Результат интеллектуальной деятельности: БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С СИСТЕМОЙ ОХЛАЖДЕНИЯ БАТАРЕИ ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

Изобретение относится к авиационной технике, а более конкретно к авиационным энергоустановкам на базе топливных элементов и может быть использовано при разработке малоразмерных беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) различного назначения.

В настоящее время активно развивается беспилотная авиация с электрическими бортовыми системами питания. В связи с этим, одной из насущных проблем является подбор системы электропитания. На сегодняшний день наиболее перспективным является использование систем электропитания или энергетических установок, основанных на батареях топливных элементов (БТЭ). Такие энергетические установки обладают рядом преимуществ перед традиционными литиевыми аккумуляторами, позволяя значительно снизить вес летательного аппарата, увеличить длительность полетов, возможность осуществления полетов при низких температурах (до - 40°С), и т.д.

Однако, использование энергетических установок с БТЭ связано с задачей поддержания оптимального рабочего диапазона температуры в активной зоне электрохимической реакции в БТЭ для обеспечения стабильной работы БТЭ. Известно, что при электрохимических реакциях в БТЭ происходит значительное выделение тепла, в связи с чем, для поддержания нормальной работы БТЭ, зачастую требуется ее охлаждение.

Известно использование силовой авиационной установки на базе топливных элементов с системой воздушного охлаждения (РФ 2492116, 10.09.2013 г).

Недостатком известного технического решения является сложность конструкции, обусловленная использованием большого количества конструктивных элементов в системе охлаждения ТЭ, что помимо усложнения устройства, увеличивает его вес, материалоемкость и стоимость. Кроме того, топливные элементы в известной конструкции являются твердооксидными, что неприемлемо для легкого (взлетной массой до 30 кг) беспилотного летательного аппарата (БПЛА) по соображениям больших массогабаритных характеристик силовой установки.

Наиболее приемлемым на сегодняшний день в системах электропитания беспилотных летательных аппаратов является использование низкотемпературных водород-воздушных БТЭ с полимерной мембраной.

Например, известен беспилотный летательный аппарат, электрический двигатель которого питается от электричества, вырабатываемого батареей водородных топливных элементов (на основе полимерных мембран). (PL 68768, 16.02.2015).

В известном устройстве задача охлаждения БТЭ решается продувкой воздуха, забираемого из внешней среды, сквозь БТЭ с последующим сбросом нагретого воздуха за пределы корпуса беспилотного летательного аппарата. При этом устройство оборудовано термодатчиками для контроля температуры и системой управления положения створок в каналах подачи охлаждающего воздушного потока и отвода отработанного горячего воздуха.

Таким образом, поддержание необходимой температуры БТЭ обеспечивается системой управления положением угла поворота створок.

Это известное решение является наиболее близким к заявленному по технической сущности и достигаемому результату.

Однако, оно не лишено недостатков.

Так, размещение датчиков температуры на выходе из БТЭ не обеспечит должного контроля за рабочей температурой БТЭ, а любое отклонение от допустимых температур (от 40 до 90°С) может негативно сказаться на работе топливных элементов, вплоть до потери эксплуатационных свойств полимерных мембран в БТЭ, очень чувствительных к изменениям температуры.

Кроме того, на работоспособность БТЭ сильно влияют перепады температур, связанные с неблагоприятными погодными явлениями или изменениями высоты полета. Поэтому регулирование температуры воздушного (охлаждающего) потока в зоне БТЭ за счет объема его поступления (регулирование с помощью поворота створок) не всегда может обеспечить желаемый результат (работоспособность БТЭ), в том числе по причине возникающих ограничений требуемого количества воздуха для стабильной электрохимической реакции окисления топлива в БТЭ кислородом из воздуха. Таким образом, регулирование температуры БТЭ лишь за счет изменения объема забираемого воздуха может отразиться на полетных характеристиках летательного аппарата.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является расширение функциональных возможностей конструкции при одновременном ее удешевлении.

Поставленная задача решается за счет того, что беспилотный летательный аппарат с системой охлаждения БТЭ, включает корпус, батарею топливных элементов (БТЭ), установленную внутри корпуса, подсистему воздухораспределения, подсистему терморегулирования и подсистему управления, например автоматического управления, причем подсистема воздухораспределения содержит управляемые воздухозаборные створки, установленные в воздухозаборных отверстиях, проточный канал для подачи воздушного потока в зону БТЭ, образованный внутренними стенками корпуса и наружными боковыми стенками БТЭ, перепускные клапаны для управляемого отвода части горячего воздуха повторно в проточный канал и выпускное отверстие для выброса горячего отработанного воздуха за пределы корпуса, подсистема теморегулирования содержит термодатчики, а подсистема управления связана с системой терморегулирования (термодатчиками) и подсистемой воздухораспределения, при этом между БТЭ и выпускным отверстием установлен короб с воздуховодом, таким образом, что стенки короба с воздуховодом делят внутреннее пространство корпуса в зоне БТЭ на две смежные камеры, одна из которых является проточной камерой для подачи отрегулированного по оптимальной температуре воздушного потока, а другая - для отвода горячего воздуха, средством принудительной прокачки воздуха, размещенном внутри воздуховода, при этом перепускные клапаны установлены в отверстиях стенки воздуховода, а термодатчики установлены на входе в БТЭ.

Поддержание необходимой температуры в зоне электрохимической реакции БТЭ, которая контролируется датчиками температуры, размещенными на входе в БТЭ, осуществляется за счет выравнивания температуры охлаждающего воздушного потока, забираемого из внешней среды. Для этого в стенке воздуховода (патрубка вывода горячего воздуха за пределы корпуса беспилотного летательного аппарата), выполнены отверстия для перепуска части отходящего горячего воздуха в проточный канал, образованный внутренними стенками корпуса БПЛА и наружными боковыми стенками БТЭ. Эти отверстия оснащены регулируемыми перепускными клапанами. Для более эффективного протекания воздуха через БТЭ, в воздуховоде устанавливают средство для принудительной протяжки воздуха, например, вентилятор.

В заявленной конструкции беспилотного летательного аппарата БТЭ гармонично вписывается в корпус летательного аппарата таким образом, что между внутренними стенками корпуса БПЛА и наружными боковыми стенками БТЭ образуется канал для пропускания охлаждающего воздуха. Причем БТЭ ориентирована во внутреннем пространстве корпуса таким образом, что воздуховод (патрубок для отвода горячего воздуха за пределы корпуса БПЛА), пристыкованный к ней посредством короба БТЭ, образует смежную камеру с камерой (каналом) для пропускания воздушного потока оптимальной температуры (40…90°С) в БТЭ. Это делает возможным, без использования дополнительного громоздкого оборудования, осуществлять перепуск части нагретого воздуха в канал для пропускания охлаждающего воздуха через перепускные клапаны, размещенные в отверстиях, находящихся в стенках воздуховода.

Заявленное конструктивное выполнение устройства позволяет расширить его функциональные возможности и одновременно снизить материалоемкость, а, следовательно, вес и стоимость устройства, что в итоге дает эксплуатационную и экономическую выгоду.

Заявленное изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на Фиг. 1 изображен общий вид беспилотного летательного аппарата (БПЛА),

на Фиг. 2 - вид сбоку БПЛА,

на Фиг. 3 - поперечное сечение (разрез по А-А) Фиг. 2,

на Фиг. 4 - поперечный разрез схематично.

Заявленное устройство включает корпус 1 беспилотного летательного аппарата, батарею 2 топливных элементов, установленную в корпусе 1 таким образом, что между внутренними боковыми стенками 3 корпуса 1 и наружными стенками 4 батареи 2 образован канал 5 для пропускания воздушного потока, забираемого из внешней среды через отверстия 6 выполненные в боковых стенках 3 корпуса 1. В отверстиях 6 установлены поворотные створки 7, связанные системой управления (на чертежах не показана) с термодатчиками 8, размещенными на входе в батарею 2 топливных элементов. Воздуховод 9 предназначен для выпуска горячего (отработанного) воздуха из батареи 2 за пределы корпуса 1 БПЛА т.е. во внешнюю среду. Батарея 2 ориентирована в корпусе 1 таким образом, что воздуховод 9, посредством короба 10, пристыкованный одним концом к ней, а другим - к выходному отверстию 11 в корпусе 1, делит внутреннее пространство корпуса БПЛА на две смежные камеры, камера 5 из которых является каналом для пропускания охлаждающего воздуха (воздушного потока), а другая камера - 12 является каналом для выпуска отработанного горячего воздуха за пределы БПЛА. В стенках воздуховода 9 выполнены отверстия 13 с перепускными клапанами 14. Отверстия 13 предназначены для перепуска части отходящего горячего воздуха из камеры 12 в канал 5. Перепускные клапаны 14 связаны с помощью системы управления с термодатчиками 8 и створками 7. Перепуск части горячего воздуха осуществляют для выравнивания температуры воздушного потока до определенного значения, приемлемого для нормального функционирования мембранно-электродного блока батареи ТЭ 2.Устройство оснащено вентилятором 15 протяжки воздуха.

Заявленное устройство работает следующим образом.

В процессе полета БПЛА воздух, необходимый для охлаждения БТЭ поступает снаружи (из атмосферы) сквозь створки 7 отверстий 6 и далее, принудительно, посредством вентилятора 15 протяжки, проходит в БТЭ для ее охлаждения. Далее, нагретый воздух проходит через камеру 12 воздуховода 9 и часть его сбрасывается в атмосферу через отверстие 11, а часть возвращается в (канал) 5, где смешивается с воздухом, забираемым из атмосферы и подаваемым в БТЭ.

Для стабильной работы БТЭ температура поддерживается на определенном уровне с помощью подсистемы автоматики (на чертежах не показана). На входе охлаждающего воздуха в БТЭ установлены термодатчики 8. Подсистема автоматики выполняет функции контроля температуры на входе в БТЭ и регулирования степени открытия створок 7 и клапанов 14. Регулировка температуры обеспечивается различными пропорциями открытия створок 7 и клапанов 14. Они работают в противофазе друг другу.

Для обеспечения БТЭ воздухом оптимальной температуры, приоткрываются клапаны 14, при этом прикрываются створки 7, в результате обеспечивается необходимый объем воздуха, за счет выравнивания давления.

Подсистема автоматики обеспечивает также запуск энергоустановки, ее работу в оптимальном режиме, защиту от аварий в результате теплового удара и вывод энергоустановки из рабочего режима.

Заявленное устройство отличается оптимальным конструктивным исполнением его отдельных элементов, их взаимосвязью и взаимным расположением, а также рациональным расположением в корпусе беспилотного летательного аппарата, что в конечном итоге дает эксплуатационную и экономическую выгоду.