چکیده: امروزه تحقیقاتی با هدف طراحی وسیله هوایی بدون سرنشین با استقامت بالا در ارتفاعات زیاد که بتواند با بهره-گیری از عملکرد پیل¬سوختی اکسید¬جامد در کنار یک سیستم ذخیره انرژی خورشیدی، پرواز را در ارتفاع 17-20 کیلومتری ادامه دهد، می¬تواند ظرفیت و موضوع مناسبی جهت پرداخت به این موضوع باشد. این سیستم که جزء واحد¬های کمکی (apu) سیستم پیشرانش هواپیماهای سبک است و از منابع تولید توان الکتریکی محسوب می¬شود، به دلیل جایگزینی سیستم هیبریدی به جای موتورهای توربینی متداول، راندمان بالا به همراه کاهش مصرف سوخت را به همراه خواهد داشت. در پایان نامه 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 (c12h23) 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 105 کیلووات با بازده 65% تولید کرد. همچنین به منظور امکان¬سنجی بکارگیری این سیستم در 2 فاز استارت موتور اصلی (mes) با خصوصیت توان مورد نیاز 185 کیلووات، و فاز کروز (cruse) با خصوصیت توان مورد نیاز 84 کیلووات در ارتفاع 35000 پا، طراحی انجام پذیرفت و نتایج حاصل از آن جهت اعتبارسنجی با نتایج موجود از مرکز تحقیقات ناسا-گلن مقایسه گردید که اختلاف ماکزیمم 5% نشان از صحت کد نوشته شده در برنامه می¬باشد که جهت مدلسازی در حالت پایای سیستم و همچنین رسم نمودارها، از نرم¬افزار cycle tempo و eesو excel استفاده شد. همچنین محاسبات کامل روابط مربوط به پیل¬سوختی و ریفورمر در سه بخش مجزا (بهسازی، الکتروشیمیایی، حرارتی) از دیگر موارد انجام شده در این تحقیق است. کلید واژه¬ها: سیستم هیبریدی، ریفورمر، واحد توان کمکی apu ، سیکل ترکیبی sofc/gt