EP4561903A1 - Antriebssystem für ein luftfahrzeug - Google Patents

Antriebssystem für ein luftfahrzeug

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Publication number
EP4561903A1
EP4561903A1 EP23748703.8A EP23748703A EP4561903A1 EP 4561903 A1 EP4561903 A1 EP 4561903A1 EP 23748703 A EP23748703 A EP 23748703A EP 4561903 A1 EP4561903 A1 EP 4561903A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
power generator
drive
unit
drive unit
aircraft
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP23748703.8A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Barnaby Law
Thomas Scherer
Dominik WIRTH
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MTU Aero Engines AG
Original Assignee
MTU Aero Engines AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by MTU Aero Engines AG filed Critical MTU Aero Engines AG
Publication of EP4561903A1 publication Critical patent/EP4561903A1/de
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/34—All-electric aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/30—Aircraft characterised by electric power plants
    • B64D27/35—Arrangements for on-board electric energy production, distribution, recovery or storage
    • B64D27/355—Arrangements for on-board electric energy production, distribution, recovery or storage using fuel cells

Definitions

  • the present invention relates to a drive system for an aircraft with a drive unit.
  • the aircraft can in particular be an aircraft that has multiple engines, i.e. e.g. B. a twin-engine aircraft.
  • B. a twin-engine aircraft.
  • the present invention is based on the technical problem of specifying an advantageous drive system.
  • the drive system has a first and a second drive unit.
  • These drive units each include a power generator for delivering electrical power and a propulsion unit for generating propulsion from the electrical power.
  • a special feature of the drive system is the cross-connection of the drive units with an interconnection device. This is set up to connect its propulsion unit (“first propulsion unit”) or its power generator (“first power generator”) to supply the second drive unit in the event of a fault in the first drive unit. As explained in detail below, depending on the error, this “supply” can e.g. B.
  • second power generator in the form of a transfer of electrical power from the power generator of the second drive unit (“second power generator”) to the first propulsion unit, namely in the event of a fault in the first power generator or by a transfer of electrical power from the first power generator to the propulsion unit of the second drive unit (“ second propulsion unit”), namely in the event of an error in the first propulsion unit.
  • the second drive unit In the latter case, for example in the event of mechanical damage to the shaft or the propeller of the first propulsion unit, the second drive unit must be operated with higher power until the aircraft lands safely in order to compensate for the failure of the first propulsion unit. Due to the interconnection according to the invention, the second power generator does not have to generate this electrical power alone, which would mean that it would be oversized for normal operation, but rather the supply is provided proportionally by the first power generator. In the first-mentioned error case, i.e. in the event of an error in the first power generator, the first propulsion unit can continue to be operated due to the proportional supply from the second power generator and so z. B. both propulsion units can be used during an emergency landing.
  • connection in the event of an error is preferably designed symmetrically, so that an interconnection for cross-supply takes place even in the event of an error in the second drive unit.
  • the drive system also include more than two drive units, for example a third and possibly also a fourth drive unit (possible upper limits are more of a theoretical nature and can, for example, be a maximum of 12, 10, 8 or 6 drive units). All drive units of the drive system are preferably interconnected via the interconnection device and, in the event of a fault, this is set up for each of the drive units to establish a cross supply. Nevertheless, the following descriptions refer to the first and second drive units and a drive system with two drive units is particularly preferred.
  • the “being set up” of the switching device means that on the one hand it includes appropriate physical equipment, for example a line connecting the first propulsion unit to the second power generator and/or a line connecting the first power generator to the second propulsion unit.
  • the switching device comprises a switching unit with which these line or lines can be actively switched depending on the error, i.e. can be switched from an unused to a used state.
  • This switching unit can, for example, be assigned a control unit, which z. B. can be designed as part of the on-board computer or autonomously, commands to initiate a corresponding interconnection via the interconnection unit depending on an error or respective error can be stored in this control unit.
  • the interconnection device can in particular also be partially implemented in the control of one or more of the motors, whereby the current consumption of the respective motor can be changed or prevented.
  • the interconnection device is set up to transfer part of the electrical power of the second power generator (“second electrical power”) to the first propulsion unit in the event of a fault in the first power generator, see the comments above.
  • the switching device is set up to transfer the electrical power of the first power generator (“first electrical power”) at least partially or completely to the second propulsion unit (see above).
  • the interconnection device is set up to interconnect the second propulsion unit or the second power generator to supply the first drive unit in the event of a fault in the second drive unit.
  • This supply can in particular be a transfer of electrical power, namely from the second power generator to the first propulsion unit in the event of a fault in the second propulsion unit and/or from the first power generator to the second propulsion unit in the event of a fault in the second power generator.
  • a symmetrical, cross-connection is preferred.
  • the design of the interconnection device can also have a redundant structure in order to ensure functionality even if internal errors occur.
  • the physical equipment of the interconnection device such as the lines and/or switching unit, can be provided twice.
  • the respective power generator could also be an energy storage device, i.e. a battery system through which the electrical power can be accessed.
  • the power generators are each fuel cell systems, i.e. the first power generator is a first fuel cell system and the second power generator is a second fuel cell system.
  • Each of the fuel cell systems can each have at least one fuel cell stack (stack), preferably each fuel cell system comprises at least two fuel cell stacks, for example three or four fuel cell stacks.
  • the power generators can also be of different nature, e.g. B. two fuel cell systems and two battery systems. However, they are preferably of the same nature; particularly preferably only fuel cell systems are provided.
  • the cross-supply in the event of a fault can be of particular advantage with regard to fuel cell systems, because the individual fuel cell stacks, if they are connected to the other propulsion unit in the event of a fault in one propulsion unit, for example, can not be operated at the limit, but at a more favorable operating point.
  • each fuel cell system has four stacks, like this
  • the remaining propulsion unit has eight stacks available, although purely mathematically for operation with increased performance, for example. B. only six stacks would be required (especially in the event of an error, it may be better if the supply is not at the limit).
  • a further power generator is provided (e.g. a battery or in particular a fuel cell system), which in normal operation is connected to both the first and the second drive unit, i.e. both the first and the second propulsion unit with electrical power provided. If one or more propulsion units are provided, the additional power generator can also supply these during normal operation. Regardless of these details, the interconnection device is set up to supply the first propulsion unit via the further power generator in the event of a fault in the first power generator and/or to supply the second propulsion unit via the further power generator in the event of a fault in the second power generator.
  • the interconnection device is set up to supply the first propulsion unit via the further power generator in the event of a fault in the first power generator and/or to supply the second propulsion unit via the further power generator in the event of a fault in the second power generator.
  • a proportionate supply also takes place in normal operation, but in the event of a fault, the respective propulsion unit is supplied to a larger proportion than in normal operation via the further power generator.
  • the entire further electrical power (of the further power generator) is then supplied to that propulsion unit, its power generator has failed.
  • the electrical power of the further power generator can, in particular in normal and/or error operation, also be electrically and/or mechanically segregated motors or motor sections (i.e. those motors or motor sections which are supplied by the other motors or motor sections which are supplied by the first or second Power generator are supplied, electrically or mechanically separated) of the first and / or second propulsion unit.
  • additional power generator can represent an alternative to the cross-connection between the drive units according to the main claim, but implements the same inventive basic idea. Even in the case of the additional power generator, electrical power is used in the event of a fault. which is used by the other drive unit in normal operation, is redirected to the drive unit affected by a partial or complete failure of its own power generator. The only difference to cross-connection is that in normal operation the additional electrical power is not supplied exclusively to one of the propulsion units, but is divided among the drive units.
  • the further power generator and its corresponding interconnection in normal operation/in the event of a fault can, on the one hand, be provided as an alternative to the cross-connection according to the main claim, and on the other hand, the two concepts can also be combined, if the further power generator and its corresponding interconnection are expressly intended to be in combination with the cross-connection between the first and second drive unit may be disclosed.
  • a structure is possible in such a way that, if the error in the first drive unit is an error in the first power generator, a larger proportion of the further electrical power is transferred to the first propulsion unit compared to normal operation.
  • the entire additional electrical power can be supplied to the first propulsion unit, or the second propulsion unit can still be supplied by the further power generator to a smaller extent compared to normal operation (further power generator relatively oversized), or the second power generator can also supply the first propulsion unit proportionally (another power generator is relatively undersized).
  • the first electrical power of the first power generator and also the further electrical power of the further power generator can each be transferred at least in part to the second propulsion unit, cf. the advantages discussed above the operation of the respective power generators not under full load.
  • the further power generator can be provided in combination or generally as an alternative to the cross-connection according to the main claim in the latter case, all features disclosed generically for the drive system or the first/second drive unit within the scope of the present disclosure (e.g. equipment with fuel cell systems, etc.) should also be expressly disclosed for such a drive system with an additional power generator.
  • the propulsion units each preferably have an electric motor and a shaft with a propeller.
  • the electric motor is operated with the electrical power of the assigned power generator; in the event of a fault, it can be supplied by the other power generator or the electrical power can be supplied to the other electric motor.
  • the electric motor, the shaft and the propeller of the first and / or second drive unit are oversized compared to their respective power generator, i.e. z. B. designed for operation at a power that is, for example, at least 10%, 20% or 30% above the maximum power output of the respective power generator (theoretical upper limits can be, for example, 150%, 100% or 80%).
  • the error “failure of the other propulsion unit” is taken into account, whereby the oversizing only has to take place in the propulsion unit, not in the power generator, due to the interconnection device according to the invention, which can result in weight advantages.
  • the invention also relates to an aircraft with a drive system disclosed herein, in particular an aircraft.
  • a drive system disclosed herein, in particular an aircraft.
  • This can, for example, have a first and a second wing (on port and starboard), which can be arranged conventionally on a fuselage or can also be implemented in other designs.
  • the safety considerations described above can be of particular importance; in addition, the aircraft can be set up for passenger and/or freight transport, see the comments at the beginning.
  • the aircraft is preferably designed in such a way that a total electrical power is available for all drive units of the aircraft. is smaller, in particular at least 5%, at least 15% or at least 25% smaller, than the product of a minimum electrical power per drive unit, which in the event of a failure of at least one other drive unit for at least temporary compensation for the failure of a non-failed one Drive unit is required and the number of drive units on the aircraft.
  • the power can preferably be controlled in such a way that sequentially each of the drive units of the aircraft has the minimum power or this is sequentially available to each of the drive units.
  • the power can be controlled so that the minimum power is available to all drive units except at least one drive unit at the same time.
  • the minimum power per drive unit is in particular greater than an electrical power per drive unit in a comparable normal operation, for example in a comparable flight phase, without a drive unit failing.
  • the first and second drive units of the drive system can preferably be arranged on different wings, so that in the event of a fault, the cross supply, such as the electrical power transfer, takes place, for example, from one side of the aircraft to the other.
  • the drive units can also be arranged on the same wing, with further drive units then preferably being arranged on the other wing.
  • the aircraft can have exactly two, exactly four or exactly six propulsion units. Half the number of drive units can be arranged on a first wing of the aircraft and half the number of drive units can be arranged on a second wing of the aircraft. In other embodiments, the aircraft may also include an odd number of propulsion units, for example exactly three. One or more drive units can be arranged in areas outside a wing, for example on the fuselage.
  • the invention also relates to a method for operating a presently disclosed drive system or aircraft, in particular an aircraft, wherein in the event of a fault, the first propulsion unit or the first power generator is connected to the second drive unit.
  • the second electrical power can be transmitted proportionately to the first propulsion unit and/or in the event of a fault in the first propulsion unit, the first electrical power can be transmitted at least proportionately to the second sales unit, see above for further details.
  • the invention further relates to the use of a propulsion system or aircraft described here in such a method.
  • Figure 1 shows a drive system with a first and second drive unit in a schematic representation
  • FIGS 2A, B various errors in the first drive unit of the drive system according to Figure 1;
  • Figure 3 shows a schematic representation of an aircraft with a drive system according to Figure 1.
  • Figure 4 shows a drive system with another power generator. Preferred embodiment of the invention
  • Fig. 1 shows a drive system 1, which has a first drive unit 11 and a second drive unit 12.
  • the first drive unit 11 includes a first power generator 21 for delivering first electrical power PI and a first propulsion unit 31 for generating propulsion therefrom.
  • the second drive unit 12 includes a second power generator 22 for delivering a second electrical power P2 and a second propulsion unit 32, which generates propulsion therefrom.
  • the power generators 21, 22 are provided in the form of a first fuel cell system 25 and a second fuel cell system 26.
  • Each of the fuel cell systems 25, 26 has several fuel cell stacks 25.1-25.4, 26.1-26.4.
  • the propulsion units 31, 32 each include an electric motor 31.1, 32.1 and a shaft 31.2, 32.2 with a propeller 31.3, 32.3.
  • the drive system also has a switching device 40 with which the electrical power PI and/or P2 can be redirected from the first to the second and/or from the second to the first drive unit.
  • the interconnection device 40 comprises, on the one hand, corresponding lines 42 and, on the other hand, an assigned interconnection unit 41, with which the respective line can be switched actively if necessary (shown here schematically and inactive by the dashed lines).
  • Fig. 2A illustrates a first error case of the first drive unit, namely a failure of the first power generator 21.
  • the second electrical power P2 of the second power generator 22 in the present case approximately half, is transmitted from the second to the first drive unit and thus becomes the first propulsion unit 31 continues to operate.
  • the error case shown in FIG. 2B relates to a failure of the first propulsion unit 31 (e.g. mechanical damage to the propeller/shaft), with the first power generator 21 still intact.
  • the propulsion unit 32 of the second drive unit 12 can be operated with higher power, for which it is additionally fed with the first electrical power PI of the first power generator 21. Since the two power generators 21, 22 then supply the second propulsion unit 32 together, they can each be operated below their maximum payload.
  • Fig. 3 shows a schematic representation of an aircraft 50, namely an aircraft 51. This has a first wing 55 and a second wing 56, and is also equipped with a drive system 1 described above.
  • the first drive unit 11 is arranged on the first wing 55 and the second drive unit 12 on the second wing 56.
  • Fig. 4 shows a drive system 1, the basic structure of which corresponds to that according to Figure 1, i.e. has a first and a second drive unit 11, 12, see above for further details.
  • the first drive unit 11 has a first propulsion unit 31 and a first power generator 21
  • the second drive unit 12 has a second propulsion unit 32 and a second power generator 22.
  • this drive system 1 has a further power generator 60, which has a further emits electrical power Pw. In the normal state/normal operation shown in Figure 4, this is supplied proportionately to the first and second propulsion units 31, 32, and therefore serves to supply both drive units 11, 12.
  • the first or second power generator 21, 22 fails The further electrical power Pw can then be amplified by means of the interconnection device, not shown here, or can also be completely supplied to the propulsion unit of the drive unit affected by this failure.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Antriebssystem (1) für ein Luftfahrzeug (50), mit einer ersten Antriebseinheit (11), die einen ersten Leistungsgenerator (21) zur Abgabe erster elektrischer Leistung (P1) und eine erste Vortriebseinheit (31) aufweist, die zur Erzeugung eines Vortriebs aus der ersten elektrischen Leistung (P1) mit dem ersten Leistungsgenerator (21) verbunden ist, und einer zweiten Antriebseinheit (12), die einen zweiten Leistungsgenerator (22) zur Abgabe zweiter elektrischer Leistung (P2) und eine zweite Vortriebseinheit (32) aufweist, die zur Erzeugung eines Vortriebs aus der zweiten elektrischen Leistung (P2) mit dem zweiten Leistungsgenerator (22) verbunden ist, und einer Verschalteinrichtung (40), die dazu eingerichtet ist, in einem Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) die erste Vortriebseinheit (31) oder den ersten Leistungsgenerator (21) zur Versorgung mit der zweiten Antriebseinheit (12) zu verschalten.

Description

ANTRIEBSSYSTEM FÜR EIN LUFTFAHRZEUG
BESCHREIBUNG
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Antriebssystem für ein Luftfahrzeug mit einer Antriebseinheit.
Stand der Technik
Wie nachstehend im Einzelnen deutlich wird, kann es sich bei dem Luftfahrzeug insbesondere um ein Flugzeug handeln, dass mehrmotorig ausgeführt ist, also z. B. um ein zweimotoriges Flugzeug. Exemplarisch sei auf Bauformen wie bei einer ATR-72 verwiesen, das Flugzeug kann für Passagier- und/oder Frachtdienste ausgelegt sein. Dies soll ein typisches Anwendungsumfeld des Antriebssystems illustrieren, den Gegenstand aber zunächst nicht in seiner Allgemeinheit beschränken.
Darstellung der Erfindung
Der vorliegenden Erfindung liegt das technische Problem zugrunde, ein vorteilhaftes Antriebssystem anzugeben.
Dies wird mit dem Antriebssystem nach Anspruch 1 gelöst, welches eine erste und eine zweite Antriebseinheit aufweist. Diese Antriebseinheiten umfassen jeweils einen Leistungsgenerator zur Abgabe elektrischer Leistung und eine Vortriebseinheit zur Erzeugung eines Vortriebs aus der elektrischen Leistung. Eine Besonderheit des Antriebssystems liegt dabei in einer Querverschaltung der Antriebseinheiten mit einer Verschalteinrichtung. Diese ist dazu eingerichtet, in einem Fehlerfall der ersten Antriebseinheit deren Vortriebseinheit („erste Vortriebseinheit“) oder deren Leistungsgenerator („erster Leistungsgenerator“) zur Versorgung mit der zweiten Antriebseinheit zu verschalten. Wie nachstehend im Detail erläutert, kann diese „Versorgung“ je nach Fehlerfall z. B. in Form eines Transfers elektrischer Leistung von dem Leistungsgenerator der zweiten Antriebseinheit („zweiter Leistungsgenerator“) zu der ersten Vortriebseinheit erfolgen, nämlich bei einem Fehler des ersten Leistungsgenerators oder durch einen Transfer elektrischer Leistung von dem ersten Leistungsgenerator zur Vortriebseinheit der zweiten Antriebseinheit („zweite Vortriebseinheit“), nämlich bei einem Fehler der ersten Vortriebseinheit.
Im letztgenannten Fall, bspw. bei einem mechanischen Schaden an der Welle oder dem Propeller der ersten Vortriebseinheit, muss die zweite Antriebseinheit bis zur sicheren Landung des Flugzeugs mit höherer Leistung betrieben werden, um den Ausfall der ersten Vortriebseinheit zu kompensieren. Aufgrund der erfindungsgemäßen Verschaltung muss der zweite Leistungsgenerator diese elektrische Leistung dann nicht allein aufbringen, womit er für den Normalbetrieb entsprechend überdimensioniert wäre, sondern erfolgt die Versorgung anteilig durch den ersten Leistungsgenerator. Im erstgenannten Fehlerfall, also bei einem Fehler des ersten Leistungsgenerators, kann die erste Vortriebseinheit aufgrund der anteiligen Versorgung durch den zweiten Leistungsgenerator hingegen weiter betrieben werden und so können z. B. bei einem Notlandevorgang beide Vortriebseinheiten genutzt werden.
Bevorzugte Ausgestaltungen finden sich in der gesamten Offenbarung und sind insbesondere Gegenstand der abhängigen Ansprüche. Bei der Darstellung der Merkmale wird nicht immer im Einzelnen zwischen Vorrichtungs- und Verfahrens- bzw. Verwendungsaspekten unterschieden, jedenfalls implizit ist die Offenbarung hinsichtlich sämtlicher Anspruchskategorien zu lesen. Werden bspw. die Vorteile des Antriebssystems in einer bestimmten Anwendung beschrieben, ist dies zugleich als Offenbarung einer entsprechenden Verwendung bzw. eines Arbeitsverfahrens zu lesen; ferner beziehen sich Schilderungen des Antriebssystems immer auch auf ein Fluggerät, insbesondere Flugzeug, mit einem entsprechenden Antriebssystem.
Wie nachstehend im Einzelnen deutlich wird, ist die Fehlerfall-Verschaltung bevorzugt symmetrisch ausgelegt, erfolgt also auch in einem Fehlerfall der zweiten Antriebseinheit eine Verschaltung zur Querversorgung. Ferner kann das Antriebssystem auch mehr als zwei Antriebseinheiten umfassen, bspw. eine dritte und gegebenenfalls auch eine vierte Antriebseinheit (mögliche Obergrenzen sind eher theoretischer Natur und können bspw. bei höchstens 12, 10, 8 bzw. 6 Antriebseinheiten liegen). Bevorzugt sind sämtliche Antriebseinheiten des Antriebssystems über die Verschalteinrichtung miteinander verschaltet und ist diese bei einem Fehlerfall jeder der Antriebseinheiten zur Errichtung einer Querversorgung eingerichtet. Gleichwohl beziehen sich die folgenden Schilderungen auf die erste und zweite Antriebseinheit und ist ein Antriebssystem mit zwei Antriebseinheiten besonders bevorzugt.
Generell meint das „Eingerichtet Sein“ der Verschalteinrichtung, dass diese einerseits eine entsprechende physische Ausstattung umfasst, also bspw. eine die erste Vortriebseinheit mit dem zweiten Leistungsgenerator verbindende Leitung und/oder eine den ersten Leistungsgenerator mit der zweiten Vortriebseinheit verbindende Leitung. Ferner umfasst die Verschalteinrichtung eine Schalteinheit, mit welcher diese Leitung bzw. Leitungen je nach Fehler aktiv geschaltet werden können, also aus einem ungenutzten einen genutzten Zustand schaltbar sind. Dieser Schalteinheit kann bspw. eine Steuereinheit zugeordnet sein, die z. B. als Teil des Bordcomputers oder auch autonom veranlagt sein kann, wobei in dieser Steuereinheit Befehle zur Veranlassung einer entsprechenden Verschaltung über die Verschalteinheit in Abhängigkeit von einem Fehlerfall oder jeweiligen Fehler hinterlegt sein können.
Die Verschalteinrichtung kann insbesondere auch teilweise in Steuerung eines oder mehrerer der Motoren implementiert sein, wodurch die Stromaufnahme des jeweiligen Motors verändert oder unterbunden werden kann.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Verschalteinrichtung dazu eingerichtet, bei einem Fehler des ersten Leistungsgenerators von der elektrischen Leistung des zweiten Leistungsgenerators („zweite elektrische Leistung“) einen Teil auf die erste Vortriebseinheit zu übertragen, vgl. die vorstehenden Anmerkungen. Alternativ oder bevorzugt in Kombination damit ist die Verschalteinrichtung bei einem Fehler der ersten Vortriebseinheit dazu eingerichtet, die elektrische Leistung des ersten Leistungsgenerators („erste elektrische Leistung“) zumindest anteilig oder auch vollständig auf die zweite Vortriebseinheit zu übertragen (siehe vorne). Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist die Verschalteinrichtung dazu eingerichtet, in einem Fehlerfall der zweiten Antriebseinheit die zweite Vortriebseinheit oder den zweiten Leistungsgenerator zur Versorgung mit der ersten Antriebseinheit zu verschalten. Diese Versorgung kann insbesondere ein Transfer elektrischer Leistung sein, und zwar bei einem Fehler der zweiten Vortriebseinheit vom zweiten Leistungsgenerator zur ersten Vortriebseinheit und/oder bei einem Fehler des zweiten Leistungsgenerators von dem ersten Leistungsgenerator zur zweiten Vortriebseinheit. Bevorzugt ist eine symmetrische, kreuzweise Verschaltung.
Die Ausführung der Verschalteinrichtung kann auch einen redundanten Aufbau aufweisen, um die Funktion auch beim Auftreten interner Fehler zu gewährleisten. Es kann also bspw. die physische Ausstattung der Verschalteinrichtung, etwa die Leitungen) und/oder Schalteinheit, doppelt vorgesehen sein.
Im Allgemeinen könnte der jeweilige Leistungsgenerator auch ein Energiespeicher sein, also ein Batteriesystem, über das die elektrische Leistung abrufbar ist. In bevorzugter Ausgestaltung handelt es sich bei den Leistungsgeneratoren jedoch jeweils um Brennstoffzellensysteme, ist also der erste Leistungsgenerator ein erstes Brennstoffzellensystem und der zweite Leistungsgenerator ein zweites Brennstoffzellensystem. Jedes der Brennstoffzellensysteme kann jeweils mindestens einen Brennstoffzellenstapel (Stack) aufweisen, bevorzugt umfasst jedes Brennstoffzellensystem jeweils mindestens zwei Brennstoffzellenstapel, bspw. drei oder vier Brennstoffzellenstapel.
Des Weiteren können die Leistungsgeneratoren auch unterschiedlicher Natur sein, also z. B. zwei Brennstoffzellensysteme und zwei Batteriesysteme. Bevorzugt sind sie jedoch gleicher Natur, besonders bevorzugt sind ausschließlich Brennstoffzellensysteme vorgesehen.
Die Querversorgung im Fehlerfall kann mit Blick auf Brennstoffzellensysteme von besonderem Vorteil sein, weil die einzelnen Brennstoffzellenstapel, wenn sie bspw. beim Fehler einer Vortriebseinheit mit der anderen Vortriebseinheit verschaltet sind, jeweils nicht am Limit, sondern an einem günstigeren Arbeitspunkt betrieben werden können. Zur Illustration, weist bspw. jedes Brennstoffzellensystem vier Stapel auf, so stehen im genannten Fehlerfall der verbleibenden Vortriebseinheit acht Stapel zur Verfügung, wobei rein rechnerisch für den Betrieb mit erhöhter Leistung z. B. nur sechs Stapel erforderlich wären (speziell im Fehlerfall kann es besser sein, wenn die Versorgung dann nicht am Limit erfolgt).
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform ist ein weiterer Leistungsgenerator vorgesehen (z. B. eine Batterie oder insbesondere ein Brennstoffzellensystem), wobei dieser im Normalbetrieb mit sowohl der ersten als auch der zweiten Antriebseinheit verschaltet ist, also sowohl die erste als auch die zweite Vortriebseinheit mit elektrischer Leistung versorgt. Ist eine oder sind weitere Vortriebseinheit(en) vorgesehen, kann der weitere Leistungsgenerator im Normalbetrieb auch diese versorgen. Unabhängig von diesen Details ist die Verschalteinrichtung dazu eingerichtet, bei einem Fehler des ersten Leistungsgenerators die erste Vortriebseinheit über den weiteren Leistungsgenerator zu versorgen und/oder bei einem Fehler des zweiten Leistungsgenerators die zweite Vortriebseinheit über den weiteren Leistungsgenerator zu versorgen. Eine anteilige Versorgung erfolgt zwar auch im Normalbetrieb, im Fehlerfall wird die jeweilige Vortriebseinheit aber zu einem im Vergleich zum Normalbetrieb größeren Anteil über den weiteren Leistungsgenerator versorgt, besonders bevorzugt wird dann die gesamte weitere elektrische Leistung (des weiteren Leistungsgenerators) jener Vortriebseinheit zugeführt, deren Leistungsgenerator ausgefallen ist.
Die elektrische Leistung des weiteren Leistungsgenerators kann, insbesondere im Normal- und/oder Fehlerbetrieb, auch jeweils elektrisch und/oder mechanisch segregierte Motoren oder Motorab schnitte (d.h. solche Motoren oder Motorabschnitte, die von den anderen Motoren oder Motorabschnitten, die vom ersten bzw. zweiten Leistungsgenerator versorgt werden, elektrisch bzw. mechanisch getrennte sind) der ersten und/oder zweiten Vortriebseinheit versorgen.
Die Ausführungsform mit dem „weiteren Leistungsgenerator“ kann eine Alternative zu der hauptanspruchsgemäßen Querverschaltung zwischen den Antriebseinheiten darstellen, realisiert jedoch denselben erfinderischen Grundgedanken. Auch im Falle des weiteren Leistungsgenerators wird nämlich im Fehlerfall elektrische Leistung, die im Normalbetrieb von der anderen Antriebseinheit genutzt wird, auf die von einem teilweisen oder vollständigen Ausfall ihres eigenen Leistungsgenerators betroffene Antriebseinheit umgeleitet. Der Unterschied zur Querverschaltung besteht lediglich darin, dass die weitere elektrische Leistung im Normalbetrieb eben nicht exklusiv einer der Vortriebseinheiten zugeführt wird, sondern unter den Antriebseinheiten aufgeteilt wird. Der weitere Leistungsgenerator und seine entsprechende Verschaltung im Normalbetrieb/Fehlerfall können somit einerseits alternativ zur hauptanspruchsgemäßen Querverschaltung vorgesehen sein, andererseits lassen sich die beiden Konzepte auch kombinieren, sollen der weitere Leistungsgenerator und seine entsprechende Verschaltung also ausdrücklich auch in Kombination mit der Querverschaltung zwischen der ersten und zweiten Antriebseinheit offenbart sein.
Es ist bspw. ein Aufbau dahingehend möglich, dass, wenn der Fehlerfall der ersten Antriebseinheit ein Fehler des ersten Leistungsgenerators ist, jedenfalls ein im Vergleich zum Normalbetrieb größerer Anteil der weiteren elektrischen Leistung auf die erste Vortriebseinheit übertragen wird. Dabei kann in Abhängigkeit von der Dimensionierung des zweiten und weiteren Leistungsgenerators relativ zueinander entweder die gesamte weitere elektrische Leistung der ersten Vortriebseinheit zugeführt werden, oder es kann die zweite Vortriebseinheit zu einem im Vergleich zum Normalbetrieb kleineren Anteil noch durch den weiteren Leistungsgenerator versorgt werden (weiterer Leistungsgenerator im Verhältnis überdimensioniert), oder es kann der zweite Leistungsgenerator die erste Vortriebseinheit auch anteilig mit versorgen (weiterer Leistungsgenerator im Verhältnis unterdimensioniert). Alternativ oder zusätzlich kann, wenn der Fehlerfall der ersten Antriebseinheit ein Fehler der ersten Vortriebseinheit ist, die erste elektrische Leistung des ersten Leistungsgenerators und auch die weitere elektrische Leistung des weiteren Leistungsgenerators jeweils zumindest anteilig auf die zweite Vortriebseinheit übertragen werden, vgl. die vorstehend diskutierten Vorteile des dann nicht unter Volllast erfolgenden Betriebs der jeweiligen Leistungsgeneratoren.
Zusammengefasst kann der weitere Leistungsgenerator in Kombination oder im Allgemeinen auch alternativ zur hauptanspruchsgemäßen Querverschaltung vorgesehen sein, wobei im letztgenannten Fall alle im Rahmen der vorliegenden Offenbarung generisch für das Antriebssystem bzw. die erste/zweite Antriebseinheit offenbarten Merkmale (z. B. Ausstattung mit Brennstoffzellensystemen etc.) ausdrücklich auch für ein solches Antriebssystem mit weiterem Leistungsgenerator offenbart sein sollen.
Die Vortriebseinheiten weisen jeweils bevorzugt einen Elektromotor und eine Welle mit einem Propeller auf. Im Normalbetrieb wird der Elektromotor mit der elektrischen Leistung des zugeordneten Leistungsgenerators betrieben, im Fehlerfall kann er von dem anderen Leistungsgenerator versorgt oder kann die elektrische Leistung dem anderen Elektromotor zugeführt werden. In bevorzugter Ausgestaltung sind der Elektromotor, die Welle und der Propeller der ersten und/oder zweiten Antriebseinheit gegenüber deren jeweiligem Leistungsgenerator überdimensioniert, also z. B. für einen Betrieb bei einer Leistung ausgelegt, die bspw. mindestens 10 %, 20 % oder 30 % über der maximalen Leistungsabgabe des j eweiligen Leistungsgenerators liegt (theoretische Obergrenzen können bspw. bei 150 %, 100 % bzw. 80 % liegen). Mit der Überdimensionierung wird der Fehler „Ausfall der anderen Vortriebseinheit“ berücksichtigt, wobei die Überdimensionierung aufgrund der erfindungsgemäßen Verschalteinrichtung nur in der Vortriebseinheit erfolgen muss, nicht beim Leistungsgenerator, was Gewichtsvorteile ergeben kann.
Die Erfindung betrifft, wie eingangs erwähnt, auch ein Luftfahrzeug mit einem vorliegend offenbarten Antriebssystem, insbesondere ein Flugzeug. Dieses kann bspw. einen ersten einen zweiten Flügel (auf Back- und Steuerbord) aufweisen, die konventionell an einem Rumpf angeordnet oder auch in anderen Bauformen realisiert sein können. Bei einem bevorzugt zur Aufnahme einer Besatzung ausgelegten Flugzeug können die vorstehend geschilderten Sicherheitsüberlegungen von besonderer Bedeutung sein, zusätzlich kann das Flugzeug für einen Passagier- und/oder Frachttransport eingerichtet sein, vergleiche die Anmerkungen eingangs.
Das Luftfahrzeug ist vorzugsweise derart ausgelegt, dass eine elektrische Gesamtleistung, welche insgesamt für alle Antriebseinheiten des Luftfahrzeugs zur Verfü- gung steht, kleiner ist, insbesondere mindestens 5%, mindestens 15% oder mindestens 25% kleiner ist, als das Produkt aus einer elektrischen Mindestleistung pro Antriebseinheit, welche bei einem Ausfall mindestens einer anderen Antriebseinheit für eine zumindest zeitweise Kompensation des Ausfalls an einer nicht ausgefallenen Antriebseinheit erforderlich ist, und der Anzahl der Antriebseinheiten am Luftfahrzeug.
Dabei kann die Leistung vorzugsweise so gesteuert werden, dass sequentiell jede der Antriebseinheiten des Luftfahrzeugs die Mindestleistung aufweist bzw. diese an jeder der Antriebseinheiten sequentiell zur Verfügung steht.
Alternativ oder zusätzlich kann die Leistung so gesteuert werden, dass die Mindestleistung an allen Antriebseinheiten außer mindestens einer Antriebseinheit gleichzeitig zur Verfügung steht.
Die Mindestleistung pro Antriebseinheit ist insbesondere größer als eine elektrische Leistung pro Antriebseinheit in einem jeweils vergleichbaren Normalbetrieb, beispielsweise in einer vergleichbaren Flugphase, ohne einen Ausfall einer Antriebseinheit.
Die erste und die zweite Antriebseinheit des Antriebssystems können bevorzugt an unterschiedlichen Flügeln angeordnet sein, sodass im Fehlerfall die Querversorgung, etwa der elektrische Leistungstransfer, also bspw. von einer auf die andere Seite des Flugzeugs erfolgt. Alternativ können die Antriebseinheiten auch am selben Flügel angeordnet sein, wobei dann bevorzugt am anderen Flügel weitere Antriebseinheiten angeordnet sind.
Das Flugzeug kann genau zwei, genau vier oder genau sechs Antriebseinheiten aufweisen. Dabei kann die halbe Anzahl der Antriebseinheiten einem ersten Flügel des Flugzeugs und die halbe Anzahl der Antriebseinheiten einem zweiten Flügel des Flugzeugs angeordnet sein. In anderen Ausführungsformen kann das Flugzeug auch eine ungerade Anzahl von Antriebseinheiten, z.B. genau drei, umfassen. Dabei können eine oder mehr Antriebseinheiten in Bereichen außerhalb eines Flügels, z.B. am Rumpf, angeordnet sein.
Die Erfindung betrifft auch ein Verfahren zum Betreiben eines vorliegend offenbarten Antriebssystems oder Luftfahrzeugs, insbesondere Flugzeugs, wobei im Fehlerfall die erste Vortriebseinheit oder der erste Leistungsgenerator mit der zweiten Antriebseinheit verschaltet wird. Es kann insbesondere bei einem Fehler des ersten Leistungsgenerators die zweite elektrische Leistung anteilig auf die erste Vortriebseinheit übertragen werden und/oder bei einem Fehler der ersten Vortriebseinheit die erste elektrische Leistung zumindest anteilig auf die zweite Vertriebseinheit übertragen werden, siehe vorne bezüglich weiterer Details.
Ferner betrifft die Erfindung die Verwendung eines vorliegend geschilderten Antriebssystems oder Flugzeugs in einem solchen Verfahren.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Im Folgenden wird die Erfindung anhand von Ausführungsbeispielen näher erläutert, wobei die einzelnen Merkmale im Rahmen der nebengeordneten Ansprüche auch in anderer Kombination erfindungswesentlich sein können.
Im Einzelnen zeigt
Figur 1 ein Antriebssystem mit erster und zweiter Antriebseinheit in schematischer Darstellung;
Figur 2A, B verschiedene Fehler der ersten Antriebseinheit des Antriebssystems gemäß Figur 1;
Figur 3 in schematischer Darstellung ein Flugzeug mit einem Antriebssystem gemäß Figur 1.
Figur 4 ein Antriebssystem mit einem weiteren Leistungsgenerator. Bevorzugte Ausführung der Erfindung
Fig. 1 zeigt ein Antriebssystem 1, das eine erste Antriebseinheit 11 und eine zweite Antriebseinheit 12 aufweist. Die erste Antriebseinheit 11 umfasst einen ersten Leistungsgenerator 21 zur Abgabe erster elektrischer Leistung PI und eine erste Vortriebseinheit 31 zur Erzeugung eines Vortriebs daraus. Ebenso umfasst die zweite Antriebseinheit 12 einen zweiten Leistungsgenerator 22 zur Abgabe einer zweiten elektrischen Leistung P2 und eine zweite Vortriebseinheit 32, die daraus einen Vortrieb erzeugt.
Die Leistungsgeneratoren 21, 22 sind in Form eines ersten Brennstoffzellensystems 25 und eines zweiten Brennstoffzellensystems 26 vorgesehen. Jedes der Brennstoffzellensysteme 25, 26 weist jeweils mehrere Brennstoffzellenstapel 25.1-25.4, 26.1- 26.4 auf. Die Vortriebseinheiten 31, 32 umfassen jeweils einen Elektromotor 31.1, 32.1 und eine Welle 31.2, 32.2 mit einem Propeller 31.3, 32.3.
Das Antriebssystem weist ferner eine Verschalteinrichtung 40 auf, mit der die elektrische Leistung PI und/oder P2 von der ersten zur zweiten und/oder von der zweiten zur ersten Antriebseinheit umgeleitet werden kann. Dazu umfasst die Verschalteinrichtung 40 zum einen entsprechende Leitungen 42 und zum anderen eine zugeordnete Verschalteinheit 41, mit der die jeweilige Leitung im Bedarfsfall aktiv geschaltet werden kann (hier schematisch und durch die Strichlierung inaktiv dargestellt).
Fig. 2A illustriert einen ersten Fehlerfall der ersten Antriebseinheit, nämlich einen Ausfall des ersten Leistungsgenerators 21. In diesem Fall wird anteilig die zweite elektrische Leistung P2 des zweiten Leistungsgenerators 22, vorliegend etwa die Hälfte, von der zweiten zur ersten Antriebseinheit übertragen und wird damit die erste Vortriebseinheit 31 weiter betrieben.
Der in Fig. 2B gezeigte Fehlerfall betrifft hingegen einen Ausfall der ersten Vortriebseinheit 31 (bspw. mechanischer Schaden an dem Propeller / der Welle), wobei der erste Leistungsgenerator 21 noch intakt ist. Zur Kompensation des Ausfalls der ersten Antriebseinheit 11 muss die Vortriebseinheit 32 der zweiten Antriebseinheit 12 mit höherer Leistung betrieben werden, wofür sie zusätzlich mit der ersten elektrischen Leistung PI des ersten Leistungsgenerators 21 gespeist wird. Da die beiden Leistungsgeneratoren 21, 22 die zweite Vortriebseinheit 32 dann gemeinsam versorgen, können Sie jeweils unterhalb ihrer maximalen Nutzlast betrieben werden.
Fig. 3 zeigt in schematischer Darstellung ein Luftfahrzeug 50, nämlich ein Flugzeug 51. Dieses weist einen ersten Flügel 55 einen zweiten Flügel 56 auf, ferner ist es mit einem vorstehend geschilderten Antriebssystem 1 ausgestattet. In diesem Beispiel ist die erste Antriebseinheit 11 am ersten Flügel 55 angeordnet und die zweite Antriebseinheit 12 am zweiten Flügel 56.
Fig. 4 zeigt ein Antriebssystem 1, das in seinem prinzipiellen Aufbau jenem gemäß Figur 1 entspricht, also eine erste und eine zweite Antriebseinheit 11, 12 aufweist, siehe vorne bzgl. weiterer Details. Die erste Antriebseinheit 11 weist eine erste Vortriebseinheit 31 sowie einen ersten Leistungsgenerator 21 auf, die zweite Antriebseinheit 12 eine zweite Vortriebseinheit 32 und einen zweiten Leistungsgenerator 22. Im Unterschied zu der vorstehend geschilderten Variante weist dieses Antriebssystem 1 einen weiteren Leistungsgenerator 60 auf, der eine weitere elektrische Leistung Pw abgibt. Diese wird in dem in Figur 4 gezeigten Normalzustand/Normalbe- trieb anteilig der ersten und zweiten Vortriebseinheit 31, 32 zugeführt, dient also der Versorgung beider Antriebseinheiten 11, 12. Kommt es in einem Fehlerfall zu einem Ausfall des ersten oder zweiten Leistungsgenerators 21, 22 kann die weitere elektrische Leistung Pw mittels der hier nicht dargestellten Verschalteinrichtung dann verstärkt oder auch vollständig der Vortriebseinheit der von diesem Ausfall betroffenen Antriebseinheit zugeführt werden. BEZUGSZEICHENLISTE
Antriebssystem 1
Erste Antriebseinheit 11
Zweite Antriebseinheit 12
Lei stungsgenerator 21
Leistungsgenerator 22
Erstes Brennstoffzellensystem 25
Brennstoffzellenstapel 25.1-25.4
Zweites Brennstoffzellensystem 26
Brennstoffzellenstapel 26.1-26.4
Erste Vortriebseinheit 31
Elektromotor 31.1
Welle 31.2
Propeller 31.3
Zweite Vortriebseinheit 32
Elektromotor 32.1
Welle 32.2
Propeller 32.3
Verschalteinrichtung 40
Verschalteinheit 41
Leitungen 42
Luftfahrzeug 50
Flugzeug 51
Erster Flügel 55
Zweiter Flügel 56
Weiterer Leistungsgenerator 60
Erste elektrische Leistung PI
Zweite elektrische Leistung P2
Weitere elektrische Leistung Pw

Claims

ANSPRÜCHE Antriebssystem (1) für ein Luftfahrzeug (50), mit einer ersten Antriebseinheit (11), die einen ersten Leistungsgenerator (21) zur Abgabe erster elektrischer Leistung (PI) und eine erste Vortriebseinheit (31) aufweist, die zur Erzeugung eines Vortriebs aus der ersten elektrischen Leistung (PI) mit dem ersten Leistungsgenerator (21) verbunden ist, und einer zweiten Antriebseinheit (12), die einen zweiten Leistungsgenerator (22) zur Abgabe zweiter elektrischer Leistung (P2) und eine zweite Vortriebseinheit (32) aufweist, die zur Erzeugung eines Vortriebs aus der zweiten elektrischen Leistung (P2) mit dem zweiten Leistungsgenerator (22) verbunden ist, und einer Verschalteinrichtung (40), die dazu eingerichtet ist, in einem Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) die erste Vortriebseinheit (31) oder den ersten Leistungsgenerator (21) zur Versorgung mit der zweiten Antriebseinheit (12) zu verschalten. Antriebssystem (1) nach Anspruch 1, bei welcher die Verschalteinrichtung (40) dazu eingerichtet ist, wenn der Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) ein Fehler des ersten Leistungsgenerators (21) ist, die zweite elektrische Leistung (P2) des zweiten Leistungsgenerators (22) anteilig auf die erste Vortriebseinheit (31) zu übertragen. Antriebssystem (1) nach Anspruch 1 oder 2, bei welchem die Verschalteinrichtung (40) dazu eingerichtet ist, wenn der Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) ein Fehler der ersten Vortriebseinheit (31) ist, die erste elektrische Leistung (PI) des ersten Leistungsgenerators (21) zumindest anteilig auf die zweite Vortriebseinheit (32) zu übertragen. Antriebssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welcher die Verschalteinrichtung (40) dazu eingerichtet ist, in einem Fehlerfall der zweiten Antriebseinheit (12) die zweite Vortriebseinheit (32) oder den zweiten Leistungsgenerator (22) zur Versorgung mit der ersten Antriebseinheit (11) zu verschalten. Antriebssystem (1) für ein Luftfahrzeug (50), mit einer ersten Antriebseinheit (11), die einen ersten Leistungsgenerator (21) zur Abgabe erster elektrischer Leistung (PI) und eine erste Vortriebseinheit (31) aufweist, die zur Erzeugung eines Vortriebs aus der ersten elektrischen Leistung (PI) mit dem ersten Leistungsgenerator (21) verbunden ist, und einer zweiten Antriebseinheit (12), die einen zweiten Leistungsgenerator (22) zur Abgabe zweiter elektrischer Leistung (P2) und eine zweite Vortriebseinheit (32) aufweist, die zur Erzeugung eines Vortriebs aus der zweiten elektrischen Leistung (P2) mit dem zweiten Leistungsgenerator (22) verbunden ist, und einem weiteren Leistungsgenerator (60), der zur Abgabe weiterer elektrischer Leistung (Pw) ausgelegt ist, die in einem Normalbetrieb anteilig der ersten und zweiten Vortriebseinheit (31, 32) zugeführt wird, und einer Verschalteinrichtung (40), die dazu eingerichtet ist, bei einem Fehler des ersten Leistungsgenerators (21) die weitere elektrische Leistung (Pw) des weiteren Leistungsgenerators (60) auf die erste Vortriebseinheit (31) zu übertragen. Antriebssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem der erste und/oder der zweite Leistungsgenerator (21, 22) jeweils Brennstoffzellensysteme (25, 26) sind, welche bevorzugt jeweils mindestens zwei Brennstoffzellenstapel (25.1-25,4, 26.1-26.4) aufweisen. Antriebssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem die Vortriebseinheiten (31, 32) jeweils einen Elektromotor (31.1, 32.2) und eine Welle (31.2, 32.2) mit einem Propeller (31.3, 32.3) aufweisen. Antriebssystem (1) nach Anspruch 7, bei welchem der Elektromotor (31.1, 32.2), die Welle (31.2, 32.2) und der Propeller (31.3, 32.3) der jeweiligen Antriebseinheit (11, 12) gegenüber dem Leistungsgenerator (21, 22) der jeweiligen Antriebseinheit (11, 12) überdimensioniert sind. Luftfahrzeug (50) mit einem Antriebssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei insbesondere das Luftfahrzeug (50) derart ausgelegt ist, dass eine elektrische Gesamtleistung, welche insgesamt für alle Antriebseinheiten des Luftfahrzeugs (50) zur Verfügung steht, kleiner ist, insbesondere mindestens 5%, mindestens 15% oder mindestens 25% kleiner ist, als das Produkt aus einer elektrischen Mindestleistung pro Antriebseinheit, welche bei einem Ausfall mindestens einer anderen Antriebseinheit für eine zumind est zeitweise Kompensation des Ausfalls an einer nicht ausgefallenen Antriebseinheit erforderlich ist, und der Anzahl der Antriebseinheiten am Luftfahrzeug (50), wobei insbesondere die Leistung so gesteuert werden kann, dass sequentiell jede der Antriebseinheiten die Mindestleistung aufweist oder die Mindestleistung an allen Antriebseinheiten außer mindestens einer Antriebseinheit gleichzeitig zur Verfügung steht, wobei die Mindestleistung pro Antriebseinheit größer ist als eine elektrische Leistung pro Antriebseinheit in einem jeweils vergleichbaren Normalbetrieb ohne einen Ausfall einer Antriebseinheit. Luftfahrzeug (50) nach Anspruch 9, nämlich Flugzeug (51), mit einem ersten und einem zweiten Flügel (55, 56), wobei die erste Antriebseinheit (11) an dem ersten Flügel (55) und die zweite Antriebseinheit (12) an dem zweiten Flügel (56) angeordnet ist, also mit der Verschalteinrichtung (40) in dem Fehlerfall die Versorgung von der einen auf die andere Seite des Flugzeugs (51) verteilt wird, wobei insbesondere das Flugzeug (51) genau zwei, genau vier oder genau sechs Antriebseinheiten aufweist. Luftfahrzeug (50) nach Anspruch 9, nämlich Flugzeug (51), mit einem ersten und einem zweiten Flügel (55, 56), wobei die erste und die zweite Antriebseinheit (11, 12) am selben Flügel angeordnet sind, wobei insbesondere das Flugzeug (51) genau zwei, genau vier oder genau sechs Antriebseinheiten aufweist. Verfahren zum Betreiben eines Antriebssystems (1) nach Anspruch 1, optional auch in Verbindung mit einem weiteren der Ansprüche 2 bis 4 und 6 bis
8, oder eines Luftfahrzeugs (50) mit einem solchen Antriebssystem (1), wobei in dem Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) die erste Vortriebseinheit (31) oder der erste Leistungsgenerator (21) zur Versorgung mit der zweiten Antriebseinheit (12) verschaltet wird. Verfahren nach Anspruch 12, bei welchem, wenn der Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) ein Fehler des ersten Leistungsgenerators (21) ist, die zweite elektrische Leistung (P2) des zweiten Leistungsgenerators (22) anteilig auf die erste Vortriebseinheit (31) übertragen wird. Verfahren nach Anspruch 12 oder 13, bei welchem, wenn der Fehlerfall der ersten Antriebseinheit (11) ein Fehler der ersten Vortriebseinheit (31) ist, die erste elektrische Leistung (PI) des ersten Leistungsgenerators (21) zumindest anteilig auf die zweite Vortriebseinheit (32) übertragen wird. Verwendung eines Antriebssystems (1) nach Anspruch 1, optional auch in Verbindung mit einem weiteren der Ansprüche 2 bis 4 und 6 bis 8, oder eines Luftfahrzeugs (50) mit einem solchen Antriebssystem (1) in einem Verfahren nach einem der Ansprüche 12 bis 14.
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