JP2018128012A - 熱電変換発電部を具備するタービンおよびこのようなタービンを具備する乗り物 - Google Patents

Abstract

【課題】発電能力を向上させた保守整備が簡単な小型のタービンを提供すること。
【解決手段】外皮（３５）と、ガスタービン（１９）を有する第１のガスタービン部（１１）と、蒸気タービン（２９）を有する第２の蒸気タービン部（１３）とを具備し、上記外皮（３５）と第２の蒸気タービン部（１３）との間に、熱電変換発電部（３７）が設けられるタービン（７）が提供される。
【選択図】図３

Description

本発明は、熱電変換発電部を具備するタービンおよびこのようなタービンを具備する乗り物に関する。

特許文献１には、ジェットエンジン内で生成される熱と外気との温度差を利用して電力を生成する熱電変換発電部を具備するジェットエンジンが開示されている。

特許文献２には、抽気ダクトに搭載される熱電変換発電部の使用が開示されている。

特許文献３には、気化した流体から排熱を得ることができる焦電発電部の使用が開示されている。

国際公開第２００１／６１７６８号 米国特許出願公開第２０１５／００４７６８４号明細書 米国特許出願公開第２０１６／０１０４８３１号明細書

発明が解決しようとする課題は、発電能力を向上させた保守整備が簡単な小型のタービンおよびこのようなタービンを具備する乗り物を提供することである。

上述の課題は、独立請求項に記載される特徴を具備するタービンによって達成される。好ましい実施形態については、従属請求項に記載する。

タービンは、外皮と、ガスタービンを有する第１のガスタービン部と、蒸気タービンを有する第２の蒸気タービン部とを具備し、上記外皮と第２の蒸気タービン部との間に、熱電変換発電部が設けられる。

上記タービンを具備する乗り物の場合、ガスタービンから排出される高温排気ガスの温度は、６００℃〜７００℃に達する。他方、外部流体（空気または水）の温度は、乗り物の種類や乗り物が走行または飛行する標高、その時の天候条件にもよるが、通常は約−８５℃〜＋４０℃である。いずれの場合も、熱電変換発電部をこれらの両極端な温度環境の間に効果的に配置することによって、温度勾配を増加させ、熱電変換発電部を高効率化することが望ましい。したがって、ガスタービンの高温排気ガスによって液体を沸騰させて蒸気タービンを駆動する箇所である、蒸気タービンを有する第２の蒸気タービン部と外皮との間に熱電変換発電部を設ける。

上記ガスタービンは、発電部を駆動し、上記蒸気タービンは、上記発電部とは異なる発電部を駆動してもよい。これによって、ガスタービンまたは蒸気タービンの主要な速度およびトルク範囲で有効に作動するようにそれぞれ構成された発電部を設けることができる。

代替的に、上記ガスタービンおよび上記蒸気タービンは、同一の発電部を駆動してもよい。これによって、タービンの部品に必要な分の空間が節約されるため、小型のまたはより効果的なタービンを提供することができる。後述の実施形態から明らかになるように、発電部はタービン内の限られた空間を占める。例えば、ガスタービンの発電部に加えて第２の蒸気タービン部および当該第２の蒸気タービン部が有する蒸気タービンに対して発電部を設けることをやめて発電部の個数を２つから１つに減らした場合、この空いた空間を利用して、第１のガスタービン部から排出される高温排気ガスが第２の蒸気タービン部の配管を巡って内部の流体を沸騰させる行程を延ばすことができる。換言すると、第１のガスタービン部の高温排気ガスから得られる熱エネルギーを第２の蒸気タービン部の液体に伝達するタービンの延在方向の距離が長くなる。これは、第２の蒸気タービン部の高効率化だけでなく、熱電変換発電部に使われる空間が拡大することで電気エネルギー生成量が増加することを意味する。

上記ガスタービンおよび／または上記蒸気タービンと上記発電部とは、ギアボックスによって相互接続されてもよい。これによって、伝達されるもの、すなわち、速度およびトルクを各発電部にとって望ましい最も効果的な範囲に維持することができる。上述の場合、つまり、発電部が１つしかない場合には、当該ギアボックスによって、ガスタービンが出力する速度およびトルクと、蒸気タービンが出力する速度およびトルクとの差異をなくすことができるため、速度およびトルクは、単一の発電部にとって最も効果的な範囲に維持される。

上記第２の蒸気タービン部は、上記第１のガスタービン部と上記蒸気タービンとの間に配置され、かつ／または上記蒸気タービンを取り囲む排熱回収ボイラを有してもよい。排熱回収ボイラが蒸気タービンを取り囲む場合、小型のタービンを提供することができる。また、タービン内に蒸気タービン専用の空間を確保する必要がないため、ガスタービンの排気ガスをより長い行程にわたって使用することができる。このような利点は、上述したように第２の蒸気タービン部を発電部なしで設ける場合にも享受される。これは、発電部を１つだけ用いることによって、または第２の蒸気タービン部の発電部をタービンの外部に配置することによって実現される。

上記熱電変換発電部は、上記外皮と上記第２の蒸気タービン部のケーシングとの間に設けられてもよい。これによって、外気によって冷やされた乗り物の外皮と、ガスタービンから排出された排気ガスによって暖められたケーシングとの間に生じる均一で一定の大きな温度差を利用することができる。

代替的に、上記第２の蒸気タービン部のケーシングおよび／または上記外皮は、上記熱電変換発電部の熱伝導基板の一部を構成してもよい。ケーシングおよび／または外皮内部には、熱電変換発電部の熱伝導基板を収容するように構成された切り欠けまたは貫通孔を形成してもよい。これによって、熱損失をさらに抑えることができる。また、ケーシングおよび／または外皮に必要な材料が減るため、タービンをさらに小型化するとともに対費用効果を高めることができる。

上記熱電変換発電部は、上記外皮に設けられ、当該タービンの内部への一時的な介入を可能にする取り外し可能カバーに配置されてもよい。これによって、熱電変換発電部およびタービンの各部の保守整備が簡単になる。特に、カバーは、乗り物に取り付けられている間は開放することしかできないが、修理のために取り外して持ち出すこともできる。熱電変換発電部の熱伝導基板は、通常使用時に受け続ける熱応力と、その結果として生じる機械応力によって保守整備または交換が必要になるため、これは重要なことである。無論、熱電変換発電部を多数有するカバーを複数枚設けてもよい。

上記取り外し可能カバーは、折り畳み可能であり、好ましくは、上記外皮にヒンジで連結されてもよい。これによって、内部および熱電変換発電部に対する直接的な介入が可能になるとともにタービンの素早く簡単な開閉が確保される。

上記熱電変換発電部は、熱伝導基板としてセラミック熱伝導板を有してもよい。セラミックは、熱応力下でも構造形状を保てることで知られており、非常に高い温度まで耐えることができる。

さらに、乗り物、好ましくは航空機、より好ましくは飛行機またはドローンが、上述のタービンのうちの１つを好ましくは当該乗り物の後胴部に具備してもよい。乗り物の後胴部は、流線型になっており、通常、尾部の先端に向かって細くなるテーパ形状を有する。また、当該乗り物と同じ方向に主軸を有して延びるタービンの断面寸法は、一定であるか、または、乗り物の後胴部よりも緩い角度のテーパ状となっている。したがって、第２の蒸気タービン部を後胴部の先端に向けてタービンを乗り物の後胴部の内部に配置した場合、タービンの外寸から乗り物の外皮の外寸までの距離は変化する。具体的には、当該距離は、熱電変換発電部が配置される箇所である、タービンの第２の蒸気タービン部に向かうにつれて短くなる。したがって、タービン、とりわけ、熱電変換発電部を備える第２の蒸気タービン部をできるだけ後胴部の先端近くに収容することが望ましい。このようにすると、第２の蒸気タービン部と外皮との距離が最小となり、熱電変換発電部の効率が最大となる。また、熱電変換発電部を多数用いる場合、これらの熱電変換発電部は全て同じサイズとしてもよい。このような場合、上述したように、第２の蒸気タービン部から発電部を省いてもよく、かつ／または排熱回収ボイラによって蒸気タービンを取り囲むようにしてもよい。

上述のタービンは、船舶、地上船（landcraft）、航空機等の様々な乗り物に適用することができる。標高が高い場所を飛行する航空機の場合、外気温が非常に低くなることが予想される。したがって、具体的には、ヘリコプター等の航空機と比較して飛行高度が極めて高く一定である飛行機等の航空機に上記タービンを適用した場合、特に高い利点が発揮される。なお、ヘリコプター等の航空機には、ドローンも含まれる。
本発明を、添付の図面を参照してさらに詳しく説明する。図中、同様の要素には同様の参照符号を付す。図面の見易さを考慮し、複数の同様の参照符号については、当業者の理解を妨げない範囲でその一部の図示を省略する。

本発明により、発電能力を向上させた保守整備が簡単な小型のタービンを提供することができる。

航空機の斜視図であり、本発明のタービンと後胴部とが一体化している。 図１に示したタービンの内部の要素の配列を示す図であり、左側に第１のガスタービン部、右側に第２の蒸気タービン部が配置されている。 図１に示した後胴部の破断断面図であり、多数の熱電変換発電部がタービンまたは飛行機の外皮と第２の蒸気タービン部との間に設けられている。 図３に示した外皮と第２の蒸気タービン部との間に設けられた熱電変換発電部のうちの１つの拡大破断図である。

図１は、ハイブリッド推進飛行機１を示す。ハイブリッド推進飛行機１は、各翼に対して電気推進エンジンを３機備える。ハイブリッド推進飛行機１の後胴部５では、タービン７が、後胴部に設けられた２枚の水平安定板９間に一体的に設けられる。電気推進エンジン３は、そのエネルギーを、タービン７と、ハイブリッド推進飛行機１の内部バッテリに蓄えられた電気エネルギーとの両方から得る。

図２は、図１に示したタービン７の内部を示す。この種のタービン７は、電気エネルギーを生成するための「コンバインドサイクルガスタービン」として知られている。この種のタービン７は、第１のガスタービン部１１と、第２の蒸気タービン部１３とを有する。図２左側の２本の矢印は外気を示す。外気は、圧縮部１５に流入する。続いて、この外気に燃料投入口から燃料が追加される。このようにして得られた圧縮空気と燃料との混合物は、燃焼され、ガスタービン１９を駆動する。第１の出力軸２１は、ガスタービン１９によって生成されたトルクを第１の発電部２３に伝達する。ガスタービン１９から排出された高温排気ガスは、第２の蒸気タービン部１３の排熱回収ボイラ２５に流入する。ここでは、配管２７の内部を流れる液体が加熱されて蒸発し、後続に設けられた蒸気タービン２９を駆動する。第２の出力軸３１は、蒸気タービン２９によって生成されたトルクを第２の発電部３３に伝達する。第１の発電部２３および第２の発電部３３によって生成された電気エネルギーは、ハイブリッド推進飛行機１のバッテリに一旦蓄えられるか、電気推進エンジン３に直接送り込まれる。これらのバッテリは、取替式電池よりも軽い構造電池（structural battery）としてもよく、またはスーパーキャパシタとしてもよい。

図３は、上述したコンバインドサイクルガスタービンであるガスタービン７を示す。このタービン７は、図１に示したハイブリッド推進飛行機１の後胴部５の内部に配置されている。図示するように、ハイブリッド推進飛行機１の外皮３５は、タービン７を取り囲み、タービン７を設置する空間を包囲する。また、外皮３５と第２の蒸気タービン部１３との間に熱電変換発電部３７が設けられる。図３をさらによく参照すると分かるように、熱電変換発電部３７の一部は、外皮３５の取り外し可能カバー３９に配置される。取り外し可能カバー３９は、外皮３５に対して折り畳み可能にヒンジで連結される。これによって、熱電変換発電部３７および第２の蒸気タービン部１３の保守整備を行うためにタービン７の内部へ一時的に介入することができる。

図４は、図３に示した複数の熱電変換発電部３７のうちの１つの熱電変換発電部３７の一配置例を示す。図４上方の波線矢印は、排気ガスが流れる方向を示す。この排気ガスは、流体用配管２７の周囲を第２の蒸気タービン部１３のケーシング４１の熱伝導内壁に沿って流れる。このケーシング４１の熱伝導内壁の反対側には、２つ設けられる熱伝導基板のうちの一方が、セラミック製の熱伝導基板４３として形成される。この熱伝導基板４３は、複数のＮ型半導体４５および複数のＰ型半導体４７に直接接続される。複数のＮ型半導体４５および複数のＰ型半導体４７は、熱伝導基板４３と同様にセラミック製の熱伝導プレートとして形成される他方の熱伝導基板４９に接続される。図４下方の直線矢印は、外部流体用流れる方向を示す。外部流体とは、この場合、外気である。熱電変換発電部３７は、第２の蒸気タービン部１３の高温のケーシング４１と熱が伝わるように熱電変換発電部３７の一部を構成する熱伝導基板４３を介して直接接触するとともに、外気によって冷却されたハイブリッド推進飛行機１の低温の外皮３５とも熱が伝わるように熱電変換発電部３７の一部を構成する熱伝導基板４９を介して直接接触する。高い高度、すなわち、１００００ｍを超える高度で飛行する飛行機の場合、外気温度は−５０℃まで下がるが、ガスタービン１９から排出される高温排気ガスは６００℃〜７００℃に達する。したがって、熱電変換発電部３７の複数のＮ型半導体４５および複数のＰ型半導体４７に対する温度勾配は、介在する材料による損失を計算に入れても２００℃を優に上回る。

上記実施形態に対して以下の変形例が挙げられる。
（１）熱電変換発電部３７は、ハイブリッド推進飛行機１の外皮３５と、第１のガスタービン部１１の一部（第１のガスタービン部１１のガスタービン１９を含む）との間にも配置されてもよい。
（２）１つまたは複数の熱電変換発電部３７は、取り外し可能カバー３９にのみ配置されてもよい。また、当該取り外し可能カバー３９は、複数設けられてもよい。
（３）上記実施形態では、ガスタービン１９および蒸気タービン２９はそれぞれ２つの別個の発電部２３，３３を駆動すると説明したが、ガスタービン１９および蒸気タービン２９は、同一の発電部を駆動するようにすることもできる。このために、２本の出力軸２１，３１のうち、一方の出力軸が他方の出力軸を挿通させることができるように一方の出力軸を中空にし、出力軸２１，３１の両方が、２つの別個の発電部２３，３３のうち一方の同一の発電部と接続するように構成することもできる。別法として、第１のガスタービン部１１と第２の蒸気タービン部１３との間に単一の発電部を配置することによって、ガスタービン１９および蒸気タービン２９の各出力軸が、当該単一の発電部の２つの異なる側から延びるように構成することもできる。
（４）代替的にまたは付加的に、ギアボックスが、ガスタービン１９および／または蒸気タービン２９を、２つの別個の発電部２３，３３のそれぞれに相互接続してもよい。これによって、伝達されるもの、すなわち、各出力軸２１，３１の速度およびトルクを１つまたは複数の発電部に合わせて調整することができる。
（５）代替的にまたは付加的に、蒸気タービン２９は、排熱回収ボイラ２５に取り囲まれるように排熱回収ボイラ２５の内部に配置されてもよい。このために、流体用配管２７は、蒸気タービン２９の周囲を取り巻くように配置され得る。
（６）熱電変換発電部３７の効率を上げるために、熱伝導基板４３および熱伝導基板４９は、外皮３５およびケーシング４１のうちの一方または両方から成っていてもよい。
（７）第２の蒸気タービン部１３のケーシング４１を拡張して第１のガスタービン部１１のケーシング４１としてもよい。
（８）上記実施形態では、本開示に係るタービン７を具備するハイブリッド推進飛行機１を説明したが、他の様々な乗り物、例えば、航空機、特に飛行機またはドローンが、本発明に係るタービン７を具備することができる。

５ ：後胴部
７ ：ガスタービン
７ ：タービン
１１ ：第１のガスタービン部
１３ ：第２の蒸気タービン部
１９ ：ガスタービン
２３ ：発電部
２５ ：排熱回収ボイラ
２９ ：蒸気タービン
３３ ：発電部
３５ ：外皮
３７ ：熱電変換発電部
３９ ：取り外し可能カバー
４１ ：ケーシング
４３ ：熱伝導基板
４９ ：熱伝導基板

Claims (11)

1. 外皮（３５）と、
   ガスタービン（１９）を有する第１のガスタービン部（１１）と、
   蒸気タービン（２９）を有する第２の蒸気タービン部（１３）と
   を具備し、
   前記外皮（３５）と前記第２の蒸気タービンとの間に、熱電変換発電部（３７）が設けられる
   タービン（７）。
2. 請求項１に記載のタービン（７）であって、
   前記ガスタービン（１９）は、発電部（２３）を駆動し、
   前記蒸気タービン（２９）は、前記発電部（２３）とは異なる発電部（３３）を駆動する
   タービン（７）。
3. 請求項１に記載のタービン（７）であって、
   前記ガスタービン（１９）および前記蒸気タービン（２９）は、同一の発電部を駆動する
   タービン（７）。
4. 請求項２または３に記載のタービン（７）であって、
   前記ガスタービン（１９）および／または前記蒸気タービン（２９）と前記発電部（２３，３３）とは、ギアボックスによって相互接続される
   タービン（７）。
5. 請求項１〜４のいずれか一項に記載のタービン（７）であって、
   前記第２の蒸気タービン部（１３）は、前記第１のガスタービン部（１１）と前記蒸気タービン（２９）との間に配置され、かつ／または前記蒸気タービン（２９）を取り囲む排熱回収ボイラ（２５）を有する
   タービン（７）。
6. 請求項１〜５のいずれか一項に記載のタービン（７）であって、
   前記熱電変換発電部（３７）は、前記外皮（３５）と前記第２の蒸気タービン部（１３）のケーシング（４１）との間に設けられる
   タービン（７）。
7. 請求項１〜５のいずれか一項に記載のタービン（７）であって、
   前記第２の蒸気タービン部（１３）のケーシング（４１）および／または前記外皮（３５）は、前記熱電変換発電部（３７）の熱伝導基板（４３，４９）の一部を構成する
   タービン（７）。
8. 請求項１〜７のいずれか一項に記載のタービン（７）であって、
   前記熱電変換発電部（３７）は、前記外皮（３５）に設けられ、当該タービン（７）の内部への一時的な介入を可能にする取り外し可能カバー（３９）に配置される
   タービン（７）。
9. 請求項８に記載のタービン（７）であって、
   前記取り外し可能カバー（３９）は、折り畳み可能であり、好ましくは、前記外皮（３５）にヒンジで連結される
   タービン（７）。
10. 請求項１〜９のいずれか一項に記載のタービン（７）であって、
    前記熱電変換発電部（３７）は、熱伝導基板（４３，４９）としてセラミック熱伝導板（４３，４９）を有する
    タービン（７）。
11. 請求項１〜１０のいずれか一項に記載のタービン（７）を後胴部（５）に具備する乗り物。

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