СИСТЕМА ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ И СОДЕРЖАЩАЯ ЕЕ СИСТЕМА ВОДОСНАБЖЕНИЯ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

1. Летательный аппарат с пассажирской кабиной и системой топливных элементов, содержащей:
топливный элемент, который содержит:
первый впускной канал;
первый выпускной канал;
сторону катода и
сторону анода;
причем первый впускной канал формируется в качестве впускного канала на стороне катода;
первый выпускной канал формируется в качестве выпускного канала на стороне катода; и
система топливных элементов выполнена с возможностью подачи в первый впускной канал газа под давлением, соответствующим давлению воздуха в пассажирской кабине.
2. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит несколько топливных элементов.
3. Летательный аппарат по п.1 или 2, в котором в качестве топливного элемента используется топливный элемент с полимерной мембраной-электролитом, топливный элемент с прямым использованием метанола и/или топливный элемент с фосфорной кислотой.
4. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно выходное устройство, которое выполнено с возможностью соединения с первым выпускным каналом топливного элемента и со средой, окружающей летательный аппарат.
5. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно систему отрицательного давления, соединяемую с первым выпускным каналом топливного элемента.
6. Летательный аппарат по п.5, в котором система топливных элементов содержит дополнительно трехходовой клапан, который может быть соединен с первым выпускным каналом топливного элемента, с системой отрицательного давления и с выпускным устройством.
7. Летательный аппарат по п.2, в котором топливные элементы составлены вместе в форме батареи.
8. Летательный аппарат по п.7, в котором батарея содержит отдельные блоки, содержащие регулирующие клапаны, выполненные таким образом, чтобы обеспечивать индивидуальное регулирование подачи газа в каждый из таких блоков.
9. Летательный аппарат по п.8, в котором батарея содержит дополнительно краевую секцию и регулирующие клапаны размещены в этой краевой секции.
3
10. Летательный аппарат по п.9, в котором краевая секция выполнена из материала, плотность которого не превышает 1 кг/дм.
11. Летательный аппарат по п.9, в которой краевая секция выполнена таким образом, чтобы батарея могла быть стянута натяжными ремнями.
12. Летательный аппарат по п.7, в котором батарея содержит внутренние направляющие элементы.
13. Летательный аппарат по п.7, в котором система топливных элементов содержит дополнительно стяжной стержень, предназначенный для обеспечения возможности стягивания батареи.
14. Летательный аппарат по п.13, в котором стяжной стержень выполнен из пластмассы, армированной углеродными волокнами.
15. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно первый клапан выпуска воздуха, соединенный с первым выпускным каналом.
16. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно второй клапан выпуска воздуха и топливный элемент содержит дополнительно второй выпускной канал, который формируется как выпускной канал на стороне анода, и второй клапан выпуска воздуха соединен со вторым выпускным каналом.
17. Летательный аппарат по п.1, в котором система топливных элементов содержит дополнительно нагревательный элемент для нагрева топливного элемента.
18. Летательный аппарат по одному из пп.7-16, в котором батарея содержит несколько нагревательных элементов, встроенных между отдельными топливными элементами.
19. Летательный аппарат по по. 17, в котором в качестве нагревательных элементов используются каталитические нагревательные элементы.
20. Летательный аппарат по п.1, в котором топливный элемент содержит биполярную пластину, материал которой содержит проводящую пластмассу.
21. Летательный аппарат по п.20, в котором биполярная пластина содержит первую основную сторону, вторую основную сторону и каналы, причем первая часть каналов размещена на первой основной стороне, а вторая часть каналов размещена на второй основной стороне таким образом, что каналы первой части каналов не находятся напротив каналов второй части каналов.
22. Летательный аппарат, содержащий систему водоснабжения, которая содержит систему топливных элементов по одному из пп.1-21, резервуар с топливом, конвертер и теплообменник, причем в качестве конвертера используется конвертер постоянный ток/постоянный ток/переменный ток, теплообменник выполнен с возможностью отвода тепла от системы топливных элементов и резервуар с топливом предназначен для обеспечения подачи топлива в систему топливных элементов.
23. Летательный аппарат по п.22, рабочая точка системы водоснабжения которого оптимизирована по отношению к общему весу системы водоснабжения.
24. Способ обеспечения работы системы топливных элементов на летательном аппарате, которая содержит топливный элемент, содержащий первый впускной канал, первый выпускной канал, сторону катода и сторону анода, при этом первый впускной канал сформирован как впускной канал на стороне катода и первый выпускной канал сформирован как выходной канал на стороне катода, причем способ включает в себя подачу в первый впускной канал газа под давлением, соответствующим давлению воздуха в пассажирской кабине, создание отрицательного давления в выпускном канале топливного элемента и засасывание газа на сторону катода топливного элемента с помощью отрицательного давления.