(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛しょう体に搭載される電子機器へ電力を供給する発電装置において、飛しょう体の推進装置を構成するダクテッドロケットエンジンと、前記ダクテッドロケットエンジンの1次燃焼室で発生した燃料ガスにより発電する燃料電池とを具備したことを特徴とする飛しょう体搭載用発電装置。
【請求項２】
飛しょう体に搭載される電子機器へ電力を供給する発電装置において、飛しょう体の推進装置を構成するダクテッドロケットエンジンと、前記ダクテッドロケットエンジンの1次燃焼室で発生した水素と一酸化炭素を含む燃料ガスを回収し、当該燃料ガス中の一酸化炭素を二酸化炭素と水素に改質する改質器と、前記改質器によって改質された燃料ガス中の水素と空気中の酸素との電気化学反応により発電を行う燃料電池とを具備したことを特徴とする飛しょう体搭載用発電装置。
【請求項３】
前記飛しょう体のエアインテーク内部に形成された衝撃波によって得られた圧縮空気を回収し、前記燃料電池の空気極側に供給する圧縮空気供給装置を設けたことを特徴とする請求項１又は２記載の飛しょう体搭載用発電装置。
【請求項４】
前記改質器を前記ダクテッドロケットエンジンにおいて発生した熱エネルギーを用いて加熱することを特徴とする請求項２又は３記載の飛しょう体搭載用発電装置。
【請求項５】
前記燃料電池の負荷変動を検出する負荷検出器と、前記ダクテッドロケットエンジンの1次燃焼室にて発生した燃料ガスの前記燃料電池への供給量を、前記負荷検出器によって検出された負荷に応じて所定の範囲になるように制御する流量制御器とを設けたことを特徴とする請求項１〜３いずれか記載の飛しょう体搭載用発電装置。
【請求項６】
前記燃料電池として固体高分子型またはリン酸型などの比較的低い温度で動作する燃料電池を用いさらに、前記ダクテッドロケットエンジンのエアインテーク部内に、エアインテーク内の空気流を利用した熱交換器を設けたことを特徴とする請求項１〜５いずれか記載の飛しょう体搭載用発電装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、飛しょう体に搭載される電子機器へ電力を供給する発電装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来、飛しょう体に搭載される発電装置として、熱電池と呼ばれる図２に示す装置が一般的である。図２において、１は飛しょう体、１９は熱電池である。熱電池１９は、常温下では非導電性である電解質２０と、発熱材２１と、発熱材を点火するイグナイタ２２と、正極２３と、負極２４と、断熱材２５から構成される。
【０００３】
従来の発電装置は、使用時に外部からの発火信号により発火したイグナイタ２２により、発熱材２１が点火し、発熱材２１により電解質２０を３００度以上の高温に溶融して良電導性の電解質とすることで、正極２３及び負極２４から電力を得るものである。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上記のような従来の発電装置において、飛しょう体の長射程化に伴い、長時間にわたって作動させようとした場合、発電時間に応じた電解質量が必要であり、また、高温環境下を維持する為にも発熱材を多量に用意し、併せて断熱材も厚くする必要があるため、発電装置は大型化し飛しょう体への搭載が困難であった。
【０００５】
この発明は、かかる課題を解決するためになされたもので、装置の小型化が図れる飛しょう体搭載用発電装置を提供するものである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
第１の発明による飛しょう体搭載用発電装置は、飛しょう体の推進装置を構成するダクテッドロケットエンジンと、前記ダクテッドロケットエンジンの1次燃焼室で発生した燃料ガスにより発電する燃料電池とを具備したものである。
【０００７】
第２の発明による飛しょう体搭載用発電装置は、飛しょう体の推進装置を構成するダクテッドロケットエンジンと、前記ダクテッドロケットエンジンの1次燃焼室で発生した水素と一酸化炭素を含む燃料ガスを回収し、当該燃料ガス中の一酸化炭素を二酸化炭素と水素に改質する改質器と、前記改質器によって改質された燃料ガス中の水素と空気中の酸素との電気化学反応により発電を行う燃料電池とを具備したものである。
【０００８】
第３の発明による飛しょう体搭載用発電装置は、前記飛しょう体のエアインテーク内部に形成された衝撃波によって得られた圧縮空気を回収し、前記燃料電池の空気極側に供給する圧縮空気供給装置を設けたものである。
【０００９】
第４の発明による飛しょう体搭載用発電装置は、前記改質器を前記ダクテッドロケットエンジンにおいて発生した熱エネルギーを用いて加熱するようにしたものである。
【００１０】
第５の発明による飛しょう体搭載用発電装置は、前記燃料電池の負荷変動を検出する負荷検出器と、前記ダクテッドロケットエンジンの1次燃焼室にて発生した燃料ガスの前記燃料電池への供給量を、前記負荷検出器によって検出された負荷に応じて所定の範囲になるように制御する流量制御器とを設けたものである。
【００１１】
第６の発明による飛しょう体搭載用発電装置は、前記燃料電池として固体高分子型またはリン酸型などの比較的低い温度で動作する燃料電池を用い、さらに、前記ダクテッドロケットエンジンのエアインテーク部内に、エアインテーク内の空気流を利用した熱交換器を設けたものである。
【００１２】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１を示す構成図であり、図において１は飛しょう体、２は飛しょう体の推進装置であるダクテッドロケットエンジン、３はエアインテーク、４は燃料、５は燃料４を燃焼させ燃料ガスを発生させる１次燃焼室、６は１次燃焼室５で発生した燃料ガスをエアインテーク３から取り込まれた高圧空気と混合/燃焼させる２次燃焼室、７は２次燃焼室６で発生した燃焼ガスを排出し推力を得るためのノズル、８はエアインテーク３の内部に配置され、１次燃焼室５で発生した燃料ガスを冷却する熱交換器、９は燃料ガス中の一酸化炭素を二酸化炭素と水素に変換させる改質器、１０は電力を発生させる燃料電池、１１は燃料電池１０の燃料極、１２は燃料電池１０の空気極、１３はエアインテーク３の内部に形成された衝撃波によって得られた圧縮空気を回収する圧縮空気供給装置、１４は燃料電池１０の負荷変動を検出する負荷検出器、１５は負荷検出器１４からの出力信号である負荷モニタ信号、１６はダクテッドロケットエンジン２の出力を調整する外部からのスロットル信号、１７は負荷モニタ信号１５とスロットル信号１６に基づき燃料ガスの供給量を制御する流量制御器、１８は飛しょう体に搭載される電子機器である。
【００１３】
このような構成において、１次燃焼室５の内部で燃料４を燃焼させることで発生した燃料ガスは不完全燃焼状態にあり、この燃料ガスを２次燃焼室６に送り込み、エアインテーク３から取り込まれた圧縮空気と混合し、２次燃焼させ、ノズル７から排出することでダクテッドロケットエンジン２は推力を得る。
【００１４】
１次燃焼室５において発生した燃料ガスは、一酸化炭素及び窒素などを含むほか、燃料電池１０の燃料となる水素を多量に含んでいる。この水素は２次燃焼において、高い生成熱を発生し推進性能を向上させる効果があるが、燃料ガスに含まれる一酸化炭素や窒素などの他の物質に比べ分子量が小さいため、推力への寄与度は比較的小さい。従って、燃料ガス中の水素を発電用として利用することによる推力低下の影響は小さい。
【００１５】
１次燃焼室５において発生した燃料ガスの一部を流量制御器１７により熱交換器８に送り込む。熱交換器８はエアインテーク３の内部に設置され、エアインテーク３の内部の空気流を利用した強制対流熱伝達によって燃料ガスを燃料電池の適性作動温度にまで冷却する。冷却後の燃料ガスは、改質器９に導入する。なお、流量制御器１７の働きについては後述する。
【００１６】
改質器９では、燃料電池１０の燃料極１１の劣化を引き起こす燃料ガス中の一酸化炭素を触媒の存在下、高温雰囲気で水蒸気と接触させ水素と二酸化炭素に変換させる。ここで用いる水蒸気は燃料電池１０の空気極１２から電力発生時に生成される水を用いる。改質器９の加熱源としては、１次燃焼室５からの燃料ガスを用いる。このようにして一酸化炭素が改質されて水素濃度が上昇した燃料ガスは、燃料電池１０の燃料極１１へ供給される。なお、改質器９における反応式は数１に示すとおりである。
【００１７】
【数１】
0003941381.tif 000002
【００１８】
なお、図においては、改質器９の加熱源として１次燃焼室５からの燃料ガスを用いているが、２次燃焼室６における燃焼ガスを回収し用いる方法や、１次燃焼室５及び２次燃焼室６に改質器９を密着させる方法などでダクテッドロケットエンジン２において発生した熱エネルギーを利用しても良いし、別途加熱器を用意しても良い。
【００１９】
燃料電池１０の空気極１２には、エアインテーク３の内部に形成された衝撃波によって得られた圧縮空気を回収する圧縮空気供給装置１３から圧縮空気が供給され、この圧縮空気中の酸素と、前記の燃料極１１に供給された燃料ガス中の水素との電気化学反応により電力が得られる。電力発生の際には水が生成される。
燃料電池１０による反応式は数２に示すとおりである。
【００２０】
【数２】
0003941381.tif 000003
【００２１】
燃料電池１０の電力負荷は負荷検出器１４によりモニタされ、モニタ結果を負荷モニタ信号１５として流量制御器１７に出力する。流量制御器１７は、負荷モニタ信号１５とダクテッドロケットエンジンの出力調整用のスロットル信号１６に基づき、燃料電池１０と２次燃焼室６への燃料ガス供給量が最適配分となるように演算し、１次燃焼室５からの燃料ガス流量を制御するものである。
【００２２】
この発明で使用される燃料電池は、固体高分子型、リン酸型、溶融炭酸塩型、固体電解質型などに限らず全ての燃料電池が挙げられるが、溶融炭酸塩型、固体電解質型などの比較的作動温度の高い燃料電池を使用する場合には、１次燃焼室５で発生した燃料ガスを冷却する熱交換器８を省いても良い。
【００２３】
本実施の形態によれば、ダクテッドロケットエンジン２は飛しょう体が目標に会合するまで継続的な運転が可能なことを特徴とするエンジンであるため、この特徴を活かして飛しょう体作動期間全域に渡った発電が可能となると同時に、発電用燃料と推力発生用燃料とを共通化したことにより、装置を小型化することができ、飛しょう体内部の省スペース化が図られる。
【００２４】
また、燃料電池１０へ供給する空気を２次燃焼用の圧縮空気を利用することで、発電効率を向上させることができる。さらに、燃料電池１０の電力負荷変動に伴う水素要求量変動に対し、流量制御器１７によって燃料ガス供給量を制御することで容易に追従可能となると同時に、燃料４の消費率の最適化が可能となる。
【００２５】
【発明の効果】
第１、第２の発明によれば、飛しょう体の推進装置であるダクテッドロケットエンジンと燃料電池を組合わせた発電装置とすることにより、飛しょう体作動期間中継続的に発電可能となり、さらに燃料を共通化したことで装置の小型化が図れる。
【００２６】
第３の発明によれば、燃料電池に供給する空気を、飛しょう体の推進装置であるダクテッドロケットエンジンのエアインテークからの圧縮空気とすることで発電効率を向上させることができる。
【００２７】
第４の発明によれば、改質器の加熱源にダクテッドロケットエンジンにおいて発生した熱エネルギーを利用することにより、別途加熱装置を設ける必要がなくなり、発電装置の小型化が図れる。
【００２８】
第５の発明によれば、燃料電池の水素要求量の変動に対する追従性が向上すると同時に燃料消費率を最適化することができる。
【００２９】
第６の発明によれば、比較的作動温度が低い燃料電池をも使用することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  この発明による飛しょう体搭載用発電装置の実施の形態１を示すものである。
【図２】  従来の飛しょう体搭載用発電装置である熱電池を示すものである。
【符号の説明】
１ 飛しょう体、２ ダクテッドロケットエンジン、３ エアインテーク、４ 燃料、５ １次燃焼室、６ ２次燃焼室、７ ノズル、８ 熱交換器、９ 改質器、１０ 燃料電池、１１ 燃料極、１２ 空気極、１３ 圧縮空気供給装置、１４ 負荷検出器、１７ 流量制御器、１８ 飛しょう体搭載電子機器。
【図１】
0003941381.tif 000004
【図２】
0003941381.tif 000005