DE102020000216A1

DE102020000216A1 - Drive arrangement

Info

Publication number: DE102020000216A1
Application number: DE102020000216.1A
Authority: DE
Inventors: wird später genannt werden Erfinder
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 2019-01-18
Filing date: 2020-01-15
Publication date: 2020-07-23

Abstract

Die Erfindung richtet sich auf eine Flugzeugantriebsanordnung für ein bemanntes Flugzeug mit einer Vortriebseinrichtung und einer Halteeinrichtung zur Anbindung der Vortriebseinrichtung an das Flugzeug, wobei die Halteeinrichtung derart ausgebildet ist, dass diese von außen her an die Außenschale oder Außenhaut eines entsprechenden Flugzeuges ansetzbar ist, die Halteeinrichtung eine Trägerschale umfasst, die eine in Montageposition dem Flugzeug zugewandte Sitzfläche bildet und die Sitzfläche in ihrem räumlichen Verlauf auf den räumlichen Verlauf der Flugzeugaußenhaut in jenem Bereich abgestimmt ist, in welchem die Trägerschale anzuordnen ist.The invention relates to an aircraft drive arrangement for a manned aircraft with a propulsion device and a holding device for connecting the propulsion device to the aircraft, the holding device being designed such that it can be attached to the outer shell or outer skin of a corresponding aircraft from the outside, the holding device comprises a carrier shell which forms a seat surface facing the aircraft in the assembly position and the spatial course of the seat surface is matched to the spatial contour of the aircraft outer skin in the area in which the carrier shell is to be arranged.

Description

Die Erfindung richtet sich auf eine Antriebsanordnung für ein Flugzeug mit einer Propellereinrichtung, einem Antriebsmotor zum Antrieb der Propellereinrichtung und einer Halteeinrichtung zur Halterung des Antriebsmotors in einer Arbeitsposition an einem Flugzeug. Im engeren Sinne richtet sich die Erfindung hierbei auf eine elektromechanische Flugzeugantriebsanordnung für den Einsatz von an sich als Segelflugzeug ausgelegten Flugzeugen, insbesondere Flugzeugen die zunächst auf eine bestimmte Höhe geschleppt werden um dann z.B. in ein Gebiet mit hinreichender Thermik zu fliegen oder eben in einem entsprechend langen Sinkflug wieder zu einer Landebahn zurückzukehren.The invention relates to a drive arrangement for an aircraft with a propeller device, a drive motor for driving the propeller device and a holding device for holding the drive motor in a working position on an aircraft. In the narrower sense, the invention is directed to an electromechanical aircraft drive arrangement for the use of aircraft designed as a glider, in particular aircraft that are initially towed to a certain height and then e.g. to fly into an area with sufficient thermals or to return to an airstrip in a long descent.

Es sind derzeit zwei Motorisierungskonzepte für elektrisch angetriebene Segelflugzeuge bekannt. So kann z.B. der Antrieb auf einem ausklappbaren Turm angeordnet werden, der ansonsten im Rumpf hinter den Tragflächen sitzt. Während des Segelfluges ist der Turm in den Rumpf eingeklappt und der Ausschnitt für den Turm mit entsprechend der Rumpfkontur verlaufenden Klappen aerodynamisch verschlossen. Im Betrieb wird der Turm aus dem Rumpf gefahren und das Flugzeug kann mithilfe des Antriebes entweder aus eigener Kraft starten oder in der Luft mit Hilfe des Motors Höhe gewinnen. Zum Einklappen des Turmes wird der Propeller in eine definierte Stellung gebracht. Weiterhin ist es auch bekannt, einen Motor im Bereich der Rumpfspitze eines Segelflugzeuges anzuordnen. Im Segelflug werden die Propellerblätter durch den Fahrtwind angeklappt und liegen aerodynamisch günstig an der Rumpfseitenwand an. Im Betrieb wird durch die Fliehkraft der Propeller ausgeklappt und das Segelflugzeug kann durch den Motor selbstständig an Höhe gewinnen. Diese oben genannten Konzepte haben den Nachteil, dass ausschließlich dafür konstruierte Segelflugzeugmuster damit ausgerüstet werden können. Ein nachträglicher Einbau eines Antriebes auf diese Weise ist technisch aufwändig, da die Flugzeuge an sich schon während ihres Baues strukturell und konstruktiv entsprechend vorbereitet werden müssen. Außerdem ist bei diesen Konzepten der Antriebsakku im Rumpf bzw. in den Tragflächen untergebracht. Bei der Unterbringung des Antriebsakkus im Rumpf ist ein Ausschnitt im Rumpf zum Wechsel notwendig, der die Rumpfstruktur schwächt. Ein nachträgliches Anbringen einer Öffnung ist aus zulassungstechnischen Gründen so gut wie unmöglich. Selbiges gilt für die Unterbringung des Akkus in der Tragfläche. Die Batterien werden durch Öffnungen in der Wurzelrippe in den Tragflügel Eingeladen bzw. Entnommen. Dies bedeutet eine Schwächung der Struktur und kann nachträglich nur durch umfangreiche und somit teure Umbaumaßnahmen bewerkstellig werden. Zudem ist es schwierig, für derart modifizierte Flugzeuge eine Zulassung zu erhalten.Two motorization concepts for electrically powered gliders are currently known. For example, the drive can be arranged on a fold-out tower, which otherwise sits in the fuselage behind the wings. During the gliding flight, the tower is folded into the fuselage and the cutout for the tower is aerodynamically closed with flaps that follow the contour of the fuselage. In operation, the tower is moved out of the fuselage and the aircraft can either start under its own power using the drive or gain altitude in the air with the help of the engine. To fold in the tower, the propeller is brought into a defined position. Furthermore, it is also known to arrange a motor in the area of the fuselage tip of a glider. When gliding, the propeller blades are folded up by the airstream and are aerodynamically favorable on the fuselage side wall. During operation, the propeller is unfolded by the centrifugal force and the glider can gain height automatically thanks to the engine. The above-mentioned concepts have the disadvantage that only glider models designed for them can be equipped with them. Subsequent installation of a drive in this way is technically complex, since the aircraft themselves have to be prepared structurally and structurally during their construction. In addition, with these concepts the drive battery is accommodated in the fuselage or in the wings. When accommodating the drive battery in the fuselage, a cutout in the fuselage is necessary to change, which weakens the fuselage structure. A subsequent opening of an opening is almost impossible for approval reasons. The same applies to the storage of the battery in the wing. The batteries are loaded or removed through openings in the root rib in the wing. This means a weakening of the structure and can only be achieved retrospectively through extensive and therefore expensive renovation measures. In addition, it is difficult to obtain approval for aircraft modified in this way.

Aufgabe der ErfindungObject of the invention

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, Lösungen aufzuzeigen durch welche es möglich wird, Flugzeuge die in ihrem Grundaufbau als Segelflugzeuge ausgelegt sind mit einem Antrieb auszustatten.The invention has for its object to show solutions by which it is possible to equip aircraft which are designed in their basic structure as gliders with a drive.

Erfindungsgemäße LösungSolution according to the invention

Die oben angegebene Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch eine Antriebsanordnung für ein zur Aufnahme von mindestens einer Person vorgesehenes Flugzeug mit:

- einer Vortriebseinrichtung und
- einer Halteeinrichtung zur Anbindung der Vortriebseinrichtung an das Flugzeug, wobei:
- die Halteeinrichtung derart ausgebildet ist, dass diese von außen her an die Außenschale oder Außenhaut eines entsprechenden Flugzeuges ansetzbar ist,
- die Halteeinrichtung eine Trägerschale umfasst die eine in Montageposition dem Flugzeug zugewandte Sitzfläche bildet und
- die Sitzfläche in ihrem räumlichen Verlauf auf den räumlichen Verlauf der Flugzeugaußenhaut in jenem Bereich abgestimmt ist, in welchem die Trägerschale anzuordnen ist.

The object specified above is achieved according to the invention by a drive arrangement for an aircraft intended to accommodate at least one person with:

- a jacking device and
a holding device for connecting the propulsion device to the aircraft, wherein:
the holding device is designed such that it can be attached from the outside to the outer shell or outer skin of a corresponding aircraft,
- The holding device comprises a carrier shell which forms a seat surface facing the aircraft in the assembly position and
- The spatial course of the seat is matched to the spatial course of the aircraft outer skin in the area in which the carrier shell is to be arranged.

Dadurch wird es auf vorteilhafte Weise möglich, beispielsweise ein an sich als Segelflugzeug ausgelegtes Flugzeug bedarfsweise nachträglich mit einer Antriebsanordnung zu versehen, die diesem zumindest eine Reichweitenerweiterung verschafft, oder auch so ausgelegt sein kann, dass das (Segel-)Flugzeug eigenstartfähig wird. Die erfindungsgemäße Integration eines Elektroantriebes in ein manntragendes Segelflugzeug kann ohne Strukturveränderungen an der Flugzeugzelle oder den Flügeln erfolgen. Die erfindungsgemäße Antriebsanordnung ist weiterhin vorzugsweise so ausgelegt, dass sich für das Flugzeug ein MTOW ergibt, das unterhalb der Gewichtsgrenze für UL-Flugzeuge liegt.This advantageously makes it possible, for example, to retrofit, if necessary, an aircraft designed as a glider with a drive arrangement which at least provides it with an extended range, or can also be designed in such a way that the (glider) aircraft is capable of self-launching. The inventive integration of an electric drive in a man-carrying glider can be carried out without structural changes to the airframe or the wings. The drive arrangement according to the invention is also preferably designed such that an MTOW results for the aircraft which is below the weight limit for UL aircraft.

Die vorliegende Erfindung ermöglicht es in besonders vorteilhafter Weise, bereits gebaute und nicht schon für einen Antrieb vorgesehene Segelflugzeuge über eine an die Außengeometrie angepasste Halteeinrichtung mit einer Akkuaufnahme und einem elektrischen Antrieb auszustatten. Für die Integration der Antriebseinheit ist es unerheblich, ob das Segelflugzeug durch den Antrieb eigenstartfähig wird oder nicht. Dies ist ausschließlich eine Frage der Leistung des Antriebes und ist von der Integration am Flugzeug unabhängig. Des Weiteren bieten sich unterschiedliche Motorisierungskonzepte mit einem Motor oder mit mehreren Motoren an. Das Grundkonzept ist immer das gleiche: Die Kräfte werden durch den an die Außengeometrie des Flugzeugs angepassten Voll- oder Teilumgriff mit moderater Flächenpressung in das Flugzeug eingeleitet und nicht durch nachträgliche Sturkturveränderungen der Flugzeugzelle oder des Flügels übertragen. Die erfindungsgemäße Integration funktioniert insbesondere bei Segelflugzeugen verbreiteter Bauart z.B. in Kunststoff-, Holz-, Metallbauweise sowie beliebigen Kombinationen aus diesen Bauweisen. Es werden nur im Detail Anpassungen der Halterung an die Flugzeuggeometrie vorgenommen, diese haben aber keinen Einfluss auf die Flugzeugstruktur an sich.The present invention makes it possible in a particularly advantageous manner to equip already built and not already intended for a drive a glider with a battery holder and an electric drive via a holding device adapted to the external geometry. For the integration of the drive unit, it is irrelevant whether the glider becomes self-launching or not due to the drive. This is solely a question of the power of the drive and is independent of the integration on the aircraft. Furthermore, different motorization concepts with one motor or with several motors are available. The basic concept is always the same: the forces are due to the external geometry of the aircraft adapted full or partial wrap with moderate surface pressure introduced into the aircraft and not transmitted through subsequent structural changes to the airframe or wing. The integration according to the invention works particularly in the case of gliders of a widespread type, for example in plastic, wood, metal construction and any combination of these designs. Adjustments of the bracket to the aircraft geometry are only made in detail, but these have no influence on the aircraft structure itself.

Die erfindungsgemäße Halteeinrichtung ist vorzugsweise derart aufgebaut, dass deren Sitzfläche, insbesondere in Verbindung mit einer elastischen Lage an einem Teilabschnitt des Flugzeugs anliegt. Diese elastische Lage kann insbesondere aus einem geschäumten Elastomermaterial gefertigt sein. Es ist hierbei insbesondere möglich, die Feinabstimmung der Schalengeometrie auf die Außengeometrie des Flugzeuges durch diese Lage zu bewerkstelligen, indem z.B. das zur Bildung dieser Lage erforderliche Material im Rahmen eines Anpassvorganges zwischen der härteren Struktur der Halteeinrichtung und dem Flugzeug angeordnet wird und die Halteeinrichtung hierbei an das Flugzeug angesetzt wird oder schon an diesem sitzt.The holding device according to the invention is preferably constructed in such a way that its seating surface, in particular in connection with an elastic position, bears against a partial section of the aircraft. This elastic layer can be made in particular from a foamed elastomer material. It is in particular possible to use this position to fine-tune the shell geometry to the outer geometry of the aircraft, for example by the material required to form this layer is arranged as part of an adjustment process between the harder structure of the holding device and the aircraft and the holding device is attached to the aircraft or is already seated thereon.

Die Vortriebseinrichtung umfasst gemäß einem besonderen Aspekt der vorliegenden Erfindung vorzugsweise in eine Propellereinrichtung und einen Antriebsmotor, zum Antrieb der Propellereinrichtung. Der Antriebsmotor kann hierbei gemäß einem weiteren besonderen Aspekt der vorliegenden Erfindung als Elektromotor ausgebildet sein. Die Antriebsanordnung umfasst dann eine Akkumulatorengruppe, wobei die Akkumulatorengruppe über die Halteeinrichtung an dem Flugzeug gehalten wird. Die Antriebsanordnung kann insbesondere zusätzlich zur Akkumulatorengruppe auch ein Nebenaggregat, insbesondere einen Range-Extender in Form eines mit einer kleinen Brennkraftmaschine gekoppelten Generators umfassen.According to a particular aspect of the present invention, the propulsion device preferably comprises a propeller device and a drive motor for driving the propeller device. According to a further special aspect of the present invention, the drive motor can be designed as an electric motor. The drive arrangement then comprises an accumulator group, the accumulator group being held on the aircraft via the holding device. In addition to the group of accumulators, the drive arrangement can in particular also comprise an auxiliary unit, in particular a range extender in the form of a generator coupled to a small internal combustion engine.

Die Trägerschale wird gemäß einem besonderen Aspekt der vorliegenden Erfindung vorzugsweise unter Nutzung von Strukturen des Flugzeugs an diesem gehalten. Bei diesen Strukturen handelt es sich vorzugsweise um Verbindungselemente zwischen Rumpf und Flügel, insbesondere um Querkraftbolzen.According to a particular aspect of the present invention, the carrier shell is preferably held on the aircraft using structures of the aircraft. These structures are preferably connecting elements between the fuselage and the wing, in particular transverse force bolts.

Die Trägerschale kann hinsichtlich ihrer Geometrie so gestaltet sein, dass diese am Rumpf, (Nase Rücken Bauch), an einem Flügelabschnitt und/oder am Leitwerk angreift. Die zwischen der Halteeinrichtung und dem Flugzeug wirksamen Haltekräfte sind vorzugsweise primär als normal zur Sitzfläche ausgerichtete Kräfte zwischen dem Flugzeug und der Trägerschale wirksam.With regard to its geometry, the carrier shell can be designed in such a way that it engages the fuselage (nose-back-belly), a wing section and / or the tail unit. The holding forces acting between the holding device and the aircraft are preferably primarily effective as forces between the aircraft and the carrier shell which are oriented normal to the seat surface.

Soweit die Halteeinrichtung derart ausgebildet, dass diese an einen Abschnitt der Flugzeugtragfläche ansetzbar ist, kann diese so gestaltet sein, dass diese insbesondere vom äußeren Tragflächenende her auf den Flügel aufschiebbar ist und dabei vorzugsweise die Flugzeugtragfläche zumindest teilweise umgreiftInsofar as the holding device is designed such that it can be attached to a section of the aircraft wing, it can be designed such that it can be pushed onto the wing, in particular from the outer wing end, and preferably at least partially encompasses the airplane wing

Soweit die Halteeinrichtung derart ausgebildet, dass diese an einen Abschnitt des Flugzeugrumpfes ansetzbar ist, kann diese so gestaltet sein, dass diese an diesem Abschnitt des Flugzeugrumpfes angreift, insbesondere diesen umgreift.If the holding device is designed such that it can be attached to a section of the fuselage, it can be designed in such a way that it engages, in particular engages around, this section of the fuselage.

Die Halteeinrichtung umfasst vorzugsweise Sicherungsmittel und diese Sicherungsmittel können mit dem Flugzeug verbindbar, insbesondere verklebbar sein und/oder die Halteeinrichtung umfasst eine Gurt-, Spann-, Exzenter-, Scheeren- und/oder Keilmechanik und/oder die ist Halteeinrichtung derart ausgebildet, dass die zwischen dieser und dem Rumpf und/oder Flügel wirksamen Kräftesysteme auf den Innenaufbau des Rumpfes und/oder Flügels, insbesondere auf die Position eines Holmes, Spantes, Gurtes oder einer Schalenverstärkung abgestimmt sind.The holding device preferably comprises securing means and these securing means can be connected to the aircraft, in particular can be glued, and / or the holding device comprises a belt, tensioning, eccentric, scissor and / or wedge mechanism and / or the holding device is designed such that the between this and the fuselage and / or wing effective force systems are matched to the internal structure of the fuselage and / or wing, in particular to the position of a spar, frame, belt or a shell reinforcement.

Alternativ zu dem oben genannten Antrieb mittels eines Motors und eines Propellers kann die Antriebseinrichtung auch so ausgebildet sein, dass die Vortriebseinrichtung ein Triebwerk, insbesondere ein Strahltriebwerk umfasst.As an alternative to the above-mentioned drive by means of a motor and a propeller, the drive device can also be designed such that the propulsion device comprises an engine, in particular a jet engine.

Die Antriebsanordnung umfasst weiterhin vorzugsweise eine Steuereinrichtung, zur Ansteuerung des Elektromotors. Diese Steuereinrichtung umfasst vorzugsweise eine Leistungselektronik, die in einem Zwischenbereich zwischen der Akkumulatorenbaugruppe und dem Elektromotor angeordnet ist. Die Anordnung ist dabei vorzugsweise so getroffen, dass die Steuereinrichtung einerseits aerodynamisch vorteilhaft angeordnet ist, ausreichend Kühlluft erhält und zudem sich auch möglichst kurze elektrische Leitungen ergeben. Die Leitungen können Flachquerschnitte aufweisen und in das zur Bildung der Halterung verwendete Kunststoffmaterial eingebettet sein.The drive arrangement further preferably comprises a control device for controlling the electric motor. This control device preferably comprises power electronics, which is arranged in an intermediate region between the battery module and the electric motor. The arrangement is preferably such that, on the one hand, the control device is arranged in an aerodynamically advantageous manner, receives sufficient cooling air and, moreover, electrical lines are as short as possible. The lines can have flat cross sections and can be embedded in the plastic material used to form the holder.

Die Anordnung umfasst weiterhin vorzugsweise eine zur Bedienung durch einen Piloten vorgesehene Cockpitsteuerung, die im Cockpitraum in einem dem Piloten zugänglichen Operationsbereich anordbar ist. Diese Cockpitsteuerung und jene oben genannte Steuereinrichtung können miteinander drahtgebunden und/oder drahtlos signaltechnisch kommunizieren. Die Cockpitsteuerung kann hierbei ein Display umfassen und insgesamt einen Tablet-Rechner umfassen, über welchen Systemeigenschaften, insbesondere der Ladezustand der Akkumulatoren, die Temperatur der Akkumulatoren, der elektrische Leistungsbezug des Motors und ähnliche Systemzustände visualisierbar und dokumentierbar sind.The arrangement preferably further comprises a cockpit control provided for operation by a pilot, which can be arranged in the cockpit space in an operating area accessible to the pilot. This cockpit control and that control device mentioned above can communicate with one another in a wired and / or wireless manner. The cockpit control can in this case comprise a display and overall comprise a tablet computer, via which system properties, in particular the state of charge of the batteries, the temperature of the batteries, the electrical power consumption of the motor and the like System states can be visualized and documented.

Die Kommunikation zwischen der Cockpitsteuerung und der außenliegenden Basissteuerung erfolgt vorzugsweise drahtlos. Die Koppelung kann über an sich bekannte WLAN Systemkomponenten erfolgen. Es kann auch eine induktive, kapazitive, optische oder akustische Koppelung zur Signalübertragung herangezogen werden. Die Koppelung erfolgt unter der Zielsetzung diese ohne aufwändige, störende oder eine Veränderung der Rumpfstruktur erfordernde Verkabelung zu bewerkstelligen.The communication between the cockpit control and the external basic control is preferably wireless. The coupling can take place via known WLAN system components. An inductive, capacitive, optical or acoustic coupling can also be used for signal transmission. The coupling takes place with the objective of accomplishing this without complex, disruptive cabling or a change in the fuselage structure.

Insbesondere bei der Montage der erfindungsgemäßen Antriebsanordnung an den Flügeln, sind vorzugsweise zwei derartige Antriebsanordnungen an das Flugzeug angebunden, indem diese an den rechten und den linken Flügel angesetzt sind.In particular when assembling the drive arrangement according to the invention on the wings, two such drive arrangements are preferably connected to the aircraft in that they are attached to the right and left wings.

Wie oben bereits ausgeführt kann in vorteilhafter Weise im Bereich der Sitzfläche eine elastische Struktur, insbesondere eine elastomere Schaumstruktur vorgesehen sein. Die Sitzfläche wird vorzugsweise an die jeweilige Flugzeugaußenfläche im Wege eines Anformverfahrens angepasst. Die Trägerschale kann dabei zum Beispiel auf einen Abschnitt der Tragflächenoberseite angesetzt sein. Die Trägerschale selbst ist vorzugsweise realtiv formsteif und aus einem faserverstärkten Werkstoff, insbesondere GFK oder CFK gefertigt. Die flächige Ausdehnung der Trägerschale ist so gewählt, dass die Trägerschale mit hinreichende geringer Flächenpressung auf der Flugzeugaußenhaut aufsitzt und dabei vorzugsweise Bereiche des Flugzeugs erfasst die aufgrund der Flugzeuginnenstruktur eine vorteilhafte Kraftableitung ermöglichen. Es ist jedoch auch möglich, die Trägerschale so auszulegen, dass diese ihre Haltekräfte primär in sie tragende Wand des Flugzeugs ableitet.As already stated above, an elastic structure, in particular an elastomeric foam structure, can advantageously be provided in the region of the seat surface. The seat surface is preferably adapted to the respective aircraft outer surface by means of a molding process. The carrier shell can, for example, be attached to a section of the upper side of the wing. The carrier shell itself is preferably real dimensionally stable and made of a fiber-reinforced material, in particular GRP or CFRP. The areal extent of the carrier shell is selected such that the carrier shell sits on the aircraft outer skin with a sufficiently low surface pressure and preferably detects areas of the aircraft that allow advantageous force dissipation due to the aircraft interior structure. However, it is also possible to design the carrier shell in such a way that it primarily derives its holding forces into the wall of the aircraft carrying it.

Die Akkupackung ist vorzugsweise aus einem Aufnahmeabschnitt der Antriebsanordnung herausnehmbar und in die Antriebsanordnung einsetzbar, insbesondere einschiebbar. Die Akkupackung kann zudem so ausgebildet sein, dass diese auch in eingeschobenen Zustand am Flugzeug durch ein entsprechendes Ladekabel und eine Anschlussschnittstelle aufladbar ist.The battery pack can preferably be removed from a receiving section of the drive arrangement and inserted, in particular inserted, into the drive arrangement. The battery pack can also be designed such that it can be charged in the inserted state on the aircraft by means of a corresponding charging cable and a connection interface.

Die Halteeinrichtung umfasst eine Gehäusestruktur, wobei über diese Gehäusestruktur der Antriebsanordnung eine aerodynamischen Gesichtspunkten Rechnung tragenden Außengeometrie verliehen wird und die elektrischen Komponenten der Antriebsanordnung von der Umgebung abgeschirmt sind.The holding device comprises a housing structure, with this housing structure giving the drive arrangement an external geometry that takes aerodynamic aspects into account and the electrical components of the drive arrangement being shielded from the environment.

Die Massenverteilung innerhalb der Antriebsanordnung ist vorzugsweise so abgestimmt, dass die Antriebsanordnung zur Axialposition der Auftriebsresultierenden des Flügels im wesentlichen ausbalanciert ist.The mass distribution within the drive arrangement is preferably matched such that the drive arrangement is essentially balanced with respect to the axial position of the wing's resultant lift.

Die Akkumulatorengruppe und der Antriebsmotor sind vorzugsweise derart angeordnet, dass sich der Schwerpunkt der Antriebsanordnung im Bereich des vorderen Drittels des Flügels befindet. Der Rotor ist vorzugsweise ein Zweiblatt Rotor. der Rotor ist vorzugsweise aktiv in eine Ausrichtung mit horizontal ausgerichteten Blättern bringbar. Die Akkumulatorengruppe wird vorzugsweise über die Halteeinrichtung an dem Flugzeug gehalten.The accumulator group and the drive motor are preferably arranged such that the center of gravity of the drive arrangement is in the area of the front third of the wing. The rotor is preferably a two-bladed rotor. the rotor can preferably be actively brought into alignment with horizontally aligned blades. The battery group is preferably held on the aircraft via the holding device.

Die Antriebsanordnung kann so ausgebildet sein, dass diese ein Fahrwerk umfasst. Weiterhin kann die Antriebsanordnung auch so ausgebildet sein, dass die Antriebsanordnung ein Gesamtrettungssystem beinhaltet.The drive arrangement can be designed such that it comprises a chassis. Furthermore, the drive arrangement can also be designed such that the drive arrangement contains an overall rescue system.

Die vorliegende Erfindung ermöglicht die Integration eines Elektroantriebes in ein Segelflugzeug, ohne dass hierbei an der Kernstruktur des Segelflugzeuges festigkeitsrelevante Umbaumaßnahmen vorgenommen werden müssen. Alle notwendigen Komponenten werden aussen am Flugzeug angebracht und werden lediglich am Flugzeug unter Nutzung der Außengeometrie oder von vorhandenen Verbindungs- und Koppelungsstrukturen ohne Eingriff in die Flugzeugstruktur gesichert. Die Kraftübertragung auf die Flugzeugzelle erfolgt durch Formschluss. Da Segelflugzeuge in aller Regel in einem dafür passenden Transportanhänger untergebracht sind, bietet dies die Möglichkeit, den kompletten Antrieb innerhalb weniger Minuten Ein- bzw. Abzurüsten. Es bleiben keinerlei Rückstände zurück. Ob ein Segelflugzeug nachgerüstet werden kann oder nicht, hängt von der Masse der nichttragen Teile sowie der zulässigen Höchstmasse ab und muss im Einzelfall geprüft werden. Die Erfindung bezieht sich primär auf die Art der Integration der Komponenten am Flugzeug und erst in weiterer Ausgestaltung auch auf die eigentlichen Komponenten.The present invention enables the integration of an electric drive in a glider without having to undertake strength-related conversion measures on the core structure of the glider. All the necessary components are attached to the outside of the aircraft and are only secured to the aircraft using the external geometry or existing connection and coupling structures without interfering with the aircraft structure. The power transmission to the airframe takes place by positive locking. Since gliders are usually accommodated in a suitable transport trailer, this offers the option of setting up or disassembling the entire drive within a few minutes. There are no residues left. Whether a glider can be retrofitted or not depends on the mass of the non-worn parts and the permissible maximum mass and must be checked in each individual case. The invention relates primarily to the type of integration of the components on the aircraft and only in a further embodiment also to the actual components.

Um das oben genannte Ziel zu erreichen, stellt die vorliegende Erfindung eine formschlüssige Vorrichtung zum Anbringen der Elektromotoren an den Tragflächen am Rumpf oder am Leitwerk bereit, sowie wenigstens einen formschlüssigen Behälter zur Unterbringung des Antriebsakkus. Diese Anbauten werden durch Umgriff von Flugzeugabschnitten und/oder Nutzung von anderweitigen Flugzeugstrukturen, insbesondere den Querkraftbolzen oder den Flügelholmen gesichert. Die Kraftübertragung erfolgt durch den Formschluss. Nach Abnehmen der Anbauteile handelt es sich nach wie vor um das originale Segelflugzeug. Eventuell kann es u. U. notwendig sein, die formschlüssen Teile (Boden der Aufnahmebehälter und Flächenscheren für die Motoren) mit Klettband zu sichern. Das Klettband wird nur tangential bzw. auf Scherung belastet und hält weit mehr, als die hier auftretenden Lasten.In order to achieve the above-mentioned goal, the present invention provides a form-fitting device for attaching the electric motors to the wings on the fuselage or on the tail unit, and at least one form-fitting container for accommodating the drive battery. These attachments are secured by reaching around aircraft sections and / or using other aircraft structures, in particular the transverse force bolts or the wing spars. The power transmission takes place through the form fit. After removing the attachments, it is still the original glider. Maybe it can It may be necessary to secure the form-fitting parts (bottom of the receptacle and surface scissors for the motors) with Velcro. The Velcro will only tangentially or sheared and holds much more than the loads occurring here.

Es sei an dieser Stelle darauf hingewiessen, dass unterschiedliche Antriebskonzepte mit einem oder zwei Motoren denkbar sind, die sich zur formschlüssigen Integration eignen.At this point, it should be noted that different drive concepts with one or two motors are conceivable that are suitable for positive integration.

Unter dem Begriff Propellereinrichtung ist im Kontext der vorliegenden Beschreibung eine strömungsmechanisch einen Vortrieb generierende Struktur zu verstehen, insbesondere ein Propeller mit mindestens einem, vorzugsweise jedoch zwei oder mehreren Propellerblättern, sowie auch ein Impeller oder ein anderweitiges Laufrad zur Generierung eines axialen Luftdurchsatzes.In the context of the present description, the term propeller device is understood to mean a structure that generates propulsion in terms of fluid mechanics, in particular a propeller with at least one, but preferably two or more propeller blades, and also an impeller or another impeller for generating an axial air throughput.

Soweit das erfindungsgemäße Konzept in Verbindung mit einer Wärmekraftmaschine, insbesondere (z.B. Strahl-)Triebwerk umgesetzt wird, fungieren die obig zur Beherbergung der Akkumulatoren beschriebenen Bauräume, als Bauräume zur Aufnahme oder zur Bildung von Tankstrukturen. Auch im Falle der Ausbildung der Antriebseinrichtung unter Einbindung einer Wärmekraftmaschine kann die Kommunikation zwischen Cockpit und außenliegenden Steuerungskomponenten drahtlos erfolgen.Insofar as the concept according to the invention is implemented in connection with a heat engine, in particular (e.g. jet) engine, the installation spaces described above for accommodating the accumulators function as installation spaces for accommodating or forming tank structures. The communication between the cockpit and external control components can also take place wirelessly if the drive device is designed with the integration of a heat engine.

FigurenlisteFigure list

Weitere Einzelheiten und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung. Es zeigen:

1 eine vereinfachte Schemadarstellung zur Veranschaulichung des erfindungsgemäßen Konzeptes in Verbindung mit einer auf dem Rumpfrücken sitzenden Antriebsanordnung;
2 eine Schemadarstellung zur weiteren Veranschaulichung des erfindungsgemäßen Konzeptes nach 1;
3 eine weitere Schemadarstellung zur Veranschaulichung des erfindungsgemäßen Konzeptes nach den 1 und 2;
4 eine Schemadarstellung zur Veranschaulichung einer zweiten Variante des erfindungsgemäßen Konzeptes, hier mit zwei, jeweils in Rumpfnähe an die Flügel angesetzten Antriebsanordnungen;
5 eine Skizze zur Veranschaulichung eines möglichen Innenaufbaus der Antriebsanordnung nach 4;
6 eine Skizze zur Veranschaulichung der Leitungsführung und der Anordnung der Leistungselektronik sowie der Cockpitsteuerung;
7a, 7b, 7c Skizzen zur Veranschaulichung vorteilhafter Anbringungsabschnitte für die Aufnahmegehäuse der Akkumulatoren;

Further details and features of the invention will become apparent from the following description in conjunction with the drawing. Show it:

1 a simplified schematic representation to illustrate the concept of the invention in connection with a drive assembly sitting on the fuselage;
2nd a schematic representation to further illustrate the concept of the invention 1 ;
3rd a further schematic representation to illustrate the concept according to the invention 1 and 2nd ;
4th a schematic representation to illustrate a second variant of the concept according to the invention, here with two drive arrangements attached to the wing, each near the fuselage;
5 a sketch to illustrate a possible internal structure of the drive assembly according to 4th ;
6 a sketch to illustrate the wiring and the arrangement of the power electronics and the cockpit control;
7a , 7b , 7c Sketches to illustrate advantageous mounting sections for the housing of the accumulators;

Ausführliche Beschreibung der FigurenDetailed description of the figures

Die Darstellung nach 1 veranschaulicht den Aufbau einer erfindungsgemäßen Antriebsanordnung für ein Flugzeug. Diese umfasst eine Vortriebseinrichtung V und eine Halteeinrichtung H, zur Anbindung der Vortriebseinrichtung V an das Flugzeug A. Die Halteeinrichtung H ist derart ausgebildet, dass diese von außen her an die Außenschale oder Außenhaut eines entsprechenden Flugzeuges A ansetzbar ist.The representation after 1 illustrates the structure of a drive arrangement according to the invention for an aircraft. This includes a jacking device V and a holding device H , for connecting the jacking device V to the plane A . The holding device H is designed such that it from the outside to the outer shell or skin of a corresponding aircraft A is applicable.

Die Halteeinrichtung H eine umfasst eine Trägerschale H1, die eine in Montageposition dem Flugzeug A zugewandte Sitzfläche HF bildet. Die Sitzfläche HF ist in ihrem räumlichen Verlauf auf den räumlichen Verlauf der Flugzeugaußenhaut in jenem Bereich abgestimmt, in welchem die Trägerschale H1 anzuordnen ist. Die Trägerschale H1 ist derart ausgebildet, dass deren Sitzfläche HF insbesondere in Verbindung mit einer elastischen Lage HF1 an einem Teilabschnitt des Flugzeugs anliegt.The holding device H one includes a carrier shell H1 that one in the aircraft's mounting position A facing seat HF forms. The seat HF The spatial course is matched to the spatial course of the aircraft outer skin in the area in which the carrier shell H1 to be ordered. The carrier shell H1 is designed such that its seat HF especially in connection with an elastic layer HF1 abuts a portion of the aircraft.

Die Vortriebseinrichtung V umfasst eine Propellereinrichtung P und einen Antriebsmotor E, zum Antrieb der Propellereinrichtung P. Der Antriebsmotor E ist hier ein Elektromotor und die Antriebsanordnung umfasst eine Akkumulatorengruppe AK, wobei die Akkumulatorengruppe AK hier, d.h. bei diesem Ausführungsbeispiel über die Halteeinrichtung H an dem Flugzeug A gehalten wird. Hier ist die Akkumulatorengruppe AK direkt in das die Trägerschale H1 und einen Holm bildende Strukturbauteil lösbar eingebunden.The jacking device V includes a propeller device P and a drive motor E , to drive the propeller device P . The drive motor E here is an electric motor and the drive arrangement comprises an accumulator group AK , with the accumulator group AK here, ie in this embodiment via the holding device H on the plane A is held. Here is the accumulator group AK directly into the carrier shell H1 and a spar-forming structural component releasably integrated.

Bei dem hier gezeigten Ausführungsbeispiel wird die Trägerschale H1 unter Nutzung von Strukturen des Flugzeugs A an diesem gehalten oder gesichert. Im gezeigten Ausführungsbeispiel handelt es sich bei diesen Strukturen insbesondere um Verbindungselemente zwischen Rumpf und Flügel, insbesondere um Querkraftbolzen QB. Die Trägerschale H1 ist hierzu flach an das Flugzeug angeformt und Ausläfer oder Fortsätze derselben erstrecken sich in den Bereich der Querkraftbolzen QB und sind an diesen und durch diese gesichert. Die zwischen der Halteeinrichtung H und dem Flugzeug A wirksamen Kräfte werden im Bereich der Trägerschalte H1 primär als normal zur Sitzfläche HF ausgerichtete Kräfte zwischen dem Flugzeug A und der Trägerschale H1 übertragen.In the embodiment shown here, the carrier shell H1 using structures of the aircraft A held or secured on this. In the exemplary embodiment shown, these structures are, in particular, connecting elements between the fuselage and wing, in particular transverse force bolts QB . The carrier shell H1 For this purpose, it is molded flat onto the aircraft and extensions or extensions thereof extend into the area of the transverse force bolts QB and are secured to and by them. The between the holding device H and the plane A effective forces are in the area of the carrier switch H1 primarily as normal to the seat HF aligned forces between the aircraft A and the carrier shell H1 transfer.

Die Halteeinrichtung H ist weiterhin derart ausgebildet, dass die zwischen dieser und dem Rumpf wirksamen Kräftesysteme auf den Innenaufbau des Rumpfes, insbesondere auf die Position eines Holmes, Spantes, Gurtes oder einer Schalenverstärkung abgestimmt sind.The holding device H is further designed in such a way that the force systems acting between it and the fuselage are based on the Internal structure of the fuselage, in particular to the position of a spar, frame, belt or a shell reinforcement.

Die Trägerschale H1 sitzt angepasst auf der Flugzeugaußenhaut. Sie wird durch weitere Mittel am Flugzeug gehalten oder gesichert. Ein Teil der an der Antriebanordnung angreifenden Kräfte wird durch Normalkräfte über die räumlich gewölbte, bezüglich des Flugzeugs A überwiegend konkave Trägerschale H1 in das Flugzeug flächig eingeleitet. Ein weiterer Teil der Kräfte wirkt auf die zur Halterung vorgesehen Mittel -hier H1L. Aufgrund der Großflächigkeit der Trägerschale H1 kommt es an der Flugzeugaußenhaut zu keinen kritischen Flächenpressungen und die aus den Reaktionsmomenten resultierenden Kräfte sind aufgrund der großen Erstreckung der Trägerschale H1 betragsmäßig klein.The carrier shell H1 fits the aircraft outer skin. It is held or secured on the aircraft by other means. Part of the forces acting on the drive arrangement is caused by normal forces over the spatially curved, with respect to the aircraft A predominantly concave carrier shell H1 introduced into the plane across the board. Another part of the forces acts on the means provided for mounting - here H1L . Due to the large area of the carrier shell H1 there is no critical surface pressure on the aircraft outer skin and the forces resulting from the reaction moments are due to the large extent of the carrier shell H1 small in amount.

Das Aufschnallen der geometrisch angeformten Antriebsanordnung erfolgt durch flach am Rumpf entlang geführte Verbindungsstrukturen H1L, die sich hier in den Bereich der Querkraftbolzen QB hinein erstrecken und an diesen gesichert sind.The geometrically shaped drive arrangement is unclipped by means of connecting structures that run flat along the fuselage H1L that are here in the area of the shear bolts QB extend into it and are secured to it.

Die Trägerschale sitzt in der Art einer angepassten Schale auf der Flugzeugaußenhaut. Die Trägerschale H1 ist ein relativ formstarres Strukturbauteil. Ein Teil der zwischen der Halteeinrichtung H und dem Flugzeug A wirksamen Kräftesysteme, ergibt sich aus der Gesamtheit der zwischen der Trägerschale und dem Flugzeug wirksamen Normalkräfte. Die Trägerschale H1 kann so ausgelegt sein, dass sich sämtliche Koppelungskräfte aus dem insgesamt formschlüssigen An- oder Umgriff an, bzw. um das Flugzeug (Rumpf, Flügel, oder Leitwerk) ergeben, dann wird die Halteeinrichtung H vorzugsweise nur noch gesichert - oder es sind Haltemittel - wie hier die Verbindungsstrukturen H1L vorgesehen, die auch im Zusammenspiel mit dem Flugzeug A selbst noch Kräfte übertragen, welche die Halteeinrichtung H mit dem Flugzeug A koppeln.The carrier shell sits in the manner of an adapted shell on the outer skin of the aircraft. The carrier shell H1 is a relatively rigid structural component. Part of the between the holding device H and the plane A effective force systems, results from the total of the normal forces acting between the carrier shell and the aircraft. The carrier shell H1 can be designed in such a way that all coupling forces result from the overall positive engagement or engagement, or around the aircraft (fuselage, wing, or tail unit), then the holding device H preferably only secured - or there are holding means - like the connection structures here H1L provided that also in interaction with the aircraft A even transmit forces that the holding device H by plane A couple.

Im hier gezeigten Ausführungsbeispiel sitzt die Trägerschale H1 auf dem Flugzeug A und kann in eine zur Rumpflängsachse normale Achse nach oben vom Rumpf abgehoben werden. Dieses Abheben wird jedoch in montiertem Zustand durch die Verbindungsstrukturen H1L verhindert. Die Verbindungsstrukturen H1L können (ausdrücklich beispielhaft) als elastisch auslenkbare Flachstrukturen ausgebildet sein, die beim Aufsetzen der Halteeinrichtung H auf den Rumpfrücken temporär soweit elastisch nach außen aufgebogen werden können, dass diese über die Querkraftbolzen QB geschoben werden können: Bei Erreichen der Montageposition schnappen die Verbindungsstrukturen H1L an das Flugzeug A zurück und die Querkraftbolzen QB sitzen in den Öffnungen der Verbindungsstrukturen H1L. Die Querkraftbolzen durchdringen dabei die Bohrung H1L In the exemplary embodiment shown here, the carrier shell is seated H1 on the plane A and can be lifted up from the fuselage in an axis normal to the fuselage longitudinal axis. However, this lifting is done in the assembled state by the connecting structures H1L prevented. The connection structures H1L can (expressly by way of example) be designed as elastically deflectable flat structures, which are placed on the holding device H on the back of the fuselage can be temporarily stretched out elastically to the extent that they can be lifted using the shear bolts QB can be pushed: When the assembly position is reached, the connection structures snap H1L to the plane A back and the shear bolts QB sit in the openings of the connecting structures H1L . The transverse force bolts penetrate the bore H1L

In der Darstellung nach 1 sind beispielhaft mehrere, jeweils für sich eigenständig verwirklichbare Konzepte SK1, SK2, SK3 und SK4 zur Verankerung der Halteeinrichtung H am Flugzeug A dargestellt. Nach dem Konzept SK1 erfolgt die Sicherung und Verankerung durch Nutzung der Querkraftbolzen des Flugzeugs. Nach dem Konzept SK2 erfolgt die die Sicherung und Verankerung durch formschlüssigen Hintergriff eines Flugzeugabschnitts. Hier wird die Verbindungsstruktur H1L durch den Flügelansatzspalt hindurch geführt und untergreift mit einem Halteleistenabschnitt die Unterseite des Flügels. Nach dem Konzept SK3 erfolgt die die Sicherung und Verankerung ebenfalls durch formschlüssigen Hintergriff eines Flugzeugabschnitts. Hier wird die Verbindungsstruktur H1L durch den Flügelansatzspalt hindurch geführt und untergreift mit einem Halteleistenabschnitt die Unterseite des Übergangsbereiches des Flugzeugrumpfes zum Flügel.According to the illustration 1 are examples of several concepts that can be implemented independently SK1 , SK2 , SK3 and SK4 for anchoring the holding device H on the plane A shown. According to the concept SK1 the aircraft is secured and anchored using the shear force bolts. According to the concept SK2 the securing and anchoring takes place by positive engagement of an aircraft section. Here is the connection structure H1L passed through the wing attachment gap and engages under the underside of the wing with a retaining strip section. According to the concept SK3 the securing and anchoring is also carried out by positive engagement of an aircraft section. Here is the connection structure H1L passed through the wing attachment gap and engages under the underside of the transition area of the fuselage to the wing with a retaining strip section.

Nach dem Konzept SK4 erfolgt die die Sicherung und Verankerung durch formschlüssigen Hintergriff eines Flugzeugabschnitts. Hier wird die Verbindungsstruktur H1L ebenfalls durch den Flügelansatzspalt hindurch geführt und untergreift mit einem Gehäuseabschnitt die Unterseite des Flügels und der Flügelwurzel des Rumpfes. In diesem Gehäuseabschnitt sitzt hier dann auch noch eine Akkumulatorenanordnung AK.According to the concept SK4 the securing and anchoring takes place by positive engagement of an aircraft section. Here is the connection structure H1L likewise passed through the wing attachment gap and engages under a housing section under the underside of the wing and the wing root of the fuselage. In this housing section there is also an accumulator arrangement AK .

Die Halteeinrichtung H und insbesondere die Trägerschale H1 und/oder die Halteeinrichtung H1L kann als mehrteilige Struktur gefertigt werden. Statt der oben beschrieben temporären elastischen Deformation von Abschnitten der Halteeinrichtung kann dann die Halteeinrichtung an das Flugzeug „angebaut“ werden und dann eine insgesamt das Flugzeug hinreichend formschlüssig greifende Gesamtstruktur bilden.The holding device H and especially the carrier shell H1 and / or the holding device H1L can be manufactured as a multi-part structure. Instead of the temporary elastic deformation of sections of the holding device described above, the holding device can then be “attached” to the aircraft and then form an overall structure that sufficiently engages the aircraft.

Die Darstellung nach 2 veranschaulicht in Form einer Seitenansicht den Aufbau der erfindungsgemäßen Antriebsanordnung weiter. Die Vortriebseinrichtung V ist über die Halteeinrichtung H an das Flugzeug A angebunden. Die Halteeinrichtung H ist von außen her an die Außenschale oder Außenhaut eines entsprechenden Flugzeuges A angesetzt. Die Halteeinrichtung H umfasst die Trägerschale H1, die eine in Montageposition dem Flugzeug A zugewandte Sitzfläche HF bildet. Die Sitzfläche HF ist in ihrem räumlichen Verlauf auf den räumlichen Verlauf der Flugzeugaußenhaut in jenem Bereich abgestimmt, in welchem die Trägerschale H1 anzuordnen ist. Die Trägerschale H1 ist derart ausgebildet, dass deren Sitzfläche HF insbesondere in Verbindung mit einer elastischen Lage HF1 an einem Teilabschnitt des Flugzeugs anliegt. Die Trägerschale H1 ist konkav und mit geringer Gesamtdicke an das Flugzeug angeformt und erstreckt sich mit daran ausgebildeten Fortsätzen H1L in den Bereich der Querkraftbolzen QB und ist an diesen gesichert. Die Trägerschale H1 umfasst hierzu flach ausgebildete Fortsätze oder Laschen H1L, die in den Spaltbereich zwischen Rumpf und Flügel eintauchen können. Diese Laschen können aus einem Faserverbundmaterial, z.B. einem CFK, GFK KFK, oder einem Metallwerkstoff, insbesondere Stahlblech gefertigt sein und im Bereich des Umgriffs der Querkraftbolzen so gestaltet sein, dass hier die Lochlaibungspressung reduziert wird.The representation after 2nd further illustrates in the form of a side view the structure of the drive arrangement according to the invention. The jacking device V is about the holding device H to the plane A tied up. The holding device H is from the outside to the outer shell or skin of a corresponding aircraft A scheduled. The holding device H includes the carrier shell H1 that one in the aircraft's mounting position A facing seat HF forms. The seat HF The spatial course is matched to the spatial course of the aircraft outer skin in the area in which the carrier shell H1 to be ordered. The carrier shell H1 is designed such that its seat HF especially in connection with an elastic layer HF1 abuts a portion of the aircraft. The carrier shell H1 is formed concave and with a small overall thickness on the aircraft and extends with projections formed on it H1L in the area of the transverse force bolts QB and is secured to it. The carrier shell H1 includes flat extensions or tabs H1L that can plunge into the gap between the fuselage and wing. These tabs can be made of a fiber composite material, for example a CFRP, GFK KFK, or a metal material, in particular sheet steel, and can be designed in the area of the encirclement of the transverse force bolts in such a way that the perforation reveal pressure is reduced here.

Die Darstellung nach 3 zeigt eine Variante, bei welcher wiederum die Vortriebseinrichtung V über die Halteeinrichtung H an das Flugzeug A angebunden ist. Die Halteeinrichtung H ist auch hier von außen her an die Außenschale oder Außenhaut eines entsprechenden Flugzeuges A angesetzt. Die Halteeinrichtung H umfasst flache, sich an die Rumpfgeometrie anlegende oder an diese angeformte „Schnallgurte“ H2L, die die Rumpfunterseite untergreifen und sich um den Rumpf herum zur Trägerschale H1A zurück erstrecken. Die Schnallgurte H2L sind hier auf dem Axialniveau der Querkraftbolzen durch den Ansatzspalt der Flügel AW hindurchgeführt und damit bezüglich der Flugzeuglängsachse axial positioniert. Der Holm HV der Halteeinrichtung H weist einen Stromlinienquerschnitt auf. Der Innenraum des Holms HV kann als Aufnahmeraum für Steuerungseinrichtungen, sowie die Akkumulatoren verwendet werden. Es ist möglich, die auf dem Rumpfrücken angeordnete Halteinrichtung so auszubilden, dass diese eine Mechanik umfasst, durch welche der Elektromotor und der Propeller in eine aerodynamisch vorteilhafte Nichtgebrauchsstellung verlagerbar sind. So kann beispielsweise der Motorträgerpylon nach hinten klappbar ausgestaltet sein und die Anordnung insgesamt so ausgelegt sein, dass Pylon und Propeller zumindest teilweise in ein einen Aufnahmebereich hinein abtauchen. Der Propeller kann hierzu aktiv derart Drehpositioniert werden, dass dieser eine Stellung einnimmt, die ein Ansenken desselben in eine Aufnahme ermöglicht.The representation after 3rd shows a variant in which the propulsion device in turn V via the holding device H to the plane A is connected. The holding device H is also from the outside to the outer shell or skin of a corresponding aircraft A scheduled. The holding device H includes flat "buckle straps" that attach to or are molded onto the fuselage geometry H2L that reach under the fuselage underside and around the fuselage to the carrier shell H1A stretch back. The buckles H2L are here at the axial level of the transverse force bolts through the attachment gap of the wing AW passed through and thus axially positioned with respect to the longitudinal axis of the aircraft. The spar HV the holding device H has a streamlined cross-section. The interior of the spar HV can be used as a recording room for control devices as well as the accumulators. It is possible to design the holding device arranged on the back of the fuselage in such a way that it comprises a mechanism by means of which the electric motor and the propeller can be shifted into an aerodynamically advantageous non-use position. For example, the motor support pylon can be designed to be foldable to the rear and the arrangement as a whole can be designed such that the pylon and propeller at least partially submerge into a receiving area. For this purpose, the propeller can be actively rotated in such a way that it assumes a position which enables it to be lowered into a receptacle.

Die Darstellung nach 4 zeigt eine Ausführungsform eines Segelflugzeugs das mit zwei erfindungsgemäßen Antriebsanordnungen ausgestattet ist. Auch hier ist die jeweilige Vortriebseinrichtung V ist über die Halteeinrichtung H an das Flugzeug A angebunden. Die Halteeinrichtung H ist von außen her an die Außenschale oder Außenhaut des jeweiligen Flügels AW des Flugzeuges A angesetzt. Die Halteeinrichtung H eine umfasst Trägerschale H1, die eine in Montageposition der Flügeloberseite zugewandte Sitzfläche HF bildet. Die Sitzfläche HF ist in ihrem räumlichen Verlauf auf den räumlichen Verlauf der der Flügeloberseite in jenem Bereich abgestimmt, in welchem die Trägerschale H1 anzuordnen ist. Die Trägerschale H1 ist derart ausgebildet, dass deren Sitzfläche HF insbesondere in Verbindung mit einer elastischen Lage HF1 an einem Teilabschnitt des Flügels anliegt.The representation after 4th shows an embodiment of a glider which is equipped with two drive assemblies according to the invention. Here, too, is the respective jacking device V is about the holding device H to the plane A tied up. The holding device H is from the outside to the outer shell or outer skin of the respective wing AW of the plane A scheduled. The holding device H one includes carrier shell H1 , which has a seat surface facing the top of the wing in the assembly position HF forms. The seat HF The spatial course is matched to the spatial course of the upper side of the wing in the area in which the carrier shell H1 to be ordered. The carrier shell H1 is designed such that its seat HF especially in connection with an elastic layer HF1 abuts a section of the wing.

Die Vortriebseinrichtung V umfasst eine Propellereinrichtung P mit einem Spinner PS und einen Antriebsmotor E, zum Antrieb der Propellereinrichtung P. Der Antriebsmotor E ist hier ein Elektromotor und die Antriebsanordnung umfasst eine Akkumulatorengruppe AK, wobei die Akkumulatorengruppe AK über die Halteeinrichtung H an dem Flugzeug A gehalten wird. Die Halteeinrichtung H umfasst Sicherungsmittel H2 die mit dem Flugzeug A, hier den Querkraftbolzen QB verbindbar sind. Die Trägerschale H1 ist derart ausgebildet, dass diese vom äußeren Tragflächenende her auf den Flügel aufschiebbar ist und die Flugzeugtragfläche AW zumindest teilweise umgreift. Die Halteeinrichtung H ist derart ausgebildet, dass die zwischen dieser und dem Flügel wirksamen Kräftesysteme auf den Innenaufbau des Flügels, insbesondere auf die Position eines Holmes, Spantes, Gurtes oder einer Schalenverstärkung abgestimmt sind. Die Antriebsanordnung umfasst eine Steuereinrichtung C1, zur Ansteuerung des Elektromotors E. Diese sitzt hier in einer Halterung EH des Elektromotors E. Weiterhin ist im Cockpitraum CS in einem dem Piloten zugänglichen Operationsbereich eine zur Bedienung durch den Piloten vorgesehene Cockpitsteuerung C2 vorgesehen. Diese Cockpitsteuerung C2 und jene Steuereinrichtung C1 können hinsichtlich der Ein/Aus Funktion miteinander drahtgebunden und hinsichtlich nicht sicherheitsrelevanter Signale miteinander drahtlos signaltechnisch kommunizieren.The jacking device V includes a propeller device P with a spinner PS and a drive motor E , to drive the propeller device P . The drive motor E here is an electric motor and the drive arrangement comprises an accumulator group AK , with the accumulator group AK via the holding device H on the plane A is held. The holding device H includes collateral H2 the plane A , here the shear pin QB are connectable. The carrier shell H1 is designed such that it can be pushed onto the wing from the outer wing end and the airplane wing AW encompasses at least partially. The holding device H is designed in such a way that the force systems acting between it and the wing are matched to the internal structure of the wing, in particular to the position of a spar, frame, belt or shell reinforcement. The drive arrangement comprises a control device C1 , to control the electric motor E . This sits in a holder here EH of the electric motor E . Furthermore is in the cockpit room CS in an operating area accessible to the pilot, a cockpit control intended for operation by the pilot C2 intended. This cockpit control C2 and that control device C1 can communicate with each other by wire with regard to the on / off function and wirelessly with one another in terms of signals that are not safety-relevant.

Die Darstellung nach 5 veranschaulicht den Aufbau der Anordnung nach 4 weiter. Im Innenbereich der Halteeinrichtung H sitzen die Akkumulatorenbaugruppe AK, Die Steuereinrichtung C1 und der Elektromotor E. Dieser treibt den Propeller P, der ggf. als aktiv, z.B. mittels einer Feder- oder Elastomerstruktur in einen Nichtgebrauchszustand drängbarer Klapppropeller ausgeführt sein kann. Der Propeller P umfasst hier einen Spinner PS dessen Basisquerschnitt auf den Durchmesser des Gehäuses HG im Übergangsbereich zum Propeller P abgestimmt ist. Es ist auch möglich, die Antriebsanordnung so aufzubauen, dass der Motor E im Spinner sitzt.The representation after 5 illustrates the structure of the arrangement 4th further. Inside the holding device H sit the accumulator assembly AK , The control device C1 and the electric motor E . This drives the propeller P , which can optionally be designed as active, for example by means of a spring or elastomer structure that can be pushed into a non-use folding propeller. The propeller P includes a spinner here PS its basic cross-section on the diameter of the housing HG in the transition area to the propeller P is coordinated. It is also possible to design the drive arrangement so that the motor E sits in the spinner.

Die Darstellung nach 6 veranschaulicht die operative Verknüpfung der Komponenten des Systems nach 4. Die Ansteuerung der beiden Elektromotoren E erfolgt über die jeweilige Motorelektronik C1. Diese ist über Leiter L1, L2 mit den Akkumulatoren AK gekoppelt. Hier ist für jeden Elektromotor E ein eigener Akku AK vorgesehen, die Akkus können auch (insbesondere wahlweise schaltbar) so zusammengefasst sein, dass beide Elektromotoren gemeinsam auf die Akkus zugreifen können. Die Steureinrichtungen C1 werden über die Cockpitsteuerung C2 angesteuert.The representation after 6 illustrates the operational linking of the components of the system 4th . The control of the two electric motors E takes place via the respective engine electronics C1 . This is about ladder L1 , L2 with the accumulators AK coupled. Here is for every electric motor E its own battery AK provided, the batteries can also be combined (in particular switchable) so that both electric motors can access the batteries together. The control devices C1 are via the cockpit controls C2 controlled.

Die Skizzen nach den 7a, 7b und 7c veranschaulichen bevorzugte Anbindungsbereiche der Akkumulatoren AK an die Außenhaut des Flugzeuges A. Bei der Variante nach 7a ist sind die Akkus 7a in einem strömungsoptimierten Gehäuse HG auf dem Rumpfrücken angeordnet. Bei der Variante nach 7b im Seitenbereich des Rumpfes oberhalb der Flügelanbindung. Bei der Variante nach 7c im unteren Bereich des Rumpfes und zwar seitlich unterhalb der Flügelanbindung und im rückwärtigen Bereich des Rumpf-Bauches. The sketches after the 7a , 7b and 7c illustrate preferred connection areas of the accumulators AK to the outer skin of the aircraft A . In the variant after 7a is the batteries 7a in a flow-optimized housing HG arranged on the back of the fuselage. In the variant after 7b in the side area of the fuselage above the wing connection. In the variant after 7c in the lower area of the fuselage, to the side below the wing connection and in the rear area of the fuselage-belly.

Bei den oben beschriebenen Elektro-Varianten der erfindungsgemäßen Antriebsanordnung sind die elektrischen Komponenten vorzugsweise als Antriebskomponenten mit Niederspannung (<60V) ausgelegt. Bei der Variante nach 4 sitzen die beiden ElektroMotoren E auf formschlüssigen Schalen aus glasfaserverstärktem Kunststoff an der Flügeloberseite in Rumpfnähe, so dass die Propeller P frei drehen können. Die Halteschalen werden bei dem zu elektrifizierenden Flugzeug beispielsweise direkt an der entsprechenden Stelle am Tragflügel angeformt. Auf diesem Wege kann ein 100%iger Formschluss gewährleistet werden. Die hier scherenartigen Schalen werden vorzugsweise mehrlagig aus Glasgewebe bzw. Kohlegewebe unter Verwendung von Epoxidharz im Handlaminierverfahren hergestellt. Das Laminat kann eine Dicke von ca. 0,8 bis 1,5mm haben. Auf diesen Scheren sind entsprechende Motorspante mit Glasgewebe anlaminiert, an denen die Motoren angeschraubt werden können. Die Länge der Schere ist auf der Unterseite durch den konvexen Profilverlaufes kürzer als auf der Oberseite. Die Schere ist aus GfK mit eingearbeiteten Kohlefaserrovings zur Versteifung.In the electrical variants of the drive arrangement according to the invention described above, the electrical components are preferably designed as drive components with low voltage (<60V). In the variant after 4th are the two electric motors E on form-fitting shells made of glass fiber reinforced plastic on the top of the wing near the fuselage, so that the propeller P can rotate freely. In the aircraft to be electrified, the holding shells are molded on, for example, directly at the corresponding point on the wing. In this way, a 100% positive fit can be guaranteed. The scissors-like shells here are preferably produced in multiple layers from glass fabric or carbon fabric using epoxy resin in the hand lamination process. The laminate can have a thickness of approximately 0.8 to 1.5 mm. Corresponding motor frames are laminated to these scissors with glass fabric to which the motors can be screwed. The length of the scissors is shorter on the underside due to the convex profile than on the top. The scissors are made of GRP with integrated carbon fiber rovings for stiffening.

Der Propeller ist vorzugsweise ein Klapppropeller, der im Segelflug nach hinten wegklappen kann. Er wird in einem Mittelstück auf Bolzen bzw. Schrauben drehbar gelagert. An dem Mittelstück ist ein Anschlag angebracht, der verhindert, dass der Propellerblätter mehr als 90 Grad zusammenklappen können und sich beim Ausklappvorgang gegenseitig blockieren.The propeller is preferably a folding propeller that can fold away to the rear when gliding. It is rotatably mounted in a center piece on bolts or screws. A stop is attached to the center piece, which prevents the propeller blades from collapsing more than 90 degrees and blocking each other during the unfolding process.

Wie aus der Darstellung nach 4 ersichtlich, ist der jeweilige Motor E mit einer Haube HG aerodynamisch verkleidet. Unter dieser Verkleidung sitzt ebenfalls der Controller C1, der den Motor E ansteuert. Der Motorträger EH und der Controller C1 sitzen auf einer Grundplatte H1, die den Flügel zumindest teilweise umgreift. Um den Motor E und Controller C1 zu kühlen, sind in der Haube HG Kühlschlitze eingearbeitet, damit die Luft durchströmen und kühlen kann. Der Motor E ist am Motorträger EH festgeschraubt. Wie aus der Darstellung nach 4 ersichtlich sitzt die Antriebsbatterie AK bei dieser Darstellung unter der Verkleidung auf der Flügeloberseite. Zur Kühlung der Akkus sind Kühlschlitze in der Abdeckung eingearbeitet.As from the illustration 4th the respective motor can be seen E with a hood HG aerodynamically clad. The controller is also located under this panel C1 that the engine E controls. The engine mount EH and the controller C1 sit on a base plate H1 that at least partially encompasses the wing. To the engine E and controller C1 to cool are in the hood HG Cooling slots are incorporated so that the air can flow through and cool. The motor E is on the engine mount EH screwed tight. As from the illustration 4th the drive battery can be seen AK in this illustration under the paneling on the top of the wing. Cooling slots are integrated in the cover to cool the batteries.

Wie aus den Darstellungen ersichtlich, sitzt der Antriebsakku auf einem formschlüssigen Boden unter einer Abdeckung an geeigneter Stelle aussen am Rumpf. Viele Segelflugzeuge haben im Bereich der Tragflügel einen ovalen Rumpfquerschnitt. Zudem ist der Rumpf in diesem Bereich in Längsrichtung konkav geformt. Es ergibt sich dadurch eine 3-dimensionale Form, die den Boden nur an der Stelle, an der er am Rumpf abgeformt wurde, formschlüssig aufliegen lässt und durch die Formgebung fixiert. Der Boden wird mehrlagig aus GfK anolog zu den Flächenscheren im Handlaminierverfahren hergestellt. Er muss stabil genug ausgeführt sein, um alle durch das Akkugewicht hervorgerufenen Kräfte auszuhalten, d.h. die Laminatdicke wird ca. 0,8mm bis 2mm dick. Die Befestigung der Abdeckung an den formschlüssigen Boden erfolgt analog zu der Abdeckung des Motors und Controllers mit einem Falz und Verschraubungen.As can be seen from the illustrations, the drive battery sits on a form-fitting floor under a cover at a suitable point on the outside of the fuselage. Many gliders have an oval fuselage cross section in the wing area. In addition, the fuselage is concavely shaped in the longitudinal direction in this area. This results in a 3-dimensional shape, which allows the floor to rest positively only at the point at which it was molded on the fuselage and is fixed in place by the shape. The floor is made of GfK anolog to the surface scissors in multiple layers using the manual lamination process. It must be stable enough to withstand all the forces caused by the battery weight, i.e. the laminate thickness is about 0.8mm to 2mm thick. The cover is attached to the form-fitting floor in the same way as the cover of the motor and controller with a fold and screw connections.

Wie aus der Darstellung nach den 7a, 7b, 7c ersichtlich können die Akkus bzw. in diesem Fall die zwei Akkustränge an fast jeder beliebigen Stelle am Rumpf angebracht werden. Der Leergewichtsschwerpunkt für das jeweilige Segelflugzeug kann hierdurch in vorteilhafter Weise eingehalten werden. Es sind exemplarisch einige mögliche und sinnvolle Positionen dargestellt. Die Befestigung des Akkustranges auf der Grundplatte ist nicht dargestellt.As from the illustration according to the 7a , 7b , 7c the batteries or in this case the two battery strings can be attached to almost any position on the fuselage. The center of gravity for the respective glider can be maintained in an advantageous manner. Some possible and sensible positions are shown as examples. The attachment of the battery string on the base plate is not shown.

Es werden noch zusätzliche Kabel zur Ansteuerung der Controller notwendig, die aus dem Cockpit zu den Controllern auf dem Flügel geführt werden können. Diese zusätzlichen Kabel führen nur geringe Spannungen und sind als dünne Litzen mit 0,5 qmm ausreichend dimensioniert. Die Verlegung dieser Kabel muss individuell an das jeweilige Segelflugzeugmuster angepasst werden. Alternativ zur drahtgebundenen KopppViele Segelflugzeuge haben Abdeckungen im Flügelbereich oder einen Handlochdeckel zum Anschliessen der Steuergestänge aus den Flügeln im Rumpf, wo diese Kabel nach aussen gelegt werden können und wiederum mit Klebeband gesichert werden. Ausserdem bietet es sich an, die dünnen Kabel zwischen der abnehmbaren bzw. aufklappbaren Kabinenhaube und dem Rumpf zu verlegen. Das Bohren eines Loches zur durchführung dieser Kabel ist nicht notwendig. Die erfindungsgemäße Antriebsanordnung ist vorzugsweise als Nach- oder Umrüstkit konzipiert, der von einem Anwender selbst und ohne Bedarf nach aufwändigen fachmännischen Montagetechniken, werkzeuglos oder mit einfachen üblichen Werkzeugen montiert werden kann, wobei der korrekte Montagezustand sich zuverlässig im Wege einfach ausführbarer Montageschritte ergibt. Die vorliegende Erfindung kann nachfolgend wie folgt realisiert werden. Zum Nachrüsten eines Segelflugzeugs mit einem Elektroantrieb, wird ein hierfür vorgesehener Nachrüstkit zum Flugzeug verbracht. Die Montage erfolgt, indem vor Ansetzen der Flügel an den Flugzeugrumpf die Halteeinrichtung auf den Rumpf (Variante nach 1) oder auf die Flügel (Variante nach 4) aufgesetzt wird. Anschließend werden die Flügel montiert. Die Antriebsanordnung wird durch die Montage der Flügel am Flugzeug gesichert. Die Halteeinrichtung sitzt über ihre Trägerschale mit moderaten Anlagekräften auf der Flugzeugaußenhaut und ist am Flugzeug gesichert. Die Ansteuerung der Antriebsanordnung durch den Piloten und der Informationstransfer zum Piloten erfolgt über eine Cockpitsteuerung die beispielsweise durch einen Tablettcomputer verwirklicht sein kann. Die Kommunikation zwischen Cockpitsteuerung und Antriebsanordnung, bzw. der außenseitig des Flugzeugs angeordneten Steuerungseinrichtung erfolgt vorzugsweise auf drahtlosem Wege und über bedarfsgerecht konfigurierbare Benutzeroberflächen. Die vorliegende Anmeldung beansprucht die innere Priorität vom 18.01.2019 aus der deutschen Patentanmeldung DE 10 2019 000 370.5 . Der Inhalt dieser ursprünglichen Patentanmeldung wird durch diese Bezugnahme vollumfänglich in die vorliegende Patentanmeldung eingebunden.Additional cables are required to control the controllers, which can be routed from the cockpit to the controllers on the wing. These additional cables carry only low voltages and are adequately dimensioned as thin strands with 0.5 qmm. The routing of these cables must be individually adapted to the respective glider model. As an alternative to the wired Koppp Many gliders have covers in the wing area or a hand hole cover for connecting the control linkage from the wings in the fuselage, where these cables can be laid outwards and in turn secured with adhesive tape. It is also a good idea to route the thin cables between the removable or hinged canopy and the fuselage. It is not necessary to drill a hole to pass these cables through. The drive arrangement according to the invention is preferably designed as a retrofit or retrofit kit that can be assembled by a user himself and without the need for complex, professional assembly techniques, without tools or with simple, conventional tools, the correct assembly state being reliably obtained by means of assembly steps that can be carried out easily. The present invention can be realized as follows. To retrofit a glider with an electric drive, a retrofit kit provided for this purpose is brought to the aircraft. The assembly is carried out by placing the holding device on the fuselage (variant according to 1 ) or on the wings (variant according to 4th ) is put on. Then the wings are assembled. The drive arrangement is secured by mounting the wings on the aircraft. The holding device sits on its carrier shell with moderate contact forces on the aircraft outer skin and is secured to the aircraft. The control of the drive arrangement by the pilot and the information transfer to the pilot takes place via a cockpit control which can be implemented, for example, by a tablet computer. The communication between the cockpit control and the drive arrangement, or the control device arranged on the outside of the aircraft, is preferably carried out wirelessly and via user interfaces which can be configured as required. The present application claims the internal priority of January 18, 2019 from the German patent application DE 10 2019 000 370.5 . The content of this original patent application is fully incorporated into this patent application by this reference.

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG QUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturPatent literature cited

DE 102019000370 [0055]

Claims

Drive arrangement for an aircraft with: - a jacking device and a holding device for connecting the propulsion device to the aircraft, wherein: the holding device is designed such that it can be attached from the outside to the outer shell or outer skin of a corresponding aircraft, - The holding device comprises a carrier shell, which forms a seat facing the aircraft in the assembly position and - The spatial course of the seat is matched to the spatial course of the aircraft outer skin in the area in which the carrier shell is to be arranged.

Drive arrangement after Claim 1 , characterized in that the carrier shell is designed such that its seating surface, in particular in connection with an elastic position, bears against a partial section of the aircraft.

Drive arrangement after Claim 1 or 2nd , characterized in that the propulsion device comprises a propeller device and a drive motor for driving the propeller device.

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 3rd , characterized in that the drive motor is an electric motor and that the drive arrangement comprises an accumulator group, the accumulator group being held on the aircraft via the holding device.

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 4th , characterized in that the carrier shell is held on the aircraft using structures of the aircraft and that these structures are in particular connecting elements between the fuselage and wing, in particular transverse force bolts.

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 5 , characterized in that the carrier shell engages the fuselage, a wing section and / or the tail unit.

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 6 , characterized in that the holding forces acting between the holding device and the aircraft act primarily as forces oriented normal to the seat surface between the aircraft and the carrier shell.

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 7 , characterized in that the holding device is designed such that it can be attached to a section of the aircraft wing, in particular pushed onto the wing from the outer wing end, and / or that the holding device is designed such that it at least partially encompasses the airplane wing

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 3rd , characterized in that the holding device is designed such that it can be attached to a section of the fuselage and engages on this section of the fuselage, in particular engages around it.

Aircraft drive arrangement according to at least one of the Claims 1 to 9 , characterized in that the holding device comprises securing means and that these securing means can be connected, in particular glued, to the aircraft and / or that the holding device comprises a belt, tensioning, eccentric and / or wedge mechanism and / or that the holding device is designed in this way that the force systems acting between this and the fuselage and / or wing are matched to the internal structure of the fuselage and / or wing, in particular to the position of a spar, frame, belt or shell reinforcement.

Drive arrangement for an aircraft with: - a jacking device, a holding device for connecting the propulsion device to the aircraft, wherein: the holding device is designed such that it can be attached from the outside to the outer shell or outer skin of a corresponding aircraft, - A cockpit control (C2) is provided for controlling a circuit (C1) and arranged outside the fuselage - The cockpit control (C2) and the circuit (C1) communicate wirelessly.