at the time of landing is eased, a wheel can be reduced in weight. If the aircraft carrier deck is a low-rebound runway (500), landing will be easier.
A power supply rail (505) without a step is arranged on the side of the runway. The electric power consumed until the airplane takes off is continued to be supplied to the airplane via a current collecting band (506) that connects the power supply rail (505) and the airplane. The current collecting band (506) serves as a pantograph for the train. The power supply rail (505) serves as a subway or monorail electric wire rail.
In the case where the current collecting band (506) is a facility on the airport side, the end of the current collecting band (506) is brought into contact with a magnet adsorption type or vacuum suction type socket (514) provided on the airplane side. The electric power consumed by the engine mounted on the airplane is continuously supplied from the power supply rail (505) via the current collecting band (506).
The engine and the socket (514) are connected by an external connection wire (513) laid in the airplane. Until the runway is left, the amount of electricity stored in the airplane built-in battery (512) mounted on the airplane does not decrease.
If the current collecting band (506) is self-propelled and the airplane is boosted and accelerated to near the speed of sound, the efficiency further increases.
If the current collecting band (506) is attached to the airplane side, aerial power feeding is also possible.
Charging to the airplane built-in battery (512) is performed by the charger (530) with the electric power obtained by supplementing the photovoltaic power from the solar battery (531) laid around the runway with the power line power. The solar battery (531) is laid around the runway with the airport runway side tilted high. The pilot does not receive glare from the reflected light. The airplane built-in battery (512) is replaceable and mounted on a battery that has been previously charged by the charger (530).
A sound wave detector (523), a sound wave adjuster (522), and a speaker (521) are laid in the vicinity of the airport, and the sound wave detected by the sound wave detector (523) has the same frequency and intensity but has the opposite phase. Is generated by the sound wave adjuster (522), emitted from the speaker (521), and intensity correction is performed at high speed by the sound wave adjuster (522) so that the volume of the sound wave detector (523) is reduced. For example, a sound wave reduced by 5% from the initial intensity is emitted, and if the noise from the sound wave detector (523) is reduced, it is further reduced by 5%. A sound wave reduced by 5% from the initial intensity is emitted, and if the noise from the sound wave detector (523) increases conversely, a sound wave having an intensity increased by 5% from the initial intensity is emitted.
The passenger-only machine will be lightened by dividing it into a passenger-only machine and a passenger-carried cargo machine. Cargo aircraft are lightened at the expense of safety and comfort. Since it is not necessary to apply pressure, the weight can be significantly reduced.
If the cargo plane is preceded, the turbulence state can be immediately grasped, so avoidance measures such as route changes are possible. Since both planes can observe each other's overview, troubleshooting is facilitated.
Passenger-carried cargo planes can be used as shields for passenger-only aircraft against missile attacks.
Passenger baggage is less likely to be hijacked.
The electric motor drive engine is relatively quiet because there is generally no metal sound from the high-speed turbine and no continuous explosion sound from the liquid fuel combustion chamber, so that it is not necessary to add a heavy silencer to the duct. Noise damage is reduced because there are few people around the airport, but the sound is muted using sound wave interference just in case.
目的地まで長くして通した低反発滑走路(500)上に、電動飛行機(510)の主翼を短くした短翼(601)を左右4枚以上にした電動多短翼飛行機(600)を浮き上がり飛行させる。
低反発滑走路(500)内及び路肩に沿って敷設した太陽光電池(531)からの太陽光発電電力を電灯線電力で補完した電力を、当該低反発滑走路(500)の要所に敷設した給電板(602)から、電動多短翼飛行機(600)に付帯した集電帯(506)によって当該電動多短翼飛行機(600)に給電する低空飛行システムとする。
前記飛行機が高空航行中に事故があった場合に、低反発滑走路(500)は緊急避難着地場ともなる。
滑走路からの誘導電波に乗って進行すれば無人運転も可能である。
低空飛行であるから海面効果により高揚力が得られる。用地取得難の地域や富士山爆発の際の溶岩流対応は、上空を航行すればよい。高速道路の中央分離帯または路肩上空を飛行することもできる。
電動多短翼飛行機(600)同士のすれ違いは、進行高さを変えるか路肩上通行で解決できる。
レールなしの低反発滑走路(500)内は、電動多短翼飛行機(600)が停止着地しない限り空き地であるから、そこに太陽光電池を設置することはコスト低減になる。
レールや電線や電柱といったインフラが不要なためコスト低減になる。
An electric multi-short wing airplane (600) with four or more short wings (601) shortened on the main wing of the electric airplane (510) is lifted on the low-rebound runway (500) that has been extended to the destination. Let it fly.
Electric power supplemented with photovoltaic power from solar cells (531) laid in the low-rebound runway (500) and along the shoulder was laid at key points of the low-repulsion runway (500). The low-flying system supplies power to the electric multi-short wing airplane (600) from the power supply plate (602) through a current collecting band (506) attached to the electric multi-short wing airplane (600).
The low-rebound runway (500) also serves as an emergency evacuation landing site when there is an accident while the airplane is traveling at high altitude.
Unmanned driving is also possible if you travel on a guided radio wave from the runway.
Since it is a low-flying flight, high lift is obtained by sea level effects. To deal with lava flow in areas where land acquisition is difficult or when Mt. Fuji explodes, it is sufficient to navigate the sky. You can fly over the highway median or over the shoulder.
The difference between the electric multi-short wing airplanes (600) can be solved by changing the traveling height or passing on the shoulder.
Since the low-repulsion runway without rails (500) is an open area unless the electric multi-short wing airplane (600) stops and lands, installing a solar cell there reduces the cost.
Costs are reduced because no infrastructure such as rails, wires, or utility poles is required.
当該エンジンは高温燃焼部分がないので、常温での強度があればよい。重量の嵩む耐熱材料を使用する必要がないから軽量で安価なエンジンを製造できるから運賃コストを低下させることができる。
自爆テロが生じても、電池や軽量エンジンなら貫通力が小さく、可燃性燃料を積んでいないから火災や爆発による被害は小さい。したがって、空港での厳重な身体検査は緩和される。
プロペラ推進に比べて、本発明はラバール管内に内蔵させた回転動翼を回転させて推力を得ることができるため、音速近傍の飛行機に対応したエンジンとなり得る。高速で安全に、かつ環境にやさしく飛行することができる。
電池で駆動する電動モータは酸素濃度が薄い高空でも回転動翼を回転させて推力を得ることができるため、空気抵抗が少なく高速飛行が可能であると同時に、高空であれば気象変動や鳥類の影響を受けにくく安全性が増す。
飛行方向に大きく開いた吸入口を持ったラバール管は高空の希薄酸素を大量にエンジン内に導くことができるため、空気が希薄な高空でも推力を得ることができる。
電動モータは、化石燃料を使わないから環境変動をさせるとされている炭酸ガスを発生させることがない。電動モータは、騒音も少ないから都市近郊での離着陸が可能となり、空港へのアクセスが良くなって利用効率が向上する。
排出空気温度は大気中の空気温度とほぼ同じであるため、熱エネルギーの喪失が少なく効率的である。
低反発滑走路(500)には、高空から急に水平落下のように着地してもショックが小さいため、滑走路が短くできて、かつ、地対空ミサイルで狙われる機会が少なくなる。更に、車輪無しの飛行機が可能である。
離陸時の電力は、空港側から供給されるため当該飛行機の飛行機内蔵電池(512)量を減らすことができるから長距離飛行に有利になる。化石燃料エンジン搭載飛行機では、滑走中給油は危険であるから大量の燃料を積載する必要がある。離陸失敗時の飛行機や空港へのダメジが大きい。
離着陸時のみ空港近辺に設置した消音スピーカで騒音を減らす。大半の飛行時間中は高空を飛行するから騒音があっても問題にならない。消音装置を飛行機のダクトに敷設するのは、騒音があっても問題にならない高空でも消音することになり無駄が多いことになる。
噴火に伴って大気中に噴出する浮遊物に影響を受けることが少ないから、災害や軍事における緊急対応飛行機に支障をきたす事が少ない。
Since the engine does not have a high-temperature combustion part, it only needs to have strength at room temperature. Since it is not necessary to use a heat-resistant material that is heavy, a light and inexpensive engine can be manufactured, so that the fare cost can be reduced.
Even if a suicide bomb occurs, batteries and lightweight engines have little penetration and no combustible fuel, so damage from fires and explosions is small. Therefore, strict physical examinations at the airport are eased.
Compared with propeller propulsion, the present invention can obtain a thrust by rotating a rotating blade incorporated in a Laval tube, and therefore can be an engine corresponding to an airplane near the speed of sound. It can fly at high speed, safely and environmentally friendly.
Electric motors driven by batteries can rotate the rotor blades to obtain thrust even in high altitudes where the oxygen concentration is low, allowing for high-speed flight with low air resistance. Less affected and increases safety.
A Laval tube with a suction port that opens widely in the flight direction can introduce a large amount of lean oxygen in the sky into the engine, so that thrust can be obtained even in a high sky with lean air.
Electric motors do not use fossil fuels and therefore do not generate carbon dioxide, which is supposed to change the environment. Electric motors can take off and land in the suburbs of the city because of low noise, improving access to the airport and improving usage efficiency.
Since the exhaust air temperature is almost the same as the air temperature in the atmosphere, it is efficient with little loss of heat energy.
The low rebound runway (500) has a small shock even if it suddenly falls from the high sky like a horizontal drop, so the runway can be shortened and the chance of being targeted by a surface-to-air missile is reduced. Furthermore, an airplane without wheels is possible.
Since the power at take-off is supplied from the airport side, it is possible to reduce the amount of the built-in battery (512) of the airplane, which is advantageous for long-distance flight. In airplanes equipped with fossil fuel engines, refueling during a planing is dangerous, so a large amount of fuel must be loaded. There is a lot of damage to planes and airports at the time of takeoff failure.
Reduce noise with a muffler installed near the airport only during takeoff and landing. During most of the flight time, even if there is noise, it will not be a problem because it will fly high. Laying the silencer in the duct of an airplane is very wasteful because it will mute even in high altitudes where noise is not an issue.
Because it is less affected by suspended matter that erupts in the atmosphere following an eruption, it rarely interferes with emergency response aircraft in disasters and military.
炭酸ガスを発生させずに高速の飛行機を電動エンジンの工夫並びに空港設備の工夫により提供できた。 We were able to provide high-speed airplanes without the generation of carbon dioxide gas by using electric engines and airport facilities.
図3は本発明の非燃焼式ダクト付きエンジン(11)の模式図である。中空円筒形状のケーシング(9)は中間部がくびれた喉部(10)を持つラバール管になっている。ラバール管は円筒形の管で、空気流入口は広口になっていて、下流に行くほど管の直径が狭くなっていていく縮流部を経て、管の直径が最も狭くなっている喉部(10)に至り、更に下流に行くほど今度は管の直径が広くなるディフューザ部となる。ラバール管の入口内面に刃を敷設する場合がある。
ラバール管の入口内面に刃を施すと、流入空気を1次元流れに整流し、乱れによる損失を抑制すると共に、鳥が衝突した際には切り裂いて回転動翼(4)及び固定静翼(2) 及び電動モータ(7)を保護する。
ラバール管の入口は広口であるため流入空気量wは大きいから、推力を高める効果がある。
亜音速飛行では、縮流部で流速は加速される。超音速飛行では、縮流部で流速は減速される(非特許文献2)。喉部(10)での空気速度は亜音速飛行でも超音速飛行でも音速以下となるように設定する。ディフューザ部では減速流となる。ディフューザ部を通過して減速した空気は回転動翼(4)で加速される。
回転動翼(4)は喉部(10)よりも下流のディフューザ部に敷設される。回転動翼(4)の後ろのラバール管内面に固定静翼(2)を固定しこの後ろに電動モータ(7)を敷設し、電動モータ(7)の後の最後部に非耐熱軽量ノズル(8)を敷設する。
電動モータ(7)は、モータ支持兼固定翼(1)によってケーシング(9)に固定されている。
電動モータ(7)は、当該エンジンを搭載した飛行機本体に内蔵した電池から伸びた飛行機本体からの電線(6)を介して供給される電気で駆動される。飛行機本体からの電線(6)は、モータ支持兼固定翼(1)表面または中に埋め込んで電動モータ(7)に接続する。当該電動モータ(7)の上流に配置された回転動翼(4)は電動モータ(7)の回転軸(5)と接続していて、電動モータ(7)の回転によって回転し、推力を発生させる。
回転動翼(4)を通過した空気は、大半は下流軸方向の向きに流れるが1部周方向の速度を持つ。固定静翼(2)があれば、周方向の速度を下流軸方向の向きに変えることができる。更に、固定静翼(2)の後ろのディフューザ部での管内面壁によっても、管半径方向への速度を下流軸方向の向きに変えられる。回転動翼(4)の後ろ側は圧力が高く、回転動翼(4)を後ろから押すことになり、その力は推力となる。
回転動翼(4)によって加速され固定静翼(2)下流を通過した空気は、当該ケーシング(9)の後に敷設せる非耐熱軽量ノズル(8)によって更に加速され後方に吐出される。非耐熱軽量ノズル(8)は空気が進むにつれて円筒直径が小さくなっていき、下流に行くほど空気は加速される。噴出の反動で推力を得る。非耐熱軽量ノズル(8)形状は、亜音速飛行であれば先細形状が適しているが、超音速飛行ではラバール管状が適している。排気温度が低いからノズル形状を可変にするのは容易である。
ジェットエンジンでの排気は高温であるが、本発明のエンジンの排気は空気のみであるから低温である。したがって、密度が大きい耐熱合金を使用する必要がないから軽量な材料であるジュラルミンや炭素材でよい。軽量な材料は飛行に有利である。
ラバール管やノズルの作用は、例えば非特許文献2に示されている。
回転動翼(4)前方端に半円形状の緩衝円盤(3)を敷設すれば、鳥の衝突から回転動翼(4)及び電動モータ(7)の損傷を緩和させる。
電動モータ(7)の電源は、二次電池または一次電池またはキャパシタにすれば爆発や火災のおそれが少ない。燃料電池を使用すれば長時間飛行が可能となるが燃料は一般に可燃性であるから爆発や火災のおそれはある。
When a blade is applied to the inner surface of the Laval tube, the inflowing air is rectified into a one-dimensional flow, and the loss due to turbulence is suppressed. When a bird collides, the rotor blade (4) and the stationary stationary blade (2 ) And the electric motor (7).
Since the inlet of the Laval tube is wide, the inflowing air amount w is large, which has the effect of increasing the thrust.
In subsonic flight, the flow velocity is accelerated at the contraction. In supersonic flight, the flow velocity is reduced at the contracted portion (Non-patent Document 2). The air velocity at the throat (10) is set to be lower than the sound velocity in both subsonic flight and supersonic flight. In the diffuser section, the flow is reduced. The air that has passed through the diffuser and decelerated is accelerated by the rotating blade (4).
The rotating blade (4) is laid in the diffuser part downstream of the throat part (10). The stationary vane (2) is fixed to the inner surface of the Laval tube behind the rotating blade (4), the electric motor (7) is laid behind this, and the non-heat-resistant lightweight nozzle ( 8) is laid.
The electric motor (7) is fixed to the casing (9) by a motor support and fixed blade (1).
The electric motor (7) is driven by electricity supplied via an electric wire (6) from the airplane body extended from a battery built in the airplane body on which the engine is mounted. The electric wire (6) from the airplane main body is embedded in the surface of the motor supporting and fixed wing (1) or in the electric motor (7). The rotating blade (4) disposed upstream of the electric motor (7) is connected to the rotating shaft (5) of the electric motor (7) and rotates by the rotation of the electric motor (7) to generate thrust. Let
Most of the air that has passed through the rotating blade (4) flows in the direction of the downstream axis, but has a speed in the circumferential direction. With the stationary vane (2), the circumferential speed can be changed to the downstream axial direction. Furthermore, the speed in the radial direction of the pipe can be changed to the direction of the downstream axis also by the pipe inner wall at the diffuser part behind the stationary stationary blade (2). The pressure is high on the rear side of the rotating blade (4), and the rotating blade (4) is pushed from behind, and the force becomes a thrust.
The air accelerated by the rotating blade (4) and passed through the stationary stationary blade (2) downstream is further accelerated by the non-heat-resistant lightweight nozzle (8) laid after the casing (9) and discharged backward. The non-heat-resistant lightweight nozzle (8) has a cylindrical diameter that decreases as the air advances, and the air is accelerated toward the downstream. Thrust is obtained by the recoil of the jet. The non-heat-resistant lightweight nozzle (8) has a tapered shape suitable for subsonic flight, but a Laval tube is suitable for supersonic flight. Since the exhaust temperature is low, it is easy to make the nozzle shape variable.
The exhaust from the jet engine is hot, but the exhaust from the engine of the present invention is only air, so it is cold. Therefore, since it is not necessary to use a heat-resistant alloy having a high density, a lightweight material such as duralumin or carbon material may be used. Lightweight materials are advantageous for flight.
The action of the Laval tube and the nozzle is shown in Non-Patent Document 2, for example.
If a semicircular buffer disk (3) is laid at the front end of the rotating blade (4), damage to the rotating blade (4) and the electric motor (7) is mitigated from bird collision.
If the power source of the electric motor (7) is a secondary battery, a primary battery or a capacitor, there is little risk of explosion or fire. If a fuel cell is used, it is possible to fly for a long time, but since fuel is generally flammable, there is a risk of explosion or fire.
本発明のエンジンにおける電動モータ(7)の電源は、溶融鉛冷却減速過多亜臨界原子炉に核燃料を追加挿入することにより核分裂連鎖反応を維持して発生する出力を熱源として熱電半導体で発生した電気である。
核燃料を装荷しているが核分裂連鎖反応を維持できない原子炉を未臨界原子炉という。核分裂によって生じた中性子割合÷中性子吸収割合を増倍率と言い、有限の大きさの原子炉に対して中性子が原子炉の外に漏洩することを考慮に入れた場合の増倍率を実効増倍率という。実効増倍率が1.0ならば臨界で、1.0より小さければ未臨界である。本発明では、原子炉に装荷した核燃料棒の本数形状を変えずに、定常出力運転時相当の高温での実効増倍率が0.95と0.99の間に納まっている原子炉を亜臨界原子炉と呼ぶことにする。
図4は本発明の溶融鉛冷却減速過多亜臨界原子炉の平面図であり、図5は縦断面図である。チタン(Ti)や、スカンジウム(Sc)や、チタンとアルミニウム(Al)の化合物であるチタンアルミ(Ti-Al)や、Alとベリリウム(Be)とシリコン(Si) の合金であるアルミ-ベリリウム-シリコン(Al-Be-Si)合金(競争自動車エンジン母材に使用)といった軽量耐熱材製の軽量耐熱容器(201)の中に、核燃料追加管集合体(400)を中心にして溶融鉛冷却材(303)で冷却される減速過多MOX核燃料集合体(300)を多数体正方格子状に配列装荷し炉心枠(205)で囲んだ減速過多亜臨界原子炉を内蔵する。軽量耐熱容器(201)と炉心枠(205)との間は溶融鉛下降域(204)とし、減速過多MOX核燃料集合体(300)及び核燃料追加管集合体(400)に挿入せる後述反応維持棒(402)の核反応熱で高温になった溶融鉛が下降する領域である。軽量耐熱容器(201)の外壁に熱電半導体(202)を敷設する。熱電半導体(202)は放射線の遮蔽体の役割もする。
減速過多MOX核燃料集合体(300)は、多数本正方格子状に配列された減速過多MOX核燃料棒(302)をチャンネルボックス(301)で束ねてなる。減速過多MOX核燃料棒(302)は、上記軽量耐熱材製の円筒形の鞘である軽量耐熱被覆管(311)に、混合酸化物(MOX)に固体減速材を混合した粉末を高さ約1cmの円柱状に焼結してなる固体減速材混合MOXペレット(312)を多数個充填し気密閉塞してなる。MOXはプルトニウム(Pu)とウラン(U)の混合酸化物である。固体減速材は劣化リチウムまたはベリリウムの酸化物とした。劣化リチウムは、天然リチウム(Li)成分の内リチウム6(中性子吸収材であるが核融合炉燃料用として使われる予定。)を減じて残った、リチウム7の成分に富んだ減速材である。リチウム6が中性子を吸収するのに対してリチウム7は中性子を殆ど吸収せずに中性子速度を減少させる性質が高い。ベリリウム(Be)も劣化リチウム同様に軽量で中性子速度を減少させる性質が高い。
固体減速材混合MOXペレット(312)は、中心を固体酸化物減速材とし周辺を濃縮ウランの酸化物またはMOXとしてもよい。
The electric power source of the electric motor (7) in the engine of the present invention is an electric power generated by a thermoelectric semiconductor using an output generated by maintaining a fission chain reaction by additionally inserting nuclear fuel into a molten lead-cooled decelerated supercritical reactor. It is.
A nuclear reactor that is loaded with nuclear fuel but cannot maintain a fission chain reaction is called a subcritical reactor. The ratio of neutrons generated by fission divided by the ratio of neutron absorption is called the multiplication factor, and the multiplication factor when taking into account that neutrons leak out of the reactor is called the effective multiplication factor. . It is critical if the effective multiplication factor is 1.0, and subcritical if it is less than 1.0. In the present invention, a nuclear reactor in which the effective multiplication factor at a high temperature corresponding to steady power operation is within 0.95 and 0.99 without changing the number of nuclear fuel rods loaded in the reactor is called a subcritical reactor. I will decide.
FIG. 4 is a plan view of the molten lead-cooled decelerated super-subcritical reactor of the present invention, and FIG. 5 is a longitudinal sectional view. Titanium (Ti), scandium (Sc), titanium-aluminum (Ti-Al), which is a compound of titanium and aluminum (Al), and aluminum-beryllium-, which is an alloy of Al, beryllium (Be) and silicon (Si) In a lightweight heat-resistant container (201) made of a lightweight heat-resistant material such as a silicon (Al-Be-Si) alloy (used as a base material for competitive automobile engines), a molten lead coolant centering on a nuclear fuel additional tube assembly (400) An over-decelerated sub-critical reactor surrounded by a core frame (205) loaded with a large number of decelerated MOX nuclear fuel assemblies (300) cooled in (303) in a square lattice pattern is incorporated. Between the lightweight heat-resistant container (201) and the core frame (205), a molten lead descending region (204) is provided, and a reaction maintaining rod to be inserted into the over-decelerated MOX nuclear fuel assembly (300) and the nuclear fuel additional tube assembly (400). This is the region where the molten lead that has become high temperature due to the heat of nuclear reaction (402) falls. A thermoelectric semiconductor (202) is laid on the outer wall of the lightweight heat-resistant container (201). The thermoelectric semiconductor (202) also serves as a radiation shield.
The over-decelerated MOX nuclear fuel assembly (300) is formed by bundling a number of over-decelerated MOX nuclear fuel rods (302) arranged in a square lattice pattern with a channel box (301). The over-moderated MOX nuclear fuel rod (302) is a lightweight heat-resistant cladding tube (311) that is a cylindrical sheath made of the above-mentioned light-weight heat-resistant material. A large number of solid moderator mixed MOX pellets (312) sintered in a cylindrical shape are filled and hermetically closed. MOX is a mixed oxide of plutonium (Pu) and uranium (U). The solid moderator was a deteriorated lithium or beryllium oxide. Deteriorated lithium is a moderator that is rich in the components of lithium 7 remaining after reducing lithium 6 (a neutron absorber but will be used for fusion reactor fuel) among natural lithium (Li) components.
The solid moderator mixed MOX pellet (312) may have a solid oxide moderator at the center and an oxide or MOX of concentrated uranium at the periphery.
Puは崩壊熱を放出しかつ自発中性子も放出するため、臨界未満であっても発熱している。したがって、溶融鉛冷却材(303)が固化することはない。
固体減速材を過剰に装荷した固体減速材混合MOXペレット(312)が中性子減速作用の大きい水と混合したとしても減速作用は飽和しているから増倍率は殆ど変化しない。むしろ、水は中性子を吸収作用があるから増倍率は低下する。溶融鉛が喪失しても中性子吸収作用も減速作用も小さいから増倍率は殆ど変化しない。
装荷した核燃料を少なくして臨界には至らない本亜臨界原子炉は連続的に高出力を発生させることができない。一時的に臨界になっても固体減速材が過剰で核燃料が少ないため、増倍率は急激に減少する。高出力を維持するためには、石炭焚き蒸気機関車のように頻繁に核燃料を補給する必要がある。
核燃料追加管集合体(400)は、金属円筒の管である核燃料追加管(401)を多数本正方格子状に配列しチャンネルボックス(301)で束ねてなる。
臨界の維持は核燃料追加管(401)に反応維持棒(402)を挿入し、反応維持棒(402)の冷却も溶融鉛冷却材(303)である。
反応維持棒(402)は、濃縮ウランの酸化物であるEUOXに上記固体減速材を混合した粉末を高さ約1cmの円柱状に焼結してなる固体減速材混合EUOXペレット(412)を軽量耐熱材製の追加軽量耐熱被覆管(411)内に多数個充填し気密閉塞してなる。
当該亜臨界原子炉の実効増倍率が0.98とすると、1本の反応維持棒(402)挿入による増倍率増加を0.001に設定すれば20本挿入で臨界になる。
実効増倍率が0.95よりも小さいと反応維持棒(402)の挿入本数が著しく多くなり操作が困難になる。
U235が100%以下の高濃縮ウランでは、ウラン238(U238)が存在するから、燃焼が進むに従って増倍率はそれ程急激には低下しない。U238が中性子を吸収すると核分裂し易いプルトニウム239(Pu239)が生成されるからである。ウラン235(U235)が100%の高濃縮ウランなら燃焼が進んでもPu239の生成がないから増倍率は急激に低下する。濃縮度が高いウランほど増倍率は急激に低下するから安全性が高いと言える。
減速材が多いと、U238があってもPu239の生成される割合が低く増倍率は急激に低下するから安全である。U238は中性子速度が中位の中性子を吸収してPuになる。減速材が多いと大部分の中性子は減速されてしまうからPu239の生成割合が少なくなるから燃焼が進むに従って増倍率は急激に低下する。
反応維持棒(402) の追加挿入で臨界を維持する。事故が生じても反応維持棒(402)の挿入を停止すれば出力は減少する。既に挿入してある反応維持棒(402)を引き抜けば原子炉は急激に出力を減少する。
反応維持棒(402) を冷却する冷却材は、図5に記載のように冷却材流入口(403)から入り冷却材流出口(404)から出て行く。
Pu emits decay heat and also emits spontaneous neutrons. Therefore, the molten lead coolant (303) does not solidify.
Even if the solid moderator mixed MOX pellet (312) loaded with the solid moderator excessively is mixed with water having a large neutron moderating effect, the moderating effect is saturated and the multiplication factor hardly changes. Rather, water has a function of absorbing neutrons, so the multiplication factor decreases. Even if molten lead is lost, the multiplication factor hardly changes because the neutron absorption action and the deceleration action are small.
This subcritical reactor, which does not reach criticality with fewer loaded nuclear fuels, cannot continuously generate high power. Even if it becomes temporarily critical, the multiplication factor decreases rapidly because the solid moderator is excessive and there is little nuclear fuel. In order to maintain high output, it is necessary to replenish nuclear fuel as often as a coal-fired steam locomotive.
The nuclear fuel addition pipe assembly (400) is formed by arranging a number of nuclear fuel addition pipes (401), which are metal cylindrical pipes, in a square lattice pattern and bundling them with a channel box (301).
To maintain the criticality, the reaction maintaining rod (402) is inserted into the nuclear fuel addition pipe (401), and the cooling of the reaction maintaining rod (402) is also the molten lead coolant (303).
The reaction maintaining rod (402) is a lightweight solid moderator mixed EUOX pellet (412) made by sintering a powder of the above-mentioned solid moderator mixed with EUOX, which is an oxide of concentrated uranium, into a cylindrical shape with a height of about 1 cm. A large number of additional lightweight heat-resistant cladding tubes (411) made of a heat-resistant material are filled and hermetically closed.
Assuming that the effective multiplication factor of the subcritical reactor is 0.98, if the multiplication factor increase due to the insertion of one reaction maintaining rod (402) is set to 0.001, it becomes critical with 20 insertions.
When the effective multiplication factor is smaller than 0.95, the number of inserted reaction maintaining rods (402) is remarkably increased, and the operation becomes difficult.
In highly enriched uranium with U235 of 100% or less, uranium 238 (U238) is present, so the multiplication factor does not decrease so rapidly as the combustion proceeds. This is because, when U238 absorbs neutrons, plutonium 239 (Pu239), which is easily fissioned, is generated. If uranium 235 (U235) is 100% highly enriched uranium, there will be no generation of Pu239 even if combustion progresses, so the multiplication factor will drop sharply. It can be said that the higher the enrichment level, the higher the safety because the multiplication factor decreases rapidly.
When there are many moderators, even if U238 is present, the rate at which Pu239 is generated is low, and the multiplication factor is lowered rapidly. U238 absorbs neutrons with medium neutron velocity and becomes Pu. If there are many moderators, most of the neutrons will be decelerated, so the rate of Pu239 generation will be small, so the multiplication factor will drop sharply as combustion progresses.
The criticality is maintained by the additional insertion of a reaction maintaining rod (402). Even if an accident occurs, the output decreases if the insertion of the
The coolant that cools the reaction maintaining rod (402) enters the coolant inlet (403) and exits the coolant outlet (404) as shown in FIG.
熱電半導体(202)の外側を放射線に対する遮蔽体で覆い、遮蔽体を外気で冷却すれば熱電半導体(202)の冷熱源となる。
溶融鉛冷却材(303)は、高温になっても圧力が低いため軽量耐熱容器(201)に大きな圧力をかけることがないから当容器の肉厚を薄くできて軽量化が計れる。
軽量耐熱容器(201)の内壁にMOX燃料板(203)を敷設すれば炉心中心部から漏洩してきた中性子を吸収して核分裂し、軽量耐熱容器(201)の壁を高温にすることができる。軽量耐熱容器(201)の外壁に敷設された熱電半導体(202)はこの壁を高温熱源とし、周囲の空気を低温熱源として電気を発生する。
軽量耐熱容器(201)の内壁にMOX燃料板(203)を敷設したのは、溶融鉛下降域(204)の温度は安全性上それほど高くはできない。そこで、原子炉から漏洩してくる中性子によるMOX燃料板(203)の核反応熱によって軽量耐熱容器(201)の壁を高温にし、発電を高めた。
MOX燃料板(203)は、固体減速材混合MOXペレット(312)を板状にして上記軽量耐熱材製の板状の箱の鞘に密封収納したものである。
飛行機の離発着時には本原子炉から反応維持棒(402) を引き抜き亜臨界原子炉とし、別途搭載せる電池を電源とする。離陸直前に本原子炉に反応維持棒(402)を若干本挿入して温帯待機状態にし、上空で反応維持棒(402)を臨界になるまで挿入して、当該原子炉を臨界にして発電する。
図6、7に、溶融鉛冷却材(303)をヘリウムにした気体冷却減速過多亜臨界原子炉を示した。なお、冷却材を原子炉の外の外部冷却材タンク(216)に導いて熱電半導体(202)を多く敷設した。外部冷却材タンク(216)から原子炉へのガス戻しは低容量の送風機(217)で実施する。
常時核燃料からの発熱がなくとも鉛のように固化することはないから、核燃料としてPuの代わりに濃縮ウランが使える。軽量耐熱容器(201)の外の外部冷却材タンク(216)に配管(215)を通ってヘリウムを導き出し、外部冷却材タンク(216)の壁面に熱電半導体(202)を貼り付けることにより発電を増加することができる。発電量の増加が期待できる。熱電半導体(202)の冷熱源は空気である。
If the outside of the thermoelectric semiconductor (202) is covered with a shield against radiation, and the shield is cooled with the outside air, it becomes a cooling heat source for the thermoelectric semiconductor (202).
Since the molten lead coolant (303) has a low pressure even at a high temperature, it does not apply a large pressure to the lightweight heat-resistant container (201). Therefore, the thickness of the container can be reduced and the weight can be reduced.
If the MOX fuel plate (203) is laid on the inner wall of the lightweight heat-resistant container (201), neutrons leaking from the center of the core are absorbed and fissioned, and the wall of the lightweight heat-resistant container (201) can be heated. The thermoelectric semiconductor (202) laid on the outer wall of the lightweight heat-resistant container (201) generates electricity by using this wall as a high-temperature heat source and surrounding air as a low-temperature heat source.
The reason why the MOX fuel plate (203) is laid on the inner wall of the lightweight heat-resistant container (201) is that the temperature of the molten lead falling region (204) cannot be so high. Therefore, the wall of the lightweight heat-resistant container (201) was heated to high temperature by the nuclear reaction heat of the MOX fuel plate (203) due to neutrons leaking from the reactor, and the power generation was enhanced.
The MOX fuel plate (203) is a solid moderator mixed MOX pellet (312) formed into a plate shape and hermetically stored in a sheath of a plate-shaped box made of the above-mentioned lightweight heat-resistant material.
At the time of takeoff and landing of the airplane, the reaction maintaining rod (402) is pulled out from the main reactor to be used as a subcritical reactor, and a separately mounted battery is used as a power source. Immediately before take-off, a few reaction maintenance rods (402) are inserted into the reactor to enter a temperate standby state, and the reaction maintenance rod (402) is inserted above the reactor until it becomes critical, and the reactor is made critical to generate electricity. .
6 and 7 show a gas-cooled decelerated super-subcritical reactor in which the molten lead coolant (303) is helium. A large amount of thermoelectric semiconductor (202) was laid by introducing the coolant to an external coolant tank (216) outside the reactor. Gas return from the external coolant tank (216) to the reactor is performed by a low-capacity blower (217).
Even if there is no heat generated from nuclear fuel at all times, it does not solidify like lead, so enriched uranium can be used instead of Pu as nuclear fuel. Helium is led to the external coolant tank (216) outside the lightweight heat-resistant container (201) through the pipe (215), and power is generated by attaching the thermoelectric semiconductor (202) to the wall surface of the external coolant tank (216). Can be increased. An increase in power generation can be expected. The cold source of the thermoelectric semiconductor (202) is air.
環境には優しい電動モータ駆動である非燃焼式ダクト付きファンエンジン(11)及び飛行機内蔵電池(512)を搭載した電動飛行機(510)を効率良く運用するための空港である。
当該飛行機を乗客専用機と乗客携行荷物専用貨物機とに分け乗客携行荷物専用貨物機を先行させそのすぐ後に乗客専用機を離発着させる運用をとる空港に次のような工夫を凝らす。
図8は本発明の低反発滑走路(500)を含んだ空港の模式図である。図9は縦断面図である。離陸寸前部の滑走路は、基礎床(501)の上にクッション板(502)とゴム状弾性板(503)を層状に敷いてから外表面をシート(504)で覆った低反発滑走路(500)である。滑走中部の滑走路は、基礎床(501)を外表面まで厚く敷きシート(504)で覆う。
滑走路脇に段差無しの給電用レール(505)を配置する。給電用レール(505)と当該飛行機とを繋ぐ集電帯(506)を介して上記飛行機が離陸するまでに消耗する電力を当該飛行機に給電し続ける。集電帯(506)は電車のパンタグラフの役割をする。給電用レール(505)は地下鉄やモノレールの電線レールの役割をする。
集電帯(506)を空港側の設備とした場合は、飛行機側に設けた磁石吸着方式または真空吸引方式のソケット(514)で集電帯(506)の端を接触させる。当該飛行機搭載のエンジンが消耗する電力は集電帯(506)を介して飛行場側から受電し続ける。
当該エンジンとソケット(514)は当該飛行機内に敷設せる外部接続電線(513)で接続する。
滑走路を離れるまでは、当該飛行機搭載の飛行機内蔵電池(512)の蓄電量は減少しない。集電帯(506)がストッパ(507)に当たるとソケット(514)から外れる。
集電帯(506)を自走式として当該飛行機を後押しして音速近くまで加速させれば効率は更に上がる。
着陸時に失速しないように比較的高速で低反発滑走路(500)に進入し、比較的高い高度から水平落下するように着地することが可能となり、着地が容易になる。
集電帯(506)を当該飛行機に付帯すれば、空中給電も可能である。
集電帯(506)を自走式として当該飛行機を後押しして音速近くまで加速させれば効率は更に上がる。
太陽光発電装置を搭載した人工衛星にマイクロ波送信機を敷設し、当該飛行機にマイクロ波受信機を搭載すれば集電帯(506)が不要となる。
飛行機内蔵電池(512)は滑走路周辺に敷設した太陽光電池(531)からの太陽光発電電力を電灯線電力で補完した充電器(530)で予め充電しておいた電池に交換搭載する。太陽光電池(531)は、空港滑走路側を高く傾けて滑走路周辺に敷設する。操縦者は反射光の眩しさを受けることが無い。
空港周辺地に音波検出器(523)及び音波調整器(522)及びスピーカ(521)を敷設し、音波検出器(523)で検出した音波の周波数と強度は同じで位相を逆位相にした音波を音波調整器(522)で作成しスピーカ(521)から発し音波検出器(523)の音量が減少するように音波調整器(522)で強度修正を高速で実施する。例えば、初期強度から5%減らした音波を発し、音波検出器(523)からの騒音が減少したら更に5%減らす。初期強度から5%減らした音波を発し、音波検出器(523)からの騒音が逆に増加したら初期強度から5%強度を高めた音波を発する。
空港周辺の騒音被害地に消音装置を設置しておけば各位置のその時刻その外気状態に則った騒音が検出でき、調整もできる。飛行機側に消音装置を敷設したのでは、騒音被害地で実際に騒音が抑制されるとは保証できない。騒音が問題になる空港周辺地外気温や外気気圧等の外気雰囲気により騒音の程度が変わることに対応できない。
空港周辺の騒音被害地の騒音を能動的に抑制する。数回の試行錯誤により大方の位相と周波数と強度は決定できる。
乗客専用機と乗客携行荷物専用貨物機とに分ければ乗客専用機は軽くなる。貨物機は安全性や快適性を犠牲にして軽くすることができる。与圧しなくて済むだけでも機体構造材の大幅な軽量化が可能である。
貨物機を先行させれば乱気流状態を即座に把握できるためルート変更といった回避対応が可能となる。双方の飛行機が互いの概観を観察できるからトラブル対応が容易になる。
ミサイル攻撃に対して、乗客携行荷物専用貨物機を乗客専用機の盾とすることができる。
こうした空港の工夫によって飛行機は軽くなり、航行の経済性及び安全性及び環境性が高まる。
空港周辺は万一の事故に備えて、広い空き地を持っている。空き地に注ぐ太陽エネルギーを利用する。太陽電池を滑走路に背を向けて敷設したため、離着陸機への眩しさがない。空港利用頻度が低下すれば、周辺地域に売電するための太陽光発電所になる。
鳥が住み着かなくなり、鳥をエンジンに吸い込む事故が軽減される。
火山灰が降っても電気駆動エンジンだから火山灰吸入によるエンジン停止は生じ難い。
使い捨てまたは回収を前提とした使用済電池を飛行途中に滑空または落下傘降下させると重量軽減が期待できる。
The airplane is divided into passenger-only aircraft and passenger-carrying luggage cargo aircraft, and the following ingenuity is put into place at the airport where the passenger-carrying cargo aircraft is preceded and the passenger-only aircraft is operated immediately after that.
FIG. 8 is a schematic diagram of an airport including the low resilience runway (500) of the present invention. FIG. 9 is a longitudinal sectional view. The runway just before take-off is a low-repulsion runway in which a cushion plate (502) and a rubber elastic plate (503) are laid in layers on the foundation floor (501) and the outer surface is covered with a sheet (504) ( 500). The runway in the middle of the runway covers the foundation floor (501) thickly to the outer surface and covers it with a sheet (504).
A power supply rail (505) without a step is arranged on the side of the runway. The electric power consumed until the airplane takes off is continued to be supplied to the airplane via a current collecting band (506) that connects the power supply rail (505) and the airplane. The current collecting band (506) serves as a pantograph for the train. The power supply rail (505) serves as a subway or monorail electric wire rail.
In the case where the current collecting band (506) is a facility on the airport side, the end of the current collecting band (506) is brought into contact with a magnet adsorption type or vacuum suction type socket (514) provided on the airplane side. The electric power consumed by the engine mounted on the airplane continues to be received from the airfield side via the current collecting band (506).
The engine and the socket (514) are connected by an external connection wire (513) laid in the airplane.
Until the runway is left, the amount of electricity stored in the airplane built-in battery (512) mounted on the airplane does not decrease. When the current collecting band (506) hits the stopper (507), it is detached from the socket (514).
If the current collecting band (506) is self-propelled and the airplane is boosted and accelerated to near the speed of sound, the efficiency further increases.
It is possible to enter the low-rebound runway (500) at a relatively high speed so as not to stall at the time of landing, and to land so as to fall horizontally from a relatively high altitude, thereby facilitating the landing.
If the current collection band (506) is attached to the airplane, air power supply is also possible.
If the current collecting band (506) is self-propelled and the airplane is boosted and accelerated to near the speed of sound, the efficiency further increases.
If a microwave transmitter is laid on an artificial satellite equipped with a solar power generation device and a microwave receiver is mounted on the airplane, the current collection band (506) becomes unnecessary.
The airplane built-in battery (512) is replaced with a battery that has been pre-charged with a charger (530) supplemented with the power of the power line by photovoltaic power from the solar battery (531) laid around the runway. The solar battery (531) is laid around the runway with the airport runway side tilted high. The pilot does not receive glare from the reflected light.
A sound wave detector (523), a sound wave adjuster (522), and a speaker (521) are laid in the vicinity of the airport, and the sound wave detected by the sound wave detector (523) has the same frequency and intensity but has the opposite phase. Is generated by the sound wave adjuster (522), emitted from the speaker (521), and intensity correction is performed at high speed by the sound wave adjuster (522) so that the volume of the sound wave detector (523) is reduced. For example, a sound wave reduced by 5% from the initial intensity is emitted, and if the noise from the sound wave detector (523) is reduced, it is further reduced by 5%. A sound wave reduced by 5% from the initial intensity is emitted, and if the noise from the sound wave detector (523) increases conversely, a sound wave having an intensity increased by 5% from the initial intensity is emitted.
If a silencer is installed in a noise-damaged area around the airport, noise can be detected and adjusted at each position according to the outside air condition at that time. If a silencer is installed on the airplane side, it cannot be guaranteed that the noise will actually be suppressed in the noise-affected area. It cannot cope with the change of the noise level due to the outside air atmosphere such as the outside air temperature or the atmospheric pressure around the airport where noise becomes a problem.
Actively suppress noise in noise-affected areas around the airport. Most phases, frequencies, and intensities can be determined by trial and error.
The passenger-only machine becomes lighter if it is divided into a passenger-only machine and a passenger-dedicated cargo machine. Cargo aircraft can be lightened at the expense of safety and comfort. Even if it is not necessary to pressurize, the weight of the airframe structural material can be significantly reduced.
If the cargo plane is preceded, the turbulence state can be immediately grasped, so avoidance measures such as route changes are possible. Since both planes can observe each other's overview, troubleshooting is facilitated.
Passenger-carried cargo planes can be used as shields for passenger-only aircraft against missile attacks.
These airport innovations make the plane lighter and increase the economic, safety and environmental performance of navigation.
The airport area has a wide open space in case of an accident. Utilize solar energy poured into vacant lots. Because solar cells are laid back on the runway, there is no glare on the take-off and landing aircraft. If the airport usage frequency decreases, it becomes a solar power plant for selling electricity to the surrounding area.
Birds can no longer settle and accidents involving birds in the engine are reduced.
Even if volcanic ash falls, it is an electric drive engine, so it is difficult for the engine to stop due to volcanic ash inhalation.
Weight reduction can be expected when used batteries that are disposable or collected are glide or dropped by an umbrella during flight.
低反発滑走路(500)を目的地まで長く通して鉄道のようにする。
図10は、低空飛行システムの概念図である。
車輪用レールを敷かない低反発滑走路(500)上には、電動飛行機(510)の主翼を短くした短翼(601)を左右4枚以上にした電動多短翼飛行機(600)を浮き上がり飛行させる。低反発滑走路(500)内及び路肩に沿って敷設した太陽光電池からの太陽光発電電力を電灯線電力で補完した電力を、当該低反発滑走路(500)の要所に敷設した給電板(602)から電動多短翼飛行機(600)に付帯した集電帯(506)によって供電することを特徴とする低空飛行システムである。
滑走路からの誘導電波に乗って進行すれば無人運転も可能である。
従来の飛行機では主翼は一般に左右1枚ずつであるが、本発明の電動多短翼飛行機(600)は左右に4枚以上複数の短い短翼(601)を設置する。長い翼では、滑走路幅を広くする必要がるが、幅の広い滑走路は建設コストが嵩む。滑走路幅が狭くてもよいように翼の長さを短くした。短い翼が1対では揚力が不足するから複数枚とした。翼と翼の間隔を開ける事により前方に設置する翼の上下風速の違いによる乱れが収まり、後方の翼の揚力発生に効果的になる。
駅ごとに飛行機内蔵電池(512)に充電補給してもよい。
滑走路からの誘導電波に乗って進行すれば無人運転も可能である。
低空飛行であるから海面効果により高揚力が得られる。用地取得難の地域や富士山爆発の際の溶岩流対応は、上空を航行すればよい。高速道路の中央分離帯または路肩上空を飛行することもできる。
電動多短翼飛行機(600)同士のすれ違いは、進行高さを変えるか路肩上通行で解決できる。
レールを敷かない低反発滑走路(500)内は、電動多短翼飛行機(600)が停止着地しない限り空き地であるから、そこに太陽電池を設置することはコスト低減になる。
レールや電線や電柱といったインフラが不要なためコスト低減になる。
大地震が襲っても走行が乱されることはない。火山爆発による溶岩流が長期間当該滑走路の往来を妨げても溶岩流固化滑走路上空を飛行することができる。
レールが無いから、軌道幅に左右されずに建設できるため、規格が異なる国にも輸出が容易になるから大量生産が可能となり、製造コスト強いては運賃コストを下げることができる。
高空航行前記飛行機に事故があった場合に、目的地まで通った低反発滑走路(500)は、緊急避難着地場となる。
Take the low-rebound runway (500) to the destination for a long time and make it look like a railway.
FIG. 10 is a conceptual diagram of the low-flying system.
The electric multi-short wing airplane (600) with four or more short wings (601) with a shortened main wing of the electric airplane (510) floats on the low-rebound runway (500) without the wheel rails. Let Electricity supply plate (Electric power generated by supplementing solar power generated from photovoltaic cells laid in the low rebound runway (500) and along the shoulder with power line power) 602) to the electric multi-short wing airplane (600). The low-flying system is characterized by being supplied with a current collecting band (506).
Unmanned driving is also possible if you travel on a guided radio wave from the runway.
In a conventional airplane, the main wing is generally one on each side, but the electric multi-short wing airplane (600) of the present invention has four or more short wings (601) on the left and right. With long wings, it is necessary to increase the runway width, but wide runways increase the construction cost. The wing length was shortened so that the runway width may be narrow. Since a pair of short wings lacks lift, multiple sheets were used. By separating the wings from each other, the turbulence caused by the difference in the upper and lower wind speeds of the wings installed in front is reduced, and it becomes effective in generating lift of the rear wings.
The airplane built-in battery (512) may be recharged for each station.
Unmanned driving is also possible if you travel on a guided radio wave from the runway.
Since it is a low-flying flight, high lift is obtained by sea level effects. To deal with lava flow in areas where land acquisition is difficult or when Mt. Fuji explodes, it is sufficient to navigate the sky. You can fly over the highway median or over the shoulder.
The difference between the electric multi-short wing airplanes (600) can be solved by changing the traveling height or passing on the shoulder.
Since the low-repulsion runway (500) with no rails is an open area unless the electric multi-short wing airplane (600) stops and stops, installing a solar cell there reduces the cost.
Costs are reduced because no infrastructure such as rails, wires, or utility poles is required.
Even if a big earthquake hits, driving will not be disturbed. Even if a lava flow caused by a volcanic explosion hinders the runway for a long time, the lava flow can fly over the solidified runway.
Since there is no rail, it can be constructed without being affected by the width of the track, making it easy to export to countries with different standards, enabling mass production, and reducing manufacturing costs and freight costs.
High-altitude navigation In the event of an accident on the airplane, the low-rebound runway (500) that passes to the destination becomes an emergency evacuation landing site.
石油は便利で安価ではあるが、掘削や輸送時や備蓄タンクに事故が生じると環境へ多大な負担をかける。その結果、修復のための上限無しの賠償金がかかる。油価が低くとも輸送等各種損害保険料が高くなると思われる。
戦争には必須の戦略物資であるから重要ではあるが、石油依存度低下を検討しておく必要がある。他国で戦争になっても石油が輸入できなくなる恐れがある(石炭なら見逃してもらえるかもしれない)。
そんな石油を備蓄するよりも、石炭発電やLNG発電や太陽光発電や風力発電や電池設置に重点が移るだろう。それでも不足なら原子力発電がある。
乗客のみの飛行機に随伴させて乗客携行荷物専用無人貨物機を飛ばせば運賃コストを抑制できる。無人貨物機ならば安全性や快適性を犠牲にして経済性を重視した飛行機でよい。無人貨物機の速度が少々遅くとも、搭乗手続きの時間で補うことができる。
大人数を一気に運ぶのに対して、中人数を数回に分けて運ぶ方が乗客の都合にあった時間が増えるから便利である。当該飛行機なら機関士は不要で、操縦士もそれほど有能である必要がないから人件費増にはならない。
狭い国土の国に適している。外国航路や長距離爆撃には化石燃料エンジンによる長距離飛行機にする。
大空港周辺は騒音対策として太陽光発電所とし、場合によっては近隣民家・小学校を他所に移し跡地は太陽光発電所とする。使い道の少ない小空港周辺を太陽光発電所とする。
将来安価な乾電池が出現すれば、消耗乾電池を飛行途中定点に落下傘やグライダーや空中サーフィンで降下させて身軽にすることができる。回収再生が可能となれば経済性が増す。
日本の強いインフラ関連産業を生かして空港の諸施設インフラを整備することにより、輸入石油に頼ることなく環境にも優しく速い電動飛行機はコスト的に成立させ得る。
石油を基礎とする産業は日本及び先進国では飽和し、供給過剰になっている。過剰なものの自主的破壊は起きにくい。そこで、石油を基礎とする産業は置き去りまたは新興国に展開し、国内産業は太陽光や原子力や石炭からの電力を基礎とした産業を興すことにより、社会を再構築すれば新規需要が生まれる。
上記原子炉は、将来の宇宙炉への布石となる。
Oil is convenient and inexpensive, but it places a heavy burden on the environment when an accident occurs in a storage tank during excavation or transportation. As a result, there is an upper limit for repair. Even if the oil price is low, various non-life insurance premiums such as transportation are likely to be high.
It is important because it is an essential strategic material for war, but it is necessary to consider lowering the dependence on oil. If there is a war in another country, there is a risk that oil will not be imported (coal may be missed).
Rather than storing such oil, the focus will shift to coal power generation, LNG power generation, solar power generation, wind power generation and battery installation. If there is still a shortage, there is nuclear power generation.
Fare costs can be reduced by flying a passenger-only baggage unmanned cargo plane with a passenger-only plane. If it is an unmanned cargo plane, an airplane that emphasizes economy at the expense of safety and comfort may be used. Even if the speed of the unmanned cargo plane is a little slow, it can be compensated by the time required for boarding.
Carrying a large number of people at once, it is convenient to carry a medium number of people in several times because it increases the time convenient for the passengers. The aircraft does not require an engineer, and the pilot does not need to be very capable, so labor costs do not increase.
Suitable for small country. For foreign routes and long-distance bombing, use long-distance planes with fossil fuel engines.
Around large airports, solar power plants will be used as noise countermeasures. In some cases, nearby private houses and elementary schools will be moved to other places, and the ruins will be solar power plants. A solar power plant will be located around a small airport with little use.
If an inexpensive dry battery appears in the future, the consumable dry battery can be lowered by using a parachute, glider or air surf at a fixed point during the flight. If recovery and recycling become possible, the economy will increase.
By making use of Japan's strong infrastructure-related industries and improving the facilities infrastructure of airports, electric airplanes that are friendly to the environment and fast can be realized in terms of cost without relying on imported oil.
Oil-based industries are saturated and oversupplied in Japan and developed countries. Voluntary destruction of excess is unlikely to occur. Therefore, petroleum-based industries are left behind or deployed in emerging countries, and domestic industries create new demands by restructuring society by creating industries based on electricity from solar, nuclear and coal.
The reactor will be the foundation for future space reactors.
1はモータ支持兼固定静翼。
2は固定静翼。
3は緩衝円盤。
4は回転動翼。
5は回転軸。
6は飛行機本体からの電線。
7は電動モータ。
8は非耐熱軽量ノズル。
9はケーシング。
10は喉部。
11は非燃焼式ダクト付きエンジン。
201は軽量耐熱原子炉容器。
202は熱電半導体。
203はMOX燃料板。
204は溶融鉛下降域。
205は炉心枠。
214はヘリウム下降域。
215は配管。
216は外部冷却材タンク。
217は送風機。
300は減速過多燃料集合体。
301はチャンネルボックス。
302は減速過多核燃料棒。
303は溶融鉛冷却材。
311は軽量耐熱被覆管。
312は固体減速材混合MOXペレット。
313はヘリウム冷却材。
400は核燃料追加管集合体。
401は核燃料追加管。
402は反応維持追加核燃料棒。
403は冷却材流入口。
404は冷却材流出口。
411は反応維持棒被覆管。
412は固体減速材混合EUOXペレット。
500は低反発滑走路。
501は基礎床。
502はクッション板。
503はゴム状弾性板。
504はシート。
505は給電用レール。
506は集電帯。
507はストッパ。
510は電動飛行機。
512は飛行機内蔵電池。
513は外部接続電線。
514はソケット。
521はスピーカ。
522は音波調整器。
523は音波検出器。
530は充電器。
531は太陽光電池。
600は電動多短翼飛行機。
601は短翼。
602は給電板。
900は蓋。
1 is a motor support and stationary stator blade.
2 is a stationary vane.
3 is a buffer disk.
4 is a rotating blade.
5 is the rotation axis.
6 is the electric wire from the airplane body.
7 is an electric motor.
8 is a non-heat resistant lightweight nozzle.
9 is the casing.
10 is the throat.
11 is a non-combustion ducted engine.
201 is a lightweight heat resistant reactor vessel.
202 is a thermoelectric semiconductor.
203 is a MOX fuel plate.
204 is a molten lead falling area.
205 is a core frame.
214 is a helium descending region.
215 is piping.
216 is an external coolant tank.
217 is a blower.
300 is an excessive deceleration fuel assembly.
301 is a channel box.
302 is a slow-depleted nuclear fuel rod.
303 is a molten lead coolant.
311 is a lightweight heat-resistant coated tube.
312 is a solid moderator mixed MOX pellet.
313 is a helium coolant.
400 is a nuclear fuel additional pipe assembly.
401 is a nuclear fuel addition pipe.
402 is a reaction maintaining additional nuclear fuel rod.
403 is a coolant inlet.
404 is a coolant outlet.
412 is a solid moderator mixed EUOX pellet.
500 is a low resilience runway.
501 is a foundation floor.
502 is a cushion board.
Reference numeral 503 denotes a rubber-like elastic plate.
Reference numeral 504 denotes a sheet.
Reference numeral 505 denotes a power supply rail.
506 is a current collecting band.
507 is a stopper.
510 is an electric airplane.
512 is an airplane built-in battery.
513 is an external connection electric wire.
514 is a socket.
522 is a sound wave adjuster.
523 is a sound wave detector.
530 is a charger.
531 is a solar cell.
600 is an electric multi-short wing airplane.
601 is a short wing.
Reference numeral 602 denotes a power supply plate.
900 is a lid.
Claims (4)
飛行機本体からの電線(6)から供給される電気で駆動される電動モータ(7)と、
当該電動モータ(7)によって回転される回転動翼(4)と、
ケーシング(9) 内面に固定せる固定静翼(2)と、
電動モータ(7)及び回転動翼(4)及び固定静翼(2)を囲むケーシング(9)と、
非耐熱軽量ノズル(8)からなり、
ケーシング(9)形状は中間部がくびれて喉部(10)を持つラバール管であって、
回転動翼(4)を喉部(10)の後ろに配置し、回転動翼(4)の後ろに固定静翼(2)を配置し、固定静翼(2)の後に当該電動モータ(7)を配置し、最後部に非耐熱軽量ノズル(8)を配置することにより、
回転動翼(4)及び固定静翼(2) 及びケーシング(9)によって空気の後方軸流を加速し、非耐熱軽量ノズル(8)から当該ケーシング(9)の後方に空気を吐出することにより推進力を得ることを特徴とする非燃焼式ダクト付きエンジン(11)。 Non-combustion ducted engine (11)
An electric motor (7) driven by electricity supplied from an electric wire (6) from the airplane body;
A rotating blade (4) rotated by the electric motor (7);
A stationary vane (2) fixed to the inner surface of the casing (9);
A casing (9) surrounding the electric motor (7) and the rotating blade (4) and the stationary stationary blade (2);
It consists of a non-heat resistant lightweight nozzle (8),
The casing (9) shape is a Laval tube with a constricted middle part and a throat part (10),
The rotating blade (4) is placed behind the throat (10), the stationary stationary blade (2) is placed behind the rotating blade (4), and the electric motor (7 ) And a non-heat-resistant lightweight nozzle (8) at the end,
By accelerating the rear axial flow of air by rotating rotor blade (4), stationary stationary blade (2) and casing (9), and discharging air from the non-heat-resistant lightweight nozzle (8) to the rear of the casing (9) A non-combustion ducted engine (11) characterized by obtaining propulsive force.
チタンまたはスカンジウムまたはチタン-アルミまたはアルミ-ベリリウム-シリコンである軽量耐熱材製の軽量耐熱容器(201)の中に、
金属円筒の管である核燃料追加管(401)を多数本正方格子状に配列しチャンネルボックス(301)で束ねてなる核燃料追加管集合体(400)を中心として、
MOXに劣化リチウムまたはベリリウムの酸化物である固体減速材を混合した粉末を高さ約1cmの円柱状に焼結してなる固体減速材混合MOXペレット(312)を軽量耐熱材製の軽量耐熱被覆管(311)内に多数個充填し気密閉塞してなる減速過多MOX核燃料棒(302)を多数本正方格子状に配列しチャンネルボックス(301)で束ねてなる減速過多MOX核燃料集合体(300)を多数体正方格子状に配列装荷し炉心枠(205)で囲み、溶融鉛冷却材(303)で冷却し、MOX混合割合により定常出力運転時相当の高温での実効増倍率が0.95と0.99の間に納まっている亜臨界原子炉とした溶融鉛冷却減速過多亜臨界原子炉を内蔵し、
EUOXに上記固体減速材を混合した粉末を高さ約1cmの円柱状に焼結してなる固体減速材混合EUOXペレット(412)を軽量耐熱材製の追加軽量耐熱被覆管(411)内に多数個充填し気密閉塞してなる反応維持棒(402)を核燃料追加管(401)に挿入することにより臨界を維持し溶融鉛冷却材(303)で冷却し、
軽量耐熱容器(201)と炉心枠(205)との間の溶融鉛下降域(204)に溶融鉛を下降させ、
軽量耐熱容器(201)の高温外壁または外部冷却材タンク(216)表面に熱電半導体(202)を敷設し熱電半導体(202)の反対側を外気で冷却することにより発電することを特徴とする発電装置、
または前記発電装置の冷却材として溶融鉛冷却材(303)の代わりにヘリウムとしたことを特徴とする発電装置。 As a power source for the non-combustion ducted engine (11) according to claim 1,
In a lightweight heat-resistant container (201) made of a lightweight heat-resistant material that is titanium or scandium or titanium-aluminum or aluminum-beryllium-silicon,
A nuclear fuel addition pipe assembly (400) formed by arranging a number of nuclear fuel addition pipes (401), which are cylindrical metal tubes, in a square lattice pattern and bundled in a channel box (301),
MOX pellets (312) mixed with MOX and solid moderator, which is an oxide of deteriorated lithium or beryllium, are sintered into a cylindrical shape with a height of about 1 cm. Multiple decelerated MOX nuclear fuel rods (300) filled with a large number of tubes in the tube (311) and hermetically closed, and arranged in a square lattice and bundled in a channel box (301) Are arranged in a square lattice, surrounded by a core frame (205), cooled with molten lead coolant (303), and the effective multiplication factor at high temperature equivalent to steady power operation is 0.95 and 0.99 depending on the MOX mixing ratio Built-in molten lead-cooled super slow subcritical reactor with subcritical reactor in between
A number of solid moderator mixed EUOX pellets (412) made by sintering a powder of the above-mentioned solid moderator mixed with EUOX into a cylindrical shape with a height of about 1 cm in an additional lightweight heat-resistant cladding tube (411) made of lightweight heat-resistant material. The criticality is maintained by inserting a reaction maintaining rod (402), which is individually sealed and hermetically closed, into a nuclear fuel addition pipe (401) and cooled with a molten lead coolant (303),
Lowering the molten lead to the molten lead falling area (204) between the lightweight heat-resistant container (201) and the core frame (205);
Power generation characterized in that power is generated by laying a thermoelectric semiconductor (202) on a high temperature outer wall of a lightweight heat-resistant container (201) or the surface of an external coolant tank (216) and cooling the opposite side of the thermoelectric semiconductor (202) with outside air apparatus,
Alternatively, the power generator may be helium instead of the molten lead coolant (303) as the coolant of the power generator.
離陸寸前の滑走路部は基礎床(501)の上にクッション板(502)とゴム状弾性板(503)を層状に敷いてから外表面をシート(504)で覆った低反発滑走路(500)とし、滑走中の滑走路部は基礎床(501)を外表面まで厚く敷きシート(504)で覆い、滑走路に配置した給電用レール(505)から集電帯(506)を介して上記飛行機が離陸するまでに消耗する電力を当該飛行機に給電し続け、
飛行機内蔵電池(512)への充電を滑走路周辺に敷設した太陽光電池(531)からの太陽光発電電力を電灯線電力で補完した充電器(530)で成し、
空港周辺地に音波検出器(523)及び音波調整器(522)及びスピーカ(521)を敷設し、音波検出器(523)で検出した音波の周波数と強度は同じで位相を逆位相にした音波を音波調整器(522)で作成しスピーカ(521)から発し音波検出器(523)の音量が減少するように強度を修正することを特徴とする。 In an airport for taking off and landing the non-combustion ducted engine (11) of claim 1 and the electric airplane (510) equipped with the airplane built-in battery (512),
The runway section just before takeoff is a low-repulsion runway (500) in which a cushion plate (502) and a rubber elastic plate (503) are laid in layers on the foundation floor (501) and the outer surface is covered with a sheet (504). The runway section during the run is covered with a sheet (504) thickly covering the foundation floor (501) to the outer surface, and from the power supply rail (505) arranged on the runway through the current collector band (506) Continue to supply the plane with the power consumed until the plane takes off,
The battery built in the airplane (512) is charged by the battery charger (530) supplemented by the power line power from the solar battery (531) installed around the runway.
A sound wave detector (523), a sound wave adjuster (522), and a speaker (521) are laid in the vicinity of the airport, and the sound wave detected by the sound wave detector (523) has the same frequency and intensity but has the opposite phase. Is generated by the sound wave adjuster (522), emitted from the speaker (521), and the intensity is corrected so that the sound volume of the sound wave detector (523) is reduced.
低反発滑走路(500)内及び路肩に沿って敷設した太陽光電池(531)からの太陽光発電電力を電灯線電力で補完した電力を、当該低反発滑走路(500)要所に敷設した給電板(602)から、当該電動多短翼飛行機(600)に付帯せしめた集電帯(506)を介して当該電動多短翼飛行機(600)に給電することを特徴とする低空飛行システム。 The low-repulsion runway (500) described in claim 3 is lengthened and passed to the destination, and the short wing (601) in which the main wing of the electric airplane (510) described in claim 3 is shortened has four or more left and right. Fly the electric multi-short wing airplane (600) up on the low resilience runway (500),
Electricity that has been installed at the main points of the low-repulsion runway (500) with power supplemented with power generated by photovoltaic power from the solar cell (531) installed in the low-repulsion runway (500) and along the shoulder A low-flying system characterized in that power is supplied from the plate (602) to the electric multi-short wing airplane (600) through a current collecting band (506) attached to the electric multi-short wing airplane (600).
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2010143829A JP5599660B2 (en) | 2010-06-24 | 2010-06-24 | Non-combustion ducted engine for electric airplanes |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2010143829A JP5599660B2 (en) | 2010-06-24 | 2010-06-24 | Non-combustion ducted engine for electric airplanes |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2012006475A true JP2012006475A (en) | 2012-01-12 |
JP2012006475A5 JP2012006475A5 (en) | 2013-05-30 |
JP5599660B2 JP5599660B2 (en) | 2014-10-01 |
Family
ID=45537547
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2010143829A Expired - Fee Related JP5599660B2 (en) | 2010-06-24 | 2010-06-24 | Non-combustion ducted engine for electric airplanes |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP5599660B2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105366060A (en) * | 2015-12-03 | 2016-03-02 | 北京航空航天大学 | Lightweight high efficiency low noise duct type four-level electric fan propeller |
CN107910934A (en) * | 2017-12-14 | 2018-04-13 | 李士明 | The self power generation aircraft of the replacing oil by electricity type of energy substitution formula |
Citations (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5639956A (en) * | 1979-09-10 | 1981-04-15 | Do Gosudarusutobueni Pk I Ekus | Propelling device for air cushion transporting car |
JPS6080393U (en) * | 1983-11-02 | 1985-06-04 | 石川島播磨重工業株式会社 | Space satellite reactor |
JPS6283694A (en) * | 1985-10-08 | 1987-04-17 | 株式会社日立製作所 | Fast breeder reactor |
JPH05262300A (en) * | 1992-03-19 | 1993-10-12 | Hitachi Ltd | Closed living space system |
JPH06499U (en) * | 1992-06-16 | 1994-01-11 | 株式会社朝日コーポレーション | Electric free flight model plane |
JP2000227489A (en) * | 1999-02-05 | 2000-08-15 | Japan Nuclear Cycle Development Inst States Of Projects | Reactor core support device of sodium cooling type fast neutron reactor |
JP2003254298A (en) * | 2002-03-01 | 2003-09-10 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Blade for jet engine and manufacturing method of blade part |
JP2006029797A (en) * | 2004-07-12 | 2006-02-02 | Toshihisa Shirakawa | Nuclear fuel assembly |
JP2007040768A (en) * | 2005-08-02 | 2007-02-15 | Toshihisa Shirakawa | Reactor for rocket of neptunium oxide fuel |
JP2008531375A (en) * | 2005-02-25 | 2008-08-14 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | Relative ducted hovering vehicle |
JP2009115571A (en) * | 2007-11-06 | 2009-05-28 | Toshihisa Shirakawa | Renewed abwr adapted to combined power generation |
JP2009190539A (en) * | 2008-02-14 | 2009-08-27 | Japan Aerospace Exploration Agency | Thermal control system |
-
2010
- 2010-06-24 JP JP2010143829A patent/JP5599660B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5639956A (en) * | 1979-09-10 | 1981-04-15 | Do Gosudarusutobueni Pk I Ekus | Propelling device for air cushion transporting car |
JPS6080393U (en) * | 1983-11-02 | 1985-06-04 | 石川島播磨重工業株式会社 | Space satellite reactor |
JPS6283694A (en) * | 1985-10-08 | 1987-04-17 | 株式会社日立製作所 | Fast breeder reactor |
JPH05262300A (en) * | 1992-03-19 | 1993-10-12 | Hitachi Ltd | Closed living space system |
JPH06499U (en) * | 1992-06-16 | 1994-01-11 | 株式会社朝日コーポレーション | Electric free flight model plane |
JP2000227489A (en) * | 1999-02-05 | 2000-08-15 | Japan Nuclear Cycle Development Inst States Of Projects | Reactor core support device of sodium cooling type fast neutron reactor |
JP2003254298A (en) * | 2002-03-01 | 2003-09-10 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | Blade for jet engine and manufacturing method of blade part |
JP2006029797A (en) * | 2004-07-12 | 2006-02-02 | Toshihisa Shirakawa | Nuclear fuel assembly |
JP2008531375A (en) * | 2005-02-25 | 2008-08-14 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | Relative ducted hovering vehicle |
JP2007040768A (en) * | 2005-08-02 | 2007-02-15 | Toshihisa Shirakawa | Reactor for rocket of neptunium oxide fuel |
JP2009115571A (en) * | 2007-11-06 | 2009-05-28 | Toshihisa Shirakawa | Renewed abwr adapted to combined power generation |
JP2009190539A (en) * | 2008-02-14 | 2009-08-27 | Japan Aerospace Exploration Agency | Thermal control system |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105366060A (en) * | 2015-12-03 | 2016-03-02 | 北京航空航天大学 | Lightweight high efficiency low noise duct type four-level electric fan propeller |
CN107910934A (en) * | 2017-12-14 | 2018-04-13 | 李士明 | The self power generation aircraft of the replacing oil by electricity type of energy substitution formula |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP5599660B2 (en) | 2014-10-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Bowman et al. | Turbo-and hybrid-electrified aircraft propulsion concepts for commercial transport | |
JP6458956B2 (en) | Rocket transport devices used in rocket launch systems | |
US10246200B2 (en) | Centripetal aerodynamic platform spacecraft | |
CN205559070U (en) | Use system and aircraft of compressed air as application of force source | |
WO2006103774A1 (en) | Vertically movable flying body | |
US10119414B2 (en) | Hafnium turbine engine and method of operation | |
CN101580133A (en) | Gas rocket space vehicle | |
JP5599660B2 (en) | Non-combustion ducted engine for electric airplanes | |
RU2478518C1 (en) | Airship with electrical motor | |
US20100258681A1 (en) | Flying Saucer | |
Beardsley | The way to go in space | |
RU2449170C1 (en) | Inertial engine by bogdanov | |
Kirner | An investigation into the benefits of distributed propulsion on advanced aircraft configurations | |
US20230202652A1 (en) | Drone | |
RU201900U1 (en) | Electric airship | |
CN110481801A (en) | The device and technology of a kind of automatic conversion energy on aircraft and automatic running | |
CN104773307B (en) | Approximate-light-speed particle moving method and system | |
MYRABO | A concept for light-powered flight | |
Wilhite et al. | An overview of nasa’s high-speed research program | |
RU2781119C1 (en) | Nuclear aviation transport complex, aircraft with nuclear plant, system for conversion of heat energy of aircraft, system for maintenance of aircraft with nuclear plant, aerial train, and system for counteraction to emergency situations of aerial train | |
Epstein | Aeropropulsion: Advances, opportunities, and challenges | |
CN102092480A (en) | Electric wheel spacecraft | |
US20240083603A1 (en) | Bladeless eVTOL Passenger Aircraft with Fixed-Wing Forward Flight Travel, and Method and Power Plant Therefor | |
Atanasov et al. | Minimalistic Use of Hybrid-Electric Technologies for Aircraft Performance Improvement in Off-Design Operation | |
Singh Kaur | Study and comparison of different types of powered aircrafts for the future commercial aviation |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20130404 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20130404 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20140214 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20140225 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20140303 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20140812 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20140813 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 5599660 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |