特許 5791681 長時間滞空型水素駆動車両

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】5791681

(24)【登録日】2015年8月14日

(45)【発行日】2015年10月7日

(54)【発明の名称】長時間滞空型水素駆動車両

(51)【国際特許分類】

   B64C 39/02 20060101AFI20150917BHJP

   B64D 37/04 20060101ALI20150917BHJP

   F02D 19/02 20060101ALI20150917BHJP

   F02M 37/00 20060101ALI20150917BHJP

【ＦＩ】

   B64C39/02

   B64D37/04

   F02D19/02 B

   F02M37/00 P

【請求項の数】4

【外国語出願】

【全頁数】11

(21)【出願番号】特願2013-209200(P2013-209200)

(22)【出願日】2013年10月4日

(62)【分割の表示】特願2009-518104(P2009-518104)の分割

【原出願日】2007年4月26日

(65)【公開番号】特開2014-40240(P2014-40240A)

(43)【公開日】2014年3月6日

【審査請求日】2013年10月29日

(31)【優先権主張番号】11/428,706

(32)【優先日】2006年7月5日

(33)【優先権主張国】US

(73)【特許権者】

【識別番号】500520743

【氏名又は名称】ザ・ボーイング・カンパニー

【氏名又は名称原語表記】Ｔｈｅ Ｂｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ

(74)【代理人】

【識別番号】100109726

【弁理士】

【氏名又は名称】園田 吉隆

(74)【代理人】

【識別番号】100101199

【弁理士】

【氏名又は名称】小林 義教

(72)【発明者】

【氏名】ミラー，ジェラルド・ディ

(72)【発明者】

【氏名】アトレヤ，シャイレシュ

(72)【発明者】

【氏名】ビッグビー−ハンセン，ウィリアム・ジェイ

(72)【発明者】

【氏名】ビーソレアヌ，エイドリアン

(72)【発明者】

【氏名】オルセン，アルバート

(72)【発明者】

【氏名】ムーア，ウェスリー・エフ

(72)【発明者】

【氏名】デイビッドソン，ロナルド・ダブリュ

(72)【発明者】

【氏名】モリス，ラッセル・ダブリュ

【審査官】 志水 裕司

(56)【参考文献】

【文献】 特表２００３−５３０２６８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許第０３２４３１５０（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開平０１−３０９８９９（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開平０７−１９６０９８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許第０３０４０５２０（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開２００５−２３３０６８（ＪＰ，Ａ）

【文献】 Shailesh Atreya, Marianne Mata, Russ Jones, Lisa Kohout，Power System Comparisons for a High Altitude Long Endurance(HALE) Remotely Operated Aircraft(ROA)，AIAA 5TH AVIATION, TECHNOLOGY, INTEGRATION, AND OPERATIONS CONFERENCE (ATIO), 26-28 SEPTEMBER 2005,，２００５年１０月２６日，P933-945

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｃ ３９／０２

Ｂ６４Ｄ ３７／０４

Ｆ０２Ｄ １９／０２

Ｆ０２Ｍ ３７／００

Ｆ１７Ｃ ３／０４ − ３／０８

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

胴体（１１０）、および前記胴体（１１０）から延びている翼（１２０）を備える航空機であって、
胴体に対する翼幅の長さ比が３．０以上であり、
前記航空機が、
液体水素を含むように適合されている１以上の低温タンク（３００）と；
前記１以上の低温タンク（３００）の内部と流体連通している熱交換器（３２０）であって、前記熱交換器（３２０）は前記１以上の低温タンク（３００）からの液体水素を受けるように適合されている熱交換器（３２０）と；
前記胴体（１１０）または翼（１２０）に取り付けられているエンジン（１２２）であって、前記エンジン（１２２）は燃料としてガス状の水素の燃焼に適合されている、エンジン（１２２）と；
を備えることを特徴とし、
前記胴体が、前記１以上の低温タンクの形状及び寸法に一致する断面形状を有し、
前記１以上の低温タンク（３００）が球形であり、前記胴体（１１０）によって囲まれていて、前記胴体（１１０）のフレーム（１６０）に取付けられていて、
前記熱交換器（３２０）が、前記エンジン（１２２）のための空気圧縮タービンからの熱を備える冷却液と流体連通していて、
前記熱交換器（３２０）が、前記冷却液から液体水素へ熱を伝達して、かつ液体水素を前記エンジン（１２２）の燃料であるガス状の水素に転換するように構成されている、航空機。

【請求項2】

前記エンジン（１２２）に圧縮された吸気を供給する圧縮システム（１７１〜１７５）をさらに備える、請求項１に記載の航空機。

【請求項3】

前記冷却液は再循環する冷却液である、請求項１又は２に記載の航空機。

【請求項4】

前記１以上の低温タンク（３００）の内部と流体連通している吸入部と、前記熱交換器（３２０）と流体連通している排出口とを有するポンプ（３１０）をさらに備えるので、前記航空機が使用中である場合、前記ポンプ（３１０）が液体水素を前記熱交換器（３２０）に充填し、前記熱交換器（３２０）が前記エンジン（１２２）にガス状の水素を供給する、請求項１から３のいずれか一項に記載の航空機。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

連邦支援調査または開発に関する陳述
米国政府は本発明に一括払いライセンス、および、限られた状況において、特許権者に当該契約の期間によって与えられるような妥当な期間で他者にライセンスするよう求める権利を有する。

【0002】

技術分野
本発明は、一般に航空宇宙技術に関し、より詳細には、本発明は、水素駆動の高高度航空機に関する。

【背景技術】

【0003】

背景
特定の特殊航空機が、遠距離を飛行し、空中に長時間滞在するように設計されている。これらは、時には略語「ＨＡＬＥ」、すなわち、高高度長時間滞空型で知られている。しかし、航空機は、必ずしも高高度で飛行しなければならないというわけではない。これらの航空機は、典型的に、無人であり、遠隔制御され、様々な応用分野において有用であるか、潜在的に有用である。たとえば、国境に沿って、または、国もしくは州の海岸に沿って空中パトロールを実施する監視において、あるいは、携帯通信用の「携帯基地局」の代替として作用する遠隔領域において、である。このように使用するために、これらの航空機は、空中に長期間（約３日を超えて）とどまり、その時間中に重要な領域を横断する能力を有することが望ましい。したがって、航空機は、高高度か低高度で展開されるかどうかに関係なく、長時間滞空を可能にするために比較的多量の燃料を運搬する。

【発明の開示】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

通常、これらの航空機は、大きな外表面積を示す。すなわち、これらは、胴体長さに対して典型的に約３．０を超える極めて大きな翼を有する傾向がある。燃料は典型的に翼に貯蔵されるので、これらの大きな翼の設計は一般に、発射のための「揚力」および航空機を空中に維持する要件と、燃料貯蔵のための要件との折衷案である。この種の航空機では、ミッション能力を拡張するための減量（したがって、燃料要件）と、長時間滞空に十分な燃料を運搬するために必要な増加した重量との間に、さらなる相反関係が存在する。これらの競合する要求を満たすための１つの提案は、太陽熱発電を使用することであり得るが、約２４時間よりも長い飛行を実証する技術がまだ開発されていない。空気成層圏の飛行船より軽いものを使用することが提案されているが、これらは高高度を達成し、何日も空中に存在することができる一方、これらは高価で横風を受けやすいので、固定された飛行路を必要とするミッションを実行するのに求められる路の安定性に欠く。

【0005】

したがって、望ましいのは、空中時に起こるほとんどの予想される条件下で、長時間滞空および方向安定性を有する、高高度または低高度で展開されることのできる航空機を開発することである。その上、必要な燃料運搬能力を翼に備えて、翼が折衷案としてではなく飛行条件のために最適に設計されることができると、これは利点となるであろう。さらに、本発明の他の望ましい特徴および特性は、添付の図面および上述の技術分野および背景とともに、後続の詳細な説明および添付の特許請求の範囲から明らかになるであろう。

【課題を解決するための手段】

【0006】

概要
本発明は、いくつかの実施形態において、多くとも２，０００ポンドの有意なペイロードを運搬し、極めて長い滞空時間（１０日以上）を、６０，０００フィートを超える高度で飛行することのできる無人の水素駆動の航空機を提供するものである。実施形態は、胴体に対する大きな翼幅（３．０以上）や、軽量および強度のためのすべてが複合材の構造物、または、部分的に複合材の構造物などの特徴を含んでいてもよい。航空機の一実施形態は、水素燃焼のために適合される１つ以上の内燃エンジンを使用しており、各エンジンはプロペラを駆動する。水素燃料は、胴体内に設置されている容器に低温液体として機内で貯蔵され、内燃エンジンに充填する前に熱交換器内で蒸発する。いくつかの実施形態では、これらの特徴によって、航空機が１０日を超える滞空時間を提供することできるようになる。

【0007】

航空機の実施形態は、いくつかの固有の特徴、すなわち、水素駆動エンジンと；たとえば真空デュワー燃料タンクなどの低温容器にある機内の液体水素の燃料貯蔵部と；高性能の層流エーロフォイルを組み入れている高アスペクト比の翼；主として複合材であり、極めて軽量の機体構造；多くとも約１０日間、無人で独立した飛行車両としての連続運転と、のうちの１つ以上の組合せまたはすべてを含んでもよい。

【0008】

本発明の実施形態は、略１，０００ポンドの重さであるミッション通信装置およびペイロード一式を運搬する間ずっと、海面に近い高度での３０日の滞空時間能力から６５，０００フィートの高度で１０日までおよぶ、先例のない飛行滞空時間を提供することができる。さらに、航空車両の実施形態は、この複数日の飛行滞空時間にわたり、必要であれば９０％を超える極めて高いミッション信頼度を維持するために、このシステムの十分な信頼性および／または冗長度を含んでいてもよい。高高度での長時間の滞空時間によって、航空車両が、その有意なペイロード許容荷重に結びつけて、通信、監視、データ中継、およびその他の応用分野において、大幅な低コストの解決策を提供することができるようになる。

【0009】

本発明の上述した態様および他の態様は、液体水素を含むように適合されている低温容器と、容器の内部と流体連通している熱交換器であって、この熱交換器は容器から液体水素を受けるように適合されている熱交換器と、熱交換器と流体連通しているエンジンであって、このエンジンは燃料としてガス状の水素を燃焼させるよう適合されているエンジンと、を囲む胴体を備えた翼のある航空機である一実施形態によって、１つの形態で実施されてもよい。

【発明を実施するための最良の形態】

【0010】

以下の図面とともに考慮する場合、詳細な説明および特許請求の範囲を参照することによって、本発明をより完全に理解することができる。ここでは、同じ参照番号は、図面全体を通して同一の要素を表す。

【0011】

詳細な説明
以下の詳細な説明は、事実上単に例示的なものであり、本発明または応用分野、および本発明の用途を制限することを意図するものではない。さらに、前述の技術分野、背景、概要、または以下の詳細な説明に示されている、いかなる述べられているか示されている理論によって結びつけられる意図もない。

【0012】

液体水素を含むように適合されている低温容器と、容器の内部と流体連通しており、容器から液体水素を受けるように適合されている熱交換器と、燃料としてのガス状の水素を燃焼させるように適合されており、熱交換器と流体連通しているエンジンと、を囲む胴体を備えた翼のある航空機である一実施形態によって、本発明が１つの形態で実施されてもよい。

【0013】

図１は、本発明において有用なタイプの航空機１００を概略的に表す。すなわち、航空機１００は、胴体１１０と、胴体１１０から延びている対向した翼１２０とを有する。航空機はさらに、方向舵１２６および１対の後部安定板１２８（図２でより明確に見られる）を含む尾部１２５を有する。航空機の翼１２０は、長時間滞空型高高度航空機において典型的であるように、胴体１１０の長さと比較すると長い。典型的には、このタイプの航空機１００は、胴体に対する翼幅の長さ比が３．０から約４．０であるが、必ずしもそうである必要はない。これらは、海面より上に約３５，０００フィート以上、たいてい６５，０００フィートの高さで飛行することを目的とすることを意味する「高高度」航空機として特徴づけられるものであるが、これらはまた、より低い高度で、海面により近くでも有用である。胴体は、航空機の中心部分を備えてもよく、混合された翼の本体または全翼機を含む種々の実施形態は、本発明の範囲から逸脱するものではない。

【0014】

図１に示されている実施形態はまた、１対のエンジン１２２を有し、それぞれはプロペラ１２３を駆動し、かつそれぞれはナセル１２４を有する。当然ながら、他の航空機の実施形態は、単一エンジンを有してもよく、あるいは、各翼に１対のエンジンを有してもよい。したがって、１対のエンジンの使用によって、エンジン故障時における冗長度、ならびに、複数日の長いミッション用の燃料を保存するための軽量さの両方がもたらされることを除いて、エンジンの数は限定要因ではない。

【0015】

後述するように、エンジン１２２は、水素燃料に適合されている。燃料は、航空機１００の機内で、図２において液体状態で示されている低温タンク３００に、約３０ｐｓｉの電圧で、または、安全で有用であると考えられる他の適した電圧で、貯蔵されている。２つのタンク３００が示されており、かつこれらは球形であるが、異なる形状の１つ以上のタンクが使用されてもよい。図示されているように、タンク３００は、胴体１１０に形成されている空間またはキャビティ内に含まれる。この例において、一方のタンク３００は、翼の取付け位置１３０より前方にあり、等寸法の他方のタンク３００は、翼の取付け位置１３０の後方にある。このことによって、航空機１００の質量の中心位置を制御して、航空機の安定した飛行を可能にする。飛行中に、航空機の安定性を保証する位置に航空機の質量の中心を維持するために、燃料が、両方のタンク３００から、等しく、または、それぞれから交互に取られてもよい。図示されている特定の航空機１００の機首１５０は、制御装置１５５および航空機のミッションに付属した他の装置を含むように適合されている。

【0016】

図２の実施形態において、航空機１００は軽量構造であり、下にある一連の支持フレーム１６０によって安定化している一連の外板パネル１６４で構成され、長手方向の縦通材１６２がフレーム１６０の間に延びている。外板１６４と共に、これらのフレーム１６０および縦通材１６２は、航空機の胴体１１０を形成する。フレーム１６０および縦通材１６２はまた、燃料タンク、着陸装置、システムおよびペイロードを取り付けるためのハードポイントを設けており、荷重を外板１６４に分配する。胴体の形状は、たとえば、空気力学（抗力減少など）や、ミッション（たとえば、燃料を運ぶタンクの寸法）などの、いくつかの目的を満たす航空機の望ましい（横）断面形状に一致するように選択される。したがって、フレーム１６０は、いくつかの実施形態では略楕円形であるが、変化することのできる形状である。最低重量の基準を満たす一方で強度規程を満たすために、フレーム１６０は、たとえばポリアリールエーテルケトンまたはエポキシなどの適したエンジニアリングポリマーを含浸した炭素繊維など、複合材料で製造されてもよい。あるいは、フレーム１６０は、たとえばアルミニウム合金やチタン合金など、強力で軽量の金属合金から作られてもよい。必要な数の縦通材１６２が、胴体１１０のための強固な構造を作るために使用されてもよい。同様に、縦通材１６２が複合材料であってもよく、あるいは、たとえばアルミニウム合金やチタン合金などの強力で軽量の金属合金であってもよい。同じく、外板パネル１６４が、グラファイトまたはガラス繊維／エポキシ樹脂の複合材のサンドイッチ、または、別の複合材や軽量な金属であってもよい。当然ながら、より重い航空機の追加の燃料消費量や減少した範囲と釣り合うように、特性を利用して、妥当であるか許容可能なコストを満たす軽量の航空機を達成するために、材料の組合せはまた使用されてもよい。

【0017】

本発明の航空機の実施形態は、胴体内に設置されている水素タンクを有するので、翼内に燃料タンクを有する航空機を有する場合もそうであったように、翼は、燃料運搬能力に関していかなる折衷案なしで、最適性能として設計されることができる。したがって、本発明による航空機の実施形態は、別の方法では可能ではない、高性能の層流エーロフォイルを組み入れる高アスペクト比の翼を有していてもよい。

【0018】

水素適合性の内燃エンジンに関して、いかなる高信頼性の自動車用または航空機のエンジンをもまた、この目的のために、適切に改変することによって適合されることができる。さらに、いかなる現代のエンジンと同様に、このエンジンは、水素燃料の特性を考慮して改変されてもよいエンジン制御モジュール（「ＥＣＵ」）を有するべきである。さらに、十分な動力を保証するために、エンジンは、望ましくは、エンジンの吸気空気圧を増大させる圧縮タービンを有するが、必ずしもその必要はなく、図４の説明において以下に示すように、これらは、圧縮熱を除去し、エンジンにより冷たい空気を供給することのできる中間冷却器を有するべきである。

【0019】

図３、すなわち、燃料装置の一実施形態の簡略化された流れ図に示されているように、燃料タンク３００が、ポンプ３１０の吸込み側と連通している共通の排出管３０２にそれぞれ供給する。ポンプ３１０は、たとえば通気システムなどの適切な安全機能を有する水素貯蔵器３１２に液体水素を充填する。貯蔵器３１２は、安全通気孔３１１を有し、いくつかの実施形態においては約２２５ｐｓｉの圧力まで、ポンプ３１０によって加圧される。貯蔵器を流出する導管３１３内の液体水素は、温度３１５および圧力３１６をモニタされる。導管３１３内の流れは、１対の入口制御弁３２１によって、２つの熱交換器３２０のそれぞれに制御可能に分割される。熱交換器３２０では、後で詳しく述べるように、水素が加温装置の冷却液に対して加熱され、燃料としてエンジン１２２に充填するために暖められたガスになる。ガスは、熱交換器３２０から、それぞれ圧力調整器３２４および３２８の制御下で、導管３２３および３２７の出口制御弁３２２を通って、エンジン１２２、１２２に至る。

【0020】

図４は、ブロック図形式の、航空機の冷却システムの一例を表すものであり、冷却システムは、３つのループ、すなわち、同一であり、各エンジンのタービン圧縮機を冷却する１対のループと、アビオニクスボックスおよびペイロードボックスのための環境を維持する第３のループとを有する。表されている冷却システムは、たとえばプロピレングリコールと水との混合物など、連続的に再循環する冷却液を使用する。この冷却液は、連続的に循環して、除去されなければならない熱を回収し、ついで、回収された熱を除去するために冷却される。したがって、冷却液は、連続的な制御されたサイクルで再利用される。

【0021】

一般に、熱は、エンジン１２２、各々のエンジン１２２のターボ圧縮システム１７１〜１７５から、またさらには、環境制御システム２６０から、除去されなければならない一方で、熱は、液体水素に加えられ、燃焼のためにそれをガス状の形態に転換されなければならない。したがって、冷却液は、廃熱を除去して、その熱を水素気化のために加える。システムからの過剰熱は、環境に放出される。

【0022】

２エンジンの実施形態に基づく図示されている例を参照する。３段階の空気圧縮が、各エンジンのために使用される。各エンジン用の冷却システムは、他のエンジンの冷却システムと同一であるので、１つのみを詳細に説明することとする。ラムスクープの空気が低圧圧縮タービン１７１に入り、圧縮され加熱された空気が流出し、低圧圧縮の中間冷却器１７２に流れる。低温の冷却液は、低温冷却液ヘッダ２０２にある。ヘッダ２０２は、低圧圧縮の中間冷却器１７２に低温の冷却液を分流させる導管２０３と、熱を空気から冷却液まで伝達する熱交換器とを有し、導管２０４を介して加熱された冷却液ヘッダ２２０に流出する。中間冷却器１７２を流出する冷却された圧縮空気は、中間段階の圧縮タービン１７３に入り、ここで、この圧縮空気はより高圧に圧縮されて、圧縮の結果、加熱される。タービン１７３から流出する加熱された空気は、中圧の中間冷却器１７４に入り、ここで空気が導管２０５を介してヘッダ２０２から供給される低温の冷却液を用いて、熱交換によって冷却される。暖められた冷却液は、導管２０６内の加熱された冷却液として中間冷却器１７４から流出して、ヘッダ２２０に流れる。次に、中間冷却器１７４を流出する冷却された空気は、最後の高圧圧縮タービン１７５に入り、ここで冷却された空気がさらに圧縮されて、その結果、加熱される。タービン１７５からの加熱された流出する空気は、ヘッダ２０２から導管２０７を介して中間冷却器１７６に入る冷却液へ空気から熱を伝達する高圧の中間冷却器１７６に入り、加熱された冷却液として、中間冷却器１７６から導管２０８を介してヘッダ２２０まで流出する。中間冷却器１７６を流出する空気は、効率的なエンジン作動に適したある圧力および温度で、エンジン空気取入口（図示せず）に供給される。

【0023】

導管２２０の加熱された冷却液は、熱い冷却液を空気冷却式のラジエータ２３０に注入するポンプ２２４の吸入部に吸い込まれる。冷却液は、液体水素を蒸発させるために十分な熱を保持し、アビオニクスボックス２５６およびペイロードボックス２５８を含んで示されている環境システム２６０の温度制御を可能にするのに必要なある程度にまで、冷却される。冷却された冷却液は、ラジエータ２３０を流出して、流れは３つの導管に分流させるように制御される。すなわち、１つの導管が、サイクルが繰り返すように、ターボ圧縮システムを冷却するのに使用するためにヘッダ２０２に戻る（各エンジン１２２に対して上述したように）；環境システムを冷却するための第２の導管２５０；および、液体水素に熱を供給するための第３の導管２７０である。

【0024】

上述のように、図３を参照すると、液体水素が概して加熱され、熱交換器３２０においてガス状の形態になる。次に図４を参照する。冷却されているが低温ではない、ラジエータ２３０を流出する導管２７０内の冷却液は、水素液体をガス化するのに十分な熱を保持している。冷却液は、熱交換器３２０に入り、さらなる冷却された冷却液として導管２７２を流出して、液体水素に対して熱を失う。この冷却液は導管２７２から導管２２０に送られ、したがって、ポンプ２２４に至る。ポンプ２２４は、冷却液をラジエータ２３０に送り戻す。ラジエータ２３０から、冷却液のうちのいくらかが導管２７０に流出するので、サイクルが繰り返される。

【0025】

導管２５０に入るラジエータ２３０からの冷却液の制御部は、デュアルコアの熱交換器２５２に充電されるが、他のタイプの熱交換器が使用されてもよい。ラジエータの冷却されたこの冷却液は、ついで、冷却液ヘッダ２５５を介してポンプ２５４によって循環し、アビオニクスボックス２５６およびペイロードボックス２５８を含む環境制御システム２６０に至り、ここで冷却液が熱を受け取る。加熱された冷却液は、加熱された冷却液ヘッダ２５９を介して熱交換器２５２に戻って循環し、ここで加熱された冷却水が冷却される。熱交換器２５２を流出する冷却液の一部は、ポンプ２５４の吸入部に入り、環境２６０へ戻って再循環され、このサイクルを繰り返す。別の部分は、導管２５３を介して導管２２０に流れ、再循環のためにポンプ２２４を介して空気冷却器２３０に至る。より少ないかまたはより多い部品数を備えたシステムを含む冷却システムの他の装置は、本発明の範囲から逸脱するものではない。

【0026】

図５Ａに示されているように、部分断面図で表されている低温タンク３００の一実施形態は、内側球状壁３５０および周囲の外側球状壁３７０を有し、この２枚の壁の間に環状空隙３７５がある。内壁３５０は、外壁から離れており、中央にある垂直の２重の壁の支柱３５２によって外壁によって支持されている。単一の支柱３５２を使用することによって、外壁から内部チャンバ３５５までの伝導性熱伝達を最小限に抑える。内部チャンバ３５５は、タンク３００が使用中の場合に容量ゲージ３５８によって測定される高さまでの液体水素を含む。環状空隙３７５は、１ｘ１０^−６トルの低圧で完全な真空に近く、環状空隙を通って熱伝達を低減させる。さらに、図５Ｂに示されているように、いくつかの実施形態において、空隙３７５は、断熱材料を充填されていてもよく、この断熱材料は、たとえばガラス繊維やエポキシなど、または、カプトン（登録商標）３７６（デラウェア州のデュポン社（Ｄｕｐｏｎｔ ｏｆ Ｄｅｌａｗａｒｅ）の商標、マサチューセッツ州ウィンチェスターのＭＰＩテクノロジー株式会社（ＭＰＩ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｉｎｃ．ｏｆ Ｗｉｎｃｈｅｓｔｅｒ，ＭＡ）から入手可能）や、ダクロン（登録商標）（北アメリカ、カンザス州ウィチタのインヴィスタ社（Ｉｎｖｉｓｔａ Ｎｏｒｔｈ Ａｍｅｒｉｃａ ｏｆ Ｗｉｃｈｉｔａ，ＫＳ）の商標、ニューヨーク州インウッドのアペックスミルズ社（Ａｐｅｘ Ｍｉｌｌｓ，ｏｆ Ｉｎｗｏｏｄ，ＮＹ）から入手可能）網（ｎｅｔｔｉｎｇ）３７８などのポリエステル網、または、望ましい低い熱伝達を有する他の適した断熱製品や製品の組合せなど、有孔の、両面をアルミニウム処理したポリイミド薄膜の交互層などである。

【0027】

液体水素低温タンク３００はまた、たとえば過度の昇圧を防ぐための通気システム、接地の充填排出システム（ｇｒｏｕｎｄ ｆｉｌｌ ａｎｄ ｄｒａｉｎ ｓｙｓｔｅｍ）、再循環システムおよび給気システムなど、良好な技術的手法の要求に合わせて、他の付属品および安全装置を取り付けられるべきである。

【0028】

一実施形態において、本発明は、胴体、および胴体から延びている翼と；液体水素を含むように適合されている低温容器と；熱交換器および容器の内部と流体連通している、容器からの液体水素を受ける熱交換器と；燃料としてガス状の水素の燃焼に適合されている、胴体または翼に取り付けられているエンジンと；を有する航空機を提供する。

【0029】

任意選択的に、この実施形態は、エンジンに圧縮された吸気を供給する中間冷却型圧縮システムなど、いくつかの特徴を含んでもよい。容器は、胴体内のキャビティに設置されていてもよい。この容器は、壁間を真空に近づける減圧領域を備えた２重の壁の容器であってもよい。容器は、アルミニウム合金の内壁を有していてもよい。内壁と周囲の外壁との間にある環状空隙は、その中に断熱材料を有していてもよい。断熱材料は、ポリイミド断熱材料とポリエステル断熱材料との交互層を含んでいてもよい。エンジンは、内燃エンジンであってもよい。熱交換器は、空気圧縮タービンから除去された熱を含む冷却液と流体連通していてもよい。熱交換器は、冷却液から液体水素へ熱を伝達して、水素液体を水素ガスに転換するように構成されてもよい。航空機が使用中である場合、ポンプが液体水素を熱交換器に充填し、熱交換器がエンジンにガス状の水素を供給するように、航空機は、容器の内部と流体連通している吸入部と、熱交換器と流体連通している排出口とを備えたポンプを有してもよい。

【0030】

別の実施形態において、本発明は、胴体、および胴体から延びている翼と；液体水素を含むように適合されている低温容器と；低温容器の内部と流体連通している吸入部を有し、液体水素を注入するよう適合されているポンプと；燃料としてガス状の水素を燃焼するよう適合されているエンジンと；空気圧縮および水素燃焼によって発生する廃熱を除去する循環冷却液を有する冷却システムと；航空機が使用中である場合に冷却液から液体水素に熱を伝達するために、ポンプの排出部および冷却液と流体連通している熱交換器と；を有する航空機を提供する。

【0031】

任意選択的に、この実施形態は、エンジンに圧縮された吸気を供給する中間冷却型圧縮システムを含む、いくつかの他の特徴を含んでいてもよい。容器は、壁間に真空を備えた２重の壁の容器であってもよい。容器は、アルミニウム合金からなる内壁を有していてもよい。内壁と外壁との間にある環状空隙は、その中に断熱材料を有していてもよい。断熱材料は、ポリイミド断熱材料とポリエステル断熱材料との交互層であってもよい。

【0032】

さらに別の実施形態では、本発明は、胴体から延びている翼を有する胴体と、液体水素を含むように適合され、胴体内に設置されている低温容器であって、この容器は、外壁に包囲され、外壁から間隔を置いて配置されている少なくとも１つの内壁を有し、環状空隙が断熱材料を有する内側と外側の壁の間にあり、外壁が内壁を支持している、低温容器と；液体水素を注入するように適合されている低温容器の内部と流体連通している吸入部を有するポンプと；燃料としてガス状の水素を燃焼させるように適合されている内燃エンジンと；エンジンに圧縮空気を供給する中間冷却型ターボ圧縮システムと；航空機が使用中である場合に熱を冷却液から液体水素に伝達するために、ポンプの排出部および冷却液と流体連通している熱交換器と、を有する航空機を提供する。

【0033】

任意選択的に、実施形態はまた、ポンプとエンジンの中間に水素貯蔵器を含んでいてもよく、ここでは、貯蔵器はポンプから液体水素を受け、熱交換器と流体連通している。

【0034】

少なくとも１つの例示的実施形態が上述の詳細な説明において示されてきたが、非常に多くの変形が存在することを理解されたい。本願明細書において記載されている例示的実施形態または実施形態は、いかなる形であれ本発明の範囲、適応性または構成を制限することを目的としないこともまた、理解されたい。むしろ、上述の詳細な説明は、記載された実施形態または実施形態を実施するための簡便な道筋を当業者に与えるであろう。添付の請求の範囲に記載の本発明の範囲およびその法的均等物から逸脱することなく、要素の機能および構成において種々の変形を施すことが可能であることを理解されたい。

【図面の簡単な説明】

【0035】

【図1】長い翼幅を表す高高度航空機の概略斜視図である。

【図2】水素燃料貯蔵容器を表す本発明の一実施形態による航空機の胴体の部分断面図である。

【図3】本発明の一実施形態によるエンジンに水素燃料を供給するための流れ図を表すブロック図である。

【図4】本発明の一実施形態による、水素駆動航空機用の冷却システムの流れ図を表すブロック図である。

【図5A】本発明の一実施形態による、２重の壁のある構造および支柱を表す低温タンクの部分断面図である。

【図5B】内断熱を示す図５Ａのタンクの一部分の断面図である。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5A】

【図5B】