JP2013545649A

JP2013545649A - 航空機燃料電池システム

Info

Publication number: JP2013545649A
Application number: JP2013531938A
Authority: JP
Inventors: エプシュタイン，マイケル・ジェイ; ヴォンドレル，ランディ・エム; ヴァイスガーバー，ロバート・ハロルド; カーヴァウンジ，ジョージア
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2010-09-30
Filing date: 2011-09-30
Publication date: 2013-12-26
Also published as: WO2012045031A1; EP2621808A1; JP2017081559A; CA2812257A1; US20140023945A1

Abstract

第１の燃料（１１）を貯蔵することができる第１の燃料タンク（２１）及び第２の燃料（１２）を貯蔵することができる第２の燃料タンク（２２）を備える燃料貯蔵システム（１０）と、第１の燃料（１１）又は第２の燃料（１２）の少なくとも一方を使用して電力（４１０）を生成することができる燃料電池（４０１）を備える燃料電池システム（４００）と、燃料を燃料貯蔵システム（１０）から燃料電池システム（４００）に供給することができる燃料供給システム（５０）とを含む航空機システム（５）が開示される。
【選択図】図１

Description

本明細書に記載の技術は、一般的には航空機システムに関し、より具体的には航空機燃料電池システムに関する。

燃料電池は、供給された燃料を電気に変換する電気化学装置である。燃料電池は、電解質の存在によってトリガされる燃料及び酸化剤間の反応によって、電池内部に電気を発生する。燃料電池は、その電解質材料によって特徴付けられる。固体酸化剤燃料電池（「ＳＯＦＣ」）は、燃料の酸化から直接電気を生成する電気化学変換装置である。ＳＯＦＣは、固体酸化剤又はセラミックの電解質を有する。電解質が電池内に残っている間、反応物は電池に流入し、反応生成物は電池から流出する。燃料電池は、電気エネルギーを化学的に貯蔵する（熱力学的に閉じた）従来の電池とは異なり、外部のソースから供給される反応物を消費する熱力学的に開いたシステムである。ＳＯＦＣのような燃料電池は、典型的に、高効率、長期安定性、燃料の柔軟性、及び、低排出量を有する。それらは、より高い温度で動作し、このような発熱の管理は、航空機システム環境では難題であるかもしれない。

国際公開第２００６／０５８７７４号

したがって、燃料電池の動作中に発生する熱を管理する改善された能力を有する燃料電池を使用する航空機システムを有することが望ましいであろう。

上記の必要性を、第１の燃料１１を貯蔵することができる第１の燃料タンク２１及び第２の燃料１２を貯蔵することができる第２の燃料タンク２２を備える燃料貯蔵システム１０と、第１の燃料１１又は第２の燃料１２の少なくとも一方を使用して電力４１０を生成することができる燃料電池４０１を備える燃料電池システム４００と、燃料を燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００に供給することができる燃料供給システム５０とを含む航空機システム５を提供する、本明細書に開示される例示的な実施形態によって満たすことができる。

本明細書に記載の技術は、添付図面と併せて以下の説明を参照することによって、最もよく理解することができる。

二重燃料推進システムを有する例示的な航空機システムの等角図である。燃料電池システムの例示的な実施形態の概略図である。

本明細書の図面を参照すると、同じ参照番号は、種々の図面を通して同じ要素を示す。

図１は、本発明の例示的な実施形態による航空機システム５を示す。例示的な航空機システム５は、胴体６、及び、胴体に取り付けられた翼７を有する。航空機システム５は、飛行中の航空機システムを推進させるために必要な推進力を発生する推進システム１００を有する。推進システム１００は図１では翼７に取り付けられて示されているが、他の実施形態では、例えば尾部１６のような、航空機システム５の他の部分に結合されてもよい。

例示的な航空機システム５は、推進システム１００で使用される１つ又は複数の種類の燃料を貯蔵するための燃料貯蔵システム１０を有する。図１に示す例示的な航空機システム５は、本明細書で以下にさらに説明するように２種類の燃料を使用する。したがって、例示的な航空機システム５は、第１の燃料１１を貯蔵することができる第１の燃料タンク２１、及び、第２の燃料１２を貯蔵することができる第２の燃料タンク２２を備える。図１に示す例示的な航空機システム５では、第１の燃料タンク２１の少なくとも一部は、航空機システム５の翼７内に位置する。図１に示す例示的な一実施形態では、第２の燃料タンク２２は、航空機システムの胴体６内の、翼が胴体に結合されている位置の近くに位置する。代わりの実施形態では、第２の燃料タンク２２は、胴体６又は翼７内の他の適切な場所に位置してもよい。他の実施形態では、航空機システム５は、第２の燃料１２を貯蔵することができる任意の第３の燃料タンク１２３を備えてもよい。任意の第３の燃料タンク１２３は、例えば図１に概略的に示すように、航空機システムの胴体の機尾部に位置してもよい。

本明細書でさらに後述するように、図１に示す推進システム１００は、第１の燃料１１又は第２の燃料１２を使用することによって、或いは、第１の燃料１１及び第２の燃料１２の両方を使用することによって推進力を発生することができる二重燃料推進システムである。例示的な二重燃料推進システム１００は、第１の燃料１１又は第２の燃料１２を選択的に使用して、或いは、第１の燃料及び第２の燃料を選択した割合で使用して推進力を発生することができるガスタービンエンジン１０１を備える。第１の燃料は、Ｊｅｔ−Ａ、ＪＰ−８又はＪＰ−５或いは他の既知の種類又はグレードとして当該技術分野で知られているようなケロシン系ジェット燃料のような従来の液体燃料であってもよい。本明細書に記載の例示的な実施形態では、第２の燃料１２は、非常に低い温度で貯蔵される極低温燃料である。本明細書に記載の一実施形態では、極低温の第２の燃料１２は、液化天然ガス（或いは本明細書では「ＬＮＧ」と称される）である。極低温の第２の燃料１２は、低い温度で燃料タンク内に貯蔵される。例えば、ＬＮＧは第２の燃料タンク２２内に、約１５ｐｓｉａの絶対圧力で、約華氏−２６５度で貯蔵される。燃料タンクは、チタニウム、インコネル、アルミニウム又は複合材料のような既知の材料から作られてもよい。

図１に示す例示的な航空機システム５は、燃料を燃料貯蔵システム１０から推進システム１００に供給することができる燃料供給システム５０を備える。既知の燃料供給システムは、第１の燃料１１のような従来の液体燃料を供給するために使用することができる。本明細書に記載の図１に示す例示的な実施形態では、燃料供給システム５０は、例えばＬＮＧのような極低温液体燃料を、極低温燃料を輸送する導管を経て推進システム１００に供給するように構成される。

図１に示す航空機システム５の例示的な実施形態は、第１の燃料１１又は第２の燃料１２の少なくとも一方を使用して電力を発生することができる燃料電池を備える燃料電池システム４００をさらに含む。燃料供給システム５０は、燃料を燃料貯蔵システム１０から燃料電池システム４００に供給することができる。例示的な一実施形態では、燃料電池システム４００は、二重燃料推進システム１００によって使用される極低温燃料１２の一部を使用して電力を発生する。

上述し、図１に示す例示的な航空機システム５のような航空機システム及びその動作方法は、本発明の譲受人に譲渡された、本願と同時に出願された同時継続中の名称「ＤｕａｌＦｕｅｌＡｉｒｃｒａｆｔＳｙｓｔｅｍａｎｄＭｅｔｈｏｄｆｏｒＯｐｅｒａｔｉｎｇｓａｍｅ」の特許出願に、より詳細に記載されており、この出願の開示は参照により本明細書にその全体が組み込まれる。

本明細書に示す例示的な実施形態では、燃料電池で発生した熱を、任意の熱交換器及び任意の膨張器を使用して有利に使用することができる。

図１に示すように、航空機システム５は、第１の燃料１１又は第２の燃料１２の少なくとも一方を使用して電力４１０を生成することができる燃料電池４０１を備える、例えば図２に示すような、燃料電池システム４００をさらに含む。例示的な一実施形態では、第２の燃料１２は、例えば液化天然ガス（「ＬＮＧ」）のような極低温燃料である。航空機システム５の動作中、燃料電池システム４００は、航空機システム５によって使用される電力の少なくとも一部を供給することができる。

図２は、燃料電池４０１を有する燃料電池システム４００の例示的な実施形態を示す。燃料電池４０１は、アノード部４０７及びカソード部４０８を備える。アノード部４０７は、既知の予備改質器４１５から、例えば水素のような、化学生成物４１６を受け取ることができる。予備改質は、プロセスを最適化し、燃料電池内の内部改質中の炭素付着を回避するために必要である。カソード部は、推進システム１００から、例えば圧縮空気のような、空気４１７を受け取ることができる。反応生成物は、燃料電池のアノード部（品目４０５参照）及びカソード部（品目４０３参照）から排出する。例示的な一実施形態では、燃料電池システム４００は、さらに、アノード排出物４０５の生成物の一部を予備改質器４１５にリサイクルするアノード排出物リサイクルシステム４２１を任意に備える。他の例示的な実施形態では、燃料電池システム４００は、さらに、カソード排出物４０３の生成物の一部をカソード部４０８にリサイクルするカソード排出物リサイクルシステム４２２を任意に備える。他の例示的な実施形態では、カソード排出物４０３の生成物を、主推進システムの高圧タービン（ＨＰＴ）に戻すことができる。平板型ＳＯＦＣ燃料の排出物は、典型的には、約８００℃から約８５０℃の範囲であってもよい。

図２に示すように、燃料電池システム４００は、さらに、燃料電池４０１からのカソード排出物４０３及び／又はアノード排出物４０５から熱の少なくとも一部を回収するために、高温熱交換器４１３，４１４を任意に備えることができる。任意の熱交換器４１３は、アノード排出物（及び、任意のバーナ４１８及び／又は任意の膨張器４２３）から回収した熱の少なくとも一部を、燃料電池４０１に供給される（例えば、液体又は気体の状態のＬＮＧのような極低温燃料のような）燃料４１１に伝達する。他の例示的な実施形態では、任意の熱交換器４１４は、カソード排出物４０３から回収された熱の少なくとも一部を、燃料電池４０１に供給される空気流４１７に伝達する。空気流４１７を、推進システム１００内の、圧縮器（図示せず）のような、適切なソースから抽出することができる。主推進システムが動作するとき、高圧圧縮器（ＨＰＣ）の抽気を、燃料電池を動作させるために使用することができ、高圧タービン（ＨＰＴ）の抽気を、燃料電池アノードへの吸気流を予熱するために使用することができる。論理的にはＳＯＦＣの性能は加圧によって向上するが、スタックの劣化が一般的には加速するため、典型的には１５：１より高い加圧は達成されない。例えばＳＯＦＣが補助動力装置（ＡＰＵ）として機能している場合のような、主推進システムが動作していない場合、典型的には図２に示す膨張器及び圧縮器のみが利用される。

例示的な一実施形態では、燃料電池システム４００は、始動燃料４１９を使用してシステムの始動中に動力を提供する任意のバーナ４１８をさらに備える。バーナ４１８からの燃焼の生成物を、膨張器４２３の一部からエネルギーを抽出することができる任意の膨張器４２３で膨張させることができる。膨張器は、バーナからのガスによって駆動されるタービンであってもよい。一実施形態では、任意の膨張器４２３は、例えば任意の圧縮器４２５のような他のユニットに動力を提供することができる。追加の任意の膨張器４２４を、例えば任意の圧縮器４２６のような他のユニットに動力を提供するために、燃料電池システム４００からの排出物から追加の動力を抽出するために任意に使用することができる。膨張器４２４を通過した後、排出物を４２８で機外に排出することができる。

燃料電池システム４００の例示的な実施形態の動作を以下のように説明することができる。図１及び２に示すように、航空機システム５の電気供給及び負荷グリッドによって利用することができる及び／又はこれらに統合することができる電力４１０を発生するために、天然ガスを燃料電池４０１内で空気と組み合わせて使用することができる。代わりに、燃料電池４０１を、他の用途のための抵抗及び／又はファンを動作させるために利用することができる。代わりの実施形態は、航空機がゲートに駐機されている間、地上の負荷源に対して電力を正味に測定することができるように（航空機５から供給することができるように）インバータを含む。高温燃料電池４０１は、ＮＯｘ排出量が実質的にほとんど又はまったく無しで６０％までの効率に達することができる。燃料及びわずかに加圧された空気が、システム４００に供給される。燃料４１１、１２、１１２は、燃料の最初の改質が起こる予備改質器４１５を通過する。約５００℃（華氏９３２度）の出口温度で平衡に達した後、予備改質された燃料は内部改質ユニットに入り、最終的な改質が起こる。種々の種類の燃料改質器が知られており、利用可能である。システム４００は、水が中性である必要がある。したがって、部分酸化改質器４１５が第１の選択である。考えられる代わりの選択は、オートサーマル改質器である。必要な生成水を提供するために、水を含むＳＯＦＣアノード排出物４０５を改質器４１５にリサイクルし戻すことができる。他の実施形態の選択では、凝縮器を有する水タンクから蒸気を提供する蒸気発生器を有する水ポンプが、燃料電池システム４００の始動中に必要であってもよい。両方の選択は水の中性を維持する。改質された燃料は、約６２５℃（華氏１１５７度）で燃料電池のアノード部４０７の区画に達する。炭素付着を回避するために温度が監視される。例示的な一実施形態では、空気４１７は約７００℃（華氏１２９２度）でＳＯＦＣカソードに入る。燃料電池内の空気温度の上昇は、約１００から２００℃である。システム４００を、４０１内のスタックを通して一定の空気温度上昇で動作するように設計することができる。次いで、この前提により、燃料電池４０１を通る空気流が必要になる。空気温度の上昇は、スタックの空気入口マニホールドからスタックの空気出口マニホールドまで測定される。空気温度の上昇は、通常、電池温度勾配によって制限される。空気温度の上昇（又は空気流）及び最大許容電池温度勾配間の関係は、スタック及び電池設計に依存し、既知のエンジニアリング方法を使用して設計することができる。好適実施形態では、ＳＯＦＣシステム動作温度は約８００℃（華氏１４７２度）である。燃料電池の入口空気の予熱を、空気入口へのスタックのカソード排気流の任意のリサイクル部分によって、又は、任意の高温熱交換器を使用して、或いはこれら２つの組み合わせを使用して達成することができる。高温熱交換器はシステムのコスト及び重量を増加させるかもしれないため、リサイクルの選択が最も望ましい。加えて、ＳＯＦＣへの入口流を予熱するために、主推進システムからの高圧タービン（ＨＰＴ）の抽気を利用することができる。

この明細書は、最良の形態を含んで本発明を開示するために、また、当業者が本発明を作製及び使用することができるようにするために、例を使用する。本発明の特許可能な範囲は、当業者に想起される他の例を含むことができる。このような他の例は、それらが特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、又は、それらが特許請求の範囲と実質的に異ならない等価の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲内であるものとする。

５航空機システム
６胴体
７翼
１０燃料貯蔵システム
１１第１の燃料
１２第２の燃料
１６尾部
２１第１の燃料タンク
２２第２の燃料タンク
５０燃料供給システム
１００推進システム
１０１ガスタービンエンジン
１１２燃料
１２２極低温燃料タンク
１２３第３の燃料タンク
４００燃料電池システム
４０１燃料電池
４０３カソード排出物
４０５アノード排出物
４０７アノード部
４０８カソード部
４１０電力
４１１燃料
４１３熱交換器
４１４熱交換器
４１５改質器
４１６化学生成物
４１７空気
４１８バーナ
４１９始動燃料
４２１アノード排出物リサイクルシステム
４２２カソード排出物リサイクルシステム
４２３膨張器
４２４膨張器
４２５圧縮器
４２６圧縮器
４２８機外

Claims

第１の燃料（１１）を貯蔵することができる第１の燃料タンク（２１）及び第２の燃料（１２）を貯蔵することができる第２の燃料タンク（２２）を備える燃料貯蔵システム（１０）と、
前記第１の燃料（１１）又は前記第２の燃料（１２）の少なくとも一方を使用して電力（４１０）を生成することができる燃料電池（４０１）を備える燃料電池システム（４００）と、
燃料を前記燃料貯蔵システム（１０）から前記燃料電池システム（４００）に供給することができる燃料供給システム（５０）とを備える、航空機システム（５）。
前記第２の燃料（１２）は極低温液体燃料である、請求項１記載の航空機システム。
前記第２の燃料（１２）は液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項１記載の航空機システム。
前記燃料電池（４０１）は、改質器（４１５）から化学生成物（４１６）を受け取ることができるアノード部（４０７）を備える、請求項１記載の航空機システム。
化学生成物（４１６）は水素を含む、請求項４記載の航空機システム。
前記燃料電池（４０１）は、空気（４１７）を受け取ることができるカソード部を備える、請求項１記載の航空機システム。
前記空気（４１７）は圧縮空気である、請求項６記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、アノード排出物リサイクルシステム（４２１）をさらに備える、請求項１記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、カソード排出物リサイクルシステム（４２２）をさらに備える、請求項１記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、燃料電池（４０１）からの排出物（４０５，４０３）の少なくとも一部から熱の少なくとも一部を回収するための熱交換器（４１３，４１４）をさらに備える、請求項１記載の航空機システム。
前記熱交換器（４１３）は、回収した前記熱の少なくとも一部を、前記燃料電池（４０１）に供給される燃料（４１１）に伝達する、請求項１０記載の航空機システム。
前記熱交換器（４１４）は、回収した前記熱の少なくとも一部を、前記燃料電池（４０１）に供給される空気（４１７）に伝達する、請求項１０記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、始動燃料（４１９）を使用して始動のために動力を提供するように構成されたバーナ（４１８）をさらに備える、請求項１記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、排出物（４０３，４０５）の少なくとも一部からエネルギーを抽出することができる少なくとも１つの膨張器（４２３，４２４）をさらに備える、請求項１記載の航空機システム。
膨張器（４２３，４２４）は動力を圧縮器（４２５，４２６）に供給する、請求項１４記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、前記航空機システム（５）によって使用される電力の少なくとも一部を供給する、請求項１記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、二重燃料推進システム（１００）によって使用される極低温燃料（１２）の一部を使用して電力を生成する、請求項１記載の航空機システム。
第１の燃料（１１）を所蔵することができる第１の燃料タンク（２１）及び第２の極低温液体燃料（１２）を貯蔵することができる第２の燃料タンク（２２）を備える燃料貯蔵システム（１０）と、
前記第１の燃料（１１）及び前記第２の燃料（１２）の少なくとも一方を使用して電力（４１０）を生成することができる燃料電池（４０１）を備える燃料電池システム（４００）と、
燃料を前記燃料貯蔵システム（１０）から前記燃料電池システム（４００）に供給することができる燃料供給システム（５０）とを備え、
前記燃料電池システム（４００）は、二重燃料推進システム（１００）によって使用される極低温燃料（１２）の一部を使用して電力を生成し、航空機システム（５）によって使用される電力の少なくとも一部を供給する、航空機システム（５）。
前記第２の燃料（１２）は液化天然ガス（ＬＮＧ）である、請求項１８記載の航空機システム。
前記燃料電池システム（４００）は、前記燃料電池（４０１）からの排出物（４０５，４０３）の少なくとも一部から熱の少なくとも一部を回収するための熱交換器（４１３，４１４）をさらに備える、請求項１９記載の航空機システム。