CN110116812B - 用于飞行器的驱动系统和用于为飞行器提供驱动功率的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器(100)的驱动系统(1)。所述驱动系统(1)具有用于提供电能的第一能量存储器(10)和用于提供电能的第二能量存储器(20)。所述驱动系统(1)还具有用于为所述飞行器提供驱动功率的至少一个电力驱动器(30)。所述驱动系统(1)的能量分配单元(40)实施为用于将所述第一能量存储器(10)所提供的电能和所述第二能量存储器(20)所提供的电能传输到所述至少一个电力驱动器(30)。所述能量分配单元(40)还实施为，在使用由所述第一能量存储器(10)提供的能量的第一部分的情况下对所述第二能量存储器(20)充电，并且同时将由所述第一能量存储器(10)提供的能量的第二部分传输到所述至少一个电力驱动器(30)，以便由此为所述飞行器(100)提供驱动功率。此外给出了一种具有驱动系统(1)的飞行器(100)以及一种用于为飞行器(100)提供驱动功率的方法。

Description

用于飞行器的驱动系统和用于为飞行器提供驱动功率的方法

技术领域

本发明涉及用于航空应用的电驱动系统。本发明尤其涉及一种用于飞行器的驱动系统，一种具有驱动系统的飞行器以及一种用于为飞行器提供驱动功率的方法。

背景技术

在不久前，电池、功率电子器件和电机的能量密度和功率密度达到了阈值，这个阈值允许可以开发具有所谓的“分布式电力驱动”的电动飞行器。“分布式电力驱动”指的是如下可能性：在飞行器设计中整合不同类型、大小和数量的电力驱动器，以便实现例如垂直起降(VTOL-Vertical Take-off and Landing)的特殊特性。然而在能够垂直起降的飞行器中要求大于1的推力-重量比，从而能够以重量优化的方式进行设计。尤其需要高能量密度的电池。同时必须保证电池的足够的使用寿命。这两个参数的优化导致在电池的可实现的功率密度或电流强度方面的明显损失，然而充分地进行这种优化对于驱动飞行器而言是必需的。

US 2016/0137305 A1描述了一种用于飞行器的电力驱动组件，所述电力驱动组件具有发动机舱，所述发动机舱带有机舱衬板(Gondelverkleidung)。在发动机舱的内室中安排有飞行器的电力驱动单元，所述电力驱动单元进而具有风扇。另外，在内室中安排有电机组件，所述电机组件与驱动单元相连，以便对驱动单元供应能量。

US 2014/367510 A1描述了一种具有电力驱动组件的飞行器。所述飞行器具有机身、紧固在机身处的机翼系统和尾部单元，所述尾部单元安置在机身的后部部分处。所述电力驱动组件安排在机身的每一侧上，其中发电机以及电力存储器和供电装置基本上沿着机身的纵向对称轴安排。所述飞行器因此包括混合机动化装置(Hybridmotorisierung)。

发明内容

本发明的目的是改进电驱动系统的可靠性。

此目的通过独立权利要求的主题实现。示例性实施方式由从属权利要求和以下说明书得出。

根据本发明的一个方面，给出了一种用于飞行器的驱动系统。所述驱动系统具有用于提供电能的第一能量存储器和用于提供电能的第二能量存储器。所述驱动系统还具有用于为所述飞行器提供驱动功率的至少一个电力驱动器。此外，所述驱动系统具有能量分配单元，所述能量分配单元用于将所述第一能量存储器所提供的电能和所述第二能量存储器所提供的电能传输到所述至少一个电力驱动器。所述能量分配单元实施为，在使用由所述第一能量存储器提供的能量的第一部分的情况下对第二能量存储器充电，并且同时将由所述第一能量存储器提供的能量的第二部分传输到所述至少一个电力驱动器，以便由此为所述飞行器提供驱动功率。

通过此类驱动系统可以降低尤其电池驱动的飞行器驱动器的故障概率。换言之，可以通过本发明的驱动系统来提供一种双重冗余的驱动系统，其中第一能量存储器自身已经提供了用于所述电力驱动器的冗余的能量供应，并且另外可以用第二能量存储器为所述驱动系统添加另一重冗余。通过借助于第二能量存储器在短期内提供大功率的驱动系统，可以产生所需要的功率，从而可以提供对于飞行时间或飞行里程只有很少限制的可根据航空标准认证的驱动系统。通过本发明的驱动系统还可以在相同的故障概率下提供明显更高的总容量。此外可以通过所述驱动系统在相同的可靠性下改进能量密度。

所述第一和第二能量存储器可以具有至少一个电池。因此，第一能量存储器还可以被称为第一电池，并且第二能量存储器还可以被称为第二电池。这两个电池一起也可以称为电池系统。作为电池在此可以理解为其中电化学能量转化为电能的容器。第二电池优选应具有相对高的功率密度与能量密度之商。例如，第二能量存储器为超级电容器或超电容器，这在下文中将更确切地解说。可能的是，第二能量存储器还具有两个或更多个彼此独立地可驱动的超级电容器。可以提出，所述第一能量存储器相对于所述第二能量存储器具有更高的能量密度，但是具有更低的功率密度。虽然第二能量存储器或超级电容器的能量密度更低，由于本发明的驱动系统产生了总体上更轻的、更稳健的且仍然可认证的电池系统且因而还有飞行器的驱动系统。为了在能量存储器之间并且从能量存储器向电力驱动器传输电能，可以设置电流导线。

所述第一能量存储器实施为将电能不仅传输到所述电力驱动器而且传输到所述第二能量存储器。可以提出，所述第二能量存储器仅仅将电能传输到所述电力驱动器，但是不传输到所述第一能量存储器。通过将电能从所述第一能量存储器传输到所述第二能量存储，可以将所述第二能量存储器再次充电。例如，所述第二能量存储器在确定的飞行动作期间，例如起飞过程或降落过程期间，至少部分放电并且随后通过所述第一能量存储器再次充电。所述第一能量存储器因此可以向电力驱动器提供足够用于飞行器的巡航飞行或长途飞行(Reiseflug bzw.Streckenflug)的电功率，而所述第一能量存储器将电能传输给所述第二能量存储器并且因此对其再次充电。即，本发明的驱动系统可以理解为用于飞行器的驱动器的主要电能供应器。

所述能量分配系统可以具有控制单元，例如计算单元，和/或用于传导电流的电导线。在此，所述能量分配单元的控制单元控制或调整在充电过程期间电能从第一能量存储器向第二能量存储器的传输。此外，控制单元可以调节电能从第一能量存储器向电力驱动器的输出以及还有电能从第二能量存储器向电力驱动器的输出。这些电导线可以具有从所述第一能量存储器到所述电力驱动器的第一电端子导线以及从所述第二能量存储器到所述电力驱动器的第二电端子导线。这两条端子导线可以通过主电导线(所谓的汇流排)与所述电力驱动器相连。所述驱动系统可以具有多个电力驱动器。所述多个电力驱动器或发动机然后可以通过导线电子器件连接到能量分配系统的主导线。在用于将第二能量存储器与电力驱动器连接的第二端子导线中可以设置直流电压变换器(DC/DC变换器)，所述直流电压变换器将由第二能量存储器输送的直流电压转换成具有与所输送的电压相比更高、更低或逆变的电压水平的直流电压。DC/DC变换器尤其可以将所输送的直流电压调整到第一电池的电压水平。这在附图说明中更确切地解说。

根据本发明的一个实施方式，所述能量分配单元实施为，只有在所述至少一个电力驱动器所需的功率超过预定的阈值时，才将所述第二能量存储器所提供的电能传输到所述驱动器。

即，在这种情况下，不仅从所述第一能量存储器而且从所述第二能量存储器将电能传输到所述电力驱动器，由此驱动所述电力驱动器。可以提出，所述第二能量存储器仅仅提供用于在飞行器的起飞过程和/或降落过程期间补偿电力驱动器的功率峰值的电能或电功率。因此可以预先确定阈值，在所述阈值以上所述能量分配单元将第二能量存储器几乎接通到用于电力驱动器的电网处，使得在这个电力峰值期间，可以不仅从第一能量存储器而且还从第二能量存储器向电力驱动器提供能量，以便因此保证电力驱动器所需的功率。

在已经再次超过电力驱动器所需的功率的阈值之后，从第二能量存储器向电力驱动器的功率传输再次中断，使得电能或电功率再次仅仅由第一能量存储器输出到电力驱动器。可能的是，在整个飞行期间，第一能量存储器向驱动器输出电能。

根据本发明的另一个实施方式，所述能量分配单元实施为，仅仅在所述至少一个电力驱动器所需的功率低于预定的阈值时，才将所述第一能量存储器所提供的电能传输到所述驱动器。

即，在这种情况下，不从第二能量存储器向电力驱动器传输电能。也就是说，在电力驱动器的功率峰值结束时(其中再次低于所需功率的阈值)，电能或电功率从第二能量存储器向电力驱动器的传输被中断，使得仅仍从第一能量存储器向电力驱动器传输电能或电功率。例如在飞行器的巡航飞行中或在落地操作期间一般低于所述预定的阈值，使得在飞行器的这种运行状态中从第一能量存储器向电力驱动器提供电能或电功率就是足够的。

根据本发明的另一个实施方式，第二能量存储器为超级电容器。还可能的是，第二能量存储器为具有较高功率密度的电池。

超级电容器在此可以理解为电化学能量存储器，尤其电化学电容器，所述电化学电容器与传统的能量存储器相比具有明显更低的能量密度，但是具有比传统能量存储器或蓄电池相比明显更高的功率密度。

根据本发明的另一个实施方式，所述第一能量存储器具有电池单元模块，所述电池单元模块具有多个串联连接的电池单元的束，其中所述多个束分别彼此并联连接。还可能的是，所述第一能量存储器具有燃料电池系统，所述燃料电池系统具有至少一个燃料电池。

换言之，第一能量存储器的一个单独的束具有多个电池单元，所述电池单元彼此串联连接。所述多个束中的这些单独的束进而并联连接，以便因此提供电池单元模块以及因此第一能量存储器的冗余。通过分别将多个束并联连接，可以提高电池单元模块的单独的束的冗余。这可以意味着，电池单元模块的单独的束可能失效，例如由于束内的单独的电池单元的失效，并且仍然通过电池单元模块的其余的束来确保驱动系统的可靠运行。第一能量存储器的电池单元可以例如是串联连接的锂离子电池。例如第一能量存储器40具有并联连接的束，所述束分别具有200个串联连接的电池单元。可能的是，所述第二能量存储器具有锂离子电池。

根据本发明的另一个实施方式，由所述第二能量存储器提供的电能依赖于所述第一能量存储器的多个束中的单独束的失效概率。

由于其结构，第一能量存储器或第一能量存储器的电池单元模块具有可确定的失效概率。第二能量存储器的设计是基于这个失效概率。例如，由第二能量存储器提供的电能或者要由第二能量存储器向电力驱动器输出的电能与第一能量存储器的单独束或电池单元的失效概率成比例。第一能量存储器的单独束或电池单元的失效概率越高，第二能量存储器的能量量值也越高，以便因此补偿可能降低的从第一能量存储器向电力驱动器的输出，使得即使在第一能量存储器中的束失效的情况下，由第一能量存储器提供的剩余的电功率与由第二能量存储器提供的功率(替代功率)一起仍然足以即便在功率峰值时(如起飞过程或着陆)也安全地运行电力驱动器。

根据本发明的一个优选的实施方式，由所述第二能量存储器提供的电能依赖于所述多个束中的单独束的失效概率以及超过先前所述的阈值的功率与所述第二能量存储器的使用时长的乘积。在此使用时长是指通过第二能量存储器向电力驱动器输出电功率期间的时间跨度。可以提出，第二能量存储器仅在一分钟或仅10至20秒钟的时间跨度上向电力驱动器输出电功率。

根据本发明的另一个实施方式，第二能量存储器的功率密度与能量密度的商与第一能量存储器的功率密度与能量密度的商之比为至少30，优选至少60。

如已经说明的，第二能量存储器的功率密度高于第一能量存储器的功率密度。此外，第二能量存储器的能量密度低于第一能量存储器的能量密度。因此，例如为超级电容器的第二能量存储器适合于在短时间内向电力驱动器输出较大功率。

即，在一种示例性的临界情况下，可能在飞行期间第一能量存储器的最多4个束失效。同时，当在起飞时已经有6个束不再工作时，仍然应允许飞行器起飞。由此与使用时长一起产生了第二能量存储器的所需的替代容量。第二能量存储器，即超级电容器，可以将紧急着陆程序的峰值电流保持在对于第一能量存储器最为可靠的电流的水平上，即不超过例如一分钟，由此最终产生了第二能量存储器的待提供的替代容量。虽然第二能量存储器有明显更低的能量密度，但因此产生了总体上明显更轻型、更稳健且可认证的电池系统。下面将借助于本发明驱动系统的详细实施例来解说这一方面：

在当前情况下示例性的设计参数涉及用于VTOL飞行器的电池系统：

a)飞行器的设计值：

在当前情况下优化目标可以是整个电池系统的容量[kWh]的最大化。

b)第一能量存储器(第一电池)：

c)第二能量存储器(第二电池)：

d)由第一和第二能量存储器形成的系统：

e)将单一电池应用于驱动系统的例子：

相对于使用单一电池用于驱动系统，通过本发明的具有两个电池(也就是说第一和第二能量存储器)的驱动系统可实现的改进对应于在相同重量和相同的失效补偿下大约20.4kWh或约30％的容量增长。

即，通过本发明的驱动系统，除了具有多个并联束和分别串联的多个电池单元的内部冗余的、具有高能量密度的第一电池之外，还设置有具有与其他冗余电流源相比相对高的功率密度的第二电池。这个第二电池还可以自身冗余地构造。这两个电池可以通过直流/直流变换器(DC/DC变换器)连接到飞行器的主汇流排。在这个汇流排处可以进而连接功率电子器件和发动机。大功率密度的第二电池优选排他地用于在飞行器起飞/着陆时覆盖峰值电流，以便在可允许的工作限制之内运行大能量密度的第一电池。在成功起飞之后，第二电池再次借助于第一电池来充电，使得第一电池的充电状态仍然允许与单独电池束的部分失效相关的紧急着陆。第二电池的容量的设计在此可以由第一电场的单独的电池单元或束的失效概率计算出来，以便将此容量用于紧急着陆程序的时刻。

根据本发明的另一个实施方式，所述驱动系统具有至少一个发动机，所述发动机实施为排他地在使用所述第一能量存储器所提供的电能的情况下在巡航飞行期间为所述飞行器提供所需的驱动功率。

第一能量存储所提供的电能尤其选择为，由此以足够的电能或电功率对电力驱动器并且由此对发动机进行供应，使得飞行器可以排他地在使用第一能量存储器所提供的电能的情况下实施长途飞行(也就是说巡航飞行)。然后在功率峰值期间可以将第二能量存储器与第一能量存储器接通，使得这两个能量存储器彼此同时地提供用于电力驱动器的电能或对其输出电功率。

即电力驱动器可以具有多个发动机，这些发动机在长途飞行中排他地在使用第一能量存储器所提供的电能的情况下运行。发动机例如为飞行器的螺旋桨发动机。

根据本发明的一个方面给出了一种具有在前文和在下文中说明的驱动系统的飞行器。

飞行器例如可以是飞机，尤其螺旋桨驱动的飞机。在一个实例中，飞行器是可垂直起飞的飞行器。

根据本发明的一个实施方式，所述飞行器为载人飞行器。但还可能的是，所述飞行器为无人飞行器，例如无人机。

根据本发明的一个方面，给出了一种用于为飞行器提供驱动功率的方法。在所述方法的一个步骤中，从第一能量存储器提供电能。在另一个步骤中，从第二能量存储器提供电能。另外，在另一个步骤中，在所述飞行器的起飞过程期间，将第一能量存储器所提供的电能和第二能量存储器所提供的电能同时传输到所述飞行器的至少一个电力驱动器，其中所述第二能量存储器至少部分地放电。在接着所述第二能量存储器的放电步骤的另一个步骤中，借助于所述第一能量存储器将所述第二能量存储器再充电到所述第二能量存储器的预定的充电状态额定值，其中在所述飞行器的巡航飞行期间对所述第二能量存储器进行充电。

这些单独的方法步骤可以按所提及的顺序来执行。然而所提及的方法步骤也可以按任意顺序来执行。

根据本发明的一个实施方式，在另一个步骤中，在所述飞行器的着陆过程期间，将所述第一能量存储器所提供的电能和所述第二能量存储器所提供的电能同时传输到所述飞行器的至少一个电力驱动器，其中所述第二能量存储器至少部分地放电。

根据本发明的另一个实施方式，排他地在所述飞行器的起飞过程和着陆过程期间，将所述第二能量存储器所提供的电能传输到所述飞行器的至少一个电力驱动器。

附图说明

图1示出根据本发明实施例的驱动系统。

图2示出根据本发明实施例的锂离子电池的选择范围的能量密度-功率密度图。

图3示出根据本发明实施例的用于飞行器的不同飞行状态的飞行时间-电流图。

图4示出具有根据本发明实施例的驱动系统的飞行器。

图5示出根据本发明实施例的方法的流程图。

具体实施方式

图中的展示是示意性的并且不是按比例的。

如果在以下的附图说明中在不同图中使用相同的附图标记，则它们指代相同或相似的要素。但是相同或相似的要素也可以由不同的附图标记来指代。

图1示出用于飞行器的驱动系统1，该驱动系统具有用于提供电能的第一能量存储器10和用于提供电能的第二能量存储器20(例如超级电容器21)。第一能量存储器10具有电池单元模块11，所述电池单元模块具有串联连接的电池单元13的多个束12。在图1中可以看到，所述多个束12分别彼此并联连接并且束12一起构成电池单元模块11或第一能量存储器10。束12分别具有多个彼此相继连接的、也就是说串联连接的电池单元13，所述电池单元也可以简称为单元。由第二能量存储器20提供的电能在此可以依赖于所述多个束12中的单独束12a的失效概率。

另外设置有电力驱动器30，所述电力驱动器具有用于为飞行器100提供驱动功率的多个发动机31。驱动系统1具有能量分配单元40，所述能量分配单元用于将第一能量存储器10所提供的电能和第二能量存储器20所提供的电能传输到所述至少一个电力驱动器30。在此第一能量存储器10的电能通过第一电端子导线42a传输到主电导线42(即飞行器100的所谓的主汇流排)，然后第一能量存储器10的电能从所述主电导线出发被传输到电力驱动器30的单独的发动机31。

能量分配单元40此外还实施为用于将第二能量存储器20所提供的电能传输到所述至少一个电力驱动器30。在此第二能量存储器20的电能通过第二电端子导线42b传输到主电导线42，然后第二能量存储器20的电能从所述主电导线出发被传输到电力驱动器30的单独的发动机31。能量分配单元40实施为，排他地在所述至少一个电力驱动器30所需的功率低于预定的阈值时，才将第一能量存储器10所提供的电能传输到驱动器30。在第二端子导线42b中可以设置有作为能量分配单元40的子部件的电压转换器43。能量分配单元40仍具有功率电子器件44，所述功率电子器件分别连接在发动机31上游，也就是说安排在主电导线42与发动机31之间。借助于这些功率电子器件可以实现独立地调节由发动机31输出的驱动功率。

即，能量分配单元40可以具有多条端子导线42a、42b以及主电导线42。此外，能量分配单元40可以具有呈中央计算单元或处理器形式的控制单元41，所述控制单元如此控制能量分配单元40，使得第一能量存储器10的能量和第二能量存储器20的能量可以如所描述地传输到电力驱动器30。控制单元41尤其实施为如下控制驱动系统1：在使用由第一能量存储器10提供的电能的第一部分的情况下对第二能量存储器20充电，并且同时将由第一能量存储器10提供的电能的第二部分传输到所述至少一个电力驱动器30，以便由此为飞行器100提供驱动功率。此外控制单元41实施为如下控制驱动系统1：只有在所述至少一个电力驱动器30所需的功率超过预定的阈值时，才将第二能量存储器20所提供的电能传输到驱动器30。此外控制单元41实施为如下控制驱动系统1：仅仅在所述至少一个电力驱动器30所需的功率低于预定的阈值时，才将第一能量存储器10所提供的电能传输到驱动器30。

所述能量分配单元40实施为，在使用由第一能量存储器10提供的能量的第一部分的情况下对第二能量存储器20充电，并且同时将由第一能量存储器10提供的能量的第二部分传输到具有发动机31的所述至少一个电力驱动器30，其中通过发动机31最终为飞行器100提供驱动功率。例如发动机31实施为具有螺旋桨32的螺旋桨发动机。即螺旋桨发动机为飞行器100提供驱动功率，其方式为发动机使螺旋桨32旋转，从而对飞行器100产生推进力。能量分配单元40尤其实施为，排他地在所述至少一个电力驱动器30所需的功率超过预定的阈值时，才将第二能量存储器20所提供的电能传输到驱动器30。

图2示出锂离子电池的选择范围2的能量密度-功率密度图。在此以对数方式对能量密度(比能量Wh/kg)记录了功率密度(以W/kg计的比功率)。通过箭头表示了第一能量存储器10和第二能量存储器20的各一个优选实施例。可以看到，第一能量存储器10具有明显高于第二能量存储器20的能量密度。同样可以看到，第二能量存储器20具有明显高于第一能量存储器10的功率密度。例如第一能量存储器10的能量密度为约175Wh/kg而第二能量存储器20的能量密度为约60Wh/kg。第二能量存储器20的功率密度例如大约介于8000W/kg与9000W/kg之间，例如为大约8400W/kg。第一能量存储器10的功率密度例如大约介于200W/kg与400W/kg之间，例如为大约240W/kg。

图3示出用于飞行器100的不同飞行状态的飞行时间-电流图。在此对在不同飞行动作期间的时间t记录了对于电力驱动器30所需或待提供的电流I。图3尤其示出用于具有飞行器100的着陆取消(Landeabbruch)51或重新起飞51以及推迟着陆53的飞行的定性电流曲线I。电流I在所需的功率下随着飞行时间t增大，因为第一电池(也就是说第一能量存储器10)的电压在放电时降低。在着陆取消51时，没有达到最大电流需求或功率需求，因为飞行器100没有减速到最小飞行速度。在以基本上已放电的第一电池进行着陆53时达到最大电流I。对于根据航空标准认证所要求的在第一电池部分故障时(也就是说在第一电池的单独束12失效时)能成功紧急着陆的证明而言关键的时间点52在着陆引导的不久之前，即不是在重新起飞51时。这个时间点在图3中用圆圈标记。在这个关键的时间点可以通过第二能量存储器20(即第二电池)将仍足够的功率输出到飞行器100的电力驱动器30，从而可以实现安全的紧急着陆53。

因为在一个电池单元13失效时整个束12a都失效，所以通过剩余的束12一起仍然产生了所需的功率，以便在着陆取消51之后还成功地进行第二次着陆53。电池13的失效概率由此限定了束失效概率。通过借助于第二能量存储器20在短期内提供大功率的本发明驱动系统1，可以产生所需要的功率，从而可以提供对于飞行时间或飞行里程只有很少限制的可根据航空标准认证的驱动系统1。换言之，由此实现了，这两个能量存储器10、20的充电状态允许以部分失效的第一电池10来进行依据认证规定安全的最后着陆53。

图4示出具有在图1展示的驱动系统1的飞行器100。即，飞行器100具有驱动系统1，所述驱动系统具有第一能量存储器10和第二能量存储器20。此外，能量分配单元40展示为具有控制单元41和主电导线42，通过所述主电导线，这两个能量存储器10、20与电力驱动器30相连。

图5示出了一种用于为飞行器100提供驱动功率的方法的流程图。在所述方法的一个步骤S1中，从第一能量存储器10提供电能。在所述方法的另一个步骤S2中，从第二能量存储器20提供电能。在另一个步骤S3中，在飞行器100的起飞过程期间，将第一能量存储器10所提供的电能和第二能量存储器20所提供的电能同时传输到飞行器100的至少一个电力驱动器30，其中第二能量存储器20至少部分地放电。在另一个步骤S4中，在将第二能量存储器20至少部分放电之后，借助于第一能量存储器10将第二能量存储器20再充电到第二能量存储器20的预定的充电状态额定值，其中在飞行器100的巡航飞行期间对第二能量存储器20进行再充电。

然后在另一个步骤S5中，在飞行器100的起飞过程期间，将第一能量存储器10所提供的电能和第二能量存储器20所提供的电能同时传输到飞行器100的至少一个电力驱动器30，其中第二能量存储器20再次至少部分地放电。

在另一个步骤S3a中可以提出，排他地在飞行器100的起飞过程和着陆过程期间，将第二能量存储器20所提供的电能传输到飞行器100的至少一个电力驱动器30。

补充性地可以指出，“包括”并不排除其他的元件或步骤，并且“一个/一种”不排除多数。此外还可以指出，可以使用已经参照上述实施例之一描述的特征或步骤还有与上文描述的另外实施例的其他特征或步骤的组合。权利要求书中的参考数字不应视为限制。

Claims (12)

1.一种用于飞行器(100)的驱动系统(1)，所述驱动系统具有：

用于提供电能的第一能量存储器(10)；

用于提供电能的第二能量存储器(20)；

用于为所述飞行器提供驱动功率的至少一个电力驱动器(30)；

能量分配单元(40)，所述能量分配单元用于将所述第一能量存储器(10)所提供的电能和所述第二能量存储器(20)所提供的电能传输到所述至少一个电力驱动器(30)；

其中所述能量分配单元(40)实施为，在使用由所述第一能量存储器(10)提供的能量的第一部分的情况下对所述第二能量存储器(20)充电，并且同时将由所述第一能量存储器(10)提供的能量的第二部分传输到所述至少一个电力驱动器(30)，以便由此为所述飞行器(100)提供驱动功率；

其中所述第一能量存储器(10)具有电池单元模块(11)，所述电池单元模块具有串联连接的电池单元(13)的多个束(12)，其中所述多个束(12)分别彼此并联连接，和

其中所述第二能量存储器(20)配置为给所述电力驱动器(30)提供电能，使得由所述第二能量存储器(20)提供的电能与所述第一能量存储器(10)的所述多个束(12)中的个别的束或电池单元的失效概率成比例。

2.根据权利要求1所述的驱动系统(1)，

其中所述能量分配单元(40)实施为，只有在所述至少一个电力驱动器(30)所需的功率超过预定的阈值时，才将所述第二能量存储器(20)所提供的电能传输到所述驱动器(30)。

3.根据权利要求2所述的驱动系统(1)，

其中所述能量分配单元(40)实施为，仅仅在所述至少一个电力驱动器(30)所需的功率低于预定的阈值时，才将所述第一能量存储器(10)所提供的电能传输到所述驱动器(30)。

4.根据权利要求1至3之一所述的驱动系统(1)，

其中所述第二能量存储器(20)为超级电容器(21)。

5.根据权利要求1至3之一所述的驱动系统(1)，

其中所述第二能量存储器的功率密度与能量密度的商与所述第一能量存储器的功率密度与能量密度的商之比为至少30。

6.根据权利要求1至3之一所述的驱动系统(1)，

其中所述第二能量存储器的功率密度与能量密度的商与所述第一能量存储器的功率密度与能量密度的商之比为至少60。

7.根据权利要求1至3之一所述的驱动系统(1)，

其中所述驱动系统(1)具有至少一个发动机(31)，所述发动机实施为排他地在使用所述第一能量存储器(10)所提供的电能的情况下在巡航飞行期间为所述飞行器(100)提供所需的驱动功率。

8.一种具有根据权利要求1至7之一所述的驱动系统(1)的飞行器(100)。

9.根据权利要求8所述的飞行器，

其中所述飞行器(100)为载人飞行器。

10.一种用于为飞行器(100)提供驱动功率的方法，所述方法具有以下步骤：

由第一能量存储器(10)提供电能(S1)；

由第二能量存储器(20)提供电能(S2)；

在所述飞行器(100)的起飞过程期间，将所述第一能量存储器(10)所提供的电能和所述第二能量存储器(20)所提供的电能同时传输到所述飞行器(100)的至少一个电力驱动器(30)，其中所述第二能量存储器(20)至少部分地放电(S3)；

在将所述第二能量存储器(20)至少部分放电之后，借助于所述第一能量存储器(10)将所述第二能量存储器(20)再充电到所述第二能量存储器(20)的预定的充电状态额定值，其中在所述飞行器(100)的巡航飞行期间对所述第二能量存储器(20)进行充电(S4)；

其中所述第一能量存储器(10)具有电池单元模块(11)，所述电池单元模块具有串联连接的电池单元(13)的多个束(12)，其中所述多个束(12)分别彼此并联连接，和

其中所述第二能量存储器(20)配置为给所述电力驱动器(30)提供电能，使得由所述第二能量存储器(20)提供的电能与所述第一能量存储器(10)的所述多个束(12)中的个别的束或电池单元的失效概率成比例。

11.根据权利要求10所述的方法，具有：

在所述飞行器(100)的着陆过程期间，将所述第一能量存储器(10)所提供的电能和所述第二能量存储器(20)所提供的电能同时传输到所述飞行器(100)的所述至少一个电力驱动器(30)，其中所述第二能量存储器(20)至少部分地放电(S5)。

12.根据权利要求11所述的方法，具有：

排他地在所述飞行器(100)的起飞过程和着陆过程期间，将所述第二能量存储器(20)所提供的电能传输(S3a)到所述飞行器(100)的所述至少一个电力驱动器(30)。