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Fuel cell power trains are a promising and climate-friendly technology, especially in aviation, since fuel cell systems provide zero CO2 emissions and long flight ranges. One of the greatest challenges is ensuring a sufficient oxygen supply from ambient air to the fuel cell stack. Ambient pressure drops with increasing altitude, and at the same time, the performance of a fuel cell system decreases with lower operating pressure. For this reason, pressurization of the fuel cell supply air is necessary. This thesis investigates the influence of pressure, temperature, and humidity on the performance of a PEM fuel cell system experimentally and based on the findings, a model for the air mass flow and inlet pressure-dependent voltage and power of a 65 kW fuel cell stack is created. Furthermore, a corresponding air supply system, consisting of an air filter, electric turbo compressor, intercooler, membrane humidifier, and throttle valve, is developed and characterized experimentally in a climate chamber and theoretically. The focus is on the shift of the compressor map due to pressure and temperature changes and the resulting operating range of the air supply module. With increasing altitude, the possible air mass flow and the stack outlet pressure decrease significantly. This relationship is explained theoretically, and the operating range for altitudes up to 10 km is calculated. The generated operation maps of the fuel cell stack and the air supply module are merged to determine the performance and efficiency of the coupled system as a function of flight altitude. The results show that high performance is achieved at high mass flow rates and operating pressures. The potential system performance decreases almost linearly with altitude and is, for example, reduced by 20 % at 4000 m flight altitude compared to ground conditions, with system efficiency being 4 % lower for the same power. This work demonstrates the design and performance of an air supply system for airborne fuel cell systems and describes the resulting system performance., Brennstoffzellenantriebe sind besonders in der Luftfahrt eine zukunftsweisende und klimafreundliche Technologie, da Brennstoffzellensysteme kein CO2 ausstoßen und eine hohe Reichweite ermöglichen. Eine der größten Herausforderungen hierbei ist die ausreichende Versorgung des Brennstoffzellenstacks mit Sauerstoff aus der Umgebungsluft. Der Umgebungsdruck sinkt mit steigender Flughöhe stark ab und gleichzeitig sinkt die Leistungsfähigkeit eines Brennstoffzellensystems mit geringerem Betriebsdruck. Aus diesem Grund ist eine Druckaufladung der Brennstoffzellenzuluft notwendig. Im Rahmen dieser Arbeit wird der Einfluss von Druck, Temperatur und Feuchtigkeit auf die Leistungsfähigkeit eines PEM Brennstoffzellensystems experimentell untersucht und darauf aufbauend ein Model zur Bestimmung der Spannung und Leistung eines 65 kW Brennstoffzellenstacks in Abhängigkeit von Luftmassenstrom und Einlassdruck erstellt. Im Weiteren wird ein entsprechendes Luftversorgungsmodul, bestehend aus Luftfilter, elektrischem Turboverdichter, Ladeluftkühler, Membran Befeuchter und Drosselklappe, entwickelt und sowohl experimentell in einer Klimakammer, als auch theoretisch charakterisiert. Der Schwerpunkt liegt hierbei auf der Verschiebung des Verdichter Kennfelds durch Druck- und Temperaturänderungen und dem daraus resultierenden Betriebsbereich des Luftversorgungsmoduls. Mit zunehmender Flughöhe sinken der mögliche Luftmassenstrom und der Stackeinlassdruck signifikant. Dieser Zusammenhang wird theoretisch erklärt und der Betriebsbereich für Flughöhen bis 10 km berechnet. Die generierten Kennfelder des Brennstoffzellenstacks und des Luftversorgungsmoduls werden zusammengeführt, um die Leistungsfähigkeit und Effizienz des gekoppelten Systems in Abhängigkeit der Flughöhe zu ermitteln. Die Ergebnisse zeigen, dass hohe Leistungen bei hohen Massenströmen und hohen Betriebsdrücken erreicht werden. Die mögliche Systemleistung nimmt annähernd linear mit der Flughöhe ab und ist beispielsweise bei 4000 m Flughöhe gegenüber Startbedingungen um 20 % reduziert, wobei die Systemeffizienz bei gleicher Leistung um 4 % geringer ist. In dieser Arbeit wird die Auslegung und die Leistungsfähigkeit eines Luftversorgungsmoduls für Brennstoffzellensysteme in der Luftfahrt aufgezeigt und die daraus resultierende Systemleistung beschrieben.

Das Luftmanagementsystem eines Brennstoffzellenflugzeugs versorgt die Brennstoffzelle mit verdichteter, befeuchteter und erwärmter Umgebungsluft. Die Wahl der optimalen Betriebsparameter und der besten Systemarchitektur ist insbesondere in großen Flughöhen eine komplexe Optimierungsaufgabe. Diese Arbeit untersucht auf Grundlage eines analytischen Modells den Entwurfsraum eines solchen Luftmanagementsystems. Als wichtigste Freiheitsgrade konnten die Wahl des Verdichtungsverhältnisses, der Sauerstoffstöchiometrie und der Befeuchtung stromauf der Brennstoffzelle identifiziert werden. Die wesentlichen Limitierungen des Entwurfsraums sind die Wasserbilanzen von Brennstoffzelle und System, sowie die maximal mögliche Befeuchtung. Für zwei Anwendungsfälle wurden optimale Betriebsparameter und Systemarchitekturen bestimmt. Es wurde gezeigt, dass Turbinen von grundlegender Bedeutung für den Wasserhaushalt und die Effizienz des Systems sind. Außerdem ist in den meisten Fällen eine Verdampfungskühlung der verdichteten Luft ausreichend. Ein Wärmetauscher wird nicht benötigt.

Der Beitrag beschreibt einen neu entwickleten Gepäckschlepper der Fa. Still mit Elektroantrieb, bei dem als Energieversorgung eine modulares Brennstoffzellen-Hybridsystem mit Systemmodulen verschiedener Lizenznehmer des DLR eingesetzt wird. Das Brennstoffzellensystem wird mit Wasserstoff aus einem Hydridspeichersystem versorgt, dass wärmetechnisch mit dem Brensntoffzellen-Kühlsystem gekoppelt ist. Das Brennstoffzellensystem, Aufbau und Funktionsweise und die wärmetechnische Kopplung sind DLR-Entwicklungen und patentrechtlich geschützt.