DE112015003310T5

DE112015003310T5 - Motorisiertes Flugzeug und Verfahren zum Bestimmen der Leistung und Anzahl von Elektromotoren in dem motorisierten Flugzeug

Info

Publication number: DE112015003310T5
Application number: DE112015003310.6T
Authority: DE
Inventors: Hiroshi Kobayashi; Akira Nishizawa
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2014-07-17
Filing date: 2015-06-30
Publication date: 2017-03-30
Also published as: US10023318B2; US20170190435A1; JP6233671B2; JPWO2016009824A1; WO2016009824A1

Abstract

[Aufgabe] Die bei einem Flugzeug erforderliche Sicherheit unter gleichzeitiger Verhinderung einer Zunahme des Gesamtgewichts eines Antriebssystems zu gewährleisten. [Mittel zur Lösung] Ein motorisiertes Flugzeug wird durch eine Antriebssteuerungseinrichtung (120) gesteuert, die einen Triebwerkpropeller drehend antreibt. Der Triebwerkpropeller wird von mehreren Elektromotoren (130) angetrieben. Die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren (130) und die erforderliche Leistung erfüllen die folgende Beziehung: Pmax(n – 1)/n>Preq (wobei Pmax die Gesamtleistung (kW) der Elektromotoren ist, n die Anzahl der Elektromotoren ist und Preq die erforderliche Leistung (kW) ist).

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein motorisiertes Flugzeug, in dem ein Triebwerksystem von Elektromotoren angetrieben wird, und ein Verfahren zum Bestimmen der Leistung und der Anzahl von Elektromotoren in dem motorisierten Flugzeug.
Stand der Technik
In den letzten Jahren hat der Verkauf von Kleinflugzeugen mit Kapazitäten von mehreren bis zu dutzenden von Passagieren auf Grund ihres hohen Komforts sowie ihrer verbesserten Kraftstoffeffizienz stark zugenommen. In der Zukunft wird der Anspruch an diese als Transportmittel, das den Lufttransport von Verkehrsflugzeugen unterstützt, zunehmen. Es wird erwartet, dass durch sie ein neuer Markt geschaffen wird, der die Flugzeugindustrie belebt. Die Anzahl an Unfällen in Verbindung mit Kleinflugzeugen mit Kapazitäten von mehreren Passagieren ist jedoch weitaus höher als bei großen Verkehrsflugzeugen. Dies ist ein Faktor, der die Verbreitung von Kleinflugzeugen behindert.
Die meisten dieser Unfälle werden durch Bedienungsfehler auf Grund einer zunehmenden Arbeitsbelastung für weniger erfahrene Piloten verursacht. Daher besteht ein dringender Bedarf bei der Entwicklung der Flugzeugindustrie, die Belastung für Piloten nicht nur unter normalen Flugbedingungen zu verringern, sondern auch unter schlechten Wetterbedingungen und im Fall von Problemen, bei denen die Arbeitslast wahrscheinlich zunimmt.
Unter solchen Umständen hat ein motorisiertes Flugzeug, in dem eine Triebwerkeinheit, wie ein Propeller, von Elektromotoren angetrieben wird, was in den letzten Jahren der Realität näher gekommen ist, eine hohe Kraftstoffeffizienz. Außerdem sind verschiedene Automatisierungstechnologien für die Bedienung unter Verwendung von Elektromotoren mit einer extrem verbesserten Steuerbarkeit und Reaktionsfähigkeit im Vergleich zu einer Verbrennungskraftmaschine vorgeschlagen worden (siehe Literatur 1 außerhalb des Patentbereichs).
Durch Bereitstellen einer hohen Servicefreundlichkeit sind die verschiedenen Automatisierungstechnologien für die Bedienung unter Verwendung von Elektromotoren darauf abgestellt, es vielen Personen zu ermöglichen, ohne Spezialausbildung Flugzeuge wie Kraftfahrzeuge einfach zu bedienen. Solche Automatisierungstechnologien für die Bedienung unter Verwendung von Elektromotoren können die Bedienungsfehler, die Belastung und dergleichen von Piloten wie vorstehend beschrieben verringern. Ferner können die Automatisierungstechnologien für die Bedienung unter Verwendung von Elektromotoren die Unfallrate verringern. Daher können die Automatisierungstechnologien für die Bedienung unter Verwendung von Elektromotoren die Verbreitung von Kleinflugzeugen fördern.
Es ist anzumerken, dass es für die Anwendung solcher Technologien stets notwendig ist, zu verhindern, dass die Automatisierungstechnologien für die Bedienung wie vorstehend beschrieben versagen, ohne dass besondere Bedienungstechniken und korrigierende Eingriffe von Piloten erforderlich sind. Das heißt, es ist notwendig, auch bei einem Notfall einen stabilen Flug wie bei einem normalen Flug fortzusetzen.
Hier können Beispiele, bei denen die Arbeitsbelastung in einer unerwarteten Situation erheblich zunimmt, eine starke Verringerung und einen Verlust der Schubkraft umfassen, was durch Probleme des Triebwerksystems beim Flug verursacht wird. In einem solchen Fall muss ein Pilot viele Operationen vornehmen, wie Operationen zur Wiederherstellung der Schubkraft und gleichzeitig die Suche nach einem Notlandeplatz. Dies erhöht die Arbeitsbelastung für den Piloten und führt zu Bedienungsfehlern.
Es ist denkbar, dass zur Lösung eines solchen Problems das Vorsehen von mehreren Triebwerksystemen, wie es zum Beispiel in der Patentliteratur 1 beschrieben ist, einen kompletten Verlust der Schubkraft verhindern kann.
Liste der Druckschriften
Patentliteratur

Patentliteratur 1: US-Patent-Nr. US6931247 B2

Literatur außerhalb des Patentbereichs
Literatur außerhalb des Patentbereichs 1: insbesondere Seiten 8 und 9 aus "FLIGHT PATH No. 4" (herausgegeben im März 2014 von Aeronautical Technology Directorate, JAXA)
Offenbarung der Erfindung
Aufgabenstellung
Bei der in der Patentliteratur 1 beschriebenen Technologie führt jedoch eine Verringerung oder ein Verlust an sich der Schubkraft eines Teils einer Triebwerkeinheit in einem mehrmotorigen Flugzeug zu einer ungleichmäßigen Schubkraftverteilung. Dadurch ändert sich das Verhalten eines Flugzeugrumpfes erheblich (Erzeugung eines Giermoments usw.). Daher muss der Pilot unbedingt zusätzlich zu den vorstehend erwähnten Operationen viel mehr Wiederherstellungsoperationen ausführen. Dadurch erhöht sich die Arbeitsbelastung noch weiter. Als Gegenmaßnahme gegen eine solche ungleichmäßige Schubkraftverteilung dient ein Verfahren zur Verringerung der Schubkraft auf einer Seite des Flugzeugrumpfs in dem Fall, in dem die Schubkraft auf der anderen Seite abnimmt, um die Gierstabilität des Flugzeugrumpfes zu halten. Jedoch nimmt auch die Schubkraft des gesamten Flugzeugrumpfes ab. Somit sind immer noch korrigierende Operationen des Piloten notwendig.
Wie vorstehend erwähnt wurde, verfügt jeder der Elektromotoren individuell über eine hohe Zuverlässigkeit und Servicefreundlichkeit. Daher ist das Risiko, dass die Schubkraft verloren gehen kann, bei den Elektromotoren im Vergleich zum Antrieb durch Verwendung der Verbrennungskraftmaschine geringer. Es ist jedoch beim Elektromotor schwierig, eine Abnormalität oder ein Symptom hierfür zu erkennen (nachstehend als "abnormaler Zustand” bezeichnet), wie die Entmagnetisierung eines Dauermagneten und das Brennen einer Spule, was bei einer hohen Temperatur auftreten kann, wobei es sich insbesondere um Probleme während der Anwendung des Flugzeugs handeln kann. Daher reicht der Elektromotor nicht aus, um einen Anspruch an die Zuverlässigkeit zu erfüllen, der an das Flugzeug gestellt wird.
Die vorliegende Erfindung wurde entwickelt, um diese Probleme zu lösen. Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein motorisiertes Flugzeug zur Verfügung zu stellen, bei dem ein Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse drehend von einem Antriebssystem, das Elektromotoren umfasst, angetrieben wird, wobei das motorisierte Flugzeug in der Lage ist, die von dem Flugzeug erforderte Sicherheit zu gewährleisten.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein motorisiertes Flugzeug zur Verfügung zu stellen, das in der Lage ist, die Sicherheit zu gewährleisten, während eine Zunahme des Gesamtgewichts eines Antriebssystems verhindert wird, und ein Verfahren zum Bestimmen der Leistung und der Anzahl an Elektromotoren in dem motorisierten Flugzeug zur Verfügung zu stellen.
Lösung der Aufgabe
Ein motorisiertes Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein motorisiertes Flugzeug, das mehrere Elektromotoren aufweist, die einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse drehend antreiben.
Ferner erfüllen die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren und die erforderliche Leistung die folgende Beziehung: Pmax(n – 1)/n > Preq wobei Pmax die Gesamtleistung (kW) der Elektromotoren ist, n die Anzahl an Elektromotoren ist und Preq die erforderliche Leistung (kW) ist.
Ein motorisiertes Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst: mindestens einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse; und mehrere Elektromotoren, die den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse drehend antreiben.
Ein Verfahren gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren zum Bestimmen der Leistung und der Anzahl von Elektromotoren in einem motorisierten Flugzeug, das mehrere Elektromotoren umfasst, die einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse drehend antreiben, wobei das Verfahren das Bestimmen der Leistung und der Anzahl von Elektromotoren umfasst, so dass die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren und die erforderliche Leistung die folgende Beziehung erfüllen: Pmax(n – 1)/n > Preq, wobei Pmax die Gesamtleistung (kW) der Elektromotoren ist, n die Anzahl an Elektromotoren ist und Preq die erforderliche Leistung (kW) ist. Vorteilhafte Wirkungen der Erfindung
Gemäß der vorliegenden Erfindung ist es möglich, die bei dem Flugzeug erforderliche Sicherheit zu gewährleisten.
Es ist ferner möglich, die bei dem Flugzeug erforderliche Sicherheit unter gleichzeitiger Verhinderung der Zunahme des Gesamtgewichts des Antriebssystems zu gewährleisten.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
1 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm eines Beispiels für eine grundlegende Form eines Triebwerksystems eines motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
2 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm eines weiteren Beispiels für die grundlegende Form des Triebwerksystems des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
3 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen dem Gesamtgewicht und der Höchstleistung eines Elektromotors und eines Inverters.
4 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen dem Gewicht des Triebwerksystems und der Anzahl von Elektromotoren.
5 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen der erforderlichen Leistung und der Anzahl von leichtesten Elektromotoren.
6 Ein begriffliches Diagramm der Steuerung des motorisierten Flugzeugs.
7 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen den Umdrehungen pro Minute (U/min) und dem Drehmoment.
8 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm einer ersten Ausführungsform des Triebwerksystems des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
9 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm einer zweiten Ausführungsform des Triebwerksystems des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
10 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm einer dritten Ausführungsform des Triebwerksystems des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
11 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm einer vierten Ausführungsform des Triebwerksystems des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
12 Eine graphische Darstellung einer Charakteristik eines Elektromotors mit einer hohen Effizienz an einem Antriebszeit-Betriebspunkt.
13 Eine graphische Darstellung einer Charakteristik eines Elektromotors mit einer hohen Effizienz an einem Regenerationszeit-Betriebspunkt.
14 Ein schematisches erläuterndes Konfigurationsdiagramm eines Steuermodells des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
15 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen den U/min und dem Drehmoment des Steuermodells.
16 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen den U/min und dem Drehmoment des Steuermodells vor und nach dem Auftreten einer Abnormalität.
17 Ein schematisches Diagramm eines mehrmotorigen Flugzeugs, das mehrere Triebwerksysteme aufweist.
18 Eine graphische Darstellung einer Beziehung zwischen den U/min und der Schubkraft des mehrmotorigen Flugzeugs.
19 Ein Flussdiagramm, das einen Betrieb einer Abnormalität-Erkennung in dem Steuermodell des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt.
20 Ein Flussdiagramm, das einen Betrieb einer Abnormalität-Erkennung und einer Identifizierung eines abnormalen Teils in dem Steuermodell des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt.
Modus (Modi) zur Ausführung der Erfindung
Ein motorisiertes Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein motorisiertes Flugzeug, umfassend mehrere Elektromotoren, die einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse drehend antreiben, wobei die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren und die erforderliche Leistung die folgende Beziehung erfüllen: Pmax(n – 1)/n > Preq, wobei Pmax die Gesamtleistung (kW) der Elektromotoren ist, n die Anzahl an Elektromotoren ist und Preq die erforderliche Leistung (kW) ist.
Gemäß dem motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse mit den mehreren Elektromotoren, die ihn/es drehend antreiben, versehen, und somit wird in dem motorisierten Flugzeug der Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse drehend von dem die Elektromotoren umfassenden Antriebssystem angetrieben. Somit ist es möglich, die beim Flugzeug erforderliche Sicherheit zu gewährleisten. [0018] Ferner erfüllen die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren und die erforderliche Leistung des Flugzeugrumpfes die Beziehung Pmax(n – 1)/n > Preq. Somit ist es, selbst wenn die Leistung eines der mehreren Elektromotoren ausfällt, sogar möglich, dass nur die anderen Elektromotoren die erforderliche Leistung des Flugzeugrumpfes durch mechanisches oder elektrisches Abtrennen eines solchen Elektromotors, der die Leistung nicht bringt, erfüllen. Das heißt, es ist demgemäß möglich, die Leistung und die Anzahl von Elektromotoren, die den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse drehend antreiben, optimal einzustellen. Somit ist es möglich, die Sicherheit zu gewährleisten und dabei gleichzeitig eine Zunahme des Gesamtgewichts zu verhindern.
Bei dem motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung erfüllen die Anzahl der Elektromotoren und die erforderliche Leistung des Flugzeugrumpfes die folgende Beziehung: √(0,15Preq)☐n☐√(0,15Preq) + 2.
Hiermit ist es möglich, die Anzahl, die von der erforderlichen Leistung des Flugzeugrumpfes abhängt, optimal einzustellen und sowohl eine hohe Zuverlässigkeit als auch eine Verringerung des Gewichts des Triebwerksystems zu erreichen, die beim Flugzeug erforderlich sind. Das motorisierte Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst eine Stromerkennungseinrichtung, die einen Strom des Elektromotors erkennt, eine Umdrehungen-pro-Minute(U/min)-Erkennungseinrichtung, die die U/min des Elektromotors erkennt, eine Speichereinheit, die Daten einer charakteristischen Datengruppe speichert, eine Luftstrom-Erkennungseinrichtung, die die Luftdichte und Luftgeschwindigkeit erkennt, eine Propellerdrehmoment-Schätzeinheit, eine Motordrehmoment-Schätzeinheit und eine Vergleichs-Erkennungseinheit. Die Propellerdrehmoment-Schätzeinheit schätzt das Propellerdrehmoment des Triebwerkpropellers auf Basis der Umdrehungen pro Minute (U/min), die von der U/min-Erkennungseinrichtung erhalten werden, der Daten der charakteristischen Datengruppe sowie der Luftdichte und Luftgeschwindigkeit, die von der Luftstrom-Erkennungseinrichtung erhalten werden.
Die Motordrehmoment-Schätzeinheit schätzt ein Motordrehmoment auf Basis eines Stroms, der von der Strom-Erkennungseinrichtung erhalten wird, und der U/min, die von der U/min-Erkennungseinrichtung erhalten werden.
Die Vergleichs-Erkennungseinheit vergleicht das geschätzte Propellerdrehmoment und das geschätzte Motordrehmoment miteinander und erkennt einen abnormalen Zustand des Elektromotors auf Basis der Tatsache, dass ein Unterschied zwischen dem Propellerdrehmoment und dem Motordrehmoment (Produkt aus Verhältnis von Motordrehmoment zu Drehzahlverringerung, falls ein Reduktionsgetriebe eingesetzt wird) über einem vorbestimmten Wert liegt. Somit ist es möglich, ohne einen speziellen Detektionsmechanismus den abnormalen Zustand des Elektromotors in Echtzeit zu erkennen.
Das heißt, ein Verfahren zum Erkennen der Entmagnetisierung eines Dauermagneten, welche einer der abnormalen Zustände des Elektromotors ist, wurde zum Beispiel in der japanischen offengelegten Patentanmeldung Nr. 2013-249510 offenbart. Ein solches Verfahren ist jedoch nicht auf ein Flugzeugtriebwerksystem anwendbar, dessen Lastcharakteristika sich stetig auf eine Weise ändern, die nicht nur von der Geschwindigkeit, sondern auch von der Temperatur und der Höhe abhängt. Die Schubkraftsteuerung gestaltet sich schwierig, da es schwierig ist, einen abnormalen Zustand zu erkennen und einen Elektromotor im abnormalen Zustand zu identifizieren, wie vorstehend für den Fall von Problemen beschrieben. Somit ist ein Anstieg der Arbeitsbelastung unvermeidbar, da ein Pilot die Flugzeugrumpfsteuerung kompensieren muss. Außerdem besteht in Bezug auf einen Flugzeugrumpf mit einer verschiedenartigen Triebwerksystemanordnung die Gefahr, dass die Stabilität des Flugzeugrumpfes auf Grund einer ungleichmäßig verteilten Schubkraft, die durch eine unkontrollierte Schubkraft verursacht wird, beeinträchtigt wird.
Im Gegensatz dazu ermöglicht es die vorstehende Konfiguration bei dem motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, schnell mit dem abnormalen Zustand des Elektromotors zurecht zu kommen, und daher ist es möglich, die Sicherheit zu gewährleisten. Gemäß der vorliegenden Erfindung kann nämlich das folgende motorisierte Flugzeug bereitgestellt werden. Insbesondere wird durch Optimieren der Leistung und Anzahl von Elektromotoren, die den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse in dem motorisierten Flugzeug drehend antreiben, bei gleichzeitiger Verhinderung einer Zunahme des Gesamtgewichts die Sicherheit gewährleistet. Ferner wird ein abnormaler Zustand korrekt erkannt und ein Elektromotor im abnormalen Zustand wird identifiziert. Es wird selbst während des Auftretens des abnormalen Zustands verhindert, dass sich die Verhaltensweisen eines Flugzeugrumpfes einschließlich der Schubkraftverteilung ändern. Es wird eine Zunahme der Arbeitsbelastung für den Piloten verhindert.
Das motorisierte Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst eine Antriebssteuerungseinrichtung, die die Elektromotoren steuert. Die Vergleichs-Erkennungseinheit identifiziert einen Elektromotor der mehreren Elektromotoren, bei dem der abnormale Zustand auftritt, auf Basis der Tatsache, dass ein Unterschied einer linearen Summe zwischen dem geschätzten Propellerdrehmoment und dem geschätzten Motordrehmoment über einem vorbestimmten Wert liegt, wenn die Antriebssteuerungseinrichtung jedem der Elektromotoren einen Befehl zur Änderung des Motordrehmoments zuführt. Somit kann, wie vorstehend beschrieben, wenn der abnormale Zustand des Elektromotors in Echtzeit erkannt wird, ein Elektromotor im abnormalen Zustand identifiziert werden, ohne individuell die mehreren Elektromotoren mit Detektionsmechanismen auszustatten.
Hiermit ist es möglich, mit einem besonderen Elektromotor in einem abnormalen Zustand korrekt umzugehen. Außerdem ist es möglich, die Sicherheit zu gewährleisten.
Beim motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sendet die Antriebssteuerungseinrichtung an jeden der Elektromotoren einen Befehl zum Ändern des Motordrehmoments, um die U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses beizubehalten. Somit wird der Elektromotor, in dem der abnormale Zustand auftritt, identifiziert und damit ändern sich die U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses in einer Identifizierungssequenz kaum. Somit ist es möglich, eine Änderung der Verhaltensweisen des Flugzeugrumpfes zu unterdrücken und den Elektromotor, bei dem der abnormale Zustand auftritt, schneller zu identifizieren.
Beim motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung hat der Elektromotor eine Funktion zur Erzeugung von Energie durch Drehung des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses. Ferner übernimmt die Antriebssteuerungseinrichtung, wenn bewirkt wird, dass die Elektromotoren durch Drehung des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses Energie erzeugen, die Steuerung, so dass sich eine Verteilungsrate des Motordrehmoments der mehreren Elektromotoren von derjenigen während des Antreibens unterscheidet. Somit ist es möglich, die Effizienz der gesamten Energieerzeugung der mehreren Elektromotoren zu verbessern.
Beim motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung treibt mindestens einer der mehreren Elektromotoren den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse über eine Einwegkupplung drehend an. Selbst wenn die U/min auf Grund des abnormalen Zustands des Elektromotors abgesenkt werden oder auf null fallen, wirkt sich dies somit nicht als Bremse auf den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse aus, und es ist möglich, die Sicherheit schnell und mechanisch zu gewährleisten, bevor er/es elektrisch gesteuert wird.
Ferner hat der Elektromotor, der den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse über die Einwegkupplung drehend antreibt, eine Funktion der Erzeugung von Energie durch Drehung des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses. Wenn Energie durch die Drehung des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses erzeugt wird, wird die Rate des Motordrehmoments automatisch null, und die Steuerung der Verteilungsrate des Motordrehmoments der mehreren Elektromotoren kann vereinfacht werden.
Das motorisierte Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ferner eine Recheneinheit für den abnormalen Fall. Die Recheneinheit für den abnormalen Fall berechnet einen Drehmomentunterschied zwischen dem geschätzten Propellerdrehmoment und einer linearen Summe des Motordrehmoments der Elektromotoren ausschließlich des Elektromotors, bei dem der abnormale Zustand auftritt, und sie schätzt das Drehmoment des Elektromotors, bei dem der abnormale Zustand auftritt, auf Basis des Drehmomentunterschieds. Hiermit ist es möglich, den Grad der Abnormalität des Elektromotors im abnormalen Zustand zu identifizieren, ohne individuelle Elektromotoren mit Detektionsmechanismen zu versehen.
Hiermit ist es möglich, eine Maßnahme dahingehend korrekt zu treffen, in welchem Maße der Elektromotor im abnormalen Zustand zu verwenden ist, zum Beispiel, ob dieser vollständig abzutrennen ist oder er weiter mit einer bestimmten Leistung zu verwenden ist. Außerdem ist es möglich, die Sicherheit zu gewährleisten.
Bei dem motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung bewirkt die Antriebssteuerungseinrichtung, dass die Vergleichs-Erkennungseinheit mit mehreren verschiedenen U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses arbeitet, um eine Datengruppe für den abnormalen Fall betreffend eine Beziehung zwischen dem Motordrehmoment eines Elektromotors, bei dem ein abnormaler Zustand auftritt, und den U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses zu berechnen. Hiermit ist es möglich, Daten betreffend die Charakteristika des Elektromotors im abnormalen Zustand zu erfassen, ohne individuelle Elektromotoren mit Detektionsmechanismen zu versehen.
Bei dem motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung übernimmt die Antriebssteuerungseinrichtung die Steuerung, so dass die Schubkraft oder das Propellerdrehmoment vor dem Auftreten eines abnormalen Zustands innerhalb eines vorbestimmten Bereichs erhalten bleibt, und zwar auf Basis der charakteristischen Datengruppe und der Datengruppe für den abnormalen Fall. Hiermit wird, selbst wenn ein abnormaler Zustand auftritt, eine Änderung der Verhaltensweisen des Flugzeugrumpfes automatisch unterdrückt und die Steuerung fortgesetzt. Somit ist es möglich, eine Zunahme der Arbeitsbelastung für einen Piloten zu verhindern und die Sicherheit zu gewährleisten.
Bei dem motorisierten Flugzeug gemäß der Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst das motorisierte Flugzeug mehrere Propeller oder Gebläse, und die Antriebssteuerungseinrichtung übernimmt die Steuerung, so dass ein Unterschied zwischen einem Wert eines auf den Flugzeugrumpf nach Auftreten eines abnormalen Zustands des Elektromotors wirkenden Moments und einem Wert eines auf den Flugzeugrumpf vor dem Auftreten wirkenden Moments innerhalb eines vorbestimmten Bereichs gehalten wird. Hiermit wird auch bei dem mehrmotorigen Flugzeug mit mehreren Propellern eine Änderung der Verhaltensweisen des Flugzeugrumpfes automatisch unterdrückt und die Steuerung fortgesetzt. Somit ist es möglich, eine Zunahme der Arbeitsbelastung für einen Piloten weiter zu verhindern und die Sicherheit zu gewährleisten.
Als Nächstes zeigen die 1 und 2 die Skizze eines Triebwerksystems eines motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung.
Ein Propeller 110, der der Triebwerkpropeller ist, wird von mehreren Elektromotoren 130 angetrieben. Es sei anzumerken, dass die vorliegende Erfindung nicht nur auf den Propeller, sondern auch auf ein Gebläse des motorisierten Flugzeugs anwendbar ist. Hierbei ist das Gebläse zum Beispiel ein Antriebsgerät, das aus rotierenden Rotorblättern, stromabwärts der Rotorblätter montierten Statorblättern und einem ihren Außenumfang bedeckenden Röhrenstrang besteht.
In dem in 1 gezeigten Beispiel sind die mehreren Elektromotoren 130 in mehreren Stufen in Reihe angeordnet, und der Propeller 110 wird direkt angetrieben.
In dem in 2 gezeigten Beispiel sind die mehreren Elektromotoren 130 parallel angeordnet, und der Propeller 110 wird über einen Energieübertragungsmechanismus 132 angetrieben.
Jeder Elektromotor 130 wird über einen Inverter 133 mit Elektrizität von einem Stromversorgungsgerät 134 versorgt.
Ein bemanntes Flugzeug, bei dem Probleme unmittelbar menschliches Leben betreffen, muss eine viel höhere Zuverlässigkeit besitzen als ein unbemanntes Flugzeug.
Bei einem allgemeinen bemannten Flugzeug erfordert der Propeller, der eine Triebwerkeinheit antreibt, oft Motoren mit etwa 20 kW oder mehr während des Abhebens und des Steigflugs. Wie in 3 gezeigt ist, verläuft, betreffend die hierfür verwendeten Elektromotoren, eine Gewichtssumme Wn [kgf] der Elektromotoren und der Inverter im Wesentlichen linear im Verhältnis zur maximalen Leistung Pnmax [kW] eines jeden Elektromotors.
Zu diesem Zeitpunkt ist eine Beziehung zwischen der Anzahl n von Elektromotoren, der Gewichtssumme Wn der Elektromotoren und der Inverter und dem Triebwerksystemgewicht Wth [kgf] Wth = n·Wn.
Außerdem kann, wie in 3 gezeigt, mit einer Leistung von etwa 10 kW oder mehr, unter der Annahme, dass die maximale Leistung Pnmax eines jeden Elektromotors die maximale Leistung bei jeder Stufe ist, Folgendes approximiert werden Wn = C₁·Pnmax + C₀
(C₀ = 3,125 [kgf], C₁ = 0,469 [kgf/kW]). Ferner muss, als Vorbereitung für den Fall, dass ein Ausfall in einer einzelnen Stufe auftritt, die gesamte maximale Leistung Pmax [kW] des Triebwerksystems den folgenden Ausdruck zum Erhalten der erforderlichen Leistung Preq [kW] des Triebwerksystems erfüllen. Pmax(n – 1)/n·Preq
Die erforderliche Leistung Preq des Triebwerksystems ist ein Leistungswert, der in der Lage sein muss, auch während des Auftretens einer Abnormalität ausgegeben zu werden. Die erforderliche Leistung Preq entspricht zum Beispiel einer minimalen Leistung, die für das Abheben und den Steigflug erforderlich ist. Die erforderliche Leistung Preq hängt von Spezifikationen ab, wie der Form des Flugzeugrumpfes, dem Gewicht des Flugzeugrumpfes, der Art der Tragfläche, der Form der Tragfläche und dem Tragflächenbereich.
Hier gilt Pmax = n·Pnmax.
Wenn die vorstehende Gleichung erstellt wird, ist das Triebwerksystemgewicht Wth bei der Anzahl n von Elektromotoren das Minimum. Somit gilt Pmax(n – 1)/n = n·Pnmax(n – 1)/n = (n – 1)Pnmax = (n – 1)(Wn – C₀)/C₁ = (n – 1)(Wth/n – C₀)/C₁ = Wth(n – 1)/C₁n – C₀(n – 1)/C₁ = Preq Wth(n – 1)/C₁n = Preq + C₀(n – 1)/C₁ Wth = C₁·Preq·n/(n – 1) + C₀n
Somit ist die Zahl nopt von Elektromotoren, die das Triebwerksystemgewicht Wth minimiert ∂Wth/∂n = –C₁·Preq/(n – 1)² + C₀ = 0.
Somit gilt (nopt – 1)² = C₁Preq/C0 nopt = √(C₁Preq/C₀) + 1.
Hier ist, wenn C₀ = 3,125 [kgf] und C₁ = 0,469 [kgf/kW] ersetzt werden und die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt ausgewählt ist, eine Beziehung zwischen der erforderlichen Leistung Preq, dem Triebwerksystemgewicht Wth und der Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt wie in 4 und 5 gezeigt, nämlich √(0,15Preq)☐nopt☐√(0,15Preq) + 2.
Somit ist es bei der vorstehenden Konfiguration möglich, sowohl die hohe Zuverlässigkeit als auch die Verringerung des Triebwerksystemgewichts zu erreichen, was bei dem bemannten Flugzeug erforderlich ist.
Vorstehendes wird zum leichteren Verständnis genauer beschrieben.
Der Elektromotor hat schon an sich eine höhere Zuverlässigkeit. Es kann in dem Elektromotor eine Abnormalität oder ein Symptom hierfür (nachstehend abnormaler Zustand), wie die Entmagnetisierung des Dauermagneten und das Brennen der Spule, auftreten. Insbesondere steht ein abnormaler Zustand in einem bemannten Flugzeug unmittelbar im Zusammenhang mit menschlichem Leben, und somit muss das bemannte Flugzeug eine viel höhere Zuverlässigkeit bieten. Angesichts dessen wird bei dieser Ausführungsform, um die Zuverlässigkeit zu verbessern, eine einzelne Triebwerkeinheit (Propeller 110) von mehreren Elektromotoren angetrieben, und die Anzahl n von Elektromotoren wird auf einen mehr als die Anzahl von Elektromotoren eingestellt, die für die erforderliche Leistung (Pmax(n – 1)/n☐Preq) notwendig ist.
Hiermit kann, selbst wenn die Leistung von einem der mehreren Elektromotoren ausfällt, die erforderliche Leistung des Flugzeugrumpfes Preq [kW] nur durch die anderen Elektromotoren erfüllt werden. Somit ist es bei dieser Ausführungsform möglich, die Sicherheit, die von dem motorisierten Flugzeug unbedingt erwartet wird (bei einem bemannten Flugzeug wie bei einem unbemannten Flugzeug) zu gewährleisten. Sie kann die Verbreitung von motorisierten Flugzeugen, wie Kleinflugzeugen, fördern.
Hierbei ist es denkbar, dass es möglich ist, einen abnormalen Zustand zu erkennen und einen Elektromotor im abnormalen Zustand korrekt zu identifizieren, wenn der abnormale Zustand in dem bestimmten Elektromotor auftritt, die Sicherheit kann durch elektrisches oder mechanisches Abtrennen des Elektromotors weiter verbessert werden. Ein Verfahren zur Identifizierung des Elektromotors in dem abnormalen Zustand wird später genau beschrieben.
Hier gibt es, wie bei dieser Ausführungsform, wenn die einzelne Triebwerkeinheit (Propeller 100) von den mehreren Elektromotoren angetrieben wird, einen Mangel dahingehend, dass das Gesamtgewicht (Triebwerksystemgewicht Wth) der Elektromotoren und der Inverter im Vergleich zu einer einzelnen Triebwerkeinheit, die von einem einzelnen Elektromotor angetrieben wird, ansteigt. Daher ist es in Bezug auf das Gewicht vorteilhafter, die Anzahl von Elektromotoren (und Invertern) auf geeignete Weise einzustellen.
Dies wird speziell anhand eines Beispiels beschrieben. Zum Beispiel wird angenommen, dass die erforderliche Leistung des Flugzeugrumpfes Preq (erforderliche Leistung der einzelnen Triebwerkeinheit) 50 kw beträgt. In diesem Fall, zum Beispiel, wenn die Anzahl n von Elektromotoren jeweils mit 25 kw drei beträgt und wenn die Anzahl n von Elektromotoren jeweils mit 10 kw sechs beträgt, unterscheidet sich das Triebwerksystemgewicht Wth (Gewicht Wn des Satzes von Elektromotor und Inverter mal die Anzahl n von Sätzen).
Es sei angemerkt, dass, wenn die Anzahl n von Elektromotoren mit jeweils 25 kw drei beträgt, die erforderliche Leistung von 50 kw (= 2·25 kw), falls ein abnormaler Zustand in einem bestimmten Elektromotor auftritt, durch die anderen beiden Elektromotoren ausgeglichen wird. Wenn ferner die Anzahl von Elektromotoren mit jeweils 10 kw sechs beträgt, wird, falls ein abnormaler Zustand in einem bestimmten Elektromotor auftritt, die erforderliche Leistung von 50 kw (= 5·10 kw) durch die anderen fünf Elektromotoren ausgeglichen.
Während sich das Triebwerksystemgewicht Wth auf eine Weise unterscheidet, die von der Anzahl n von Elektromotoren (und Invertern) abhängt, wird es durch die horizontale Achse, die vertikale Achse auf der linken Seite und die rautenförmigen Darstellungen aus 4 ausgedrückt. Die rautenförmigen Darstellungen aus 4 zeigen einen Zustand, der erhalten wird, wenn in dem vorstehenden Ausdruck Wth = C₁·Preq·n/(n – 1) + C₀n, C₀ = 3,125 [kgf], C₁ = 0,469 [kgf/kW] und Preq = 50 [kw] eingestellt werden und n (ganze Zahl) von 2 zu 20 geändert wird.
In den rautenförmigen Darstellungen aus 4, wobei n = 2, das heißt, wenn die einzelne Triebwerkeinheit von zwei Elektromotoren jeweils mit 50 kw angetrieben wird, beträgt das Triebwerksystemgewicht Wth etwa 50 kgf (d. h. das Gewicht Wn des Satzes von Elektromotor und Inverter beträgt etwa 25 kgf: siehe auch 3). Wenn ferner n = 3, das heißt, wenn die einzelne Triebwerkeinheit von drei Elektromotoren jeweils mit 25 kw angetrieben wird, beträgt das Triebwerksystemgewicht Wth etwa 43 kgf (d. h. das Gewicht Wn des Satzes von Elektromotor und Inverter beträgt etwa 14,3 kgf: siehe auch 3).
Wenn ferner n = 4, das heißt, wenn die einzelne Triebwerkeinheit von vier Elektromotoren jeweils mit 16,7 kw angetrieben wird, beträgt das Triebwerksystemgewicht Wth etwa 42 kgf (d. h. das Gewicht Wn des Satzes von Elektromotor und Inverter beträgt etwa 10,5 kgf: siehe auch 3).
In dem Fall, in dem die erforderliche Leistung Preq 50 kw beträgt, wenn die Anzahl n von Elektromotoren (und Invertern) vier beträgt, ist das Triebwerksystemgewicht Wth ein kleinster Wert (minimaler Wert), der etwa 42 kgf beträgt. Das heißt, wenn die erforderliche Leistung Preq 50 kw beträgt, ist die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt vier. Wenn dann die Anzahl n von Elektromotoren (und Invertern) vier oder mehr beträgt, nimmt das Triebwerksystemgewicht Wth gleichförmig in dem Maße zu, wie n zunimmt.
Als Nächstes wird Bezug auf die horizontale Achse, die vertikale Achse auf der rechten Seite und die quadratischen Darstellungen in 4 genommen. Die quadratischen Darstellungen drücken ein Verhältnis des Triebwerksystemgewichts Wth aus, das erhalten wird, wenn das minimale Triebwerksystemgewicht Wthmin (d. h. etwa 42 kgf, wobei n = 4) als eine Referenz eingestellt wird.
Zum Beispiel ist das Triebwerksystemgewicht Wth, wenn n = 2, etwa 1,2-mal so groß wie das minimale Triebwerksystemgewicht Wthmin (n = 4). Ferner ist zum Beispiel das Triebwerksystemgewicht Wth, wenn n = 20, etwa zweimal so groß wie das minimale Triebwerksystemgewicht Wth – min (n = 4).
Hierbei kann mit Bezug auf den Ausdruck Wth = C₁·Preq·n/(n – 1) + C₀n (siehe rautenförmige Darstellungen aus 4) durch partielle Ableitung dieses Wth durch n und partielle Ableitung eines Wertes, durch den der partielle Ableitungsausdruck 0 wird, die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt bestimmt werden. Das heißt, wie vorstehend beschrieben, nopt = √(C₁Preq/C₀) + 1. Es ist anzumerken, dass nopt eine ganze Zahl ist, und somit wird bei dieser Ausführungsform ein Bereich für nopt gesetzt.
Dieser Bereich ist √(0,15Preq) nopt √(0,15Preq) + 2, wie vorstehend beschrieben und in 5 gezeigt.
Es ist aus 5 ersichtlich, dass die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt von der erforderlichen Leistung Preq abhängt. Wenn zum Beispiel die erforderliche Leistung Preq 50 kw beträgt, ist die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt vier. Wenn die erforderliche Leistung Preq 100 kw beträgt, ist die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt fünf. Wenn zum Beispiel ferner die erforderliche Leistung Preq 150 kw beträgt, ist die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt sechs. Es sei angemerkt, dass die erforderliche Leistung Preq in der vorstehenden Besprechung mit Bezug auf 4 auf 50 kw festgelegt ist.
Hier gibt es bezüglich jeder erforderlichen Leistung Preq zwei ganze Zahlen gleich oder größer als √(0,15Preq) und gleich oder kleiner als √(0,15Preq) + 2. Von den beiden ganzen Zahlen ist eine ganze Zahl, die das Triebwerksystemgewicht Wth minimiert, die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt. Diese nopt wird typischerweise als die Anzahl von Elektromotoren n ausgewählt. Es ist anzumerken, dass die andere ganze Zahl der beiden ganzen Zahlen innerhalb des vorstehenden Bereichs als die Anzahl n von Elektromotoren ausgewählt werden kann.
Bezugnehmend auf 5 wird dies speziell beschrieben. In 5 gibt es, wenn die erforderliche Leistung Preq 50 kw beträgt, zwei ganze Zahlen innerhalb eines Bereichs gleich oder größer als √(0,15Preq) (= 2,74) und gleich oder kleiner als √(0,15Preq) + 2 (= 4,74), das heißt 3 und 4. Von den beiden ganzen Zahlen ist eine ganze Zahl, 4, die das Triebwerksystemgewicht Wth minimiert, die Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt. Diese nopt wird typischerweise als die Anzahl von Elektromotoren n ausgewählt. Bezugnehmend auf 4 beträgt das Triebwerksystemgewicht in diesem Fall etwa 42 kgf.
Andererseits beträgt, wenn die andere ganze Zahl, 3, innerhalb des vorstehenden Bereichs als die Anzahl n von Elektromotoren ausgewählt wird, das Triebwerksystemgewicht etwa 43 kgf (siehe 4). Das heißt, wenn die andere ganze Zahl innerhalb des vorstehenden Bereichs als die Anzahl n von Elektromotoren ausgewählt wird, nimmt das Gewicht in einem gewissen Grad zu, während kein wesentlicher Unterschied dazwischen im Vergleich zu der Anzahl von leichtesten Elektromotoren nopt besteht, die als die Anzahl n von Elektromotoren ausgewählt ist.
Wenn somit eine ganze Zahl innerhalb des Bereichs gleich oder größer als √(0,15Preq) und gleich oder kleiner als √(0,15Preq) + 2 als die Anzahl n von Elektromotoren ausgewählt wird, ist es möglich, sowohl die Sicherheit als auch die Verringerung des Triebwerksystemgewichts zu erreichen, die das Flugzeug unbedingt benötigt.
Als Nächstes wird ein grundlegender Entwurf der Steuerung des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung anhand eines Beispiels, in dem ein Elektromotor 130 vorgesehen ist, beschrieben.
Wie in 6 gezeigt ist, wird der Propeller 110 von dem Elektromotor 130 angetrieben. Der Elektromotor 130 wird durch von dem Stromversorgungsgerät 134 über den Inverter 133 gelieferte Elektrizität gedreht.
Eine Antriebssteuerungseinrichtung 120 umfasst eine Motordrehmoment-Schätzeinheit (nicht gezeigt). Die Motordrehmoment-Schätzeinheit schätzt das Motordrehmoment τm auf Basis einer Spannung E, des Stroms Im, der von einer Strom-Erkennungseinrichtung erhalten wird, die einen Strom des Elektromotors erkennt (nicht gezeigt), und der U/min N, die von einer U/min-Erkennungseinrichtung erhalten werden, die die U/min des Elektromotors erkennt (nicht gezeigt).
Ferner umfasst die Antriebssteuerungseinrichtung 120 eine Propellerdrehmoment-Schätzeinheit (nicht gezeigt). Die Propellerdrehmoment-Schätzeinheit schätzt das Propellerdrehmoment τp auf Basis der Luftgeschwindigkeit V, der Luftdichte ρ, die von einer Luftstrom-Erkennungseinrichtung 140 erhalten wird, der vorstehend erwähnten U/min N und einer Beziehung zwischen den U/min N und dem Propellerdrehmoment τp auf einer charakteristischen Datengruppe betreffend eine Drehmomentcharakteristik des Triebwerkpropellers, die im Voraus, wie in 7 gezeigt, aufgezeichnet wird.
Falls Probleme auftreten, zum Beispiel falls der Dauermagnet des Elektromotors 130 auf Grund innerhalb des Elektromotors 130 erzeugter Hitze entmagnetisiert wird, nimmt das Motordrehmoment τm ab, während sich ein geschätzter Wert τm’ des Motordrehmoments nicht ändert.
Selbst wenn Probleme auftreten, ändert sich jedoch die Beziehung τp = τm nicht. Daher ändern sich entsprechend der Verringerung des Propellerdrehmoments τp die U/min des Propellers 110 von einem Wert N₀ vor dem Auftreten von Problemen zu N₁.
Zu diesem Zeitpunkt tritt ein Unterschied zwischen einem geschätzten Wert τp’ des Propellerdrehmoments τp, der sich entsprechend N₁ ändert, und dem geschätzten Wert τm’ des Motordrehmoments auf. Wenn dieser Wert einen bestimmten Schwellenwert τ übersteigt, betrachtet eine Vergleichs-Erkennungseinheit (nicht gezeigt), die für die Antriebssteuerungseinrichtung 120 vorgesehen ist, den Elektromotor 130 als sich in einem abnormalen Zustand befindend.
Im Allgemeinen wird der Dauermagnet bei einer hohen Temperatur entmagnetisiert. Wenn er eine bestimmte Temperatur übersteigt, wird der Dauermagnet unwiederbringlich beschädigt, wobei er auch nicht repariert werden kann, wenn die Temperatur sinkt. Falls jedoch ein Anstieg der Temperatur innerhalb eines bestimmten Bereichs liegt, kann er bei Sinken der Temperatur repariert werden. Daher ist es möglich, durch Einstellen des Schwellenwertes τ auf einen deutlich kleinen Wert ein Symptom für eine Entmagnetisierung zu erkennen, bevor die Beschädigung des Dauermagneten irreversibel wird.
Schematische Konfigurationen der ersten bis vierten Ausführungsform des Triebwerksystems des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung sind in den 8 bis 11 gezeigt.
In der ersten bis dritten Ausführungsform, wie sie in den 8 bis 10 gezeigt sind, umfasst der Propeller 110 die mehreren Elektromotoren 130 und einen regenerativen Elektromotor 130g. Die mehreren Elektromotoren 130 werden über die Inverter 133 von den Stromversorgungsgeräten 134 mit Elektrizität versorgt. Der regenerative Elektromotor 130g wird über die Inverter 133 von einem Stromversorgungs-Stromspeichergerät 135 mit Elektrizität versorgt und regeneriert während der Stromerzeugung Elektrizität für das Stromversorgungs-Stromspeichergerät 135 über die Inverter 133.
Ferner ist in der vierten Ausführungsform, wie in 11 gezeigt ist, das Stromversorgungs-Stromspeichergerät 135 für alle Elektromotoren 130 und den regenerativen Elektromotor 130g gemeinsam mit den Invertern 133 verbunden.
Der regenerative Elektromotor 130g hat eine Charakteristik dahingehend, dass er in einem Bereich mit geringem Drehmoment eine höhere Effizienz hat als die anderen Elektromotoren 130.
In der ersten Ausführungsform, wie sie in 8 gezeigt ist, wird eine Triebachse 111, die mit dem Propeller 110 verbunden ist, über den Energieübertragungsmechanismus 132 drehend von den mehreren Elektromotoren 130, die parallel vorgesehen sind, und dem regenerativen Elektromotor 130g angetrieben.
Der regenerative Elektromotor 130g ist über eine Kupplung 136 mit dem Energieübertragungsmechanismus 132 verbunden. Die anderen Elektromotoren 130 sind über Einwegkupplungen 131 mit dem Energieübertragungsmechanismus 132 verbunden.
In der zweiten Ausführungsform, wie sie in 9 gezeigt ist, ist der regenerative Elektromotor 130g direkt mit der Triebachse 111, die mit dem Propeller 110 verbunden ist, gekoppelt. Die anderen Elektromotoren 130 sind über die Einwegkupplungen 131 mit der Triebachse 111 verbunden.
In der dritten Ausführungsform, wie sie in 10 gezeigt ist, wird die Triebachse 111, die mit dem Propeller 110 verbunden ist, über den Energieübertragungsmechanismus 132 drehend von einer Motorabtriebswelle 137 angetrieben.
Der regenerative Elektromotor 130g ist direkt mit der Motorabtriebswelle 137 gekoppelt. Die anderen Elektromotoren 130 sind über die Einwegkupplungen 131 mit der Motorabtriebswelle 137 verbunden.
Bei der vierten Ausführungsform, wie sie in 11 gezeigt ist, ist der regenerative Elektromotor 130g über die Kupplung 136 mit der Triebachse 111 verbunden, die mit dem Propeller 110 verbunden ist. Die anderen Elektromotoren 130 sind über die Einwegkupplungen 131 mit der Triebachse 111 verbunden.
Es sei angemerkt, dass der Energieübertragungsmechanismus 132 jeweils der ersten Ausführungsform und der dritten Ausführungsform irgendein Mechanismus sein kann, wie eine Kette, ein Band und ein Zahnrad, und auch als Drehzahlverringerungsmechanismus dienen kann.
Es ist allgemein bekannt, dass das motorisierte Flugzeug, in dem der Propeller von den Elektromotoren angetrieben wird, in der Lage ist, Windenergie zu regenerieren, die dem Propeller als elektrische Energie zugeführt wird.
Diese regenerative Energie erreicht an einem Betriebspunkt ihren Höchstpunkt, an dem das Drehmoment im Vergleich zu einem Antriebszeit-Betriebspunkt viel kleiner ist. Daher ist es zur Erhöhung der Regenerationseffizienz vorteilhafter, sich auf ein Drehmoment an Elementen zu konzentrieren, das an einem Regenerationszeit-Betriebspunkt äußerst effizient ist, und nicht so sehr auf die Verteilung des Drehmoments auf zahlreiche Stromerzeugerelemente.
An einem Regenerationszeit-Betriebspunkt ändern sich jedoch die U/min nicht wesentlich im Vergleich zu denjenigen während des Antriebs. Daher nehmen die U/min des Propellers während des Gleitens und der Erhöhung der Geschwindigkeit oder im Fall eines plötzlichen Windstoßes plötzlich zu, und es ist wahrscheinlich, dass der Elektromotor auf Grund einer Übergeschwindigkeit Probleme bekommt.
Angesichts dessen wird in der ersten bis vierten Ausführungsform jeder der Elektromotoren 130 so eingestellt, dass er an einem Antriebszeit-Betriebspunkt, wie in 12 gezeigt, eine hohe Effizienz hat, und das Regenerationsdrehmoment des regenerativen Elektromotors 130g wird so eingestellt, dass es an einem Regenerationszeit-Betriebspunkt eine hohe Effizienz hat, wie in 13 gezeigt ist. Die mehreren Elektromotoren 130 sind über die Einwegkupplungen 131 mit der Triebachse 111 oder der Motorabtriebswelle 137 verbunden.
Hiermit ist es möglich, zu bewirken, dass sich das Drehmoment während der Regeneration auf den regenerativen Elektromotor 130g konzentriert und die Übergeschwindigkeit der Elektromotoren 130 während des Gleitens und der Zunahme der Geschwindigkeit und im Falle eines plötzlichen Windstoßes verhindert wird. Außerdem ist es möglich, eine besondere Wirkung der Verhinderung von Problemen im Triebwerksystem bereitzustellen, zum Beispiel, wenn ein Ausfall bei einem der Elektromotoren 130 auftritt und ein Bremsdrehmoment erzeugt wird.
Als Nächstes erfolgt eine Beschreibung der Skizze der Steuerung des motorisierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung anhand eines Modells, wie in 14 gezeigt ist, und der Flussdiagramme, die in den 19 und 20 gezeigt sind.
Da der Propeller 110 von den mehreren Elektromotoren 130 angetrieben wird, wenn sich alle Elektromotoren 130 normalerweise in einem konstanten Zustand drehen, sind die Summe des Motordrehmoments τmn der Elektromotoren 130 (wenn der Energieübertragungsmechanismus 132 auch als Reduktionsgetriebe dient, Produkt von dessen Drehzahlverringerungsverhältnis) τm und das Propellerdrehmoment τp identisch. Wenn jedoch ein abnormaler Zustand in einem der Elektromotoren 130 auftritt, nimmt das Drehmoment des Elektromotors 130 im abnormalen Zustand ab oder es wird ein Bremsdrehmoment erzeugt, was zu τp > τm führt. Dann können die U/min und die Schubkraft des Propellers 110 nicht erhalten bleiben. Die Arbeitsbelastung für den Piloten nimmt zu, da der Pilot korrigierende Operationen vornehmen muss.
Außerdem besteht die Gefahr, dass der abnormale Zustand des Elektromotors 130 einen Ausfall des Stromversorgungssystems (in 14 nicht gezeigt) oder des Inverters 133 induzieren kann, und daher ist es notwendig, den Elektromotor 130 in dem abnormalen Zustand schnell zu identifizieren.
Bei dieser Ausführungsform, wenn die Elektromotoren 130 in einem konstanten Zustand ohne Abnormalität arbeiten und die Inverter 133 die Elektromotoren 130 unter Verwendung eines U/min-Steuerungsverfahrens antreiben, sendet die Antriebssteuerungseinrichtung 120 Befehlswerte der U/min N an die Inverter 133, während die U/min N innerhalb eines bestimmten Bereichs gehalten werden. Die Inverter 133 steuern die Elektromotoren 130 derart, dass die U/min nicht von N abweichen.
Wenn alle Elektromotoren 130 und die Inverter 133 normal in einem konstanten Zustand arbeiten, bleiben die U/min N des Propellers 110 erhalten. Falls ein abnormaler Zustand in einem i‘. Elektromotor 130 auftritt, nimmt das Drehmoment τmi’ des i’. Elektromotors 130 ab oder wird zum Bremsmoment. Folglich nimmt das Drehmoment τmn eines jeden Elektromotors 130 zu, um die U/min N beizubehalten, und ein Unterschied zwischen dem geschätzten Wert τp des Propellerdrehmoments bei den U/min N (Schritt 1902) und der linearen Summe τp des geschätzten Wertes von τmn tritt auf (Schritt 1901).
Wenn ein solcher Unterschied einen bestimmten Schwellenwert ∆τ übersteigt (Schritt 1903), wird bestimmt, dass ein abnormaler Zustand (Abnormalität oder ein Symptom hierfür) in einem der Elektromotoren 130 auftritt (Schritt 1904).
Wenn der abnormale Zustand erkannt wird, ändert die Antriebssteuerungseinrichtung 120 individuell einen Drehmoment-Befehlswert für jeden der Elektromotoren 130.
Zum Beispiel, mit der Maßgabe, dass eine gesamte Anzahl n von Elektromotoren 130 und Invertern 133 alle jeweils identische Leistungscharakteristika aufweisen, setzt die Antriebssteuerungseinrichtung 120 in Intervallen von einer bestimmten Zeit
τmi = 0, ... (i = 1, 2, ... n)
τmj = τp/(n – 1) ... (i ≠ j)
und einen Drehmoment-Befehlswert für nur einen Elektromotor 130 auf Werte, die sich von denjenigen der anderen Elemente unterscheiden.
Das heißt, um den i’. Elektromotor 130 der mehreren Elektromotoren 130 zu identifizieren, bei dem der abnormale Zustand auftritt, führt die Antriebssteuerungseinrichtung 120 die folgende Verarbeitung aus. Zunächst gibt die Antriebssteuerungseinrichtung einen Drehmoment-Befehlswert von 0 an einen Elektromotor aus (i = 1. Elektromotor) (τmi = 0), und sie gibt einen Drehmoment-Befehlswert von τp/(n – 1) an jeden der anderen Elektromotoren aus (j = 2. bis n. Elektromotor) (τmj = τp/(n – 1)). Gemäß solchen Drehmoment-Befehlswerten wird die Verarbeitung zum Beispiel des Antreibens eines jeden Elektromotors kontinuierlich für einen vorbestimmten Zeitraum (z. B. etwa 0,5 Sekunden) ausgeführt.
Zu diesem Zeitpunkt führt die Motordrehmoment-Schätzeinheit der Antriebssteuerungseinrichtung zum Beispiel die Verarbeitung des Schätzens des Motordrehmoments τmn eines jeden Elektromotors auf Basis der Spannung E, des Stroms Im eines jeden Elektromotors, der von der Strom-Erkennungseinrichtung erhalten wird, und der U/min eines jeden Elektromotors, die von der U/min-Erkennungseinrichtung erhalten werden, aus. Dann addiert die Antriebssteuerungseinrichtung geschätzte Werte des erhaltenen Motordrehmoments τmn der Elektromotoren und berechnet eine lineare Summe τti (i = 1) der geschätzten Werte von τmn. Somit kann ein erster Abtastwert erhalten werden (Schritt 2001 und 2002).
Wenn die vorstehend erwähnte vorbestimmte Zeit (z. B. etwa 0,5 Sekunden) verstrichen ist, gibt die Antriebssteuerungseinrichtung einen Drehmoment-Befehlswert von 0 an einen Elektromotor aus (i = 2. Elektromotor), welcher nicht der Elektromotor ist, an den der vorstehend erwähnte Drehmoment-Befehlswert von 0 ausgegeben wurde (τmi = 0), und sie gibt einen Drehmoment-Befehlswert von τp/(n – 1) an jeden der anderen Elektromotoren aus (j = 1. und 3. bis n. Elektromotor) (τmj = τp/(n – 1)).
Dann führt die Motordrehmoment-Schätzeinheit der Antriebssteuerungseinrichtung auf die gleiche Weise wie vorstehend beschrieben die Verarbeitung zum Beispiel des Schätzens des Motordrehmoments τmn eines jeden Elektromotors aus. Dann addiert die Antriebssteuerungseinrichtung die geschätzten Werte des erhaltenen Motordrehmoments τmn der Elektromotoren und berechnet eine lineare Summe τti (i = 2). Ein zweiter Abtastwert wird somit erhalten (Schritt 2001 und 2002).
Die vorstehend erwähnte Verarbeitung wird n-mal wiederholt. Eine Anzahl n von Abtastwerten, das heißt eine Anzahl n von linearen Summen τti (i = 1, 2, ... n), kann somit erhalten werden.
Wenn eine lineare Summe τti der Anzahl n von linearen Summen τti (i = 1, 2 ... n), die einen Mindestwert hat, eine i’. lineare Summe τti’ ist (Schritt 2003), bestimmt die Antriebssteuerungseinrichtung, dass dieser i’. Elektromotor 130 der Elektromotor 130 in dem abnormalen Zustand mit einem höheren Grad der Abnahme des Drehmoments ist (Schritt 2004). Bei dieser Ausführungsform kann der Elektromotor 130 im abnormalen Zustand durch die Verarbeitung wie vorstehend beschrieben korrekt identifiziert werden. Somit kann zum Beispiel die Sicherheit des motorisierten Flugzeugs weiter durch elektrisches oder mechanisches Abtrennen dieses Elektromotors verbessert werden (z. B. Ausgeben eines Drehmoment-Befehlswerts von 0 an den Stromversorgungsmotor im abnormalen Zustand).
Wenn der Elektromotor 130 im abnormalen Zustand auf vorstehend erwähnte Weise identifiziert wird, hat der Elektromotor 130 im abnormalen Zustand ein Bremsmoment von nahezu null, wobei τt – τp☐☐τ, und das Drehmoment des Elektromotors 130 im abnormalen Zustand kann durch Multiplizieren des Drehmoments der anderen Elektromotoren 130 mit n/(n – 1) kompensiert werden.
Wenn τt – τp >☐τ, erzeugt der Elektromotor 130 im abnormalen Zustand ein Bremsmoment τb. Somit ist es, um einen Betriebszustand des Propellers 110 beizubehalten, notwendig, das Drehmoment entsprechend dem Bremsmoment zu kompensieren.
Zu diesem Zeitpunkt schätzt, wenn der Drehmoment-Befehlswert für den i’. Elektromotor, der als sich im abnormalen Zustand befindlich bestimmt wurde, auf 0 (τmi’ = 0) gehalten wird, die Antriebssteuerungseinrichtung 120 das Propellerdrehmoment τp bei den U/min N auf Basis der Beziehung zwischen den U/min N, der Luftgeschwindigkeit V, der Luftdichte ρ, die im Voraus aufgezeichnet werden, und des Propellerdrehmoments τp, wie in 15 gezeigt ist. Ferner schätzt die Antriebssteuerungseinrichtung 120 das Bremsmoment τb auf Basis eines Unterschieds zwischen der linearen Summe des Drehmoments der normalen Elektromotoren 130 und des Propellerdrehmoments τp.
Durch Ausführen der vorstehend erwähnten Operationen unter Änderung der U/min N ist es möglich, eine Datengruppe betreffend einen Motorleistungsbereich nach dem Auftreten des abnormalen Zustands, wie in 16 gezeigt ist, zu erhalten und zu modellieren. Somit ist es möglich, den Betriebspunkt des Propellers auch nach dem Auftreten des abnormalen Zustands beliebig zu steuern.
Bezüglich eines mehrmotorigen Flugzeugs mit mehreren Triebwerksystemen, wie in 17 gezeigt ist, wird die Stabilität des Flugzeugrumpfes auf herkömmliche Weise durch Verringern der Leistung eines jeden der normalen Triebwerksysteme entsprechend einem Leistungszustand eines abnormalen Triebwerksystems oder durch Einstellen eines Lenkwinkels eines Seitenruders oder dergleichen beibehalten. Bei der vorliegenden Erfindung ist jedoch die Antriebssteuerungseinrichtung 120 in der Lage, die Schubkraft T vor dem Auftreten des abnormalen Zustands auf Basis der Beziehung zwischen den U/min N, der Luftgeschwindigkeit V und der Luftdichte ρ, die im Voraus wie in 18 gezeigt aufgezeichnet werden, der Schubkraft T und des Leistungsmodells der Triebwerksysteme, in dem die abnormalen Zustände aufgetreten sind, beizubehalten, was auf die vorstehend erwähnte Weise rekonstruiert wird.
Falls ferner selbst das Auftreten des abnormalen Zustands verhindert, dass der Leistungsbereich vor dem Auftreten wie in 16 beibehalten wird, ist es möglich, die Schubkraft T durch Einstellen der Kombination eines Steigungswinkels β und der U/min N auf Basis des Leistungscharakteristikmodells nach dem Auftreten des abnormalen Zustands zum Ändern des Betriebspunktes des Propellers 110 wie vorstehend beschrieben beizubehalten.
Industrielle Anwendbarkeit
Wie vorstehend beschrieben, wird gemäß der vorliegenden Erfindung die hohe Reaktionsfähigkeit eines Antriebssystems des motorisierten Flugzeugs genutzt. Insbesondere werden die Leistung und die Anzahl von Elektromotoren, die den Triebwerkpropeller drehend antreiben, optimal eingestellt. Hiermit ist es möglich, die Sicherheit zu gewährleisten und dabei gleichzeitig eine Zunahme des Gesamtgewichts zu verhindern. Es ist ferner möglich, einen abnormalen Zustand korrekt zu erkennen und einen Elektromotor im abnormalen Zustand zu identifizieren und eine Zunahme der Arbeitsbelastung für einen Piloten zu verhindern, indem Verhaltensweisen des Flugzeugrumpfes, einschließlich der Änderung einer Schubkraftverteilung während des Auftretens des abnormalen Zustands, verhindert werden. Außerdem ist es auch bei einem mehrmotorigen Flugzeug mit mehreren Propellern möglich, automatisch eine Änderung von Verhaltensweisen des Flugzeugrumpfes zu unterdrücken und die Steuerung fortzusetzen und damit eine Zunahme der Arbeitsbelastung für einen Piloten zu verhindern und die Sicherheit zu gewährleisten.
Es sei angemerkt, dass alle Einrichtungen als die Strom-Erkennungseinrichtung, die U/min-Erkennungseinrichtung und die Luftstrom-Erkennungseinrichtung verwendet werden können, solange dies Einrichtungen sind, die funktionell in der Lage sind, den Strom, die U/min und den Luftstrom zu erkennen, und die Strom-Erkennungseinrichtung, die U/min-Erkennungseinrichtung und die Luftstrom-Erkennungseinrichtung können diejenigen sein, die diese durch Berechnung basierend auf anderen Parametern erkennen.
Bezugszeichenliste

101: Flugzeugrumpf
110: Propeller (Triebwerkpropeller)
111: Triebachse
120: Antriebssteuerungseinrichtung
130: Elektromotor
130g: regenerativer Elektromotor
131: Einwegkupplung
132: Energieübertragungsmechanismus
133: Inverter
134: Stromversorgungsgerät
135: Stromversorgungs-Stromspeichergerät
136: Kupplung
137: Motorabtriebswelle
140: Luftstrom-Erkennungseinrichtung

Claims

Motorisiertes Flugzeug, aufweisend mehrere Elektromotoren, die einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse drehend antreiben, wobei die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren und die erforderliche Leistung die folgende Beziehung erfüllen: Pmax(n – 1)/n > Preq wobei Pmax die Gesamtleistung (kW) der Elektromotoren ist, n die Anzahl der Elektromotoren ist und Preq die erforderliche Leistung (kW) ist.
Elektrisches Flugzeug nach Anspruch 1, wobei die Anzahl von Elektromotoren und die erforderliche Leistung die folgende Beziehung erfüllen: √(0,15Preq)☐n☐√(0,15Preq) + 2.
Motorisiertes Flugzeug nach Anspruch 1 oder 2, wobei die Antriebssteuerungseinrichtung eine charakteristische Datengruppe betreffend eine Drehmomentcharakteristik des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses aufweist, die im Voraus aufgezeichnet wird, und eine Propellerdrehmoment-Schätzeinheit, eine Motordrehmoment-Schätzeinheit und eine Vergleichs-Erkennungseinheit aufweist, die Propellerdrehmoment-Schätzeinheit das Propellerdrehmoment des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses auf Basis von Drehungen pro Minute (U/min), die von der U/min-Erkennungseinrichtung erhalten werden, Daten der charakteristischen Datengruppe sowie auf Basis der Luftdichte und Luftgeschwindigkeit, die von der Luftstrom-Erkennungseinrichtung erhalten werden, schätzt, die Motordrehmoment-Schätzeinheit ein Motordrehmoment auf Basis eines von der Strom-Erkennungseinrichtung erhaltenen Stroms und der von der U/min-Erkennungseinrichtung erhaltenen U/min schätzt, und die Vergleichs-Erkennungseinheit das geschätzte Propellerdrehmoment und das geschätzte Motordrehmoment miteinander vergleicht und einen abnormalen Zustand des Elektromotors auf Basis der Tatsache erkennt, dass ein Unterschied zwischen dem Propellerdrehmoment und einem Vielfachen des Motordrehmoments über einem vorbestimmten Wert liegt.
Motorisiertes Flugzeug nach Anspruch 3, wobei die Vergleichs-Erkennungseinheit einen Elektromotor der mehreren Elektromotoren, bei dem der abnormale Zustand auftritt, auf Basis der Tatsache identifiziert, dass ein Unterschied zwischen dem geschätzten Propellerdrehmoment und einer linearen Summe des geschätzten Motordrehmoments über einem vorbestimmten Wert liegt, wenn die Antriebssteuerungseinrichtung jedem der Elektromotoren einen Befehl zur Änderung des Motordrehmoments zuführt.
Motorisiertes Flugzeug nach Anspruch 3, wobei die Vergleichs-Erkennungseinheit einen Elektromotor der mehreren Elektromotoren, bei dem der abnormale Zustand auftritt, auf Basis der Tatsache identifiziert, dass ein Unterschied zwischen dem geschätzten Propellerdrehmoment und einer linearen Summe des geschätzten Motordrehmoments über einem vorbestimmten Wert liegt, wenn die Antriebssteuerungseinrichtung jedem der Elektromotoren einen Befehl zur Änderung des Motordrehmoments zum Beibehalten der U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses zuführt.
Motorisiertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Antriebssteuerungseinrichtung, wenn sie bewirkt, dass die Elektromotoren durch Drehung des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses Energie erzeugen, die Steuerung übernimmt, so dass sich eine Rate des Motordrehmoments der mehreren Elektromotoren von derjenigen während des Antreibens unterscheidet.
Motorisiertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei mindestens einer der mehreren Elektromotoren den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse über eine Einwegkupplung drehend antreibt.
Motorisiertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 7, wobei die Antriebssteuerungseinrichtung eine Recheneinheit für den abnormalen Fall umfasst, und die Recheneinheit für den abnormalen Fall einen Drehmomentunterschied zwischen dem geschätzten Propellerdrehmoment und einer linearen Summe des Motordrehmoments der Elektromotoren ausschließlich des Elektromotors, bei dem der abnormale Zustand auftritt, berechnet und auf Basis des berechneten Drehmomentunterschieds das Drehmoment des Elektromotors, bei dem der abnormale Zustand auftritt, schätzt.
Motorisiertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 8, wobei die Antriebssteuerungseinrichtung bewirkt, dass die Vergleichs-Erkennungseinheit mit mehreren verschiedenen U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses arbeitet, um eine Datengruppe für den abnormalen Fall betreffend eine Beziehung zwischen dem Motordrehmoment eines Elektromotors, bei dem ein abnormaler Zustand auftritt, und den U/min des Triebwerkpropellers oder des Triebwerkgebläses zu berechnen.
Motorisiertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Antriebssteuerungseinrichtung die Steuerung übernimmt, so dass die Schubkraft oder das Propellerdrehmoment vor dem Auftreten eines abnormalen Zustands auf Basis der charakteristischen Datengruppe und der Datengruppe für den abnormalen Fall innerhalb eines vorbestimmten Bereichs gehalten wird.
Motorisiertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 10, ferner aufweisend mehrere Propeller oder Gebläse, wobei die Antriebssteuerungseinrichtung die Steuerung übernimmt, so dass ein Unterschied zwischen einem Wert eines Moments, das nach Auftreten eines abnormalen Zustands des Elektromotors auf den Flugzeugrumpf wirkt, und einem Wert eines Moments, das vor dem Auftreten auf den Flugzeugrumpf wirkt, innerhalb eines vorbestimmten Bereichs gehalten wird.
Motorisiertes Flugzeug, aufweisend: mindestens einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse; und mehrere Elektromotoren, die den Triebwerkpropeller oder das Triebwerkgebläse drehend antreiben.
Verfahren zum Bestimmen der Leistung und der Anzahl von Elektromotoren in einem motorisierten Flugzeug mit mehreren Elektromotoren, die einen Triebwerkpropeller oder ein Triebwerkgebläse drehend antreiben, wobei das Verfahren umfasst Bestimmen der Leistung und der Anzahl von Elektromotoren, so dass die Gesamtleistung der mehreren Elektromotoren und die erforderliche Leistung die folgende Beziehung erfüllen: Pmax(n – 1)/n > Preq wobei Pmax die Gesamtleistung (kW) der Elektromotoren ist, n die Anzahl der Elektromotoren ist und Preq die erforderliche Leistung (kW) ist.