DE102014224637A1

DE102014224637A1 - Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug

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Publication number: DE102014224637A1
Application number: DE102014224637.7A
Authority: DE
Inventors: Anmelder Gleich
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2014-12-02
Filing date: 2014-12-02
Publication date: 2016-06-02
Anticipated expiration: 2034-12-03
Also published as: DE102014224637B4

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug. Das System umfasst einen einzelnen Hauptverbrennungsmotor (10), eine erste Schubeinheit (50) und eine zweite Schubeinheit (55). Der einzelne Hauptverbrennungsmotor (10) ist dazu ausgebildet, die erste Schubeinheit (50) mittels einer mechanischen Verbindung (60) anzutreiben. Das System umfasst ferner einen Elektromotor (25), der dazu ausgebildet ist, die zweite Schubeinheit (55) anzutreiben. Es ist die erfinderische Idee, ferner einen Generator (20) bereitzustellen, der dazu ausgebildet ist, durch den einzelnen Hauptverbrennungsmotor (10) erzeugte mechanische Energie in elektrische Energie umzuwandeln, wobei der Generator dazu ausgebildet ist, den Elektromotor (25) mit elektrischer Energie zu speisen. Gemäß der Erfindung können beide Schubeinheiten durch den einzelnen Hauptverbrennungsmotor (10) angetrieben werden, was die Verwendung eines größeren, effizienteren Hauptverbrennungsmotors (10) während des normalen Flugbetriebs ermöglicht.

Description

Die Erfindung betrifft ein Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug. Das System umfasst einen Hauptverbrennungsmotor, eine erste Schubeinheit und eine zweite Schubeinheit. Der Hauptverbrennungsmotor ist dazu ausgebildet, die erste Schubeinheit mittels einer mechanischen Verbindung anzutreiben. Das System umfasst ferner einen Elektromotor, der dazu ausgebildet ist, die zweite Schubeinheit anzutreiben.
Bei steigenden Preisen fossiler Brennstoffe und zunehmender Nachfrage nach der Reduzierung schädlicher Emissionen hat die Forschung zu „grüner Energie” und Antriebstechnologien, die eine Alternative zur Verbrennung fossiler Brennstoffe darstellen, weltweit seit etwa dem Beginn des 21. Jahrhunderts zunehmend an Bedeutung gewonnen. Elektroantrieb wird derzeit, hauptsächlich aufgrund des hervorragenden Wirkungsgrads von Elektromotoren, als eine vielversprechende Alternative angesehen. Während Flugzeug-Verbrennungsmotoren üblicherweise mechanische Leistung erzeugen, indem sie nur etwa 30–60% der gesamten in Verbrennungstreibstoff gespeicherten Energie nutzen, wandeln Elektromotoren elektrische Leistung bei Wirkungsgraden, die über 95% erreichen, in mechanische Leistung um. Ein hoher Wirkungsgrad bedeutet, dass nur ein geringer Teil der an Bord gespeicherten elektrischen Energie verschwendet wird. Dies ist eine gute Voraussetzung für „grüneren” Antrieb, denn auch wenn die elektrische Energie in mit fossilen Brennstoffen betriebenen elektrischen Kraftwerken erzeugt wird, weisen die schweren am Boden befindlichen Kraftwerke tendenziell einen signifikant höheren Wirkungsgrad und niedrigere Emissionen als Verbrennungsmotoren auf, die zum Antrieb in Fahrzeugen verwendet werden. Ferner kann elektrische Energie unter Verwendung erneuerbarer Quellen mit null Emissionen erzeugt werden.
Allerdings weisen Elektrofahrzeuge des Standes der Technik, die ausschließlich mit Batterien angetrieben werden, einen entscheidenden Nachteil auf: eine niedrige Ausdauer, die aus der signifikant niedrigeren Energiedichte von Batterien im Vergleich zu Verbrennungstreibstoff auf Kohlenstoffbasis resultiert. Daher sind batteriebetriebene Elektrofahrzeuge nur für einen engen Anwendungsbereich geeignet, bei dem eine hohe Ausdauer nicht erforderlich ist, z. B. Gabelstapler, Golfwagen, Roller etc. Andererseits erfordern die meisten Transportfahrzeuge im Allgemeinen eine hohe Ausdauer, was die Energiespeicherung nur mittels Batterie in den meisten Anwendungen zu einer ungeeigneten Option macht. Hybrid-Elektroantrieb stellt eine Lösung für dieses Problem dar – er bietet einen Kompromiss zwischen dem Wirkungsgrad des Elektro-Antriebs und der hohen Energiedichte von Brennstoff auf Kohlenstoffbasis.
Für Luftfahrzeuge sind zwei grundlegende Hybrid-Elektro-Antriebskonstruktionen bekannt. Die erste Konstruktion wird als Hybrid-Elektro-Parallelstrang (kurz: Parallelstrang) bezeichnet, das zweite als Hybrid-Elektro-Serienstrang (kurz: Serienstrang).
Beide Konstruktionen verbessern den herkömmlichen, nicht-hybriden Antriebsstrang für Luftfahrzeuge, der üblicherweise eine oder mehrere Schubeinheiten umfasst, z. B. einen Propeller oder eine Luftschraube, wobei jede durch einen Verbrennungsmotor mechanisch angetrieben ist.
Bei Parallelstrangsystemen wird jede Schubeinheit durch einen Verbrennungsmotor und einen Elektromotor angetrieben. Ein Elektro-Energiespeichersystem treibt den Elektromotor an. Sowohl der Verbrennungsmotor als auch der Elektromotor sind mit der Schubeinheit durch dieselbe mechanische Verbindung gekoppelt, z. B. durch eine Antriebswelle. In einer solchen Anordnung ist das durch die Antriebswelle gelieferte Drehmoment die Summe der Drehmomentabgabe des Verbrennungsmotors und der Drehmomentabgabe des Elektromotors. Die Hauptleistungsquelle ist üblicherweise der Verbrennungsmotor, während der Elektromotor bei Bedarf einen Leistungsschub bereitstellen kann, z. B. für den Start, Steigflug, Durchstarten etc. Dieser Aufbau reduziert die Schwankung der Leistungsabgabe des Verbrennungsmotors während des Betriebs und lockert so seine Konstruktionserfordernisse und ermöglicht ihm, während des Großteils des Flugzeugnormalbetriebs bei nahezu optimalem Wirkungsgrad zu arbeiten. Beispiele für Parallelstrangsysteme für Luftfahrzeuge sind in den Dokumenten US 2012/0209456 A1 oder US 2013/0227950 A1 offenbart.
In Serienstrangsystemen sind die Verbrennungsmotoren nicht mechanisch mit den Schubeinheiten gekoppelt, sondern es geben nur die Elektromotoren Drehmoment an die Schubeinheiten ab. Die elektrische Leistung, die die Elektromotoren speist, wird durch zumindest einen Verbrennungsmotor geliefert, der einen Generator antreibt, elektrische Leistung zu erzeugen. Zusätzlich dazu kann ein Elektro-Energiespeichersystem bereitgestellt sein, um zusätzliche elektrische Energie an die Elektromotoren abzugeben. Der Serienstrang benötigt daher einen Generator, um die durch den Verbrennungsmotor bereitgestellte mechanische Leistung in elektrische Leistung umzuwandeln, die an den Elektromotor abgegeben wird, der wiederum mechanische Leistung erzeugt, die über eine mechanische Verbindung an die Schubeinheit abgegeben wird. Diese zusätzlichen Komponenten führen üblicherweise zu einem signifikanten Gewichtsnachteil. Außerdem verursachen ein Generator und ein Elektromotor einen gewissen Leistungsverlust: Wenn z. B. beide einen Wirkungsgrad von 97% aufweisen, belaufen sich die kombinierten Verluste der Hybrid-Serien-Leistungsübertragung zwischen dem Verbrennungsmotor und der Schubeinheit auf mehr als 6%. Daher muss der Verbrennungsmotor diese Verluste ausgleichen, indem er entsprechend mehr Leistung erzeugt.
Ungeachtet der involvierten Nachteile kann der Serienstrang dennoch verwendet werden, wenn hohe betriebsbezogene Flexibilität benötigt wird. Der Verbrennungsmotor und die Schubeinheit sind entkoppelt, was beiden ermöglicht, zu jeder Zeit bei Umdrehungsgeschwindigkeiten zu arbeiten, die unabhängig voneinander sind, und so potenziell den Wirkungsgrad beider verbessert. Ferner ermöglicht die Serienanordnung auch einem einzelnen Verbrennungsmotor, mehrere Schubeinheiten anzutreiben, ohne dass ein komplexes und schweres Antriebswellensystem benötigt würde. Das Dokument US/20130062455 A1 offenbart die Konstruktion eines Flugzeugs, das eine hohe betriebsbezogene Flexibilität durch Verwendung eines Serienstrangsystems bietet.
In Anbetracht des oben beschriebenen Standes der Technik ist es die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die Vorteile von sowohl Parallelstrang- als auch Serienstrang-Hybrid-Elektro-Antriebssystemen zu kombinieren und die Nachteile der Systeme des Standes der Technik zumindest teilweise zu vermeiden. Die Aufgabe wird durch die Merkmale der unabhängigen Ansprüche gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen sind in den abhängigen Ansprüchen beschrieben.
Erfindungsgemäß umfasst das Hybrid-Elektro-Antriebssystem einen einzelnen Hauptverbrennungsmotor, der dazu ausgebildet ist, eine erste Schubeinheit anzutreiben, und einen Generator, der dazu ausgebildet ist, durch den einzelnen Hauptverbrennungsmotor erzeugte mechanische Energie in elektrische Energie umzuwandeln und den Elektromotor mit elektrischer Energie zu speisen.
Zunächst werden einige im Zusammenhang der Erfindung verwendete Begriffe erläutert.
Der Begriff „Schubeinheit” umfasst jede Schub oder Auftrieb erzeugende Vorrichtung, wie etwa einen Propeller, eine Luftschraube, einen Auftriebsrotor, eine Auftriebsschraube etc.
Ferner deckt der Begriff „Verbrennungsmotor” jede Art von Vorrichtung ab, die durch die Verbrennung von Treibstoff mechanische Energie erzeugt, wie etwa ein Ottomotor, Atkinson-Zyklus-Motor, Dieselmotor, Zweitakt- oder Sechstakt-Motor, Drehmotor (z. B. ein Wankelmotor), kontinuierlich arbeitender Verbrennungsmotor (z. B. eine Gasturbine) etc.
Der Begriff „Hauptverbrennungsmotor” betrifft einen Verbrennungsmotor, der genügend Leistung bereitstellt, um die erste Schubeinheit über die mechanische Verbindung anzutreiben und um den Generator anzutreiben, sodass gleichzeitig genügend Leistung an die zweite Schubeinheit weitergegeben werden kann. Wenn der Hauptverbrennungsmotor dazu ausgebildet ist, die Schubeinheit anzutreiben, bedeutet dies, dass vom Verbrennungsmotor erzeugte mechanische Energie zumindest teilweise verwendet wird, um die Schubeinheit mittels der mechanischen Verbindung anzutreiben.
Der Schubeinheit „genügend Leistung bereitzustellen” bedeutet, dass im Normalbetrieb die zugeführte Leistung ausreichend ist für alle normalen Flugsituationen, für Flugzeugnotfallbetriebe, wie für die Zertifizierung erforderlich, und/oder für eine Flugsituation, die ein hohes Schubniveau erfordert. Eine „Flugsituation, die ein hohes Schubniveau erfordert” ist zum Beispiel beim Startvorgang, Durchstarten oder jede andere Situation, in der ein vergleichbares Schubniveau erforderlich ist. Wenn ein Hauptverbrennungsmotor, Generator oder Motor zum Beispiel eine Leistungsabgabe liefern soll, die ausreichend für Flugsituationen, die ein hohes Schubniveau erfordern, ist, bedeutet dies, dass die Hauptverbrennungsmotor-, Generator- oder Motorleistungsabgabe eine Stärke hat, die es dem Piloten ermöglicht, mit den Flugsituationen adäquat umzugehen.
Die erfindungsgemäßen Merkmale bieten die Möglichkeit, einen ersten Teil der durch den einzelnen Hauptverbrennungsmotor erzeugten mechanischen Energie zum Antreiben der ersten Schubeinheit zu verwenden. Ein zweiter Teil der durch den Hauptverbrennungsmotor erzeugten mechanischen Energie wird vom Generator verwendet, um elektrische Energie zu erzeugen. Der Generator ist dazu ausgebildet, den Elektromotor mit elektrischer Energie zu speisen, der wiederum dazu ausgebildet ist, die zweite Schubeinheit anzutreiben. Dementsprechend werden zwei Schubeinheiten durch den einzelnen Hauptverbrennungsmotor angetrieben, ohne dass ein komplexes und schweres Antriebswellensystem erforderlich ist.
Verglichen mit den Systemen des Standes der Technik bietet die erfindungsgemäße Konfiguration mehrere Vorteile. Erstens ermöglicht es die vorliegende Erfindung im Gegensatz zum Parallelstrangsystem, nur einen einzelnen Hauptverbrennungsmotor zum Antreiben sowohl der ersten als auch der zweiten Schubeinheit zu verwenden, wie oben beschrieben. Dementsprechend ermöglicht die vorliegende Erfindung, anstatt zwei Verbrennungsmotoren zu verwenden, die jeweils eine einzelne Schubeinheit antreiben (wie es bei einem Parallelstrangsystem der Fall ist), einen einzelnen Hauptverbrennungsmotor größerer Größe zu verwenden. Die Verwendung eines einzelnen Hauptverbrennungsmotors größerer Größe ist vorteilhafter als die Verwendung von zwei gleichwertigen Verbrennungsmotoren kleinerer Größe, da Verbrennungsmotoren tendenziell effizienter sind, wenn sie für höhere Leistungsniveaus konzipiert sind. Dies liegt daran, dass Reibungskräfte (Flüssigkeitsreibung, mechanische Reibung rotierender Teile, Innenluftdruckverluste etc.) tendenziell für kleinere Motoren stärker sind, wenn sie in Relation zur Abgabe des Motors gesetzt werden.
Dementsprechend ermöglicht die vorliegende Erfindung einen effizienteren und daher brennstoffsparenden Betrieb eines Flugzeugs.
Verglichen mit einem Serienstrangsystem bietet die vorliegende Erfindung weitere Vorteile. In einem Serienstrangsystem erzeugt zumindest ein Verbrennungsmotor mechanische Energie, die durch einen Generator in elektrische Energie umgewandelt wird. Die elektrische Energie wird Elektromotoren zugeführt, die jeweils eine Schubeinheit antreiben. Dementsprechend werden in einem Serienstrangsystem mit zwei Schubeinheiten zumindest ein Verbrennungsmotor, ein Generator und zwei Elektromotoren zum Antreiben der Schubeinheiten benötigt. Im Gegensatz dazu schlägt die vorliegende Erfindung vor, die erste Schubeinheit mechanisch anzutreiben und die zweite Schubeinheit elektrisch anzutreiben. Dementsprechend werden nur ein Verbrennungsmotor, ein Generator und ein Elektromotor benötigt, was zu einem Gewichtsvorteil im Vergleich zum Serienstrangsystem führt. Da die erste Schubeinheit mechanisch angetrieben wird, werden ferner elektrische Verluste reduziert.
Aus Sicherheitsgründen müssen Flugzeugantriebssysteme üblicherweise bestimmte Redundanzen im Falle eines Motorversagens bereitstellen. In einer vorteilhaften Ausführungsform umfasst das Hybrid-Elektro-Antriebssystem daher eine Elektro-Energiespeichervorrichtung. Die Elektro-Energiespeichervorrichtung kann jede Vorrichtung sein, die dazu ausgebildet ist, elektrische Energie während des Flugzeugbetriebs zu liefern, und sie kann insbesondere Batterien, Kondensatoren oder Brennstoffzellen umfassen. Es wird ferner bevorzugt, dass der Generator einen Antriebsmodus umfasst, in dem er dazu ausgebildet ist, die erste Schubeinheit anzutreiben. Das bedeutet, dass der Generator dazu ausgebildet ist, sowohl als Generator als auch als Motor (im Antriebsmodus) zum Antreiben der ersten Schubeinheit verwendet zu werden. Die Bereitstellung einer Elektro-Energiespeichervorrichtung in Kombination mit einem Generator umfassend einen Antriebsmodus bringt mehrere Vorteile mit sich.
Manche Arten von Hauptverbrennungsmotoren erfordern die Zufuhr von Energie zum Starten des Motors, zum Beispiel, um Belastungen durch Trägheit und/oder Reibung innerhalb des Motors zu bewältigen. Der Generator kann daher auch dazu ausgebildet sein, den Hauptverbrennungsmotor zu starten. In diesem Fall besteht kein Bedarf an einem eigenen Startermotor für den Hauptverbrennungsmotor.
Erstens kann die Elektro-Energiespeichervorrichtung im Fall eines Versagens des einzelnen Hauptverbrennungsmotors dem Generator und dem Elektromotor elektrische Energie bereitstellen. Der Generator wird in diesem Fall verwendet, um die erste Schubeinheit anzutreiben. Daher können beide Schubeinheiten unter Verwendung elektrischer Energie angetrieben werden, die durch die Elektro-Energiespeichervorrichtung bereitgestellt wird. Es kann in diesem Fall notwendig sein, die erste Schubeinheit vom Hauptverbrennungsmotor zu entkoppeln. Vorzugsweise umfasst das Hybrid-Elektro-Antriebssystem daher eine Entkopplungsvorrichtung zum Koppeln/Entkoppeln des Hauptverbrennungsmotors von der ersten Schubeinheit.
Zweitens ermöglichen die oben genannten Merkmale das Nutzen weiterer Vorteile des Hybridantriebssystems. Zum Beispiel ist es möglich, den Hauptverbrennungsmotor während Phasen, in denen nur wenig Leistung benötigt wird, abzuschalten, zum Beispiel während Rollphasen (in denen sich das Flugzeug am Boden bewegt) oder während Sinkflugphasen. Ferner ist es möglich, während Flugphasen, in denen viel Leistung benötigt wird (zum Beispiel während den Flugphasen: Steigflug, Start oder Durchstarten), die Elektro-Energiespeichervorrichtung zu verwenden, um dem Elektromotor zum Antreiben der zweiten Schubeinheit zusätzliche Energie bereitzustellen. Der Generator kann auch dazu ausgebildet sein, der Elektro-Energiespeichervorrichtung elektrische Energie zuzuführen. Daher kann der Generator dazu verwendet werden, die Elektro-Energiespeichervorrichtung wiederaufzuladen.
In manchen Situationen kann eine Elektro-Energiespeichervorrichtung jedoch nicht in der Lage sein, eine ausreichende Menge an Leistung für eine ausreichende Dauer abzugeben. Dies kann insbesondere dann der Fall sein, wenn das Antriebssystem in Flugzeugen verwendet wird, die in der Lage sein müssen, nach einem Versagen des Hauptverbrennungsmotors eine Umleitungsmanöver Ausweichmission zu fliegen. Die Herausforderung besteht darin, dass ein Ausweichen üblicherweise eine große Menge an gespeicherter Energie benötigt, und wie bereits ausgeführt, machen die niedrigen Energiedichten bekannter Elektro-Energiespeichertechnologien diese unzweckmäßig für solche Anwendungen. Wenn der Hauptverbrennungsmotor in einem großen Flugzeug versagt, kann zusätzlich zu der Elektro-Energiespeichervorrichtung eine weitere Reserveenergiequelle benötigt werden
In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst das Hybrid-Elektro-Antriebssystem daher einen Reserveverbrennungsmotor. Vorzugsweise ist der Reserveverbrennungsmotor dazu ausgebildet, die zweite Schubeinheit mittels einer mechanischen Verbindung anzutreiben. Es ist ferner bevorzugt, dass eine Entkopplungsvorrichtung zum Koppeln/Entkoppeln des Reserveverbrennungsmotors von der zweiten Schubeinheit bereitgestellt ist. In diesem Fall kann der Reserveverbrennungsmotor mit der zweiten Schubeinheit gekoppelt sein, falls er benötigt wird, und er kann von der zweiten Schubeinheit entkoppelt sein, falls die zweite Schubeinheit nur vom Elektromotor angetrieben wird.
In einer alternativen Ausführungsform könnte der Reserveverbrennungsmotor mit einem Hilfsgenerator mechanisch verbunden sein, um dem Elektromotor und/oder dem Generator zum Antreiben der ersten und/oder zweiten Schubeinheit elektrische Leistung zu liefern. Der Reserveverbrennungsmotor kann auch verwendet werden, um die Elektro-Energiespeichervorrichtung wiederaufzuladen.
In einer vorteilhaften Ausführungsform umfasst der Elektromotor einen Erzeugungsmodus, in dem er dazu ausgebildet ist, durch den Reserveverbrennungsmotor erzeugte mechanische Energie in elektrische Energie umzuwandeln und den Generator mit der elektrischen Energie zu speisen. Gemäß diesem Merkmal kann der Elektromotor als Generator verwendet werden, um Elektrizität zum Antreiben der ersten Schubeinheit zu erzeugen. Zusätzlich dazu kann der Elektromotor auch dazu ausgebildet sein, die Elektro-Energiespeichervorrichtung mit elektrischer Energie zu speisen.
Es ist ferner bevorzugt, dass der Reserveverbrennungsmotor kleiner und/oder leichter als der Hauptverbrennungsmotor konstruiert ist. Zum Beispiel kann die maximale Leistungsabgabe des Reserveverbrennungsmotors ein Ausmaß aufweisen, das für Flugsituationen, die ein hohes Schubniveau erfordern, nicht ausreicht. Vorzugsweise kann die maximale Leistungsabgabe des Reserveverbrennungsmotors weniger als 60%, vorzugsweise weniger als 45%, weiter vorzugsweise weniger als 30% der maximalen Leistungsabgabe des einzelnen Hauptverbrennungsmotors betragen. Der Reserveverbrennungsmotor kann daher kleiner und/oder leichter als der Hauptverbrennungsmotor konstruiert sein, sodass im Fall eines Versagens des Hauptverbrennungsmotors ein Ausweichflug bei geringeren Höhen und niedrigeren Geschwindigkeiten als bei normalem Reiseflug durchgeführt werden kann, wodurch nur ein Bruchteil des während des Reiseflugs erforderlichen Schubniveaus benötigt wird. Andererseits erfordern manche Situationen viel höhere Schubniveaus, z. B. Start- oder Durchstartsituationen. Allerdings sind das Durchstarten und der Startvorgang von relativ kurzer Dauer und benötigen daher nicht viel gespeicherte Energie, was bedeutet, dass die Elektro-Energiespeichervorrichtung für diese Situationen ohne signifikanten Gewichtsnachteil eine geeignete Menge Reserveenergie speichern kann. Diese gespeicherte Reserve elektrischer Energie kann dem Generator und dem Elektromotor zugeführt werden und so den Reserveverbrennungsmotor im Fall von Flugsituationen, die ein hohes Schubniveau erfordern, unterstützen. Die bevorzugte Ausführungsform wendet daher tatsächlich zwei Verbrennungsmotoren an, wobei einer davon jedoch leichter und/oder kleiner konstruiert ist und hauptsächlich als Reservevorrichtung verwendet wird. Es ist daher nicht erforderlich, zwei Motoren vergleichbarer Größe bereitzustellen, was eine Kosten- und Gewichtsersparnis ermöglicht; gleichzeitig wird die Wirkungsgrad reduzierende Leistungsteilung während des Normalbetriebs vermieden.
In einer bevorzugten Ausführungsform wird die Übertragung elektrischer Energie zwischen der Elektro-Energiespeichervorrichtung, dem Generator und dem Elektromotor durch ein Leistungsverwaltungs- und Verteilungssystem gesteuert. Wenn der Generator oder der Elektromotor zu irgendeinem Zeitpunkt während des Betriebs elektrische Energie erzeugt, kann ein solches Leistungsverwaltungs- und Verteilungssystem die erzeugte Abgabe elektrischer Leistung handhaben, indem es sie entweder der Elektro-Energiespeichervorrichtung zum Wiederaufladen oder jeweils dem verbleibenden Generator oder Elektromotor zuweist, oder indem es einen Teil der Leistung der Elektro-Energiespeichervorrichtung und den Rest der Leistung jeweils dem verbleibenden Generator oder Elektromotor zuführt. Wenn sowohl Generator als auch Elektromotor mittels Umwandlung mechanischer Energie von jeweils Hauptverbrennungsmotor und Reserveverbrennungsmotor elektrische Energie erzeugen, kann das Leistungsverwaltungs- und Verteilungssystem die entsprechende Abgabe elektrischer Leistung handhaben und sie der Elektro-Energiespeichervorrichtung zum Wiederaufladen zuführen.
Das Hybrid-Elektro-Antriebssystem kann zumindest eine weitere Schubeinheit umfassen, die durch zumindest einen weiteren Elektromotor angetrieben wird, wobei der Generator und/oder Elektromotor dazu ausgebildet ist, den zumindest einen weiteren Elektromotor mit elektrischer Energie zu speisen. Mittels dieser Konfiguration kann das erfindungsgemäße System, falls erforderlich, auf jede Anzahl von Schubeinheiten erweitert werden.
Die vorliegende Erfindung betrifft ferner ein Flugzeug umfassend eine Flugzeugzelle und ein Hybrid-Elektro-Antriebssystem gemäß der vorliegenden Erfindung.
Die Erfindung stellt ferner ein Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs unter Verwendung eines Hybrid-Elektro-Antriebssystems gemäß der vorliegenden Erfindung bereit. Das erfindungsgemäße Verfahren ist dadurch gekennzeichnet, dass es die folgenden Schritte umfasst: Antreiben einer ersten Schubeinheit mittels eines einzelnen Hauptverbrennungsmotors, Antreiben eines Generators mittels des Hauptverbrennungsmotors, Speisen eines Elektromotors mit durch den Generator erzeugter elektrischer Energie und Antreiben einer zweiten Schubeinheit mittels des Elektromotors. Das erfindungsgemäße Verfahren kann ferner erweitert werden, indem eines oder mehrere der oben im Zusammenhang mit dem erfindungsgemäßen Hybrid-Elektro-Antriebssystem beschriebenen Merkmale verwendet werden.
Die Merkmale, Ziele und Vorteile der Erfindung werden noch verständlicher durch die folgende beispielhafte Beschreibung bevorzugter Ausführungsformen in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen, die Folgendes zeigen:
1: ein schematisches Diagramm, einer ersten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Hybrid-Elektro-Antriebssystems,
2: ein schematisches Diagramm, einer alternativen Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Leistungsverwaltungs- und Verteilungssystems, das mit einer Vielzahl von Elektromotoren und Generatoren gekoppelt ist,
3: ein schematisches Diagramm, einer Detailansicht der mechanischen Verbindung zwischen dem Hauptverbrennungsmotor und der ersten Schubeinheit sowie zwischen dem Reserveverbrennungsmotor und der zweiten Schubeinheit,
4: ein schematisches Diagramm, einer zweiten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Hybrid-Elektro-Antriebssystems mit mehr als zwei Schubeinheiten, und
5: ein schematisches Diagramm, einer alternativen Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Hybrid-Elektro-Antriebssystems.
1 zeigt ein schematisches Diagramm einer ersten bevorzugten Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Hybrid-Elektro-Antriebssystems. Das System umfasst zwei Schubeinheiten 50 und 55, einen einzelnen Hauptverbrennungsmotor (MCE) 10, einen Reserveverbrennungsmotor (BCE) 15, einen Brennstofftank 80, Brennstoffleitungssysteme 90 und 95, einen Generator 20, einen Elektromotor 25, eine Elektro-Energiespeichervorrichtung (EES-Vorrichtung) 40, ein Leistungsverwaltungs- und Verteilungs(PMD)-System 30 und Elektroleitungssysteme 70, 71 und 75. Jede der Schubeinheiten 50 und 55 ist jeweils mit einer mechanischen Verbindung 60 oder 65 verbunden. Die mechanischen Verbindungen 60, 65 können eine Antriebswelle sein. Die mechanische Verbindung 60 koppelt den Generator 20 mit der Schubeinheit 50; die mechanische Verbindung 65 koppelt den Elektromotor 25 mit der Schubeinheit 55. Der MCE 10 ist die Hauptleistungsquelle während des Normalbetriebs; er ist mit der Schubeinheit 50 über die mechanische Verbindung 60 parallel mit dem Generator 20 gekoppelt. Der BCE 15 ist eine Reserveleistungsvorrichtung, die eine maximale Leistungsabgabe von nur 30% der maximalen Leistungsabgabe des MCE 10 aufweist und daher für Flugsituationen, die ein hohes Schubniveau erfordern, nicht ausreichend ist; er ist mit der Schubeinheit 55 über die mechanische Verbindung 65 parallel mit dem Elektromotor 25 gekoppelt.
Während des Normalbetriebs ist der MCE 10 in Verwendung und der BCE 15 nicht in Verwendung. In diesem Fall verbrennt der MCE 10 Treibstoff, um mechanische Energie zu erzeugen. Ein erster Teil der mechanischen Energie wird an die erste Schubeinheit 50 mittels der mechanischen Verbindung 60 übertragen, um die erste Schubeinheit 50 anzutreiben. Ein zweiter Teil der mechanischen Energie wird durch den Generator 20 in elektrische Energie umgewandelt, mit der der Elektromotor 25 gespeist wird. Der Elektromotor wiederum wandelt die elektrische Energie in mechanische Energie um, um die zweite Schubeinheit 55 anzutreiben. Die durch den Generator erzeugte elektrische Energie kann auch der EES-Vorrichtung 40 zum Wiederaufladen zugeführt werden. Die Verteilung elektrischer Energie wird durch das PMD-System 30 gesteuert.
Im Fall eines Versagens des MCE 10 kann der BCE 15 verwendet werden. In diesem Fall verbrennt der BCE 15 Treibstoff, um mechanische Energie zu erzeugen. Ein erster Teil der mechanischen Energie wird an die zweite Schubeinheit 55 mittels der mechanischen Verbindung 65 übertragen, um die zweite Schubeinheit 55 anzutreiben. Ein zweiter Teil der mechanischen Energie kann durch den Elektromotor 25 (der in diesem Fall als Generator verwendet wird) in elektrische Energie umgewandelt werden, mit der der Generator 20 gespeist wird. Der Generator (der in diesem Fall im Antriebsmodus verwendet wird) wandelt die elektrische Energie in mechanische Energie um, um die erste Schubeinheit 50 anzutreiben. Es ist auch möglich, die durch den BCE 15 erzeugte mechanische Energie gänzlich zum Antreiben der zweiten Schubeinheit 55 zu verwenden. In diesem Fall ist es notwendig, den Generator 20 mit in der EES-Vorrichtung 40 gespeicherter elektrischer Energie zu speisen, um die erste Schubeinheit 50 anzutreiben. Die EES-Vorrichtung 40 kann auch den Elektromotor 25 mit elektrischer Energie speisen, um den BCE 15 zu unterstützen.
Der BCE 15 kann nicht nur im Fall eines Versagens vom MCE 10 verwendet werden, sondern kann auch gleichzeitig mit dem MCE 10 Leistung bereitstellen, hauptsächlich in Flugsituationen, bei denen ein sofortiger Zugriff auf ein hohes Schubniveau benötigt wird, wenn der MCE 10 versagt, z. B. während des Startvorgans oder Durchstartens. Die gleichzeitige Verwendung von BCE 15 und MCE 10 kann auch die Startleistung des Flugzeugs erhöhen, was für STOL(Short Take-Off and Landing)- oder VTOL(Vertical Take-Off and Landing)-Anwendungen zweckmäßig sein kann.
Der MCE 10 und der BCE 15 werden durch den Brennstoff im Brennstofftanksystem 80 angetrieben und wandeln die im Brennstoff gespeicherte Energie in mechanische Energie um. Die EES-Vorrichtung 40 kann über das PMD-System 30 sowohl dem Generator 20 als auch dem Elektromotor 25 elektrische Leistung bereitstellen, die diese dann in mechanische Leistung umwandeln, die der entsprechenden Schubeinheit 50, 55 durch die entsprechende mechanische Verbindung 60, 65 zugeführt wird.
MCE 10 und BCE 15 verwenden Brennstoff als eine Energiequelle und erzeugen mechanische Leistung als Abgabe. Beispiele für Verbrennungsmotortechnologien sind: Kolbenmotoren wie ein Ottomotor, Atkinson-Zyklus-Motor, Dieselmotor, Zweitakt- oder Sechstaktmotor; Drehmotoren, z. B. ein Wankelmotor; kontinuierlich arbeitende Verbrennungsmotoren, z. B. eine Gasturbine. Für die Erfindung ist es nicht notwendig, dass MCE 10 und BCE 15 von demselben Technologietyp sind. Allerdings ist es bevorzugt, dass MCE 10 und BCE 15 denselben Typ von Brennstoff verwenden. MCE 10 ist die Hauptleistungsquelle während des normalen Flugzeugbetriebs und ist vorzugsweise für optimale Brennstoffeffizienz ausgelegt. BCE 15 hat eine maximale Leistungsabgabe, die für Flugsituationen, die ein hohes Schubniveau erfordern, nicht ausreichend ist, und wird hauptsächlich als Reserveleistungsquelle, falls der MCE 10 während des Normalbetriebs versagt, oder als zusätzliche Leistungsquelle während Flugsituationen verwendet, die ein hohes Schubniveau erfordern; als solcher ist er vorzugsweise für minimales Gewicht und nicht für Effizienz ausgelegt.
In der bevorzugten Ausführungsform ist sowohl der MCE 10 als auch der BCE 15 eine Gasturbine. In alternativen Ausführungsformen kann sowohl der MCE 10 als auch der BCE 15 jede Verbrennungsmotortechnologie verwenden.
Der von MCE 10 und BCE 15 verwendete Brennstoff ist im Brennstofftanksystem 80 gespeichert. Das Brennstofftanksystem 80 kann einen einzelnen Tank oder mehrere Tanks zur Brennstoffspeicherung umfassen. Der im Brennstofftanksystem 80 gespeicherte Brennstoff kann MCE 10 und BCE 15 jeweils über das Brennstoffleitungssystem 90 und 95 zugeführt werden.
Im Normalbetrieb verwendet der Generator 20 eine mechanische Leistungsaufnahme, um eine elektrische Leistungsabgabe bereitzustellen, während der Elektromotor 25 eine elektrische Leistungsaufnahme verwendet, um eine mechanische Leistungsabgabe zu erzeugen. Allerdings ist es normalweise möglich, dass ein Elektromotor und ein Generator zwischen einem Antriebsmodus und einem Erzeugungsmodus umschalten, sodass der Generator 20 mechanische Leistung erzeugen könnte, indem er elektrische Energie verbraucht, und der Elektromotor 25 elektrische Energie erzeugen könnte, indem ihm mechanische Leistung zugeführt wird. Die bevorzugte Ausführungsform nutzt diese Funktionalität, um die betriebsbezogene Flexibilität des Hybridstrangs zu erhöhen. Der Generator 20 und der Elektromotor 25 können beim Leistungsniveau oder Konstruktionsprinzip gleich sein, dies ist jedoch nicht zwingend erforderlich.
Der Generator 20 und der Elektromotor 25 sind mit dem PMD-System 30 durch die Elektroleitungssysteme 70 und 75 verbunden. In der bevorzugten Ausführungsform sind der Generator 20 und der Elektromotor 25 in Größe und Konstruktionsprinzip identisch.
In einer alternativen Ausführungsform kann ein System von mehreren Generatoren und Elektromotoren bereitgestellt sein. Wie in 2 gezeigt, kann das System aus einer Vielzahl von Generatoren 20-1, 20-2, ... 20-m und aus einer Vielzahl von Elektromotoren 25-1, 25-2, ... 25-n bestehen, wobei m und n positive ganze Zahlen sind. Jeder Generator und Elektromotor ist mit dem PMD-System 30 über eine Elektroleitung gekoppelt. Zum Beispiel ist der Generator 20-1 mit dem PMD-System über die Elektroleitung 70-1 gekoppelt, der Generator 20-2 über die Elektroleitung 70-2 und so weiter.
Die EES-Vorrichtung 40 kann elektrische Energie speichern und den Generatoren und Elektromotoren oder jedem elektrisch angetriebenen Flugzeugsystem bei Bedarf elektrische Energie zuführen. Die EES-Vorrichtung 40 kann jede EES-Technologie umfassen, z. B. Primär- oder Sekundärbatterien, Brennstoffzellen, Kondensatoren etc. Es könnten auch zusätzliche Quellen für die Elektrizitätserzeugung in der Konstruktion der EES-Vorrichtung 40 enthalten sein, z. B. Solarpaneele, Windturbinen etc. Diese könnten entweder für das Auffüllen elektrischer Energie während des Betriebs oder für das direkte Speisen von E-Motoren verwendet werden.
In der bevorzugten Ausführungsform besteht das EES-System 40 aus einem einzelnen Batterieteil umfassend Sekundärbatteriezellen, das die E-Motoren und Elektrosysteme des Flugzeugs mit elektrischer Leistung versorgt, zum Beispiel in der Flugphasen: Rollen, Sinkflug, Steigflug und Durchstarten.
In alternativen Ausführungsformen besteht jedoch keine Einschränkung der Anzahl besagter EES-Vorrichtungen oder des Typs von EES-Technologie. Die EES-Vorrichtung kann verschiedene Komponenten umfassen. Jede dieser Komponenten könnte einen anderen EES-Technologietyp umfassen.
Ein Beispiel für die EES-Vorrichtung in einer alternativen Ausführungsform: Die EES-Vorrichtung 40 kann aus zwei Komponenten bestehen, wobei die erste Komponente ein Batterieteil bestehend aus Sekundärbatteriezellen von hoher spezifischer Energie ist, das die Flugzeugleistung während des Startvorgangs und Steigflugs und erforderlichenfalls beim Durchstarten erhöht und die Elektrosysteme des Flugzeugs speist, während die zweite Komponente ein Batterieteil bestehend aus Sekundärbatteriezellen von hoher spezifischer Leistung ist, das den Generator oder Elektromotor mit zusätzlicher Leistung gleichzeitig mit der ersten Komponente verstärkt, jedoch nur während des Startvorgangs und wenn Durchstarten erforderlich ist. Alle Komponenten der EES-Vorrichtung 40 sind vorzugsweise mit dem PMD-System durch eine Elektroleitung 71 gekoppelt.
Das PMD-System 30 verwaltet den Austausch von elektrischer Leistung zwischen den Elementen 20, 25 und 40, wie es für eine Flugzeugsteuerungseingabe erforderlich ist (die in den Figuren nicht gezeigt ist). Die Flugzeugsteuerungseingabe kann manuell oder ein Teil eines automatisierten Steuerungssystems sein. Das PMD-System 30 kann ausgelegt sein, um eine elektrische Leistungsabgabe spezifischer Spannung und spezifischen Typs in eine andere Spannung oder einen anderen Typ umzuwandeln, die durch die Eingabe der anderen Komponente gefordert sind. Zum Beispiel kann es ausgelegt sein, um eine elektrische Leistungsabgabe des Typs DC einer EES-Vorrichtung mit einer Spannung von 5.000 Volt in einen AC-Typ mit einer Spannung von 1.500 Volt, der vom Generator oder Elektromotor gefordert wird, oder in jede andere Elektrostromeingabe, die erforderlich sein kann, umzuwandeln.
Die Schubeinheiten 50, 55 verwenden die mechanische Leistungsabgabe der Leistung erzeugenden Einheiten MCE 10, BCE 15, Generator 20 und Elektromotor 25, die durch die mechanischen Verbindungen 60 und 65 zugeführt wird, um Schub zu erzeugen. In der Flugmechanik steht Schub im Allgemeinen für eine Kraft in der Bewegungsrichtung des Flugzeugs relativ zur Umgebungsluft. Beispiele für anwendbare Schub erzeugende Vorrichtungen sind Propeller und Mantelpropeller. Die Konstruktion der Schubeinheiten 50, 55 ist jedoch nicht ausschließlich auf die besagten Beispiele zu beschränken.
In der bevorzugten Ausführungsform sind die Schubeinheiten 50 und 55 Verstellpropeller identischer Größe und Konstruktion, die an den Seiten eines starren Flügels eines Flugzeugs befestigt sind. In alternativen Ausführungsformen sind die Schubeinheiten 50 und 55 jedoch nicht notwendigerweise von identischer Größe, Schubabgabekapazität oder auch Konstruktionsprinzip.
In alternativen Ausführungsformen können die Schubeinheiten auch verwendet werden, um während des Fluges, für Kurzstart und -landung oder Senkrechtstart und -landung Auftrieb zu erzeugen. Beispiele für solche Ausführungsformen können Drehflügler-, Schwenkrotor- oder Kippflügelkonzepte mit zumindest zwei Schubeinheiten sein.
Die Schubeinheiten können an jeder Stelle auf der Flugzeugzelle eines Flugzeugs (in den Figuren nicht gezeigt) angebracht sein. Zum Beispiel kann die Schubeinheit 50 in einer Ausführungsform ein Verstellpropeller sein, der für einen maximalen statischen Schub von 50 kN ausgelegt ist und an der Nase des Flugzeugs angebracht ist, während die Schubeinheit 55 ein Mantelpropeller ist, der für einen maximalen statischen Schub von 55 kN ausgelegt ist und am Heck des Flugzeugs angebracht ist. In einer weiteren alternativen Ausführungsform ist die Schubeinheit 50 ein Verstellpropeller, der für einen maximalen statischen Schub von 55 kN ausgelegt ist, während die Schubeinheit 55 ein Verstellpropeller ist, der für einen maximalen statischen Schub von 50 kN ausgelegt ist. Die Schubeinheit 50 kann auf der linken Seite des Flugzeugflügels angebracht sein, während die Schubeinheit (TU) 55 auf der rechten Seite des Flugzeugflügels angebracht sein kann. Die Schubeinheit 50 kann innenlastiger als die Schubeinheit 55 angebracht sein, sodass das Gesamtgiermoment bei maximalem Schub null ist.
Die mechanische Verbindung 60 überträgt mechanische Leistung zwischen MCE 10, Generator 20 und Schubeinheit 50. Die mechanische Verbindung 65 überträgt mechanische Leistung zwischen BCE 15, Elektromotor 25 und Schubeinheit 55. Normalerweise kann jede der Komponenten 10, 15, 20, 25, 50 und 55 eine Leistungsversorgerin als auch eine Leistungsverbraucherin sein. Die Schubeinheiten 50 und 55 verbrauchen üblicherweise mechanische Leistung, um Schub zu erzeugen, können aber auch mechanische Leistung durch Antrieb durch Fahrtwind erzeugen. Der Generator 20 und Elektromotor 25 können verwendet werden, um sowohl mechanische Leistung als Motor bereitzustellen als auch um mechanische Leistung als Generator zu verbrauchen. MCE 10 und BCE 15 stellen üblicherweise Leistung bereit, können jedoch, wenn sie abgeschaltet sind, eine Leistungseingabe benötigen, um gestartet zu werden. Die Konstruktion der mechanischen Verbindungen 60 und 65 kann direkte mechanische Verbindungen umfassen, wie etwa mechanische Wellen oder Antriebsriemen, Antriebsgeschwindigkeits- und Wellendrehmoment-verändernde mechanische Vorrichtungen, wie etwa Getriebe, und Vorrichtungen zum Koppeln und Entkoppeln mechanischer Verbindungen, wie etwa Kupplungen oder Einweglager oder Positionsänderungsvorrichtungen, wie etwa Linearmotoren.
3 zeigt ein schematisches Diagramm, das eine Detailansicht bevorzugter mechanischer Verbindungen zwischen dem MCE 10 und der ersten Schubeinheit 50 sowie zwischen dem Reserveverbrennungsmotor 15 und der zweiten Schubeinheit 55 veranschaulicht. In der in 3 gezeigten Ausführungsform umfasst die mechanische Verbindung 60 ein Getriebe 60-1, eine Kupplung 60-2 und mechanische Wellen 60-3, 60-4 und 60-5. Die mechanische Welle 60-5 verbindet die Schubeinheit 50 mit dem Getriebe 60-1. Die mechanische Welle 60-3 verbindet MCE 10 mit der Kupplung 60-2, während die mechanische Welle 60-4 die Kupplung 60-2, den Generator 20 und das Getriebe 60-1 koppelt. Das Getriebe 60-1 kann mechanische Leistung zwischen der mechanischen Welle 60-4 und der mechanischen Welle 60-5 übertragen, während es verschiedene Drehgeschwindigkeiten auf jeder der zwei Wellen zulässt. Mit diesem Aufbau sind die mechanische Welle 60-3 und die mechanische Welle 60-4 für die Drehgeschwindigkeiten von MCE 10 und Generator 20 ausgelegt, während die mechanische Welle 60-5 für die Drehgeschwindigkeiten der Schubeinheit 50 ausgelegt ist. Die Kupplung 60-2 kann die mechanische Welle 60-3 mit der mechanischen Welle 60-4 koppeln oder sie, falls erforderlich, entkoppeln. Wenn die Kupplung 60-2 die mechanische Welle 60-3 mit der mechanischen Welle 60-4 koppelt, kann mechanische Leistung zwischen MCE 10, Generator 20 und Schubeinheit 50 übertragen werden. Wenn die Kupplung 60-2 die mechanische Welle 60-3 von der mechanischen Welle 60-4 entkoppelt, kann mechanische Leistung nur zwischen Generator 20 und Schubeinheit 50 übertragen werden, was den Betrieb der Schubeinheit 50 nur durch den Generator 20 zulässt.
Die mechanische Verbindung 65 besteht aus einem Getriebe 65-1, einer Kupplung 65-2 und mechanischen Wellen 65-3, 65-4 und 65-5. Die Funktionalität dieser Elemente ist analog den Elementen der mechanischen Verbindung 60.
Die mechanischen Verbindungen in alternativen Ausführungsformen können jede Kombination von direkten mechanischen Verbindungen verwenden, wie etwa mechanische Wellen oder Antriebsriemen, die Antriebsgeschwindigkeit verändernde mechanische Vorrichtungen, wie etwa Getriebe, und Vorrichtungen zum Koppeln und Entkoppeln mechanischer Verbindungen, wie etwa Kupplungen oder Einweglager. Symmetrie zwischen den zwei mechanischen Verbindungen ist keine Voraussetzung.
Alternative Ausführungsformen der Erfindung können mehr als zwei Schubeinheiten verwenden. Beim Zufügen von Schubeinheiten zum Antriebsstrang der Erfindung bestehen mehrere Optionen für jede zusätzliche Schubeinheit, die mit mechanischer Leistung versorgt werden soll: Sie kann mechanisch mit der mechanischen Verbindung 60 gekoppelt werden, was es ihr ermöglichen würde, mechanische Leistung vom MCE 10 und Generator 20 zu verwenden; sie kann mechanisch mit der mechanischen Verbindung 65 gekoppelt werden, was es ihr erlauben würde, mechanische Leistung von BCE 15 und Elektromotor 25 zu verwenden; sie kann mit einem oder mehreren zusätzlichen durch das PMD-System 30 gesteuerten Elektromotoren mechanisch gekoppelt werden; oder eine Kombination der genannten Optionen.
Ein Beispiel für das Antriebssystem der Erfindung in einer alternativen Ausführungsform mit mehr als zwei Schubeinheiten ist in 4 dargestellt. Während der grundlegende Antriebsstrangaufbau von 1 beibehalten wird, gibt es zwei zusätzliche Schubeinheiten 51 und 56 und einen zusätzlichen Elektromotor 21. Die Schubeinheit 51 ist mit dem Elektromotor 21 über eine mechanische Verbindung 61 gekoppelt. Der Elektromotor 21 wird durch ein PMD-System 30 gesteuert, mit dem er über ein Elektroleitungssystem 72 verbunden ist. Die Schubeinheit 56 ist mit der mechanischen Verbindung 65 durch eine weitere mechanische Verbindung 66 gekoppelt. Daher kann mechanische Leistung zwischen BCE 15, Elektromotor 25, Schubeinheit 55 und Schubeinheit 56 übertragen werden. Im Normalbetrieb führt der MCE 10 der Schubeinheit 50 und dem Generator 20 über eine mechanische Verbindung 60 mechanische Leistung zu. Die Schubeinheit 50 verwendet einen Teil der durch den MCE 10 zugeführten mechanischen Leistung, indem sie Schub erzeugt. Der Generator 20 verwendet auch einen Teil der durch den MCE 10 zugeführten mechanischen Leistung und erzeugt damit elektrische Leistung. Das PMD-System 30 verteilt die durch Generator 20 erzeugte elektrische Leistung an Elektromotor 21 und Elektromotor 25. Elektromotor 21 wandelt einen Teil der durch Generator 20 erzeugten elektrischen Leistung in mechanische Leistung um, die dann über die mechanische Verbindung 61 an die Schubeinheit 51 übertragen wird und durch die Schubeinheit 51 in Schub umgewandelt wird. Elektromotor 25 wandelt einen Teil der durch Generator 20 erzeugten elektrischen Leistung in mechanische Leistung um, die dann über die mechanische Verbindung 65 und die mechanische Verbindung 66 an die Schubeinheit 55 und Schubeinheit 56 übertragen wird und durch die Schubeinheit 55 und Schubeinheit 56 in Schub umgewandelt wird. Daher kann der MCE 10 in diesem Beispiel allen vier Schubeinheiten Leistung zuführen. In ähnlicher Weise können BCE 15 und EES-Vorrichtung 40 auch allen vier Schubeinheiten Leistung zuführen.
In alternativen Ausführungsformen kann eine mechanische Kopplung zwischen den mechanischen Verbindungen 60, 65 vorgesehen sein. In manchen Fällen könnte dieses Merkmal vorteilhaft sein, da es eine direkte Übertragung mechanischer Leistung von MCE 10 an beide Schubeinheiten 50 und 55 ermöglichen würde. Damit ein solcher Aufbau zweckmäßig ist, sollte die mechanische Kopplung zwischen der mechanischen Verbindung 60 und der mechanischen Verbindung 65 jedoch mit einer Kopplungs-/Entkopplungsvorrichtung ausgestattet sein, um betriebsbezogene Flexibilität zu ermöglichen. Solche Ausführungsformen können insbesondere dann vorteilhaft sein, wenn die Schubeinheiten 50 und 55 nahe beieinander angeordnet sind, z. B. am Heck des Flugzeugs, sodass die mechanische Kopplung zwischen der mechanischen Verbindung 60 und der mechanischen Verbindung 65 nicht zu lang und schwer ist.
In der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung kann der BCE 15 der Schubeinheit 55 direkt mechanische Leistung zuführen und kann auch die Schubeinheit 55 antreiben, indem er den Hybridserienansatz unter Verwendung des Elektromotors 25 in einem Erzeugungsmodus verwendet, um dem Generator 20 elektrische Leistung zuzuführen.
5 zeigt eine alternative Ausführungsform eines erfindungsgemäßen Hybrid-Elektro-Antriebssystems. Mit dieser Ausführungsform wird noch eine weitere Verbesserung der Flexibilität der Komponentenintegration in die Flugzeugzelle erreicht. Dazu ist der BCE 15 mit der mechanischen Verbindung 65 nicht mechanisch verbunden, stattdessen ist der BCE 15 über eine mechanische Verbindung mit einem Elektrogenerator 27 gekoppelt. Der Elektrogenerator 27 wiederum ist mit dem PMD-System 30 über eine Elektroleitung 77 gekoppelt. Mit einem solchen Aufbau ist der BCE 15 dazu fähig, alle Schubeinheiten mit Leistung zu versorgen, indem er den Hybridserienansatz verwendet. Wie bereits erwähnt, erhöht der Hybridserienansatz die Flexibilität auf Kosten erhöhten Gewichts und verringerter Effizienz. Da der BCE 15 hauptsächlich eine Reserveleistungsquelle ist, ist der Gesamtleistungsnachteil für die Ausführungsformen, die letzteren Aufbau verwenden, möglicherweise jedoch nicht so signifikant wie der Gewinn an Flexibilität.
In der bevorzugten Ausführungsform dient der BCE 15 hauptsächlich als Reserveleistungsquelle. Er ermöglicht einen sicheren Flugzeugbetrieb, falls der MCE 10 ausfällt. In manchen Anwendungen kann Reserveleistung kein notwendiges Merkmal für eine zweckmäßige Anwendung sein. Alternative Ausführungsformen der Erfindung, die für solche Anwendungen ausgelegt sind, können den BCE 15 als eine Komponente des Antriebsstrangs weglassen. In solchen Ausführungsformen kann die EES-Vorrichtung 40 verwendet werden, um die Sicherheit des Flugzeugs zu erhöhen, falls der MCE 10 ausfällt.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

US 2012/0209456 A1 [0006]
US 2013/0227950 A1 [0006]
US 20130062455 A1 [0008]

Claims

Hybrid-Elektro-Antriebssystem für ein Flugzeug, umfassend: einen einzelnen Hauptverbrennungsmotor (10); eine erste Schubeinheit (50) und eine zweite Schubeinheit (55), wobei der Hauptverbrennungsmotor (10) dazu ausgebildet ist, die erste Schubeinheit (50) mittels einer mechanischen Verbindung (60) anzutreiben; ein Elektromotor (25), der dazu ausgebildet ist, die zweite Schubeinheit (55) anzutreiben; dadurch gekennzeichnet, dass das Hybrid-Elektro-Antriebssystem ferner einen Generator (20) umfasst, der dazu ausgebildet ist, durch den Hauptverbrennungsmotor (10) erzeugte mechanische Energie in elektrische Energie umzuwandeln und den Elektromotor (25) mit elektrischer Energie zu speisen.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Hybrid-Elektro-Antriebssystem ferner eine Elektro-Energiespeichervorrichtung (40) umfasst.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Generator ferner dazu ausgebildet ist, die Elektro-Energiespeichervorrichtung (40) mit elektrischer Energie zu speisen.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Generator (20) ferner einen Antriebsmodus umfasst, in dem der Generator (20) dazu ausgebildet ist, die erste Schubeinheit (50) anzutreiben.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass das System ferner eine Entkopplungsvorrichtung (60-2) zum Koppeln/Entkoppeln des Hauptverbrennungsmotors (10) von der ersten Schubeinheit (50) umfasst.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Hybrid-Elektro-Antriebssystem ferner einen Reserveverbrennungsmotor (15) umfasst, wobei der Reserveverbrennungsmotor vorzugsweise eine maximale Leistungsabgabe von weniger als 60%, vorzugsweise weniger als 45%, weiter vorzugsweise weniger als 30% der maximalen Leistungsabgabe des Hauptverbrennungsmotors aufweist.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Reserveverbrennungsmotor (15) dazu ausgebildet ist, die zweite Schubeinheit (55) mittels einer mechanischen Verbindung (65) anzutreiben.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das System eine Entkopplungsvorrichtung (65-2) zum Koppeln/Entkoppeln des Reserveverbrennungsmotors (15) von der zweiten Schubeinheit (55) umfasst.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Elektromotor (25) einen Erzeugungsmodus umfasst, in dem er dazu ausgebildet ist, vom Reserveverbrennungsmotor (15) erzeugte mechanische Energie in elektrische Energie umzuwandeln und den Generator (20) mit der elektrischen Energie zu speisen.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach Anspruch 9, wobei der Elektromotor (25) dazu ausgebildet ist, die Elektro-Energiespeichervorrichtung (40) mit elektrischer Energie zu speisen.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 2 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Übertragung von elektrischer Energie zwischen der Elektro-Energiespeichervorrichtung (40), dem Generator (20) und dem Elektromotor (25) durch ein Leistungsverwaltungs- und Verteilungssystem (30) gesteuert ist.
Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass das System zumindest eine weitere Schubeinheit (51) umfasst, die durch zumindest einen weiteren Elektromotor (21) angetrieben wird, wobei der Generator (20) und/oder der Elektromotor (25) dazu ausgebildet ist, den zumindest einen weiteren Elektromotor (21) mit elektrischer Energie zu speisen.
Flugzeug, umfassend eine Flugzeugzelle und ein Hybrid-Elektro-Antriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 12.
Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugs unter Verwendung eines Hybrid-Elektro-Antriebssystems nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass es die folgenden Schritte umfasst: a. Antreiben einer ersten Schubeinheit (50) mittels eines einzelnen Hauptverbrennungsmotors (10), b. Antreiben eines Generators (20) mittels des Hauptverbrennungsmotors (10), c. Speisen eines Elektromotors (25) mit durch den Generator (20) erzeugter elektrischer Energie, d. Antreiben einer zweiten Schubeinheit (55) mittels des Elektromotors (25).