WO2025004976A1 - 水素燃料供給システム - Google Patents

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WO2025004976A1
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hydrogen fuel
fuel supply
pressure
sensor
supply system
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吉昭 楠本
遼祐 大島
賢志 朝長
秀之 田口
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Kawasaki Heavy Industries Ltd
Japan Aerospace Exploration Agency
Kawasaki Motors Ltd
Original Assignee
Kawasaki Heavy Industries Ltd
Japan Aerospace Exploration Agency
Kawasaki Jukogyo KK
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/30—Fuel systems for specific fuels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/34—Conditioning fuel, e.g. heating

Definitions

  • This disclosure relates to a hydrogen fuel supply system for an aircraft equipped with an engine.
  • Patent Document 1 discloses a hydrogen fuel supply system for aircraft.
  • liquid hydrogen in a fuel tank is pressurized by a pump and heated by a heat exchanger, and then supplied to the engine in the gas phase or supercritical phase.
  • Hydrogen fuel can be put into the supercritical phase by pressurizing it above its critical pressure and then heating it to a temperature above its critical temperature. To change hydrogen fuel into the supercritical phase using this method, it is first necessary to pressurize the hydrogen fuel above its critical pressure.
  • One aspect of the present disclosure aims to stabilize the operation of an engine that uses hydrogen fuel in the supercritical phase.
  • the pressure of the hydrogen fuel can be measured by a sensor downstream of the pressure pump. This makes it possible to control the operation of the pressure pump according to the pressure of the hydrogen fuel, thereby stabilizing the operation of an engine that uses hydrogen fuel in the supercritical phase.
  • FIG. 1 is a plan view of an aircraft equipped with a hydrogen fuel supply system according to a first embodiment.
  • FIG. 2 is a phase diagram showing the relationship between the phase of hydrogen and temperature-pressure.
  • FIG. 3 is a block diagram of the hydrogen fuel supply system of FIG.
  • FIG. 4 is a block diagram of a hydrogen fuel supply system according to the second embodiment.
  • an aircraft refers to a device capable of moving through the air, such as a fixed-wing aircraft, a rotorcraft, or an unmanned flying object.
  • FIG. 1 is a plan view of an aircraft 1 equipped with a hydrogen fuel supply system 10 according to a first embodiment.
  • the aircraft 1 includes, for example, a fuselage 2, a main wing 3, a horizontal stabilizer 4, a vertical stabilizer 5, and a gas turbine engine 6.
  • the fuselage 2 extends in the longitudinal direction of the aircraft 1, and defines an occupant space therein.
  • the main wing 3 is connected to a middle portion of the fuselage 2 in the longitudinal direction, and protrudes from the fuselage 2 in the lateral direction of the aircraft 1.
  • the horizontal stabilizer 4 protrudes from the rear of the fuselage 2 in the lateral direction of the aircraft 1.
  • the vertical stabilizer 5 protrudes upward from the rear of the fuselage 2.
  • the gas turbine engine 6 is connected to a pair of main wings 3.
  • the hydrogen fuel supply system 10 is mounted on the fuselage 2, the main wing 3, and the gas turbine engine 6.
  • the fuel tank 21 is disposed in the fuselage 2, but may be disposed in the main wing 3. That is, all or a part of the fuel tank 21 is disposed in the fuselage 2 or the main wing 3.
  • Figure 2 is a phase diagram showing the relationship between hydrogen phases and temperature-pressure.
  • the solid phase and gas phase are separated by the sublimation line L1
  • the solid phase and liquid phase are separated by the melting line L2
  • the liquid phase and gas phase are separated by the boiling line L3.
  • the intersection R of the sublimation line L1, melting line L2, and boiling line L3 is called the triple point.
  • Hydrogen is in a supercritical phase when the pressure is higher than the critical pressure Pc and the temperature is higher than the critical temperature Tc.
  • the point of the critical pressure Pc and the critical temperature Tc is called the critical point Q.
  • the critical pressure Pc is about 1.3 MPa
  • the critical temperature Tc is about -240°C.
  • the hydrogen fuel in the phase diagram of FIG. 2, the hydrogen fuel is prevented from changing from the liquid phase to the gas phase by crossing the boiling line L3. That is, while the hydrogen fuel is in the liquid phase, the hydrogen fuel is pressurized so that the pressure of the hydrogen fuel is equal to or higher than the critical pressure Pc, and then when the hydrogen fuel is heated and reaches a temperature equal to or higher than the critical temperature Tc, the hydrogen fuel transitions from the liquid phase to the supercritical phase.
  • the liquid phase hydrogen fuel flowing from the fuel tank 21 to the fuel supply line 22 is pressurized by the pressure pump 26 to a pressure equal to or higher than the critical pressure Pc.
  • the hydrogen fuel flowing from the pressure pump 26 toward the gas turbine engine 6 is heated by the heat exchanger 28 or the like and reaches a temperature equal to or higher than the critical temperature Tc, the hydrogen fuel transitions from the liquid phase to the supercritical phase. This prevents the hydrogen fuel in the fuel supply line 22 from boiling from the liquid phase to the gas phase.
  • FIG. 3 is a block diagram of the hydrogen fuel supply system 10 of FIG. 1.
  • the hydrogen fuel supply system 10 includes a fuel tank 21.
  • the fuel tank 21 stores hydrogen fuel in a liquid phase.
  • the fuel tank 21 is connected to the gas turbine engine 6 by a fuel supply line 22.
  • the fuel supply line 22 extends from the fuselage 2 through the wing 3 to the gas turbine engine 6.
  • the fuel supply line 22 extends from the wing 3 to the gas turbine engine 6.
  • the gas turbine engine 6 includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13.
  • the fuel supply line 22 is connected to the combustor 12.
  • the fuel supply path 22 is provided with a feed pump 23 that sends hydrogen fuel from the fuel tank 21 to the fuel supply path 22.
  • the fuel supply path 22 is provided with a shutoff valve 24 between the fuel tank 21 and the feed pump 23.
  • the fuel supply path 22 is provided with a check valve 25 downstream of the feed pump 23.
  • the fuel supply line 22 is provided with a pressure booster pump 26 downstream of the check valve 25.
  • the pressure booster pump 26 pressurizes the hydrogen fuel in the fuel supply line 22 to a pressure equal to or greater than the hydrogen critical pressure Pc.
  • the pressure booster pump 26 pressurizes liquid phase hydrogen fuel supplied from the fuel tank 21 so that the hydrogen fuel flowing through the fuel supply line 22 is at a pressure equal to or greater than the hydrogen critical pressure Pc when it reaches a control valve 30 described below.
  • the hydrogen fuel is pressurized by the pressure booster pump 26 to a pressure equal to or greater than the critical pressure Pc, the hydrogen fuel is at a temperature below the critical temperature Tc.
  • the fuel supply line 22 is provided with a shutoff valve 27 between the check valve 25 and the pressure booster pump 26.
  • a heat exchanger 28 is provided in the fuel supply path 22 downstream of the pressure pump 26.
  • the heat exchanger 28 heats the hydrogen fuel flowing through the fuel supply path 22 to a temperature equal to or higher than the critical temperature Tc of hydrogen.
  • the heat exchanger 28 is thermally connected to the gas turbine engine 6. That is, the heat exchanger 28 uses the heat of the gas turbine engine 6 to heat the hydrogen fuel in the fuel supply path 22.
  • the fuel supply line 22 is provided with a sensor 29 downstream of the booster pump 26.
  • the fuel supply line 22 is provided with a sensor 29 downstream of the booster pump 26 and upstream of the heat exchanger 28. It is preferable that the sensor 29 is adjacent to the booster pump 26, the heat exchanger 28, or both. In this disclosure, “adjacent" means that no other fluid equipment such as a valve, pump, etc. is interposed between the two pieces of equipment.
  • the sensor 29 includes a flow meter 41, a pressure gauge 42, and a thermometer 43. That is, the sensor 29 measures the flow rate, pressure, and temperature of the hydrogen fuel that has passed through the booster pump 26.
  • the fuel supply path 22 is provided with a control valve 30 downstream of the sensor 29. It is preferable that the control valve 30 is adjacent to the sensor 29. The control valve 30 adjusts the flow rate of hydrogen fuel that has passed through the sensor 29.
  • the fuel supply path 22 is provided with a shutoff valve 31 downstream of the control valve 30. The presence or absence and location of the shutoff valves 24, 27, and 31 are optional.
  • the fuel supply passage 22 may be provided with a control valve 30 upstream of the sensor 29, or upstream and downstream of the sensor 29. In either case, it is preferable that the control valve 30 be adjacent to the sensor 29.
  • the hydrogen fuel supply system 10 includes a controller 32.
  • the controller 32 includes a processing circuit 33.
  • the processing circuit 33 includes a processor, a system memory, and a storage memory.
  • the processor is, for example, a CPU.
  • the system memory is, for example, a RAM.
  • the storage memory is, for example, a hard disk, a flash memory, or a combination thereof.
  • a configuration in which a program stored in the storage memory is read into the system memory and executed by the processor is one example of the processing circuit 33.
  • the processing circuit 33 is configured to control the booster pump 26 or the control valve 30 in response to a measurement signal from the sensor 29.
  • the processing circuit 33 may be configured to control the feed pump 23.
  • the processing circuit 33 may be configured to control the booster pump 26, the control valve 30, and the feed pump 23 individually or simultaneously.
  • the measurement signal from the sensor 29 is, for example, the pressure or flow rate of the hydrogen fuel.
  • the processing circuit 33 When the processing circuit 33 receives an engine start command, it drives the feed pump 23.
  • the processing circuit 33 controls the pressure pump 26 so as to pressurize the hydrogen fuel in the fuel supply line 22 to a pressure equal to or higher than the critical pressure Pc.
  • the processing circuit 33 controls the control valve 30 so that the flow rate measured by the sensor 29 becomes the target flow rate.
  • the processing circuit 33 outputs an alert if the pressure measured by the sensor 29 is lower than the critical pressure Pc, or if the flow rate measured by the sensor 29 is lower than a predetermined flow rate.
  • the processing circuit 33 also outputs an alert if the temperature measured by the sensor 29 is lower than the critical temperature Tc.
  • the processing circuit 33 controls the pressure pump 26 so that the pressure measured by the sensor 29 becomes equal to or higher than the critical pressure Pc.
  • the processing circuit 33 can feedback-control the pressure pump 26 in response to a measurement signal relating to the pressure of the hydrogen fuel measured by the sensor 29.
  • the processing circuit 33 controls the control valve 30 so that the flow rate measured by the sensor 29 becomes the predetermined flow rate.
  • the processing circuit 33 can control the opening degree of the control valve 30 in response to a measurement signal relating to the flow rate of hydrogen fuel measured by the sensor 29.
  • the processing circuit 33 may control the amount of heat input to the liquid hydrogen per unit density in the heat exchanger 28 so that the temperature measured by the sensor 29 becomes equal to or higher than the critical temperature Tc.
  • a heat shield may be provided upstream of the heat exchanger 28, and the actuator of the heat shield may be controlled to change the area that the heat shield covers the heat exchanger 28.
  • the fuel supply passage 22 includes a first area A1 upstream of the heat exchanger 28 and a second area A2 provided in the gas turbine engine 6 and downstream of the heat exchanger 28.
  • the first area A1 of the fuel supply passage 22 is disposed in the fuselage 2 or the wing 3.
  • the second area A2 of the fuel supply passage 22 is disposed in the gas turbine engine 6.
  • the first area A1 of the fuel supply passage 22 is covered with a heat insulating material. This keeps the hydrogen fuel at a low temperature from the fuel tank 21 to the heat exchanger 28.
  • the second area A2 of the fuel supply passage 22 is not covered with a heat insulating material. This prevents an increase in weight in the gas turbine engine 6 and suppresses a reduction in space.
  • the sensor 29 is provided downstream of the booster pump 26, so that the processing circuit 33 controls the booster pump 26 in response to the measurement signal of the hydrogen fuel pressure from the sensor 29, thereby making it possible to maintain the pressure of the hydrogen fuel within an appropriate range. This makes it possible to stabilize the operation of the engine that uses hydrogen fuel in the supercritical phase.
  • control valve 30 is provided downstream of the booster pump 26 in addition to the sensor 29, the processing circuit 33 can control the control valve 30 in response to the measurement signal from the sensor 29 regarding the flow rate of hydrogen fuel, thereby keeping the flow rate of hydrogen fuel within an appropriate range. This makes it possible to stabilize the engine output.
  • control valve 30 is provided downstream of the sensor 29, the flow rate of hydrogen fuel before adjustment by the control valve 30 can be measured. Also, if a control valve 30 is provided upstream of the sensor 29, the fuel supply state to the gas turbine engine 6 after adjustment by the control valve 30 can be measured.
  • Second Embodiment 4 is a block diagram of a hydrogen fuel supply system 110 according to the second embodiment. Components common to the first embodiment are denoted by the same reference numerals and will not be described. As shown in FIG. 4, the hydrogen fuel supply system 110 of the second embodiment has a different arrangement of a sensor 29 compared to the hydrogen fuel supply system 10 of the first embodiment. In this embodiment, the sensor 29 is provided downstream of the pressure pump 26 and the heat exchanger 28. It is preferable that the sensor 29 is adjacent to the heat exchanger 28. Other components are similar to those of the first embodiment and will not be described.
  • the control valve 30 is provided downstream of the sensor 29.
  • the control valve 30 may be provided upstream of the sensor 29, or may be provided both upstream and downstream of the sensor 29. In either case, it is desirable that the control valve 30 be adjacent to the sensor 29.
  • the sensor 29 since the sensor 29 is provided downstream of the heat exchanger 28, the sensor 29 can measure the pressure of the hydrogen fuel at a position close to the gas turbine engine 6.
  • the processing circuit 33 controls the booster pump 26 in response to the measurement signal from the sensor 29 regarding the pressure of the hydrogen fuel, thereby making it possible to maintain the pressure of the hydrogen fuel within an appropriate range. This makes it possible to stabilize the operation of the engine that uses hydrogen fuel in the supercritical phase.
  • the above embodiment has been described as an example of the technology disclosed in this application.
  • the technology in this disclosure is not limited to this, and can be applied to embodiments in which modifications, substitutions, additions, omissions, etc. have been made as appropriate.
  • some configurations or methods in one embodiment may be applied to other embodiments, and some configurations in an embodiment can be separated from other configurations in that embodiment and extracted as desired.
  • the components described in the attached drawings and detailed description include not only components essential for solving the problem, but also components that are not essential for solving the problem, in order to illustrate the technology.
  • circuits or processing circuits including general purpose processors, special purpose processors, integrated circuits, Application Specific Integrated Circuits (ASICs), Field Programmable Gate Arrays (FPGAs), conventional circuits, and/or combinations thereof, configured or programmed to perform the disclosed functions.
  • ASICs Application Specific Integrated Circuits
  • FPGAs Field Programmable Gate Arrays
  • Processors are considered processing circuits or circuits because they include transistors and other circuitry.
  • a circuit, unit, or means is hardware that performs the recited functions or hardware that is programmed to perform the recited functions.
  • the hardware may be hardware disclosed herein or other known hardware that is programmed or configured to perform the recited functions. Where the hardware is a processor, which is considered a type of circuit, the circuit, means, or unit is a combination of hardware and software, and the software is used to configure the hardware and/or the processor.
  • a hydrogen fuel supply system for an aircraft having an engine comprising: A fuel tank for storing hydrogen fuel in a liquid phase; a fuel supply line connecting the fuel tank to the engine; a pressure pump provided in the fuel supply passage and configured to pressurize the hydrogen fuel to a pressure equal to or higher than a critical pressure; a sensor that is provided in the fuel supply path downstream of the booster pump and that measures a pressure of the hydrogen fuel that has passed through the booster pump.
  • the pressure of the hydrogen fuel can be measured by a sensor downstream of the pressure pump. This makes it possible to control the operation of the pressure pump according to the pressure of the hydrogen fuel, thereby stabilizing the operation of the engine that uses hydrogen fuel in the supercritical phase.
  • the hydrogen fuel can be pressurized to a pressure equal to or higher than the critical pressure by the pressure pump, and then heated to a temperature equal to or higher than the critical temperature by the heat exchanger, so that the hydrogen fuel can be smoothly brought into the supercritical phase.
  • the flow rate of hydrogen fuel supplied to the engine can be adjusted by the control valve.
  • the pressure and temperature of the hydrogen fuel that has passed through the booster pump can be measured by a sensor. This makes it possible to control the operation of the booster pump according to the pressure and temperature of the hydrogen fuel downstream of the booster pump, stabilizing the operation of the engine that uses hydrogen fuel in the supercritical phase.
  • the pressure and temperature of the hydrogen fuel that has passed through the booster pump and heat exchanger can be measured by sensors. This makes it possible to control the operation of the booster pump according to the pressure and temperature of the hydrogen fuel downstream of the heat exchanger, stabilizing the operation of the engine that uses supercritical hydrogen fuel.
  • the senor is adjacent to the booster pump, so the pressure and temperature of the hydrogen fuel discharged by the booster pump can be measured with even greater accuracy.
  • This configuration allows for more accurate measurement of the pressure and temperature of the hydrogen fuel that are directly related to at least one of the pressure pump and the heat exchanger.
  • This configuration allows for more accurate measurement of the pressure and temperature of the hydrogen fuel that are directly related to at least one of the pressure pump, the heat exchanger, and the control valve.
  • This configuration allows the flow rate of hydrogen fuel to be measured with high precision, and therefore allows the engine output to be controlled with high precision.
  • control valve is controlled according to the flow rate measured by the sensor, making it possible to precisely adjust the flow rate of hydrogen fuel supplied to the engine.
  • the aircraft comprises a fuselage, a wing connected to the fuselage, and the engine connected to the wing;
  • the fuel tank is disposed in the fuselage or the main wing,
  • the heat exchanger is disposed in the engine, the fuel supply passage includes a first region provided in the fuselage or the main wing and located upstream of the heat exchanger, and a second region provided in the engine and located downstream of the heat exchanger; 12.
  • This configuration keeps the hydrogen fuel at a low temperature all the way to the heat exchanger, while eliminating the need for insulation around the engine, preventing weight gain and reducing the space around the engine.

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Abstract

水素燃料供給システムは、エンジンを備えた航空機の水素燃料供給システムであって、水素燃料を液相で貯留する燃料タンクと、前記燃料タンクを前記エンジンに接続する燃料供給路と、前記燃料供給路に設けられ、前記水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧する加圧ポンプと、前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力を測定するセンサと、を備える。

Description

水素燃料供給システム
　本開示は、エンジンを備えた航空機の水素燃料供給システムに関する。
　特許文献１には、航空機における水素燃料供給システムが開示されている。当該システムでは、燃料タンクの液体水素がポンプによる加圧及び熱交換器による加熱を経て、気相又は超臨界相でエンジンに供給される。
米国特許出願公開第２０２２／０１４５８０１号明細書
　水素燃料は、燃料供給時に、燃料供給路内で液相から気相に変化すると、体積が大きく変化するなどの影響が生じる。水素燃料が超臨界相であれば、液相から気相への相変化を避け、エンジンに安定して水素燃料を供給することができる。
　水素燃料は、臨界圧力以上の圧力に加圧した後、臨界温度以上の温度に加熱することで、超臨界相にすることができる。この方法で水素燃料を超臨界相に変化させる場合、まず水素燃料を臨界圧力以上の圧力にすることが要求される。
　本開示の一態様は、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することを目的とする。
　本開示の一態様に係る水素燃料供給システムは、エンジンを備えた航空機の水素燃料供給システムであって、水素燃料を液相で貯留する燃料タンクと、前記燃料タンクを前記エンジンに接続する燃料供給路と、前記燃料供給路に設けられ、前記水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧する加圧ポンプと、前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力を測定するセンサと、を備える。
　本開示の一態様によれば、加圧ポンプにより水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧したときに、加圧ポンプの下流のセンサで水素燃料の圧力を測定できる。よって、水素燃料の圧力に応じて、加圧ポンプの動作を制御できるようになり、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することができる。
図１は、第１実施形態に係る水素燃料供給システムを備えた航空機の平面図である。 図２は、水素の相と温度－圧力との関係を示す状態図である。 図３は、図１の水素燃料供給システムのブロック図である。 図４は、第２実施形態に係る水素燃料供給システムのブロック図である。
　以下、図面を参照して実施形態を説明する。なお、本開示において航空機は、空中を移動可能な機器を指し、例えば、固定翼航空機、回転翼航空機、無人の飛翔体である。
　（第１実施形態）
　図１は、第１実施形態に係る水素燃料供給システム１０を備えた航空機１の平面図である。図１に示すように、航空機１は、例えば、胴体２、主翼３、水平尾翼４、垂直尾翼５、及び、ガスタービンエンジン６を備える。胴体２は、航空機１の前後方向に延び、内部に乗員空間が画定されている。主翼３は、胴体２の前後方向の中間部に接続され、胴体２から航空機１の左右方向にそれぞれ突出している。水平尾翼４は、胴体２の後部から航空機１の左右方向にそれぞれ突出している。垂直尾翼５は、胴体２の後部から上方に突出している。ガスタービンエンジン６は、一対の主翼３にそれぞれ接続されている。胴体２、主翼３及びガスタービンエンジン６には、水素燃料供給システム１０が搭載されている。燃料タンク２１は、胴体２に配置されているが、主翼３に配置されてもよい。即ち、燃料タンク２１の全部又は一部は、胴体２又は主翼３に配置される。
　図２は、水素の相と温度－圧力との関係を示す状態図である。図２に示すように、水素の状態図では、昇華線Ｌ１を境界として固相と気相とが区分けされ、溶融線Ｌ２を境界として固相と液相とが区分けされ、沸騰線Ｌ３を境界として液相と気相とが区分けされている。昇華線Ｌ１、溶融線Ｌ２及び沸騰線Ｌ３の交点Ｒは、三重点と称する。水素は、臨界圧力Ｐｃよりも高圧で且つ臨界温度Ｔｃよりも高温であるとき超臨界相となる。状態図において臨界圧力Ｐｃ及び臨界温度Ｔｃの点を臨界点Ｑと称する。臨界圧力Ｐｃは約１．３ＭＰａであり、臨界温度Ｔｃは約－２４０℃である。
　本実施形態では、図２の状態図において、水素燃料が液相から沸騰線Ｌ３を横切って気相に変わることを避ける。即ち、水素燃料が液相の状態において水素燃料が臨界圧力Ｐｃ以上の圧力になるように水素燃料を加圧し、その後に水素燃料が昇温して臨界温度Ｔｃ以上の温度になったときに液相から超臨界相に遷移させる。
　液相から超臨界相への遷移を実現するために、後述の図３に示すように、燃料タンク２１から燃料供給路２２に流れた液相の水素燃料は、加圧ポンプ２６によって臨界圧力Ｐｃ以上の圧力になるように加圧される。加圧ポンプ２６からガスタービンエンジン６に向けて流れる水素燃料が熱交換器２８等によって昇温して臨界温度Ｔｃ以上の温度になったときには液相から超臨界相に遷移する。これにより、燃料供給路２２の水素燃料が液相から気相に遷移する沸騰現象が防がれる。
　図３は、図１の水素燃料供給システム１０のブロック図である。図３に示すように、水素燃料供給システム１０は、燃料タンク２１を備える。燃料タンク２１は、水素燃料を液相で貯留する。燃料タンク２１は、燃料供給路２２によってガスタービンエンジン６に接続されている。燃料タンク２１が胴体２に配置される場合、燃料供給路２２は、胴体２から主翼３を通ってガスタービンエンジン６まで延びる。燃料タンク２１が主翼３に配置される場合、燃料供給路２２は、主翼３からガスタービンエンジン６まで延びる。ガスタービンエンジン６は、圧縮機１１、燃焼器１２及びタービン１３を備える。燃料供給路２２は、燃焼器１２に接続されている。
　燃料供給路２２には、燃料タンク２１の水素燃料を燃料供給路２２に送り出すフィードポンプ２３が設けられている。燃料供給路２２には、燃料タンク２１とフィードポンプ２３との間に遮断弁２４が設けられている。燃料供給路２２には、フィードポンプ２３の下流に逆止弁２５が設けられている。
　燃料供給路２２には、逆止弁２５の下流に加圧ポンプ２６が設けられている。加圧ポンプ２６は、燃料供給路２２の水素燃料を水素の臨界圧力Ｐｃ以上の圧力に加圧する。例えば、加圧ポンプ２６は、燃料供給路２２を流れる水素燃料が後述の制御弁３０に到達したときに水素の臨界圧力Ｐｃ以上の圧力であるように、燃料タンク２１から供給された液相の水素燃料を加圧する。なお、加圧ポンプ２６により、水素燃料を臨界圧力Ｐｃ以上の圧力に加圧した時点では、水素燃料は、臨界温度Ｔｃ未満の温度である。燃料供給路２２には、逆止弁２５と加圧ポンプ２６との間に遮断弁２７が設けられている。
　燃料供給路２２には、加圧ポンプ２６の下流に熱交換器２８が設けられている。熱交換器２８は、燃料供給路２２を流れる水素燃料を水素の臨界温度Ｔｃ以上の温度に加熱する。熱交換器２８は、ガスタービンエンジン６に熱的に接続されている。即ち、熱交換器２８は、ガスタービンエンジン６の熱を利用して燃料供給路２２の水素燃料を加熱する。
　燃料供給路２２には、加圧ポンプ２６の下流にセンサ２９が設けられている。本実施形態では、燃料供給路２２には、加圧ポンプ２６の下流、かつ、熱交換器２８の上流にセンサ２９が設けられている。センサ２９は、加圧ポンプ２６、熱交換器２８、又は、これらの両方に隣接していることが望ましい。なお、本開示において、「隣接」とは、２つの機器の間に、弁、ポンプ等のような他の流体機器が介在していないことを指す。センサ２９は、流量計４１、圧力計４２及び温度計４３を含む。即ち、センサ２９は、加圧ポンプ２６を通過した水素燃料の流量、圧力、及び温度を測定する。
　燃料供給路２２には、センサ２９の下流に制御弁３０が設けられている。制御弁３０は、センサ２９に隣接していることが望ましい。制御弁３０は、センサ２９を通過した水素燃料の流量を調節する。燃料供給路２２には、制御弁３０の下流に遮断弁３１が設けられている。なお、遮断弁２４，２７，３１の有無及び配置は任意である。
　燃料供給路２２には、センサ２９の上流、又は、センサ２９の下流及び上流に、制御弁３０が設けられてもよい。いずれの場合も、制御弁３０は、センサ２９に隣接していることが望ましい。
　水素燃料供給システム１０は、コントローラ３２を備える。コントローラ３２は、処理回路３３を含む。処理回路３３は、プロセッサ、システムメモリ及びストレージメモリを含む。プロセッサは、例えばＣＰＵである。システムメモリは、例えばＲＡＭである。ストレージメモリは、ハードディスク、フラッシュメモリ又はそれらの組合せである。ストレージメモリが記憶するプログラムをシステムメモリに読み出してプロセッサが実行する構成は、処理回路３３の一例である。処理回路３３は、センサ２９の測定信号に応じて、加圧ポンプ２６又は制御弁３０を制御するように構成されている。処理回路３３は、フィードポンプ２３を制御するように構成されていてもよい。処理回路３３は、加圧ポンプ２６、制御弁３０及びフィードポンプ２３に対して、個別に又は同時に制御するように構成されてもよい。なお、センサ２９の測定信号は、例えば、水素燃料の圧力又は流量である。
　処理回路３３は、エンジン始動指令を受けるとフィードポンプ２３を駆動する。処理回路３３は、燃料供給路２２の水素燃料を臨界圧力Ｐｃ以上の圧力に加圧するように加圧ポンプ２６を制御する。処理回路３３は、センサ２９で測定される流量が目標流量になるように制御弁３０を制御する。処理回路３３は、センサ２９で測定される圧力が臨界圧力Ｐｃよりも小さい場合、又は、センサ２９で測定される流量が所定の流量よりも少ない場合には、アラートを出力する。処理回路３３は、センサ２９で測定される温度が臨界温度Ｔｃよりも低い場合にも、アラートを出力する。
　処理回路３３は、センサ２９で測定される圧力が臨界圧力Ｐｃよりも小さくなると、センサ２９で測定される圧力が臨界圧力Ｐｃ以上の圧力になるように加圧ポンプ２６を制御する。例えば、処理回路３３は、センサ２９が測定した水素燃料の圧力に関する測定信号に応じて、加圧ポンプ２６をフィードバック制御することができる。
　また、処理回路３３は、センサ２９で測定される流量が所定の流量よりも少なくなると、センサ２９で測定される流量が所定の流量になるように制御弁３０を制御する。例えば、処理回路３３は、センサ２９が測定した水素燃料の流量に関する測定信号に応じて、制御弁３０の開度を制御することができる。
　また、処理回路３３は、センサ２９で測定される温度が臨界温度Ｔｃよりも低くなると、センサ２９で測定される温度が臨界温度Ｔｃ以上の温度になるように熱交換器２８における単位密度あたりの液体水素への入熱量を制御してもよい。例えば、熱交換器２８がエンジン６の熱源を媒体として利用する場合、熱交換器２８の上流に熱シールドを設け、熱シールドが熱交換器２８を覆う面積を変えるように熱シールドのアクチュエータを制御してもよい。
　燃料供給路２２は、熱交換器２８の上流にある第１領域Ａ１と、ガスタービンエンジン６に設けられて熱交換器２８の下流にある第２領域Ａ２と、を含む。燃料供給路２２の第１領域Ａ１は、胴体２又は主翼３に配置されている。燃料供給路２２の第２領域Ａ２は、ガスタービンエンジン６に配置されている。燃料供給路２２の第１領域Ａ１は、断熱材に被覆されている。これにより、燃料タンク２１から熱交換器２８まで水素燃料が低温に保たれる。他方、燃料供給路２２の第２領域Ａ２は、断熱材に被覆されていない。これにより、ガスタービンエンジン６における重量増加が防止され、スペース減少が抑制される。
　以上に説明した構成において、加圧ポンプ２６の下流にセンサ２９が設けられているため、センサ２９の水素燃料の圧力に関する測定信号に応じて、処理回路３３が加圧ポンプ２６を制御することにより、水素燃料の圧力を適切な範囲に保持することができる。よって、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することができる。
　また、加圧ポンプ２６の下流にセンサ２９に加えて、制御弁３０が設けられている場合、センサ２９の水素燃料の流量に関する測定信号に応じて、処理回路３３が制御弁３０を制御することにより、水素燃料の流量を適切な範囲に保持することができる。よって、エンジンの出力を安定化することができる。
　センサ２９の下流に制御弁３０が設けられた場合、制御弁３０により調整する前の水素燃料の流量を測定できる。また、センサ２９の上流に制御弁３０が設けられた場合、制御弁３０により調整した後のガスタービンエンジン６への燃料供給状態を測定できる。
　センサ２９が加圧ポンプ２６、熱交換器２８、制御弁３０の少なくとも１つの機器に隣接している場合、その隣接する機器とセンサ２９との間に他の流体機器が介在しないことにより、水素燃料の圧力、温度、及び流量を精度良く測定できるとともに、加圧ポンプ２６、熱交換器２８、及び制御弁３０の異常を迅速に発見できる。
　（第２実施形態）
　また、図４は、第２実施形態に係る水素燃料供給システム１１０のブロック図である。なお、第１実施形態と共通する構成については同一符号を付して説明を省略する。図４に示すように、第２実施形態の水素燃料供給システム１１０では、第１実施形態の水素燃料供給システム１０に比べてセンサ２９の配置が異なる。本実施形態では、加圧ポンプ２６及び熱交換器２８の下流にセンサ２９が設けられている。センサ２９は、熱交換器２８に隣接していることが望ましい。なお、他の構成は前述した第１実施形態と同様であるため説明を省略する。
　また、制御弁３０は、センサ２９の下流に設けられている。なお、制御弁３０は、センサ２９の上流に設けられてもよいし、センサ２９の下流及び上流に設けられてもよい。いずれの場合も、制御弁３０は、センサ２９に隣接していることが望ましい。
　以上に説明した構成において、センサ２９が熱交換器２８の下流に設けられているため、センサ２９は、ガスタービンエンジン６に近い位置で水素燃料の圧力等を測定できる。センサ２９の水素燃料の圧力等に関する測定信号に応じて、処理回路３３が加圧ポンプ２６を制御することにより、水素燃料の圧力等を適切な範囲に保持することができる。よって、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することができる。
　以上のように、本出願において開示する技術の例示として、前記実施形態を説明した。しかし、本開示における技術は、これに限定されず、適宜、変更、置き換え、付加、省略などを行った実施形態にも適用可能である。また、前記実施形態で説明した各構成要素を組み合わせて、新たな実施形態とすることも可能である。例えば、１つの実施形態中の一部の構成又は方法を他の実施形態に適用してもよく、実施形態中の一部の構成は、その実施形態中の他の構成から分離して任意に抽出可能である。また、添付図面および詳細な説明に記載された構成要素の中には、課題解決のために必須な構成要素だけでなく、前記技術を例示するために、課題解決のためには必須でない構成要素も含まれる。
　本明細書で開示する要素の機能は、開示された機能を実行するよう構成またはプログラムされた、汎用プロセッサ、専用プロセッサ、集積回路、ASIC（Application Specific Integrated Circuits）、FPGA（Field Programmable Gate Array）、従来の回路、及び／又は、それらの組み合わせ、を含む回路又は処理回路を使用して実行できる。プロセッサは、トランジスタやその他の回路を含むため、処理回路又は回路と見なされる。本開示において、回路、ユニット若しくは手段は、列挙された機能を実行するハードウェアであるか、又は、列挙された機能を実行するようにプログラムされたハードウェアである。ハードウェアは、本明細書に開示されているハードウェアであってもよいし、又は、列挙された機能を実行するようにプログラム若しくは構成されているその他の既知のハードウェアであってもよい。ハードウェアが回路の一種と考えられるプロセッサである場合、回路、手段若しくはユニットは、ハードウェア及びソフトウェアの組み合わせであり、ソフトウェアはハードウェア及び／又はプロセッサの構成に使用される。
　以下の項目のそれぞれは、好ましい実施形態の開示である。
　［項目１］
　エンジンを備えた航空機の水素燃料供給システムであって、
　水素燃料を液相で貯留する燃料タンクと、
　前記燃料タンクを前記エンジンに接続する燃料供給路と、
　前記燃料供給路に設けられ、前記水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧する加圧ポンプと、
　前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力を測定するセンサと、を備える、水素燃料供給システム。
　この構成によれば、加圧ポンプにより水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧したときに、加圧ポンプの下流のセンサで水素燃料の圧力を測定できる。よって、水素燃料の圧力に応じて、加圧ポンプの動作を制御できるようになり、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することができる。
　［項目２］
　前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記水素燃料を臨界温度以上の温度に加熱する熱交換器を更に備える、項目１に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、加圧ポンプにより水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧した後に熱交換器により水素燃料を臨界温度以上の温度に加熱でき、水素燃料を円滑に超臨界相にすることができる。
　［項目３］
　前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の流量を制御する制御弁を更に備える、項目１又は２に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、エンジンに供給する水素燃料の流量を制御弁により調節できる。
　［項目４］
　前記センサは、前記燃料供給路において前記熱交換器よりも上流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力及び温度を測定する、項目２又は３に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力及び温度をセンサで測定できる。よって、加圧ポンプの下流の水素燃料の圧力及び温度に応じて、加圧ポンプの動作を制御できるようになり、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することができる。
　［項目５］
　前記センサは、前記燃料供給路において前記熱交換器よりも下流に設けられ、前記熱交換器を通過した水素燃料の圧力及び温度を測定する、項目２又は３に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、加圧ポンプ及び熱交換器を通過した水素燃料の圧力及び温度をセンサで測定できる。よって、熱交換器の下流の水素燃料の圧力及び温度に応じて、加圧ポンプの動作を制御できるようになり、超臨界相の水素燃料を用いるエンジンの運転を安定化することができる。
　［項目６］
　前記センサは、前記加圧ポンプに隣接している、項目１乃至５のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、センサが加圧ポンプに隣接しているため、加圧ポンプが吐出する水素燃料の圧力及び温度を更に精度良く測定できる。
　［項目７］
　前記センサは、前記加圧ポンプ、及び、前記熱交換器の少なくとも１つに隣接している、項目１乃至５のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、加圧ポンプ及び熱交換器の少なくとも１つに直接的に関連する水素燃料の圧力及び温度を更に精度良く測定できる。
　［項目８］
　前記センサは、前記加圧ポンプ、前記熱交換器、及び、前記制御弁の少なくとも１つに隣接している、項目３乃至５のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、加圧ポンプ、熱交換器及び制御弁の少なくとも１つに直接的に関連する水素燃料の圧力及び温度を更に精度良く測定できる。
　［項目９］
　前記センサは、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の流量を更に測定する、項目１乃至８のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、水素燃料の流量を精度良く測定できる。よって、エンジンの出力を精度良く制御できる。
　［項目１０］
　前記センサの圧力の測定信号に応じて前記加圧ポンプを制御するように構成された処理回路を更に備える、項目１乃至９のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、制御弁の開度変化に伴って燃料供給路に圧力変動が生じようとしても、加圧ポンプを制御することで圧力変動を低減できる。よって、エンジンに供給される水素燃料の圧力を適切な範囲に維持することができる。
　［項目１１］
　前記センサの流量の測定信号に応じて前記制御弁の開度を制御するように構成された処理回路を更に備える、項目９に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、センサで測定される流量に応じて制御弁が制御されるため、エンジンに供給される水素燃料の流量を精度良く調節できる。
　［項目１２］
　前記航空機は、胴体と、前記胴体に接続された主翼と、前記主翼に接続された前記エンジンとを備え、
　前記燃料タンクは、前記胴体又は前記主翼に配置され、
　前記熱交換器は、前記エンジンに配置され、
　前記燃料供給路は、前記胴体又は前記主翼に設けられて前記熱交換器の上流にある第１領域と、前記エンジンに設けられて前記熱交換器の下流にある第２領域と、を含み、
　前記第１領域は、断熱材に被覆されており、前記第２領域は、断熱材に被覆されていない、項目１乃至１１のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
　この構成によれば、熱交換器まで水素燃料を低温に保ちながらも、エンジン回りにおいて断熱材を省略して重量増加を防止し、エンジン回りのスペース減少を防止できる。
　１　航空機
　２　胴体
　３　主翼
　６　ガスタービンエンジン
　１０　水素燃料供給システム
　２１　燃料タンク
　２２　燃料供給路
　２６　加圧ポンプ
　２８　熱交換器
　２９　センサ
　３０　制御弁
　３３　処理回路
　４１　流量計
　４２　圧力計
　４３　温度計
　Ａ１　第１領域
　Ａ２　第２領域

Claims (12)

  1. 　エンジンを備えた航空機の水素燃料供給システムであって、
    　水素燃料を液相で貯留する燃料タンクと、
    　前記燃料タンクを前記エンジンに接続する燃料供給路と、
    　前記燃料供給路に設けられ、前記水素燃料を臨界圧力以上の圧力に加圧する加圧ポンプと、
    　前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力を測定するセンサと、を備える、水素燃料供給システム。
  2. 　前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記水素燃料を臨界温度以上の温度に加熱する熱交換器を更に備える、請求項１に記載の水素燃料供給システム。
  3. 　前記燃料供給路において前記加圧ポンプよりも下流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の流量を制御する制御弁を更に備える、請求項１又は２に記載の水素燃料供給システム。
  4. 　前記センサは、前記燃料供給路において前記熱交換器よりも上流に設けられ、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の圧力及び温度を測定する、請求項２又は３に記載の水素燃料供給システム。
  5. 　前記センサは、前記燃料供給路において前記熱交換器よりも下流に設けられ、前記熱交換器を通過した水素燃料の圧力及び温度を測定する、請求項２又は３に記載の水素燃料供給システム。
  6. 　前記センサは、前記加圧ポンプに隣接している、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
  7. 　前記センサは、前記加圧ポンプ、及び、前記熱交換器の少なくとも１つに隣接している、請求項１乃至５のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
  8. 　前記センサは、前記加圧ポンプ、前記熱交換器、及び、前記制御弁の少なくとも１つに隣接している、請求項３乃至５のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
  9. 　前記センサは、前記加圧ポンプを通過した水素燃料の流量を更に測定する、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
  10. 　前記センサの圧力の測定信号に応じて前記加圧ポンプを制御するように構成された処理回路を更に備える、請求項１乃至９のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
  11. 　前記センサの流量の測定信号に応じて前記制御弁の開度を制御するように構成された処理回路を更に備える、請求項９に記載の水素燃料供給システム。
  12. 　前記航空機は、胴体と、前記胴体に接続された主翼と、前記主翼に接続された前記エンジンとを備え、
    　前記燃料タンクは、前記胴体又は前記主翼に配置され、
    　前記熱交換器は、前記エンジンに配置され、
    　前記燃料供給路は、前記胴体又は前記主翼に設けられて前記熱交換器の上流にある第１領域と、前記エンジンに設けられて前記熱交換器の下流にある第２領域と、を含み、
    　前記第１領域は、断熱材に被覆されており、前記第２領域は、断熱材に被覆されていない、請求項１乃至１１のいずれか１項に記載の水素燃料供給システム。
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