Модуль системы топливных элементов



Модуль системы топливных элементов
Модуль системы топливных элементов

 


Владельцы патента RU 2479468:

ЭЙРБАС ОПЕРЕЙШНЗ ГМБХ (DE)

Модуль (10) системы топливных элементов для применения на воздушном судне (32) выполнен в виде хвостовой балки с возможностью блочного соединения с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна при помощи крепежного устройства, которое предназначено для съемного присоединения модуля системы топливных элементов к шпангоуту конструкции воздушного судна. Корпусной элемент модуля системы топливных элементов образует часть наружной оболочки (34) воздушного судна, когда модуль системы топливных элементов соединен с секцией фюзеляжа воздушного судна. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к модулю системы топливных элементов, предназначенному для применения на воздушном судне, к комплекту указанных модулей системы топливных элементов, а также к воздушному судну, оснащенному таким модулем системы топливных элементов.

Уровень техники

Системы топливных элементов позволяют получать электрическую энергию при низком уровне выбросов и с высоким коэффициентом полезного действия. Поэтому в настоящее время в авиастроении также имеются тенденции применять системы топливных элементов для получения электрической энергии, которая требуется на борту воздушного судна. Так, например, представляется возможным заменить в самолете генераторы, которые в настоящее время используют для бортового электропитания и которые имеют привод от основных двигателей или от вспомогательной силовой установки (Auxiliary Power Unit, APU), на систему топливных элементов. Кроме того, систему топливных элементов можно использовать также для аварийного электропитания воздушного судна и заменить турбину с приводом от набегающего воздуха (Ram Air Turbine, RAT), применяемую в настоящее время в качестве агрегата резервного электропитания. Однако в случае применения системы топливных элементов на борту воздушного судна возникает проблема, которая заключается в том, что техническое обслуживание или ремонт системы топливных элементов при определенных обстоятельствах требует слишком длительного времени простоя воздушного судна. Из уровня техники известны решения, предлагающие размещение топливных элементов в составе модуля для отработанной воды (DE 102005045130) и путем установки элементов на стенку фюзеляжа воздушного судна (US 2007/090786). Однако указанным решениям также присущи вышеописанные проблемы.

Раскрытие изобретения

Задачей настоящего изобретения является обеспечение модуля системы топливных элементов, пригодного для применения на воздушном судне, в частности в самолете, который позволяет минимизировать время простоя, связанное с техническим обслуживанием или ремонтом системы топливных элементов, предусмотренной на борту воздушного судна, и который отличается малым весом и требует небольшого пространства для размещения.

Решением этой задачи согласно изобретению является модуль системы топливных элементов, который предназначен для применения на борту воздушного судна, содержит по меньшей мере один компонент системы топливных элементов и выполнен с возможностью блочного соединения с секцией фюзеляжа воздушного судна, т.е. выполнен в виде заменяемого модуля. Модуль системы топливных элементов согласно изобретению может быть просто, быстро и удобно установлен на определенной секции фюзеляжа воздушного судна и в случае необходимости демонтирован с указанной секции фюзеляжа воздушного судна. Поэтому для проведения работ по техническому обслуживанию или ремонту компонента системы топливных элементов модуля системы топливных элементов указанный модуль системы топливных элементов можно простым способом демонтировать с секции фюзеляжа воздушного судна и заменить другим модулем системы топливных элементов. Благодаря этому, время простоя воздушного судна, оснащенного модулем системы топливных элементов согласно изобретению, может быть минимизировано.

Корпусной элемент модуля системы топливных элементов согласно изобретению образует часть наружной оболочки воздушного судна, когда модуль системы топливных элементов соединен с секцией фюзеляжа воздушного судна. Иными словами, корпусной элемент модуля системы топливных элементов выполнен таким образом, чтобы он встраивался в наружную оболочку воздушного судна, когда модуль установлен на секции фюзеляжа воздушного судна. Корпусной элемент, предусмотренный для встраивания в наружную оболочку воздушного судна, предпочтительно имеет форму и поверхность, которые не ухудшают аэродинамических свойств воздушного судна. За счет встраивания корпусного элемента модуля системы топливных элементов согласно изобретению в наружную оболочку воздушного судна, оснащенного модулем системы топливных элементов согласно изобретению, можно отказаться от корпусного элемента, располагаемого внутри воздушного судна. Таким образом, модуль системы топливных элементов согласно изобретению позволяет оптимизировать общий вес системы. Кроме того, конструкция модуля системы топливных элементов согласно изобретению позволяет оптимально использовать свободное пространство, имеющееся на борту воздушного судна.

Модуль системы топливных элементов согласно изобретению может содержать в качестве компонента системы топливных элементов топливный бак, корпус системы топливных элементов, периферийные компоненты топливной системы и/или топливный элемент. Модуль системы топливных элементов согласно изобретению может содержать только один компонент системы топливных элементов, т.е., например, только топливный бак. Однако альтернативно этому несколько компонентов системы топливных элементов, например топливный бак и периферийные компоненты системы топливных элементов, содержащиеся в корпусе системы топливных элементов, или топливный элемент могут быть объединены в модуле системы топливных элементов согласно изобретению. Кроме того, возможно также объединение всей системы топливных элементов в модуль системы топливных элементов согласно изобретению.

В одном предпочтительном варианте осуществления модуля системы топливных элементов согласно изобретению корпусной элемент модуля системы топливных элементов, который образует часть наружной оболочки воздушного судна, когда модуль системы топливных элементов соединен с секцией фюзеляжа воздушного судна, по меньшей мере частично образован частью корпуса топливного бака. Корпус топливного бака служит для приема топлива, подводимого к топливному элементу системы топливных элементов во время его работы, т.е. предпочтительно водорода в газообразной или жидкой форме. Температура хранения жидкого водорода составляет примерно -253°С. Поэтому часть корпуса топливного бака, содержащего жидкий водород, которая образует часть наружной оболочки воздушного судна, не требует изоляции трудоемким способом для того, чтобы предотвратить замораживание жидкого водорода, содержащегося в корпусе топливного бака, во время полета воздушного судна.

Корпус топливного бака модуля системы топливных элементов согласно изобретению может быть, в принципе, однослойным. Однако предпочтительно корпус топливного бака содержит наружную оболочку и внутреннюю оболочку, расположенную на расстоянии от наружной оболочки. Наружная оболочка и внутренняя оболочка корпуса топливного бака могут быть выполнены из алюминия или стали. В случае двухслойного корпуса топливного бака наружная оболочка корпуса топливного бака предусмотрена для встраивания в наружную оболочку воздушного судна, оснащенного модулем системы топливных элементов согласно изобретению. При желании, пространство между наружной оболочкой и внутренней оболочкой корпуса топливного бака может быть заполнено материалом с низкой теплопроводностью. Такой изоляционный слой при определенных условиях может защищать оболочку корпуса топливного бака и топливо, содержащееся в корпусе топливного бака, от сильных колебаний температуры окружающей воздушное судно среды.

Топливный бак модуля системы топливных элементов согласно изобретению может быть выполнен с возможностью хранения газообразного водорода при повышенном давлении. Топливный бак, выполненный в виде резервуара высокого давления, имеет корпус, содержащий, например, внутреннюю оболочку из алюминия, армированного угольным волокном, и наружную оболочку из полимерного материала. Кроме того, топливный бак, выполненный в виде резервуара высокого давления, содержащего газообразный водород, предпочтительно оснащен предохранительными и регулировочными клапанами для регулирования давления в топливном баке. В случае, если топливный бак выполнен в виде резервуара высокого давления, содержащего газообразный водород, можно использовать тот факт, что наружная оболочка воздушного судна обычно имеет аэродинамически выгодную закругленную форму, которая также пригодна для реализации герметизированного корпуса.

Корпусной элемент модуля системы топливных элементов согласно изобретению, который образует часть наружной оболочки воздушного судна, когда модуль системы топливных элементов соединен с секцией фюзеляжа воздушного судна, может быть по меньшей мере частично образован также частью корпуса системы топливных элементов, содержащего периферийные компоненты системы топливных элементов и/или топливный элемент. В принципе, все компоненты системы топливных элементов, не относящиеся к корпусу топливного бака, могут размещаться в корпусе системы топливных элементов. В особенно предпочтительном варианте осуществления модуля системы топливных элементов согласно изобретению одна часть наружной оболочки воздушного судна образована частью корпуса топливного бака, а другая часть наружной оболочки воздушного судна образована частью корпуса системы топливных элементов, внутри которого расположены другие компоненты системы топливных элементов, такие, как, например, периферийные компоненты и/или топливный элемент.

Модуль системы топливных элементов согласно изобретению может быть встроен в конструкцию воздушного судна, например, в области нижней части фюзеляжа воздушного судна. В этом случае корпусной элемент модуля системы топливных элементов предпочтительно образует часть наружной оболочки в области нижней части фюзеляжа воздушного судна. Альтернативно этому модуль системы топливных элементов может быть также выполнен в виде хвостовой балки, с возможностью блочного соединения с секцией фюзеляжа воздушного судна. Хвостовая балка представляет собой относительно легко доступный элемент конструкции воздушного судна и поэтому может быть особенно просто выполнена в виде заменяемого модульного компонента. И, наконец, возможно встраивание модуля системы топливных элементов согласно изобретению в горизонтальное оперение или вертикальное оперение воздушного судна. В этом случае корпусной элемент модуля системы топливных элементов образует часть наружной обшивки воздушного судна в области руля высоты или руля направления, когда модуль системы топливных элементов встроен в конструкцию воздушного судна.

Модуль системы топливных элементов согласно изобретению может содержать крепежное устройство, которое предназначено для съемного присоединения модуля системы топливных элементов к шпангоуту конструкции воздушного судна. Так, например, крепежное устройство модуля системы топливных элементов может обеспечивать установку модуля системы топливных элементов на шпангоуте воздушного судна, расположенном в хвостовой области воздушного судна.

В авиационном бизнесе воздушное судно одного типа часто выполняет различные задачи. В частности, воздушные суда малой и средней дальности часто задействуют на множестве коротких маршрутов, т.е. маршрутов, имеющих протяженность гораздо меньше максимальной дальности полета воздушного судна, и лишь на немногих маршрутах с протяженностью, лежащей в области максимальной дальности полета воздушного судна. Поэтому в зависимости от программы полета воздушного судна масса водорода, которая требуется для работы системы топливных элементов на борту воздушного судна во время эксплуатации воздушного судна, при определенных обстоятельствах может сильно колебаться. Кроме того, не во всех. аэропортах имеется возможность дозаправки воздушного судна водородом. По этой причине при эксплуатации воздушного судна к емкости топливного бака, который предназначен для питания системы топливных элементов, предусмотренной на борту воздушного судна, предъявляют самые различные требования.

Поэтому комплект модулей системы топливных элементов согласно изобретению, предназначенный для применения на воздушном судне, содержит несколько вышеописанных модулей системы топливных элементов, которые оснащены топливными баками различной емкости. Иными словами, в комплекте модулей системы топливных элементов согласно изобретению первый модуль системы топливных элементов содержит топливный бак определенной емкости. Другой модуль или модули системы топливных элементов комплекта модулей системы топливных элементов согласно изобретению, напротив, содержит/содержат топливный бак с емкостью, отличной от емкости топливного бака первого модуля. Так, например, в комплекте модулей системы топливных элементов согласно изобретению первый модуль системы топливных элементов может содержать топливный бак емкостью 500 л, в то время как второй модуль системы топливных элементов оснащен топливным баком емкостью 1000 л, а третий модуль системы топливных элементов - топливным баком емкостью 1500 л.

Когда воздушное судно используют на маршруте с протяженностью меньше его максимальной дальности полета, можно использовать модуль системы топливных элементов, содержащий топливный бак малой емкости. Это позволяет экономить вес и топливо и/или увеличить коммерческую загрузку при летной эксплуатации воздушного судна. И, наоборот, когда воздушное судно используют на маршрутах с протяженностью, лежащей в области его максимальной дальности полета, или когда в аэропортах назначения отсутствует сеть заправки водородом, к воздушному судну может быть присоединен модуль системы топливных элементов, который содержит топливный бак с большей емкостью. Таким образом, комплект модулей системы топливных элементов согласно изобретению позволяет во всех эксплуатационных ситуациях воздушного судна оптимально снабжать топливом систему топливных элементов, предусмотренную на борту воздушного судна, и одновременно обеспечивает особенно эффективную летную эксплуатацию воздушного судна.

Воздушное судно согласно изобретению содержит вышеописанный модуль системы топливных элементов.

Краткое описание чертежей

Далее приведено более подробное описание предпочтительного варианта осуществления модуля системы топливных элементов со ссылками на прилагаемые схематические чертежи, на которых представлены:

Фиг.1 - модуль системы топливных элементов, выполненный в виде хвостовой балки, и

Фиг.2 - монтаж на воздушном судне модуля системы топливных элементов, показанного на Фиг.1.

Осуществление изобретения

Модуль 10 системы топливных элементов, представленный на Фиг.1, выполнен в виде хвостовой балки воздушного судна и содержит топливный бак 12, пригодный для хранения газообразного водорода под давлением. Топливный бак 12 содержит корпус 14 топливного бака, имеющий боковую поверхность 16, хвостовую граничную поверхность 18, а также поверхность 20 раздела. Модуль 10 системы топливных элементов содержит также корпус 22 системы топливных элементов, который граничит с корпусом 14 топливного бака и в котором установлены периферийные компоненты, а также топливный элемент 24 системы топливных элементов. Корпус 22 системы топливных элементов имеет боковую поверхность 26 и носовую граничную поверхность 28.

В области носовой граничной поверхности 28 корпуса 22 системы топливных элементов модуль 10 системы топливных элементов снабжен крепежным устройством, которое предназначено для того, чтобы присоединить модуль 10 системы топливных элементов в качестве блока к секции 30 фюзеляжа воздушного судна 32, как показано на Фиг.2. Крепежное устройство может быть выполнено в виде винтового крепежного устройства или заклепочного крепежного устройства, клеевого крепежного устройства и т.п. Крепежное устройство модуля 10 системы топливных элементов предназначено, в частности, для съемного присоединения модуля 10 системы топливных элементов к последнему хвостовому шпангоуту конструкции воздушного судна 32.

Когда модуль 10 системы топливных элементов соединен с секцией 30 фюзеляжа воздушного судна 32, боковая поверхность 16 корпуса 14 топливного бака, а также боковая поверхность 26 корпуса 22 системы топливных элементов образуют часть наружной оболочки 34 воздушного судна. Благодаря этому, модуль 10 системы топливных элементов можно блочно встроить в конструкцию фюзеляжа воздушного судна 32.

Комплект модулей системы топливных элементов, не показанный на фигурах, содержит несколько модулей 10 системы топливных элементов. Каждый модуль 10 системы топливных элементов содержит один топливный бак 12, однако, при этом емкости топливных баков 12 отдельных модулей 10 системы топливных элементов отличаются. По мере необходимости к секции 30 фюзеляжа воздушного судна 32 присоединяют модуль 10 системы топливных элементов из комплекта модулей системы топливных элементов, топливный бак 12 которого имеет оптимальную емкость для выполнения задачи воздушного судна 32.

1. Модуль (10) системы топливных элементов для применения на воздушном судне (32), содержащий по меньшей мере один компонент системы топливных элементов, отличающийся тем, что модуль (10) системы топливных элементов выполнен с возможностью блочного соединения с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна (32) при помощи крепежного устройства, которое предназначено для съемного присоединения модуля (10) системы топливных элементов к шпангоуту конструкции воздушного судна, таким образом, что корпусной элемент модуля (10) системы топливных элементов образует часть наружной оболочки (34) воздушного судна (32), когда модуль (10) системы топливных элементов соединен с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна (32), причем модуль (10) системы топливных элементов выполнен в виде хвостовой балки с возможностью блочного соединения с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна (32).

2. Модуль по п.1, отличающийся тем, что модуль (10) системы топливных элементов содержит топливный бак (12), корпус (22) системы топливных элементов, периферийные компоненты системы топливных элементов и/или топливный элемент (24).

3. Модуль по п.2, отличающийся тем, что корпусной элемент модуля (10) системы топливных элементов, который образует часть наружной оболочки (34) воздушного судна (32), когда модуль (10) системы топливных элементов соединен с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна (32), по меньшей мере частично образован частью корпуса (14) топливного бака.

4. Модуль по п.3, отличающийся тем, что корпус (14) топливного бака содержит наружную оболочку и внутреннюю оболочку, расположенную на расстоянии от наружной оболочки, при этом пространство между наружной оболочкой и внутренней оболочкой корпуса (14) топливного бака заполнено материалом, обладающим низкой теплопроводностью.

5. Модуль по п.2, отличающийся тем, что топливный бак (12) выполнен с возможностью хранения газообразного водорода при повышенном давлении.

6. Модуль по п.2, отличающийся тем, что корпусной элемент модуля (10) системы топливных элементов, который образует часть наружной оболочки (34) воздушного судна (32), когда модуль (10) системы топливных элементов соединен с секцией (30) фюзеляжа воздушного судна (32), по меньшей мере частично образован частью корпуса (22) системы топливных элементов, содержащего периферийные компоненты системы топливных элементов и/или топливный элемент (24).

7. Комплект модулей (10) системы топливных элементов для применения на воздушном судне (32), содержащий несколько модулей (10) системы топливных элементов по одному из пп.1-6, при этом модули (10) системы топливных элементов оснащены топливными баками (12) различной емкости.

8. Применение модуля (10) системы топливных элементов по одному из пп.1-6 на воздушном судне (32).



 

Похожие патенты:

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.

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

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

Изобретение относится к системе и способу распределения электроэнергии внутри летательного аппарата. .

Изобретение относится к электроснабжению летательных аппаратов. .

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов вспомогательного назначения. .

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

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

Изобретение относится к электрооборудованию транспортных средств для воздухоплавания. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к размещению силовых установок на летательном аппарате. .

Изобретение относится к электрической силовой установке беспилотного летательного аппарата. Установка содержит маршевый электродвигатель, на оси которого жестко закреплен маршевый толкающий воздушный винт, баллон с водородом с закрепленным на нем редуктором, батарея топливных элементов, систему управления маршевым электродвигателем, контроллер батареи топливных элементов, стартовый электродвигатель, стартовый воздушный винт, контроллер стартового электродвигателя, гондолу. В гондоле установлены маршевый электродвигатель, маршевый воздушный винт, баллон с водородом, редуктор, батарея топливных элементов, вентиляторы, датчики температуры, клапан, ключ, контроллер батареи топливных элементов. Технический результат заключается в повышении КПД электрической силовой установки. 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам обеспечения дополнительной энергией силовой установки летательного аппарата. Летательный аппарат с системой гибридного питания энергией силовой установки состоит из: - наружной конструкции (фюзеляжа, крыльев и т.д.), - электрического оборудования (34), - средств (40) внутреннего сгорания для создания тяги, - средства питания энергией средств создания тяги, а также из: - множества прямых преобразователей (24) световой энергии в электрическую энергию, расположенных на части наружной поверхности наружной конструкции; - средств (32) сравнения электрической энергии, производимой преобразователями (24); - средства отбора избыточной электрической энергии (36); - средств (38) подачи в средства (40) создания тяги дополнительной энергии за счет избыточной электрической энергии при ее наличии. Повышается мощность, снижается расход топлива, увеличивается дальность полета. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники. Криогенный турбоэлектрический самолет короткого взлета и посадки выполнен по продольной схеме триплана с передним горизонтальным оперением, двухкилевым Н-образным оперением. Самолет содержит фюзеляж, крылья, колесное шасси, силовую установку и изменяемую в полете движительную систему с тремя разновеликими флюгерно-реверсивными винтами. Переднее горизонтальное оперение оснащено элевонами и включает консоли цельноповоротного стабилизатора, выполненные с возможностью дифференциального и синфазного поворота относительно межкилевой поперечной оси совместно с винтами от горизонтального положения вниз и вверх. Силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левым и правым электродвигателями, смонтированными в мотогондолах, газотурбинным двигателем, оснащенным передним выходным валом для отбора мощности на редуктор большего винта и выходным валом для отбора мощности, вращательно связанными через выходную и входную муфты сцепления соответственно с большим винтом и электродвигателем-генератором, выполненным обратимым. Изобретение направлено на увеличение взлетной горизонтальной тяговооруженности и весовой отдачи. 2 ил.

Электросамолет содержит фюзеляж, крылья, двигатели, оперение и шасси. На фюзеляже и крыльях установлены солнечные батареи, соединенные с аккумуляторами и двигателями. Внешние поверхности электродвигателей и/или поверхности пропеллеров покрыты солнечными батареями, соединенными с аккумуляторами и двигателями. Солнечные батареи выполнены в виде кремниевой монокристаллической пленки. Вариантом является и то, что они покрыты прозрачным углепластиковым или стеклопластиковым составом. Изобретение направлено на повышение эффективности. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам для воздухоплавания. Энергодвигательная установка для дирижабля содержит корпус дирижабля, пропеллеры, соединенные с электродвигателями, энерговырабатывающую установку, электрически связанную с электродвигателями. Силовая установка выполнена в виде реактивного двигателя с управляемым соплом. Основной энерговырабатывающий элемент выполнен в виде электрического генератора, вал которого соединен с валом силовой установки. Корпус дирижабля выполнен каплевидной формы, по периметру которой с внешней стороны установлены электродвигатели, электрически соединенные с электрическим генератором и механически соединенные с пропеллерами. Корпус электродвигателей выполнен сферической формы с возможностью установки в сферическую расточку опор для установки электродвигателей. В корпусе дирижабля установлен аккумулятор, электрически соединенный через блок управления электрическим генератором с электрическим генератором. Изобретение направлено на улучшение динамических характеристик, управляемости и устойчивости дирижабля. 2 ил.
Наверх