JP4092728B2

JP4092728B2 - 航空機用推進システム

Info

Publication number: JP4092728B2
Application number: JP2005016538A
Authority: JP
Inventors: 敬一岡井; 剛田頭; 良二柳; 浩司野村
Original assignee: Nihon University; Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Nihon University; Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2005-01-25
Filing date: 2005-01-25
Publication date: 2008-05-28
Anticipated expiration: 2025-01-25
Also published as: JP2006205755A; US7555893B2; US20060254255A1

Description

本発明は、航空機用推進システム、特に飛行状態に応じた最適な推力および推力方向ならびに最適なエンジン断面積を確保することができ且つ高い環境適合性を有する航空機用推進システムに関するものである。

航空機用エンジンに対しては、離陸・巡航・着陸をはじめとした各飛行状態により求められる最適の推力および推力方向ならびにエンジン断面積が存在する、例えば、離陸時には最大推力が求められ、あるいは着陸時には制動方向を増大する方向に推力が求められるが、巡航時には空気抵抗が大きくならないことが求められる。効率の高い民間用エンジンとして多く採用されているバイパス比の大きいターボファンエンジンでは、その空気取入口面積（エンジン断面積）が大きく、高速巡航時には離陸時ほどの推力を必要としないので過大なエンジン断面積が機体の抵抗を増大させ、飛行性能に悪影響を及ぼすことになる。単に推力を増大させる目的であれば、コアエンジンの後部にアフターバーナを搭載しファンの外径を小さくすれば良いが、アフターバーナの作動は著しい騒音をもたらすと共に、エンジン作動効率上も望ましいものとはいえない。このように、通常の固定式のエンジンでは、すべての飛行状態において最適なエンジン配置およびエンジン断面積を実現することは困難である。しかしながら、航空機用エンジンの推力方向を偏向する利点は航空機運航上大きく、さまざまな概念が提案され実用化されている。例えば、特許文献１では推力方向を可変にしたターボファンエンジンが開示されている。
その中で、エンジンそのものを可動にするかあるいはノズルを偏向させる推力偏向ノズルは、航空機の運航上機敏な推力方向ベクトルの変更が求められる軍事用航空機に対しては利用価値が高いものの、大型航空機の多数を占める民間航空機において適用される利点は多くはない。民間航空機でとりわけ推力偏向が求められるのは、離陸時と着陸時である。離陸時については、翼面の下方に搭載したエンジンからの排気を、翼後端のフラップを下げることでコアンダー効果による揚力増大を狙った高揚力装置、垂直離着陸機におけるエンジン自身の偏向による揚力創出、空気源より空気供給を受けてファンを離陸時上方に向け上向き揚力を得る方法などがある。ただし、これらはその効果が限定的であるか若しくはその可動機構が複雑になる傾向があった。他方、着陸時においては、逆噴射装置により、逆向き推力を発生させ着陸時における制動距離を短くすることは既に一般的な事項としてなされている。この逆向き推力発生の機構についても、やや複雑な機構を要しているのが現状である。

また、航空機用エンジンとして求められる性能事項として、昨今では環境適合性、すなわち低騒音・低有害排気ガス量が声高に叫ばれている。多くの航空機用エンジンが高バイパス比のターボファンエンジンを採用しているのも、高効率と低騒音を目指してのことである。しかし、年々改良される航空機用エンジンも、環境適合性の尺度から見れば、その発展には限りがあり、根本的な性能改善を求めるとするならば、新しいエンジンシステムの提案が不可欠である。例えば新しいエンジンシステムに求められる方向性として、低騒音の立場からは、さらなるファン口径の拡大によるバイパス比の増大が、低有害排気ガス量の観点からは、エンジンの電気出力化が求められるのは時代の必定といえる。因みに、特許文献２では燃料電池でモータを駆動しそのモータによってタービンを駆動し更にそのタービンの軸出力によってファンを駆動する燃料電池式タービンエンジンが開示されている。

特開２００３−１３７１９２号公報（発明の名称「垂直離着陸機」、公開日平成１５年５月１４日）特開平１１−１３７１９２号公報（発明の名称「燃料電池式タービンエンジン」、公開日平成１１年７月２７日）

上記特許文献１の推力偏向機構付きターボファンエンジンは機構において複雑で重量が増大する問題点がある。
また、従来の電動機とターボファンエンジンの組み合わせたものあるいは上記特許文献２の燃料電池式タービンエンジンは環境適合性は有するもののその出力において限りがあり、大型の航空機への適用性には自ずと限度があるといえる。
本発明の課題は、上記従来技術の問題点に鑑みなされたものであって、飛行状態に応じた最適な推力および推力方向ならびに最適なエンジン断面積を確保することができ且つ高い環境適合性を有する航空機用推進システムを提供することにある。

前記目的を達成するために第１の発明では、推力を発生する第１推進装置と同推力方向を可変にする推力偏向手段を有する第２推進装置とを具備した航空機用推進システムであって、前記第２推進装置は、電機子コイルが該ファンの外周端部に配設され且つ励磁コイルは該電機子コイルが対向する該ファンのケーシング部の内周面に配設されて該電機子コイルおよび該励磁コイルの相互誘導作用によって発生する電磁力で駆動される電磁駆動ファンであることを特徴とする。
上記第１の発明の航空機用推進システムでは、第２推進装置が電機子コイルおよび励磁コイルの相互誘導作用によって発生する電磁力で駆動される電磁駆動ファンであり化学燃料をエネルギー源とはしないので、有害物質を含む排気の総量が好適に低減する。また、電機子コイルはファンの外周端部に配設されているので鉄芯等の重量物が不要となり重量が軽量化されると共に相互誘導作用により発生する電磁力で大きなトルクが得られるのでファンの外径を大きくすることができる。これにより、推力が増大すると共にバイパス比を高めることができ、低騒音となる。さらに、電磁駆動ファンはコアエンジンが不要になるとと共に構成においても簡素であり且つ付帯装置としては主として電力供給ラインでありそのラインとして可撓性のものが採用できるので、推力方向を可変にする機構の妨げになることがない。これにより、航空機の飛行状態に応じた最適な推力および推力方向を確保しながら環境適合性が向上する。

第２の発明では、前記第２推進装置を翼内部に格納する又は翼外面に閉じる収納手段と、該第２推進装置を翼幅方向および翼弦方向に対し移動させる翼移動手段とを具備することとした。
上記第２の発明の航空機用推進システムでは、高速巡航時には第２推進装置を翼内に格納することができるので、機体の前面投影面積が小さくなり機体の空気抵抗を低減することができる。また、第２推進装置は翼幅方向あるいは翼弦方向に対し移動することが可能であるので、例えば第１推進装置に対し同軸上に配置することによって、第１推進装置のバイパス比を飛躍的に高め、第１推進装置の排気時の騒音レベルを低減することが可能になる。これらにより、航空機の飛行状態に応じた最適なエンジン断面積を確保しながら環境適合性が向上する。

第３の発明では、前記第１推進装置または前記第２推進装置は電気出力発生手段を具備することとした。
上記第３の発明の航空機用推進システムでは、電気出力発生手段によって発生した電力を第２推進装置としての電磁駆動ファンに好適に供給することができる。これにより、電磁駆動ファンの稼働比率を高めることができ、その結果、動力源として化学燃料の比率を低下し電気エネルギーの比率を高めることが可能になるので、有害物質を含む排気の総量が低下するようになる。

第４の発明では、前記電気出力発生手段は、発電機または燃料電池あるいはそれらと蓄電池との組合せとした。
上記第４の発明の航空機用推進システムでは、通常の発電機の他に、燃料電池あるいはそれらと蓄電池を組み合わせることにより効率良く電力を発生させながら蓄電することができる。その結果、動力源として化学燃料の比率が低下し電気エネルギーの比率を高めることが可能になるので、有害物質を含む排気の総量が低下するようになる。

第５の発明では、前記第１推進装置および前記燃料電池は、燃料が液体水素であることとした。
上記第５の発明の航空機用推進システムでは、燃料が液体水素であるので、空気との燃焼の結果生成される水蒸気によって、燃焼温度が低下し、その結果窒素酸化物の生成を好適に抑制することが可能になり、また燃料自体に炭素が含有していないので二酸化炭素等の炭素化合物の排出を抑えることができ環境適合性が飛躍的に向上する。

第６の発明では、前記液体水素は前記電機子コイルおよび前記励磁コイルを超伝導状態にすると共に前記第１推進装置または前記第２推進装置から受熱して気化される手段を備えていることとした。
上記第６の発明の航空機用推進システムでは、液体水素によって電機子コイルおよび励磁コイルは超伝導状態にされる。これにより、コイルの内部抵抗が限りなく小さくなるので、第２推進装置としての電磁駆動ファンが駆動される際は電力がほとんど消費されず、エネルギー効率が飛躍的に向上する。また、排気は液体水素の気化熱に相当する熱を奪われるので排気の温度が下がり、その結果、窒素酸化物の生成が好適に抑制される。

第７の発明では、前記燃料電池は前記第１推進装置を構成する圧縮機と燃焼器との間に配設されていることとした。
上記第７の発明の航空機用推進システムでは、圧縮した空気を燃料電池の酸化剤側電極に供給することができると共に、気化した水素ガスを燃料電池および燃焼器の双方に供給することができる。これにより、燃料電池の発電効率が高まり同時に燃焼効率が高まる。

第８の発明では、前記第２推進装置は前記燃料電池の入口圧力を高める手段を備えていることとした。
上記第８の発明の航空機用推進システムでは、燃料電池の発電効率が飛躍的に向上する。

本発明の航空機用推進システムによれば、飛行性能の向上の観点から以下に記す効果がある。
（１）第２推進装置は、電機子コイルがファンの外周端部に配設され且つ励磁コイルがファンのケーシング内周面に配設されている電磁駆動ファンであるので、コアエンジンおよびコア鉄芯等の重量物が不要となり、構成において簡素化されると共に重量が大幅に削減され軽量化される。
（２）その結果、推力方向を変える推力偏向手段、第２推進装置を翼内部に格納する又は翼面に閉じる収納手段、第２推進装置を翼幅方向および翼弦方向に対し移動させる翼移動手段が容易に実現される。これにより、飛行状態に応じた最適な推力および推力方向を確保することが出来ると共に飛行状態に応じた最適なエンジン断面積を確保することができる。
また、本発明の航空機用推進システムによれば、環境適合性の観点から以下に記す効果がある。
（１）第２推進装置は電磁駆動ファンでありエネルギー源として電気エネルギーが使用されるので、有害物質を含む排気を排出しない。
（２）第１推進装置は電気出力発生手段を具備しているので、電気エネルギーを好適に発生し蓄電し電磁駆動ファンの稼働率を高め、その結果、有害物質を含む排気の総量が低減する。
（３）燃料として液体水素が使用され、その液体水素は電磁駆動ファンの電機子コイルおよび励磁コイルを超伝導状態にするので電気抵抗損失がほとんどない。その結果、電磁駆動ファンのエネルギー効率が高まる。また、液体水素は排気と熱交換を行うので、排気のエネルギーが回収され、結果的にシステム全体のエネルギー効率が向上する。
（４）さらに、気化した水素ガスは燃料電池および燃焼室に供され、燃料電池が圧縮機と燃焼器との間に配設されていることに起因して燃料電池の発電効率が向上する。
（５）また、燃焼器においては、燃焼反応の結果生成される水蒸気によって排気の温度が低下し窒素酸化物の生成が好適に抑制される。同時に、液体燃料は炭素化合物を含有しないので二酸化炭素が排出されない。
（６）電磁駆動ファンでは、電磁力を発生する電機子コイルがファンの外周端部に配設されているので、大きなトルクを発生することができ、その結果ファンの外径を大きくすることができる。これにより、バイパス比を高め排気の際の騒音レベルが低減される。

以下、図に示す実施の形態により本発明をさらに詳細に説明する。

図１は、本発明の一実施例である航空機用推進システム１００を示す構成説明図である。
この航空機用推進システム１００は、推力を発生する第１推進装置としてのターボファンエンジン１,１と、同第２推進装置としての電磁駆動ファン１０,１０と、電磁駆動ファンの推力方向を偏向する推力偏向手段としての回転機構部２,２と、翼幅方向および翼弦方向に対して電磁駆動ファンを移動させる翼移動手段としてのスライド機構部３,３と、電磁駆動ファンを翼内部または翼外面に格納する収納手段としての格納機構部４,４と、電磁駆動ファンの各コイルを冷却しながらターボファンエンジンに燃料として供される液体水素を供給する液体燃料ライン５,５と、ターボファンエンジンからの排気および液体燃料が熱の授受を行う熱交換器６,６と、ターボファンエンジンの電気出力発生手段としての発電部７,７と、燃料電池から発生される電力を蓄電する蓄電部８,８とを具備して構成されている。なお、熱交換器６および発電部７はターボファンエンジン１に対し並列に表されているが、同軸であっても良い。また、電磁駆動ファン１０については図２および図３を参照しながら詳述する。

回転機構部２は、例えば回転軸に回転機械を組み合わせて構成したものである。因みに、回転機械は電動式または油圧式どちらでも良い。
スライド機構部３は、例えば複数の往復機械を組み合わせて構成したものである。因みに、往復機械は電動式または油圧式どちらでも良い。
格納機構部４は、例えばヒンジに回転機械を組み合わせて構成したものである。因みに、回転機械は電動式または油圧式どちらでも良い。
液体燃料ライン５は、燃料としての液体水素が流れ、電磁駆動ファン１０の電機子コイルおよび励磁コイルを冷却して超伝導状態にし、その後熱交換器６においてターボファン１の排気から熱エネルギーを受けて気化し、一部はターボファン１の燃焼器内に供され、残りは燃料電池７の燃料側電極に供される。なお、図示されてはいないが、液体水素は極低温容器に例えば貯蔵されている。
熱交換器６は、例えばターボファン１の排気ノズルに細管を埋設したものである。

また、上記航空機用推進システム１００では、電磁駆動ファン１０が片翼に１基ずつ配設されて構成されているが、電磁駆動ファン１０がターボファンエンジン１の軸前方に対しても配設され片翼に２基ずつ配設した構成とすることも可能である。

上記航空機用推進システム１００によれば、電磁駆動ファンが重量において軽量である共に構成において簡素であるので、推力偏向機構、収納機構および翼移動機構が容易に実現され、飛行状態に応じた最適な推力および推力方向ならびにエンジン断面積を確保することができる。

図２は、実施例に係る電磁駆動ファン１０を示す要部正面図である。
この電磁駆動ファン１０は、取り込んだ空気をそのまま流速を高めて後方へ噴出し、その反動でその噴出方向と逆向きの推力を発生させるファンブレード１１と、該ファンブレード１１が取り付けられているシャフト２２と、ファンブレード１１およびシャフト２２を収容するファンケーシング３３と、ファンブレード１１の外周端部に対向してファンケーシング３３の内周面に取り付けられ且つファンブレード１１を回転させる実効電磁力に係る実効磁場を発生し分割励磁コイルとしてのコイルＡ_ｉ列（ｉ＝１,２,・・・,ｎ）と、同その実効電磁力に係る実効誘導電流を下記分割電機子コイルに誘起する分割励磁コイルとしてのコイルＢ_ｉ列（ｉ＝１,２,・・・,ｎ）と、ファンブレード１１の外周端部に取り付けられ上記実効磁場および上記実効誘導電流の相互作用によって上記実効電磁力を発生する分割電機子コイルとしてのコイルＭ_ｉ列（ｉ＝１,２,・・・,ｎ）と、コイルＡ_ｉおよびコイルＢ_ｉに対する電流の制御を行う電流制御装置４４と、コイルＭ_ｉの角度または変位を検出する位置検出センサ（図示せず）とを具備して構成されている。なお、分割励磁コイルは、コイルＭ_ｉに対する相対位置に応じて役割を変える、即ちコイルＭ_ｉの中央部に重なる時に上記実効電磁力に係る実効磁場をコイルＭ_ｉに供給し且つコイルＭ_ｉのいずれか一方の端部に重なる時に上記実効電磁力に係る実効誘導電流をコイルＭ_ｉに誘起する。従って、説明の便宜上、上記実効電磁力に係る実効磁場をコイルＭ_ｉに形成する場合をコイルＡ_ｉと、または上記実効電磁力に係る実効誘導電流をコイルＭ_ｉに誘起する場合をコイルＢ_ｉとし区別するが、構造上は全く同一のコイルであり、分割励磁コイルは、コイルＡ_ｉにもなり、コイルＢ_ｉにもなる。

また、図示されてはいないが、イン側およびアウト側の２系統の液体燃料ライン５,５がファンブレード１１およびファンケーシング３３に接続され、イン側の液体燃料供給ライン５から供給された液体水素が循環しコイルＡ_ｉ列、コイルＢ_ｉ列およびコイルＭ_ｉを冷却し超伝導状態にする。その後、液体水素はアウト側の液体燃料供給ライン５を流れながらターボファンエンジン１の熱交換器６に供され排気と熱交換を行い、そして液体燃料は気化され燃料電池７の燃料側電極およびターボファンエンジン１の燃焼器に供される。

本実施例では、図３に示すように、コイルＭ_ｉの幅長をＬ_１とすると、コイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉの幅長Ｌ_２は略Ｌ_１／２になるように設定されている。

なお、上記実効磁場とは、分割励磁コイルが分割電機子コイルに形成する磁場の中で上記実効電磁力の発生の原因となっている磁場のことであり、上記実効誘導電流とは、分割励磁コイルが分割電機子コイルに誘起する誘導電流の中で上記実効電磁力の発生の原因となっている誘導電流のことである。

また、電流制御装置４４は、上記コイルＡ_ｉ列およびコイルＢ_ｉ列の電流の制御に関し、例えば連続する複数のコイルＡおよびコイルＢを一組として、例えばコイルＡ_ｉ、コイルＢ_ｉ、コイルＡ_ｉ＋１およびコイルＢ_ｉ＋１を一組として制御を行う。

上記電磁駆動ファン１０によれば、電機子コイルとしてのコイルＭ_ｉ列（ｉ＝１,２,・・・,ｎ）がファンブレード１１の外周端部に配設され、鉄芯等を要しない構造を採るようにしたため、全体の重量を軽量にすることが可能になる。さらに、コイルＭ_ｉ列（ｉ＝１,２,・・・,ｎ）が回転中心から遠いファンブレード１１の外周端部に配設されているので、比較的小さい実効電磁力で大きなトルクを発生させることができ、ファンブレード１１を好適に回転させることができるようになる。

図３は、コイルＡ_ｉ列またはコイルＢ_ｉ列のコイルＭ_ｉ列に対する２次元相対位置を示す説明図である。
この図は、コイルＭ_ｉ列をファンケーシング３３の内周面に投影し、そのファンケーシング３３の内周面を２次元平面として展開した時の状態を示している。なお、コイルＡ_ｉ列またはコイルＢ_ｉ列はファンケーシング３３の内周面に配設されているのでコイルＭ_ｉ列に対し静止し、一方、コイルＭ_ｉ列はファンブレード１１の外周端部に配設されているのでコイルＡ_ｉ列またはコイルＢ_ｉ列に対し移動するものとなる。

コイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉは、例えば矩形状かつ単巻き又は複巻きの分割励磁コイルであり、端部にコイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉと共にＬＣ回路を構成するコンデンサＣと、コイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉに双方向の電流を導通する第１および第２サイリスタＳＣＲ_１,ＳＣＲ_２と、コンデンサＣの極性に応じてコンデンサＣのバイアス方向を切り換える切換回路ＳＷと、コンデンサＣに電荷を供給する電源Ｓとを具備している。なお、第１および第２サイリスタＳＣＲ_１,ＳＣＲ_２のスイッチング制御と切換回路ＳＷの切り換え制御は、コイルＭ_ｉの回転位置を示す位置検出センサからの情報に基づいて電流制御装置４４によって行われる。

また、電磁駆動ファン１０の作動について、コイルＡ_ｉおよびコイルＢ_ｉは、コイルＭ_ｉに対してファンブレード１１を回転させる実効電磁力の発生に寄与する点においては共通しているが、コイルＭ_ｉがその実効電磁力を発生するメカニズムにおいて、コイルＡ_ｉとコイルＢ_ｉの役割は全く異なるものである。すなわち、コイルＡ_ｉは、実効電磁力に係る実効磁場をコイルＭ_ｉに与えるのに対し、コイルＢ_ｉは実効電磁力に係る実効誘導電流をコイルＭ_ｉに誘起する役割を果たす。そして、コイルＡ_ｉがコイルＭ_ｉに誘起するファンブレード１１の回転に寄与しない無効誘導電流は、コイルＭ_ｉの構造上の特徴により好適に打ち消されると共にコイルＢ_ｉがコイルＭ_ｉに及ぼすファンブレード１１の回転に寄与しない無効磁場による無効電磁力は、同じく打ち消される。

さらに、コイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉは、コンデンサＣと共にＬＣ回路を構成しているので、サイリスタがオンされる時にコイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉに流れる電流は、時間的に変動する電流、いわゆる交流電流である。これにより、その交流電流が励磁電流としてコイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉを流れると、その励磁電流によって形成されコイルＭ_ｉを貫く磁場も時間変動するので、その磁場の時間変動によってコイルＭ_ｉにその磁場の時間変動を妨げる方向に誘導電流が流れる。これにより、外部から電流を供給することなく電機子コイルとしてのコイルＭ_ｉに電流を流すことができる。

また、コイルＡ_ｉ＋１に流れる電流をＩ_ａｉ＋１と、コイルＢ_ｉ＋１に流れる電流をＩ_ｂｉ＋１とすると、隣り合うコイルＡ同士またはコイルＢ同士は、その大きさが等しく且つその向きが反対となる。すなわち、｜Ｉ_ａｉ｜＝｜Ｉ_ａｉ＋１｜かつＩ_ａｉ＝−Ｉ_ａｉ＋１または｜Ｉ_ｂｉ｜＝｜Ｉ_ｂｉ＋１｜かつＩ_ｂｉ＝−Ｉ_ｂｉ＋１となる。

一般に、コイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉの幅長をＬ_２とコイルＭ_ｉの幅長をＬ_１とすると、Ｌ_１およびＬ_２の間にはＬ_１／２≦Ｌ_２＜Ｌ_１との関係が成り立っている。これにより、コイルＡ_ｉまたはコイルＢ_ｉを通電することによって発生される磁場をコイルＭ_ｉに効率良く作用することが可能になる。なお、本実施例ではＬ_２＝Ｌ_１／２の場合である。

コイルＭ_ｉは、中央部において交差し且つ対称形態である８の字コイルであり、図示の都合上、単巻きであるが複巻きでも良い。この交差により、例えばコイルＡ_ｉがコイルＭ_ｉに誘起する誘導電流は中央部において互いに打ち消し合い、結果的にコイルＡ_ｉは、ファンブレード１１の回転に寄与する実効電磁力に係る実効磁場のみをコイルＭ_ｉに与えることになる。一方、例えばコイルＢ_ｉおよびコイルＢ_ｉ＋１がコイルＭ_ｉに誘起する各誘導電流は、中央部において互いに同じ向きに流れ、その誘導電流によって発生される電磁力は加算されるが、コイルＭ_ｉの両端部においてコイルＢ_ｉおよびコイルＢ_ｉ＋１がコイルＭ_ｉ＋１に形成する磁場の向きは互いに逆向きであり且つ各誘導電流は互いに同じ向きに流れるので、その磁場とその誘導電流の相互作用によって発生する電磁力は互いに打ち消し合い、結果的にコイルＢ_ｉおよびコイルＢ_ｉ＋１はコイルＭ_ｉに実効電磁力に係る実効誘導電流のみを誘起することになる。そして、その実効誘導電流および上記実効磁場との相互作用によって実効電磁力が発生し、その実効電磁力によってファンブレード１１は回転される。

なお、本実施例ではスイッチング手段としてサイリスタが採用されているが、パワートランジスタ，パワーＭＯＳＦＥＴまたはＩＧＢＴ等の半導体スイッチング素子を用いても良い。

また、電源Ｓは、例えば二次電池であり、電力は、後述される発電部７としての発電機と燃料電池，燃料電池と蓄電池、燃料電池単体または蓄電池単体あるいはそれらを組み合わせたものから供給される。

上記電磁駆動ファン１０では、コイルＢ_ｉおよびコイルＢ_ｉ＋１等の分割励磁コイルを励磁するために供給された電気エネルギーはコンデンサＣによって再び電気エネルギーとして好適に回収・蓄電され、サイリスタ等のスイッチング手段によって再びその分割励磁コイルを励磁するために再利用される。このように、電磁駆動ファン１０ではエネルギー回収機能を有している。さらに、分割電機子コイルおよび分割励磁コイルは、後述するように液体水素によって超伝導状態にされるため、極めて低抵抗性を有するようになる。従って、ファンブレード１１を回転させる実効電磁力を発生する過程において分割励磁コイルを励磁するための電気エネルギーはほとんど消費されず、電磁駆動ファン単体においてエネルギー効率が極めて高くなる。

図４は、本発明の航空機用推進システム１００の航空機に対する適用例を示す説明図である。
本適用例にて示される航空機用推進システム１００は、第１推進装置としてのターボファンエンジン１および第２推進装置としての電磁駆動ファン１０が航空機の片翼に各々１基ずつ配置されている。

先ず、図４の（ａ）では、例えば航空機が静止状態から加速状態に移行する離陸初期状態では、水平方向の推力が最大となるように推力偏向手段としての回転機構部２によって電磁駆動ファン１０の推力方向が進行方向に一致している。次に図４の（ｂ）では、例えば航空機が揚力を受けて離陸する離陸終期状態では、離陸方向の推力が増大するように推力偏向手段としての回転機構部２によって例えば回転角度を後方に傾斜させることにより電磁駆動ファン１０の推力方向が離陸方向に一致している。次に図４の（ｃ）では、例えば航空機が所定の高度および速度で定常航行している巡航状態では、できるだけ空気抵抗を低減するために翼移動手段としてのスライド機構３によって電磁駆動ファン１０がターボファンエンジン１に対し前方且つ同軸に配置され、その結果機体の前方投影面積が減少し巡航時の機体の空気抵抗が低減される。あるいは、収納手段としての格納機構部４によって電磁駆動ファン１０が翼内部に格納され、その結果機体の前方投影面積が減少し巡航時の機体の空気抵抗が低減される。次いで図４の（ｄ）では、例えば航空機が着陸状態では、進行方向に対して逆向きの推力が発生するようにターボファンエンジン１では自身のファンが逆噴射する一方、電磁駆動ファン１０では励磁コイルに通電する電流の向きを逆向きにしファンブレード１１を逆回転させることにより又は回転機構部２によって電磁駆動ファン１０の回転位相角度を１８０°変えてファンブレード１１を正回転させることにより進行方向に対して逆向きの推力を発生させている。

以上のように、電磁駆動ファン１０が重量において軽量であり且つ構成において簡素であるために推力偏向機構、翼移動機構および収納機構が電磁駆動ファン１０に容易に付加することが可能となり、上記航空機用推進システム１００では飛行状態に応じた最適な推力、推力方向およびエンジン断面積を確保することができる。特に、離陸時の推力偏向による高揚力化、巡航時のファン折りたたみによる空気抵抗の減少、着陸時の逆方向推力発生を実現することが出来る。すなわち、短距離離着陸および低抵抗巡航が容易に実現できることになる。

図５は、本発明に係る航空機用推進システムの電気出力発生手段としての発電部７を示す説明図である。
先ず図５の（ａ）では、ターボファン１のファン駆動軸１５に発電機７１が連結され、低圧タービン１４の軸出力によって発電機が回転駆動されて電力が発生する。発生した電力は蓄電部８（図示せず）、例えば蓄電池によって蓄電されながら電磁駆動ファンその他電気機械および電子装置に供給される。次に図５の（ｂ）では、電気出力発生手段としてターボファン１のファン駆動軸１５に発電機７１が連結され、低圧タービン１４の軸出力によって発電機７１が回転駆動されて電力が発生すると共に圧縮機１２からの空気を酸化剤とし液体水素を燃料とする燃料電池７２によっても電力が発生する。燃料電池７２はターボファン１の圧縮機１２と燃焼器１３の間に配設される。これにより、燃料電池７２の酸化剤側電極に圧縮空気を供給することができ、燃料電池７２の発電効率が向上する。あるいは、燃料電池７２をターボファンエンジン１と並列に設けて圧縮空気を圧縮機出口部から分流させて燃料電池７２の酸化剤側電極に導入するように構成しても良い。次に図５の（ｃ）では、電気出力発生手段として圧縮機１２からの空気を酸化剤とし液体水素を燃料とする燃料電池７２および蓄電池（図示せず）を組み合わせたものである。図５の（ｂ）と同様に燃料電池７２はターボファン１の圧縮機１２と燃焼器１３の間に配設されるか、あるいは、燃料電池７２をターボファンエンジン１と並列に設けて圧縮空気を圧縮機出口部から分流させて燃料電池７２の酸化剤側電極に導入する。なお、蓄電池はいわゆる２次電池である。

上記燃料電池の燃料として液体水素が用いられているが、液体水素は液体のまま燃料電池の燃料側電極に導入されるのではなく、先ず液体水素は電磁駆動ファン１０の電機子コイルおよび励磁コイルを冷却し超伝導状態にする。これにより、電気抵抗損失をほとんど発生させずに電機子コイルおよび励磁コイルに電流を流すことができ電磁駆動ファン１０のエネルギー効率が向上するようになる。その後、液体水素は排気ノズル内部に設けられた熱交換器６に導入される。これにより、排気のエネルギーを熱エネルギーとして回収しシステム全体のエネルギー効率が向上する。そして、液体水素は熱交換器６で気化された後ターボファンエンジン１の燃焼器１３および燃料電池７２の燃料側電極にそれぞれ供される。水素は燃焼器において、圧縮空気と燃焼反応し水蒸気を生成する。この水蒸気は燃焼温度を低下させ窒素酸化物いわゆるＮＯxの生成を好適に抑制する。また、水素燃料は炭素を含有していないので地球温暖化の原因となる二酸化炭素を排出しない。さらに、発電機または燃料電池等の電気出力発生手段によって発生された電力は電磁駆動ファン１０の駆動源となるので、燃焼器を含むターボファンエンジン１の稼動率を減少させ電磁駆動ファン１０の稼動率を増大させることによって、窒素酸化物を含む排気総量が減少する。従って、化石燃料を使用する従来の航空機用推進システムに比べ環境適合性が飛躍的に向上するようになる。

他方、電磁駆動ファン１０では、電機子コイルがファン外周端部に配設されているので大トルクを発生することができファンブレード１１の外径を大きくすることが可能になる。その結果、スライド機構部３により電磁駆動ファン１０がターボファンエンジン１の軸前方に配置され、ターボファンエンジン１のバイパス比が増大し騒音レベルが低減することになる。

水素を燃料に用いたガスタービンおよび燃料電池の有効性はすでに研究され知られているが、最大の欠点が水素貯蔵に関わる容積と重量であった。このことは、更なる材料等の研究に解決が待たれる点があるものの、液体水素をエンジン系統全体で有効活用することができればその欠点を補うに余りある。電磁駆動ファンは、超伝導コイルを用いることできわめて高い効率・性能を確保することが出来る。これまでも磁気浮上式鉄道の試験運用などで、その有効性は示されているものの、超伝導状態の確保は、大型の実用試験レベルでは、液体ヘリウムによるものが主体であり、温度にして４ケルビンに至る極低温である。この事実より超伝導利用技術は極低温環境利用の観点から困難を伴っており、その困難の解消のためにより高温での超伝導状態の確保が目標として研究がなされている。ひとつの温度目標として液体窒素の沸点である７７ケルビンに適応するものが挙げられている。この温度に対応するものも研究段階ではいくつか実現しているものの、未だ実用段階には至っていないのが現状である。然るに、本実施例で説明する液体水素は、１４ケルビンが沸点であり、この温度に対応する材料は比較的多く研究されており液体窒素に比較すればその実用の可能性は高い。液体水素を超伝導駆動媒体として用い、エンジン排熱との再生熱交換を行うことで、液体水素はガス化される。そのガス化された水素をガスタービンあるいは燃料電池の燃料として利用する。水素を利用した燃料電池には低温で駆動するものもあるが、ガスタービンとのコンバインドサイクルとして用いられる場合には、高温作動型の燃料電池を利用し、ガスタービンとの熱の有効利用による熱効率向上を図ることも可能である。

図６は、燃料電池の空気導入口の圧力増大手段の動作を示す例示図である。
燃料電池を単体で用いる場合が蓄電池を除くコアエンジンの実例の内でファンバイパス比を最も高くすることができ、環境適合性上望ましいものである。燃料電池を利用する場合においてターボファンエンジン１等のガスタービンと組み合わせれば、燃料電池への供給空気の圧力を容易に上昇させることが出来るが、燃料電池単体の場合、電磁駆動ファン１０により燃料電池取り込み空気の圧力をファンの大部分の排気に比べて増大させる必要がある。このための圧力増大手段の実例を示したのが図６である。図６の（ａ）に示されるように電磁駆動ファン１０と同軸後流に小型ブーストファン２０を設け、燃料電池空気導入口の圧力を増大させるものである。図６の（ｂ）に示されるようにファンの翼列の設計を適切に行うことにより周速の大きい外周部の昇圧が内周に比べて大きいようにし、その後流に燃料電池空気取り込み口を設けるものである。図６の（ｂ）の例では、翼列の設計の容易さから燃料電池をファン外周部に周上に配置しているが、偏向ダクトを設けてファン回転中心軸に対して内側に設けることも可能である。いずれの形態においても、燃料電池は高温の排気を排出する。この排気は、ファン排出空気と適切に混合させることで推力に寄与させることが可能である。

上記実施例の航空機用推進システム１００によれば、飛行性能の向上の観点から以下に記す効果がある。
（１）電磁駆動ファン１０は、電機子コイルがファンブレード１１の外周端部に配設され且つ励磁コイルがファンのケーシング内周面に配設されている電磁駆動ファンであるので、コアエンジンおよびコア鉄芯等の重量物が不要となり、構成において簡素化されると共に重量が大幅に削減され軽量化される。
（２）その結果、推力方向を変える推力偏向機構、第２推進装置を翼内部に格納する又は翼面に閉じる収納機構、第２推進装置を翼幅方向および翼弦方向に対し移動させる翼移動機構が容易に実現される。これにより、飛行状態に応じた最適な推力および推力方向を確保することが出来ると共に飛行状態に応じた最適なエンジン断面積を確保することができる。
また、本発明の航空機用推進システム１００によれば、環境適合性の観点から以下に記す効果がある。
（１）電磁駆動ファン１０は、エネルギー源として電気エネルギーが使用されるので、有害物質を含む排気を排出しない。
（２）ターボファンエンジン１は電気出力発生手段を具備しているので、電気エネルギーを好適に発生し蓄電し電磁駆動ファン１０の稼働率を高め、その結果、有害物質を含む排気の総量が低減する。
（３）電磁駆動ファン１０はエネルギー回収機能を有し且つターボファンエンジン１の燃料として液体水素が使用され、その液体水素は電磁駆動ファン１０の電機子コイルおよび励磁コイルを超伝導状態にするので電気抵抗損失がほとんどない。その結果、電磁駆動ファンのエネルギー効率が高まる。また、液体水素は排気と熱交換を行うので、排気のエネルギーが熱として回収され、結果的にシステム全体のエネルギー効率が向上する。
（４）さらに、気化した水素ガスは燃料電池および燃焼室に供され、燃料電池が圧縮機と燃焼器との間に配設されていることに起因して燃料電池の発電効率が向上する。
（５）また、燃焼器においては、燃焼反応の結果生成される水蒸気によって排気の温度が低下し窒素酸化物の生成が好適に抑制される。同時に、液体燃料は炭素化合物を含有しないので二酸化炭素が排出されない。
（６）電磁駆動ファン１０では、電磁力を発生する電機子コイルがファンの外周端部に配設されているので、大きなトルクを発生することができ、その結果ファンの外径を大きくすることができる。これにより、バイパス比を高め排気の際の騒音レベルが低減される。

本発明の航空機用推進システムは、航空機のエンジン部、特に大型の航空機のエンジン部に好適に適用することができる。

本発明の一実施例である航空機用推進システムを示す構成説明図である。実施例にかかる電磁駆動ファンを示す要部正面図である。コイルＡ_ｉ列またはコイルＢ_ｉ列のコイルＭ_ｉ列に対する２次元相対位置を示す説明図である。本発明の航空機用推進システムの航空機に対する適用例を示す説明図である。本発明に係る航空機用推進システムの電気出力発生手段としての発電部７を示す説明図である。燃料電池の空気導入口の圧力増大手段の動作を示す例示図である。

符号の説明

１ターボファンエンジン
２回転機構部
３スライド機構部
４格納機構部
５液体燃料ライン
６熱交換器
７燃料電池
８蓄電池
１１ファンブレード
２２シャフト
３３ファンケーシング
４４電流制御装置
Ａ_ｉ分割励磁コイル
Ｂ_ｉ分割励磁コイル
Ｍ_ｉ分割電機子コイル
１０電磁駆動ファン

Claims

推力を発生する第１推進装置と同推力方向を可変にする推力偏向手段を有する第２推進装置とを具備した航空機用推進システムであって、前記第２推進装置は、中央部において交差し且つ対称形態である８の字閉コイルから成る分割電機子コイルのコイル列（コイルM _i 列(ｉ＝１,２,・・・)）がファンの外周端部に配設され且つ矩形状コイルから成る分割励磁コイルのコイル列（コイルA _i 列およびコイルB _i 列(ｉ＝１,２,・・・)）が、一の分割励磁コイルが一の前記分割電機子コイル（コイルM _i ）の中央部に重なる時に該分割励磁コイル（特に、前記分割励磁コイルのコイル列の中で「コイルＡ」と呼ぶ。）に隣接する２つの分割励磁コイル(特に、前記分割励磁コイルのコイル列の中で「コイルＢ」と呼び、この場合「コイルB _i-1 」および「コイルB _i 」とする。)が該分割電機子コイル(コイルM _i )の両端部に重なるように前記ファンのケーシング部の内周面に配設され、
並びに前記各分割励磁コイルにはＬＣ回路を構成するコンデンサ(Ｃ)と、各分割励磁コイルに双方向の電流を導通するスイッチング手段と、該コンデンサ(Ｃ)のバイアス方向を切り換える切換回路(ＳＷ)と、該コンデンサ(Ｃ)に電荷を供給する電源(Ｓ)とが接続され、
並びに一の分割励磁コイルが一の分割電機子コイルの中央部に重なるタイミングで前記分割電機子コイルの両端部に重なる他の２つの分割励磁コイルに大きさが等しく互いに逆向きの交流電流をそれぞれ通電し前記分割電機子コイルに前記ファンの回転に寄与する実効誘導電流を誘起する一方、前記分割電機子コイルの中央部に重なる分割励磁コイルに対しても交流電流を通電し該分割電機子コイルの中央部を貫く前記ファンの回転に寄与する実効磁場を形成し、前記実効誘導電流と該実効磁場との相互作用により発生する実効電磁力の総和によって前記ファンを駆動する電磁駆動ファンであることを特徴とする航空機用推進システム。
前記第２推進装置を翼内部に格納する又は翼外面に閉じる収納手段と、該第２推進装置を翼幅方向および翼弦方向に対し移動させる翼移動手段とを具備している請求項１に記載の航空機用推進システム。
前記第１推進装置または前記第２推進装置は電気出力発生手段を具備している請求項１又は２に記載の航空機用推進システム。
前記電気出力発生手段は、発電機または燃料電池あるいはそれらと蓄電池との組合せである請求項３に記載の航空機用推進システム。
前記第１推進装置および前記燃料電池は、燃料が液体水素である請求項４に記載の航空機用推進システム。
前記液体水素は前記電機子コイルおよび前記励磁コイルを超伝導状態にすると共に前記第１推進装置または前記第２推進装置から受熱して気化される手段を備えている請求項５に記載の航空機用推進システム。
前記燃料電池は前記第１推進装置を構成する圧縮機と燃焼器との間に配設されている請求項４から６のいずれかに記載の航空機用推進システム。
前記第２推進装置は前記燃料電池の入口圧力を高める手段を備えている請求項４から７のいずれかに記載の航空機用推進システム。