RU2393592C2 - Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения - Google Patents

Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения Download PDF

Info

Publication number
RU2393592C2
RU2393592C2 RU2007137018/09A RU2007137018A RU2393592C2 RU 2393592 C2 RU2393592 C2 RU 2393592C2 RU 2007137018/09 A RU2007137018/09 A RU 2007137018/09A RU 2007137018 A RU2007137018 A RU 2007137018A RU 2393592 C2 RU2393592 C2 RU 2393592C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
oxygen
battery
hydrogen
fuel cell
fuel cells
Prior art date
Application number
RU2007137018/09A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007137018A (ru
Inventor
Хуберт ГАНС (DE)
Хуберт ГАНС
Ральф-Хеннинг ШТОЛЬТЕ (DE)
Ральф-Хеннинг ШТОЛЬТЕ
Фолькер ПИЦУНКА (DE)
Фолькер ПИЦУНКА
Original Assignee
Эйрбас Дойчланд Гмбх
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эйрбас Дойчланд Гмбх filed Critical Эйрбас Дойчланд Гмбх
Publication of RU2007137018A publication Critical patent/RU2007137018A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2393592C2 publication Critical patent/RU2393592C2/ru

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04082—Arrangements for control of reactant parameters, e.g. pressure or concentration
    • H01M8/04201—Reactant storage and supply, e.g. means for feeding, pipes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D41/007—Ram air turbines
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04007—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids related to heat exchange
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04082—Arrangements for control of reactant parameters, e.g. pressure or concentration
    • H01M8/04089—Arrangements for control of reactant parameters, e.g. pressure or concentration of gaseous reactants
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04298—Processes for controlling fuel cells or fuel cell systems
    • H01M8/04313—Processes for controlling fuel cells or fuel cell systems characterised by the detection or assessment of variables; characterised by the detection or assessment of failure or abnormal function
    • H01M8/0432—Temperature; Ambient temperature
    • H01M8/04365—Temperature; Ambient temperature of other components of a fuel cell or fuel cell stacks
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04298—Processes for controlling fuel cells or fuel cell systems
    • H01M8/04694—Processes for controlling fuel cells or fuel cell systems characterised by variables to be controlled
    • H01M8/04701—Temperature
    • H01M8/04731—Temperature of other components of a fuel cell or fuel cell stacks
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • B64D2041/005—Fuel cells
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M2250/00—Fuel cells for particular applications; Specific features of fuel cell system
    • H01M2250/20—Fuel cells in motive systems, e.g. vehicle, ship, plane
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04298—Processes for controlling fuel cells or fuel cell systems
    • H01M8/04313—Processes for controlling fuel cells or fuel cell systems characterised by the detection or assessment of variables; characterised by the detection or assessment of failure or abnormal function
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02B—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO BUILDINGS, e.g. HOUSING, HOUSE APPLIANCES OR RELATED END-USER APPLICATIONS
    • Y02B90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02B90/10—Applications of fuel cells in buildings
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02E60/30—Hydrogen technology
    • Y02E60/50—Fuel cells
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02T90/40—Application of hydrogen technology to transportation, e.g. using fuel cells

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Sustainable Energy (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Electrochemistry (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Fuel Cell (AREA)

Abstract

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. Согласно изобретению система энергоснабжения на топливных элементах, содержащая батарею топливных элементов, резервуар с водородом, резервуар с кислородом и блок распределения электроэнергии, причем резервуар с водородом и резервуар с кислородом соединены с батареей топливных элементов для подачи в нее водорода и кислорода, которая не задействована при нормальной работе систем летательного аппарата, причем блок распределения электроэнергии устроен таким образом, чтобы запускать систему, когда недостаточно электроэнергии для бортовых потребителей. Техническим результатом является обеспечение улучшенной системы аварийного энергоснабжения, которая не зависит от потока наружного воздуха, надежна и характеризуется малым объемом работ по техническому обслуживанию. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Description

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.

Claims (12)

1. Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения летательного аппарата в случаях отказа двигателей, бортовых гидросистем или генераторов, содержащая батарею (41) топливных элементов, резервуар (51) с водородом, резервуар (61) с кислородом и блок (46) распределения электроэнергии, причем резервуар (51) с водородом и резервуар (61) с кислородом соединены с батареей (41) топливных элементов для подачи в нее водорода и кислорода, которая не задействована при нормальной работе систем летательного аппарата, причем блок (46) распределения электроэнергии устроен таким образом, чтобы запускать систему, когда недостаточно электроэнергии для бортовых потребителей.
2. Система по п.1, в которой батарея (41) топливных элементов является батареей (41) низкотемпературных топливных элементов, размещенной в герметизированной зоне летательного аппарата с кондиционированием воздуха.
3. Система по п.1, в которой в качестве резервуара (51) с водородом используется баллон для сжатого водорода, и в качестве резервуара (61) с кислородом используется баллон для сжатого кислорода.
4. Система по п.1, в которой резервуар (61) с кислородом может использоваться для обеспечения кислородом пассажиров в аварийных ситуациях, когда падает давление в пассажирской кабине.
5. Система по п.1, содержащая дополнительно преобразователь (9), предназначенный для обеспечения характеристик электроэнергии (ток/напряжение), необходимых для бортовых потребителей.
6. Система по п.1, содержащая дополнительно систему (7) охлаждения, предназначенную для охлаждения по меньшей мере батареи (41) топливных элементов.
7. Система по п,1, содержащая дополнительно гидравлический насос (8), получающий энергию из батареи (41) топливных элементов и предназначенный для обеспечения гидравлической энергии для системы управления летательным аппаратом.
8. Система по п.6, содержащая дополнительно устройство регулирования температуры и нагрева, встроенное в систему (7) охлаждения и предназначенное для регулирования температуры батареи (41) топливных элементов так, чтобы температура батареи (41) топливных элементов поддерживалась в заданном диапазоне.
9. Система по любому из пп.1-8, которая используется в качестве системы аварийного энергоснабжения.
10. Система по п.9, которая дополнительно содержит устройство управления электродвигателем гидравлического насоса (83), которое имеет электрическое соединение с бортовой системой энергоснабжения в дополнение к электропитанию от системы энергоснабжения на топливных элементах.
11. Летательный аппарат, содержащий систему топливных элементов по любому из пп.1-8.
12. Способ аварийного энергоснабжения летательного аппарата, включающий подачу водорода из резервуара (51) с водородом в батарею (41) топливных элементов, подачу кислорода из резервуара (61) с кислородом в батарею (41) топливных элементов, выработку электроэнергии батареей (41) топливных элементов для обеспечения аварийного энергоснабжения с использованием водорода и кислорода, подаваемых в батарею (41) топливных элементов, причем резервуары (51) и (61) с водородом и кислородом соответственно соединены с батареей (41) топливных элементов для подачи в нее указанных газов, причем система топливных элементов не задействована при нормальной работе систем летательного аппарата.
RU2007137018/09A 2005-03-07 2006-03-06 Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения RU2393592C2 (ru)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US65935905P 2005-03-07 2005-03-07
DE102005010399.5 2005-03-07
DE102005010399A DE102005010399B4 (de) 2005-03-07 2005-03-07 Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellen-Notsystem und Verfahren zur außenluftunabhängigen Energie-Notversorgung
US60/659,359 2005-03-07

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007137018A RU2007137018A (ru) 2009-04-20
RU2393592C2 true RU2393592C2 (ru) 2010-06-27

Family

ID=36914575

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007137018/09A RU2393592C2 (ru) 2005-03-07 2006-03-06 Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9028990B2 (ru)
EP (1) EP1859499B1 (ru)
JP (1) JP4979679B2 (ru)
CN (1) CN101138114A (ru)
BR (1) BRPI0607421A2 (ru)
CA (1) CA2599979C (ru)
DE (1) DE102005010399B4 (ru)
RU (1) RU2393592C2 (ru)
WO (1) WO2006094743A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2578843C2 (ru) * 2010-05-06 2016-03-27 Эмбраер-Эмпреса Бразилейра Де Аэронаутика С.А. Системы и способы для обеспечения соответствия требованиям к конструктивным нагрузкам для летательного аппарата с дополнительной емкостью топлива

Families Citing this family (56)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007001912A1 (de) 2007-01-12 2008-07-17 Airbus Deutschland Gmbh Brennstoffversorgungsanlage für ein Brennstoffzellensystem
EP1947008B1 (de) 2007-01-16 2011-11-02 Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH Verfahren zur Energieversorgung eines Luftfahrzeuges
DE102007017820A1 (de) 2007-01-16 2008-08-07 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Energieversorgungssystem eines Luftfahrzeuges
DE102007054291B4 (de) * 2007-10-02 2015-02-26 Diehl Aerospace Gmbh Verfahren zum Bereitstellen von Energie und Energieversorgungseinheit dafür
US7745948B2 (en) * 2007-11-28 2010-06-29 General Electric Company Emergency pitch drive unit for a wind turbine
US20100021778A1 (en) * 2008-07-25 2010-01-28 Lynntech, Inc. Fuel cell emergency power system
US20100090463A1 (en) * 2008-10-10 2010-04-15 Jacob Johannes Nies Combined environmental monitoring and power supply device
DE202008016514U1 (de) * 2008-12-12 2010-04-22 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Notenergiesystem für ein Flugzeug
EP2356026B1 (de) 2008-12-12 2015-02-18 Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH Notenergiesystem für ein luftfahrzeug
DE102009050309A1 (de) * 2009-10-22 2011-04-28 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Notenergiesystem für ein Luftfahrzeug
CN102198860B (zh) * 2010-03-24 2016-02-03 哈米尔顿森德斯特兰德公司 混合式冲压空气涡轮
DE102010032075A1 (de) * 2010-07-23 2012-01-26 Eads Deutschland Gmbh Wasserstofferzeugung mittels hydrierten Polysilanen zum Betrieb von Brennstoffzellen
DE102010054756B4 (de) 2010-12-16 2012-12-20 Airbus Operations Gmbh Brennstoffzellensystem und Verwendung eines Brennstoffzellensystems
US20120237347A1 (en) * 2011-03-18 2012-09-20 Hamilton Sundstrand Corporation Ram Air Turbine with Controlled Vibrational Resonances
US8820677B2 (en) 2011-06-18 2014-09-02 Jason A. Houdek Aircraft power systems and methods
GB2495917B (en) * 2011-10-24 2014-10-22 Ge Aviat Systems Ltd Multiple source electrical power distribution in aircraft
FR2985979B1 (fr) 2012-01-25 2014-02-21 Dassault Aviat Ensemble de generation electrique de secours pour un aeronef, aeronef et procede associe
DE102012002131B4 (de) 2012-02-03 2021-07-29 Airbus Operations Gmbh Notfallversorgungssystem für ein Verkehrsmittel, Verfahren zum Bereitstellen von elektrischer Leistung und zum Unterdrücken von Feuer und Verkehrsmittel mit einem Notfallversorgungssystem
US9472819B2 (en) * 2012-04-27 2016-10-18 Hamilton Sundstrand Corporation Warming feature for aircraft fuel cells
US8777587B2 (en) * 2012-05-02 2014-07-15 Hamilton Sundstrand Corporation Fluid transfer tube for severe misalignment applications
KR20140025035A (ko) * 2012-08-21 2014-03-04 현대자동차주식회사 연료전지 시동 장치 및 방법
EP2712013B1 (en) 2012-09-20 2018-08-15 Airbus Operations GmbH Fuel cell system for an aircraft, method for operating a fuel cell system in an aircraft and aircraft with such a fuel cell system
FR2999342B1 (fr) * 2012-12-10 2015-05-01 Snecma Systeme de production d'electricite embarque avec pile a combustible
CN104049212A (zh) * 2013-03-15 2014-09-17 北京航天动力研究所 一种氢空燃料电池低气压工作性能测试系统
EP2824744B1 (en) * 2013-07-11 2016-09-07 Airbus Operations GmbH Fuel cell system, method for operating a fuel cell and vehicle with such a fuel cell system
FR3016345B1 (fr) 2014-01-10 2017-09-01 Snecma Generateur electrique de secours avec pile a combustible a demarrage rapide
EP2991144B1 (en) 2014-08-26 2017-05-24 Airbus Operations GmbH A fuel cell system, a fire fighting system, and an aircraft
EP3001548B1 (en) 2014-09-29 2019-07-03 Airbus Operations GmbH Emergency power supply system, aircraft having such an emergency power supply system and a method for providing at least electric power and hydraulic power in case of an emergency in an aircraft
EP3940833A1 (en) 2014-12-09 2022-01-19 Zodiac Aerotechnics Autonomous aircraft fuel cell system
DE102015100185A1 (de) 2015-01-08 2016-07-14 Airbus Operations Gmbh Brennstoffzellensystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Bereitstellen eines Inertgases in einem Flugzeug
DE102015100186A1 (de) 2015-01-08 2016-07-14 Airbus Operations Gmbh Brennstoffzellensystem, ein Verfahren zum Anwärmen eines solchen Systems und ein Flugzeug mit einem solchen System
US9878800B2 (en) * 2015-01-16 2018-01-30 Hamilton Sundstrand Corporation Rat mounting arrangement for a soft aircraft interface
CN104852067B (zh) * 2015-04-17 2017-04-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 基于燃料电池的飞机发电系统
US20180191011A1 (en) * 2015-06-29 2018-07-05 Ge Aviation Systems Limited Fuel cell emergency power system
DE102016214577A1 (de) * 2016-08-05 2018-02-08 Bayerische Motoren Werke Aktiengesellschaft Druckbehältersystem umfassend mindestens einen ersten Druckbehälter und einen zweiten Druckbehälter zum Speichern eines Brennstoffs, insbesondere von Wasserstoff, für ein Fahrzeug
GB2557292B (en) 2016-12-05 2020-09-02 Ge Aviat Systems Ltd Method and apparatus for operating a power system architecture
CN107757927A (zh) * 2017-09-15 2018-03-06 太原理工大学 飞机辅助动力驱动系统
US10661913B2 (en) * 2018-04-30 2020-05-26 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid ram air turbine with in-line hydraulic pump and generator
DE102018119758A1 (de) 2018-08-14 2020-02-20 Airbus Operations Gmbh Brennstoffzellensystem für ein Luftfahrzeug
CN110905608B (zh) * 2019-11-19 2022-05-13 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种冲压空气涡轮系统结构
US11641023B2 (en) 2020-04-07 2023-05-02 Hamilton Sundstrand Corporation Fuel cell system and method
KR20220104425A (ko) * 2021-01-18 2022-07-26 현대자동차주식회사 항공기용 연료전지의 산소 공급 장치 및 방법
DE102021110378B4 (de) * 2021-04-23 2023-03-16 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Antriebssystem eines Luftfahrzeugs, Luftfahrzeug und Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs
JP2022170492A (ja) * 2021-04-28 2022-11-10 トヨタ自動車株式会社 燃料電池システム及び該燃料電池システムを備える飛行体
KR102607573B1 (ko) * 2021-12-27 2023-11-30 한국기계연구원 개인형 항공기용 액화수소 기반 통합 에너지 시스템 및 이를 이용한 에너지 관리 방법
US11719441B2 (en) 2022-01-04 2023-08-08 General Electric Company Systems and methods for providing output products to a combustion chamber of a gas turbine engine
US11933216B2 (en) 2022-01-04 2024-03-19 General Electric Company Systems and methods for providing output products to a combustion chamber of a gas turbine engine
US11794912B2 (en) 2022-01-04 2023-10-24 General Electric Company Systems and methods for reducing emissions with a fuel cell
US11970282B2 (en) 2022-01-05 2024-04-30 General Electric Company Aircraft thrust management with a fuel cell
US11804607B2 (en) 2022-01-21 2023-10-31 General Electric Company Cooling of a fuel cell assembly
US11967743B2 (en) 2022-02-21 2024-04-23 General Electric Company Modular fuel cell assembly
US11817700B1 (en) 2022-07-20 2023-11-14 General Electric Company Decentralized electrical power allocation system
US11923586B1 (en) 2022-11-10 2024-03-05 General Electric Company Gas turbine combustion section having an integrated fuel cell assembly
US11859820B1 (en) 2022-11-10 2024-01-02 General Electric Company Gas turbine combustion section having an integrated fuel cell assembly
US11949133B1 (en) * 2023-06-20 2024-04-02 ZeroAvia, Inc. Liquid water from fuel cell exhaust for cabin humidity control
CN116902210B (zh) * 2023-09-13 2023-12-05 中国航空工业集团公司金城南京机电液压工程研究中心 一种飞机机载系统的供能方法及装置

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1200611A (en) * 1915-07-15 1916-10-10 Charles M Heller Ink bottle and stand.
DE1200611B (de) * 1960-04-07 1965-09-09 United Aircraft Corp Vorrichtung zum Umwandeln von Sonnenenergie in elektrische Energie
JPS6196674A (ja) * 1984-10-17 1986-05-15 Kansai Electric Power Co Inc:The 燃料電池発電設備の制御方式
CA1273997A (en) * 1987-03-11 1990-09-11 Arthur Francis Schooley Variable speed/variable voltage generator set
JPH01211860A (ja) * 1988-02-18 1989-08-25 Fuji Electric Co Ltd 燃料電池発電システムの制御装置
US5106035A (en) * 1989-12-29 1992-04-21 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft propulsion system using air liquefaction and storage
JPH06196674A (ja) 1992-12-25 1994-07-15 Canon Inc 半導体基板の製造方法
JPH07301191A (ja) 1994-05-02 1995-11-14 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 定吐出量型電動油圧ポンプ
DE19722598B4 (de) * 1997-05-29 2006-11-09 Areva Energietechnik Gmbh Brennstoffzellensystem und Verfahren zum Betreiben eines Brennstoffzellensystems sowie dessen Verwendung in einer Anordnung zur unterbrechungsfreien Stromversorgung
US6329089B1 (en) * 1997-12-23 2001-12-11 Ballard Power Systems Inc. Method and apparatus for increasing the temperature of a fuel cell
DE19821952C2 (de) * 1998-05-15 2000-07-27 Dbb Fuel Cell Engines Gmbh Energieversorgungseinheit an Bord eines Luftfahrzeugs
DE19913977C2 (de) 1999-03-18 2001-11-22 Mannesmann Ag Kraftstoffbehälter
US7281681B2 (en) * 2000-04-03 2007-10-16 Aerovironment Inc. Hydrogen powered aircraft
US6568633B2 (en) * 2000-08-24 2003-05-27 James P. Dunn Fuel cell powered electric aircraft
JP3534699B2 (ja) 2000-12-26 2004-06-07 新キャタピラー三菱株式会社 建設機械におけるエネルギ再生装置
FR2823180B1 (fr) 2001-04-04 2003-07-25 Air Liquide Procede et installation de distribution d'air enrichi en oxygene aux occupants d'un aeronef
US20040069897A1 (en) * 2002-01-28 2004-04-15 Corcoran William L. Zero emitting electric air vehicle with semi-annular wing
AU2003279695A1 (en) * 2002-04-17 2004-02-25 Aerovironment, Inc. Closed loop energy storage system
US6896222B2 (en) * 2003-02-06 2005-05-24 Oro Grande Technology Llc Hydrogen lighter-than-air ship
DE10323138A1 (de) * 2003-05-22 2004-12-23 DRäGER AEROSPACE GMBH Not-Sauerstoffversorgungssystem für ein Flugzeug
JP2005053353A (ja) 2003-08-05 2005-03-03 Chube Univ 飛行船

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2578843C2 (ru) * 2010-05-06 2016-03-27 Эмбраер-Эмпреса Бразилейра Де Аэронаутика С.А. Системы и способы для обеспечения соответствия требованиям к конструктивным нагрузкам для летательного аппарата с дополнительной емкостью топлива

Also Published As

Publication number Publication date
US20080210812A1 (en) 2008-09-04
JP4979679B2 (ja) 2012-07-18
RU2007137018A (ru) 2009-04-20
EP1859499A1 (en) 2007-11-28
CA2599979A1 (en) 2006-09-14
CA2599979C (en) 2013-04-23
EP1859499B1 (en) 2012-11-14
BRPI0607421A2 (pt) 2009-09-08
CN101138114A (zh) 2008-03-05
WO2006094743A1 (en) 2006-09-14
JP2008532253A (ja) 2008-08-14
DE102005010399A1 (de) 2006-09-14
US9028990B2 (en) 2015-05-12
DE102005010399B4 (de) 2010-08-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2393592C2 (ru) Система топливных элементов для аварийного энергоснабжения
US10737802B2 (en) Non-propulsive utility power (NPUP) generation system for providing secondary power in an aircraft
US10632333B2 (en) Supply system and method for providing electric energy, oxygen depleted air and water as well and aircraft having such a supply system
US8657227B1 (en) Independent power generation in aircraft
US8820677B2 (en) Aircraft power systems and methods
JP3060382B2 (ja) 航空機の機内にあるエネルギ―供給装置
RU2422330C2 (ru) Устройство и способ резервного генерирования электроэнергии на борту летательного аппарата
US20180037327A1 (en) Aircraft having a redundant and efficient bleed system
EP3040275A1 (en) Aircraft having a redundant and efficient bleed system
US10072586B2 (en) Environmental control generator system and apparatus
BRPI0614017A2 (pt) sistema de suprimento para uma aeronave
US20180244398A1 (en) Electrical power supply on a vehicle
GB2522865A (en) Fuel cell-based auxiliary power unit
EP4279386A1 (en) Environmental control system having a fuel cell assembly
CN117068375A (zh) 具有燃料电池组件的环境控制系统
Lapeña-Rey et al. The boeing fuel cell demonstrator airplane
US9487166B2 (en) Aircraft electrical system and associated management method
Cha et al. Advanced Emergency Power System Using Thermal Battery For Future Aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170307