DE102012109990A1 - Verteilung elektrischer Energie aus mehreren Quellen in einem Flugzeug - Google Patents

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Abstract

Ein Verfahren beinhaltet die Lieferung elektrischer Energie an ein Flugzeug, indem es den Schritt eines selektiven Bezugs von Energie aus mehreren Energiequellen aufweist, wobei die Energiequellen einen oder mehrere von einem Triebwerk angetriebene Generatoren (2, 3, 4, 5) beinhalten, und wenigstens eine weitere Energiequelle, die aus der eine oder mehrere elektrische Speichereinrichtungen (23, 26), eine oder mehrere Brennstoffzellen (24, 25) und eine oder mehrere thermoelektrische Energiequellen (22, 27) aufweisenden Gruppe ausgewählt wird. Ein entsprechendes Energieverteilungssystem ist hierin offengelegt.

Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft Verteilungssysteme elektrischer Energie für ein Flugzeug und Verfahren zum Liefern elektrischer Energie an Flugzeugsysteme.
  • Herkömmlicherweise waren Flugzeuge zum Liefern elektrischer Energie an wichtige und nicht-wichtige elektrische Lasten auf Generatoren angewiesen, die von den Antriebs-Gasturbinentriebwerken angetrieben werden, und in einigen Fällen auf eine Hilfsenergieeinheit (APU), welche Energie unabhängig von den Generatoren erzeugt. Im Falle eines Ausfalls dieser Systeme wurde eine "Stauluftturbine" (RAT) genutzt, um die Energie für die wesentlichen Flugzeuglasten aufrecht zu erhalten. Wichtige Flugzeuglasten beinhalten beispielsweise die Avioniksysteme und alle anderen flugkritischen Gerätschaften. Nichtwichtige Flugzeuglasten beinhalten beispielsweise die Kabinenbeleuchtung, Speisenzubereitungs- und Unterhaltungssysteme und andere Gerätschaften, die für den Flug nicht kritisch sind. Die RAT weist eine(n) Turbine/Propeller auf, die/der zurückziehbar aus dem unteren Fahrgestell des Flugzeugs ausgefahren werden kann, um sich dadurch zum Antrieb in den externen Luftstrom zu erstrecken und somit einen Generator anzutreiben. RATs sind ineffizient, da sie den größten Teil ihrer Zeit nicht verwendet werden, und trotzdem das Gewicht des Flugzeugs erhöhen. Zusätzlich ist ein Funktionstest der RAT durch jährliche Durchführung eines Testflugs ohne Passagiere an Bord erforderlich. Sowohl RATs als auch APUs sind ineffiziente Möglichkeiten zur Erzeugung von Energie und es besteht aufgrund von Umwelt- und Kostenüberlegungen ein Bedarf zum Reduzieren des Verbrauchs von Flugzeugtreibstoff wo immer möglich.
  • Die vorliegende Erfindung stellt ein Verfahren zum Liefern elektrischer Energie für ein Flugzeug bereit, das die Schritte eines selektiven Bezugs von Energie aus mehreren Energiequellen aufweist, wobei die Energiequellen einen oder mehrere von einem Triebwerk angetriebene Generatoren beinhalten, und wenigstens eine weitere Energiequelle, die aus der eine oder mehrere elektrische Speichereinrichtungen, eine oder mehrere Brennstoffzellen und eine oder mehrere thermoelektrische Energiequellen aufweisenden Gruppe ausgewählt wird.
  • Ferner stellt die vorliegende Erfindung ein Verteilungssystem elektrischer Energie für ein Flugzeug bereit, das mehrere unterschiedliche Energiequellen einschließlich eines oder mehrerer triebwerksbetriebener Generatoren und wenigstens eine weitere aus der eine oder mehrere elektrische Speichereinrichtungen, eine oder mehrere Brennstoffzellen und eine oder mehrere thermoelektrische Energiequellen aufweisenden Gruppe ausgewählte Energiequelle enthält, und einen Bus für elektrische Energie, mittels welchem die elektrischen Energiequellen mit Lasten des Flugzeugs verbunden werden können, wobei das System eine Steuerung besitzt, die so betrieben werden kann, dass sie selektiv Energie von jeder der Energiequellen bezieht.
  • Es folgt eine detaillierte Beschreibung von Ausführungsformen der Erfindung im Rahmen eines Beispiels nur unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen, in welchen:
  • 1 eine schematische Darstellung ist, die den Aufbau einer Ausführungsform eines Energieverteilungssystems darstellt; und
  • 2 eine alternative Ausführungsform des in 1 dargestellten Energieverteilungssystems zeigt.
  • 1 stellt schematisch ein Flugzeugenergieverteilungssystem 1 mit vier Generatoren 2, 3, 4, 5 dar, welche unabhängig voneinander durch die Triebwerke des Flugzeuges angetrieben werden. Im Wesentlichen wird nur ein Generator pro Triebwerk verwendet. Der Ausgang jedes Generators (2, 3, 4, 5) ist mit einem entsprechenden lokalen Hochspannungs-Energiebus 8, 9, 10, 11 verbunden. Die Generatoren erzeugen einen Hochspannungs-Wechsel- oder Gleichstrom, welcher auf einen geeigneten Pegel zum Betreiben der Kabinen- und Notenergiesysteme des Flugzeugs umgewandelt werden muss. Das in 1 und durchgängig durch die Zeichnungen dargestellte Paar gegenüberliegender paralleler Linien 32 stellt schematisch Schalter zum Aufbau einer elektrischen Verbindung zwischen den verschiedenen Komponenten des Systems dar. In der bevorzugten Ausführungsform ist wenigstens ein Hochspannungs-Energiebus 8, 9, 10, 11 pro Generator vorgesehen, statt nur ein Hochspannungs-Energiebus für alle Generatoren. Auf diese Weise wird eine größere Redundanz bereitgestellt, da sich das System nicht nur auf einen Hochspannungs-Energiebus stützt. Die Hochspannungs-Energiebusse sind jeweils mit Umwandlungseinrichtungen 12, 13, 14, 15 verbunden, welche die Spannung auf 28V reduzieren und die Umwandlungseinrichtungen sind mit einem lokalen Niederspannungs-Energiebus 16, 17, 18, 19 verbunden. Wiederum wird eine größere Redundanz erzielt, indem ein Niederspannungs-Energiebus für jede Umwandlungseinheit 12, 13, 14, 15 vorgesehen wird. Von den Niederspannungs-Energiebussen 16 bis 19 geht der elektrische Strom zu einem oder mehreren Kabinen- und Not-Energiebussen 20, 21 zur Verteilung der Energie über der gesamten Kabine und zum Betrieb der Notsysteme über. Das Energieverteilungssystem 1 hat mehrere unterschiedliche Energiequellen, die nicht nur die triebwerksbetriebenen Generatoren 2, 3, 4, 5, sondern auch wenigstens eine thermoelektrische Erzeugungseinrichtung 22, 27, eine elektrische Speichereinrichtung 23, 26 mit Batterien und Brennstoffzellen 24, 25 umfassen. In einem weiteren Aspekt werden die Brennstoffzellen mit Wasserstoff betrieben, der durch einen Aluminiumkatalysator 28, 29 erzeugt wird, welcher eine bordseitige Produktion von Wasserstoff aus Flugzeugtreibstoff ermöglicht. Der Wasserstoff wird in Wasserstoffspeicherbehältern 30, 31 gespeichert. Die Speicherkapazität ist auf der Basis der Erzeugungsgeschwindigkeit von Wasserstoff durch die Katalyse des Brennstoffs gewählt.
  • Die thermoelektrischen Erzeugungseinrichtungen sind in einer gleichzeitig anhängigen Britischen Patentanmeldung im Namen von GE Aviation Systems Ltd. und mit der Anmeldungsbezugsnummer 249731/16489 dargestellt und beschrieben, deren Offenlegung hierin durch Verweis beinhaltet ist. Diese Energiequelle weist eine Anordnung von im Abgasabschnitt angeordneten Thermoelementen auf, welche Abfallabgaswärme nutzen, die ansonsten verlorenginge.
  • Wie durch die Bezugszeichen 6 und 7 dargestellt, sind die RAT und die APU eliminiert, da sie nicht mehr erforderlich sind.
  • In der in 2 dargestellten Ausführungsform stützt man sich auf eine Kombination von Batterien 23, 26 und erste und zweite Brennstoffzellen 24, 25 ohne die thermoelektrische Erzeugungseinrichtung. Die Brennstoffzellen 24, 25 sind für angenähert 3 Stunden Betrieb oder die Dauer des Fluges, je nachdem was länger ist, geeignet. Durch Bereitstellen eines Paares von Brennstoffzellen wird eine Doppelredundanz sichergestellt, die ein sicherheitskritisches Energiebetriebsverhalten ermöglicht und wiederum sind die RAT und die APU nicht erforderlich. Die Batterien 23, 26 können dazu genutzt werden, Anlaufenergie während des Brennstoffzellenstarts zu liefern.
  • Der selektive Bezug oder die Koordination von Energie aus einer oder mehreren geeigneten Energiequellen wird durch eine Steuerung des Energieverteilungssystems gesteuert. Unter normalen Bedingungen wird Energie aus den Brennstoffzellen, den Batterien und/oder den thermoelektrischen Energiequellen in jeder beliebigen Kombination entnommen. Unter normalen Bedingungen kann die Wahl der Energiequelle so getroffen werden, dass der Wirkungsgrad des Energieverteilungssystems maximiert wird, das heißt, dass der Treibstoffverbrauch minimiert wird. Brennstoffzellen erzeugen im Betrieb Wasser, was gemäß einer Ausführungsform der Erfindung in den Toiletten und Handwascheinrichtungen des Flugzeugs genutzt werden kann. Dieses ermöglicht demzufolge eine Verringerung der beim Start mitgeführten Wassermenge. Die Brennstoffzellen und die thermoelektrische Energiequelle sind somit bevorzugte Einrichtungen zur Entnahme von Energie im normalen Betrieb, so dass Wasser erzeugt werden kann, während gleichzeitig vorteilhaft der Wirkungsgrad der thermoelektrischen Energiequelle genutzt wird.
  • Die relativen Energiepegel, die von jeder der Energiequellen erzeugt werden können, sind grob: 90 bis 120 kW pro triebwerkangetriebenen Generator, 15 bis 30 kW pro Brennstoffzelle, 15 kW pro Batterie (ca. ½ Stunde Betriebslebensdauer) und 70 kW pro Triebwerk durch thermoelektrische Erzeugung aus Abfallwärme.
  • Unter Notfallbedingungen wird Energie von nicht-wichtigen Lasten auf wichtige Lasten umgeleitet. Das hierin beschriebene Energieverteilungssystem kann bei einem vorhandenen Flugzeug nachgerüstet werden, wodurch die RAT und die APU entfernt werden können. Die Erfindung ist auch mit einem Flugzeug kompatibel, in welchem sowohl eine oder beide von der RAT und der APU beibehalten werden, wobei in diesem Falle das Energieverteilungssystem hohe Grade an Redundanz und somit Sicherheit bereitstellt.
  • Ein Verfahren beinhaltet die Lieferung elektrischer Energie an ein Flugzeug, indem es den Schritt eines selektiven Bezugs von Energie aus mehreren Energiequellen aufweist, wobei die Energiequellen einen oder mehrere von einem Triebwerk angetriebene Generatoren (2, 3, 4, 5) beinhalten, und wenigstens eine weitere Energiequelle, die aus der eine oder mehrere elektrische Speichereinrichtungen (23, 26), eine oder mehrere Brennstoffzellen (24, 25) und eine oder mehrere thermoelektrische Energiequellen (22, 27) aufweisenden Gruppe ausgewählt wird. Ein entsprechendes Energieverteilungssystem ist hierin offengelegt.

Claims (18)

  1. Verfahren zum Liefern elektrischer Energie an ein Flugzeug, das die Schritte eines selektiven Bezugs von Energie aus mehreren Energiequellen aufweist, wobei die Energiequellen einen oder mehrere von einem Triebwerk angetriebene Generatoren beinhalten, und wenigstens eine weitere Energiequelle, die aus der eine oder mehrere elektrische Speichereinrichtungen, eine oder mehrere Brennstoffzellen und eine oder mehrere thermoelektrische Energiequellen aufweisenden Gruppe ausgewählt wird.
  2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei unter Notfallbedingungen Energie von nicht-wichtigen Lasten zu wichtigen Lasten umgeleitet wird.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Energiequellen ferner eine Hilfsenergieeinheit enthalten.
  4. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei unter Nicht-Notfallbedingungen Energie selektiv von jeder Energiequelle bezogen wird, um den Gesamtverbrauch an Flugzeugtreibstoff zu minimieren.
  5. Verfahren nach Anspruch 4, mit dem Schritt der Verwendung von thermoelektrischen Energiequellen als Hauptenergiequelle unter Nicht-Notfallbedingungen.
  6. Verfahren nach Anspruch 4, mit dem Schritt der Verwendung von Brennstoffzellen als Hauptenergiequelle unter Nicht-Notfallbedingungen.
  7. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei in dem Falle eines Ausfalls der turbinenbetriebenen Generatoren irgendeine oder mehrere von den anderen Energiequellen verwendet werden.
  8. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die elektrische Speichereinheit eine Batterie aufweist.
  9. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei Energie von zwei oder mehr der Energiequellen gleichzeitig bezogen wird.
  10. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei Energie von allen Energiequellen gleichzeitig bezogen wird.
  11. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, welches ferner den Schritt der Verwendung des durch die Brennstoffzellen erzeugten Wassers in einer Kabine des Flugzeugs aufweist.
  12. Verteilungssystem elektrischer Energie für ein Flugzeug, das mehrere unterschiedliche Energiequellen einschließlich eines oder mehrerer triebwerksbetriebener Generatoren und wenigstens eine weitere aus der eine oder mehrere elektrische Speichereinrichtungen, eine oder mehrere Brennstoffzellen und eine oder mehrere thermoelektrische Energiequellen aufweisenden Gruppe ausgewählte Energiequelle enthält, und einen Bus für elektrische Energie, mittels welchem die elektrischen Energiequellen mit Lasten des Flugzeugs verbunden werden können, wobei das System eine Steuerung besitzt, die so betrieben werden kann, dass sie selektiv Energie von jeder der Energiequellen bezieht.
  13. Energieverteilungssystem nach Anspruch 12, wobei die Steuerung unter Notfallbedingungen so betrieben werden kann, dass sie Energie von nicht-wichtigen Lasten auf wichtige Lasten umleitet.
  14. Energieverteilungssystem nach Anspruch 12 oder 13, wobei die Steuerung unter Nicht-Energiebedingungen so betrieben werden kann, dass sie selektiv Energie von jeder Energiequelle beziehen kann, um einen Gesamtverbrauch von Flugzeugtreibstoff zu minimieren.
  15. Energieverteilungssystem nach einem der Ansprüche 12 bis 14, wobei die thermoelektrischen Energiequellen und/oder die Brennstoffzellen die Hauptquellen von Energie unter Nicht-Notfallbedingungen sind.
  16. Energieverteilungssystem nach einem der Ansprüche 12 bis 15, wobei die Steuerung so betrieben werden kann, dass sie Energie von einer oder mehreren Energiequellen gleichzeitig bezieht.
  17. Verfahren zur Liefern von elektrischer Energie an ein Flugzeug im Wesentlichen so, wie hierin unter Bezugnahme auf die beigefügten Ansprüche beschrieben.
  18. Verteilungssystem elektrischer Energie für ein Flugzeug im Wesentlichen so, wie hierin unter Bezugnahme auf die beigefügten Ansprüche beschrieben.
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