WO2024088472A1 - Luftfahrzeug mit einem brennstoffzellenantriebssystem - Google Patents
Luftfahrzeug mit einem brennstoffzellenantriebssystem Download PDFInfo
- Publication number
- WO2024088472A1 WO2024088472A1 PCT/DE2023/100768 DE2023100768W WO2024088472A1 WO 2024088472 A1 WO2024088472 A1 WO 2024088472A1 DE 2023100768 W DE2023100768 W DE 2023100768W WO 2024088472 A1 WO2024088472 A1 WO 2024088472A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- aircraft
- heat exchanger
- fuel
- main heat
- fuel cell
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 131
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 38
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 claims description 28
- 239000003570 air Substances 0.000 claims description 21
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims description 13
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 13
- 239000002918 waste heat Substances 0.000 claims description 7
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 abstract description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 15
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 7
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 7
- 150000002431 hydrogen Chemical class 0.000 description 4
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000005253 cladding Methods 0.000 description 3
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 description 2
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000006227 byproduct Substances 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 description 1
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
- H01M8/04007—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids related to heat exchange
- H01M8/04067—Heat exchange or temperature measuring elements, thermal insulation, e.g. heat pipes, heat pumps, fins
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B60—VEHICLES IN GENERAL
- B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
- B60L50/00—Electric propulsion with power supplied within the vehicle
- B60L50/50—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells
- B60L50/70—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by batteries or fuel cells using power supplied by fuel cells
- B60L50/71—Arrangement of fuel cells within vehicles specially adapted for electric vehicles
-
- 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
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
- B64D27/35—Arrangements for on-board electric energy production, distribution, recovery or storage
- B64D27/355—Arrangements for on-board electric energy production, distribution, recovery or storage using 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
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/08—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of power plant cooling systems
-
- 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
- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/02—Tanks
- B64D37/04—Arrangement thereof in or on aircraft
-
- 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
- B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
- B64D37/30—Fuel systems for specific fuels
-
- 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
- H01M8/04029—Heat exchange using liquids
-
- 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
-
- 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
Definitions
- the invention relates to an aircraft with a fuel cell drive system.
- the fuel cell drive system has a fuel cell, a fuel storage device and a cooling device.
- New drive systems based on fuel cells differ significantly in their design from conventional aircraft turbomachine drives.
- Fuel cells convert chemically bound energy from a fuel, particularly hydrogen, into electrical energy.
- a fuel particularly hydrogen
- waste heat are generated at low temperatures, which must be dissipated into the environment via a heat exchanger.
- the integration of these new drive systems, such as the fuel cell drive system also differs significantly from conventional drives.
- the two aspects mentioned above, i.e. the storage of the fuel and the heat dissipation from the aircraft represent the greatest integration challenges for the aircraft. Due to the large dimensions of the heat exchangers, the integration is aerodynamically complex and generates large flow resistances (drag).
- the invention is based on the object of providing an aircraft with a fuel cell drive system which integrates the components of the fuel cell drive in such a way that a flow resistance of the aircraft is optimized with a high usable volume of the aircraft.
- the invention provides an aircraft with a fuel cell drive system.
- the fuel cell drive system has at least one fuel cell for electrically supplying an electric drive device of the aircraft, at least one fuel Material storage for storing fuel for the fuel cell, and at least one cooling device for cooling the fuel cell. It is provided that a main heat exchanger of the cooling device and the fuel storage are arranged on an upper side of a fuselage of the aircraft, and the main heat exchanger is arranged on the bow side in front of the fuel storage.
- An aircraft can be understood to mean, in particular, an airplane. Furthermore, the aircraft can also be designed as a rotary-wing aircraft. In particular, the aircraft is heavier than air and has an electric drive device.
- the fuel cell of the fuel cell drive system is designed to convert chemically bound energy of the fuel into electrical energy and thus to supply the electrical drive device, which in particular can have at least one electrical machine, for example an electric motor.
- the fuel cell can supply other systems of the aircraft with electrical energy.
- the electrical machine can in turn drive at least one drive means, for example a propeller, a fan, a rotor or the like, in order to generate propulsion and/or lift.
- the fuel in particular hydrogen, can be stored in a fuel storage unit, wherein the fuel storage unit can comprise at least one pressure tank, preferably in cylindrical form. It can be provided that the fuel storage unit is designed to be large in accordance with a desired maximum range of the aircraft. Furthermore, it can be provided that a diameter and/or a length of the pressure tank can be designed depending on a flow resistance of a configuration of the aircraft.
- the fuel can be provided to the fuel cell via corresponding fuel lines that connect the fuel storage and the fuel cell.
- the fuel cell requires oxygen, which can be provided to the fuel cell from the ambient air by means of an air supply device.
- the fuel cell drive system in particular the fuel cell, generates, in addition to electrical energy, a large amount of waste heat at a low temperature level, for example between 80 °C and 100 °C. This waste heat must be dissipated to the environment via the cooling device so that the fuel cell drive system can be kept at a desired operating temperature.
- the cooling device has at least one main heat exchanger.
- the main heat exchanger is intended and designed to dissipate the waste heat of the fuel cell drive system to the environment, in particular to the ambient air.
- the waste heat can be conducted into the cooling fins or cooling plates of the main heat exchanger.
- the cooling fins can then preferably be forced to cool convectively by the ambient air.
- the ambient air can have a temperature level of -50 °C to 35 °C, so that the main heat exchanger is preferably designed in such a way that even at an ambient air temperature level of 35 °C, the main heat exchanger can provide a corresponding cooling capacity.
- the main heat exchanger due to a small difference in the temperature level of the fuel cell system to the ambient air, it can be provided that the main heat exchanger must be designed to be correspondingly large in order to be able to provide the required cooling capacity.
- the top can be understood as the side of the fuselage which is at the top of the fuselage when the aircraft is stationary or in stationary horizontal flight.
- the top can also be understood as the roof of the fuselage.
- the top can be designed as an upper circular arc section, for example with an opening angle of the circular arc section in a range of 90° to 180°, preferably 120°.
- the main heat exchanger is located on the bow side in front of the fuel storage.
- the main heat exchanger is in relation to the fuel storage rather closer to a bow or aircraft nose of the aircraft, with the fuel storage being arranged closer to a rear of the aircraft.
- the bow represents in particular a front part of the aircraft in a primary flight direction of the aircraft, whereas the rear represents a rear part of the aircraft in the primary flight direction.
- the main heat exchanger is arranged further forward or in front of the fuel storage in relation to the fuel storage.
- the fuel storage is arranged "in the slipstream" of the main heat exchanger.
- One of the advantages of the invention is that the flow resistance can be significantly reduced through the combined integration of the main heat exchanger and the fuel storage on the roof. This advantageously increases the overall efficiency of the aircraft.
- the present invention essentially takes up no space within the fuselage. Since the space of the fuselage essentially represents the usable space of the aircraft, it can be used without restriction and with maximum utilization for a payload or passengers.
- a further advantage of the present invention is that the main heat exchanger and the energy storage on the upper side of the fuselage can be dimensioned and configured variably and, apart from aerodynamic and flight mechanical properties of the aircraft, essentially without restriction according to the design, since they are not in spatial conflict with other systems of the aircraft on the upper side of the fuselage.
- the engine nacelle can be made significantly smaller. From an aerodynamic point of view, this advantageously improves the airflow around the wing.
- the invention improves the integration of the cooling device. Both the fuel storage and the heat exchanger must be connected to coolant lines. Due to the spatial proximity of both components, the total length of the coolant lines used can be reduced, so that the structural weight of the fuel cell drive system can be reduced.
- the original structure of the aircraft can remain largely unchanged, so that the integration of the fuel cell drive system into the aircraft can be made significantly easier.
- the integration of the fuel cell drive system can only be achieved by changing the top of the fuselage or the wing. Accordingly, it can be provided that the fuel cell drive system can be integrated into an existing aircraft model.
- an aerodynamic unit can be understood as an arrangement in which the main heat exchanger and the fuel storage are externally dimensioned as closely as possible and coordinated with one another so that they can fit into one another.
- an overall height and/or overall width of the main heat exchanger essentially corresponds to an overall height and/or overall width of the fuel storage.
- a space between the main heat exchanger and the fuel storage is preferably minimized so that the fuel storage is located in the slipstream of the main heat exchanger.
- the aircraft comprises a streamlined fairing which encloses the main heat exchanger and the fuel storage unit together.
- the fairing forms a housing for the main heat exchanger and the fuel storage unit on the top, front and rear, so that the main heat exchanger and the fuel storage unit are arranged in a space which is enclosed by the top of the fuselage and the fairing.
- the fairing is designed to be streamlined.
- the fairing has a shape such that an aerodynamic resistance of the fairing to the surrounding ambient air is minimized.
- the fairing can be arranged on the fuselage in such a way that the flow resistance in a transition region between the fuselage and the fairing is minimized.
- an upper side of the fairing can be essentially convex and can nestle against the fuselage.
- the main heat exchanger is structurally integrated into a front of the fairing.
- the cladding can also protect the main heat exchanger and the fuel storage tank from external influences, such as the weather.
- the panel has an inlet opening on the bow side for admitting ambient air into the main heat exchanger.
- the panel preferably has an outlet opening for discharging the ambient air from the panel.
- the inlet opening of the panel and the inlet of the main heat exchanger can be designed as a common unit.
- the term "nose side" can be understood to mean in particular a front part of the fairing in the primary flight direction of the aircraft, in particular a front of the fairing. Accordingly, it can be provided that the front of the fairing has the inlet opening.
- the ambient air can flow into the main heat exchanger via the inlet opening and absorb heat.
- the ambient air can flow out of the main heat exchanger via an outlet of the main heat exchanger and preferably leave the casing via the outlet opening.
- the casing preferably has several outlet openings.
- a bow-side inlet opening proves to be advantageous during flight of the aircraft, in particular in the main flight direction, since the ambient air flowing around the aircraft can flow into the inlet opening in a main flow direction of the ambient air in an aerodynamically favored manner.
- the outlet opening is arranged in a separation area of a surrounding ambient air flowing around the fairing.
- a separation area can also be understood as a so-called "dead water area”.
- the surrounding ambient air flows or lifts off from a surface of the fairing that is flowed around.
- the ambient air swirls in the separation area. This can have a negative effect on the aerodynamics of the fairing, in particular due to increased flow resistance.
- the separation area can be located in a rear area of the fairing.
- a separation area or separation areas on the fairing are known, for example through a test in a flow channel.
- An outlet opening can be specifically arranged in the known separation area.
- the separation area can be specifically enriched or enlivened by air flowing out of the outlet opening, so that separation of the surrounding air flowing around it can be counteracted. This can advantageously reduce the flow resistance and improve the aerodynamics of the fairing.
- the outlet is designed in such a way that discharged ambient air promotes a flow around a tail unit of the aircraft.
- the tail unit can be arranged behind the fuselage or behind the main heat exchanger and the fuel tank, viewed in the main flight direction.
- the improved airflow around the tail unit can advantageously improve the stability and maneuverability of the aircraft.
- an air duct of the aircraft in particular of the cooling device within the fairing, fluidically connects an outlet of the main heat exchanger to the outlet opening of the fairing.
- the air duct or several air ducts can be designed to guide the ambient air flowing out of the outlet of the main heat exchanger specifically to the outlet opening or the outlet openings of the fairing, so that the air can be directed past the fuel storage. This can prevent the heated air flowing out of the outlet of the main heat exchanger from swirling within the fairing and/or the heated air from giving off heat within the fairing.
- the air can thus exit the fairing with high energy, i.e. with high kinetic and thermal energy, by means of the at least one air duct.
- the fuel storage has two cylindrical pressure tanks, the respective main extension direction of which is essentially parallel to a longitudinal axis of the aircraft.
- the two cylindrical pressure tanks are preferably arranged next to one another along the longitudinal axis.
- the main extension direction can in particular extend along a geometric height of the cylindrical shape of the pressure tank.
- the cylindrical pressure tanks can be arranged next to one another in a lying position.
- Two cylindrical pressure tanks of the fuel storage can be advantageous compared to just one fuel storage with the same total capacity in that the flow resistance is reduced. This can increase the efficiency of the aircraft.
- the cooling device has a secondary heat exchanger which is arranged in a downwash area of a propeller of the aircraft.
- the secondary heat flow exchanger can be dimensioned and designed to be many times smaller than the main heat exchanger.
- the secondary flow heat exchanger can be designed to be in a To provide the necessary cooling capacity for stationary operation of the aircraft with an active fuel cell propulsion system and an active propulsion device.
- the main heat exchanger can only provide a low cooling capacity in stationary operation, since the cooling fins or cooling plates of the main heat exchanger cannot be forced to be cooled convectively due to a lack of ambient air flow.
- the bypass heat exchanger can provide a cooling capacity by means of the downdraft of the propulsion means, in particular the propeller, which can be designed for stationary operation for the fuel cell propulsion system. This has the advantage that the cooling device can provide sufficient cooling capacity in every operating situation of the aircraft.
- a liquid cooling medium of the cooling device is designed to absorb waste heat from the fuel cell and dissipate it into ambient air within the main heat exchanger. This has the advantage that the fuel cell and the main heat exchanger can be arranged and operated spatially separated from one another. An arrangement of the fuel cell can therefore be selected independently of an arrangement of the main heat exchanger and vice versa.
- the invention also includes combinations of the features of the described embodiments.
- FIG. 1 is a perspective view of an aircraft with a fuel cell propulsion system according to a preferred embodiment
- FIG. 2 is a side view of an aircraft with a fuel cell propulsion system according to a preferred embodiment.
- FIG. 1 shows a perspective view of an aircraft 1 with a fuel cell drive system 2 according to a preferred embodiment.
- FIG. 2 shows a side view of the aircraft 1. The following description of the figures applies to both figures.
- the aircraft 1 can be designed, for example, as an airplane 1, in particular as a conventional airplane 1 with a fuselage 9, a wing 12 and a tail unit 16 on a tail 11 of the aircraft 1.
- the aircraft 1 is designed as a two-engine shoulder-wing aircraft.
- the aircraft 1 can also be designed as a mid-wing aircraft, a low-wing aircraft, a flying wing aircraft, a rotary wing aircraft or the like.
- the fuel cell drive system 2 of the aircraft 1 can have at least one fuel cell 3 for supplying electricity to an electric drive device 4 of the aircraft 1.
- the fuel cell 3 can be arranged together with the electric drive device 4, in particular an electric motor, which can drive a propeller 22 (see FIG. 2) or a fan, for example, in a nacelle below one of the wings 12.
- the fuel cell drive system 2 can further comprise a fuel storage 5 for storing fuel for the fuel cell 3.
- the fuel can in particular be hydrogen, which can be stored under high pressure, in particular in liquid form, in the fuel storage 5.
- the fuel storage 5 can in particular comprise at least one pressure tank, for example a first pressure tank 18 and a second pressure tank 19.
- the pressure tanks 18, 19 can be cylindrical and each have a main extension direction 20, wherein the main extension direction 20 has a geometric height of the cylinder shape of the cy- cylindrical pressure tanks 18, 19.
- the pressure tanks 18, 19 can be arranged in a horizontal plane parallel to one another and essentially parallel to a longitudinal axis X of the aircraft 1.
- the fuel storage 5 is arranged in particular on an upper side 8 of the fuselage 9 of the aircraft 1.
- the pressure tanks 18, 19 of the fuel storage 5 are located on a roof of the fuselage 9, so that a usable space within the fuselage 9 is not restricted by the fuel storage 5.
- the fuel cell drive system 2 can further comprise a cooling device 6 for cooling the fuel cell 3.
- the cooling device 6 can comprise, for example, a main heat exchanger 7, at least one secondary heat exchanger 21, a coolant tank 24, a coolant pump 26 and coolant lines.
- the main heat exchanger 7 is arranged on the top side 8 of the fuselage 9 of the aircraft 1, as well as on the bow side in front of the fuel storage 5.
- the term bow side means that the main heat exchanger 7 is arranged closer to a bow 10 of the aircraft 1 than the fuel storage 5.
- the main heat exchanger 7 of the fuel cell drive system 2 must be large in size compared to a heat exchanger of a conventional drive system with a heat engine, since a temperature level of the fuel cell 3 is significantly below a temperature level of a heat engine. Due to the required size of the main heat exchanger 7, positioning it on a roof of the aircraft 1 is particularly advantageous from an aerodynamic perspective.
- the main heat exchanger 7 and the fuel storage 5 are arranged compactly next to one another as an aerodynamic unit, so that the aircraft aerodynamics can be improved.
- a fairing 13 of the main heat exchanger 7 and the fuel storage 5 can thus be designed as a common fairing 13.
- the streamlined fairing 13 forms, together with the upper side 8 of the fuselage 9, a space within which the main heat exchanger 7 and the fuel storage 5 are arranged.
- the fairing 13 is shaped in an aerodynamically advantageous manner.
- Further components, such as the coolant pump 26, coolant lines, fuel lines and the like, can be arranged in the housing 13.
- the fairing 13 forms an inlet opening 14 in its front, i.e. on the bow side, which can correspond to an inlet 25 of the main heat exchanger 7.
- the ambient air can flow into the inlet 25, aided by the flow of the ambient air, and in particular extract heat from the cooling fins or cooling plates of the main heat exchanger 7 by forced convection.
- the air that can flow into the inlet 25 can flow out of an outlet 17 of the main heat exchanger 7.
- the outflowing air can be guided through air ducts within the casing 13 around the pressure tanks 18, 19 to an outlet opening or to several outlet openings of the casing 13.
- the outlet openings are preferably arranged in a separation area 15 so that the outflowing air can enliven a so-called dead water area of the separation area 15.
- the outlet openings can be designed in such a way that a flow around the tail unit 16 can be promoted.
- the example shows how the invention can be used to aerodynamically advantageously integrate a main heat exchanger and a fuel storage unit into an aircraft.
- the invention can provide a combined integration variant for the fuel storage and a main heat exchanger on the roof of the aircraft.
- the combined integration of the two subsystems can significantly reduce the flow resistance on the aircraft and increase the overall efficiency of the aircraft.
- the voluminous pressure tanks fly in the "slipstream of the main heat exchanger".
- the fuel storage is not placed in the fuselage or on the wing, but on the roof of the aircraft.
- the cylindrical shape of the pressure tanks can be retained.
- different diameters or lengths of the fuel storage are conceivable.
- a cover for the entire roof installation can be provided.
- the main heat exchanger cooling device or the thermal system is structurally integrated into the front of this cover.
- the engine nacelle on the wing can be significantly reduced in size. From an aerodynamic point of view, the flow around the wing can be improved.
- the combination of fuel storage and main heat exchanger in a cover can reduce both the frontal area exposed to airflow and the wetted surface of the aircraft. As a result, the flow resistance of the aircraft can be optimized.
- Installing the fuel storage and the main heat exchanger on the underside of the fuselage may be disadvantageous compared to the present invention due to FOD (Foreign Object Damage) risks, i.e. particles thrown from the nose gear.
- FOD Form Object Damage
- the air can be guided through targeted air ducts through the casing and around the pressure tanks and then blown out at the end of the casing.
- Different integration objectives can be pursued, such as the aerodynamic optimization of the airflow around the fairing (enlivening “dead water areas”) or the targeted influencing of the airflow around the tail unit.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Sustainable Energy (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Electrochemistry (AREA)
- General Chemical & Material Sciences (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Transportation (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Fuel Cell (AREA)
Abstract
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (1) mit einem Brennstoffzellenantriebssystem (2), wobei das Brennstoffzellenantriebssystem (2) - eine Brennstoffzelle (3) zur elektrischen Versorgung einer elektrischen Antriebsvorrichtung (4) des Luftfahrzeuges (1), - einen Brennstoffspeicher (5) zur Lagerung von Brennstoff für die Brennstoffzelle (3), und - eine Kühlvorrichtung (6) zur Kühlung der Brennstoffzelle (3) aufweist, wobei - ein Hauptwärmetauscher (7) der Kühlvorrichtung (6) und der Brennstoffspeicher (5) auf einer Oberseite (8) eines Rumpfes (9) des Luftfahrzeuges (1) angeordnet sind, und - der Hauptwärmetauscher (7) bugseitig vor dem Brennstoffspeicher (5) angeordnet ist.
Description
Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem
Beschreibung
Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem. Das Brennstoffzellenantriebssystem weist eine Brennstoffzelle, einen Brennstoffspeicher und eine Kühlvorrichtung auf.
Neuartige Antriebssysteme auf Basis von Brennstoffzellen unterscheiden sich in ihrem Aufbau deutlich von konventionellen Turbomaschinen-Antrieben von Luftfahrzeugen. Brennstoffzellen wandeln chemisch gebundene Energie aus einem Brennstoff, insbesondere Wasserstoff, in elektrische Energie um. Als Nebenprodukt entstehen dabei große Mengen an Abwärme auf niedrigem Temperaturniveau, die über einen Wärmetauscher an die Umgebung abgeführt werden müssen. Auch die Integration dieser neuartigen Antriebssysteme, wie dem Brennstoffzellenantriebssystem, unterscheidet sich deutlich von konventionellen Antrieben. Die beiden oben genannten Aspekte, also die Lagerung des Brennstoffs und die Wärmeabfuhr am Luftfahrzeug, stellen dabei die größten Integrationsherausforderungen für das Luftfahrzeug dar. Auf Grund der großen Dimensionen der Wärmetauscher ist die Integration aerodynamisch komplex und erzeugt große Strömungs widerstände (Drag).
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem bereitzustellen, welches die Komponenten des Brennstoffzellenantriebs derart integriert, dass ein Strömungs widerstand des Luftfahrzeuges bei einem hohen Nutzvolumen des Luftfahrzeuges optimiert ist.
Die Aufgabe wird durch die Gegenstände der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind durch die abhängigen Patentansprüche, die folgende Beschreibung sowie die Figuren beschrieben.
Durch die Erfindung ist ein Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem bereitgestellt. Das Brennstoffzellenantriebssystem weist mindestens eine Brennstoffzelle zur elektrischen Versorgung einer elektrischen Antriebsvorrichtung des Luftfahrzeuges, mindestens einen Brenn-
Stoffspeicher zur Lagerung von Brennstoff für die Brennstoffzelle, und mindestens eine Kühlvorrichtung zur Kühlung der Brennstoffzelle auf. Es ist vorgesehen, dass ein Hauptwärmetauscher der Kühlvorrichtung und der Brennstoffspeicher auf einer Oberseite eines Rumpfes des Luftfahrzeuges angeordnet sind, und der Hauptwärmetauscher bugseitig vor dem Brennstoffspeicher angeordnet ist.
Unter einem Luftfahrzeug kann insbesondere ein Flugzeug verstanden werden. Ferner kann das Luftfahrzeug auch als ein Drehflügler ausgebildet sein. Insbesondere ist das Luftfahrzeug schwerer als Luft und weist eine elektrische Antriebsvorrichtung auf.
Die Brennstoffzelle des Brennstoffzellenantriebssystems ist dazu ausgebildet, chemisch gebundene Energie des Brennstoffes in elektrische Energie umzuwandeln und damit die elektrische Antriebsvorrichtung zu versorgen, die insbesondere zumindest eine elektrische Maschine, beispielsweise einen Elektromotor, aufweisen kann. Darüber hinaus kann die Brennstoffzelle weitere Systeme des Luftfahrzeuges mit elektrischer Energie versorgen. Die elektrische Maschine kann wiederum zumindest ein Antriebsmittel, beispielsweise einen Propeller, einen Fan, einen Rotor oder dergleichen antreiben, um Vortrieb und/oder Auftrieb zu generieren.
Der Brennstoff, insbesondere Wasserstoff, kann in einem Brennstoffspeicher gespeichert bzw. gelagert werden, wobei der Brennstoffspeicher zumindest einen Drucktank, vorzugsweise in zylindrischer Form, umfassen kann. Es kann vorgesehen sein, dass der Brennstoffspeicher entsprechend einer gewünschten, maximalen Reichweite des Luftfahrzeuges groß ausgelegt ist. Des Weiteren kann es vorgesehen sein, dass ein Durchmesser und/oder eine Länge des Drucktanks abhängig von einem Strömungswiderstand einer Konfiguration des Luftfahrzeuges ausgelegt werden kann.
Über entsprechende Brennstoffleitungen, die den Brennstoffspeicher und die Brennstoffzelle verbinden, kann der Brennstoff der Brennstoffzelle bereitgestellt werden. Darüber hinaus kann es vorgesehen sein, dass die Brennstoffzelle Sauerstoff benötigt, welcher der Brennstoffzelle aus der Umgebungsluft mittels einer Luftzufuhrvorrichtung bereitgestellt werden kann.
Das Brennstoffzellenantriebssystem, insbesondere die Brennstoffzelle, erzeugt neben der elektrischen Energie einen großen Teil an Verlustwärme auf einem niedrigem Temperaturniveau, beispielsweise zwischen 80 °C und 100 °C. Diese Verlustwärme muss über die Kühlvorrichtung an die Umgebung abgeführt würden, sodass das Brennstoffzellenantriebssystem auf einer gewünschten Betriebstemperatur gehalten werden kann.
Die Kühlvorrichtung weist zumindest einen Hauptwärmetauscher auf. Der Hauptwärmetauscher ist dazu vorgesehen und ausgebildet, die Verlustwärme des Brennstoffzellenantriebssystem an die Umgebung, insbesondere an die Umgebungsluft abzuführen. Beispielsweise kann die Verlustwärme in die Kühlrippen bzw. Kühlbleche des Hauptwärmetauschers geleitet werden. Die Kühlrippen können dann vorzugsweise erzwungen konvektiv durch die Umgebungsluft gekühlt werden.
Insbesondere kann die Umgebungsluft ein Temperaturniveau von - 50 °C bis 35 °C aufweisen, sodass der Hauptwärmetauscher vorzugsweise derart ausgelegt ist, dass selbst bei einem Tempe- ratumiveau der Umgebungsluft von 35 °C der Hauptwärmetauscher eine entsprechende Kühlleistung bereitstellen kann. Insbesondere aufgrund eines geringen Unterschiedes des Temperaturniveaus des Brennstoffzellensystems zur Umgebungsluft kann es vorgesehen sein, dass der Hauptwärmetauscher entsprechend groß ausgebildet sein muss, um die erforderliche Kühlleistung bereitstellen zu können.
Es ist vorgesehen, dass der Hauptwärmetauscher als auch der Brennstoffspeicher auf der Oberseite des Rumpfes des Luftfahrzeuges angeordnet sind. Die Oberseite kann als diejenige Seite des Rumpfes verstanden werden, welche in einem Standbetrieb bzw. in einem stationären Horizontalflug des Luftfahrzeuges oben am Rumpf ist. Beispielsweise kann die Oberseite auch als Dach des Rumpfes verstanden werden. Insbesondere kann bei einem runden bzw. ovalen Querschnitt des Rumpfes die Oberseite als ein oberer Kreisbogenabschnitt ausgebildet sein, beispielsweise mit einem Öffnungswinkel des Kreisbogenabschnittes in einem Bereich von 90° bis 180°, vorzugsweise von 120°.
Weiterhin ist es vorgesehen, dass der Hauptwärmetauscher bugseitig vor dem Brennstoffspeicher angeordnet ist. Mit anderen Worten ist der Hauptwärmetauscher in Relation zum Brennstoffspei-
eher näher an einem Bug bzw. einer Luftfahrzeugnase des Luftfahrzeuges angeordnet, wobei der Brennstoffspeicher näher an einem Heck des Luftfahrzeuges angeordnet ist. Der Bug stellt insbesondere einen in einer primären Flugrichtung des Luftfahrzeuges vorderen Teil des Luftfahrzeuges dar, wohingegen das Heck einen in der primären Flugrichtung hinteren Teil des Luftfahrzeuges darstellt. Mit anderen Worten ist der Hauptwärmetauscher im Relation zu dem Brennstoffspeicher weiter vorne bzw. vor dem Brennstoffspeicher angeordnet. Gedanklich ist der Brennstoffspeicher „im Windschatten“ des Hauptwärmetauschers angeordnet.
Durch die Erfindung ergibt sich unter anderem der Vorteil, dass der Str ömungs widerstand durch die kombinierte Integration des Hauptwärmetauschers und des Brennstoffspeichers auf dem Dach deutlich reduziert werden kann. Somit kann vorteilhaft eine Gesamteffizienz des Luftfahrzeuges gesteigert werden.
Weiterhin kann es als vorteilhaft zu sehen sein, dass die vorliegende Erfindung im Wesentlichen keinen Raum innerhalb des Rumpfes beansprucht. Da der Raum des Rumpfes im Wesentlichen den Nutzraum des Luftfahrzeuges darstellt, kann dieser uneingeschränkt und unter einer maximalen Ausnutzung für eine Nutzlast bzw. Passagiere genutzt werden.
Ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass der Hauptwärmetauscher und der Energiespeicher auf der Oberseite des Rumpfes entsprechend der Auslegung variabel und, abgesehen von aerodynamischen und flugmechanischen Eigenschaften des Luftfahrzeuges, im Wesentlichen uneingeschränkt dimensioniert und konfiguriert werden können, da diese auf der Oberseite des Rumpfes nicht im räumlichen Konflikt mit anderen Systemen des Luftfahrzeuges stehen.
Gegenüber einer Anordnung des Wärmetauschers an einer Tragfläche des Luftfahrzeuges, insbesondere innerhalb einer Triebwerksgondel, kann die Triebwerksgondel deutlich verkleinert werden. Aus aerodynamischer Sicht wird hierdurch vorteilhaft eine Umströmung der Tragfläche verbessert.
Des Weiteren wird durch die Erfindung die Integration der Kühlvorrichtung verbessert. Sowohl der Brennstoffspeicher, als auch der Wärmetauscher müssen mit Kühlmittelleitungen verbunden
werden. Durch die räumliche Nähe beider Komponenten kann eine Gesamtlänge der verwendeten Kühlmittelleitungen reduziert werden, sodass das Strukturgewicht des Brennstoffzellenantriebsystems verringert werden kann.
Darüber hinaus ist des vorteilhaft, dass eine ursprüngliche Struktur des Luftfahrzeuges weitestgehend unverändert bleiben kann, sodass die Integration des Brennstoffzellenantriebssystems in das Luftfahrzeug deutlich vereinfacht werden kann. Die Integration des Brennstoffzellenantriebssystems kann ausschließlich durch Veränderung an der Oberseite des Rumpfes bzw. an der Tragfläche realisiert werden. Entsprechend kann es vorgesehen sein, dass Brennstoffzellenantriebssystem in ein bereits bestehendes Muster eines Luftfahrzeuges integriert werden kann.
Durch die Anordnung des Brennstoffspeichers auf dem Dach können die meisten Brennstoffführenden Leitungen ebenfalls auf der Oberseite des Luftfahrzeuges platziert werden. Im Falle einer Leckage des Brennstoffes, insbesondere des Wasserstoffes, kann somit ein sicherer Leckagepfad gewährleistet werden, da der Wasserstoff nach oben entweichen kann. Die Sicherheit des Gesamtsystems steigt dadurch erheblich.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass der Hauptwärmetauscher und der Brennstoffspeicher als eine aerodynamische Einheit kompakt aneinander angeordnet sind, insbesondere kompakt in einer Längsrichtung des Luftfahrzeuges. Unter einer aerodynamischen Einheit kann eine Anordnung verstanden werden, bei der der Hauptwärmetauscher und der Brennstoffspeicher möglichst nah und aufeinander abgestimmt äußerlich dimensioniert sind, sodass sich diese ineinanderfügen können. Mit anderen Worten entspricht eine Gesamthöhe und/oder Gesamtbreite des Hauptwärmetauschers im Wesentlichen einer Gesamthöhe und/oder Gesamtbreite des Brennstoffspeichers. Ein Raum zwischen dem Hauptwärmetauscher und dem Brennstoffspeicher ist hierbei vorzugsweise minimiert, sodass sich der Brennstoffspeicher quasi im Windschatten des Hauptwärmetauschers befindet.
Diese kompakte Bauweise ist insbesondere für die Aerodynamik des Luftfahrzeuges vorteilhaft, da umströmende Umgebungsluft lediglich minimal zwischen dem Hauptwärmetauscher und dem Energiespeicher verwirbeln kann. Zum anderen kann eine angeströmte Frontalfläche als auch eine benetzte Oberfläche des Luftfahrzeuges vorteilhaft reduziert werden.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass das Luftfahrzeug eine stromlinienförmige Verkleidung umfasst, welche den Hauptwärmetauscher und den Brennstoffspeicher gemeinsam umschließt. Mit anderen Worten bildet die Verkleidung ober-, vorder- und hinterseitig ein Gehäuse des Hauptwärmetauschers und des Brennstoffspeichers aus, sodass der Hauptwärmetauscher und der Brennstoffspeicher in einem Raum angeordnet sind, der von der Oberseite des Rumpfes und der Verkleidung umschlossen ist. Die Verkleidung ist stromlinienförmig gestaltet. Dies bedeutet, dass die Verkleidung eine Form aufweist, sodass ein aerodynamischer Widerstand der Verkleidung gegenüber der umströmenden Umgebungsluft minimiert ist. Insbesondere kann die Verkleidung derart an den Rumpf angeordnet sein, dass der Strömungs widerstand in einem Übergangsbereich des Rumpfes zur Verkleidung minimiert ist. Mit anderen Worten kann eine Oberseite der Verkleidung im Wesentlichen konvex ausgebildet sein und sich an den Rumpf anschmiegen. Vorzugsweise kann es vorgesehen sein, dass der Hauptwärmetauscher baulich in einer Front der Verkleidung integriert ist.
Die Verkleidung bietet unter anderem den Vorteil, dass der Strömungs wider stand des Hauptwärmetauschers und des Brennstoffspeichers deutlich reduziert wird. Zum anderen kann die Verkleidung den Hauptwärmetauscher und den Brennstoffspeicher vor äußeren Einflüssen, wie beispielsweise dem Wetter, schützen.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass die Verkleidung bugseitig eine Einlassöffnung zum Einlassen einer Umgebungsluft in den Hauptwärmetauscher aufweist. Bevorzugt weist die Verkleidung eine Auslassöffnung zum Auslassen der Umgebungsluft aus der Verkleidung auf. Insbesondere können die Einlassöffnung der Verkleidung und der Einlass des Hauptwärmetauschers als eine gemeinsame Einheit ausgebildet sein.
Unter bugseitig kann in diesem Zusammenhang insbesondere ein in der primären Flugrichtung des Luftfahrzeuges vorderen Teil der Verkleidung verstanden werden, insbesondere eine Front der Verkleidung. Dementsprechend kann es vorgesehen sein, dass die Front der Verkleidung die Einlassöffnung aufweist.
Insbesondere kann die Umgebungsluft über die Einlassöffnung in den Hauptwärmetauscher strömen und Wärme aufnehmen. Über einen Auslass des Hauptwärmetauschers kann die Umgebungsluft aus dem Hauptwärmetauscher ausströmen und vorzugsweise die Verkleidung über die Auslassöffnung die Verkleidung verlassen. Vorzugsweise weist die Verkleidung mehrere Auslassöffnungen auf.
Eine bugseitige Einlassöffnung erweist sich in einem Flugbetrieb des Luftfahrzeuges, insbesondere in der Hauptflugrichtung als vorteilhaft, da die das Luftfahrzeug umströmende Umgebungsluft aerodynamisch begünstigt in die Einlassöffnung in einer Hauptströmungsrichtung der Umgebungsluft einströmen kann.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass die Auslassöffnung in einem Ablösebereich einer umströmenden Umgebungsluft an der Verkleidung angeordnet ist. Unter einem Ablösebereich kann auch ein sogenanntes „Totwassergebiet“ verstanden werden. In dem Ablösebereich reist bzw. hebt die umströmende Umgebungsluft von einer umströmten Oberfläche der Verkleidung ab. Infolgedessen verwirbelt die Umgebungsluft im Ablösebereich. Dies kann sich negativ auf die Aerodynamik der Verkleidung, insbesondere durch einen erhöhten Strömungswiderstand, auswirken. Insbesondere kann sich der Ablösebereich in einem hinteren Bereich der Verkleidung befinden.
Vorzugsweise ist ein Ablösebereich bzw. sind Ablösebereiche an der Verkleidung bekannt, beispielsweise durch einen Versuch in einem Strömungskanal. In dem bekannten Ablösebereich kann gezielt eine Auslassöffnung angeordnet werden. Durch ausströmende Luft aus der Auslassöffnung kann der Ablösebereich gezielt energetisch angereichert bzw. belebt werden, sodass einem Ablösen der umströmenden Umgebungsluft entgegengewirkt werden kann. Dadurch kann vorteilhaft der Strömungswiderstand reduziert und die Aerodynamik der Verkleidung verbessert werden.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass der Auslass derart eingerichtet ist, dass eine ausgelassene Umgebungsluft eine Umströmung eines Leitwerks des Luftfahrzeugs begünstigt.
Insbesondere kann das Leitwerk, in der Hauptflugrichtung betrachtet, hinter dem Rumpf bzw. hinter dem Hauptwärmetauscher und dem Brennstoffspeicher angeordnet sein. Durch die begünstigte Umströmung des Leitwerks kann eine Stabilität und eine Manövrierbarkeit des Luftfahrzeuges vorteilhaft begünstigt werden.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass ein Luftkanal des Luftfahrzeuges, insbesondere der Kühlvorrichtung innerhalb der Verkleidung einen Auslass des Hauptwärmetauschers mit der Auslassöffnung der Verkleidung fluidisch verbindet. Insbesondere kann der Luftkanal bzw. mehrere Luftkanäle dazu eingerichtet sein, die ausströmende Umgebungsluft aus dem Auslass des Hauptwärmetauschers gezielt zu der Auslassöffnung bzw. den Auslassöffnungen der Verkleidung zu führen, sodass die Luft gerichtet an dem Brennstoffspeicher vorbeigeführt werden kann. Dadurch kann unterbunden werden, dass die aus dem Auslass des Hauptwärmetauschers strömende und erwärmte Luft innerhalb der Verkleidung verwirbelt und/oder die erwärmte Luft Wärme innerhalb der Verkleidung abgibt. Somit kann die Luft mittels des zumindest einen Luftkanals aus der Verkleidung hochenergetisch, das heißt mit hoher kinetischer und thermischer Energie, austreten.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass der Brennstoffspeicher zwei zylindrische Drucktanks aufweist, deren jeweilige Haupterstreckungsrichtung im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse des Luftfahrzeuges ist. Bevorzugt sind die zwei zylindrischen Drucktanks entlang der Längsachse nebeneinander angeordnet. Die Haupterstreckungsrichtung kann sich insbesondere entlang einer geometrischen Höhe der Zylinderform des Drucktanks erstrecken. Mit anderen Worten können die zylindrischen Drucktanks in einer liegenden Position nebeneinander angeordnet sein.
Zwei zylindrische Drucktanks des Brennstoffspeichers können gegenüber lediglich einem Brennstoffspeicher gleicher Gesamtkapazität dahingehend vorteilhaft sein, dass der Strömungs widerstand reduziert wird. Dadurch kann die Effizienz des Luftfahrzeuges gesteigert werden.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass die Kühlvorrichtung einen Nebenwärmetauscher aufweist, der in einem Abwindbereich eines Propellers des Flugzeuges angeordnet ist. Insbesondere kann der Nebenwärmestromtauscher um ein Vielfaches kleiner dimensioniert und ausgelegt sein als der Hauptwärmetauscher. Der Nebenstromwärmetauscher kann dazu ausgebildet sein, in einem
Standbetrieb des Luftfahrzeuges bei einer aktiven Brennstoffzellenantriebssystem und einer aktiven Antrieb svorrichtung eine erforderliche Kühlleistung bereitzustellen.
Beispielsweise kann der Hauptwärmetauscher in dem Standbetrieb lediglich eine geringe Kühlleistung bereitstellen, da die Kühlrippen bzw. Kühlbleche des Hauptwärmetauschers aufgrund einer fehlenden Anströmung der Umgebungsluft nicht erzwungen konvektiv gekühlt werden können. Gemäß diesem Beispiel kann der Nebenstromwärmetauscher mittels des Abwindes des Antriebsmittels, insbesondere des Propellers, eine Kühlleistung bereitstellen, die für den Standbetrieb für das Brennstoffzellenantriebssystem ausgelegt sein kann. Dies hat den Vorteil, dass die Kühlvorrichtung in jeder Betriebssituation des Luftfahrzeuges eine ausreichende Kühlleistung bereitstellen kann.
Eine Ausführungsform sieht vor, dass ein flüssiges Kühlmedium der Kühlvorrichtung dazu eingerichtet ist, Abwärme der Brennstoffzelle aufzunehmen und an eine Umgebungsluft innerhalb des Hauptwärmetauschers abzuführen. Dies hat den Vorteil, dass die Brennstoffzelle und der Hauptwärmetauscher räumlich getrennt voneinander angeordnet und betrieben werden können. Somit ist eine Anordnung der Brennstoffzelle unabhängig von einer Anordnung des Hauptwärmetauschers und vice versa wählbar.
Die Erfindung umfasst auch die Kombinationen der Merkmale der beschriebenen Ausführungsformen.
Im Folgenden ist sind Ausführungsbeispiele der Erfindung beschrieben. Hierzu zeigt:
FIG. 1 eine perspektivische Darstellung eines Luftfahrzeuges mit einem Brennstoffzellenantriebssystem gemäß einer bevorzugten Ausführungsform;
FIG. 2 eine Seitenansicht eines Luftfahrzeuges mit einem Brennstoffzellenantriebssystem gemäß einer bevorzugten Ausführungsform.
Bei dem im Folgenden erläuterten Ausführungsbeispiel handelt es sich um eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung. Bei dem Ausführungsbeispiel stellen die beschriebenen Komponen-
ten der Ausführungsform jeweils einzelne, unabhängig voneinander zu betrachtende Merkmale der Erfindung dar, welche die Erfindung jeweils auch unabhängig voneinander weiterbilden und damit auch einzeln oder in einer anderen als der gezeigten Kombination als Bestandteil der Erfindung anzusehen sind. Des Weiteren ist die beschriebene Ausführungsform auch durch weitere der bereits beschriebenen Merkmale der Erfindung ergänzbar.
In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen jeweils funktionsgleiche Elemente.
FIG. 1 zeigt eine perspektivische Darstellung eines Luftfahrzeuges 1 mit einem Brennstoffzellenantriebssystem 2 gemäß einer bevorzugten Ausführungsform. In FIG. 2 ist eine Seitenansicht des Luftfahrzeuges 1 gezeigt. Die folgende Figurenbeschreibung ist für beide Figuren zutreffend.
Das Luftfahrzeug 1 kann beispielsweise als ein Flugzeug 1 ausgebildet sein, insbesondere als ein konventionelles Flugzeug 1 mit einem Rumpf 9, einer Tragfläche 12 und einem Leitwerk 16 an einem Heck 11 des Flugzeuges 1. Lediglich beispielsweise ist das Luftfahrzeug 1 als ein zweimotoriger Schulterdecker ausgebildet. Entsprechend kann das Luftfahrzeug 1 auch als ein Mitteldecker, Tiefdecker, Nurflüger, Drehflügler oder dergleichen ausgebildet sein.
Das Brennstoffzellenantriebssystem 2 des Flugzeuges 1 kann zumindest eine Brennstoffzelle 3 zur elektrischen Versorgung einer elektrischen Antriebsvorrichtung 4 des Luftfahrzeuges 1 aufweisen. Beispielsweise kann die Brennstoffzelle 3 zusammen mit der elektrischen Antriebsvorrichtung 4, insbesondere einem Elektromotor, der beispielsweise einen Propeller 22 (vgl. FIG. 2) oder einen Fan antreiben kann, in einer Gondel unterhalb einer der Tragflächen 12 angeordnet sein.
Das Brennstoffzellenantriebssystem 2 kann weiterhin einen Brennstoffspeicher 5 zur Lagerung von Brennstoff für die Brennstoffzelle 3 aufweisen. Der Brennstoff kann insbesondere Wasserstoff sein, der unter hohem Druck insbesondere flüssig in den Brennstoffspeicher 5 gespeichert sein kann. Der Brennstoffspeicher 5 kann insbesondere zumindest einen Drucktank, beispielsweise einen ersten Drucktank 18 und einen zweiten Drucktank 19 umfassen. Die Drucktanks 18, 19 können zylindrisch ausgebildet sein und jeweils eine Haupterstreckungsrichtung 20 aufweisen, wobei die Haupterstreckungsrichtung 20 eine geometrische Höhe der Zylinderform der zy-
lindrischen Drucktanks 18, 19 darstellen kann. Insbesondere können die Drucktanks 18, 19 in einer horizontalen Ebene parallel nebeneinander und im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse X des Flugzeuges 1 angeordnet sein.
Der Brennstoffspeicher 5 ist insbesondere auf einer Oberseite 8 des Rumpfes 9 des Flugzeuges 1 angeordnet. Mit anderen Worten liegen in diesem Beispiel die Drucktanks 18, 19 des Brennstoffspeichers 5 auf einem Dach des Rumpfes 9, sodass ein Nutzraum innerhalb des Rumpfes 9 durch den Brennstoffspeicher 5 nicht beschränkt wird.
Das Brennstoffzellenantriebssystem 2 kann weiterhin eine Kühlvorrichtung 6 zur Kühlung der Brennstoffzelle 3 aufweisen. Die Kühlvorrichtung 6 kann beispielsweise einen Hauptwärmetauscher 7, zumindest einen Nebenwärmetauscher 21, einen Kühlmitteltank 24, eine Kühlmittelpumpe 26 und Kühlmittelleitungen aufweisen.
Der Hauptwärmetauscher 7 ist auf der Oberseite 8 des Rumpfes 9 des Luftfahrzeuges 1, sowie bugseitig vor dem Brennstoffspeicher 5 angeordnet. Unter bugseitig ist zu verstehen, dass der Hauptwärmetauscher 7 näher zu einem Bug 10 des Flugzeuges 1 als der Brennstoffspeicher 5 angeordnet ist. Insbesondere kann es vorgesehen sein, dass der Hauptwärmetauscher 7 des Brennstoffzellenantriebssystem 2 im Vergleich zu einem Wärmetauscher eines konventionellen Antriebsystems mit einer Wärmekraftmaschine groß dimensioniert sein muss, da ein Temperatumi- veau der Brennstoffzelle 3 deutlich unter einem Temperaturniveau einer Wärmekraftmaschine liegt. Durch die erforderliche Größe des Hauptwärmetauschers 7 ist die Positionierung auf einem Dach des Flugzeuges 1 aerodynamisch besonders vorteilhaft.
Beispielsweise sind der Hauptwärmetauscher 7 und der Brennstoffspeicher 5 als eine aerodynamische Einheit kompakt aneinander angeordnet, sodass die Flugzeugaerodynamik verbessert werden kann. Insbesondere kann somit eine Verkleidung 13 des Hauptwärmetauschers 7 und des Brennstoffspeichers 5 als eine gemeinsame Verkleidung 13 ausgebildet sein. Die stromlinienförmige Verkleidung 13 bildet zusammen mit der Oberseite 8 des Rumpfes 9 einen Raum aus, innerhalb welchem der Hauptwärmetauscher 7 und der Brennstoffspeicher 5 angeordnet sind. Insbesondere ist die Verkleidung 13 aerodynamisch vorteilhaft geformt. Innerhalb der Verklei-
dung 13 können noch weitere Komponenten, beispielsweise die Kühlmittelpumpe 26, Kühlmittelleitungen, Brennstoffleitungen und dergleichen, angeordnet sein.
Vorzugsweise bildet die Verkleidung 13 in deren Front, also bugseitig, eine Einlassöffnung 14 aus, die einem Einlass 25 des Hauptwärmetauschers 7 entsprechen kann. In einem Flugbetrieb bzw. einem Vorwärtsfahrbetrieb des Flugzeuges 1 kann somit begünstigt durch die Strömung der Umgebungsluft diese in den Einlass 25 einströmen und insbesondere erzwungen konvektiv Kühlrippen bzw. Kühlbleche des Hauptwärmetauscher 7 Wärme entziehen.
Die in den Einlass 25 einströmbare Luft kann aus einem Auslass 17 des Hauptwärmetauschers 7 ausströmen. Insbesondere kann die ausströmende Luft durch Luftkanäle innerhalb der Verkleidung 13 um die Drucktanks 18, 19 zu einer Auslassöffnung bzw. zu mehreren Auslassöffnungen der Verkleidung 13 herumgeführt werden. Vorzugsweise sind die Auslassöffnungen in einem Ablösebereich 15 angeordnet, sodass die ausströmende Luft ein sog. Totwassergebiet des Ablösebereiches 15 beleben kann. Alternativ oder zusätzlich können die Auslassöffnungen derart ausgebildet sein, dass eine Umströmung des Leitwerks 16 begünstigt werden kann.
Insgesamt zeigt das Beispiel, wie durch die Erfindung ein Hauptwärmetauscher und ein Brennstoffspeicher aerodynamisch vorteilhaft in einem Luftfahrzeug integriert werden können.
Die Erfindung kann eine kombinierte Integrationsvariante für den Brennstoffspeicher und einen Hauptwärmetauscher auf dem Dach des Flugzeugs bereitstellen. Durch die kombinierte Integration der beiden Teilsysteme kann der Strömungswiderstand am Flugzeug deutlich reduziert werden und die Gesamteffizienz des Flugzeugs gesteigert werden. Gedanklich fliegen die voluminösen Drucktanks im „Windschatten des Hauptwärmetauschers“.
Anders als in klassischen Integrationsvarianten wird der Brennstoffspeicher nicht im Rumpf oder am Flügel, sondern auf dem Dach des Flugzeugs platziert. Die zylindrische Form der Drucktanks kann erhalten bleiben. Abhängig vom Strömungs widerstand der Konfiguration sind verschiedene Durchmesser bzw. Baulängen des Brennstoffspeichers vorstellbar. Weiterhin ist eine Aufteilung eines großen Drucktanks in zwei kleinere Drucktanks vorstellbar. Der Durchmesser dieser kleineren Drucktanks kann zwar deutlich kleiner sein, wodurch die Speichereffizienz sinkt. Aus ae-
rodynamischer Sicht könnte die Aufteilung jedoch deutliche Vorteile im Strömungswiderstand ergeben, wodurch die Effizienz des Gesamtflugzeugs steigen kann.
Um den Strömungs widerstand dieser Konfiguration weiter zu reduzieren, kann eine Verkleidung der gesamten Dachinstallation vorgesehen sein. Der Hauptwärmetauscher Kühlvorrichtung bzw. des Thermalsystems wird baulich in der Front dieser Verkleidung integriert. Durch die Anordnung des Hauptwärmetauschers auf dem Dach kann die Triebwerksgondel am Flügel deutlich verkleinert werden. Aus aerodynamischer Sicht kann die Flügelum Strömung dadurch verbessert werden. Die Kombination von Brennstoffspeicher und Hauptwärmetauscher in einer Verkleidung kann sowohl die angeströmte Frontalfläche als auch die benetzte Oberfläche des Flugzeugs reduzieren. Als Folge kann der Strömungswiderstand des Flugzeuges optimiert sein.
Weitere Vorteile der kombinierten Integration von Tank und Wärmetauscher auf dem Dach sind folgende: Erstens, die Integration des Kühlsystems wird verbessert. Sowohl der Tank als auch der Wärmetauscher müssen mit Kühlmittelleitungen verbunden werden. Durch die räumliche Nähe beider Komponenten kann die Gesamtlänge der verwendeten Kühlmittelleitungen reduziert werden, wodurch das Strukturgewicht des Antriebssystems verringert wird. Zweitens, die ursprüngliche Struktur des Flugzeugs kann weitestgehend unverändert bleiben, was die Flugzeugintegration deutlich vereinfacht. Die Antriebssystemintegration kann ausschließlich durch Veränderungen am Dach bzw. am Flügel realisiert werden, was unter Umständen sogar einen Retrofit auf ein bestehendes Flugzeugmuster ermöglicht. Drittens, durch die Platzierung des H2-Tanks auf dem Dach können die meisten wasserstoffführenden Leitungen ebenfalls auf der Oberseite des Flugzeugs platziert werden. Im Falle einer Wasserstoff-Leckage kann somit ein sicherer Leckagepfad gewährleistet werden, da der Wasserstoff nach oben steigt. Die Sicherheit des Gesamtsystems steigt dadurch.
Eine Installation des Brennstoffspeichers und des Hauptwärmetauschers auf einer Rumpfunterseite kann gegenüber der vorliegenden Erfindung aufgrund von FOD Risiken (Foreign Object Damage, d.h. Partikel, die vom Bugfahrwerk geschleudert werden) nachteilig sein.
Des Weiteren kann die Luft durch gezielte Luftkanäle durch die Verkleidung und um die Drucktanks herumgeführt werden und am Ende der Verkleidung gezielt ausgeblasen werden. Hier kön-
nen unterschiedliche Integrationsziele verfolgt werden, wie zum Beispiel die aerodynamische Optimierung der Verkleidungsumströmung (Belebung von „Totwassergebieten“) oder der gezielten Beeinflussung der Leitwerksumströmung.
B ezugszei chenli ste :
1 Luftfahrzeug
2 Brennstoffzellenantriebssystem
3 Brennstoffzelle
4 Elektrische Antriebsvorrichtung
5 Brennstoffspeicher
6 Kühlvorrichtung
7 Hauptwärmetauscher
8 Oberseite
9 Rumpf
10 Bug
11 Heck
12 Tragfläche
13 Verkleidung
14 Einlassöffnung der Verkleidung
15 Ablösebereich
16 Leitwerk
17 Auslass des Hauptwärmetauschers
18 Drucktank
19 Drucktank
20 Haupterstreckungsrichtung
21 Nebenwärmetauscher
22 Propeller
23 Luftzufuhrvorrichtung
24 Kühlmitteltank
25 Einlass des Hauptwärmetauschers
26 Kühlmittelpumpe
X Längsachse des Luftfahrzeuges
Claims
1. Luftfahrzeug (1) mit einem Brennstoffzellenantriebssystem (2), wobei das Brennstoffzellenantriebssystem (2)
- mindestens eine Brennstoffzelle (3) zur elektrischen Versorgung einer elektrischen Antrieb svorrichtung (4) des Luftfahrzeuges (1),
- mindestens einen Brennstoffspeicher (5) zur Lagerung von Brennstoff für die Brennstoffzelle (3), und
- mindestens eine Kühlvorrichtung (6) zur Kühlung der Brennstoffzelle (3) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass
- ein Hauptwärmetauscher (7) der Kühlvorrichtung (6) und der Brennstoffspeicher (5) auf einer Oberseite (8) eines Rumpfes (9) des Luftfahrzeuges (1) angeordnet sind, und
- der Hauptwärmetauscher (7) bugseitig vor dem Brennstoffspeicher (5) angeordnet ist.
2. Luftfahrzeug (1) nach Anspruch 1, wobei der Hauptwärmetauscher (7) und der Brennstoffspeicher (5) als eine aerodynamische Einheit kompakt aneinander angeordnet sind.
3. Luftfahrzeug (1) nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine stromlinienförmige Verkleidung (13), welche den Hauptwärmetauscher (7) und den Brennstoffspeicher (5) gemeinsam umschließt.
4. Luftfahrzeug (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Verkleidung (13) bugseitig eine Einlassöffnung (14) zum Einlassen einer Umgebungsluft in den Hauptwärmetauscher (7) und eine Auslassöffnung zum Auslassen der Umgebungsluft aus der Verkleidung (13) aufweist.
5. Luftfahrzeug (1) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Auslassöffnung in einem Ablösebereich (15) einer umströmenden Umgebungsluft an der Verkleidung (13) angeordnet ist.
6. Luftfahrzeug (1) nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Auslassöffnung derart eingerichtet ist, dass eine ausgelassene Umgebungsluft aus der Auslassöffnung eine Umströmung eines Leitwerks (16) des Luftfahrzeuges (1) begünstigt.
7. Luftfahrzeug (1) nach einem der Ansprüche 4 bis 6, gekennzeichnet durch einen Luftkanal, der innerhalb der Verkleidung (13) einen Auslass (17) des Hauptwärmetauschers (7) mit der Auslassöffnung der Verkleidung (13) fluidisch verbindet.
8. Luftfahrzeug (1) nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Brennstoffspeicher (5) zwei zylindrische Drucktanks (18, 19) aufweist, deren jeweilige Haupterstreckungsrichtung (20) im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse (X) des Luftfahrzeuges (1) ist, wobei die zwei zylindrischen Drucktanks (18, 19) entlang der Haupterstreckungsrichtung (20) nebeneinander angeordnet sind.
9. Luftfahrzeug (1) nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlvorrichtung (6) einen Nebenwärmetauscher (21) aufweist, der in einem Abwindbereich eines Propellers (22) des Luftfahrzeuges (1) angeordnet ist.
10. Luftfahrzeug (1) nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein flüssiges Kühlmedium der Kühlvorrichtung (6) dazu eingerichtet ist, Abwärme der Brennstoffzelle (3) aufzunehmen und an eine Umgebungsluft innerhalb des Hauptwärmetauschers (7) abzuführen.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102022128715.7A DE102022128715A1 (de) | 2022-10-28 | 2022-10-28 | Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem |
DE102022128715.7 | 2022-10-28 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
WO2024088472A1 true WO2024088472A1 (de) | 2024-05-02 |
Family
ID=88695624
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
PCT/DE2023/100768 WO2024088472A1 (de) | 2022-10-28 | 2023-10-16 | Luftfahrzeug mit einem brennstoffzellenantriebssystem |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE102022128715A1 (de) |
WO (1) | WO2024088472A1 (de) |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE112006000136T5 (de) * | 2005-01-07 | 2007-11-22 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha, Toyota | Fahrzeug |
US20170240291A1 (en) * | 2016-02-22 | 2017-08-24 | Hylium Industries, Inc. | Fuel cell power pack for multicopter |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4574841B2 (ja) | 2000-12-25 | 2010-11-04 | ヤマハ発動機株式会社 | 無人ヘリコプターのラジエータ構造 |
JP4589394B2 (ja) | 2005-08-04 | 2010-12-01 | ヤマハ発動機株式会社 | 無人ヘリコプタ |
DE102006020508B4 (de) | 2006-04-20 | 2011-06-16 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Fahrzeug und Verfahren zum Betrieb eines Fahrzeugs |
DE102006046114B4 (de) | 2006-09-28 | 2012-02-02 | Airbus Operations Gmbh | Kühlanordnung zur Kühlung eines Wärmekörpers für ein Luftfahrzeug |
DE102008035823A1 (de) | 2008-07-31 | 2010-02-25 | Airbus Deutschland Gmbh | Wärmeübertrager für die Außenhaut eines Flugzeugs |
JP7235582B2 (ja) | 2019-05-07 | 2023-03-08 | 株式会社Subaru | 冷却ダクト |
DE102020126045A1 (de) | 2020-10-05 | 2022-04-07 | 328 Support Services Gmbh | Flugzeug mit einem Antriebs- und Energiesystem für emissionsarmen Reiseflug |
DE102020216090A1 (de) | 2020-12-16 | 2022-06-23 | MTU Aero Engines AG | Kühlsystem für ein Fluggerät, Fluggerät mit einem Kühlsystem und Verfahren zum Kühlen eines elektrischen Antriebssystems eines Fluggeräts |
-
2022
- 2022-10-28 DE DE102022128715.7A patent/DE102022128715A1/de active Pending
-
2023
- 2023-10-16 WO PCT/DE2023/100768 patent/WO2024088472A1/de unknown
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE112006000136T5 (de) * | 2005-01-07 | 2007-11-22 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha, Toyota | Fahrzeug |
US20170240291A1 (en) * | 2016-02-22 | 2017-08-24 | Hylium Industries, Inc. | Fuel cell power pack for multicopter |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
AIRBUS: "FINAL TECHNICAL REPORT (PUBLISHABLE VERSION) Project funded by the European Community under the 'Competitive a nd Sustainable Growth' Programme", ITALY) SEP DIVISION (FRANCE)THALES AVIONICS SA (FRANCE); SHELL HYDROGEN B.V. (NETHERLANDS), 24 September 2003 (2003-09-24), XP055966985, Retrieved from the Internet <URL:https://www.fzt.haw-hamburg.de/pers/Scholz/dglr/hh/text_2004_02_26_Cryoplane.pdf> [retrieved on 20220930] * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE102022128715A1 (de) | 2024-05-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2885210B1 (de) | Luftfahrzeug mit einem batteriekühlsystem | |
EP3405654B1 (de) | Antriebssystem für luftfahrzeug | |
EP2222561B1 (de) | Flugzeugkühlsystem | |
DE60113619T2 (de) | Wärmekontrollsystem für eine elektrochemische Zelle | |
DE102016125656B4 (de) | Luftfahrzeug mit einem Kühlsystem und Kühlverfahren | |
DE102011015126B4 (de) | Flugzeugheckbereich mit einem in dem Flugzeugheckbereich installierten Kühlsystem | |
DE102009013159A1 (de) | Kühler für ein Flugzeugkühlsystem, Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems | |
EP2408671B1 (de) | Flugzeugkühlsystem und verfahren zum betreiben eines flugzeugkühlsystems | |
DE2833678A1 (de) | Triebwerkssystem fuer senkrecht/ kurzstart- und kurzlandeflugzeuge | |
EP3938279A1 (de) | Luftfahrzeug mit wärmekraftmaschine und einrichtung zur nutzung des abgases der wärmekraftmaschine | |
EP3980637B1 (de) | Luftfahrzeug mit mantelpropellerantrieb | |
DE1506086A1 (de) | Flugzeug | |
DE102017006543A1 (de) | Fluggerät mit wenigstens einem elektrisch angetriebenen Propeller | |
DE102016204917B4 (de) | Fahrzeug mit einem Heckkühler | |
WO2022127977A1 (de) | Kühlsystem für ein fluggerät, fluggerät mit einem kühlsystem und verfahren zum kühlen eines elektrischen antriebssystems eines fluggeräts | |
DE202016000269U1 (de) | Tragflügel mit integrierten Triebwerksgondeln | |
WO2024088472A1 (de) | Luftfahrzeug mit einem brennstoffzellenantriebssystem | |
DE112006000136T5 (de) | Fahrzeug | |
DE102009061028B4 (de) | Flugzeugkühlsystem und Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugkühlsystems | |
DE102021204444A1 (de) | Vorrichtung zur schuberzeugung für den lufttransport | |
DE102018112312A1 (de) | Luftfahrzeug mit mindestens einem Range-Extender | |
DE102021207562B4 (de) | Bauteil für ein System eines Luftfahrzeuges, System aus einem Bauteil und einem Brennstoffzellensystem sowie Luftfahrzeug mit einem System | |
DE102019117553B4 (de) | Fluggerät | |
DE1952662A1 (de) | Anordnung von Hubaggregaten in Flugzeugruempfen bzw. in Flugzeughubgondeln | |
DE102019009187A1 (de) | Fluggerät |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 23800736 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |