مدلسازی ترمودینامیکی و امکان سنجی بکارگیری موتور هیبرید پیل سوختی و توربین گاز درسیستم تولید توان کمکی(apu)هواپیمای جت سبک(sats)

در آینده ای نزدیک، هواپیماها مقادیر بیشتری توان الکتریکی را نسبت به هواپیماهای کنونی مصرف کرده و قوانین زیست محیطی سختگیرانه تری به منظور جلوگیری از انتشار آلاینده ها برای آنها وضع خواهد شد. این اهداف نیازمند بکارگیری سیستم جدیدی برای تولید توان در هواپیماها می باشد که توان الکتریکی بیشتری به همراه آلاینده های جوی کمتر تولید کرده و از نظر اقتصادی نیز به صرفه باشد. سیستم هیبریدی پیل سوختی اکسید جامد-توربین گاز (sofc apu) به عنوان واحد تولید توان کمکی در هواپیماهای نسل جدید که دارای زیر سیستم های الکتریکی بیشتری بوده و به نام هواپیماهای بیشتر الکتریکی معروفند، جایگزین واحد تولید توان کمکی هواپیماهای(apu) کنونی که راندمان کمتر(کمتر از 20 درصد) و آلاینده های بیشتری تولید می کنند، خواهد شد. در پایان نامه حاضر به مدل سازی ترمودینامیکی یک سیکل هیبریدی توربین گاز مجهز به پیل سوختی اکسید جامد پرداخته شده است. کلیه اجزا سیستم ترکیبی به صورت جداگانه به کمک روابط ترمودینامیکی مدل سازی شده است. پیل سوختی اکسید جامد نیز به طور مجزا توسط پارامترهای الکتروشیمیایی که به صورت توابعی از حالات ترمودینامیکی درآمده مدل شده است. مدل سازی سایر اجزاء سیکل به گونه ای انجام شده است که شرایط ورودی و خروجی جریان هر یک مشخص شده و اثر متقابل آنها درسیکل بر یکدیگر لحاظ شده است. سپس اثرات پارامترهای مختلف از جمله چگالی جریان، فشار، دما و فاکتور مصرف سوخت پیل سوختی اکسید جامد بر راندمان سیستم، توان و تخریب اکسرژی بررسی شده است. به همین منظور کد محاسباتی در محیط ترمودینامیکی نرم افزار ees تهیه شده است. نتایج نشان می دهند که استفاده از سیستم هیبریدی باعث افزایش قابل توجه راندمان به میزان 65 درصد و توان تولیدی 105/4 کیلووات در نقطه طراحی می شود، و همچنین از میزان تخریب اکسرژی سوخت می کاهد. برای اعتبار سنجی کد حاضر، نتایج مدل سازی ریفورمر سوخت جت، پیل سوختی و سیستم هیبریدی با نتایج موجود در مراجع مقایسه شده و صحت کد حاضر تایید می شود.