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Die vorliegende Erfindung betrifft eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antriebsvorrichtung.
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Flugzeuge können ein Propeller-Turbinen-Luftstrahl-Triebwerk (PTL) aufweisen. Derartige Propeller-Turbinen-Luftstrahl-Triebwerke werden auch als Turboprop-Triebwerke bezeichnet. Ein Turboprop-Triebwerk ist eine Wärmekraftmaschine mit kontinuierlicher innerer Verbrennung und wird hauptsächlich als Luftfahrtantrieb verwendet. Derartige Triebwerke zeichnen sich durch einen relativ niedrigen Kraftstoffverbrauch aus.
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Ein Turboprop-Triebwerk umfasst eine Gasturbine, die als Wellentriebwerk ausgebildet ist, und einen Propeller über ein Getriebe antreibt. Der Schub wird hierbei nahezu ausschließlich vom Propeller erzeugt, auf den die Energie der Turbine übertragen wird. Etwa 90% des Gesamtschubes stammen vom Propeller und lediglich etwa 10% oder sogar unter 3 %vom Restschub des aus einem Auslass-Diffusor austretenden Arbeitsgases. Bei der Schuberzeugung werden vom Propeller im Vergleich zur Menge des das Triebwerk durchströmenden Arbeitsgases sehr große Luftmengen als Antriebsmedium bewegt und dabei schwach beschleunigt, während bei reinen Strahltriebwerken kleine Mengen des Antriebsmediums stark beschleunigt werden.
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Die Energie für den Antrieb des Propellers liefert die Gasturbine. Die Gasturbine saugt Luft ein, die in einem axialen oder radialen, meist mehrstufigen Turbokompressor verdichtet wird. Anschließend gelangt sie in eine Brennkammer, wo der Treibstoff mit ihr verbrennt. Das nun heiße energiereiche Verbrennungsgas strömt durch die meist axial und mehrstufig aufgebaute Turbine, wobei es sich ausdehnt und abkühlt. Die auf die Turbine übertragene Energie treibt über eine Welle den Kompressor und über ein Getriebe (Luftschraubengetriebe) den Propeller bzw. die Luftschraube an. Die Abgase werden dabei entgegen der Flugrichtung ausgestoßen. Meist werden solche Turboprop-Triebwerke als Zweiwellentriebwerke ausgeführt. D.h. eine erste Welle verbindet den Verdichter mit einem oder mehreren Rädern im Abgasstrahl und wird von diesen angetrieben. Eine zweite Welle nimmt über Turbinenräder im Abgasstrahl nahezu die gesamte restliche Energie auf und überträgt diese über ein Getriebe an den Propeller.
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Gegenüber einem herkömmlichen Antrieb über Kolbenmotoren haben Turboprop-Triebwerke den Vorteil eines geringeren Gewichts bei gleicher Leistung, eine kleinere Stirnfläche, und eine höhere Maximalleistung pro Triebwerk. Als Treibstoff wird in der Luftfahrt der übliche Flugturbinenkraftstoff (Kerosin Jet A-1 oder ähnliche) verwendet.
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Gasturbinen können als Wellenturbinen ausgebildet sein. Bei Wellenturbinen treibt die Turbine eine Antriebswelle an. Einen Anteil der erzeugten mechanischen Energie benötigt die Gasturbine selbst zum Antrieb von Verdichter und weiteren Aggregaten wie Kraftstoffpumpen usw. Der verbleibende Anteil wird als Nutzenergie verwendet, bspw. zum Antrieb von Haupt- und Heckrotor von Hubschraubern, für Propeller von Turboprop-Flugzeugen oder anderer mechanisch angetriebener Geräte, wie bspw. Generatoren, Kompressoren oder Pumpen. Bei Flugzeugtriebwerken erzeugt der abgebende Gasstrahl etwas zusätzlichen Schub.
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Beim Flugzeugtyp „Starship Beechcraft“ sind z.B. zwei PT 6A-66 Triebwerke der Firma Pratt&Whitney vorgesehen. Diese sind als Druckpropeller ausgelegt und auf unkonventionelle Weise an den Tragflächen des Flugzeuges angebaut. Hierbei ist vorgesehen, dass eine an der Tragfläche angeordnete Wellenturbine einen frei liegenden (außerhalb der Tragfläche bzw. eine Gehäuses) Propeller der in Flugrichtung hinter der Wellenturbine angeordnet ist, antreibt. Die Abgase werden dabei entgegen der Flugrichtung in Richtung der Propeller ausgestoßen. Diese heißen Abgasströme erhöhen dabei nicht unerheblich die Belastung für den Propeller.
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Flugzeuge mit Turboprop-Antrieb dürfen auf normalen Sportflugplätzen, d.h. auf Flugplätzen ohne Strahlturbinenzulassung, gestartet werden. Flugzeuge mit Strahltriebwerken hingegen benötigen Flugplätze mit einer speziellen Zulassung. Flugzeuge mit zumindest einem Strahltriebwerk werden als „Complex Aircraft“ spezifiziert. Deren Zulassung ist extrem aufwändig und teuer. Flugzeuge mit maximal einem Turboprop-Antrieb gelten nicht als „Complex Aircraft“ und sind daher wesentlich einfacher zuzulassen. Diese sind sogar in der vereinfachten CS-LSA-Zulassung (bis 600kg Abfluggewicht) zulassbar.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antriebsvorrichtung bereitzustellen, die effizient arbeitet, die Geräuschemission vermindert und in einen Rumpf eines Flugzeuges und oder eine Tragfläche integrierbar ist und die einen breiten Einsatz im Luftverkehr ermöglicht.
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Die vorstehend beschriebene Aufgabe wird durch eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug gemäß Anspruch 1 sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antriebsvorrichtung gemäß Anspruch 9 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben.
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Erfindungsgemäß ist eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug vorgesehen, mit einer Antriebseinrichtung, die über eine Welle mit einem Impeller gekoppelt ist. Der Impeller weist eine Ansaugseite und eine Schubseite auf. Die Antriebseinrichtung ist im Bereich der Ansaugseite des Impellers angeordnet. Die Antriebsvorrichtung ist weiterhin zur Anordnung im Inneren eines Flugzeugrumpfes und/oder in einem Gehäuse in oder an einer Tragfläche ausgebildet.
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Das bedeutet, sowohl die Antriebseinrichtung als auch der Impeller der Antriebsvorrichtung sind in einem abgeschlossenen Gehäuse bzw. im Inneren eines Flugzeugrumpfes und/oder im Inneren einer Tragfläche bzw. in einem Gehäuse an einer Tragfläche angeordnet. Daher ist die Antriebsvorrichtung vollständig in ein Flugzeug bspw. in einen Flugzeugrumpf integrierbar.
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Bei der Antriebsvorrichtung liegt die Antriebseinrichtung im Bereich der Ansaugseite des Impellers bzw. in einer Flugrichtung vor dem Impeller, wodurch eine solche Antriebsvorrichtung bzw. ein solches Triebwerk als Turboprop-Antrieb mit separatem Rotor klassifizierbar ist, da der Impeller (ummantelte Luftschraube, ummantelter Propeller) als Rotor angesehen wird. Auf diese Weise wird eine Antriebsvorrichtung bereitgestellt, die nicht als „Complex Aircraft“ eingestuft wird. Somit ist ein Betrieb auch an Flugplätzen möglich, die keine Zulassung für Strahlturbinenantriebe verfügen. Diese sind bspw. normale Sportflugplätze.
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Gemäß der vorliegenden Erfindung ist somit eine separate Antriebseinrichtung, vorzugsweise eine Wellenturbine und ein separater Rotor, nämlich der Impeller vorgesehen. Diese werden für die Zulassung als zwei klar getrennte Komponenten angesehen, die lediglich über die Welle miteinander gekoppelt sind.
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Dadurch, dass die Antriebseinrichtung im Bereich der Ansaugseite des Impellers angeordnet ist und die Antriebsvorrichtung umfassend die Antriebseinrichtung und dem Impeller in einem geschlossenen Gehäuse angeordnet sind, ist die Effizienz des gesamten Antriebsstranges im Vergleich zu einem oder mehreren Strahltriebwerken erhöht. Dies liegt daran, dass die Austrittsgeschwindigkeit des Luftstromes aus dem Impeller der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung in etwa 15% bis 20% höher als die Fluggeschwindigkeit liegt und ein relativ großer Volumenstrom als Schub ausgestoßen wird. Dadurch wird die Antriebsvorrichtung am optimalen Betriebspunkt betrieben und erzielt einen hohen Wirkungsgrad.
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Zudem liegt der spezifische Treibstoffverbrauch beispielsweise nur bei etwa einem Drittel im Vergleich zu einem in einem Rumpf integrierten reinen Strahltriebwerk mit ähnlicher Schubleistung.
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Dies liegt daran, dass bei einem Strahltriebwerk die ausströmenden Gase auf ein Mehrfaches der Fluggeschwindigkeit liegenden Geschwindigkeit beschleunigt werden, wodurch der Wirkungsgrad bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten (in etwa unter 900 km/h) sehr niedrig ist.
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Bei der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung wird nahezu die gesamte Energie der Turbine über die Welle dem Impeller zugeführt. Der Impeller beschleunigt eine wesentlich größere Luftmasse auf eine Geschwindigkeit, die nur etwas über der maximalen Fluggeschwindigkeit liegt. Hierdurch ergibt sich ein bei weitem größerer Gesamtwirkungsgrad des Antriebs bei niedrigen Geschwindigkeiten.
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Zudem kann die Antriebsvorrichtung als integrale Baugruppe lärmtechnisch, mit einfachsten Mitteln gekapselt werden und verursacht dadurch geringere Geräuschemissionen. Hinzu kommt vor allem, dass der Schubstrahl äußerst leise ist, da mit nur einem Drittel der Schubstrahlgeschwindigkeit im Vergleich zu einem reinen Strahltriebwerk ausgeblasen wird.
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Ein Flugzeug ist vorzugsweise ein bemanntes Flugzeug. Weiterhin kann der Flugzeugrumpf im Rahmen der vorliegenden Erfindung als Gehäuse der Antriebsvorrichtung angesehen werden. Um die Antriebsvorrichtung als integrale Baugruppe auszubilden kann diese aber auch ein separates Gehäuse aufweisen, welches den Impeller und die Antriebseinrichtung umgibt. Diese Baugruppe kann in den Flugzeugrumpf eingesetzt werden.
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Im Bereich der Schubseite kann im Anschluss an den Impeller ein Schubrohr mit verengtem Ausblasquerschnitt vorgesehen sein. Durch eine Verengung des Ausblasquerschnitts am Schubrohrende (Schubdüse) kann sich der Schub der Antriebsvorrichtung erhöhen.
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Die Antriebseinrichtung kann ein Kolbenmotor sein.
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Vorzugsweise ist jedoch vorgesehen, dass die Antriebseinrichtung eine Turbine, insbesondere eine Wellenturbine ist.
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Weiterhin kann eine Abgasführung vorgesehen sein, über die die Abgase der Turbine derart abgeleitet werden, dass die Abgase zum größten Teil in dem Bereich einer Ansaugseite des Impellers geleitet werden. Hierdurch wird jedoch der Impeller wärmetechnisch belastet. Auch der Schub des Impellers sinkt hierdurch, da das beschleunigte Luftvolumen wärmer ist und dadurch bei gleichem Querschnitt und gleicher Strömungsgeschwindigkeit eine geringere Luftmasse beschleunigt wird.
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Gemäß einer vorteilhafteren Ausbildung kann die Abgasführung daher derart ausgebildet sein, dass die Abgase der Wellenturbine um den Impeller herum vorzugsweise in dem Bereich der Schubseite des Impellers geführt werden.
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Dadurch, dass die Abgase der Wellenturbine in den Bereich der Schubseite des Impellers, insbesondere in das Schubrohres, geleitet werden, heizen diese die Luft im Schubrohr auf. Dadurch, dass die Luft im Schubrohr aufgeheizt wird, erhöht sich das Volumen. Durch die Erhöhung des Volumens des Schubstrahls erhöht sich der Schub der gesamten Antriebsvorrichtung, da die aufgeheizte Luft mit größerem Volumen für den Austritt aus dem Schubrohr durch die Schubdüse nochmals beschleunigt wird. Dieses Prinzip ähnelt dem eines Nachbrenners in einem Schubrohr.
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Aufgrund der Verwendung eines großen Massenstroms mit nur einem Bruchteil der Strömungsgeschwindigkeit eines reinen Strahltriebwerks ist die Antriebsvorrichtung äußerst leise im Betrieb.
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Der Impeller weist einen Rotor und ein Gehäuse auf. Der Impeller kann aus Edelstahl oder Aluminium oder einem anderen geeigneten Material ausgebildet sein. Vorzugsweis ist der Impeller aus einem Kohlefaserverbund ausgebildet.
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Der Rotor kann mit der Antriebseinrichtung direkt über eine Welle verbunden sein.
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Gemäß einer vorteilhafteren Ausführungsform kann jedoch vorgesehen sein, dass der Rotor mit der Antriebseinrichtung über eine Getriebestufe verbunden ist.
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Erfindungsgemäß ist ein Flugzeug vorgesehen, dass einen Rumpf und Tragflächen sowie eine erfindungsgemäße Antriebsvorrichtung umfasst.
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Das Flugzeug kann eine Impeller-Luftzuführeinrichtung aufweisen, die derart ausgebildet ist, dass Luft von außerhalb des Flugzeugs in dem Bereich zwischen Antriebseinrichtung und Ansaugseite des Impellers geleitet wird.
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Auf diese Weise wird der zum Erzeugen des Schubs benötigte Luftstrom auf effiziente Weise dem Impeller zugeführt.
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Weiterhin kann eine Turbinen-Luftzuführeinrichtung vorgesehen sein, die separat von der Impeller-Luftzuführeinrichtung ausgebildet ist, die Luft von außerhalb des Flugzeuges zu einer Ansaugseite der Turbine leitet. Hierdurch muss die Turbine nicht gegen den in einem Ansaugkanal des Impellers bzw. der Impeller-Luftzuführeinrichtung herrschenden Unterdruck ansaugen.
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Dadurch, dass beide die Impeller-Luftzuführeinrichtung und die Turbinen-Luftzuführeinrichtung separat voneinander ausgebildet sind, ist es möglich, Ansaugöffnungen und Strömungskanäle der beiden Luftzuführeinrichtungen derart zu dimensionieren und auszubilden, dass dem Impeller und der Turbine exakt die benötigten Volumenströme für den Betrieb zur Verfügung gestellt werden.
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Alternativ kann der Turbine die zum Betrieb benötigte Luft über eine Klappe aus dem Schubrohr zur Verfügung gestellt werden. Hierdurch wird die Turbine mit Überdruck im Ansaugbereich beaufschlagt, wodurch sich die Leistung der Turbine erhöht.
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Bei Verwendung eines Kolbenmotors kann auch eine einzige Luftzuführeinrichtung vorgesehen sein, die Luft von außerhalb des Flugzeuges in dem Bereich zwischen Antriebseinrichtung und Ansaugseite des Impellers leitet. Hierbei kann die Luftzuführeinrichtung eine Klappe aufweisen, über die aus dem für den Impeller vorgesehenen Luftstrom ein Teilluftstrom abführbar ist, um dem Kolbenmotor die für die Verbrennung benötigte Luft zur Verfügung zu stellen.
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Gemäß einer vorteilhaften Ausbildung ist eine Steuereinrichtung vorgesehen, bzw. ist die Klappe separat mittels einer entsprechenden Motorsteuerung derart ansteuerbar, dass dem Kolbenmotor je nach Betriebszustand die optimale Luftmenge über die Luftzuführeinrichtung zur Verfügung gestellt werden kann.
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Bei Verwendung eines Kolbenmotors kann auch ein Kanal vorgesehen sein, der derart ausgebildet ist, dass Luft aus dem Schubrohr, d.h. aus dem Schubstrahl mittels einer Klappe entnommen wird und diese dann über den Kanal dem Kolbenmotor als Kühl- und/oder Verbrennungsluft zugeführt wird.
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Weiterhin kann eine Antriebsvorrichtung im Rumpf in einem Bereich hinter einem Cockpit und/oder jeweils zumindest eine Antriebsvorrichtung in den Tragflächen oder in einem Gehäuse an den Tragflächen vorgesehen sein.
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Der Erfinder der vorliegenden Erfindung hat erkannt, dass eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug bzw. ein Flugzeug mit solch einer Antriebsvorrichtung, bei der eine Antriebseinrichtung vorgesehen ist, die über eine Welle mit einem Impeller, der eine Ansaugseite und eine Schubseite aufweist, gekoppelt ist, wobei die Antriebseinrichtung im Bereich der Ansaugseite des Impellers angeordnet ist und die Antriebsvorrichtung bzw. die Antriebseinrichtung und der Impeller in einem Gehäuse angeordnet sind, äußerst vorteilhaft ist.
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Diese Vorteile liegen in der erhöhten Effizienz, dem geringeren spezifischen Treibstoffverbrauch, der lärmtechnischen Kapselung in der Anordnung in einem Gehäuse und darin, dass ein alternativer Antrieb zu einem bekannten Strahltriebwerk bereitgestellt wird. Flugzeuge, die mit einer erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung ausgestattet sind benötigen keine spezielle Zulassung, da sie bei Vorsehen einer erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung nicht als „Complex Aircraft“ einlgestuft werden, sind wesentlich leichter zuzulassen und benötigen keine Flugplätze mit Turbinenerlaubnis. Sie können sogar mit der vereinfachten CS-LSA-Zulassung (bis 600kg Abfluggewicht) zugelassen werden. Ein mit einer derartigen Antriebsvorrichtung versehenes Flugzeug kann somit beliebig an jeden Sportflugplatz starten und landen. Dies erhöht die Einsatzmöglichkeit derartiger Flugzeuge erheblich.
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Die Erfindung wird im Folgenden anhand der Figuren näher erläutert. Diese zeigen in
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1 eine schematische perspektivische Teilansicht eines Flugzeuges mit einer erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung, wobei die Antriebsvorrichtung als Turbine ausgebildet ist, und
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2 die Darstellung aus 1, wobei als Antriebseinrichtung ein Kolbenmotor vorgesehen ist.
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Im Folgenden wird eine erfindungsgemäße Antriebsvorrichtung 1 für ein Flugzeug 2 beschrieben (1 und 2).
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Die Antriebsvorrichtung 1 wird exemplarisch anhand eines zweisitzigen Sportflugzeuges 2 beispielhaft beschrieben.
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Die Antriebsvorrichtung 1 ist im Flugzeug 2 im Bereich hinter den Sitzen bzw. hinter dem Cockpit 3 im Flugzeugrumpf 4 angeordnet.
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Diese Antriebsvorrichtung 1 umfasst eine Antriebseinrichtung 5, die über eine Welle 6 mit einem Impeller 7 gekoppelt ist.
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Der Aufbau der Antriebvorrichtung 1 und insbesondere deren Anordnung in einer in einem Flugzeug 2 wird im Folgenden auch anhand einer Flugrichtung 10 erläutert, wobei sich die Flugrichtung 10 von einem Flugzeugheck in Richtung eines Flugzeugbuges erstreckt.
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Der Impeller 7 weist ein Gehäuse 8 und einen Rotor 9 (Luftschraube, Impeller-Rotor, Propeller) auf. Eine Eingangsseite des Impellers wird als Ansaugseite 12 bezeichnet. Eine Auslassseite des Impellers wird als Schubseite 13 bezeichnet.
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Gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel ist die Antriebseinrichtung 5 als Gasturbine, insbesondere als Wellenturbine ausgebildet (1). Die Turbine 5 verwendet als Treibstoff gängige Luftfahrzeugtreibstoffe wie z. B. Kerosin.
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In Flugrichtung 10 im Bereich hinter dem Cockpit ist die Wellenturbine 5 im Flugzeugrumpf 4 angeordnet.
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Der Rotor 9 des Impellers 7 ist in Flugrichtung hinter der Wellenturbine 5 innerhalb des Flugzeugrumpfes 4 angeordnet. Das bedeutet, die Antriebseinrichtung bzw. die Wellenturbine 5 ist auf der Ansaugseite 12 in etwa axial fluchtend zum Impeller 7 positioniert.
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Die Wellenturbine 5 ist mit dem Rotor 9 des Impellers 7 über die Antriebswelle 6 verbunden.
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Im Bereich bzw. im Anschluss entgegen der Flugrichtung 10 ist an die Schubseite 13 des Impellers 7 ein sich in Richtung Flugzeugheck bzw. entgegen der Flugrichtung 10 erstreckendes Schubrohr 14 vorgesehen.
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Die Wellenturbine 5 weist zwei sich in horizontaler Richtung quer zur Flugrichtung 10 erstreckende Abgasauslässe 15 auf.
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Die Abgasauslässe 15 münden in zwei Abgasführungen 11, die kanalförmig ausgebildet sind. Die Abgasführungen 11 leiten die Abgase der Wellenturbine 5 am Impeller 7 vorbei in einen schubseitigen Bereich 13 des Schubrohres 14. Auf diese Weise heizen die Abgase der Wellenturbine die schubseitig vom Impeller 7 abgegebenen Luft im Schubrohr 14 auf und erhöhen zusätzlich den Schub der gesamten Antriebsvorrichtung 1.
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Die in der Wellenturbine 5 zur Verbrennung benötigte Luft wird über eine Turbinen-Luftzuführeinrichtung 16 zugeführt.
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Die Turbinen-Luftzuführeinrichtung 16 weist eine außerhalb des Flugzeugrumpfes 4 liegende Ansaugöffnung 17 (lediglich schematisch dargestellt) auf, die in einen Turbinen-Luftzuführkanal 18 mündet, wobei der Turbinen-Luftzuführkanal mit einer in Flugrichtung 10 vorne liegenden Ansaugseite der Wellenturbine 5 verbunden ist.
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Weiterhin ist eine Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 vorgesehen.
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Die Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 weist zumindest eine außerhalb des Flugzeugrumpfes 4 angeordnete Ansaugöffnung 21 auf. Die Ansaugöffnung 21 mündet in einen Impeller-Luftzuführkanal 22, der sich in etwa entlang einer Mittellinie des Flugzeugrumpfes entgegen der Flugrichtung bis hin zur Ansaugseite 12 des Impellers 7 erstreckt.
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Über die Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 wird der Impeller 7 mit dem nötigen Volumenstrom an Luft zum Erzeugen des Schubs versorgt.
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Sowohl die Turbinen-Luftzuführeinrichtung 16 als auch die Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 können entsprechende Drosseln bzw. Klappen aufweisen, die mit einer Antriebsvorrichtungs- bzw. Triebwerksteuereinrichtung verbunden sind und derart ansteuerbar sind, dass der Antriebseinrichtung 5 und dem Impeller 7 die benötigten Luftvolumenströme zum Betrieb zur Verfügung gestellt werden können.
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Gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung das, sofern nichts anderes beschrieben ist im Wesentlichen dem ersten Ausführungsbeispiel entspricht, ist die Antriebseinrichtung 5 als Kolbenmotor ausgebildet (2). Der Kolbenmotor kann beispielsweise ein Sechszylinder Boxermotor (z.B. UL-Power 520iS) sein.
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Gemäß diesem Ausführungsbeispiel kann der Kolbenmotor 5 die zur Verbrennung benötigte Luft beispielsweise aus dem Flugzeugrumpf 4 und/oder dem Cockpit 3 usw. beziehen.
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Alternativ kann auch eine separate Luftzuführeinrichtung für den Kolbenmotor 5 vorgesehen sein.
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Gemäß einer weiteren Alternative kann auch eine einzige Luftzuführeinrichtung vorgesehen sein, die ähnlich der vorstehend beschriebenen Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 ausgebildet ist, und die jedoch eine Klappe aufweist, die in einen weiteren Luftzuführkanal mündet, wobei über diesen Luftzuführkanal der Kolbenmotor mit der zur Verbrennung benötigten Luft versorgt wird.
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Bei Verwendung eines Kolbenmotors kann auch ein Kanal vorgesehen sein, der derart ausgebildet ist, dass Luft aus dem Schubrohr, d.h. aus dem Schubstrahl mittels einer Klappe entnommen wird und diese dann über den Kanal dem Kolbenmotor als Kühl- und/oder Verbrennungsluft zur Verfügung gestellt wird.
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Gemäß alternativen, jedoch nicht bevorzugten Ausführungsformen kann beispielsweise vorgesehen sein, dass die Abgasführung derart ausgebildet ist, dass ein Großteil der Abgase der Turbine in den Bereich der Ansaugseite 12 des Impellers 7 geleitet wird.
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Alternativ können die Abgase über die Abgasführung auch nach außerhalb des Flugzeugs bzw. ins Freie geleitet werden.
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Gemäß einem weiteren nicht dargestellten Ausführungsbeispiel können auch zumindest zwei Antriebsvorrichtungen an den Tragflächen eines Flugzeuges angeordnet werden.
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Gemäß einem derartigen Ausführungsbeispiel weist die Antriebsvorrichtung 1 sowohl ein die Antriebseinrichtung 5 als auch ein den Impeller 7 umgebendes Gehäuse auf.
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Ein derartiges mit zwei erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtungen an den Tragflächen versehenes Flugzeug gilt dann als Complex Aircraft. Jedoch wird eine äußerst effiziente Antriebsvorrichtung bzw. ein äußerst effizientes Triebwerk bzw. werden äußerst effiziente Triebwerke für ein Flugzeug bereitgestellt, die die Optik eines Strahltriebwerk suggerieren, jedoch aber die vorstehend erläuterten Vorteile, abgesehen von der Zulassung und den damit verbundene breiteren Anwendungsmöglichkeiten, mit sich bringen.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Antriebsvorrichtung
- 2
- Flugzeug
- 3
- Cockpit
- 4
- Flugzeugrumpf
- 5
- Antriebseinrichtung
- 6
- Welle
- 7
- Impeller
- 8
- Gehäuse
- 9
- Rotor
- 10
- Flugrichtung
- 11
- Abgasführung
- 12
- Ansaugseite
- 13
- Schubseite
- 14
- Schubrohr
- 15
- Abgasauslass
- 16
- Turbinen-Luftzuführeinrichtung
- 17
- Ansaugöffnung
- 18
- Turbinen-Luftzuführkanal
- 19
-
- 20
- Impeller-Luftzuführeinrichtung
- 21
- Ansaugöffnung
- 22
- Impeller-Luftzuführkanal
