WO2017137537A1 - Verfahren zum antrieb eines luftfahrzeugs und luftfahrzeug - Google Patents

Verfahren zum antrieb eines luftfahrzeugs und luftfahrzeug Download PDF

Info

Publication number
WO2017137537A1
WO2017137537A1 PCT/EP2017/052958 EP2017052958W WO2017137537A1 WO 2017137537 A1 WO2017137537 A1 WO 2017137537A1 EP 2017052958 W EP2017052958 W EP 2017052958W WO 2017137537 A1 WO2017137537 A1 WO 2017137537A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
operating state
voltage
operating
operating voltage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/EP2017/052958
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Mykhaylo Filipenko
Frank Anton
Agnieszka Makowska
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Siemens Corp
Original Assignee
Siemens AG
Siemens Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG, Siemens Corp filed Critical Siemens AG
Priority to EP17705335.2A priority Critical patent/EP3397555A1/de
Priority to US16/077,480 priority patent/US20190152617A1/en
Priority to CN201780010862.4A priority patent/CN108602564A/zh
Publication of WO2017137537A1 publication Critical patent/WO2017137537A1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
    • H02K11/30—Structural association with control circuits or drive circuits
    • H02K11/33—Drive circuits, e.g. power electronics
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L15/00—Methods, circuits, or devices for controlling the traction-motor speed of electrically-propelled vehicles
    • B60L15/007—Physical arrangements or structures of drive train converters specially adapted for the propulsion motors of electric vehicles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/16—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft for electric power plants
    • B64D31/18—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft for electric power plants for hybrid-electric power plants
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K11/00—Structural association of dynamo-electric machines with electric components or with devices for shielding, monitoring or protection
    • H02K11/0094—Structural association with other electrical or electronic devices
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02K—DYNAMO-ELECTRIC MACHINES
    • H02K51/00—Dynamo-electric gears, i.e. dynamo-electric means for transmitting mechanical power from a driving shaft to a driven shaft and comprising structurally interrelated motor and generator parts
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02P—CONTROL OR REGULATION OF ELECTRIC MOTORS, ELECTRIC GENERATORS OR DYNAMO-ELECTRIC CONVERTERS; CONTROLLING TRANSFORMERS, REACTORS OR CHOKE COILS
    • H02P17/00—Arrangements for controlling dynamo-electric gears
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L2200/00—Type of vehicles
    • B60L2200/10—Air crafts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L2210/00—Converter types
    • B60L2210/20—AC to AC converters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/33—Hybrid electric aircraft

Definitions

  • a method for driving an aircraft and aircraft The invention relates to a method for driving an air ⁇ vehicle and an aircraft.
  • Voltage can be modulated in both frequency and amplitude.
  • the power converter typically have Halbleiterbauelemen- te, especially IGBTs and / or the power MOSFET on, wel ⁇ che are highly vulnerable to cosmic radiation.
  • cosmic rays pose a significant threat to semiconductor devices.
  • the flow of cosmic rays is higher at this altitude by a factor of about 20 to 60 than at sea level.
  • Converters are therefore regularly eliminated due to a very probable failure. It is known that this circumstance by a permanent Vermin ⁇ tion of the operating voltage to the semiconductor devices or by an enlargement of the semiconductor layer to umge ⁇ hen. However, these measures increase the weight of inverters.
  • the power to weight ratio (power per mass) is thereby greatly reduced, which can form an off-circuit ⁇ criterion in aviation.
  • the thickness of the semiconductor layer is increased, the probability ei ⁇ nes failure of the semiconductor devices can even be increased because the interaction probability of the semiconductor material with cosmic radiation increases in proportion to the thickness.
  • SiC and GaN have a higher band gap than Si, which leads to a strong reduction of a radiation avalanche breakdown.
  • SiC and GaN devices are expensive because the crystal structure of SiC and GaN is more complex than that of silicon, making it difficult to grow and process these materials.
  • the inventive method for driving an aerial vehicle ⁇ zeugs uses a Multilevelumrichter having at least two Converter modules.
  • a first operating voltage is applied to at least one of the converter modules in a first operating state and a second operating voltage to a lower operating voltage in a second operating state.
  • the inventive method is based on the Erfindungsge thank ⁇ , an aircraft by means of an as motors and generators genes ⁇ connecting Multilevelumrichters to drive such that the Multilevelumrichter the aircraft stromdimensio- ned is designed. This means that, although in a first operating state, useful in situations in which the aircraft is not exposed to any appreciable cosmic radiation, or the converter modules of the
  • Multilevel inverter with high voltage and reduced currents are operated.
  • a second operating state advantageously in such an operating state in which the aircraft is increasingly exposed to cosmic radiation - for example, as soon as a necessary altitude is reached ⁇ , a lower voltage for the or
  • the applied voltage and / or a reverse voltage of the semiconductor device is the dominie ⁇ Rende influencing factor on the lifetime of Halbleiterbauele ⁇ elements at a high flow of cosmic radiation.
  • changes in cruising altitude already in voltage changes of a few 10 volts near a threshold voltage as a result of cosmic radiation in the semiconductor device, as in a IGBT, generated amount of charge by two to three orders of magnitude ⁇ gene.
  • This charge allows the semiconductor device are briefly lei ⁇ tend.
  • the resulting heat then destroys the semiconductor device. According to the invention, this circumstance does not occur.
  • the multilevel converter is electrically and mechanically separated into two or more converter modules. So can at the same
  • the inventive method requires noperssserhö ⁇ hung the drive and consequently not the aircraft. At the same time, an increased probability of interaction with comic radiation can be avoided.
  • the use of expensive inverter modules with semiconductor components, which are formed with SiC and / or GaN is, according to the invention not he ⁇ conducive.
  • At least the first and the second of the at least two inverter modules are interchangeable similar prior ⁇ formed preferably identical. So can about
  • Umrichtermodule depending on whether they are operated in the first or in the second operating state, serially or in parallel ge ⁇ switched.
  • the multilevel converter is a voltage source converter.
  • first and second operating voltage can be applied pulsed with the inventive method, the two ⁇ th operating voltage compared to the first operating voltage has a longer pulse durations.
  • the reduced voltage level is partly compensated ⁇ part by the longer pulse duration.
  • the reduced voltage level is expediently compensated by a higher current.
  • the multilevel converter is preferably used to convert a generated AC voltage of a generator into an AC voltage supplying a drive motor.
  • the multilevel converter is used to convert AC voltage, such as the appropriate adaptation of the frequency between the generator and the drive motor.
  • the multilevel converter is a voltage source converter with submodules, which can be switched by means of power semiconductor components.
  • the power semiconductor components are in the inventive method by means of SEN ⁇
  • the second operating state is brought about during or after a start and / or ends before or during a landing of the aircraft.
  • the second operating state extends entirely or predominantly to the phase of the cruise of the aircraft ⁇ .
  • the multilevel converter of the aircraft is exposed to a high flux of cosmic radiation, so that in this development of the invention, the submodule or submodules are protected from cosmic radiation in the cruise phase.
  • the cruise does not require maximum power delivery as required by the phases of takeoff and possibly landing.
  • a further advantageous embodiment of the method according to the invention is by means of
  • Multilevelumrichters provided power in the second Be ⁇ operating state at most 80 percent of the maximum power in the first operating state, preferably the power in the second operating state is at most 70 percent and ideally at most 60 percent. Regularly, the power requirement for cruising is considerably lower than when starting.
  • the first operating state is advantageous in the inventive method before and / or during at least a portion of the launch of the aircraft and / or before and / or during at least a portion of the landing of the aircraft herbeige ⁇ leads. In this embodiment of the invention, a high maximum power is possible especially in those flight phases in which immediate power supplies may be required.
  • the second operating state above a minimum height of the air ⁇ vehicle brought about is the dominant parameter for the cosmic ray flux to which the aircraft is exposed.
  • the inventive method for driving a hybrid aircraft is performed.
  • Hybridflug ⁇ witnesses, the problem of a conversion of generator power in engine power by means of converters.
  • the aircraft according to the invention is designed to carry out a method according to the invention as described above.
  • the aircraft according to the invention has a Electric drive, which at least one
  • Multilevel converter with at least two converter modules.
  • the at least two converter modules are in each case designed and supplied with a first operating voltage for feeding in a first operating state and in a second operating state with a second operating voltage which is lower than the respective first operating voltage.
  • a control device is present, which is formed, depending on the altitude or a maneuver ⁇ maneuver, in particular depending on an initiated or imminent takeoff or landing, respectively, the first and / or the second operating state to switch.
  • the control device expediently implements the method according to the invention as described above.
  • the control device receives as input a measure of the altitude of the aircraft, which is detected by means of a detection means. Depending on the measure of the altitude of the first and / or second operating state is switched.
  • the aircraft according to the invention is particularly preferably an aircraft, in particular a hybrid-electric aircraft.
  • Fig. 1 shows an aircraft with a drive train with a
  • FIG. 2 shows the multilevel converter of the aircraft according to FIG. Fig. 1 schematically in a block diagram
  • FIG. 3 a converter module of the multilevel converter according to FIG.
  • FIG. 2 schematically in a block diagram.
  • the aircraft illustrated in FIG. 1 is a hybridelekt ⁇ innovative plane 10 and has a drive train 20.
  • the drive train 20 includes a turbine 30, which as known per se provides rotational mechanical energy, if necessary, by means of combustion of propellant material and a Ge ⁇ ⁇ erator 40 received for converting the mechanical energy into electrical energy.
  • the generator 40 provides the generic elekt ⁇ energy by means of an output-side AC voltage.
  • the generator 40 feeds a rectifier 50, which rectifies the AC voltage of the generator 40.
  • a rectifier 50 an active converter can be provided in a further, not specifically illustrated exemplary embodiment.
  • an electric battery 60 of the hybrid electric aircraft 10 is charged.
  • the battery 60 is provided as a permanent power source of the electric aircraft 10. In the case of draining the battery 60 or a sharp increase in energy demand, the turbine 30 and the generator 40 may be consulted for supplemental power.
  • a modular Multilevelumrichter 70 is connected to this, wherein the DC voltage supplied by rectifier 50 and / or battery 60 um constitution of appropriate frequency in a suited for operating a Propel ⁇ lermotors 80 of the aircraft 10 alternating voltage.
  • the propulsion unit 80 is attached ⁇ connected mechanically to drive a propeller 90 of the airplane 10th
  • the multilevel converter 70 forms a voltage intermediate-circuit converter which (see FIG. 3) has three parallel-connected series circuits of each two converter modules SM per phase U, V, W. The single ones
  • the propeller motor 80 requires a very predictable load profile during the flight of the aircraft 10: So tre ⁇ th only at the beginning during takeoff and climb one of the aircraft 10 power peaks. During the rest of the flight, especially during cruising, only about 60% of this power is needed.
  • Multilevelumrichters 70 controlled by being switched to individual semicon ⁇ terbauimplantation submodules of the multilevel converter 70, here to the switch TO, Tl, voltage pulses adapted height and length.
  • this problem does not occur according to the method according to the invention, by means of which the mutli-level converter 70 is controlled.
  • Multilevel converter 70 very small (for comparison: the particle flow at sea level is about 150 times smaller than at 12 km altitude).
  • the cosmic radiation is particularly critical:
  • the altitude of the aircraft 10 is continuously detected by means of a not explicitly dargestell ⁇ th in the drawing controller. Above a threshold height, which passes through the aircraft 10 after takeoff and during the climb, now the voltage applied to the intermediate circuit of the Multilevelumrichters 70 and consequently also the voltage V c to the inverter modules SM of the Multilevelumrichters 70 is lowered so that the
  • Inverter modules SM are connected in this operating state with voltage ⁇ pulses with lowered voltage.
  • the voltage pulses are switched at the same time each with longer lasting pulse duration.
  • To negotiatezu- provide the required power flow also higher currents, which are distributed over several ⁇ a zelne, smaller sub-modules 200 of the Multilevelumrichters 70th Details of the multilevel converter 70 are shown by way of example in FIG.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Inverter Devices (AREA)

Abstract

Das Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs nutzt einen Multilevelumrichter mit zumindest zwei Umrichtermodulen. An zumindest eines der Umrichtermodule wird in einem ersten Betriebszustand eine erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand eine zweite, gegenüber der ersten geringere, Betriebsspannung angelegt. Das Luftfahrzeug ist zur Ausführung eines solchen Verfahrens ausgebildet und umfasst einen Elektroantrieb, welcher zumindest einen Multilevelumrichter mit mindestens zwei Umrichtermodulen aufweist, welche jeweils zur Speisung in einem ersten Betriebszustand mit einer erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand mit einer zweiten, gegenüber der jeweils ersten geringeren, Betriebsspannung ausgebildet und verschaltet sind. Das Luftfahrzeug ist zweckmäßig ein, insbesondere hybridelektrisches, Flugzeug.

Description

Beschreibung
Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs und Luftfahrzeug Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Antrieb eines Luft¬ fahrzeugs und ein Luftfahrzeug.
In jüngerer Zeit gewinnt die elektrische Luftfahrt zunehmend an Bedeutung. In der elektrischen Luftfahrt sind insbesondere seriell-hybride Antriebssysteme Gegenstand aktiver Entwick¬ lung. Bei solchen hybriden Antriebssystemen wird mittels eines Generators, der an einen Verbrennungsmotor gekoppelt ist, zusätzlich elektrische Energie erzeugt und einem elektrischen Motor zugeführt. Der Generator kann also erforderlichenfalls eine Entleerung eines elektrischen Energiespeichers eines elektrischen Flugzeugs kompensieren. Der Vorteil seriellhybrider Antriebssysteme besteht darin, dass sowohl der elektrische Motor als auch der Verbrennungsmotor bei unterschiedlichen Drehgeschwindigkeiten laufen können und dadurch in beiden die maximale Leistung oder der maximale Wirkungs¬ grad bei gegebenem Verbrauch erzielt werden kann. Um den elektrischen Motor und den Verbrennungsmotor voneinander zu entkoppeln, müssen zwischen Generator und elektrischem Motor Leistungselektroniken bestehend aus mehreren Umrichtern ein- gesetzt werden, durch welche die am Generator generierte
Spannung sowohl in der Frequenz als auch in der Amplitude moduliert werden kann.
Leistungsumrichter weisen üblicherweise Halbleiterbauelemen- te, insbesondere IGBTs und/oder Leistungs-MOSFETs , auf, wel¬ che durch kosmische Strahlung stark gefährdet sind. Kosmische Strahlung bildet in typischen Reiseflughöhen von Flugzeugen von ca. 10 Kilometern eine erhebliche Gefahr für Halbleiterbauelemente. Der Fluss der kosmischen Strahlung ist in dieser Höhe um einen Faktor von etwa 20 bis 60 höher ist als auf Meereshöhe. Umrichter scheiden deshalb aufgrund eines sehr wahrscheinlichen Ausfalls regelmäßig aus. Es ist bekannt, diesen Umstand durch eine dauerhafte Vermin¬ derung der Betriebsspannung an den Halbleiterbauelementen oder durch eine Vergrößerung der Halbleiterschicht zu umge¬ hen. Jedoch wird mit diesen Maßnahmen das Gewicht von Umrich- tern erhöht. Das Leistungsgewicht (Leistung pro Masse) wird dadurch stark verringert, was in der Luftfahrt ein Aus¬ schlusskriterium bilden kann. Wird hingegen die Dicke der Halbleiterschicht erhöht, so kann die Wahrscheinlichkeit ei¬ nes Ausfalls der Halbleiterbauelemente sogar erhöht sein, da die Wechselwirkungswahrscheinlichkeit des Halbleitermaterials mit kosmischer Strahlung proportional mit der Dicke ansteigt.
Es ist ferner bekannt, bei Umrichtern Halbleiterbauelemente in Form von SiC- oder GaN-basierten Bauteilen zu verwenden. SiC und GaN haben eine höhere Bandlücke als Si, was zu einer starken Verminderung eines strahlungsbedingten Lawinendurch- bruchs führt. Allerdings sind SiC- und GaN-Bauteile teuer, denn die Kristallstruktur von SiC und GaN ist komplexer als jene von Silizium, sodass das Wachstum und die Bearbeitung dieser Materialien erschwert sind.
Es ist nun Aufgabe der Erfindung, ein gegenüber dem Stand der Technik verbessertes Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs anzugeben sowie ein gegenüber dem Stand der Technik verbessertes Luftfahrzeug anzugeben. Insbesondere sollen das Verfahren und das Luftfahrzeug einen ausfallsicheren Antrieb des Luftfahrzeugs ermöglichen ohne notwendig das Gewicht des Antriebs zu erhöhen. Diese Aufgabe der Erfindung wird mit einem Verfahren mit den in Anspruch 1 angegebenen Merkmalen sowie mit einem Luftfahrzeug mit dem in Anspruch 11 angegebenen Merkmalen gelöst. Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung sind in den zugehörigen Unteransprüchen, der nachfolgenden Beschreibung und der Zeichnung angegeben.
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Antrieb eines Luftfahr¬ zeugs nutzt einen Multilevelumrichter mit zumindest zwei Umrichtermodulen. An zumindest einem der Umrichtermodule wird in einem ersten Betriebszustand eine erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand eine zweite, gegenüber der ersten geringere, Betriebsspannung angelegt.
Das erfindungsgemäße Verfahren beruht auf dem Erfindungsge¬ danken, ein Luftfahrzeug mittels eines etwa Motoren und Gene¬ ratoren verbindenden Multilevelumrichters derart anzutreiben, dass der Multilevelumrichter des Luftfahrzeugs stromdimensio- niert ausgelegt ist. Dies bedeutet, dass zwar in einem ersten Betriebszustand, zweckmäßig in Situationen, in welchen das Luftfahrzeug keiner nennenswerten kosmischen Strahlung ausgesetzt ist, das oder die Umrichtermodule des
Multilevelumrichters mit hoher Spannung und reduzierten Strö- men betrieben werden. Jedoch wird in einem zweiten Betriebszustand, vorteilhafterweise in einen solchen Betriebszustand, bei welchem das Luftfahrzeug vermehrt kosmischer Strahlung ausgesetzt ist - etwa sobald eine notwendige Flughöhe er¬ reicht ist, eine geringere Spannung für das oder die
Umrichtermodule vorgesehen. Die angelegte Spannung und/oder eine Sperrspannung des Halbleiterbausteins ist die dominie¬ rende Einflussgröße auf die Lebensdauer von Halbleiterbauele¬ menten bei einem hohen Fluss von kosmischer Strahlung. So ändert sich in Reiseflughöhe bereits bei Spannungsänderungen von wenigen 10 Volt nahe einer Schwellspannung die infolge kosmischer Strahlung im Halbleiterbauteil, etwa in einem IGBT, generierte Ladungsmenge um zwei bis drei Größenordnun¬ gen. Diese Ladung lässt das Halbleiterbauteil kurzzeitig lei¬ tend werden. Die hierdurch bedingte Hitze zerstört dann das Halbleiterbauteil. Erfindungsgemäß tritt dieser Umstand nicht auf .
Zweckmäßigerweise wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren der Multilevelumrichter in zwei oder mehrere Umrichtermodule elektrisch und mechanisch getrennt. So kann bei gleichen
Strömen bezogen auf jeweils ein einzelnes Umrichtermodul mit kleineren Spannungen gearbeitet werden. Somit kann die Wahrscheinlichkeit für die Zerstörung von Halbleiterbauteilen der Umrichtermodule des Multilevelumrichters durch kosmische Strahlung wesentlich reduziert werden.
Vorteilhafterweise können regelmäßig weitere Komponenten von Luftfahrzeugantrieben mit mehreren unterschiedlichen Spannungslagen arbeiten. Die Sicherheit beim Start des Luftfahrzeugs ist zweckmäßig durch eine Überdimensionierung des
Multilevelumrichters gegeben. Sicherheit während des Reise¬ flugs hingegen ist durch mehrere redundante und als Umrichter fungierende Umrichtermodule gegeben.
Das erfindungsgemäße Verfahren erfordert keine Gewichtserhö¬ hung des Antriebs und folglich auch nicht des Luftfahrzeugs. Zugleich lässt sich eine erhöhte Wechselwirkungswahrscheinlichkeit mit komischer Strahlung vermeiden. Der teure Einsatz von Umrichtermodulen mit Halbleiterbauelementen, welche mit SiC und/oder GaN gebildet sind, ist erfindungsgemäß nicht er¬ forderlich .
Bei einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird an zumindest zwei der Umrichtermodule im ers¬ ten Betriebszustand je eine erste Betriebsspannung und in ei¬ nem zweiten Betriebszustand je eine zweite, jeweils gegenüber der ersten geringere, Betriebsspannung angelegt.
Besonders vorteilhaft sind zumindest das erste und das zweite der zumindest zwei Umrichtermodule austauschbar ähnlich, vor¬ zugsweise baugleich, ausgebildet. So können etwa
Umrichtermodule, je nachdem, ob sie im ersten oder im zweiten Betriebszustand betrieben werden, seriell oder parallel ge¬ schaltet werden. Zweckmäßig ist der Multilevelumrichter ein Spannungszwischenkreisumrichter .
Vorzugsweise wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren an sämtlichen Umrichtermodulen im ersten Betriebszustand je eine erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand je eine zweite, jeweils gegenüber der ersten geringere, Be¬ triebsspannung angelegt. Zweckmäßig werden bei dem erfindungsgemäßen Verfahren erste und zweite Betriebsspannung gepulst angelegt, wobei die zwei¬ te Betriebsspannung gegenüber der ersten Betriebsspannung längere Pulsdauern aufweist. In dieser Weiterbildung der Erfindung wird das reduzierte Spannungsniveau zum einen teil¬ weise durch die längere Pulsdauer kompensiert. Zum anderen wird das reduzierte Spannungsniveau zweckmäßig durch einen höheren Strom kompensiert.
Bevorzugt wird bei dem Verfahren gemäß der Erfindung der Multilevelumrichter zur Umrichtung einer generierten Wechselspannung eines Generators in eine einen Antriebsmotor speisende Wechselspannung herangezogen. In dieser Weiterbildung der Erfindung wird der Multilevelumrichter dazu herangezogen, Wechselspannung, etwa zur geeigneten Anpassung der Frequenz zwischen Generator und Antriebsmotor, umzurichten. Zweckmäßig ist der Multilevelumrichter ein Spannungszwischenkreisumrich- ter mit Submodulen, welche mittels Leistungshalbleiterbautei- len schaltbar sind. Zweckmäßig werden bei dem erfindungsgemä¬ ßen Verfahren die Leistungshalbleiterbauteile mittels
Pulsweitenmodulation oder mittels einer sonstigen Modulation geschaltet . Bei einer vorteilhaften Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird der zweite Betriebszustand während oder nach einem Start herbeigeführt und/oder vor oder während einer Landung des Luftfahrzeugs beendet. In dieser Weiterbildung der Erfindung erstreckt sich der zweite Betriebszustand ganz oder vorwiegend auf die Phase des Reiseflugs des Luftfahr¬ zeugs. Gerade in dieser Phase ist der Multilevelumrichter des Flugzeugs einem hohen Fluss kosmischer Strahlung ausgesetzt, sodass in dieser Weiterbildung der Erfindung das oder die Submodule in der Phase des Reiseflugs vor kosmischer Strah- lung geschützt sind. Weiterhin erfordert der Reiseflug keine maximale Leistungsbereitstellung wie es die Phasen des Starts und ggf. auch der Landung erfordern. In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Verfahrens beträgt die mittels des
Multilevelumrichters bereitgestellte Leistung in zweitem Be¬ triebszustand höchstens 80 Prozent der Maximalleistung im ersten Betriebszustand, bevorzugt beträgt die Leistung im zweiten Betriebszustand höchstens 70 Prozent und idealerweise höchstens 60 Prozent. Regelmäßig ist der Leistungsbedarf beim Reiseflug erheblich geringer als beim Start. Vorteilhaft wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren der erste Betriebszustand vor und/oder während zumindest eines Teils des Starts des Luftfahrzeugs und/oder vor und/oder während zumindest eines Teils der Landung des Luftfahrzeugs herbeige¬ führt. In dieser Weiterbildung der Erfindung wird gerade in denjenigen Flugphasen, in denen sofortige Leistungsbereitstellungen erforderlich werden können, eine hohe Maximalleistung ermöglicht.
Vorzugsweise wird bei dem Verfahren gemäß der Erfindung der zweite Betriebszustand oberhalb einer Mindesthöhe des Luft¬ fahrzeugs herbeigeführt. Die Flughöhe des Luftfahrzeugs über dem Meeresspiegel ist der dominierende Parameter für den Strom kosmischer Strahlung, dem das Luftfahrzeug ausgesetzt ist .
Zweckmäßig wird das erfindungsgemäße Verfahren zum Antrieb eines Hybridflugzeuges durchgeführt. Gerade bei Hybridflug¬ zeugen stellt sich das Problem einer Umsetzung von Generatorleistung in Motorleistung mittels Umsetzern.
Der Vorteil eines solchen Hybridflugzeugs liegt darin, dass diese Leistungsspitzen durch eine Batterie bedient werden, während der Generator und die Turbine deutlich kleiner und sparsamer ausgelegt werden können.
Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug ist zur Ausführung eines erfindungsgemäßen Verfahrens wie vorstehend beschrieben ausgebildet. Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug weist einen Elektroantrieb auf, welcher zumindest einen
Multilevelumrichter mit mindestens zwei Umrichtermodulen um- fasst. Die mindestens zwei Umrichtermodule sind jeweils zur Speisung in einem ersten Betriebszustand mit einer ersten Be- triebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand mit einer zweiten, gegenüber der jeweils ersten geringeren, Betriebsspannung ausgebildet und verschaltet.
Die Vorteile des vorstehend erläuterten erfindungsgemäßen Verfahrens gelten für das erfindungsgemäße Luftfahrzeug ent¬ sprechend .
In vorteilhafter Weiterbildung ist bei dem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug eine Steuereinrichtung vorhanden, welche ausge- bildet ist, in Abhängigkeit von der Flughöhe oder eines Flug¬ manövers, insbesondere abhängig von einem eingeleiteten oder bevorstehenden Start- oder Landevorgang, jeweils den ersten und/oder den zweiten Betriebszustand zu schalten. Zweckmäßig setzt die Steuereinrichtung das erfindungsgemäße Verfahren wie oben beschrieben um. Geeigneter weise erhält die Steuereinrichtung als Eingangsgröße ein Maß für die Flughöhe des Luftfahrzeugs, welches mittels eines Erfassungsmittels er- fasst wird. Abhängig von dem Maß für die Flughöhe wird der erste und/oder zweite Betriebszustand geschaltet.
Besonders bevorzugt ist das erfindungsgemäße Luftfahrzeug ein Flugzeug, insbesondere ein hybridelektrisches Flugzeug.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert.
Es zeigen:
Fig. 1 ein Luftfahrzeug mit einem Antriebsstrang mit einem
Multilevelumrichter schematisch in einem Blockschaltbild, Fig. 2 den Multilevelumrichter des Luftfahrzeugs gem. Fig. 1 schematisch in einem Blockschaltbild sowie
Fig. 3 ein Umrichtermodul des Multilevelumrichters gem.
Fig. 2 schematisch in einem Blockschaltbild.
Das in Fig. 1 dargestellte Luftfahrzeug ist ein hybridelekt¬ risches Flugzeug 10 und weist einen Antriebsstrang 20 auf. Der Antriebsstrang 20 umfasst eine Turbine 30, welche wie an sich bekannt im Bedarfsfall mittels Verbrennung von Treib¬ stoff mechanische Rotationsenergie bereitstellt und einem Ge¬ nerator 40 zur Wandlung der mechanischen Energie in elektrische Energie übermittelt. Der Generator 40 stellt die elekt¬ rische Energie mittels einer ausgangsseitigen Wechselspannung zur Verfügung.
Der Generator 40 speist einen Gleichrichter 50, der die Wechselspannung des Generators 40 gleichrichtet. Anstelle eines Gleichrichters 50 kann in einem weiteren, nicht eigens darge- stellten Ausführungsbeispiel ein aktiver Umrichter vorgesehen sein. Mittels der gleichgerichteten Spannung wird im Falle überschüssiger mittels des Generators 40 bereitgestellter Energie eine elektrische Batterie 60 des hybridelektrischen Flugzeugs 10 geladen. Die Batterie 60 ist als dauerhafte Energiequelle des Elektroflugzeugs 10 vorgesehen. Im Falle einer Entleerung der Batterie 60 oder eines stark ansteigenden Energiebedarfs können die Turbine 30 und der Generator 40 zur ergänzenden Energieversorgung hinzugezogen werden. Abtriebsseitig von Gleichrichter 50 und Batterie 60 ist an diese ein modular aufgebauter Multilevelumrichter 70 angebunden, welcher die von Gleichrichter 50 und/oder Batterie 60 gelieferte Gleichspannung in eine zum Betrieb eines Propel¬ lermotors 80 des Flugzeugs 10 taugliche Wechselspannung ge- eigneter Frequenz umrichtet. Der Propellermotor 80 ist mechanisch zum Antrieb eines Propellers 90 des Flugzeugs 10 ange¬ bunden . Der Multilevelumrichter 70 bildet einen Spannungszwischen- kreisumrichter, welcher (s.a. Fig. 3) je Phase U, V, W jeweils drei parallel geschaltete Serienschaltungen von jeweils zwei Umrichtermodulen SM aufweist. Die einzelnen
Umrichtermodule SM umfassen jeweils zwei mittels IGBTs (IGBT = engl. „ insulated-gate bipolar transistor ) realisierte Schalter TO, Tl mit zwei Freilaufdioden DO, Dl. Grundsätzlich können in weiteren Ausführungsbeispielen, welche im Übrigen dem Dargestellten entsprechen, auch andere Transistoren, bei- spielsweise Leistungs-MOSFETs , als Schalter eingesetzt wer¬ den. Mittels einer Pulsweitenmodulation (grundsätzlich können in weiteren Ausführungsbeispielen auch andere Modulationsverfahren zum Einsatz kommen) werden die Schalter TO, Tl geschaltet. Die hier am Kondensator C anliegende Zwischenkreis- Spannung Vc des Zwischenkreises zwischen P und N wird mittels des Umrichtermoduls SM jeweils in die Phasenspannung VSM ei¬ nes Umrichtermoduls umgesetzt.
In der Regel fordert der Propellermotor 80 während des Fluges des Flugzeugs 10 ein sehr vorhersehbares Lastprofil: So tre¬ ten nur am Anfang während eines Starts und eines Steigflugs des Flugzeugs 10 Leistungsspitzen auf. Während der übrigen Flugzeit, insbesondere während des Reisefluges werden nur ca. 60 % dieser Leistung benötigt.
Entsprechend werden Leistungsspitzen mittels der Batterie 60 bedient, während Turbine 30 und Generator 40 kleiner dimen¬ sioniert sind. Die Leistung, die den Propellermotor 80 speist, wird mittels des Multilevelumrichters 70 über den Strom des
Multilevelumrichters 70 gesteuert, indem an einzelne Halblei¬ terbauelemente von Submodulen des Multilevelumrichters 70, hier an die Schalter TO, Tl, Spannungspulse angepasster Höhe und Länge geschaltet werden.
Diese Spannungen erweisen sich bei großen Flughöhen des Flugzeugs 10 als sehr kritisch: Grundsätzlich nimmt ab einer be- stimmten Flughöhe des Flugzeugs 10 aufgrund der kosmischen Strahlung die Ausfallwahrscheinlichkeit der Schalter TO, Tl stark zu. Dabei hängt die Ausfallwahrscheinlichkeit aufgrund der kosmi¬ schen Strahlung bei einer solchen Flughöhe mit der jeweils anliegenden Spannung zusammen: Wird ein bestimmter Wert der Spannung überschritten, so wird bei der Wechselwirkung des Halbleiterbauteilsmit kosmischer Strahlung so viel Ladung im Halbleiterbauteil generiert, dass dieses kurzzeitig leitend wird und durch Erhitzung permanent zerstört wird.
Beim Multilevelumrichter 70 des erfindungsgemäßen Flugzeugs 10 tritt dieses Problem gemäß dem erfindungsgemäßen Verfah- ren, mittels welchem der Mutlilevelumrichter 70 gesteuert wird, nicht auf.
Das Flugzeug 10 wird mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens nun wie folgt angetrieben:
Da sich das Flugzeug 10 während des Starts und während des Beginns des Steigflugs noch immer eine vergleichsweise gerin¬ ge Höhe erreicht, ist der Teilchenfluss der kosmischen Strah¬ lung am Ort des Flugzeugs 10 und somit am Ort des
Multilevelumrichters 70 sehr klein (zum Vergleich: der Teil- chenfluss ist auf Meeresniveau etwa um den Faktor 150 kleiner als bei 12 Kilometern Höhe) .
Folglich ist der Teilchenfluss der kosmischen Strahlung beim Start und beim anfänglichen Steigflug des Flugzeugs 10 un¬ problematisch .
Beim Reiseflug bei 12 Kilometern Flughöhe, also der typischen Reiseflughöhe, hingegen ist die kosmische Strahlung besonders kritisch: Um dem zu begegnen, wird die Flughöhe des Flugzeugs 10 mittels einer in der Zeichnung nicht explizit dargestell¬ ten Steuereinrichtung kontinuierlich erfasst. Oberhalb einer Schwellhöhe, welche das Flugzeug 10 nach dem Start und während des Steigfluges passiert, wird nun die am Zwischenkreis des Multilevelumrichters 70 anliegende Spannung und folglich auch die Spannung Vc an den Umrichtermodulen SM des Multilevelumrichters 70 abgesenkt, sodass die
Umrichtermodule SM in diesem Betriebszustand mit Spannungs¬ pulsen mit abgesenkter Spannung geschaltet sind. Dabei werden die Spannungspulse zugleich mit jeweils länger andauernder Pulsdauer geschaltet. Um die geforderte Leistung bereitzu- stellen, fließen zudem höhere Ströme, welche auf mehrere ein¬ zelne, kleinere Submodule 200 des Multilevelumrichters 70 verteilt werden. Details des Multilevelumrichters 70 sind beispielhaft in Fig. 3 dargestellt.

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs (10), nutzend einen Multilevelumrichter (70) mit zumindest zwei
Umrichtermodulen (SM) , bei welchem an zumindest einem der Umrichtermodule (SM) in einem ersten Betriebszustand eine erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand eine zweite, gegenüber der ersten geringere, Be¬ triebsspannung angelegt wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, bei welchem an zumindest zwei der Umrichtermodule (SM) im ersten Betriebszustand je eine erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand je eine zweite, jeweils gegenüber der ersten gerin¬ gere, Betriebsspannung angelegt wird.
3. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem an sämtlichen Umrichtermodulen (SM) im ersten Betriebszustand je eine erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebszustand je eine zweite, jeweils gegenüber der ersten geringere, Betriebsspannung angelegt wird.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem erste und zweite Betriebsspannung gepulst angelegt werden, wobei die zweite Betriebsspannung gegenüber der ersten Betriebsspannung längere Pulsdauern aufweist.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der Multilevelumrichter zur Umrichtung einer generierten Wechselspannung eines Generators in eine einen Antriebsmotor speisende Wechselspannung herangezogen wird.
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem die mittels des Multilevelumrichters (70) bereit¬ gestellte Leistung in zweitem Betriebszustand höchstens 80 Prozent der Maximalleistung im ersten Betriebszustand, be¬ vorzugt höchstens 70 Prozent und idealerweise höchstens 60 Prozent beträgt.
7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der zweite Betriebszustand während oder nach einem Start herbeigeführt und/oder vor oder während einer Lan¬ dung des Luftfahrzeugs beendet wird.
8. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei
welchem der erste Betriebszustand vor und/oder während zu¬ mindest eines Teils des Starts des Luftfahrzeugs (10) und/oder vor und/oder während zumindest eines Teils der Landung des Luftfahrzeugs (10) herbeigeführt wird.
9. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei
welchem der zweite Betriebszustand oberhalb einer Mindest¬ höhe des Luftfahrzeugs (10) herbeigeführt wird.
10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, welches zum Antrieb eines Hybridflugzeuges durchgeführt wird.
11. Luftfahrzeug zur Ausführung eines Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einem Elektroantrieb
(20), welcher zumindest einen Multilevelumrichter mit mindestens zwei Umrichtermodulen (SM) aufweist, welche je¬ weils zur Speisung in einem ersten Betriebszustand mit ei¬ ner erste Betriebsspannung und in einem zweiten Betriebs- zustand mit einer zweiten, gegenüber der jeweils ersten geringeren, Betriebsspannung ausgebildet und verschaltet sind .
12. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem eine Steuereinrichtung vorhanden ist, welche ausgebildet ist, in Abhängigkeit von der Flughöhe oder eines Flugmanövers, insbesondere abhängig von einem eingeleite¬ ten oder bevorstehenden Start- oder Landevorgang, jeweils den ersten und/oder den zweiten Betriebszustand zu schal- ten. Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, welches ein Flugzeug (10), insbesondere ein hybridelektri sches Flugzeug (10) ist.
PCT/EP2017/052958 2016-02-12 2017-02-10 Verfahren zum antrieb eines luftfahrzeugs und luftfahrzeug Ceased WO2017137537A1 (de)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP17705335.2A EP3397555A1 (de) 2016-02-12 2017-02-10 Verfahren zum antrieb eines luftfahrzeugs und luftfahrzeug
US16/077,480 US20190152617A1 (en) 2016-02-12 2017-02-10 Method for driving an air vehicle, and air vehicle
CN201780010862.4A CN108602564A (zh) 2016-02-12 2017-02-10 用于驱动飞行器的方法和飞行器

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102016202195.8A DE102016202195A1 (de) 2016-02-12 2016-02-12 Verfahren zum Antrieb eines Luftfahrzeugs und Luftfahrzeug
DE102016202195.8 2016-02-12

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017137537A1 true WO2017137537A1 (de) 2017-08-17

Family

ID=58046636

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2017/052958 Ceased WO2017137537A1 (de) 2016-02-12 2017-02-10 Verfahren zum antrieb eines luftfahrzeugs und luftfahrzeug

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20190152617A1 (de)
EP (1) EP3397555A1 (de)
CN (1) CN108602564A (de)
DE (1) DE102016202195A1 (de)
WO (1) WO2017137537A1 (de)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3086926A1 (fr) * 2018-10-09 2020-04-10 Safran Reseau d'alimentation electrique embarque d'un aeronef a propulsion electrique
US12015361B2 (en) 2020-03-04 2024-06-18 Mitsubishi Electric Corporation Motor control device
US12170496B2 (en) 2020-03-04 2024-12-17 Mitsubishi Electric Corporation Motor control device
US12231073B2 (en) 2020-04-15 2025-02-18 Safran Propulsion channel for aircraft

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102018205141A1 (de) * 2018-04-05 2019-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Schwingungsgedämpfte Schaltungsanordnung, Umrichter und Luftfahrzeug mit einer derartigen Anordnung
DE102018206213A1 (de) * 2018-04-23 2019-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Betrieb eines Umrichters, Anordnung mit einem Umrichter und Luftfahrzeug mit einem Umrichter
DE102018207033B3 (de) * 2018-05-07 2019-07-04 Siemens Aktiengesellschaft Anordnung elektrischer Module, Stromrichter und Luftfahrzeug mit einer derartigen Anordnung sowie Verfahren zur Herstellung der Anordnung
DE102018221160A1 (de) * 2018-12-06 2020-06-10 Siemens Aktiengesellschaft Isolierkeramik für elektrische Schaltungen und zugehörige Anwendungen
DE102019206872A1 (de) * 2019-05-13 2020-11-19 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Minimalistischer Stromrichter und Fahrzeug mit einem Stromrichter
DE102019206896A1 (de) * 2019-05-13 2020-11-19 Siemens Aktiengesellschaft Verbesserungen bei Leistungshalbleiterbauelementen auf Wärmerohren
AT523006B1 (de) * 2019-10-02 2022-05-15 Dynell Gmbh Bodenstromaggregat für das Bereitstellen von elektrischer Energie für Fluggeräte
DE102020205087A1 (de) 2020-04-22 2021-10-28 Volkswagen Aktiengesellschaft Verfahren zum Betreiben eines Flugobjekts und Flugobjekt
DE102020209359A1 (de) 2020-07-24 2022-01-27 Robert Bosch Gesellschaft mit beschränkter Haftung Kurz- oder senkrechtstartfähiges Fluggerät, Leistungselektronik und Verfahren zum Betreiben des Fluggeräts
WO2022054155A1 (ja) 2020-09-09 2022-03-17 三菱電機株式会社 電力変換装置及び電力変換装置を搭載した航空機
US11952139B2 (en) * 2021-05-14 2024-04-09 Rolls-Royce Corporation Voltage controlled aircraft electric propulsion system
EP4468587A4 (de) 2022-01-19 2025-02-26 Mitsubishi Electric Corporation Leistungsumwandlungsvorrichtung und flugzeug
FR3145147A1 (fr) * 2023-01-20 2024-07-26 Ascendance Flight Technologies Aéronef à source d’énergie hybride et à jonction à transistor de distribution et de protection
FR3145144A1 (fr) * 2023-01-20 2024-07-26 Ascendance Flight Technologies Aéronef à source d’énergie hybride et à jonction à transistor de distribution et de protection

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
US6351090B1 (en) * 1997-10-20 2002-02-26 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle And Kollmorgen Artus Device for starting a gas turbine in an aircraft
US20110273011A1 (en) * 2009-01-09 2011-11-10 Hispano Suiza Electrical system for starting up aircraft engines
US20130058789A1 (en) * 2010-04-30 2013-03-07 Hispano-Suiza Actuating blades of an unducted fan
US20150130186A1 (en) * 2012-05-11 2015-05-14 Labinal Power Systems Control and power supply system for helicopter turbine engines

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19745492B4 (de) * 1997-10-15 2005-06-09 Wobben, Aloys, Dipl.-Ing. Senkrecht startendes Flugzeug
FR2936380B1 (fr) * 2008-09-24 2010-10-29 Messier Bugatti Actionneur electrique qui integre deux onduleurs de tension controles en courant alimentant une machine electrique et qui est reconfigurable en presence d'un defaut
DE102008043626A1 (de) * 2008-11-10 2010-05-20 Airbus Deutschland Gmbh Leistungsverteilungs-Vorrichtung zum Verteilen von Leistung und Verfahren zum Verteilen von Leistung
US9478987B2 (en) * 2009-11-10 2016-10-25 Siemens Aktiengesellschaft Power oscillation damping employing a full or partial conversion wind turbine
US8345454B1 (en) * 2009-11-21 2013-01-01 The Boeing Company Architecture and control method for dynamically conditioning multiple DC sources to driven an AC load
FR2961479B1 (fr) * 2010-06-18 2014-01-17 Sagem Defense Securite Aeronef pourvu d'une pluralite d'actionneurs electriques, dispositif d'alimentation et de commande de tels actionneurs et ensemble d'actionnement correspondant
US20120203404A1 (en) * 2011-02-04 2012-08-09 GM Global Technology Operations LLC Method for heating hybrid powertrain components
US8970065B2 (en) * 2011-08-04 2015-03-03 Eaton Corporation System and method for increasing voltage in a photovoltaic inverter
DE102012209807A1 (de) * 2012-06-12 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Flugzeug und Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugs
DE102014203157A1 (de) * 2014-02-21 2015-08-27 Airbus Operations Gmbh Bipolares Hochspannungsnetz und Verfahren zum Betreiben eines bipolaren Hochspannungsnetzes
DE102014203159A1 (de) * 2014-02-21 2015-08-27 Airbus Operations Gmbh Brennstoffzellensystem in einem bipolaren Hochspannungsnetz und Verfahren zum Betreiben eines bipolaren Hochspannungsnetzes
US9923431B2 (en) * 2014-12-15 2018-03-20 Rolls-Royce Plc Variable speed drive arrangement

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5899411A (en) * 1996-01-22 1999-05-04 Sundstrand Corporation Aircraft electrical system providing emergency power and electric starting of propulsion engines
US6351090B1 (en) * 1997-10-20 2002-02-26 Aerospatiale Societe Nationale Industrielle And Kollmorgen Artus Device for starting a gas turbine in an aircraft
US20110273011A1 (en) * 2009-01-09 2011-11-10 Hispano Suiza Electrical system for starting up aircraft engines
US20130058789A1 (en) * 2010-04-30 2013-03-07 Hispano-Suiza Actuating blades of an unducted fan
US20150130186A1 (en) * 2012-05-11 2015-05-14 Labinal Power Systems Control and power supply system for helicopter turbine engines

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3397555A1 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3086926A1 (fr) * 2018-10-09 2020-04-10 Safran Reseau d'alimentation electrique embarque d'un aeronef a propulsion electrique
WO2020074812A1 (fr) * 2018-10-09 2020-04-16 Safran Réseau d'alimentation électrique embarqué d'un aéronef à propulsion électrique
US11338928B2 (en) 2018-10-09 2022-05-24 Safran On-board power supply network of an electrically propelled aircraft
US12015361B2 (en) 2020-03-04 2024-06-18 Mitsubishi Electric Corporation Motor control device
US12170496B2 (en) 2020-03-04 2024-12-17 Mitsubishi Electric Corporation Motor control device
US12231073B2 (en) 2020-04-15 2025-02-18 Safran Propulsion channel for aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
CN108602564A (zh) 2018-09-28
DE102016202195A1 (de) 2017-08-17
EP3397555A1 (de) 2018-11-07
US20190152617A1 (en) 2019-05-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017137537A1 (de) Verfahren zum antrieb eines luftfahrzeugs und luftfahrzeug
DE102011002466A1 (de) Verfahren und System zum Betreiben eines Elektromotors
DE112013007659T5 (de) Leistungs-Umrichter
DE102010064317A1 (de) System zur Ankopplung mindestens einer Gleichstromquelle an einen steuerbaren Energiespeicher und zugehöriges Betriebsverfahren
DE102008023332A1 (de) Dieselelektrisches Antriebssystem
DE102014211853A1 (de) Spannungskonverter und Verfahren zum Konvertieren einer elektrischen Spannung
WO2017186390A1 (de) Elektrisches system mit mindestens zwei modulen
EP2573899A1 (de) Energieversorgungseinheit mit seriellem Hochsetzsteller
DE102013203734B4 (de) Modularer Hochfrequenz-Umrichter
CH708168B1 (de) Wechselrichteranordnung
WO2021037628A1 (de) Hilfsspannungsversorgung für stromrichter und ihr einsatz in fahrzeugen
EP3474434B1 (de) Elektrisches antriebssystem
DE102010025266A1 (de) Transportfahrzeug mit einer Mehrzahl elektrischer Maschinen
WO2013037596A1 (de) Antriebssystem eines batteriebetriebenen fahrzeugs mit einer stromrichtergespeisten permanent erregten synchronmaschine
DE102014210627A1 (de) Elektrisches Antriebssystem und Verfahren zum Betreiben eines elektrischen Antriebssystems
DE102017220489A1 (de) Aufzugsanlage mit einem Antrieb, der mittels eines Verstärkerelements mit einer Stromnetzersatzanlage gekoppelt ist
DE102018206213A1 (de) Verfahren zum Betrieb eines Umrichters, Anordnung mit einem Umrichter und Luftfahrzeug mit einem Umrichter
DE102014201711B4 (de) Energiespeichereinrichtung, System mit Energiespeichereinrichtung und Verfahren zum Ansteuern einer Energiespeichereinrichtung
EP3834273B1 (de) Elektrisches energiesystem mit brennstoffzellen
WO2012163572A2 (de) Energieversorgungseinrichtung für wechselrichterschaltungen
EP4186734A1 (de) Vorrichtung zum gesteuerten herstellen eines kurzschlusses in einem antriebssystem eines schienenfahrzeugs
DE2909686C2 (de)
EP1929604A1 (de) Ansteuersystem und verfahren zur ansteuerung für einen permanent erregten elektromotor
DE102020117273A1 (de) Verfahren zur Kompensation von Nichtlinearitäten in einem Wechselrichter eines Kraftfahrzeugs
DE112015006655B4 (de) Schienenfahrzeugsteuervorrichtung

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17705335

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2017705335

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017705335

Country of ref document: EP

Effective date: 20180803

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE