طراحی پهپاد خورشیدی با مداومت پروازی در ارتفاع بالا و مقایسه با نتایج ناسا

امروزه تحقیقاتی با هدف طراحی وسیله هوایی بدون سرنشین با استقامت بالا در ارتفاعات زیاد که بتواند با بهره گیری از عملکرد پیل سوختی اکسیدجامد در کنار یک سیستم ذخیره انرژی خورشیدی، پرواز را در ارتفاع ۲۰-۱۷ کیلومتری ادامه دهد، میتواند ظرفیت و موضوع مناسبی جهت پرداخت به این موضوع باشد.این سیستم که جزء واحدهای کمکی (APU) سیستم پیشرانش هواپیماهای سبک است و از منابع تولید توان الکتریکی محسوب میشود، به دلیل جایگزینی سیستم هیبریدی به جای موتورهای توربینی متداول، راندمان بالا به همراه کاهش مصرف سوخت را به همراه خواهد داشت. در مقاله حاضر به مدلسازی ترمودینامیکی سیکل هیبریدی توربین گاز مجهز به پیل سوختی اکسید جامد پرداخته شده است. با توجه به محدودیت وزنی و حجمی در هواپیما جهت استفاده از مخازن جداگانه سوخت (هیدروژن، آب و ..) و استفاده از سوخت jet-A با فرمول (C۱۲H۲۳) به عنوان سوخت اصلی و لزوم تبدیل آن به هیدروژن، از ریفورمر سوخت جت از نوع خودگرمایی (ATR) استفاده شد. سیستم هیبریدی مورد بررسی با توجه به شرایط طراحی در سطح دریا، توان الکتریکی در حدود ۱۰۵ کیلووات با بازده %۶۵ تولید کرد. همچنین به منظور امکان سنجی بکارگیری این سیستم در ۲ فاز استارت موتور اصلی (MES) با خصوصیت توان مورد نیاز ۱۸۵ کیلووات، و فاز کروز (Cruse) با خصوصیت توان مورد نیاز ۸۴ کیلووات در ارتفاع ۳۵۰۰۰ پا، طراحی انجام پذیرفت و نتایج حاصل از آن جهت اعتبارسنجی با نتایج موجود از مرکز تحقیقات ناسا-گلن مقایسه گردید که اختلاف ماکزیمم %۵ نشان از صحت کد نوشته شده در برنامه میباشد که جهت مدلسازی در حالت پایای سیستم و همچنین رسم نمودارها، از نرم افزار Cycle tempo و EES و Excel استفاده شد. همچنین محاسبات کامل روابط مربوط به پیلسوختی و ریفورمر در سه بخش مجزا (بهسازی، الکتروشیمیایی، حرارتی) از دیگر موارد انجام شده در این تحقیق است.

Keywords:

سیستم هیبریدی , ریفورمر , واحد توان کمکی APU , سیکل ترکیبی .SOFC/GT