DE102020204087A1

DE102020204087A1 - Luftfahrzeug für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem

Info

Publication number: DE102020204087A1
Application number: DE102020204087.7A
Authority: DE
Inventors: Florian Bauer
Original assignee: Kitekraft Ug Haftungsbeschraenkt
Current assignee: Kitekraft Ug Haftungsbeschraenkt
Priority date: 2020-03-30
Filing date: 2020-03-30
Publication date: 2021-09-30

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug (1), insbesondere in Form eines aktiv antreibbaren und zur Wandlung von Windenergie in elektrische Energie ausgebildeten Flugdrachens, für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem (10), umfassend mindestens eine Motor-/Generatoreinheit (2), mindestens einen Rotor (3), welcher in einer Rotorebene (30) liegt, eine Koppelschnittstelle (4), welche zur Verbindung mit einer Koppeleinheit (95) zum mechanischen Koppeln des Luftfahrzeugs (1) mit einer Bodenstation (90) ausgebildet ist, mindestens einen Auftriebsflügel (5), und ein Höhenleitwerk (6), welches innerhalb eines Höhenleitwerkbereichs (60) angeordnet ist, wobei, bei Betrachtung des Luftfahrzeugs (1) in einer horizontalen Position, der Höhenleitwerkbereich (60): in einer zur Rotorebene (30) senkrechten X-Richtung hinter dem Auftriebsflügel (5) liegt, einen oberen Rand (61) aufweist, der auf einer Ablöselinie (71) liegt, wobei die Ablöselinie (71) von einer Hinterkante (51) des Auftriebsflügels (5) ausgeht und tangential an einem Rand (81) eines Ablösegebiets (80) im Falle einer Strömungsablösung am Auftriebsflügel (5) liegt, und einen unteren Rand (62) aufweist, der durch eine von der Koppelschnittstelle (4) ausgehende horizontale Linie (45) gebildet ist.

Description

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem, ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem sowie ein Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs.
Die Gewinnung und Umwandlung von Windkraft oder Windenergie in elektrische Energie ist in den letzten Jahren populär geworden. Neben turmbasierten Windenergieumwandlungssystemen, die von einem Turm gebildet werden, welcher im oberen Bereich mit einer von einem Rotor angetriebenen Generatoreinheit ausgebildet ist, sind luftgestützte oder luftbasierte Stromerzeugungssysteme und entsprechende Stromerzeugungsverfahren bekannt geworden.
Solche luftgestützten Systeme und Verfahren unterscheiden sich von bekannten turmbasierten Windenergieumwandlungssystemen dadurch, dass ein oder mehrere Rotoreinheiten mit Generatoren von einem Luftfahrzeug getragen werden, d.h. von einem Fluggerät, zum Beispiel nach Art eines Flugdrachens, das durch die Luft geflogen wird, um in einer gewissen Höhe über dem Boden mit den dortigen Winden zu interagieren.
Das Luftfahrzeug wird dabei durch einen Haltegurt, ein Haltekabel oder ein Halteseil und gegebenenfalls eine Winde an einer Bodeneinheit (auch: Bodenstation) gehaltert. Diese Bodeneinheit hat die Aufgabe, die mechanische Last zu tragen und elektrisch an das Luftfahrzeug zu koppeln oder gekoppelt zu sein. Die Kopplung dient insbesondere dazu, in einem Generatorbetrieb der Rotoren und des Luftfahrzeugs insgesamt elektrische Energie - aus der Windenergie über die von den Rotoren angetriebenen Generatoren umgewandelt - vom Luftfahrzeug zu übernehmen und zu speichern oder in ein Netz einzuspeisen.
Andererseits kann die elektrische Kopplung dazu dienen, von der Bodenstation elektrische Energie an das Luftfahrzeug zu übertragen, um in einem Motorbetrieb der Rotoren das Luftfahrzeug zu starten, zu manövrieren, allgemein zu fliegen und/oder zu landen.
Zur Steuerung der Fluglage und zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs im Flug weist dieses üblicherweise ein Höhenleitwerk auf. Aufgrund der sehr unterschiedlichen Flugmanöver ist die Aerodynamik und Flugstabilität des Luftfahrzeugs vergleichsweise komplex.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein Luftfahrzeug für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem, ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem als solches sowie ein Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs zu schaffen, bei welchen eine gute Aerodynamik, insbesondere hinsichtlich einer zuverlässigen Steuerbarkeit, des Luftfahrzeugs bei hoher Zuverlässigkeit und bei vergleichsweise geringem betrieblichen und/oder apparativen Aufwand ermöglicht wird.
Die der Erfindung zu Grunde liegende Aufgabe wird durch ein Luftfahrzeug für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem, ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem und ein Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs gemäß den unabhängigen Ansprüchen gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
Die vorliegende Erfindung schafft ein Luftfahrzeug für ein luftgestütztes Strom- und/oder Energieerzeugungssystem, welches vorzugsweise ein aktiv antreibbarer und zur Wandlung von Windenergie in elektrische Energie ausgebildeter Flugdrachen ist. Das Luftfahrzeug umfasst mindestens eine Motor-/Generatoreinheit und mindestens einen Rotor, welcher in einer Rotorebene liegt. Der Rotor weist vorzugsweise mehrere Rotorblätter auf, welche um eine zur Rotorebene senkrechtete Rotorachse rotieren. Insbesondere ist der Rotor mit der Motor-/Generatoreinheit gekoppelt, sodass der Rotor je nach Betriebszustand des Energieerzeugungssystems entweder von der Motor-/Generatoreinheit in einem Motorbetrieb angetrieben wird, oder dass der Rotor die Motor-/Generatoreinheit in einem Generatorbetrieb antreibt. Weiter umfasst das Luftfahrzeug eine Koppelschnittstelle, welche zur Verbindung mit einer Koppeleinheit zum mechanischen Koppeln des Luftfahrzeugs mit einer Bodenstation ausgebildet ist. Die Koppeleinheit kann beispielsweise einen Haltegurt, ein Haltekabel oder ein Halteseil umfassen, wobei die Koppeleinheit zum Halten des Luftfahrzeugs relativ zur Bodenstation, sowie vorzugsweise zur Übertragung von elektrischer Energie zwischen Luftfahrzeug und Bodenstation vorgesehen ist.
Das Luftfahrzeug umfasst zudem mindestens einen Auftriebsflügel, welcher bei einer Umströmung einen Auftrieb erzeugt, um das Luftfahrzeug in der Luft zu halten. Vorzugsweise weist der Auftriebsflügel ein Flügelprofil auf, welches insbesondere ein Flügelprofil mit hohem Auftrieb ist. Besonders bevorzugt ist das Flügelprofil aus der Reihe der sogenannten Selig-Profile, beispielsweise ein Selig S1223 Flügelprofil. Alternativ könnten auch andere Flügelprofile, wie NACA-Profile, vorzugsweise mit hohem Auftriebsbeiwert, verwendet werden. Weiterhin kann der Auftriebsflügel als Ein-Element-Flügel mit einem einzigen, einstückigen Flügelprofil, oder alternativ als Mehrelement-Flügel mit mehreren Flügelprofilen ausgebildet sein. Insbesondere wird als Mehrelement-Flügel ein Auftriebsflügel angesehen, welcher aus mehreren einzelnen, insbesondere voneinander beabstandeten, Flügelprofilen zusammengesetzt ist, wobei die einzelnen Flügelprofile in geringem Abstand in Strömungsrichtung hintereinander und/oder übereinander angeordnet sind.
Vorzugsweise umfasst das Luftfahrzeug mehrere Rotoren, insbesondere wobei jeder Rotor mit genau einer Motor-/Generatoreinheit gekoppelt ist. Bevorzugt sind alle Rotoren und die zugehörigen Motor-/Generatoreinheiten am Auftriebsflügel, insbesondere an einer Vorderkante des Auftriebsflügels, angeordnet. Insbesondere sind die Rotoren und die Motor-/Generatoreinheiten, vorzugsweise gleichmäßig, über eine Breite des Auftriebsflügels verteilt.
Ferner umfasst das Luftfahrzeug ein Höhenleitwerk, welches innerhalb eines Höhenleitwerkbereichs angeordnet ist. Das Höhenleitwerk ist insbesondere zum Steuern des Luftfahrzeugs im Flug, vorzugsweise zum Drehen des Luftfahrzeugs um seine Querachse, ausgebildet. Bevorzugt umfasst das Höhenleitwerk hierfür ein Höhenruder. Insbesondere ist das Höhenleitwerk mit dem Auftriebsflügel verbunden, beispielsweise mittels eines starr mit dem Auftriebsflügel verbundenen Rumpfes oder mittels Stangen oder Verstrebungen.
Die Definition des Höhenleitwerkbereichs wird nachfolgend bei Betrachtung des Luftfahrzeugs in einer horizontalen Position beschrieben. Insbesondere ist die Rotorebene in diesem Fall vertikal ausgerichtet, also, wenn sich das Luftfahrzeug in der horizontalen Position befindet. Mit anderen Worten wird die Definition des Höhenleitwerkbereichs für den Fall beschrieben, wenn sich das Luftfahrzeug in der horizontalen Position befindet. Dabei sei anzumerken, dass die relative räumliche Anordnung der Elemente des Luftfahrzeugs zueinander selbstverständlich für sämtliche Positionen des Luftfahrzeugs gelten, und nicht nur für die horizontale Position. Die horizontale Position ist insbesondere als theoretische Position anzusehen und dient lediglich zur einfacheren Beschreibung der entsprechenden relativen Anordnung der Elemente, also des Aufbaus des Luftfahrzeugs.
Bei Betrachtung des Luftfahrzeugs in der horizontalen Position, ist der Höhenleitwerkbereich dabei in einer zur Rotorebene senkrechten X-Richtung hinter dem Auftriebsflügel angeordnet. Insbesondere ist die X-Richtung dabei parallel zu einer Längsachse des Luftfahrzeugs. Als „hinter dem Auftriebsflügel“ wird dabei eine Anordnung in Strömungsrichtung einer den Auftriebsflügel im Flug umströmenden Luftströmung stromab des Auftriebsflügels angesehen.
Vorzugsweise liegt ein oberer Rand des Höhenleitwerkbereichs auf einer Ablöselinie. Die Ablöselinie geht bevorzugt von einer Hinterkante des Auftriebsflügels aus und liegt insbesondere tangential an einem Rand eines Ablösegebiets im Falle einer Strömungsablösung am Auftriebsflügel. Vorzugsweise ist die Ablöselinie eine von der Hinterkante des Auftriebsflügels ausgehende Halbgerade. Als Ablösegebiet wird dabei ein maximaler virtueller Bereich angesehen, innerhalb welchem eine Luftströmung vom Auftriebsflügel abgelöst sein kann. Dieser Bereich kann auch als Ablöseblase bezeichnet werden. Eine solche Ablöseblase kann sich bei Flügelprofilen insbesondere an einer Saugseite des Flügelprofils ausbilden. Je nach Anstellwinkel des Auftriebsflügels kann das Ablösegebiet - im Falle einer Strömungsablösung - unterschiedliche Ausmaße annehmen. Vorzugsweise wird die Ablöselinie dabei als eine unterste Grenze eines bei beliebigem Anstellwinkel auftretenden Ablösegebiets angesehen: Bei kleineren Anstellwinkeln unterhalb der hier definierten Ablöselinie entsteht keine Strömungsablösung, bei größeren Anstellwinkeln wandert das Ablösegebiet nach oben. Das heißt, vorzugsweise liegt unterhalb der Ablöselinie stets, also in jedem beliebigen Flugzustand, eine im Wesentlichen laminare Strömung vor. In anderen Worten erstreckt sich der Höhenleitwerkbereich insbesondere unterhalb des Ablösegebiets, bei Betrachtung des Luftfahrzugs in der horizontalen Position.
Die Ausdehnung und Lage des Ablösegebiets, insbesondere die Lage der Ablöselinie, ist abhängig vom Flügelprofil des Auftriebsflügels. Der Fachmann kann zum ausgewählten Profil stets das Ablösegebiet bestimmen; z.B. durch Simulation oder mittels Tabellenwerten aus der Literatur. Entsprechend kann dann das Höhenleitwerk innerhalb des hier definierten Höhenleitwerkbereichs, also insbesondere unter der Ablöselinie, positioniert werden.
Vorteilhafterweise führt die spezielle Anordnung des Höhenleitwerkbereichs derart, dass dessen oberer Rand auf oder sehr nahe der Ablöselinie liegt, dazu, dass das Höhenleitwerk stets unterhalb des Ablösegebiets liegt. Das heißt, das Höhenleitwerk wird in keinem Flugzustand des Luftfahrzeugs von dem Ablösegebiet getroffen, insbesondere (i) nicht während des Schwebens (Start) in einer im Wesentlichen vertikalen Position des Luftfahrzeugs, (ii) nicht während des Übergangs in den sogenannten Crosswind-Flug (Achtenflug oder Flug in Kreisen), (iii) ohnehin nicht während des Crosswind-Flugs, selbst dann nicht wenn der Anstellwinkel den Nominalbereich verlässt (keine Gefahr des sogenannten Deep Stall), und (iv) nicht während des Übergangs vom Crosswind-Flug in den senkrechten bzw. vertikalen Schwebeflug (Landung), sodass das Höhenleitwerk stets von einer im Wesentlichen laminaren Strömung angeströmt werden kann. Dadurch kann das Höhenleitwerk in jedem beliebigen Flugzustand, insbesondere bei jedem beliebigen Anstellwinkel des Auftriebsflügels, insbesondere mindestens bei Anstellwinkeln von 0° bis 90°, stets seine optimale aerodynamische Effektivität behalten, um das Luftfahrzeug zuverlässig steuern und stabilisieren zu können.
Besonders bevorzugt bildet dabei eine von der Koppelschnittstelle ausgehende horizontale Linie einen unteren Rand des Höhenleitwerkbereichs, wenn sich das Luftfahrzeug in der horizontalen Position befindet. Mit anderen Worten befindet sich das Höhenleitwerk bei horizontaler Positionierung des Luftfahrzeugs stets oberhalb der Koppelschnittstelle. Insbesondere bildet die Koppelschnittstelle einen Drehpunkt des Luftfahrzeugs, wenn sich dieses im Flug befindet, da das Luftfahrzeug mittels einer an der Koppelschnittstelle ankoppelbaren Koppeleinheit mit einer Bodenstation koppelbar ist. Die Anordnung des Höhenleitwerks oberhalb der Koppelschnittstelle wirkt sich dabei besonders vorteilhaft auf die Stabilität des Luftfahrzeugs im Flug, insbesondere im Schwebeflug, aus. Besonders günstig ist es dabei für eine hohe Stabilität im Flug, wenn das Höhenleitwerk möglichst hoch innerhalb des Höhenleitwerkbereichs angeordnet ist, da dann der Pitchwinkel des Luftfahrzeugs durch das Höhenleitwerk auch bei auf das Luftfahrzeug bezogen konstantem Höhenleitwerkswinkel (passiv) stabilisiert wird.
Bevorzugt wird ein Profil bei einem Auftriebsflügel verwendet, sodass ein Ablösewinkel zwischen einer Profilsehne des Auftriebsflügels und der Ablöselinie mindestens 10°, vorzugsweise mindestens 15°, besonders bevorzugt maximal 50°, beträgt. Bei einem Ein-Element-Flügel als Auftriebsflügel beträgt der Ablösewinkel vorzugsweise bzw. in der Regel mindestens 15° und maximal 20°.
Falls der Auftriebsflügel alternativ als Mehrelement-Flügel ausgebildet ist, beträgt der Ablösewinkel vorzugsweise bzw. in der Regel mindestens 20° und maximal ca. 50° je nach Geometrie des Flügelprofils. Insbesondere ergeben sich derartige Winkelbereich aus der Analyse der Aerodynamik gängiger Hochauftriebs-Flügelprofile, welche bei dieser Anwendung von energieerzeugenden Drachen besonders vorteilhaft sind, sodass vorteilhafterweise durch einen vordefinierten Winkelbereich des Ablösewinkels, anhand welchem die Ablöselinie festgelegt ist, eine besonders einfache Regel zur Anordnung des Höhenleitwerks, beispielsweise bei der Konstruktion des Luftfahrzeugs, bereitgestellt werden kann.
Weiter bevorzugt beträgt ein Abstand zwischen der Hinterkante des Auftriebsflügels und einem Drehpunkt und/oder einem Schwerpunkt, insbesondere einem Massenschwerpunkt, des Höhenleitwerks maximal das 8-fache einer Sehnenlänge des Auftriebsflügels. Besonders bevorzugt beträgt der Abstand maximal das 5-fache, insbesondere mindestens das 2-fache, der Sehnenlänge des Auftriebsflügels. Somit liegt das Höhenleitwerk in einem Bereich, um das Luftfahrzeug einerseits möglichst kompakt und somit auch leicht zu halten, und um andererseits eine optimale Funktion und Wirkung bezüglich Aerodynamik und Hebelwirkung des Höhenleitwerks sicherzustellen.
Vorzugsweise umfasst das Luftfahrzeug zwei Auftriebsflügel, welche einen Doppeldeckerflügel bilden. Insbesondere ist das Luftfahrzeug somit als Doppeldecker ausgebildet. Insbesondere sind die beiden Auftriebsflügel übereinander angeordnet, wenn sich das Luftfahrzeug in der horizontalen Position befindet. Die im Rahmen vorliegender Erfindung besprochene Ablöselinie geht dabei von der Hinterkante des unteren der beiden Auftriebsflügel aus. Bei einem Doppeldeckerflügel ist im Falle einer Strömungsablösung das Ablösegebiet des unteren Auftriebsflügels vorteilhafterweise deutlich kleiner als das Ablösegebiet des oberen Auftriebsflügels, sodass eine besonders günstige Anordnung der Auftriebsflügel und des Höhenleitwerks des Luftfahrzeugs ermöglicht werden kann. Vorzugsweise kann das Höhenleitwerk dabei besonders hoch relativ zum unteren Auftriebsflügel und relativ zu der Koppelschnittstelle angeordnet werden, ohne dass dieses von einem möglichen Ablösegebiet des unteren Auftriebsflügels getroffen wird. Dadurch kann eine besonders hohe Stabilität des Luftfahrzeugs beim Fliegen erreicht werden. Weiter kann das Luftfahrzeug beispielsweise auch zusätzlich einen dritten Auftriebsflügel umfassen, um einen Dreidecker zu bilden, oder gar noch mehr Auftriebsflügel umfassen.
Bevorzugt sind an jedem der beiden Auftriebsflügel mehrere Rotoren und zugehörige Motor-/Generatoreinheiten, insbesondere jeweils über eine Breite des Auftriebsflügels oder an vorteilhaften Stellen, wie z.B. in der Nähe der Flügelenden, verteilt, angeordnet oder mit dem Auftriebsflügel gekoppelt. Insbesondere sind jeweils mindestens ein Rotor am unteren Auftriebsflügel und mindestens ein Rotor am oberen Auftriebsflügel im Wesentlichen parallel zur vertikalen Richtung fluchtend, also vorzugsweise in einer Ebene, die parallel zur vertikalen Richtung und senkrecht zur Strömungsrichtung ist, angeordnet. Alternativ können die Rotoren der beiden Auftriebsflügel auch versetzt angeordnet sein. Weiterhin können die Rotoren einen Winkel gegenüber der Senkrechten der Strömungsrichtung sowie beispielsweise auch untereinander aufweisen.
Besonders bevorzugt sind die beiden Auftriebsflügel, welche den Doppeldeckerflügel bilden, nach hinten gestaffelt. Das heißt, in der horizontalen Position des Luftfahrzeugs liegt eine Vorderkante des oberen Auftriebsflügels hinter, also in Strömungsrichtung stromab einer Vorderkante des unteren Auftriebsflügels. Diese Anordnung bietet eine besonders hohe Stabilität des Luftfahrzeugs, insbesondere wenn das Luftfahrzeug achtenförmige Flugbahnen fliegt. Zudem ist bei einer nach hinten gerichteten Staffelung der beiden Auftriebsflügel eine besonders hohe Effektivität des Höhenleitwerks erreichbar.
Vorzugsweise sind die beiden Auftriebsflügel, welche den Doppeldeckerflügel bilden, nach vorne gestaffelt. Das heißt, in der horizontalen Position des Luftfahrzeugs liegt eine Vorderkante des oberen Auftriebsflügels vor, also in Strömungsrichtung stromauf einer Vorderkante des unteren Auftriebsflügels. Durch eine nach vorne gestaffelte Anordnung der beiden Auftriebsflügel können ebenfalls vorteilhafte Flugeigenschaften des Luftfahrzeugs erzielt werden.
Bevorzugt bildet zusätzlich oder alternativ zur Ablöselinie eine von einem Massenschwerpunkt des Luftfahrzeugs ausgehende horizontale Linie den oberen Rand des Höhenleitwerkbereichs, bei Betrachtung des Luftfahrzeugs in der horizontalen Position. Das heißt, die horizontale Linie auf Höhe des Massenschwerpunkts des Luftfahrzeugs bildet eine oberste Begrenzung des Höhenleitwerkbereichs, vorzugsweise sofern die horizontale Linie niedriger liegt als die Ablöselinie. Mit anderen Worten ist das Höhenleitwerk, wenn sich das Luftfahrzeug in der horizontalen Position befindet, somit in vertikaler Richtung maximal auf Höhe des Massenschwerpunkts des Luftfahrzeugs angeordnet, jedoch nie höher als die Ablöselinie, wodurch eine besonders günstige Anordnung hinsichtlich Stabilität, Steuerbarkeit sowie Kompaktheit des Luftfahrzeugs erreicht wird.
Vorzugsweise ist das Höhenleitwerk um mindestens 70°, vorzugsweise um mindestens 90°, um eine Querachse schwenkbar; vorzugsweise so, dass die Profilhinterkante nach oben zeigt. Insbesondere ist dabei das gesamte Höhenleitwerk als einstückiger, schwenkbarer Flügel, insbesondere mit einem vordefinierten Auftriebsbeiwert, ausgebildet, welcher um mindestens 70°, vorzugsweise um mindestens 90° schwenkbar ist. Dadurch kann das Höhenleitwerk in allen Betriebszuständen des Luftfahrzeugs besonders effektiv die Steuerung und Stabilisierung des Luftfahrzeugs sicherstellen. Beispielsweise kann somit jeweils im Schwebeflug, sowie auch im Crosswind-Flug jeweils der optimale Anstellwinkel des Höhenleitwerks eingestellt werden.
Weiterhin betrifft die Erfindung ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem, welches das oben beschriebene Luftfahrzeug umfasst, und welches ferner eine Bodenstation zur Aufnahme und/oder Abgabe elektrische Energie vom bzw. an das Luftfahrzeug, und eine Koppeleinheit zum elektrischen und mechanischen Koppeln des Luftfahrzeugs mit der Bodenstation umfasst.
Ferner führt die Erfindung zu einem Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs, vorzugsweise des oben beschriebenen Luftfahrzeugs, insbesondere in Form eines aktiv antreibbaren und zur Wandlung von Windenergie in elektrische Energie ausgebildeten Flugdrachens, für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem. Das Luftfahrzeug wird dabei von einer im Wesentlichen vertikalen Position in eine im Wesentlichen horizontale Position oder umgekehrt bewegt, insbesondere für den Fall, dass eine Strömungsrichtung von im Wesentlichen vertikal zu im Wesentlichen horizontal ausgerichtet ist, wobei diese Bewegung durch Schwenken des Höhenleitwerks um mindestens 70°, bevorzugt um mindestens 90°, initiiert wird. Dabei sei angemerkt, dass die „vertikale Position“ und die „horizontale Position“, ähnlich der obigen Beschreibung, insbesondere als theoretische Referenzpositionen zur erleichterten Beschreibung anzusehen sind. Die tatsächlichen Anordnungen bzw. Ausrichtungen des Luftfahrzeugs in den beiden Positionen sind vorzugsweise in Bezug auf die Strömungsrichtung zu betrachten. Betrachtet wird hier als Beispiel der Fall mit einer horizontal ausgerichteten Strömungsrichtung. In der im Wesentlichen vertikalen Position befindet sich dabei das Luftfahrzeug beispielsweise in einem Schwebeflug. Im Schwebeflug erfolgt insbesondere ein aktiver Antrieb von mindestens einem Rotor des Luftfahrzeugs mittels einer Motor-/Generatoreinheit, welche von einer Bodenstation oder eines Energiespeichers im Luftfahrzeug mit elektrischer Energie versorgt wird, um das Luftfahrzeug durch den Schub des mindestens einen Rotors in einem Schwebezustand in der Luft zu halten. Ausgehend von diesem Schwebeflug kann bei horizontaler Luftströmung, also bei Wind, das Höhenleitwerk des Luftfahrzeugs geschwenkt werden, so dass die Luftströmung eine Kraft, beispielsweise in Form einer Auftriebskraft, auf das Höhenleitwerk ausübt. Hierdurch kann sowohl der Schwebeflug stabilisiert werden (und zwar sowohl passiv als auch aktiv) wie auch ein Drehen des Luftfahrzeugs von der im Wesentlichen vertikalen Position in die im Wesentlichen horizontale Position initiiert werden, sodass das Luftfahrzeug zu einem Crosswind-Flug übergehen kann. Im Crosswind-Flug kann das Luftfahrzeug vorzugsweise auf achtenförmigen Flugbahnen fliegen. Vorzugsweise können die Motoren im Crosswind-Flug die Motor-/Generatoreinheit antreiben, um Strom zu erzeugen. Analog kann, beispielsweise wenn eine Windgeschwindigkeit unter einen vordefinierten Wert sinkt, das Höhenleitwerk so geschwenkt werden, dass dadurch eine Drehung des Luftfahrzeugs in die im Wesentlichen vertikale Position initiert wird, also dass das Luftfahrzeug vom Crosswind-Flug in den Schwebeflug übergeht.
Weitere Einzelheiten, Vorteile und Merkmale der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus nachfolgender Beschreibung eines Ausführungsbeispiels anhand der Zeichnung. In den Figuren sind funktionale Bauteile stets mit den gleichen Bezugszeichen gekennzeichnet. Es zeigt:

1 eine schematische Ansicht eines erfindungsgemäßen luftgestützten Energieerzeugungssystems mit einem erfindungsgemäßen Luftfahrzeug,
2 eine schematische Ansicht des Luftfahrzeugs der 1 in einer horizontalen Position, und
3 eine schematische Ansicht des Luftfahrzeugs der 1 in einer vertikalen Position.

1 zeigt eine schematische Ansicht eines bevorzugten Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen luftgestützten Energieerzeugungssystems 10. Das luftgestützte Energieerzeugungssystem 10 umfasst ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug 1 in Form eines Flugdrachens, eine Bodenstation 90 und eine Koppeleinheit 95. Die Koppeleinheit 95 in Form eines Seils und/oder Kabels ist eingerichtet, die mechanische Last zu tragen sowie bevorzugt auch elektrischen Strom und/oder elektrische Energie zwischen dem Luftfahrzeug 1 und der Bodenstation 90 zu übertragen.
Das Luftfahrzeug 1 weist einen Rahmen 13 und mehrere Motor-/Generatoreinheiten 2, welche mechanisch mit jeweils einem Rotor 3 gekoppelt sind, auf.
In einem Motorbetriebsmodus des luftgestützten Stromerzeugungssystems 10 wird die Koppeleinheit 95 dazu verwendet, elektrische Energie in der Richtung 102' von der Bodenstation 90 zum Luftfahrzeug 1 zu übertragen, um die Motor-/Generatoreinheiten 2 am Luftfahrzeug 1 im Motorbetrieb zu betreiben. Dabei werden die entsprechend an den Motor-/Generatoreinheiten 2 mechanisch gekoppelten Rotoren 3 als Propeller betrieben, um das Luftfahrzeug 1 anzutreiben und kontrolliert zu fliegen, beispielsweise während des Startens und des Landens oder während eines Schwebeflugs. Im Schwebeflug befindet sich das Luftfahrzeug 1 in einer im Wesentlichen vertikalen Position, sodass eine Rotorebene 30, in welcher zumindest einer der Rotoren 3 liegt, im Wesentlichen senkrecht zur Richtung des Erdschwerefeldes ist (vgl. 2).
Wenn nach dem Start oder während des Schwebeflugs bestimmte Bedingungen, z.B. bezgl. Des Windes erfüllt sind, kann das Luftfahrzeug 1 in eine bestimmte, insbesondere achtenförmige oder kreisförmige, Bahn 101 zum „Sammeln“ von Windenergie manövriert und geflogen werden. Hierfür wird das Luftfahrzeug 1 aus der vertikalen Position in eine im Wesentlichen horizontale Position gebracht, also so, dass die Strömung 103 des Windes kombiniert mit der Strömung durch die Eigenbewegung des Luftfahrzeugs im Wesentlichen senkrecht zur Rotorebene 30 ist. Ein solcher Flugbetrieb wird auch als Crosswind-Flug bezeichnet. Betrachtet wird dabei eine horizontal ausgerichtete Strömung 103, auf welche sich auch die „horizontale Position“ und die „vertikale Position“ beziehen. Insbesondere sei angemerkt, dass sich diese Position entsprechend mit einer von der Horizontalen abweichenden Strömung 103 entsprechend „mitdrehen“.
Nach dem Einnehmen einer solchen Bahn 101 kann der Betriebsmodus vom Motorbetrieb in den Generatorbetrieb gewechselt werden. Im Generatorbetrieb werden die Rotoren 3 zur Drehung durch die Strömung 103 angetrieben. Im Generatorbetrieb wird die Drehung der Rotoren 3 verwendet, um eine jeweilige Motor-/Generatoreinheit 2 als Generator zu betreiben, um dadurch Windkraft in elektrischen Strom umzuwandeln, der dann bevorzugt über ein Kabel oder Seil der Koppeleinheit 95 in der Richtung 102 zur Bodenstation 90 übertragen werden kann.
Um in möglichst allen Flugzuständen eine verbesserte Aerodynamik bereitzustellen, weist das Luftfahrzeug 1 eine erfindungsgemäß optimierte Geometrie auf. Zur Beschreibung des Aufbaus des Luftfahrzeugs 1 wird nachfolgend auf die 2 Bezug genommen, welche eine vereinfachte schematische Ansicht des Luftfahrzeugs 1 der 1 zeigt. Zur Orientierung sind zueinander senkrecht eine X-Richtung, welche die horizontale Richtung angibt, und eine Z-Richtung, welche die vertikale Richtung angibt, eingezeichnet. In der 2 befindet sich das Luftfahrzeug 1 in der horizontalen Position. Die Strömungsrichtung 103 des Windes ist dabei im dargestellten Fall beispielhaft parallel zur X-Richtung.
Das Luftfahrzeug 1 umfasst zwei Auftriebsflügel 5, 5', welche vertikal übereinander angeordnet sind und einen Doppeldeckerflügel bilden. Flügelprofile der beiden Auftriebsflügel 5, 5' sind bevorzugt identisch. Die beiden Auftriebsflügel 5, 5' sind nach hinten gestaffelt, sodass die Vorderkante 57' des oberen Auftriebsflügels 5' um einen Staffelungsabstand 58 entlang der X-Richtung hinter dem unteren Auftriebsflügel 5 liegt.
Die beiden Auftriebsflügel 5, 5' sind mit einem Rahmen 13 fest miteinander verbunden. Unterhalb des unteren Auftriebsflügels 5 befindet sich eine Koppelschnittstelle 4, welche zur Verbindung mit der Koppeleinheit 95 ausgebildet ist. Ein tatsächlicher Verbindungspunkt 41, welcher die Verbindung des Luftfahrzeugs 1 mit der Koppeleinheit 95 bildet, ist unterhalb des unteren Auftriebsflügels 5 angeordnet. Der Verbindungspunkt 41 bildet dadurch auch einen Drehpunkt des Luftfahrzeugs 1, wenn die Koppeleinheit 95 eine mechanische Haltekraft auf das Luftfahrzeug 1 ausübt.
An der vorderen Seite jedes Auftriebsflügels 5, 5' ist zumindest eine Motor-/Generatoreinheit 2 mit einem daran gekoppelten Rotor 3 angeordnet. Die Rotorebene 30 ist in der in 2 dargestellten horizontalen Position vertikal, also parallel zur Z-Richtung, und senkrecht zur Strömungsrichtung 103 ausgerichtet. In dieser Position ist eine Profilsehne 52 des unteren Auftriebsflügels 5 in einem Einstellwinkel 55 gegenüber der Horizontalen geneigt. Da die Strömungsrichtung 103 in dieser Position senkrecht auf die Rotorebene 30 gerichtet ist, entspricht der Einstellwinkel 55 in diesem Fall auch einem sogenannten Anstellwinkel des Auftriebsflügels 5. Der obere Auftriebsflügel 5' weist in diesem Ausführungsbeispiel denselben Einstellwinkel wie der untere Auftriebsflügel 5 auf. Im gezeigten Ausführungsbeispiel sind die Rotorebenen 30 der Rotoren 3 der beiden Auftriebsflügel 5, 5' parallel zueinander. Alternativ können die Rotoren 3 allerdings auch gegeneinander gewinkelt angeordnet sein, also so, dass die Rotorebenen 30 in einem Winkel ungleich 0° zueinander angeordnet sind.
Weiterhin weist das Luftfahrzeug 1 ein Höhenleitwerk 6 auf, welches innerhalb eines Höhenleitwerkbereichs 60 angeordnet ist. Das Höhenleitwerk 6 ist ebenfalls über den Rahmen 13 mit den beiden Auftriebsflügeln 5, 5' verbunden.
Dabei ist das Höhenleitwerk 6 in diesem Ausführungsbeispiel um mindestens 90° schwenkbar mit dem Rahmen 13 verbunden. Ausgehend von einer horizontalen Ausrichtung kann das Höhenleitwerk 6 dabei in eine vertikale Ausrichtung 6' geschwenkt werden, wobei die vertikale Ausrichtung 6' in der 2 gestrichelt angedeutet ist.
Der Höhenleitwerkbereich 60 befindet sich entlang der X-Richtung hinter den beiden Auftriebsflügeln 5, 5'. Ein Abstand 65 zwischen einer Hinterkante 51 des unteren Auftriebsflügels 5 und einem Schwerpunkt 67 des Höhenleitwerks 6 beträgt dabei etwa das 3-fache einer Sehnenlänge 53 des Auftriebsflügels 5. Der Schwerpunkt 67 bildet dabei zugleich den Drehpunkt des Höhenleitwerk 6.
Der Höhenleitwerkbereich 60 ist durch mehrere charakteristische Linien begrenzt, sodass durch die Anordnung des Höhenleitwerks 6 innerhalb dieses Höhenleitwerkbereichs 60 eine optimierte Aerodynamik, insbesondere hinsichtlich einer Wirksamkeit des Höhenleitwerks 6, erreicht wird. Hierfür ist, in diesem Ausführungsbeispiel und optional, der Höhenleitwerkbereich 60 nach oben durch eine horizontale Linie 12, welche durch einen Massenschwerpunkt 11 des Luftfahrzeugs 1 verläuft, begrenzt. Wie in der 2 gezeigt, ist es dabei möglich, dass das Höhenleitwerk 6 in dessen horizontaler Ausrichtung vollständig unterhalb der horizontalen Linie 12 liegt, in der vertikalen Ausrichtung 6' jedoch über die horizontale Linie 12 hinausragt. Alternativ wäre es auch möglich, dass das Höhenleitwerk 6 in jeder beliebigen Ausrichtung vollständig unterhalb der horizontalen Linie 12 liegt.
Weiterhin wird der Höhenleitwerkbereich 60 insbesondere durch eine Ablöselinie 71 begrenzt. Die Ablöselinie 71 geht von einer Hinterkante 51 des unteren Auftriebsflügels 5 aus und liegt tangential an einem unteren Rand 81 eines Ablösegebiets 80, welches sich im Falle einer Strömungsablösung am unteren Auftriebsflügel 5 ausbilden kann. Das Ablösegebiet 80 ist dabei schematisch gekennzeichnet, wobei eine maximale Größe des Ablösegebiets 80 vom Flügelprofil abhängig ist. Die Ablöselinie 71 definiert somit eine unterste Grenze eines Ablösegebiets 80 am unteren Auftriebsflügel 5. Im vorliegenden Fall ist die Ablöselinie 71 in einem Ablösewinkel 9 von maximal 50° zur Profilsehne 52 angeordnet.
Die Ablöselinie 71, optional zusammen mit der horizontalen Linie 12, bildet einen oberen Rand 61 des Höhenleitwerkbereichs 60.
Nach unten ist der Höhenleitwerkbereich 60 durch eine weitere horizontale Linie 45 begrenzt, welche von der Koppelschnittstelle 4 ausgeht. Im Detail verläuft die weitere horizontale Linie 45 durch den Verbindungspunkt 41. Das heißt, die horizontale Linie 45 bildet einen unteren Rand 62 des Höhenleitwerkbereichs 60, sodass das Höhenleitwerk 6, insbesondere vollständig, oberhalb der horizontalen Linie 45 liegt.
Durch die Anordnung des Höhenleitwerks 6 in dem speziell begrenzten Höhenleitwerkbereich 60 wird somit einerseits sichergestellt, dass das Höhenleitwerk 6 keinem Flugzustand des Luftfahrzeugs 2 von dem Ablösegebiet 80 getroffen werden kann, um jederzeit eine optimale Steuerbarkeit des Luftfahrzeugs 1 sicherzustellen. Zum anderen wird hierdurch eine bestmögliche Stabilität des Luftfahrzeugs 1 im Schwebeflug in einer im Wesentlichen vertikalen Position sichergestellt, wie weiter unten in Bezug auf die 3 beschrieben. Insbesondere wird eine hohe (auch passive) Stabilität durch einen möglichst großen Abstand zwischen dem Höhenleitwerk 6 und der horizontalen Linie 45 ermöglicht. Aus diesem Grund ist die optimale Position des Höhenleitwerks 6 möglichst weit oben innerhalb des Höhenleitwerkbereichs 60.
Die Schwenkbarkeit des Höhenleitwerks 6 ermöglicht dabei, dass das Luftfahrzeug 1 einfach und effizient von der im Wesentlichen vertikalen Position („Schwebeflug“, vgl. 3) in die im Wesentlichen horizontale Position bezüglich der Strömungsrichtung („Crosswind-Flug“, vgl. 2), und umgekehrt, gedreht werden kann. Um von der in der 2 dargestellten im Wesentlichen horizontalen Position in die im Wesentlichen vertikale Position der 3 zu gelangen, wird das Luftfahrzeug 1 hierbei, wie durch die Drehrichtung 42 angedeutet, im Uhrzeigersinn gedreht.
Die 3 zeigt eine schematische Ansicht des Luftfahrzeugs der 1 in einer vertikalen Position. Dargestellt ist dabei ähnlich der 2 eine beispielhafte Richtung Strömung 103 in horizontaler Ausrichtung. Somit zeigt die 3 eine beispielhafte Ausrichtung des Luftfahrzeugs 1 im Schwebeflug. Die spezielle Anordnung des Höhenleitwerks 6' wirkt sich im Schwebeflug besonders vorteilhaft aus. Durch einen möglichst großen Abstand 69 zwischen dem Schwerpunkt 67 des Höhenleitwerks 6' und der Linie 45 durch den Verbindungspunkt 41 kann eine hohe passive Stabilität des Luftfahrzeugs 1 erreicht werden. Wird das Luftfahrzeug 1 beispielsweise durch eine Windböe oder eine andere Krafteinwirkung in der Drehrichtung 42 aus der in der 3 dargestellten Lage um den Verbindungspunkt 41 gedreht, so führt diese gedrehte Position zu einem positiven Anstellwinkel des Höhenleitwerks 6'. Dadurch erzeugt das Höhenleitwerk 6' einen Auftrieb. Dieser Auftrieb bewirkt, zumindest bei moderater Drehung, ein Drehmoment um den Drehpunkt 41 entgegen der Drehrichtung 42 und damit ein Rückstellmoment. Das Rückstellmoment ist ungleich 0 und umso größer, je größer der Abstand 69 ist. Dass der Drehpunkt 41 hierbei nicht koinzident mit dem Massenschwerpunkt 11 ist, liegt daran, dass eine Zugkraft durch das Halteseil, welches an die Koppelstelle 4 gekoppelt ist, ausgeübt wird. Das Luftfahrzeug 1 erzeugt eine der Zugkraft entgegenwirkenden Kraft durch (bzw. deren Vorhandensein wird wie folgt sichergestellt): a) Ohne Wind werden diese durch die Rotoren 3 (ggf. Pitch der Rotorfläche gegenüber der Horizontalen) und/oder durch den Propwash über die Auftriebsflügel 5, 5' erzeugt, b) Bei Vorhandensein eines Windes 103 erzeugen die Auftriebsflügel 5, 5' zusätzlich einen sehr großen Kraftanteil durch den Luftwiderstand, mindestens an jenen Stellen wo keine Propeller 3 einen Propwash erzeugen (denn die Auftriebsflügel 5, 5' sind an jenen Stellen im Schweben voll im Stall/Strömungsabriss). Letztlich wird dadurch das Luftfahrzeug 1 von selbst, also passiv, selbst ohne das Höhenleitwerk 6' in Bezug auf ein Luftfahrzeug-festes Koordinatensystem zu drehen (z.B. durch einen aktiven Regler mit ggf. aufwendiger Sensorik), in die in der 3 dargestellte Lage, welche damit auch als „Stabilitätsposition“ bezeichnet werden kann, zurückgedreht.
Ein analoges Verhalten gilt bei Drehung des Luftfahrzeugs 1 in der Drehrichtung entgegengesetzter Richtung durch eine Windböe oder ähnliches. Dies würde zu einem negativen Anstellwinkel des Höhenleitwerks 6' führen, sodass dieses einen Abtrieb und ein auf das Luftfahrzeug 1 um den Drehpunkt 41 wirkendes Moment erzeugt, welches das Luftfahrzeug 1 ebenfalls in die in der 3 dargestellte Lage zurückdreht.
Neben der vorstehenden schriftlichen Beschreibung der Erfindung wird zu deren ergänzender Offenbarung hiermit explizit auf die zeichnerische Darstellung der Erfindung in den 1 bis 3 Bezug genommen.
Bezugszeichenliste

1: Luftfahrzeug
2: Motor-/Generatoreinheit
3: Rotor
4: Koppelschnittstelle
5: unterer Auftriebsflügel
5': oberer Auftriebsflügel
6, 6': Höhenleitwerk
9: Ablösewinkel, minimaler Ablösewinkel
10: luftgestütztes Energieerzeugungssystem
11: Massenschwerpunkt
12: horizontale Linie ausgehend vom Massenschwerpunkt
13: Rahmen
30: Rotorebene
41: Dreh-/Verbindungspunkt
42: Drehrichtung
45: horizontale Linie ausgehend von der Koppelschnittstelle
51: Hinterkante
52: Profilsehne
53: Sehnenlänge
54: Abstand
55: Einstellwinkel (engl. Angle of Incidence), Anstellwinkel (Angle of Attack)
57: Vorderkante
58: Staffelungsabstand
60: Höhenleitwerkbereich
61: oberer Rand des Höhenleitwerkbereichs
62: unterer Rand des Höhenleitwerkbereichs
65: Abstand
67: Schwerpunkt des Höhenleitwerks
71: Ablöselinie
80: Ablösegebiet
81: Rand des Ablösegebiets
90: Bodenstation
95: Koppeleinheit
101: Drachenflugbahn
102: Richtung der elektrischen Leistungsübertragung beim Generatorbetrieb und Richtung der mechanischen Kraftübertragung
102': Richtung der elektrischen Leistungsübertragung beim Motorbetrieb
103: Richtung der Windgeschwindigkeit

Claims

Luftfahrzeug, insbesondere in Form eines aktiv antreibbaren und zur Wandlung von Windenergie in elektrische Energie ausgebildeten Flugdrachens, für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem (10), umfassend: - mindestens eine Motor-/Generatoreinheit (2), - mindestens einen Rotor (3), welcher in einer Rotorebene (30) liegt, - eine Koppelschnittstelle (4), welche zur Verbindung mit einer Koppeleinheit (95) zum mechanischen Koppeln des Luftfahrzeugs (1) mit einer Bodenstation (90) ausgebildet ist, - mindestens einen Auftriebsflügel (5), und - ein Höhenleitwerk (6), welches innerhalb eines Höhenleitwerkbereichs (60) angeordnet ist, - wobei, bei Betrachtung des Luftfahrzeugs (1) in einer horizontalen Position, der Höhenleitwerkbereich (60): - in einer zur Rotorebene (30) senkrechten X-Richtung hinter dem Auftriebsflügel (5) liegt, - einen oberen Rand (61) aufweist, der auf einer Ablöselinie (71) liegt, wobei die Ablöselinie (71) von einer Hinterkante (51) des Auftriebsflügels (5) ausgeht und tangential an einem Rand (81) eines Ablösegebiets (80) im Falle einer Strömungsablösung am Auftriebsflügel (5) liegt, und - einen unteren Rand (62) aufweist, der durch eine von der Koppelschnittstelle (4) ausgehende horizontale Linie (45) gebildet ist.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, wobei ein Ablösewinkel (9) zwischen einer Profilsehne (52) des Auftriebsflügels (5) und der Ablöselinie (71) mindestens 10°, vorzugsweise mindestens 15°, bevorzugt maximal 50°, beträgt.
Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei ein Abstand (65) zwischen der Hinterkante (51) des Auftriebsflügels (5) und einem Dreh- und/oder Schwerpunkt (67) des Höhenleitwerks (6) maximal dem 8-fachen, vorzugsweise maximal dem 5-fachen, insbesondere mindestens dem 2-fachen, einer Sehnenlänge (53) des Auftriebsflügels (5) entspricht.
Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, umfassend zwei Auftriebsflügel (5, 5'), welche einen Doppeldeckerflügel bilden, wobei die Ablöselinie (71) von der Hinterkante (51) des unteren Auftriebsflügels (5) ausgeht.
Luftfahrzeug nach Anspruch 4, wobei die beiden Auftriebsflügel (5, 5') nach hinten gestaffelt sind.
Luftfahrzeug nach Anspruch 4, wobei die beiden Auftriebsflügel (5, 5') nach vorne gestaffelt sind
Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei, wenn sich das Luftfahrzeug (1) in der horizontalen Position befindet, der obere Rand (61) des Höhenleitwerkbereichs (60) zusätzlich durch eine von einem Massenschwerpunkt (11) des Luftfahrzeugs (1) ausgehende horizontale Linie (12) begrenzt ist.
Luftfahrzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Höhenleitwerk (6) um mindestens 70°, vorzugsweise um mindestens 90°, schwenkbar ist.
Luftgestütztes Energieerzeugungssystem, umfassend: - ein Luftfahrzeug (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, - eine Bodenstation (90) zur Aufnahme und/oder Abgabe elektrischer Energie vom bzw. an das Luftfahrzeug (1), und - eine Koppeleinheit (95) zum elektrischen und mechanischen Koppeln des Luftfahrzeugs (1) mit der Bodenstation (90).
Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugs (1), vorzugsweise nach einem der Ansprüche 1 bis 8, insbesondere in Form eines aktiv antreibbaren und zur Wandlung von Windenergie in elektrische Energie ausgebildeten Flugdrachens, für ein luftgestütztes Energieerzeugungssystem (10), wobei das Luftfahrzeug (1) von einer vertikalen Position in eine horizontale Position oder umgekehrt bewegt wird, und wobei die Bewegung durch Schwenken eines Höhenleitwerks (6) um mindestens 70°, vorzugsweise mindestens 90°, initiiert wird.