Исследование и разработка авиационной гибридной вспомогательной силовой установки на топливных элементах тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.10, кандидат наук Гордин Михаил Валерьевич

• Гордин Михаил Валерьевич
• кандидат наук
• 2019

Оглавление диссертации кандидат наук Гордин Михаил Валерьевич

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СИЛОВЫЕ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ

ДЛЯ «БОЛЕЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО САМОЛЕТА». ОБЗОР И АНАЛИЗ

ПРОБЛЕМЫ

1.1. Самолеты с полностью электрифицированным оборудованием

1.2. Виды топливных элементов и их характеристики

1.3. Возможность применения топливных элементов в летательных аппаратах. Схемы ГВСУ на базе топливных элементов

1.4. Требования к авиационным вспомогательным силовым установкам

на базе топливных элементов для «более электрического самолета»

Выводы по 1 главе

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА МЕТОДИК ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК АВИАЦИОННОЙ ГИБРИДНОЙ ВСПОМОГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ НА БАЗЕ ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

2.1. Обобщенная схема перспективной авиационной ГВСУ на базе топливных элементов и варианты ее конструктивного оформления

2.2. Анализ необходимых условий поддержания рабочего режима

ГВСУ с топливными элементами

2.3. Методика оценки основных энергетических и массогабаритных характеристик гибридной ВСУ

2.4. Разработка алгоритма расчета основных энергетических

и массогабаритных характеристик авиационной ГВСУ

2.5. Выбор исходных параметров для расчета вариантов авиационной ГВСУ на топливных элементов

2.6. Расчет альтернативных вариантов перспективной авиационной ГВСУ и выбор рационального варианта

Выводы по 2 главе

ГЛАВА 3. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЦЕССОВ В ЭЛЕМЕНТАХ ГИБРИДНОЙ ВСУ

3.1. Экспериментальное исследование процесса генерации синтез-газа

из авиационного керосина

3.2. Экспериментальные исследования отдельных элементов системы генерации синтез-газа для батареи с топливными элементами, работающей на авиационном керосине

3.2.1. Исследования неполного окисления авиационного керосина

в реакторе мембранного типа

3.2.2. Исследование эффективности наноструктурированных мембранно-каталитических систем для паровой конверсии

керосина

3.3. Экспериментальное исследование вольтамперных характеристик

топливного элемента

Выводы по 3 главе

ГЛАВА 4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ УДЕЛЬНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ТВЁРДООКСИДНЫХ ТОПЛИВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ И ТЕПЛООБМЕННЫХ ПРОЦЕССОВ В ТОПЛИВНОЙ БАТАРЕЕ НА ИХ ОСНОВЕ

4.1. Расчет удельной массовой мощности твёрдооксидных

топливных элементов без токосъемов

4.2. Расчет удельной массовой мощности твёрдооксидных

топливных элементов с токосъемами

4.3. Численные исследования теплогидравлических процессов

в топливной батарее на основе микроТОТЭ

Выводы по 4 главе

ГЛАВА 5. РАЗРАБОТКА ДЕМОНСТРАТОРА ГИБРИДНОЙ ВСУ ДЛЯ ПОДТВЕРЖДЕНИЯ РЕАЛИЗУЕМОСТИ И ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЯЕМЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ РЕШЕНИЙ

5.1. Определение задач, для решения которых необходимы экспериментальные исследования на демонстраторе ГВСУ

5.2. Формирование облика и расчет характеристики основных узлов демонстратора гибридной ВСУ

5.3. Система управления гибридной ВСУ на топливных элементах

5.3.1. Принципиальная схема САУ гибридной ВСУ

5.3.2. Особенности рабочего процесса ГВСУ и задачи САУ

5.3.3. Исполнительные органы и датчики системы управления

и контроля

5.3.4. Функционирование САУ на основных режимах работы ГВСУ

5.4. Оценка эффективности технических решений

Выводы по 5 главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

ВВЕДЕНИЕ

К числу наиболее перспективных способов повышения управляемости и надежности эксплуатации самолетов гражданской авиации относится замена бортовых пневмо- и гидросистем на электрические. Как за рубежом, так и в России такие самолеты с повышенным уровнем использования электроэнергии для бортовых нужд обычно называют термином «более электрический самолет». Одной из основных проблем, связанных с созданием подобного самолета, является разработка мощных и компактных бортовых источников электроэнергии.

Современные самолеты имеют два вида источников электрической энергии: генераторы, связанные с маршевыми двигателями самолета, и вспомогательные силовые установки (ВСУ), которые служат источником электрической энергии в период, когда маршевые двигатели не работают.

Газотурбинные ВСУ, используемые на самолетах гражданской авиации в настоящее время, по своим основным показателям не соответствуют новым требованиям. Они имеют низкий к.п.д. (25-30%), что предопределяет большой расход топлива для выработки электроэнергии, и, кроме того, существующие камеры сгорания ВСУ дают большие выбросы вредных веществ, образующихся при горении топлива. В условиях аэропортов авиационные ВСУ, работающие в период нахождения самолета на земле, становятся одним из основных источников загрязнения воздуха. Во время полета авиационная ВСУ не работает и обычно выключается. Но в случае необходимости она в любой момент может быть включена снова, для поддержания работы электрических систем самолета. В концепции «более электрического самолета» вспомогательная силовая установка используется постоянно не только на земле, до включения маршевых двигателей, но и во время полета. Таким образом, ее уже можно называть не вспомогательной, а полноценной энергетической установкой, хотя все равно традиционно, она будет являться вспомогательной по отношению к маршевым силовым установкам.

Возможным средством повышения экономичности и улучшения экологических показателей при генерации электроэнергии в настоящее время являются топливные элементы, которые позволяют получать электроэнергию

непосредственно из бортового запаса топлива. Особенность использования топливных элементов заключается в возможности увеличения эффективности работы энергетической установки в целом. Европейские и американские фирмы активно ведут экспериментальные исследования и работы по технико -экономическому обоснованию возможностей применения топливных элементов в гражданской авиации.

Большой объем исследований по созданию перспективных топливных элементов и гибридных авиационных энергетических установок проведен С.М. Алдошиным, В.В. Авдеевым, А.В. Байковым, И.Е. Барановым, С.И. Бредихиным, Ю.А. Добровольским, В.С. Захарченко, А.А. Калинниковым, С.В. Коробцевым, И.К. Ландграфом, С.И. Нефедкиным, С.В. Островским, О.Д. Селивановым, Л.С. Яновским, и др.

Одним из перспективных направлений создания нового поколения авиационных вспомогательных силовых (энергетических) установок с высокими к.п.д. и экологическими показателями является разработка гибридной ВСУ (ГВСУ), сочетающей в себе использование традиционного газотурбинного двигателя в качестве привода электрогенератора и батарею топливных элементов, вырабатывающих электроэнергию из газообразного топлива (синтез-газа), получаемого из авиационного керосина.

Для реализации этой идеи возможно использование топливных элементов с высокотемпературным твердооксидным электролитом (ТОТЭ). Преимуществом ТОТЭ по сравнению с другими видами топливных элементов является его сравнительно большая стойкость к различным вредным воздействиям и способность использовать в качестве топлива, помимо водорода, окись углерода, что делает возможным работу ТОТЭ на смеси окиси углерода и водорода, получаемой из жидкого авиационного топлива, то есть на синтез-газе.

Важной особенностью ТОТЭ является то, что они выделяют горячие электродные газы, способные совершать работу на газовой турбине и вырабатывать дополнительную электрическую энергию. Поэтому при использовании ТОТЭ возникает возможность создания ГВСУ, в которой

топливная батарея ТОТЭ, аналогично традиционной камере сгорания, служит источником горячего газа для газотурбинной установки.

Перспективная авиационная энергоустановка, кроме необходимости обеспечения всех бортовых потребителей энергией, должна иметь более низкие затраты на свою эксплуатацию. Кроме того, она должна быть полностью автономной и не зависеть от работы маршевых двигателей. Приведенная масса (то есть масса самой установки и топлива для ее функционирования на заданном профиле мощности) должна быть меньше приведенной массы традиционного авиационного источника электроэнергии той же мощности. Удельный вес энергоустановки с топливными элементами должен находиться на уровне не более 0,5 кг/кВт.

Актуальность создания ГВСУ на базе топливных элементов обусловлена общим повышением требований к топливной экономичности и снижением воздействия на окружающую среду летательных аппаратов в целом, что достигается с одной стороны увеличением использования электроэнергии на борту, а с другой необходимостью обеспечить высокий к.п.д. и низкий уровень вредных выбросов при различных режимах генерации и потребления электроэнергии. С учетом предпочтительного использования одного вида топлива на борту самолета, представляется целесообразным использовать ТОТЭ, работа которых возможна не только на чистом водороде, но и на синтез-газе, получаемом паровой конверсией или в результате реакции автотермического риформинга из керосина. С учетом высоких требований к удельным характеристикам, построение ГВСУ с использованием микроТОТЭ представляется одним из самых эффективных способов решения данной задачи.

Однако выбор перспективного варианта конструкции, возможен только на основе системного анализа различных конструкций ВСУ, базирующегося на оценке влияния того или иного варианта на технические характеристики самолета, при минимальных экономических и технических затратах на ее создание и эксплуатацию.

В связи с выше изложенным, исследования и разработка технических решений, направленных на улучшение авиационной ВСУ путем использования топливных элементов для генерации электрической энергии на борту самолета, является актуальной научной задачей.

Целью работы является разработка научных предпосылок и технических основ для создания гибридной вспомогательной силовой установки на основе твердооксидных топливных элементов для самолета с повышенным уровнем использования электроэнергии для бортовых нужд.

Для достижения поставленной цели в работе необходимо было решить следующие задачи:

1. Разработать методики определения основных параметров ГВСУ на топливных элементах для расчета ее энергетических и массогабаритных характеристик.

2. Провести выбор исходных требований и выполнить расчет альтернативных вариантов компоновки перспективной авиационной ГВСУ для выбора рационального варианта.

3. Провести экспериментальное исследование рабочих процессов в элементах ГВСУ, процесса генерации синтез-газа из авиационного топлива, определение вольтамперных характеристик твердооксидного топливного элемента.

4. Провести численные исследования удельных характеристик твёрдооксидных топливных элементов и теплогидравлических процессов в топливной батарее.

5. Определить технический облик демонстратора ГВСУ и основные характеристики его узлов, разработать систему автоматического управления ГВСУ.

Объект исследования: гибридная вспомогательная силовая установка ближне-среднемагистрального самолета гражданской авиации с повышенным уровнем использования электроэнергии для бортовых нужд «более электрического самолета» на базе твёрдооксидных топливных элементов.

Научная новизна результатов заключается в следующем: Разработана математическая модель для расчета энергетических и массогабаритных характеристик гибридной вспомогательной силовой установки с твердооксидными топливными элементами (ТОТЭ), основанная на использовании балансовых массовых и энергетических соотношений.

Впервые установлено, что известная зависимость выделения сажи от коэффициента избытка воздуха а в «сажевом полуострове» в условиях реактора канального типа нарушается, что открывает принципиальную возможность осуществления процесса частичного окисления углеводородного топлива в более широком диапазоне изменения коэффициентов избытка воздуха а.

Установлено, что в мембранно-каталитических системах реакция паровой конверсии может протекать при стехиометрическом соотношении компонентов, с практически полным преобразованием углеводородного топлива в полезные продукты реакции, без образования побочных соединений. Это позволяет уменьшить потребный расход реакционной воды и существенно улучшить массогабаритные характеристики авиационной ГВСУ в целом. Теоретическая и практическая значимость работы.

1. Установлено, что наиболее рациональным вариантом авиационной ГВСУ по массогабаритным и эксплуатационным характеристикам, а также показателям эффективности, является гибридная энергетическая установка, состоящая из топливной батареи на основе микроТОТЭ, совмещенной с реактором синтез-газа по процессу автотермического риформинга, и с газотурбинным блоком, использующим тепловую энергию электродных газов, поступающих из батареи ТОТЭ для получения дополнительной электрической энергии.

2. Разработана методика оценки массогабаритных параметров ГВСУ с максимальной мощностью до 500 кВт.

3. Экспериментально установлено, что работа топливного элемента на газовой смеси сложного состава (Н2+СО) будет приводить к некоторому снижению вольтамперных характеристик топливного элемента по сравнению с работой на чистом водороде и уменьшению его мощностных показателей. Показано

что, что замена чистого водорода на синтез-газ, получаемый методом автотермического риформинга из углеводородного топлива, приводит к снижению электрической мощности не более чем на 14%.

4. Разработана математическая модель расчета удельной массовой мощности ТОТЭ в предположении равномерного течения тока по всем компонентам ТОТЭ.

5. Установлено, что достичь удельной массовой мощности ТОТЭ выше 2,5 кВт/кг, при заданных материалах электрохимической части, возможно только при рабочей температуре 900°С. Для снижения рабочей температуры необходимо использовать более проводящий электролит, такой как ЮБеБ/.

6. Выполнена разработка проекта демонстратора авиационной энергетической установки на базе ТОТЭ и системы конвертации авиационного керосина в классе мощности около 10 кВт на уровне технических предложений основных узлов.

Методология и методы исследования. В работе использованы экспериментальные и теоретические методы исследования. Решения поставленных задач базируются на теоретических положениях и балансовых соотношениях законов сохранения массы и энергии, а также на использовании экспериментальных результатов, полученных при испытаниях элементов гибридной вспомогательной силовой установки.

Положения, выносимые на защиту:

- методика расчета энергетических и массогабаритных характеристик гибридной ВСУ на основе ТОТЭ;

- результаты экспериментальных исследований вольтамперных характеристик твёрдооксидного топливного элемента и системы генерации синтез-газа, получаемого для работы батареи из топлива ТС-1;

- результаты исследования влияния вариантов конструкции твёрдооксидных топливных элементов на их удельные характеристики и особенностей теплообменных процессов в топливной батарее на их основе;

- проект демонстратора авиационной ГВСУ на базе ТОТЭ и ее системы автоматического управления на уровне технического предложения.

Степень достоверности полученных результатов работы.

Достоверность полученных в диссертационной работе научных положений, результатов, выводов и рекомендаций, обеспечена применением: современных методов математического моделирования, аттестованных измерительных средств, апробированных методик измерений и обработки данных, анализом погрешностей измерений, воспроизводимостью результатов испытаний, хорошим совпадением результатов численного моделирования и экспериментов.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование и разработка авиационной гибридной вспомогательной силовой установки на топливных элементах»

Апробация работы.

Основные материалы диссертации доложены и положительно оценены на симпозиуме Eigth Symposium on Applied Aerodynamics and Design of Aerospace Vehicles, 29-30 Nov, 2018, Bangalore, India; Международной научно-практической конференция «Развитие науки и образования; теория и практика». Новосибирск, 31 июля 2018 г.; IX международной научно-практической конференции «Вопросы технических и физико-математических наук в свете современных исследований». Новосибирск, 25 декабря, 2018 г.; Девятом Международном Аэрокосмическом Конгрессе IAC'18, 28 - 31 августа, 2018 г., МГУ, г. Москва, 31st Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, ICAS 2018, September 09-14, 2018, Brazil, Belo Horizonte.

ГЛАВА 1. СИЛОВЫЕ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ ДЛЯ «БОЛЕЕ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО САМОЛЕТА».

ОБЗОР И АНАЛИЗ ПРОБЛЕМЫ

1.1 Самолеты с полностью электрифицированным оборудованием

Современные летательные аппараты (ЛА) имеют большое количество агрегатов, устройств, систем, приборов, при помощи которых осуществляется автоматическое и автоматизированное управление рулевыми поверхностями, шасси, силовой установкой, средствами связи и навигации, радиолокации, системами жизнеобеспечения экипажа и пассажиров и т.п. Сложность и важность решаемых с помощью ЛА комплекса задач предусматривают автоматизацию бортовых систем с высокой степенью живучести, безопасности, надежности и экономичности функционирования.

Наряду с количественным ростом и расширением возможностей применения перед авиационной наукой и промышленностью стоят задачи значительного улучшения технико-экономических характеристик самолетов [1].

Достижение этих показателей связано с разработкой инновационных концепций построения функциональных систем самолетов, взаимодействующих в реальном масштабе времени под управлением бортовых компьютеров с высоким быстродействием [2].

Первичными источниками энергии в самолете являются газотурбинные двигатели, часть механической энергии которых преобразуется в другие виды энергии: пневматическую, гидравлическую и электрическую. Опыт эксплуатации показывает, что с точки зрения универсальности, надежности, удобства эксплуатации и унификации оборудования электрическая энергия обладает существенными преимуществами перед другими видами энергии. Электрическая энергия облегчает процесс автоматизации оборудования самолета, а полная комплексная автоматизация возможна лишь в том случае, если управление им частично или полностью электрифицировано.

В конце 90-х годов появилась концепция «более электрического самолета» (More Electric Aircraft, или MEA). В программе ее реализации принимали участие 46 авиационных компаний (Thales, Goodrich, Rolls-Royse, Hispano-Suiza и др.), координатор проекта - авиационная компания Liebherr-Aerospace. Данный проект включал в себя следующие направления исследований: система кондиционирования воздуха, противообледенительная система крыла, система управления полетом, новая архитектура системы электроснабжения, авиадвигатель с электроприводными агрегатами. За этим проектом последовал проект MOET (More Open Electrical Technologies, Более Открытые Электрические Технологии), в результате чего появились самолеты с повышенным уровнем использования электроэнергии на бортовые нужды: пассажирские А-380 и Boeing 787, истребитель F-35 и др.

В концепции самолета с полностью электрифицированным оборудованием (СПЭО) рассматривается самолет с единой системой вспомогательной энергии, в качестве которой используется система электроснабжения (рис. 1.1.1), обеспечивающая питанием системы управления полетом, системы жизнеобеспечения и кондиционирования, электронные устройства, противообледенительную систему и другие бортовые устройства.

Согласно исследованиям [3,4], при полной электрификации ЛА, оснащенного авиадвигателем с повышенной энергетической эффективностью, снижение прямых эксплуатационных расходов соизмеримо с аналогичным снижением от внедрения таких элементов, как энергетически эффективный двигатель, крыло суперкритического профиля, система активного управления и перспективные композиционные материалы планера.

Реализация активных систем управления полетом тесно связана с концепцией СПЭО и позволяет при пониженной или даже отрицательной статической устойчивости уменьшить массу ЛА и снизить его лобовое сопротивление, что, в свою очередь, приводит к экономии топлива до 10-13%. Качественные преимущества СПЭО представлены в таблице 1.1.1 [5].

а б

Рисунок 1.1.1 - Самолетные системы энергоснабжения и управления: а - «традиционная» схема; б - реализующая концепцию «СПЭО» (ЭСДУ - электронная система дистанционного управления)

На СПЭО появляется возможность для системы жизнеобеспечения, системы кондиционирования и противообледенительной системы использовать электрические компрессоры с регулированием. По оценкам работы [6], применение компрессоров с электроприводом, исключение конструкционных элементов (трубопроводы, редукторы, сливная арматура и т.п.) на 500-местном СПЭО позволяет получить экономию массы в 1175 кг. Только за счет исключения отбора воздуха на нужды противообледенительной системы к.п.д. авиадвигателя может быть повышен на 2%.

Отборы мощности от авиадвигателя для централизованной гидросистемы на управление рулевыми поверхностями приобрели критическое значение (на некоторых режимах полета до 20%) и серьезно влияют на дальность полета, безопасность и экономичность [7, 8]. Одна из основных проблем гидросистем -

низкая энергоотдача в целом, которая примерно на порядок ниже относительно отдачи насосов. С ростом энергопотребления растет и масса гидросистемы и рулевых приводов. Эта тенденция приводит к абсурдной ситуации, когда ЛА становится носителем гидросистемы [7, 8].

Таблица 1.1.1

Большее количество ЛА Снижение инвестиций Меньшая стоимость жизненного цикла и прямых эксплутац. затрат Увеличение нагрузки или вооружения Увеличение запаса топлива на борту Увеличение дальности Сокращение времени обслуживания Сокращение стоимости запчастей Повышение производительности техобслуживания Повышение использования парка ЛА Независимость от погоды Сокращение обслуживающего персонала Сокращение требований при подготовке к полету

Характеристики © - существенное улучшение; • - незначительное улучшение

Сокращение стоимости © © ©

Уменьшение массы © © ©

Уменьшение потребления топлива © © © • •

Расширение допустимого уровня полетных условий © • ©

Улучшенная ремонтопригодность © © © © © ©

Увеличение надежности © © © © © ©

Упрощение обслуживания • • • © © • •

Сокращение вспомогательного оборудования • • •

Одним из наиболее перспективных проектов в области гражданской авиации является создание самолета, у которого в целях повышения управляемости и надежности бортовые пневмо- и гидросистемы заменены электрическими. В дополнение к этому рассматривается возможность, что для

передвижения по поверхности земли, например, при отходе от посадочного терминала, вместо использования энергии маршевых двигателей на неэффективных дроссельных режимах будет использоваться электрическая энергия от собственных бортовых источников для привода колес шасси (рис. 1.1.2 [9]). Реализация такого предложения приведет к радикальному сокращению выбросов во время руления и стоянки, ужесточение норм на которые ожидается уже в ближайшее время.

Рисунок 1.1.2 - Электропривод шасси самолета

Одной из основных задач, связанных с созданием «более электрического самолета», является разработка мощных и высокоэффективных источников электроэнергии, которые могли бы располагаться на борту воздушного судна [1012]. Современные газотурбинные ВСУ, используемые на самолетах гражданской авиации, по своим основным показателям не соответствуют новым задачам. Они имеют довольно низкий к.п.д. (25 -30%), что предопределяет большой расход топлива для выработки электроэнергии, и, кроме того, существующие камеры сгорания ВСУ дают очень большие выбросы вредных веществ, образующихся при горении. Так, например, в работе [13] указывается, что камеры сгорания традиционного диффузионного типа, которыми оснащены современные ВСУ, создают концентрацию окислов азота в продуктах горения, выбрасываемых в атмосферу, на уровне ~ 100 ppm, а окиси углерода (СО) ~ 300 ppm.

Постоянное ужесточение норм выброса вредных веществ, вводимые ИКАО

[14] начиная с 90-х годов, заставляют рассматривать ВСУ самолета, как один из заметных источников загрязнения атмосферы в аэропортах.

В качестве одного из средств повышения эффективности и улучшения экологических показателей авиационных ВСУ в настоящее время рассматриваются топливные элементы [15]. Европейские и американские фирмы [15-22] активно ведут работы по технико-экономическому обоснованию возможностей применения топливных элементов в авиации и энергетике.

С точки зрения Департамента энергетики США подобные проекты представляют большой инновационный интерес и поддерживаются соответствующей программой SECA (Solid State Energy Conversion Alliance) правительства США [15].

В Европе аналогичные государственные программы поддерживают активность промышленных предприятий и исследовательских организаций в этой области. Так, например, концерн AIRBUS Deutschland GmbH (Гамбург, Германия) выступает координатором целевого исследовательского проекта CELINA [22], целями которого в рамках европейской программы Vision 2020 являются: повышение эффективности воздушных судов, улучшение комфорта пассажиров, снижение отрицательного влияния на окружающую среду.

Одним из основных средств, с помощью которого рассчитывают достичь поставленные цели, является применение топливных элементов для выработки электроэнергии непосредственно на борту самолета. Ожидается, что за счет применения усовершенствованных топливных элементов будет достигнуто снижение расхода топлива в системе электропитания, уменьшена эмиссия вредных веществ при работе ВСУ, и увеличится эффективность эксплуатации воздушного судна в целом.

Энергетические установки с топливными элементами целесообразно применять в том случае, если ЛА с такой установкой по своим летно-техническим характеристикам будет превосходить аналоги или альтернативные варианты, либо в случае необходимости соответствовать более жестким экологическим требованиям.

Выбор окончательного варианта конструкции вспомогательной энергетической установки для перспективного самолета должен производиться с учетом следующих основных факторов:

- обеспечение требований надежности и безопасности, с подтверждением оценки безопасности по системе БАБА;

- выполнение требований бортовой электросети и перспективной системы кондиционирования воздуха, позволяющей отказаться от отбора воздуха от компрессоров основных двигателей;

- согласованность требований, предъявляемых конструкцией энергетической установки и требований конструкции воздушного судна.

1.2 Виды топливных элементов и их характеристики

Топливный элемент (ТЭ) представляет собой устройство, позволяющее осуществить прямое использование продуктов химической реакции для получения электричества [23].

В отличие от тепловой машины, топливный элемент использует электрозаряженные промежуточные продукты химической реакции в стадии ее протекания. Принцип работы топливного элемента на примере твёрдооксидного

(ТОТЭ) можно проиллюстрировать рисунком 1.2.1.

Рисунок 1.2.1 - Схема топливного элемента: 1 - электролит; 2 -электрод; 3 - электродная камера; 4 - электродная камера; 5 - электрод

ТОТЭ состоит из слоя ионного проводника (электролита) (1), двух электродов (2, 5) и электродных камер (3, 4), в которые подается топливо и окислитель. На одном электроде-электрокатализаторе ТЭ (катоде) образуются

Л

отрицательно заряженные ионы атомарного кислорода (О -). Ионы атомарного

Л

кислорода О - диффундируют от катода к аноду сквозь электролит, обладающий ионной электропроводностью по ионам кислорода. Ионы кислорода О2-, достигая другого электрода-электрокатализатора (анода), окисляют топливо, высвобождая электроны во внешнюю цепь. Электроны, проходя по цепи с совершением полезной электрической работы, достигают катода, замыкая электрическую цепь.

В качестве окислителя в топливных элементах обычно используется атмосферный воздух.

Топливный элемент превращает часть химической энергии топлива непосредственно в полезную электрическую работу, при этом остальная часть химической энергии переходит в теплоту. Поэтому, в случае топливного элемента величина полезной работы в стационарном процессе определяется по-другому, независимо от разности температур: AG = EDIDt, где E -напряжение на полезной нагрузке, I -сила тока, t -время для потребления грамм-моля топлива.

По общей конструктивной схеме топливный элемент похож на гальванический элемент, однако, в отличие от последнего, топливный элемент содержит систему подачи топлива в область анода и окислителя в область катода, поэтому процесс выработки электричества продолжается, пока обеспечивается подача топлива и окислителя.

В настоящее время известно шесть основных типов топливных элементов, основные характеристики которых приведены в таблице 1.2.1 [24].

До недавнего времени, ни один из этих типов топливных элементов не мог работать непосредственно на углеводородном топливе. Основным видом топлива для них является чистый водород. Лишь топливные элементы с расплавленным карбонатным электролитом (РКТЭ) и твердооксидные топливные элементы (ТОТЭ) способны работать на «синтез-газе» - смеси из окиси углерода (СО) и

водорода (Н2). Существуют еще метанольные топливные элементы (МТЭ), но они фактически тоже работают на синтез-газе, который получается путем каталитического разложения метанола (СН3ОН) на специальном катализаторе. В последнее время появились работы по ТОТЭ, работающим также и на метане

(ОД).

Таблица 1.2.1 - Основные характеристики различных видов топливных элементов

Технические параметры ТЭ

ЩТЭ ФКТЭ ТПТЭ РКТЭ ТОТЭ МТЭ

Электролит КОН, 30 - 40% Н3Р04, 98% ИОМ П2С0э+ +К.2СО3 2г02 + + У20э ИОМ

Температура, К 353 - 370 463 - 490 343 - 363 893 - 973 1073-1273 300 - 383

Топливо Н2 Н2 Н2 Н2; Н2 + СО Н2; Н2 + СО СН3ОН

Материал анода № или C + Р Р + С Рг + С или Рг + Яи № + Сг Ni+Zг02 С + Р + Яи

Материал катода № или С+Рг Р + С Р + С Ni0 + П2О ЬаБг1-х , МпО3 р + С

Плотность тока, кА/м 1,5 - 3,0 2,5 - 3,5 2 - 12 1,5 - 2 2 - 4 1 - 2

Напряжение, В 0,9 - 0,75 0,75 - 0,65 0,6 - 0,9 0,8 - 0,7 0,75 -0,7 0,6 - 0,5

Ресурс, час До 10000 До 50 000 До 20 000 До 20 000 До 50 000 -

Проблемы Потребность в Р! Высокая чувствитель ность к ядам. Работа на чистом водороде. Потребность в Р! Высокая чувствитель ность к ядам. Коррозия катода. Потребность в Р! Высокая чувствитель ность к ядам и влажности. Коррозия катода. Миграция электроли та. Изменение смачивания электродов. Конструкци онные свойства материалов при нагреве/охл аждении. Технологические проблемы Диффузия метанола к катоду. Невысокий ресурс. Малые токи

Из всех вышеперечисленных топливных элементов только два вида топливных элементов на сегодняшний день применяются в качестве источников электроэнергии для транспортных целей и в перспективе могут быть использованы в авиации.

Это топливные элементы на базе протонобменных мембран (ТПТЭ) или мембранные топливные элементы и топливные элементы на базе твердых

высокотемпературных оксидов (ТОТЭ). Керамика, выполненная из оксидов редкоземельных металлов, при высокой температуре способна выполнять роль электролита с ионной проводимостью и поэтому может служить основой для создания высокотемпературных топливных элементов.

В топливных элементах с протонобменной мембраной устойчивый процесс генерации электроэнергии происходит при температуре не более +95°С, с к.п.д., как правило, не выше 70 % [25]. В твердооксидных топливных элементах процесс генерации электроэнергии происходит на границе керамической пластины при температуре не менее +800°С, с к.п.д., доходящим при определенных условиях до 80 %. На сегодняшний день, наибольшей удельной энергией обладают топливные элементы с твёрдополимерной протонопроводящей мембраной - ТПТЭ [26]. С 1 см2 поверхности такого элемента в лабораторных условиях получается мощность до 2 Вт [27], при разности потенциалов на концах элемента ~ 1 В. Однако,

практически, из-за проблем, связанных с охлаждением элемента, удельная

2 2 мощность, генерируемая с 1 см , ограничена ~ 0,5-1 Вт/см . Ограничение

допускаемой удельной электрической мощности вызвано тем, что при нагреве

элемента до температур свыше +95°С происходит срыв процесса электрической

генерации.

Твердооксидные топливные элементы (ТОТЭ) потенциально могут развивать удельные мощности большего уровня [28], чем мембранные топливные элементы, но они способны генерировать электроэнергию только в области высоких температур, не ниже +800°С. В тоже время, следует отметить, что режим работы ТОТЭ с максимальной удельной электрической мощностью не соответствует режиму, при котором достигается максимально возможный к.п.д., поэтому выбор конструктивного облика и параметров рабочих режимов ТОТЭ должен учитывать этот фактор.

Для работы ТОТЭ на жидком углеводородном топливе, исходное углеводородное топливо необходимо, прежде всего, превратить в синтез-газ. Это достигается путем неполного окисления топлива в специальном устройстве -реакторе-конверторе.

В случае твёрдооксидных топливных элементов на поглощающую поверхность топливного элемента может быть направлен непосредственно синтез-газ. При этом в электрохимических реакциях будут участвовать и Н2, и СО. Если в синтез-газе присутствуют инертные вещества, то они будут удалены с поверхности топливного элемента вместе с продуктами электрохимической реакции - парами воды и углекислым газом.

В случае топливных элементов с протонобменной мембраной окись углерода СО является каталитическим ядом, разрушающим топливный элемент [29]. Поэтому перед подачей синтез-газа в топливный элемент типа ТПТЭ из него надо выделить чистый водород.

Химическая энергия, содержащаяся в СО, не может быть использована ТПТЭ, но может быть превращена в электрическую энергию уже в тепловых машинах традиционного типа.

Современные энергетические установки на базе топливных элементов, несмотря на свою кажущуюся простоту и отсутствие в них подвижных частей, являются довольно сложными техническими устройствами [30-32; 24-26]. Характерный удельный вес таких энергетических установок с мощностью в диапазоне 50-500 кВт находится на уровне 2-10 кг/кВт. Они вырабатывают постоянный электрический ток низкого напряжения 5-12 В. Поэтому бортовая энергетическая установка на основе топливных элементов нуждается еще в специальном устройстве для преобразования постоянного электрического тока в переменный, на котором функционирует большинство систем летательного аппарата.

Несомненным достоинством вспомогательной энергетической установки с использованием топливных элементов является ее высокие экологические характеристики (рис. 1.2.2) и высокий термодинамический к.п.д., что весьма важно для гражданской авиации [33], поскольку авиационная ВСУ должна длительно функционировать независимо от работы основных двигателей, в то время, когда самолет находится на земле в аэропорту.

Рисунок 1.2.2 - Диаграммы сравнения характерных уровней концентраций вредных компонентов в потоке газов из газотурбинных установок (ГТУ), с традиционными камерами сгорания, работающими на природном газе, парогазотурбинных установок (ПГУ), энергетических электрохимических установок (ЭЭУ) на основе топливных элементов

Вместе с тем, следует отметить, что использование топливных элементов в авиации становится эффективным при условии снижения удельного веса энергетической установки на базе топливных элементов по сравнению с характеристиками традиционных газотурбинных ВСУ, а также при обеспечении повышенных требований к сокращению выбросов, особенно, если это касается выбросов в зоне аэропорта или на земле в процессе руления и стоянки. Необходимый для работы топливного элемента синтез-газ можно получить из авиационного керосина посредством его окислительной конверсии [34, 35]. Существующие в настоящее время образцы топливных элементов представляют собой несомненный интерес и с точки зрения создания автономных энергетических установок различного назначения на жидком топливе. Но в

любом случае их применение потребует предварительного преобразования жидкого углеводородного топлива в смесь легких углеводородных газов, которые будут использованы для питания топливных элементов.

1.3 Возможность применения топливных элементов в летательных

аппаратах. Схемы ГВСУ на базе топливных элементов

В настоящее время для создания наземных транспортных средств используются преимущественно ТПТЭ. Необходимый для их работы запас водорода располагается, как правило, непосредственно в транспортном средстве в виде баллонов высокого давления или в виде химических адсорберов водорода [36]. В электроэнергетике отдается предпочтение топливным элементам с твердым электролитом в виде керамического материала на основе двуокиси циркония. Эти топливные элементы работают при температурах на уровне +800 ^ +1000°С [37].

Для получения высокой мощности они соединяются в батареи. В качестве топлива, как правило, используется природный газ, а окислителем является кислород воздуха.

Чем выше температура и давление в топливном элементе, тем в целом больше к.п.д. устройства. Физически это связано с тем, что сила вырабатываемого тока определяется не только количеством топлива и окислителя, прокачиваемого через топливный элемент, но и скоростью протекания химической реакции. Ограничением является прочность конструкции. Известны два типа конструкций твердых ТОТЭ: трубчатые и планарные (дисковые). Наибольшая мощность на трубчатых ТЭ достигнута пока на уровне 250 кВт, на планарных - 25 кВт [23].

К.п.д., достигнутый на существующих топливных элементах, находится на уровне 40-60 %, но может быть доведен в будущем и до 80 %. При объединении блока топливных элементов ТОТЭ с газотурбинной установкой возможно повышение термического к.п.д. свыше 80% [23]. При этом в выхлопных газах сильно снижается концентрация вредных веществ, образующихся при горении.

Принципиальная схема комбинированной энергетической установки, в которой блок топливных элементов используется как источник горячих газов вместо традиционной камеры сгорания, представлена на рисунке 1.3.1 [23].

Рисунок 1.3.1 - Принципиальная схема комбинированной газотурбинной установки с блоком твердооксидных топливных элементов вместо традиционной

камеры сгорания

Принцип работы такой установки заключается в следующем. Поток воздуха сжимается в компрессоре турбины, затем сжатый воздух направляется в топливную ячейку, в которую одновременно подается топливо. Топливные элементы вырабатывают электроэнергию, а горячие продукты реакции, поступающие от них, направляются в камеру сгорания и на турбину, обеспечивая работу компрессора и генерацию дополнительной электроэнергии с помощью турбинного электрогенератора. Существует значительное число аналогичных схем работы таких комбинированных (гибридных) установок, которые интенсивно патентуются за рубежом. Разработка технических проектов таких систем ведется комплексным образом, поскольку совместная работа ГТУ с топливными элементами создает новые требования к ее силовым элементам,

камере сгорания, системам охлаждения и т.п. Работы по созданию гибридных установок находятся в настоящее время на уровне технических проектов.

Проведенный анализ патентов по использованию ТЭ в авиации [38-64] позволил сделать следующие заключения относительно перспектив использования ТЭ в авиации.

Прежде всего, следует указать, что из-за специфики рабочего процесса удельная мощность, развиваемая ТЭ, невелика. Она ограничена скоростью диффузии ионов в твердом электролите, и поэтому ТЭ не могут быть использованы в качестве источника энергии для основных двигателей самолета. В принципе это возможно только для небольших летательных аппаратов типа самолетов «малой» авиации.

Наиболее реальной сферой применения ТЭ в самолетах гражданской авиации является их применение в качестве источников тока для работы бортовых систем самолета.

Поэтому основное внимание было уделено публикациям и патентам, посвященным комбинированным авиационным ВСУ, которые предназначены для получения электрической энергии и сжатого воздуха на борту летательного аппарата. Наибольший интерес представляли схемные решения, основанные на использовании в ТЭ углеводородных топлив (керосина как основного топлива современной авиации), с одной стороны, и обеспечивающие наиболее рациональное конструктивное исполнение на ЛА гражданского назначения, с другой [38- 50].

Так, в патенте P. Marconi [44] (рис. 1.3.2) рассматривается энергетическая система самолета с использованием ТОТЭ. Принцип ее работы представляется следующим образом. Атмосферный воздух поступает на вход компрессора (46) и после очистки (49) направляется для кондиционирования салона (40). На выходе из салона установлен дожимающий компрессор (20), воздух из которого нагревается продуктами окисления в ТОТЭ (10), прошедшими турбину (30). Топливный элемент, в который поступает сжатый воздух из компрессора (20), подогретый в теплообменнике (38), а также топливо (12), непрерывно генерирует

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Гордин Михаил Валерьевич, 2019 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Государственная программа Российской Федерации «Развитие авиационной промышленности на 2013-2025 годы». Утверждена постановлением Правительства Российской Федерации от 15 апреля 2014 г. № 303 «Об утверждении государственной программы Российской Федерации «Развитие авиационной промышленности на 2013-2025 годы». http://minpromtorg.gov.ru/common/upload/fïles/docs/Vizualizatsiya_GP_RAP_140507.

2. П.П. Парамонов, И.О. Жаринов. Интегрированные бортовые вычислительные системы: обзор современного состояния и анализ перспектив развития в авиационном приборостроении / Научно-технический вестник информационных технологий, механики и оптики. 2013. - № 2(84). -С. 1-17.

3. Cronin M.J. The all electric airplane: It's development and logistic support // NAECON 81. - Vol. 1. - Р. 341-347.

4. Phillips J.W. All electric subsystem for next generation transport aircraft/ J.W. Phillips, N.E. Wood // AIAA Pap. - 1979. - № 1832. - 14 p.

5. Spitzer C.R. The all electric airplane benefits and challenges / C.R. Spitzer, R.V. Hood // SAE Techn. Pap. Ser. - 1982. - №821434. - 8 p.

6. Cronin M.J. All electric vs conventional aircraft: the production/operational aspects // J. Aircraft. - 1983. - № 6. - Р. 481-486.

7. Плунгян А.М. Гидросистемы самолетов 5-го поколения (по зарубежным источникам) // Датчики и системы. - 2002. - № 7. - С. 27-29.

8.Воронович С. Полностью электрический самолет / С. Воронович, В. Каргапольцев, В. Кутахов //Авиапанорама. - 2009. - № 2. - С. 23-27.

9. Авиастроение - тенденции. Тематическое приложение к газете «Коммерсант», 20 августа, 2015 г., №150. С.14.

10. Г.К. Ведешкин, М.В. Гордин, Ю.Б. Назаренко // Применение газотурбинных технологий для повышения эффективности производства электрической и тепловой энергии (статья) // Сборник тезисов докладов Научно-технического конгресса по двигателестроению (НТКД-2018), 4-6 апреля 2018. - С. 38.

11. В.И. Бабкин, М.В. Гордин, А.И. Ланшин // Основные итоги научно-технической деятельности ЦИАМ в 2016 году и задачи на 2017 год (статья) // Научно-технический журнал «Двигатель». - 2016, № 6 (108). - С. 2-9.

12. M.V.Gordin, L.S.Yanovskiy, V.V.Raznoschikov. Computational Multidisciplinary Research of Cryogenic Fuel System. Eigth Symposium on Applied Aerodynamics and Design of Aerospace Vehicles/ 29-30 Nov/ 2018, Bangalore, India. - C. 202.

13. Оценка возможностей снижения эмиссии вредных веществ в продуктах сгорания ГТУ посредством конверсии углеводородного топлива /Яновский Л.С., Байков А.В., Гольцев В.Ф., Чувашев С.Н. // Труды II международной научно -технической конференции «Кибернетика и технологии XXI века», Воронеж, изд. ВГУ, 2001 г., с. 111 -121.

14. Ужесточение требований к эмиссии вредных веществ двигателями воздушных судов в международных авиаперевозках / Волков С.А., Горбатко А.А. // Сб. тезисов II международной научно -технической конференции «Авиадвигатели XXI века». М., изд. ЦИАМ, 2005 г.

15. Fuel Cells in Aircraft and Synergies / Winkler W. // International Symposium and

Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications / Hamburg, Germany 2004, p 19 -44.

16. Fuel Cells for Cogeneration / Hoogers G. // "Cogeneration and On -Site Power Production", jul -aug. 2003, p. 80 -91.

17. APU development and Thematic European Network /Henne R., Winkler W. // International Symposium and Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications / Hamburg, Germany 2004, p135 -156.

18. Integrated Stack and System Development for SOFC APU / Wunderlich C., Stelter M. // International Symposium and Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications / Hamburg, Germany 2004, p 77 -89.

19. Development of a Solid -Oxide Fuel Cell / Gas Turbine Hybrid System Model for Aerospace Applications / Freeh J., Pratt J., Brouwer J. // Proceeding of ASME Turbo Expo 2004 "Power for Land, Sea and Air", GT2004 -53616, Vienna, Austria, 2004.

20. Operation and Performance Limitations for Solid -Oxide Fuel Cells and Gas Turbines in Hybrid System / Kemm M., Hildebrandt A., Assadi M. // Proceeding of ASME Turbo Expo 2004 "Power for Land, Sea and Air", GT2004 -53898, Vienna, Austria, 2004.

21. Fuel Cell and Gas Turbine Integration / Marconi P. // ISABE -2005 -1119.

22. CELINA - Fuel Cell Application in a New Configured Aircraft / Aeronautic Research 2003 -2006 projects -Luxembourg: Office for Official Publications of the European Communities 2006, 331 pp.

23. Коровин Н.В. Топливные элементы и электрохимические установки -М.: изд. МЭИ, 2005 г., 278 с.

24. Symposium and Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications / Hamburg, Germany 2004, p 19 -44.

25. Ю. А. Добровольский, А. В. Писарева, Л. С. Леонова, А. И. Карелин, Альтернативная энергетика и экология 2004, №12(20), С. 36-41.

26. С.И. Нефедкин. Автономные энергетические установки и системы: учебное пособие -М.: Издательство МЭИ, 2018. -220 с.

27. "Development of the Fuel Cell Vehicle Mirai'7 Yasuhiro Nonobe // IEEJ Transactions on Electrical and Electronic Engineering, 2017, Vol 12. -P. 5-9

28. Киселев И.В., Нефедкин С.И., Глазов В.С., Липилин А.С., Козлов С.И. Моделирование процессов тепломассообмена в твердооксидном топливном элементе трубчатой конструкции. Естественные и технические науки. 3, 2013. С.42-47.

29. ГОСТ ISO 14687-3-2016 Топливо водородное. Технические условия на продукт. Часть 3. Применение для топливных элементов с протонообменной мембраной стационарных энергоустановок.

30. Fuel Cells for Cogeneration / Hoogers G. // "Cogeneration and On -Site Power Production", jul -aug. 2003, p. 80 -91.

31. APU development and Thematic European Network /Henne R., Winkler W. // International Symposium and Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications / Hamburg, Germany 2004, p135 -156.

32. Integrated Stack and System Development for SOFC APU / Wunderlich C., Stelter M. // International Symposium and Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications / Hamburg, Germany 2004, p 77 -89.

33. Jianbing Huang, Fucheng Xie. Development of solid oxide fuel cell materials for intermediate-to-low temperature operation. International Journal of Hydrogen Energy, Volume 37, Issue 1, January 2012, P. 877-883.

34. Operation and Performance Limitations for Solid -Oxide Fuel Cells and Gas Turbines in Hybrid System / Kemm M., Hildebrandt A., Assadi M. // Proceeding of ASME Turbo Expo 2004 "Power for Land, Sea and Air", GT2004 -53898, Vienna, Austria, 2004.

35. Fuel Cell and Gas Turbine Integration / Marconi P. // ISABE -2005 -1119.

36. Russian R and D in Hydrogen Energy / Saint-Petersburg, ANO «Rusdem -Energoeffect», 2005, 56 p.13.

37. Бобренок О.Ф., Предтеченский М.Р.Твердооксидные топливные элементы с пониженными рабочими температурами на основе электролита ZrO2(Y2O3) / Тезисы докладов всероссийской конференции С «Твердооксидные топливные

элементы и энергоустановки на их основе». 16 июня -18 июня, 2010 г. Черноголовка. С. 41-42.

38. Патент США №7306871, Н01М 2/02, 11.12.2007.

39. Патент США № 7281681,В 64,Б 27/00, 16.10.2007.

40. Патент США № 7276308, Н01М 8/04, 02.10.2007.

41. Патент США № 7267903, Н01М 8/24, 8/04, 11.09.2007.

42. Патент США № 7178616, В 60К 6/04, 20.02.2007.

43. Патент 2008001006Ф1, В64Б41/00, 01.03.2008

44. Патент США № 7108229, В64В 41/00, Н01М 8/06, 19.09.2006.

45. Патент США № 7090043,В60К 1/00, 15.08.2006.

46. Патент США № 6915869, В 60К 1/00, 12.07.2005.

47. Патент США № 6834831, В 64Б 33/00, 28.12.2004.

48. Патент США № 6794072, Н 01М 8/04, 21.09.2004.

49. Патент США № 6641084, В 64Б 41/00, 04.11.2003.

50. Патент США № 6568633, В64Б 27/00, 27.05.2003.

51. Патент США № 6550717, В64С 1/00, 22.04.2003.

52. Опубл.заявка США № 2008/0001038, В 64Б 33/00,29/00, 03.01.2008.

53. Опубл. заявка США № 2007/0164626, Н02К 7/09, 19.07.2007.

54. Опубл. заявка США № 2007/0026268, Н01М 8/04,В 64Б 33/00, 01.02.2007.

55. Опубл.заявка США № 2006/0237583, В 64Б 41/00, 26.10.2006.

56. Опубл.заявка США № 2006/0138278, В64Б 41/00, 19.06.2006.

57. Опубл.заявка США № 2006/0029849, Н01М 8/04, В64Б 33/00, 09.02.2006.

58. Опубл.заявка США № 2003/0230671, В64В 1/24, 18.12.2003.

59. Междунар.заявка № 20080010066, В64Б 41/00, 03.01.2008.

60. Патент Германия № 102004044646, В 64Б 41/00,47/00, 30.03.2006.

61. Патент Германия № 102004044654, Н01М 8/02, 30.03.2006.

62. Патент Германия № 10200501399, Н02М 8/02, 14.09.2006.

63. Патент Германия № 102005046729,12.04.2007.

64. Патент Германия № 102005054888, Н01М 8/04,В 64Б 13/00,12.07.2007.

65. An opportunity for Creation of Highly Effective Aviation Auxiliary Power Plants with Gas -Steam -Turbine Contour/ Yanovzkiy L.S., Baykov A.V. // ISABE -2007 -1159.

66. Приложение 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. -Т. II. Эмиссия авиационных двигателей. Поправка 4 к п. 2.3.2 с. главы 2, части III. Концепция развития горения и взрыва как области научно -технического прогресса / под ред. акад. А.Г. Мержанова // Черноголовка, «Территория», 2001 г. С. 176.

67. М.В. Гордин, Н.Д. Рогалев , И.С. Аверьков, А.В. Байков, И.В. Шевченко. Методика оценки энергетических и массогабаритных характеристикавиационной вспомогательной силовой установки с топливными элементами / Известия Самарского научного центра Российской академии наук, т. 20, № 6. - 2018. С. 122131.

61. Гордин М.В., Шевченко И.В. Методика оценки энергетических и массогабаритных характеристик авиационной вспомогательной силовой установки с топливными элементами // Вопросы технических и физико-математических наук в свете современных исследований: сб. ст. по матер. IX междунар. науч.-практ. конф. № 9(6). -Новосибирск: СибАК, 2018. С. 39-54.

69. Носач В.Г. Энергия топлива -Киев: Наукова Думка, 1989, 148 с.

70. Шигабиев Т.Н., Яновский Л.С. Физический и химический хладоресурс углеводородных топлив -Казань: Мастер-Лайн, 2000, 239 с.

71. Энергоносители из возобновляемого сырья / Варфоломеев С.Д., Моисеев И.И., Мясоедов Б.Ф. // Вестник Российской Академии наук, 2009, т. 79, № 7, с 595-607.

72. Некоторые возможности атомно-водородной энергетики. / Троценко Н.М. Чабак А.Ф. Косяков В.Н. Алексеев П.Н. Бочагин Ф.С.// «Альтернативная энергетика и экология», 2007, № 3(47), с. 106-108.

73. Чабак А.Ф. Ульянов А.И. Проблемы хранения и использования водорода. / Чабак А.Ф. Ульянов А.И. // «Вестник машиностроения», 2007, № 4, с. 48-52.

74. Кривобоков В.П., Сочугов Н.С., Соловьев А.А. Электрохимия топливных элементов: учебное пособие. Томск.: Изд-во Томского политехнического университета, 2008, 155 с.

66. Barbir, F. PEM fuel cell: theory and practice. London. UK: Elsevier Academic Press; 2005.

75. Catalytic Autothermal Reforming of Jet Fuel / Lenz B. // International Symposium and Workshop on Fuel Cells and Hydrogen for Aerospace and Maritime Applications - Hamburg, Germany 2004, p. 109 -119.

76. Кириллин В.А., Сычев В.В., Шейндлин А.Е. Техническая термодинамика -М.: Энергоатомиздат, 1983, 414 с.

77. Франк-Каменецкий Д.А. Диффузия и теплопередача в химической кинетике. -М.: Наука, 1987, 492 с.

78. Степанов А.В. Производство низших олефинов. - Киев, Наукова думка, 1978, 247с.

79. К теории изотермы адсорбции Фрейндлиха / Зельдович Я.Б. // Избранные труды. Химическая физика и гидродинамика - М.: Наука, 1984, с. 54 - 61.

80. Результаты испытаний трубчатых твердооксидных топливных элементов с катодом на наружной поверхности и засыпным анодным токосъемом / Кулаев В.В., Чухарев В.Ф., Гречко М.В. и др. // В сб. «Твердооксидные топливные элементы», изд. РФЯЦ - ВНИИТФ, Снежинск, 2003, с. 340 - 346.

81. "Development of Evaluation Technologies for Microtubular SOFCs Under Pressurized Conditions"/ Hashimoto S., Nishino H and et's // Journal of Fuel Cell Science and Technology, August 2008, Vol 5. -P. 5.

82. Перфильев М.В., Демин А.К. и др. Высокотемпературный электролиз газов. М.: Наука, 1988.

83. М.В. Гордин, Н.Д. Рогалев, И.С. Аверьков, А.В. Байков, И.В. Шевченко. Экспериментальное исследование процесса генерации синтез - газа для работы топливных элементов перспективной вспомогательной силовой установки /Журнал «Авиационная промышленность», № 4 - 2018. - С. 11-16.

84. Гордин М.В., Шевченко И.В. Экспериментальное исследование процесса генерации горючего газа из углеводородного топлива // Вопросы технических и физико-математических наук в свете современных исследований: сб. ст. по матер. IX междунар. науч.-практ. конф. № 9(6). - Новосибирск: СибАК, 2018. - С. 30-39.

85. Гордин М.В, Щевченко И.В. Исследование эффективности наноструктурированных мембранно-каталитических систем для паровой конверсии авиационного топлива / Технические решения. -2018. - № (1)2.- С. 2 - 7.

86. Коржов В.П., Бредихин С.И., Карпов М.И., Жохов А.А. Получение, структура и свойства пористых металлических трубок для ТОТЭ аксиальной геометрии / Тезисы докладов всероссийской конференции С «Твердооксидные топливные элементы и энергоустановки на их основе». 16 июня -18 июня 2010 г. Черноголовка. С. 94-96.

87. Гордин М.В., Рогалев Н.Д., Байков А.В., Шевченко И.В. Исследование и разработка эскизного проекта топливной батареи для гибридной ГТД перспективного самолета гражданской авиации. Альманах мировой науки, 20018, №2 (22), с. 19-25. ISSN 2412-8597.

88. И. С. Аверьков, А. В. Байков, Л. С. Яновский. Анализ теплового баланса батареи твёрдооксидных топливных элементов / Электрохимическая энергетика. -2014. Т. 14, № 2.- С. 101-108.

89. Научный вклад в создание авиационных двигателей. В двух книгах. Книга 2. -М: Машиностроение. -2000. -С. 616.

90. Технический отчет ЦИАМ № 006-2980 «Программа расчета компактных теплообменников системы регенерации тепла малоразмерных ГТД» Тихонов

A.М., Осипов И.В.- 2000. - С.385.

91. Расчетно-экспериментальное исследование в обеспечение создания камер сгорания новых схем для перспективных двигателей 2025 -2030: технический обобщающий отчет / ЦИАМ. 2014. Инв. № 005-6561.

92. А. Н. Варюхин, В. С. Захарченко, М. В. Гордин, Ф. Р. Исмагилова,

B.Е. Вавилов, В. В. Айгузина // К вопросу выбора конструкционных схем электрического генератора летательного аппарата с гибридной силовой

установкой. - Научный журнал «Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета», 2018, т.22, №4 (82). - С.94-100.

93. Anton N. Varyukhin, Flyur R. Ismagilov, Viacheslav Ye. Vavilov, Valentina V. Ayguzina, Mikhail V. Gordin / Design of an electric generator for an aircraft with a hybrid power system // Proceedings of 26th International Workshop on Electric Drives: Improvement in Efficiency of Electric Drives (IWED), 30 Jan.-2 Feb. 2019, Moscow, Russia, https://ieeexplore.ieee.org/document/8664225 (Scopus).

94. Gurevich, O.S., Gulienko, A.I., Gordin, M.V. // Characteristics of systems with electrically driven units - Experimental studies in a gas turbine engine demonstrator // 31st Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences, ICAS 2018, September 09-14, 2018, Brazil, Belo Horizonte. - C. 2742-2744. ISBN: 978-1-51087501-2 (Scopus).

95. М.В. Гордин, Н.Д. Рогалев, И.С. Аверьков, А.В. Байков, И.В. Шевченко / Формирование предварительного технического облика и оценка характеристик гибридной авиационной вспомогательной силовой установки, работающей на авиационном топливе/ Журнал «Авиационная промышленность», № 3. -2018. - С. 10-15.