JP2017027719A - 燃料電池システム、ハイブリッドシステム、航空機及び航空機に搭載される補助動力装置 - Google Patents

Abstract

【課題】容積及び重量の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えること。
【解決手段】ジェットエンジン２１は、気体を圧縮する高圧圧縮機２８と、圧縮された気体により燃料を燃焼する燃焼器３２と、第１の燃焼器３２よりの燃焼ガスを駆動源として高圧圧縮機２８を駆動する高圧タービン３３とを有する。流路２３は、燃焼器３２に供給される気体の一部を外部に取り出す。燃料電池システム２２は、燃料電池４２と、流路２３を介して気体を燃料電池４２の作動流体として導入し、作動流体を燃料電池４２の空気極側の導入口に所望の温度に制御して供給する圧縮機４１とを有する。
【選択図】図２

Description

本発明は、燃料電池システム、ハイブリッドシステム、航空機及び航空機に搭載される補助動力装置に関する。

近年、航空機用ジェットエンジンや航空機の補助動力装置（ＡＰＵ：Ａｕｘｉｌｉａｒｙ Ｐｏｗｅｒ Ｕｎｉｔ）に用いられる発電用ガスタービン、地上発電用ガスタービンなどと燃料電池とを組み合わせたハイブリッドシステムが提案され、実用化のための開発が進められている。
例えば、非特許文献１には、ジェットエンジンと燃料電池とを組み合わせたハイブリッド航空機エンジンが開示されている。
また、非特許文献２には、ハイブリットシステムのＡＰＵに用いられる燃料電池を熱交換器により昇温する技術が開示されている。

「空と宇宙 Ｎｏ．４０」（２０１２年１月 宇宙航空研究開発機構 研究開発本部 発行） 特に５頁及び図７参照。 ＵＲＬ：http://www.iadf.or.jp/8361/LIBRARY/MEDIA/H22_dokojyoho/22-4.pdf 特に図３参照。

例えば、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）では、運転するのに必要な温度は、９００℃〜１０００℃であり、一定の温度に安定していることが発電性能の観点から好ましい。ところが、外部から燃料電池に供給される作動流体は、環境に応じて温度や圧力が変化し、ときには急激に変化する場合もある。非特許文献１に開示されたハイブリット航空機エンジンを例にとると、ジェットエンジンの入口空気は状況に応じて温度や圧力が瞬時に変動しうるが、この瞬時の変動がそのまま燃料電池に供給される作動流体に影響し、その作動流体の燃料電池内での流れが設計を大きく逸脱し性能を低下させるとともに、セル内電解質等の破壊をもたらしうる。

非特許文献２に開示された熱交換器は、燃料電池の温度を一定になるように補償するものであるが、温度や圧力の変化に対する応答性が悪く、一般的には急激な変化に対して追従できず、発電性能が低下する。また、熱交換器を用いてこのような急激な変化に対して追従させようとすると、熱交換器の容積が非常に大きく重量が過大となるため、例えば航空機やオンサイトの発電システムなどに不向きである。

以上のような事情に鑑み、本発明の目的は、容積及び重量の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる燃料電池システム並びにこのような燃料電池システムを有するハイブリッドシステム、航空機及び航空機に搭載される補助動力装置を提供することにある。

上記目的を達成するため、本発明の一形態に係る燃料電池システムは、燃料電池と、前記燃料電池の空気極側の導入口に所望の温度に制御した作動流体を供給する圧縮機とを具備する。

本発明の一形態に係る燃料電池システムでは、圧縮機を介して燃料電池の空気極側の導入口に、所望の温度に制御した作動流体を供給しているので、外部からこの燃料電池システムに供給される作動流体の温度や圧力が急激に変化しても発電性能の低下を抑えることができる。ここで、所望の温度とは、例えば燃料電池の動作に要求される一定の温度をいう。また、このような圧縮機は、熱交換器と比べて入口条件の変動応答性が十分に早い上に容量が十分に小さく、重量も同等あるいは軽量化を図ることができる。したがって、熱交換器などと比べて容積が十分に小さく、また熱交換器の容量を非常に小さくでき、或いは熱交換器を不要とすることができるので、容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑え、入口条件の急激な変動に起因する電解質等の損傷を抑える。

本発明の一形態に係る燃料電池システムは、前記圧縮機が、回転式であり、前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を駆動エネルギとして前記圧縮機を回転駆動するタービンを更に具備する。

本発明の一形態に係る燃料電池システムでは、燃料電池に供給された作動流体が燃料電池により水素等と反応して電気を発電する。化学反応過程で発生する熱により作動流体はさらに温度が上がるので、この作動流体をタービンで膨張させ、それによって駆動されるターボ機構を採用することにより、外部からの動力供給を抑制した圧縮機の運転を可能としシステムの効率を高め、さらに効率よく容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。

本発明の一形態に係る燃料電池システムは、前記圧縮機と前記タービンとが、共通の中心軸で繋がっており、前記中心軸を回転駆動する駆動手段を更に具備する。
このように駆動手段を設けることで、ターボの機構などでは動力が不足する場合には、駆動手段の駆動によってそれを補うことが可能となる。
本発明の一形態に係る燃料電池システムは、前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を燃焼する燃焼器を更に具備する。

本発明の一形態に係る燃料電池システムでは、燃料電池で発電した残りの水素等を燃焼器で燃焼させることで、タービンなどの発生動力を増大させ、さらに効率よく容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。
本発明の一形態に係る燃料電池システムは、前記圧縮機に供給される作動流体を加熱する熱交換器又は加熱器のうち少なくとも一方を更に具備する。
このように熱交換器や加熱器を設けることで、圧縮機などでは昇温などが不足する場合には、熱交換器や加熱器によってそれを補うことが可能となる。
本発明の一形態に係る燃料電池システムは、前記燃料電池が、固体酸化物型燃料電池である。

固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）は急激な圧力変動に耐えられるように製作することが難しい。本発明の一形態に係る燃料電池システムでは、燃料電池の前段に圧縮機を設けることで、外部からこの燃料電池システムに供給される作動流体の圧力変動を吸収でき、固体酸化物形燃料電池を急激な環境変化などから守ることができる。
本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、熱機関と、第１の流路と、燃料電池システムとを具備する。

熱機関は、気体を圧縮する第１の圧縮機と、前記第１の圧縮機により圧縮された気体により燃料を燃焼する第１の燃焼器と、前記第１の燃焼器よりの燃焼ガスを駆動源として前記第１の圧縮機を駆動する第１のタービンとを有する。第１の流路は、前記第１の燃焼器に供給される気体の一部を前記熱機関の外部に取り出すためのものである。燃料電池システムは、燃料電池と、前記第1の流路を介して前記気体を前記燃料電池の作動流体として導入し、前記作動流体を前記燃料電池の空気極側の導入口に所望の温度に制御して供給する第２の圧縮機とを有する。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムでは、第２の圧縮機を介して燃料電池の空気極側の導入口に、所望の温度に制御した作動流体を供給しているので、熱機関側から供給される作動流体の温度や圧力が急激に変化しても発電特性の低下を抑え電解質などの損傷を抑止することができる。また、このような第２の圧縮機は、熱交換器などと比べて容積が十分に小さいので、容積の増大を抑えつつ発電特性の低下を抑え電解質などの損傷を抑止することができる。更に、第２の圧縮機を有する燃料電池システムが熱機関とは独立しているので、第２の圧縮機などを熱機関側に組み込む必要はなくなり、また本体の熱機関の動作と独立してサブシステムである燃料電池の動作環境を制御できるので、燃料電池システムを種々の熱機関と組み合わせて使用することが可能となる。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、前記第２の圧縮機が、回転式であり、前記燃料電池システムは、前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を駆動エネルギとして前記第２の圧縮機を回転駆動する第２のタービンを更に有する。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムでは、燃料電池に供給された作動流体が燃料電池により水素等と反応して電気を発電する。化学反応過程で発生する熱により作動流体はさらに温度が上がるので、この作動流体を第２のタービンで膨張させ、それによって駆動されるターボ機構を採用することにより、第２の圧縮機の効率を高め、さらに効率よく容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、前記第２の圧縮機と前記第２のタービンとは、共通の中心軸で繋がっており、前記燃料電池システムは、前記中心軸を回転駆動する駆動手段を更に有する。
このように駆動手段を設けることで、ターボの機構などでは動力が不足する場合には、駆動手段の駆動によってそれを補うことが可能となる。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、前記燃料電池システムが、前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を燃焼する第２の燃焼器を更に有する。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムでは、燃料電池で発電した残りの水素等を第２の燃焼器で燃焼させることで、第２のタービンなどの効率を高め、外部からの動力供給を抑制した圧縮機の運転を可能としシステムの効率を高め、さらに効率よく容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、前記燃料電池システムから排出された作動流体を前記熱機関の前記第１の燃焼器に供給するための第２の流路を更に具備する。

燃料電池システムから排出された作動流体は、外部にそのまま排出してもよいが、このように燃料電池システムから排出された作動流体を熱機関の第１の燃焼器に供給することで、燃料電池で発電した残りの水素等を再利用することができる。
本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、前記第２の圧縮機に供給される作動流体を加熱する熱交換器又は加熱器のうち少なくとも一方を更に具備する。
このように加熱器や熱交換器を設けることで、第２の圧縮機などでは昇温などが不足する場合には、加熱器や熱交換器によってそれを補うことが可能となる。
本発明の一形態に係るハイブリッドシステムは、前記燃料電池が、固体酸化物型燃料電池である。

本発明の一形態に係るハイブリッドシステムでは、燃料電池の前段に圧縮機を設けることで、熱機関から供給される作動流体の圧力変動を吸収でき、固体酸化物形燃料電池を急激な環境変化などから守ることができる。
本発明の一形態に係る航空機は、上記のハイブリッドシステムを搭載し、前記熱機関がジェットエンジンである。

本発明の一形態に係る航空機では、ジェットエンジンから供給される気体の一部である作動流体の温度や圧力が急激に変化しても発電性能の低下を抑えることができる。また、容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。更に、燃料電池システムがジェットエンジンとは独立しているので、第２の圧縮機などをジェットエンジンに組み込む必要はなくなり、燃料電池システムを種々のジェットエンジンと組み合わせて使用することが可能となる。
本発明の一形態に係る航空機に搭載される補助動力装置は、前記第１のタービンにより駆動される発電機を具備する。

本発明の一形態に係る航空機に搭載される補助動力装置では、熱機関から供給される作動流体の温度や圧力が急激に変化しても発電性能の低下を抑えることができる。また、容積の増大を抑えることができる。更に、圧縮機を有する燃料電池システムが熱機関とは独立しているので、第２の圧縮機などを熱機関に組み込む必要はなくなり、燃料電池システムを種々の熱機関と組み合わせて使用することが可能となる。

本発明では、容積及び重量の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。

本発明の一実施形態に係る航空機の概略図である。 図１に示した航空機に搭載されるジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの構成を示すブロック図である 一般的な圧縮機の性能特性マップを示している。 図２に示した燃料電池の構成を示す概略図である。 本発明に係る主要構成を採用しないジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムにおいて、ジェットエンジン入口の一時的な温度変動が内部に伝播する様子を示している。 本発明に係る主要構成を採用したジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムにおいて、ジェットエンジン入口の一時的な温度変動が内部に伝播する様子を示している。 図５及び図６の主要部での温度変動を示すグラフである。 図５の燃料電池セルの電圧変動を示すグラフである。 本発明の他の実施形態に係るジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの構成を示すブロック図である。 本発明のさらに別の実施形態に係る航空機の補助動力装置（ＡＰＵ：Ａｕｘｉｌｉａｒｙ Ｐｏｗｅｒ Ｕｎｉｔ）の構成を示すブロック図である。

以下、図面を参照しながら、本発明の実施形態を説明する。
図1は本発明が適用される航空機の概略図である。

図1に示すように、航空機１０は、胴体１１、主翼１２、垂直尾翼１３、水平尾翼１４などから構成される。左右の主翼１２には、それぞれエンジンナセル１５が配置されている。各エンジンナセル１５には、後述するジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの構成要素であるジェットエンジンが搭載されている。
［ジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステム］
図２は一実施形態に係るジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの構成を示すブロック図である。

図２に示すように、このジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステム２０は、図１に示した航空機１０に搭載されるもので、ジェットエンジン２１と、燃料電池システム２２と、流路２３とを備える。

ジェットエンジン２１とは、外部から空気を取り込み、これを圧縮機により圧縮して燃焼器において酸素と燃料とを燃焼して噴流（ジェット）を生成し、ジェットに起因する反作用を推進に利用する航空用ジェットエンジンという。更に、本発明に係るジェットエンジンには、上記の噴流（ジェット）を生成し、タービンを用いて回転力を生成しプロペラやファンの揚力に変換し推進力として用いる場合も含まれる。

ジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステム２０では、ジェットエンジン２１により上記のように圧縮された気体の一部を外部に取り出し、取り出した気体を、流路２３を介して燃料電池システム２２に供給する。燃料電池システム２２では、供給された気体を作動流体として用いる。

燃料電池システム２２では、燃料電池により発電するシステムであり、この燃料電池システム２２により発電された電力は、例えば航空機１０の電源の一部又は全部として用いることができる。ジェットエンジン２１の軸の回転力により発電された電力とこの燃料電池システム２２により発電された電力とを組み合わせて航空機１０の電源とすることで、発電性能の向上を図ることができ、また電力の発生動力をメインのジェットエンジン２１と独立して設定できる点で有効である。
＜ジェットエンジン＞

ジェットエンジン２１は、図１に示したエンジンナセル１５内に収容され、空気取り入れ口２４とメインノズル２５との間に２軸ターボファンエンジン２６が配置された構成を有する。なお、本実施形態では、ジェットエンジン２１として２軸ターボファンエンジン２６を用いて例を示しているが、本発明はこれに限定されず、空気燃焼により噴流（ジェット）を生むものであればよい。
空気取り入れ口２４は、エンジンナセル１５の正面に円形の開口を有し、外部の空気を開口より内部に空気を取り込む。

２軸ターボファンエンジン２６は、空気取り入れ口２４により近い順番に、ファン２７と、高圧圧縮機２８と、ダクト３０と、混合器３１と、燃焼器３２と、高圧タービン３３と、低圧タービン３４とが配置されて構成される。
ファン２７と低圧タービン３４とは、共通の第1の軸３５により繋がれている。

ファン２７は、内周側の領域であって、高圧圧縮機３３に気体を送り込むファンハブ３６と、外周側の領域であって、バイパスノズル３７に気体を送り込むファンチップ３８とを有する。

高圧圧縮機２８と高圧タービン３３とは、共通の第２の軸３９により繋がれている。
高圧圧縮機２８により圧縮された気体は、ダクト３０及び混合器３１を介して燃焼器３２に送り込まれる。

燃焼器３２は、供給された気体と燃料とを混合して燃焼させる。その燃焼ガスは、高圧タービン３３及び低圧タービン３４を介してメインノズル２５に送り込まれる。メインノズル２５に送り込まれる燃焼ガスは、バイパスノズル３７に送り込まれた気体とともに、噴流としてエンジンナセル１５の後方より噴出され、推進力として用いられる。また、高圧タービン３３は、高圧圧縮機２８を回転させる動力源となり、低圧タービン３４は、ファン２７を回転させる動力源となる。
＜流路＞

上記のダクト３０は、例えばその外周に高圧圧縮機２８より送り込まれた気体の一部を外部に送り出すための孔（図示せず）が設けられ、この孔に流路２３の一端が接続されている。流路２３の他端が燃料電池システム２２に接続され、高圧圧縮機２８より送り込まれた気体の一部は、この流路２３を介して燃料電池システム２２に作動流体として供給される。

流路２３には、熱交換器４０が介挿されている。熱交換器４０は、例えばメインノズル２５から噴出される気体の一部を取り出し、流路２３の作動流体を昇温する。熱交換器４０に代えて、加熱器を用いてもよく、或いは熱交換器４０に加えて加熱器を併用してもよい。また、熱交換器や加熱器は、流路２３ではなく、作動流体を昇温できればその場所は問わず、例えば後述の燃料電池自体を昇温するように構成してもよい。
＜燃料電池システム＞

燃料電池システム２２は、図２に示したように、圧縮機４１と、燃料電池４２と、タービン４３と、軸４４と、駆動手段としてのモータ４５とを有する。なお、モータ４５は発電機としての機能を持たせても構わない。

燃料電池システム２２は、例えば航空機１０のエンジンナセル１５内のジェットエンジン２１の直近で、空気の流れをできるだけさえぎらないところに配置される。また、エンジンナセル１５以外でジェットエンジン２１から分離して場所に配置してもよいが、できるだけ流路２３が短くなるような胴体１１内の空いている場所が好ましい。例えば胴体１１における主翼１２の取り付け位置の近くに配置すればよい。

圧縮機４１は、回転式であり、流路２３から供給された作動流体を加熱及び加圧することで、燃料電池４２の空気極側の導入口に所望の温度、圧力に制御した作動流体を供給する。例えば、圧縮機４１は、流路２３から供給された作動流体を、６００℃程度から９００℃〜１０００℃、２０気圧〜３０気圧から１００気圧程度の所望とする温度及び圧力に瞬時に加熱及び加圧する。従って、圧縮機４１は、ジェットエンジン２１の入口空気の瞬時の変動を、燃料電池４２の導入口に直接影響を与えないように抑制することができる。

作動流体を所望の温度及び圧力に制御するメカニズムとしては、以下のような方式を採用することができる。
ここで、一般的な圧縮機の性能特性マップを図３に示す。

図３において、横軸は空気の修正流量、縦軸は圧縮機入口出口の圧力比で、図中には修正回転数一定のラインが記入されている（最大を１００％とした）。また、図中の等高線は断熱効率一定の線を表している。

圧縮機４１の出口の圧力は圧縮機４１の入口の圧力と圧力比で決定され、圧縮機４１の出口の温度は圧縮機４１の入口の温度と圧力比と断熱効率で決定される。圧力比と断熱効率はともに修正回転数と修正流量で決定される。修正回転数と修正流量は、それぞれ次のように定義される。
Ｎｃ＝Ｎ／√θ
Ｗｃ＝（Ｗ√θ）／σ
θ＝Ｔ／Ｔｓ
σ＝Ｐ／Ｐｓ

ここで、Ｎｃ：修正回転数、Ｎ：回転数、θ：温度比、Ｗｃ：修正流量、Ｗ:流量、δ：圧力比、Ｔ：入口温度、Ｔｓ：標準大気温度（２８８．１５Ｋ）、Ｐ：入口圧力、Ｐｓ：標準大気圧力（１０１．３ｋＰａ）。
よって、圧縮機４１の出口の温度と圧力は圧縮機４１の修正回転数と修正流量を制御することにより、所望の温度及び圧力に制御することが可能である。

修正回転数を制御するためには、モータ４５の駆動力やモータ４５に発電機能を持たせた場合にはその発電負荷の負荷を制御することと、後述する燃焼器６１の燃料量を制御することによりタービン４３の出力を制御すること、あるいは両者を用いることにより達成できる。

修正流量を制御するためには、燃料電池システム２２内部、あるいは燃料電池システム２２とジェットエンジン２１との間に流調弁を設けてこれを制御することで達成できる。なお、流調弁を設ける場所としては、例えば温度が比較的低い流路２３上が好ましい。
以上のようにして、ジェットエンジン２１側とは独立して燃料電池システム２２側で作動流体を所望の温度及び圧力に制御することができる。

燃料電池４２は、典型的には、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）が用いられる。ＳＯＦＣは、運転するのに必要な温度は、９００℃〜１０００℃であり、一定の温度に安定していることが発電性能の観点から好ましく、一般的には急激な圧力変動に対する強度が不十分である。しかし、本実施形態では、圧縮機４１がジェットエンジン２１の入口空気の瞬時の変動を、燃料電池４２の導入口に直接影響を与えないように抑制しているので、発電性能の低下を抑え、急激な圧力変動にも耐え得るものとすることができる。燃料電池４２としては、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）以外にも溶融炭素塩型燃料電池（ＭＣＦＣ）などの他の種類のものであっても構わない。

図４は燃料電池４２の構成を示す概略図である。図４に示すように、燃料電池４２では、容器４６内に室内を二分する電界質４７が配置され、電解質４７の両側にアノード４８及び空気極（カソード）４９がそれぞれ配置されている。容器４６のアノード４８側には、燃料の導入口５０と導出口５１が設けられ、容器４６の空気極４９側には、作動流体の導入口５２と導出口５３が設けられている。圧縮機４１からの作動流体は、燃料電池４２の空気極４９側の導入口５２に供給され、室内において水素等と反応し、電気を発電する。化学反応過程で発生する熱により作動流体は更に温度が上がるので、その導出口５３よりタービン４３側に導出し、タービン４３により膨張し、後述するようにジェットエンジン２１側に戻すか、外部に放出する。
タービン４３は、燃料電池４２の空気極４９側の導出口５３より排出された作動流体により回転駆動される。

図２に示したように、圧縮機４１とタービン４３とモータ４５とは、共通の軸４４により繋がれている。タービン４３は、圧縮機４１を回転させる動力源となる。モータ４５も同様に圧縮機４１を回転させる動力源となる。モータ４５は、圧縮機４１を回転駆動する動力がタービン４３では不足する場合に圧縮機４１が必要な回転数が得られるように制御する。これにより、圧縮機４１より燃料電池４２に供給される作動流体の圧力及び温度などを確保することができる。

ここで、モータ４５は、図示を省略した蓄電器からの電気を用いることができる。蓄電器には、例えば燃料電池４２で発電した電気の余剰分が溜められるが、そのような蓄電器からの電気の使用と充電は燃料電池４２の温度上昇でどれだけタービン４３が圧縮機４１に動力を供給して必要な昇圧・昇温を賄うことができるかの状況次第となる。モータ４５による電気エネルギの使用量を抑制する可能性として、余剰水素の燃焼（後述する燃焼器による）とタービン４３からの動力取り出しが関係してくる。

なお、モータ４５に代えて他の駆動手段を用いても構わない。また、圧縮機４１の動力源としてタービン４３で十分な場合などには、モータ４５等の駆動手段を用いなくてもよい。

タービン４３により膨張された作動流体は、流路５４を介してジェットエンジン２１側に戻される。例えば、流路５４の一端は、タービン４３の排出口に接続され、流路５４の他端は、ダクト３０に設けられた孔（図示せず）に接続され、タービン４３により膨張された作動流体は、ジェットエンジン２１のダクト３０に戻される。勿論、タービン４３により膨張された作動流体を外部に放出しても構わない。
＜ジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの作用・効果＞

図２に示したように、ジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステム２０では、空気取り入れ口２４より取り込まれた外部の空気は、ファン２７を通り、高圧圧縮機２８によって圧縮される。高圧圧縮機２８により圧縮された気体は、ダクト３０及び混合器３１を介して燃焼器３２に送り込まれ、燃焼器３２により燃料と混合して燃焼される。その燃焼ガスは、高圧タービン３３及び低圧タービン３４を介してメインノズル２５に送り込まれ、バイパスノズル３７に送り込まれた気体とともに、噴流としてエンジンナセル１５の後方より噴出され、推進力として用いられる。

また、高圧圧縮機２８より送り込まれた気体の一部は、流路２３を介して燃料電池システム２２に作動流体として供給される。供給された作動流体は、圧縮機４１により加熱及び加圧されて所望の一定の温度に制御され、燃料電池４２の空気極側の導入口に供給される。燃料電池４２の空気極４９側の導出口５３より排出された作動流体は、タービン４３により膨張され、流路５４を介してジェットエンジン２１側のダクト３０に戻される。

ここで、図５は本発明に係る主要構成を採用しないジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムにおいて、ジェットエンジン入口の一時的な温度変動が内部に伝播する様子を示している。一方、図６は本発明に係る主要構成を採用したジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムにおいて、ジェットエンジン入口の一時的な温度変動が内部に伝播する様子を示している。

図５に示すシステムでは、燃料電池システム２２における燃料電池４２の導入口には、圧縮機は介挿されてなく、流路２３を介してダクト３０からの空気（作動流体）をそのまま燃料電池４２の導入口より導入している。また、メインノズル２５から燃料ガスの一部を使って燃料電池４２を昇温する熱交換器１００が燃料電池４２と隣接して配置されている。なお、燃料電池４２の導出口には、燃焼器６１が配置されている。

図６に示すように、ジェットエンジンの回転機械の加減速動作等によってジェットエンジン入口の空気の温度が波形Ａのように変動すると、空気取り入れ口２４より取り込まれた外部の空気は、ファン２７を介した高圧圧縮機２８内においてもその温度は波形Ａとほぼ同様に変動し、さらにダクト３０においてもその温度は波形Ａとほぼ同様に変動する。そして、高圧圧縮機２８より送り込まれた気体の一部は、流路２３を介して燃料電池システム２２に作動流体として供給されるが、その温度は波形Ａとほぼ同様に変動する。圧力の変動もこれと同様である。

これに対して、図５に示す本発明に係るシステムでは、空気取り入れ口２４より取り込まれた外部の空気は、ファン２７を介した高圧圧縮機２８内においてもその温度は波形Ａとほぼ同様に変動し、さらにダクト３０においてもその温度は波形Ａとほぼ同様に変動するが、燃料電池システム２２における燃料電池４２の導入口に圧縮機４１は介挿されているので、ジェットエンジン２１の入口空気の瞬時の変動がこの圧縮機４１で抑制されて変動は図５の波形Ｂのように極めて小さくなる。圧力の変動もこれと同様である。

図６は空気取り入れ口２４における空気の温度変化及び高圧圧縮機２８の出口における空気の温度変化を示している（図５及び図６のシステムで共通）。そして、ここでは、空気取り入れ口２４における空気の温度を、５〜１０ｓの間で急激に変動させた。そうすると、高圧圧縮機２８の出口の温度も同様に急激に変動する。

図８は図５に示したシステム、すなわち燃料電池システム２２における燃料電池４２の導入口には、圧縮機は介挿されてなく、流路２３を介してダクト３０からの空気（作動流体）をそのまま燃料電池４２の導入口より導入した場合の燃料電池４２のセル電圧の時間的な変動を示している。

図５に示したシステムでは、高圧圧縮機２８の出口の温度が急激に変動すると、高圧圧縮機２８より送り込まれた気体の一部が流路２３を介して作動流体としてそのまま燃料電気４２に供給されるので、その作動流体の温度も急激に変動する。この結果、図８に示すように、燃料電池４２のセル電圧は、温度の急激な変動に対して電圧が変動し、電圧が回復するためにはその性能が変動抑制に時間のかかる温度に依存するため緩慢な応答となるので、その後徐々に電圧がもとに戻っていく。これに対して、図６に示す本発明に係るシステムでは、高圧圧縮機２８の出口の温度が急激に変動しても、燃料電池４２の導入口に介挿された圧縮機４１によりその急激な変動が抑制されて、その変動が抑制された作動流体が燃料電気４２に供給されるので、燃料電池４２のセル電圧がほとんど変動することはない。

また、圧力の変動についても同様である。すなわち、図５に示したシステムでは、高圧圧縮機２８の出口の圧力が急激に変動すると、そのままその変動が燃料電池４２に影響する。上述したように燃料電池４２を急激な圧力変動に耐えられるように製作することが難しく、システムを構築する際の課題であった。これに対して、図６に示す本発明に係るシステムでは、高圧圧縮機２８の出口の圧力が急激に変動しても、燃料電池４２の導入口に介挿された圧縮機４１によりその急激な変動が抑制されて、その変動が抑制された作動流体が燃料電池４２に供給されるので、急激な圧力変動に耐えられるシステムを構築できる。

また更に、図５に示したシステムでは、高圧圧縮機２８の出口から流路２３を介して燃料電池４２に供給される作動流体の温度は、燃料電池４２の動作に必要な温度に達していない場合が多いので、熱交換器１００により燃料電池４２を昇温している。しかし、熱交換器１００は、構造上非常に容積が大きなものとなり、航空機等に搭載するシステムとしては不向きである。これに対して、本発明の一実施形態に係るシステムでは、このような圧縮機４１は、熱交換器１００などと比べて容積が十分に小さく、また熱交換器１００（４０）を搭載したとしてもその容量を非常に小さくでき、或いは熱交換器自体を不要とすることができるので、容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。

また、ジェットエンジン２１側に燃料電池に供給される気体を圧縮する圧縮機を設けることも考えられるが、その場合には、その制御がジェットエンジン２１側の動作に依存し、所望の温度及び圧力の作動流体を燃料電池に供給できない。これに対して、本実施形態に係るシステムでは、サブシステムである圧縮機４１を有する燃料電池システム２２が本体であるジェットエンジン２１側とは独立して作動流体を所望の温度及び圧力に制御することができるので、圧縮機などをジェットエンジン２１側に組み込む必要はなくなり、また本体のジェットエンジン２１の動作と独立してサブシステム側の燃料電池４２の動作環境を制御できるので、燃料電池システム２２を種々のジェットエンジンと組み合わせて使用することが可能となる。
［ジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの他の形態］
図９は本発明の他の実施形態に係るジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステムの構成を示すブロック図である。

図９に示すように、このジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステム２２０は、燃料電池システム２２２の構成が最初に説明した実施形態に係るシステムとは異なり、燃料電池システム２２２における燃料電池４２の後段に燃焼器６１が配置されており、また燃料電池４２のアノードの導出口から排出される燃料もその後段の燃焼器６１で燃焼されるように構成されている。

この燃料電池システム２２２は、図９に示したように、圧縮機４１と、燃料電池４２と、燃焼器６１と、タービン４３と、軸４４と、モータ４５とを有する。なお、図２に示した要素と同一の要素には同一の符号を付している。

ここで、圧縮機４１は、流路２３から供給された作動流体を加熱及び加圧することで、燃料電池４２の空気極側の導入口に所望の温度、圧力に制御した作動流体を供給する。従って、圧縮機４１は、ジェットエンジン２１の入口空気の瞬時の変動を、燃料電池４２の導入口に直接影響を与えないように抑制することができる。

燃料電池４２は、典型的には、図４に示した構成で、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）が用いられる。圧縮機４１からの作動流体は、燃料電池４２の空気極４９側の導入口５２に供給され、室内において水素等と反応し、電気を発電する。化学反応過程で発生する熱により作動流体は更に温度が上がる。空気極４９側の導出口５３より排出された作動流体及びアノード側の導出口５１より排出された燃焼ガスを燃料器６１に導入して燃焼させて膨張させ、さらにタービン４３側に導出し、タービン４３によりさらに膨張し、それを流路５４を介してジェットエンジン２１のダクト３０に戻す。なお、タービン４３により膨張された作動流体を外部に放出しても構わない。また、アノード側の導出口５１より排出された燃焼ガスを燃料器６１に導入せずに、排出しても構わない。

このように燃焼器６１を燃料電池４２の後段に配置することで、タービン４３の出力が上がり、これにより圧縮機４１の出力が向上するため、熱交換器４０を非常に小さくでき、或いは熱交換器４０自体を不要とすることが可能となる。
［航空機の補助動力装置（ＡＰＵ：Ａｕｘｉｌｉａｒｙ Ｐｏｗｅｒ Ｕｎｉｔ）］
図１０は本発明のさらに別の実施形態に係る航空機に搭載されるＡＰＵの構成を示すブロック図である。

図１０に示すように、この航空機に搭載されるＡＰＵ１２０は、例えば図１に示した航空機１０の例えば胴体１１の尾翼１３、１４の近傍に搭載されるもので、発電システム１２１と、燃料電池システム１２２と、流路１２３とを備える。

ＡＰＵ１２０では、発電システム１２１より圧縮された気体の一部を外部に取り出し、取り出した気体を、流路２３を介して燃料電池システム１２２に供給する。燃料電池システム１２２では、供給された気体を作動流体として用いる。
ＡＰＵ１２０により発電された電力は、航空機１０の電源として用いられる。
発電システム１２１は、発電機１１０と、圧縮機１２８と、ダクト１３０と、混合器１３１と、燃焼器１３２と、タービン１３３とを有する。
発電機１１０と圧縮機１２８とタービン１３３とは、共通の軸１３９により繋がれている。
外部より圧縮機１２８に空気が導入され、圧縮機１２８により圧縮された気体は、ダクト１３０及び混合器１３１を介して燃焼器１３２に送り込まれる。
燃焼器１３２は、供給された気体と燃料とを混合して燃焼させる。その燃焼ガスは、高圧タービン１３３を介して外部に排出される。
タービン１３３は、発電機１１０と圧縮機１２８を回転させる動力源となり、発電機１１０を回転することで発電が行われる。
燃料電池システム１２２は、圧縮機１４１と、燃料電池１４２と、タービン１４３と、軸１４４とを有する。

圧縮機１４１は、流路１２３から供給された作動流体を加熱及び加圧することで、燃料電池１４２の空気極側の導入口に所望の温度、圧力に制御した作動流体を供給する。

燃料電池１４２は、典型的には、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）が用いられる。燃料電池１４２としては、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）以外にも溶融炭素塩型燃料電池（ＭＣＦＣ）などの他の種類のものであっても構わない。
燃料電池１４２の構成は、例えば図４に示したものと同様の構成である。

圧縮機１４１からの作動流体は、燃料電池１４２の空気極側の導入口に供給され、室内において水素等と反応し、電気を発電する。化学反応過程で発生する熱により作動流体は更に温度が上がるので、その導出口よりタービン１４３側に導出し、タービン１４３により膨張し、発電システム１２１側に戻す。
タービン１４３は、燃料電池１４２の空気極側の導出口より排出された作動流体により回転駆動される。
圧縮機１４１とタービン１４３とは、共通の軸１４４により軸支されている。タービン１４３は、圧縮機１４１を回転させる動力源となる。

この実施形態に係る航空機に搭載されるＡＰＵ１２０では、圧縮機１２８により圧縮された気体は、ダクト１３０及び混合器１３１を介して燃焼器１３２に送り込まれ、燃焼器１３２により燃料と混合して燃焼される。その燃焼ガスによりタービン１３３が回転駆動され、発電機１１０による発電が行われる。また、圧縮機１２８より送り込まれた気体の一部は、流路１２３を介して燃料電池システム１２２に作動流体として供給される。供給された作動流体は、圧縮機１４１により加熱及び加圧されて所望の一定の温度に制御され、燃料電池１４２の空気極側の導入口に供給される。燃料電池１４２の空気極側の導出口より排出された作動流体は、タービン１４３により膨張され、流路１５４を介して発電システム１２１側のダクト１３０に戻される。

図１０に示した本発明に係る航空機に搭載されるＡＰＵ１２０では、圧縮機１２８に導入される空気の温度や圧力が急激に変化し、圧縮機１２８の出口の温度や圧力が急激に変動しても、燃料電池１４２の導入口に介挿された圧縮機１４１によりその急激な変動が抑制されて、その変動が抑制された作動流体が燃料電気１４２に供給されるので、燃料電池１４２のセル電圧が変動することはなく、発電性能が低下することはない。また、その変動が抑制された作動流体が燃料電気１４２に供給されるので、急激な圧力変動に耐えられるシステムを構築できる。また更に、本発明の一実施形態に係る航空機に搭載されるＡＰＵ１２０では、このような圧縮機１４１は、熱交換器などと比べて容積が十分に小さくできるので、容積の増大を抑えつつ発電性能の低下を抑えることができる。

また、サブシステムである圧縮機１４１を有する燃料電池システム１２２が本体である発電システム１２１とは独立しているので、サブとしての圧縮機などを発電システム１２１側に組み込む必要はなくなり、また本体の発電システム１２１の動作と独立してサブシステム側の燃料電池１４２の動作環境を制御できるので、燃料電池システム１２２を種々の発電システム１２１と組み合わせて使用することが可能となる。
［本発明の技術的範囲］
本発明は、上記の実施形態に限定されず、様々なシステムに適用でき、更にさまざまな変形が可能であり、それらも本発明の技術的範囲にある。

例えば、上記の実施形態は、本発明を航空機に適用した例を説明したが、オンサイト或いは固定の地上発電システムや船舶用燃料電池発電システム等に本発明を適用することができる。

上記の実施形態においては、本体側の空気をダクトより取り出してサブシステム側に供給していたが、ダクト以外の場所から取り出すものであっても勿論構わない。同様にサブシステム側から本体側のダクトに気体を戻す構成であったが、ダクト以外の他の場合に戻すように構成しても勿論構わない。

１０ 航空機
２０ ジェットエンジン・燃料電池ハイブリッドシステム
２１ ジェットエンジン
２２ 燃料電池システム
２３ 流路
２６ ２軸ターボファンエンジン
２８ 高圧圧縮機
３０ ダクト
３２ 燃焼器
３３ 高圧タービン
３９ 第２の軸
４０ 熱交換器
４１ 圧縮機
４２ 燃料電池
４３ タービン
４４ 軸
４５ モータ
４９ 空気極
５３ 導出口
５４ 流路
６１ 燃焼器
１２０ 航空機に搭載されるＡＰＵ
１２１ 発電システム
１２２ 燃料電池システム
１２３ 流路
１１０ 発電機
１２８ 圧縮機
１３０ ダクト
１３２ 燃焼器
１３３ タービン
１３９ 軸
１４１ 圧縮機
１４２ 燃料電池
１４３ タービン
１４４ 軸
１５４ 流路

Claims (15)

1. 燃料電池と、
   前記燃料電池の空気極側の導入口に所望の温度に制御した作動流体を供給する圧縮機と
   を具備する燃料電池システム。
2. 請求項1に記載の燃料電池システムであって、
   前記圧縮機が、回転式であり、
   前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を駆動エネルギとして前記圧縮機を回転駆動するタービン
   を更に具備する燃料電池システム。
3. 請求項２に記載の燃料電池システムであって、
   前記圧縮機と前記タービンとは、共通の中心軸で繋がっており、
   前記中心軸を回転駆動する駆動手段
   を更に具備する燃料電池システム。
4. 請求項１から３のうちいずれか１項に記載の燃料電池システムであって、
   前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を燃焼する燃焼器
   を更に具備する燃料電池システム。
5. 請求項１から請求項４のうちいずれか１項に記載の燃料電池システムであって、
   前記圧縮機に供給される作動流体を加熱する熱交換器又は加熱器のうち少なくとも一方
   を更に具備する燃料電池システム。
6. 請求項１から請求項５のうちいずれか１項に記載の燃料電池システムであって、
   前記燃料電池が、固体酸化物型燃料電池である
   燃料電池システム。
7. 気体を圧縮する第１の圧縮機と、前記第１の圧縮機により圧縮された気体により燃料を燃焼する第１の燃焼器と、前記第１の燃焼器よりの燃焼ガスを駆動源として前記第１の圧縮機を駆動する第１のタービンとを有する熱機関と、
   前記第１の燃焼器に供給される気体の一部を前記熱機関の外部に取り出すための第１の流路と、
   燃料電池と、前記第1の流路を介して前記気体を前記燃料電池の作動流体として導入し、前記作動流体を前記燃料電池の空気極側の導入口に所望の温度に制御して供給する第２の圧縮機とを有する燃料電池システムと
   を具備するハイブリッドシステム。
8. 請求項７に記載のハイブリッドシステムであって、
   前記第２の圧縮機が、回転式であり、
   前記燃料電池システムは、前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を駆動エネルギとして前記第２の圧縮機を回転駆動する第２のタービンを更に有する
   ハイブリッドシステム。
9. 請求項８に記載のハイブリッドシステムであって、
   前記第２の圧縮機と前記第２のタービンとは、共通の中心軸で繋がっており、
   前記燃料電池システムは、前記中心軸を回転駆動する駆動手段を更に有する
   ハイブリッドシステム。
10. 請求項７から９のうちいずれか１項に記載のハイブリッドシステムであって、
    前記燃料電池システムは、前記燃料電池の空気極側の導出口からの作動流体を燃焼する第２の燃焼器を更に有するハイブリッドシステム。
11. 請求項７から１０のうちいずれか１項に記載のハイブリッドシステムであって、
    前記燃料電池システムから排出された作動流体を前記熱機関の前記第１の燃焼器に供給するための第２の流路
    を更に具備するハイブリッドシステム。
12. 請求項７から請求項１１のうちいずれか１項に記載のハイブリッドシステムであって、
    前記第２の圧縮機に供給される作動流体を加熱する熱交換器又は加熱器のうち少なくとも一方
    を更に具備するハイブリッドシステム。
13. 請求項７から請求項１２のうちいずれか１項に記載のハイブリッドシステムであって、
    前記燃料電池が、固体酸化物型燃料電池である
    ハイブリッドシステム。
14. 請求項７から請求項１３のうちいずれか１項に記載のハイブリッドシステムを搭載し、
    前記熱機関がジェットエンジンである
    航空機。
15. 請求項７から請求項１３のうちいずれか１項に記載のハイブリッドシステムを搭載し、
    前記第１のタービンにより駆動される発電機を具備する
    航空機に搭載される補助動力装置。