本发明涉及一种用于驱动飞行器的方法和一种飞行器。
背景技术：
最近，电气航空变得越来越重要。在电气航空中，串联混合动力驱动系统是积极开发的主题。在这样的混合动力驱动系统中，附加地借助耦合到内燃机上的发电机来产生电能并且将其输送给电动马达。因此，在需要情况下，发电机可以补偿电气飞机的电能存储器的清空。串联混合动力驱动系统的优点在于，不仅电动马达而且内燃机可以在不同的转速下运行，并且由此在两者中在给定消耗的情况下可以实现最大功率或最大效率。为了将电动马达与内燃机彼此去耦合，必须在发电机与电动马达之间插入由多个逆变器构成的功率电子装置，通过所述功率电子装置既可以在频率上又可以在幅度上调制在发电机所产生的电压。
功率逆变器通常具有半导体器件，特别是igbt和/或功率mosfet，它们受到宇宙辐射的严重危害。在飞机的大约10千米的典型巡航高度处，宇宙辐射对半导体器件构成重大危害。在这个高度上，宇宙辐射的通量比海平面高出约20至60倍。因此，由于非常可能的失效，逆变器定期淘汰。
已知通过持久地降低半导体器件上的运行电压或通过增大半导体层来规避这种情况。然而，随着这些措施增加了逆变器的重量。比重量（单位质量的功率）由此大大降低，这在航空中可以构成排除标准。与此相反，如果半导体层的厚度增加，则半导体器件失效的概率甚至可能提高，因为半导体材料与宇宙辐射的相互作用概率与厚度成比例地提高。
还已知在逆变器中使用基于sic或gan部件形式的半导体器件。sic和gan具有比si更高的带隙，这导致辐射决定的雪崩击穿的强烈减少。然而，sic和gan部件是昂贵的，因为sic和gan的晶体结构比硅的晶体结构更复杂，使得难以生长和加工这些材料。
技术实现要素：
现在，本发明的任务是说明一种相对于现有技术改进的用于驱动飞行器的方法，以及说明一种相对于现有技术改进的飞行器。特别地，该方法和飞行器应该能够实现飞行器的失效安全的驱动而不必增加驱动器的重量。
本发明的这个任务通过具有在权利要求1中所说明的特征的方法以及具有在权利要求11中所说明的特征的飞行器来解决。在所属的从属权利要求、以下说明书和附图中说明本发明的优选扩展方案。
根据本发明的用于驱动飞行器的方法使用具有至少两个逆变器模块的多级逆变器。在逆变器模块中的至少一个上，在第一运行状态下施加第一运行电压，并且在第二运行状态下施加比第一运行电压更小的第二运行电压。
根据本发明的方法基于本发明思想借助将例如马达和发电机连接的多级逆变器来驱动飞行器，使得确定电流大小地来设计飞行器的多级逆变器。这意味着，虽然在第一运行状态下，适宜地在飞行器并没有遭受值得一提的宇宙辐射的情形下以高电压和减小电流来运行多级逆变器的一个或多个逆变器模块。然而，在第二运行状态下，有利地在飞行器增加地遭受宇宙辐射的这样的运行状态下（例如只要达到所需的飞行高度），为一个或多个逆变器模块设置较小电压。所施加的电压和/或半导体部件的反向电压是在宇宙辐射的高通量下影响半导体器件的寿命的主导参量。因此，在巡航高度上，在阈值电压附近的几十伏特的电压变化的情况下，由于宇宙辐射在半导体部件中、如在igbt中生成的电荷量已经变化了2至3个数量级。该电荷使半导体部件在短时间内导通。由此产生的热量于是破坏半导体部件。根据本发明，不出现这种情况。
适宜地，在根据本发明的方法中，多级逆变器电气和机械地分成两个或更多个逆变器模块。因此，在相同电流的情况下，关于分别一个单独的逆变器模块，可以以较小的电压工作。因此，可以显着降低通过宇宙辐射破坏多级逆变器的逆变器模块的半导体部件的概率。
有利地，飞行器驱动器的其他组件可以规则地以多个不同的电压电平工作。飞行器起飞时的安全性适宜地通过过大限定多级逆变器来给定。而在巡航期间的安全性由多个冗余的并且用作逆变器的逆变器模块来给定。
根据本发明的方法不需要增加驱动器重量，并且因此也不需要增加飞行器重量。同时，可以避免与宇宙辐射的提高的相互作用概率。根据本发明，不需要昂贵地使用具有由sic和/或gan构成的半导体器件的逆变器模块。
在根据本发明的方法的一种有利的扩展方案中，在第一运行状态下，各一个第一运行电压被施加在逆变器模块的至少两个上，并且在第二运行状态下，各一个分别相对于第一运行电压更小的第二运行电压被施加在逆变器模块的至少两个上。
特别有利地，至少两个逆变器模块中的至少第一和第二逆变器模块可更换地相似地，优选地结构相同地构造。因此，例如逆变器模块可以根据它们是在第一运行状态下还是在第二运行状态下运行而串联或并联连接。适宜地，多级逆变器是电压中间回路逆变器。
优选地，在根据本发明的方法中，在所有逆变器模块上在第一运行状态下施加各一个第一运行电压并且在第二运行状态下施加各一个分别相对于第一运行电压更小的第二运行电压。
适宜地，在根据本发明的方法中脉冲地施加第一和第二运行电压，其中第二运行电压相比第一运行电压具有更长的脉冲持续时间。在本发明的该扩展方案中，一方面通过较长的脉冲持续时间部分地补偿降低的电压电平。另一方面，降低的电压电平适宜地通过较高的电流来补偿。
优选地，在根据本发明的方法中，多级逆变器被考虑用于将发电机的所生成的交流电压转换成给驱动马达馈电的交流电压。在本发明的该扩展方案中，多级逆变器被考虑用于例如为了合适地匹配在发电机与驱动马达之间的频率而对交流电压进行转换。适宜地，多级逆变器是具有子模块的电压中间回路逆变器，所述子模块可以借助功率半导体部件来开关。适宜地，在根据本发明的方法中，功率半导体部件借助脉冲宽度调制或者借助其他调制来开关。
在根据本发明的方法的一个有利的扩展方案中，第二运行状态在起飞期间或之后引起和/或在飞行器着陆之前或期间结束。在本发明的该扩展方案中，第二运行状态完全或主要延伸到飞行器巡航阶段上。恰好在这个阶段中，飞机的多级逆变器遭受宇宙辐射的高通量，使得在本发明的该扩展方案中在巡航阶段中保护一个或多个子模块以免宇宙辐射。此外，巡航不需要如起飞和可能着陆阶段所需的最大功率提供。
在根据本发明的方法的另一种有利的设计方案中，借助多级逆变器提供的功率在第二运行状态下是在第一运行状态下的最大功率的至多80％，优选地，在第二状态下的功率为至多70％，并且理想地至多60％。通常，巡航时的功率需求显著低于起飞时的功率需求。
有利地，在根据本发明的方法中，第一运行状态在飞行器起飞的至少一部分之前和/或期间引起和/或在飞行器着陆的至少一部分之前和/或期间引起。在本发明的该扩展方案中，恰好在以下飞行阶段中能够实现高的最大功率，在所述飞行阶段中可能需要立即的功率提供。
优选地，在根据本发明的方法中，第二运行状态在飞行器的最低高度之上引起。飞行器在海平面上的飞行高度是飞行器所遭受的宇宙辐射的通量的主导参数。
适宜地，执行根据本发明的方法来驱动混合动力飞机。恰好在混合动力飞机中，应对借助转换器将发电机功率转换成马达功率的问题。
这种混合动力飞机的优点在于，这种功率峰值由电池来服务，而发电机和涡轮机可以明显更小且更经济地来设计。
根据本发明的飞行器被构造用于实施如上所述的根据本发明的方法。根据本发明的飞行器具有电驱动器，该电驱动器包括至少一个具有至少两个逆变器模块的多级逆变器。所述至少两个逆变器模块分别被构造和连接用于在第一运行状态下以第一运行电压馈电并且在第二运行状态下以相对于各第一运行电压更低的第二运行电压来馈电。
上面解释的根据本发明的方法的优点相应地适用于根据本发明的飞行器。
在有利的扩展方案中，在根据本发明的飞行器中存在控制装置，该控制装置被构造用于根据飞行高度或飞行动作、尤其是根据所采取的或即将来临的起飞或着陆过程，分别切换第一和/或第二运行状态。适宜地，控制装置实现如上所述的根据本发明的方法。合适地，控制装置获得飞行器飞行高度的数值作为输入参量，所述数值借助检测装置来检测。根据飞行高度的数值切换第一和/或第二运行状态。
特别优选地，根据本发明的飞行器是飞机，特别是混合动力电动飞机。
附图说明
下面借助在附图中示出的实施例详细解释本发明。
其中：图1以框图示意性地示出了具有拥有多级逆变器的传动系的飞行器，图2以框图示意性地示出了根据图1的飞行器的多级逆变器，以及图3以框图示意性地示出了根据图2的多级逆变器的逆变器模块。
具体实施方式
图1中示出的飞行器是混合动力电动飞行器10并且具有传动系20。传动系20包括涡轮机30，其如本身已知那样在需求情况下借助燃料的燃烧来提供机械转动能，并且将机械转动能传送给发电机40用于将机械能转换成电能。发电机40借助于输出侧的交流电压提供电能。
发电机40给整流器50馈电，该整流器50对发电机40的交流电压进行整流。代替整流器50，在另一未特意示出的实施例中可以设置有源逆变器。借助于经整流的电压，在借助发电机40提供过剩能量的情况下，给混合动力电动飞机10的电池60充电。电池60设置为电动飞机10的持久能量源。在电池60放空或强烈增加的能量需求的情况下，涡轮机30和发电机40可以被考虑用于补充的能量供应。
在整流器50和电池60的输出侧，模块化构造的多级逆变器70连接到所述整流器50和电池60上，该多级逆变器将由整流器50和/或电池60提供的直流电压转换成适用于运行飞机10的螺旋桨马达80的适当频率的交流电压。螺旋桨马达80机械连接至飞机10的螺旋桨90的驱动器。
多级逆变器70形成电压中间回路逆变器，其（参见图3）各相u，v，w分别具有三个并联连接的各两个逆变器模块sm的串联电路。各个逆变器模块sm分别包括两个借助igbt（igbt=英文“insulated-gatebipolartransistor绝缘栅双极晶体管）实现的开关t0、t1连同两个空转二极管d0、d1。原则上，在其他实施例（其此外对应于所示出的）中，也可以使用其他晶体管、例如功率mosfet作为开关。借助脉冲宽度调制（原则上，在其他实施例中也可以使用其他调制方法），切换开关t0、t1。p和n之间的中间回路的这里在电容器c上施加的中间回路电压vc借助逆变器模块sm分别转换成逆变器模块的相电压vsm。
通常，螺旋桨马达80在飞机10飞行期间需要非常可预测的负荷曲线：因此，只是在飞机10起飞和爬升期间一开始出现功率峰值。在其余飞行时间期间，特别是在巡航期间，仅需要该功率的大约60％。
相应地，功率峰值借助电池60来服务，而涡轮机30和发电机40更小地设计尺寸。
给螺旋桨马达80馈电的功率借助多级逆变器70通过多级逆变器70的电流来控制，其方式是，将匹配高度和长度的电压脉冲连接到多级逆变器70的子模块的各个半导体器件上，这里连接到开关t0、t1上。
这些电压在飞机10的大的飞行高度上被证明为是非常关键：基本上从飞机10的确定的飞行高度起，由于宇宙辐射，开关t0、t1的失效概率强烈上升。
在此，在这样的飞行高度上由于宇宙辐射的失效概率与分别施加的电压关联：如果超过了电压的确定值，则在半导体部件与宇宙辐射的相互作用下，在半导体部件中生成如此多的电荷，使得该半导体部件短时间导通并通过加热被永久破坏。
按照根据本发明的用来控制多级逆变器70的方法，这个问题在根据本发明的飞机10的多级逆变器70中不出现。
现在，飞机10借助根据本发明的方法如下来驱动：因为飞机10在起飞期间和在爬升开始期间还始终达到相对低的高度，所以宇宙辐射在飞机10这里的并且因此在多级逆变器70这里的粒子通量非常小（进行比较：以海平面为基准，粒子通量比12千米的高度小大约150倍。
因此，在飞机10起飞和初始爬升时的宇宙辐射的粒子通量是没有问题的。
而在以12千米飞行高度、即典型的巡航高度巡航时，宇宙辐射是特别关键的：为了解决这个问题，飞机10的飞行高度借助在附图中未明确示出的控制装置来连续地检测。
在飞机10在起飞之后并且在爬升期间通过的阈值高度之上，现在在多级逆变器70的中间回路上施加的电压和因此还有在多级逆变器70的逆变器模块sm上的电压vc被降低，使得逆变器模块sm在这种运行状态下以具有降低电压的电压脉冲来切换。在此，电压脉冲同时以分别持续更长的脉冲持续时间来切换。为了提供所需的功率，此外较高的电流流动，所述电流分配到多级逆变器70的多个单独的较小的子模块200上。多级逆变器70的细节在图3中示例性示出。