ТОПЛИВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
FUEL CELL
Статья поступила в редакцию 09.09.2013. Ред. рег. № 1743 The article has entered in publishing office 09.09.13. Ed. reg. No. 1743
УДК 544.634
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ В БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТАХ
12 2 Ю.А. Добровольский , А.В. Валиев , Д.В. Кантемиров ,
О.Д. Селиванов3, А.В. Левченко1, В.И. Павлов4
'Институт проблем химической физики РАН 142432, г. Черноголовка, Московская обл., пр. акад. Семенова, д. 1 Тел./факс: (49652) 21657; e-mail: dobr@icp.ac.ru 2ООО «АФМ Серверс» 125315, г. Москва, Ленинградский проспект, дом 72, строение 4 3ЦИАМ им. П. И. Баранова 111116, Москва, ул. Авиамоторная, 2 4Национальный исследовательский университет «МЭИ» 111250, Москва, ул. Красноказарменная, 14
Заключение совета рецензентов: 15.09.13 Заключение совета экспертов: 20.09.13 Принято к публикации: 25.09.13
В работе проведен расчет параметров батареи топливных элементов (БТЭ) для применения ее в качестве основного источника энергии для беспилотных летательных аппаратов (БЛА) малой размерности. Показано, что для стандартных условий эксплуатации БЛА данной размерности, рассмотренный тип БТЭ может эффективно заменить литиевые аккумуляторы при высоте полета до 1500 м.
Предварительные экспериментальные исследования БТЭ мощностью 500 Вт в составе энергоустановки для БЛА показали адекватность расчета и эффективность работы БТЭ в данных условиях.
Экономический расчет показал, что при текущем состоянии технологий БЛА с энергоустановкой на основе ТЭ сравнимы по эффективности с БЛА на литиевых аккумуляторах.
Ключевые слова: топливный элемент, БЛА, моделирование.
USING FUEL CELLS IN UNMANNED AERIAL VEHICLES
Yu.A. Dobrovolsky1,A.V. Valiev2, D.V. Kantemirov2, O.D. Selivanov3, A.V. Levchenko1, V.I. Pavlov4
1Institute of Problems of Chemical Physics, RAS 1, Academician Semyonov Ave., Chernogolovka, Moscow region, 142432, Russia Тел./факс: (49652) 21657; e-mail: dobr@icp.ac.ru
2Joint-Stock Company «AFM-Servers» 72-4, Leningradsky Ave., 125315, Moscow, Russia 3P.I. Baranov CIAM 2, Aviamotornaya St., 111116, Moscow, Russia 4National Research University «Moscow Power Engineering Institute» 14, Krasnokazarmennaya St., 111250, Москва, Russia
Referred: 15.09.13 Expertise: 20.09.13 Accepted: 25.09.13
In the current paper calculation of parameters of a fuel cell as a primary energy source for small dimension UAVs was made. It is shown that for the operating conditions of the UAV, the considered fuel cells battery can effectively replace lithium batteries at operation on an altitude of 1500 m.
Preliminary experimental studies of 500 W fuel cells battery as a power plant for the small dimension UAV showed an adequacy of the calculations and efficiency of FC battery under these conditions.
Economic calculation shows that at the current state of technology, UAVs with fuel cells based power plant, are comparable in efficiency with UAVs with the power plant, based on lithium batteries.
Keywords: fuel cells, UAV, mathematical model
Международный научный журнал «Альтернативная энергетика и экология» № 10 (132) 2013 © Научно-технический центр «TATA», 2013
Введение
На сегодняшний день в БЛА малой размерности используется два типа силовых установок, базирующихся либо на электродвигателях, либо на двигателях внутреннего сгорания (ДВС). Как тот, так и другой тип установок имеют ряд достоинств и недостатков, что разделяет сферу применения аппаратов на их основе и повышает конкурентоспособность. Так, аппараты на базе ДВС имеют достаточно существенные для своей размерности дальности и продолжительности полета, но отличаются значительным уровнем шума, вибраций и теплового следа, что ограничивает возможности их применения в специальных операциях, а так же усложняет работу с высокоточным бортовым оборудованием. Аппараты с электродвигателем и питанием от аккумуляторных батарей этих недостатков лишены, но имеют объективные ограничения по радиусу применения из-за существенного роста массы литий-полимерных аккумуляторов при продолжительно-стях полета более 1,5 ч. Предлагаемое внедрение технологий водородной энергетики в сочетании с приводом движителя от электрического мотора устраняет недостатки обеих вышеупомянутых схем, предлагая рынку средств дистанционного мониторинга новый продукт с уникальным сочетанием характеристик высокой дальности, продолжительности полета и низкой заметности. Такой подход является новым в РФ, но уже несколько лет активно изучается несколькими компаниями за рубежом. Так, компания Aerovironment [1] в 2011 г. начала серию полетов на высотном БЛА Global Observer [2], аппарат лаборатории ВМФ США совершил 48 ч полет на жидком водороде в 2013 г., а израильская Blue Bird Aero Systems [3] уже предлагает серийный комплекс на основе БЛА на ТЭ с продолжительно -стью полета с полезной нагрузкой до 10 ч. Во всех случаях производители либо разрабатывают собственную энергосистему на базе ТЭ, либо используют покупные решения. Лидером в коммерциализации компактных топливных элементов малой мощности на сегодня является Сингапурская компания Horizon Energy Systems c ее продуктом Aeropak [4, 5].
Настоящая работа посвящена исследованию использования систем на основе ТЭ в качестве основного источника энергии для БЛА малой размерности.
Исходные данные
В качестве основного источника энергии рассматривается применение энергоустановки на основе БТЭ в беспилотном летательном аппарате Птеро-Е4 производства ООО «АФМ-Серверс». Энергоустановка на основе ТЭ заменяет литий-ионную батарею большой емкости.
В работе используется БТЭ разработки ИПХФ РАН. В данной батарее в качестве катодной токоотво-
дящеи и газораспределительной пластины используется гофрированный титан, в качестве анодной - пористый углеродный материал. Характеристики БТЭ:
• мощность 500 Вт;
• масса 670 г;
• площадь единичного ТЭ (F^) 10x6 = 60 см2;
• количество МЭБ - 46;
• рабочее напряжение - 24-35 В.
В состав используемой энергоустановки входят: бустерный/стартовый литий-ионный аккумулятор емкостью 2700 мА-ч и система управления, обеспечивающая подачу энергии на эклектический мотор либо от ТЭ, либо от ТЭ и аккумулятора в зависимости от потребляемой мощности, а также подзарядку аккумулятора при снижении потребляемой мощности.
В рассматриваемом ТЭ подвод водорода в БТЭ осуществляется из баллона при помощи редуктора, а выход по водороду будет закрыт. Воздух отбирается из атмосферы и подается прямо в БТЭ при помощи вентилятора.
Теоретический расчет параметров БТЭ в соответствии с условиями работы в БЛА
Теоретическое значение необходимой электроэнергии: Qt = zFEU3B/M^ = 25,5 Вт - ч / г, где z -
число электронов, участвующих в реакции; F - постоянная Фарадея, Кл/моль.
Расчет показывает, что массовый и объемный расход водорода с учетом КПД при нормальных условиях будет составлять: = 25,214 г/ч и VH^ = 4,674 л/мин.
Массовый и объемный расход кислорода: mO =
= 3,337 г/мин и VO = 2,335 л/мин, что соответствует
следующему массовому расходу воздуха: тв-х = = пв-хМв-х = 14,437 г/мин [6].
При этом в ходе работы топливного элемента выделяется следующее количество воды: mH O =
= ин OMH O = 3,754 г/мин.
Расчет количества воздуха, требуемого на высоте полета. Следует учитывать, что при изменении высоты полета температура не остается постоянной. Температура атмосферы на высоте определяется по уравнению [7], из которого видно, что температура воздуха прямо пропорциональна высоте полета (рис. 1): Th = T0 - Lh, где Т0 - температура воздуха над уровнем моря - величина, принятая International Union of Pure and Applied Chemistry (IUPAC); L -скорость падения температуры с высотой [8].
Давление воздуха на высоте определяется следующим уравнением [8]:
P = Po exP
-M g^
в-хо ПТ
RT.
International Scientific Journal for Alternative Energy and Ecology № 10 (132) 2013
© Scientific Technical Centre «TATA», 2013
Ю.А. Добровольский, А.В. Валиев и др. Использование топливных элементов в беспилотных летательных аппаратах
где р0 - давление на уровне моря; g - ускорение свободного падения; И - высота полета; И0 - нулевая отметка над уровнем моря; Я - универсальная газовая постоянная.
Рис. 1. Зависимость температуры атмосферного воздуха
от высоты над уровнем моря Fig. 1. Temperature dependence of atmospheric pressure on altitude above sea level
Соответственно, объемный расход воздуха при полете на высоте 1500 метров при максимальной мощности ТЭ будет следующим: ¥ъ-х = тв-х / рв-х = = 13,674 л/мин.
Термодинамический расчет. Для термодинамического расчета используются стандартные термодинамические величины исходных веществ и продуктов реакции [9] (табл. 1).
Таблица 1
Стандартные термодинамические величины для водорода, кислорода и воды
Table 1
Standard thermodynamic values for hydrogen, oxygen, and water
Вещество АНQ98 , кДж/моль AS Q As298 , Дж/моль-К AGQ98 > кДж/моль
Н2 Q 131 Q
О2 Q 2Q5 Q
Н2О -285,8 7Q -237,4
Расчет тепловых параметров БТЭ. Поскольку полет будет проходить на высоте, где температура отличается от температуры на поверхности земли, то нам необходимо определить все характеристики воздуха (температуру и влажность) и, в дальнейшем, регулировать скорость подачи воздуха для поддержания режима работы БТЭ.
Произведен расчет теплообмена между воздухом и БТЭ с учетом площади живого сечения катодной гофры БТЭ, характерного линейного размера сечения канала, расхода атмосферного воздуха через один канал катода, скорости воздуха в канале катода.
Коэффициент оребрения одного катода:
4a д +b д
X_ шналкатод канал.катод _ q 583
4a + 4b '
канал.катод канал.катод
Коэффициент эффективности ребра:
_ th (moW )
Iребро
mo 1ребро
_ Q, 961,
1Де mo _4,л .
ATiА
2a
_ 156,661 м-1.
'Ti канал.катод
Коэффициент оребрения поверхности: По = 1 - X(1 - Пребро) = Q,977. Площадь поверхности теплоотдачи:
F0 = 5,148-1Q-4 м2.
Расчет показал, что воздуху отдается:
бохл _a(FoПо)Atin-
_ 48,418 Вт.
Исходя из того, что тепловыделение БТЭ составляет 180 Вт, то вплоть до высоты 1500 м будет необходим сверхстехиометрический обдув ТЭ воздухом для поддержан
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.