항공기는 히터 시스템(1901), 연료 전지 스택(1920)에 열적으로 연결된 도관 시스템(1902, 2990), 펌프 시스템(1904) 및 컨트롤러(1905)를 포함한다. 히터 시스템(1901)은 냉각제(1917)를 가열하도록 구성된다. 냉각제(1917)는 도관 시스템(1902, 2990)을 통해 흐른다. 펌프 시스템(1904)은 냉각제(1917)를 도관 시스템(1902, 2990)을 통해 연료 전지 스택(1920)으로 순환시키도록 구성된다. 컨트롤러(1905)는 가열된 냉각제(1916)를 형성하기 위해 냉각제(1917)를 가열하도록 히터 시스템(1901)을 제어하도록 구성된다. 컨트롤러(1905)는 도관 시스템(1902, 2990)을 통해 가열된 냉각제(1916)를 순환시키기 위해 펌프 시스템(1904)을 제어하도록 구성된다. 컨트롤러(1905)는 가열된 냉각제(1916)를 연료 전지 스택(1920)의 하위세트로 순환시키기 위해 도관 시스템(1902, 2990)을 제어하도록 구성되고, 가열된 냉각제(1916)는 연료 전지 스택(1920)의 하위세트가 작동 온도(1925)에 도달하게 한다.
Aircraft comprises a heater system (1901), a conduit system (1902, 2990) thermally connected to fuel cell stacks (1920), a pump system (1904), and a controller (1905). The heater system (1901) is configured to heat a coolant (1917). The coolant (1917) flows through the conduit system (1902, 2990). The pump system (1904) is configured to circulate the coolant (1917) through the conduit system (1902, 2990) to the fuel cell stacks (1920). The controller (1905) is configured to control the heater system (1901) to heat the coolant (1917) to form a heated coolant (1916). The controller (1905) is configured to control the pump system (1904) to circulate the heated coolant (1916) through the conduit system (1902, 2990). The controller (1905) is configured to control the conduit system (1902, 2990) to circulate the heated coolant (1916) to a subset of the fuel cell stacks (1920), wherein the heated coolant (1916) causes the subset of the fuel cell stacks (1920) to reach an operating temperature (1925).
HTPEM START-UP OF HIGH TEMPERATURE PROTON EXCHANGE MEMBRANE HTPEM FUEL CELL AIRCRAFT WITH MULTIPLE POWER GENERATING UNITS
복수의 발전 유닛을 갖춘 고온 양성자 교환막(HTPEM) 연료 전지 항공기의 시동
2025-02-24
Patent
Electronic Resource
Korean
European Patent Office | 2025
|European Patent Office | 2025
|European Patent Office | 2025
|Assessment of a Serial Cooling Concept for HTPEM Fuel Cell Systems for Aviation Applications
German Aerospace Center (DLR) | 2022
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