(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
熱エネルギー取得及び電力変換のシステムであって、
翼の前縁の内部に担持され、エンジンからのブリードエアの流れを受け入れるように連結された、ブリードエアダクトと、
外部の空気源に晒される前記前縁の表面と、
前記ブリードエアダクトと動作可能に係合する高温インターフェース及び前記前縁の表面と動作可能に係合する低温インターフェースを有するエネルギー変換装置とを備え、
前記エネルギー変換装置が、前記ブリードエアダクトと前記前縁の表面との間の熱勾配から電力を生成し、前記エネルギー変換装置は、給電線に電気的に連結されている、システム。
【請求項２】
前記エネルギー変換装置は、固定された熱電発電機（ＴＥＧ）、薄膜ＴＥＧ、又はランキンエンジンのうちの少なくとも１つを備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項３】
前記ブリードエアダクトと前記高温インターフェースとの間に係合する熱導体を更に備える、請求項２に記載のシステム。
【請求項４】
前記エネルギー変換装置がＴＥＧであり、前記熱導体が、前記ブリードエアダクトの動作可能な係合のためにＴＥＧを適応させる幾何学的なアダプターを備える、請求項３に記載のシステム。
【請求項５】
前記熱導体が、熱的コンパウンド又は炭素フェルトを更に備える、請求項４に記載のシステム。
【請求項６】
前記熱導体が、前記ブリードエアダクトと前記高温インターフェースとの間に係合するヒートパイプ又は循環流体導管を備える、請求項３に記載のシステム。
【請求項７】
前記前縁は、前記ブリードエアダクトがその中で担持される容積を組み込む、請求項１に記載のシステム。
【請求項８】
前記低温インターフェースに連結され、前記前縁内の容積に延伸している対流ヒートシンクを更に備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項９】
前記対流ヒートシンク上に風を送るファンを更に備える、請求項８に記載のシステム。
【請求項１０】
前記低温インターフェースと前記前縁の表面との間に係合するヒートパイプ又は循環流体導管を更に備える、請求項１に記載のシステム。
【請求項１１】
前記ブリードエアダクトを覆って同心状に設置されたスリーブ、
前記高温インターフェースに動作可能に係合され、前記スリーブに連結された熱交換器、及び
対流熱伝達のために前記スリーブから前記熱交換器を介して作動流体を促すファンを更に備える、請求項１に記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示の実施形態は、広くは、電気エネルギー生成の分野に関し、特に、電力の生成を航空機の電力システムへ再導入するために、局所的雰囲気とは区別される抽気ダクトの温度を用いる、熱機関と組み合わされた熱電発電機（ＴＥＧ）又はヒートパイプに関する。
【背景技術】
【０００２】
民間航空機は、（本明細書において併せてエンジンと呼ばれる）主要な推進エンジン及び／又は補助動力装置（ＡＰＵ）からの軸動力を用いて、発電機を使用して電力を提供する。これらの発電機は、エンジンの軸から馬力を抽出するので、より大きな燃料消費の原因となる。エンジンは、環境制御システム（ＥＣＳ）及び空気圧系統の動作のために抽気も提供する。抽気は、典型的には、エンジンから抽気ダクトを通ってＥＣＳ又は空気圧系統へ送られる。ダクト内の抽気の温度は、華氏３００度から華氏１０００度までの範囲内であり、抽気は、典型的には、ＥＣＳ又は空気圧系統の動作のために低温空気と熱を交換する。抽気内の最初の熱エネルギーの少なくとも一部分は、それ故、生産的に用いられない。
【０００３】
したがって、発電のために排熱を取得する変換システムを提供することが望ましい。
【発明の概要】
【０００４】
本明細書で開示される実施形態は、エンジンからの高温空気の流れを含んでいる抽気ダクトを用いた熱エネルギー取得及び電力変換のシステムを提供する。より低い温度の空気源が、抽気ダクトと動作可能に係合する高温インターフェース及びより低い温度の空気源と動作可能に係合する低温インターフェースを有するエネルギー変換装置と共に含まれる。エネルギー変換装置は、抽気ダクトとより低い温度の空気源との間の熱勾配から電力を生成し、電力は給電線へ送られる。
【０００５】
実施形態は、高温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を抽気ダクトに結合し、低温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を周囲温度シンクに結合することによって、航空機の抽気ダクト内の廃熱から補助電力を生成するための方法を提供する。電力は、抽気ダクトと周囲温度シンクとの間の熱勾配の利用を介して、エネルギー変換装置によって生成される。電力は、その後、航空機内の給電線を通って分配される。
【０００６】
既に説明した特徴、機能、及び利点は、本開示の様々な実施形態で独立に実現することが可能であるか、以下の説明及び図面を参照してさらなる詳細が理解され得る更に別の実施形態で組み合わせることが可能である。
【０００７】
更に、本開示は、以下の条項による実施形態を含む。
条項１
熱エネルギー取得及び電力変換のシステムであって、
エンジンからの高温空気の流れを含んでいる抽気ダクトと、
より低い温度の空気源と、
前記抽気ダクトと動作可能に係合する高温インターフェース及び前記より低い温度の空気源と動作可能に係合する低温インターフェースを有するエネルギー変換装置とを備え、
前記エネルギー変換装置が、前記抽気ダクトと前記より低い温度の空気源との間の熱勾配から電力を生成し、前記電力が給電線へ送られる、システム。
条項２
前記エネルギー変換装置は、固定された熱電発電機（ＴＥＧ）、薄膜ＴＥＧ、又はランキンエンジンのうちの少なくとも１つを備える、条項１に記載のシステム。
条項３
前記抽気ダクトと前記高温インターフェースとの間に係合する熱導体を更に備える、条項２に記載のシステム。
条項４
前記エネルギー変換装置がＴＥＧであり、前記熱導体が、前記抽気ダクトの動作可能な係合のためにＴＥＧを適応させる幾何学的なアダプターを備える、条項３に記載のシステム。
条項５
前記熱導体が、熱的コンパウンド又は炭素フェルトを更に備える、条項４に記載のシステム。
条項６
前記熱導体が、前記抽気ダクトと前記高温インターフェースとの間に係合するヒートパイプ又は循環流体導管を備える、条項３に記載のシステム。
条項７
前記熱エネルギー取得及び電力変換のシステムが、航空機に搭載されている、条項１に記載のシステム。
条項８
前記より低い温度の空気源が、前記航空機の表面上の空気の流れ、前記航空機の翼の前縁容積内の空気、又はそれらの組み合わせを含む、条項７に記載のシステム。
条項９
前記低温インターフェースと前記より低い温度の空気源との間に介在する対流ヒートシンクを更に備える、条項１に記載のシステム。
条項１０
前記対流ヒートシンク上に風を送るファンを更に備える、条項８に記載のシステム。
条項１１
前記エネルギー変換装置がランキンエンジンであり、前記低温インターフェースが前記ランキンエンジン内にコンデンサーを備える、条項２に記載のシステム。
条項１２
前記低温インターフェースと前記より低い温度の空気源との間に係合するヒートパイプ又は循環流体導管を更に備える、条項１に記載のシステム。
条項１３
前記抽気ダクトを覆って同心状に設置されたスリーブ、及び対流熱伝達のために前記スリーブから作動流体を促すファンを更に備える、条項１に記載のシステム。
条項１４
航空機の抽気ダクト内の廃熱から補助電力を生成するための方法であって、
高温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を抽気ダクトに結合するステップ、
低温インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を周囲温度シンクに結合するステップ、
前記抽気ダクトと前記周囲温度シンクとの間の熱勾配の利用を介して、前記エネルギー変換装置によって電力を生成するステップ、及び
航空機内の給電線を通して前記電力を分配するステップを含む、方法。
条項１５
高温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合する前記ステップは、固定された熱電発電機（ＴＥＧ）、薄膜熱発電機、又はランキンエンジンの高温インターフェースを前記抽気ダクトに結合することを含む、条項１４に記載の方法。
条項１６
前記高温インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を結合するステップは、ヒートパイプ又はポンプ圧送流体導管を前記抽気ダクトに係合させること、及び前記ヒートパイプ又はポンプ圧送流体導管を前記高温インターフェースに結合することを含む、条項１５に記載の方法。
条項１７
低温側インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を結合するステップは、対流熱交換器を前記低温側インターフェースと動作可能に係合させることを含む、条項１４に記載の方法。
条項１８
低温側インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を結合するステップは、前記低温側インターフェースから前記航空機の外板へヒートパイプを動作可能に係合させることを含む、条項１４に記載の方法。
条項１９
低温側インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を結合するステップは、薄膜熱発電機の低温インターフェースを航空機の外板に係合させることを含む、条項１４に記載の方法。
条項２０
高温側インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を結合するステップは、前記抽気ダクトを覆ってスリーブを設置すること、及び対流熱伝達のために前記スリーブから作動流体を前記高温側インターフェースに促すことを更に含む、条項１４に記載の方法。
条項２１
低温側インターフェースにおいて前記エネルギー変換装置を結合するステップは、前記抽気ダクトを覆ってスリーブを設置すること、前記エネルギー変換装置の前記高温側インターフェースを前記スリーブの内側の前記抽気ダクトと動作可能に結合すること、及び前記スリーブ内の作動流体を用いて前記低温側インターフェースから熱を対流的に伝達することを更に含む、条項１４に記載の方法。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１Ａ】ＥＣＳパックに接続するように示されている抽気ダクトを伴う推進エンジン及びＡＰＵを有する例示的な民間航空機の平面図である。
【図１Ｂ】航空機の翼内で経路指定された抽気ダクトを示すために翼の外板の一部分が除去された翼の前縁容積の詳細な透視図である。
【図２】図２は、排熱を取得するための本明細書で開示される実施形態を組み込んだ抽気システムのブロック図である。
【図３】抽気ダクトに設置された熱電発電機（ＴＥＧ）を用いる廃エネルギー取得システムの第１の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図４】図３の実施形態内で用いられる例示的なＴＥＧの透視図である。
【図５Ａ】図４のＴＥＧからのＴＥＧセグメントの側面図である。
【図５Ｂ】図４のＴＥＧからのＴＥＧセグメントの前面図である。
【図６】ＴＥＧから冷却シンクとしての翼の前縁表面へ熱を伝達するヒートパイプを伴う抽気ダクトに設置された熱電発電機（ＴＥＧ）を用いる排エネルギー取得システムの第２の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図７】抽気ダクトを包み熱をランキンエンジンに伝達するパルスヒートパイプを用いる排エネルギー取得システムの第３の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図８】熱をランキンエンジンに伝達するためのポンプを有する抽気ダクトを包む流体で満たされた熱伝達導管を用いる排エネルギー取得システムの第４の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図９】矩形ダクトと直接低温側ヒートシンクとして働くスパー又は翼の外板との間に介在するＴＥＧを用いる排エネルギー取得システムの第５の実施形態内の翼の前縁容積及び矩形抽気ダクトの概略側面図である。
【図１０】抽気ダクトを包み、翼の前縁容積の周囲温度スペース内の低温アダプターインターフェースを有するＴＥＧの高温側インターフェースとしての高温アダプターに熱を伝達する、パルスヒートパイプを用いる廃エネルギー取得システムの第６の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図１１】翼の前縁容積の周囲温度スペース内の低温アダプターインターフェースを有するＴＥＧの高温側インターフェースとしての高温アダプターに熱を伝達するためのポンプを有する抽気ダクトを包む流体で満たされた熱伝達導管を用いる廃エネルギー取得システムの第７の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図１２】熱交換器又はヒートシンクを有するＴＥＧの高温側インターフェースの熱交換器を通して環状ダクトからの空気を、ＴＥＧの低温側インターフェースの前縁容積内の低温雰囲気へ促すファンを有する抽気ダクトを取り囲む環状ダクトを用いる廃エネルギー取得システムの第８の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図１３】ダクト内の促された空気の対流によって冷却される環状ダクト内の低温側ヒートシンクを有する、図３に関して説明された抽気ダクトに対する高温側に直接的に接触するＴＥＧを有する抽気ダクトを取り囲む環状ダクトを用いる廃エネルギー取得システムの第９の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図１４】翼の前縁の外板上の低温側インターフェースに対する高温側インターフェースとしての抽気ダクトから延伸する柔軟な薄膜ＴＥＧを用いる廃エネルギー取得システムの第１０の実施形態を有する翼の前縁容積及び抽気ダクトの概略側面図である。
【図１５】電力生成のための抽気システムからの排熱回復のための方法を説明するフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本開示で示される各図は、提示されている実施形態の態様の変種を示しており、以下では相違のみが詳細に記述される。
【００１０】
本明細書で開示される実施形態は、抽気ダクトからの排熱を有用な電力に変換し、したがって、発電機の電気負荷を低減させ、それによって、エンジンの馬力抽出及び燃料消費を低減させるための装置及び方法を提供する。図面を参照すると、図１は、（本明細書において各々は概してエンジンと呼ばれる）主要推進エンジン１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、及び１２ｄ、並びにＡＰＵ１４を有する例示的な航空機１０を示している。各エンジン１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、及び１４からの抽気は、抽気ダクト１６内に収集され、ＥＣＳパック１８又は（図示せぬ）空気圧系統などの他の航空機システムへ提供される。スパー２０、コードフォーム（ｃｏｒｄ  ｆｏｒｍ）２２、及び前縁の外板２６のための構造上の連結２４を有する、翼の前縁セクションの内部容積を通って経路指定される例示的な抽気ダクト１６が、図１Ｂで示されている。
【００１１】
図２で示されるように、エンジン１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、又は１４からのトルクは、概して電力分配及び負荷２３として特定される、航空機内の電気システムによって使用されるための給電線３０を介した電力を提供する発電機２８を駆動する。抽気ダクト１６は、翼の防氷、エンジンスターター、油圧タンク加圧、飲料水加圧、空気駆動油圧ポンプ、空気圧／油圧コンバーター、及び緊急ギア拡張システムなどの、ＥＣＳ１８及び空気圧系統３４へ高温／高圧空気を提供する。熱エネルギー取得及び電力変換のシステム３６は、抽気ダクト１６からの排熱を用い、給電線３０又は電力分配若しくは負荷３２に補助電力を提供する。
【００１２】
熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第１の実施形態が、図３に示されている。熱エネルギー変換装置は、熱電発電機（ＴＥＧ）３８であり、以下により詳細に説明されるように、抽気ダクト１６に取り付けられている。対流熱交換器４０が、ＴＥＧの低温側インターフェースから前縁セクションの内部容積４２へ延伸している。内部容積４２の内側の周囲状態は、華氏４０度〜華氏８０度のシーレベル標準時温度から動作高度での華氏−２１度まで変動し得る。ＴＥＧの高温側インターフェースと低温側インターフェースとの間の温度差は、それ故、近似的に華氏２２０度〜華氏１０２０度の範囲内であり得、典型的な初期抽気温度は華氏３００度〜華氏３８０度であり得る。
【００１３】
図３の実施形態の例示的な一実施態様が、図４、図５Ａ、図５Ｂで示されている。図４で見られるように、複数の発電機セグメント４４が、相互に連結されて、抽気ダクト１６に係合する包囲リング４６を形成する。図５Ａ及び図５Ｂで示されるように、各発電機セグメント４４が、動作可能な係合のために抽気ダクト１６の周縁と合致する曲がった内部表面５０を有する幾何学的なアダプターとしても働くプロファイルアダプター４８などの熱導体を組み込む。ＴＥＧ３８は、プロファイルアダプター４８の外部表面５４上のリリーフ５２と係合する。カリフォルニア州フリーモントのＡｎｔｅｃ，Ｉｎｃ．によって製造されたＡｎｔｅｃ  Ａｄｖａｎｃｅ  ｔｈｅｒｍａｌ  ｃｏｍｐｏｕｎｄなどの熱的コンパウンド層５６ａが、高められた熱伝達のためにＴＥＧ３８の高温インターフェース表面５８とプロファイルアダプター４８との間に加えられる。熱交換器４０が、カリフォルニア州バイセリアのＡｒｔｉｃ  Ｓｉｌｖｅｒ  Ｉｎｃｏｒｐｏｒａｔｅｄによって製造されたＡｒｃｔｉｃ  Ｓｉｌｖｅｒ  ｔｈｅｒｍａｌ  ｃｏｍｐｏｕｎｄなどの中間に介在する熱的コンパウンド層５６ｂを有する低温インターフェース表面６０上でＴＥＧ３８と係合し、熱伝達を促進する。代替的な実施形態では、炭素フェルト又は同様な材料が、熱的コンパウンド層に代わって伝導熱伝達要素として働き得る。示される実施形態に対して、熱交換器４０は、ボルト６４を用いてプロファイルアダプター４８に固定されたストラップ６２によって拘束される。７インチの直径を有するチタニウム抽気ダクト１６を有する例示的な実施形態に対して、各発電セグメント４４は、約２．０９インチの幅及び近似的に２．０６インチの長さを有するアルミニウムから製作されたプロファイルアダプター４８を組み込む。リリーフ５２は、近似的に０．０３インチの深さであり、プロファイルアダプター４８の長手方向の端部から約０．４１インチの位置に挿入される。図４で示される例示的な実施形態に対して、１２個のセグメント４４は、硬く相互連結された４つのセグメントのグループ、及び３つの個別のジョイント６６でリング４６状に用いられ、抽気ダクト１６に取り付けられる。この実施形態で用いられ得る例示的な１つのＴＥＧシステムは、７５２３８テキサス州ダラスのＶｉｓｔａ  Ｐａｒｋ  Ｒｏａｄ１０４５１のＭａｒｌｏｗ  Ｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓ，Ｉｎｃ．によって製造されたＥｖｅｒｇｅｎ  Ｐｏｗｅｒ  Ｓｔｒａｐであり得る。代替的に、セグメント４４は、抽気ダクト１６の周りを包むためのチェーンリンクによって、共にそれらを連結することによってリング４６状に用いられる。代替的な実施形態では、複数のリングが抽気ダクト１６に取り付けられ得、その実施形態に対して本明細書で開示される設計及び寸法は、限定的であることを意図しない。
【００１４】
動作では、ＴＥＧ３８が、アダプター４８を介して伝達され熱交換器４０を介して排出される抽気ダクト１６からの熱を電流に変換する。熱交換器４０は、翼の前縁容積４２内の周囲状態に晒される。熱は、典型的には、２８ＶＤＣバスでの分配のために２８ＶＤＣへ調整され、又はＡＣバスでの分配のためにインバーター及びトランスを介してＡＣ電力に変換されることを含んで、前に説明されたように、航空機の電気システム内の給電線３０への伝送のためにＤＣ電流に変換される。
【００１５】
熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第２の実施形態が、図６で示されている。ＴＥＧ６７は、抽気ダクト１６と熱伝達可能に係合した高温インターフェース表面６８に取り付けられる。取り付けの構成は、第１の実施形態に関して開示されたアダプターと類似し得る。ＴＥＧ６７の低温インターフェース表面７０は、翼の前縁容積４２内で前縁の外板２６の一部分へ経路指定されたヒートパイプ７２と熱伝達可能に係合する。ヒートパイプ７２は、ＴＥＧの低温側から熱を引き出し、その熱を、そこから航空機の表面上を流れる空気流が名目上は華氏−２１度〜華氏８０度の間に含まれる周囲シンク温度を提供するところの前縁の外板２６へ伝達する。説明される実施形態において実装可能なヒートパイプのための例示的な技術は、２０１２年２月のＮＡＳＡ／ＴＭ―２０１２‐２１７２０５「Ｈｅａｔ  Ｐｉｐｅｓ  ａｎｄ  Ｈｅａｔ  Ｒｅｊｅｃｔｉｏｎ  Ｃｏｍｐｏｎｅｎｔ  Ｔｅｓｔｉｎｇ  ａｔ  ＮＡＳＡ  Ｇｌｅｎｎ  Ｒｅｓｅａｒｃｈ  Ｃｅｎｔｅｒ」で開示されたものとして当該技術分野において知られている。代替的な実施形態では、ポンプで熱流体が注入された導管が、ヒートパイプ７２に対する代替品として用いられ得る。ヒートパイプ７２の伝導性接続を介して、ＴＥＧは、抽気ダクト１６から伝達された熱を、前述したように、給電線３０への伝送のために電流に変換する。単一のＴＥＧ及びヒートパイプのペアとして図面で示されている一方で、代替的な実施形態は、抽気ダクトの円周及び／又は長手方向に取り付けられた複数のＴＥＧを用い得、その各々は、関連するヒートパイプによって前縁の外板と熱伝達可能に連結される。
【００１６】
熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第３の実施形態が、図７で示されている。その中で、パルスヒートパイプ７２が抽気ダクト１６に巻かれ、低温インターフェースの終端部７４及び高温インターフェースの終端部７６が、熱エネルギー変換装置としてのランキンエンジン７８と動作可能に取り付けられている。ランキンエンジン７８は、前縁容積４２内の周囲状態、又は翼の外板２６への２次的な連結、又は、当該技術分野で知られているように、動作のためのコンデンサー（ｃｏｎｄｅｎｓｅｒ）に対する低温シンクのための代替的な構造を用い得る。説明される実施形態における実施態様に対する例示的なランキンエンジンは、８９５０２ネバダ州レノのＴｕｒｂｏ  Ｃｉｒｃｌｅ４７５０のＥｌｅｃｔｒａＴｈｅｒｍによるＧｒｅｅｎ  Ｍａｃｈｉｎｅ４０００シリーズの製品と同等であり得る。ランキンエンジン７８によって生成される電流は、その後、前述のように給電線３０に送られる。
【００１７】
図８は、これもまたランキンエンジン７８を採用する熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第４の実施形態を示している。流体熱伝達導管８０が、抽気ダクト１６に巻かれ、低温インターフェースの終端部８２及び高温インターフェースの終端部８４が、ランキンエンジン７８と動作可能に取り付けられている。ポンプ８６が、流体熱伝達導管８０内の流体を循環させる。ランキンエンジン７８は、前縁容積４２内の周囲状態、又は翼の外板２６への２次的な連結、又は、当業者に知られているように、動作のための低温シンクのための代替的な構造を用い得る。ランキンエンジン７８によって生成された電流は、その後、前述のように給電線３０に送られる。
【００１８】
第３又は第４の実施形態のいずれかでは、ランキンエンジンンが、低温インターフェースとして働く熱交換器を有するスターリングエンジンによって代替され得る。
【００１９】
ＴＥＧは、図９の熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第５の実施形態に対して示されるように、構造構成要素又は外板要素に対する直接的な熱伝達を使用する代替的な構成でも用いられ得る。抽気ダクト８８が、前縁容積４２内で支持され、第１のＴＥＧ９０が、抽気ダクトの第１の表面９４と翼のスパー２０の表面における低温インターフェース表面９６との間の円筒形状から矩形状へのアダプターを使用して、高温インターフェース表面９２において係合する。付加的な又は代替的なＴＥＧ９８が、抽気ダクト８８の表面９４と前縁の翼の外板２６における低温インターフェース表面１０４との間の第２の円筒形状から矩形状へのアダプター１０２を介して、高温インターフェース表面１００において係合する。翼の外板２６及び翼のスパー２０は、ＴＥＧ９０及び９８を通るＴＥＧ伝導熱伝達のための低温周囲ヒートシンクを提供し、前述のように、給電線３０へ送られる電流を生成する。
【００２０】
抽気ダクト１６から離れたＴＥＧを用いることが、図１０で示される熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第６の実施形態において達成され得る。パルスヒートパイプ１０６が、抽気ダクト１６の周りに巻かれ、ＴＥＧ１１０の高温インターフェース表面１０９に係合された高温プレート１０８に取り付けられる。低温プレート１１２が、ＴＥＧ１１０の低温インターフェース表面１１４に係合される。低温プレートは、前縁容積４２内の周囲状態に対する熱伝達のための伝導又は対流ヒートシンクとして動作し、又は翼の外板２６に対する伝導要素若しくは他の構造要素に連結され、低温周囲ヒートシンクを提供し得る。パルスヒートパイプ１０６を介して伝達される熱は、ＴＥＧ１１０の動作のために高温プレートを高められた温度に維持する。ＴＥＧ１１０を介した伝導熱伝達は、前述のように、給電線３０に送られる電流を生成する。
【００２１】
これも抽気ダクト１６から離れて取り付けられたＴＥＧを用いる熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第７の実施形態が、図１１で示されている。ＴＥＧ１１０の高温プレート１０８が、抽気ダクト１６の周りに巻かれた流体熱伝達導管１１６を使用して加熱され、ポンプ１１８が、熱伝達導管に対して、航空機上で既に利用可能なプロピレングリコールと水との混合物及び誘電性流体などの流体を循環させる。先の実施形態におけるように、低温プレート１１２は、ＴＥＧ１１０の低温インターフェース表面１１４に係合する。低温プレートは、前縁容積４２内の周囲状態に対する伝導及び対流熱伝達を組み込み、又は翼の外板２６に対する伝導要素若しくは他の構造要素に連結され、低温周囲ヒートシンクを提供し得る。ポンプで流体が注入された熱伝達導管１１６を介して伝達される熱は、ＴＥＧ１１０の動作のために高温プレート１０８を高められた温度に維持する。ＴＥＧ１１０を介した伝導熱伝達は、前述のように、給電線３０に送られる電流を生成する。
【００２２】
図１２は、熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第８の実施形態を示している。同心状のプレナム又はスリーブ１２０が、抽気ダクト１６を取り囲み、ファン１２２が、対流熱伝達のためにスリーブから熱交換器１２４へ空気又は他の作動ガスを循環させる。熱交換器１２４は、ＴＥＧ１２８の高温インターフェース表面１２６と動作可能に係合する。第２の熱交換器１３０又は他のヒートシンクが、ＴＥＧ１２８の低温インターフェース表面１３２と動作可能に係合し、前縁容積４２内の周囲状態に対する伝導若しくは対流熱伝達を組み込み、又は翼の外板２６に対する伝導要素若しくは他の構造要素と連結され、低温周囲ヒートシンクを提供し得る。ファンによって循環されるスリーブ１２０及び熱交換器１２４からの作動流体は、対流熱伝達を提供し、ＴＥＧ１１０の動作のために高温インターフェース表面１２６を高められた温度に維持する。ＴＥＧ１１０を介した伝導熱伝達は、前述のように、給電線３０に送られる電流を生成する。
【００２３】
図１３で示される第９の実施形態では、ＴＥＧ１３４が、抽気ダクト１６と熱伝達可能に係合した高温インターフェース表面１３６に取り付けられる。取り付けの構成は、第１の実施形態に関して開示されたアダプターと類似し得る。熱交換器１３８は、第１の実施形態で開示されたものと同様であり、ＴＥＧ１３４の低温インターフェース表面１４０と動作可能に係合される。スリーブ１４２が、抽気ダクト１６を同心状に取り囲み、ＴＥＧ１３４及び熱交換器１３８に取り付けられ、スリーブ内の作動流体が、対流冷却のための熱交換器を覆うように受け入れられることを可能にする。作動流体は、前縁容積４２から循環された周囲空気であり得る。作動流体を含んだスリーブの使用を介して熱交換器１３８の効率を高めることは、熱交換器のサイズ及び重量を低減させることを可能にする。ＴＥＧ１３４を介した伝導熱伝達は、前述のように、給電線３０に送られる電流を生成する。
【００２４】
図１４は、熱エネルギー取得及び電力変換のシステムの第１０の実施形態を示している。（薄膜ＴＥＧとも呼ばれる）熱電フィルム１４４が、抽気ダクト１６から翼の外板２６へ経路指定される。抽気ダクト１６と動作可能に係合した熱電フィルムの高温端部１４６の高められた温度、及び翼の外板２６に対する低温端部１４８の動作可能な連結は、熱電フィルム１４４の動作のための温度差を提供し、給電線３０に供給される電流を生成する。本実施形態で用いられる例示的な熱電フィルムは、Ｐｅｒｐｅｔｕａ  Ｐｏｗｅｒ  Ｓｏｕｒｃｅ  Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ，Ｉｎｃ．によって製造されたＰｅｒｐｅｔｕａ  Ｆｌｅｘｉｂｌｅ  Ｔｈｅｒｍｏｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｆｉｌｍである。代替的な実施形態では、その表面上にプリントされた熱電対列を有する金属フォイル又は金属シートが、熱電フィルムとして採用され得る。上述されたＴＥＧの実施形態と同様に、熱電フィルム１４４を通る伝導熱伝達は、前述のように、給電線３０に送られる電流を生成する。
【００２５】
本明細書で説明される実施形態の各々の代替的な構成では、（図１Ａで見られる）ＡＰＵ排気ダクト１７が、同様な機体の外板、及びそこを通って排気ダクトが経路指定され低温周囲状態を供給するところの容積を伴って、抽気ダクトの代わりに採用され得る。更に、本明細書で開示される実施形態が、低温周囲空気源のための翼の前縁容積又は翼の外板を、低温周囲空気源としての外部空気に対するインターフェースとして特定する一方で、航空機の任意の容積又は外部表面若しくは外板が、低温周囲空気源のインターフェースのために採用され得る。
【００２６】
図１５で示されるように、本明細書の実施形態は、高温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を抽気ダクトに結合し（ステップ１５０２）、低温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を周囲温度シンクに結合する（ステップ１５０４）ことによって、航空機の抽気ダクト内の廃熱から補助電力を生成するための方法を提供する。そこで、電力は、抽気ダクトと周囲温度シンクとの間の熱勾配の利用を介して、エネルギー変換装置によって生成される（ステップ１５０６）。電力は、その後、航空機内の給電線を通って分配される（ステップ１５０８）。高温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合することは、固定された熱電発電機（ＴＥＧ）、薄膜熱発電機、又はランキンエンジン若しくはスターリングエンジンの、高温インターフェースを抽気ダクトに結合することによって達成され得る。高温インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合することは、ヒートパイプ又はポンプ圧送流体導管を抽気ダクトに係合させること、及びヒートパイプ又はポンプ圧送流体導管を高温インターフェースに結合することによっても達成され得る。
【００２７】
低温側インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合することは、対流熱交換器を低温側インターフェースと動作可能に係合させること、又は低温側インターフェースからのヒートパイプを航空機の外板に係合させることによって達成され得る。
【００２８】
代替的に、低温側インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合することは、薄膜熱発電機の低温インターフェースを航空機の外板に係合させることによって達成され得る。
【００２９】
高温側インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合することは、抽気ダクトを覆ってスリーブを設置し対流熱伝達のためにスリーブから作動流体を高温側インターフェースへ促すことを更に含み得、又は低温側インターフェースにおいてエネルギー変換装置を結合することは、抽気ダクトを覆ってスリーブを設置しエネルギー変換装置の高温側インターフェースをスリーブの内側の抽気ダクトと動作可能に結合しスリーブ内の作動流体を用いて低温側インターフェースから熱を対流的に伝達することによって達成され得る。
【００３０】
特許法によって要求されるように、様々な本開示の実施形態を詳細に説明してきたが、当業者は、本明細書の中において開示された特定の実施形態に対する変形及び置換を認識するだろう。そのような変形は、以下の特許請求の範囲の中で定義される本開示の範囲及び内容の範囲内にある。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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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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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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