JPS626353B2 - - Google Patents

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JPS626353B2
JPS626353B2 JP52068748A JP6874877A JPS626353B2 JP S626353 B2 JPS626353 B2 JP S626353B2 JP 52068748 A JP52068748 A JP 52068748A JP 6874877 A JP6874877 A JP 6874877A JP S626353 B2 JPS626353 B2 JP S626353B2
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radiant energy
photovoltaic cell
combustion chamber
jet
heat transfer
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Reonaado Doerunaa Osukaa
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Publication of JPS626353B2 publication Critical patent/JPS626353B2/ja
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02S—GENERATION OF ELECTRIC POWER BY CONVERSION OF INFRARED RADIATION, VISIBLE LIGHT OR ULTRAVIOLET LIGHT, e.g. USING PHOTOVOLTAIC [PV] MODULES
    • H02S10/00—PV power plants; Combinations of PV energy systems with other systems for the generation of electric power
    • H02S10/30—Thermophotovoltaic systems
    • H—ELECTRICITY
    • H10—SEMICONDUCTOR DEVICES; ELECTRIC SOLID-STATE DEVICES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H10F—INORGANIC SEMICONDUCTOR DEVICES SENSITIVE TO INFRARED RADIATION, LIGHT, ELECTROMAGNETIC RADIATION OF SHORTER WAVELENGTH OR CORPUSCULAR RADIATION
    • H10F77/00—Constructional details of devices covered by this subclass
    • H10F77/60—Arrangements for cooling, heating, ventilating or compensating for temperature fluctuations
    • H10F77/63—Arrangements for cooling directly associated or integrated with photovoltaic cells, e.g. heat sinks directly associated with the photovoltaic cells or integrated Peltier elements for active cooling
    • H10F77/68—Arrangements for cooling directly associated or integrated with photovoltaic cells, e.g. heat sinks directly associated with the photovoltaic cells or integrated Peltier elements for active cooling using gaseous or liquid coolants, e.g. air flow ventilation or water circulation
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
    • Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/50—On board measures aiming to increase energy efficiency

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 ジエツト機における電力発生装置は現在ジエツ
トエンジンの主圧縮機の回転軸に機械的に接続さ
れるまたは補助ガスタービンエンジンによつて駆
動される複数の交流同期発電機が用いられてい
る。ジエツト機が大型になると、例えばボーイン
グ747のような場合、主発電機をジエツトエンジ
ンに機械的に連結するほか別のガスタービンエン
ジンによつて駆動される補助発電機が組み込まれ
る。
これらの従来のタイプの発電機では、平常時の
発電量が著しく大きくまた機械的発電装置によつ
て指向される熱損失分を冷却する必要が生ずるの
で、発電機の空冷が不可欠である。
ジエツト機に積載する従来の発電機はかさが大
きく、重くしかも貴重な空間を占有するものであ
つた。発電機の機械系は6000RPM以上の高速で
常時回転するので保守が肝要事であるばかりでな
く回転機に様々な難点がたえずつきまとつて派生
した。さらに上述の発電機はエンジンのエネルギ
ーと燃料を消費するものである。
ミサイルの場合、発電装置は大出力・小形、短
寿命の所謂スクイブ型の電池を用いている。ミサ
イルの寿命が比較的短い場合には、このことはミ
サイル装置に見合つた条件になる。しかし、ミサ
イル塔載の蓄電装置そのものが大重量でロケツト
推進装置がこうした蓄電池を貴重な燃料を使つて
運び上げなければならないという難点がある。
本発明は航空機のジエツトエンジンの燃焼室ま
たはロケツトエンジンのミサイル噴射部の近傍に
複数の放射エネルギー感知光電セルを装定してな
るものである。ジエツトエンジンの場合、これら
の光電セルは燃焼室を囲繞するジエツトエンジン
ケーシングの外側に装定されており、放射エネル
ギーは通常石英製のケーシング窓を透過して光電
セルに入射するようになされている。
同様にして、ミサイルに応用した場合、光電セ
ルはロケツトの噴射部から放射されるエネルギー
が電力を発生するセルに投射されるロケツト後尾
に設置される。
ジエツトエンジンに応用した場合、エンジンの
ケーシング外枠および燃焼室と外側ケーシングと
の間に空気通路を設けて光電セルを冷却するよう
にする。光電セルはジエツトエンジンのケーシン
グと熱的に最少限にしか接触しないように設置さ
れる。さらに、光電セルの表面には反射手段を設
けて光電セルのスペクトル反答帯域から外れた放
射エネルギーを反射させることができる。
以上から明らかなように、本発明はジエツトエ
ンジンの燃焼室の近傍に光電セルを配置してジエ
ツト機内の発電機を構成することを目的としたも
のである。また、本発明はロケツトの噴射部近傍
に光電セルを設置し放射エネルギーを受光してこ
れを電気エネルギーに変換するミサイル／ロケツ
ト用の発電装置を提供することを目的とする。さ
らに、ガスタービンエンジンの燃焼室の近くに光
電セルを用いてガスタービンエンジン設置車両の
発電機を提供すること、中心部に高温の燃焼室を
有する原動機に電力を供給してこの原動機の性能
を向上させるとともに発電機の重量を低減するこ
とを目的とするものである。
添付図は本発明の実施例を図示したもので以下
これによつて詳述する。
図はジエツトエンジンの燃焼室の近傍に放射エ
ネルギー感知型の光電セルを配置したものであ
る。第１図に見られるごとく、放射エネルギーを
透過する石英製の窓が放射エネルギーすなわち炎
と光電セル群との間に設けられている。
本発明における物理的過定について予め触れて
おこう。現在のジエツト機の燃焼室内の温度は
3500〓（2200〓）以上になることが知られてい
る。このように燃焼室の動作温度が高いと、いか
に多くの燃焼室内の放射エネルギーが無駄に放出
されているかがわかる。放射エネルギーが黒体ふ
く射に従うものと仮定すると、ステフアン−ボル
ツマンの法則による放出全エネルギーはこの黒体
の絶体温度の４乗すなわち、Ｅ∝T4によつて変
化する。
ステフアン−ボルツマンの法則によれば、温度
が2000〓の黒体から放出される全放射エネルギー
は 総ワツト数＝5.6697×10-12T4ワツト／cm2 ＝5.67×10-12（2000）4 ＝90.88ワツト／cm2 このような仮定をすれば、温度が2000〓程度の
とき熱源は約91ワツト／cm2の発電能力を有するこ
とになる。
上記の結果を燃焼室の直径が約90cm（３フイー
ト）、周囲2.85ｍ（9.5フイート）、燃焼室の長さ
45cm（1.5フイート）のボーイング747に用いられ
ているターボフアンエンジンのような最新のジエ
ツトエンジンの燃焼室に当てはめて考えると、燃
焼室の外周に約1.325m2（14.25平方フイート）の
放射エネルギー源が存在することが了解される。
燃料を燃焼させる炎の実際の外面は、ジエツト
エンジンの燃焼が、燃焼室のライナーに設けた多
孔面を通じて燃料とその周囲に冷却用（二次）空
気のブラケツトを送給することによつて、燃焼室
の中心に集中するように設計されているので、こ
の燃焼室内壁よりもわずかに小さくなることに着
目することが必要である。これは、燃焼の核心部
の周囲に断熱ブランケツトが形成されることにつ
ながる。この燃焼核心部の直径は設計上の理由か
らこれまでの90cm（３フイート）よりやや小さく
なる。
このように、上記の環状の表面積から放射エネ
ルギーが理論的には1.19×106ワツトだけ取り出
せる。ここで集中化した放射エネルギーには、太
陽エネルギー利用によく必要となる集光レンズの
ような集光器が利用できないことに留意しなけれ
ばならない。
ウイーンの変移則によれば、放射エネルギーの
波長がλmaxで最長になるとすると、 λmax＝2.897.8λ〓〓〓ミクロン ＝1.45ミクロン（Ｔ＝2000〓） となる。ここで、この波長はヒ化ガリウム光電セ
ルの最大スペクトル応答に近いことに着目した
い。1975年５月の第11回IEEE光電関係専門家会
義におけるL.W.ジエームズおよびR.Lムーンの
GaAs集光型太陽電池及び新規な光電物質または
複合材料の光電セルは、動作効率を実用的範囲に
保ちながら同様な光電装置のスペクトル応答を
1.45ミクロンの領域に接近させることができるの
である。
元に戻つて、波長1.45ミクロンの放射エネルギ
ーはウイーンの変移則から次のように表わされ
る。
Wmax＝1.288×10-15T5ワツト〓〓ミクロン-1 ＝1.288×10-15（2000）5 1.288×10-15（3.2×1016） ＝41.2ワツト／（cm2ミクロン） この計算にはマグローヒル社、米国物理学会ハ
ンドブツク、第３版（1972年）、第６−200頁を参
照した。
第２図より明らかなごとく、ヒ化ガリウム光電
池のスペクトル応答域は0.45ミクロンないし、
0.9ミクロンの範囲になる。この波長域の放射エ
ネルギーの大きさを判定するために、波長をλ
maxで表わした。
０．４５／１．４５＝0.31 ０．９／１．４５＝0.62 マグローヒル社、W.J.スミス著、モダンオプ
テイカルエンジニアリング（1966年）、第194頁の
第８。７図を見ると、ヒ化ガリウム光電池の帯域
に相当するスペクトル領域は、全ふく射の約４％
になる。
次に第１図において、ターボジエツトエンジン
の部分断面が示され（ゼネラルエレクトリツク社
J85）、中心軸１００はエンジンの前部（図示され
ていないが第１図の軸１００の左方にある）の軸
流圧縮機とエンジン後部（図示されていないが第
１図の軸１００の右方にある）の軸流タービンと
を連結している。燃焼室の内側ライナ１０２は回
転軸１００を環状の同心リング状にとり囲み、多
孔部１０４をそなえている。燃焼室はジエツト燃
料と一緒に軸流圧縮機からの圧縮空気を受入れ、
燃焼室の内側ライナ１０２内で燃焼させる。燃焼
生成物は右方に吹き送られて、中心軸１００を駆
動する軸流タービンの羽根（図示されていない）
を駆動し、これによつて軸流圧縮機を駆動する。
第１図のターボジエツトエンジンでは、矢印１０
８で表わす外界からの空気がエンジン１１２の外
枠ケーシングの周辺を通過する。軸流圧縮機は、
さらに燃焼室内側ライナとエンジンのケーシング
１１２の内面との間に矢印１０６で示すように空
気を送給しており、燃焼室の内側ライナと中心軸
１００との間に空気が通過されることと同時にこ
れは行われる。
第３図はジエツトエンジンの外枠ケーシングの
一部になつている放射エネルギーに対して透明な
石英窓１１０を示す。この石英窓１１０は良好な
断熱体である。この窓はエンジンに入る冷態の空
気が約450〓になるため必要なことに注目しなけ
ればならない。石英窓に隣接してヒ化ガリウムの
光電池１１４が配置される。光電池１１４はジエ
ツトエンジンのケーシング１１２から断熱構造部
材１１８すなわちガラス繊維によつて断熱されて
いる。ヒ化ガリウム光電池にはこれに熱を与える
とともに外気によつて冷却させるはたらきをする
伝熱性の構造部材１１６が隣設されている。ま
た、伝熱構造部材１１６の熱エネルギーは過渡的
な温度勾配さらに透明窓１１０の熱応力（例えば
エンジンの始動、飛行中の突然消炎および再発炎
などの急激な動作温度の変動による）を最小にし
て熱時定数を合理的ならしめる。伝熱構造部材１
１６には冷却作用を増すために冷却フイン１２０
を付設してもよいことは言うまでもない。石英窓
は環状の燃焼器全体をとり囲む帯状になし、その
構造部材１１６の熱膨張係数を石英窓１１０と同
じにするとともに外側ケーシング１１２の総合強
度を損なわないようにできる点に注目する必要が
ある。インバーメタルが構造部材１１６に利用で
きる。窓１１０は、隣接する構造部材１１６と熱
膨張係数が同じでしかも強度、耐熱性、耐摩耗性
および耐熱衝撃性などの条件を充たす例えばパイ
レツクスガラスまたはバイコールガラス（通常二
酸化ケイ素96％）を石英の代りに透明材料に用い
てもよい。
第３図によれば、ヒ化ガリウム光電池１１４は
酸化ベリリウムおよびまたは弾性接着剤のような
電気絶縁性と伝熱性をもつた材料１２１により伝
熱構造部材１１６に熱的に結合されている。光電
池とその裏当てになる伝熱構造部材１１６とは熱
的な弧立系（アイランド）を形成する。この熱的
なアイランドは航行中多量の周辺外気の冷却空気
によつて冷態に保たれる。ジエツト機の飛行前の
ウオームアツプ時間がいずれにしても著しく短い
ことが要求されるかぎりは、この短い地上での検
査時間内に熱に関する問題が発見されなければな
らない。ターボジエツトではアクチユエータ制御
の抽気弁が初段の圧縮機からの抽出空気をバイパ
スして地上検査中の（抽気弁は飛行中閉止される
のが常）光電池を冷却する。ターボジエツトの回
転軸はこの抽出空気を連続的な流れとして冷却に
用いる。ターボプロツプ型のエンジンは普通ヘリ
コプターおよび自動車に用いられる。ここでター
ボプロツプ型エンジンとターボフアン型のエンジ
ンは伝熱構造部材１１６の表面に外側冷却空気を
吸入することで、熱による問題を未然に防いでき
た点に着目したい。第３図のように、光電池１１
４から電力を取出すための導線１２２は構造部材
１１６の圧力封止型の開口１２４を通される。
伝熱構造部材１１８は鋲など（図示されていな
い）の固着または機械的接合手段によりジエツト
エンジン１１２の外枠ケーシングに固着されてい
る。
以上には空気の対流による冷却と断熱技術によ
る方式が説述されたが、これに限定されない。例
えば、伝熱部材１１６内に水循環冷却ジヤケツト
を取付けるか組込んでもよい。さらに、ヒートパ
イプを介して光電池（特に光電池を同心ライナ１
０２の軸線側近傍に用いた場合）に周辺空気冷却
型の吸熱体を、熱的に接触させてもよい。
本発明による構成では、光電池が放射エネルギ
ー発生源にきわめて接近して数センチメートル
（１〜２インチ）の部位に配置されるから上述の
方式によつて冷却することが推奨される。この方
式（ヒートパイプ方式も含めて）の最適な態様は
中高高度すなわち飛行中の大部分の間、高高度に
おける低温外気（−50〓、−10℃）によつて光電
池は自然に除熱冷却されるようにすることであ
る。これは、光電池の温度をできるだけ低温に保
つと効率が上がるので常に重視されるべき点であ
る。光電池の動作温度が低下すればシリコン集光
型の光電池を用いても高い効率が得られる。この
結果、スペクトル応答を1.1ミクロンすなわち前
述のλmax＝1.45ミクロンに近づけられる。
好適実施例においては、ヘテロジヤンクシヨン
型の光電池を使用する。ヘテロジヤンクシヨン型
の光電池の効率はホモジヤンクシヨン型の光電池
よりも高い。従来のホモジヤンクシヨン型のセル
に比べて効率が改善された結果、直流抵抗の低減
および表面再結合による損失の低下がもたらされ
た。
直流抵抗値は最終的に使用可能な不純物密度を
制約する要因となるので濃度偏向型のセルにとつ
ては重要な問題になる。直流抵抗の低いシリコン
光電源は多層型のマルチジヤンクシヨン技術を用
いて製作することができる。直流抵抗の低いアル
ミニウムGaAs／GaAsヘテロジヤクシヨン型セル
の製作方法については、例えば1975年５月の上記
と同じの第11回IEEE学会、L.W.ジエームス、R.
L.ムーン、GaAs濃淡型太陽電池、第402頁を参照
されたい。
現在の光電池製作技術から言つて、ヒ化ガリウ
ム光電池の表面に薄膜コーテイングを施してこの
光電池のスペクトル応答域から外れる、すなわち
0.45ミクロンよりも短かく0.09ミクロンよりも長
い波長の放射エネルギーがセル表面に当たつても
かなりの割合を反射するように形成することがで
きる。例えば、薄膜コーテイングを光電池／透明
カバープレート（石英窓１１０）の界面にはさむ
ことにより、光源（燃焼炎）の有用なスペクトル
分布の領域に対する反射損失を最少限に抑えなが
ら、放射エネルギーの大部分がセルに達してこれ
を不必要に加熱することを防止できる。光電池と
石英窓の屈折率はそれぞれ3.5、1.5であり、フレ
ネル反射が大きくなるのはこうした不整合の部分
から（コーテイングなし）である。
ジエツトエンジンの燃焼室の炎と光電池との間
の放射の遷移の際に簡単にするため一切の損失が
ないものとして、実際のセル領域の光電池のワツ
ト／cm2で表わす出力電力量Ｐとなるとともに、放
射照度は光電池表面域に直交して一定になり次の
値をとる： Ｐ＝∫〓２〓１Ｖ（λ）Ｅ（λ）ｄλ ここに、Ｅ（λ）は燃焼室内の炎のスペクトル
放射分布をワツトcm-2ミクロン-1で表わしたも
の、Ｖ（λ）は所定のセルの動作温度（前述のセ
ル冷却装置によつて大体決定される）における光
電池の正規化されたスペクトルエネルギー効率、
λ１とλ２とは問題の波長の間隔（すなわち光電
池のスペクトル帯域幅）である。Ｖ（λ）とＥ
（λ）とはいずれも実験的に決められる。上式は
Ｖ（λ）とＥ（λ）の数学的表現が普通存在しな
いので図上または数値積分で解いて求める。
さらに、得られる電力の大きさを測る場合、光
電池に照射されたエネルギーはこの光電池を遮蔽
する傾向をもつた燃焼室の内側ライナ１０２の部
分によつて減少する、すなわち放射エネルギーは
燃焼室内面ライナの多孔部１０４を通つて光電池
群に達するという経路を通ることを留意しなけれ
ばならない。しかし、放射エネルギーは光電池を
飽和させたり被覆のない領域に重なる傾向をもつ
ことに注意したい。これは、多孔部から放出され
る放射エネルギーは全て、燃焼室の内面ライナの
虚像中心から出射されるように多孔部に対して中
軸的でないが、実際には大部分の放射エネルギー
が軸線方向に放出されてもこの軸線からずれて傾
斜面をなして出てくることによつて起きる。石英
等の高温下で透明な材料に関する技術が進歩した
とき、光電池の応答波長域の放射エネルギーに対
して燃焼室の内面ライナを透明にすることも可能
になろう。
先の例に戻つてボーイング747のターボフアン
エンジンに光電池を組込んだときのスペクトル帯
域に対する動作効率が40％でありまた多孔部の面
積がライナの全面積の約25％になる従来の金属製
ライナを使つた場合、利用し得る総出力は Pout＝（0.4）（0.25）（47600）ワツト ＝4760ワツト になる。上述の透明なライナの場合、 Pout＝0.4×47600＝19040ワツト。
第４図はロケツトおよびミサイルに本発明を応
用した場合を示す。第４図においては噴射炎がい
くつかのエンジン噴射口から出るミサイルまたは
ミサイル中間段の後尾を示す。ロケツトの外殻２
００の断面は基体２０２を円形にしたものとして
示されている。４個のエンジン噴射口２０４はジ
エツタベーター２０６のような噴射方向偏向手段
をエンジン噴射口２０４に同心的リングとして取
付けて、このエンジン噴射口２０４から出る炎の
指向方向を定めロケツトを推進させるようにして
いる。各ジエツタベーターは基体２０２に取付け
た基準部２０８に共通に保持された枢定部材（図
示されていない）のまわりに回転する。ジエツタ
ベーターは通常これらに連結された一連の液圧式
ピストン（図示されていない）によつて作動され
る。かくしてミサイルの噴射炎は所定の軌道に従
つてミサイルを操向することができる。
ミサイル基体２０２（またはミサイル用電子機
器を収納した頂部ハウジング）には、ロケツト噴
射部からの放射エネルギーを受取る光電池群から
なる本発明装置が装着される。
ミサイルまたはミサイル段の後端の中心部にノ
ズルを１個取付けた単一ノズルの噴射装置では、
このノズルの基部の周辺に光電池が配置される。
噴射部からの放射エネルギーは上述した４個のエ
ンジン噴射口の形態に応じて光電池を照射する。
第５図は第４図のミサイルに本発明を応用した
ときの断面図であり、ジエツトエンジンについて
同様な構成を採つたときと同じように断面が示さ
れている。断熱構造部材２１８は基体２０２に対
して接着材または鋲部材等（図示されていない）
の機械的固着手段によつて固定装着されている。
同様にして、ジエツトエンジンに光電池を組込ん
だ場合においては光電池の重量は事実上ゼロであ
り冷却部材１１６なる熱容量の比較的大きな部材
以外には殆んど質量をとらないことがわかるが、
ミサイルの場合伝熱構造部材２１６が必要にな
る。薄膜コーテイングした光電池２１４は、伝熱
部材２１６に熱的に結合された光電池上方の透明
窓２１０に対して断熱構造部材２１８を介して固
定されている。光電池を電子機器収納用ハウジン
グ上方に取付けた場合、このハウジングは熱容量
の大きな部材となる。部材全体は接合、接着、機
械的固着等によつて保持される。導電リード２２
２は第５図に断熱構造部材２１８を経て光電池か
ら電力を取出すように示されている。
本発明をジエツトエンジンに応用した場合、放
射エネルギー透過窓２１０は強度、熱膨張性、透
明度などの諸条件を充たすバイコールまたはパイ
レツクスのような石英または耐熱ガラス等であ
る。同様にして、断熱構造部材２１８は構造的に
一体性のあるガラス繊維等の断熱材料で作られ
る。ロケツトエンジンの運転時間はかなり短かく
本発明によつて発電される電力はこの短時間の間
のみ変換され得ることに留意すると、基体壁部２
０２を通じた伝熱による問題は長時間運転のジエ
ツトエンジンにおけるほど大きな問題にならな
い。
ミサイル発射台で噴射部の遠隔測定を行つた結
果、サターンＶ型ミサイルの噴射面（ノズル）に
おける噴射炎は2600〓の連続黒体として放射エネ
ルギーを放出した。すなわち、ジヤーナルオブ
スペースクラフト・誌、第11巻、第２号、第72頁
の論文の測定結果によれば、λmaxが1.11ミクロ
ンで259.5ワツト／cm2の放射がミサイル噴射の際
に観測されている。
光電池面への放射光が過剰にならないようにす
るには光電池面または透明窓の表面をワイヤース
クリーンで覆えばよい。これは放射エネルギーに
対する光学密度に濃炎のない（neutral）フイル
ターとなるとともに戦略ミサイルに向けられる電
磁エネルギーのシールドとしてはたらく。
ガスタービンジエツトエンジンの開発が進み動
作温度が高くなると、例えばプラツツアンドホイ
ツトニー社のJT10−Ｄターボフアンのような機
種に本発明を応用することがさらに好適なものと
なる。
ジエツトエンジンの熱焼室から放射されるエネ
ルギーは完全黒体の原理に従うとして論じてきた
が、不完全黒体の場合放射エネルギーの量が減少
する従つて光電池の発電量が小さくなるだけであ
る。本発明による原理は前述した光電池利用の発
電電力を有効に取出す全ての用途に応用すること
ができる。
【図面の簡単な説明】
第１図はジエツトエンジンの断面図、第２図は
ヒ化ガリウム光電池が受光した場合の効率対光波
長の関係を表わすグラフ、第３図はジエツトエン
ジンのケーシング面に本発明装置を装設した場合
の断面図、第４図は本発明装置をロケツトに組込
んだ場合の底面図、第５図はロケツト底部に本発
明装置を組込んだ場合の断面図である。 １１０……光透過窓、１１２……ジエツトエン
ジン、１４４……光電池、１１６……伝熱部材、
１１８……保持部材、２０２……噴射部。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ジエツトエンジンの燃焼室をとり囲む外枠ケ
    ーシングと、該外枠ケーシングに設けられかつ前
    記燃焼室に対する窓を形成する放射エネルギー透
    過部材と、該放射エネルギー透過部材の外側に設
    けられかつ前記放射エネルギー透過部材を透過し
    た前記燃焼室からの放射エネルギーを受光する所
    定のスペクトル応答帯域を有する光電池であつ
    て、前記スペクトル応答帯域の幅から外れた放射
    エネルギーを反射する薄膜コーテイングを施して
    なる光電池と、該光電池の外側にあり該光電池と
    熱的に結合された冷却用伝熱部材と、を具備した
    ことを特徴とするジエツトエンジンの内部に設置
    されるジエツト機用発電装置。 ２ 特許請求の範囲第１項に記載のジエツト機用
    発電装置において、前記冷却用伝熱手段は複数の
    フインをそなえた空冷手段からなり、該フインに
    空気を通流させて除熱するようにしてなるジエツ
    ト機用発電装置。 ３ 特許請求の範囲第１項または第２項に記載の
    ジエツト機用発電装置において、前記冷却用伝熱
    手段は水冷手段よりなるジエツト機用発電装置。 ４ 特許請求の範囲第１項ないし第３項のいずれ
    かに記載のジエツト機用発電装置において、前記
    冷却用伝熱手段はインバーメタルからなるジエツ
    ト機用発電装置。
JP6874877A 1976-06-10 1977-06-10 Electric generator Granted JPS52152188A (en)

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