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Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug und ein Verfahren zum Betreiben eines solchen Luftfahrzeugs.
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Aus der Praxis sind Luftfahrzeuge bekannt, die einen Hauptrotor zur Erzeugung von Auftrieb und wenigstens einen Antriebspropeller zur Erzeugung von Vortrieb aufweisen. Solche Luftfahrzeuge nutzen insbesondere das Prinzip der Autorotation für den Hauptrotor, so dass bei ausreichend Vortrieb, der durch den Antriebspropeller bereitgestellt wird, der Hauptrotor selbsttätig bzw. ohne künstliche Energiezufuhr rotiert und so das Luftfahrzeug in der Luft hält. Derartige Luftfahrzeuge ermöglichen eine fliegende Fortbewegung mit relativ geringem Energieaufwand.
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Die aktuelle Entwicklung im Hinblick auf die Diskussion um klimafreundliche Mobilität und die technische Weiterentwicklung rein elektrischer Antriebssysteme haben zwischenzeitlich auch Prototypen von kleinen Luftfahrzeugen hervorgebracht, die rein elektrisch betrieben werden. Oft sind bei solchen Luftfahrzeugen mehrere Hauptrotoren um eine Fluggastzelle herum angebracht, die das Luftfahrzeug durch entsprechende Steuerung in einer stabilen Fluglage halten. Die Luftfahrzeuge sind klimafreundlich, da sie emissionsfrei betrieben werden können. Nachteile dieser Lösungen sind jedoch die geringe Reichweite, da die kurz- und mittelfristig zur Verfügung stehende Batterietechnologie nur geringe Leistungsdichten aufweist, und der hohe Raumbedarf am Boden.
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Der Erfindung liegt vor diesem Hintergrund die Aufgabe zu Grunde, ein Luftfahrzeug anzugeben, das klimafreundlich betrieben werden kann und dennoch eine hohe Reichweite aufweist. Ferner ist es Aufgabe der Erfindung, ein Betriebsverfahren für ein solches Luftfahrzeug anzugeben.
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Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die Gegenstände der Patentansprüche 1 und 14 gelöst.
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So beruht die Erfindung auf dem Gedanken, ein Luftfahrzeug mit einem Antriebssystem anzugeben, wobei das Antriebssystem ein Stromaggregat, wenigstens eine Antriebsbatterie und wenigstens einen Elektromotor aufweist, der elektrische Energie aus der Antriebsbatterie bezieht, wobei das Stromaggregat einen Zweizylinder-Hubkolbenmotor mit zwei Zylinder-Kolbeneinheiten in Tandemanordnung und wenigstens einen Generator zur Erzeugung elektrischer Energie umfasst, wobei jede Zylinder-Kolbeneinheit eine Kurbelwelle aufweist und die Kurbelwellen beider Zylinder-Kolbeneinheiten miteinander mechanisch gekoppelt sind, und wobei wenigstens eine Kurbelwelle, insbesondere beide Kurbelwellen jeweils, mechanisch mit dem wenigstens einen Generator verbunden ist.
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Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug baut auf der Grundidee auf, die Reichweite eines elektrisch betriebenen Luftfahrzeugs durch einen Verbrennungsmotor, nämlich den Zweizylinder-Hubkolbenmotor, zu erhöhen. Der Zweizylinder-Hubkolbenmotor dient dabei lediglich zur Erzeugung elektrischer Energie, so dass die tatsächliche Antriebsleistung für das Luftfahrzeug rein elektrisch erfolgt. Um möglichst ausfallsicher betrieben zu werden, können bei der Erfindung mehrere Elektromotoren vorgesehen sein, wobei jeder Elektromotor mit einer eigenen oder in Parallelschaltung mit allen vorhandenen Antriebsbatterien verbunden ist. Wenn jeder Elektromotor in Parallelschaltung mit allen Antriebsbatterien oder wenigstens zwei Antriebsbatterien verbunden ist, kann jeder der Elektromotoren auch bei Ausfall einer Antriebsbatterie weiter betrieben werden. Wenn jede Antriebsbatterie mit jedem Elektromotor in Parallelschaltung verbunden ist, so kann die in der jeweiligen Antriebsbatterie gespeicherte elektrische Energie auch dann weiter genutzt werden, wenn ein Elektromotor ausfällt. Die Parallelschaltung von Antriebsbatterien und Elektromotoren bildet insofern eine Redundanz, die den Flugbetrieb besonders sicher gestaltet.
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Um die Ausfallsicherheit weiter zu erhöhen, ist bevorzugt vorgesehen, dass der Zweizylinder-Hubkolbenmotor zwei Generatoren aufweist, wobei ein erster Generator elektrisch mit der ersten Antriebsbatterie und ein zweiter Generator elektrisch mit der zweiten Antriebsbatterie verbunden ist.
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So ergeben sich zwei voneinander unabhängige Antriebsstränge, die lediglich durch den Verbrennungsmotor miteinander verbunden sind. Dabei ist vorgesehen, dass die Kapazität der Antriebsbatterien ausreicht, um das Luftfahrzeug zumindest sicher landen zu können, falls der Zweizylinder-Hubkolbenmotor ausfällt. Fällt hingegen eine andere Komponente des Antriebsstrangs, beispielsweise einer der Generatoren oder einer der Elektromotoren oder eine der Antriebsbatterien, aus, so bleibt die Leistung des zweiten Antriebsstrangs vollständig erhalten.
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Alternativ können auch beide Generatoren in Parallelschaltung mit beiden bzw. allen Antriebsbatterien verbunden sein, so dass bei Ausfall eines Generators alle Antriebsbatterien weiterhin mit elektrischer Energie nachgespeist werden können.
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Auf diese Weise kann eine längere Flugdauer bei Ausfall einer Antriebsbatterie und/oder eines Elektromotors erreicht werden. So kann bei Ausfall einer Antriebsbatterie die andere Antriebsbatterie mit einer höheren elektrischen Leistung nachgeladen werden, so dass sich insgesamt die Flugdauer bis zu einer Notfalllandung erhöht und immer die Möglichkeit einer sicheren Landung besteht. Dies kann zwar zu Lasten der Lebensdauer der Antriebsbatterie gehen; der Sicherheitsaspekt einer sicheren Landung steht allerdings im Vordergrund.
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Es ist auch möglich, dass die Generatoren zusätzlich über einen Bypass-Stromkreislauf jeweils mit den Elektromotoren verbunden oder verbindbar sind, so dass bei Ausfall einer Antriebsbatterie oder mehrerer Antriebsbatterien die in den Generatoren erzeugte elektrische Energie direkt an die Elektromotoren geleitet werden kann.
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Das Antriebssystem ist vorzugsweise ein, insbesondere ausschließlich, serielles Hybridantriebssystem. Mit anderen Worten ist der Zweizylinder-Hubkolbenmotor in Serie mit den Antriebsbatterien und den Elektromotoren geschaltet. Der Zweizylinder-Hubkolbenmotor treibt also das Luftfahrzeug nicht direkt an, sondern stellt lediglich Energie zur Erzeugung von elektrischer Energie bereit, die dann über die Antriebsbatterien als Pufferspeicher von den Elektromotoren abgerufen und in Bewegungsenergie des Luftfahrzeugs umgesetzt wird. Das hat den Vorteil, dass der Zweizylinder-Hubkolbenmotor in einem optimalen Drehzahlbereich mit geringen Lastwechseln betrieben werden kann, vorzugsweise bei einem Kraftstoff-Luft-Verhältnis von λ = 1. Damit kann der Zweizylinder-Hubkolbenmotor besonders sauber bzw. emissionsarm betrieben werden, wodurch insbesondere eine aufwändige Abgasnachbehandlung reduziert oder sogar entbehrlich ist. Das reduziert das Gewicht des Zweizylinder-Hubkolbenmotors und die Herstellungskosten, was für die Realisierung eines solchen Luftfahrzeugs entscheidend sein kann. Gleichzeitig wird durch die saubere Verbrennung der Ausstoß von Schadstoffen, insbesondere Stickstoffoxiden, niedrig gehalten.
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Ein weiterer Vorteil des seriellen Hybridantriebssystems besteht darin, dass durch den Zweizylinder-Hubkolbenmotor die Antriebsbatterien kleiner ausgelegt werden können, als es bei rein elektrisch betriebenen Luftfahrzeugen erforderlich ist. Damit kann das Gewicht des Luftfahrzeugs signifikant reduziert werden. Das wiederum reduziert den Energiebedarf für den Flug und erhöht erheblich die Reichweite eines solchen Luftfahrzeugs.
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Für die Realisierung eines seriellen Hybridantriebssystems ist es besonders bevorzugt, wenn der Zweizylinder-Hubkolbenmotor den wenigstens einen Generator ausschließlich antreibt. Wenn das Luftfahrzeug mit einem Zweizylinder-Hubkolbenmotor ausgestattet ist, der zwei Generatoren aufweist, was besonders bevorzugt ist, so kann der Zweizylinder-Hubkolbenmotor die zwei Generatoren ausschließlich antreiben. Mit anderen Worten treibt der Zweizylinder-Hubkolbenmotor ausschließlich Generatoren oder einen Generator an, bewirkt jedoch nicht unmittelbar eine Bewegung des Luftfahrzeugs.
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Der Zweizylinder-Hubkolbenmotor mit Tandemanordnung ist besonders kompakt aufgebaut und kann sehr vibrationsarm betrieben werden. Ein vibrationsarmer Antrieb ist bei den leichten und teilweise ausladenden Strukturen von Luftfahrzeugen von sehr großer Bedeutung. Außerdem ist das Gewicht des ZweiZylinder-Hubkolbenmotors besonders gering und der Wirkungsgrad hoch.
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Erfindungsgemäß weisen die zwei Zylinder-Kolbeneinheiten jeweils eine Kurbelwelle auf und die Kurbelwellen beider Zylinder-Kolbeneinheiten sind miteinander mechanisch gekoppelt. Beispielsweise können die Kurbelwellen verzahnte Stirnräder aufweisen, die ineinandergreifen. Insoweit ist besonders bevorzugt vorgesehen, dass die Stirnräder gegenläufig rotieren. Die Zylinder-Kolbeneinheiten können jeweils Zylinderachsen aufweisen, die zueinander einen Abstand aufweisen, der kleiner als der Abstand der Mittelachsen der Kurbelwellen ist. Diese nach innen eingerückte Verschränkung der Zylinder-Kolbeneinheiten sorgt für eine besonders hohe Laufruhe, insbesondere beim Start des Zweizylinder-Hubkolbenmotors.
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Wenigstens eine der Kurbelwellen ist mechanisch mit einem Generator verbunden. Dies gilt für einen Zweizylinder-Hubkolbenmotor, der einen einzigen Generator aufweist. Bei einem Zweizylinder-Hubkolbenmotor, der zwei Generatoren aufweist, ist es bevorzugt vorgesehen, wenn jede der Kurbelwellen mechanisch mit jeweils einem Generator verbunden ist.
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Um den Zweizylinder-Hubkolbenmotor besonders kompakt zu gestalten, kann bevorzugt vorgesehen sein, dass der Zweizylinder-Hubkolbenmotor eine untenliegende Nockenwelle aufweist. Alternativ können auch zwei obenliegende Nockenwellen vorgesehen sein, so dass die Ventile der einzelnen Zylinder-Kolbeneinheiten unabhängig voneinander steuerbar sind.
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Im Allgemeinen kann bei einer bevorzugten Variante der Erfindung vorgesehen sein, dass der Zweizylinder-Hubkolbenmotor eine Steuerung aufweist, die so konfiguriert ist, dass eine Zylinder-Kolbeneinheit bei einem Ausfall der anderen Zylinder-Kolbeneinheit weiter betrieben werden kann. So kann beispielsweise eine erste Zylinder-Kolbeneinheit weiter Arbeit verrichten, wenn bei der zweiten Zylinder-Kolbeneinheit beispielsweise die Ventilsteuerung defekt ist. Dies trägt zur Ausfallsicherheit des Luftfahrzeugs entscheidend bei.
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Die Steuerung kann ferner den Betrieb des Zweizylinder-Hubkolbenmotors derart steuern, dass der Zweizylinder-Hubkolbenmotor eingeschaltet wird, wenn die Antriebsbatterie oder eine der Antriebsbatterien einen Ladezustand von weniger als 80%, insbesondere weniger als 70%, insbesondere weniger als 60%, insbesondere weniger als 50%, und/oder das Luftfahrzeug eine vorbestimmte Mindestflughöhe erreicht hat. Insbesondere kann die Steuerung des Zweizylinder-Hubkolbenmotors so angepasst sein, dass der Ladestand (State-of-Charge, SOC) der Antriebsbatterie(n) im Wesentlichen in einem Bereich zwischen 50% und 80% gehalten wird. Das schont die Antriebsbatterien und erhält deren Gesamtkapazität besonders lange. Außerdem können durch die Berücksichtigung der Flughöhe die Lärmemissionen in Bodennähe reduziert werden, da in diesem Bereich rein elektrisch geflogen werden soll.
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Um Geräusche und Vibrationen zu minimieren, kann der Zweizylinder-Hubkolbenmotor außerdem in einem gekapselten Gehäuse angeordnet sein. Das Gehäuse kann federnd gelagert, insbesondere gummigelagert, im Luftfahrzeug montiert sein. Der Zweizylinder-Hubkolbenmotor bildet mit dem wenigstens einen Generator, insbesondere den beiden Generatoren, ein Stromaggregat. Vorzugsweise weist jeder Generator des Stromaggregats eine elektrische Ausgangsleistung von wenigstens 40 kW, vorzugsweise wenigstens 50 kW, vorzugsweise wenigstens 60 kW auf. Der Elektromotor kann eine elektrische Leistungsaufnahme von 50 kW aufweisen. Es können mehrere Elektromotoren vorgesehen sein, die gleiche oder unterschiedliche Leistungsaufnahmen aufweisen können. Die Leistungsaufnahmen können zwischen 20 kW und 100 kW variieren.
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Bei einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Antriebssystem wenigstens einen Kraftstofftank, insbesondere für einen auf Methanol basierenden Kraftstoff, aufweist. Der Betrieb des Antriebssystems mit Methanol als Kraftstoff ist besonders bevorzugt, da damit die Gesamtemissionen des Fahrzeugs erheblich reduziert werden können. Methanol ist ein sehr einfach herzustellender und synthetisierender Kraftstoff auf Basis von Kohlenwasserstoff und Alkohol. Insbesondere kann die CO2-Bilanz für den Betrieb des Luftfahrzeugs ausgeglichen werden, wenn das Methanol durch regenerative Energie produziert wird. Auf diese Weise ist ein besonders klimafreundlicher Betrieb des Luftfahrzeugs möglich.
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Die wenigstens eine Antriebsbatterie kann ein gasdicht abgeschlossenes Gehäuse und einen Zellenblock aufweisen, der aus mehreren elektrisch und mechanisch durch Kontaktplatten verbundenen Batteriezellen gebildet ist. Das Gehäuse kann mit einer Unterdruckpumpe zur Erzeugung eines Unterdrucks innerhalb des Gehäuses verbindbar oder verbunden sein. Innerhalb des Gehäuses herrscht vorzugsweise ein Unterdruck. Dabei kann vorgesehen sein, dass wenigstens eine Gehäuseseitenwand des Gehäuses so flexibel ist, dass die Gehäuseseitenwand durch den innerhalb des Gehäuses wirkenden Unterdruck mit dem Zellenblock verspannt wird. Mit anderen Worten kann sich die Gehäuseseitenwand aufgrund des innerhalb des Gehäuses herrschenden Unterdrucks so nach innen wölben, dass ein fester Kontakt zwischen der Gehäuseseitenwand und dem Zellenblock besteht.
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Die Verspannung zwischen dem Gehäuse und dem Zellenblock der Antriebsbatterie wird vorzugsweise durch einen Unterdruck erwirkt, der dauerhaft innerhalb des Gehäuses wirkt. Das Gehäuse kann so mit einer relativ geringen Wandstärke ausgebildet sein und ist dennoch ausreichend stabil. Gleichzeitig wird durch die geringere Wandstärke des Gehäuses das Gewicht der Antriebsbatterie reduziert. Die Verspannung des Gehäuses mit dem Zellenblock sorgt ferner dafür, dass ein guter Wärmeübergang vom Zellenblock an das Gehäuse erreicht wird. Das verbessert die Kühlung der Batteriezellen und erhöht so die Leistungsfähigkeit und Lebensdauer der Antriebsbatterie.
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Generell ist es insbesondere im Hinblick auf den Einsatz der Antriebsbatterie im Luftfahrzeug vorteilhaft, wenn die Antriebsbatterie einen möglichst hohen Energieinhalt bei möglichst geringer Masse und/oder möglichst geringem Volumen aufweist. Insbesondere sollte daher die Masse von Komponenten der Antriebsbatterie, die keine Energiespeicherfunktion aufweisen, weitgehend reduziert werden. Das Verhältnis der Masse von energiespeichernden Komponenten, d.h. die Summe der Masse aller Batteriezellen der Antriebsbatterie, zur Masse der gesamten Antriebsbatterie sollte folglich möglichst groß sein. Insbesondere ist es vorteilhaft, wenn das Verhältnis zwischen der Summe der Masse der Batteriezellen und der Masse der gesamten Antriebsbatterie (einschließlich u.a. des Gehäuses) wenigstens 0,85, insbesondere zwischen 0,85 und 0,95, insbesondere zwischen 0,9 und 0,95, beträgt. Mit anderen Worten nimmt die Masse aller Batteriezellen innerhalb der Antriebsbatterie wenigstens 85%, insbesondere zwischen 85% und 95%, insbesondere zwischen 90% und 95%, der Gesamtmasse der Antriebsbatterie ein.
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Innerhalb des Gehäuses kann ein Drucksensor zur Steuerung der Unterdruckpumpe angeordnet sein, wobei der Drucksensor mit einer Steuereinheit verbunden ist, die so angepasst ist, dass ein Steuersignal ausgegeben wird, wenn der Messwert des Drucksensors außerhalb eines vorbestimmten Sicherheitsbereichs liegt.
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Durch den optional innerhalb des Gehäuses angeordneten Drucksensor zur Steuerung der Unterdruckpumpe ist es vorteilhaft möglich, den Unterdruck innerhalb des Gehäuses zu steuern. Insbesondere kann die Unterdruckpumpe periodisch aktiviert werden, wenn der Unterdruck innerhalb des Gehäuses unter einen vorbestimmten Schwellwert absinkt. Auf diese Weise kann eine Sicherheitsüberwachung implementiert werden. Insbesondere kann der Drucksensor mit einer Steuereinheit verbunden sein, die so angepasst ist, dass ein Steuersignal ausgegeben wird, wenn der Messwert des Drucksensors außerhalb eines vorbestimmten Sicherheitsbereichs liegt.
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Ferner kann im Rahmen der Sicherheitsüberwachung eine zeitliche Überwachung eines Druckverlustes erfolgen. Wenn der Unterdruck innerhalb des Gehäuses nicht innerhalb eines vorbestimmten Zeitfensters den Sollwert erreicht oder die zeitlichen Abstände zwischen notwendigen Aktivierungen der Unterdruckpumpe kleiner werden, können mittels der Steuereinheit verschiedene Maßnahmen, beispielsweise die Ausgabe eines Alarmsignals und/oder die Abschaltung der Antriebsbatterie bzw. deren Abkopplung vom weiteren Antriebssystem, eingeleitet werden.
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Grundsätzlich kann das Luftfahrzeug ein Drehflügel-Luftfahrzeug oder ein Starrflügel-Luftfahrzeug sein. Das vorgestellte Konzept kann auf alle Arten von Luftfahrzeugen angewendet werden.
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Jedenfalls ist bevorzugt vorgesehen, dass das Luftfahrzeug wenigstens einen Antriebspropeller aufweist, wobei der Elektromotor den Antriebspropeller antreibt und elektrische Energie aus der wenigstens einen Antriebsbatterie bezieht.
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Zusätzlich kann das Luftfahrzeug wenigstens einen Hauptrotor aufweisen. Der Hauptrotor kann verstellbare Rotorblätter aufweisen. Es ist möglich, dass der Hauptrotor nicht aktiv angetrieben ist, sondern durch einen Vortrieb des Luftfahrzeugs automatisch in Rotation versetzt wird (Autorotation). Alternativ kann das Antriebssystem einen weiteren Elektromotor umfassen, der elektrische Energie aus der wenigstens einen Antriebsbatterie bezieht und den Hauptrotor zumindest zeitweise antreibt.
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Insbesondere kann das Luftfahrzeug ein Gyrocopter, d.h. ein Drehflügel-Luftfahrzeug mit einem Hauptrotor, sein, wobei der Hauptrotor einerseits teilweise durch Autorotation in Drehung versetzt und andererseits zeitweise aktiv durch den Elektromotor angetrieben wird. Der Hauptrotor kann also grundsätzlich nach dem Prinzip der Autorotation betreibbar sein. Ferner kann das Antriebssystem eine Kupplung aufweisen, die so zwischen dem Hauptrotor und einem Elektromotor des Hauptrotors angeordnet ist, dass der Hauptrotor mechanisch mit dem Elektromotor koppelbar ist. So kann der Elektromotor den Hauptrotor aktiv antreiben. Wenn die Kupplung hingegen gelöst ist und somit keine mechanische Verbindung zwischen dem Elektromotor und dem Hauptrotor besteht, erfolgt der Antrieb des Hauptrotors passiv durch Autorotation infolge des Vortriebs des Luftfahrzeugs.
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Insbesondere kann auf die vorgenannte Weise erreicht werden, dass das Luftfahrzeug mittels des angetriebenen Hauptrotors zunächst in der Startphase an Höhe gewinnt. Sobald mit dem wenigstens einen Antriebspropeller ausreichend Vortrieb erreicht wurde, also eine ausreichende Reisegeschwindigkeit besteht, kann der Elektromotor des Hauptrotors entkoppelt und abgeschaltet werden, so dass der Hauptrotor aufgrund des Vortriebs durch den Antriebspropeller in die Autorotation übergeht. So kann das Luftfahrzeug allein durch den Antriebspropeller und die entsprechende Einstellung der Vortriebsgeschwindigkeit stabil in der Luft gehalten werden. Eine zusätzliche Energiezufuhr für den Hauptrotor ist nicht erforderlich, wodurch der Energiebedarf des Luftfahrzeugs gesenkt wird.
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Besonders bevorzugt ist es, wenn das Luftfahrzeug zwei Antriebspropeller aufweist, deren Rotationsachsen parallel zueinander angeordnet sind. Die Antriebspropeller sind vorzugsweise so gestaltet, dass sie gegenläufig rotieren und so ein vom Hauptrotor auf die Fluggastzelle einwirkendes Drehmoment kompensieren. Dies sorgt für einen stabilen Flug. Das Antriebssystem kann insgesamt als 48 Volt-System ausgelegt sein. Es ist auch möglich, das Antriebssystem als 400 Volt- oder 800 Volt-System auszulegen. Bei 400 Volt- oder 800 Volt-Systemen kann zusätzlich eine Schnellladefunktion integriert sein, so dass die Antriebsbatterien über eine Schnellladestation mit einem hohem Gleichstrom geladen werden können. In allen Fällen ist es bevorzugt vorgesehen, wenn das Luftfahrzeug extern mit elektrischem Strom versorgt werden kann, um die Antriebsbatterien schnell aufzuladen.
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Der Elektromotor für den Hauptrotor kann eine Leistungsaufnahme von 20 kW haben. Da der Vortrieb im Reiseflug durch den oder die Antriebspropeller erfolgt und dieser den vom Elektromotor entkoppelten Hauptrotor in der Autorotation hält, reicht für die Startphase ein Elektromotor mit relativ kleiner Leistung aus. Der Antriebspropeller hat hingegen vorzugsweise eine Leistungsaufnahme von 50 kW.
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Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs, insbesondere eines zuvor beschriebenen Luftfahrzeugs, wobei der wenigstens eine Hauptrotor und der wenigstens eine Antriebspropeller durch jeweils einen Elektromotor angetrieben werden, wobei jeder Elektromotor elektrische Energie aus jeweils einer dem jeweiligen Elektromotor zugeordneten Antriebsbatterie bezieht und wobei jede Antriebsbatterie von einem elektrischen Generator gespeist wird. Die Generatoren werden dabei durch einen gemeinsamen Verbrennungsmotor betrieben, der mit einem auf Methanol basierenden Kraftstoff beschickt wird. Das zuvor erläuterte Betriebsverfahren ermöglicht einen besonders klimafreundlichen Betrieb des Luftfahrzeugs, insbesondere wenn das Methanol durch Einsatz von regenerativen Energien, beispielsweise regenerativ gewonnenem Strom, hergestellt wird.
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Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Luftfahrzeug anzugeben, das am Boden besonders energieeffizient betrieben werden kann. Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Patentanspruchs 10 gelöst.
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Konkret wird die Aufgabe durch ein Luftfahrzeug, insbesondere ein zuvor beschriebenes Luftfahrzeug, gelöst, das ein Bodenfahrwerk aufweist, wobei das Bodenfahrwerk wenigstens ein Rad, insbesondere ein Bugrad oder ein Heckrad, aufweist. Das Heckrad kann auch als Spornrad ausgeführt sein. Erfindungsgemäß ist das Rad elektrisch angetrieben.
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Bei herkömmlichen Luftfahrzeugen, insbesondere Flugzeugen, erfolgt der Antrieb des Luftfahrzeugs am Boden meist durch die Treibwerke oder den Antriebspropeller oder ein Antriebssystem, das das Luftfahrzeug auch in der Luft bewegt. Bei turbinenbetriebenen oder motorbetriebenen Luftfahrzeugen ist es sinnvoll, dass die Antriebskomponenten durch den Betrieb am Boden vorgewärmt werden, da diese beim Start hoch belastet werden. Bei einem elektrisch betriebenen Luftfahrzeug, wie es bei der Erfindung bevorzugt eingesetzt wird, ist ein Vorwärmen der Antriebssysteme nicht erforderlich. Insofern kann der Antrieb am Boden energieeffizienter gestaltet werden. Die Erfindung nutzt dies und schlägt ein elektromotorisch betriebenes Rad als Antriebsrad für die Bodenbewegung des Luftfahrzeugs vor. Das elektrisch angetriebene Rad wirkt unmittelbar auf den Boden bzw. die Fahrbahn und überträgt somit die Bewegungsenergie besonders effizient. Das elektrisch angetriebene Rad kann im oder gegen den Uhrzeigersinn drehen, so dass auch ein Rückwärtsfahrbetrieb möglich ist.
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Das Rad kann in einer bevorzugten Variante außerdem einen elektrischen Lenkantrieb zur Fahrtrichtungsänderung des Luftfahrzeugs umfassen. Der elektrische Lenkantrieb kann beispielsweise ein Elektromotor sein, der das Rad in die gewünschte Fahrtrichtung dreht.
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Ferner kann in einer weiteren Variante der Erfindung vorgesehen sein, dass das Bodenfahrwerk zwei Räder aufweist, die voneinander beabstandet und koaxial zueinander angeordnet sind. Derartige Räder sind oft als Heckräder unter Tragflächen oder dem Rumpf eines Luftfahrzeugs angeordnet. Vorzugsweise ist jedes der beiden Räder durch einen elektrischen Motor angetrieben. Die elektrischen Motoren sind wiederum mit einer Steuerung verbunden, die vorzugsweise so konfiguriert ist, dass durch unterschiedliche Ansteuerung der elektrischen Motoren eine Fahrtrichtungsänderung des Luftfahrzeugs bewirkt wird. Mit anderen Worten können die zwei Räder starr sein, also selbst nicht lenkbar sein. Durch die unterschiedliche Ansteuerung der beiden Räder kann jedoch dennoch eine Kurvenfahrt des Luftfahrzeugs ermöglicht werden.
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Beispielsweise kann das Luftfahrzeug ein Bugrad aufweisen, das drehbar ist. Die beiden Heckräder sind jeweils durch elektrische Motoren angetrieben, wobei die elektrischen Motoren so gesteuert sind, dass durch unterschiedliche Radgeschwindigkeiten an den Heckrädern das Bugrad in eine vorbestimmte Richtung gedreht wird. So kann ebenfalls eine Bewegung des Luftfahrzeugs am Boden beeinflusst werden.
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Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Luftfahrzeug anzugeben, das einen besonders energieeffizienten und zusätzlich leisen Flugbetrieb ermöglicht. Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Patentanspruchs 13 gelöst.
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So beruht die Erfindung auf dem Gedanken, ein Luftfahrzeug, insbesondere ein zuvor beschriebenes Luftfahrzeug, mit wenigstens einem Antriebspropeller anzugeben, der elektrisch angetrieben und in einer Schallschutzummantelung angeordnet ist.
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Bei der Nutzung von Luftfahrzeugen insbesondere im urbanen Umfeld ist es erforderlich, möglichst geringe Lärmemissionen zu erzeugen. Dies gilt insbesondere für die Start- und Landephase des Luftfahrzeugs. Insofern ist bei der Erfindung vorgesehen, dass das Luftfahrzeug Antriebsbatterien aufweist, die ausreichend elektrische Energie speichern können, um einen Start und eine Landung durchzuführen. Mit anderen Worten soll das Luftfahrzeug in der Start- und Landephase rein batterieelektrisch betrieben werden. Damit sind die Lärmemissionen bereits erheblich reduziert. Allerdings erzeugt der Antriebspropeller durch Wirbeleffekte eine Lärmemission. Um diese zu reduzieren, ist bei der Erfindung vorgesehen, dass der Antriebspropeller jeweils in einer Schallschutzummantelung gekapselt sind. So wird die Lärmemission zumindest seitlich zum Luftfahrzeug erheblich gemindert. Die jeweils in einer Schallschutzummantelung gekapselten Antriebspropeller können bei allen in dieser Anmeldung beschriebenen Luftfahrzeugen eingesetzt werden.
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Vorzugsweise ist die Schallschutzummantelung in Tragflächen bzw. das Tragflächendesign des Luftfahrzeugs integriert. So können die Tragflächen des Luftfahrzeugs beispielsweise so gestaltet sein, dass von einem Antriebspropeller ausgehende Schallwellen, die sich insbesondere nach unten und seitlich, konkret in Bodenrichtung ausbreiten, nach oben abgelenkt bzw. reflektiert werden.
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Für alle Ausführungsformen von Luftfahrzeugen in dieser Anmeldung gilt, dass das Luftfahrzeug vorzugsweise als Flugsportgerät ausgebildet ist. Das hier vorgestellte Konzept, insbesondere das zuvor beschriebene Betriebsverfahren, kann auf alle Arten von Luftfahrzeugen angewendet werden.
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Die Erfindung wird im Folgenden anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert. Darin zeigen
- 1 eine Vorderansicht auf ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel;
- 2 eine Seitenansicht des Luftfahrzeugs gemäß 1;
- 3 eine Draufsicht auf ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug nach einem weiteren bevorzugten Ausführungsbeispiel;
- 4 eine Seitenansicht des Luftfahrzeugs gemäß 3;
- 5 eine Querschnittsansicht des Luftfahrzeugs gemäß 3;
- 6 Eine Querschnittsansicht eines Stromaggregats für ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel und
- 7 eine perspektivische Ansicht einer Antriebsbatterie für ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel.
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Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug ist in allen Ausführungsbeispielen vorzugsweise als Kleinluftfahrzeug für maximal vier, insbesondere maximal drei, insbesondere maximal zwei Personen, ausgelegt. Das Luftfahrzeug kann in Leichtbauweise konstruiert sein. Insbesondere kann das Luftfahrzeug als Flugsportgerät ausgebildet und zugelassen sein.
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Im Allgemeinen umfasst das Luftfahrzeug eine Fluggastzelle 10, die mit Tragflächen 11 verbunden ist. Dabei sind vordere Tragflächen 11a vorgesehen und hintere Tragflächen 11b. Die Fluggastzelle 10 umfasst ein Cockpit 12.
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Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß 1 und 2 weist das Luftfahrzeug einen Antriebspropeller 15 auf, der unmittelbar an der Fluggastzelle 10 montiert ist. Der Antriebspropeller 15 ist insbesondere vor dem Cockpit montiert und bildet im Wesentlichen die Spitze des Luftfahrzeugs. Im Wesentlichen entspricht die Form des Luftfahrzeugs gemäß 1 und 2 der herkömmlichen Form eines Flugzeugs mit den vorderen Tragflächen 11a als Haupttragflächen und den hinteren Tragflächen 11b als Teile eines Leitwerks, insbesondere als Höhenleitwerk. Ferner ist ein Seitenleitwerk 17 mit einem Seitenruder 17a vorgesehen. Ferner umfasst das Luftfahrzeug gemäß 1 und 2 ein Fahrwerk 18, das ein Bugrad 18a und zwei Heckräder 18b umfasst. Das Bugrad 18a ist vorzugsweise drehbar, um beim Bewegen des Luftfahrzeugs auf dem Boden eine Richtungsänderung bewirken zu können.
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In den 1 und 2 ist ferner ein Schwerpunkt S markiert, der den Gesamtschwerpunkt des Luftfahrzeugs im unbeladenen Zustand angibt.
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Das Stromaggregat 20 und die Antriebsbatterie sind vorzugsweise hinter dem Schwerpunkt S angeordnet, vorzugsweise auf Höhe der Heckräder 18b. Auf diese Weise ergibt sich ein besonders guter Gesamtschwerpunkt des Luftfahrzeugs im Flug, sowie beim Starten und Landen.
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Das Luftfahrzeug gemäß 1 und 2 weist vorzugsweise ein Stromaggregat 20 mit zwei Generatoren 30 auf. Jeder der Generatoren 30 ist vorzugsweise elektrisch mit einer oder mehreren Antriebsbatterien verbunden. Die eine oder die mehreren Antriebsbatterien sind wiederum elektrisch mit dem Antriebspropeller 15 gekoppelt. So wird ein ausfallsicheres, hybridelektrisches Luftfahrzeug bereitgestellt.
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In den 3 bis 5 ist ein Luftfahrzeug nach einem weiteren bevorzugten Ausführungsbeispiel dargestellt. Bei dieser Art des Luftfahrzeugs handelt es sich im Wesentlichen um einen Kombinationstragschrauber und/oder Gyrocopter. Das Luftfahrzeug umfasst ebenfalls eine Fluggastzelle 10 mit einem Cockpit 12. Ferner sind Tragflächen 11 vorgesehen, die an der Fluggastzelle 10 fest angeordnet sind. Vordere Tragflächen 11a bilden bei dem Luftfahrzeug gemäß 3 bis 5 ein Höhenleitwerk. Hintere Tragflächen 11b bilden im Wesentlichen die Haupttragflächen. Wie in 5 erkennbar ist, sind ebenfalls zwei Antriebspropeller 15 vorgesehen, die an Gondeln 15a montiert sind. Die Gondeln 15a sind fest mit der Fluggastzelle verbunden.
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Das Luftfahrzeug gemäß 3 bis 5 umfasst außerdem ein Fahrwerk 18 mit einem drehbaren Bugrad 18a und zwei Heckrädern 18b. Das Bugrad 18a und die Heckräder 18b können insgesamt einziehbar sein.
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Im Unterschied zu dem Luftfahrzeug gemäß 1 und 2 weist das Luftfahrzeug gemäß 3 bis 5 zusätzlich einen Hauptrotor 13 auf, der zwei Rotorblätter 14 umfasst. Die Rotorblätter 14 sind verstellbar, so dass deren Anstellwinkel angepasst werden kann. Der Hauptrotor 13 ist über einen Rotorausleger 13a mit der Fluggastzelle 10 fest verbunden.
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Der Hauptrotor 13 und die Antriebspropeller 15 sind jeweils durch Elektromotoren angetrieben. Vorzugsweise ist zwischen dem Elektromotor des Hauptrotors 13 und dem Hauptrotor 13 selbst eine Kupplung, vorzugsweise mit einem Freilauf, vorgesehen, so dass der Hauptrotor 13 vollständig von dem Elektromotor entkoppelbar ist. Alternativ kann der Elektromotor als bürstenloser Motor ausgebildet sein, so dass eine vollständige mechanische Entkopplung des Hauptrotors 13 durch Stromlos-Schalten des Elektromotors erreicht werden kann.
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Im Betrieb kann also der Hauptrotor elektromotorisch angetrieben werden, insbesondere um einen schnellen, nahezu senkrechten Start zu ermöglichen (sogenannter Jump-Start). Im eigentlichen Flugreisebetrieb wird das Luftfahrzeug vorzugsweise ausschließlich durch die Antriebspropeller 15 angetrieben. Durch den Vortrieb wird der Hauptrotor 13 automatisch in eine Rotation versetzt (Autorotation). Der Elektromotor des Hauptrotors 13 kann so abgeschaltet werden. Auf diese Weise ist ein besonders effizienter Flugbetrieb möglich.
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In der Querschnittsansicht gemäß 5 ist die Struktur der hinteren Tragfläche 11b gut erkennbar. Die hintere Tragfläche 11b bildet im Wesentlichen einen Rahmen, der die Antriebspropeller 15 umgibt. Konkret weist die hintere Tragfläche 11b eine obere Tragfläche 11c und eine untere Tragfläche 11d auf, wobei die obere Tragfläche an ihren Enden jeweils nach unten geführt und mit der unteren Tragfläche 11d verbunden ist. Die Heckräder 18b sind unmittelbar mit den nach unten geführten Seitenteilen der oberen Tragfläche 11c verbunden bzw. in diesen Seitenteilen drehbar gelagert und dadurch optimal aerodynamisch verkleidet.
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Die rahmenartige Ummantelung der Antriebspropeller 15 durch die hintere Tragfläche 11b reduziert die Lärmemissionen deutlich. Im Wesentlichen sind die Antriebspropeller 15 so gekapselt, wodurch der durch die Rotation der Antriebspropeller 15 entstehende Schall abgelenkt wird, wodurch sich die Lärmemissionen, insbesondere in Bodennähe reduzieren lassen. Die hintere Tragfläche 11b bildet insoweit eine Schallschutzummantelung für die Antriebspropeller 15.
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Die seitlich nach unten geführten Abschnitte der oberen Tragfläche 11c können ein Seitenleitwerk 17 bilden und umfassen vorzugsweise jeweils ein Seitenruder 17a.
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In 6 ist ein Stromaggregat 20 für ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug gezeigt. Das Stromaggregat 20 umfasst einen 2-Zylinder-Hubkolbenmotor 21 mit einer ersten Zylinderkolbeneinheit 22 und einer zweiten Zylinderkolbeneinheit 23. Jede der Zylinderkolbeneinheiten 22, 23 umfasst einen Kolben 24, der in einem Zylinder 25 geführt ist. Der Kolben 24 ist mit einer Pleuelstange 26 gekoppelt, die den Kolben 24 mit einer Kurbelwelle 27 verbindet. Die Kurbelwellen 27 sind parallel zueinander ausgerichtet und tragen jeweils Stirnräder 27a, die eine Außenverzahnung aufweisen. Die außenverzahnten Stirnräder 27a greifen ineinander, so dass sich die Stirnräder 27a gegenläufig drehen.
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Jedes Stirnrad 27a ist über einen Zahnriemen 28 mit einem Generator 30 gekoppelt. Insgesamt sind zwei Generatoren 30 vorgesehen. Die Generatoren 30 umfassen außerdem Ausgleichsgewichte 30a, die einen Ausgleich der Massenkräfte und der Massenmomente bewirken.
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Das Stromaggregat umfasst ferner einen Nockenriemen 31, der eine der Kurbelwellen 27 mit Nockenwellen 32 verbindet. Jeder Zylinderkolbeneinheit 22, 23 ist jeweils eine Nockenwelle 32 zugeordnet. Die Nockenwellen 32 wirken jeweils auf Ventile 33, wobei jede Zylinderkolbeneinheit vorzugsweise jeweils vier Ventile 33 aufweist.
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Schließlich ist eine Ölwanne 34 vorgesehen, in welcher eine Ölpumpe 35 angeordnet ist. Die Ölpumpe 35 wird über einen Ölpumpenriemen 36 angetrieben, der die Ölpumpe 35 mit einer der Kurbelwellen 27 verbindet. Vorzugsweise ist die Ölpumpe 35 mit einer anderen Kurbelwelle 27 verbunden als die Nockenwellen 32. An der Ölwanne 34 ist darüber hinaus ein Ölfilter 37 angeordnet.
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Wie in 6 gut erkennbar ist, ist das Stromaggregat 20 besonders kompakt aufgebaut. Es kommt mit relativ wenigen Teilen aus und ist insofern wartungsfreundlich und weist ein geringes Gewicht auf. Der Zweizylinder-Hubkolbenmotor ist besonders lärm- und vibrationsarm. Zusätzlich kann der Zweizylinder-Hubkolbenmotor in einem Gehäuse gekapselt sein, wobei das Gehäuse zusätzlich zur Lärm- und Vibrationsarmut beitragen kann. Vorzugsweise ist der Zweizylinder-Hubkolbenmotor derart gestaltet, dass im Flugbetrieb für die Fluggäste nicht erkennbar ist, ob das Stromaggregat 20 aktiviert oder deaktiviert ist.
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In 6 ist außerdem erkennbar, dass die Zylinder 25 der Zylinderkolbeneinheiten 21, 22 zueinander verschränkt angeordnet sind. Insbesondere weisen die Mittelachsen der Zylinder 25 einen kleineren Abstand als die Mittelachsen der Kurbelwellen 27 zueinander auf. Dadurch stehen die Pleuelstangen 26 beim oberen Totpunkt der Kolben 24, wie es in 6 gezeigt ist, leicht schräg zueinander geneigt. Damit werden beim Anlauf des Motors die Vibrationen massiv reduziert. Insbesondere beim Start des Stromaggregats 20 werden auf diese Weise Anlauf-Massenmomente reduziert, so dass es nicht zu den sonst bekannten Anlauf-Vibrationen kommt.
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Im Reiseflug wird das Stromaggregat 20 vorzugsweise betrieben und stellt über die Generatoren 30 die elektrische Energie bereit, die für den Flugbetrieb erforderlich ist, um die Elektromotoren zu nutzen. Dabei ist als elektrisches System vorzugsweise ein 48 Volt-, 400 Volt- oder 800 Volt-System integriert.
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Die Antriebsbatterien sind vorzugsweise so im Luftfahrzeug montiert, dass der Schwerpunkt des Luftfahrzeugs gut ausgeglichen ist. In den Tragflächen 11 können Kraftstofftanks für den Kraftstoff vorgesehen, der für den Betrieb des Stromaggregats 20 erforderlich ist. Vorzugsweise wird das Stromaggregat 20 durch Methanol betrieben.
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Die Nutzung fossiler Brennstoffe sollte jedoch lediglich im Reiseflug erfolgen. Dies wird durch eine entsprechende Steuerung sichergestellt. Insbesondere sind die Antriebsbatterien so dimensioniert, dass ein rein elektrischer Start und eine rein elektrische Landung möglich ist. In diesen Flugphasen ist das Stromaggregat also abgeschaltet. Das Stromaggregat wird hingegen bevorzugt dann aktiviert, wenn der Batterieladezustand unter einen vorbestimmten Schwellwert sinkt und/oder eine Mindestflughöhe erreicht ist. Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Stromaggregat 20 so angesteuert wird, dass im Reiseflug die Kapazität in den elektrischen Antriebsbatterien bei etwa 80% gehalten wird. Auf diese Weise werden die Antriebsbatterien geschont und gleichzeitig sichergestellt, dass ausreichend elektrische Energie für eine rein elektrische Landung zur Verfügung steht.
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7 zeigt eine Antriebsbatterie eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel. Die Antriebsbatterie umfasst einen, vorzugsweise einen einzigen, Zellenblock 120, der aus mehreren Batteriezellen 121 gebildet ist. Die Batteriezellen 121 sind vorzugsweise mit geringer Packungsdichte aneinander anliegend in versetzten Reihen angeordnet. Als Batteriezellen 121 kommen insbesondere Lithium-Ionen-Rundzellen, vorzugsweise des Typs 18650/2170, zum Einsatz. Der Zellenblock 120 kann eine elektrische Spannung von 48 Volt oder 60 Volt aufweisen. Die elektrische Energiedichte beträgt vorzugsweise zwischen 2,1 kWh und 3,3 kWh. Das Batteriesystem weist vorzugsweise eine Grundfläche von 200 x 200 mm auf.
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Die Batteriezellen 121 sind elektrisch und mechanisch durch Kontaktplatten 122 verbunden. Die Kontaktplatten 122 erstrecken sich über die Batteriepole und sind mit diesen verschweißt, vorzugsweise mittels Laserschweißen. Eine Kontaktplatte 122 verbindet jeweils zwei Reihen von Batteriezellen 121.
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Seitlich entlang des Zellenblocks 120 ist eine Elektronikplatine 123 angeordnet. Die Elektronikplatine 123 umfasst ein Batterieüberwachungssystem und mehrere Klemmkontakte, die elektrisch mit den Kontaktplatten 122 verbunden sind. Die Klemmkontakte sind so angeordnet, dass jede Reihe von Batteriezellen 121 einzeln überwacht werden kann.
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Der Zellenblock 120 ist mit einer Isolierumhüllung 124 umhüllt. Die Isolierumhüllung 124 ist aus einem elektrisch isolierenden und wärmeleitenden Material gebildet. Insbesondere ist die Isolierumhüllung 124 durch eine flexible Folie gebildet, die sich eng an den Zellenblock 120 anlegen kann. Die Isolierumhüllung 124 ummantelt den Zellenblock 120 sowie Anschlussmodule 125, die an den Stirnseiten des Zellenblocks 120 angeordnet sind. Die Anschlussmodule 125 tragen die wesentlichen elektrischen und ggf. pneumatischen bzw. hydraulischen Anschlüsse zur Verbindung des Batteriesystems mit externen Komponenten.
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In einem stirnseitigen Anschlussmodul des Zellenblocks 120 sind Zugangsöffnungen 125a für den Anschluss einer Unterdruckpumpe 133 angeordnet. Die Zugangsöffnungen 125a münden innerhalb der Isolierumhüllung. Die Unterdruckpumpe 133 ist vorzugsweise elektrisch mit dem Zellenblock 120 verbindbar und insbesondere mit der Nennspannung (48V oder 400V oder 800V) des Zellenblocks 120 betreibbar. Die Unterdruckpumpe 133 ist mit der Elektronikplatine 123, insbesondere dem Batterieüberwachungs- bzw. managementsystem (BMS), verbunden.
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Das Gehäuse 110 des Batteriesystems ist aus einem Aluminiumblech mit einer Wandstärke von vorzugweise 1 mm gebildet. Das Gehäuse 110 weist zwei Gehäusestirnwände 112 auf, die die Anschlussmodule bedecken. Die Seitenflächen des Gehäuses 110 werden durch Gehäuseseitenwände 111 gebildet, die mit den Gehäusestirnwänden 112 gasdicht verschweißt sind. Die Gehäuseseitenwände 111 umhüllen den Zellenblock 120. Vorzugsweise liegen die Gehäuseseitenwände 111 direkt an der Isolierumhüllung 124 des Zellenblocks 120 an.
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Wie in 7 erkennbar ist, weist eine obere Gehäuseseitenwand 111 zwei Überstände 111a mit Befestigungsbohrungen 111b auf. Damit ist das Batteriesystems einfach im Luftfahrzeug montierbar.
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Die Gehäuseseitenwand 111, insbesondere die obere und/oder die untere Gehäuseseitenwand 111, kann mit einem Kühlelement 140 ausgestattet sein. Das Kühlelement 140 kann durch eine Aluminium-Wellblech-Struktur gebildet sein. Das Kühlelement 140 ist vorzugsweise gut wärmeleitend auf der Gehäuseseitenwand 111 befestigt.
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Das Gehäuse 110 weist mindestens einen Anschluss 130 auf, der sich in das Gehäuse 110 erstreckt und mit der Unterdruckpumpe 133 bzw. Vakuumpumpe verbindbar bzw. verbunden ist. Der Anschluss 130 ist insbesondere in der Gehäusestirnwand 112 angeordnet. Durch die Verbindung mit der Unterdruckpumpe kann ein Unterdruck innerhalb des Gehäuses 110 eingestellt werden. Der Unterdruck bewirkt, dass sich die flexible Isolierumhüllung 124 verformt und sich eng an den Zellenblock 120 anlegt. Bei dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel sind drei Anschlüsse 130 in der Gehäusestirnwand 112 vorgesehen.
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Generell kann vorgesehen sein, dass wenigstens ein Anschluss 130 ein Rückschlagventil umfasst, so dass nach Abschalten der Unterdruckpumpe der Unterdruck innerhalb des Gehäuses 110 bestehen bleibt. Aus Sicherheitsaspekten ist es außerdem zweckmäßig, wenn das Gehäuse 110 ferner mit einem Überdruckventil 132 ausgestattet ist. Ein solches Überdruckventil 132 öffnet bei Überschreiten eines vorbestimmten Drucks innerhalb des Gehäuses 10 nach außen.
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Die Gehäuseseitenwand 111, insbesondere die obere und/oder die untere Gehäuseseitenwand 111, weist durch die Materialauswahl (Aluminium) und die geringe Wandstärke (1 mm) eine gewisse Flexibilität auf und wird durch den Unterdruck ebenfalls verformt. Dadurch legt sich die Gehäuseseitenwand 111 eng an die den Zellenblock 120 eng umhüllende Isolierumhüllung 124 an. Das Gehäuse 110 wird so mit dem Zellenblock 120 verspannt.
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Die Gehäusestirnwand 112 trägt ferner einen elektrischen Anschluss 131 zur elektrischen Verbindung des Batteriesystems mit externen Komponenten. Der elektrische Anschluss 131 kann eine Datenleitung umfassen, insbesondere zur Verbindung mit einem Master-/Slave-Bus-System. Der elektrische Anschluss 131 ist vorzugsweise außermittig und höhenversetzt angeordnet, um die korrekte elektrische Anbindung an externe Komponenten montagesicher zu gestalten. Vorzugsweise umfasst das Batteriesystem zwei unterschiedlich gepolte elektrische Anschlüsse 131, die in gegenüberliegenden Gehäusestirnwänden 112 angeordnet sind. Beispielsweise kann auf einer vorderen Gehäusestirnwand 112 der Pluspol-Anschluss und auf einer hinteren Gehäusestirnwand 112 der Minuspol-Anschluss angeordnet sein. Damit ist ein hoher Schutzabstand zwischen den elektrischen Anschlüssen 131 geschaffen, der wegen der hohen Stromstärken zweckmäßig ist. Ferner wird auf diese Weise die Verpolungssicherheit erhöht.
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Mit dem elektrischen Anschluss 131 kann zumindest indirekt die Unterdruckpumpe verbunden sein, die für die Aufrechterhaltung des Unterdrucks innerhalb des Gehäuses 110 vorgesehen ist. Die Unterdruckpumpe wird somit vom Batteriesystem selbst mit der nötigen Betriebsspannung versorgt, so dass das Gesamtsystem autark ist.
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Ferner ist vorgesehen, dass die Unterdruckpumpe selbstregulierend aktiviert wird. Dazu weist das Batteriesystem einen Drucksensor auf, der innerhalb des Gehäuses 110 angeordnet ist. Mittels des Drucksensors, der mit einer entsprechenden Steuereinheit verbunden ist, wird der Unterdruck innerhalb des Gehäuses 110 kontinuierlich überwacht. Sobald der Unterdruck einen vorbestimmten Sollwertbereich verlässt bzw. einen vorbestimmten Sollwert unterschreitet, sendet die Steuereinheit ein Steuersignal an die Unterdruckpumpe, so dass die Unterdruckpumpe aktiviert wird. Erreicht der Unterdruck den vorbestimmten Sollwert daraufhin wieder, so sendet die Steuereinheit ein weiteres Steuersignal zum Stoppen der Unterdruckpumpe.
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Mittels des Drucksensors kann ferner eine Sicherheitsüberwachung implementiert werden. Erkennt beispielsweise die Steuereinheit, dass der Unterdruck nicht ausreichend lange aufrechterhalten werden kann bzw. der Unterdruck zu oft oder zu schnell den vorbestimmten Sollwertbereich verlässt, so ist von einer Undichtigkeit des Gehäuses 110 auszugehen. Die Steuereinheit sendet dann einen Steuerbefehl, der beispielsweise die Ausgabe eines Alarmsignals und/oder die Abschaltung des Batteriesystems initiiert. Ferner kann das Steuersignal ein zweites Batteriesystem aktivieren, das als Backup-Modul in einem Fahrzeug, insbesondere einem Luftfahrzeug vorgesehen sein kann. Das zweite Batteriesystem ist vorzugsweise in das Master-/Slave-Bus-System eingebunden.
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Die Steuereinheit kann entsprechende Steuersignale, insbesondere im Hinblick auf sicherheitsrelevante Ereignisse, auch aufgrund von Daten des Batterieüberwachungssystems ausgeben. So kann beispielsweise die Angabe eines Alarmsignals und/oder die Abschaltung des Batteriesystems initiiert werden, wenn anhand der Daten des Batterieüberwachungssystems erkannt wird, dass einzelne Batteriezellen 121 unzureichend geladen werden können und daher ein Zellendefekt anzunehmen ist.
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Bezugszeichenliste
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- 10
- Fluggastzelle
- 11
- Tragfläche
- 11a
- vordere Tragfläche
- 11b
- hintere Tragfläche
- 11c
- obere Tragfläche
- 11d
- untere Tragfläche
- 12
- Cockpit
- 13
- Hauptrotor
- 13a
- Rotorausleger
- 14
- Rotorblatt
- 15
- Antriebspropeller
- 15a
- Gondeln
- 17
- Seitenleitwerk
- 17a
- Seitenruder
- 18
- Fahrwerk
- 18a
- Bugrad
- 18b
- Heckrad
- 20
- Stromaggregat
- 21
- Zweizylinder-Hubkolbenmotor
- 22
- erste Zylinder-Kolbeneinheit
- 23
- zweite Zylinder-Kolbeneinheit
- 24
- Kolben
- 25
- Zylinder
- 26
- Pleuelstange
- 27
- Kurbelwelle
- 27a
- Stirnrad
- 28
- Zahnriemen
- 30
- Generator
- 30a
- Ausgleichsgewicht
- 31
- Nockenriemen
- 32
- Nockenwelle
- 33
- Ventil
- 34
- Ölwanne
- 35
- Ölpumpe
- 36
- Ölpumpenriemen
- 37
- Ölfilter
- 110
- Gehäuse
- 111
- Gehäuseseitenwand
- 111a
- Überstand
- 111b
- Befestigungsbohrung
- 112
- Gehäusestirnwand
- 120
- Zellenblock
- 121
- Batteriezelle
- 122
- Kontaktplatte
- 123
- Elektronikplatine
- 124
- Isolierumhüllung
- 125
- Anschlussmodul
- 125a
- Zugangsöffnung
- 130
- Anschluss
- 131
- elektrischer Anschluss
- 132
- Überdruckventil
- 133
- Unterdruckpumpe
- 140
- Kühlelement
- S
- Schwerpunkt
