система топливных элементов и содержащая ее система водоснабжения для летательного аппарата

Формула изобретения

1. Летательный аппарат с пассажирской кабиной и системой топливных элементов, содержащей систему отрицательного давления, топливный элемент, который содержит первый впускной канал, первый выпускной канал, сторону катода и сторону анода, причем первый впускной канал формируется в качестве впускного канала на стороне катода, первый выпускной канал формируется в качестве выпускного канала на стороне катода, система топливных элементов выполнена с возможностью подачи в первый впускной канал газа под давлением, соответствующим давлению воздуха в пассажирской кабине, и система отрицательного давления засасывает газ на сторону катода топливного элемента с помощью отрицательного давления в первом выпускном канале, таким образом создавая необходимый воздушный поток на стороне катода.

2. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит несколько топливных элементов.

3. Летательный аппарат по п.1 или 2, в котором в качестве топливного элемента используется топливный элемент с полимерной мембраной-электролитом, топливный элемент с прямым использованием метанола и/или топливный элемент с фосфорной кислотой.

4. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно выходное устройство, которое выполнено с возможностью соединения с первым выпускным каналом топливного элемента и со средой, окружающей летательный аппарат.

5. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно трехходовой клапан, который может быть соединен с первым выпускным каналом топливного элемента, с системой отрицательного давления и с выпускным устройством.

6. Летательный аппарат по п.2, в котором топливные элементы составлены вместе в форме батареи.

7. Летательный аппарат по п.6, в котором батарея содержит отдельные блоки, содержащие регулирующие клапаны, выполненные таким образом, чтобы обеспечивать индивидуальное регулирование подачи газа в каждый из таких блоков.

8. Летательный аппарат по п.7, в котором батарея содержит дополнительно краевую секцию и регулирующие клапаны размещены в этой краевой секции.

9. Летательный аппарат по п.8, в котором краевая секция выполнена из материала, плотность которого не превышает 1 кг/дм³.

10. Летательный аппарат по п.8, в которой краевая секция выполнена таким образом, чтобы батарея могла быть стянута натяжными ремнями.

11. Летательный аппарат по п.6, в котором батарея содержит внутренние направляющие элементы.

12. Летательный аппарат по п.6, в котором система топливных элементов содержит дополнительно стяжной стержень, предназначенный для обеспечения возможности стягивания батареи.

13. Летательный аппарат по п.12, в котором стяжной стержень выполнен из пластмассы, армированной углеродными волокнами.

14. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно первый клапан выпуска воздуха, соединенный с первым выпускным каналом.

15. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно второй клапан выпуска воздуха и топливный элемент содержит дополнительно второй выпускной канал, который формируется как выпускной канал на стороне анода, и второй клапан выпуска воздуха соединен со вторым выпускным каналом.

16. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно нагревательный элемент для нагрева топливного элемента.

17. Летательный аппарат по одному из пп.6-15, в котором батарея содержит несколько нагревательных элементов, встроенных между отдельными топливными элементами.

18. Летательный аппарат по п.17, в котором в качестве нагревательных элементов используются каталитические нагревательные элементы.

19. Летательный аппарат по п.1, в котором топливный элемент содержит биполярную пластину, материал которой содержит проводящую пластмассу.

20. Летательный аппарат по п.19, в котором биполярная пластина содержит первую основную сторону, вторую основную сторону и каналы, причем первая часть каналов размещена на первой основной стороне, а вторая часть каналов размещена на второй основной стороне таким образом, что каналы первой части каналов не находятся напротив каналов второй части каналов.

21. Летательный аппарат, содержащий систему водоснабжения, которая содержит систему топливных элементов по одному из пп.1-20, резервуар с топливом, конвертер и теплообменник, причем в качестве конвертера используется конвертер постоянный ток/постоянный ток/переменный ток, теплообменник выполнен с возможностью отвода тепла от системы топливных элементов и резервуар с топливом предназначен для обеспечения подачи топлива в систему топливных элементов.

22. Летательный аппарат по п.21, рабочая точка системы водоснабжения которого оптимизирована по отношению к общему весу системы водоснабжения.

23. Способ обеспечения работы системы топливных элементов на летательном аппарате, которая содержит топливный элемент, содержащий первый впускной канал, первый выпускной канал, сторону катода и сторону анода, при этом первый впускной канал сформирован как впускной канал на стороне катода и первый выпускной канал сформирован как выходной канал на стороне катода, причем способ включает в себя подачу в первый впускной канал газа под давлением, соответствующим давлению воздуха в пассажирской кабине, создание отрицательного давления в выпускном канале топливного элемента и засасывание газа на сторону катода топливного элемента с помощью отрицательного давления, создавая необходимый воздушный поток на стороне катода.

Описание изобретения к патенту

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

В настоящем изобретении предлагается система топливных элементов для обеспечения систем летательного аппарата, система снабжения водой летательного аппарата и способ обеспечения работы системы топливных элементов для летательного аппарата, в частности системы топливных элементов, которая также пригодна для снабжения водой.

ПРЕДПОСЫЛКИ ДЛЯ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В современной технике летательных аппаратов известны системы производства воды, в которых используются топливные элементы. В таких системах может быть обеспечена частичная или полная интеграция в двигатель летательного аппарата модуля производства воды, например в форме одного или нескольких высокотемпературных топливных элементов, так что камеры сгорания двигателя заменяются полностью или частично такими высокотемпературными топливными элементами.

Модуль энергоснабжения на борту летательного аппарата описан, например, в патентном документе DE 19821952. Такой летательный аппарат снабжен топливным элементом, в качестве воздуха для которого используется отработанный воздух установки климат-контроля летательного аппарата или забортный воздух. В этом случае каждый модуль топливных элементов подсоединяется перед блоком подачи воздуха, который, в частности, содержит компрессор/детандер для сжатия воздуха, подаваемого в топливные элементы, а также для извлечения энергии из нагретого воздуха, выходящего из топливных элементов, воздушный фильтр и звукопоглощающее устройство.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Существует потребность в создании эффективной системы топливных элементов для обеспечения летательного аппарата, системы водоснабжения летательного аппарата, эффективного способа обеспечения работы системы топливных элементов и летательного аппарата с системой топливных элементов.

Указанная потребность может быть удовлетворена путем использования системы топливных элементов для летательного аппарата, системы водоснабжения летательного аппарата, способа обеспечения работы системы топливных элементов и летательного аппарата с системой топливных элементов в соответствии с настоящим изобретением.

В одном из вариантов осуществления изобретения в системе топливных элементов для летательного аппарата с пассажирской кабиной топливный элемент содержит первый впускной канал, первый выпускной канал, сторону катода и сторону анода, причем первый впускной канал сформирован как впускной канал на стороне катода, и первый выпускной канал сформирован как выпускной канал на стороне катода. Кроме того, система топливных элементов устроена таким образом, чтобы в первый впускной канал можно было подавать газ под давлением, соответствующим давлению воздуха в пассажирской кабине.

В другом варианте осуществления изобретения предлагается способ обеспечения работы системы топливных элементов на летательном аппарате, в котором система топливных элементов содержит топливный элемент, содержащий первый впускной канал, первый выпускной канал, сторону катода и сторону анода, при этом первый впускной канал сформирован как впускной канал на стороне катода, и первый выпускной канал сформирован как выпускной канал на стороне катода, причем способ содержит создание отрицательного давления в выпускном канале топливного элемента. Далее, способ содержит всасывание газа на стороне катода топливного элемента с использованием отрицательного давления.

В другом варианте осуществления изобретения система водоснабжения для летательного аппарата содержит систему топливных элементов в соответствии с вариантом осуществления изобретения, резервуар с топливом, конвертер и теплообменник, причем в качестве конвертера используется конвертер постоянный ток/постоянный ток/переменный ток, теплообменник устроен таким образом, чтобы обеспечивался отвод тепла от системы топливных элементов, и резервуар с топливом устроен таким образом, чтобы можно было обеспечивать подачу топлива в систему топливных элементов.

Основная идея настоящего изобретения заключается в том, что предлагается система топливных элементов для летательного аппарата, работающая без компрессора и/или вентилятора для подачи воздуха в систему топливных элементов. Необходимый поток воздуха через топливный элемент может быть обеспечен исключительно за счет отрицательного давления, которое создается в выпускном канале топливного элемента на стороне катода. Отличительным признаком является то, что для создания на стороне катода необходимого потока воздуха обеспечивается отрицательное давление в выпускном канале топливного элемента, который находится в его выпускной части.

Используя предлагаемую в настоящем изобретении систему топливных элементов можно обеспечить систему топливных элементов для летательного аппарата, которая исключительно легко встраивается в его конструкцию. Компоненты системы топливных элементов также могут подходить для интегрирования и/или выполнения других функций летательного аппарата и/или функций его систем.

Второй основной идеей изобретения является то, что возможность исключения компрессора позволяет уменьшить вес и снизить потребление вспомогательной электрической энергии или своей собственной выходной электрической энергии, а также повысить надежность системы топливных элементов за счет исключения электромеханических элементов.

Дополнительное достоинство системы топливных элементов заключается в увеличении извлечения воды из воздуха, выходящего на стороне катода, с помощью создаваемого отрицательного давления, в результате чего конденсация воды внутри топливного элемента может быть уменьшена. Таким образом, обеспечивается возможность работы топливного элемента при низких температурах. При поддержании постоянной разницы температур на конденсаторе системы топливных элементов можно использовать конденсатор меньших размеров, поскольку в воздухе, выходящем на стороне катода, может содержаться больше воды. Таким образом, система топливных элементов также может быть пригодна для использования в системе водоснабжения летательного аппарата.

Предлагаемая в настоящем изобретении система топливных элементов может выполнять по меньшей мере одно из требований, которое существует в отношении производства воды в полете с помощью топливных элементов. Предлагаемая в настоящем изобретении система топливных элементов может быть особенно пригодна для обеспечения основных характеристик, которые будут указаны ниже и которые существенно отличаются от характеристик современных систем производства воды для транспортных средств. К таким характеристикам относится, например, надежность, то есть система производства воды должна функционировать надежно и без ухудшения характеристик работы в условиях среды, окружающей летательный аппарат, и/или устойчивость к низким температурам, то есть система производства воды должна быть устойчива к действию низких температур в тех случаях, когда летательный аппарат находится на стоянке в регионе с холодным климатом. К другим характеристикам относится возможность холодного запуска, то есть система должна быть способна быстро запускаться в условиях мороза, длительный срок службы, то есть система должна функционировать в течение заданного минимального количества часов с постоянной выходной мощностью, и/или снижение веса, то есть уменьшение до минимума веса системы, что необходимо для обеспечения выполняемых функций и сохранения характеристик прочности и надежности. Кроме того, можно указать дополнительные характеристики: такие как, например, необходимость в техническом обслуживании, а именно затраты на техническое обслуживание должны быть минимальными; хороший доступ, то есть должен обеспечиваться легкий доступ к технологическим люкам или проемам для проведения технического обслуживания системы, и/или степень чистоты, то есть потоки сред и материалов должны быть выбраны таким образом, чтобы вода, получаемая в системе топливных элементов, соответствовала применимым требованиям для питьевой воды.

Ниже описываются более подробно варианты осуществления системы топливных элементов. Варианты осуществления изобретения, описанные в связи с системой топливных элементов, также применимы к системе водоснабжения для летательного аппарата, к способу обеспечения работы системы топливных элементов и к применению системы топливных элементов на летательном аппарате.

В другом варианте осуществления системы топливных элементов в качестве топливного элемента используется топливный элемент с полимерной мембраной-электролитом, топливный элемент с прямым использованием метанола и/или топливный элемент с фосфорной кислотой. В частности, если система содержит несколько топливных элементов, то они могут иметь разную конструкцию. Таким образом, в предлагаемой в изобретении системе топливных элементов могут использоваться одновременно разные типы элементов. Например, одни топливные элементы могут быть топливными элементами с полимерной мембраной-электролитом (PEMFC), другие - топливными элементами с прямым использованием метанола (DMFC) и/или топливными элементами с фосфорной кислотой (PAFC).

Иными словами, такие топливные элементы или системы топливных элементов могут быть пригодными для производства электроэнергии и питьевой воды, и они могут быть выполнены в форме базового блока, так называемой батареи, в которой используются в различных комбинациях топливные элементы PEMFC, DMFC или PAFC. Батарея системы топливных элементов может содержать на стороне анода линию для подачи топлива. В качестве такого топлива может использоваться водород, водородосодержащий газ риформинга и/или метанол, в зависимости от типа используемых топливных элементов и/или их комбинаций. Кроме того, батарея топливных элементов может быть снабжена на стороне катода линией подачи воздуха (кислорода) и линией выпуска воды.

Система топливных элементов может быть снабжена воздушным фильтром, который размещается в системе таким образом, чтобы обеспечивать фильтрацию входного воздуха на стороне катода топливного элемента. Таким образом, можно обеспечить, чтобы система топливных элементов вырабатывала воду безупречного качества и была защищена от проникновения пыли и/или загрязняющих частиц, которые могли бы загрязнять и/или засорять части топливного элемента. Предпочтительно используется воздушный фильтр с избыточным давлением, который задерживает частицы и другие загрязнения, содержащиеся в воздухе.

В другом варианте осуществления изобретения система топливных элементов содержит дополнительно выходное устройство, которое может быть соединено с первым выпускным каналом топливного элемента и средой, окружающей летательный аппарат.

Использование выпускного устройства, которое может быть соединено со средой, окружающей летательный аппарат, может быть особенно эффективным для получения отрицательного давления или вакуума для топливного элемента, с помощью которого газ, например воздух и/или кислород, может засасываться на стороне катода топливного элемента. Это особенно эффективно в том случае, когда летательный аппарат находится в полете, поскольку имеется разница между давлением в окружающей среде и давлением в кабине. Еще в одном варианте осуществления изобретения система топливных элементов содержит дополнительно систему отрицательного давления или вакуумную систему, которая может быть соединена с первым выпускным каналом топливного элемента.

Использование системы отрицательного давления или вакуумной системы может быть особенно эффективным способом создания отрицательного давления для топливной ячейки, с помощью которого газ, например воздух и/или кислород, может засасываться на стороне катода топливного элемента. Так называемая вакуумная система может использоваться в качестве такой системы отрицательного давления, которая может также использоваться на летательном аппарате, например, для удаления сточных вод из кабины. Такая система отрицательного давления может быть особенно полезна для создания отрицательного давления, когда летательный аппарат находится на земле или в полете на малой высоте. Таким образом, может быть создана разность давлений между кабиной и вакуумной системой летательного аппарата. В отличие от настоящего вакуума разность давлений может быть порядка 500 ГПа. Вакуумная система может использоваться, как указывалось выше, для удаления экскрементов из туалетов летательного аппарата. При полете на малой высоте или при нахождении летательного аппарата на земле разность давлений вакуумной системы и кабины может создаваться с помощью так называемого вакуумного насоса в резервуаре со сточными водами вакуумной системы.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система топливных элементов содержит дополнительно трехходовой клапан, который может быть соединен с первым выпускным каналом топливного элемента, с системой отрицательного давления и с выпускным устройством.

Использование трехходового клапана между указанными компонентами обеспечивает возможность выполнения эффективного переключения между режимами нахождения летательного аппарата на земле, на малой высоте и на крейсерской высоте полета. При нахождении летательного аппарата на земле трехходовой клапан может быть включен таким образом, чтобы в топливном элементе разность давлений создавалась вакуумной системой, а на крейсерской высоте полета трехходовый клапан может быть включен таким образом, чтобы разность давлений создавалась внешней средой.

Еще в одном варианте осуществления изобретения топливные элементы составлены в форме батареи. Кроме того, может быть сформировано несколько батарей, каждая из которых содержит один или несколько топливных элементов.

В одном из вариантов осуществления изобретения батарея состоит из отдельных блоков, которые содержат регулирующие клапаны, устроенные таким образом, чтобы обеспечивать индивидуальное регулирование подачи газа в каждый из таких блоков. Отдельный блок может содержать один топливный элемент или же формируется из нескольких топливных элементов.

Использование независимых регулирующих клапанов в каждом из отдельных блоков обеспечивает возможность регулирования подачи воздуха и/или кислорода для отдельных топливных элементов и/или групп топливных элементов.

В другом варианте осуществления изобретения батарея содержит дополнительно краевую секцию и/или расположенные в ней регулирующие клапаны.

Целесообразно перенести в краевые секции специальные функции системы топливных элементов, такие как регулирующие клапаны и выпускные линии. Такие регулирующие клапаны могут быть независимо управляемыми клапанами для каждой среды, размещенными соответственно в блоке клапанов, причем каждый независимый клапан обеспечивает подачу топлива в определенную зону батареи или же может обеспечивать подачу топлива в отдельные элементы батареи.

Достоинство такого устройства заключается в направленном или выборочном управлении температурой батареи топливных элементов путем независимо регулируемой подачи среды и соответствующем воздействии на преобразование топлива, причем может быть достигнуто равномерное распределение тепла в батарее. Такое равномерное распределение тепла может увеличить срок службы батареи и позволяет избежать местных перегревов и соответствующих утечек. При использовании такого индивидуального управления можно также разместить в определенных зонах батареи каталитические нагревательные элементы. При таком устройстве можно нагревать батарею при низких температурах или нагревать до рабочей температуры, в результате чего могут быть улучшены характеристики холодного запуска и/или обеспечена защита от замерзания.

Конструкция краевой секции также может рассматриваться как независимая от конструкции вышеописанной системы топливных элементов. Таким образом, обеспечивается краевая секция для батареи топливных элементов, содержащая управляющие и/или регулирующие клапаны, которые устроены таким образом, чтобы с их помощью можно было управлять или регулировать подачу воздуха и/или кислорода индивидуально для отдельных топливных элементов и/или групп топливных элементов в батарее.

Еще в одном варианте осуществления изобретения краевая секция изготовлена из материала, плотность которого не превышает 1 кг/дм³. В качестве такого материала может использоваться, например, вспененный алюминий.

В соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения, за счет использования легких материалов можно заменить краевые секции, используемые в обычных батареях топливных элементов и изготавливаемые обычно из алюминиевого проката, штампованных или литых алюминиевых пластин, причем толщина пластин и, соответственно, вес уменьшаются путем фрезерования для получения структуры с ребрами. В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения может быть использован материал с минимальным удельным весом, в результате чего возможно снижение веса конструкции.

Еще в одном варианте осуществления изобретения краевая секция устроена таким образом, чтобы батарею можно было стягивать натяжными ремнями.

Возможность стягивания батареи может обеспечиваться формой краевой секции. Для этого форма может быть такой, чтобы обеспечивалась наибольшая жесткость краевой секции, в результате чего становится возможным стягивание батареи. При такой возможности стягивания может быть обеспечена эффективная фиксация топливных элементов. При этом обеспечивается эффективная фиксация топливных элементов относительно друг друга, а также фиксация батарей топливных элементов внутри конструкции летательного аппарата. Путем стягивания можно также обеспечить защиту батарей топливных элементов от действия давления среды (газа), возникающего внутри них, причем стягивание также может обеспечивать уплотнение батарей, предотвращающее утечку среды. Стягивание обеспечивается одним или несколькими натяжными ремнями, охватывающими батарею через краевые секции в продольном направлении с использованием натяжных замков. В этом случае за счет натяжения натяжных ремней можно обеспечить создание прижимающих сил, которые удерживают батарею в собранном состоянии.

В другом варианте осуществления изобретения батарея содержит внутренние направляющие элементы.

Использование внутренних направляющих элементов внутри батареи может эффективно предотвращать сдвиг или скольжение элементов батареи относительно друг друга и/или отдельных частей топливного элемента относительно окружающих частей.

Еще в одном варианте осуществления изобретения система топливных элементов содержит дополнительно стяжной стержень, устроенный таким образом, чтобы он обеспечивал стягивание батареи. В качестве материала стяжного стержня предпочтительно используется пластмасса, армированная углеродными волокнами.

Стяжной стержень может использоваться вместо стягивания ремнями или дополнительно к нему для обеспечения стягивания батареи.

При изготовлении стяжного стержня из материала, армированного углеродными волокнами, можно избежать известных недостатков таких стержней, обеспечивающих стягивание отдельных пластин и мембран батареи в продольном направлении. Такие стяжные стержни используются в технике в форме резьбовых стержней с гайками и плоскими пружинами. При использовании стяжных стержней, армированных углеродными волокнами, можно обеспечить существенное снижение веса. Углеродные волокна могут использоваться в этом случае таким образом, чтобы стержни стягивали батарею в продольном направлении, воздействуя с силой на краевые секции через два противолежащих натяжных элемента.

Еще в одном варианте осуществления изобретения система топливных элементов содержит дополнительно первый клапан выпуска воздуха, который соединен с первым выпускным каналом.

Таким образом, можно обеспечивать эффективное регулирование разности давлений на стороне катода топливного элемента.

Еще в одном варианте осуществления изобретения система топливных элементов содержит второй клапан выпуска воздуха, и топливный элемент содержит второй выпускной канал, который формируется как выпускной канал на стороне анода. При этом второй клапан выпуска соединен со вторым выпускным каналом.

Таким образом, можно обеспечивать эффективное регулирование разности давлений на стороне анода топливного элемента.

Еще в одном варианте осуществления изобретения система топливных элементов содержит дополнительно нагревательный элемент, устроенный таким образом, чтобы он обеспечивал возможность нагрева топливного элемента. Предпочтительно батарея содержит несколько нагревательных элементов, которые встроены между отдельными топливными элементами. В частности, в качестве нагревательных элементов могут использоваться каталитические нагревательные элементы.

Иными словами, независимо управляемые каталитические нагревательные элементы могут быть встроены и распределены между отдельными топливными элементами. Такие нагревательные элементы обеспечивают каталитическое преобразование водорода и воздуха и/или кислорода в воду с выделением тепла, которое может обеспечивать равномерный прогрев батареи до рабочей температуры и/или предотвращать замерзание системы топливных элементов при падении температуры внутри летательного аппарата.

В другом варианте осуществления изобретения топливный элемент содержит биполярную пластину, изготовленную из электропроводной пластмассы. Предпочтительно биполярная пластина содержит первую основную сторону, вторую основную сторону и каналы, причем первая часть каналов размещается на первой основной стороне. Далее, вторая часть каналов располагается на второй основной стороне таким образом, чтобы каналы первой части не находились напротив каналов второй части.

Такое расположение каналов может быть названо чередующимся, то есть если на одной стороне биполярной пластины располагается один канал или выемка, то на другой, противолежащей стороне канал отсутствует. При таком устройстве для изготовления биполярной пластины используется минимальное количество материала, в результате чего снижается вес пластины.

В качестве материала для изготовления биполярных пластин пригодна пластмасса с графитом, содержание которого составляет примерно 80%. В отличие от биполярных пластин, изготавливаемых из стали с удельным весом порядка 7,9 кг/дм ³, такие пластмассовые биполярные пластины могут иметь удельный вес порядка 2,2 кг/дм³. Такие типы пластмасс могут быть использованы для изготовления биполярных пластин, причем в этом случае пластины могут быть изготовлены с использованием инжекционного или литьевого прессования, и поэтому они могут быть очень тонкими, и их производство может быть эффективным с экономической точки зрения. Дальнейшего снижения веса можно добиться путем расположения каналов, по которым направляется среда, таким образом, чтобы противолежащие каналы одной и той же пластины находились напротив друг друга, так что будет использоваться наименьшее количество материала.

Конструкция биполярной пластины также может рассматриваться как независимая от конструкции вышеописанной системы топливных элементов. Таким образом, предлагается топливный элемент, содержащий биполярную пластину, материал которой содержит электропроводную пластмассу. Биполярная пластина содержит первую основную сторону, вторую основную сторону и каналы, причем первая часть каналов размещается на первой основной стороне. Далее, вторая часть каналов размещается на второй основной стороне таким образом, чтобы каналы первой части не находились напротив каналов второй части.

Особенно полезным применение предлагаемой в настоящем изобретении системы топливных элементов может быть на летательном аппарате.

В соответствии с вариантом осуществления настоящего изобретения рабочая точка топливного элемента выбирается таким образом, чтобы тепло, вырабатываемое системой топливных элементов, было минимальным, то есть, например, выполняется оптимизация рабочей точки топливного элемента относительно излучаемого тепла, так чтобы рабочая точка удовлетворяла требованиям минимума излучаемого тепла.

За счет такой оптимизации можно поддерживать выход тепла топливного элемента на минимально возможном уровне, поскольку при работе теплового элемента вырабатывается не только электрическая энергия при преобразовании водорода (2Н ₂) и кислорода (О₂) в воду (2Н₂O), но также и тепло.

Еще в одном варианте осуществления изобретения рабочая точка системы водоснабжения оптимизируется относительно общего веса системы.

Возможная оптимизация рабочей точки системы водоснабжения, в частности, относительно напряжения, вырабатываемого топливным элементом, может быть осуществлена, например, итеративным применением следующей формулы:

где

GS₀=вес батареи без оптимизации (система водоснабжения),

GT₀=вес резервуара с топливом неоптимизированного комплекса,

GW₀=вес теплообменника неоптимизированного комплекса,

G₀=вес насосов неоптимизированного комплекса,

GK₀=вес конвертера неоптимизированного комплекса,

u₀=напряжение топливного элемента базовой батареи, то есть батареи неоптимизированного комплекса,

j₀=плотность тока базовой батареи, то есть батареи неоптимизированного комплекса,

u₁=напряжение топливного элемента батареи в новой рабочей точке,

j₁=плотность тока батареи в новой рабочей точке.

Такая формула обеспечивает возможность определения рабочей точки оптимизированной по весу системы топливных элементов в системе водоснабжения, причем в формулу подставляются определенные данные, связанные с размером батареи, количеством топливных элементов и характеристиками работы.

При таком выборе оптимальных параметров топливных элементов можно рассмотреть следующую математическую зависимость. С одной стороны, существует линейная зависимость между напряжением u(j) топливного элемента и плотностью j тока в соответствии с формулой u(j)=u'-r*j, где r представляет подъем кривой напряжение-плотность тока. Из этой формулы может быть выведено выражение для постоянной электрической мощности батареи.

Для веса батареи применяется следующая формула:

G₁/G ₀=(j₀(u₀)*u₀)/(j₁ (u₁)*u₁),

где u₀ =напряжение топливного элемента базовой батареи, то есть батареи неоптимизированного комплекса,

j₀=плотность тока базовой батареи, то есть батареи неоптимизированного комплекса,

u_1, j₁=напряжение топливного элемента и плотность тока в новой рабочей точке с u₁ >u₀ и j(u₁)<j₀(u₀ ), и

G₁, G₀=вес новой батареи и базовой батареи.

Из этой формулы следует, что при поддержании постоянной мощности батареи, вес батареи растет с ростом напряжения (G₁>G₀), поскольку при росте напряжения u₁ плотность j₁ тока в соответствии с зависимостью u-j уменьшается, и r= U/ j<-0,5. Иначе говоря, при увеличении напряжения до U плотность j тока уменьшается более чем в 2* U раз. Из этого следует, что площадь поверхности топливного элемента должна быть увеличена, чтобы поддерживать постоянную мощность батареи, и в этом случае общий вес увеличивается.

Для расхода водорода и кислорода справедливо следующее:

Электрический коэффициент полезного действия увеличивается при повышении напряжения с u₀ до u₁ (u₁>u₀ ) в соответствии с формулой:

₁/ ₀=u₁/u₀ ( ₁ - новая батарея, ₀ - базовая батарея), когда u₁ больше u₀. Из этой формулы следует, что расход водорода может быть снижен в соответствии с формулой:

m₁ /m₀= ₁/ ₀=u₀/u₁ (m₁ - расход для новой батареи, m₀ - расход для базовой конфигурации), и, соответственно, снижается расход кислорода воздуха.

Для количества выделяемого тепла справедливо следующее:

Увеличение электрического кпд может привести к незначительному выделению тепла, и, таким образом, выделяемое тепло Q в единицу времени уменьшается (для Q₁<Q₀) в соответствии с формулой: Q ₁/Q₀=[(U_th-u₁)*j₀ (u₁)]/[(U_th-u₀)*j₀ (u₀)], где U_th - так называемое напряжение теплового равновесия.

В отношении теплообменника (теплопередатчика) и насосов справедливо следующее: При уменьшении выделения тепла может быть уменьшена площадь поверхности теплообменника, в результате чего может быть уменьшен его вес (для G₁ <G₀), как это следует из формулы:

G₁/G₀=Q₁/Q₀=A ₁/A₀ (A₀ - площадь поверхности для базовой конфигурации батареи, и A₁ - площадь поверхности для оптимизированной батареи). Кроме того, на такую же величину может быть уменьшен поток тепла и, соответственно, мощность, потребляемая насосом для охлаждения среды, что означает снижение потребления электричества и веса.

Что касается конвертера, то в этом случае справедливы следующие положения:

При постоянной площади поверхности топливного элемента количество необходимых элементов увеличивается в соответствии с формулой:

N₁/N₀=(j1(u1)*u1)/(j0(u0)*u0) (N0 - количество топливных элементов в базовой конфигурации батареи, и N₁ - количество топливных элементов в новой батарее), так как

Р=const.=u*N*j(u)*A=U_s*j(u)*A=U _s*I_s, где P - электрическая мощность батареи, и А - площадь поверхности батареи. При уменьшении тока I _s батареи и увеличении напряжения U_s также может быть снижен вес конвертера пост.ток/пост.ток/перем. ток и, соответственно, повышена его эффективность.

Таким образом, оптимизация конструкции батареи обеспечивает возможность уменьшения веса системы топливных элементов и системы водоснабжения, поскольку увеличение размеров батареи, неизбежное при выборе вышеуказанной рабочей точки в связи со снижением потребления газообразного топлива, необходимого для получения той же самой мощности, может привести к использованию охлаждающего устройства и теплообменника, имеющих меньшие размеры, а также электрического конвертера меньших размеров.

Для уменьшения веса системы топливных элементов может потребоваться существенно снизить вес батареи. В соответствии с настоящим изобретением этого можно достичь за счет использования электропроводных пластмасс в качестве материала биполярных пластин, специальных конфигураций пластин, обеспечивающих снижение веса, за счет стягивания батареи и использования облегченных краевых секций, изготовленных из графита, армированного стекловолокном или из пластмасс. Кроме того, вес системы может быть уменьшен за счет использования пластмасс в различных элементах арматуры батареи топливных элементов, например в трубопроводах, соединительных элементах и клапанах.

Что касается системы водоснабжения, то предпочтительно выбираются материалы для компонентов, по которым проходит вода, так чтобы, с одной стороны, они были устойчивыми к действию деминерализованной воды, которая, может иметь проводимость порядка 20 мкС/м, и, с другой стороны, были пригодными для использования в системах питьевой воды. Это также относится к конструкции биполярных пластин, краевых секций и мембран на стороне катода топливного элемента.

Кроме того, для трубопроводов системы водоснабжения предпочтительно используются материалы, имеющие минимальный удельный вес, например пластмассовые трубы с нанопокрытием или стеклянным покрытием. Такие трубы могут иметь исключительные характеристики, с одной стороны, за счет малого удельного веса и, с другой стороны, за счет особых свойств в отношении водорода на стороне анода и деминерализованной воды на стороне катода. Трубы, используемые на стороне анода, предпочтительно имеют высокую непроницаемость для водорода, а трубы, используемые на стороне катода, предпочтительно имеют высокую устойчивость к действию деминерализованной воды и, кроме того, предпочтительно удовлетворяют требованиям международных стандартов, предложенных для труб, предназначенных для питьевой воды.

В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения предлагается система топливных элементов для летательного аппарата, которая состоит или содержит одну или несколько батарей топливных элементов, причем в этих батареях могут использоваться топливные элементы с полимерной мембраной-электролитом (PEMFC), топливные элементы с прямым использованием метанола (DMFC) или топливные элементы с фосфорной кислотой (PAFC), или различные комбинации указанных типов элементов. На стороне катода такой батареи или таких батарей подается воздух и/или кислород, для прохождения которого через сторону катода используется разность между высоким давлением в кабине и низким давлением в выпускной линии, сообщающейся со средой, окружающей летательный аппарат. Необходимая разность давлений на стороне катода, обеспечивающая прохождение газа в выпускную линию, может создаваться также с помощью вакуумной системы, которая также может использоваться для удаления сточных вод из кабины летательного аппарата. В частности, определенные зоны батареи, содержащие группы топливных элементов или отдельные топливные элементы батареи, соответственно, могут иметь отдельные линии подачи воздуха или кислорода, причем эти отдельные линии управляются индивидуально регулирующими клапанами. Предпочтительно такие регулирующие клапаны встраиваются в краевую секцию батареи.

В рассматриваемом варианте осуществления изобретения предпочтительно используются встроенные, индивидуально регулируемые, каталитические нагревательные элементы, распределенные между отдельными топливными элементами, причем в этих нагревательных элементах осуществляется каталитическое преобразование водорода и воздуха и/или кислорода в воду с выделением тепла, которое может равномерно прогревать батарею до рабочей температуры и/или предотвращать замерзание системы топливных элементов при падении температуры внутри летательного аппарата. Биполярные пластины, используемые в батарее топливных элементов, могут содержать электропроводную пластмассу, причем каналы на обеих сторонах биполярной пластины, предназначенные для прохождения сред, расположены со смещением, так что количество материала, из которого изготавливается пластина, может быть минимизировано. Предпочтительно краевые секции изготавливаются из материала, плотность которого не превышает 1 кг/дм³ , такого как, например, вспененный алюминий. Кроме того, краевые секции могут быть сформированы таким образом, чтобы батарею можно было стянуть натяжными ремнями, причем при использовании натяжных ремней предпочтительно используются внутренние направляющие элементы, которые предотвращают сдвиг элементов относительно друг друга или сдвиг отдельных частей топливного элемента относительно окружающих компонентов. В качестве альтернативного варианта батарея может быть снабжена стяжными стержнями, изготовленными из пластмассы, армированной углеродными волокнами для обеспечения стягивания батареи. Дополнительно, регулирование разности давлений в системе топливных элементов (на стороне катода и/или на стороне катода и анода) осуществляется с помощью выпускных клапанов.

Необходимо отметить, что признаки или стадии, которые были описаны со ссылками на один из вышеуказанных вариантов осуществления изобретения или на вышеуказанные особенности и/или частичные особенности изобретения, могут быть также использованы независимо и/или совместно с другими признаками или стадиями других вышеуказанных вариантов или особенностей и/или частичных особенностей.

Изобретение будет описано ниже более подробно на примерах вариантов его осуществления со ссылками на прилагаемые фигуры.

Фигура 1 - схематический вид системы топливных элементов для снабжения потребителей электроэнергией и для водоснабжения летательного аппарата.

Фигура 2 - схематический вид системы топливных элементов для снабжения потребителей электроэнергией и для водоснабжения летательного аппарата в соответствии с вариантом осуществления изобретения.

Фигура 3 - схематический вид стянутой батареи топливных элементов.

Фигура 4 - схематический вид сечения краевой секции с клапанами.

Фигура 5 (5a, 5b) - схематический вид сечения биполярных пластин.

Фигура 6 - схематический вид в плане биполярной пластины.

Одинаковые или сходные компоненты на различных фигурах снабжены одинаковыми или сходными ссылочными обозначениями.

На фигуре 1 представлен схематический вид системы топливных элементов для снабжения потребителей электроэнергией и для водоснабжения летательного аппарата. Система 100 топливных элементов содержит резервуар 101 с топливом для подачи топлива и батарею 102 топливных элементов. Батарея 102 топливных элементов содержит краевую секцию 103 во впускной части и краевую секцию 104 в выпускной части. В батарею 102 топливных элементов подается воздух через первую линию 105 подачи, которая содержит воздушный фильтр 106, компрессор 107 и первый клапан 108 для регулировки потока на стороне катода батареи 102 топливных элементов. Кроме того, в батарею 102 топливных элементов подается топливо через вторую линию 109 подачи из резервуара 101 с топливом на стороне анода. Вторая линия подачи содержит второй клапан 110, с помощью которого может осуществляться регулировка потока на стороне анода.

Краевая секция 104 в выпускной части соединена через третий клапан 111, так называемый продувочный клапан, с конденсатором 112. Конденсатор 112 соединен с дренажным вентилем 113 конденсата, через который сконденсировавшаяся влага может быть отведена через первый канал 114 в систему водоснабжения. Кроме того, дренажный вентиль 113 конденсата соединен через второй канал 115 с пространством за бортом летательного аппарата. Конденсатор 112 также соединен через третий клапан 116 и четвертый клапан 117 с контуром 118 охлаждения. Контур 118 охлаждения содержит устройство 119 охлаждения наружным воздухом и насос 120 вторичной холодной воды, с помощью которого обеспечивается циркуляция охладителя в контуре 118 охлаждения. Кроме того, контур 118 охлаждения содержит вентилятор 121 охлаждения.

Далее, контур 118 охлаждения соединен с теплообменником 122, который используется для охлаждения батареи 102 топливных элементов. Для этого дополнительный контур 123 охлаждения, частью которого является теплообменник 122, содержит насос 124 первичной холодной воды.

Кроме того, батарея 102 топливных элементов соединена по линиям 125 и 126 с преобразователем 127 напряжения, который соединен с электрической сетью 128 летательного аппарата.

На фигуре 2 представлен схематический вид системы топливных элементов для снабжения потребителей электроэнергией и для водоснабжения летательного аппарата в соответствии с вариантом осуществления изобретения. Система 200 топливных элементов содержит резервуар 201 с топливом для подачи топлива и батарею 202 топливных элементов. Батарея 202 топливных элементов содержит краевую секцию 203 во впускной части и краевую секцию 204 в выпускной части. В батарею 202 топливных элементов подается воздух через первую линию 205 подачи, которая содержит воздушный фильтр 206 и первый клапан 208 для регулировки потока на стороне катода батареи 202 топливных элементов. Кроме того, в батарею 202 топливных элементов подается топливо через вторую линию 209 подачи из резервуара 201 с топливом на стороне анода. Вторая линия подачи содержит второй клапан 210, с помощью которого может осуществляться регулировка потока на стороне анода.

Краевая секция 204 в выпускной части соединена через третий клапан 211, так называемый продувочный клапан, с конденсатором 212. Конденсатор 212 соединен с дренажным вентилем 213 конденсата, через который сконденсировавшаяся влага может быть отведена через первый канал 214 в систему водоснабжения. Кроме того, дренажный вентиль 213 конденсата соединен по второму каналу 215 трехходового клапана 229 с пространством за бортом летательного аппарата. Далее, трехходовой клапан 229 соединен по третьему каналу 230 с вакуумной системой летательного аппарата. Конденсатор 212 также соединен через третий клапан 216 и четвертый клапан 217 с контуром 218 охлаждения. Контур 218 охлаждения соединен с устройством 219 охлаждения наружным воздухом и с насосом 220 вторичной холодной воды, с помощью которого обеспечивается циркуляция охладителя в контуре 218 охлаждения.

Далее, контур 218 охлаждения соединен с теплообменником 222, который используется для охлаждения батареи 202 топливных элементов. Для этого дополнительный контур 223 охлаждения, частью которого является теплообменник 222, содержит насос 124 первичной холодной воды.

Кроме того, батарея 202 топливных элементов соединена по линиям 225 и 226 с преобразователем 227 напряжения, который соединен с электрической сетью 228 летательного аппарата.

Вариант осуществления изобретения, представленный на фигуре 2, отличается тем, что в нем отсутствует компрессор, с помощью которого давление подаваемого воздуха со стороны катода повышается так, чтобы оно превышало давление в кабине. Воздух, подаваемый со стороны катода, всасывается исключительно за счет отрицательного давления, которое имеется на стороне выпуска воздуха батареи топливных элементов, через сторону катода батареи топливных элементов. В этой связи, с одной стороны, используется наружный воздух, который обеспечивает в течение полета отрицательное давление, соответствующее давлению забортного воздуха на крейсерской высоте полета. С другой стороны, на земле или на малых высотах может использоваться отрицательное давление, создаваемое вакуумной системой, обеспечивающей перепад давлений по сравнению с давлением в кабине. Переключение между этими двумя режимами работы может осуществляться с помощью трехходового клапана.

На фигуре 3 представлен схематический вид стянутой батареи 300 топливных элементов. Батарея 300 топливных элементов содержит краевую секцию 301 во впускной части и краевую секцию 302 в выпускной части. Кроме того, на фигуре 3 показан ремень натяжения 303, содержащий замок 304, с помощью которого может быть стянута батарея 300 топливных элементов. На фигуре 3 также сеткой параллельных линий показаны отдельные топливные элементы 305 батареи 300. С правой стороны на фигуре 3 показан вид слева батареи 300 топливных элементов, на котором можно видеть первую выпускную линию 306 для воздуха и/или кислорода и вторую выпускную линию 307 для продувки Н₂.

На фигуре 4 представлен схематический вид сечения краевой секции с клапанами. Краевая секция 400 содержит первую линию 401 для подачи водорода и несколько вторых линий 402 для подачи воздуха и/или кислорода. Кроме того, краевая секция 400 содержит фильтр 403, например ввинчивающийся фильтр, с помощью которого может фильтроваться воздух и/или кислород, подаваемый по вторым линиям 402. Далее, за фильтром 403 в краевой секции 400 имеется распределитель или коллектор 404, с помощью которого может распределяться воздух и/или кислород. Кроме того, краевая секция 400 содержит переднюю накладку 406. Краевая секция 400 может быть сформирована как одно целое с это передней накладкой 406, или же передняя накладка 406 может быть выполнена как отдельный компонент с возможностью соединения с краевой секцией 400, причем между передней накладкой 406 и краевой секцией имеется уплотнительное кольцо 405. Далее, на фигуре 4 показана также часть батареи 408 топливных элементов, к которой прикреплена краевая секция 400. С помощью трубы 409, показанной схематично на фигуре 4, в батарею топливных элементов может подаваться водород. Кроме того, краевая секция 400 содержит управляющие клапаны 410, с помощью которых может регулироваться подача воздуха и/или кислорода. Линии подачи воздуха/кислорода указаны на фигуре 4 схематически стрелками 411-417, причем стрелка 411 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки Х-Х_а, стрелка 412 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки X_a+1-Х_b, стрелка 413 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки Х_b+1-Х_с , стрелка 414 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки X_c+1-Х_d, стрелка 415 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки X_d+1-Х_е, стрелка 416 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки X_e+1 -X_f и стрелка 417 представляет подачу воздуха/кислорода в ячейки X_f+1-X_g.

На фигуре 5 представлен схематический вид сечения биполярных пластин 500. На верхней фигуре 5а показана биполярная пластина 500, которая на первой стороне содержит газовые каналы 501 и на второй стороне, противолежащей первой стороне, содержит газовые каналы 502. На фигуре 5а каждый газовый канал 501 на первой стороне расположен напротив соответствующего газового канала 502. На нижней фигуре 5b показана биполярная пластина 500, которая на первой стороне содержит газовые каналы 501 и на второй стороне, противолежащей первой стороне, содержит газовые каналы 502. На фигуре 5b каждый газовый канал 501 на первой стороне смещен относительно соответствующего газового канала 502. Иначе говоря, газовые каналы 501 и 502 чередуются друг с другом вдоль биполярной пластины. При таком устройстве можно уменьшить толщину биполярной пластины, в результате чего может быть снижен ее вес.

На фигуре 6 представлен схематический вид в плане биполярной пластины 600. Биполярная пластина 600 содержит сквозное отверстие 602 для направляющего стержня. Кроме того, биполярная пластина 600 снабжена линией 603 подачи газа и распределителем 604 на стороне подачи газа. На фигуре 6 показано так называемое поле 605 течения, через которое проходит подаваемый газ, и уплотнение 606. Кроме того, биполярная пластина 600 содержит коллекторное устройство 607 на стороне выпуска газа и линию 608 выпуска газа.