JP2013517986A - 電気駆動航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、電気駆動航空機（１１）であって、ＮＨ_３を提供するためのＮＨ_３のためのタンク（１３）と、ＮＨ_３を使用し、かつ、変換して電気エネルギーを生成するエネルギー源（１５、１７、１９、１９’、３５、３７）と、航空機（１１）の推進を保証する電気駆動推進システム（２５、２７）と、生成された電気エネルギーを推進システム（２５、２７）に供給するエネルギー分配システム（２３）とを搭載した電気駆動航空機（１１）に関する。

Description

本発明は、電気推進システムを搭載した航空機に関する。

推進システムすなわち動力装置が燃焼機関またはガスタービンによって駆動される航空機は、航空機産業の分野では広範囲にわたって確立されている。

さらに、飛行機またはヘリコプタの推進システムすなわち動力装置を電動機を使用して駆動することが考察されており、米国特許第２４６２２０１号および米国特許第４９５５５６０号を参照されたい。

同様に、航空機に水素燃料電池を搭載することが考察されており、米国特許第６５６８６３３号または米国特許第６８５４６８８号を参照されたい。米国特許第４７０９８８２号には、リチウム／過酸化物燃料電池を搭載したヘリコプタが開示されている。

米国特許第２４６２２０１号 米国特許第４９５５５６０号 米国特許第６５６８６３３号 米国特許第６８５４６８８号 米国特許第４７０９８８２号

本発明の目的は、代替エネルギー源によって駆動される航空機を提供することである。

本発明の目的は、独立請求項の特徴によって達成される。有利な開発は、従属請求項の特徴に見出すことができる。

本発明による航空機は電気によって駆動され、
−ＮＨ_３を提供するためのＮＨ_３のためのタンクと、
−ＮＨ_３を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成するエネルギー源と、
−航空機を推進させる役割を担っている電気駆動推進システムと、
−生成された電気エネルギーを推進システムに提供するエネルギー分配システムと
を備えている。

アンモニアは、容易に液化することができるガスであり、したがって容易に貯蔵し、かつ、輸送することができるため、推進のための電気エネルギーを提供するエネルギー源のための開始ベースとしてアンモニアガスを使用することは有利であることが分かっている。例えば、アンモニアガスを液体の形態で貯蔵するために、タンクを加圧および／または冷却することができる。

有利な実施形態では、航空機は、さらに、少なくとも１つの他の電気システムを有することができ、これらの少なくとも１つの他の電気システムは、その動作に必要な電気エネルギーを、エネルギー源によって生成される電気エネルギーからエネルギー分配システムを介して獲得することができる。

したがってエネルギー分配システムは、航空機に動力を供給する、つまり航空機を推進させる役割を担っている航空機の推進システム、例えば動力装置にのみ電気エネルギーを提供しているのではなく、飛行中、使用されてはいるが、航空機への動力の供給、つまり航空機の推進には直接寄与していない少なくとも１つの他の電気システムにも電気エネルギーを提供している。

有利な実施形態では、航空機は、さらに、エネルギー分配システムに接続された、生成された余分の電気エネルギーを蓄積するための蓄積デバイスを備えることができる。これは、エネルギー源によって提供される、電気駆動推進システムによって、あるいは他の電気システムによって消費されない電気エネルギーが蓄積デバイスに蓄積され、また、航空機を運用している間、必要に応じて再びエネルギー分配システムに送り返すことができ、かつ、エネルギー分配システムから推進システムまたは他の電気システムに提供することができることを意味している。制御デバイスは、例えば飛行フェーズ中などの航空機の運用中に必要な量より多い電気エネルギーが生成されるフェーズの間、生成される余分のエネルギーの蓄積デバイスへの供給を制御することができ、また、制御デバイスは、例えば離陸中および着陸中などの航空機の運用中に必要な量より少ない電気エネルギーが生成されるフェーズの間、蓄積されたエネルギーの蓄積デバイスからの接続を制御することができる。

蓄積デバイスは、例えば電気エネルギーのための短期間蓄積バッファであってもよい。蓄積デバイスは、例えば蓄電池、コンデンサ、ディスクフライホイールまたは他のエネルギー蓄積デバイスを備えることができる。したがって例えば電気エネルギー源の一時的な故障を切り抜けることができる。

一実施形態では、ＮＨ_３を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成するエネルギー源は、ＮＨ_３電力供給燃料電池システムを含むことができる。燃料電池は、連続的に供給される燃料と、大抵は酸素である酸化剤との間の化学反応のエネルギーを電気エネルギーに変換するガルヴァーニ電池である。

この構造の場合、ＮＨ_３電力供給燃料電池システムには、ＮＨ_３を燃料として直接使用することによって電気エネルギーを生成するＮＨ_３燃料電池が含まれている。この場合の典型的な化学反応は、４ＮＨ_３＋３Ｏ_２ → Ｎ_２＋６Ｈ_２Ｏである。

代替および／または追加として、ＮＨ_３電力供給燃料電池システムは、Ｈ_２を生成するためのアンモニア分離器、およびその下流側に接続された、該アンモニア分離器によって提供されるＨ_２を燃料として使用することによって電気エネルギーを生成する水素燃料電池を含むことも可能である。この場合の典型的な化学反応は、２Ｈ_２＋Ｏ_２ → ２Ｈ_２Ｏである。

水素は、改質器の中で、例えば熱分解によってアンモニアをその元素に分離することによって生成することができる。この場合の典型的な化学反応は、２ＮＨ_３ → Ｎ_２＋３Ｈ_２である。このような改質器を形成している典型的な部分は、触媒（例えば白金、パラジウム、等々）がコーティングされた耐熱セラミックである。

水素燃料電池に供給されるＨ_２から残留ＮＨ_３による汚染物質を除去するために、アンモニア分離器と水素燃料電池の間に分子ふるいを有利に配置することができる。

しかしながら、アンモニア分離器によって提供される水素の純度に応じて、あるいは場合によっては汚染物質に対する水素燃料電池の感度に応じて、生成される水素を水素燃料電池に直接供給することができるため、分子ふるいを介在させることは何ら本質ではない。

他の実施形態では、エネルギー源は、ＮＨ_３タンクから供給される内燃機関、および該内燃機関によって駆動される発電機を含むことができる。内燃機関は、燃料としてＮＨ_３を使用して動作する内燃機関であってもよい。しかしながら、最初にＮＨ_３タンクから供給されるＮＨ_３を分解してＮ_２およびＨ_２に分離し、次に内燃機関のための燃料としてＨ_２を使用することを想定することも可能である。例えば燃焼機関またはガスタービンを内燃機関として使用することができる。

この場合、大気中への吐出に先立って、内燃機関によって生成される排気ガスの窒素酸化物を浄化する排気ガス処理デバイスを提供することができる。それにより環境的に有害な窒素酸化物が放出される可能性を回避することができる。

電気駆動航空機の推進システムの他の変形態様は、
−例えばガソリン、ディーゼルまたは灯油などの炭化水素をベースとする燃料のためのタンクと、
−前記燃料を使用して動作する内燃機関と、
−内燃機関によって駆動され、それにより電気エネルギーを生成することができる発電機と、
−航空機に動力を供給する役割を担っている電気駆動推進システムと、
−生成された電気エネルギーを推進システムに提供するエネルギー分配システムと
を備えている。

タンク、より詳細にはアンモニアを冷却するために、少なくとも一時的に、つまり航空機が飛行している間、および航空機の近傍の外気温度が特定の値より低い間、大気を使用することができる。この場合、海抜の高さが高くなるにつれて温度が低くなることが利用されており、したがって航空機が特定の高度に到達すると、優勢な外気温度が、アンモニアが液体の形態で存在する温度までタンクの中に入っているアンモニアを冷却するだけの十分な温度まで低くなる。これには、とりわけ航空機が適度な高度で飛行している間、アンモニアを冷却するために消費しなければならないエネルギーの量が比較的少なく、さらには理想的なケースではエネルギーを全く消費しない利点がある。冷却目的のために消費しなければならないエネルギーの割合は極めて高いため、この手段によれば著しく高い効率を達成することができる。

そのために、航空機の近傍の大気温度が特定の閾値Ｓ１より低くなると、タンクを大気に熱結合するように具体化されるコントローラが提供される。

コントローラは、さらに、航空機の近傍の大気温度が特定の閾値より高くなると、熱結合を中断するように具体化される。

航空機は、例えば飛行機として、あるいはヘリコプタとして具体化することができる。

本発明の実施形態変更態様について、従属請求項の特徴による有利な開発と共に、非制限の以下の図面を参照して説明する。

航空機のためのＮＨ_３動力供給推進システムの略図である。 航空機のための他のＮＨ_３動力供給推進システムの略図である。 航空機のための他のＮＨ_３動力供給推進システムの略図である。 炭化水素をベースとする燃料に基づく航空機のための推進システムの略図である。 アンモニアタンクを冷却するための冷却デバイスの略図である。 外気温度ならびにアンモニアタンクと大気との間の熱結合の状態を時間の関数として示す特性曲線である。

図１は、ＮＨ_３動力供給推進システムを搭載した航空機を示したものである。航空機１１、例えば飛行機またはヘリコプタには、液体アンモニアが入っている燃料タンク１３が含まれている。燃料タンク１３は、例えばアンモニアを液体の状態に維持するために加圧および／または冷却することができる。図５は、タンク１３を冷却するための可能手段を示したものである。アンモニアは、次に熱交換器に送られ、熱交換器からアンモニア分離器１５へ供給される。この改質器は、アンモニアから水素および窒素を生成し、このガス混合物には、アンモニアによる汚染物質の若干の微量成分が依然として潜在的に含まれている。ガス混合物は、次に、アンモニアの残留微量成分を除去するために分子ふるい１７に通される。これは、とりわけ、燃料電池が使用され、アンモニアがそれらの燃料電池の機能を劣化させる原因になる場合に重要である。

ガス混合物に含まれている水素は、水素燃料電池１９に供給される。このタイプの燃料電池の例には、重合体電解質膜燃料電池（ＰＥＭＦＣ）、リン酸燃料電池（ＰＡＦＣ）、固体酸化物燃料電池（ＳＯＦＣ）またはプロトニックセラミック燃料電池（ＰＣＦＣ）と呼ばれている燃料電池があるが、適切な燃料電池はこれらに限定されない。

燃料電池１９には、空気供給装置２１を介して、例えば圧縮機によって空気を供給することができる。任意選択で、燃料電池１９への供給に先立って空気を浄化することができる。例えば、空気に二酸化炭素が含まれていると、その二酸化炭素によって燃料電池の動作モードが悪影響を受けるタイプの燃料電池１９である場合、燃料電池１９への空気の供給に先立って、空気に含まれている二酸化炭素を除去することができる。

空気に含まれている酸素は、燃料電池１９のための酸化剤として働く。燃料電池１９は、電気および排気ガスを生成し、排気ガスには潜在的に残留水素が含まれている。排気ガスに含まれている水素は、閉回路中で回収することができ、燃料電池１９に再供給することができる。

電気は、インテリジェントエネルギー分配システム２３に供給され、そこから電気エネルギーを使用して航空機内のシステムに電気エネルギーが供給される。

航空機を推進させる役割を担っている駆動システムは、動力装置２７に接続され、それによりプロペラまたは同様の駆動エレメントを動作させる１つまたは複数の電動機２５を備えることができる。

電気エネルギーを使用して、例えば駆動ドライブ２９などの他の電気システム、または航空機に使用されている他のシステム３１に電気エネルギーを供給することも可能である。

過剰の電気エネルギーは、例えば電池、コンデンサ、ディスクフライホイール、等々などの適切な蓄積媒体に一時的に蓄積することができ、また、必要に応じてエネルギー蓄積器３３からもう一度システムに供給することができる。つまり、この種の推進システムは、ＣＯ２を発生することなく航空機１１に動力を供給することができる。

図２に示されている他の実施形態では、燃料電池１９’は、燃料としてアンモニアを直接使用することができる方法で具体化されている。固体酸化物燃料電池（ＳＯＦＣ）またはプロトニックセラミック燃料電池（ＰＣＦＣ）、溶融炭酸塩燃料電池（ＭＣＦＣ）、中間温度直接アンモニア燃料電池（ＩＴ−ＤＡＦＣ）は、このタイプの燃料電池の例であるが、適切な燃料電池はこれらに限定されない。

図３に示されている他の実施形態では、燃料電池は使用されていない。燃料電池は、アンモニアによって動力が供給される内燃機関３５に置き換えられている。前記内燃機関は、例えば、ディーゼルサイクルに従って動作する、ＨＣＣＩ機関と呼ばれている機関（ＨＣＣＩとは、「均一予混合圧縮着火（ｈｏｍｏｇｅｎｏｕｓ ｃｈａｒｇｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ ｉｇｎｉｔｉｏｎ）」のことである）、等々であっても、あるいはガスタービンであってもよい。内燃機関３５は発電機３７を駆動し、それにより電気エネルギーが生成される。発電機は、超伝導磁石を備えることができる。

内燃機関３５の排気ガスには、窒素、水および窒素酸化物が含まれている。窒素酸化物は、浄化段３９で、例えば反応式
４ＮＯ＋４ＮＨ_３＋Ｏ_２ → ４Ｎ_２＋６Ｈ_２Ｏおよび
６ＮＯ_２＋８ＮＨ_３ → ７Ｎ_２＋１２Ｈ_２Ｏ
に従って、触媒としてゼオライトを使用したアンモニアとの反応によって窒素に変換されることが好ましい。反応に必要なアンモニアは、燃料タンク１３から提供することができる。

図４は、図３に示されている飛行機の設計と同様の設計の航空機１１を示したものである。図４の飛行機は、ここではアンモニアの代わりに、例えばタンク１３’に貯蔵されるディーゼル、灯油またはガソリンなどの炭化水素をベースとする燃料が内燃機関３５’のための燃料として使用され、この内燃機関３５’によって発電機３７が駆動され、それにより電気エネルギーが生成される点で、図３に示されている飛行機と異なっている。

図５は、タンク１３を冷却するための冷却デバイス４６を略図で示したものである。図解を明確にするために、例えばアンモニア分離器および分子ふるい、等々などの他のコンポーネントは示されていない。タンク１３、より詳細にはタンク１３の中に入っているアンモニアを冷却するために、少なくとも一時的に、つまり、例えば航空機１１が飛行している間、大気を使用することができる。この場合、海抜の高さが高くなるにつれて温度が低くなることが利用されており、したがって航空機１１が特定の高度に到達すると、優勢な外気温度が、アンモニアが液体の形態で存在する温度までタンク１３の中に入っているアンモニアを冷却するだけの十分な温度まで低くなる。

そのために、タンク１３は、タンク１３からの熱が大気１へ放出される方法で、熱伝導手段によって大気１に接続されている。そのために、タンク１３から散逸させるべき熱が外壁４０を介して大気１へ放出されるよう、熱結合４１によってタンク１３を航空機１１の外壁４０に接続することができる。

熱結合４１は、例えば熱伝導によって実現することができ、例えばタンク１３を直接または間接的に航空機１１の外壁４０に接続する冷却板、等々の形態の熱ブリッジ（図には詳細に示されていない）によって実現することができる。別法または追加として、タンク１３と外壁４０の間の熱結合４１は、熱対流効果に基づくことも可能であり、対応する冷却媒体、例えば空気または水が、タンク１３によって吸収された熱を航空機の外壁４０に伝達する。

当然、アンモニアを液化するための異なる手法を組み合わせることも可能である。大気の使用に加えて、とりわけ外気温度が高すぎる場合、つまり、例えば航空機１１が地上にある間、有効に利用される従来の冷却構造４２を提供することができる。追加または別法として、タンク１３、より詳細にはタンク１３の中に入っているアンモニアを加圧下に置くデバイス４３を提供することも可能である。

したがってタンク１３は、外気温度が特定の閾値より高い期間の間、従来の冷却構造４２によって冷却することができる。従来の冷却構造４２は、外気温度が閾値より低い期間の間、省くことができる。閾値は、一方ではアンモニアの沸点に基づいて決定され、他方ではタンク１３と航空機１１の外壁４０の間の熱結合４１のタイプおよび機能モードの関数として決定される。熱結合４１の効率が低いほど、選択される閾値温度が低くなる。閾値近辺の温度範囲では、従来の冷却構造４２と上で説明した大気による冷却の両方の使用を想定することができる。

そのために、航空機１１の近傍の大気１の温度を測定する外気温度センサ４５に接続されたコントローラ４４が提供されている。測定された温度に応じて、コントローラ４４を使用して適切な冷却方法が選択される。例えば外気温度が高すぎる場合、コントローラ４４は、熱結合４１を中断し、従来の冷却構造４２を動作させることができる。追加または別法として、コントローラ４４は、外気温度および／またはタンク１３内のアンモニアの凝集状態に応じて圧力発生器４３を制御することも可能である。例えばタンク内のアンモニアが気体状態に移行すると、圧力発生器４３を動作させることができる。

図６は、外気温度ＴＡの関数としてのコントローラ４４の応答を示したものである。図６Ａの線図は、時間ｔによって変化する外気温度ＴＡの特性曲線を示したものである。このような特性曲線は、例えば航空機１１が時間瞬時ｔ０で離陸し、高度が高くなることによって外気温度が低くなる際に生成することができる。時間瞬時ｔ１で航空機は再び高度を下げ、そのために外気温度ＴＡが再び高くなる。

コントローラ４４は、熱結合４１を外気温度に応じて開閉する。そのために、外気温度ＴＡがＳ２＞Ｓ１である２つの閾値Ｓ１、Ｓ２と比較される。図６Ｂは、時間の関数としての熱結合４１の状態を示したもので、図６Ａに示されている線図と同期している。外気温度ＴＡが閾値Ｓ１より低くなると、直ちにタンク１３と大気１の間に熱結合４１が確立され、つまり大気による冷却が起動される。これは、図６Ｂに状態「１」の記号で表されている。しかしながら、外気温度ＴＡがＳ２＞Ｓ１である閾値Ｓ２より再び高くなると、直ちに熱結合が開になるが、これは中断と言われ、再び、大気がもはやタンク１３の冷却に寄与しない状態になる。これは、図６Ｂに状態「０」の記号で表されている。当然、閾値Ｓ１、Ｓ２は同じ値、つまりＳ１＝Ｓ２を有することも可能である。

大気による冷却を使用することにより、とりわけ航空機が適度な高度で飛行している間、アンモニアを冷却するために、あるいはアンモニアを液体の状態で維持するために消費しなければならないエネルギーの量が比較的少なく、さらには理想的なケースではエネルギーを全く消費しない利点が得られる。冷却目的のために消費しなければならないエネルギーの割合は極めて高いため、この手段により著しく高い効率を達成することができる。

１ 大気
１１ 航空機
１３ アンモニアタンク
１３’ 炭化水素タンク
１５ アンモニア分離器
１７ 分子ふるい
１９ 水素燃料電池
１９’ アンモニア燃料電池
２１ 空気供給装置
２３ エネルギー分配
２５ 電動機
２７ 動力装置
２９ 駆動ドライブ
３１ 他の電気システム
３３ エネルギー蓄積器
３５、３５’ 内燃機関
３７ 発電機
３９ 排気ガス処理
４０ 外壁
４１ 熱結合
４２ 従来の冷却構造
４３ 圧力発生器
４４ コントローラ
４５ 外気温度センサ
４６ 冷却デバイス

Claims (13)

1. 電気駆動航空機（１１）であって、
   −ＮＨ_３を提供するためのＮＨ_３のためのタンク（１３）と、
   −ＮＨ_３を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成するエネルギー源（１５、１７、１９、１９’、３５、３７）と、
   −前記航空機（１１）に動力を供給する役割を担っている電気駆動推進システム（２５、２７）と、
   −生成された電気エネルギーを前記推進システム（２５、２７）に提供するエネルギー分配システム（２３）と
   を備える電気駆動航空機（１１）。
2. 前記航空機（１１）が、少なくとも１つの他の電気システム（２９、３１）をさらに有し、前記少なくとも１つの他の電気システム（２９、３１）がその動作に必要な電気エネルギーを、前記エネルギー源（１５、１７、１９、３５、３７）によって生成される電気エネルギーから前記エネルギー分配システム（２３）を介して獲得する、請求項１に記載の電気駆動航空機（１１）。
3. 前記航空機（１１）が、前記エネルギー分配システム（２３）に接続され、生成された余分の電気エネルギーを蓄積する働きをする蓄積デバイス（３３）をさらに含む、請求項１または２に記載の電気駆動航空機（１１）。
4. ＮＨ_３を使用し、かつ、変換することによって電気エネルギーを生成する前記エネルギー源が、ＮＨ_３電力供給燃料電池システム（１９、１９’）である、請求項１から３の一項に記載の電気駆動航空機（１１）。
5. 前記ＮＨ_３電力供給燃料電池システムが、ＮＨ_３を燃料として直接使用することによって電気エネルギーを生成するＮＨ_３燃料電池（１９’）を含む、請求項４に記載の電気駆動航空機（１１）。
6. 前記ＮＨ_３電力供給燃料電池システムが、Ｈ_２およびＮ_２を生成するためのアンモニア分離器（１５）、およびその下流側に接続された、Ｈ_２を燃料として使用することによって電気エネルギーを生成する水素燃料電池（１９）を含む、請求項４または５に記載の電気駆動航空機（１１）。
7. 前記水素燃料電池に供給されるＨ_２から残留ＮＨ_３による汚染物質を除去するために、前記アンモニア分離器（１５）と前記水素燃料電池（１９）の間に分子ふるい（１７）が配置される、請求項６に記載の電気駆動航空機（１１）。
8. 前記エネルギー源が、前記ＮＨ_３タンクから供給される内燃機関（３５）、および前記内燃機関（３５）によって駆動される発電機（３７）を備える、請求項１から７の一項に記載の電気駆動航空機（１１）。
9. 大気中への吐出に先立って、前記内燃機関（３５）によって生成される排気ガスの窒素酸化物を浄化する排気ガス処理デバイス（３９）が提供される、請求項８に記載の電気駆動航空機（１１）。
10. 前記航空機（１１）が、飛行機として、あるいはヘリコプタとして具体化される、請求項１から９の一項に記載の電気駆動航空機（１１）。
11. 前記タンク（１３）および前記タンク（１３）の中に入っているＮＨ_３を冷却するために、熱結合（４１）によって前記タンク（１３）を大気（１）に接続することができ、前記熱結合（４１）によって前記タンク（１３）からの熱を前記大気（１）へ放出することができる、請求項１から１０の一項に記載の電気駆動航空機（１１）。
12. 前記航空機（１１）の近傍の大気温度が特定の閾値（Ｓ１）より低くなると、前記タンク（１３）を前記大気（１）に熱結合するように具体化されるコントローラ（４４）が提供される、請求項１１に記載の電気駆動航空機（１１）。
13. コントローラ（４４）が、前記航空機（１１）の近傍の大気温度が特定の閾値（Ｓ２）より高くなると、前記熱結合を中断するように具体化される、請求項１２に記載の電気駆動航空機（１１）。

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