用于载具的功率电子系统、电气系统和推进系统技术方案

用于载具的功率电子系统、电气系统和推进系统。为了提高载具，优选地飞行器中的功率电子设备的冷却能力，本发明专利技术提出使用低温燃料箱(16)来冷却功率电子电路(26)。功率电子电路(26)可以经由低温冷却回路(30)直接通过燃料冷却，或者燃料用于冷却单独的冷却剂箱(32)。控制阀(38)基于功率电子电路(26)的功率开关元件的电气特性和/或基于功率开关元件电连接在一起的方式来控制低温冷却回路(30)内的冷却剂流。例如，控制阀(38)控制冷却剂流，从而实现使漏源电阻(R

【技术实现步骤摘要】
用于载具的功率电子系统、电气系统和推进系统


[0001]本专利技术涉及功率电子设备。此外，本专利技术涉及诸如飞行器的载具的电气系统和推进系统。

技术介绍

[0002]近来，出于对环境的关注，零排放飞行器的概念被更加真诚地讨论和提出。实现这一概念的一个特定候选者是使用低温液态氢(LH2)作为燃料。LH2要么直接用于改装的喷气发动机，要么通过高功率燃料电池(主要以固体氧化物燃料电池SOFCS的形式)转化成电能。在任何一种情况下，飞行器上本质上是电气的并且需要专门的功率电子设备的系统的数量都在增加。因此，工业上需要改进功率电子设备的集成，特别是改进这些系统的冷却。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提高载具(优选飞行器)中的功率电子设备的冷却能力。
[0004]该目的通过本专利技术的主题实现。优选实施例是进一步的主题。
[0005]本专利技术提供了一种功率电子系统，用于控制电气负载并为其提供电能，该功率电子系统包括：
[0006]‑
功率电子电路，该功率电子电路被配置用于控制电气负载并为其供应来自能量源的电能，该功率电子电路具有至少一个功率开关元件；
[0007]‑
低温冷却回路，该低温冷却回路被配置用于冷却功率电子电路，该低温冷却回路具有被配置用于控制低温冷却回路内的冷却剂流的控制阀；以及
[0008]‑
控制器，该控制器被配置用于基于功率开关元件的至少一个电气特性和/或基于功率开关元件电连接在一起的方式来控制该控制阀。
[0009]优选地，控制器被配置成基于每个功率开关元件的漏源电阻的电气特性来控制所述控制阀，使得漏源电阻减小或最小化。
[0010]优选地，控制器被配置成基于每个功率开关元件的温度系数行为和漏源电阻的电气特性来控制所述控制阀，使得漏源电阻减小或最小化。
[0011]优选地，控制器被配置成基于由每个功率开关元件引起的功率损耗的电气特性来控制所述控制阀。
[0012]优选地，控制器被配置成将功率损耗确定为每个功率开关元件的导通损耗和开关损耗的总和。
[0013]优选地，至少两个功率开关元件并联电连接。
[0014]优选地，低温冷却回路包括与功率电子电路热接触的热交换装置。
[0015]优选地，控制阀被布置用于控制到热交换装置的冷却剂流。
[0016]优选地，低温冷却回路包括冷却剂箱，该冷却剂箱被配置成以低于100K、优选温度低于80K、更优选温度低于20K的低温温度储存液化冷却剂，并且冷却剂箱优选地通过控制阀流体连接到热交换装置。
[0017]优选地，冷却回路包括回流管线，该回流管线流体连接到热交换装置，并且该回流管线被配置用于将冷却剂从该热交换装置输送走，优选地输送到冷却剂箱。
[0018]本专利技术提供了一种用于载具(优选地用于飞行器)的电气系统，该系统包括：
[0019]‑
燃料箱，该燃料箱被配置用于以低于100K的低温储存液化燃料；
[0020]‑
燃料电池装置，该燃料电池装置流体连接到燃料箱，并且被配置用于直接从燃料产生电能；
[0021]‑
电气负载，该电气负载被配置用于消耗上述电能；以及
[0022]‑
优选的功率电子系统，该功率电子系统被布置用于控制流向电气负载的电能。
[0023]优选地，燃料箱被布置成与低温冷却回路热接触，优选地与冷却剂箱热接触；或者其中燃料箱形成低温冷却回路的一部分，即，作为该低温冷却回路的冷却剂箱。
[0024]本专利技术提供了一种用于载具(优选地用于飞行器)的推进系统，该系统包括优选的电气装置和被布置用于推进载具的发动机。
[0025]优选地，发动机是形成电气负载的电动发动机。
[0026]优选地，发动机是从燃料箱消耗燃料的喷气式发动机。
[0027]该构思基于低温功率电子设备(PE)领域。在这种情况下，这意味着在从
‑
150℃至
‑
200℃甚至更低的极低温度下使用功率电子设备。由于一些(例如GaN)功率半导体在冷却到非常低的温度时会改善其性能(损耗减少)，因此低温PE是全电动飞行器的推动因素之一。该技术对几乎所有必须以最低重量和体积提供最高功率密度的高功率系统都有用。
[0028]根据一种构思，所描述的方法有助于提高效率，并且还可以允许使用所有半导体技术，而不仅仅是那些在温度范围内具有恒定PTC行为的技术(这在必须将多个半导体并联用于相同的开关的情况下尤为重要)。
[0029]该构思利用了功率半导体的温度依赖性。根据申请人的调查，最低温度不必自动是最佳操作点。特别是对于SiC(碳化硅)MOSFET，温度依赖性似乎在
‑
100℃以下会从正温度系数(PTC)变为负温度系数(NTC)。本文公开的构思允许SiC管芯甚至可以在低于该阈值温度的情况下并联放置。
[0030]可以选择最佳操作点(也适用于完整的系统方法)，并且可以使用所有半导体技术。由此，可以优化整个系统，提高功率密度，并且减小重量和体积。这些都是飞行器电气化的关键因素。
[0031]在一个实施例中，提出了一种具有主动控制的低温冷却回路的功率电子设备设置。该冷却回路允许将使用的功率半导体的结点(junction)保持在几乎恒定的水平。通常，功率模块安装在某种散热器上以消除它们的损耗。这种方法也可以转移到低温领域。通过改变冷却回路中的流量，可以主动控制热传递。如果热传递减少，结点温度会升高，反之亦然。
[0032]在另一个实施例中，考虑了实际负载条件。为了获得所需的结点温度，后者可以基于模型来实时测量或计算。
[0033]管芯的温度可以多种方式选择。在一个实施例中，可以通过控制温度来提高半导体的效率，使得在导通时引起漏源电阻(R
DS
,on)的降低。
[0034]在另一个实施例中，半导体并联布置。控制温度，使得半导体表现出PTC行为。在半导体表现出PTC行为的前提下，可以同时控制温度以降低R
DS
,on。
[0035]在另一个实施例中，控制温度以实现总损耗(导通损耗和开关损耗的总和)的降低。
[0036]在另一个实施例中，可以优化整体系统效率。在另一个实施例中，可以使用较低温度和冷却工作量之间的权衡，因为当温度下降到低温温度时冷却工作量可能强烈增加。
[0037]利用所公开的构思，可以主动控制低温功率电子系统中的结点温度。这允许更高的性能。系统的重量和体积也可以降低。系统的可靠性可以提高，特别是由于热循环的减少。这些构思与多种半导体材料兼容，也有望用于SiC技术。由于冷源优选地位于电路板上，因此可以减少冷却工作量。
附图说明
[0038]下面结合所附的示意图对本专利技术的实施例进行更详细的描述。
[0039]图1描绘了推进系统的第一实施例；以及
[0040]图2描绘了推进系统的第二实施例。
具体实施方式本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种功率电子系统(24)，用于控制电气负载(22)并为所述电气负载(22)供应电能，所述功率电子系统(24)包括：
‑
功率电子电路(26)，所述功率电子电路(26)被配置用于控制电气负载(22)并为所述电气负载(22)供应来自能量源的电能，所述功率电子电路(26)具有至少一个功率开关元件；
‑
低温冷却回路(30)，所述低温冷却回路(30)被配置用于冷却所述功率电子电路(26)，所述低温冷却回路(30)具有控制阀(38)，所述控制阀(38)被配置用于控制所述低温冷却回路(30)内的冷却剂流；以及
‑
控制器(42)，所述控制器(42)被配置用于基于所述功率开关元件的至少一个电气特性和/或基于功率开关元件电连接在一起的方式来控制所述控制阀(38)。2.根据权利要求1所述的功率电子系统(24)，其中，所述控制器(42)被配置成基于每个功率开关元件的漏源电阻(R
DS,on
)的电气特性来控制所述控制阀(38)，使得所述漏源电阻(R
DS,on
)被降低或最小化。3.根据前述权利要求中的任一项所述的功率电子系统(24)，其中，所述控制器(42)被配置成基于每个功率开关元件的温度系数行为和漏源电阻的电气特性来控制所述控制阀(38)，使得所述漏源电阻(R
DS,on
)被降低或最小化。4.根据权利要求1
‑
2中的任一项所述的功率电子系统(24)，其中，所述控制器(42)被配置成基于由每个功率开关元件引起的功率损耗的电气特性来控制所述控制阀(38)。5.根据权利要求4所述的功率电子系统(24)，其中，所述控制器(42)被配置成将所述功率损耗确定为每个功率开关元件的导通损耗和开关损耗的总和。6.根据权利要求1
‑
2中的任一项所述的功率电子系统(24)，其中，至少两个功率开关元件并联电连接。7.根据权利要求1
‑
2中的任一项所述的功率电子系统(24)，其中，所述低温冷却回路(30)包括与所述功率电子电路(26)热接触的热交换装置...

【专利技术属性】
技术研发人员：格哈德，
申请(专利权)人：空中客车简化股份公司，
类型：发明
国别省市：