Система и способ энергообеспечения летательного аппарата



Система и способ энергообеспечения летательного аппарата
Система и способ энергообеспечения летательного аппарата
Система и способ энергообеспечения летательного аппарата

 


Владельцы патента RU 2405720:

ЭЙРБАС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Группа изобретений относится к силовым установкам вспомогательного назначения для летательных аппаратов. Предложенная система энергообеспечения на летательном аппарате содержит двигатель, систему топливных элементов, обеспечивающую летательный аппарат электроэнергией, первый резервуар с топливом для двигателя и второй резервуар с топливом для системы топливных элементов. Первый топливный резервуар устроен отдельно от второго топливного резервуара. Система топливных элементов соединена с антиобледенительным устройством крыльев таким образом, что предотвращается обледенение крыльев летательного аппарата за счет использования продуктов, накапливаемых при работе системы топливных элементов. Группа изобретений обеспечивает бесперебойное энергообеспечение летательных аппаратов. 2 н. и 24 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Изобретение относится к системам энергообеспечения летательных аппаратов, к летательным аппаратам и к способам их энергообеспечения.

На современных самолетах гражданской авиации для обеспечения пассажиров и экипажа, как правило, используются раздельные системы.

Обеспечение воздуха для дыхания и поддержание давления в кабине осуществляется с помощью системы кондиционирования воздуха, которая содержит один или несколько кондиционеров. В такую систему кондиционирования поступает сжатый воздух, отобранный из двигателей. Этот воздух отбирается из основного воздушного потока двигателя после ступени компрессора.

Аварийная подача кислорода, которая необходима в случае разгерметизации кабины, обычно осуществляется с использованием резервуаров со сжатым газом, или для этого используются химические способы. В обоих случаях максимальное время подачи ограничено и зависит соответственно от емкости резервуаров со сжатым газом или от времени горения хлоратных свечей.

Обеспечение водой на борту летательных аппаратов осуществляется с использованием резервуаров с запасом воды, из которых она подается в пункты потребления: кухни и туалеты. Запас воды зависит от продолжительности полета и ограничен емкостью резервуаров, которая выбирается с учетом ограничений по весу.

В патентном документе ЕР 0957026 В1 описывается летательный аппарат с устройством энергообеспечения, в котором водород, используемый в качестве топлива, подается в двигатель и в систему топливных элементов из общего бака.

Также существует потребность в бесперебойном энергообеспечении летательных аппаратов.

Такая потребность может удовлетворяться с помощью системы энергообеспечения летательного аппарата и способа энергообеспечения летательного аппарата в соответствии с настоящим изобретением.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения система энергообеспечения на летательном аппарате содержит двигатель для перемещения летательного аппарата, батарею топливных элементов, обеспечивающую летательный аппарат электроэнергией, первый резервуар с топливом для двигателя и второй резервуар с топливом для топливной батареи. В соответствии с изобретением первый резервуар с топливом устроен отдельно от второго резервуара с топливом.

В соответствии с другим аспектом изобретения обеспечивается способ энергообеспечения летательного аппарата, в котором летательный аппарат приводится в движение с помощью тягового двигателя, электроэнергия поступает из батареи топливных элементов, и при этом двигатель работает на топливе, поступающем из первого резервуара, и топливная батарея работает на топливе, поступающем из второго резервуара. Первый резервуар с топливом устроен отдельно от второго резервуара с топливом.

Как можно видеть, один из существенных признаков изобретения заключается в том, что энергообеспечение летательного аппарата (например, самолета или дирижабля) осуществляется с использованием двигателя, предназначенного для перемещения летательного аппарата, и топливной батареи, предназначенной для снабжения электроэнергией потребителей на летательном аппарате (электроэнергия может вырабатываться также и двигателем). Соответствующие топливные резервуары для двигателя и для топливной батареи выполняются раздельно, то есть они разделены как функционально, так и физически, в результате чего надежно предотвращается неблагоприятное влияние отказа одного топливного резервуара или одной системы энергообеспечения на другой топливный резервуар или другую систему энергообеспечения. Также должно быть обеспечено бесперебойное энергообеспечение систем летательного аппарата, в частности в случае аварии, при которой, например, двигатель выходит из строя или по меньшей мере его работа нарушается. Два топливных резервуара для размещения топлива для двигателя и для топливной батареи реализуются в форме отдельно устроенных частей, поэтому если топливо кончится в одном из двух резервуаров, то для поддержания хотя бы частично работы важных систем может использоваться топливо из другого топливного резервуара. Двигатель также может содержать генератор, например стартер-генератор, для дополнительного энергообеспечения летательного аппарата.

Поэтому изобретение может обеспечивать устойчивую к нарушениям современную систему энергообеспечения, которая проста в управлении и надежно снабжает потребителей на летательном аппарате механической и электрической энергией. В соответствии с настоящим изобретением на летательном аппарате устанавливается батарея топливных элементов, которая может обеспечивать потребителей энергией. В соответствии с изобретением в этом случае можно отказаться от отбора воздуха из двигателя, как это сейчас осуществляется на современных самолетах. Эта форма энергии может быть заменена электрической энергией.

Система обеспечения предпочтительно используется не только для снабжения энергией, но также и для полного обеспечения кабины и летательного аппарата.

Изобретение также может обеспечить систему обеспечения кабины с высокой степенью интеграции и летательный аппарат с такой системой. В изобретении предлагается установка для летательного аппарата, которая служит для снабжения пассажирской кабины и кабины экипажа воздухом для дыхания, а также кислородом для использования в аварийных ситуациях и водой, причем все это обеспечивается одновременно с использованием интегрированной системы топливных элементов.

Термин "топливная батарея" относится к электрохимическим топливным элементам, преобразующим энергию реакции непрерывно подаваемого топлива (например, водорода) и окислителя (например, кислорода) в электрическую энергию, которая может использоваться для подачи потребителям электроэнергии. В водородно-кислородных топливных элементах продуктом взаимодействия исходных материалов, водорода и кислорода, является вода, а энергия, высвобождаемая в процессе экзотермической реакции, может использоваться для энергоснабжения потребителей.

Изобретение обеспечивает, в частности, создание нового сочетания компонентов интегрированной системы кабины, которое позволяет осуществить надежное энергоснабжение на летательном аппарате.

Такая система обеспечения на летательном аппарате может быть снабжена герметизированной кабиной, двигателями, из которых в соответствии с изобретением необязательно должен отбираться воздух, системой топливных элементов, системами кондиционирования воздуха и получения воды, а также системой подготовки и распределения воды для обеспечения потребности в воде пассажиров и членов экипажа.

В соответствии с изобретением можно будет отказаться, в частности, от вспомогательной силовой установки (ВСУ), предназначенной для запуска двигателя, а также от отдельных запасов сжатого воздуха и энергии и по меньшей мере от части батарей.

В соответствии с изобретением двигатели могут быть снабжены стартер-генераторами, в частности, для запуска двигателя и для выработки электроэнергии для потребителей на летательном аппарате.

Система кондиционирования воздуха может быть снабжена отдельными электрическими компрессорами. Необходимая электроэнергия может обеспечиваться стартер-генераторами или системой топливных элементов.

Система топливных элементов также может кроме выработки электроэнергии обеспечивать воду для системы водоснабжения на летательном аппарате. Может осуществляться обработка (кондиционирование) этой воды перед подачей потребителям на летательном аппарате, чтобы сделать ее пригодной для питья.

В соответствии с изобретением кислород, который должен подаваться в систему топливных элементов, может быть получен, например, из воздуха в кабине с помощью отдельного вентилятора или из наружного воздуха, поступающего непосредственно в кондиционер воздуха. Снабжение кислородом системы топливных элементов также может осуществляться с использованием наружного воздуха (после повышения его давления).

В низкотемпературных топливных элементах РЕМ-типа (элементы с полимерным электролитом и аналогичные типы элементов) в качестве топлива предпочтительно используется водород или водородная фракция газообразного продукта риформинга. В топливных элементах DMFC (элементы с непосредственным использованием метанола) в качестве топлива используется метанол.

В качестве топлива для двигателей может использоваться углеводородный продукт (например, керосин) или также водород. Топливо для двигателей размещается в одном топливном резервуаре, а топливо для топливной батареи размещается в другом топливном резервуаре.

В соответствии с изобретением в дополнение к вышеуказанным компонентам может использоваться, например, установка для получения кислорода. В такой установке кислород может вырабатываться из наружного воздуха путем мембранного разделения для использования в случае разгерметизации кабины.

Для работы такой установки для получения кислорода необходим сжатый воздух, который обычно получают отбором воздуха из двигателей, и в соответствии с изобретением он также может быть получен из электрических компрессоров. В этом случае могут использоваться те же самые компрессоры, которые обеспечивают систему кондиционирования воздуха, когда система обеспечения работает в нормальном режиме. Если это не аварийный режим, то кислород, вырабатываемый установкой для получения кислорода, может использоваться для увеличения парциального давления кислорода на стороне катода топливных элементов. Достоинством является также то, что установка для получения кислорода обеспечивает систему кондиционирования воздуха в нормальном режиме работы увеличенным парциальным давлением кислорода, так что давление в кабине может быть снижено. Соответственно, могут быть снижены требования по потреблению энергии, по весу и по размещению, поскольку могут использоваться компрессоры меньших размеров.

На другой стороне мембраны установки для получения кислорода аккумулируется воздух с пониженным содержанием кислорода, основным компонентом которого является азот. Этот воздух с пониженным содержанием кислорода может рассматриваться как смесь инертных газов, которая в соответствии с изобретением может использоваться для продувки кожуха системы топливных элементов для предотвращения формирования там взрывоопасных смесей.

Этот газ также может использоваться в топливных баках, которые в качестве носителей энергии содержат жидкие углеводороды, для замещения кислорода в пространстве над жидким топливом и, соответственно, уменьшения концентрации взрывоопасных смесей ниже предельной опасной концентрации.

Система энергообеспечения в соответствии с изобретением используется в антиобледенительных системах крыльев. Воздух, накапливающийся на катодах системы топливных элементов, может использоваться для получения воды. Поскольку воздух на катодах имеет температуру, близкую к рабочей температуре топливных элементов, то для получения воды путем конденсации необходимо понижать температуру воздуха, например, в теплообменнике и использовать конденсатоотводчик. Для того чтобы получить как можно больше конденсата, воздух, скапливающийся на катоде, должен быть охлажден до температуры в диапазоне 1°С-10°С. Батарея топливных элементов также должна охлаждаться, поскольку реакция, проходящая в топливных элементах, является экзотермической. Тепло, аккумулируемое конденсатором, и тепло, отводимое при охлаждении топливной батареи, может быть с помощью теплонасосной установки возвращено воздуху, выделяющемуся на катодах. Полученный таким образом горячий воздух может быть подан по системе трубопроводов к кромкам крыльев и использоваться для предотвращения их обледенения. Вышеупомянутые компрессоры также выделяют отходящее тепло. Это отходящее тепло также может быть с помощью теплонасосной установки передано воздуху, выделяющемуся на катодах.

В соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения созданная таким образом конструкция содержит летательный аппарат для транспортировки пассажиров и/или грузов и может быть снабжена по меньшей мере одной герметизированной кабиной.

Такой летательный аппарат может содержать по меньшей мере один двигатель, из которого предпочтительно не отбирается воздух и который снабжен стартер-генераторами для его запуска и для энергообеспечения. Кроме того, может использоваться по меньшей мере одна система кондиционирования воздуха с отдельным компрессором для подачи в герметизированную кабину свежего воздуха для пассажиров и для экипажа и для обеспечения его необходимого давления. Конструкция также содержит по меньшей мере одну модульную систему топливных элементов, которая может полностью или частично заменить обычно используемую систему баков с запасом воды. Такая система топливных элементов может содержать несколько батарей топливных элементов с одной общей системой подачи топлива и воздуха и с одной общей системой отвода отходящего воздуха и отходящего газа, а также отбора электроэнергии и может использоваться для обеспечения электроэнергией герметизированной кабины, системы обеспечения необходимого давления в кабине и компрессора системы кондиционирования воздуха, а также для обеспечения водой системы водоснабжения летательного аппарата. Эта вода может быть получена из отходящего воздуха катодов системы топливных элементов и затем обработана для использования ее в качестве питьевой воды, подаваемой по сети водоснабжения. Двигатель и система топливных элементов могут обеспечиваться топливом из топливных резервуаров, которые полностью отделены друг от друга, причем в качестве топлива для топливных элементов может использоваться водород в жидкой или газообразной форме или метанол (в зависимости от типа используемых топливных элементов). В качестве топлива для двигателей может использоваться углеводородный продукт (например, керосин) или также жидкий или газообразный водород.

На летательном аппарате может отсутствовать вспомогательная силовая установка для обеспечения электроэнергии и сжатого воздуха для запуска двигателя, для электроснабжения летательного аппарата при его нахождении на земле и/или для обеспечения аварийного электропитания.

Вода может вырабатываться непрерывно в течение всего полета летательного аппарата, и ее предварительно обрабатывают для использования в качестве питьевой воды в пунктах потребления (кухни, туалеты, души и/или система увлажнения воздуха).

Использованная вода (сток) может отводиться системой отсоса и накапливаться в сборниках, которые сливаются на земле.

В конструкции в соответствии с изобретением избыточная вода может сбрасываться за борт с помощью гидрораспределителя перед осуществлением конденсации отходящего газа, выделяющегося на катодах системы топливных элементов.

Дополнительно может быть обеспечена установка для получения кислорода, которая работает на сжатом воздухе и разделяет газы с помощью молекулярной мембраны для обеспечения кислородом пассажиров или экипажа в случае разгерметизации кабины и для повышения парциального давления кислорода в воздухе, выделяющемся на катодах системы топливных элементов, когда летательный аппарат функционирует в нормальном режиме. Соответственно, может быть повышена эффективность работы топливных элементов.

В качестве альтернативного варианта конструкция в соответствии с изобретением может также содержать установку для получения кислорода, которая работает на сжатом воздухе и разделяет газы с помощью молекулярной мембраны для обеспечения кислородом пассажиров или экипажа в случае разгерметизации кабины и для повышения парциального давления кислорода в воздухе, подаваемом системой кондиционирования воздуха, когда летательный аппарат функционирует в нормальном режиме. Это дает возможность снизить давление в кабине, что позволяет сократить энергопотребление, поскольку становится возможным использовать менее мощные компрессоры, имеющие уменьшенные размеры.

В системе энергообеспечения в соответствии с изобретением на катодах топливных элементов может аккумулироваться воздух, температура которого близка к рабочей температуре топливных элементов. Его температура может быть понижена с использованием теплообменника и конденсатоотводчика. Это позволяет получить достаточное количество конденсата, воздух, охладить воздух на катодах до температуры в диапазоне 1°С-10°С и эффективно охладить батарею топливных элементов. В результате тепло, аккумулируемое конденсатором, и тепло, отводимое при охлаждении топливной батареи, может быть с помощью теплонасосной установки возвращено воздуху, выделяющемуся на катодах, для того, чтобы затем подать полученный горячий воздух к кромкам крыльев по системе трубопроводов для предотвращения обледенения крыльев. Компрессор системы кондиционирования воздуха также выделяет отходящее тепло, которое может передаваться воздуху, выделяющемуся на катодах, с помощью теплонасосной установки.

В зависимости от типа используемых топливных элементов в качестве топлива, подаваемого в систему топливных элементов, может использоваться водород для низкотемпературных и высокотемпературных мембранных топливных элементов с полимерным электролитом. В топливных элементах непосредственного использования метанола используется метанол. Топливо может поступать из бака с газообразным или жидким водородом или из бака с метанолом, причем топливный бак может размещаться в хвостовой части летательного аппарата за хвостовым оперением. Такой бак может быть жестко закреплен в указанном месте или же может быть выполнен в форме съемного модуля.

В качестве альтернативного варианта топливо может поступать в топливные элементы из отдельной установки, которая способна производить газообразное топливо для использования в топливных элементах, например водород, из углеводородного продукта, такого как керосин.

Отходящее топливо батареи топливных элементов может использоваться для испарения и/или предварительного нагрева топлива, необходимого для работы топливных элементов, в частности водорода, который поступает из бака с жидким водородом.

При использовании установки для получения кислорода с молекулярным ситом воздух с пониженным содержанием кислорода накапливается на одной из сторон молекулярного сита. Этот воздух в основном состоит из азота и поэтому может рассматриваться как смесь инертных газов. Эта газовая смесь может использоваться для продувки кожуха батареи топливных элементов для предотвращения формирования там взрывоопасных смесей и, соответственно, для повышения безопасности работы. Такой воздух с пониженным содержанием кислорода может использоваться для подачи инертного газа в топливные баки для снижения их взрывоопасности.

Распределение электроэнергии в системе энергообеспечения может осуществляться с помощью центрального блока управления.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения раскрыты в зависимых пунктах формулы.

Ниже описаны варианты системы энергообеспечения для летательного аппарата в соответствии с изобретением. Эти варианты также относятся к летательному аппарату и к способу обеспечения энергией летательного аппарата.

В соответствии с другим вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит антиобледенительное устройство крыльев, которое соединено с батареей топливных элементов таким образом, что антиобледенительное устройство способно предотвращать обледенение крыльев за счет использования продуктов, которые накапливаются при работе топливной батареи. Соответственно, отходящее тепло, которое может выделяться в топливных элементах, например, в горячих водяных парах, образующихся в водородно-кислородных топливных элементах, может эффективно использоваться для оттаивания льда на крыльях летательного аппарата, снабженного системой энергообеспечения, или в качестве средства защиты крыльев от обледенения. Эта энергия может использоваться альтернативно или дополнительно в других частях системы энергообеспечения, например, для испарения жидкого водорода, используемого в качестве топлива для двигателя и/или для топливных элементов. Антиобледенительное устройство крыльев летательного аппарата может обеспечиваться энергией, содержащейся в водяных парах, выделяющихся при работе топливных элементов, и может работать особенно эффективно в сочетании с системой водоснабжения летательного аппарата, в которой для получения воды используются охлажденные и сконденсированные водяные пары. Таким образом, побочный продукт работы топливных элементов, а именно водяной пар, может быть эффективно использован на летательном аппарате несколькими способами, в частности для нагрева других компонентов, а также в качестве источника воды. То есть водоснабжение может быть осуществлено с малыми затратами и без использования тяжелых дополнительных баков.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения устроена таким образом, что для получения воды осуществляют конденсацию водяного пара, накапливающегося в качестве побочного продукта работы топливных элементов, перед его использованием в антиобледенительном устройстве крыльев, и продукт, остающийся после конденсации, может нагреваться тепловым насосом для подачи в антиобледенительное устройство. Таким образом, водяной пар предпочтительно подвергается конденсации для получения воды перед его использованием в антиобледенительном устройстве крыльев. Предпочтительно конденсацию выполняют до того, как воздух с пониженным содержанием кислорода нагревается тепловым насосом и подается в антиобледенительное устройство крыльев.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения устроена таким образом, что остающаяся часть побочного продукта, выделяющегося при работе топливных элементов, может быть смешана с отходящим газом, выделяющимся на анодах топливных элементов, в нагревателе вместе с подаваемым водородом. Таким образом, можно осуществлять смешивание с анодным газом, так называемым газом продувки, и дополнительно нагревать смесь в нагревателе вместе с дополнительно подаваемым водородом для получения теплосодержания, необходимого для работы антиобледенительного устройства.

При накоплении отходящего воздуха, выделяющегося на катодах топливных элементов и имеющего температуру, близкую к рабочей температуре топливных элементов, его температура может быть понижена с помощью теплообменника и конденсатоотводчика для того, чтобы получить как можно больше конденсата. Отходящий воздух на катодах топливных элементов может быть охлажден до температуры в интервале 1°С-10°С. Также можно охлаждать батарею топливных элементов, причем тепло, аккумулируемое конденсатором, и тепло, отводимое при охлаждении топливной батареи, может быть с помощью теплонасосной установки возвращено воздуху, выделяющемуся на катодах, для того, чтобы затем подать полученный горячий воздух к кромкам крыльев по системе трубопроводов для предотвращения обледенения крыльев. Компрессор системы кондиционирования воздуха также выделяет отходящее тепло, которое может быть передано воздуху на катодах с помощью теплонасосной установки.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит дополнительно генератор, соединенный с двигателем. Такой генератор устроен таким образом, что он вырабатывает энергию для запуска двигателя и для обеспечения летательного аппарата электроэнергией. Такой генератор, который встраивается в систему энергообеспечения, в соответствии с изобретением может дополнительно улучшить энергоснабжение компонентов летательного аппарата.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит дополнительно центральный блок управления, который предназначен для централизованного управления энергообеспечением на летательном аппарате. Такой центральный блок управления может быть выполнен в форме центра управления предлагаемой в изобретении системой энергообеспечения, который согласует энергию, вырабатываемую двигателем, и энергию, вырабатываемую батареей топливных элементов, и осуществляет необходимое распределение вырабатываемой энергии по потребителям. Этот блок управления может также управлять обеспечением летательного аппарата водой, полученной из отходящего газа топливных элементов, а также газообменом для различных потребителей газа (герметизированная кабина, топливные элементы и др.). Центральный блок управления может быть выполнен в форме программы компьютера, то есть в форме программного продукта, или же в форме одной или нескольких специализированных микросхем, то есть в форме аппаратных средств, или же в гибридной форме, сочетающей программное обеспечение и аппаратные элементы.

В соответствии еще с одним из вариантов осуществления изобретения система энергообеспечения содержит дополнительно устройство снабжения воздухом для подачи воздуха для дыхания в кабину, причем электроэнергия для работы устройства может подаваться из топливной батареи и/или из генератора. Обычно в кабину подается воздух для дыхания находящихся в ней пассажиров и членов экипажа. Этот воздух может быть получен из среды, окружающей летательный аппарат. Устройство подачи воздуха может получать электроэнергию из генератора и/или из топливной батареи для кондиционирования воздуха, например, в системе кондиционирования воздуха.

В соответствии еще с одним из вариантов осуществления изобретения система энергообеспечения содержит компрессор для подачи сжатого воздуха в устройство снабжения воздухом. Иначе говоря, система кондиционирования воздуха может быть снабжена отдельным компрессором.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит двигатель постоянного тока, который предназначен для привода компрессора. Компрессор может приводиться двигателем постоянного или переменного тока или трехфазным двигателем для обеспечения герметизированной кабины свежим воздухом и для поддержания в ней необходимого давления.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения установка для получения кислорода в системе энергообеспечения устроена таким образом, что она используется для повышения парциального давления кислорода в воздухе для дыхания, подаваемом устройством снабжения воздухом, когда летательный аппарат функционирует в нормальном режиме. Таким образом, указанная установка кислорода может повышать парциальное давление кислорода в воздухе кабины, подаваемом системой кондиционирования воздуха, когда летательный аппарат функционирует в нормальном режиме, что позволяет уменьшить давление в кабине и, соответственно, снизить требования по потреблению энергии, по весу и размещению, поскольку могут использоваться менее мощные компрессоры, имеющие меньшие размеры.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит дополнительно устройство снабжения водой, используемое предпочтительно для непрерывного получения воды, причем это устройство устроено таким образом, чтобы получать воду из побочных продуктов, выделяющихся при работе топливных элементов. Происходит накопление побочного продукта реакции в форме водяного пара, в частности, при использовании водородно-кислородных топливных элементов (или топливных элементов, работающих на водороде и кислороде атмосферного воздуха), причем может быть осуществлена конденсация водяного пара для получения воды, используемой после соответствующей обработки в качестве питьевой/технической воды в пунктах потребления летательного аппарата (например, в кухнях, туалетах и т.п.). Это позволяет снизить вес летательного аппарата, поскольку отпадает необходимость в отдельных баках с запасом воды.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит устройство обработки полученной воды для того, чтобы сделать ее пригодной для питья. Вода может вырабатываться непрерывно в течение всего полета летательного аппарата, и после обработки ее подают для использования в качестве питьевой воды в пункты потребления (кухни, туалеты, души и/или систему увлажнения воздуха).

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения содержит устройство вывода сточной воды, которое используется для вывода использованной воды с помощью системы отсоса для накопления в сборниках, которые сливаются на земле. Использованная вода может выводиться с помощью системы отсоса и затем накапливаться в сборниках, которые сливаются на земле.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система вывода содержит устройство выброса избыточного количества воды, которая содержится в накапливающихся побочных продуктах работы топливных элементов, перед осуществлением конденсации. Избыточные количества воды могут выбрасываться за борт с помощью гидрораспределителя, в частности, перед осуществлением конденсации отходящего газа, образующегося на катодах топливных элементов.

Топливные элементы предлагаемой в изобретении системы энергообеспечения могут быть соединены с кабиной таким образом, что исходные материалы на стороне катодов топливных элементов, которые требуются для их работы, могут подаваться из кабины. Для работы топливных элементов может быть необходимо, в частности, чтобы в качестве исходного материала использовался кислород. Этот кислород получают из воздуха, отбираемого из кабины, в которой размещаются пассажиры, и подают в топливные элементы.

Топливные элементы могут быть соединены со средой, окружающей летательный аппарат, таким образом, что исходные материалы на стороне катодов топливных элементов, которые требуются для их работы, могут подаваться из окружающей среды. В соответствии с этим вариантом осуществления изобретения кислород, необходимый для работы топливных элементов, может быть получен из среды, окружающей летательный аппарат, то есть из атмосферного воздуха, давление которого при необходимости повышают и затем подают в топливные элементы для преобразования ионов водорода, содержащихся в водороде или в другом топливе, в отходящий газ на катоде, Н2О и избыточный воздух.

Устройство снабжения воздухом может быть соединено со средой, окружающей летательный аппарат, таким образом, чтобы получать наружный воздух с целью обеспечения кабины воздухом для дыхания. В соответствии с этим вариантом осуществления изобретения воздух, полученный из атмосферы, используется для обеспечения пассажиров и экипажа воздухом для дыхания после дополнительного обогащения кислородом и повышения давления, если это необходимо.

Это может быть достигнуто, в частности, с помощью установки для получения кислорода, которая служит для соединения устройства снабжения воздухом с окружающей средой для снабжения кабины воздухом для дыхания, обогащенным кислородом. Установка для получения кислорода позволяет обеспечивать достаточный уровень содержания кислорода в воздухе, полученном таким образом для обеспечения дыхания пассажиров в кабине.

Установка для получения кислорода может быть устроена таким образом, что в ней используется сжатый воздух и молекулярное сито для разделения газов. Соответственно, может использоваться дополнительная установка для получения кислорода, которая работает на сжатом воздухе и разделяет газы с помощью молекулярной мембраны для обеспечения кислородом пассажиров или экипажа в случае разгерметизации кабины, с одной стороны, и для повышения парциального давления кислорода в подаваемом воздухе, скапливающемся на катодах топливных элементов, когда летательный аппарат функционирует в нормальном режиме, для повышения эффективности работы топливной батареи, с другой стороны.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения построена таким образом, что воздух с пониженным содержанием кислорода, накапливающийся при работе установки для получения кислорода, может использоваться для продувки кожуха топливной батареи. В соответствии с принципом работы установки для получения кислорода на одной из сторон молекулярного сита накапливается воздух с пониженным содержанием кислорода, который в основном состоит из азота и поэтому может рассматриваться как смесь инертных газов. Эта смесь инертных газов может использоваться для продувки кожуха батареи топливных элементов для предотвращения формирования там взрывоопасных смесей.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления изобретения система энергообеспечения устроена таким образом, что воздух с пониженным содержанием кислорода, накапливающийся при работе установки для получения кислорода, может использоваться для воздействия на газообразную фазу углеводородных продуктов, содержащихся в первом и/или втором топливных баках. Этот инертный газ с пониженным содержанием кислорода может также использоваться для воздействия на газообразную фазу в топливных баках, содержащих легковоспламеняющиеся жидкие углеводороды, для замещения имеющегося там кислорода, в результате чего снижается уровень пожароопасности.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемой в изобретении системы энергообеспечения система топливных элементов имеет модульную структуру и содержит несколько батарей топливных элементов с общими устройствами подачи исходных материалов и отвода выделяющихся побочных продуктов. Система топливных элементов, имеющая модульную структуру, может содержать несколько топливных батарей, для которых может использоваться общее устройство подачи воздуха и топлива и общее устройство отвода отходящего воздуха и отходящего газа, а также отбора электроэнергии.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемой в изобретении системы энергообеспечения первый топливный бак может быть устроен для обеспечения двигателя топливом, в качестве которого могут использоваться углеводородные продукты или жидкий или газообразный водород. Кроме того, второй топливный бак может быть устроен для обеспечения топливных элементов топливом, в качестве которого может использоваться жидкий или газообразный водород или метанол. Таким образом, в зависимости от типа используемых топливных элементов в качестве топлива может использоваться водород в жидкой или газообразной форме или метанол, а в качестве топлива для двигателя может использоваться либо углеводородный продукт, например керосин, или же также жидкий или газообразный водород. Водород для топливных элементов также может быть извлечен из углеводородного продукта с помощью установки для получения водорода. Предпочтительным вариантом является использование керосина в качестве топлива для двигателей и водорода в качестве топлива для топливных элементов.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемой в изобретении системы энергообеспечения в качестве топливных элементов используются элементы с полимерной мембраной-электролитом или элементы с прямым использованием метанола. Поэтому в зависимости от типа используемых топливных элементов в качестве топлива, подаваемого в топливную батарею, может использоваться водород для низкотемпературных и высокотемпературных топливных элементов с полимерной мембраной-электролитом или метанол для топливных элементов с прямым использованием метанола, то есть топливо может подаваться из бака со сжатым газообразным водородом, из бака с жидким водородом или из бака с метанолом.

Второй топливный бак и топливные элементы могут быть соединены таким образом, что отходящее тепло топливных элементов может использоваться для испарения и/или предварительного нагрева топлива, подаваемого в топливные элементы из второго топливного бака. Поэтому отходящее тепло батареи топливных элементов может быть использовано для испарения и предварительного нагрева водорода, который необходим для работы батареи и подается из бака с жидким водородом.

В соответствии еще с одним вариантом осуществления предлагаемая в изобретении система энергообеспечения не содержит вспомогательную силовую установку для получения электроэнергии и сжатого воздуха для запуска двигателя, для обеспечения электропитания потребителей на летательном аппарате при его нахождении на земле и/или для обеспечения аварийного электропитания. Система энергообеспечения может полностью заменить обычную вспомогательную силовую установку для получения электроэнергии и сжатого воздуха для запуска двигателя, для обеспечения электропитания потребителей на летательном аппарате при его нахождении на земле и для обеспечения аварийного электропитания.

Установка для получения кислорода особенно подходит для аварийных ситуаций, когда кислород, который необходимо подавать в дыхательные маски пассажиров, может вырабатываться с помощью этой установки.

Ниже описаны варианты осуществления летательного аппарата в соответствии с изобретением. Эти варианты также относятся к системе энергообеспечения на летательном аппарате и к способу обеспечения энергией летательного аппарата.

Вторая емкость для топлива может быть выполнена в форме одного или нескольких резервуаров, которые размещаются в хвостовой части летательного аппарата за хвостовым оперением и могут быть жестко закреплены или выполнены в форме одного или нескольких съемных модулей. Поэтому в качестве второго топливного резервуара может использоваться, в частности, бак для жидкого водорода или для метанола. В этом случае в хвостовой части летательного аппарата размещаются только баки для обеспечения работы топливных элементов, то есть баки, которые содержат водород и метанол. При этом топливо в двигатели предпочтительно подается из баков, расположенных в других частях летательного аппарата.

В одном из вариантов осуществления изобретения обеспечивается летательный аппарат с двигателем, в котором вместо отбора воздуха из двигателя используются стартер-генераторы для запуска двигателя и для снабжения летательного аппарата энергией. В соответствии с изобретением может также обеспечиваться по меньшей мере одна система топливных элементов, имеющая модульную структуру, которая полностью или частично заменяет обычно используемый бак с запасом воды. Топливо в двигатель и в систему топливных элементов может подаваться совершенно независимыми устройствами подачи. Использование модульной структуры особенно важно с точки зрения резервирования, в частности на случай выхода из строя одной из частей системы. Кроме того, в этом случае можно использовать общие трубопроводы подачи исходных материалов и вывода побочных продуктов для этих модулей. Предлагаемая в изобретении система топливных элементов может непрерывно вырабатывать воду в течение всего полета. Однако избыточные количества воды могут сбрасываться за борт летательного аппарата перед осуществлением конденсации. Отходящий воздух, выделяющийся на катодах, также может использоваться в антиобледенительных системах крыльев, причем в этом случае также может использоваться отходящее тепло, выделяющееся при работе компрессора системы кондиционирования воздуха. Система кондиционирования воздуха в соответствии с изобретением может быть снабжена компрессором, приводимым электродвигателем. Такой компрессор может приводиться электродвигателем постоянного тока.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения иллюстрируются на фигурах и описываются ниже более подробно.

На фигурах показано:

Фигура 1 - система энергообеспечения летательного аппарата в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения.

Фигура 2 - система энергообеспечения летательного аппарата в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения.

Фигура 3 - система энергообеспечения летательного аппарата в соответствии с третьим вариантом осуществления изобретения.

Варианты осуществления изобретения представлены на фигурах схематично, без соблюдения масштаба.

Одинаковые или аналогичные элементы на разных фигурах указаны одинаковыми ссылочными обозначениями.

Система 100 энергообеспечения летательного аппарата в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения описана ниже со ссылками на фигуру 1.

Система 100 энергообеспечения летательного аппарата (на фигуре не показан) содержит двигатель 101 для перемещения летательного аппарата. Система 100 энергообеспечения также содержит топливную батарею 102, обеспечивающую летательный аппарат электроэнергией. Для обеспечения двигателя 101 топливом предусмотрен резервуар 103 с керосином. Кроме того, предусмотрен резервуар 104 с водородом, который пространственно и функционально отделен от резервуара 103 с керосином.

Система 100 энергообеспечения также содержит стартер-генератор 105, который соединен с двигателем 101 и предназначен для получения энергии, необходимой для запуска двигателя 101 и для снабжения летательного аппарата электроэнергией. Стартер-генератор 105 соединен, в частности, с блоком 106 управления (регулятор), который выполнен в форме центрального блока управления для централизованного управления энергоснабжением летательного аппарата.

Устройство 107 снабжения воздухом подает в герметизированную кабину 108, в которой могут размещаться пассажиры, дополнительный воздух, причем устройство 107 снабжения воздухом (система кондиционирования воздуха) может избирательно запитываться от топливной батареи 102 и/или от стартер-генератора 105. Подача электроэнергии в систему 107 кондиционирования воздуха и/или в компрессор 110, в который подается дополнительный воздух для повышения его давления с целью использования в системе 107 кондиционирования воздуха, регулируется электронным блоком 106 управления.

Кроме того, предусмотрено устройство 109 снабжения водой для подачи воды, предназначенное для получения воды из водяного пара, который выделяется при работе топливной батареи 102. В устройстве 109 снабжения водой имеется конденсатор 111, соединенный с выходом топливной батареи 102, из которой водяной пар подается в конденсатор. В конденсаторе 111 водяной пар конденсируется, и образующаяся вода подается в кондиционирующее устройство 112 для получения питьевой воды. С выхода кондиционирующего устройства 112 питьевая вода подается в пункты 113 потребления (например, туалеты, кухни и т.п.). Вода, использованная в пунктах 113 потребления, выводится в бак 114 сточной воды.

Для работы топливной батареи 102 дополнительно требуется кислород для окисления водородного топлива, подаваемого в топливную батарею 102 из резервуара 104 с водородом. Дополнительный воздух, содержащий кислород, подается в топливную батарею 102 из герметизированной кабины 108 с помощью вентилятора 115. Топливная батарея 102 соединена с герметизированной кабиной 108 таким образом, что исходный материал (а именно, кислород), необходимый для работы топливной батареи 102, может подаваться в нее из герметизированной кабины 108.

Избыточные количества воздуха и/или воды могут отводиться из топливной батареи 102 (см. фигуру 1). Дополнительный воздух также подается в двигатель 101, и из него отводятся отходящие газы.

Система 200 энергообеспечения в соответствии со вторым вариантом осуществления изобретения описана ниже со ссылками на фигуру 2.

В отличие от системы 100 энергообеспечения в системе 200 энергообеспечения предусмотрена установка 201 для получения кислорода, которая соединена с выходом компрессора 110 таким образом, что в установку 201 может подаваться дополнительный сжатый воздух. Установка 201 для получения кислорода может с помощью молекулярного сита вырабатывать из дополнительного воздуха, например, газ с повышенным содержанием кислорода, который может быть подан в систему 107 кондиционирования воздуха, и/или в топливную батарею 102, и/или в устройство 202 снабжения кислородом в аварийных ситуациях.

Система 300 энергообеспечения в соответствии с третьим вариантом осуществления изобретения описана ниже со ссылками на фигуру 3.

В системе 300 энергообеспечения побочные продукты топливной батареи 102, которые содержат водяной пар, подаются в тепловой насос 301. Вода, полученная в результате конденсации, временно хранится в баке 302 для воды и может быть дополнительно обработана, например, как описано выше со ссылками на фигуры 1 или 2. Кроме того, вода, полученная в результате конденсации, или водяной пар могут быть направлены через теплообменник 304 в антиобледенительное устройство 305 крыльев, которое служит для предотвращения обледенения крыльев летательного аппарата.

Осуществление изобретения не ограничивается предпочтительными вариантами, описанными со ссылками на фигуры. Напротив, возможна реализация ряда модифицированных вариантов, в которых используется описанное техническое решение и принцип изобретения.

Необходимо также иметь в виду, что термин "содержащий" не исключает использования других элементов или стадий, и указание части или стадии в единственном числе не исключает использования нескольких таких частей или стадий. Далее, необходимо отметить, что признаки или стадии, которые были описаны со ссылками на один из вышеуказанных вариантов реализации изобретения, могут быть также использованы совместно с другими признаками или стадиями других вышеуказанных вариантов.

Перечень ссылочных обозначений

100 Система энергообеспечения

101 Двигатель

102 Топливная батарея

103 Резервуар с керосином

104 Резервуар с водородом

105 Стартер-генератор

106 Блок управления

107 Устройство снабжения воздухом

108 Герметизированная кабина

109 Устройство снабжения водой

110 Компрессор

111 Конденсатор

112 Кондиционирующее устройство для получения питьевой воды

113 Пункты потребления воды

114 Бак для сточной воды

115 Вентилятор

200 Система энергообеспечения

201 Установка для получения кислорода

202 Устройство аварийной подачи кислорода

300 Система энергообеспечения

301 Тепловой насос

302 Резервуар для временного хранения воды

303 Насос

304 Теплообменник

305 Антиобледенительное устройство крыльев

1. Система энергообеспечения летательного аппарата, содержащая двигатель для перемещения летательного аппарата, систему топливных элементов, обеспечивающую летательный аппарат электроэнергией, первый резервуар с топливом для двигателя и второй резервуар с топливом для системы топливных элементов, функционально отделенный от первого резервуара с топливом и размещенный отдельно от него, при этом система топливных элементов соединена с антиобледенительным устройством крыльев таким образом, что предотвращается обледенение крыльев летательного аппарата за счет использования продуктов, накапливаемых при работе системы топливных элементов.

2. Система энергообеспечения по п.1, которая выполнена таким образом, что водяной пар, накапливающийся в качестве побочного продукта работы топливных элементов, может быть сконденсирован для получения воды перед использованием пара в антиобледенительном устройстве крыльев, и продукт, остающийся после конденсации, может нагреваться тепловым насосом и подаваться в антиобледенительное устройство,

3. Система энергообеспечения по п.2, которая выполнена таким образом, что остающаяся часть побочного продукта, выделяющегося при работе топливных элементов, может быть смешана с отходящим газом, выделяющимся на анодах топливных элементов, и нагрета в нагревателе вместе с подаваемым водородом.

4. Система энергообеспечения по п.1, содержащая генератор, который соединен с двигателем и предназначен для выработки энергии, необходимой для запуска двигателя и для снабжения летательного аппарата электроэнергией.

5. Система энергообеспечения по п.1, содержащая центральный блок управления, который предназначен для централизованного управления энергоснабжением летательного аппарата.

6. Система энергообеспечения по п.4, содержащая устройство снабжения кабины воздухом для дыхания, причем электроэнергия для работы устройства может подаваться из батареи топливных элементов и/или от генератора.

7. Система энергообеспечения по п.5, содержащая компрессор для обеспечения сжатым газом устройства снабжения воздухом.

8. Система энергообеспечения по п.7, содержащая двигатель постоянного тока, который предназначен для привода компрессора.

9. Система энергообеспечения по п.1, содержащая устройство снабжения водой, предназначенное предпочтительно для непрерывного получения воды, причем это устройство выполнено таким образом, чтобы получать воду из побочных продуктов, выделяющихся при работе топливных элементов.

10. Система энергообеспечения по п.9, содержащая устройство обработки полученной воды для того, чтобы сделать ее пригодной для питья.

11. Система энергообеспечения по п.9, содержащая устройство отвода сточной воды, которое используется для отвода использованной воды с помощью системы отсоса для накопления ее в сборниках, которые сливаются на земле.

12. Система энергообеспечения по п.9, содержащая устройство вывода избыточного количества воды, которая содержится в накапливающихся побочных продуктах работы топливных элементов, перед осуществлением конденсации.

13. Система энергообеспечения по п.6, в которой система топливных элементов соединена с кабиной таким образом, что исходные топливные материалы, которые требуются для работы топливных элементов, могут подаваться из кабины.

14. Система энергообеспечения по п.1, в которой система топливных элементов соединена со средой, окружающей летательный аппарат, таким образом, что исходные топливные материалы, которые требуются для работы топливных элементов, могут подаваться из этой окружающей среды.

15. Система энергообеспечения по п.6, в которой устройство снабжения воздухом соединено с внешней средой, окружающей летательный аппарат, таким образом, что воздух может подаваться из этой внешней среды для обеспечения кабины воздухом для дыхания.

16. Система энергообеспечения по п.15, содержащая установку для получения кислорода, через которую устройство снабжения воздухом соединено со средой, окружающей летательный аппарат, для обеспечения кабины воздухом для дыхания, обогащенным кислородом.

17. Система энергообеспечения по п.16, в которой установка для получения кислорода может работать на сжатом воздухе и предназначена для разделения газов с помощью молекулярного сита.

18. Система энергообеспечения по п.16, в которой установка для получения кислорода предназначена для повышения парциального давления кислорода в воздухе для дыхания, подаваемом устройством снабжения воздухом, когда летательный аппарат функционирует в нормальном режиме.

19. Система энергообеспечения по п.16, которая выполнена таким образом, что воздух с пониженным содержанием кислорода, накапливающийся при работе установки для получения кислорода, может использоваться для продувки кожуха системы топливных элементов.

20. Система энергообеспечения по п.16, которая устроена таким образом, что воздух с пониженным содержанием кислорода, накапливающийся при работе установки для получения кислорода, может использоваться для воздействия на газообразную фазу углеводородных продуктов, содержащихся в первом и/или втором топливных резервуарах.

21. Система энергообеспечения по п.20, в которой система топливных элементов имеет модульную структуру и содержит несколько батарей топливных элементов с общими устройствами подачи исходных материалов и отвода выделяющихся побочных продуктов.

22. Система энергообеспечения по п.1, в которой первый топливный резервуар выполнен таким образом, чтобы обеспечивать двигатель топливом, в качестве которого может использоваться жидкий или газообразный водород или метанол.

23. Система энергообеспечения по п.1, в которой второй топливный резервуар выполнен таким образом, чтобы обеспечивать систему топливных элементов топливом, в качестве которого может использоваться жидкий или газообразный водород или метанол.

24. Система энергообеспечения по п.1, в которой в качестве топливных элементов используются топливные элементы с полимерной мембраной-электролитом или топливные элементы с прямым использованием метанола.

25. Система энергообеспечения по п.1, в которой второй топливный резервуар и система топливных элементов соединены таким образом, что отходящее тепло топливных элементов может использоваться для испарения и/или предварительного нагрева топлива, подаваемого в топливные элементы из второго топливного резервуара.

26. Способ обеспечения энергией летательного аппарата, содержащий следующие стадии:
обеспечение летательного аппарата электроэнергией с помощью системы топливных элементов,
обеспечение двигателя, служащего для перемещения летательного аппарата, топливом из первого топливного резервуара,
обеспечение системы топливных элементов топливом из второго топливного резервуара и
использование продуктов, накапливаемых при работе системы топливных элементов, для предотвращения обледенения крыльев летательного аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам топливных элементов для аварийного энергоснабжения летательных аппаратов, к летательным аппаратам, содержащим такие системы топливных элементов, и к способу аварийного энергоснабжения на летательных аппаратах.

Изобретение относится к области химических источников энергии (электрического тока) с прямым преобразованием химической энергии в электрическую. .

Изобретение относится к области сверхлегкой авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата вспомогательного назначения. .

Изобретение относится к авиационному электроборудованию. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к силовым установкам летательных аппаратов (ЛА) с группой вспомогательных силовых установок (ВСУ) для перспективных самолетов-истребителей с двухконтурными двигателями.

Самолет // 2220075

Изобретение относится к системам передачи энергии от двигателя. .

Изобретение относится к энергетическому машиностроению, а именно к энергоузлам систем генерирования переменного тока стабильной частоты, и может быть использовано в энергетических установках летательных аппаратов

Изобретение относится к области электрооборудования летательных аппаратов и направлено на создание устройства и способа подачи электропитания на борт летательного аппарата при аварийной ситуации для обеспечения питания «существенной» части электрической силовой цепи летательного аппарата

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов вспомогательного назначения

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов

Изобретение относится к системе и способу распределения электроэнергии внутри летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к вспомогательной силовой установке для самолета

Изобретение относится к подаче электричества на электрическое оборудование в двигателе летательного аппарата и/или в окружении

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано в регуляторе мощности и регуляторе процесса или устройства (1) регулировки мощности, которые предназначены для регулирования гибридного источника энергии для летательного аппарата
Наверх