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Gebiet der Erfindung
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Die Erfindung betrifft elektrische Antriebssysteme für Luftfahrtanwendungen. Insbesondere betrifft die Erfindung ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug, ein Luftfahrzeug mit einem Antriebssystem sowie ein Verfahren zum Bereitstellen einer Antriebsleistung für ein Luftfahrzeug.
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Hintergrund der Erfindung
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In jüngerer Vergangenheit hat die Energie- und Leistungsdichte von Batterien, Leistungselektronik und Elektromotoren eine Schwelle erreicht, die es erlaubt elektrische Flugzeuge mit sog. „verteilt elektrischem Antrieb“ entwickeln zu können. Als „verteilt elektrischer Antrieb“ bezeichnet man die Möglichkeit, elektrische Antriebe verschiedener Art, Größe und Anzahl im Flugzeugentwurf zu integrieren um besondere Eigenschaften wie z.B. senkrechtes Starten und Landen (VTOL - Vertical Take-off and Landing) zu erreichen. Bei einem senkrechtstart- und landefähigen Flugzeug ist jedoch ein Schub-zu-Gewichtsverhältnis von größer 1 erforderlich, so dass die Entwürfe gewichtsoptimiert auszulegen sind. Insbesondere werden Batterien hoher Energiedichte benötigt. Gleichzeitig muss eine ausreichende Lebensdauer der Batterie gewährleistet sein. Die Optimierung beider Parameter führt zu deutlichen Einbußen bzgl. der erreichbaren Leistungsdichte bzw. elektrischen Stromstärke der Batterie, welche jedoch in ausreichendem Maße zum Antrieb des Flugzeugs benötigt wird.
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US 2016/0137305 A1 beschreibt eine elektrische Antriebsanordnung für ein Luftfahrzeug, welche eine Triebwerksgondel mit einer Gondelverkleidung aufweist. In einem Innenraum der Triebwerksgondel ist eine elektrische Antriebseinheit des Luftfahrzeugs angeordnet, die wiederum ein Gebläse aufweist. Ferner ist eine Elektromotoranordnung in dem Innenraum angeordnet und mit der Antriebseinheit verbunden, um der Antriebseinheit Energie zuzuführen.
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Die
US 2014/367510 A1 beschreibt ein Luftfahrzeug mit einer elektrischen Antriebsanordnung. Das Luftfahrzeug weist einen Rumpf, ein an dem Rumpf befestigtes Flügelsystem und eine Heckeinheit auf, welche an einem hinteren Teil des Rumpfes angebracht ist. Die elektrische Antriebsanordnung ist auf jeder Seite des Rumpfes angeordnet, wobei ein elektrischer Energiegenerator und elektrische Speicher- und Versorgungseinrichtungen im Wesentlichen entlang einer Längssymmetrieachse des Rumpfes angeordnet sind. Das Flugzeug umfasst somit eine Hybridmotorisierung.
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Zusammenfassung der Erfindung
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Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die Zuverlässigkeit eines elektrischen Antriebssystems zu verbessern.
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Diese Aufgabe wird durch die Gegenstände der unabhängigen Ansprüche gelöst. Beispielhafte Ausführungsformen ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen und der nachfolgenden Beschreibung.
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Gemäß einem Aspekt der Erfindung ist ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug angegeben. Das Antriebssystem weist einen ersten Energiespeicher zum Bereitstellen von elektrischer Energie und einen zweiten Energiespeicher zum Bereitstellen von elektrischer Energie auf. Das Antriebssystem weist auch zumindest einen elektrischen Antrieb zur Bereitstellung einer Antriebsleistung für das Luftfahrzeug auf. Ferner weist das Antriebssystem eine Energieverteilungseinheit zum Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers und der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers an den zumindest einen elektrischen Antrieb auf. Die Energieverteilungseinheit ist dazu ausgeführt, unter Verwendung eines ersten Anteils der vom ersten Energiespeicher bereitgestellten Energie den zweiten Energiespeicher aufzuladen und zeitgleich einen zweiten Anteil der vom ersten Energiespeicher bereitgestellten Energie an den zumindest einen elektrischen Antrieb zu übertragen, um somit die Antriebsleistung für das Luftfahrzeug bereitzustellen.
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Durch ein solches Antriebssystem ist es möglich, die Ausfallwahrscheinlichkeit insbesondere eines batteriebetriebenen Luftfahrzeugantriebs zu reduzieren. Mit anderen Worten kann durch das erfindungsgemäße Antriebssystem eine Art doppelt-redundantes Antriebssystem bereitgestellt werden, wobei der erste Energiespeicher an sich bereits eine redundante Energieversorgung für den elektrischen Antrieb bereitstellt, und zusätzlich mit dem zweiten Energiespeicher eine weitere Redundanz dem Antriebssystem hinzugefügt werden kann. Mit dem Antriebssystem, welches kurzfristig mittels des zweiten Energiespeichers hohe Leistungen liefert, kann die notwendige Leistung erbracht werden, so dass ein nach Luftfahrtstandards zertifizierbares Antriebssystem mit nur geringen Einschränkungen für die Flugzeit bzw. Flugstrecke bereitgestellt werden kann. Auch kann durch das erfindungsgemäße Antriebssystem bei gleicher Ausfallwahrscheinlichkeit deutlich mehr Gesamtkapazität bereitgestellt werden. Ferner kann durch das Antriebssystem bei gleicher Zuverlässigkeit die Energiedichte verbessert werden.
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Der erste und/oder der zweite Energiespeicher können zumindest eine Batterie aufweisen. Somit kann der erste Energiespeicher auch als erste Batterie und der zweite Energiespeicher als zweite Batterie bezeichnet werden. Beide Batterien zusammen können auch als Batteriesystem bezeichnet werden. Als Batterie kann dabei ein Gefäß verstanden werden, in dem elektrochemische Energie in elektrische Energie umgewandelt wird. Die zweite Batterie soll vorzugsweise einen vergleichsweise hohen Quotienten aus Leistungsdichte zu Energiedichte aufweisen. Beispielsweise ist der zweite Energiespeicher ein Superkondensator oder Ultrakondensator, was im Folgenden noch genauer erläutert wird. Es ist möglich, dass der zweite Energiespeicher auch zwei oder mehrere voneinander unabhängig betreibbare Superkondensatoren aufweist. Es kann vorgesehen sein, dass der erste Energiespeicher gegenüber dem zweiten Energiespeicher eine höhere Energiedichte, jedoch eine geringere Leistungsdichte aufweist. Trotz einer geringeren Energiedichte des zweiten Energiespeichers bzw. des Superkondensators ergibt sich durch das erfindungsgemäße Antriebssystem ein insgesamt leichteres, robusteres und dennoch zertifizierbares Batteriesystem und somit auch Antriebssystem des Luftfahrzeugs. Zur Übertragung der elektrischen Energie zwischen den Energiespeichern und von den Energiespeichern an den elektrischen Antrieb können elektrische Stromleitungen vorgesehen sein.
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Der erste Energiespeicher ist also dazu ausgeführt, elektrische Energie sowohl an den elektrischen Antrieb zu übertragen als auch an den zweiten Energiespeicher. Es kann vorgesehen sein, dass der zweite Energiespeicher elektrische Energie lediglich an den elektrischen Antrieb überträgt, nicht aber an den ersten Energiespeicher. Durch die Übertragung von elektrischer Energie vom ersten Energiespeicher an den zweiten Energiespeicher kann der zweite Energiespeicher wiederaufgeladen werden. Beispielsweise wird der zweite Energiespeicher während eines bestimmten Flugmanövers, zum Beispiel eines Startvorgangs oder eines Landevorgangs, zumindest teilweise entladen und anschließend durch den ersten Energiespeicher wieder aufgeladen. Der erste Energiespeicher kann folglich ausreichend elektrische Leistung für einen Reiseflug bzw. Streckenflug des Luftfahrzeugs an den elektrischen Antrieb bereitstellen, während der erste Energiespeicher an den zweiten Energiespeicher elektrische Energie überträgt und diesen damit wiederauflädt. Das erfindungsgemäße Antriebssystem kann also als eine primäre elektrische Energieversorgung für den Antrieb des Luftfahrzeugs aufgefasst werden.
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Das Energieverteilungssystem kann eine Steuerungseinheit, beispielsweise eine Recheneinheit, und/oder elektrische Leitungen zum Leiten von elektrischem Strom aufweisen. Dabei kann die Steuerungseinheit der Energieverteilungseinheit die Übertragung der elektrischen Energie vom ersten Energiespeicher an den zweiten Energiespeicher während des Ladevorgangs steuern bzw. regeln. Ferner kann die Steuerungseinheit die Abgabe der elektrischen Energie von dem ersten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb und auch die Abgabe der elektrischen Energie von dem zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb einstellen. Die elektrischen Leitungen können eine erste elektrische Anschlussleitung von dem ersten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb aufweisen und eine zweite elektrische Anschlussleitung von dem zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb. Beide Anschlussleitungen können über eine elektrische Hauptleitung, die sog. Stromschiene, mit dem elektrischen Antrieb verbunden sein. Das Antriebssystem kann eine Mehrzahl von elektrischen Antrieben aufweisen. Die Mehrzahl von elektrischen Antrieben bzw. Motoren können dann über Leistungselektroniken an die Hauptleitung des Energieverteilungssystems angeschlossen sein. In der zweiten Anschlussleitung zur Verbindung des zweiten Energiespeichers mit dem elektrischen Antrieb kann ein Gleichspannungswandler (DC/DC Wandler) vorgesehen sein, welcher eine vom zweiten Energiespeicher zugeführte Gleichspannung in eine Gleichspannung mit höherem, niedrigerem oder invertiertem Spannungsniveau im Vergleich zu der zugeführten Spannung umwandelt. Der DC/DC Wandler kann insbesondere die zugeführte Gleichspannung auf ein Spannungsniveau der ersten Batterie regeln. Dies wird in der Figurenbeschreibung noch genauer erläutert werden.
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Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist die Energieverteilungseinheit dazu ausgeführt, die bereitgestellte elektrische Energie des zweiten Energiespeichers nur dann an den zumindest einen elektrischen Antrieb zu übertragen, wenn eine von dem Antrieb benötigte Leistung einen vorgegebenen Grenzwert überschreitet.
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In diesem Fall wird also elektrische Energie sowohl von dem ersten als auch von dem zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb übertragen, wodurch dieser angetrieben wird. Es kann vorgesehen sein, dass der zweite Energiespeicher elektrische Energie bzw. elektrische Leistung lediglich zur Kompensation einer Leistungsspitze des elektrischen Antriebs während des Startvorgangs und/oder während des Landevorgangs des Luftfahrzeugs bereitstellt. Somit kann ein Grenzwert vorbestimmt sein, ab dem die Energieverteilungseinheit den zweiten Energiespeicher quasi an das Stromnetz für den elektrischen Antrieb zuschaltet, so dass während dieser Leistungsspitze Energie sowohl vom ersten Energiespeicher als auch vom zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb bereitstellt werden kann, um somit die vom elektrischen Antrieb benötigte Leistung sicherzustellen.
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Nachdem der Grenzwert der vom elektrischen Antrieb benötigten Leistung wieder unterschritten wurde, wird die Leistungsübertragung vom zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb wieder unterbrochen, so dass die elektrische Energie bzw. die elektrische Leistung wieder lediglich durch den ersten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb abgegeben wird. Es ist möglich, dass der erste Energiespeicher während des gesamten Fluges elektrische Energie an den Antrieb abgibt.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist die Energieverteilungseinheit dazu ausgeführt, lediglich die bereitgestellte elektrische Energie des ersten Energiespeichers an den zumindest einen elektrischen Antrieb zu übertragen, wenn die von dem Antrieb benötigte Leistung den vorgegebenen Grenzwert unterschreitet.
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In diesem Fall wird also keine elektrische Energie vom zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb übertragen. Das heißt, dass am Ende der Leistungsspitze des elektrischen Antriebs, bei welchem der Grenzwert für die benötigte Leistung wieder unterschritten wird, die Übertragung von elektrischer Energie bzw. elektrischer Leistung vom zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb unterbrochen wird, so dass lediglich noch elektrische Energie bzw. elektrische Leistung vom ersten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb übertragen wird. Der vorgegebene Grenzwert wird beispielsweise im Reiseflug oder während einer Bodenoperation des Luftfahrzeugs regelmäßig unterschritten, so dass in diesen Betriebszuständen des Luftfahrzeugs eine Bereitstellung der elektrischen Energie bzw. elektrischen Leistung von dem ersten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb ausreichend ist.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist der zweite Energiespeicher ein Superkondensator. Es auch möglich, dass der zweite Energiespeicher eine Batterie mit vergleichsweise hoher Leistungsdichte ist.
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Unter einem Superkondensator kann dabei ein elektrochemischer Energiespeicher, insbesondere ein elektrochemischer Kondensator verstanden werden, der im Vergleich zu herkömmlichen Energiespeichern eine wesentlich geringere Energiedichte, jedoch eine wesentlich höhere Leistungsdichte aufweist als herkömmliche Energiespeicher oder Akkumulatoren.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist der erste Energiespeicher ein Batteriezellenmodul mit einer Mehrzahl von Bündeln von in Reihe geschalteten Batteriezellen auf, wobei die Mehrzahl von Bündeln jeweils parallel zueinander geschaltet sind. Es ist auch möglich, dass der erste Energiespeicher ein Brennstoffzellensystem mit zumindest einer Brennstoffzelle aufweist.
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Mit anderen Worten weist ein einzelnes Bündel des ersten Energiespeichers mehrere Batteriezellen auf, welche miteinander in Reihe geschaltet sind. Die einzelnen Bündel der Mehrzahl von Bündeln sind wiederum parallelgeschaltet, um somit eine Redundanz des Batteriezellenmoduls und damit des ersten Energiespeichers bereitzustellen. Durch die parallele Schaltung von jeweils mehreren Bündeln kann die Redundanz einzelner Bündel des Batteriezellenmoduls erhöht werden. Das kann bedeuten, dass einzelne Bündel des Batteriezellenmoduls ausfallen können, beispielsweise durch den Ausfall einzelner Batteriezellen innerhalb eines Bündels und dennoch ein zuverlässiger Betrieb des Antriebssystems mit den verbleibenden Bündeln des Batteriezellenmoduls sichergestellt ist. Die Batteriezellen des ersten Energiespeichers können zum Beispiel in Reihe geschaltete Lithiumionen-Batterien sein. Beispielsweise weist der erste Energiespeicher 40 parallel geschaltete Bündel mit jeweils 200 in Reihe geschalteten Batteriezellen auf. Es ist möglich, dass auch der zweite Energiespeicher eine Lithiumionen-Batterie aufweist.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist die von dem zweiten Energiespeicher bereitgestellte elektrische Energie von einer Ausfallwahrscheinlichkeit einzelner Bündel der Mehrzahl von Bündeln des ersten Energiespeichers abhängig.
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Aufgrund seines Aufbaus weist der erste Energiespeicher bzw. das Batteriezellenmodul des ersten Energiespeichers eine bestimmbare Ausfallwahrscheinlichkeit auf. Auf dieser Ausfallwahrscheinlichkeit basiert die Auslegung des zweiten Energiespeichers. Beispielsweise ist die vom zweiten Energiespeicher bereitzustellende elektrische Energie bzw. die vom zweiten Energiespeicher an den elektrischen Antrieb abzugebende elektrische Energie proportional zu der Ausfallwahrscheinlichkeit einzelner Bündel oder Batteriezellen des ersten Energiespeichers. Je höher also die Ausfallwahrscheinlichkeit der einzelner Bündel oder Batteriezellen des ersten Energiespeichers ist, desto höher ist auch die Energiemenge des zweiten Energiespeichers, um somit eine möglicherweise reduzierte Abgabe von elektrischer Leistung von dem ersten Energiespeicher an den elektrische Antrieb zu kompensieren, so dass die verbleibende von dem ersten Energiespeicher bereitgestellte elektrische Leistung zusammen mit der vom zweiten Energiespeicher bereitgestellten Leistung (Ersatzleistung) trotz des Ausfalls von Bündeln im ersten Energiespeicher noch ausreicht, um den elektrischen Antrieb auch bei Leistungsspitzen, wie Startvorgang oder Landung, sicher zu betreiben.
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Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist die von dem zweiten Energiespeicher bereitgestellte elektrische Energie von einer Ausfallwahrscheinlichkeit einzelner Bündel der Mehrzahl von Bündeln und dem Produkt aus einer Leistung über dem zuvor genannten Grenzwert und der Nutzungsdauer des zweiten Energiespeichers abhängig. Die Nutzungsdauer bezeichnet dabei die Zeitspanne, während der durch den zweiten Energiespeicher elektrische Leistung an den elektrischen Antrieb abgegeben wird. Es kann vorgesehen sein, dass der zweite Energiespeicher elektrische Leistung an den elektrischen Antrieb über eine Zeitspanne von lediglich einer Minute oder lediglich 10 bis 20 Sekunden abgibt.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist ein Verhältnis eines Quotienten aus Leistungsdichte zu Energiedichte des zweiten Energiespeichers und eines Quotienten aus Leistungsdichte zu Energiedichte des ersten Energiespeichers mindestens 30, vorzugsweise mindestens 60.
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Wie bereits angedeutet ist die Leistungsdichte des zweiten Energiespeichers höher als die Leistungsdichte des ersten Energiespeichers. Ferner ist die Energiedichte des zweiten Energiespeichers geringer als die des ersten Energiespeichers. Somit ist der zweite Energiespeicher, welcher beispielsweise ein Superkondensator ist, dazu geeignet eine vergleichsweise große Leistung in kurzer Zeit an den elektrischen Antrieb abzugeben.
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In einem beispielhaften kritischen Fall können also bis zu 4 Bündel des ersten Energiespeichers während des Fluges ausfallen. Gleichzeitig sollte das Flugzeug noch gestartet werden dürfen, wenn bereits 6 Bündel beim Start nicht mehr funktionieren. Daraus ergibt sich zusammen mit der Nutzungsdauer die notwendige Ersatzkapazität des zweiten Energiespeichers. Der zweite Energiespeicher, das heißt der Superkondensator kann den Spitzenstrom eines Notlandeverfahrens auf dem Niveau des für den ersten Energiespeichers maximal zulässigen Stroms halten, also für nicht mehr als z.B. eine Minute, woraus sich letztlich die bereitzustellende Ersatzkapazität des zweiten Energiespeichers ergibt. Trotz einer deutlich geringeren Energiedichte des zweiten Energiespeichers ergibt sich damit ein insgesamt deutlich leichteres, robusteres und zertifzierbares Batteriesystem. Dieser Zusammenhang wird nachfolgend anhand eines konkreten Beispiels für das erfindungsgemäße Antriebssystem verdeutlicht:
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Die beispielhaften Auslegungsgrößen beziehen sich vorliegend auf ein Batteriesystem für ein VTOL-Luftfahrzeug:
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Auslegungswerte des Luftfahrzeugs:
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| Max. Startgewicht des Luftfahrzeugs: |
1500kg |
| Leistungsbedarf Streckenflug (250km/h): |
60kW |
| Leistungsbedarf Schwebeflug (0km/h): |
600kW für mind. 25s |
| maximales Batteriegewicht des Batteriesystems: |
550kg |
| Anzahl ausgefallener Bündel vor Start: |
6 |
| Anzahl ausgefallener Bündel im Flug: |
4 |
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Ein Optimierungsziel kann vorliegend die Maximierung der Kapazität [kWh] des gesamten Batteriesystems sein.
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Erster Energiespeicher (erste Batterie):
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| Batteri ezell en: |
Lithiumi onen-B atteri ezell en |
| Batterie-System: |
40 Bündel parallel zu je 200 Zellen in Reihe |
| Zellenzahl: |
8000 Zellen |
| Energiedichte: |
175 Wh/kg |
| Leistungsdichte: |
240 W/kg |
| C-Faktor (Leistungsdichte/Energiedichte): |
1,37C |
| Kapazität: |
85,7 kWh |
| max. Leistung: |
1,37C*85,7kWh=117kW |
| Gewicht: |
490 kg |
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Zweiter Energiespeicher (zweite Batterie):
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| Batterie-System: |
Lithiumionen-Batterien |
| Energiedichte: |
60 Wh/kg |
| Kapazität: |
3,66 kWh |
| Leistungsdichte: |
8400 W/kg |
| C-Faktor (Leistungsdichte/Energiedichte): |
140C |
| max. Leistung für ca. 20s: |
140C*3,66kWh=512kW |
| Gewicht: |
60kg |
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System aus erstem und zweiten Energiespeicher:
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| Verhältnis C-Faktor C2/C1: |
102,2 |
| max. Leistung: |
629 kW |
| Leistung für Ausfallkompensation und Aufladung: |
29 kW |
| Anzahl der kompensierbaren Bündel erste Batterie: |
10 |
| Aufladezeit für zweite Batterie: |
8min |
| Gewicht: |
550kg |
| maximale Kapazität: |
89,4kWh |
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Beispiel für die Verwendung einer einzigen Batterie für das Antriebssystem:
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| Zellen: |
Lithiumionen-Batterien |
| System: |
40 Bündel parallel zu je 200 Zellen in Reihe |
| Zellenzahl: |
8000 Zellen |
| Energiedichte: |
125 Wh/kg |
| Leistungsdichte: |
1450 W/kg |
| C-Faktor (Leistungsdichte/Energiedichte): |
11,6C |
| max. Leistung: |
11,6*69kWh=800kW |
| Leistung für Ausfallkompensation: |
200kW |
| Anzahl der kompensierbaren Bündel: |
10 |
| Gewicht: |
550kg |
| Kapazität: |
69 kWh |
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Die erreichbare Verbesserung durch das erfindungsgemäße Antriebssystem mit zwei Batterien, das heißt erstem und zweitem Energiespeicher gegenüber der Verwendung einer einzigen Batterie für das Antriebssystem entspricht einem ungefähren Kapazitätsgewinn bei gleichem Gewicht und gleicher Ausfallkompensation von 20,4kWh oder ca. 30%.
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Durch das erfindungsgemäße Antriebssystem wird also neben einer intern redundanten ersten Batterie mit mehreren parallelen Bündeln und jeweils mehreren Zellen in Reihe mit hoher Energiedichte eine zweite Batterie mit vergleichsweise hoher Leistungsdichte als weitere redundante Stromquelle vorgesehen. Diese zweite Batterie kann auch in sich redundant aufgebaut sein. Die beiden Batterien können über einen Gleichstrom/Gleichstrom-Wandler (DC/DC Wandler) an die primäre Stromschiene des Luftfahrzeugs angeschlossen sein. An diese Stromschiene können wiederum Leistungselektroniken und Motoren angeschlossen sein. Die zweite, leistungsdichte Batterie wird vorzugsweise ausschließlich zur Kappung von Spitzenstrom bei Start/Landung des Luftfahrzeugs verwendet, um die energiedichte erste Batterie innerhalb der zulässigen Betriebsgrenzen zu betreiben. Die zweite Batterie wird nach erfolgtem Start wieder mittels der ersten Batterie aufgeladen, so dass ein Ladezustand der ersten Batterie noch eine Notlandung mit Teilausfall von einzelnen Batteriebündeln erlaubt. Die Auslegung der Kapazität der zweiten Batterie kann dabei aus der Ausfallwahrscheinlichkeit von einzelnen Zellen bzw. Bündeln der ersten Batterie errechnet werden, um diese Kapazität für die Zeit des Notlandeverfahrens bereitzustellen.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung weist das Antriebssystem zumindest einen Motor auf, der dazu ausgeführt ist, ausschließlich unter Verwendung der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers die benötigte Antriebsleistung für das Luftfahrzeug während eines Reiseflugs bereitzustellen.
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Insbesondere ist die bereitgestellte elektrische Energie des ersten Energiespeichers derart gewählt, um damit den elektrischen Antrieb und damit den Motor mit ausreichend elektrischer Energie bzw. elektrischer Leistung zu versorgen, so dass das Luftfahrzeug ausschließlich unter Verwendung der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers einen Streckenflug, das heißt einen Reiseflug ausführen kann. Während einer Leistungsspitze kann dann der zweite Energiespeicher zum ersten Energiespeicher zugeschaltet werden, so dass beide Energiespeicher nebeneinander elektrische Energie für den elektrischen Antrieb bereitstellen bzw. elektrische Leistung an diesen abgeben.
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Der elektrische Antrieb kann also eine Mehrzahl von Motoren aufweisen, welche im Streckenflug ausschließlich unter Verwendung der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers betrieben werden. Beispielsweise ist der Motor ein Propellermotor des Luftfahrzeugs.
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Gemäß einem Aspekt der Erfindung ist ein Luftfahrzeug mit dem zuvor und im Folgenden beschriebenen Antriebssystem angegeben.
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Das Luftfahrzeug kann beispielswiese ein Flugzeug sein, insbesondere ein propellerbetriebenes Flugzeug. In einem Beispiel ist das Luftfahrzeug ein senkrechtstartfähiges Luftfahrzeug.
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Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist das Luftfahrzeug ein bemanntes Luftfahrzeug. Es ist jedoch auch möglich, dass das Luftfahrzeug ein unbemanntes Luftfahrzeug, beispielsweise eine Drohne, ist.
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Gemäß einem Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zum Bereitstellen einer Antriebsleistung für ein Luftfahrzeug angegeben. In einem Schritt des Verfahrens wird elektrische Energie aus einem ersten Energiespeicher bereitgestellt. In einem weiteren Schritt wird elektrische Energie aus einem zweiten Energiespeicher bereitgestellt. Ferner erfolgt in einem weiteren Schritt ein gleichzeitiges Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers und der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers an zumindest einen elektrischen Antrieb des Luftfahrzeugs während eines Startvorgangs des Luftfahrzeugs, wobei der zweite Energiespeicher zumindest teilweise entladen wird. In einem weiteren Schritt, der sich dem Entladeschritt des zweiten Energiespeichers anschließt, erfolgt ein Wiederaufladen des zweiten Energiespeichers mittels des ersten Energiespeichers auf einen vorgegebenen Sollwert eines Ladezustandes des zweiten Energiespeichers, wobei das Aufladen des zweiten Energiespeichers während eines Reisefluges des Luftfahrzeugs erfolgt.
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Die einzelnen Verfahrensschritte können in der genannten Reihenfolge durchgeführt werden. Jedoch können die genannten Verfahrensschritte auch in jeder beliebigen Reihenfolge durchgeführt werden.
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Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung erfolgt in einem weiteren Schritt ein gleichzeitiges Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers und der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers an den zumindest einen elektrischen Antrieb des Luftfahrzeugs während eines Landevorgangs des Luftfahrzeugs, wobei der zweite Energiespeicher zumindest teilweise entladen wird.
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Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung wird die bereitgestellte elektrische Energie des zweiten Energiespeichers an den zumindest einen elektrischen Antrieb des Luftfahrzeugs ausschließlich während des Startvorgangs und des Landevorgangs des Luftfahrzeugs übertragen.
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Figurenliste
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- 1 zeigt ein Antriebssystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
- 2 zeigt ein Energiedichte-Leistungsdichte-Diagramm für einen Auswahlbereich für Lithiumionen-Batterien gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
- 3 zeigt ein Flugzeit-Strom-Diagramm für verschiedene Flugzustände eines Luftfahrzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
- 4 zeigt ein Luftfahrzeug mit einem Antriebssystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
- 5 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
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Detaillierte Beschreibung beispielhafter Ausführungsformen
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Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht maßstäblich.
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Werden in der folgenden Figurenbeschreibung in verschiedenen Figuren die gleichen Bezugszeichen verwendet, so bezeichnen diese gleiche oder ähnliche Elemente. Gleiche oder ähnliche Elemente können aber auch durch unterschiedliche Bezugszeichen bezeichnet sein.
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1 zeigt ein Antriebssystem 1 für ein Luftfahrzeug mit einem ersten Energiespeicher 10 zum Bereitstellen von elektrischer Energie und einem zweiten Energiespeicher 20, beispielsweise einen Superkondensator 21, zum Bereitstellen von elektrischer Energie. Der erste Energiespeicher 10 weist ein Batteriezellenmodul 11 mit einer Mehrzahl von Bündeln 12 von in Reihe geschalteten Batteriezellen 13 auf. In der 1 ist zu erkennen, dass die Mehrzahl von Bündeln 12 jeweils parallel zueinander geschaltet sind und die Bündel 12 zusammen das Batteriezellenmodul 11 bzw. die erste Energiespeichereinheit 10 bilden. Die Bündel 12 weisen jeweils mehrere hintereinander geschaltete, das heißt in Reihe geschaltete Batteriezellen 13, welche auch einfach als Zellen bezeichnet werden, auf. Die von dem zweiten Energiespeicher 20 bereitgestellte elektrische Energie kann dabei von einer Ausfallwahrscheinlichkeit einzelner Bündel 12a der Mehrzahl von Bündeln 12 abhängig sein.
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Ferner ist ein elektrischer Antrieb 30 mit mehreren Motoren 31 zur Bereitstellung einer Antriebsleistung für das Luftfahrzeug 100 vorgesehen. Das Antriebssystem 1 weist eine Energieverteilungseinheit 40 zum Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers 10 und der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers 20 an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 auf. Dabei wird die elektrische Energie vom ersten Energiespeicher 10 über eine erste elektrische Anschlussleitung 42a an eine elektrische Hauptleitung 42, die sog. primäre Stromschiene des Luftfahrzeugs 100, übertragen, von der aus die elektrische Energie des ersten Energiespeichers 10 dann an die einzelnen Motoren 31 des elektrischen Antriebs 30 übertragen wird.
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Die Energieverteilungseinheit 40 ist ferner zum Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers 20 an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 ausgeführt. Dabei wird die elektrische Energie vom zweiten Energiespeicher 20 über eine zweite elektrische Anschlussleitung 42b an die elektrische Hauptleitung 42 übertragen, von der aus die elektrische Energie des zweiten Energiespeichers 20 dann an die einzelnen Motoren 31 des elektrischen Antriebs 30 übertragen wird. Die Energieverteilungseinheit 40 ist dazu ausgeführt, ausschließlich die bereitgestellte elektrische Energie des ersten Energiespeichers 10 an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 zu übertragen, wenn die von dem Antrieb 30 benötigte Leistung einen vorgegebenen Grenzwert unterschreitet. In der zweiten Anschlussleitung 42b kann ein Spannungswandler 43 als Teilkomponente der Energieverteilungseinheit 40 vorgesehen sein. Die Energieverteilungseinheit 40 weist noch Leistungselektroniken 44 auf, welche jeweils den Motoren 31 vorgeschaltet sind, das heißt zwischen der elektrischen Hauptleitung 42 und dem Motoren 31 angeordnet sind. Mittels der Leistungselektroniken ist eine unabhängige Einstellung der von den Motoren 31 abgegebenen Antriebsleistung möglich.
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Die Energieverteilungseinheit 40 kann also mehrere Anschlussleitungen 42a, 42b sowie die elektrische Hauptleitung 42 aufweisen. Ferner kann die Energieverteilungseinheit 40 eine Steuerungseinheit 41 in Form einer zentralen Recheneinheit oder eines Prozessors aufweisen, welche die Energieverteilungseinheit 40 derart steuert, dass die Energie des ersten Energiespeichers 10 und die Energie des zweiten Energiespeichers 20 wie beschreiben an den elektrischen Antrieb 30 übertragen werden können. Insbesondere ist die Steuerungseinheit 41 dazu ausgeführt, das Antriebssystem 1 derart zu steuern, dass unter Verwendung eines ersten Anteils der vom ersten Energiespeicher 10 bereitgestellten elektrischen Energie der zweite Energiespeicher 20 aufgeladen wird und zeitgleich ein zweiter Anteil der vom ersten Energiespeicher 10 bereitgestellten elektrischen Energie an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 übertragen wird, um somit die Antriebsleistung für das Luftfahrzeug 100 bereitzustellen. Ferner ist die Steuerungseinheit 41 dazu ausgeführt, das Antriebssystem 1 derart zu steuern, dass die bereitgestellte elektrische Energie des zweiten Energiespeichers 20 nur dann an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 übertragen wird, wenn eine von dem Antrieb 30 benötigte Leistung einen vorgegebenen Grenzwert überschreitet. Ferner ist die Steuerungseinheit 41 dazu ausgeführt, das Antriebssystem 1 derart zu steuern, dass lediglich die bereitgestellte elektrische Energie des ersten Energiespeichers 10 an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 übertragen wird, wenn die von dem Antrieb 30 benötigte Leistung den vorgegebenen Grenzwert unterschreitet.
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Die Energieverteilungseinheit 40 ist dazu ausgeführt, unter Verwendung eines ersten Anteils der vom ersten Energiespeicher 10 bereitgestellten Energie den zweiten Energiespeicher 20 aufzuladen und zeitgleich einen zweiten Anteil der vom ersten Energiespeicher 10 bereitgestellten Energie an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 mit den Motoren 31 zu übertragen, wobei durch die Motoren 31 letztlich die Antriebsleistung für das Luftfahrzeug 100 bereitgestellt wird. Beispielsweise sind die Motoren 31 als Propellermotoren, welche einen Propeller 32 aufweisen, ausgeführt. Diese Propellermotoren stellen also eine Antriebsleistung für das Luftfahrzeug 100 bereit, indem sie die Propeller 32 in Rotation versetzen, so dass eine Vortriebskraft auf das Luftfahrzeug 100 erzeugt wird. Die Energieverteilungseinheit 40 ist insbesondere dazu ausgeführt, die bereitgestellte elektrische Energie des zweiten Energiespeichers 20 ausschließlich dann an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 zu übertragen, wenn eine von dem Antrieb 30 benötigte Leistung den vorgegebenen Grenzwert überschreitet.
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2 zeigt ein Energiedichte-Leistungsdichte-Diagramm für einen Auswahlbereich 2 von Lithiumionen-Batterien. Dabei ist die Leistungsdichte (spezifische Leistung in W/kg), logarithmisch über der Energiedichte (spezifische Energie Wh/kg) aufgetragen. Es ist je ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel des ersten Energiespeichers 10 und des zweiten Energiespeichers 20 durch Pfeile gekennzeichnet. Es ist erkennbar, dass der erste Energiespeicher 10 eine wesentlich höhere Energiedichte aufweist als der zweite Energiespeicher 20. Ebenfalls ist zu erkennen, dass der zweite Energiespeicher 20 eine wesentlich höhere Leistungsdichte aufweist als der erste Energiespeicher 10. Beispielsweise beträgt die Energiedichte des ersten Energiespeichers 10 etwa 175 Wh/kg und die des zweiten Energiespeichers 20 etwa 60 Wh/kg. Die Leistungsdichte des zweiten Energiespeichers 20 liegt beispielsweise etwa zwischen 8000 W/kg und 9000 W/kg, beispielsweise beträgt sie etwa 8400 W/kg. Die Leistungsdichte des ersten Energiespeichers 10 liegt zum Beispiel etwa zwischen 200 W/kg und 400 W/kg, beispielsweise beträgt sie etwa 240 W/kg.
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3 zeigt ein Flugzeit-Strom-Diagramm für verschiedene Flugzustände eines Luftfahrzeugs 100. Dabei ist der benötigte oder bereitzustellende elektrische Strom I für den elektrischen Antrieb 30 über die Zeit t während verschiedener Flugmanöver aufgetragen. 3 zeigt insbesondere den qualitativen Stromverlauf I für einen Flug mit Landeabbruch 51 bzw. Durchstarten 51 des Luftfahrzeugs 100 und verzögertem Landen 53. Der Strom I steigt über die Flugzeit t bei der benötigten Leistung an, da die Spannung der ersten Batterie, das heißt des ersten Energiespeichers 10, bei Entladung absinkt. Beim Landeabbruch 51 wird nicht der maximale Strombedarf bzw. Leistungsbedarf erreicht, da das Luftfahrzeug 100 nicht bis auf die minimale Fluggeschwindigkeit verzögert wurde. Der maximale Stromfluss I wird bei der Landung 53 erreicht, die mit der weitgehend entladenen ersten Batterie stattfindet. Der kritische Zeitpunkt 52 für den für die Zertifizierung nach Luftfahrtstandards erforderlich Nachweis einer erfolgreichen Notlandung bei Teilversagen der ersten Batterie, das heißt Ausfall einzelner Bündel 12 der ersten Batterie, liegt kurz vor dem Einleiten der Landung, also nicht beim Durchstarten 51. Dieser Zeitpunkt ist in 3 durch einen Kreis markiert. Zu diesem kritischen Zeitpunkt kann durch den zweiten Energiespeicher 20, also die zweie Batterie, noch ausreichend Leistung an den elektrischen Antrieb 30 des Luftfahrzeugs 100 abgegeben werden, so dass eine sichere Notlandung 53 möglich ist.
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Da bei Ausfall einer Batteriezelle 13 das gesamte Bündel 12a ausfällt, wird durch die verbleibenden Bündel 12 zusammen noch die notwendige Leistung erbracht, um auch eine zweite Landung 53 nach einem Landeabbruch 51 erfolgreich durchzuführen. Die Ausfallwahrscheinlichkeit einer Batteriezelle 13 definiert damit die Bündelausfallwahrscheinlichkeit. Mit dem erfindungsgemäßen Antriebssystem 1, welches kurzfristig mittels des zweiten Energiespeichers 20 hohe Leistungen liefert, kann die notwendige Leistung erbracht werden, so dass ein nach Luftfahrtstandards zertifizierbares Antriebssystem 1 mit nur geringen Einschränkungen für die Flugzeit bzw. Flugstrecke bereitgestellt werden kann. Mit anderen Worten wird dadurch erreicht, dass der Ladezustand der beiden Energiespeicher 10, 20 eine gemäß Zertifizierungsvorschriften sichere letzte Landung 53 mit einer teilweise ausgefallenen ersten Batterie 10 erlaubt.
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4 zeigt ein Luftfahrzeug 100 mit dem in 1 dargestellten Antriebssystem 1. Das Luftfahrzeug 100 weist also das Antriebssystem 1 mit dem ersten Energiespeicher 10 und dem zweiten Energiespeicher 20 auf. Ferner ist die Energieverteilungseinheit 40 mit der Steuerungseinheit 41 und der elektrischen Hauptleitung 42, über welche die beiden Energiespeicher 10, 20 mit dem elektrischen Antrieb 30 verbunden sind, dargestellt.
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5 zeigt ein Flussdiagramm für ein Verfahren zum Bereitstellen einer Antriebsleistung für ein Luftfahrzeug 100. In einem Schritt S1 des Verfahrens wird elektrische Energie aus einem ersten Energiespeicher 10 bereitgestellt. In einem weiteren Schritt S2 des Verfahrens wird elektrische Energie aus einem zweiten Energiespeicher 20 bereitgestellt. In einem weiteren Schritt S3 erfolgt ein gleichzeitiges Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers 10 und der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers 20 an zumindest einen elektrischen Antrieb 30 des Luftfahrzeugs 100 während eines Startvorgangs des Luftfahrzeugs 100, wobei der zweite Energiespeicher 20 zumindest teilweise entladen wird. In einem weiteren Schritt S4 erfolgt ein Wiederaufladen des zweiten Energiespeichers 20 mittels des ersten Energiespeichers 10 auf einen vorgegebenen Sollwert eines Ladezustandes des zweiten Energiespeichers 20 nach dem zumindest teilweisen Entladen des zweiten Energiespeichers 20, wobei das Wiederaufladen des zweiten Energiespeichers 20 während eines Reisefluges des Luftfahrzeugs 100 erfolgt.
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Dann erfolgt in einem weiteren Schritt S5 ein gleichzeitiges Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des ersten Energiespeichers 10 und der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers 20 an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 des Luftfahrzeugs 100 während eines Landevorgangs des Luftfahrzeugs 100, wobei der zweite Energiespeicher 20 erneut zumindest teilweise entladen wird.
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In einem weiteren Schritt S3a kann vorgesehen sein, dass ein Übertragen der bereitgestellten elektrischen Energie des zweiten Energiespeichers 20 an den zumindest einen elektrischen Antrieb 30 des Luftfahrzeugs 100 ausschließlich während des Startvorgangs und des Landevorgangs des Luftfahrzeugs 100 erfolgt.
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Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend“ keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine“ oder „ein“ keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- US 2016/0137305 A1 [0003]
- US 2014367510 A1 [0004]
