RU2462398C2 - Aircraft power plant - Google Patents

Aircraft power plant Download PDF

Info

Publication number
RU2462398C2
RU2462398C2 RU2010149030/06A RU2010149030A RU2462398C2 RU 2462398 C2 RU2462398 C2 RU 2462398C2 RU 2010149030/06 A RU2010149030/06 A RU 2010149030/06A RU 2010149030 A RU2010149030 A RU 2010149030A RU 2462398 C2 RU2462398 C2 RU 2462398C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power plant
communicated
inverter
cavities
heat exchanger
Prior art date
Application number
RU2010149030/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2010149030A (en
Inventor
Виктор Иванович Кузнецов (RU)
Виктор Иванович Кузнецов
Денис Данилович Шпаковский (RU)
Денис Данилович Шпаковский
Original Assignee
Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет"
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 Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" filed Critical Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет"
Priority to RU2010149030/06A priority Critical patent/RU2462398C2/en
Publication of RU2010149030A publication Critical patent/RU2010149030A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2462398C2 publication Critical patent/RU2462398C2/en

Links

Images

Classifications

    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • 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

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: hybrid power plant comprises high-temperature solid-oxide fuel cells with the outlet of their cathode chambers communicated via tight ducts with heat exchanger gas chambers, afterburner and micro turbine. The latter has output shaft coupled with radial-flow compressor. Inlet of said cathode chambers is communicated with air chambers of heat exchanger and compressor. Power plant comprises jet nozzle communicated with micro turbine outlet and propeller coupled with synchronous motor. The latter comprises superconducting elements cooled in rotor by liquid nitrogen. Said motor is connected via inverter to fuel cells. Tank with liquid nitrogen, motor rotor, inverter and evaporator communicated with fuel cell anode chamber inlet are concatenated via tight channels. Outlets of fuel elements are communicated with afterburner.
EFFECT: decreased specific weight, higher efficiency.
1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационным силовым установкам, а более конкретно - к устройству гибридных силовых установок с электроприводом, работающим от твердоксидных топливных элементов, предназначено для воздушных судов.The invention relates to aircraft power plants, and more specifically to a device for hybrid power plants with an electric drive operating from solid oxide fuel cells, is intended for aircraft.

Известны энергетические установки для различных транспортных средств, использующие электрохимические генераторы (ЭХГ) постоянного тока с низкотемпературными кислородно-водородными топливными элементами и химический реактор для получения водорода, работающий на растворе щелочи и измельченном алюминии (см. патент РФ №2267836 С2 по классу Н01М 8/06 за 2006 г.). В качестве электрохимического генератора могут использоваться щелочные, твердополимерные или фосфорно-кислые водородные топливные элементы. Наличие химического реактора для получения водорода и системы хранения исходных веществ обуславливают высокую массу энергетической системы. Для подготовки и подачи реагентов в ЭХГ затрачивается часть генерируемой энергии, при этом не используется тепло, выделяющееся в ЭХГ, что предопределяет низкий полный КПД установки.Power plants for various vehicles are known that use direct current electrochemical generators (ECGs) with low-temperature oxygen-hydrogen fuel cells and a chemical reactor for producing hydrogen, operating on an alkali solution and ground aluminum (see RF patent No. 2267836 C2, class H01M 8 / 06/2006). As an electrochemical generator, alkaline, solid polymer or phosphoric acid hydrogen fuel cells can be used. The presence of a chemical reactor for producing hydrogen and a storage system of the starting materials determine the high mass of the energy system. For the preparation and supply of reagents to the ECG, a part of the generated energy is expended, while the heat released in the ECG is not used, which determines the low total efficiency of the installation.

Указанные недостатки частично устранены в известной гибридной вспомогательной силовой установке (ВСУ) для воздушного судна (см. патент США №6834831 В2 по классу B64D 33/00 за 2004 г.), состоящей из блока высокотемпературных твердооксидных топливных элементов (ТОТЭ), катодные полости которых на выходе герметичными каналами последовательно соединены с газовыми полостями теплообменника, камерой дожигания и микротурбиной, которая имеет выходной вал, соединенный с центробежным компрессором и электрогенератором, а на входе катодные полости последовательно соединены с воздушными полостями теплообменника и источником атмосферного воздуха. Источник топлива последовательно через теплообменник и реформатор соединен с входом анодных полостей ТОТЭ, а на выходе анодные полости соединены через газовые каналы теплообменника с камерой дожигания. Топливный элемент имеет электрическую связь с бортовой электрической сетью воздушного судна через инвертор, а электрогенератор напрямую соединен с электрической сетью воздушного судна.These disadvantages are partially eliminated in the known hybrid auxiliary power unit (APU) for an aircraft (see US patent No. 6834831 B2 for class B64D 33/00 for 2004), consisting of a block of high-temperature solid oxide fuel cells (SOFC), the cathode cavities of which sealed channels at the outlet are connected in series with the gas cavities of the heat exchanger, the afterburner and the microturbine, which has an output shaft connected to a centrifugal compressor and an electric generator, and the cathode cavities at the input They are seamlessly connected to the air cavities of the heat exchanger and the source of atmospheric air. The fuel source is connected in series through the heat exchanger and the reformer to the input of the SOFC anode cavities, and at the output the anode cavities are connected through the gas channels of the heat exchanger to the afterburner. The fuel cell is in electrical communication with the aircraft electrical system via an inverter, and the generator is directly connected to the aircraft electrical network.

Недостатками рассматриваемой схемы являются высокая удельная масса основных элементов системы: топливного элемента (1,89 кг/кВт), реформера, инвертора и генератора, а также получение полезной мощности только в виде электроэнергии для бортовой сети воздушного судна. При этом для преобразования получаемой электрической мощности в полезную мощность, например, на валу воздушного винта летательного аппарата требуется электродвигатель. Удельная масса современных традиционных электродвигателей, электрогенераторов составляет 4…15 кг/кВт, что делает невозможным использование данной гибридной ВСУ в качестве основной для воздушного судна. Применение данной гибридной ВСУ оправдано только на широкофюзеляжных магистральных авиалайнерах в качестве бортового источника электроэнергии при продолжительности полетного цикла более 4 часов.The disadvantages of this scheme are the high specific gravity of the main elements of the system: a fuel cell (1.89 kg / kW), a reformer, an inverter and a generator, as well as obtaining useful power only in the form of electricity for the aircraft's on-board network. In this case, to convert the received electric power into useful power, for example, an electric motor is required on the shaft of the aircraft propeller. The specific gravity of modern traditional electric motors, electric generators is 4 ... 15 kg / kW, which makes it impossible to use this hybrid APU as the main aircraft. The use of this hybrid APU is justified only on wide-body trunk airliners as an on-board source of electricity with a flight cycle of more than 4 hours.

Техническим результатом настоящего изобретения является расширение функциональных возможностей известной силовой установки с целью обеспечения возможности ее использования в качестве основной силовой установки воздушного судна.The technical result of the present invention is to expand the functionality of the known power plant in order to ensure the possibility of its use as the main power plant of the aircraft.

Указанный технический результат достигается тем, что в силовой установке, содержащей высокотемпературные твердооксидные топливные элементы, катодные полости которых на выходе герметичными каналами последовательно соединены с газовыми полостями теплообменника, камерой дожигания и микротурбиной, которая имеет выходной вал, соединенный с центробежным компрессором, а на входе катодные полости последовательно соединены с воздушными полостями теплообменника и компрессора, согласно заявленному изобретению, силовая установка содержит реактивное сопло, соединенное с выходным каналом микротубины, и воздушный винт, соединенный с синхронным электродвигателем, содержащим сверхпроводящие элементы, охлаждаемые в роторе жидким водородом, причем электродвигатель подключен через инвертор к топливным элементам, при этом последовательно соединены между собой герметичными каналами резервуар с жидким водородом, ротор электродвигателя, инвертор и испаритель, соединенный со входом анодных полостей топливных элементов, которые на выходе герметично соединены с камерой дожигания.The specified technical result is achieved in that in a power plant containing high-temperature solid oxide fuel cells, the cathode cavities of which at the outlet are sealed with conduits in series with the gas cavities of the heat exchanger, the afterburner and the microturbine, which has an output shaft connected to a centrifugal compressor, and cathodic ones at the input the cavity is connected in series with the air cavities of the heat exchanger and compressor, according to the claimed invention, the power plant contains p an active nozzle connected to the outlet channel of the microtubes, and a propeller connected to a synchronous electric motor containing superconducting elements cooled in the rotor by liquid hydrogen, the electric motor being connected through the inverter to the fuel elements, while the liquid hydrogen reservoir is connected in series through the sealed channels, an electric motor rotor, an inverter and an evaporator connected to the input of the anode cavities of the fuel cells, which at the output are hermetically connected to the afterburner.

На приведенном чертеже изображена принципиальная схема силовой установки с твердооксидными топливными элементами для воздушного судна.The drawing shows a schematic diagram of a power plant with solid oxide fuel cells for an aircraft.

Силовая установка для воздушного судна имеет резервуар с жидким водородом 1, соединенный герметичными теплоизолированными каналами с полостями короткозамкнутого ротора синхронного электродвигателя 2 с объемными диамагнитными высокотемпературными сверхпроводящими (ВТСП) элементами, в качестве которых могут использоваться элементы из YBCO керамики, висмутовой керамики или любых других ВТСП элементов. Насос для перекачки жидкого водорода (не показан) имеет привод от ротора электродвигателя 2 и объединен с ним в едином корпусе. Ротор электродвигателя 2 имеет гидравлическую связь с помощью герметичных теплоизолированных каналов с трансформатором инвертора 3, регулятором расхода 4, испарителем 5 и входом анодных полостей ТОТЭ 6. Испаритель 5 может быть конструктивно совмещен с радиатором тиристоров инвертора 3 или с полостями наружного корпуса ТОТЭ 6. В ТОТЭ электролитом может быть иттрий (Y2O3), стабилизированный оксидом циркония (ZrO2), материалом анода является керамический Ni/8YSZ, а катода - стронций дурманил манганит лантана (Sr дурманил LaMnO3). Могут быть использованы любые другие известные сочетания материалов на основе проводящих ионы кислорода керамики. Анодные полости ТОТЭ на выходе с помощью герметичного трубопровода последовательно соединены с камерой дожигания 7 и микротурбиной 8, которая имеет механическую связь с центробежным компрессором 9 и электростартером 10. Микротурбина может быть центростремительной или осевой. Система подачи атмосферного воздуха в катодные полости ТОТЭ 6 включает в себя последовательно соединенные между собой герметичным трубопроводом воздухозаборник 11, воздушный фильтр 12, компрессор 8, противоточный теплообменник 13. Катодные каналы ТОТЭ 6 на выходе соединены с камерой дожигания 7 через теплообменник 13. Выходной канал микротурбины 8 соединен с реактивным соплом 14. Топливный элемент 6 имеет электрическую связь с инвертором 3, а инвертор - с электродвигателем 2. При этом инвертор 3 и электродвигатель 2 соединены с бортовой электрической сетью воздушного судна. Ротор электродвигателя 2 соединен напрямую с валом воздушного винта 15. Камера дожигания 7 соединена отдельным герметичным трубопроводом с водородным каналом инвертора 3 через регулятор расхода 16.The power plant for the aircraft has a liquid hydrogen reservoir 1 connected by sealed thermally insulated channels with cavities of the squirrel-cage rotor of the synchronous electric motor 2 with volumetric diamagnetic high-temperature superconducting (HTSC) elements, which can be used as elements from YBCO ceramics, bismuth ceramics or any other HTSC elements . The pump for pumping liquid hydrogen (not shown) has a drive from the rotor of the electric motor 2 and is combined with it in a single housing. The rotor of the electric motor 2 is hydraulically connected using sealed thermally insulated channels with the inverter transformer 3, the flow regulator 4, the evaporator 5 and the input of the SOFC anode cavities 6. The evaporator 5 can be structurally combined with the inverter 3 thyristor radiator or with the cavities of the SOFC outer casing 6. In the SOFC the electrolyte can be yttrium (Y 2 O 3 ) stabilized by zirconium oxide (ZrO 2 ), the anode material is ceramic Ni / 8YSZ, and the cathode is strontium dantanyl lanthanum manganite (Sr durmanyl LaMnO 3 ). Any other known combination of materials based on oxygen ion-conducting ceramics may be used. The SOFC anode cavities at the outlet using a sealed pipeline are connected in series with the afterburner 7 and the microturbine 8, which is mechanically connected to the centrifugal compressor 9 and the electric starter 10. The microturbine can be centripetal or axial. The system of supplying atmospheric air to the cathode cavities of SOFC 6 includes an air intake 11, an air filter 12, a compressor 8, a countercurrent heat exchanger 13 connected in series with each other by a hermetic conduit 13. The SOFC 6 cathode channels at the outlet are connected to the afterburner 7 through a heat exchanger 13. The microturbine outlet channel 8 is connected to the jet nozzle 14. The fuel element 6 is in electrical communication with the inverter 3, and the inverter with the electric motor 2. In this case, the inverter 3 and the electric motor 2 are connected to the on-board electric Coy network of the aircraft. The rotor of the electric motor 2 is connected directly to the shaft of the propeller 15. The afterburner 7 is connected by a separate hermetic pipeline to the hydrogen channel of the inverter 3 through the flow regulator 16.

При установившемся режиме работы жидкий водород из резервуара 1 подается по герметичному теплоизолированному каналу в полости ротора электродвигателя 2, а затем, проходя инвертор 3, охлаждает его трансформатор и через регулятор расхода 4 попадает в испаритель 5, где он нагревается и переходит в газообразное состояние. При этом регулятор расхода 16 полностью закрыт.Из испарителя 5 водород попадает на анод топливного элемента 6, где происходит его электрохимическое окисление и образование водяного пара. Водяной пар и неиспользованный водород поступают в камеру дожигания 7, где происходит дожигание водорода. В камеру дожигания 7 воздух поступает из катодных полостей топливного элемента 6 через теплообменник 13. Из камеры дожигания 7 нагретый газ поступает в микротурбину 8, а затем выбрасывается в атмосферу через сопло 14, создавая дополнительную тягу. Сжатый воздух подается в топливный элемент 6 с помощью одноступенчатого центробежного компрессора 9, приводимого в действие микротурбиной 8. Очистка воздуха, прошедшего воздухозаборник 11, происходит в фильтре 12, а необходимая температура достигается с помощью теплообменника 13. Постоянное напряжение, вырабатываемое топливным элементом 6, преобразуется в переменное напряжение инвертором 3 и подается на электродвигатель 2, выходной вал которого вращает воздушный винт 15 воздушного судна. Часть электрической мощности от инвертора 3 может передаваться в бортовую сеть воздушного судна. При работе в режиме запуска напряжение от бортовой сети воздушного судна подается на электростартер 10, осуществляющий запуск микротурбины 8, и на электродвигатель 2, осуществляющий привод водородного насоса и воздушного винта 15. Водород подается напрямую в камеру дожигания 7 через регулятор расхода 16. После достижения устойчивой работы камеры дожигания 7 отключается электростартер 10. При достижении необходимой частоты вращения микротурбины 8 и расчетных параметров воздуха на входе в топливный элемент 6 выполняется плавное закрытие регулятора расхода 16 и открытие регулятора расхода 4 в положение, соответствующее расчетному расходу топлива, электродвигатель 2 отключатся от бортовой сети воздушного судна и полностью потребляет электрическую мощность от топливного элемента 6.When the operating mode is established, liquid hydrogen from the tank 1 is fed through a sealed insulated channel in the cavity of the rotor of the electric motor 2, and then, passing the inverter 3, cools its transformer and through the flow regulator 4 enters the evaporator 5, where it heats up and passes into a gaseous state. In this case, the flow regulator 16 is completely closed. From the evaporator 5, hydrogen enters the anode of the fuel cell 6, where it is electrochemically oxidized and water vapor is generated. Water vapor and unused hydrogen enter the afterburning chamber 7, where hydrogen is afterburned. Air enters the afterburning chamber 7 from the cathode cavities of the fuel element 6 through the heat exchanger 13. From the afterburning chamber 7, the heated gas enters the microturbine 8, and then is released into the atmosphere through the nozzle 14, creating additional thrust. Compressed air is supplied to the fuel cell 6 by means of a single-stage centrifugal compressor 9 driven by a microturbine 8. The air passing through the air intake 11 is cleaned in the filter 12, and the required temperature is achieved using the heat exchanger 13. The constant voltage generated by the fuel cell 6 is converted into alternating voltage by an inverter 3 and is supplied to an electric motor 2, the output shaft of which rotates the propeller 15 of the aircraft. Part of the electrical power from the inverter 3 can be transmitted to the aircraft's on-board network. When operating in the start-up mode, the voltage from the onboard network of the aircraft is supplied to the electric starter 10, which starts the microturbine 8, and to the electric motor 2, which drives the hydrogen pump and the propeller 15. Hydrogen is supplied directly to the afterburner 7 through the flow regulator 16. After reaching a stable after starting the operation of the afterburning chamber 7, the electric starter 10 is switched off. Upon reaching the required rotational speed of the microturbine 8 and the calculated air parameters at the inlet to the fuel element 6, the regulation is smoothly closed flow rate 16 and the opening of the flow control 4 to the position corresponding to the estimated fuel consumption, the electric motor 2 will be disconnected from the on-board network of the aircraft and completely consumes electric power from the fuel cell 6.

Предлагаемая схема силовой установки допускает использование электродвигателя с ВТСП элементами в роторе и инвертора, обладающих в несколько раз меньшими размерами и массой, а также более высоким КПД по сравнению с традиционными электродвигателями и инверторами при одинаковой электрической мощности, что снижает общий удельный вес силовой установки и позволяет использовать ее в качестве основной на воздушном судне.The proposed power plant scheme allows the use of an electric motor with HTSC elements in the rotor and inverter, which are several times smaller in size and weight, as well as higher efficiency compared to traditional electric motors and inverters with the same electric power, which reduces the total specific weight of the power plant and allows use it as a primary on an aircraft.

Предлагаемая силовая установка для воздушного судна в сравнении с существующим уровнем техники обладает рядом преимуществ. Удельный расход топлива предлагаемой силовой установки с оптимальными параметрами в 4.0…9.7 раз ниже удельного расхода топлива поршневых двигателей и роторно-поршневых двигателей, наиболее распространенных в настоящее время на воздушных судах, оснащенных силовыми установками мощностью 15…100 кВт. Использование электродвигателя и твердооксидных топливных элементов практически полностью исключает выбросы вредных веществ в атмосферу и существенно снижает уровень шума силовой установки по сравнению с поршневыми двигателями.The proposed power plant for the aircraft in comparison with the current level of technology has several advantages. The specific fuel consumption of the proposed power plant with optimal parameters is 4.0 ... 9.7 times lower than the specific fuel consumption of piston engines and rotary piston engines, the most common at the present time on aircraft equipped with power plants with a power of 15 ... 100 kW. The use of an electric motor and solid oxide fuel cells almost completely eliminates emissions of harmful substances into the atmosphere and significantly reduces the noise level of the power plant compared to piston engines.

Claims (1)

Силовая установка для воздушного судна, содержащая высокотемпературные твердооксидные топливные элементы, катодные полости которых на выходе герметичными каналами последовательно соединены с газовыми полостями теплообменника, камерой дожигания и микротурбиной, которая имеет выходной вал, соединенный с центробежным компрессором, а на входе катодные полости последовательно соединены с воздушными полостями теплообменника и компрессора, отличающаяся тем, что силовая установка содержит реактивное сопло, соединенное с выходным каналом микротурбины, и воздушный винт, соединенный с синхронным электродвигателем, содержащим сверхпроводящие элементы, охлаждаемые в роторе жидким водородом, причем электродвигатель подключен через инвертор к топливным элементам, при этом последовательно соединены между собой герметичными каналами резервуар с жидким водородом, ротор электродвигателя, инвертор и испаритель, соединенный со входом анодных полостей топливных элементов, которые на выходе герметично соединены с камерой дожигания. A power plant for an aircraft containing high-temperature solid oxide fuel cells, the cathode cavities of which at the outlet are sealed with conduits in series with the gas cavities of the heat exchanger, the afterburner and the microturbine, which has an output shaft connected to a centrifugal compressor, and the cathode cavities at the inlet are connected in series with the air cavities of the heat exchanger and compressor, characterized in that the power plant contains a jet nozzle connected to the output channel microturbines, and a propeller connected to a synchronous electric motor containing superconducting elements cooled in the rotor by liquid hydrogen, the electric motor being connected through the inverter to the fuel elements, while the liquid hydrogen reservoir, the electric motor rotor, the inverter and the evaporator are connected in series via tight channels connected to the input of the anode cavities of the fuel cells, which at the output are hermetically connected to the afterburner.
RU2010149030/06A 2010-11-30 2010-11-30 Aircraft power plant RU2462398C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010149030/06A RU2462398C2 (en) 2010-11-30 2010-11-30 Aircraft power plant

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010149030/06A RU2462398C2 (en) 2010-11-30 2010-11-30 Aircraft power plant

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010149030A RU2010149030A (en) 2012-06-10
RU2462398C2 true RU2462398C2 (en) 2012-09-27

Family

ID=46679527

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010149030/06A RU2462398C2 (en) 2010-11-30 2010-11-30 Aircraft power plant

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2462398C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2538095C1 (en) * 2013-09-13 2015-01-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт высокотемпературной электрохимии Уральского отделения Российской Академии наук Electrochemical generator with solid electrolyte

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2182195A (en) * 1985-10-22 1987-05-07 Ici Plc Electricity production from fuel cells
RU2177069C2 (en) * 1999-05-25 2001-12-20 Институт Машиноведения им. акад. А.А. Благонравова РАН Engine with external supply of heat
US6834831B2 (en) * 2002-12-31 2004-12-28 The Boeing Company Hybrid solid oxide fuel cell aircraft auxiliary power unit
RU2376687C1 (en) * 2008-03-12 2009-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Airship regenerative power plant and method of its operation
RU2391749C1 (en) * 2009-04-07 2010-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Aircraft power unit using fuel cells

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2182195A (en) * 1985-10-22 1987-05-07 Ici Plc Electricity production from fuel cells
RU2177069C2 (en) * 1999-05-25 2001-12-20 Институт Машиноведения им. акад. А.А. Благонравова РАН Engine with external supply of heat
US6834831B2 (en) * 2002-12-31 2004-12-28 The Boeing Company Hybrid solid oxide fuel cell aircraft auxiliary power unit
RU2376687C1 (en) * 2008-03-12 2009-12-20 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Airship regenerative power plant and method of its operation
RU2391749C1 (en) * 2009-04-07 2010-06-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Aircraft power unit using fuel cells

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2538095C1 (en) * 2013-09-13 2015-01-10 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт высокотемпературной электрохимии Уральского отделения Российской Академии наук Electrochemical generator with solid electrolyte

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010149030A (en) 2012-06-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108069040B (en) Electric power source for aircraft
US6854688B2 (en) Solid oxide regenerative fuel cell for airplane power generation and storage
RU2443606C2 (en) Aircraft air conditioner and method of its operation
EP1021845B1 (en) Hybrid electrical power system
US8623566B2 (en) Aircraft fuel cell system
TW200302594A (en) Portable disposable fuel-battery unit for a fuel cell system
EP2621808A1 (en) Aircraft fuel cell system
CN111435826B (en) Fuel cell and gas turbine hybrid power system combining solar power generation
CN101576330A (en) Airborne combined cooling and heating system and method for all-electric aircraft
CN106948941A (en) A kind of aircraft hydrocarbon fuel internal reforming fuel cell gas turbine combined power generation system
KR20040002912A (en) Device for emergency power supply to auxiliary components of a nuclear power plant and use method
US8865356B2 (en) Electrical generation system and method for a hybrid fuel cell power plant
RU2462398C2 (en) Aircraft power plant
CN210977690U (en) Gas turbine composite propulsion power generation system with anode circulation fuel cell
CN205453398U (en) Integrated power production system of high temperature fuel cell and rotatory heat engine
EP4273379A1 (en) Hydrogen energy conversion system
JP2004220942A (en) Solid oxide fuel cell system and fuel cell combined cycle power generation plant
RU2492116C1 (en) Aircraft power plant built around fuel elements
EP3967609A1 (en) Aircraft comprising a fuel cell and a dioxygen supply unit
CN219115720U (en) Electric propulsion system energy framework and aircraft
CN108049976A (en) The chemically composited cycle combustion turbine device and control method of a kind of broad power band
EP4002527A1 (en) Electrical generating system for an aircraft comprising a fuel cell
US20240051671A1 (en) Integral Propulsion and Auxiliary Power Generation System for Rocket Engine Powered Aircraft
CN115743564A (en) Aircraft rotor with fuel cell stack power system
WO2022043293A1 (en) Turbine-less jet engine

Legal Events

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

Effective date: 20151201