DE102010053372A1

DE102010053372A1 - Höhen-Luftfahrzeug

Info

Publication number: DE102010053372A1
Application number: DE102010053372A
Authority: DE
Inventors: Manfred Hiebl; Wolfgang Pongratz
Original assignee: EADS Deutschland GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2010-12-03
Filing date: 2010-12-03
Publication date: 2012-06-06
Anticipated expiration: 2030-12-04
Also published as: US20120138733A1; CN102530231A; DE102010053372B4; BRPI1105957A2; CN102530231B

Abstract

Ein Höhen-Luftfahrzeug, insbesondere ein Stratosphären-Luftfahrzeug, ausgebildet als Prallluftschiff mit einem Rumpf (1), der eine zumindest teilweise mit einem von Luft verschiedenen Traggas, das leichter als Luft ist, insbesondere Wasserstoff, gefüllte Hülle (10) aufweist; zeichnet sich dadurch aus, dass der Rumpf mit zumindest einer ersten Kammer (11) für das Traggas versehen ist; dass der Rumpf (1) zumindest eine zweite Kammer (12) aufweist, die mit Luft befüllbar ist; dass zwischen der ersten Kammer (11) und der zweiten Kammer (12) eine bevorzugt von einer flexiblen Membran gebildete flexible Trennwand (13) vorgesehen ist; und dass die Befüllung der zweiten Kammer (12) mit, vorzugsweise warmer, Luft in Abhängigkeit von der Flughöhe derart steuerbar oder regelbar ist, dass die Hülle (10) des Rumpfs (1) stets prall gefüllt ist.

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Höhen-Luftfahrzeug, insbesondere ein Stratosphären-Luftfahrzeug, das als Prallluftschiff ausgebildet ist.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Eine wesentliche Aufgabe zum Schutz eines Territoriums vor feindlichen Angriffen besteht heutzutage darin, dieses Territorium anfliegende Flugkörper, beispielsweise Raketen, so frühzeitig zu entdecken, dass eine wirksame Bekämpfung dieser Flugkörper möglich ist. Eine derartige Luftraumüberwachung mittels Satelliten durchzuführen ist sehr teuer und aufwendig. Eine in großer Höhe, zum Beispiel in der Stratosphäre, positionierte Beobachtungsplattform könnte daher eine Alternative zu Satelliten darstellen.
Auch für andere Aufgaben, die üblicherweise von Satelliten wahrgenommen werden, könnten Stratosphären-Plattformen eingesetzt werden, so zum Beispiel als Relaisstation für drahtlose Signalübertragung, zum Beispiel um Nachrichtensatelliten zu ersetzen oder zu ergänzen.
STAND DER TECHNIK
Es sind aus dem allgemeinen Stand der Technik unbemannte Fluggeräte auf Ballonbasis bekannt, die vergleichbare Flughöhen erreichen können und niedrige Betriebskosten aufweisen. Diese Ballon-Fluggeräte sind aber nicht im erforderlichen Maße sowohl bezüglich der Höhe, als auch bezüglich der Horizontalen manövrierbar und können daher beispielsweise eine vorgegebene Position nicht gegen die dort herrschenden Höhenwinde einhalten. Insbesondere der in großen Höhen vorherrschende Jetstream, dessen Verlauf nicht konstant ist, erfordert eine geeignete Manövrierbarkeit eines Höhen-Luftfahrzeugs, damit dieses außerhalb oder am Rand des Jetstreams zum Beispiel so positioniert werden kann, dass es in Bezug auf einen Ort auf der Erdoberfläche nahezu stationär ist.
Des Weiteren sind konventionelle Flugzeuge bekannt, die zwar die geforderte Manövrierfähigkeit besitzen, die aber nur eine begrenzte Flugdauer ermöglichen und dabei sehr hohe Betriebskosten verursachen.
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein Höhen-Luftfahrzeug bereitzustellen, welches in der oberen Stratosphäre bis zu einer Höhe von etwa 38 km mit nahezu unbegrenzter Flugdauer und vorzugsweise stationär über Grund positioniert werden kann. Ein derartiges Luftfahrzeug sollte in der Lage sein, eine entsprechende Nutzlastausrüstung sowie eine Antriebs-, Flugregelungs- und Kommunikationsausrüstung sowie die dafür erforderliche Energieversorgung zu tragen und diese autonom zu betreiben.
Diese Aufgabe wird gelöst durch das im Patentanspruch 1 angegebene Höhen-Luftfahrzeug.
VORTEILE
Ein derartiges erfindungsgemäßes Höhen-Luftfahrzeug, das insbesondere als Stratosphären-Luftfahrzeug geeignet ist, ist als Prallluftschiff mit einem Rumpf ausgebildet, der eine zumindest teilweise mit einem von Luft verschiedenen Traggas, das leichter als Luft ist, gefüllte Hülle aufweist. Dieses Traggas ist vorzugsweise Wasserstoff. Erfindungsgemäß zeichnet sich das Höhen-Luftfahrzeug dadurch aus, dass der Rumpf mit zumindest einer ersten Kammer für das Traggas versehen ist, dass der Rumpf zumindest eine zweite Kammer aufweist, die mit Luft befüllbar ist, dass zwischen der ersten Kammer und der zweiten Kammer eine bevorzugt von einer flexiblen Membran gebildete flexible Trennwand vorgesehen ist, und dass die Befüllung der zweiten Kammer mit, vorzugsweise warmer, Luft in Abhängigkeit von der Flughöhe derart steuerbar oder regelbar ist, dass die Hülle des Rumpfs stets prall gefüllt ist. Dazu kann die zweite Kammer mit einer steuerbaren oder regelbaren Befüllungssteuerungsvorrichtung versehen sein.
Diese Ausgestaltung mit zwei Kammern oder zwei Gruppen von Kammern, nämlich einer ersten für das Traggas und einer zweiten für die Befüllung mit Luft besitzt den Vorteil, dass die bei dem Aufstieg von der Erde bis in die Stratosphäre auf das Luftfahrzeug einwirkenden Druckunterschiede ausschließlich durch die in der zweiten Kammer oder in der zweiten Gruppe von Kammern vorgesehene Luft kompensiert werden können, indem beim Aufstieg Luft aus der zweiten Kammer an die Umgebung abgegeben wird, so dass sich das in der ersten Kammer enthaltene Traggas durch Verformung der flexiblen Membran innerhalb der Hülle des Luftfahrzeugs ausdehnen kann, ohne dass das Traggas aus der ersten Kammer abgeblasen werden muss.
Außerdem ermöglicht diese Konstruktion den Druckausgleich, der für eine vertikale Manövrierbarkeit des Höhen-Luftfahrzeugs im Einsatz erforderlich ist. Wenn das Luftfahrzeug seine Höhe ändern muss, beispielsweise aus einer vorher eingenommenen Höhe absinken muss, um einem Höhenwind auszuweichen, so bewegt sich das Luftfahrzeug in eine Höhenlage über Grund, in der ein höherer Außendruck herrscht, der auf die Hülle einwirkt. Um die äußere Struktur des Luftfahrzeugs auch in dieser Höhe mit größerem Umgebungsdruck aufrecht zu erhalten, muss der Druck im Inneren der Hülle des Luftfahrzeugs ebenfalls erhöht werden. Dies kann wiederum durch Einblasen von Umgebungsluft in die zweite Kammer erfolgen. Die Befüllungssteuerungsvorrichtung sorgt somit dafür, dass die Außenkontur des Höhen-Luftfahrzeugs in jeder Flughöhe über Grund konstant bleibt, indem der Druck der Luft in der zweiten Kammer geregelt wird, ohne dass es zu einem Verlust des von Luft verschiedenen Traggases in der ersten Kammer kommt.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn die mit dem von Luft verschiedenen Traggas befüllbare erste Kammer im oberen Teil des Rumpfes vorgesehen ist und wenn die mit Luft befüllbare zweite Kammer im unteren Teil des Rumpfes vorgesehen ist.
Die Trennwand ist vorzugsweise auf ihrer Oberseite reflektierend ausgebildet, wodurch die Abstrahlung von Wärmeenergie in den Weltraum reduziert wird.
Auf ihrer Unterseite ist die Trennwand vorzugsweise infrarot-absorbierend ausgebildet, so dass die von der Erde ausgehende Infrarotstrahlung die in der unteren Kammer befindliche Tragluftfüllung Tag und Nacht deutlich über die in der entsprechenden Höhe herrschende Umgebungstemperatur erwärmt. Dadurch entsteht ein zusätzlicher statischer Auftrieb, ohne dass systemeigene Energiereserven des Luftfahrzeugs verbraucht werden müssen.
Vorteilhaft ist es auch, wenn für die zweite Kammer eine Befüllungssteuerungsvorrichtung vorgesehen ist, die zumindest ein Abblasventil aufweist, mit dem ein kontrolliertes Entweichen von Luft aus der zweiten Kammer ermöglicht ist und wenn die Befüllungssteuerungsvorrichtung zumindest ein Belüftungsgebläse aufweist, mit dem Luft aus der Umgebung in die zweite Kammer pumpbar ist. Auf diese Weise kann die Befüllungssteuerungsvorrichtung eine kontrollierte Regelung des in der zweiten Kammer herrschenden Luftdrucks vornehmen und diesen inneren Luftdruck an die Erfordernisse in der entsprechenden Flughöhe so anpassen, dass die Hülle des Luftfahrzeugs stets prall gefüllt ist, ohne zusammenzufallen und auch ohne der Gefahr ausgesetzt zu sein, aufgrund eines inneren Überdrucks zu platzen.
Die Befüllungssteuerungsvorrichtung weist vorzugsweise einen Solarwärmetauscher auf, der in die zweite Kammer strömende Luft mittels auftreffender solarer Strahlungsenergie erwärmt. Dadurch kann die von außen in die zweite Kammer eingeleitete Umgebungsluft, die in großen Höhen deutlich unter 0°C liegt, mittels Solarwärme vorgewärmt werden, so dass auf diese Weise zusätzliche Auftriebskraft für das Luftfahrzeug entsteht.
Besonders vorteilhaft ist es auch, wenn die Befüllungssteuerungsvorrichtung so ausgebildet ist, dass die im Inneren der zweiten Kammer enthaltene Luft durch den Solarwärmetauscher strömend umgewälzt werden kann. Diese Variante ermöglicht es, die schon in der zweiten Kammer enthaltene Luft durch den Solarwärmetauscher umzuwälzen und zu erwärmen und dadurch die Temperatur der Luft in der zweiten Kammer zu erhöhen, was ebenfalls zu einer Erhöhung der Auftriebskraft des Luftfahrzeugs führt.
Vorzugsweise ist unterhalb des Rumpfes zumindest eine Nutzlast aufnehmende Gondel vorgesehen, die über Tragelemente mit dem Rumpf verbunden ist. Diese Tragelemente können beispielsweise von Spannseilen gebildet sein.
Besonders vorteilhaft ist es auch, wenn der Rumpf mit zumindest einem aerodynamischen Auftrieb erzeugenden Tragflügel versehen ist. Ein derartiger Tragflügel an dem als Prallluftschiff ausgebildeten Höhen-Luftfahrzeug ermöglicht es, zusätzlich zu dem aerostatischen Auftrieb auch einen aerodynamischen Auftrieb zur Steuerung der vertikalen Position des Luftfahrzeugs zu nutzen.
Dabei ist es besonders von Vorteil, wenn der Tragflügel eine im Längsschnitt aerodynamisch geformte Hülle aus einer dünnen Folie, vorzugsweise einer Polyesterfolie oder Aramidfolie (zum Beispiel KEVLAR^®-Folie), oder einem Aramidfasergewebe, aufweist, wenn der Tragflügel in Spannweitenrichtung zumindest einen mit Druckgas befüllbaren Schlauch aufweist, der im befüllten Zustand, vorzugsweise zusammen mit einem als Druckstab ausgebildeten Gitterfachwerkträger, der dem Schlauch einbeschrieben ist und über die ganze Spannweite verläuft, eine Versteifung des Tragflügels gegen Druckkräfte in Spannweitenrichtung bildet und wenn die freien Enden des Tragflügels gegen den Rumpf und/oder gegen eine unter dem Rumpf vorgesehene Gondel mit vorzugsweise Spannseile umfassenden Spanneinrichtungen verspannt sind. Eine wegen ihrer Festigkeit besonders geeignete Polyesterfolie ist eine biaxial orientierte Polyesterfolie, wie sie beispielsweise unter dem Handelsnamen „MYLAR^®” auf dem Markt verfügbar ist.
Dieser Tragflügel zeichnet sich durch sein extrem niedriges Gewicht aus, da er seine Steifigkeit in Spannweitenrichtung ausschließlich von dem mit Druckgas befüllten Schlauch oder mehreren mit Druckgas befüllten Schläuchen erhält. So können beispielsweise mehrere mit Druckgas befüllte Schläuche in Spannweitenrichtung verlaufen, die unterschiedliche Durchmesser aufweisen und die miteinander verbunden und von einer gemeinsamen äußeren Hülle umgeben sind, so dass sich aus diesem Aufbau ein Flügel mit einem aerodynamischen Auftrieb erzeugenden Profil ergibt. Wird als Druckgas zur Befüllung der Schläuche ein Gas eingesetzt, das leichter als Luft ist, beispielsweise Wasserstoff oder Helium, so besitzt der Tragflügel sowohl eine aerostatische Auftriebskomponente, als auch bei entsprechender Anströmung eine aerodynamische Auftriebskomponente.
Die Verspannung der freien Enden des Tragflügels gegen den Rumpf und/oder gegen eine unter dem Rumpf vorgesehene Gondel sorgt dafür, dass der Tragflügel unter der Last der an ihm angreifenden Auftriebskräfte nicht nach oben abknickt. Zusätzlich zu den an den freien Enden des Tragflügels vorgesehenen Spannseilen können am Tragflügel weitere Spannseile zwischen dem jeweiligen freien Ende des Tragflügels und dessen Anbringung am Rumpf befestigt sein, die dann ebenfalls gegen den Rumpf und/oder gegen eine unter dem Rumpf vorgesehene Gondel verspannt sind.
Ist das Höhen-Luftfahrzeug mit zumindest einem einen Propeller aufweisenden Antrieb versehen, so wird das Luftfahrzeug zudem in die Lage versetzt, eigenständig, unabhängig von herrschenden Winden, eine horizontale Positionsveränderung vorzunehmen. Ein derartiges mit einem Antrieb versehenes Höhen-Luftfahrzeug ist somit sowohl horizontal, als auch vertikal manövrierbar.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn der Antrieb in einer unter dem Rumpf vorgesehenen Antriebsgondel angeordnet ist. Auch diese Antriebsgondel ist durch Tragelemente, die beispielsweise von Spannseilen gebildet sein können, mit dem Rumpf und gegebenenfalls auch mit der Nutzlastgondel verbunden. Diese gesonderte Anordnung des Antriebs in einer eigenständigen Antriebsgondel sorgt dafür, dass vom Antrieb ausgehende Schwingungen nicht auf den Rumpf des Luftfahrzeugs und gegebenenfalls auf die Nutzlastgondel übertragen werden, so dass beispielsweise in der Nutzlastgondel vorhandene Instrumente keinen vom Antrieb ausgehenden Erschütterungen ausgesetzt sind.
Als besonders geeignet hat sich ein elektrischer Antriebsmotor erwiesen. Die Antriebsenergie für den elektrischen Antriebsmotor und auch für andere elektrische Verbraucher des Luftfahrzeugs und seiner Nutzlast erfolgt bevorzugt mittels einer photovoltaische Energieversorgungseinrichtung, die versehen ist mit zumindest einem photovoltaischen Solargenerator, der auftreffende solare Strahlungsenergie in elektrische Energie wandelt, und zumindest einem Wasserstoffgenerator zur Erzeugung von Wasserstoff aus Wasser, zumindest einem Wasservorratsbehälter, der mit dem Wasserstoffgenerator über einer erste Wasserleitung verbunden ist, zumindest einem vorzugsweise von der ersten Kammer gebildeten Wasserstoffvorratsbehälter, der über eine erste Wasserstoffleitung mit dem Wasserstoffgenerator verbunden ist, zumindest einer Brennstoffzelle, die über eine zweite Wasserstoffleitung mit dem Wasserstoffvorratsbehälter verbunden ist und die über eine zweite Wasserleitung mit dem Wasservorratsbehälter verbunden ist und einer Steuerungseinrichtung, die mit dem Solargenerator, dem Wasserstoffgenerator und der Brennstoffzelle elektrisch verbunden ist. Wird die obere Kammer als Wasserstoffvorratsbehälter genutzt, so erfüllt der dort gespeicherte Wasserstoff gleichzeitig die Aufgabe des Auftriebsgases und des Brennstoffs für die Brennstoffzelle.
Das parallele Vorsehen eines photovoltaischen Solargenerators, eines Wasserstoffgenerators und einer Brennstoffzelle bei dieser Energieversorgungseinrichtung ermöglicht es, tagsüber, wenn ausreichend solare Strahlungsenergie zur Verfügung steht, einen Teil der vom Solargenerator erzeugten elektrischen Energie zur Erzeugung von Wasserstoff aus Wasser zu verwenden, der dann, wenn nachts keine solare Strahlungsenergie mehr zur Verfügung steht oder wenn nicht ausreichend solare Strahlungsenergie zur Verfügung steht, in der Brennstoffzelle zur Erzeugung von elektrischer Energie mittels der Brennstoffzelle mit Umgebungssauerstoff zu Wasser rekombinert wird. Auf diese Weise steht stets elektrische Energie zur Verfügung, die entweder direkt vom Solargenerator geliefert wird, oder indirekt über die Brennstoffzelle erzeugt wird. Einzige Eingangsenergie für dieses System ist die solare Strahlungsenergie, da Wasser, Wasserstoff und Sauerstoff einen Kreislauf bilden, der Vorratsbehälter für Wasser und für Wasserstoff aufweist.
In einer bevorzugten Weiterbildung weist der Wasserstoffgenerator eine Wasserelektrolysevorrichtung auf.
Der Solargenerator weist zumindest ein mit Solarzellen versehenes Trägerelement auf, das von einem Paneel gebildet ist.
Alternativ kann das Trägerelement von einer dünnen Folie, vorzugsweise einer Polyester-Folie und weiter vorzugsweise von einer biaxial orientierten Polyester-Folie gebildet sein. Dieser Aufbau sorgt für ein sehr geringes Gewicht des Trägerelements, welches insbesondere dann, wenn es von einer biaxial orientierten Polyesterfolie gebildet ist, wie sie beispielsweise unter dem Handelsnamen „MYLAR” bekannt ist, eine sehr hohe Festigkeit bei niedrigem Gewicht aufweist.
Besonders bevorzugt ist es, wenn die Solarzellen Dünnschicht-Solarzellen sind, wobei es sich dabei vorzugsweise um Kadmium-Tellurid-Zellen handelt. Derartige Dünnschicht-Solarzellen weisen ebenfalls ein sehr geringes Gewicht auf, so dass in Verbindung mit dem aus einer dünnen Folie gebildeten Trägerelement ein sehr leichter Solargenerator gebildet ist.
Vorzugsweise ist die photovoltaische Energieversorgungseinrichtung zusätzlich mit einem elektrischen Energiespeicher versehen, der beispielsweise als Akkumulator ausgebildet ist. Dieser elektrische Energiespeicher bildet einen Pufferspeicher, der kurzfristig elektrische Energie abgeben kann, wenn der Solargenerator über einen kurzen Zeitraum nicht mit ausreichend solarer Strahlungsenergie beaufschlagt wird. Dieser elektrische Energiespeicher dient daher zur Überbrückung der Zeit, die benötigt wird, um die Brennstoffzelle zu aktivieren oder, falls die Brennstoffzelle nicht aktiviert wird, zur Überbrückung jener Zeit, die beispielsweise bei einer kurzfristigen Abschattung des Sonnenlichts zu überbrücken ist bis das Sonnenlicht wieder auf den Solargenerator auftrifft.
Die photovoltaische Energieversorgungseinrichtung ist bevorzugt mit einer Steuerungseinrichtung versehen, welche so ausgestaltet ist, dass sie bei Vorhandensein von solarer Strahlungsenergie die vom Solargenerator erzeugte elektrische Energie einem elektrischen Verbraucheranschluss der Energieversorgungseinrichtung zuführt wird und dass sie bei Nicht-Vorhandensein von solarer Strahlungsenergie oder wenn die vom Solargenerator erzeugte elektrische Energie für einen vorgegebenen Energiebedarf nicht ausreicht, die Brennstoffzelle aktiviert, um elektrische Energie an den Verbraucheranschluss zu liefern. Diese Steuerungseinrichtung sorgt somit dafür, dass die Brennstoffzelle automatisch aktiviert wird, wenn nicht ausreichend oder keine solare Strahlungsenergie zur Verfügung steht.
Besonders bevorzugt ist eine Ausgestaltung der Steuerungseinrichtung derart, dass sie bei Vorhandensein von solarer Strahlungsenergie einen Teil der vom Solargenerator erzeugten elektrischen Energie dem Wasserstoffgenerator zuführt, und dass sie dem Wasserstoffgenerator Wasser aus dem Wasservorratsbehälter zuführt, so dass der Wasserstoffgenerator aktiviert wird, um aus dem ihm zugeführten Wasser Wasserstoff zu erzeugen, der im Wasserstoffvorratsbehälter gespeichert wird. Bei dieser Ausführungsform wird von der vom Solargenerator erzeugten elektrischen Energie stets ein Teil dazu verwendet, den Wasserstoffgenerator zu betreiben, um den Wasserstoff zu erzeugen, der von der Brennstoffzelle zur Erzeugung von elektrischer Energie benötigt wird, wenn der Solargenerator keine oder nicht ausreichende elektrische Energie liefert. Dabei kann die Steuerungseinrichtung die Menge an elektrischer Energie, die dem Wasserstoffgenerator zugeführt wird, oder auch die Einschaltzeiten des Wasserstoffgenerators in Abhängigkeit vom vorhandenen Wasserstoffvorrat steuern.
Vorteilhaft ist auch, wenn ein Teil der vom Solargenerator und/oder von der Brennstoffzelle erzeugten elektrischen Energie dem Energiespeicher zugeführt wird, um diesen Aufzuladen. Dadurch wird gewährleistet, dass stets elektrische Energie im Energiespeicher gepuffert wird, um bei Bedarf unmittelbar daraus abgerufen werden zu können.
Vorzugsweise ist der Solargenerator im Inneren der zumindest bereichsweise transparent ausgebildeten Hülle des Luftfahrzeugs angeordnet. Auf diese Weise ist der Solargenerator innerhalb der aerodynamischen Umhüllung des Luftfahrzeugs vorgesehen und stellt keinen zusätzlichen aerodynamischen Widerstand dar. Durch die bereichsweise transparente Ausbildung der Hülle kann die Sonnenstrahlung durch die Hülle hindurch auf den Solargenerator treffen.
Besonders vorteilhaft ist es, wenn der Solargenerator innerhalb der Hülle des Luftfahrzeugs kardanisch gelagert ist und mit einer Nachführeinrichtung versehen ist, die den Solargenerator stets zur Sonne ausrichtet. Diese Variante gestattet es, unabhängig von der Position und Flugrichtung des Luftfahrzeugs das auftreffende Sonnenlicht optimal für die Erzeugung von elektrischer Energie mittels des Solargenerators zu nutzen.
Ist das Luftfahrzeug mit Höhen- und/oder Seitenrudern versehen, die vorzugsweise am Rumpf angebracht sind, so wird die Manövrierbarkeit des als Prallluftschiff ausgebildeten Luftfahrzeugs weiter verbessert. Auch diese Höhen- und/oder Seitenruder können auf die gleiche Weise konstruiert sein wie die Tragflügel, so dass bei geringstem Gewicht eine besonders wirksame Manövrierbarkeit des Luftfahrzeugs erzielt wird.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Es zeigt:
1 eine schematische perspektivische Darstellung eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs; und
2 ein schematisches Schaubild einer photovoltaischen Energieversorgungseinrichtung für das erfindungsgemäße Luftfahrzeug.
DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
In 1 ist schematisch in perspektivischer Darstellung ein erfindungsgemäßes Höhen-Luftfahrzeug gezeigt, das als Prallluftschiff ausgebildet ist. Es weist einen Rumpf 1 auf, der von einer Hülle 10 begrenzt ist und der im Inneren eine obere erste Kammer 11 und eine untere zweite Kammer 12 aufweist. Der Rumpf 1 besitzt die Form eines Ellipsoids, dessen Länge und Durchmesser ein Verhältnis von ungefähr 2,5:1 bilden. Dies stellt eine optimale Kombination von geringer Oberfläche, großem Volumen und geringem aerodynamischen Stirnwiderstand dar.
Die erste Kammer 11 ist mit einem Traggas (Wasserstoff) gefüllt, welches leichter ist als Luft, und die zweite Kammer 12 ist mit Luft befüllt. Zwischen der ersten Kammer 11 und der zweiten Kammer 12 ist eine von einer flexiblen Membran gebildete flexible Trennwand 13 vorgesehen. Die zweite Kammer 12 ist mit einer (in 1 nur symbolisch gezeigten) Befüllungssteuerungsvorrichtung 14 versehen, die die Befüllung der zweiten Kammer 12 mit Luft in Abhängigkeit von der Flughöhe derart steuert oder regelt, dass die Hülle 10 des Rumpfs 1 stets prall gefüllt ist.
Die Luft in der zweiten Kammer 12 wird von der Abwärme der Bordgeräte des Luftfahrzeugs und mit Solarwärme vorgeheizt, um auf diese Weise einen zusätzlichen Auftrieb zu erzielen. Die Befüllungssteuerungsvorrichtung 14 umfasst ein Gebläse, welches ständig mit geringem Überdruck Luft in die zweite Kammer 12 fördert und dadurch die Hülle 10 des Rumpfs 1 prall und in ihrer aerodynamisch günstigen Form hält.
Die Befüllung der ersten Kammer 11 mit Wasserstoff als Traggas wird erfindungsgemäß so bemessen, dass bei der Dienstgipfelhöhe des Luftfahrzeugs die Hülle 10 vollständig mit Wasserstoff gefüllt ist. Diese Dienstgipfelhöhe beträgt beispielsweise 38 km. Das von der Hülle 10 umschlossene Volumen des Rumpfs 1 wird so bemessen, dass der statische Auftrieb des Wasserstoffs 50% bis 60% des Gewichts des Luftfahrzeugs trägt und dass das restliche Gewicht des Luftfahrzeugs durch dynamischen Auftrieb erzeugt wird. Dazu ist das Luftfahrzeug mit einem Tragflügel 2 versehen, der bei ausreichender Fluggeschwindigkeit den erforderlichen Auftrieb leistet. Das von der Hülle 10 umschlossene Volumen des Rumpfs 1 beträgt zum Beispiel bei einem Luftfahrzeuggewicht von 320 kg und einer Dienstgipfelhöhe von 38 km 36.000 m³. Die Länge der Hülle beträgt dann 76 m bei einem Durchmesser von 30 m.
Der Tragflügel 2 besitzt eine im Längsschnitt aerodynamisch geformte Hülle 20 aus einer dünnen Folie, beispielsweise einer biaxial orientierten Polyesterfolie, wie sie unter der Markenbezeichnung „MYLAR^®” am Markt verfügbar ist. Beispielsweise besitzt diese Folie eine Dicke von 12 μm. Zur Versteifung des Tragflügels 2 ist dieser im Inneren in Spannweitenrichtung über im Wesentlichen die gesamte Spannweite mit einem vorderen, ersten Schlauch 21, der den Nasenradius des Flügelprofils bildet, und einem hinteren, zweiten Schlauch 22, der die größte Profildicke von vorzugsweise 18% bei vorzugsweise 50% Profiltiefe bildet, versehen, die im Durchmesser an die aerodynamische Form der Hülle 20 angepasst sind, wobei der zweite, hintere Schlauch 22 einen größeren Durchmesser von vorzugsweise 18% der Profiltiefe aufweist, als der erste, vordere Schlauch 21. Der zweite Schlauch 22 besitzt – wie auch der erste Schlauch 21 – ebenfalls einen – nicht dargestellten – Gitterfachwerkträger im Inneren über die ganze Spannweite. Die beiden Schläuche 21, 22 besitzen eine Außenhaut, die ebenfalls aus einer dünnen Folie gebildet ist, und sind mit Druckgas, vorzugsweise mit Wasserstoff, befüllt. Durch diese Druckgasfüllung werden die Schläuche 21, 22 versteift und bilden auf diese Weise eine tragende Versteifung des Tragflügels 2 in Spannweitenrichtung. Zusätzlich ist jeder der beiden Schläuche 21 und 22 also mit je einem sehr leichten Gitterrohrdruckstabträger, der ihm einbeschrieben ist, versehen, der jeweils Druckkräfte in Spannweitenrichtung aufnehmen kann und damit den Tragflügel zusätzlich gegen Knicken, Druck, Biegung, Kippen und Torsion versteift. Außerdem sind die beiden Gitterrohrdruckstabträger untereinander mit dreiecksförmigen Distanzhaltern versehen, die den Flügel in Flugrichtung versteifen. Das Flügelprofil soll vorzugsweise ein Laminarprofil mit großem Nasenradius an der Position des ersten Schlauchs 21, und einer Profildicke von vorzugsweise 18% an der Position des zweiten Schlauchs 22 bilden. Die Laminarprofilform muss gegebenenfalls durch zusätzliche Versteifungen (Rippen) ausgeformt werden. Die mit Druckgas befüllten und mit Trägern verstärkten Schläuche 21, 22 sorgen nicht nur für eine Versteifung des Tragflügels 2 gegen Knicken, sondern spannen außerdem auch noch die Haut 20 des Tragflügels 2 und bewirken so die gewünschte aerodynamische Profilformung des Flügels. Falls erforderlich können sowohl in Spannweitenrichtung, als auch rechtwinklig dazu, also in Luftfahrzeuglängsrichtung, zusätzlich starre Versteifungselemente vorgesehen sein.
Unterhalb des Rumpfes 1 ist eine Nutzlast aufnehmende Gondel 3 vorgesehen, die über Tragelemente mit dem Rumpf 1 verbunden ist. Die Gondel 3 weist eine aerodynamisch geformte Hülle 30 auf, die aus Gewichtsgründen aus derselben dünnen Folie besteht, wie die Hülle 10 des Rumpfes 1. Die Hülle 30 wird entweder durch starre Strukturelemente oder – wie der Rumpf 1 – durch eine Druckluftfüllung in ihrer aerodynamischen Form gehalten.
Die Tragelemente, mit denen die Nutzlastgondel 3 am Rumpf 1 aufgehängt ist, bestehen aus einem vorderen Spannseil 31, welches sich zwischen der in Flugrichtung vorderen Spitze der Gondel 3 und der Nase des Rumpfs 1 erstreckt. Ein weiteres Spannseil 32 erstreckt sich von der Nase des Rumpfs 1 zum Heck der Gondel 3. Von der Nase der Gondel 3 erstrecken sich weiterhin ein linkes vorderes Spannseil 33 und ein rechtes vorderes Spannseil 34 zum jeweils vorderen Ende der Flügelwurzel, das heißt zu einem vorderen Punkt, an welchem der Tragflügel 2 in den Rumpf 1 übergeht. Weiterhin erstrecken sich ein linkes hinteres Spannseil 33' und ein rechtes hinteres Spannseil 34' vom Heck der Gondel 3 zum jeweils vorderen Ende der Flügelwurzel.
In Flugrichtung hinter der Nutzlastgondel 3 ist eine weitere Gondel, nämlich eine Antriebsgondel 4, vorgesehen, die in ihrem Aufbau der Nutzlastgondel 3 entspricht und eine äußere Hülle 40 aufweist. Die Antriebsgondel 4 nimmt einen Antrieb 5 für das Luftfahrzeug auf, der einen am Heck der Antriebsgondel 4 vorgesehenen Propeller 50 sowie einen in der Antriebsgondel 4 vorgesehenen Antriebsmotor 52 aufweist, der den Propeller 50 über an sich bekannte Kraftübertragungsmittel 53 (Welle, Getriebe) antreibt. Vorzugsweise ist der Antriebsmotor 52 ein Elektromotor.
Um einen guten Vortriebswirkungsgrad und damit einen geringen Energieverbrauch zu erreichen, besitzt der Propeller 50 einen großen Durchmesser und bewegt sich mit geringer Drehzahl. Beispielsweise kann bei einem Fluggewicht von 320 kg und einer Dienstgipfelhöhe von 38 km sowie einer gewünschten Fluggeschwindigkeit von 10 m/sec der Propeller einen Durchmesser von 15 m besitzen, um bei langsamer Drehzahl einen guten Vortriebswirkungsgrad zu erzielen. Der Einsatz so großer Propeller an leichten Luftfahrzeugen ist ohne unerwünschte Schwingungsanregung nur möglich, wenn dieser Propeller nach Art eines Hubschrauberrotorblattes ein durchgehendes Rotorblatt aufweist, das an der Welle mittels eines Schlaggelenks kippbar gelagert ist, so dass der Propeller beim Umlauf bei unsymmetrischer Anströmung, zum Beispiel durch den Rumpfeinfluss, eine Schlagbewegung ausführen kann. Durch das Gelenk können keine Momente auf die Welle übertragen werden, die das Fluggerät in unerwünschte Schwingungen versetzen könnten, die besonders für den Betrieb von Sensoren wie zum Beispiel Teleskopen kritisch sein könnten.
Die Nutzlastgondel 3 ist von der Antriebsgondel 4 mechanisch getrennt am Rumpf 1 aufgehängt um eine Schwingungsübertragung des Antriebs 5 von der Antriebsgondel 4 auf die Nutzlastgondel 5 und auf darin enthaltene Instrumente, beispielsweise optische Überwachungsinstrumente, möglichst wirkungsvoll zu unterbinden. Die Nutzlastgondel 3 kann zudem durch entsprechende dem Fachmann bekannte Geräte um alle drei Achsen lagestabilisiert sein.
Auch die Antriebsgondel 4 ist über Tragelemente mit dem Rumpf 1 verbunden. Diese Tragelemente umfassen ein hinteres mittleres Spannseil 41, welches sich vom Heckabschnitt der Antriebsgondel 4 zum Heck des Rumpfs 1 erstreckt, ein weiteres mittleres Spannseil 46 das sich von der Nase der Antriebsgondel 4 zum Heck des Rumpfes 1 erstreckt, sowie linke und rechte vordere und hintere Spannseile. Das linke hintere Spannseil 42 und das rechte hintere Spannseil 43 verlaufen vom Heck der Antriebsgondel 4 zum rückwärtigen Ende der linken beziehungsweise rechten Flügelwurzel. Das linke vordere Spannseil 44 und das rechte vordere Spannseil 45 verlaufen von der Nase der Antriebsgondel 4 zum hinteren Ende der linken beziehungsweise rechten Flügelwurzel. Über diese Spannseile der Antriebsgondel 4 wird die vom Propeller 50 erzeugte Vortriebskraft auf den Rumpf 1 des Luftfahrzeugs und damit auf alle anderen Elemente des Luftfahrzeugs übertragen.
Des Weiteren sind eine Vielzahl von die Tragfläche 2 zu der Gondel 4 verspannenden Spannseilen vorgesehen, die nachstehend beschrieben werden.
Von den freien Enden des Tragflügels 2 verläuft jeweils ein vorderes Spannseil 23, 24 von der in Flugrichtung gesehen vorderen Seite des Tragflügels 2 zum Bug der Antriebsgondel 4 sowie ein jeweiliges hinteres Spannseil 25, 26 vom hinteren Ende des Tragflügels 2 zum Bug der Antriebsgondel 4. Zusätzlich verläuft von der Vorderseite des jeweiligen freien Endes des Tragflügels 2 ein zweites vorderes Spannseil 23', 24' zum Heck der Antriebsgondel 4. Ein zweites hinteres Spannseil 25', 26' verläuft von der Hinterseite des jeweiligen freien Endes des Tragflügels 2 zum Heck der Antriebsgondel 4.
Weiterhin können an einer oder mehreren Stellen zwischen dem jeweiligen freien Ende des Tragflügels 2 und der diesem benachbarten Flügelwurzel zusätzliche Spannseile vorgesehen sein. Als Beispiel sind in der 1 nur vordere und hintere mittlere Spannseile 27, 27' sowie 28, 28' vorgesehen, die sich von der Tragflügelvorderkante beziehungsweise von der Tragflügelhinterkante zum Bug der Antriebsgondel 4 erstrecken.
Das in 1 gezeigte Höhen-Luftfahrzeug ist am Heck des Rumpfes 1 weiterhin mit einem linken Höhenruder 6 und einem rechten Höhenruder 6' sowie mit einem Seitenruder 7 versehen. Diese Ruder sind als starre Leichtbauelemente ausgebildet. Zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs um die Hochachse ist auf den Höhenrudern 6, 6' das starre Seitenruder 7 aufgesetzt, welches durch zu den freien Enden der Höhenrudern 6, 6' verlaufende vordere Abspannungen 71, 72 und hintere Abspannungen 73, 74 in Position gehalten wird. Die Anordnung der drei Ruder 6, 6', 7 ist mittels eines an Heck des Rumpfs 1 vorgesehenen Schwenklagers 61 um eine Querachse Y schwenkbar am Rumpf 1 gelagert. Eine untere Ruderabspannung 62 ist von einem Spannseil gebildet, das sich vom mittleren hinteren Ende der Ruderanordnung 6, 6', 7 zur Nase der Antriebsgondel 4 erstreckt, und eine obere Ruderabspannung ist von einem Spannseil 63 gebildet, das sich von der oberen Vorderkante des Seitenruders 7 zur Oberseite des Rumpfs 1 erstreckt.
Sowohl der Tragflügel 2, als auch die Höhenruder 6, 6' und das Seitenruder 7 können durch vorzugsweise an den freien Enden angebrachte Abspannungen, die mit einer jeweiligen Rudermaschine verbunden sind, bewegt werden. Im Fall des Tragflügels 2 kann dieser in sich gegenläufig verwunden werden, indem die jeweilige Abspannung 25, 25'; 26, 26' durch eine ihr zugeordnete Rudermaschine auf der einen Seite (zum Beispiel 25, 25') angezogen und auf der anderen Seite (zum Beispiel 26, 26') gelöst wird. Dadurch wird eine Querruderwirkung erzielt, die zur Rollsteuerung des Luftfahrzeugs verwendet wird.
Zur Steuerung um die Nickachse und zur Einstellung des Fluganstellungswinkels werden die Höhenruder 6, 6' verwendet, die schwenkbar am Heck des Rumpfes 1 angebracht sind und die über die untere Ruderabspannung 62 sowie die obere Ruderabspannung 63, die jeweils mit einer Rudermaschine versehen sind, betätigbar sind.
Die bislang beschriebenen Komponenten bilden im Zusammenwirken die Flugkörperzelle des Luftfahrzeugs und können aus am Markt verfügbaren und im Einsatz bewährten Materialien mit den erforderlichen Leistungen aufgebaut werden. Integriert ergeben sie ein Luftfahrzeug, das in einem angestrebten Gesamtgewichtsrahmen von zum Beispiel 320 kg Fluggewicht bleibt und die erforderlichen Flugleistungen erbringt.
Ein so ausgebildetes Höhen-Luftfahrzeug kann in unterschiedlichen Höhen fliegen, ohne beim Aufstieg Traggas durch Überlauf zu verlieren, weil das Traggas in der ersten Kammer, das bestrebt ist, sich mit zunehmender Flughöhe wegen des absinkenden Außendrucks auszudehnen, aufgrund der flexiblen Trennwand 13 eine Möglichkeit zur Ausdehnung besitzt. Ohne dass sich das von der Hülle 10 umschlossene Volumen des Rumpfs 1 ändert, vergrößert sich das Volumen der ersten Kammer 11 und gleichzeitig verringert sich das Volumen der zweiten Kammer 12. Um diese Volumenverringerung der zweiten Kammer 12 zu ermöglichen, wird beim Aufstieg des Luftfahrzeugs Luft aus der zweiten Kammer 12 abgeblasen.
Beim Abstieg des Luftfahrzeugs aus großer Höhe steigt der auf die Hülle 10 einwirkende Umgebungsdruck und um diesen Druckanstieg zu kompensieren wird mittels der Befüllungssteuerungsvorrichtung Umgebungsluft in die zweite Kammer 12 eingeblasen. Die flexible Trennwand 13 zwischen der zweiten Kammer 12 und der ersten Kammer 11 bewirkt in der Folge einen Druckausgleich zwischen der in der zweiten Kammer 12 befindlichen Luft und dem in der ersten Kammer 11 befindlichen Traggas. Auf diese Weise ist gewährleistet, dass die Hülle 10 beim Abstieg aus großer Höhe ihre strömungsgünstige Form beibehält.
Die Trennwand 13 ist auf ihrer Oberseite 13' reflektierend ausgebildet und auf ihrer Unterseite 13'' infrarot-absorbierend ausgebildet. Dazu ist die Oberseite 13' mit einer hochreflektierenden Aluminiumbedampfung oder -beschichtung versehen und die Unterseite ist schwarz eingefärbt. Durch diese Ausgestaltung absorbiert die Unterseite die von der unterhalb des Luftfahrzeugs befindlichen Erde abgegebene Infrarotstrahlung und erwärmt dadurch die in der zweiten Kammer 12 enthaltene Luft bei Tag und bei Nacht um mehr als 50°C über die Umgebungstemperatur, so dass ein zusätzlicher statischer Auftrieb entsteht, ohne Energie zu verbrauchen.
Die Hülle des Rumpfes 10 und auch die Hülle des Tragflügels 2 sind transparent oder transluzent ausgebildet und in dem von der entsprechenden Hülle umschlossenen Inneren des Rumpfes 1 und/oder des Tragflügels 2 sind Photovoltaik-Solargeneratoren vorgesehen, die als Stromgenerator dienen und die an Bord befindlichen Geräte, Instrumente und auch den Antriebsmotor mit elektrischer Energie versorgen. Aus Gewichtsgründen sind die Solargeneratoren aus Dünnschichtsolarzellen, zum Beispiel aus Cadmium-Tellurid-Zellen aufgebaut, die auf eine dünne Folie (zum Beispiel 25 μm) als Trägerelement aufgebracht sind.
Der innerhalb des Rumpfes 1 (zum Beispiel in der ersten Kammer 11) vorgesehene Solargenerator 101, der Bestandteil einer in 2 dargestellten und nachstehend beschriebenen Solarenergieversorgungseinrichtung 100 ist, weist beispielsweise einen Durchmesser von 12 m auf und ist innerhalb des Rumpfes 1 kardanisch aufgehängt. Eine Lageregelungs- und Nachführeinrichtung 15 für diesen kardanisch aufgehängten Solargenerator 101 richtet diesen stets optimal zur Sonne aus und führt diesen der Sonne nach. Der Solargenerator 101 erzeugt aus der einfallenden Strahlung der Sonne elektrischen Strom, der über (nicht gezeigte) elektrische Leitungen an die Hauptstromverbraucher an Bord des Luftfahrzeugs geführt wird. Diese Stromverbraucher sind die in der Nutzlastgondel vorgesehenen Instrumente, Sensoren und Navigationseinrichtungen, der in der Antriebsgondel 4 vorgesehene elektrische Antriebsmotor 52 für den Antrieb des Propellers 50 sowie die noch in Bezug auf 2 beschriebenen elektrischen Einrichtungen.
In 2 ist ein den Solargenerator 101 bildender Stromgenerator gezeigt, der von solarer Strahlungsenergie S beaufschlagt wird. Der Solargenerator 101 ist auf seiner zur Sonne Q gerichteten Oberfläche mit Solarzellen 101 versehen, die auf einem Trägerelement 112 angebracht sind. Obwohl in der Figur nur beispielhaft ein mit Solarzellen 110 versehenes Trägerelement 112 gezeigt ist, kann der Solargenerator 101 selbstverständlich eine Vielzahl großflächiger mit Solarzellen 101 versehener Trägerelemente 112 aufweisen. Auch kann der Solargenerator andere Technologien als Solarzellen aufweisen, mit denen es möglich ist, aus solarer Strahlungsenergie elektrische Energie zu erzeugen.
Die im Solargenerator 101 erzeugte elektrische Energie wird durch eine erste Stromleitung 113 einer Stromverteilereinrichtung 102 zugeführt. Die Stromverteilereinrichtung 102 wird von einer zentralen Steuerungseinrichtung 103 derart gesteuert, dass ein Teil der über die erste Stromleitung 113 zugeführten elektrischen Energie an einen Wasserstoffgenerator 104 weitergeleitet wird, der als Wasserstoffelektrolyseeinrichtung ausgestaltet ist.
Ein weiterer Teil der in die Stromverteilereinrichtung 102 eingeleiteten elektrischen Energie wird an einen Energiespeicher 105, beispielsweise einen Akkumulator, geleitet, um diesen aufzuladen, falls der elektrische Energiespeicher 105 nicht ausreichend geladen sein sollte. Der Rest der der Stromverteilereinrichtung 102 zugeführten elektrischen Energie wird an einen Verbraucheranschluss 120 geleitet, von wo die von der photovoltaische Energieversorgungseinrichtung bereitgestellte elektrische Nutzenergie an elektrische Verbraucher abgegeben werden kann.
Der als Wasserstoffelektrolyseeinrichtung ausgebildete Wasserstoffgenerator 104 wird aus einem Wasservorratsbehälter 106, der von der ersten Kammer 11 des Rumpfes 1 gebildet ist, über eine erste Wasserleitung 160 mit Wasser gespeist. In der ersten Wasserleitung 160 ist ein elektrisch betätigbares Ventil 162 vorgesehen, das von der Steuerungseinrichtung 103 über eine erste Steuerleitung 130 steuerbar ist, um den Wasserzufluss vom Wasservorratsbehälter 106 zur Wasserelektrolyseeinrichtung 104 zu steuern.
Bei Luftfahrzeugen für den Einsatz in niederen bis mittleren Höhen, die größere Geschwindigkeiten erreichen sollen, kann das Wasserstoffgas platzsparend in einem stromlinienförmigen, sehr leichten Überdruckbehälter, vorzugsweise aus hochfester Aramidfaserfolie, vorzugsweise mit 1 bis 2 bar Überdruck gespeichert, was die Mitnahme eines ausreichenden Treibstoffvorrates bei geringem Luftwiderstand gestattet.
Das in die Wasserelektrolyseeinrichtung 104 eingeleitete Wasser wird mittels der von der Stromverteilereinrichtung 102 über eine zweite elektrische Leitung 140 zugeführten elektrischen Energie in Sauerstoff und Wasserstoff gespalten. Der Sauerstoff wird über eine Abblasvorrichtung 142 an die Umgebung abgegeben und der Wasserstoff wird durch eine erste Wasserstoffleitung 144 in einen Wasserstoffvorratsbehälter 107 eingeleitet.
In der ersten Wasserstoffleitung 144 ist ein elektrisch betätigbares Ventil 146 vorgesehen, das von der Steuerungseinrichtung 103 über eine zweite Steuerleitung 132 steuerbar ist, um den Volumenstrom des durch die erste Wasserstoffleitung 144 geförderten Wasserstoffs zu regulieren und um ein zurückströmen von Wasserstoff aus dem Wasserstoffvorratsbehälter 107 in den Wasserstoffgenerator 104 zu unterbinden.
Des weiteren ist in 2 eine Brennstoffzelle 108 schematisch dargestellt, der durch eine zweite Wasserstoffleitung 180 Wasserstoff aus dem Wasserstoffvorratsbehälter zugeführt wird. Wenn ein hohes Leistungsgewicht gefordert wird, kann an Stelle der Brennstoffzelle ein bevorzugt mit Abgasturbolader und Hochdruckwasserstoffgaseinblasung ausgerüsteter Wasserstoffverbrennungsmotor mit einem nachgeschalteten zweiten Stromgenerator vorgesehen sein. Auch in der zweiten Wasserstoffleitung 180 ist ein elektrisch betätigbares Ventil 182 vorgesehen, das über eine dritte Steuerleitung 134 von der Steuerungseinrichtung 103 gesteuert wird, um den Volumenstrom des Wasserstoffs durch die zweite Wasserstoffleitung 180 zu steuern.
Die Brennstoffzelle 108 beziehungsweise der Wasserstoffverbrennungsmotor weist weiterhin eine Belüftungsöffnung 184 auf, durch die Luft und damit Luftsauerstoff aus der Umgebung eintreten kann. In der Brennstoffzelle 108 beziehungsweise dem Wasserstoffverbrennungsmotor mit Stromgenerator wird auf an sich bekannte Weise aus dem zugeführten Wasserstoff und dem eintretenden Luftsauerstoff elektrische Energie erzeugt, die über eine vierte Stromleitung 186 zur Stromverteilereinrichtung 114 geleitet wird.
Das in der Brennstoffzelle 108 beziehungsweise dem Wasserstoffverbrennungsmotor bei der Rekombination von Wasserstoff und Sauerstoff entstehende Wasser wird durch eine zweite Wasserleitung 164 in den Wasservorratsbehälter 106 eingeleitet. Auch in der zweiten Wasserleitung 164 ist ein elektrisch betätigbares Ventil 166 vorgesehen, welches über eine vierte Steuerungsleitung 134 von der Steuerungseinrichtung 103 steuerbar ist.
Die Steuerungseinrichtung 103 ist über eine (in 2 unterbrochen dargestellte) fünfte Steuerungsleitung 135 mit der Stromverteilereinrichtung 114 verbunden, um die Stromverteilereinrichtung 114 und damit die Verteilung des in die Stromverteilereinrichtung 114 über die erste Stromleitung 113 und die vierte Stromleitung 186 eingeleiteten elektrischen Energie zu steuern.
Des Weiteren ist die Steuerungseinrichtung 103 über eine sechste Steuerungsleitung 136 mit dem Wasserstoffgenerator 104 verbunden, um diesen zu steuern. Eine siebte Steuerungsleitung 137 verbindet die Steuerungseinrichtung 103 mit der Brennstoffzelle 108 beziehungsweise dem Wasserstoffverbrennungsmotor mit Generator, um diese(n) zu steuern.
Wie in 2 zu erkennen ist, ist zwischen dem Wasserstoffgenerator 104 und der Brennstoffzelle 108 beziehungsweise dem Wasserstoffverbrennungsmotor ein den Wasservorratsbehälter 106 und den Wasserstoffvorratsbehälter 107 einschließender geschlossener Kreislauf von Wasserstoff (H₂) und Wasser (H₂O) gebildet, wie durch die Pfeile symbolisiert ist. Der Sauerstoff (O₂) wird über einen offenen Kreislauf vom Wasserstoffgenerator 104 zur Brennstoffzelle 108 beziehungsweise dem Wasserstoffverbrennungsmotor durch die Atmosphäre transportiert, wie durch die jeweils angegebenen Pfeile symbolhaft dargestellt ist.
Diese im erfindungsgemäßen Höhen-Luftfahrzeug vorgesehene photovoltaische Energieversorgungseinrichtung wird somit von außen nur durch die solare Strahlungsenergie S gespeist, wobei die gewonnene elektrische Energie zum Teil dazu genutzt wird, Pufferspeicher (Energiespeicher 105 und Wasserstoffvorratsbehälter 107) zu füllen, aus denen dann gespeicherte Energie abgerufen und als elektrische Energie an die Verbraucher abgegeben werden kann, wenn Spitzenlasten dies fordern oder wenn keine oder nicht ausreichend solare Strahlungsenergie S zur Verfügung steht.
Die erfindungsgemäße Konstruktion des Luftfahrzeugs mit einem sehr leichten Prallluftschiffrumpf mit einer Wasserstofftraggasfüllung von beispielsweise 36.000 m³ Volumen bei 320 kg Gesamtgewicht kombiniert mit einem sehr leichten großen Tragflügel (Flügelfläche zum Beispiel 4.000 m²) mit großer Streckung und sehr niedriger Flächenbelastung liefert etwa 50% bis 60% des Gesamtauftriebs durch das Wasserstofftraggas als statischen Auftrieb und den Rest als vom Tragflügel erzeugten dynamischen Auftrieb. Dieser dynamische Auftrieb wird bei einer Geschwindigkeit (zum Beispiel 10 m/sec) erzeugt, die erforderlich ist, um beim Aufstieg in die Stratosphäre dort herrschende Höhenwinde zu überwinden, um so eine stationäre Position über Grund einhalten zu können. Bei dieser Auslegung wird die geringstmögliche Antriebsenergie für die Erzeugung des Gesamtauftriebs benötigt.
Die Ausbildung des Flügels in einer Bauweise, die ähnlich der eines Gleitfallschirms ist, mit Abspannungen und mit zusätzlichen prall aufgeblasenen Stabilisierungsschläuchen in Spannweitenrichtung verhindert ein Einklappen des Flügels bei Turbulenzen. Für den Aufstieg kann das erfindungsgemäße Luftfahrzeug in einer geschützten Umgebung, beispielsweise in einer Schutzhülle, in große Höhe geschleppt werden und erst dort in ruhiger Luft mit dem Wasserstofftraggas befüllt werden und in seinen Betriebszustand aufgeblasen und in Betrieb genommen werden. Diese Vorgehensweise zum Starten des erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs verhindert Beschädigungen der leichten und dünnen Hülle des Rumpfes und der Tragflächen durch Turbulenzen, die in geringer Höhe beim Aufstieg auf das Luftfahrzeug einwirken können.
Das erfindungsgemäße Höhen-Luftfahrzeug besitzt die Fähigkeit, beliebig oft die Höhe innerhalb der Stratosphäre wechseln zu können, ohne dabei Traggas ablassen zu müssen oder Ballast abwerfen zu müssen. Dies wird erreicht durch das Zwei-Kammer-Prinzip mit der zwischen den beiden Kammern vorgesehenen schlaffen Trennmembrane, die die obere mit Wasserstofftraggas gefüllte Kammer von der unteren mit Luft befüllbaren Kammer abtrennt. Die zweite untere Kammer wird durch Einblasen von Luft mit einem Gebläse stets unter einem leichten Überdruck gehalten, sodass die Hülle 10 des Rumpfs 1 zu jeder Zeit prall gespannt bleibt und damit ihre Form behält. Vorzugsweise wird Warmluft in die zweite Kammer eingeblasen. Diese Warmluft wird durch Abwärme der Solargeneratoranlage sowie der Antriebsanlage laufend nachbeheizt, was in einem Luftkreislauf erfolgen kann, bei welchem Luft aus der zweiten Kammer durch einen oder mehrere Wärmetauscher geleitet wird, sich dort erwärmt und dann wieder in die zweite Kammer eingeblasen wird. Diese Warmluft sorgt dann für eine zusätzliche Auftriebskraft.
Vorteilhaft ist auch die Anbringung des Luftfahrzeugantriebs 5 an der unter dem Rumpf 1 hängenden Antriebsgondel 4, wobei der Abstand zwischen dem Rumpf 1 und der Antriebsgondel 4 so gewählt wird, dass er größer ist als der halbe Durchmesser des Propellers 50. Bei einem Propellerdurchmesser von 15 m beträgt der Abstand zwischen der Unterseite des Rumpfs 1 und der in der Mitte der Antriebsgondel verlaufenden Propellerdrehachse mindestens 20 m. Dadurch ist gewährleistet, dass Randwirbel des Propellers keinesfalls die Hülle 10 des Rumpfs 1 treffen und beschädigen können.
Dieses erfindungsgemäße Höhen-Luftfahrzeug kann somit nahezu unbegrenzt in einer Höhe zwischen beispielsweise 30 km und 38 km verbleiben und dort eine stationäre Position über Grund einnehmen. Daher ist das erfindungsgemäße Höhen-Luftfahrzeug besonders geeignet als Beobachtungsplattform oder Kommunikationsplattform. Diese nahezu unbegrenzte Einsatzdauer wird erzielt durch die Nutzung der Solarenergie und die Rekombination von Wasserstoff mittels solarer Energie.
Sollten im Laufe der Zeit Wasserstoffverluste, beispielsweise durch Leckagen, auftreten, so können diese dadurch ausgeglichen werden, dass das Luftfahrzeug zu Zeiten mit geringer Turbulenz in niedrige Flughöhen, beispielsweise unter 20 km Höhe, absteigt, wo die Luftfeuchtigkeit hoch genug ist, sodass mit geeigneten Geräten Wasser aus der feuchten Luft gewonnen werden kann. Auf diese Weise können die Wasservorräte im Wasserstoffvorratsbehälter 107 wieder aufgefüllt werden, sodass das Luftfahrzeug nahezu unbegrenzt in der Luft verbleiben kann.
Beim erfindungsgemäßen Luftfahrzeug wird somit tagsüber der Antriebsmotor 52 für den Propeller 50 direkt vom Solargenerator 101 angetrieben und die überschüssige Energie wird dazu verwendet, in dem Wasserstoffgenerator 104 Wasser aus dem Wasservorratsbehälter 106 in Wasser und Sauerstoff aufzuspalten. Der erzeugte Wasserstoff wird tagsüber in die erste Kammer 11 geleitet und dort gespeichert und unterstützt dadurch die Wasserstofftraggasfüllung bei der Auftriebserzeugung. In der Nacht wird Wasserstoffgas aus der ersten Kammer 11 entnommen und der Brennstoffzelle 108 zugeführt, wobei Strom erzeugt wird, der den Antriebsmotor 52 des Propellers 50 sowie die restlichen Verbraucher des Luftfahrzeugs mit elektrischer Energie versorgt. Das Wasser wird dabei in den Wasservorratsbehälter 106 zurückgeleitet. Dadurch entsteht für den Wasserstoff ein geschlossener Kreislauf, der nahezu unbegrenzt aufrechterhalten werden kann, falls keine Leckagen aus dem Wasserreservoir wieder aufgefüllt werden können.
Die so gewonnene elektrische Energie treibt auch die Rudermaschinen an, die in der beschriebenen Form die Querruder für die Rollsteuerung und das Höhenruder für die Nicksteuerung betätigen.
Das Luftfahrzeug wird präzise gesteuert von einer Steuerung, die ein Differential-GPS-System und ein Inertial-Navigationssystem sowie ein Sternen-Lageregelungssystem (Stelar Attitude Reference System) miteinander kombiniert. Bei dem Sternen-Lageregelungssystem werden automatisch optische Sternpeilungen durchgeführt und das Ergebnis wird mit einer mitgeführten digitalisierten Sternkarte verglichen. Die Messung erfolgt dabei in einer Genauigkeit von ungefähr 25 Microradian RMS. Eine derartig hohe Genauigkeit wird ermöglicht durch die große Flughöhe in der Stratosphäre, bei der die Sicht auf die Sterne nahezu nicht durch atmosphärische Störungen behindert ist. Die so von einem Sternensensor gemessene Position und der gemessene Lagewinkel werden in einem Kalman-Filter zu einem genauen Navigationsdatensatz zusammengefasst, auf den die Steuerung des Luftfahrzeugs und die Sensoren für die Lageregelung des Solargenerators 101 und/oder der Nutzlastgondel 3 zurückgreifen können.
Durch Hinzunahme des Sternen-Lageregelungssystems kann die Richtungsmessung durch die Sensoren im Vergleich zu einer reinen GPS-Trägheitsnavigationseinheit um das zehnfache genauer werden.
Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
Bezugszeichenliste

1: Rumpf
2: Tragflügel
3: Nutzlastgondel
4: Antriebsgondel
5: Antrieb
6: linkes Höhenruder
6': rechtes Höhenruder
7: Seitenruder
10: Hülle
11: erste Kammer
12: zweite Kammer
13: flexible Trennwand
13': Oberseite der Trennwand
13'': Unterseite der Trennwand
14: Befüllungssteuerungsvorrichtung
15: Lageregelungs- und Nachführeinrichtung
20: Hülle
21: erste, vordere Schlauch
22: zweite, hintere Schlauch
23: vorderes Spannseil
23': zweites vorderes Spannseil
24: vorderes Spannseil
24': zweites vorderes Spannseil
25: hinteres Spannseil
25': zweites hinteres Spannseil
26: hinteres Spannseil
26': zweites hinteres Spannseil
27: vorderes mittleres Spannseil
27': vorderes mittleres Spannseil
28: hinteres mittleres Spannseil
28': hinteres mittleres Spannseil
30: Hülle
31: vorderes Spannseil
32: Spannseil
33: linkes vorderes Spannseil
33': linkes hinteres Spannseil
34: rechtes vorderes Spannseil
34': rechtes hinteres Spannseil
40: Hülle
41: mittleres hinteres Spannseil
42: linkes hinteres Spannseil
43: rechtes hinteres Spannseil
44: linkes vorderes Spannseil
45: rechtes vorderes Spannseil
50: Propeller
52: Antriebsmotor
53: Kraftübertragungsmittel
61: Schwenklager
62: untere Ruderabspannung
63: obere Ruderabspannung
67: obere Ruderabspannung
71: vordere Abspannung
72: vordere Abspannung
73: hintere Abspannung
74: hintere Abspannung
100: Energieversorgungseinrichtung
101: Solargenerator
102: Verbraucheranschluss
103: Steuerungseinrichtung
104: Wasserstoffgenerator
105: elektrischer Energiespeicher
106: Wasservorratsbehälter
107: Wasserstoffvorratsbehälter
108: Brennstoffzelle
110: Solarzellen
112: Trägerelement
113: erste Stromleitung
114: Stromverteilereinrichtung
120: elektrischer Verbraucheranschluss
131: erste Steuerungsleitung
132: zweite Steuerungsleitung
133: dritte Steuerungsleitung
134: vierte Steuerungsleitung
135: fünfte Steuerungsleitung
136: sechste Steuerungsleitung
137: siebte Steuerungsleitung
140: zweite elektrische Leitung
142: Abblasvorrichtung
144: erste Wasserstoffleitung
146: elektrisch betätigbares Ventil
150: dritte Stromleitung
160: erste Wasserleitung
162: elektrisch betätigbares Ventil
164: zweite Wasserleitung
166: elektrisch betätigbares Ventil
180: zweite Wasserstoffleitung
182: elektrisch betätigbares Ventil
184: Belüftungsöffnung
186: vierte Stromleitung
Q: Sonne
S: Strahlungsenergie

Claims

Höhen-Luftfahrzeug, insbesondere Stratosphären-Luftfahrzeug, ausgebildet als Prallluftschiff mit einem Rumpf (1), der eine zumindest teilweise mit einem von Luft verschiedenen Traggas, das leichter als Luft ist, insbesondere Wasserstoff, gefüllte Hülle (10) aufweist; dadurch gekennzeichnet, – dass der Rumpf mit zumindest einer ersten Kammer (11) für das Traggas versehen ist; – dass der Rumpf (1) zumindest eine zweite Kammer (12) aufweist, die mit Luft befüllbar ist; – dass zwischen der ersten Kammer (11) und der zweiten Kammer (12) eine bevorzugt von einer flexiblen Membran gebildete flexible Trennwand (13) vorgesehen ist; und – dass die Befüllung der zweiten Kammer (12) mit, vorzugsweise warmer, Luft in Abhängigkeit von der Flughöhe derart steuerbar oder regelbar ist, dass die Hülle (10) des Rumpfs (1) stets prall gefüllt ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, – dass die mit dem von Luft verschiedenen Traggas befüllbare erste Kammer (11) im oberen Teil des Rumpfes (10) vorgesehen ist und – dass die mit Luft befüllbare zweite Kammer (12) im unteren Teil des Rumpfes (10) vorgesehen ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Trennwand (13) auf ihrer Oberseite (13') reflektierend ausgebildet ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Trennwand (13) auf ihrer Unterseite (13'') infrarot-absorbierend ausgebildet ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, – dass eine Befüllungssteuerungsvorrichtung (14) für die zweite Kammer (12) vorgesehen ist, die zumindest ein Abblasventil aufweist, mit dem ein kontrolliertes Entweichen von Luft aus der zweiten Kammer (12) ermöglicht ist, und – dass die Befüllungssteuerungsvorrichtung (14) zumindest ein Belüftungsgebläse aufweist, mit dem Luft aus der Umgebung in die zweite Kammer (12) pumpbar ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Befüllungssteuerungsvorrichtung (14) einen Solarwärmetauscher aufweist, der in die zweite Kammer (12) strömende Luft mittels auftreffender solarer Strahlungsenergie erwärmt.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Befüllungssteuerungsvorrichtung (14) so ausgebildet ist, dass im Inneren der zweiten Kammer (12) enthaltene Luft durch den Solarwärmetauscher strömend umgewälzt werden kann.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass unterhalb des Rumpfes (1) zumindest eine Nutzlast aufnehmende Gondel (3) vorgesehen ist, die über vorzugsweise von Spannseilen (31, 32, 33, 34, 33', 34') gebildete Tragelemente mit dem Rumpf (1) verbunden ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Rumpf (1) mit zumindest einem aerodynamischen Auftrieb erzeugenden Tragflügel (2) versehen ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, – dass der Tragflügel (2) eine im Längsschnitt aerodynamisch geformte Hülle (20) aus einer dünnen Folie, vorzugsweise einer Polyesterfolie, weiter vorzugsweise einer biaxial orientierten Polyesterfolie, aufweist, – dass der Tragflügel (2) in Spannweitenrichtung zumindest einen mit Druckgas befüllbaren Schlauch (21, 22) aufweist, der im befüllten Zustand eine Versteifung des Tragflügels (2) in Spannweitenrichtung bildet, und – dass die freien Enden des Tragflügels (2) gegen den Rumpf (1) und/oder gegen eine unter dem Rumpf (1) vorgesehene Gondel (4) mit vorzugsweise Spannseile (23, 24, 23', 24', 25, 26, 25', 26') umfassenden Spanneinrichtungen verspannt sind.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein mit einem Propeller (50) versehener Antrieb (5) mit einem vorzugsweise elektrisch angetriebenen Antriebsmotor (52) vorgesehen ist, der vorzugsweise in einer unter dem Rumpf (1) vorgesehenen Antriebsgondel (4) angeordnet ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass zur Erzeugung der Antriebsenergie eine photovoltaische Energieversorgungseinrichtung (100) vorgesehen ist mit – zumindest einem photovoltaischen Solargenerator (101), der auftreffende solare Strahlungsenergie (S) in elektrische Energie wandelt; – zumindest einem Wasserstoffgenerator (104) zur Erzeugung von Wasserstoff aus Wasser; – zumindest einem Wasservorratsbehälter (106), der mit dem Wasserstoffgenerator (104) über eine erste Wasserleitung (160) verbunden ist; – zumindest einem, vorzugsweise von der ersten Kammer (11) gebildeten, Wasserstoffvorratsbehälter (107), der über eine erste Wasserstoffleitung (144) mit dem Wasserstoffgenerator (104) verbunden ist; – zumindest einer Brennstoffzelle (108), die über eine zweite Wasserstoffleitung (180) mit dem Wasserstoffvorratsbehälter (107) verbunden ist und die über eine zweite Wasserleitung (164) mit dem Wasservorratsbehälter (106) verbunden ist, und – einer Steuerungseinrichtung (103), die mit dem Solargenerator (101), dem Wasserstoffgenerator (104) und der Brennstoffzelle (108) elektrisch verbunden ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Wasserstoffgenerator (104) eine Wasserelektrolysevorrichtung aufweist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Solargenerator (101) zumindest ein mit Solarzellen (110) versehenes Trägerelement (112) aufweist, das von einem Paneel gebildet ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 12 oder 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Solargenerator (101) zumindest ein mit Solarzellen (110) versehenes Trägerelement (112) aufweist, das von einer dünnen Folie, vorzugsweise einer Polyester-Folie, weiter vorzugsweise von einer biaxial orientierten Polyester-Folie, gebildet ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Solarzellen (110) Dünnschicht-Solarzellen, vorzugsweise Cadmium-Tellurid-Zellen, sind.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 12 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich ein elektrischer Energiespeicher (105), vorzugsweise ein Akkumulator, vorgesehen ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 12 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerungseinrichtung (103) so ausgestaltet ist, – dass sie bei Vorhandensein von solarer Strahlungsenergie die vom Solargenerator (101) erzeugte elektrische Energie einem elektrischen Verbraucheranschluss (102) der Energieversorgungseinrichtung zuführt und – dass sie bei Nicht-Vorhandensein von solarer Strahlungsenergie oder wenn die vom Solargenerator (101) erzeugte elektrische Energie für einen vorgegebenen Energiebedarf nicht ausreicht, die Brennstoffzelle (108) aktiviert, um elektrische Energie an den Verbraucheranschluss (102) zu liefern.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerungseinrichtung (103) so ausgestaltet ist, – dass sie bei Vorhandensein von solarer Strahlungsenergie einen Teil der vom Solargenerator (101) erzeugten elektrischen Energie dem Wasserstoffgenerator (104) zuführt, und – dass sie dem Wasserstoffgenerator (104) Wasser aus dem Wasservorratsbehälter (106) zuführt, sodass der Wasserstoffgenerator (104) aktiviert wird, um aus dem ihm zugeführten Wasser Wasserstoff zu erzeugen, der im Wasserstoffvorratsbehälter (107) gespeichert wird.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 18 oder 19, dadurch gekennzeichnet, dass ein Teil der vom Solargenerator (101) und/oder von der Brennstoffzelle (108) erzeugten elektrischen Energie dem Energiespeicher (105) zugeführt wird, um diesen aufzuladen.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 12 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der Solargenerator (101) im Inneren der zumindest bereichsweise transparent ausgebildeten Hülle (10) des Luftfahrzeugs angeordnet ist.
Höhen-Luftfahrzeug nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, dass der Solargenerator (101) kardanisch gelagert und mit einer Nachführeinrichtung (15) versehen ist, die den Solargenerator (101) zur Sonne (Q) ausrichtet.
Höhen-Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Luftfahrzeug vorzugsweise am Rumpf (1) angebrachte Höhenruder (6, 6') und/oder zumindest ein vorzugsweise am Rumpf (7) angebrachtes Seitenruder (7) aufweist.