(57)【要約】【課題】構造を簡略化して小型化しつつ、高効率・高推力を確保する。【解決手段】吸気口と排気ノズルとを有するケーシングと、ケーシング内に設けられ、吸気口から吸入された空気を圧縮する圧縮機と、圧縮機に連結され、圧縮機を駆動させるモータと、ケーシング内の圧縮機よりも排気ノズル側に設けられ、電力を発電して電力をモータに給電すると共に、発電時の発熱による熱エネルギーによって圧縮された空気を加熱する燃料電池と、ケーシング内の燃料電池よりも排気ノズル側に設けられ、燃料電池によって加熱された圧縮された空気に燃料を混合して燃焼させて排気ノズルから排出する燃焼器とを備える。【選択図】図１
2015161214.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
吸気口と排気ノズルとを有するケーシングと、
上記ケーシング内に設けられ、上記吸気口から吸入された空気を圧縮する圧縮機と、
上記圧縮機に連結され、該圧縮機を駆動させるモータと、
上記ケーシング内の上記圧縮機よりも排気ノズル側に設けられ、電力を発電して該電力を上記モータに給電すると共に、発電時の発熱による熱エネルギーによって上記圧縮された空気を加熱する燃料電池と、
上記ケーシング内の上記燃料電池よりも排気ノズル側に設けられ、上記燃料電池によって加熱された圧縮された空気に燃料を混合して燃焼させて上記排気ノズルから排出する燃焼器とを備えることを特徴とするモータジェットエンジン。
【請求項２】
上記燃料電池は、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）であることを特徴とする請求項１に記載のモータジェットエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、内蔵した燃料電池による発電及び排熱を利用したモータジェットエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来のジェットエンジン１００は、図１０に示すように、例えば、圧縮機１０１と、燃焼器１０２と、タービン１０３とを備えている。更に、従来のジェットエンジン１００は、ブレイトンサイクルに基づいて構成されている。圧縮機１０１にて断熱圧縮された空気が、燃焼器１０２内で噴射された燃料と混合して等圧下で燃焼され、高温高圧ガスが生成される。この高温高圧ガスは、タービン１０３を駆動しながら断熱膨張し、ノズル１０４を介して排出される。また、圧縮機１０１とタービン１０３とは、１つの軸１０５により接続されている。そして、従来のジェットエンジン１００は、タービン１０３を回転させることにより、軸１０５を介して回転仕事を圧縮機１０１に伝達して回転させている。
【０００３】
ここで、ブレイトンサイクルの効率を示すパラメータは、熱効率と比出力とである。高い比出力を得るためには温度比を高くとる必要がある。更に、温度比を上げると熱効率が最大となる圧力比は増加する。そのため、従来のジェットエンジン１００は、高出力・高効率とするためには作動流体を高温高圧にする必要がある。また、従来のジェットエンジン１００は、単段圧縮だと圧力比を上げることに限界があるため、多段圧縮をすることにより、圧力比を上げて、高効率化を図っている。
【０００４】
更に、従来のジェットエンジン１００は、上述したように、高効率化を図るために、高温高圧ガスを流す必要がある。この高温高圧ガスは、タービン１０３に当たる。そのため、タービン１０３を構成するタービン翼には、高温高圧に耐えうる性質を持った材料の使用や冷却構造を設ける必要がある。しかしながら、高温高圧に耐えうる材料には、耐熱・耐圧限界があるため、効率を上げることが難しい。また、耐熱・耐圧材料を使用することは、製作コストの上昇にも繋がる。更に、タービン翼に冷却構造を設けることは、高度な加工技術が必要となり、製作・加工が難しくなる。更に、構造が複雑化するため、系全体の大型化が避けられない。更に、保守点検面においても、タービン翼は慎重に点検を行う必要があるため、手間及びコストがかかる等の問題が生じる。また、従来のジェットエンジン１００では、燃焼器１０２で生成された高温高圧ガスが、タービン１０３を駆動しながら断熱膨張する際に圧力が減少する。そのため、排気ノズル入り口での圧力は減少し、取り出すことのできる仕事を全て外部に取り出すことができない。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１２−５０５３４８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
本発明は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであり、タービンが不要となるなど、構造面での簡略化が可能なモータジェットエンジンを提供することを目的とする。また、高効率・高推力が確保可能なモータジェットエンジンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
本発明に係るモータジェットエンジンは、吸気口と排気ノズルとを有するケーシングと、上記ケーシング内に設けられ、上記吸気口から吸入された空気を圧縮する圧縮機と、上記圧縮機に連結され、該圧縮機を駆動させるモータと、上記ケーシング内の上記圧縮機よりも排気ノズル側に設けられ、電力を発電して該電力を上記モータに給電すると共に、発電時の発熱による熱エネルギーによって上記圧縮された空気を加熱する燃料電池と、上記ケーシング内の上記燃料電池よりも排気ノズル側に設けられ、上記燃料電池によって加熱された圧縮された空気に燃料を混合して燃焼させて上記排気ノズルから排出する燃焼器とを備える。
【０００８】
更に、上記燃料電池として、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）を用いるようにしても良い。
【発明の効果】
【０００９】
本発明のモータジェットエンジンは、圧縮機が燃料電池によって発電された電力を利用して電動で駆動されることにより、圧縮機を駆動するためのタービンをケーシング内に組み込む必要がなくなる。すなわち、本発明のモータジェットエンジンは、タービンを省略することができる。したがって、本発明のモータジェットエンジンは、軸長を含めて回転系全体の小型化が望める。更に、本発明のモータジェットエンジンは、タービンを省略することができるので、構造の簡略化及び低コスト化を図ることができる。
【００１０】
更に、本発明のモータジェットエンジンは、発電時に自ら発熱する。したがって、本発明のモータジェットエンジンは、燃料電池がケーシング内の燃焼器よりも吸気口側に設けられ、燃料電池の発電時の発熱による熱エネルギーによって圧縮機により圧縮された空気が加熱されることにより、燃料電池の発熱による熱エネルギーも推力として取り出して利用することができる。更に、本発明のモータジェットエンジンは、燃焼器によって燃焼する前に、燃料電池の発電時の発熱による熱エネルギーによって圧縮機により圧縮された空気が予熱されることにより、燃焼器による燃焼効率を向上させることができる。よって、本発明のモータジェットエンジンは、圧力比や温度比が同等の従来型ジェットエンジンに比べて、高効率・高推力を確保することができる。
【００１１】
すなわち、本発明のモータジェットエンジンは、従来のジェットエンジンと同程度の推力を確保する場合、従来のジェットエンジンよりも少ない燃料流量でよく、従来のジェットエンジンと同程度の燃料流量の場合、従来のジェットエンジンよりも大きな推力を得ることが期待できる。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】本発明を適用したモータジェットエンジンを示した概略図である。
【図２】本発明を適用したモータジェットエンジンを示したブロック図である。
【図３】本発明を適用したモータジェットエンジンのエネルギーバランスを示した図である。
【図４】当量比とセル温度との関係を示したグラフである。
【図５】セル温度と発電効率との関係を示したグラフである。
【図６】セル温度と圧力比との関係を示したグラフである。
【図７】セル温度と総合効率との関係を示したグラフである。
【図８】セル温度と無次元比出力との関係を示したグラフである。
【図９】セル温度と排気ガスのマッハ数との関係を示したグラフである。
【図１０】従来のジェットエンジンを示したブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下、本発明を適用したモータジェットエンジンについて、図面を参照しながら詳細に説明する。なお、本発明は以下の例に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で任意に変更可能である。
【００１４】
＜１．モータジェットエンジンの構成の説明＞
本発明を適用したモータジェットエンジン１は、例えば、人が搭乗可能な航空機や人が搭乗しない無人航空機及びホビー用航空機等に搭載されるジェットエンジンである。更に、このモータジェットエンジン１は、タービンを持たず、圧縮機を、従来のジェットエンジンのように圧縮機と直結されたタービンで駆動させるのではなく、外部動力で駆動させる、所謂、モータジェットエンジンである。
【００１５】
具体的に、モータジェットエンジン１は、図１に示すように、吸気口２ａと排気ノズル２ｂとを有するケーシング２と、吸気口２ａから吸入された空気を圧縮する圧縮機３と、圧縮機３に連結され、圧縮機３を駆動させるモータ４と、電力を発電してその電力をモータ４に給電する燃料電池５と、圧縮された空気に燃料を混合して燃焼させて排気ノズル２ｂから排出する燃焼器６とを備えている。
【００１６】
ケーシング２は、図１に示すように、従来公知のジェットエンジンのケーシングと略同じ構造で構成されており、吸気口２ａと排気ノズル２ｂとを有する円筒状に形成されている。更に、ケーシング２には、圧縮機３、モータ４、燃料電池５及び燃焼器６が内蔵されている。更に、ケーシング２内には、吸気口２ａから排気ノズル２ｂに向けて、圧縮機３（モータ４）、燃料電池５、燃焼器６の順に配置されている。更に、ケーシング２の排気ノズル２ｂは、燃焼器６によって生成された燃焼ガスを膨張させて気流速度を高めて排気するために設けられている。なお、ケーシング２内には、燃焼器６よりも排気ノズル２ｂ側に、燃焼器６の燃え残りを完全に燃やすための再燃装置であるアフターバーナが更に配置されるようにしても良い。
【００１７】
圧縮機３は、図１に示すように、ケーシング２内の吸気口２ａ側に設けられている。更に、圧縮機３は、遠心圧縮式や軸流圧縮式等の従来公知のジェットエンジンに用いられる圧縮機で構成されている。更に、圧縮機３は、遠心圧縮式の圧縮機と軸流圧縮式等の圧縮機との内の何れか一方を少なくとも１個設けて構成されるようにしても良く、両方を少なくとも１個ずつ設けて構成されるようにしても良い。
【００１８】
そして、圧縮機３は、吸気口２ａから吸入された空気を圧縮する。更に、圧縮機３は、図２に示すように、圧縮した空気を燃料電池５（カソード５ａ）に供給する。
【００１９】
モータ４は、図１に示すように、圧縮機３を駆動させるための電動モータである。更に、モータ４は、ケーシング２内に設けられ、圧縮機３の回転軸に直接的に又はギア群等の伝達部材を介して間接的に連結されている。更に、モータ４は、燃料電池５と電気的に接続されており、燃料電池５から電力が給電されて駆動される。
【００２０】
燃料電池５は、図１に示すように、ケーシング２内の圧縮機３よりも排気ノズル２ｂ側で燃焼器６よりも吸気口２ａ側に設けられている。すなわち、燃料電池５は、低温度の空気が流れる、所謂、コールドセクションに設けられている。更に、燃料電池５は、モータ４に電気的に接続されている。この燃料電池５は、従来公知の燃料電池であれば如何なる燃料電池であっても良いが、例えば、高温での作動に優れ、高負荷且つ燃料選択の自由度が高い固体酸化物形燃料電池（Solid Oxide Fuel Cell、ＳＯＦＣ）が好ましい。
【００２１】
そして、図２に示すように、燃料電池５は、空気が燃料電池５のカソード５ａに供給されると共に、原燃料が例えばブロワー（又はポンプ）８によってリフォーマ９に供給されてリフォーマ９によって改質された後に燃料電池５のアノード５ｂに供給される。すると、燃料電池５は、電力を発電して、その電力をモータ４に給電する。なお、燃料電池５は、発電した電力を、例えばＤＣ／ＡＣインバータ等のモータ調節器を介してモータ４に給電するようにしても良い。更に、燃料電池５は、ブロワー（又はポンプ）８やリフォーマ９を介さずに、原燃料が直接アノード５ｂに供給されるようにしても良い。
【００２２】
更に、燃料電池５は、発電時に自ら発熱する。そのため、燃料電池５は、圧縮機３で圧縮されて燃焼器６に導かれる空気を発電時の発熱による熱エネルギーによって加熱する。すなわち、モータジェットエンジン１は、燃料電池５の発電時の発熱による熱エネルギーをも推力として利用する。
【００２３】
燃焼器６は、図１に示すように、ケーシング２内において、燃料電池５よりも排気ノズル２ｂ側に設けられている。更に、燃焼器６は、従来公知のジェットエンジンの燃焼器と略同じ構造で構成されている。そして、燃焼器６は、燃料電池５で加熱された圧縮された空気に燃料を混合して燃焼させて、生成された高温の排気ガスを排気ノズル２ｂからケーシング２の外部に排出する。
【００２４】
以上のように構成を有するモータジェットエンジン１は、燃料電池５によって発電された電力がモータ４に供給され、モータ４によって圧縮機３が駆動される。すなわち、モータジェットエンジン１は、燃料電池５によって発電された電力を利用して圧縮機３が電動で駆動される。
【００２５】
次いで、モータジェットエンジン１は、圧縮機３が駆動されると、圧縮機３によって吸気口２ａから吸入された空気が圧縮され、燃料電池５によって圧縮機３で圧縮された空気が加熱される。すなわち、モータジェットエンジン１は、燃料電池５の発熱による熱エネルギーも推力として取り出して利用する。
【００２６】
次いで、モータジェットエンジン１は、燃焼器６によって、燃料電池５で加熱された圧縮された空気に燃料が混合されて燃焼されて、生成された高温の排気ガスが排気ノズル２ｂからケーシング２の外部に排出されることで、エンジン出力を得る。この際、モータジェットエンジン１は、燃焼器６によって生成された高温の排気ガスが排気ノズル２ｂにおいて最高圧となり、入口全圧と出口全圧との比である膨張比を大きく取ることができるので、排気速度を大きくすることができる。
【００２７】
ここで、図３（Ａ）は、圧縮機とこの圧縮機を駆動するためのタービンとが１つの軸で接続されている従来のジェットエンジンのエネルギーバランスを示している。図３（Ｂ）は、圧縮機とこの圧縮機を駆動するためのタービンとが少なくとも１つの軸で接続されていると共に、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）等の燃料電池が内蔵されている燃料電池内蔵型のジェットエンジンのエネルギーバランスを示している。図３（Ｃ）は、圧縮機を駆動するためのタービンがケーシング２内に組み込まれておらず、固体酸化物形燃料電池（ＳＯＦＣ）等の燃料電池５が内蔵されている本発明を適用したモータジェットエンジン１のエネルギーバランスを示している。
【００２８】
図３（Ａ）に示すように、従来のジェットエンジンは、図３（Ａ）中の（ａ）に示すような燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー２０を有する。そして、従来のジェットエンジンは、圧縮機で圧縮された空気に燃焼器によって燃料が混合された際、図３（Ａ）中の（ｂ）に示すようなエネルギー２１を有する。具体的には、仕事を取り出す元となる合計エネルギー２１は、燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー２０と、圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー２１ａとの和である。
【００２９】
そして、従来のジェットエンジンは、燃焼器によって燃焼されると、図３（Ａ）中の（ｃ）に示すようなエネルギー２２を有する。具体的には、燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー２０と圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー２１ａとの合計エネルギー２１が、全て熱エネルギー２２となる。
【００３０】
そして、この熱エネルギー２２は、図３（Ａ）中の（ｄ）に示すように、一部２３ａが伝熱損失と排気ガスの熱としてケーシングの外部に放出され、その他２３ｂが仕事として取り出される。そして、取り出される仕事２３ｂは、図３（Ａ）中の（ｅ）に示すように、一部２４ａがタービンを介して圧縮機を駆動するのに用いられ（＝圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー２１ａ）、その他２４ｂが外部に取り出される。ここでは、例えば、エンジンの推力となる。
【００３１】
図３（Ｂ）に示すように、従来の燃料電池内蔵型ジェットエンジンは、図３（Ｂ）中の（ａ）に示すような燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー３０を有する。そして、従来の燃料電池内蔵型ジェットエンジンは、圧縮機で圧縮された空気に燃焼器によって燃料が混合された際、図３（Ｂ）中の（ｂ）に示すようなエネルギー３１を有する。具体的には、エネルギー３１は、燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー３０と、圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー３１ａとの合計エネルギーである。
【００３２】
そして、従来の燃料電池内蔵型ジェットエンジンは、燃焼器によって燃焼されると共に燃料電池によって発電されると、図３（Ｂ）中の（ｃ）に示すようなエネルギー３２を有する。具体的には、エネルギー３１から得られた熱エネルギー３２ａと、燃料電池の発電から得られた電気エネルギー３２ｂとを有する。
【００３３】
そして、この熱エネルギー３２ａは、図３（Ｂ）中の（ｄ）に示すように、一部３３ａが伝熱損失と排気ガスの熱としてケーシングの外部に放出され、その他３３ｂが仕事として取り出される。そして、取り出される仕事３３ｂは、図３（Ｂ）中の（ｅ）に示すように、一部３４ａがタービンを介して圧縮機を駆動するのに用いられ（＝圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー３１ａ）、その他３４ｂが外部に取り出される。ここでは、例えば、エンジンの推力となる。
【００３４】
図３（Ｃ）に示すように、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、図３（Ｃ）中の（ａ）に示すような燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー４０を有する。そして、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、圧縮機３で圧縮された空気に燃焼器６によって燃料が混合された際、図３（Ｃ）中の（ｂ）に示すようなエネルギー４１を有する。具体的には、エネルギー４１は、燃料が全て反応した際に取り出せるエネルギー４０と、圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー４１ａとの合計エネルギーである。
【００３５】
そして、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃焼器６によって燃焼されると共に燃料電池５によって発電されると、図３（Ｃ）中の（ｃ）に示すようなエネルギー４２を有する。具体的には、エネルギー４１から得られた熱エネルギー４２ａと、燃料電池５の発電から得られた電気エネルギー４２ｂとを有する。
【００３６】
そして、この熱エネルギー４２ａは、図３（Ｃ）中の（ｄ）に示すように、一部４３ａが伝熱損失と排気ガスの熱としてケーシング２の外部に放出され、その他４３ｂが外部に仕事として取り出される。ここでは、例えば、エンジンの推力となる。そして、図３（Ｃ）中の（ｅ）に示すように、燃料電池５の発電から得られた電気エネルギー４２ｂは、一部４４ａが圧縮機３を駆動するのに用いられる（＝圧縮機で圧縮された空気がもつエネルギー４１ａ）。
【００３７】
すなわち、従来のジェットエンジン及び従来の燃料電池内蔵型ジェットエンジン（以下、従来のジェットエンジン等とも言う。）は、圧縮機を駆動するためのタービンを有するので、熱エネルギー２２，３２ａから取り出された仕事の一部２３ｂ，３３ｂがタービンを介して圧縮機を駆動するのに用いられてしまう。これに対して、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池５によって発電された電力を利用して圧縮機３が電動で駆動されるので、熱エネルギー４２ａから取り出された仕事４３ｂを全て外部に取り出すことができる。すなわち、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池の発電による電気エネルギーで圧縮機３を駆動するため、タービンが不要である。また、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池の発熱により得られる熱エネルギーをタービンで失うことなく、ノズルで推進のための仕事として取り出すことができる。したがって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、従来のジェットエンジン等よりも、高効率である。
【００３８】
更に、従来のジェットエンジン等は、外部に取り出される仕事を増やすために、合計エネルギー２１，３１から得られる熱エネルギー２２，３２を増やす必要がある。更に、熱エネルギー２２，３２を増やすためには、圧縮機３によって空気を大きく圧縮して高温高圧化する必要がある。これに対して、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池５によって発電された電力を利用して圧縮機３が電動で駆動されるので、従来のジェットエンジン等ほど、圧縮機３によって空気を大きく圧縮して高温高圧化する必要がない。したがって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、従来のジェットエンジン等ほどの耐熱・耐圧材料を使用する必要が無く、従来のジェットエンジン等のように冷却構造を設ける必要もなく、ケーシング２の肉厚を薄くできるなど、構造の簡略化及び低コスト化を図ることができる。
【００３９】
＜２．モータジェットエンジンの作用効果の説明＞
以上のように、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、圧縮機３が燃料電池５によって発電された電力を利用して電動で駆動されることにより、従来のジェットエンジン等のように、圧縮機３を駆動するためのタービンをケーシング２内に組み込む必要がなくなる。すなわち、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、タービンを省略することができる。したがって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、従来のジェットエンジン等よりも、回転系全体を短縮することができ、小型化することができる。更に、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、タービンを省略することができるので、従来のジェットエンジン等よりも、構造の簡略化及び低コスト化を図ることができる。
【００４０】
更に、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、発電時に自ら発熱する。したがって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池５がケーシング２内の燃焼器６よりも吸気口２ａ側に設けられ、燃料電池５の発電時の発熱による熱エネルギーによって圧縮機３により圧縮された空気が加熱されることにより、燃料電池５の発熱による熱エネルギーも推力として取り出して利用することができる。更に、本発明を適用したモータジェットエンジンは、燃焼器６によって燃焼する前に、燃料電池５の発電時の発熱による熱エネルギーによって圧縮機３により圧縮された空気が予熱されることにより、燃焼器６による燃焼効率を向上させることができる。よって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、小型化しても、高効率・高推力を確保することができる。一例として、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、熱効率が４０％〜６０％で大型のガスタービンエンジンと同等の効率を有することができる。
【００４１】
更に、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池５によって発電された電力を利用して圧縮機３が電動で駆動されるので、熱エネルギー４２ａから得られた仕事４３ｂを全て外部に取り出すことができる。したがって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、従来のジェットエンジン等よりも、高効率に外部に仕事を取り出すことができる。
【００４２】
すなわち、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、従来のジェットエンジン等と同程度の推力を確保する場合、従来のジェットエンジン等よりも小型化することができ、従来のジェットエンジン等と同程度のサイズにする場合、従来のジェットエンジン等よりも大きな推力を得ることができる。
【００４３】
更に、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、燃料電池５によって発電された電力を利用して圧縮機３が電動で駆動されるので、従来のジェットエンジン等ほど、圧縮機３によって空気を大きく圧縮して高温高圧化する必要がない。一例として、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、最高温度が１０００℃以下で運用することができる。したがって、本発明を適用したモータジェットエンジン１は、従来のジェットエンジン等ほどの耐熱・耐圧材料を使用する必要が無く、従来のジェットエンジン等のように冷却構造を設ける必要もなく、ケーシング２の肉厚を薄くできるなど、構造の簡略化及び低コスト化を図ることができる。
【００４４】
＜３．モータジェットエンジンの性能評価の説明＞
次に、本発明を適用したモータジェットエンジン１の総合効率や比出力に着目し、性能評価を行った。
【００４５】
３−１．性能計算手法の説明
ここでは、燃料成分は航空機用燃料を想定し、ケロシンのサロゲート燃料の主成分として用いられるｎ−ｄｅｃａｎｅ（Ｃ１０Ｈ２２）とした。ｎ−ｄｅｃａｎｅのように炭素数の大きい燃料は、水蒸気改質によって発生する水素の量を増やす試みがなされているが、ここでは水蒸気を用いない最も単純なドライ改質を想定した。改質反応としての総括反応式は、以下の式で表される。
【００４６】
【化１】
2015161214.tif 000003
【００４７】
更に、セル内で以下の反応によって発電が行われる。
【００４８】
【化２】
2015161214.tif 000004
【００４９】
【化３】
2015161214.tif 000005
【００５０】
全体での総括的な反応式としては、以下の式で表される。
【００５１】
【化４】
2015161214.tif 000006
【００５２】
したがって、当量比φはモル比で燃料：酸素＝φ:１５．５で定義する。発電した電力は圧縮機の駆動に利用される。ＳＯＦＣの排気ガス中には未反応分のＨ２とＣＯ及び投入した燃料が含まれるため、通常では、これに燃料を加えて後段のアフターバーナ部で再燃するが、今回の計算では簡略化のため全て電池内部で反応するという仮定のもと計算を行った。また、セル出口温度をセルの運用温度とみなして評価を行った。
【００５３】
表１に計算条件を示す。初期圧力及びノズル出口圧力はいずれも1ａｔｍとし、初期温度は２９８Ｋとした。機械効率は計算簡略化のため無視した。また、それ以外の効率について、効率を考慮した条件（With loss case）及び効率をすべて１とした条件（Ideal case）でそれぞれ計算を行った。圧縮機断熱効率とノズル効率はそれぞれ０．８５と０．９０とした。なお、以後使用する添え字の１から４は、それぞれ圧縮前、圧縮後、セル出口及びノズル出口を表す。
【００５４】
【表１】
2015161214.tif 000007
【００５５】
先ず、ギブスの自由エネルギーの反応前と反応後の変化量ΔＧを計算する。温度一定のもとで生じるギブスの自由エネルギーの変化量は以下の式で与えられる。
【００５６】
【数１】
2015161214.tif 000008
【００５７】
計算には、化学平衡計算プログラム「ＮＡＳＡ  ＣＥＡ」で用いられている熱力学的係数を用いて多項式計算により求めた。ＴΔＳはＳＯＦＣでは電力として取り出すことができずに排熱となるが、この熱は最終的にノズルでの膨張によって推力として利用される。また、実際のセルでは、内部抵抗による電圧降下（分極）が発生し、実際の起電力は理論起電力に比べ低くなる。理論出力に対する損失した電力の比で、電極での電力損失率αを定義すると、ＳＯＦＣの出力Ｗｃｅｌｌは、セルでの反応前後のギブスの自由エネルギーの変化量ΔＧｃｅｌｌとαを用いて以下の式で表される。
【００５８】
【数２】
2015161214.tif 000009
【００５９】
更に、抵抗等による損失を考慮し、電池とモータ間の電力の伝達効率ηｔｒａｎｓを用いると、圧縮機動力Ｗｃは以下の関係となる。
【００６０】
【数３】
2015161214.tif 000010
【００６１】
更に、エネルギーバランスにより、以下の式が成り立つ。
【００６２】
【数４】
2015161214.tif 000011
【００６３】
ここで、Ｈ１は、燃料が初期温度のもと全て反応したと仮定したときに生じるエンタルピーの変化量である。このＨ１とセルの出力を用いて、発電効率ηｅは以下の式で表される。
【００６４】
【数５】
2015161214.tif 000012
【００６５】
圧力比πｃは、圧縮前後での温度比θｃと、圧縮前後での比熱比の算術平均値κｃを用いて、以下の式で表される。
【００６６】
【数６】
2015161214.tif 000013
【００６７】
ここで、圧縮後のエンタルピーＨ２は、圧縮後の温度、つまり圧力比によって変化するため、上記（８）式を満たすように繰り返し計算によって圧縮後の温度と圧力比とを求めた。ノズルでガスがなす仕事Ｗｎｏｚは、ノズル前後でのエンタルピー落差により以下の式で表される。
【００６８】
【数７】
2015161214.tif 000014
【００６９】
この機関の性能を評価する重要なパラメータである総合的な効率ηＯは、以下の式で評価する。
【００７０】
【数８】
2015161214.tif 000015
【００７１】
熱効率と同様に、ジェットエンジンの性能を決める重要なパラメータのひとつが無次元比出力であり、以下の式で表される。
【００７２】
【数９】
2015161214.tif 000016
【００７３】
ＳＯＦＣの出口圧力Ｐ３は、圧縮後の圧力Ｐ２セルでの圧力損失率ζを用いて以下の式で表される。
【００７４】
【数１０】
2015161214.tif 000017
【００７５】
ノズル前後での温度比θｎは、ノズル前後での圧力比πｎ、ノズル効率ηｎ及びノズル前後の比熱比の算術平均値κｎを用いて、以下の式で表される。
【００７６】
【数１１】
2015161214.tif 000018
【００７７】
したがって、ノズル出口温度Ｔ４は、Ｔ４＝Ｔ３／θｎの関係より、以下の式で表される。
【００７８】
【数１２】
2015161214.tif 000019
【００７９】
ノズル出口での排気速度ｖとマッハ数Ｍは、排気ガスの質量をｍ、比熱比をκｅ及びガス定数をＲとすると、それぞれ以下の式で与えられる。
【００８０】
【数１３】
2015161214.tif 000020
【００８１】
【数１４】
2015161214.tif 000021
【００８２】
３−２．計算結果及び考察の説明
３−２−１．燃料の当量比がセル出口温度に及ぼす影響の説明
当量比を変化させることで、ＳＯＦＣの動作温度である９００℃から１０００℃付近となる当量比を計算により見積もった。図４に各当量比におけるＳＯＦＣのセル温度を示す。実線が効率１、すなわち電力損失と分極による起電力の低下や圧力損失を考慮しない条件（Ideal case）での温度、破線が効率を考慮した場合（With loss case）での温度である。セルの出口温度はIdeal caseでは、φ＝０．２２でおよそ９００Ｋ、φ＝０．２７でおよそ１０００Ｋであった。With lossの場合、φ＝０．２５でおよそ９００Ｋ、φ＝０．２９でおよそ１０００Ｋであった。また、ＳＯＦＣの実際の運用を考慮した場合、燃料の当量比はおよそ０．２から０．４程度で良いことが分かる。
【００８３】
３−２−２．セル出口温度が発電効率に及ぼす影響の説明
セル出口温度が発電効率、圧力比及び理論効率に及ぼす影響を評価した。図５にセル温度の違いによる発電効率の計算結果を示す。Ideal caseでは、１０００Ｋでおよそ６４％と非常に高い発電効率を得る。また、セル出口温度が低温であるほど発電効率は高まる。これは、ギブスの自由エネルギーで仕事として利用できないＴΔＳ分が低温なほど小さいためである。With loss caseでは当然発電効率も小さくなる結果が得られ、１０００Ｋではおよそ３８％ほどであった。電気駆動系の損失により発電効率は低下するが、抵抗などで生じた熱はノズルで仕事として回収でき、後述するように系全体の総合効率は高く保てる。
【００８４】
３−２−３．セル出口温度が圧力比に及ぼす影響の説明
図６にセル出口温度の違いによる圧力比の計算結果を示す。セル温度が６００Ｋ付近ではIdeal caseではおよそ７、With loss caseではおよそ３となった。また、セル出口温度が高いほど、圧力比は高くなる。これは、セル出口温度が高い、すなわちセル出力が高いために、圧縮仕事が大きく圧力比が上昇する。また、セル出口温度が高いほど、各損失による影響が顕著となった。Ideal caseでは、９００Ｋで圧力比はおよそ３０程である。これは、最近の大型ターボファンエンジンのおよそ半分程度の圧力比であるが、タービンを駆動する必要が無いため、後述するように非常に高いノズル圧力比を確保できる。また、圧力比が低い分、耐圧性を低くすることが可能で、圧縮機段数も少なくて済み、信頼性や材料面で現行のエンジンに比べて優位である。また、超音速飛行時では、ラム圧縮され高エンタルピーの空気が流入するが、最高最低温度比及び圧力比が小さくても高出力、高効率が実現できる。
【００８５】
３−２−４．セル出口温度が総合効率に及ぼす影響の説明
図７に、セル出口温度と総合効率の関係を示す。Ideal caseでは、セル出口温度が１０００Ｋで総合効率およそ８７％と非常に高い効率となった。また、幅広い温度域で高い効率となっていることが分かる。これは、セル出口温度が低いほど燃料電池の発電効率が高い一方で、ブレイトンサイクルとしての効率が高温度側で上昇するためである。With loss caseでは、今回行った温度範囲ではおよそ３０％程総合効率は低かったが、セル出口温度が１０００Ｋでおよそ４５％と高い効率が確保できる。これは、大型のガスタービン発電の発電端効率と同等の効率であるが、系の温度は１０００Ｋ程で済むという特徴がある。
【００８６】
３−２−５．セル出口温度が無次元比出力に及ぼす影響の説明
図８に、セル出口温度と無次元比出力の関係を示す。Ideal caseでは、セル出口温度がおよそ６５０Ｋで無次元比出力は１、１０００Ｋではおよそ２.３となった。With loss caseでは、セル出口温度が低いほど損失を無視した場合と無次元比出力の差が小さく、高温ほど差が顕著であった。セル出口温度が１０００Ｋでは、無次元比出力はおよそ1．２となった。これは、圧力比が４０程度の現用機とほぼ同等である。
【００８７】
３−２−６．セル出口温度が排気ガス速度に及ぼす影響の説明
図９に、セル出口温度と排気ガスのマッハ数の関係を示す。
【００８８】
３−３．結論
本発明を適用したモータジェットエンジン１について、ｎ−ｄｅｃａｎｅを燃料として計算によって性能推算を行った。その結果、以下に示す知見を得た。
【００８９】
（１）発電効率はセル出口温度が低いほど高く、損失を無視した場合１０００Ｋでおよそ６４%であり、温度の上昇に伴い低下する。一方で、圧力比はセル出口温度が高いほど高く、損失を無視した場合９００Ｋでおよそ３０となった。以上の特長により、ＳＯＦＣの運用される幅広い温度域において総合効率が非常に高く、低温・低圧力比でも高い総合効率を得ることが可能であり、運用が想定される幅広い温度域で８５％を超える。また、損失を考慮した条件で現行のエンジンに比べて効率を犠牲にすることなく低温低圧化が可能で、利点があることが分かった。
【００９０】
（２）損失を無視した場合、セル出口温度が６００Ｋ程で排気ガスのマッハ数は２を超え、超音速噴射が可能である。損失を考慮した条件においても、セル出口温度が６００Ｋほどでマッハ数が１を超える。現行の超音速飛行用エンジンの圧力比と温度比から見積もられる比出力と同程度の比出力が確保できることからも、圧縮動力源のタービンを用いることなく圧縮機段数を少なくでき、超音速での運用を含む高推力運転が可能である。
【符号の説明】
【００９１】
１  モータジェットエンジン、２  ケーシング、２ａ  吸気口、２ｂ  排気ノズル、３  圧縮機、４  モータ、５  燃料電池、５ａ  カソード、５ｂ  アノード、６  燃焼器、８  ブロワー、９  リフォーマ、１００  ジェットエンジン、１０１  圧縮機、１０２  燃焼器、１０３  タービン、１０４  ノズル、１０５  軸
【図２】
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【図１０】
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【図１】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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