تعیین تجربی ضریب انتقال حرارت برای طراحی بهینه سیستم خنک کننده یک پیل سوختی غشای الکترولیتی پلیمری قرار داده شده در داخل بدنه یک پهپاد

هدف از این تحقیق، محاسبه ضریب انتقال حرارت مورد نیاز برای پیشرفت طراحی بهینه سیستم خنک کننده یک استک پیلسوختی غشای الکترولیتی پلیمری درجه حرارت بالا که در نیروگاه موتور مولد نیر و یک پهپاد نوری قرار داده شده می باشد ومی تواند ارتفاع پهپاد را از سطح زمین به فاصله ۱۰.۰۰۰ متر برساند. آزمایشات در دو تونل مستطی لی برای سه فرم فاکتورمختلف در شرایط آزمایشی نزد یکترین حد ممکن به مقادیر واقعی در استک پیل سوختی غشای الکترولیتی پلیمری درجهحرارت بالا انجام شده است. برای محاسبات، همه فرآیندهای حرارتی مربوطه (مانند جابجایی و تشعشع) در نظر گرفته شدهاست. پارامترها ی مختلفی مانند نرخ دبی جرمی هوا، درجه حرارت ورودی و خروجی هوا، و درجه حرارت دیواره برای صفحاتدو قطبی و صفحات انتهایی اندازه گیری شده است. مدل های مختلف عددی تاثیر گروه های مختلف مربوطه بدون بعد در عددناسلت را نشان می دهند و اثبات می کنند. ضریب انتقال حرارت برای جریان خنک کننده هوا محاسبه شده که از ۸ به (۴۴wk(-۲)m(-۲ می باشد. نتایج به دست آمده در سطح دریا برا ی ارتفاع پروازی ۱۰ کیلومت ر برآورد شده است. بخش جریان به عنوانیک تابعی از توان مورد نیاز برای خنک کردن استک به دمای توص یه شده توسط سازنده ترکیب غشاء و الکترود (MEA) بااستفاده از کد عددی به طور خاص برای این منظور توسعه یافته شده و بهینه سازی شده است .

کلیدواژه ها:

ضریب انتقال حرارت ، پیل سوختی غشای الکترولیتی پلیمری ، هیدروژن ، مدیریت انتقال حرارت ، پهپاد