WO2024094247A1 - Energieversorgungssystem für ein antriebssystem eines luftfahrzeugs - Google Patents

Energieversorgungssystem für ein antriebssystem eines luftfahrzeugs Download PDF

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WO2024094247A1
WO2024094247A1 PCT/DE2023/100787 DE2023100787W WO2024094247A1 WO 2024094247 A1 WO2024094247 A1 WO 2024094247A1 DE 2023100787 W DE2023100787 W DE 2023100787W WO 2024094247 A1 WO2024094247 A1 WO 2024094247A1
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heat source
cooling
supply system
energy supply
temperature
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PCT/DE2023/100787
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Inventor
Stephan LELLEK
Barnaby Law
Thomas Scherer
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MTU Aero Engines AG
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    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M8/00—Fuel cells; Manufacture thereof
    • H01M8/04—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids
    • H01M8/04007—Auxiliary arrangements, e.g. for control of pressure or for circulation of fluids related to heat exchange
    • H01M8/04029—Heat exchange using liquids
    • 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
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • 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
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    • H01M2250/00—Fuel cells for particular applications; Specific features of fuel cell system
    • H01M2250/20—Fuel cells in motive systems, e.g. vehicle, ship, plane

Definitions

  • the present invention relates to an energy supply system for a propulsion system of an aircraft.
  • the aircraft can be a propeller aircraft in particular, whereby the kinetic energy used to generate propulsion can at least be provided in part by an electric motor.
  • the present subject matter is directed at a system intended to supply energy to the aircraft, which has a fuel cell unit to deliver electrical power.
  • This can comprise a fuel cell stack, also referred to as a stack, in which a large number of plate-shaped fuel cells are placed next to one another in a stacking direction and thus connected in series.
  • the fuel cell stack can be flowed through with reaction gases, e.g. water and (air) oxygen, and can therefore deliver electrical power.
  • reaction gases e.g. water and (air) oxygen
  • the present invention is based on the technical problem of specifying an advantageous energy supply system.
  • this has a second heat source, wherein the heat sources are connected in a common cooling circuit with a heat exchanger.
  • a first optimal operating temperature T op ti of the first heat source (fuel cell unit) is above a second optimal operating temperature T op t 2 of the second heat source, and in addition, a recirculation circuit is assigned to the first heat source (fuel cell unit).
  • this circuit allows a cooling fluid that has already been used to cool the first heat source (fuel cell unit) in a particular pass to be used again, at least in part, to cool the first heat source before passing through the heat exchanger.
  • the cooling circuit can thus be operated at a temperature below the temperature actually optimal for operating the fuel cell unit (T op ti), whereby a slightly higher temperature can be set locally for the fuel cell unit through recirculation (corresponding to the first optimal operating temperature T op ti).
  • cooling power is "stored" in the cooling circuit with respect to the fuel cell unit, which can be called up at relatively short notice. If, for example, there is a load change, i.e. if the fuel cell unit has to deliver more electrical power and, conversely, needs to be cooled more, the proportion recirculated during normal operation can be reduced in the system according to the invention, for example, and the cooling power for the fuel cell unit can be increased accordingly.
  • this cooling power is already in the system or circuit, i.e. does not have to be "generated” by adjusting the operation of the heat exchanger, for example, it can be available relatively quickly. This can be particularly advantageous with regard to the fuel cells, for example by helping to ensure their safe operation and/or optimized operation in terms of power output.
  • the heat sources can also be arranged in parallel, for example, whereby, regardless of these details, in the context of the present disclosure, being “connected” or “connected” refers to a corresponding fluidic connection (piping) through which the cooling fluid can flow during operation. Due to the circuit architecture, the cooling system as a whole is designed for the same cooling fluid to flow repeatedly through the individual components, which is why, in accordance with the main claim, reference is made to passing through the heat exchanger after the first heat source has been cooled.
  • the cooling fluid can of course flow continuously through the entire system; however, if one looks at a single volume element of it, it repeatedly passes through the heat exchanger and the first and/or second heat source (depending on the recirculated portion, the first heat source may also pass through it several times).
  • information on the relative positioning of the individual components in the cooling circuit i.e. "before” and “after”, refers to the flow direction of the cooling fluid during operation, i.e. an "upstream” component is flowed through by a respective volume unit of the cooling fluid before a "downstream” component.
  • cooling circuit there may also be a reservoir in which cooling fluid can be collected and kept ready for further circulation.
  • cooling fluid in general, in the context of this disclosure, "a” and “an” are to be read as indefinite articles and thus always as “at least one” or “at least one” unless expressly stated otherwise. This means that in the cooling circuit, there may also be more than one heat exchanger and/or more than two heat sources.
  • a first cooling section of the cooling circuit is assigned to the first heat source, whereby this first cooling section can generally also be provided as an external cooling element relative to the first heat source. Although this can functionally dissipate the heat from the fuel cell unit, for example due to a thermally conductive system, it is not further integrated with it.
  • the first cooling section extends through the fuel cell unit, in particular through a channel structure defined by the fuel cells.
  • a respective fuel cell can have, for example, a so-called bipolar plate, which defines a channel structure for the cooling fluid (and typically also for the reaction gas(es).
  • the recirculation circuit connects an outlet of the first cooling section to an inlet thereof.
  • This can generally also offer advantages in a static arrangement, regardless of an adjustment of the recirculated portion, because it allows two different temperatures to be achieved in the same cooling circuit.
  • a controllable valve is preferably provided in the recirculation circuit with which the recirculated portion can be adjusted.
  • the energy supply system can then have, for example, a control system that is set up to control the controllable valve accordingly to change the recirculated portion depending on the operating state (normal operation, etc., see below in detail).
  • the second heat source comprises or is an electronic control unit, preferably a motor control unit of an electric motor of the drive.
  • An electronic control unit that is semiconductor-based can have a lower optimal operating temperature compared to the fuel cell unit and thus allow the above-described mode of operation with a cooling circuit that is "undercooled” compared to the fuel cell unit.
  • the second heat source can generally also be, for example, a voltage converter or an electric motor, for example the propulsion-generating motor itself or an auxiliary motor of the energy supply or general on-board system of the aircraft, such as a compressor motor.
  • the heat exchanger can be used to extract thermal energy from the cooling fluid, whereby this energy is discharged via an external material or fluid flow.
  • the ambient air flowing past during operation, i.e. during flight, preferably feeds the external fluid flow; it can be “collected”, for example, on the fuselage of the aircraft or on or in the drive unit.
  • the heat exchanger has a actuatable inlet, the external fluid flow fed into the heat exchanger for heat dissipation can be adjusted, i.e. throttled or increased as required. This can be done, for example, with a flap, aperture or an adjustable inlet grille. Regardless of these details, the actuatable inlet can allow advantageous operation in that the inlet is opened during a landing process, which results in increased cooling performance and at the same time greater air resistance.
  • the optimal operating temperature (T opt 2) may be higher than that temporarily set in the cooling circuit, but the control unit can still be operated safely even at lower temperatures.
  • the cooling described during the landing process keeps cold in the cooling circuit, which can generally be advantageous with regard to a subsequent take-off process, but in particular with regard to a possible go-around maneuver. More electrical power is then temporarily drawn from the fuel cell unit, which is why it must be cooled more (more than in normal operation, e.g. under cruise conditions).
  • a reservoir for the cooling fluid is also provided in the cooling circuit, in which the cooling fluid can be collected and then circulated again.
  • the reservoir is located downstream of the first and/or second heat source in the cooling circuit and upstream of the heat exchanger.
  • the first and second optimal operating temperatures differ by at least 5 K.
  • the first optimal operating temperature can be, for example, around 70 °C and the second optimal operating temperature around 60 °C, e.g. each with a fluctuation range of +/- 3 °C, preferably +/-2 °C.
  • possible upper limits of the difference between the optimal operating temperatures can be, for example, a maximum of 20 K, 15 K or 10 K.
  • the energy supply system has a controller or control unit, which can be integrated, for example, in the form of a microcontroller as a separate controller or functionally into a higher-level computer system of the aircraft.
  • commands for initiating a specific operation of the energy supply system are stored in the control unit.
  • the controller can be set up in particular to operate the first heat source at a first temperature Ti and the second heat source at a second temperature T2, which is lower than the first temperature.
  • the first temperature corresponds essentially to the first optimal operating temperature and the second temperature corresponds essentially to the second optimal operating temperature.
  • the control system can be used to set the first temperature, for example by adjusting the recirculated portion, and/or the second temperature, for example by controlling the heat exchanger.
  • temperatures recorded at one or more points in the cooling circuit can also be included in the control system, for example, and the control system can therefore be connected to one or more temperature sensors.
  • the invention also relates to an aircraft with an energy supply system as disclosed here, in particular an airplane, for example a propeller airplane.
  • Its drive system which can have at least one drive unit with an electric motor and a propeller, but is usually even multi-engined, for example in the manner of a DO 228, is supplied with electrical power by the fuel cell unit of the energy supply system.
  • the invention also relates to a method for operating a presently disclosed energy supply system or aircraft, wherein the first heat source at a first temperature and the second heat source at a second temperature.
  • the first and second temperatures correspond essentially to the respective optimal operating temperature (e.g. with a deviation of at most +/-3 K or +/-2 K).
  • the optimal operating temperatures do not have to be reached exactly, but an approximation can already allow adequate operation.
  • a cooling fluid that has already been used to cool the fuel cell unit is fed back to the first cooling section through the recirculation circuit, i.e. used to cool the fuel cell unit before it passes through the heat exchanger.
  • the recirculated portion is preferably changed over time, i.e. it is greater in a first operating state than in a second operating state.
  • the first operating state can correspond in particular to normal operation, e.g. flight at cruising altitude (cruise condition).
  • the second operating state can correspond to a takeoff or go-around maneuver in which a higher electrical output and consequently more powerful cooling is temporarily required.
  • the heat exchanger has an actuatable inlet (see above), which is then opened during a landing procedure. This allows cooling capacity to be "stored” in the cooling circuit, see the above comments for details.
  • the invention also relates to the use of a propulsion system of an aircraft, see above for possible details, together with a power supply system described here.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of an energy supply system according to the invention
  • Figure 2 shows a propulsion system of an aircraft together with a power supply system according to Figure 1;
  • Figure 3 shows a schematic representation of an aircraft with a propulsion system according to Figure 2.
  • FIG 1 shows an energy supply system 1 that has a first heat source 11 and a second heat source 12, as well as a heat exchanger 13, which are connected to one another in a cooling circuit 14.
  • the first heat source 11 is a fuel cell unit 21
  • the second heat source 12 is a control unit 22, specifically an engine control unit 32, see Figure 2 in detail.
  • a reservoir 15 is also provided in the cooling circuit 14, in which a cooling fluid 16 can be collected during operation before being circulated again through the cooling circuit 14.
  • a flow direction 17 of the cooling circuit 14 is marked with arrows.
  • the cooling fluid 16 is cooled in the heat exchanger 13, i.e. heat is dissipated by an external fluid flow 18.
  • An inlet 13.1 of the heat exchanger 13 can be actuated, i.e. the flow can be adjusted with the external fluid flow 18.
  • the first and second heat sources 11, 12 are cooled with the cooling fluid 16.
  • the first heat source 11 has a first optimal operating temperature T opt ti and the second heat source 12 has a second optimal operating temperature T opt 2, which is lower than the first optimal operating temperature. temperature.
  • the first heat source 11 is assigned a recirculation circuit 19, through which a cooling fluid already used to cool the first heat source 11 can be partially passed through the first cooling section 14.1 again, thus can be used again to cool the first heat source 11.
  • the proportional recirculation also allows a first temperature Ti to be set for the first heat source 11, which is greater than the second temperature T2 and, for example, essentially corresponds to the first optimal operating temperature.
  • the recirculated portion is preferably adjustable, for which purpose a controllable valve 20 can be provided in the recirculation circuit 19, which is controlled by a controller 5.
  • FIG 2 shows the energy supply system 1 only schematically, but illustrates its connection to a drive system 40.
  • This has an electric motor 41 that drives a propeller 42, with the electrical power P for this being provided by the fuel cell unit 21.
  • the fuel cell unit 21 In detail, this is made up of several stacks 21.1-21.4, which in turn each contain a large number of fuel cells (not shown in detail).
  • the fuel cell unit 21 forms the two heat sources 11, 12, which are linked to one another in the energy supply system 1 in the manner explained with reference to Figure 1.
  • FIG 3 shows a schematic plan view of an aircraft 50, specifically an airplane 51.
  • the drive system 40 in this case comprises two engines 41.1, 41.2 with a respective propeller 42.1, 42.2, which in this example are arranged on the wings 55 of the airplane 51.
  • Cooling circuit 14 first cooling section 14.1

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Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Energieversorgungssystem (1) für ein Antriebssystem (40) eines Luftfahrzeugs (50), mit einer ersten Wärmequelle (11) in Form einer Brennstoffzelleneinheit (21), einer zweiten Wärmequelle (12) und einem Wärmetauscher (13), wobei die erste und die zweite Wärmequelle (11, 12) sowie der Wärmetauscher (13) in einem Kühlkreislauf (14) zum Führen eines Kühlfluids (16) miteinander verbunden sind, und wobei die erste Wärmequelle (11) eine erste optimale Betriebstemperatur Topt_1 hat und die zweite Wärmequelle (12) eine zweite optimale Betriebstemperatur Topt_2 hat, wobei die erste optimale Betriebstemperatur Topt_1 größer als die zweite optimale Betriebstemperatur Topt_2 ist, Topt_1 > Topt_2, wobei der ersten Wärmequelle (11) in dem Kühlkreislauf (14) ein Rezirkulationskreislauf (19) zugeordnet ist, durch den im Betrieb bereits zur Kühlung der ersten Wärmequelle (11) genutztes Kühlfluid (16) vor einem Passieren des Wärmetauschers (13) erneut zum Kühlen der ersten Wärmequelle (11) nutzbar ist, und wobei der Wärmetauscher (13) einen aktuierbaren Einlass (13.1) aufweist.

Description

ENERGIEVERSORGUNGSSYSTEM FÜR EIN ANTRIEBSSYSTEM EINES LUFTFAHRZEUGS
BESCHREIBUNG
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Energieversorgungssystem für ein Antriebssystem eines Luftfahrzeugs.
Stand der Technik
Bei dem Luftfahrzeug kann es sich insbesondere um ein Propellerflugzeug handeln, wobei die zur Vortriebserzeugung genutzte kinetische Energie jedenfalls anteilig mit einem Elektromotor aufgebracht werden kann. Auf ein zu dessen Energieversorgung vorgesehenes System richtet sich der vorliegende Gegenstand, das zur Abgabe der elektrischen Leistung eine Brennstoffzelleneinheit aufweist. Diese kann einen Brennstoffzellenstapel umfassen, auch als Stack bezeichnet, in dem eine Vielzahl jeweils plattenförmiger Brennstoffzellen in einer Stapelrichtung aneinandergesetzt und damit in Serie geschaltet sind. Im Betrieb kann der Brennstoffzellenstapel mit Reaktionsgasen durchströmt werden, bspw. Wasser- und (Luft-) Sauerstoff, und infolgedessen elektrische Leistung abgeben. Dies soll ein vorteilhaftes Anwendungsumfeld illustrieren, den Gegenstand aber zunächst nicht in seiner Allgemeinheit beschränken.
Darstellung der Erfindung
Der vorliegenden Erfindung liegt das technische Problem zugrunde, ein vorteilhaftes Energieversorgungssystem anzugeben.
Dies wird erfindungsgemäß mit dem Energieversorgungssystem gemäß Anspruch 1 gelöst. Dieses weist zusätzlich zu der Brennstoffzelleneinheit (= erste Wärmequelle) eine zweite Wärmequelle auf, wobei die Wärmequellen in einem gemeinsamen Kühlkreislauf mit einem Wärmetauscher verbunden sind. Eine erste optimale Betriebstemperatur Topt i der ersten Wärmequelle (Brennstoffzelleneinheit) liegt dabei über einer zweiten optimalen Betriebstemperatur Topt 2 der zweiten Wärmequelle, und zudem ist der ersten Wärmequelle (Brennstoffzelleneinheit) ein Rezirkulations- kreislauf zugeordnet. Durch diesen kann bzw. wird im Betrieb ein Kühlfluid, das in einem jeweiligen Durchgang bereits zur Kühlung der ersten Wärmequelle (Brennstoffzelleneinheit) genutzt wurde, vor einem Passieren des Wärmetauschers zumindest anteilig erneut zum Kühlen der ersten Wärmequelle genutzt.
Der Kühlkreislauf kann damit auf einer Temperatur unterhalb der eigentlich zum Betrieb der Brennstoffzelleneinheit optimalen Temperatur (Topt i) betrieben werden, wobei sich lokal durch die Rezirkulation für die Brennstoffzelleneinheit eine etwas höhere Temperatur einstellen lässt (der ersten optimalen Betriebstemperatur Topt i entsprechend). Dabei wird in dem Kühlkreislauf bezogen auf die Brennstoffzelleneinheit aber Kühlleistung „bevorratet“, die insbesondere vergleichsweise kurzfristig abrufbar ist. Wenn es bspw. zu einem Lastwechsel kommt, wenn also die Brennstoffzelleneinheit mehr elektrische Leistung abgeben und umgekehrt stärker gekühlt werden muss, lässt sich z. B. in dem erfindungsgemäßen System der im Normalbetrieb rezirkulierte Anteil verringern und dementsprechend die Kühlleistung für die Brennstoffzelleneinheit erhöhen. Da diese Kühlleistung an sich bereits im System bzw. Kreislauf ist, also bspw. nicht erst durch einen angepassten Betrieb des Wärmetauschers „erzeugt“ werden muss, kann sie verhältnismäßig schnell zur Verfügung stehen. Dies kann speziell mit Blick auf die Brennstoffzellen von Vorteil sein, etwa deren sicheren und/oder hinsichtlich der Leistungsabgabe optimierten Betrieb sicherstellen helfen.
Bevorzugte Ausgestaltungen finden sich in den abhängigen Ansprüchen und der gesamten Offenbarung, wobei bei der Darstellung der Merkmale nicht immer im Einzelnen zwischen Vorrichtungs- und Verfahrens- bzw. Verwendungsaspekten unterschieden wird; jedenfalls implizit ist die Offenbarung hinsichtlich sämtlicher Anspruchskategorien zu lesen. Werden bspw. die Vorteile des Energieversorgungssystems bei einer bestimmten Betriebsweise geschildert, ist dies zugleich als Offenbarung eines entsprechenden Betriebsverfahrens zu verstehen, sowie auch die Schilderung einer bestimmten Betriebsweise auf ein dafür eingerichtetes Energieversorgungssystem zu lesen ist. In dem Kühlkreislauf sind die Wärmequellen und der Wärmetauscher miteinander verbunden, bspw. die Wärmequellen mit dem Wärmetauscher in Serie. Relativ zueinander können die Wärmequellen dabei aber bspw. auch in Parallelschaltung angeordnet sein, wobei sich unabhängig von diesen Details im Rahmen der vorliegenden Offenbarung das „Verschaltet“- oder „Verbunden“-Sein auf eine entsprechende fluidische Verbindung (Verrohrung) bezieht, die im Betrieb von dem Kühlfluid durchströmt werden kann. Aufgrund der Kreislaufarchitektur ist das Kühlsystem insgesamt dabei auf ein wiederholtes Durchströmen der einzelnen Komponenten mit demselben Kühlfluid ausgelegt, weswegen hauptanspruchsgemäß auf das Passieren des Wärmetauschers nach dem Kühlen der ersten Wärmequelle Bezug genommen wird.
Im Betrieb kann dabei selbstverständlich das gesamte System kontinuierlich von dem Kühlfluid durchströmt werden; betrachtet man jedoch ein einzelnes Volumenelement davon, so passiert dieses wiederholt den Wärmetauscher und die erste und/oder zweite Wärmequelle (in Abhängigkeit vom rezirkulierten Anteil auch mehrfach die erste Wärmequelle). Generell beziehen sich Angaben zur Relativpositionierung der einzelnen Komponenten in dem Kühlkreislauf, also „vor“ und „nach“, auf die Strömungsrichtung des Kühlfluids im Betrieb, wird also eine „vorgelagerte“ Komponente von einer jeweiligen Volumeneinheit des Kühlfluids vor einer „nachgelagerten“ Komponente durchströmt.
In dem Kühlkreislauf kann es bspw. auch ein Reservoir geben, in dem Kühlfluid gesammelt und für einen erneuten Durchlauf vorgehalten werden kann. Generell sind „ein“ und „eine“ im Rahmen dieser Offenbarung ohne ausdrücklich gegenteilige Angabe als unbestimmte Artikel und damit immer auch als „mindestens ein“ bzw. „mindestens eine“ zu lesen, kann es in dem Kühlkreislauf also bspw. auch mehr als einen Wärmetauscher und/oder mehr als zwei Wärmequellen geben.
Im Detail ist der ersten Wärmequelle ein erster Kühlabschnitt des Kühlkreislaufs zugeordnet, wobei dieser erste Kühlabschnitt relativ zur ersten Wärmequelle im Allgemeinen auch als externes Kühlelement vorgesehen sein kann. Dieses kann zwar, bspw. aufgrund einer thermisch leitfähigen Anlage, funktional die Wärme von der Brennstoffzelleneinheit abführen, ist aber nicht weitergehend mit dieser integriert. In bevorzugter Ausgestaltung erstreckt sich der erste Kühlabschnitt jedoch durch die Brennstoffzelleneinheit, insbesondere durch eine von den Brennstoffzellen definierte Kanal Struktur. Im Einzelnen kann eine jeweilige Brennstoffzelle dabei bspw. eine sogenannte Bipolarplatte aufweisen, die für das Kühlfluid eine Kanalstruktur definiert (und typischerweise auch für das bzw. die Reaktionsgase).
Unabhängig davon, ob der erste Kühlabschnitt extern oder integriert vorgesehen ist, verbindet der Rezirkulationskreislauf einen Auslass des ersten Kühlabschnitts mit einem Einlass davon. Dies kann im Allgemeinen auch in einer statischen Anordnung, unabhängig von einer Anpassung des rezirkulierten Anteils, Vorteile bieten, weil damit im selben Kühlkreislauf zwei unterschiedliche Temperaturen realisiert werden können. Bevorzugt ist in dem Rezirkulationskreislauf jedoch ein steuerbares Ventil vorgesehen, mit dem sich der rezirkulierte Anteil einstellen lässt. Das Energieversorgungssystem kann dann bspw. eine Steuerung aufweisen, die dazu eingerichtet ist, das steuerbare Ventil je nach Betriebszustand (Normalbetrieb etc., siehe unten im Detail) zur Änderung des rezirkulierten Anteils entsprechend anzusteuem.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform umfasst oder ist die zweite Wärmequelle eine elektronische Steuereinheit, vorzugsweise eine Motorsteuereinheit eines Elektromotors des Antriebs. Eine elektronische Steuereinheit, die halbleiterbasiert ist, kann im Verhältnis zur Brennstoffzelleneinheit eine geringere optimale Betriebstemperatur haben und damit die vorstehend geschilderte Betriebsweise mit gegenüber der Brennstoffzelleneinheit „unterkühltem“ Kühlkreislauf erlauben. Alternativ kann es sich bei der zweiten Wärmequelle im Allgemeinen aber bspw. auch um einen Spannungskonverter oder einen Elektromotor handeln, etwa um den vortrieberzeugenden Motor selbst oder um einen Hilfsmotor des Energieversorgungs- oder generell Bordsystems des Luftfahrzeugs, wie z. B. einen Kompressormotor.
Generell kann mit dem Wärmetauscher dem Kühlfluid thermische Energie entzogen werden, wobei diese über einen externen Stoff- bzw. Fluidstrom abgeführt wird. Bevorzugt speist die im Betrieb, also während des Flugs, vorbeiströmende Umgebungsluft den externen Fluidstrom, sie kann bspw. am Rumpf des Flugzeugs oder auch an bzw. in der Antriebseinheit „aufgesammelt“ werden. Der Wärmetauscher hat einen aktuierbaren Einlass, lässt sich also der zur Wärmeabfuhr in den Wärmetauscher geführte externe Fluidstrom einstellen, also nach Bedarf drosseln oder erhöhen. Dies kann bspw. mit einer Klappe, Blende oder einem verstellbaren Einlassgitter erfolgen. Unabhängig von diesen Details kann der aktuierbare Einlass einen vorteilhaften Betrieb dahingehend erlauben, dass der Einlass während eines Landevorgangs geöffnet wird, was eine erhöhte Kühlleistung und zugleich einen größeren Luftwiderstand ergibt.
In anderen Worten wird zumindest ein Teil der kinetischen Energie in Kühlleistung umgesetzt, wobei durch Erhöhung des durch den Rezirkulationskreislauf geführten Anteils die Temperatur der Brennstoffzelleneinheit gleichwohl in einem adäquaten Bereich gehalten werden kann, sich also jedenfalls ein zum Kühlkreislauf identischer Temperaturabfall vermeiden lässt. Für eine halbleiterbasierte Steuereinheit kann die optimale Betriebstemperatur (Topt 2) zwar höher als dann temporär im Kühlkreislauf eingestellt liegen, gleichwohl lässt sich die Steuereinheit auch bei tieferen Temperaturen noch immer sicher betreiben. Im Ergebnis wird mit dem geschilderten Abkühlen während des Landevorgangs Kälte in dem Kühlkreislauf vorgehalten, was generell hinsichtlich eines nachfolgenden Startvorgangs, insbesondere aber mit Blick auf ein etwaiges Durchstartmanöver von Vorteil sein kann. Es wird dann nämlich temporär wieder mehr elektrische Leistung von der Brennstoffzelleneinheit abgerufen, weswegen diese umgekehrt stärker gekühlt werden muss (stärker als im Normalbetrieb, also z. B. unter Cruise-Bedingung).
Wie bereits vorstehend erwähnt, ist in bevorzugter Ausgestaltung in dem Kühlkreislauf auch ein Reservoir für das Kühlfluid vorgesehen, in dem das Kühlfluid gesammelt und dann erneut zirkuliert werden kann. Bevorzugt ist das Reservoir in dem Kühlkreislauf der ersten und/oder zweiten Wärmequelle nach- und dem Wärmetauscher vorgelagert.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform unterscheiden sich die erste und zweite optimale Betriebstemperatur um mindestens 5 K. In absoluten Werten kann die erste optimale Betriebstemperatur bspw. bei rund 70 °C und die zweite optimale Betriebstemperatur bei rund 60 °C liegen, z. B. jeweils mit einer Schwankungsbreite von +/- 3 °C, vorzugsweise +/-2 °C. Auch unabhängig von diesen Details können mögliche Obergrenzen der Differenz zwischen den optimalen Betriebstemperaturen bspw. bei höchstens 20 K, 15 K oder 10 K liegen.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform weist das Energieversorgungssystem eine Steuerung bzw. Steuereinheit auf, die bspw. in Form eines Microcontrollers als gesonderte Steuerung oder auch funktional in ein übergeordnetes Rechnersystem des Luftfahrzeugs integriert werden kann. Unabhängig von der Umsetzung im Einzelnen sind in der Steuereinheit Befehle zur Veranlassung eines bestimmten Betriebs des Energieversorgungssystems hinterlegt. Über eine entsprechende Befehlsstruktur kann die Steuerung insbesondere dazu eingerichtet sein, die erste Wärmequelle bei einer ersten Temperatur Ti und die zweite Wärmequelle bei einer zweiten Temperatur T2 zu betreiben, die kleiner als die erste Temperatur ist.
Bevorzugt entspricht dabei die erste Temperatur im Wesentlichen der ersten optimalen Betriebstemperatur und die zweite Temperatur im Wesentlichen der zweiten optimalen Betriebstemperatur. Mit der Steuerung kann dabei die erste Temperatur, etwa durch Einstellung des rezirkulierten Anteils, und/oder die zweite Temperatur, etwa durch Ansteuerung des Wärmetauschers, eingestellt werden. Dazu können in die Steuerung bspw. auch an einer oder mehreren Stellen des Kühlkreislaufs erfasste Temperaturen eingehen, kann die Steuerung also mit einem oder mehreren Temperatursensoren verbunden sein.
Die Erfindung betrifft auch ein Luftfahrzeug mit einem vorliegend offenbarten Energieversorgungssystemen, insbesondere ein Flugzeug, bspw. ein Propellerflugzeug. Dessen Antriebssystem, das bspw. mindestens eine Antriebseinheit mit einem Elektromotor und einem Propeller aufweisen kann, in der Regel jedoch sogar mehrmotorig ist, etwa nach Art einer DO 228, wird von der Brennstoffzelleneinheit des Energieversorgungssystems mit elektrischer Leistung versorgt.
Die Erfindung betrifft auch ein Verfahren zum Betreiben eines vorliegend offenbarten Energieversorgungssystems bzw. Luftfahrzeugs, wobei die erste Wärmequelle bei einer ersten Temperatur und die zweite Wärmequelle bei einer zweiten Temperatur betrieben wird. Bevorzugt entsprechen, wie vorstehend im Hinblick auf die Steuerung erläutert, die erste und zweite Temperatur im Wesentlichen der jeweiligen optimalen Betriebstemperatur (z. B. mit einer Abweichung von höchstens +/-3 K oder +/-2 K). Umgekehrt müssen die optimalen Betriebstemperaturen dabei aber nicht exakt erreicht werden, bereits eine Annäherung kann einen adäquaten Betrieb erlauben.
In bevorzugter Ausgestaltung wird zumindest zeitweilig, also zumindest in einem Betriebszustand, ein bereits zur Kühlung der Brennstoffzelleneinheit genutztes Kühlfluid durch den Rezirkulationskreislauf erneut dem ersten Kühlabschnitt zugeführt, also zum Kühlen der Brennstoffzelleneinheit genutzt, bevor es durch den Wärmetauscher gelangt. Damit wird, wie vorstehend im Detail erläutert, für die Brennstoffzelleneinheit eine im Verhältnis zum Kühlkreislauf höhere Temperatur eingestellt. Bevorzugt wird der rezirkulierte Anteil im Zeitverlauf geändert, ist er also in einem ersten Betriebszustand größer in einem zweiten Betriebszustand. Der erste Betriebszustand kann insbesondere dem Normalbetrieb entsprechen, bspw. dem Flug auf Reisehöhe (Cruise-Bedingung). Der zweite Betriebszustand kann hingegen einem Startoder Durchstartmanöver entsprechen, bei dem temporär eine höhere elektrische Leistung und infolgedessen stärkere Kühlung erforderlich ist.
Der Wärmetauscher hat einen aktuierbaren Einlass (siehe vorne), der dann während eines Landevorgangs geöffnet wird. Damit kann in dem Kühlkreislauf Kühlleistung „bevorratet“ werden, vgl. die vorstehenden Anmerkungen im Einzelnen.
Die Erfindung betrifft auch die Verwendung eines Antriebssystems eines Luftfahrzeugs, siehe vorne bezüglich möglicher Details, gemeinsam mit einem vorliegend beschriebenen Energieversorgungssystem.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels näher erläutert, wobei die einzelnen Merkmale im Rahmen der nebengeordneten Ansprüche auch in anderer Kombination erfindungswesentlich sein können und auch weiterhin nicht im Einzelnen zwischen den unterschiedlichen Anspruchskategorien unterschieden wird.
Im Einzelnen zeigt
Figur 1 ein erfmdungsgemäßes Energieversorgungssystem in schematischer Darstellung;
Figur 2 ein Antriebssystem eines Luftfahrzeugs zusammen mit einem Energieversorgungssystem gemäß Figur 1;
Figur 3 in schematischer Darstellung ein Flugzeug mit einem Antriebssystem gemäß Figur 2.
Bevorzugte Ausführung der Erfindung
Figur 1 zeigt ein Energieversorgungssystem 1, das eine erste Wärmequelle 11 und eine zweite Wärmequelle 12, sowie einen Wärmetauscher 13 aufweist, die in einem Kühlkreislauf 14 miteinander verbunden sind. Im Detail handelt es sich bei der ersten Wärmequelle 11 um eine Brennstoffzelleneinheit 21 und bei der zweiten Wärmequelle 12 um eine Steuereinheit 22, konkret eine Motorsteuereinheit 32, vgl. Figur 2 im Detail. In dem Kühlkreislauf 14 ist ferner ein Reservoir 15 vorgesehen, in dem im Betrieb ein Kühlfluid 16 vor einer erneuten Zirkulation durch den Kühlkreislauf 14 gesammelt werden kann. Eine Durchströmungsrichtung 17 des Kühlkreislaufs 14 ist mit Pfeilen gekennzeichnet.
In dem Wärmetauscher 13 wird das Kühlfluid 16 gekühlt, wird also durch einen externen Fluidstrom 18 Wärme abgeführt. Dabei ist ein Einlass 13.1 des Wärmetauschers 13 aktuierbar, lässt sich also die Durchströmung mit dem externen Fluidstrom 18 einstellen. Dem Wärmetauscher 13 nachgelagert werden mit dem Kühlfluid 16 die erste und zweite Wärmequelle 11, 12 gekühlt. Dabei hat der erste Wärmequelle 11 eine erste optimale Betriebstemperatur Topt i und die zweite Wärmequelle 12 eine zweite optimale Betriebstemperatur Topt 2, die kleiner als die erste optimale Betriebs- temperatur ist. Der ersten Wärmequelle 11 ist ein Rezirkulationskreislauf 19 zugeordnet, durch den ein bereits zur Kühlung der ersten Wärmequelle 11 genutztes Kühlfluid anteilig erneut durch den ersten Kühlabschnitt 14.1 geführt, also erneut zum Kühlen der ersten Wärmequelle 11 genutzt werden kann.
Damit kann in dem Kühlkreislauf 14 eine zweite Temperatur T2 eingestellt werden, die z. B. im Wesentlichen der zweiten optimalen Betriebstemperatur entspricht und kleiner als die erste optimale Betriebstemperatur ist. Durch die anteilige Rezirkula- tion lässt sich für die erste Wärmequelle 11 gleichwohl eine erste Temperatur Ti einstellen, die größer als die zweite Temperatur T2 ist und bspw. im Wesentlichen der ersten optimalen Betriebstemperatur entspricht. Bevorzugt ist der rezirkulierte Anteil anpassbar, wozu in dem Rezirkulationskreislauf 19 ein regelbares Ventil 20 vorgesehen sein kann, das mit einer Steuerung 5 angesteuert wird. Bezüglich weiterer Betriebsdetails, insbesondere den aktuierbaren Einlass 13.1 des Wärmetauschers 13 betreffend, wird auf die Beschreibungseinleitung verwiesen.
Figur 2 zeigt das Energieversorgungssystem 1 nur noch schematisch, illustriert jedoch dessen Verbindung mit einem Antriebssystem 40. Dieses weist einen Elektromotor 41 auf, der einen Propeller 42 antreibt, wobei die elektrische Leistung P hierfür von der Brennstoffzelleneinheit 21 zur Verfügung gestellt wird. Diese ist im Einzelnen aus mehreren Stacks 21.1-21.4 aufgebaut, die ihrerseits wiederum jeweils eine Vielzahl Brennstoffzellen fassen (nicht im Einzelnen dargestellt). Gemeinsam mit der Motorsteuereinheit 32, mit welcher der Elektromotor 41 angesteuert wird, bildet die Brennstoffzelleneinheit 21 die beiden Wärmequellen 11, 12, die in dem Energieversorgungssystem 1 in der anhand von Figur 1 erläuterten Weise miteinander verknüpft sind.
Figur 3 zeigt in einer schematischen Aufsicht ein Luftfahrzeug 50, konkret ein Flugzeug 51. Das Antriebssystem 40 umfasst in diesem Fall zwei Motoren 41.1, 41.2 mit einem jeweiligen Propeller 42.1, 42.2, die in diesem Beispiel an den Flügeln 55 des Flugzeugs 51 angeordnet sind. BEZUGSZEICHENLISTE
Energieversorgungssystem 1
Steuerung 5 erste Wärmequelle 11 zweite Wärmequelle 12
Wärmetauscher 13
Einlass 13.1
Kühlkreislauf 14 ersten Kühlabschnitt 14.1
Reservoir 15
Kühlfluid 16
Durchströmungsrichtung 17
Fluidstrom 18
Rezirkulationskreislauf 19
Brennstoffzelleneinheit 21
Stacks 21.1-21.4
Steuereinheit 22
Motorsteuereinheit 32
Antriebssystem 40
Elektromotor 41
Motoren 41.1, 41.2
Propeller 42
Propeller 42.1, 42.2
Motorsteuereinheit 32
Luftfahrzeug 50
Flugzeug 51
Flügel 55

Claims

ANSPRÜCHE Energieversorgungssystem (1) für ein Antriebssystem (40) eines Luftfahrzeugs (50), mit einer ersten Wärmequelle (11) in Form einer Brennstoffzelleneinheit (21), einer zweiten Wärmequelle (12) und einem Wärmetauscher (13), wobei die erste und die zweite Wärmequelle (11, 12) sowie der Wärmetauscher (13) in einem Kühlkreislauf (14) zum Führen eines Kühlfluids (16) miteinander verbunden sind, und wobei die erste Wärmequelle (11) eine erste optimale Betriebstemperatur Topt i hat und die zweite Wärmequelle (12) eine zweite optimale Betriebstemperatur Topt 2 hat, wobei die erste optimale Betriebstemperatur Topt i größer als die zweite optimale Betriebstemperatur Topt 2 ist, Topt 1 > Topt 2, wobei der ersten Wärmequelle (11) in dem Kühlkreislauf (14) ein Rezirkula- tionskreislauf (19) zugeordnet ist, durch den im Betrieb bereits zur Kühlung der ersten Wärmequelle (11) genutztes Kühlfluid (16) vor einem Passieren des Wärmetauschers (13) erneut zum Kühlen der ersten Wärmequelle (11) nutzbar ist, und wobei der Wärmetauscher (13) einen aktuierbaren Einlass (13.1) aufweist. Energieversorgungssystem (1) nach Anspruch 1, bei welchem ein erster Kühlabschnitt (14.1) des Kühlkreislaufs (14) der ersten Wärmequelle (11) zugeordnet ist, wobei der erste Kühlabschnitt (14.1) die Brennstoffzelleneinheit (21) durchsetzt. Energieversorgungssystem (1) nach Anspruch 1 oder 2, bei welchem die zweite Wärmequelle (12) eine elektronische Steuereinheit (22) umfasst. Energieversorgungssystem (1) nach Anspruch 3, bei welchem die elektronische Steuereinheit (22) eine Motorsteuereinheit (32) eines Elektromotors (41) ist, der zur Versorgung mit elektrischer Leistung P mit der Brennstoffzelleneinheit (21) verbunden ist. Energieversorgungssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche mit einem Reservoir (15) für das Kühlfluid (16), welches in dem Kühlkreislauf (14) angeordnet ist. Energieversorgungssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche, bei welchem die erste optimale Betriebstemperatur Topt i um mindestens 5 K größer als die zweite optimale Betriebstemperatur Topt 2 ist. Energieversorgungssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche mit einer Steuerung (5), die dazu eingerichtet ist die erste Wärmequelle (11) bei einer ersten Temperatur Ti und die zweite Wärmequelle (12) bei einer zweiten Temperatur T2 zu betreiben wird, wobei Ti größer als T2 ist, Ti > T2. Luftfahrzeug (50), insbesondere Flugzeug (51), mit einem Energieversorgungssystem (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche. Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs (50) nach Anspruch 8 mit einem Energieversorgungssystems (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, bei welchem die erste Wärmequelle (11) bei einer ersten Temperatur Ti und die zweiten Wärmequelle (12) bei einer zweiten Temperatur T2 betrieben wird, wobei Ti größer als T2 ist, Ti > T2 und bei welchem der aktuierbare Einlass (13.1) bei einem Landevorgang geöffnet wird, um vor einen erneuten Startoder Durchstartvorgang in dem Energieversorgungssystem (1) Kühlleistung anzusammeln. 10. Verfahren nach Anspruch 9, bei welchem zumindest zeitweilig und zumindest anteilig ein bereits zur Kühlung der ersten Wärmequelle (11) genutztes Kühlfluid (16) vor einem Passieren des Wärmetauschers (13) durch den Re- zirkulationskreislauf (19) geführt und erneut zum Kühlen der ersten Wärme- quelle (11) genutzt wird.
11. Verfahren nach Anspruch 10, bei welchem ein durch den Rezirkulationskreis- lauf (19) rezirkulierter Anteil des Kühlfluids (16) in einem ersten Betriebszustand größer als in einem zweiten Betriebszustand ist.
12. Verfahren nach Anspruch 11, bei welchem der erste Betriebszustand einem Normalbetrieb entspricht. 13. Verwendung eines Antriebssystems (40) eines Luftfahrzeugs (50) mit einem
Energieversorgungssystem (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, insbesondere in einem Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 12.
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