СИСТЕМА ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ДЛЯ АВАРИЙНОГО ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ
SYSTEM OF FUEL ELEMENTS FOR EMERGENCY POWER SUPPLY

Изобретение относится к источникам аварийного энергоснабжения для летательных аппаратов. Более конкретно, настоящее изобретение относится к системам топливных элементов для энергоснабжения летательных аппаратов, к летательным аппаратам, содержащим такие системы топливных элементов, к применению системы топливных элементов и к способу аварийного энергоснабжения на летательных аппаратах.
На современных летательных аппаратах для обеспечения аварийного энергоснабжения в случае отказа двигателей, генераторов или гидравлических систем используются турбины с приводом от набегающего потока воздуха. Такие турбины аварийного энергоснабжения находятся под аэродинамической поверхностью, пока в них нет необходимости, и выдвигаются в случае возникновения аварийной ситуации.
В зависимости от общей схемы летательного аппарата вал ротора турбины аварийного энергоснабжения, приводимый во вращение набегающим потоком воздуха, осуществляет привод гидравлического насоса или электрического генератора. Энергия, вырабатываемая такой турбиной, используется прежде всего для обеспечения основных операций по управлению полетом.
Механическая часть системы турбины, приводимой во вращение набегающим потоком воздуха, достаточно сложна, что обусловлено сложностью механизма приведения турбины в рабочее положение (механизм развертывания) и наличием вращающихся частей. Характеристики системы ухудшаются при снижении скорости полета и уменьшении давления окружающего воздуха, в то время как наибольшая необходимость в аварийном энергоснабжении возникает перед посадкой или при ее выполнении. Отсутствует возможность непрерывного контроля турбины аварийного энергоснабжения и ее работоспособности. Турбина аварийного энергоснабжения может обеспечивать полную мощность только для воздушного потока, который по возможности не нарушается пограничным слоем летательного аппарата. Поэтому встраивание турбины аварийного энергоснабжения в конструкцию летательного аппарата является сложной задачей.
Целью настоящего изобретения является обеспечение улучшенной системы аварийного энергоснабжения.
В одном из вариантов осуществления настоящего изобретения вышеуказанная цель достигается путем использования для обеспечения летательного аппарата электроэнергией системы топливных элементов, которая содержит батарею топливных элементов, а также резервуар с водородом и резервуар с кислородом, которые соединены с батареей топливных элементов для обеспечения ее работы.
При этом варианте осуществления системы топливных элементов всегда обеспечивается подача в батарею топливных элементов достаточных количеств водорода и кислорода, даже при нахождении летательного аппарата на больших высотах, где давление за бортом может быть очень низким. Непосредственная подача водорода и кислорода из резервуаров в систему топливных элементов обеспечивает ее быстрый запуск без необходимости сжатия наружного воздуха, прежде чем подать его в топливные элементы. Поскольку система топливных элементов имеет мало движущихся частей или не имеет их вообще, обеспечивается высокая степень надежности системы.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения в качестве батареи топливных элементов используется батарея низкотемпературных топливных элементов, установленная в кабине летательного аппарата.
Установка батареи топливных элементов в кабине летательного аппарата обладает тем достоинством, что всегда обеспечивается достаточно высокая внешняя температура при нормальной работе систем летательного аппарата, так что батарея топливных элементов может быть непосредственно и быстро запущена даже без стадии разогрева. Это обстоятельство дает возможность сэкономить на энергии, которая была бы необходима для разогрева батареи топливных элементов, если бы она находилась вне нагретой герметизированной зоны кабины, под действием окружающей среды.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения в качестве резервуара с водородом используется баллон для сжатого водорода, и в качестве резервуара с кислородом используется баллон для сжатого кислорода.
В этом случае обеспечивается надежное и гибкое накопление и хранение запасов водорода и кислорода. Например, баллоны со сжатым водородом и кислородом могут храниться таким образом, что они будут легко доступны для проведения технического обслуживания, так что технический персонал сможет проверить их работоспособность или заменить баллоны. В этом случае существенно снижается объем технического обслуживания и ремонтных работ системы аварийного энергоснабжения.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения резервуар с кислородом может использоваться также и для обеспечения кислородом пассажиров в случае падения давления в кабине. В результате можно сократить количество компонентов, предусматриваемых на случай возникновения аварийных ситуаций (в данном случае количество баллонов с кислородом), то есть отпадает необходимость в отдельном дополнительном резервуаре с кислородом для системы энергоснабжения на топливных элементах. Кроме того, резервуар с кислородом системы энергоснабжения на топливных элементах может быть устроен так, чтобы он обеспечивал кислородом пассажиров в аварийных ситуациях и одновременно подавался в батарею топливных элементов, в результате чего обеспечивается резервирование, дополнительно повышающее надежность.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения система топливных элементов дополнительно содержит блок распределения электроэнергии. Система топливных элементов не задействована при нормальной работе систем летательного аппарата, и блок распределения электроэнергии может быть устроен таким образом, чтобы автоматически включать систему топливных элементов при недостаточном энергоснабжении потребителей.
При этом система топливных элементов не потребляет ресурсов (которые потребляются при работе в аварийном режиме) при нормальной работе систем летательного аппарата, в результате снижаются затраты на ее техническое обслуживание, поскольку, например, резервуары для водорода и кислорода должны будут заменяться только после использования системы или после определенного интервала ее технического обслуживания. Кроме того, блок распределения электроэнергии может быть устроен таким образом, чтобы автоматически быстро включать систему топливных элементов, например, реагируя на падение напряжения в бортовой системе энергоснабжения. Для повышения надежности автоматическое подключение системы топливных элементов может осуществляться таким образом, чтобы реле или аналогичный переключающий элемент автоматически включали систему в случае недостаточности мощности бортовой сети или при падении в ней напряжения.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения система топливных элементов дополнительно содержит преобразователь, который предназначен для обеспечения характеристик электроэнергии (ток/напряжение), необходимых для бортовых потребителей.
Кроме того, может быть предусмотрена система охлаждения, обеспечивающая охлаждение по меньшей мере батареи топливных элементов. В этом случае предотвращается нежелательное повышение рабочей температуры топливных элементов, даже при отдаче ими повышенной мощности. В результате может быть обеспечена непрерывная работа батареи топливных элементов.
Кроме того, преобразователь или другое регулирующее устройство (например, блок распределения электроэнергии) может подключать или отключать топливные элементы для регулирования выходной мощности системы топливных элементов в соответствии с изменяющимися потребностями бортовых потребителей.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения система топливных элементов также содержит регулятор температуры для регулировки температуры топливных элементов, так что она может поддерживаться в заданном интервале.
Регулятор температуры может использоваться не только для охлаждения топливных элементов, но также и для его нагрева, например для обеспечения достаточной температуры для их запуска. В этом случае возможно сокращение времени запуска системы топливных элементов.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения система топливных элементов содержит также гидравлический насос, предназначенный для обеспечения гидравлической энергией системы управления летательным аппаратом, причем электродвигатель насоса получает электропитание от топливных элементов. В этом случае в любой момент времени обеспечивается достаточная гидравлическая энергия для работы системы управления летательным аппаратом.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения описан простой и надежный способ быстрого обеспечения аварийного энергоснабжения на летательном аппарате, в котором водород из резервуара с водородом подается в батарею топливных элементов для обеспечения ее работы. Кроме того, из резервуара с кислородом в топливные элементы подается кислород для обеспечения их работы. Водород и кислород, подаваемые в топливные элементы, используются для выработки в них электроэнергии для целей аварийного энергоснабжения, причем резервуары с водородом и кислородом подсоединены к батарее топливных элементов. Применение указанного способа обеспечивает аварийное энергоснабжение на летательном аппарате, которое не зависит от подачи потока наружного воздуха, отличается быстрым пуском и может быть выполнено без использования движущихся механических частей.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения батарея топливных элементов может иметь каскадную конструкцию (наглухо закрытую) или работать с рециркуляционным потоком, например, создаваемым эжекторным насосом, для минимизации выбросов наружу вредных продуктов.
В другом варианте осуществления настоящего изобретения может использоваться пассивный водоотделитель в качестве встроенного элемента, обеспечивающего регулирование давления.
Дополнительные варианты осуществления настоящего изобретения описаны в независимых и зависимых пунктах его формулы.
Ниже описываются предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения со ссылками на фигуры чертежей.
Фигура 1 - схематический вид турбины аварийного энергоснабжения, приводимой в действие набегающим потоком воздуха.
Фигура 2 - схематический вид системы топливных элементов в соответствии с типичным вариантом осуществления изобретения.
На фигуре 1 представлен вид типичной прямоточной турбины, приводимой в действие набегающим потоком воздуха, основными частями которой являются ротор 1 и гидравлический насос 2. Турбина втянута внутрь в нерабочем положении и выдвигается с помощью механического устройства в случае аварийной ситуации, например в случае отказа двигателей, бортовой гидравлической системы или генераторов. Набегающий воздушный поток вращает ротор, вырабатывающий механическую энергию, которая используется для привода гидравлического насоса 2. В связи с жесткими условиями работы выдвигающего механизма, который должен противостоять очень большим механическим нагрузкам, и поскольку турбина содержит вращающиеся части, конструкция турбины и устройства ее крепления достаточно сложна. Как правило, отсутствует возможность непрерывного контроля турбины аварийного энергоснабжения и ее работоспособности, и соответственно необходимы дополнительные работы по ее техническому обслуживанию.
На фигуре 2 представлен схематический вид системы топливных элементов в соответствии с типичным вариантом осуществления изобретения. Как показано на фигуре 2, система топливных элементов для аварийного энергоснабжения содержит дозирующие клапаны 42, 43, блок 46 распределения электроэнергии, переключатели и линии 44, 45 и систему 4 топливных элементов, которая содержит батарею 41, состоящую из топливных элементов. Система 4 топливных элементов размещена в пожаробезопасном корпусе 10, в котором могут использоваться, например, устройство обнаружения пожара и установка пожаротушения. Отходящие газы, выделяющиеся при работе системы 4 топливных элементов, могут удаляться из корпуса 10 с помощью линии 47 вентиляции и дозирующих клапанов 42, 43.
В батарею 41 топливных элементов подается водород и кислород. Для этой цели предусмотрены устройства 5 и 6 подготовки водорода и кислорода соответственно, которые с помощью соответствующих линий 48, 49 соединены с системой 4 топливных элементов.
Основными частями устройства 5 подготовки водорода являются резервуар 51 с водородом, клапаны 52, 53, 54, 56, линия подачи 58 и фильтр 55. Кроме того, устройство 5 подготовки водорода содержит линию 57 вентиляции.
Резервуар 51 с водородом может быть выполнен в форме баллона 51 со сжатым водородом, который прост в техническом обслуживании и который можно легко заменить. Устройство 5 подготовки водорода может быть размещено внутри пожаробезопасного корпуса 10, который может быть тем же самым корпусом 10, в котором размещена система 4 топливных элементов. Однако, конечно же, это может быть и отдельный корпус 10.
Водород, хранящийся в резервуаре 51, подается в батарею топливных элементов 41 по линии 48. Расход подаваемого водорода может задаваться с помощью регулирующего клапана 52 и последовательно включенного соленоидного клапана 53. Кроме того, может использоваться предохранительный клапан, который предназначен для предотвращения обратного потока газа из системы 4 топливных элементов в резервуар 51 с водородом. Также может использоваться предохранительный клапан 54 для предотвращения нежелательной подачи избыточного водорода в систему 4 топливных элементов. Избыточность, создаваемая за счет использования трех клапанов 52, 53, 54, обеспечивает высокий уровень безопасности системы. Кроме того, может быть предусмотрен фильтр 55, например, внутри устройства 5 подготовки водорода, который устанавливается после клапанов 52-54 для фильтрации газа перед тем, как он подается в батарею 41 топливных элементов. Безусловно, фильтр может быть также установлен непосредственно перед батареей 41 топливных элементов или перед системой 4 топливных элементов.
Кроме того, может быть установлен клапан сброса давления или регулятор 56 давления для стравливания водорода из корпуса 10 в случае возникновения в нем избыточного давления, например в результате избыточной подачи водорода. Для этой цели используется линия 57. Например, корпус 10 может быть пожаробезопасным.
Для вентиляции внутреннего пространства корпуса 10 может быть использована линия 58.
Кислород подается из устройства 6 подготовки кислорода, основными частями которого являются резервуар 61 с кислородом, клапаны 62, 63, 64, 66 и фильтр 65. Резервуар 61 с кислородом может быть выполнен в форме баллона со сжатым кислородом, который прост в техническом обслуживании и который можно быстро и легко заменить.
Резервуар 61 с кислородом может использоваться не только для подачи кислорода в батарею 41 топливных элементов, но и для обеспечения пассажирского салона в экстренных случаях. В этом случае возможно резервирование, то есть в случае экстренной ситуации кислород из резервуара может подаваться в пассажирский салон, и, наоборот, в батарею 41 топливных элементов может подаваться кислород из системы обеспечения воздуха для дыхания пассажиров.
Клапан 62 используется для регулирования давления в трубопроводе 49. Также может использоваться соленоидный клапан 63, который устанавливается перед регулирующим клапаном 62 или после него. Также может использоваться предохранительный клапан 64. Избыточность, обеспечиваемая последовательно включенными клапанами 62-64, повышает безопасность системы и надежность регулирования подачи кислорода в систему 4 топливных элементов.
Для стравливания кислорода из устройства 6 подготовки кислорода через вентиляционную линию 67 может быть использован клапан 66 сброса давления.
В штатном режиме работы систем летательного аппарата система топливных элементов для аварийного энергоснабжения не задействована. Блок 46 распределения электроэнергии содержит электрические линии и переключатели 44, 45 и может быть устроен таким образом, чтобы автоматически включать систему топливных элементов для аварийного энергоснабжения при недостаточном энергоснабжении летательного аппарата и обеспечивать подачу электроэнергии, вырабатываемую топливными элементами, соответствующим потребителям на летательном аппарате. Для этой цели дозировочные и регулирующие клапаны 62-64 и 52-54, а также клапаны 42, 43, 56, 66 сброса давления и переключатели 44, 45 могут автоматически включаться центральным устройством управления, которое может быть, например, встроено в блок 46 распределения электроэнергии. Блок 46 распределения электроэнергии может быть устроен таким образом, чтобы использоваться в качестве регулятора, который регулирует выходную мощность системы 4 топливных элементов и подачу исходных материалов в батарею 41 топливных элементов (водород и кислород) в зависимости от потребности.
Может также использоваться блок 9 преобразователя, основными частями которого является преобразователь 91 (постоянный ток/постоянный ток) и преобразователь 92 (постоянный ток/переменный ток). Преобразователи 91, 92 соединены по линиям 93, 94, а если необходимо, то по линиям 95, 96, с системой 4 топливных элементов и используются для обеспечения характеристик электропитания (ток-напряжение), необходимых для бортовых потребителей. Достоинством такой схемы является то, что достаточная мощность всегда будет обеспечиваться с постоянным напряжением, даже если потребляемая мощность будет изменяться. Блок 9 преобразователя также может быть соединен с блоком 46 распределения электроэнергии, так что может осуществляться обмен информацией между блоком 9 и блоком 46. Например, блок 46 распределения электроэнергии может увеличить подачу кислорода и водорода в соответствии с сигналом, указывающим на недостаточность вырабатываемой энергии, который поступает из блока 9 преобразователя.
В одном из типичных вариантов осуществления изобретения система топливных элементов для аварийного энергоснабжения может непрерывно вырабатывать порядка 40 кВт электроэнергии в течение получаса.
Может быть также предусмотрен блок 7 охлаждения, который обеспечивает охлаждение батареи 41 топливных элементов. Основными частями блока 7 охлаждения являются охлаждающий элемент 71, трехходовой клапан 73, насос 72, фильтр 74 и резервуар 75 с охлаждающей средой. Также используются соответствующие линии 76, 77. Блок 7 охлаждения обеспечивает циркуляцию охлаждающей среды, в результате чего может поддерживаться оптимальная рабочая температура топливных элементов. Безусловно, система 7 охлаждения может быть также выполнена в виде регулятора 7 температуры, так чтобы обеспечивать не только охлаждение топливных элементов в процессе их работы, но также и нагревать их, чтобы топливные элементы можно было достаточно быстро запустить. В результате температура топливных элементов может поддерживаться в заданном диапазоне, например выше 5°С. Регулятор 7 температуры может быть соединен с блоком 46 распределения электроэнергии, так что может быть обеспечено централизованное регулирование степени охлаждения или нагрева. Достоинством такого решения является быстрый запуск батареи 41 топливных элементов (он может составлять всего несколько секунд), соответствующий требованиям, например управления полетом летательного аппарата.
Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения также может содержать гидравлическую насосную систему 8, в состав которой входит электрический насос 83 гидравлической системы, соединенный соответствующими линиями 81, 82 с преобразователем 9.
Электродвигатель гидравлического насоса 83 может также запитываться по отдельной линии от бортовой системы энергоснабжения, так что насос 83 может работать независимо от системы аварийного энергоснабжения на топливных элементах.
Если обнаруживается недостаточность мощности бортовой сети энергоснабжения, то управляющие и регулирующие клапаны 62-64 и 52-54 устанавливаются в такое положение, чтобы кислород и водород подавались по линиям 49, 48 в батарею 41 топливных элементов. Затем газы (кислород и водород), подаваемые в батарею 41 топливных элементов, используются для выработки электрической энергии в топливных элементах для аварийного энергоснабжения летательного аппарата. Центральное регулирующее или распределительное устройство 46 может быть использовано для управления отдельными компонентами, такими как клапаны 62-64, 52-54, 57, 67, 42, 43, регулятор 7 температуры, блок 9 конвертера и гидравлический насос 8.
Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения, которая не зависит от подачи наружного воздуха, имеет очень высокую надежность, поскольку в ней мало движущихся элементов, или их вообще нет. В случае отказа штатной бортовой системы энергоснабжения аварийная система может очень быстро обеспечить подачу необходимой электроэнергии. В отличие от турбины, приводимой набегающим потоком воздуха, предлагаемая система вырабатывает электроэнергию независимо от высоты и скорости полета, а также от угла набегающего потока. Уровень заполнения гидравлических насосов может контролироваться с помощью электронных средств. Благодаря такому контролю расходы на техническое обслуживание невысоки по сравнению с турбиной, приводимой потоком набегающего воздуха, и газовые баллоны могут заменяться при регулярных проверках, как это делается в случае баллонов огнетушителей. В системе обеспечивается возможность выполнения проверки функционирования.
Система аварийного энергоснабжения, независимая от подачи наружного воздуха, может использоваться на пассажирских самолетах. К основным компонентам системы относятся: компактная батарея 41 топливных элементов, резервуары 51, 61 с водородом и кислородом, редукторы и регулирующие клапаны 62-64, 52-54, 56, 42, 43 и, возможно, электрические преобразователи 91, 92 для подачи электроэнергии в бортовую сеть, а также, возможно, система 7 охлаждения для батареи 41 топливных элементов.
Объемы резервуаров 51, 61 с водородом и кислородом должны быть рассчитаны на обеспечение времени работы системы, которое будет достаточным для завершения полета в случае отказа всех двигателей. В этом случае предпочтительным является использование современных баллонов высокого давления, изготовленных из композитных материалов, поскольку они имеют сравнительно небольшой вес и малые скорости утечки газов. Уровень заполнения баллонов высокого давления может контролироваться с помощью электронных средств. Такой контроль вместе с низким уровнем утечки позволяет установить достаточно большие интервалы технического обслуживания. Топливные элементы вырабатывают электрическую энергию, которая преобразуется при необходимости на борту летательного аппарата, например, в гидравлическую энергию для управления полетом с помощью насоса 83 с электрическим приводом.
Осуществление изобретения не ограничивается предпочтительными вариантами, показанными на фигурах. Напротив, можно себе представить множество вариантов, в которых используется описанное техническое решение и принцип изобретения, причем разные варианты могут иметь самые различные конфигурации.
Необходимо указать также, 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 осуществления изобретения, могут быть также использованы совместно с другими признаками или стадиями других вышеуказанных вариантов.