-
Flugtriebwerk mit lenkbarem Schubvektor für Luftfahrzeuge mit Tragflächenflug-Eigenschaften, als Erfindung ist ein Flugtriebwerk mit Schubvektorsteuerung für die unbemannte und bemannte Luftfahrzeuge mit Tragflächenflug-Eigenschaften.
-
Es ist bekannt,
dass Flugtriebwerke diverser Typen [9], darunter Flugtriebwerke für Luftfahrzeuge mit Tragflächenflug-Modus [4,5,6,8], basierend auf Düsen-Strahl-, Turbo-Propeller-, Turbo-Wellen-Triebwerk bzw. Verbrennungsmotor, sich im Wesentlichen durch die Schwierigkeiten in der Abstimmung der Schub- und Effizienz-Parameter mit dem Flug-Verhalten, insbesondere den Aerodynamischen-Eigenschaften, der Stabilität und Steuerbarkeit in diversen Flug-Modi, der Flugzeuge auszeichnen. Beispielsweise bedarf es für einen vertikalen Start und eine vertikale Landung bzw. eine forcierte Beschleunigung einer Zugkraft, welche die Schwerkraftwirkung des Flugzeuges übersteigt. Auf einer Flugroute mit konstanter Fluggeschwindigkeit ist hingegen der Bedarf an Zugkraft bedeutend geringer. Dies bewirkt, dass eine, bezüglich der Zugkraft, überdimensionierte Gestaltung des Schubkraftwerks im Regelfall in einem tiefgehend reduzierten Schub-Modus arbeitet.
-
Es ist bekannt,
dass die Flugtriebwerke, die das Kohlenwasserstoff-Brennstoff nutzen, geringe Effizienz- und hohe Emission-Werte haben [7]. Für die Verringerung der Überdimensionierung des Schubtriebwerks werden mehrere spezielle Triebwerke für Hub und Beschleunigung, als Ergänzung zu kleiner dimensioniertem Haupttriebwerk benutzt.
-
Es ist bekannt,
dass das Flugtriebwerk des Flugzeugs Jakowlew Jak-38 [3], aus einem Hub- und Flugrouten-Düsentriebwerk sowie zwei ausschließlich im Start-Flug einzusetzenden Hub-Düsen-Strahl-Triebwerke, welche in einem horizontalen Flug abgeschaltet werden und somit als ungenutzte Gewichte mitgeflogen auf Kosten des Brennstoffverbrauchs ggf. Brennstoffvorrats, bestehen.
-
Es ist bekannt,
dass das Flugtriebwerk des Flugzeugs F-35B [1], für ein Kurzstartflugzeug mit Senkrechtlandekapazität (STOVL), aus einem Düsen-Strahl-Triebwerk für den konventionellen Flug und einer Ablenke des Schubvektors sowie einem nach außen positionierbaren Höhen-Lifter, für Erzeugung des vertikalen Schubs unter der Nutzung der Energiezufuhr von dem Düsen-Strahl-Triebwerk, besteht.
Die Nutzung eines Höhen-Lifters ist eingeschränkt, da dieser einen Volumen und Gewicht für Nutzlasten und Brennstoff wegnimmt und somit für eine konventionelle Flugroute ungeeignet ist. Dabei wird für die Vertikal-Landung einen Nachbrenner benutzt, welcher die Temperatur der ausströmenden Gase zusätzlich erhöht. Zusätzlich werden die Axialmomente verstärkt und damit die Stabilität und die Steuerbarkeit verschlechtert, welches das Einsatzgebiet des Flugzeugs einschränkt
-
Es ist bekannt,
dass das rein elektrisch betriebene Sektrecht-Start-und-Lande-(eVTOL)-Flugzeug Lilium [2], mit einem vollelektrischen und verteilten Flugtriebwerk aus einer Elektrobatterie und 36 drehbaren und jeweils mit einem elektroantrieb ausgestatten Impellern (Luftschrauben), welche an der Tragflächen untergebracht sind, besteht. Weiterhin ist bekannt, dass eine solche Konstruktion des Kraftwerks die aerodynamischen Eigenschaften in Segelflug einschränkt, da die Tragflächen mit den Gondeln der Impeller bestückt sind. Außerdem zeichnen sich diese Konstruktion im Wesentlichen durch Schwierigkeiten in der Abstimmung der Flugtriebwerk-Parameter mit der Flug-Verhalten des Flugzeugs in einem Routen-Flug und, bei einem asymmetrischen Versagen der Impeller, durch das Fehlen einer Möglichkeit die lineare Flugroute fortsetzen zu können sowie einer geringen Flugdauer aus.
-
-
Das wird ein unbemanntes Luftfahrzeug vorgeschlagen, dessen Antriebssystem einen Verbrennungsmotor mit einer Aufladung, einen elektrischen Antrieb mit einer elektrischen Batterie und eine Kupplung umfasst, die es ermöglicht, den Antrieb vom Verbrennungsmotor auf den elektrischen Antrieb und zurück umzuschalten oder einen Parallelbetrieb des Verbrennungsmotors und des elektrischen Antriebs zu ermöglichen. In diesem Fall die Propulsion (Forttrieb, Schubquelle) ist ein Propeller mit Schaufeln.
-
Die Hauptnachteile des vorgeschlagenen Kraftwerks sind:
- 1. hohe Komplexität der Anlage und das Vorhandensein einer großen Anzahl von in Reihe geschalteten Vorrichtungen, was die Zuverlässigkeit und den Wirkungsgrad des gesamten Kraftwerks reduziert (Wirkungsgradkoeffizienten der in Reihe geschalteten Vorrichtungen werden multipliziert);
- 2. bei den für den Vertikalstart vorgeschlagenen Triebwerksvarianten gibt es keine Ausgleichsvorrichtungen, deren Fehlen ein Umschalten von Vertikalflug auf Horizontalflug unmöglich macht;
- 3. die Anwendung einer Aufladung für Verbrennungsmotoren ist nicht immer durchführbar und wird verwendet, wenn es nicht möglich ist, die Leistung auf andere Weise zu erhöhen, ohne wesentliche Änderungen an der Konstruktion vorzunehmen. Die Nutzung der Abgasenergie zum Antrieb einer Gasturbine eines Luftgebläses in den Brennraum eines Verbrennungsmotors (Kolbenmotor) ist nur bei Motorbetriebsarten nahe dem Maximum gerechtfertigt, da bei niedrigeren Betriebsarten:
- - Der Abgasdurchsatz wird deutlich reduziert und die Turbinenleistung wird stärker reduziert als der Gasdurchsatz;
- - Der Abgaskanal des Motors wird verstopft und der Brennraum ist dadurch nicht vollständig von Verbrennungsprodukten befreit. Infolgedessen sinkt die Motorleistung und die Emission schädlicher Verbrennungsprodukte in die Atmosphäre steigt aufgrund der Überanreicherung des Gemischs: bis zu 0,5 (d.h. weniger Sauerstoff als nötig). Dieses Problem ist bei Drehkolbenmotoren besonders gravierend und unabhängig von der Art des verwendeten Kraftstoffs;
- - im vorgeschlagenen Antriebssystem ist es unmöglich, einen hohen Wirkungsgrad zu erreichen, weil:
- 1. Die Quelle des Schubs ist ein Luftpropeller, der theoretisch keinen höheren Wirkungsgrad als 0,65 haben kann;
- 2. es gibt keine Wärmeverwertung der Abgase im Inneren des Kraftwerks und die Anwendung der Abgasturboladung hat praktisch keinen Effekt: die Temperatursenkung an der Turbine beträgt nur 100-125 Grad bei der durchschnittlichen Temperatur der Abgase am Brennkammerausgang 650-800K.
-
Niedrige Werte des Wirkungsgrads eines Triebwerks sind der Grund für einen hohen spezifischen Brennstoffverbrauch, eine hohe Emission von Schadstoffen in die Atmosphäre und eine Erhöhung der erforderlichen Leistung des gesamten Triebwerks.
-
Es ist bekannt,
(In Bezug auf das US-Patent
US 2015 / 0 308 383 A1 [11])
-
Das wird ein Motor für den Antrieb eines Flugzeugs sowie für ein Flugzeug mit mindestens einem solchen Motor und mindestens einem Wasserstofftank vorgeschlagen. Ein Verfahren zur Energieverwertung der Wärme, die während des Betriebs von elektrischen Antriebselementen, die in den Endabschnitten der Kompressor-Schaufel angeordnet sind, erzeugt wird, ebenfalls berücksichtigt.
-
Die Verwendung von Wasserstoff als Arbeitskörper für die Verbrennung in der Brennkammer von Verbrennungsmotoren jeglicher Zweckbestimmung erscheint theoretisch attraktiv.
-
Gegenwertig wird eine intensive Forschung in dieser Richtung durchgeführt. Dennoch sind solche Motoren, durch ihre Betriebseigenschaften: Leistung und Dynamik, Kosten und Gesamtmenge der schädlichen Emissionen in die Atmosphäre der Wasserstoff produzierenden Stationen (die Haupttechnologie der Wasserstoffproduktion ist die Verbrennung von Kohlenwasserstoffen) wesentlich schlechter als Verbrennungsmotoren auf traditionellen Kraftstoffen, wie Benzin, Dieselkraftstoff oder Erdgas.
-
Die Speicherung von komprimiertem Wasserstoff unter Druck, so an Bord der Tu-155 stieß auf sehr große technologische und betriebliche Schwierigkeiten:
- - die eigenartige und komplexe Bodeninfrastruktur an Flughäfen erfordern, die sich von den bestehenden unterscheidet;
- - ein Treibstofftank an Bord eines Flugzeugs mit seinem unbedeutenden Volumen erfordert ein wesentlich größeres Volumen des Treibstoffbehälters (ca.1,5 mal größer als relevanter Kerosintank) und zusätzliche Kühl- und Entlüftungseinrichtungen sowie ein separates Brandschutzsystem:
- Wasserstoff ist hochgradig durchdringlich für alle Materialien, einschließlich Verbundwerkstoffe und Stahl, und bildet blitzschnell ein explosives Luft-Wasserstoff-Gemisch.
-
Dies erschwert nicht nur die Konstruktion des Flugzeugs erheblich, sondern macht den Einsatz von Wasserstoff in der Luftfahrt auch wirtschaftlich und technisch unhaltbar.
-
Der Einsatz von Wasserstoff-Brennstoffzellen zur Erzeugung elektrischer Energie an Bord eines Flugzeugs geht mit zwei Effekten einher:
- - Wärmefreisetzung in den Brennstoffzellen;
- - Wärmeabgabe direkt in Elementen des Elektroantriebs, der elektrische Energie in mechanische Energie für die Rotoren-Rotation umwandelt.
-
Die Wärmeabgabe in Brennstoffzellen erfordert den Einsatz eines zusätzlichen Systems zur Wärmeabnahme und zum Transport an den Ort der Nutzung. Zum Beispiel zeigt eine vorläufige numerische Analyse, dass für ein Flugzeug mit einer Flugmasse von 10.000 kg, das mit 500 km/h bei hoher aerodynamischer Eigenschaft (CI/Cd=17) fliegt, ein zusätzliches System der Wärmeabnahme und des Transports zum Ort der Nutzung (ohne Berücksichtigung von Wärmetauschern) eine Erhöhung der Masse des gesamten Kraftwerks um 12% (von 580 kg auf 650 kg) und der Leistungsabnahme bis 10 kW (etwa 10%) erfordern würde.
-
In dem besagten Patent ist vorgesehen, die Antriebselemente des Lüfters: Stator und Rotor in den Endabschnitten der Kompressor-Schaufel zu installieren. Der Stator soll zwischen Innen- und Außenverkleidung des Kompressor-Gehäuses platziert werden, und der Rotor soll an den Enden der Lüfter platziert werden. In diesem Fall soll die Wärmeabfuhr aus dem Elektroantrieb durch Abblasen mit einem externen Luftstrom mit anschließender Abgabe in den Raum, hinter Kompressor-Schaufeln, realisiert werden.
-
Aus der Gasdynamik-Lehre ist jedoch bekannt, dass ein Luftstrom, der an irgendwelche Objekte gerichtet und diese abbläst, einen Widerstand erfährt und dadurch seine kinetische Energie einbüßt, was durch den Energieverlustkoeffizienten abgeschätzt wird. Bei gut strömungsgünstigen Körpern, bei laminarer Strömung, können bis zu 10-15% der kinetischen Energie (bei vollem Druck) verloren gehen, bei schlecht strömungsgünstigen Körpern, bei turbulenter Strömung - bis zu 35-40% der kinetischen Energie verloren gehen.
-
Der Hauptzweck des Lüfters in Luftstrahltriebwerken ist die Erhöhung des Luftdrucks durch Komprimierung der Luft. Die Umwandlung der kinetischen Energie des Luftstroms hinter dem Ventilator in Druck erfolgt in dem sich ausdehnenden Kanal hinter dem Ventilator, Bei modernen Ventilatoren mit hohem Wirkungsgrad wird eine Druckerhöhung im Verhältnis zum vollen Druck des auftreffenden Stroms um das 1,2-1,3-fache erreicht.
-
Nach der Beschreibung des genannten Patents sollte also die Luft mit niedrigerem Druck relativ zur entgegenkommenden Strömung, aber mit höherer Temperatur, in den Bereich mit deutlich höherem Druck und gleicher Temperatur strömen. Dies widerspricht den fundamentalen Gesetzen der Physik.
-
Eine Unterbringung beliebiger Zusatz-Massen in Endbereichen von Kompressor-Schaufeln führt immer zu unerwünschten Effekten:
- - eine Vergrößerung der Dimensionen und der Masse des Flügels im Verhältnis zur Masse des zu platzierenden Körpers, dem Radius der Platzierung und dem Quadrat der Drehzahl;
- - eine erhebliche Reduzierung des Wirkungsgrades des Ventilators als thermodynamische Maschine;
- - deutliches Wachstum des axialen Trägheitsmoments des Kompressor-Rotors und der Energieverbrauchs des Elektroantriebs;
- - Absenkung der Eigenschwingungsfrequenz in den Bereich der Resonanzfrequenzen.
-
Die Ergebnisse der Analyse des Patents Nr.
US 2015 / 0 308 383 A1 [11] haben gezeigt, dass die vorgeschlagenen technischen Lösungen aufgrund der erheblichen Gewichtsbelastung des Kraftwerkskonstruktion und der Undurchführbarkeit einiger technischer Lösungen aufgrund des Widerspruchs mit den Gesetzen der Physik in der Praxis nicht realisierbar sind.
-
Es ist bekannt,
(in Bezug auf das US-Patent
US 2018 / 0 037 333 A1 [12])
-
Das genannte Patent sieht ein Antriebssystem in einem künftigen Flugzeug vor, einem Kraftwerk zur Erzeugung von elektrischer Energie oder hydraulischen Pumpen, die Vorrichtungen zur Übertragung von elektrischem Strom oder Druck auf elektrische Strom- oder Druckverbraucher - diverse Antriebe. Die Antriebe können Elektromotoren oder Hydraulikmotoren sein.
-
Die Hauptnachteile der Variante der Nutzung der hydraulischen Kraftübertragung sind:
- - geringe Betriebssicherheit eines solchen Kraftwerks;
- - hohe Empfindlichkeit gegenüber Temperaturschwankungen;
- - wesentlich höheres Masse eines solchen Kraftwerks im Vergleich zu herkömmlichen. Das Mindestgewicht von Flugzeughydrauliksystemen wird bei Drücken von 350-400 bar erreicht. Bei hohem Verbrauch von Hydraulikflüssigkeit werden die Rohrleitungen schon im Vergleich zu elektrischen Leitungen zu schwer. Dabei ist die Gewährleistung der Reinheit der Hydraulikflüssigkeit äußerst schwierig. Es werden große, voluminöse und teure Hydraulikfilter benötigt.
-
Aus diesen Gründen ist der Einsatz von hydraulischen Systemen zum Antrieb verschiedener Vorrichtungen begrenzt.
-
Die Hauptnachteile eines solchen Kraftwerks in der Anwendungsvariante des elektrischen Energieübertragungssystems sind:
- - große Masse. Die Übertragung von elektrischer Energie hoher Leistung von der Quelle zum Verbraucher (Antrieb) erfordert den Übergang auf Wechselstrom hoher Frequenz (700-800 Hz) und den Einsatz spezieller Umformer bzw. Wandler, die mit dem Gewicht des elektrischen Antriebs vergleichbar sind. Solche Triebwerke sind etwa zwei und mehr Mal schwerer als herkömmliche Triebwerke, die auf konventionellen Kohlenwasserstoffbrennstoff basieren;
- - Notwendigkeit eines zusätzlichen komplexen Kühlsystems mit eigener Steuerung;
- - Multi-Antrieb-Kraftwerke schließen die Hauptenergiequelle nicht aus: einen leistungsstarken Antrieb auf Basis eines Gas-Turbine oder Verbrennungsmotors. Dies führt auch zu einer Erhöhung des Gewichts des gesamten Kraftwerks und zu einer Verringerung der Effizienz des Flugzeugs.
-
Es ist bekannt,
(in Bezug auf das US-Patent Nr. US 2019 / 0 118 957 A1. [13])
-
Das in dem genannten Patent wird vorgeschlagen, alle Kühlsysteme in einem Flugzeug mit einem hybriden Antriebssystem, das Antriebe und Vorrichtungen zur Erzeugung, Übertragung, Speicherung und Nutzung von elektrischer Energie umfasst, zu einem (integralen) System zu kombinieren und Außenluft (die das Flugzeug umgibt) und teilweise Luft hinter einem Ventilator als Medium zu verwenden, in das die Wärme abgeleitet wird. Dabei soll der Wärmetauscher in das Außengehäuse des Antriebs eingebaut werden, damit die Wärme an die Umgebungsluft des Flugzeugs und ins Innere des Antriebs übertragen wird.
-
Der Hauptnachteil eines solchen Vorschlags ist die Unmöglichkeit, die beim Betrieb von elektrischen Maschinen und Wärmekraftmaschinen freigesetzte Wärme zur Verbesserung des Wirkungsgrads des Antriebs zu nutzen:
- - der größte Teil der Wärme wird an die äußere Umgebung abgegeben, ohne nützliche Arbeit zu leisten, da die Umgebungstemperatur im Vergleich zur Temperatur im Inneren des Antriebs niedriger ist. Das bedeutet, dass der Hauptwärmestrom nach außen geleitet wird. Unter bestimmten Bedingungen (große Höhe und niedrige Drehzahl) kühlt der Strom hinter dem Lüfter zu stark ab und der Schub wird unter den erforderlichen Wert reduziert;
- - das Vorhandensein von langen Transportleitungen mit dem Wärmeleiter erfordert zusätzliche Energieaufwendungen für das Pumpen des Wärmeleiters von der Quelle der Wärmeerzeugung zum Wärmetauscher;
- - das Vorhandensein von langen Transportleitungen mit dem Wärmeleiter erfordert zusätzliche Energieaufwendungen für das Pumpen des Wärmeleiters von der Quelle der Wärmeerzeugung zum Wärmetauscher. Diese Kosten können: abhängig von der konkreten praktischen Umsetzung des Kraftwerks nach dem vorgeschlagenen Schema, bis zu 20% der Gesamtleistung des Kraftwerks und ihres Gewichts mit 10-15% der ursprünglichen Masse des Kraftwerks betragen.
-
Die Aufgabe der Erfindung ist die Entwicklung eines Flugtriebwerks mit lenkbarem Schubvektor mit Tragflächenflug-Eigenschaften für unbemannte und bemannte Luftfahrzeuge, mit dem Ziel:
- • Realisierung des vertikalen Starts und der vertikalen Landung bei weiten Flügen sowie langdauerndem Flugbetrieb;
- • Realisierung der optimalen Abstimmung der Eigenschaften des Flugtriebwerkes und des Flugzeugs in allen Flugbetriebsarten und -phasen;
- • Realisierung einer relevanten Effizienz beim Treibstoffverbrauch und einer signifikanten Reduzierung der Emissionswerte im Flugbetrieb.
-
Der Wesenskern der Erfindung ist ein neuartiges Flugtriebwerk mit lenkbarem Schubvektor für Luftfahrzeuge mit Tragflächenflug-Eigenschaften, bestehend aus einen Motorantrieb des Elektrogenerators auf Basis eines Verbrennungsmotors, einer Auspuffanlage, einer Kupplung, einem Elektrogenerator, einem Akkumulator, zwei elektrischen Wandler, einer Stromversorgung-Steuerungseinheit, einem einstufigen Luftverdichter mit Lufteinlauf, einem Elektroantrieb, einer Luft-Mischkammer, einer konvergenten Strahldüse, einer Lenkvorrichtung des Schubvektors und einem Steuerungssystems des Flugtriebwerkes.
-
Das technische Ergebnis bei Erreichung der Ziele kommt zustande dadurch, dass zwischen den Verbrennungsmotor und dem Forttrieb, bestehend aus einem einstufigen Luftverdichter mit Lufteinlauf, einem Elektroantrieb, einer Luft-Mischkammer und einer konvergenten Strahldüse, keine mechanische Kraftübertragung stattfindet.
-
Der Antrieb des Rotors des einstufigen Luftverdichters ist elektrisch und ist mit der Elektroenergie von der Stromversorgungseinheit versorgt. Die Energiequelle in dem Energiesystem ist der Elektrogenerator, der mechanisch von dem Verbrennungsmotor angetrieben wird, der Energie-Speicher des Energie-Systems ist der Akkumulator.
-
Diese Konstruktion des Flugtriebwerks gewehrleistet:
- eine Flexibilität der Energiezufuhr von Verbrennungsmotor zum Forttrieb;
- eine Reduzierung der Gesamtarbeitszeit des Verbrennungsmotors im Gesamt-Flug;
- eine Reduzierung der Zeiträume des Maximal-Belastung-Modus und Maximal-Emissionen der Verbrennungsabgase;
- eine vollständige Abstimmung der Antriebswerte und der wirtschaftlichen Effizienz-Daten des Flugtriebwerks als Ganzes, mit der Flugeigenschaften des Luftfahrtzeugs;
- eine Verwertung der Wärmeenergie erfolgt dadurch, dass die Wärme aus der Auspuffanlage des Verbrennungsmotors und die Abwärme des Elektroantriebs in die Luft-Mischkammer geleitet werden.
-
Liste der Zeichnungen:
-
- 1. Das Funktions-Schema des Flugtriebwerks
- 2. Die Zusammensetzung des Flugtriebwerks
- 3. Die Funktions-Grafik des Flugtriebwerks im Flugbetrieb
-
Der Grundstock des Flugtriebwerks mit lenkbarem Schubvektor für Luftfahrzeuge mit Tragflächenflug-Eigenschaften ist ein Verbrennungsmotor (VM), in dem die Brennstoffenergie in die mechanische Energie (ME, 1) umgewandelt wird.
-
Die mechanische Energie (ME) wird dem Elektrogenerator (GE) zugefügt, wo die ME in die elektrische Energie (EE) umgewandelt wird.
-
Für die Erleichterung und Beschleunigung des Anlassens des VM im Leerlauf ist eine Kupplung installiert, die bei anlassen des VM den VM von dem GE trennen kann und, bei Bedarf aus einem Leerlauf, für einem aktiven Flug koppeln.
-
Die elektrische Energie (EE) wird von dem Elektrogenerator (GE) zu dem Akkumulator und weiter durch die Stromversorgung-Steuerungseinheit und die beiden Wandler zu dem Elektroantrieb des Luftverdichter (LV) des Forttriebs geleitet, hierbei wird die EE bei vollgeladenem Akkumulator direkt über Stromversorgungs-Steuerungseinheit und über die Wandler zu dem Elektroantrieb geführt.
-
In dem Elektroantrieb (EA) wird die Elektroenergie (EE) in die mechanische Energie (ME) umgewandelt, die ME wird dann für die Luft-Komprimierung in dem Luftverdichter (LV) genutzt. Der Luftstrom (LS) hinter dem Luftverdichter (LV) wird in die Luft-Mischkammer (LM) geleitet, wo der LS mit der Wärme aus der Auspuffanlage und mit der Abwärme aus EA, die bei der Kühlung des EA entsteht, zu Wärmeenergie (WE) vermischt werden.
-
Der Luft-Strom (LS) erhält in der Luft-Mischkammer (LM) zusätzlich die Wärmeenergie (WE), diese erhöht die Innenenergie des LS, und wird weiter in die Strahldüse (SD) geführt, wo die Innenenergie des LS in die kinetische Energie des ausströmenden Abgas-Luftgemischs umgewandelt wird.
-
Eine wesentliche Innovation der Erfindung ist eine solche Zufuhr der Wärmeenergie (WE) zu dem Luftstrom (LS). Die Untersuchungen zeigen, dass eine solche Nutzung der WE eine Erhöhung der Schubkraft des Flugkraftwerks in einem maximalen Arbeits-Modus um 10% bis zu 15% ermöglicht. Dieses bewirkt eine mögliche Brennstoff-Ersparnis von bis zu 10%.
-
Der in der Strahldüse (SD) beschleunigte Abgas-Luftstrom wird in die Lenkvorrichtung des Schubvektors geleitet, wo der Drehwinkel des Schubvektors auf einen erforderlichen Wert, entsprechend der Flugsituation, gesteuert wird. Die Regelung des Flugbetriebs erfolgt unter der Berücksichtigung der Funktionsparameter des Steuerungssystems, durch die Steuerung des Arbeits-Modus des Flugtriebwerkes und des Drehwinkels des Schubvektors (1).
-
Bestandteile des Steuerungssystems sind im Rumpf des Luftfahrtzeugs (2) untergebracht.
-
Der Akkumulator 7 und die beiden Wandler 8 sind in der Tragfläche 1 installiert.
-
Der Verbrennungsmotor (VM) 2, die Kupplung 3 und der Elektrogenerator 4 sind in einem Kraft-Modul vereint und in dem Vorderteil des Rumpfs stationiert (2).
-
Der Luftverdichter (LV), der Elektroantrieb die Luft-Mischkammer (LM) und die Strahldüse (SD) bilden zusammen in einem Gehäuse eine Einheit, das Forttrieb 5.
-
Die Auspuffgase aus dem VM werden durch die Umgehungs-Rohrleitung der Auspuffanlage 9 in die Luft-Mischkammer (LM) des Forttriebs 5 geleitet.
-
Die Lenkvorrichtung des Schubvektors 6 ist hinter dem Forttrieb 5 installiert und wird zum Bestandteil des Rumpfes des Luftfahrzeugs. Die Tatsache des Nichtvorhandenseins einer Kraftverbindung der Lenkvorrichtung des Schubvektors 6 mit dem Forttrieb 5 vereinfacht die Konstruktion und verringert das Gewicht des Forttriebs 5 sowie entsprechender mechanischen Befestigungen erheblich.
-
Die Luft wird zu dem Luftverdichter (LV) des Forttriebs durch die Kanäle der Lufteinlässe 10 und 11 geführt. Die Stromversorgungseinheit und das Steuerungssystem sind in dem Vorderteil des Luftfahrtzeugs untergebracht (2).
-
Während des vertikalen Start-Fluges (3) arbeitet das Flugkraftwerk im maximalem Kraft-Modus, der Verbrennungsmotor (VM) arbeitet im Modus der maximalen Leistung W (VM) und mit dem Akkumulator (AK) zusammen versorgen sie den Forttrieb 5 (2) mit der erforderlichen Elektro-Energie (EE). Dabei sinkt die elektrische Ladung W (ES) (3) des Akkumulators.
-
Während der Übergangsphase zum horizontalen Routen-Flug wird der Forttrieb mit der EE aus dem Akkumulator versorgt und die Wiederaufladung des Akkumulators ist durch die periodischen Zuschaltungen des VM gewährleistet. Hierbei arbeitet der VM in einem Eco-Modus, mit einer minimalen Abgas-Emission in die Atmosphäre.
-
Die Frequenz und die Dauer des Einsatzes des Verbrennungsmotors (VM) im Flug hängt von der Höhe des Fluges H, der Fluggeschwindigkeit V und der Weite des Fluges L (3) ab.
-
Während des Fluges verbraucht der Verbrennungsmotor (VM) den Brennstoff, dabei verliert das Flugzeug an Gewicht. Diese Gewichtreduzierung bewirkt eine Reduzierung der für den Flug erforderlichen Schub-Leistung.
-
In Endphase des Fluges - bei der vertikalen Landung - wird der maximale Schub des Flugkraftwerks gebraucht, welcher durch die Zufuhr der EE an den elektrischen Antrieb des Luftverdichters (LV) des Forttriebs von dem Elektrogenerator und dem Akkumulator gleichzeitig gewährleistet wird.
-
Das Flugtriebwerk mit lenkbarem Schubvektor für Luftfahrzeuge mit Tragflächenflug-Eigenschaften ermöglicht eine Reduzierung der Gesamtarbeitszeit des Verbrennungsmotors (VM) für unbemannte und bemannte Luftfahrzeuge während des gesamten Fluges. Weiterhin ermöglicht es eine Reduzierung der Arbeitszeiten des VM im maximalem Modus der Emissionen der Abgase in die Atmosphäre, eine vollständige Abstimmung der Schubtechnischen- und der Wirtschaftlichen-Daten des Flugtriebwerks im Ganzen mit der Flugeigenschaften des Luftfahrzeugs, eine Verwertung der Wärmeenergie des Verbrennungsmotors aus dem Auspuffanlage und eine Verwertung der Abwärme des Elektroantriebs und somit die Erfüllung der definierten technischen Aufgaben und die Erreichung der gestellten Ziele.
-
Quellen Verzeichnis:
-
- 1. F - 35 Lightning II. Enhancing Capabilities / Maintaining Affordability / Becoming a Reality / Walter J. Boyne [И Др]; E. Lammon, A. Lopez. - Tampa : Ross W. Jobson, Peter M. Anteil, 2006. - 155 c.
- 2. The Jet. - URL: https://lilium.com/the-jet (дата обр. 25.01.2020).
- 3. Абuдuн В.Б. Пaлубный штурмовик Як-38. Приложение к журналу «Моделист - конструктор». T. 7. — M. : «Моделист - конструктор», 2009. – 36 c. — (Авиаколлекция).
- 4. Алексеев В.П., Воронин В.Ф., Грехов Л.В. Двигатели внутреннего сгорания. Устройство и работа поршневых и комбинированных двигателей/под ред. A. C. Орлина, М.Г. Круглова. – М.: Машиностроение, 1990. - 289 c.
- 5. Курочкuн Ф.П. Проектирование и конструирование самолётов с вертикальным взлётом и посадкой. – М.: Машиностроение, 1977. – 224 c.
- 6. Павленко В.Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полёте. — М.: Машиностроение, 1987. – 200 c.
- 7. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей: Учебник для вузов – 2е изд., перераб. и доп./В. М. Акимов [и др.]; под ред. С.М.Шляхтенко. — М.: Машиностроение, 1987. – 568 c.
- 8. Хафер К., Закс Г. Техника вертикального взлёта и посадки/пер. c нем. С.Л. Вишневецкого A.A. Полозова, A.B. Пузицкого. — M.: Мир, 1985. - 376 c.
- 9. Шусmов И.Г. Двигатели 1944 - 2000: авиационные, ракетные, морские, промышленные. Иллюстрированный каталог авиадвигателей с их характериками, описанием. — М.:АКС Конверсалт, 2003. — 394 c. — (Отечественная авиационная и ракетно-космическая техника).
- 10. (D1: DE 10 2012 021 339 A1 ) Patent DE No DE 10 2012 021 339 A1 .
- 11. (D2: US 2015 / 0 308 383 A1 ) Engine for propelling an aircraft and aircraft having at least one engine and least one hydrogen tank.
- 12. D3: US 2018/0 037 333 A1 Patent US Nº US 2018/0037333 A1 . Hybrid Aircraft.
- 13. D4: US 2019 / 0 118 957 A1 Patent US Nº US 2019/0118957 A1 . Integrated Heat Management for Hybrid Propulsion
