熱キャパシタを使用した航空機センサへの電力供給

本開示の実施例は、広くは、航空機のための発電の分野に関し、特に、輸送体内に既に存在し、熱キャパシタとして以外の輸送体での主要機能を有する、熱キャパシタを使用して温度差に基づいて発電するための熱電発電装置を用いた、センサなどの航空機補助システムに電力供給するためのシステムに関する。

現代の航空機は、数多くの搭載システムのために電力を使用する。そのような使用のための従来の発電は、航空機内に配置されたエンジン又は補助電源装置(APU)によって駆動される発電機を用いて達成される。その後、発電機からの電力は、数多くのワイヤーハーネスにおける標準的な電気ケーブルの敷設を伴って使用されるために、航空機全体を通して送られる。広範なワイヤーシステムのための重量の問題は、回路システム内の望ましくない放電のための電位の問題と同様に、代替的な電力送付技術の試験を促してきた。

熱電発電装置が、航空機及び他の輸送体内で使用され、発電の代替案を提供してきた。しかし、これらの使用は、通常、燃料を燃焼させることによって生み出される熱と関連付けられている。これらの用途では、熱源の位置が熱電発電装置の位置を限定し、したがって、ワイヤーの距離の問題は、代替的な電源を用いてさえも存在し得る。更に、電力は燃料が燃焼されているときのみに生み出される。

航空機及び他の輸送体は、しばしば、温度差に対して反応する熱質量(thermal mass)を提供し、熱キャパシタとして働き得るシステムを有する。そのようなシステムは、熱キャパシタンス性能以外の目的を優先するので、その機能は無駄にされ、ある場合では高められない。

したがって、輸送体内の既存の熱キャパシタを使用し、補助システムのために電力供給する発電システムを提供することが望ましい。

本明細書で開示される実施例は、主要機能を有し、熱キャパシタを提供する関連付けられた質量を有する、主たるシステムを組み込んだ発電システムを提供する。実施例は、熱キャパシタと外部環境との間に配置された熱電発電装置を提供する。熱電発電装置は、熱キャパシタと外部環境との間の温度差を利用して、電流を生み出すように構成されている。主たるシステムに関連付けられた補助システムは、熱電発電装置によって生み出された電流を使用して動作するように接続される。

該実施例は、航空機上の主たるシステムに関連付けられたセンサなどの補助システムのために、主たるシステム内に存在する熱キャパシタから発電する方法を提供する。熱電発電装置は、航空機上の主たるシステム内の熱キャパシタと熱シンクとの間の熱流量を受け入れるように取り付けられる。航空機は、低い温度の外部空気を航空機に提供する巡航高度において操縦される。その後、電力は、熱キャパシタと熱シンクとしての外部空気との間の温度差に基づいて、熱電発電装置によって生み出される。その後、補助システムは、その電力によって動作し得る。

本明細書に記載された特徴、機能、及び利点は、本開示のさまざまな実施例において独立して達成可能であり、又は、以下の説明及び図面を参照して更なる詳細が理解可能である、更に他の実施例において組み合わされてもよい。

それらの通常の機能に加えて熱キャパシタとして働き得る多数の内部システムを有する、例示的な輸送体としての航空機の概略図である。

燃料タンクの熱キャパシタ構成の一実施例である。

洗面所の水貯蔵タンクの熱キャパシタ構成の一実施例である。

貨物専用コンテナの熱キャパシタ構成の一実施例である。

パワーレベリング(power leveling)のために、熱キャパシタ及びバッテリ蓄電システムを伴って動作する、熱電発電装置の概略表現である。

熱キャパシタを伴って動作する熱電発電装置のための温度モニタリング用途の概略表現である。

補助システム又はセンサの使用のために分配される電力のための熱電発電装置の動作のフローチャートである。

本明細書で開示される実施例は、熱キャパシタとして以外の輸送体上の主要機能を有する、主たるシステムの一部分として存在する熱キャパシタから電力を得る熱電発電装置を使用して、輸送体内の補助システムのための電力を提供する。熱電発電装置は、熱キャパシタの温度と外部の冷たい空気若しくは輸送体の他の外部環境の温度との間に存在するポテンシャルエネルギーを使用して、電力を生み出すことができる。

本開示の実施例が用いられ得る例示的な輸送体として民間航空機を使用するが、そのような航空機は、対流圏界面より上で成層圏に入り込んだ高度で巡航する。雰囲気のこの領域内の空気の温度は、通常、−20℃から−60℃までの範囲内にある。上昇及び下降の間の動作高度でさえ、通常、非常に低い空気温度を提供する。更に、航空機は、通常、航空機に燃料を供給するという主要機能を有する主たるシステムとして燃料タンクを有するが、燃料タンクは、熱慣性を有する大きな量の燃料も提供する。すなわち、燃料タンクは、初期温度を持続し、非常に遅く新しい環境温度へと順応する傾向がある。この熱慣性は、燃料又は燃料が貯蔵される燃料タンクが、熱キャパシタとして働くことを可能にする。更に、洗面所のための水道システムなどの、発電に関連付けられない主要機能を有する他の搭載システムも、十分な体積及び/又は質量を有する材料を提供し、高い熱慣性を提供して、熱キャパシタとして働く。航空機では、貨物専用コンテナ又は貨物それ自身も、熱キャパシタとして使用され得る熱慣性を提供し得る。これらの主たるシステムの各々は、航空機内で主要機能を有する。燃料タンクは、航空エンジンの動作のために燃料を供給し、水タンクは、調理場又は洗面所での使用のために水を供給し、貨物専用コンテナは、その中に収容される貨物の発送のために指定されている。しかし、各システムによって提供される熱キャパシタンスは、二次的な機能を提供し得る。

例示的な航空機システムに対して図1で示されているように、航空機10は、客室14を包含する胴体12を有する。(本実施例に対しては主翼18に取り付けられているように示されているが、代替的な構成では航空機の尾部に取り付けられる)エンジン16は、通常、主翼18の内部に取り付けられたタンク20から燃料を引き出す。そのような主翼タンクは、3900kg以上のジェット燃料を保持し、その燃料は、主翼18の外側温度に関して大きな熱キャパシタンスを提供し、主翼18は、航空機が高高度で飛行しているときに熱シンクとして働き得る。熱キャパシタとしての燃料タンクは、熱電発電装置と併せて使用され、電力を提供する。

更に、ほとんどの航空機は、貯水槽を必要とする洗面所、調理場、又は他のシステムを含み、1以上の水タンク22が、通常、航空機の胴体14内に存在する。水タンク22も、熱キャパシタンスを提供し、その熱キャパシタンスは、発電のために熱電発電装置と併せて使用され得る。

航空機によって運ばれる貨物は、通常、胴体14内に置かれ、多くの場合に、貨物専用コンテナ24は、外部の空気と共に熱キャパシタとして使用され、又は暖房がなく/加圧されない貨物室に対しては、客室内の空気が熱キャパシタとして使用され得る。代替的に、貨物専用コンテナの環境内で特定の温度制限が超えられないならば、利用可能な質量のみが熱キャパシタンスとして働き、そのとき、熱電発電装置の動作が提供され、その温度の偏位に対してセンサ又はレコーダに電力供給する。

第1の例示的な発電システムが図2で示され、ここで、熱電発電装置30が、主たるシステムとしての燃料タンク20の壁34と第1の表面32上で熱接触するように配置される。(概して36として指定される)タンク20内の燃料は、燃料をエンジンに提供するというその主要機能に加えて、熱キャパシタとして働く質量を提供する。熱電発電装置30の第2の表面38は、主翼18の表面の翼外板40と熱接触する。(概して42として指定される)外部空気の温度は、(概して矢印43によって指定される)熱流量のための熱電勾配を生み出す、熱電発電装置30の第1の表面32と第2の表面38との間の温度差を提供する、基準要素(reference element)としての翼外板40における温度を提供し、センサ46などの補助システムに接続されたリード44に電力を提供する。実施例として、センサ46は、燃料量ゲージ、燃料温度ゲージ、又は爆発性蒸気検出器であり、燃料タンクに関連付けられた望ましい物理現象を測定して、その現象を計器信号に変換すると共に、航空機内の主たるシステムのバックアップに対する冗長性を提供し得る。センサからの出力は、ディスプレイに送られ得るか、又は出力部48を介して他の処理のために送られ得る。物理的リードとして示されている一方で、出力部48は、有線又は無線のいずれかの通信チャネルであり得る。熱キャパシタとしての燃料タンク20と、熱キャパシタとは異なる温度を有する外部空気と接触している翼外板40との間の、熱電発電装置30の動作可能な係合は、電流の望ましい生成のための熱電勾配を提供する。

主たるシステムとしての水タンク22と併せて使用されるための類似の構造的な構成が、図3に示されている。熱電発電装置30は、第1の表面32が(概して51として指定される)タンク内の水を有する水タンク22の壁50と熱接触した状態で配置され、水タンク22は、調理場又は洗面所内での使用のために水を提供する、その主要機能に加えて、熱キャパシタとして働く質量を提供する。熱電発電装置30の第2の表面38は、胴体14の表面の翼外板52と熱接触する。外部空気42の温度は、再び、熱流量43に対して熱電発電装置30の第1の表面32と第2の表面38との間の温度差を提供し、補助システムとしてのセンサ54に接続されたリード44に電力を提供する。センサ54は、一実施例として、水タンクのための容量レベル又は量のゲージであり得る。センサ54からの出力は、出力リード56を通って、水タンクの位置に隣接して又は遠隔に配置されたディスプレイ58に送られ得る。

図4は、貨物専用コンテナ24を用いた一実施例を示す。熱電発電装置30は、第1の表面32が、貨物専用コンテナ24の壁60と熱接触した状態で配置され、貨物の質量及び(概して61として指定される)死空気容積は、貨物の発送という、その主要な機能に加えて、熱キャパシタとして働く質量を提供する。熱電発電装置30の第2の表面38は、コンテナ24を取り囲む(概して62として指定される)環境と熱接触する。該環境62の温度は、熱流量43に対して熱電発電装置30の第1の表面32と第2の表面38との間の温度差を提供し、補助システム66に接続されたリード64に電力を提供する。実施例として、補助システム66は、温度センサ又はGPS位置センサ/送信機であり得る。

主に熱キャパシタのより高い温度とより低い外部又は環境の温度との間で動作するように本明細書で説明されたが、本開示の実施例は、主たるシステムの熱キャパシタがより低い温度にあり、外部環境がより高い温度にあっても動作し得る。そのような実施例では、補助システムが、説明されたようにセンサであってもよく、又は外部温度が望ましい値を超える貨物専用コンテナ内で冷却空気を循環させるためのファンとしての、そのような実施態様であってもよい。補助システム(例えば、アイテムの損傷を避ける又はアイテムの温度を均一にするための、貨物又は輸送体の特に繊細な部分を対象とする又はそれらに適用されるファン若しくは冷却デバイス又は加熱デバイス)は、温度における変化をネガティブに埋め合わせる(すなわち、ネガティブなフィードバック(負のフィードバック)を提供する)ように接続され得る。この機能は、熱キャパシタ内の熱慣性を更にスピードアップさせ又は遅らせる。更に、熱キャパシタの温度が基準要素及び/又は環境シンクよりも高いか又は低いときに、熱電発電装置は動作し得る。本明細書では航空機を主な実施例として説明しているが、代替的な実施例として、輸送体は、宇宙船、ヘリコプター、軽航空機、水中機、及びミサイルであってもよい。

例示的な熱電発電装置30の動作要素が、図5で示されている。冷たいプレート72及び熱いプレート74は、アルミナセラミック又は金属化され得る類似の材料から作られる。冷たいプレート72及び熱いプレート74は、電流の生成のためにゼーベック効果、ペルチェ効果、又はトムソン効果を利用し得る熱電スタック(stack)76の両側に取り付けられる。一実施例では、スタックが、直列若しくは並列又はその2つの組み合わせで電気的に接続される、テルル化ビスマス(Bi₂Te₃)の半導体p‐n接合から作られる。スタック76によって生み出された電力は、その後、リード78a及び78bを通って提供される。一実施例として、熱電発電装置30は、テキサス州ダラスのMarlow Industries Inc.によって生産されたモデルNL1010Tなどの、一段階動作要素77の1つ又は配列を使用して生み出され得る。冷たい及び熱いプレート72、74は、最適な熱伝導率のために部品番号#860‐3079‐001を有するMarlow Industriesによって生産されたものなどの、熱グリースを直接的に使用して又は導電性エクステンション上に、前に説明されたように温度差を提供する外部環境又は外部環境に隣接する外板若しくは壁などの、熱キャパシタの質量及び基準要素又はシンクと熱的に接触する。冷たいプレート72は、その外側表面38において、燃料タンク及び水タンクの実施例における翼若しくは胴体の外板と伝導的に係合し、又は貨物専用コンテナの実施例に対して熱伝達のために環境空気と伝導的に係合し、熱いプレート74は、その表面32において、壁40、52、又は60の直接的な伝導的係合を介して熱キャパシタの質量と接触する。

図5で更に示されるように、熱電発電装置30は、センサ46、54、66などの関連付けられた補助システムを動作させるために、発電装置の出力を(12ボルト若しくは28ボルトのDC又は110ボルトのACなどの)望ましい電流及び電圧値に変換する、電力調整モジュール80に生み出された電力を提供し得る。バッテリ82などの電気エネルギー貯蔵デバイスが、蓄電のために電力調整システムを介して熱電発電装置に接続され、温度勾配が熱電発電装置30の動作のために存在し得ないときに、関連付けられたセンサ又は他の補助システムへの電力供給を可能にし、温度差が小さいときに、熱電発電装置によって提供される電力を補足し得る。代替的な実施例では、容量性貯蔵システム(capacitive storage system)が使用され得る。完全な熱勾配を伴って、電力調整モジュール80は、バッテリ82を充電し得る。

熱電発電装置30が、コンテナ24の外側84などの環境と熱キャパシタとしてのコンテナの内側86との間で動作するように取り付けられている、特定の用途が、図6で示されている。所定量の温度差が外側環境84と内側86との間に存在するときにのみ、熱電発電装置は起動され得る。補助システムを構成する温度センサなどのセンサ88は、温度差が超えられているならば、熱電発電装置のみから電流を受け得る。センサは、そのとき、温度を表示するように起動され得る。実際の温度値は温度センサから必要とされないが、閾値温度が超えられたという表示が単に必要とされ得る。温度差が閾値量を超えた時間の量をカウントするためのカウンター90が、センサ88に接続され、熱電発電装置30によって電力供給され、コンテナ86内の製品(例えば、乳製品、ワインボトル/ケース、又は過度温度に晒されたならば劣化し得る他の製品)に対する記録を提供し得る。カウンター90は、必要に応じて、秒、分、時間、日にちにおける時間の蓄積量を測定することができる、スタートストップタイマーであり得る。カウンター90は、動作のサイクルに基づいて初期化され得る。例えば、熱電発電装置30、センサ88、及び/又はカウンター90が、コンテナ86に取り付けられ得る独立型のシステムならば、カウンターは、システムがコンテナに取り付けられたときに初期化され得る。代替的に、熱電発電装置30、センサ88、及び/又はカウンター90は、コンテナ86に永久的に付けられ、カウンター90は、コンテナに積み込まれ密封されたときに手動でリセットされ得る。

補助システムは、温度差が超えられたときに補助システムを切断するヒューズ又は回路ブレーカーなどの、引き外し要素(tripping element)91でもあり若しくはそれを含み、又は単に表示器として働き得る。

熱電発電装置30、センサ88、及びカウンター90は、低価格材料から製造され、コンテナに直接的に関連付けられた又はコンテナの一部分として組み込まれた、使い捨ての単一用途システムを提供し得る。代替的に、熱電発電装置30、センサ88、及びカウンター90は、コンテナ24に取り外し可能に取り付けられ得る、独立型のデバイスであり得る。

本開示の実施例は、図7で示されるように、航空機上の主たるシステムに関連付けられたセンサなどの補助システムのために、主たるシステム内に存在する熱キャパシタから発電する方法を提供する。熱電発電装置は、熱キャパシタと熱シンクとの間で熱流量を受け入れるように取り付けられる(ステップ702)。その後、航空機は、低い温度の外部空気を航空機に提供する巡航高度において操縦される(ステップ704)。その後、電力は、熱キャパシタと熱シンクとしての外部空気との間の温度差を介して、熱電発電装置によって生み出される(ステップ706)。その後、熱電発電装置から生み出された電力は、適正な電圧に調整され(ステップ708)、センサなどの補助システムを動作させるように提供され(710)、又はセンサシステムを動作させるための蓄電のためのバッテリ又はキャパシタなどの、蓄電システムを充電する(ステップ712)。その後、バッテリは、十分な電力を提供するために熱電発電装置に対して十分な熱勾配が存在していないならば、補助システムの動作のために用いられ得る(ステップ714)。カウンターは、熱電発電装置が、閾値よりも上の温度差を記録するように動作しているときに、動作され得る。

更に、本発明は下記の条項による実施例を含む。 条項1 主要機能を有する主たるシステムであって、熱キャパシタを提供する関連付けられた質量を有する、主たるシステム、前記熱キャパシタと外部環境との間で動作可能に係合するように配置された熱電発電装置であって、前記熱キャパシタと前記外部環境との間の温度差を利用して電流を生成するように構成された、熱電発電装置、及び前記主たるシステムに関連付けられた補助システムであって、前記熱電発電装置によって生成された前記電流を使用して動作するように接続された、補助システムを備える、発電システム。 条項2 前記熱電発電装置が、前記熱キャパシタと接触する第1の部分、及び前記熱キャパシタとは異なる温度にある輸送体内の基準要素と接触するように配置された第2の部分を含み、前記第1の部分と前記第2の部分との間で熱電勾配が形成されて、前記電流を生成する、条項1に記載の発電システム。 条項3 前記第1の部分が前記熱キャパシタと熱接触する熱いプレートであり、前記第2の部分が航空機の外板と熱接触する冷たいプレートであり、発電のために前記熱いプレートと前記冷たいプレートの中間に熱電スタックを更に備える、条項2に記載の発電システム。 条項4 前記熱電スタックが、電流の生成のために、ゼーベック効果、ペルチェ効果、又はトムソン効果のうちの少なくとも1つを使用して動作する、条項3に記載の発電システム。 条項5 前記熱電スタックが、テルル化ビスマス(Bi₂Te₃)の半導体p‐n接合を備える、条項4に記載の発電システム。 条項6 前記主たるシステムが、宇宙船、航空機、ヘリコプター、軽飛行機、水中機、及びミサイルからなる組から選択された輸送体内に組み込まれる、条項1に記載の発電システム。 条項7 前記輸送体が航空機であり、前記航空機上の前記主たるシステムが、水タンク、燃料タンク、及び貨物専用コンテナのうちの1つである、条項6に記載の発電システム。 条項8 前記補助システムが前記熱電発電装置によって電力供給されるセンサであり、前記センサが物理現象を信号に変換し、前記センサが前記信号を有線又は無線の通信チャネルのうちの一方にアサート(assert)する、条項1に記載の発電システム。 条項9 前記熱電発電装置に動作可能に接続された電気エネルギー貯蔵デバイスを更に備え、前記熱電発電装置が電力を提供しているときに、前記貯蔵デバイスが電力を蓄え、前記熱電発電装置が電力を提供していないときに、前記貯蔵デバイスが電力を提供する、条項1に記載の発電システム。 条項10 前記貯蔵デバイスが、バッテリと容量性貯蔵システム(capacitive storage system)のうちの一方である、条項9に記載の発電システム。 条項11 前記熱電発電装置が、前記熱キャパシタに取り外し可能に取り付けられる、条項1に記載の発電システム。 条項12 前記補助システムが温度センサである、条項1に記載の発電システム。 条項13 前記温度差が閾値量を超えた時間の量をカウントするためのカウンターを更に備える、条項12に記載の発電システム。 条項14 前記補助システムが、ヒューズ又はブレーカーのうちの一方を含む、条項1に記載の発電システム。 条項15 前記補助システムが、冷却デバイスと加熱デバイスのうちの一方を備え、前記冷却デバイスと前記加熱デバイスのうちの前記一方が、前記熱電発電装置によって電力供給されるように接続され、前記温度差に対してネガティブな埋め合わせを行う、条項1に記載の発電システム。 条項16 航空機上の主たるシステムに関連付けられたセンサなどの補助システムのために、前記主たるシステム内に存在する熱キャパシタから発電する方法であって、航空機上の主たるシステム内の熱キャパシタと熱シンクとの間の熱流量を受け入れるように熱電発電装置を取り付けること、低い温度の外部空気を前記航空機に提供する巡航高度で前記航空機を操縦すること、前記熱キャパシタと熱シンクとしての外部空気との間の温度差に基づいて前記熱電発電装置により電力を生成すること、及び前記電力を用いて補助システムを動作させることを含む、方法。 条項17 前記補助システムによる使用のために前記熱電発電装置により生成された電力を調整することを更に含む、条項16に記載の方法。 条項18 前記生成された電力を用いて電力貯蔵システムを充電することを更に含む、条項16に記載の方法。 条項19 十分な電力を提供するために前記熱電発電装置に対して十分な温度勾配が存在しないならば、前記電力貯蔵システムを用いて前記補助システムを動作させることを更に含む、条項18に記載の方法。 条項20 前記補助システムを動作させるステップが、前記熱電発電装置が閾値よりも上の温度差を記録するように動作しているときにカウンターを動作させることを更に含む、条項16に記載の方法。

特許法によって要求されるように、様々な本開示の実施例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例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説明される本開示の範囲及び内容の範囲内にある。