WO2023139699A1 - 電力変換装置および航空機 - Google Patents

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純一 中嶋
賢司 藤原
孝佳 永井
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三菱電機株式会社
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    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02M—APPARATUS FOR CONVERSION BETWEEN AC AND AC, BETWEEN AC AND DC, OR BETWEEN DC AND DC, AND FOR USE WITH MAINS OR SIMILAR POWER SUPPLY SYSTEMS; CONVERSION OF DC OR AC INPUT POWER INTO SURGE OUTPUT POWER; CONTROL OR REGULATION THEREOF
    • H02M7/00—Conversion of ac power input into dc power output; Conversion of dc power input into ac power output
    • H02M7/42—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal
    • H02M7/44—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal by static converters
    • H02M7/48—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal by static converters using discharge tubes with control electrode or semiconductor devices with control electrode
    • H02M7/493—Conversion of dc power input into ac power output without possibility of reversal by static converters using discharge tubes with control electrode or semiconductor devices with control electrode the static converters being arranged for operation in parallel

Definitions

  • a first power converter is connected between the power source and the load.
  • At least one second power converter is connected in parallel with the first power converter between the power source and the load.
  • the controller operates the first power converter and the at least one second power converter in parallel.
  • the controller is configured to cause the at least one second power converter to operate alone upon failure of the first power converter.
  • the at least one second power converter has a lower neutron-induced failure rate than the first power converter.
  • FIG. 4 is a flow chart showing an example of a procedure for determining an input voltage of each power converter in a power system; 4 is a flow chart showing another example of the procedure of processing for determining the input voltage of each power converter in the electric power system;
  • 1 is a diagram illustrating a configuration example of a power system having redundant power converters;
  • FIG. It is a figure which shows the structural example of the aircraft used for prediction.
  • 1 is a diagram showing a configuration example of an aircraft in which a redundant configuration is applied to power converters;
  • FIG. It is a figure which shows the 1st structural example of the electric power system for implement
  • the first semiconductor element 1b (lower arm) performs only rectification, so the switching function becomes unnecessary. Therefore, the first semiconductor element 1b may be composed only of a diode.
  • the three-phase two-level inverter circuit 5001 is provided with sensors for detecting the current flowing through the U-phase output terminal 11u, the V-phase output terminal 11v, and the W-phase output terminal 11w, the inter-phase voltage between the U-phase output terminal 11u, the V-phase output terminal 11v, and the W-phase output terminal 11w, and the inter-terminal voltage and temperature of each second semiconductor element 10. Detected values of these sensors are given to the control device 10000 as sensor information. The control device 10000 feeds back the sensor information to control the switching operation of the second semiconductor element 10 .
  • a power semiconductor module in which a plurality of second semiconductor elements 10 are mounted in one package may be used to form a three-phase two-level inverter circuit 5001.
  • the three-phase two-level inverter circuits 5001, 5001b, and 5001c may be configured using discrete semiconductor elements.
  • the DC/AC converter 1007 is not limited to a three-phase two-level inverter circuit as long as it has a DC/AC conversion function.
  • the DC/AC converter 1007 may be, for example, a multi-level circuit such as a three-phase three-level inverter circuit, a three-phase five-level inverter circuit, or a three-phase gradation inverter circuit.
  • the first semiconductor element 1 is bonded to the surface electrode 20 with a bonding material 21 .
  • the bonding materials 17 and 21 are, for example, Ag (silver) or Cu (copper) paste, solder, or the like.
  • the surface electrode 20 and the back surface electrode 18 are made of Cu, Al (aluminum), or the like.
  • the surface electrode 20 and the back electrode 18 are attached to the insulating material 19 with a brazing material or the like.
  • the insulating material 19 is made of Si 3 N 4 (silicon nitride), Al 2 O 3 (alumina), AlN (aluminum nitride), a resin material, or the like.
  • FIG. 17 is a diagram explaining the mechanism by which neutrons are generated, which can cause accidental failure of semiconductor devices.
  • a FIT curve 38 of the second semiconductor element 10 is shown in FIG. According to this FIT curve 38, the FIT is Y1 when the voltage V1 is applied, and the FIT is Y2 when the voltage V2 is applied. If V1 ⁇ V2, then Y1 ⁇ Y2. According to this, it can be seen that the FIT of the second semiconductor element 10 can be controlled by adjusting the voltage applied to the second semiconductor element 10 .
  • the FIT when the voltage V1 is applied to the second semiconductor element 10, the FIT is YA when the junction temperature is A [°C], the FIT is YB when the junction temperature is B [°C], and the FIT is YC when the junction temperature is C [°C]. Note that YC ⁇ YB ⁇ YA.
  • the neutron ratio 49 is calculated based on the number of neutrons calculated from the altitude data 46, latitude data 47 and longitude data 48 at each time. It can be seen from FIG. 24 that the neutron ratio 49 changes within the range of 0 to 200 following changes in the altitude data 46, latitude data 47 and longitude data 48. FIG. The neutron ratio 49 increases as the number of neutrons increases. Thus, the neutron fraction 49 varies greatly depending on the altitude, latitude and longitude of the aircraft.
  • FIG. 25 is a diagram explaining the correlation between the FIT of the three-phase two-level inverter circuit 5001 and the neutron ratio 49.
  • the eighth FIT curve 51 is the FIT curve of one three-phase two-level inverter circuit 5001 when the neutron ratio 49 is the first value.
  • a ninth FIT curve 52 is a FIT curve of the three-phase two-level inverter circuit 5001 per piece when the neutron ratio 49 is a second value larger than the first value.
  • FIG. 27 is a diagram showing an example of adjusting the input voltage of the three-phase two-level inverter circuit 5001.
  • FIG. FIG. 27 is obtained by adding the second FIT data 56 and the input voltage 55 to FIG.
  • the input voltage of the DC/AC converter 1007 included in the propulsion system 2001 is adjusted according to the neutron ratio 49 calculated from the altitude data 46, latitude data 47 and longitude data 48 of the route. That is, it adjusts the output voltage of the DC/DC converter 1008 .
  • control device 10000 calculates the neutron ratio at the current position of the aircraft 1000 using the altitude, latitude and longitude measurement data of the aircraft 1000 (step S20).
  • control device 10000 calculates the number of neutrons at the current position of aircraft 1000 based on the obtained measurement data of altitude, latitude and longitude.
  • the calculator 63 calculates the ratio of the number of neutrons at the current position of the aircraft 1000 to the number of neutrons at the point 0 m above sea level as the neutron ratio.
  • control device 10000 calculates the input voltage using the corrected FIT curve for each power converter (step S40).
  • control device 10000 calculates an input voltage that allows the FIT to satisfy a safe design value (for example, 1 FIT or less) from the corrected FIT curve.
  • a safe design value for example, 1 FIT or less
  • FIG. 31 is a flowchart showing another example of the procedure of processing for determining the input voltage of each power converter in the power system. A series of processes shown in this flowchart are executed by control device 10000 at each predetermined control cycle while aircraft 1000 is in flight.
  • the DC/AC converter 1007b is connected in parallel with the DC/AC converter 1007 to the output node of the DC/DC converter 1008.
  • the DC/AC converter 1007b constitutes a redundant DC/AC converter for the DC/AC converter 1007.
  • the DC/AC converter 1007b is also called "redundant DC/AC converter 1007b".
  • DC/AC converter 1007 corresponds to one embodiment of "first power converter”.
  • Redundant DC/AC converter 1007b corresponds to one embodiment of a "second power converter.”
  • CB 3000b is placed between the output node of DC/AC converter 1008 and the input node of redundant DC/AC converter 1007b.
  • CB 3000 b is arranged between the output node of redundant DC/AC converter 1007 b and propulsion system motor 1001 .
  • CB3000 and CB3000b have the same configuration, and when opened by control device 10000, cut off the current flowing through the corresponding DC/AC converter.
  • the redundant DC/AC converter 1007b is designed to have a lower failure rate than the DC/AC converter 1007. This reduces the likelihood that both parallel DC/AC converter 1007 and redundant DC/AC converter 1007b will fail during flight of the aircraft.
  • the DC/DC converter 1008 is configured to generate two different output voltages.
  • the DC/DC converter 1008 is configured to include a non-isolated step-down chopper circuit 5000 (see FIG. 7), a first output transformer TR1, and a second output transformer TR2.
  • FIG. 40 is a diagram showing a sixth configuration example of a power system for realizing the first method.
  • the configuration example of the electric power system shown in FIG. 40 is obtained by replacing the propulsion system 2001b in the configuration example shown in FIG. 35 with an electrical component system 2003b.
  • Embodiment 1 can be applied to the method of reducing the failure rate of DC/DC converter 1008 .
  • Embodiment 5 The junction temperature of the second semiconductor element 10 forming the DC/AC converter 1007 varies depending on the power loss occurring in the second semiconductor element 10 and the cooling performance of the cooling device. In a fifth embodiment, a method for obtaining the junction temperature of the second semiconductor element 10 will be described.
  • the junction temperature can be estimated by detecting changes in the electrical characteristics of the gate resistance of the second semiconductor element 10 due to temperature changes.
  • Embodiment 6 In the first to fifth embodiments described above, neutrons are taken up as cosmic rays, and SEBs are generated by collisions of neutrons. However, SEBs can also be generated when high-energy heavy particles or protons collide. Also, the effects of collisions of muons or pions are being discussed in the field of fine semiconductors such as memories.

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Abstract

電力変換装置は、第１の電力変換器（１００７）と、少なくとも１つの第２の電力変換器（１００７ｂ）と、制御装置（１００００）とを備える。第１の電力変換器（１００７）は、電源（２０００）と負荷（１００１）との間に接続される。少なくとも１つの第２の電力変換器（１００７ｂ）は、電源（２０００）と負荷（１００１）との間に第１の電力変換器（１００７）と並列に接続される。制御装置（１００００）は、第１の電力変換器（１００７）および少なくとも１つの第２の電力変換器（１００７ｂ）を並列動作させる。制御装置（１００００）は、第１の電力変換器（１００７）の故障時には、少なくとも１つの第２の電力変換器（１００７ｂ）を単独動作させるように構成される。並列動作時において、少なくとも１つの第２の電力変換器（１００７ｂ）は、第１の電力変換器（１００７）に比べて、中性子に起因する故障率が低い。

Description

電力変換装置および航空機
　本開示は、電力変換装置および航空機に関する。
　特開２０１９－７７３６１号公報（特許文献１）には、電動モータに連結されたプロペラの回転によって推進力を得る航空機が開示されている。特許文献１では、電動モータに電力を供給するインバータに冗長構成を適用する。具体的には、電動モータに対してスイッチ回路を介して２台のインバータを並列に接続する。第１のインバータが故障した場合には、スイッチ回路によって、電動モータに電力を供給するインバータを予備用の第２のインバータに切り換えることにより、電動モータの動作を継続させる。
　特許第６８７７６６０号（特許文献２）には、航空機に搭載される電力変換装置の故障原因の１つとして、中性子による半導体素子の偶発故障が記載されている。この中性子による半導体素子の故障率は、半導体素子の種類および半導体素子に印加される電圧に相関がある。特許文献２では、複数の半導体素子を備えた電力変換装置において、半導体素子に印加される電圧、半導体素子の耐圧、または半導体素子の種類を調整することにより、複数の半導体素子の故障率を同等としている。
特開２０１９－７７３６１号公報 特許第６８７７６６０号
　特許文献１の構成では、第１のインバータが故障しても予備用の第２のインバータによって電気モータに電力を供給し続けることができる。しかしながら、第１のインバータおよび第２のインバータの中性子による故障率が考慮されていないため、仮に、第１のインバータと第２のインバータとで中性子による故障率が同等であった場合、第１のインバータが故障した後も、第２のインバータは、第１のインバータと同じ故障率のまま継続して運転する必要がある。この場合、第１のインバータに相次いで第２のインバータが故障する可能性が懸念される。
　特許文献２の構成では、電力変換装置が冗長構成を有しないものの、航空機の高度上昇に伴って半導体素子に印加される電圧を下げることで、複数の半導体素子の故障率を下げることができる。しかしながら、半導体素子の印加電圧を下げたことによって電力変換装置から電気モータに供給される電圧も下げられるため、電気モータが出力可能なトルクも低下することになる。その結果、航空機の高度上昇に必要な推進力を得ることができない可能性が懸念される。
　本開示は、かかる課題を解決するためになされたものであり、本開示の目的は、冗長構成を有する電力変換装置の、中性子による故障に対する信頼性を向上させることである。
　本開示のある局面では、電源からの直流電力を負荷に供給する電力に変換する電力変換装置であって、第１の電力変換器と、少なくとも１つの第２の電力変換器と、制御装置とを備える。第１の電力変換器は、電源と負荷との間に接続される。少なくとも１つの第２の電力変換器は、電源と負荷との間に第１の電力変換器と並列に接続される。制御装置は、記第１の電力変換器および少なくとも１つの第２の電力変換器を並列動作させる。制御装置は、第１の電力変換器の故障時には、少なくとも１つの第２の電力変換器を単独動作させるように構成される。並列動作時において、少なくとも１つの第２の電力変換器は、第１の電力変換器に比べて、中性子に起因する故障率が低い。
　本開示によれば、冗長構成を有する電力変換装置の、中性子による故障に対する信頼性を向上させることができる。
航空機の電力系統の第１構成例を示す概略構成図である。 航空機の電力系統の第２構成例を示す概略構成図である。 航空機の電力系統の第３構成例を示す概略構成図である。 航空機の電力系統の第４構成例を示す概略構成図である。 航空機の電力系統の第５構成例を示す概略構成図である。 航空機の電力系統の第６構成例を示す概略構成図である。 ＤＣ／ＤＣ変換器の第１の回路構成例を示す図である。 第１半導体素子の構成例を示す図である。 ＤＣ／ＤＣ変換器の第２の回路構成例を示す図である。 ＤＣ／ＤＣ変換器の第３の回路構成例を示す図である。 ＤＣ／ＤＣ変換器の第４の回路構成例を示す図である。 ＤＣ／ＡＣ変換器の第１の回路構成例を示す図である。 第２半導体素子の構成例を示す図である。 ＤＣ／ＡＣ変換器の第２の回路構成例を示す図である。 ＤＣ／ＡＣ変換器の第３の回路構成例を示す図である。 第１パワー半導体モジュールの概略構成図である。 中性子が発生するメカニズムを説明する図である。 半導体素子の故障率の実験例を説明する図である。 中性子を照射したときのリーク電流の変化を示す図である。 第２半導体素子に印加される電圧と、１個当たりの第２半導体素子のＦＩＴとの関係を示す図である。 半導体素子の絶縁耐圧とＦＩＴとの相関を説明する図である。 第２半導体素子のジャンクション温度とＦＩＴとの相関を説明する図である。 第２半導体素子、第２パワー半導体モジュールおよび三相２レベルインバータ回路の各々のＦＩＴを説明する図である。 航空機が任意の日付に飛行したときの高度、緯度および経度データを基に算出された中性子比率の一例を示す図である。 三相２レベルインバータ回路のＦＩＴと中性子比率との相関を説明する図である。 航空機が任意の日付に飛行したときの中性子比率、三相２レベルインバータ回路の第１ＦＩＴデータおよび入力電圧の一例を示す図である。 三相２レベルインバータ回路の入力電圧の調整の一例を示す図である。 電力変換器の入力電圧を調整する機能を備えた電力系統の構成例を示す図である。 計算機のハードウェア構成を示す図である。 電力系統の各電力変換器の入力電圧を決定する処理の手順の一例を示すフローチャートである。 電力系統の各電力変換器の入力電圧を決定する処理の手順の別の例を示すフローチャートである。 冗長構成の電力変換器を有する電力系統の構成例を示す図である。 予測に用いられる航空機の構成例を示す図である。 電力変換器に冗長構成が適用された航空機の構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第１構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第２構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第３構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第４構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第５構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第６構成例を示す図である。 第１の方法を実現するための電力系統の第７構成例を示す図である。 実施の形態３に係る電力系統の構成例を示す図である。 実施の形態４に係る電力系統の構成例を示す図である。
　以下、本開示の実施の形態について、図面を参照しながら詳細に説明する。なお、図中の同一または相当部分には同一符号を付してその説明は繰り返さない。
　実施の形態１．
　＜航空機の電力系統の構成例＞
　最初に、図１から図６を用いて、本開示の実施の形態１に従う電力変換装置が適用される航空機の電力系統の構成例について説明する。
　（第１構成例）
　図１は、航空機の電力系統の第１構成例を示す概略構成図である。航空機は、例えば、有人または無人の飛行機、ヘリコプター、ドローン等である。以下の説明では、航空機１０００として飛行機を例示する。
　図１に示すように、電力系統の第１構成例は、電源２０００と、推進系統２００１と、推進系モータ１００１と、制御装置１００００とを備える。
　電源２０００は、直流電圧を生成する。具体的には、電源２０００は、発電機１００３およびＡＣ／ＤＣ変換器１００４を含む。発電機１００３は、交流電圧を生成する。ＡＣ／ＤＣ変換器１００４は、発電機１００３により生成された交流電圧を直流電圧に変換する。ＡＣ／ＤＣ変換器１００４は、生成した直流電圧を推進系統２００１に供給する。
　推進系統２００１は、電源２０００により生成された電力を推進系モータ１００１へ供給する。具体的には、推進系統２００１は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８およびＤＣ／ＡＣ変換器１００７を含む。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、電源２０００から供給される直流電圧の電圧を変化させる。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７への入力電圧を制御するように構成される。ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、変圧された直流電圧を交流電圧に変換し、変換した交流電圧を推進系モータ１００１へ供給する。
　制御装置１００００は、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８およびＤＣ／ＡＣ変換器１００７における電力変換動作を制御する。制御装置１００００には、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８およびＤＣ／ＡＣ変換器１００７に設けられた各種センサの検出値を示すセンサ情報が入力される。センサ情報は、各電力変換器の電流、電圧および温度の検出値、ならびに異常検出信号等を含む。
　なお、図示は省略するが、制御装置１００００は、さらに、発電機１００３および推進系モータ１００１を制御する構成としてもよい。また、電力系統に複数の制御装置１００００を設け、当該複数の制御装置１００００が、相互に信号を遣り取りすることにより、電源２０００、推進系統２００１および推進系モータ１００１をそれぞれ制御する構成としてもよい。
　（第２構成例）
　図２は、航空機の電力系統の第２構成例を示す概略構成図である。電力系統の第２構成例は、図１に示した第１構成例と基本的構成が同じであるが、電源２０００の構成が異なる。
　図２に示すように、第２構成例において、電源２０００は、発電機１００３およびＡＣ／ＤＣ変換器１００４に加えて、バッテリ１００５およびＤＣ／ＤＣ変換器１００６をさらに含む。ＤＣ／ＤＣ変換器１００６は、バッテリ１００５の直流電圧の電圧を変化させて推進系統２００１に供給する。すなわち、電源２０００は、発電機１００３が発電した電力およびバッテリ１００５の電力から直流電圧を生成するように構成される。なお、図３以降の構成例において、バッテリ１００５およびＤＣ／ＤＣ変換器１００６の図示を省略する。
　（第３構成例）
　図３は、航空機の電力系統の第３構成例を示す概略構成図である。電力系統の第３構成例が図１に示した第１構成例と異なる点は、推進系統２００１および推進系モータ１００１に代えて、電装品系統２００２および電装品１００２ａを有する点である。
　図３に示すように、電装品系統２００２は、電源２０００により生成された電力を電装品１００２ａへ供給する。電装品１００２ａは、例えば、ポンプ、アクチュエータ、照明、ディスプレイ、制御盤等の電装品のうち、交流電圧により駆動する電装品である。
　具体的には、電装品系統２００２は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂおよびＤＣ／ＡＣ変換器１００９を含む。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂは、電源２０００から供給される直流電圧の電圧を変化させる。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００９への入力電圧を制御するように構成される。ＤＣ／ＡＣ変換器１００９は、変圧された直流電圧を交流電圧に変換し、変換した交流電圧を電装品１００２ａへ供給する。電装品１００２ａは、電装品系統２００２から供給される交流電圧によって駆動される。
　（第４構成例）
　図４は、航空機の電力系統の第４構成例を示す概略構成図である。電力系統の第４構成例が図１に示した第１構成例と異なる点は、推進系統２００１およびモータ１００１に代えて、電装品系統２００３および電装品１００２ｂを有する点である。
　図４に示すように、電装品系統２００３は、電源２０００により生成された電力を電装品１００２ｂへ供給する。電装品１００２ｂは、電装品のうち、直流電圧により駆動する電装品である。
　具体的には、電装品系統２００３は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｃおよびＤＣ／ＤＣ変換器１０１０を含む。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｃは、電源２０００から供給される直流電圧の電圧を変化させる。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｃは、ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０への入力電圧を制御するように構成される。ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０は、変圧された直流電圧の電圧を変化させて電装品１００２ｂへ供給する。電装品１００２ｂは、電装品系統２００３から供給される直流電圧によって駆動される。
　（第５構成例）
　図５は、航空機の電力系統の第５構成例を示す概略構成図である。電力系統の第５構成例が図１に示した第１構成例と異なる点は、推進系統２００１およびモータ１００１に代えて、電装品系統２００４および電装品１００２ｂを有する点である。
　図５に示すように、電装品系統２００４は、電源２０００により生成された電力を電装品１００２ｂへ供給する。電装品１００２ｂは、電装品のうち、直流電圧により駆動する電装品である。
　具体的には、電装品系統２００４は、ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０を含む。ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０は、電源２０００から供給される直流電圧の電圧を変化させて電装品１００２ｂへ供給する。電装品１００２ｂは、電装品系統２００４から供給される直流電圧によって駆動される。
　（第６構成例）
　図６は、航空機の電力系統の第６構成例を示す概略構成図である。電力系統の第６構成例は、図１に示した第１構成例に、電装品系統２００２～２００４および電装品１００２ａ，１００２ｂを追加したものである。電装品系統２００２～２００４および電装品１００２ａ，１００２ｂは図３から図５に示したものと同じであるため、説明を省略する。
　図６に示す複合系統では、推進系統２００１および電装品系統２００２～２００４への電力供給源である電源２０００が共通化されている。推進系統２００１および電装品系統２００２～２００４は、電源２０００から供給される直流電圧を、対応する負荷（推進系モータ１００１、電装品１００２ａ，１００２ｂ）を駆動するための電圧に変換して負荷に供給する。
　なお、航空機１０００は、図６に示した系統２００１～２００４をすべて備えるのではなく、航空機１０００が搭載する負荷に応じて系統２００１～２００４の少なくとも１つが適宜選択される。また、電力変換器間を接続する直流バスに対してバッテリがさらに接続される場合がある。また、各系統内および系統間には、図示しない遮断器（ＣＢ：Circuit　Breaker）が配置される。
　＜ＤＣ／ＤＣ変換器の構成例＞
　次に、図７から図１１を用いて、上述した電力系統に含まれるＤＣ／ＤＣ変換器の回路構成例について説明する。以下、推進系統２００１のＤＣ／ＤＣ変換器１００８を例に説明する。
　図７は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の第１の回路構成例を示す図である。図７に示すように、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００により構成される。非絶縁型降圧チョッパ回路５０００は、入力正母線３ｐおよび入力負母線３ｎから入力される直流電圧を降圧し、降圧した直流電圧を出力電圧Ｖｏｕｔとして、出力正母線５ｐおよび出力負母線５ｎに出力する。
　非絶縁型降圧チョッパ回路５０００は、スイッチング素子である第１半導体素子１ａ，１ｂと、リアクトル２と、平滑コンデンサ７，８とを有する。
　第１半導体素子１ａ，１ｂは、入力正母線３ｐおよび入力負母線３ｎの間に直列に接続される。第１半導体素子１ａは上アームを構成し、第１半導体素子１ｂは下アームを構成する。第１半導体素子１ａ，１ｂを総称する場合は「第１半導体素子１」と称する。
　リアクトル２は、第１半導体素子１ａおよび１ｂの接続ノードと出力正母線５ｐとの間に接続される。平滑コンデンサ７は、入力正母線３ｐおよび入力負母線３ｎの間に接続される。平滑コンデンサ８は、出力正母線５ｐおよび出力正母線５ｎの間に接続される。平滑コンデンサ７，８の各々は、リプル電圧を含む直流電圧を平滑する。
　非絶縁型降圧チョッパ回路５０００において、入力電圧に対する降圧制御は、理想的には、リアクトル２のインピーダンスと、第１半導体素子１ａ（上アーム）のスイッチングデューティ比（オン期間およびオフ期間の比率）の調整によって実行される。ただし、配線および第１半導体素子１等のインピーダンス、および、出力正母線５ｐおよび出力負母線５ｎ間に接続される電力変換器または負荷等の影響によって、出力電圧Ｖｏｕｔが変動する場合がある。そのため、出力電圧Ｖｏｕｔ、リアクトル２に流れる電流、並びに、第１半導体素子１の端子間電圧および温度等がセンサ（図示せず）によって検出され、これらの検出値がセンサ情報として、制御装置１００００に与えられる。制御装置１００００は、第１半導体素子１ａのスイッチング動作の制御に、センサ情報をフィードバックさせる。
　図８は、図７に示したＤＣ／ＤＣ変換器１００８に含まれる第１半導体素子１の構成例を示す図である。図８に示すように、第１半導体素子１は、スイッチング素子であるＭＯＳＦＥＴ（Metal　Oxide　Semiconductor　Field　Effect　Transistor）１ｍと、ダイオード１ｄとを有する。ダイオード１ｄは、還流ダイオード（ＦＷＤ：Freewheeling　Diode）であり、スイッチング素子と逆並列に接続される。スイッチング素子がＭＯＳＦＥＴである場合、ダイオード１ｄはＭＯＳＦＥＴの寄生ダイオード（ボディダイオード）によって構成することができる。
　非絶縁型降圧チョッパ回路５０００の各アームに大電流を流す場合には、複数の第１半導体素子１を並列に接続して各アームを構成し、電流を分流させることが一般的である。また、各アームに大電流を流さない場合であっても、第１半導体素子１の導通損失を低減するために、複数の第１半導体素子１を並列接続する場合がある。
　なお、ＭＯＳＦＥＴは寄生ダイオードを有しているため、別途、還流ダイオードをＭＯＦＥＴに逆並列に接続する必要がないが、図８に示すように、第１半導体素子１にダイオード１ｓを逆並列に接続する構成としてもよい。また、ダイオード１ｓの数は単数であっても複数であってもよい。
　非絶縁型降圧チョッパ回路５０００が双方向の電圧変換動作を行わない場合には、第１半導体素子１ｂ（下アーム）は整流のみを行うため、スイッチング機能が不要となる。そのため、第１半導体素子１ｂをダイオードのみで構成してもよい。
　上述したように、複数の第１半導体素子１を並列に接続して各アームを構成する場合には、１個のパッケージ内に複数の第１半導体素子１が搭載されたパワー半導体モジュールを用いて、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００を構成することがある。
　図９は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の第２の回路構成例を示す図である。図９に示すように、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００ｂにより構成される。非絶縁型降圧チョッパ回路５０００ｂが図７に示した非絶縁型降圧チョッパ回路５０００と異なる点は、上アームおよび下アームの各々が、並列接続された複数の第１半導体素子１を有する点である。
　図９の例では、上アームおよび下アームの各々は、並列接続された２個の第１半導体素子１を有する第１パワー半導体モジュール６を有している。なお、第１パワー半導体モジュール６が有する第１半導体素子１の数は３以上であってもよい。
　図１０は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の第３の回路構成例を示す図である。図１０に示すように、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００ｃにより構成される。非絶縁型降圧チョッパ回路５０００ｃが図７に示した非絶縁型降圧チョッパ回路５０００と異なる点は、上アームおよび下アームの各々が、並列接続された複数の第１パワー半導体モジュール６を有する点である。
　図１０の例では、上アームおよび下アームの各々は、並列接続された２個の第１パワー半導体モジュール６を有している。各第１パワー半導体モジュール６は、並列接続された２個の第１半導体素子１を有する。なお、各アームが有する第１パワー半導体モジュール６の数、および、各第１パワー半導体モジュール６が有する第１半導体素子１の数は何れも３以上であってもよい。
　なお、図７、図９および図１０では、ハーフブリッジ回路を有する非絶縁型降圧チョッパ回路の回路構成例を示したが、フルブリッジ回路を有する非絶縁型チョッパ回路によりＤＣ／ＤＣ変換回路１００８を構成してもよい。また、非絶縁型降圧チョッパ回路に代えて、トランスまたはコンデンサを用いた絶縁型降圧チョッパ回路を採用してもよい。
　また、図７、図９および図１０では、ＤＣ／ＤＣ変換回路１００８が降圧回路であるとして非絶縁型降圧チョッパ回路を例示したが、ＤＣ／ＤＣ変換回路１００８が昇圧回路である場合には、図１１に示すような非絶縁型昇圧チョッパ回路を採用することができる。
　図１１は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の第４の回路構成例を示す図である。図１１に示すように、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、非絶縁型昇圧チョッパ回路５０００ｄにより構成される。非絶縁型昇圧チョッパ回路５０００ｄが図７に示した非絶縁型降圧チョッパ回路５０００と異なる点は、入力正母線３ｐと第１半導体素子１ａおよび１ｂの接続ノードとの間にリアクトル２が接続される点である。
　非絶縁型昇圧チョッパ回路５０００ｄにおいて、入力電圧に対する昇圧制御は、理想的には、リアクトル２のインピーダンスと、第１半導体素子１ｂ（下アーム）のスイッチングデューティ比の調整によって実行される。ただし、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００と同様に出力電圧が変動するため、制御装置１００００は、第１半導体素子１ｂのスイッチング動作の制御に、センサ情報をフィードバックさせる。
　＜ＤＣ／ＡＣ変換器の構成例＞
　次に、図１２から図１５を用いて、上述した電力系統に含まれるＤＣ／ＡＣ変換器の回路構成例について説明する。以下、推進系統２００１のＤＣ／ＡＣ変換器１００７を例に説明する。
　図１２は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の第１の回路構成例を示す図である。図１２に示すように、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、三相２レベルインバータ回路５００１により構成される。三相２レベルインバータ回路５００１は、入力正母線９ｐおよび入力負母線９ｎから入力される直流電圧を三相（Ｕ相、Ｖ相、Ｗ相）の交流電圧に変換し、交流出力端子１１ｕ，１１ｖ，１１ｗに出力する。
　三相２レベルインバータ回路５００１は、スイッチング素子である第２半導体素子１０ａ～１０ｆと、平滑コンデンサ１３とを有する。
　第２半導体素子１０ａ，１０ｂは、入力正母線９ｐおよび入力負母線９ｎの間に直列に接続される。第２半導体素子１０ａおよび１０ｂの接続ノードはＵ相出力端子１１ｕに接続される。第２半導体素子１０ｃ，１０ｄは、入力正母線９ｐおよび入力負母線９ｎの間に直列に接続される。第２半導体素子１０ｃおよび１０ｄの接続ノードはＶ相出力端子１１ｖに接続される。第２半導体素子１０ｅ，１０ｆは、入力正母線９ｐおよび入力負母線９ｎの間に直列に接続される。第２半導体素子１０ｅおよび１０ｆの接続ノードはＷ相出力端子１１ｗに接続される。第２半導体素子１０ａ，１０ｂはＵ相レグを構成し、第２半導体素子１０ｃ，１０ｄはＶ相レグを構成し、第２半導体素子１０ｅ，１０ｆはＷ相レグを構成する。第２半導体素子１０ａ～１０ｆを総称する場合は「第２半導体素子１０」と称する。
　平滑コンデンサ１３は、入力正母線９ｐおよび入力負母線９ｎの間に接続され、リプル電圧を含む直流電圧を平滑する。
　三相２レベルインバータ回路５００１には、Ｕ相出力端子１１ｕ、Ｖ相出力端子１１ｖおよびＷ相出力端子１１ｗに流れる電流、Ｕ相出力端子１１ｕ、Ｖ相出力端子１１ｖおよびＷ相出力端子１１ｗ間の相間電圧、並びに、各第２半導体素子１０の端子間電圧および温度を検出するためのセンサが設けられている。制御装置１００００には、これらのセンサの検出値がセンサ情報として与えられる。制御装置１００００は、第２半導体素子１０のスイッチング動作の制御に、センサ情報をフィードバックさせる。
　図１３は、図１２に示したＤＣ／ＡＣ変換器１００７に含まれる第２半導体素子１０の構成例を示す図である。図１３に示すように、第２半導体素子１０は、スイッチング素子であるＭＯＳＦＥＴ１０ｍと、ダイオード１０ｄとを有する。ダイオード１０ｄは、還流ダイオードであり、スイッチング素子と逆並列に接続される。スイッチング素子がＭＯＳＦＥＴである場合、ダイオード１０ｄはＭＯＳＦＥＴの寄生ダイオードによって構成することができる。
　三相２レベルインバータ回路５００１の各レグの各アームに大電流を流す場合には、第２半導体素子１０を複数並列に接続して各アームを構成し、電流を分流させることが一般的である。また、各アームに大電流を流さない場合であっても、第２半導体素子１０の導通損失を低減するために、複数の第２半導体素子１０を並列接続する場合がある。
　なお、ＭＯＳＦＥＴは寄生ダイオードを有しているため、別途、還流ダイオードをＭＯＦＥＴに逆並列に接続する必要がないが、図１３に示すように、第２半導体素子１０にダイオード１０ｓを逆並列に接続する構成としてもよい。また、ダイオード１０ｓの数は単数であっても複数であってもよい。
　上述した非絶縁型降圧チョッパ回路５０００と同様に、複数の第２半導体素子１０を並列に接続して各アームを構成する場合には、１個のパッケージ内に複数の第２半導体素子１０が搭載されたパワー半導体モジュールを用いて、三相２レベルインバータ回路５００１を構成することがある。
　図１４は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の第２の回路構成例を示す図である。図１４に示すように、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、三相２レベルインバータ回路５００１ｂにより構成される。三相２レベルインバータ回路５００１ｂが図１２に示した三相２レベルインバータ回路５００１と異なる点は、上アームおよび下アームの各々が、並列接続された複数の第２半導体素子１０を有する点である。
　図１４の例では、上アームおよび下アームの各々は、並列接続された２個の第２半導体素子１０を有する第２パワー半導体モジュール１４を有している。なお、第２パワー半導体モジュール１４が有する第２半導体素子１０数は３以上であってもよい。
　図１５は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の第３の回路構成例を示す図である。図１５に示すように、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、三相２レベルインバータ回路５００１ｃにより構成される。三相２レベルインバータ回路５００１ｃが図１２に示した三相２レベルインバータ回路５００１と異なる点は、上アームおよび下アームの各々が、並列接続された複数の第２パワー半導体モジュール１４を有する点である。
　図１５の例では、上アームおよび下アームの各々は、並列接続された２個の第２パワー半導体モジュール１４を有している。図示は省略するが、各第２パワー半導体モジュール１４は、並列接続された複数の第２半導体素子１０を有する。なお、各アームが有する第２パワー半導体モジュール１４の数は３以上であってもよい。
　なお、ディスクリート半導体素子を用いて三相２レベルインバータ回路５００１，５００１ｂ，５００１ｃを構成してもよい。また、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、ＤＣ／ＡＣ変換機能を有していればよく、三相２レベルインバータ回路に限定されるものではない。ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、例えば、三相３レベルインバータ回路、三相５レベルインバータ回路、三相階調インバータ回路などのマルチレベル回路でもよい。
　ここまで、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８およびＤＣ／ＡＣ変換器１００７を例として、電力系統に含まれる電力変換器の回路構成例を説明したが、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂ，１００８ｃ，１０１０はＤＣ／ＤＣ変換器１００８と同様の回路構成とすることができる。また、ＤＣ／ＡＣ変換器１００９はＤＣ／ＡＣ変換器１００７と同様の回路構成とすることができる。ただし、電力変換器を構成する半導体素子の定格電圧および定格電流などは、負荷の容量に応じて異なる。
　また、半導体素子１，１０の各々において、スイッチング素子にＭＯＳＦＥＴを採用し、還流ダイオードとしてＭＯＳＦＥＴの寄生ダイオードを用いる、もしくは、還流ダイオードをスイッチング素子に逆並列に接続する構成例を説明したが、スイッチング素子には、Ｓｉ（シリコン）－ＭＯＳＦＥＴ、ＳｉＣ（炭化ケイ素）－ＭＯＳＦＥＴ、Ｓｉ－ＩＧＢＴ（Insulated　Gate　Bipolar　Transistor）、ＳｉＣ－ＩＧＢＴ、ＧａＮ－ＨＥＭＴ（High　Electron　Mobility　Transistor）等を用いることができる。また、還流ダイオードには、Ｓｉ－ダイオード、ＳｉＣ－ダイオード、ＳｉＣ－ＳＢＤ（Schottky　Barrier　Diode）等を用いることができる。なお、スイッチング素子としてＩＧＢＴを用いる場合には、必ず還流ダイオードをスイッチング素子に逆並列に接続する必要がある。ただし、スイッチング素子としてＲＣ－ＩＧＢＴを用いる場合は還流ダイオードをスイッチング素子に接続する必要がない。その他ＧａＯ（酸化ガリウム）またはダイヤモンドを用いた高耐圧半導体素子を用いることも可能である。
　＜パワー半導体モジュールの構成例＞
　次に、図１６を用いて、パワー半導体モジュール６，１４の構成例について説明する。以下、第１パワー半導体モジュール６を例に説明する。
　図１６は、第１パワー半導体モジュール６の概略構成図である。図１６に示すように、第１パワー半導体モジュール６は、第１半導体素子１、接合材１７，２１、表面電極２０、絶縁材１９、裏面電極１８、ベース板１６、および水冷装置２３ａを含む。
　第１半導体素子１は、接合材２１により表面電極２０に接合される。接合材１７，２１は、例えば、Ａｇ（銀）またはＣｕ（銅）製のペースト、もしくは半田等である。表面電極２０および裏面電極１８は、ＣｕまたはＡｌ（アルミニウム）等により形成されている。表面電極２０および裏面電極１８は、ろう材等によって絶縁材１９に貼り付けられている。絶縁材１９は、Ｓｉ３Ｎ４（窒化ケイ素）、Ａｌ２Ｏ３（アルミナ）、ＡｌＮ（窒化アルミニウム）、樹脂材料等により形成されている。
　裏面電極１８は、接合材２１によりベース板１６に接合される。ベース板１６は、Ａｌ－ＳｉＣ(アルミ－炭化ケイ素)、Ｍｇ－ＳｉＣ（マグネシウム－炭化ケイ素）、Ａｌ、Ｃｕ、Ａｌ合金、Ｃｕ合金等により形成されている。ベース板１６は、ネジまたはカシメ等によって水冷装置２３ａに接合される。水冷装置２３ａには、冷却パイプ２３ｂが形成されている。
　なお、図１６の例では、冷却装置として水冷装置２３ａを例示したが、フィンを備える空冷装置を用いてもよい。また、ベース板１６と水冷装置２３ａとの間に、放熱を拡散するためのグリースまたはヒートスプレッダを挟む構成としてもよい。
　また、パワー半導体モジュールの構成は図１６の例に限定されず、ベース板１６と水冷装置２３ａとを直接的に接合する構成、または、第１半導体素子１の両面から冷却する構成等を採用することができる。
　＜半導体素子の偶発故障＞
　次に、図１７を用いて、半導体素子の偶発故障について説明する。以下では、代表的に第２半導体素子１０の偶発故障を説明する。
　図１７は、半導体素子の偶発故障の要因となり得る中性子が発生するメカニズムを説明する図である。
　図１７に示すように、宇宙２７には宇宙線３０が存在しており、常に地球に降り注いでいる。宇宙線３０が地球の大気圏２８に侵入したときに、大気と衝突することにより中性子３１を発生させる。この中性子３１が、地表２９で動作、もしくは、空を航行している航空機に搭載された第２半導体素子１０に衝突することがある。第２半導体素子１０に高電圧が印加されていた場合には、中性子３１との衝突によって第２半導体素子１０が故障することがある。このような現象は、ＳＥＢ（Single　Event　Burnout）と呼ばれている。
　ＳＥＢによる半導体素子の故障率は、実験的に求めることができる。図１８は、半導体素子の故障率の実験例を説明する図である。図１８に示すように、複数（例えば、３つ）の第２半導体素子１０は、直流電源３３の正極と負極との間に並列に接続される。分圧抵抗３５およびリーク測定用抵抗３６は、直流電源３３の正極および負極の間に、各第２半導体素子１０と直列に接続される。
　第２半導体素子１０がＭＯＳＦＦＥＴを含んでいる場合、ＭＯＳＦＥＴのドレイン－ソース間に直流電源３３が電気的に接続される。ＭＯＳＦＥＴのゲート－ソース間を短絡させる、または、ゲート－ソース間に負のバイアスが印加された状態とすることによって、ＭＯＳＦＥＴのドレイン－ソース間を高抵抗の状態としておく。
　このとき、直流電源３３の直流電圧は、第２半導体素子１０、分圧抵抗３５および抵抗３６によって分圧される。第２半導体素子１０のドレイン－ソース間抵抗、分圧抵抗３５および抵抗３６の間には、抵抗３６の抵抗値が分圧抵抗３５の抵抗値よりも十分に小さく、分圧抵抗３５の抵抗値が第２半導体素子１０のドレイン－ソース間抵抗の抵抗値よりも十分に小さいという関係が成り立っている。そのため、直流電源３３の直流電圧の大部分が第２半導体素子１０に印加される。一方、第２半導体素子１０が故障してドレイン－ソース間抵抗の抵抗値が減少した場合には、直流電源３３の直流電圧の大部分が分圧抵抗３５に印加されることとなる。
　抵抗３６の端子間電圧はデータロガー（図示せず）によって検出される。抵抗３６の端子間電圧の検出値と抵抗３６の抵抗値とから、リーク電流を算出することができる。第２半導体素子１０が正常である場合にはリーク電流が小さく、第２半導体素子１０が故障したことによってリーク電流が増大する。
　実験では、直流電源３３から第２半導体素子１０に直流電圧が印加された状態で、加速器３２から第２半導体素子１０に向けて中性子３１を照射する。中性子３１が第２半導体素子１０に衝突すると、確率的にＳＥＢが発生して第２半導体素子１０が故障する。
　図１９は、中性子３１を照射したときのリーク電流の変化を示す図である。図１９には、３つのリーク電流の波形３７が示されている。この３つの波形３７は、図１８に示す３つの第２半導体素子１０のそれぞれに流れるリーク電流を表している。
　図１９に示すように、第２半導体素子１０に電圧が印加されている状態において、中性子照射の開始時刻でのリーク電流は小さい。第２半導体素子１０に中性子を照射し続けると、各第２半導体素子１０においてＳＥＢが発生する。ＳＥＢは偶発的に発生するため、３つの第２半導体素子１０の間でＳＥＢの発生時刻が異なっている。
　実験に用いられた第２半導体素子１０の総数、各第２半導体素子１０の故障時刻、および、故障した第２半導体素子１０の個数から、第２半導体素子１０の故障率を算出することができる。なお、故障率は、一般的に、「ＦＩＴ（Failure-in-Time）」という指標を用いて算出される。ＦＩＴとは、故障率を表す単位であり、１０の９乗時間内に何個故障するかを表している。例えば、「１ＦＩＴ」は１０の９乗時間中に１個の故障が起こる確率を意味している。ＦＩＴが低いほど、故障率が低いことを表す。
　図１８に示した実験において単位時間および単位面積当たりに照射される中性子の個数は、実際に自然界に降り注いでいる中性子の単位時間および単位面積当たりの個数よりも多い。そのため、実験は実質的に加速試験となっている。したがって、第２半導体素子１０が置かれる環境下でのＦＩＴは、その環境下での中性子の単位時間および単位面積当たりの個数を用いて補正される。
　１個当たりの第２半導体素子１０のＦＩＴは、第２半導体素子１０に印加される電圧が高くなるほど大きくなる。図２０は、第２半導体素子１０に印加される電圧と、１個当たりの第２半導体素子１０のＦＩＴとの関係を示す図である。図２０の横軸は印加電圧を示し、縦軸はＦＩＴを示す。
　図２０中には、第２半導体素子１０のＦＩＴ曲線３８が示される。このＦＩＴ曲線３８によると、電圧Ｖ１が印加されているときのＦＩＴはＹ１であり、電圧Ｖ２が印加されているときのＦＩＴはＹ２である。Ｖ１＜Ｖ２であれば、Ｙ１＜Ｙ２となる。これによると、第２半導体素子１０に印加される電圧を調整することによって、第２半導体素子１０のＦＩＴを制御できることが分かる。
　なお、ＦＩＴは半導体素子の絶縁耐圧と相関があり、絶縁耐圧が高い半導体素子ほどＦＩＴが低くなることが知られている。図２１は、半導体素子の絶縁耐圧とＦＩＴとの相関を説明する図である。図２１には、第２半導体素子１０の印加電圧とＦＩＴとの関係を示す第１ＦＩＴ曲線３８と、第２半導体素子１０よりも絶縁耐圧が高い高絶縁耐圧半導体素子３９の印加電圧とＦＩＴとの関係を示す第２ＦＩＴ曲線４０とが示されている。
　第１ＦＩＴ曲線３８と第２ＦＩＴ曲線４０とを比較すると、電圧Ｖ１が印加されているときの第２半導体素子１０のＦＩＴはＹ１となるのに対し、高絶縁耐圧半導体素子３９のＦＩＴはＹ１よりも低いＷ１となる。なお、図２１に示される半導体素子の絶縁耐圧とＦＩＴとの相関は、半導体素子の置かれる高度によらず不変である。
　なお、図２１における第２半導体素子１０と高絶縁耐圧半導体素子３９とは、何れもＭＯＳＦＥＴであり、かつ、素子面積が等しい場合を想定している。第２半導体素子１０と高絶縁耐圧半導体素子３９との違いは、ＭＯＳＦＥＴの耐圧を保持するドリフト層の厚さまたは濃度のみである。
　絶縁耐圧が互いに異なる複数のＭＯＳＦＥＴの間で素子構造が大きく異なる場合には、ＭＯＳＦＥＴ内部の電界分布が大きく異なる場合がある。その結果、第１ＦＩＴ曲線３８と第２ＦＩＴ曲線４０とが交差する場合または上下関係が逆転する場合がある。例えば、第２半導体素子１０と高絶縁耐圧半導体素子３９とで半導体材料が異なる場合には、第１ＦＩＴ曲線３８と第２ＦＩＴ曲線４０とが交差する、もしくは、上下関係が逆転する場合がある。これらの場合を想定し、半導体素子毎に上述した実験（図１９参照）を行ってＦＩＴ曲線を取得することにより、半導体素子の印加電圧とＦＩＴとの関係を確認するべきである。
　また、ＦＩＴは半導体素子の温度（ジャンクション温度）とも相関があり、ジャンクション温度が高いほどＦＩＴが低くなる傾向がある。図２２は、第２半導体素子１０のジャンクション温度とＦＩＴとの相関を説明する図である。図２２には、第２半導体素子１０のジャンクション温度とＦＩＴとの関係を示すＦＩＴ曲線４１～４３が示されている。第３ＦＩＴ曲線４１は、ジャンクション温度がＡ［℃］のときのＦＩＴ曲線である。第４ＦＩＴ曲線４２は、ジャンクション温度がＢ［℃］のときのＦＩＴ曲線である。第５ＦＩＴ曲線４３は、ジャンクション温度がＣ［℃］のときのＦＩＴ曲線である。なお、Ａ［℃］＜Ｂ［℃］＜Ｃ［℃］とする。
　図２２によると、第２半導体素子１０に電圧Ｖ１が印加されている場合、ジャンクション温度がＡ［℃］のときのＦＩＴはＹＡとなり、ジャンクション温度がＢ［℃］のときのＦＩＴはＹＢとなり、ジャンクション温度がＣ［℃］のときのＦＩＴはＹＣとなる。なお、ＹＣ＜ＹＢ＜ＹＡとなっている。
　一般的に半導体素子のジャンクション温度が高くなるに従って絶縁耐圧が増加し、ジャンクション温度が低くなるに従って絶縁耐圧が低下する。そのため、図２２では、ジャンクション温度が高いときには絶縁耐圧が増加するために、ＦＩＴが減少している。反対に、ジャンクション温度が低いときには絶縁耐圧が低下するために、ＦＩＴが増加している。
　この半導体素子のジャンクション温度とＦＩＴとの相関は、半導体素子が位置する地点の高度に依らず不変である。ただし、ジャンクション温度とＦＩＴとの相関は必ずしも比例関係にあるわけではないため、上述した実験（図１９参照）においてジャンクション温度を変化させて、半導体素子毎にジャンクション温度に依存したＦＩＴ曲線を取得することにより、半導体素子の印加電圧とＦＩＴとの関係を確認するべきである。
　次に、上記の第２半導体素子１０を搭載した、第２パワー半導体モジュール１４および三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴについて説明する。
　図２３は、第２半導体素子１０、第２パワー半導体モジュール１４および三相２レベルインバータ回路５００１の各々のＦＩＴを説明する図である。図２３において、第１ＦＩＴ曲線３８は、１個当たりの第２半導体素子１０のＦＩＴ曲線である。第６ＦＩＴ曲線４４は、１個当たりの第２パワー半導体モジュール１４のＦＩＴ曲線である。第７ＦＩＴ曲線４５は、１個当たりの三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴ曲線である。
　複数の第２半導体素子１０が搭載された第２パワー半導体モジュール１４のＦＩＴは、第２半導体素子１０の搭載数に比例して増加する。具体的には、１個当たりの第２パワー半導体モジュール１４の第６ＦＩＴ曲線４４は、１個当たりの第２半導体素子１０の第１ＦＩＴ曲線３８を用いて、次式（１）により算出される。
第６ＦＩＴ曲線４４＝第１ＦＩＴ曲線３８×第２半導体素子１０の搭載数　・・・（１）
ただし、式（１）において、第６ＦＩＴ曲線４４および第１ＦＩＴ曲線３８はともに、海抜０ｍの高度でのＦＩＴ曲線である。
　複数の第２パワー半導体モジュール１４で構成された三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴは、第２パワー半導体モジュール１４の搭載数に比例して増加する。具体的には、１個当たりの三相２レベルインバータ回路５００１の第７ＦＩＴ曲線４５は、１個当たりの第２パワー半導体モジュール１４の第６ＦＩＴ曲線４４を用いて、次式（２）により算出される。
第７ＦＩＴ曲線４５＝第６ＦＩＴ曲線４４×第２パワー半導体モジュール１４の搭載数　・・・（２）
ただし、式（２）において、第７ＦＩＴ曲線４５および第６ＦＩＴ曲線４４はともに、海抜０ｍの高度でのＦＩＴ曲線である。
　上記式（１），（２）によると、第１ＦＩＴ曲線３８、第６ＦＩＴ曲線４４および第７ＦＩＴ曲線４５は、図２３に示すような関係となる。例えば、第２半導体素子１０、第２パワー半導体モジュール１４、および三相２レベルインバータ回路５００１の母線の各々に電圧Ｖ１が印加されている場合、第２半導体素子１０のＦＩＴであるＸＣ、第２パワー半導体モジュール１４のＦＩＴであるＸＢ、および、三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴであるＸＡの間には、ＸＣ＜ＸＢ＜ＸＡの関係が成り立つ。
　なお、第２パワー半導体モジュール１４における第２半導体素子１０の搭載数とＦＩＴとの相関、および、三相２レベルインバータ回路５００１における第２パワー半導体モジュール１４の搭載数とＦＩＴとの相関は何れも、高度に依らず不変である。
　以上に説明したＦＩＴの計算では、１個当たりの第２半導体素子１０の第１ＦＩＴ曲線３８を基準として、三相２レベルインバータ回路５００１の第７ＦＩＴ曲線４５を算出する例を示したが、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８，１００８ｂ，１００８ｃ，１０１０、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００９の各々のＦＩＴは、電力変換器に搭載される半導体素子のＦＩＴ曲線を用いて算出することができる。
　＜中性子の高度、緯度および経度依存性＞
　次に、中性子の高度、緯度および経度依存性について説明する。
　中性子の単位時間および単位面積当たりの個数［個／（時間・面積）］は、中性子が位置する地点の高度、緯度および経度によって変化する。以下の説明では、中性子の単位時間および単位面積当たりの個数を、単に「中性子の個数」とも称する。中性子の個数は、中性子量に相当する。
　高度、緯度および経度に依存した中性子のスペクトルは、例えば、ＥＸＰＡＣＳ（Excel-based　Program　for　calculating　Atmospheric　Cosmic-ray　Spectrum）を用いて算出することができる。ＥＸＰＡＣＳとは、大気中の任意の地点および時間における宇宙線フラックスおよびそのエネルギーを計算可能なプログラムである。中性子のスペクトルとは、中性子の持つ広いエネルギー帯に対して存在する中性子の単位時間および単位面積当たりの個数を表したデータである。ＥＸＰＡＣＳより得られた中性子のスペクトルから、任意のエネルギーを持つ中性子の個数の高度、緯度および経度の依存性を示すデータを取得することができる。
　図２４は、航空機が任意の日付に飛行したときの高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８を基に算出された中性子比率４９の一例を示す図である。本明細書において「中性子比率」は、任意座標の海抜０ｍの地点での単位時間および単位面積当たりの中性子の個数に対する、高度、緯度および経度から算出された中性子の単位時間および単位面積当たりの個数の比率を意味する。
　図２４にて、時刻ｔ０は航空機の離陸前の時刻、時刻ｔ１は高度上昇中の時刻、時刻ｔ２は最高高度到達時の時刻、時刻ｔ３は最高高度航行中の時刻、時刻ｔ４は高度低下前の時刻、時刻ｔ５は着陸後の時刻を示している。航空機の離陸前（時刻ｔ０）から着陸後（時刻ｔ５）までの期間において、航空機の高度を示す高度データ４６は、０～１２０００［ｍ］の範囲で変化している。航空機の緯度を示す緯度データ４７は、３５［ｄｅｇ］から２０［ｄｅｇ］に変化している。航空機の経度を示す経度データ４８は、－１１８［ｄｅｇ］から－１２０［ｄｅｇ］に変化している。
　中性子比率４９は、各時刻での高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８から算出される中性子の個数に基づいて算出される。図２４から、中性子比率４９は、高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８の変化に追従して、０～２００の範囲内で変化していることが分かる。なお、中性子の個数が多くなるほど、中性子比率４９は大きくなる。このように航空機の高度、緯度および経度に応じて、中性子比率４９は大きく変化する。
　中性子比率４９は半導体素子の故障率に直結する。以下、中性子比率４９と故障率との関係を三相２レベルインバータ回路５００１を例に説明する。
　三相２レベルインバータ回路５００１の第７ＦＩＴ曲線４５を示した式（２）は、中性子比率４９を考慮すると、式（３）のように変形することができる。
第７ＦＩＴ曲線４５＝第６ＦＩＴ曲線４４×第２パワー半導体モジュール１４の搭載数×中性子比率４９　・・・（３）
ただし、式（３）において、第６ＦＩＴ曲線４４は、海抜０ｍの高度でのＦＩＴ曲線である。
　図２５は、三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴと中性子比率４９との相関を説明する図である。図２５において、第８ＦＩＴ曲線５１は、中性子比率４９が第１の値であるときの１個当たりの三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴ曲線である。第９ＦＩＴ曲線５２は、中性子比率４９が第１の値よりも大きい第２の値であるときの１個当たりの三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴ曲線である。
　図２５によると、三相２レベルインバータ回路５００１への入力電圧５０がＶａである場合、中性子比率４９が第２の値のときのＦＩＴはＺＡとなり、中性子比率４９が第１の値のときのＦＩＴはＺＢとなる。なお、ＺＢ＜ＺＡとなっている。すなわち、入力電圧が等しい場合、中性子比率４９が大きくなるほど、三相２レベルインバータ回路５００１のＦＩＴが高くなる。
　図２６は、航空機が任意の日付に飛行したときの中性子比率４９、三相２レベルインバータ回路５００１の第１ＦＩＴデータ５４および入力電圧５０の一例を示す図である。なお、図２６に示される中性子比率４９は、図２４に示した高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８を基に算出されたものである。第１ＦＩＴデータ５４は、中性子比率４９および式（３）を用いて算出されたものである。
　図２６において、三相２レベルインバータ回路５００１への入力電圧５０は、三相２レベルインバータ回路５００１の入力正母線９ｐおよび入力負母線９ｎ間に印加される電圧を示しており、一定電圧Ｖａに保たれている。
　図２６から、入力電圧５０が一定電圧Ｖａの下で中性子比率４９が変化すると、この中性子比率４９の変化に追従して、三相２レベルインバータ回路５００１の第１ＦＩＴデータ５４も変化していることが分かる。中性子比率４９が大きくなるに従ってＦＩＴは高くなり、中性子比率４９が小さくなるに従ってＦＩＴは低くなっている。
　ここで、仮に三相２レベルインバータ回路５００１の安全設計値が１ＦＩＴ以下に設定されている場合を想定する。入力電圧５０が一定電圧Ｖａである場合、第１ＦＩＴデータ５４は、時刻ｔ０および時刻ｔ５では１ＦＩＴ以下であるが、航空機の飛行中は１ＦＩＴよりも高い値を推移している。これは、三相２レベルインバータ回路５００１が安全設計値を満たしておらず、ＳＥＢに対する信頼性が低下していることを示している。
　そこで、本実施の形態では、航空機の航路が事前に分かっている場合には、航路の高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８を用いて中性子比率４９を算出し、算出された中性子比率４９に基づいて三相２レベルインバータ回路５００１の入力電圧５０を調整する構成とする。
　図２７は、三相２レベルインバータ回路５００１の入力電圧の調整の一例を示す図である。図２７は、図２６に、第２ＦＩＴデータ５６および入力電圧５５を追加したものである。
　図２７に示すように、航空機１０００の飛行中、三相２レベルインバータ回路５００１への入力電圧５５は、電圧Ｖａよりも低い電圧Ｖｂに保たれている。第２ＦＩＴデータ５６は、入力電圧５５が一定電圧Ｖｂの下で中性子比率４９が変化したときのＦＩＴの変化を示している。入力電圧５５を低下させたことによって、第２ＦＩＴデータ５６は、航空機の飛行中、１ＦＩＴ以下に抑えられている。したがって、航空機の飛行中、三相２レベルインバータ回路５００１のＳＥＢに対する信頼性は担保されている。
　次に、図１から図６に示した航空機１０００の電力系統における電力変換器の入力電圧の調整について説明する。
　電力系統の第１構成例（図１参照）および第２構成例（図２参照）においては、航路の高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８から算出される中性子比率４９に応じて、推進系統２００１に含まれるＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力電圧を調整する。すなわち、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の出力電圧を調整する。
　電力系統の第３構成例（図３参照）においては、中性子比率４９に応じて、電装品系統２００２に含まれるＤＣ／ＡＣ変換器１００９の入力電圧を調整する。すなわち、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂの出力電圧を調整する。
　電力系統の第４構成例（図４参照）においては、中性子比率４９に応じて、電装品系統２００３に含まれるＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の入力電圧を調整する。すなわち、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｃ出力電圧を調整する。
　電力系統の第５構成例（図５参照）においては、中性子比率４９に応じて、電装品系統２００４に含まれるＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の入力電圧を調整する。すなわち、電源２０００に含まれるＡＣ／ＤＣ変換器１００４の出力電圧を調整する。
　上述した何れの構成例においても、航空機１０００の飛行前に航路が決定している場合には、図２７に示したように、航路の高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８から各電力変換器の入力電圧を事前に決定することができる。
　一方、航空機の航路が事前に分かっていない場合には、航空機の飛行中に高度データ４６、緯度データ４７および経度データ４８を取得し、取得されたデータに基づいて各電力変換器の入力電圧を決定することが必要となる。
　図２８は、電力変換器の入力電圧を調整する機能を備えた電力系統の構成例を示す図である。図２８に示す電力系統の構成例は、図６に示した電力系統の第６構成例に、ＧＰＳ（Global　Positioning　System）６１および高度計６２を追加したものである。電源２０００、推進系統２００１、電装品系統２００２～２００４、推進系モータ１００１、および電装品１００２ａ，１００２ｂは図６に示したものと同じであるため、説明を省略する。
　ＧＰＳ６１は、航空機１０００の飛行中に、航空機１０００の現在位置の緯度および経度を測定し、その測定値を制御装置１００００に出力する。高度計６２は、航空機１０００の高度を測定し、その測定値を制御装置１００００に出力する。なお、ＧＰＳ６１の測定値から航空機１０００の高度を算出できる場合には、高度計６２は不要である。
　制御装置１００００は、計算機６３および制御部６５を含む。計算機６３は、ＧＰＳ６１および高度計６２から入力された測定値に基づいて、航空機１０００の現在位置での中性子比率を計算する。計算機６３は、算出された中性子比率を用いて、各電力変換器の入力電圧を決定し、決定された入力電圧を制御部６５に出力する。制御部６５は、決定された入力電圧となるように各電力変換器の入力電圧を調整する。
　図２９は、制御装置１００００のハードウェア構成を示す図である。図２９に示すように、制御装置１００００は、ＣＰＵ（Central　Processing　Unit）７０と、ＲＡＭ（Random　Access　Memory）７１と、ＲＯＭ（Read　Only　Memory）７２と、Ｉ／Ｆ（Interface）装置７３と、記憶装置７４とを含む。ＣＰＵ７０、ＲＡＭ７１、ＲＯＭ７２、Ｉ／Ｆ装置７３および記憶装置７４は、通信バス７５を通じて各種データを遣り取りする。
　ＣＰＵ７０は、ＲＯＭ７２に格納されているプログラムをＲＡＭ７１に展開して実行する。ＲＯＭ７２に格納されているプログラムには、制御装置１００００によって実行される処理が記述されている。
　Ｉ／Ｆ装置７３は、ＧＰＳ６１および高度計６２を含む各種センサの測定データを受信する。また、Ｉ／Ｆ装置７３は、各電力変換器を制御するための制御信号を各電力変換器へ送信する。
　記憶装置７４は、各種情報を記憶するストレージであって、各電力変換器の情報を記憶する。各電力変換器の情報には、電力変換器を構成するパワー半導体モジュールおよび半導体素子の情報等が含まれる。また、記憶装置７４は、電力変換器、パワー半導体モジュールおよび半導体素子の故障率に関する情報を記憶する。この故障率に関する情報には、図２０から図２３および図２５に示したＦＩＴ曲線に関する情報が含まれる。記憶装置７４は、例えば、ハードディスクドライブ（ＨＤＤ：Hard　Disk　Drive）またはソリッドステートドライブ（ＳＳＤ：Solid　State　Drive）等である。
　図３０は、電力系統の各電力変換器の入力電圧を決定する処理の手順の一例を示すフローチャートである。このフローチャートに示される一連の処理は、航空機１０００の飛行中、予め定められた制御周期毎に制御装置１００００により実行される。
　図３０に示すように、最初に、制御装置１００００は、高度計６２により測定された航空機１０００の高度の測定データを取得するとともに、ＧＰＳ６１により測定された航空機１０００の現在位置の緯度および経度の測定データを取得する（ステップＳ１０）。
　次に、制御装置１００００は、航空機１０００の高度、緯度および経度の測定データを用いて、航空機１０００の現在位置での中性子比率を算出する（ステップＳ２０）。Ｓ２０では、制御装置１００００は、取得された高度、緯度および経度の測定データに基づいて、航空機１０００の現在位置での中性子の個数を算出する。そして、計算機６３は、海抜０ｍの地点での中性子の個数に対する、航空機１０００の現在位置での中性子の個数の比率を中性子比率として算出する。
　次に、制御装置１００００は、電力変換器毎に、算出された中性子比率を用いて、予め取得されているＦＩＴ曲線を補正する（ステップＳ３０）。Ｓ３０では、制御装置１００００は、電力変換器毎に、上述した式（３）に、Ｓ２０で算出された中性子比率を代入することにより、ＦＩＴ曲線を補正する。
　次に、制御装置１００００は、電力変換器毎に、補正されたＦＩＴ曲線を用いて入力電圧を算出する（ステップＳ４０）。Ｓ４０では、制御装置１００００は、補正されたＦＩＴ曲線から、ＦＩＴが安全設計値（例えば、１ＦＩＴ以下）を満たすことができる入力電圧を算出する。
　最後に、制御装置１００００は、算出された入力電圧を目標値として、当該目標値となるように各電力変換器の入力電圧を調整する（ステップＳ５０）。例えば、制御装置１００００は、推進系統２００１に含まれるＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力電圧が目標値となるように、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の出力電圧を制御する。
　図３１は、電力系統の各電力変換器の入力電圧を決定する処理の手順の別の例を示すフローチャートである。このフローチャートに示される一連の処理は、航空機１０００の飛行中、予め定められた制御周期毎に制御装置１００００により実行される。
　図３１に示すフローチャートでは、図３０に示したフローチャートのうちのＳ２０～Ｓ４０の処理がＳ６０の処理に置き換えられている。
　制御装置１００００は、Ｓ１０にて航空機１０００の高度、緯度および経度の測定データを取得すると、電力変換器毎に予め作成されたマップを参照することにより、測定データに基づいて入力電圧を算出する（ステップＳ６０）。当該マップは、高度、経度および緯度と電力変換器の入力電圧との関係を定めたものである。当該マップは、高度、経度および緯度から算出される中性子比率を用いてＦＩＴ曲線を補正し、補正されたＦＩＴ曲線においてＦＩＴが安全設計値を満たす入力電圧を求めることにより作成することができる。当該マップは、予め作成されて、制御装置１００００の記憶装置７４（図２９参照）に記憶されている。
　制御装置１００００は、算出された入力電圧を目標値として、当該目標値となるように各電力変換器の入力電圧を調整する（ステップＳ５０）。
　以上説明したように、航空機１０００の航路の高度、緯度および経度から算出された中性子比率に基づいて補正されたＦＩＴ曲線を用いて各電力変換器の入力電圧を決定することにより、航空機１０００の飛行中、各電力変換器のＳＥＢに対する信頼性を担保することができる。
　その一方で、航空機１０００の航路によっては、図２７に示すように、ＦＩＴが安全設計値を満たすことで各電力変換器の入力電圧の上限が制限されることになる。そのため、電力変換器の出力電圧の上限も制限されることになり、結果的に推進系モータ１００１が出力できるトルクが減少してしまうことが懸念される。
　入力電圧の制限を緩和するためには、各電力変換器に搭載するパワー半導体モジュールの数、各パワー半導体モジュールに搭載する半導体素子の数を少なくすることによってＦＩＴを下げた分だけ入力電圧の上限を高くすることが考えられる。しかしながら、電力変換器に流すことができる電流が減少するために、推進系モータに供給できる電力が制限されることが懸念される。
　そこで、本実施の形態では、各電力変換器に、複数の電力変換器を並列に予備配置する冗長構成を適用することで、ＳＥＢに対する信頼性を担保しつつ、各電力変換器の入力電圧の制限を緩和する。
　図３２は、冗長構成の電力変換器を有する電力系統の構成例を示す図である。図３２に示す電力系統の構成例は、図１に示した第１構成例と基本的構成が同じであるが、ＧＰＳ６１、高度計６２および計算機６３を有する点、ならびに、推進系統２００１に代えて推進系統２００１ｂを有する点が異なる。
　ＧＰＳ６１、高度計６２および制御装置１００００の構成および動作は、図２８から図３０で説明したものと同じである。すなわち、計算機６３は、高度計６２およびＧＰＳ６１から取得される航空機１０００の高度、緯度および経度の測定データに基づいて、推進系統２００１ｂに含まれるＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力電圧を決定する。計算機６３は、決定された入力電圧を制御部６５へ出力する。制御部６５は、電源２０００および推進系統２００１ｂに含まれる電力変換器を制御する。
　推進系統２００１ｂは、図１に示した推進系統２００１と基本的構成が同じであるが、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂおよび遮断器（ＣＢ：Circuit　Breaker）３０００，３０００ｂを有する点が異なる。
　ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の出力ノードに対してＤＣ／ＡＣ変換器１００７と並列に接続される。ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７に対する冗長用のＤＣ／ＡＣ変換器を構成する。すなわち、推進系統２００１ｂは、２個のＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂが並列配置された冗長構成を有している。以下、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂを「冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂ」とも称する。ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は「第１の電力変換器」の一実施例に対応する。冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは「第２の電力変換器」の一実施例に対応する。
　ＣＢ３０００は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００８の出力ノードとＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力ノードとの間に配置される。ＣＢ３０００は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の出力ノードと推進系モータ１００１との間に配置される。
　ＣＢ３０００ｂは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００８の出力ノードと冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの入力ノードとの間に配置される。ＣＢ３０００ｂは、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力ノードと推進系モータ１００１との間に配置される。ＣＢ３０００およびＣＢ３０００ｂは同一の構成を有しており、制御装置１００００によって開放されることにより、対応するＤＣ／ＡＣ変換器に流れる電流を遮断する。
　冗長構成において、例えばＤＣ／ＡＣ変換器１００７が故障した場合には、ＣＢ３０００が開放されてＤＣ／ＡＣ変換器１００７が電力伝送経路から切り離される。その後、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂによる電力供給によって、推進系モータ１００１の運転が継続される。
　ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂがともに正常である健全動作時には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは電力変換を実行する。そのため、並列動作するＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂからの出力電力の和が推進系モータ１００１に供給され、高度上昇においても推進力を維持することができる。健全動作時の電力分担としては、例えば、推進系モータ１００１への供給電力の和が１ＭＷである場合、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各々の出力電力を０．５ＭＷとする。あるいは、後述するＦＩＴ低減手法によっては、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂよりもＤＣ／ＡＣ変換器１００７の方が低損失での駆動が可能になることから、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力電力の割合よりもＤＣ／ＡＣ変換器１００７の出力電力の割合を高くしてもよい。
　しかしながら、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７が故障した場合には、ＣＢ３０００の開放によってＤＣ／ＡＣ変換器１００７が電力電送経路から切り離されるため、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂ単独で電力供給を行うことになる。健全動作時にＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各々が０．５ＭＷの出力電力で駆動していた場合、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂから出力される０．５ＭＷの電力のみで推進系モータ１００１の運転を継続させることが想定される。あるいは、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂとして最大出力電力が１ＭＷのものを搭載しておき、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力電圧を上昇させることによって推進力を維持しながら推進系モータ１００１の運転を継続させることが想定される。
　なお、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７と冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂとが同一の構成を有しており、かつ、入力電圧が等しい場合には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７と冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの中性子による故障率は同じとなる。
　ここで、航空機の使用年数、電力変換器の搭載数および電力変換器の中性子による故障率から、航空機１機当たりの使用年数内に故障する電力変換器の数を予測する。図３３は、当該予測に用いられる航空機の構成例を示す図である。例えば、航空機１機当たりの使用年数を１０年、つまり、２４時間×３６５日×１０年＝８７６００時間と仮定する。また、図３３に示すように、航空機１機に搭載されるＤＣ／ＡＣ変換器１００７を４台とする。さらに、１台当たりのＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率が１００ＦＩＴであると仮定する。なお、１００ＦＩＴとは、１０の９乗時間中に１００個のＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障が起こる確率を意味している。
　なお、計算を簡略化するために、使用年数（８７６００時間）中、４台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７には電圧が印加されており、中性子比率の変動によるＦＩＴの変動もないものと仮定する。
　航空機１機当たりに４台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７が搭載されているため、航空機１機においてＤＣ／ＡＣ変換器１００７が故障する確率は４００ＦＩＴとなる。これにより、使用年数（１０年）内に故障するＤＣ／ＡＣ変換器１００７の数は、４００ＦＩＴ÷１０の９乗時間×８７６００時間＝０．０３５台となる。すなわち、１０年間に故障するＤＣ／ＡＣ変換器１００７の数は１台未満となる。
　このように航空機１機だけを考えると、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の中性子による故障率が１００ＦＩＴでも信頼性に問題がないように見える。ただし、例えば、同じ航空機が１０００機存在している場合には、故障するＤＣ／ＡＣ変換器１００７の数は、航空機１０００機当たり０．０３５台×１０００機＝３５台となり、１０年間で故障するＤＣ／ＡＣ変換器１００７の数が増加する。したがって、航空機の市場台数が増加することにより、航空機１機当たりでは安全であっても、航空機の総数で考えると、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７が故障する可能性は高くなる。
　なお、図３３に示す航空機において、４台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７のうちの１台でも故障すると、航空機全体での推進力が低下するために、航空機の運航が困難となる可能性がある。したがって、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７が故障する可能性を低下させるためには、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７のＦＩＴを小さくすること、もしくは、図３２に示したように、各ＤＣ／ＡＣ変換器１００７に冗長構成を適用することが必要となる。
　図３４は、電力変換器に冗長構成が適用された航空機の構成例を示す図である。図３４に示す構成例が図３２に示した構成例と異なる点は、４台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７の各々に、２台のＤＣ／ＡＤ変換器１００７，１００７ｂを並列配置した冗長構成が適用されている点である。
　この冗長構成において、最初に、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７と冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂとが同一構成を有しており、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂの間で入力電圧が等しく、かつ、中性子による故障率が等しい場合を考える。
　図３４に示すように、航空機１機に４台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７および４台の冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂが搭載されている場合、航空機１機には、実質的に８台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７が搭載されていることになる。したがって、図３３に示した航空機と同様に、１台当たりのＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率が１００ＦＩＴであると仮定すると、航空機が１０００機存在している場合には、故障するＤＣ／ＡＣ変換器１００７の数は、航空機１０００機当たり０．０３５台×１０００機×２＝７０台となる。すなわち、ＤＣ／ＤＣ変換器に冗長構成を適用したことによって、１０年間で故障するＤＣ／ＡＣ変換器の数が増加することになる。
　実際に、航空機の飛行中に、１つの推進系モータ１００１に対して並列配置されるＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの両方が故障し、当該推進系モータ１００１への電力供給が停止する事象が発生する確率は低いと考えられるが、そのような事象が起こる可能性は必ずしもゼロではない。
　そこで、本実施の形態では、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂを、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７よりも故障率が低くなるように設計する。これにより、航空機の飛行中に並列配置されるＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの両方が故障する可能性を低下させる。
　例えば、図３４に示す航空機において、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率を１００ＦＩＴとし、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を１ＦＩＴとした場合には、使用年数（１０年）内に故障する冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの数は、航空機１０００機当たり０．０００３５台×１０００＝０．３５台となる。すなわち、航空機１０００機に搭載された冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂが故障する数は１台未満となる。これによると、航空機の飛行中にＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの両方が故障する可能性は限りなく低くなる。
　次に、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率をＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率よりも下げる方法について説明する。冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を下げる方法には、以下に述べる４通りの方法が考えられる。ただし、何れの方法においても、故障率とトレードオフとなる項目があるため、故障率を下げることでデメリットが生じることがある。
　（１）第１の方法
　冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を低下させる第１の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの入力電圧を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力電圧よりも低下させることである。第１の方法は、印加電圧が小さくなるほどＦＩＴが低くなるという第２半導体素子１０のＦＩＴ曲線３８を利用したものである（図２０参照）。
　第１の方法によると、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂおよびＤＣ／ＡＣ変換器１００７の構成が同じであり、かつ、中性子比率に対する故障率が同じであっても、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率をＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率よりも下げることが可能となる。ただし、入力電圧を下げたことによって、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力電圧も低下するため、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの単独運転時に推進系モータ１００１のトルクが低下する可能性がある。このトルクの低下によって航空機の推進力が低下することが懸念される。
　（２）第２の方法
　冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を低下させる第２の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに用いられる第２半導体素子１０を、ＤＣ／ＡＤ変換器１００に用いられる第２半導体素子１０よりも、絶縁耐圧が高い素子とすることである。第２の方法は、半導体素子の絶縁耐圧が高くなるほど、同一の印加電圧に対するＦＩＴが低くなることを利用したものである（図２２参照）。
　ただし、第２の方法によると、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂおよびＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力電圧を等しくすることができる一方で、絶縁耐圧を高くしたことで第２半導体素子１０のオン抵抗が増加するために、第２半導体素子１０における電力損失の増加に繋がることが懸念される。冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂにおける電力損失の増加に起因して、航空機内での発熱量が増加する。冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの冷却能力を増強することにより、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂのサイズおよび重量の増加を招くおそれがある。また、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの重量の増加が航空機の燃費悪化を招くことが懸念される。
　（３）第３の方法
　冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を低下させる第３の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに搭載される第２半導体素子１０の数を、ＤＣ／ＡＤ変換器１００７に搭載される第２半導体素子１０の数よりも少なくすることである。第３の方法は、半導体素子の搭載数が少なくなるほど、同一の印加電圧に対するＦＩＴが低くなることを利用したものである（図２３参照）。例えば、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに搭載される第２パワー半導体モジュール１４の数を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７に搭載される第２パワー半導体モジュール１４の数よりも少なくすることとする。これに代えて、あるいはこれに加えて、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各第２パワー半導体モジュール１４に搭載される第２半導体素子１０の数を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の各第２パワー半導体モジュール１４に搭載される第２半導体素子１０の数よりも少なくすることとする。
　ただし、第３の方法によると、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各アームを構成する第２半導体素子１０の数が減ることによって、各アームのオン抵抗が増加するため、電力損失の増加に繋がることが懸念される。上記の第２の方法と同様に、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂにおける電力損失が増加することで、冷却能力を確保するために、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂのサイズおよび重量の増加を招くおそれがある。また、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの重量の増加が航空機の燃費悪化を招くことが懸念される。
　（４）第４の方法
　冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を低下させる第４の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに搭載される第２半導体素子１０の温度を、ＤＣ／ＡＤ変換器１００７に搭載される第２半導体素子１０の温度よりも高くすることである。第４の方法は、半導体素子の温度（ジャンクション温度）が高くなるに従って同一の印加電圧に対するＦＩＴが低くなることを利用したものである（図２２参照）。
　ただし、第４の方法によると、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに搭載される第２半導体素子１０の温度を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７に搭載される第２半導体素子１０の温度よりも高く維持する必要がある。これは、中性子故障に対しては有利ではあるが、機械的故障においては不利となる。
　上述した第１から第４の方法にはそれぞれデメリットが存在する。そのため、本実施の形態では、冗長構成において、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７を推進系モータ１００１に対して効率的かつ低損失な電力供給に主眼を置いた設計とするとともに、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂを推進系モータ１００１へ電力を供給しつつ、故障率を低く維持することに主眼を置いた設計とする。このような構成とすることにより、効率的かつ信頼性の高い電力変換器を実現する。
　次に、上述した第１から第４の方法を実現するための電力系統の具体的構成について説明する。
　（１）第１の方法の構成例
　図３５は、第１の方法を実現するための電力系統の第１構成例を示す図である。図３５に示す電力系統の構成例は、図３１に示した構成例と基本的構成が同じであるが、推進系統２００１ｂの構成が異なる。
　図３５に示す推進系統２００１ｂにおいて、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、互いに異なる２つの出力電圧を生成可能に構成される。例えば、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００（図７参照）と、第１の出力トランスＴＲ１と、第２の出力トランスＴＲ２とを含むように構成される。
　第１の出力トランスＴＲ１は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００の出力正母線５ｐおよび出力負母線５ｎとＣＢ３０００との間に設けられる。第１の出力トランスＴＲ１は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００の出力電圧Ｖｏｕｔから出力電圧Ｖｏｕ１を生成してＤＣ／ＡＣ変換器１００７に出力する。第２の出力トランスＴＲ２は、非絶縁型降圧チョッパ回路５０００の出力電圧Ｖｏｕｔから出力電圧Ｖｏｕ２を生成して冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに出力する。なお、Ｖｏｕｔ２＜Ｖｏｕｔ１とする。これによると、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの入力電圧を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の入力電圧よりも低下させることができる。
　図３６は、第１の方法を実現するための電力系統の第２構成例を示す図である。図３６に示す電力系統の構成例は、図３１に示した構成例と基本的構成が同じであるが、推進系統２００１ｂの構成が異なる。
　図３６に示す推進系統２００１ｂが図３１に示した推進系統２００１ｂと異なる点は、２台のＤＣ／ＤＣ変換器１００８，１００８ｄを有する点である。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８は、電源２０００から供給される直流電圧を受けてＤＣ／ＡＣ変換器１００７への入力電圧を制御するように構成される。ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、変圧された直流電圧を交流電圧に変換し、変換した交流電圧を推進系モータ１００１へ供給する。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄは、電源２０００から供給される直流電圧を受けて冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂへの入力電圧を制御するように構成される。冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは、変圧された直流電圧を交流電圧に変換し、変換した交流電圧を推進系モータ１００１へ供給する。
　なお、図３５および図３６に示す構成例において、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の出力ノードと冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力ノードとを接続すると、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力ノードの電位がＤＣ／ＡＣ変換器１００７の出力ノードの電位に持ち上げられてしまうため、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂを誤動作させる可能性がある。そのため、推進系モータ１００１を、２組の巻線を有する２重巻線型モータで構成し、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の出力ノードを第１の組の巻線に接続し、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力ノードを第２の組の巻線に接続する構成とする。なお、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力電圧がＤＣ／ＡＣ変換器１００７の出力電圧よりも低いため、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂが接続される２重巻線型モータの巻線インピーダンスを低くして大電流を通電できるようにすることで、２重巻線型モータのトルクを確保してもよい。
　あるいは、図３７に示すように、推進系モータ１００１を２個の推進系モータ１００１ａ，１００１ｂに分割する構成としてもよい。図３７は、第１の方法を実現するための電力系統の第３構成例を示す図である。図３７に示す電力系統の構成例は、図３６に示した構成例と基本的構成が同じであるが、２個の推進系モータ１００１ａ，１００１ｂを有する点が異なる。
　図３７に示すように、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７は、ＣＢ３０００を介して推進系モータ１００１ａに接続されている。推進系モータ１００１ａは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７から電力の供給を受けて駆動する。冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは、ＣＢ３０００ｂを介して推進系モータ１００１ｂに接続されている。推進系モータ１００１ｂは、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂから電力の供給を受けて駆動する。推進系モータ１００１ｂは、推進系モータ１００１ａとは異なる、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの出力電圧および出力電流に適したモータ設計としてもよい。
　（２）第２の方法の構成例
　第２の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７に搭載される第２半導体素子１０よりも高い絶縁耐圧を有する第３半導体素子１０ｃを用いることで実現することができる。
　具体的には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各々が三相２レベルインバータ回路５００１ｂ（図１４参照）を含んでいる場合には、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに含まれる複数の第２パワー半導体モジュール１４の各々を、複数の第３半導体素子１０ｃを用いて構成する。
　この場合、第３半導体素子１０ｃのＦＩＴ曲線は、図２１に示した第２ＦＩＴ曲線４０となり、第２半導体素子１０の第１ＦＩＴ曲線３８と比較して、同一の印加電圧に対するＦＩＴが小さくなる。よって、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率よりも低下させることができる。また、図３４および３５に示したような、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の出力電圧を分割すること、または、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄを追加することが不要となる。
　（３）第３の方法の構成例
　第３の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに搭載される第２半導体素子１０の数を、ＤＣ／ＡＤ変換器１００７に搭載される第２半導体素子１０の数よりも少なくすることである。具体的には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７における複数のアームの各々をＮ個の第２半導体素子１０を並列接続することにより構成し、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂにおける複数のアームの各々をＭ個の第２半導体素子１０を並列接続することにより構成する。そして、上記構成において、Ｎを２以上の整数とし、Ｍを１以上かつＮよりも小さい整数とする。
　例えば、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各々が三相２レベルインバータ回路５００１ｂ（図１４参照）を含んでいる場合には、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂにおいて、各相アームを構成する第２パワー半導体モジュール１４に含まれる第２半導体素子１０の数を２個から１個に減少させる。
　この場合、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂのＦＩＴ曲線は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７のＦＩＴ曲線と比較して、同一の印加電圧に対するＦＩＴが小さくなる。よって、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率よりも低下させることができる。また、図３４および３５に示したような、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の出力電圧を分割する、または、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄを追加することが不要となる。
　（４）第４の方法の構成例
　第４の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに搭載される第２半導体素子１０のジャンクション温度を、ＤＣ／ＡＤ変換器１００７に搭載される第２半導体素子１０のジャンクション温度よりも高くすることで実現することができる。
　具体的には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各々が三相２レベルインバータ回路５００１ｂ（図１４参照）を含んでいる場合には、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂを冷却する冷却装置の冷却性能を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７を冷却する冷却装置の冷却性能よりも低下させる。例えば、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの各々が水冷装置２３ａ（図１６参照）を含んでいる場合には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの間で冷却パイプ２３ｂを通流する冷媒の量または温度を異ならせることにより冷却性能を異ならせることができる。
　あるいは、第４の方法は、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの三相２レベルインバータ回路５００１ｂに搭載される第２半導体素子１０のゲート電圧を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の三相２レベルインバータ回路５００１ｂに搭載される第２半導体素子１０のゲート電圧よりも低下させることで実現することができる。第２半導体素子１０のゲート電圧を下げることによって第２半導体素子１０のオン抵抗が増えるため、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに生じる電力損失を増加させることができる。
　なお、上述した第１から第４の方法については、明細書内で言及されていない組み合わせを含めて、不都合または矛盾が生じない範囲内で適宜組み合わせることが可能である。
　＜その他の構成例＞
　図３５および図３６に示した構成例は、推進系統２００１ｂに限定されず、電装品系統２００２～２００４にも適用することが可能である。
　図３８は、第１の方法を実現するための電力系統の第４構成例を示す図である。図３８示す電力系統の構成例は、図３５に示した構成例における推進系統２００１ｂを電装品系統２００２ｂに置き換えたものである。
　図３８に示す電装品系統２００２ｂが図３５に示した推進系統２００１ｂと異なる点は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに代えて、ＤＣ／ＡＣ変換器１００９および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂを有する点、および、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８に代えて、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂを有する点である。
　ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂは、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８と同様の構成を有しており、互いに異なる２つの出力電圧を生成可能に構成される。これにより、電装品系統２００２ｂにおいても、推進系統２００１ｂと同様に、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂの入力電圧を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００９の入力電圧よりも低下させることができる。したがって、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂおよびＤＣ／ＡＣ変換器１００９の構成が同じであり、かつ、中性子比率に対する故障率が同じであっても、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂの故障率をＤＣ／ＡＣ変換器１００９の故障率よりも下げることが可能となる。
　図３９は、第１の方法を実現するための電力系統の第５構成例を示す図である。図３９示す電力系統の構成例は、図３６に示した構成例における推進系統２００１ｂを電装品系統２００２ｂに置き換えたものである。
　図３９に示す電装品系統２００２ｂが図３６に示した推進系統２００１ｂと異なる点は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに代えて、ＤＣ／ＡＣ変換器１００９および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂを有する点、および、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８，１００８ｄに代えて、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂ，１００８ｅを有する点である。
　ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｂは、電源２０００から供給される直流電圧を受けてＤＣ／ＡＣ変換器１００９への入力電圧を制御するように構成される。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｅは、電源２０００から供給される直流電圧を受けて冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂへの入力電圧を制御するように構成される。これにより、電装品系統２００２ｂにおいても、推進系統２００１ｂと同様に、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００９ｂの入力電圧を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００９の入力電圧よりも低下させることができる。
　図４０は、第１の方法を実現するための電力系統の第６構成例を示す図である。図４０に示す電力系統の構成例は、図３５に示した構成例における推進系統２００１ｂを電装品系統２００３ｂに置き換えたものである。
　図４０に示す電装品系統２００３ｂが図３５に示した推進系統２００１ｂと異なる点は、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂに代えて、ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０および冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂを有する点、および、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８に代えて、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｃを有する点である。
　ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｃは、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８と同様の構成を有しており、互いに異なる２つの出力電圧を生成可能に構成される。これにより、電装品系統２００３ｂにおいても、推進系統２００１ｂと同様に、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂの入力電圧を、ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の入力電圧よりも低下させることができる。したがって、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂおよびＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の構成が同じであり、かつ、中性子比率に対する故障率が同じであっても、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂの故障率をＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の故障率よりも下げることが可能となる。
　図４１は、第１の方法を実現するための電力系統の第７構成例を示す図である。図４１に示す電力系統の構成例は、図３５に示した構成例における推進系統２００１ｂを電装品系統２００４ｂに置き換えたものである。また、図４１に示す電力系統の構成例は、図３５に示す構成例とは電源２０００の構成が異なる。
　図４１に示すように、電源２０００は、発電機１００３と、２台のＡＣ／ＤＣ変換器１００４，１００４ｂとを含む。発電機１００３は、交流電圧を生成する。ＡＣ／ＤＣ変換器１００４，１００４ｂは、発電機１００３により生成された交流電圧を直流電圧に変換して電装品系統２００４ｂに供給する。
　電装品系統２００４ｂは、ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０と、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂと、ＣＢ３０００と、ＣＢ３００ｂとを含む。ＣＢ３０００は、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４の出力ノードとＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の入力ノードとの間に配置される。ＣＢ３０００は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００７の出力ノードと電装品１００２ｂとの間に配置される。ＣＢ３０００ｂは、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４ｂの出力ノードと冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂの入力ノードとの間に配置される。ＣＢ３０００ｂは、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂの出力ノードと電装品１００２ｂとの間に配置される。
　ＡＣ／ＤＣ変換器１００４ｂは、発電機１００３から供給される交流電圧を受けてＤＣ／ＤＣ変換器１０１０への入力電圧を制御するように構成される。ＡＣ／ＤＣ変換器１００４ｂは、発電機１００３から供給される交流電圧を受けて冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂへの入力電圧を制御するように構成される。これにより、電装品系統２００４ｂにおいても、推進系統２００１ｂと同様に、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０ｂの入力電圧を、ＤＣ／ＤＣ変換器１０１０の入力電圧よりも低下させることができる。
　以上説明したように、実施の形態１に係る電力変換装置によれば、各電力変換器を、第１電力変換器および第２電力変換器を並列配置した冗長構成とし、第１電力変換器に対する冗長用の第２電力変換器の故障率を、第１電力変換器の故障率よりも低くする構成としたことにより、電力変換装置の運転中に各電力変換器が故障する可能性を下げることができる。
　実施の形態２．
　上述した実施の形態１では、推進系統２００１のＤＣ／ＡＣ変換器１００７に２台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂを並列配置した冗長構成を適用する構成について説明した。
　しかしながら、図３５に示した推進系統２００１ｂでは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂよりも先にＤＣ／ＤＣ変換器１００８が故障した場合には、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂに電圧が供給されなくなる。
　そこで、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の故障率を、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂの故障率よりも低くなるように設計することとする。これによると、推進系統２００１ｂの信頼性をさらに高めることができる。
　なお、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の故障率を下げる方法には、実施の形態１で説明した第１から第４の方法を適用することができる。
　実施の形態３．
　上述した実施の形態１では、推進系統２００１のＤＣ／ＡＣ変換器１００７に２台のＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂを並列配置した冗長構成を適用する構成について説明したが、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８にも冗長構成を適用することができる。
　図４２は、実施の形態３に係る電力系統の構成例を示す図である。図４２に示す電力系統の構成例は、図３５に示す構成例における推進系統２００１ｂを推進系統２００１ｃに置き換えたものである。
　推進系統２００１ｃは、推進系統２００１ｂと基本的構成が同じであるが、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄ、および遮断器３００１，３００１ｂ，３００２を有する点が異なる。
　冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄは、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４の出力ノードに対してＤＣ／ＤＣ変換器１００８と並列に接続される。ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７に対する冗長用のＤＣ／ＡＣ変換器を構成する。すなわち、推進系統２００１ｃは、２個のＤＣ／ＤＣ変換器１００８，１００８ｂが並列配置された冗長構成を有している。
　ＣＢ３００１は、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４の出力ノードとＤＣ／ＤＣ変換器１００８の入力ノードとの間に配置される。ＣＢ３００１は、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８の出力ノードとＤＣ／ＤＣ変換器１００７の入力ノードとの間に、ＣＢ３０００と直列に配置される。
　ＣＢ３００１ｂは、ＡＣ／ＤＣ変換器１００４の出力ノードと冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄの入力ノードとの間に配置される。ＣＢ３００１ｂは、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄの出力ノードと冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの入力ノードとの間に、ＣＢ３０００ｂと直列に配置される。
　ＣＢ３００２は、ＣＢ３００１およびＣＢ３０００の接続ノードと、ＣＢ３００１ｂおよびＣＢ３０００ｂの接続ノードとの間に接続される。
　図４１に示す構成例では、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８および冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄがともに正常である健全動作時には、ＣＢ３００１，３００１ｂを閉止し、かつ、ＣＢ３００２を開放させた状態で、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８および冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄは電圧変換を実行する。ＤＣ／ＤＣ変換器１００８が故障した場合には、ＣＢ３００１，３００２の開放によってＤＣ／ＤＣ変換器１００８を電力電送経路から切り離す。これにより、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄがＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂに電圧を供給することになる。
　本実施の形態においても、冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄを、ＤＣ／ＤＣ変換器１００８よりも故障率が低くなるように設計することにより、航空機の飛行中に並列配置されるＤＣ／ＤＣ変換器１００８および冗長ＤＣ／ＤＣ変換器１００８ｄの両方が故障する可能性を低下させることができる。
　実施の形態４．
　上述した実施の形態１から３では、冗長構成を有する電力変換器において、冗長用の電力変換器を１台とする構成例について説明したが、冗長用の電力変換器を複数台設ける構成としてもよい。
　図４３は、実施の形態３に係る電力系統の構成例を示す図である。図４３に示す電力系統の構成例は、図３５に示す構成例における推進系統２００１ｂを推進系統２００１ｄに置き換えたものである。
　推進系統２００１ｄは、推進系統２００１ｂと基本的構成が同じであるが、２台の冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂ，１００７ｃを有する点が異なる。
　図４３に示す構成例では、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７および冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂの故障率を同じとし、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｃの故障率をＤＣ／ＡＣ変換器１００７，１００７ｂの故障率よりも低くする構成とすることができる。
　または、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂ，１００７ｃの故障率をＤＣ／ＡＣ変換器１００７の故障率よりも低くする構成とすることができる。
　あるいは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７、冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｂおよび冗長ＤＣ／ＡＣ変換器１００７ｃの故障率を互いに異なるように設計することができる。
　実施の形態５．
　ＤＣ／ＡＣ変換器１００７を構成する第２半導体素子１０のジャンクション温度は、第２半導体素子１０にて生じる電力損失および冷却装置の冷却性能によって変動する。実施の形態５では、第２半導体素子１０のジャンクション温度を取得する方法について説明する。
　第２半導体素子１０が図１６に示した素子構造を有している場合には、第２半導体素子１０の発熱をモニタするために、ベース板１６と水冷装置２３ａとの間に熱電対２４を設置し、熱電対２４を用いてケース温度Ｔｃを検出するように構成することができる。この構成では、ケース温度Ｔｃの検出値、第２半導体素子１０への投入電力、および第２半導体素子１０からベース板１６までの熱抵抗から、第２半導体素子１０のジャンクション温度を推定することができる。
　あるいは、表面電極２０上に第２半導体素子１０の近傍にサーミスタ２５を設置し、サーミスタ２５の抵抗値の変化を検出することにより、ジャンクション温度を推定する構成とすることができる。
　あるいは、第２半導体素子１０の内部に、ダイオードで構成される温度センサ２６を設置し、温度センサ２６の電気特性の変化を検出することにより、ジャンクション温度を推定する構成とすることができる。
　あるいは、第２半導体素子１０に微弱電流を流し、温度変化による電気特性の変化を検出することにより、ジャンクション温度を推定することができる。
　あるいは、第２半導体素子１０のゲート抵抗の、温度変化による電気特性の変化を検出することにより、ジャンクション温度を推定する構成とすることができる。
　あるいは、ＤＣ／ＡＣ変換器１００７の筐体の温度の検出値に基づいて、第２半導体素子１０の温度を推定する構成とすることができる。
　実施の形態６．
　上述した実施の形態１から５では、宇宙線として中性子を取り上げ、中性子の衝突によりＳＥＢが発生する場合について説明したが、高エネルギーの重粒子またはプロトン等が衝突した場合にもＳＥＢは発生し得る。また、ミュー粒子またはパイ中間子等が衝突した場合の影響についても、メモリ等の微細半導体分野において議論が行われている。
　これらを鑑みて、重粒子、プロトン、ミュー粒子、パイ中間子等の自然界に降り注ぐ宇宙線を模擬してＦＩＴ曲線を実験により取得することができれば、これらの宇宙線によるＳＥＢについても実施の形態１から５を適用することで、同様の効果を得ることができる。
　なお、上述した実施の形態および変更例について、明細書内で言及されていない組み合わせを含めて、不都合または矛盾が生じない範囲内で、実施の形態で説明された構成を適宜組み合わせることは出願当初から予定されている。
　今回開示された実施の形態は、すべての点で例示であって制限的なものではないと考えられるべきである。本開示により示される技術的範囲は、上記した実施の形態の説明ではなくて請求の範囲によって示され、請求の範囲と均等の意味および範囲内でのすべての変更が含まれることが意図される。
　１，１ａ，１ｂ　第１半導体素子、１ｄ，１ｓ，１０ｄ，１０ｓ　ダイオード、２　リアクトル、３ｐ，９ｐ　入力正母線、３ｎ，９ｎ　入力負母線、５ｐ　出力正母線、５ｎ　出力負母線、６　第１パワー半導体モジュール、７，８，１３　平滑コンデンサ、１０，１０ａ～１０ｆ　第２半導体素子、１０ｍ　ＭＯＳＦＥＴ、１１ｕ，１１ｖ，１１ｗ　交流出力端子、１４　第２パワー半導体モジュール、１６　ベース板、１７，２１　接合剤、１８　裏面電極、１９　絶縁材、２０　表面電極、２３ａ　水冷装置、２３ｂ　冷却パイプ、２４　熱電対、２５　サーミスタ、２６　温度センサ、２７　宇宙、２８　大気圏、２９　地表、３０　宇宙線、３１　中性子、３２　加速器、３３　直流電源、３５　分圧抵抗、３６　リーク測定用抵抗、３８，４０～４５，５１，５２　ＦＩＴ曲線、３９　高絶縁耐圧半導体素子、４６　高度データ、４７　緯度データ、４８　経度データ、４９　中性子比率、５０，５５　入力電圧、５４，５６　ＦＩＴデータ、６１　ＧＰＳ、６２　高度計、６３　計算機、６５　制御部、６７　温度計、７０　ＣＰＵ、７１　ＲＡＭ、７２　ＲＯＭ、７３　Ｉ／Ｆ装置、７４　記憶装置、７５　通信バス、１０００　航空機、１００１，１００１ａ，１００１ｂ　推進系モータ、１００２ａ，１００２ｂ　電装品、１００３　発電機、１００４　ＡＣ／ＤＣ変換器、１００５　バッテリ、１００６，１００８，１００８ｂ，１００８ｃ，１０１０　ＤＣ／ＤＣ変換器、１００７，１００９　ＤＣ／ＡＣ変換器、２０００　電源、２００１　推進系統、２００２，２００２ｂ，２００３，２００３ｂ，２００４，２００４ｂ　電装品系統、３００１，３００１ｂ，３００２　遮断器、５０００，５０００ｂ，５０００ｃ　非絶縁型降圧チョッパ回路、５０００ｄ　非絶縁型昇圧チョッパ回路、５００１，５００１ｂ，５００１ｃ　三相２レベルインバータ回路、１００００　制御装置、ＴＲ１，ＴＲ２　出力トランス。

Claims (11)

  1. 　電源からの直流電力を負荷に供給する電力に変換する電力変換装置であって、
    　前記電源と前記負荷との間に接続される第１の電力変換器と、
    　前記電源と前記負荷との間に前記第１の電力変換器と並列に接続される、少なくとも１つの第２の電力変換器と、
    　前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器を並列動作させる制御装置とを備え、
    　前記制御装置は、前記第１の電力変換器の故障時には、前記少なくとも１つの第２の電力変換器を単独動作させるように構成され、
    　前記並列動作時において、前記少なくとも１つの第２の電力変換器は、前記第１の電力変換器に比べて、中性子に起因する故障率が低い、電力変換装置。
  2. 　前記少なくとも１つの第２の電力変換器は、複数の第２の電力変換器を含み、
    　前記並列動作時において、前記複数の第２の電力変換器は、前記故障率が互いに異なる、請求項１に記載の電力変換装置。
  3. 　前記電源からの直流電力を電圧変換して前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器に供給する第３の電力変換器をさらに備え、
    　前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器は、入力電圧が同じである場合の前記故障率が同等となるように構成され、
    　前記第３の電力変換器は、前記電源の直流電圧を第１の直流電圧に変換して前記第１の電力変換器に供給するとともに、前記直流電圧を前記第１の直流電圧よりも低い第２の直流電圧に変換して前記少なくとも１つの第２の電力変換器に供給する、請求項１または２に記載の電力変換装置。
  4. 　前記第１の電力変換器は、第１の絶縁耐圧を有する複数の第１の半導体素子を含み、
    　前記少なくとも１つの第２の電力変換器は、前記第１の絶縁耐圧よりも高い第２の絶縁耐圧を有する複数の第２の半導体素子を含む、請求項１または２に記載の電力変換装置。
  5. 　前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器の各々は、複数のアームのスイッチングにより前記電源からの直流電力を前記負荷に供給する電力を変換するように構成され、
    　前記第１の電力変換器の前記複数のアームの各々は、並列接続されたＮ個の第１の半導体素子を有し、
    　前記少なくとも１つの第２の電力変換器の前記複数のアームの各々は、並列接続されたＭ個の第２の半導体素子を有し、
    　前記第１の半導体素子および前記第２の半導体素子は、印加電圧が同じである場合の前記故障率が同等となるように構成され、
    　Ｎは２以上の整数であり、Ｍは１以上かつＮよりも小さい整数である、請求項１または２に記載の電力変換装置。
  6. 　前記電源からの直流電力を電圧変換して前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器に供給する第３の電力変換器をさらに備え、
    　前記第３の電力変換器は、前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器に比べて、前記故障率が低い、請求項１または２に記載の電力変換装置。
  7. 　前記第１の電力変換器、前記少なくとも１つの第２の電力変換器および前記第３の電力変換器は、入力電圧が同じである場合の前記故障率が同等となるように構成され、
    　前記第３の電力変換器は、前記電源の直流電圧を第１の直流電圧に変換して前記第１の電力変換器に供給するとともに、前記直流電圧を前記第１の直流電圧よりも低い第２の直流電圧に変換して前記少なくとも１つの第２の電力変換器に供給し、
    　前記電源は、前記第２の直流電圧よりも低い第３の直流電圧を前記第３の電力変換器に供給する、請求項６に記載の電力変換装置。
  8. 　前記第１の電力変換器は、第１の絶縁耐圧を有する複数の第１の半導体素子を含み、
    　前記少なくとも１つの第２の電力変換器は、前記第１の絶縁耐圧よりも高い第２の絶縁耐圧を有する複数の第２の半導体素子を含み、
    　前記第３の電力変換器は、前記第２の絶縁耐圧よりも高い第３の絶縁耐圧を有する複数の第３の半導体素子を含む、請求項６に記載の電力変換装置。
  9. 　前記第１の電力変換器は、Ｘ個の第１の半導体素子を含み、
    　前記少なくとも１つの第２の電力変換器は、Ｙ個の第２の半導体素子を含み、
    　前記第３の電力変換器は、Ｚ個の第３の半導体素子を含み、
    　前記第１の半導体素子、前記第２の半導体素子および前記第３の半導体素子は、印加電圧が同じである場合の前記故障率が同等となるように構成され、
    　Ｘは２以上の整数であり、Ｙは２以上かつＸよりも小さい整数であり、Ｚは１以上かつＹよりも小さい整数である、請求項６に記載の電力変換装置。
  10. 　前記電源からの直流電力を電圧変換して前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器に供給する第３の電力変換器と、
    　前記電源と、前記第１の電力変換器および前記少なくとも１つの第２の電力変換器の並列回路との間に前記第３の電力変換器と並列に接続される、少なくとも１つの第４の電力変換器とをさらに備え、
    　前記制御装置は、前記第３の電力変換器および前記少なくとも１つの第４の電力変換器を並列動作させ、かつ、前記第３の電力変換器の故障時には、前記少なくとも１つの第４の電力変換器を単独動作させるように構成され、
    　前記少なくとも１つの第４の電力変換器は、前記第３の電力変換器に比べて、前記故障率が低い、請求項１または２に記載の電力変換装置。
  11. 　前記電源と、
    　請求項１から１０のいずれか１項に記載の電力変換装置と、
    　前記負荷とを備える、航空機。
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