DE112015001403T5

DE112015001403T5 - Elektrifiziertes Flugzeug und Verfahren zum Steuern von regenerativer elektrischer Leistung eines elektrifizierten Flugzeugs

Info

Publication number: DE112015001403T5
Application number: DE112015001403.9T
Authority: DE
Inventors: Hiroshi Kobayashi; Tomoko Iijima; Takeshi Tagashira; Akira Nishizawa
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2014-03-26
Filing date: 2015-03-12
Publication date: 2016-12-22
Anticipated expiration: 2035-03-13
Also published as: WO2015146608A1; US20180127104A1; JP6544728B2; JP2018047905A; JPWO2015146608A1; JP6253126B2; DE112015001403B4; US10377500B2

Abstract

(Aufgabe) Das Bereitstellen eines elektrifizierten Flugzeugs und eines Verfahrens zum Steuern einer regenerativen elektrischen Leistung des elektrifizierten Flugzeugs, bei dem ein Gleitwinkel und eine Abstiegsrate mit einer guten Antwortrate unabhängig von einer Geschwindigkeit gesteuert werden können, während die Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung gesteuert wird, und bei der es möglich ist, bei jedem Flugstatus zu jeder Zeit des Sinklfugs oder Aufstiegs auf sichere Weise eine erzeugte elektrische Leistung zu maximieren. (Lösung) Das elektrifizierte Flugzeug umfasst einen Propeller oder ein Gebläse für Schub; einen elektrischen Antriebsmotor zum Drehantrieb des Propellers oder des Gebläses und zum Erzeugen einer elektrischen Leistung durch die Drehung des Propellers oder des Gebläses; und eine Schätzeinheit zum Schätzen einer Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses oder eines Betrags an elektrischer Leistungserzeugung des elektrisch angetriebenen Motors basierend auf Schubanordnungsparametern des elektrischen Antriebsmotors.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein elektrifiziertes Flugzeug mit einer Schubantriebsanordnung, die von einem elektrischen Antriebsmotor angetrieben wird, und ein Verfahren zum Steuern einer regenerativen elektrischen Leistung des elektrifizierten Flugzeugs.
Stand der Technik
In einem allgemein bekannten Flugzeug wird eine aerodynamische Vorrichtung wie beispielsweise ein Höhenruder und ein Spoiler zum Anpassen eines Gleitwinkels (path angle) zum Zeitpunkt des Sinkflugs verwendet, so dass eine Flugzeugzelle nicht von einem gewünschten Weg abgelenkt wird.
Die aerodynamische Vorrichtung kann sowohl den Gleitwinkel als auch die Fluggeschwindigkeit ändern.
Beispielsweise muss die aerodynamische Vorrichtung, wie in 29 gezeigt, normalerweise in dem Gleitwinkel, der durch eine durchgezogene Linie angezeigt wird, stehen. Wenn die Fluggeschwindigkeit durch die aerodynamische Vorrichtung gesteuert wird, wird der Gleitwinkel verändert. So können in der Tat andere Steuervorgänge zur wiederholten Anpassung des Gleitwinkels zu einem Weg führen, der durch die gepunktete Linie angezeigt ist.
Dementsprechend neigt die Steuerung dazu, komplex zu sein. Zusätzlich erhöht sich die Arbeit eines Piloten signifikant, sobald Windböen an der aerodynamischen Vorrichtung angreifen, was zu Sicherheitsproblemen führt.
Dies liegt daran, dass eine bestehende aerodynamische Vorrichtung nicht nur eine Widerstandskraft (drag force) sondern auch eine Auftriebskraft (lift force) der Flugzeugzelle verändert und der Gleitwinkel oder die Absinkrate nicht direkt gesteuert werden können.
Andererseits ist es in einem elektrifizierten Flugzeug möglich, das eine Schubantriebsanordnung hat, die von einem elektrischen Antriebsmotor angetrieben wird, den Propeller oder das Gebläse nicht nur für Schub, sondern auch zum Erzeugen einer elektrischen Leistung zu verwenden (siehe Patentdokument 1). Zurzeit wird die Widerstandskraft entgegengesetzt zu der Antriebskraft zum Zeitpunkt des Schubs an dem Propeller oder dem Gebläse erzeugt.

Patentdokument 1: Japanisches Patent Nr. 3942570

Zusammenfassung der Erfindung
Von der Erfindung zu lösendes Problem Eine Aufgabe des in dem Patentdokument 1 beschriebenen Verfahrens besteht jedoch darin, eine elektrische Leistung wiederherzustellen, wenn ein Flugstatus in einem elektrifizierten Flugzeug beibehalten werden kann, um eine Energiemenge, die für einen Flug am Himmel ausgegeben wird, zu verringern, und um für eine längere Zeitdauer am Himmel zu fliegen. Dabei wird nicht berücksichtigt, dass eine Widerstandskraft durch eine Schubantriebsanordnung gesteuert wird.
Wenn versucht wird, die Widerstandskraft zu steuern, wird der Propeller oder das Gebläse zum Zeitpunkt des Schubs umgedreht gedreht. Hierfür muss ein Neigungswinkel (pitch angle) signifikant verändert werden und der Propeller oder das Gebläse muss umgekehrt gedreht werden, was zu einer langen Bedienzeit und einer sehr langsamen Ansprechrate führt.
Demgemäß ist es schwierig, den Gleitwinkel und die Sinkrate mit einer guten Ansprechrate unabhängig von einer Geschwindigkeit zu steuern, während die Widerstandskraft gesteuert wird.
Auch verringert sich eine in dem Verfahren erzeugte elektrische Leistung. Von dem Standpunkt einer Energieeinsparung aus betrachtet ist es unzureichend.
Somit besteht eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung darin, ein elektrifiziertes Flugzeug bereit zu stellen und ein Verfahren zum Steuern einer regenerativen elektrischen Leistung des elektrifizierten Flugzeugs, bei dem ein Gleitwinkel und eine Sinkrate mit einer guten Ansprechrate unabhängig von einer Geschwindigkeit gesteuert werden können, während die Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung gesteuert wird, und bei dem es möglich ist, auf sichere Weise eine erzeugte elektrische Leistung bei jedem Flugstatus zum Zeitpunkt des Sinkflugs oder Aufstiegs zu maximieren.
Mittel zum Lösen des Problems
Ein elektrifiziertes Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst einen Propeller oder ein Gebläse für Schub; einen elektrischen Antriebsmotor zum Drehantrieb des Propellers oder des Gebläses und zum Erzeugen einer elektrischen Leistung durch die Drehung des Propellers oder des Gebläses; und eine Schätzeinheit zum Schätzen einer Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses, oder zum Schätzen einer erzeugten Menge an elektrischer Leistung des elektrischen Antriebsmotors basierend auf Schubanordnungs-Parametern des elektrischen Antriebsmotors.
Durch Schätzung der Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses oder durch Schätzen der Menge an erzeugter elektrischer Leistung des elektrischen Antriebsmotors, wird die Drehzahl oder ein Befehlswert des Drehmoments zurückgeführt, wodurch die regenerative elektrische Energie maximiert wird.
Das elektrifizierte Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ferner eine Steuereinheit zum Steuern einer Drehzahl und einer Drehrichtung des Propellers oder des Gebläses basierend auf den Widerstand oder der geschätzten erzeugten elektrischen Leistung.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Propeller oder das Gebläse ein Verstellpropeller (variable pitch propeller) oder ein Verstellgebläse (variable pitch fan), und die Steuereinheit steuert derart, dass der Propeller oder das Gebläse zum Zeitpunkt der Erzeugung elektrischer Leistung in dieselbe Drehrichtung drehen wie zum Zeitpunkt des Schubs und derart, dass der Neigungswinkel zum Zeitpunkt der Erzeugung von elektrischer Leistung des Propellers oder des Gebläses flacher ist als der Neigungswinkel zum Zeitpunkt des Schubs, oder dass die Drehzahl zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung niedriger ist als die Drehzahl zum Zeitpunkt des Schubs.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung steuert die Steuereinheit das Drehmoment in einen Bereich umfassend sowohl den Fall, dass zum Zeitpunkt des Schubs zur elektrischen Leistungs-Erzeugung der Propeller oder das Gebläse in derselben Drehrichtung drehangetrieben werden, als auch den Fall, dass zum Zeitpunkt des Schubs der Propeller oder das Gebläse in einer entgegengesetzten Richtung drehangetrieben werden.
Das elektrifizierte Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst eine Funktion zum Steuern einer Fluggeschwindigkeit des elektrifizierten Flugzeugs unabhängig von der Drehzahl und der Drehrichtung des Propellers oder des Gebläses, indem eine aerodynamische Vorrichtung bedientwird, die an einem Flügel oder einem Heck angeordnet ist.
Wenn der Gleitwinkel beispielsweise durch eine Luftraumbeschränkung innerhalb eines bestimmten Bereichs sein soll, oder wenn der Gleitwinkel und die Fluggeschwindigkeit nicht unabhängig gesteuert werden können (die Fluggeschwindigkeit wird zu einer Funktion des Gleitwinkels), kann die Fluggeschwindigkeit, die von dem Gleitwinkel vorgegeben wird, einen nicht ausreichenden Abstand von einer Strömungsabrissgeschwindigkeit (staling speed) in Abhängigkeit von einem Status und einer Konfiguration (beispielsweise mit einer Klappe oder ohne Klappe) einer Flugzeugzelle haben. Jedoch ist durch die unabhängige Steuerung, wie vorstehend beschrieben, eine sichere Landung möglich, bei der die Fluggeschwindigkeit ausreichend größer als die Strömungsabrissgeschwindigkeit unabhängig von dem Gleitwinkel zu einer Landebahn ist.
Das elektrifizierte Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ferner eine Bedieneinheit (operation unit) zum Bedienen eines Motorausgangs (output) des elektrischen Antriebsmotors, und zum Bedienen der Menge an erzeugter elektrischer Leistung des elektrischen Antriebsmotors als ein Negativwert des Motorausgangs.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung steuert die Bedieneinheit die erzeugte elektrische Leistung des elektrischen Antriebsmotors als einen Wert, der proportional zu einem Kubik der Drehzahl des Motors oder des Motordrehmoments zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung ist als einen Wert proportional zu dem Quadrat der Drehzahl des Motors.
Das elektrifizierte Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ferner eine Luftfluss-Ermittlungseinheit (air flow detection unit) zum Ermitteln einer Fluggeschwindigkeit oder eines dynamischen Drucks, in welcher ein Ausgang des elektrischen Antriebsmotors in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit oder des dynamischen Drucks, die bzw. der ermittelt wird, wenn der Ausgang des Motors von der Bedieneinheit als ein negativer Wert bedient wird, erhöht oder verringert wird.
Hier ist es möglich, eine Fluggeschwindigkeit dadurch zu ermitteln, dass der dynamische Druck beispielsweise durch Verwendung eines Staurohres (pilot tube) ermittelt wird.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist die Bedieneinheit ein singuläres Bedienelement.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist die Bedieneinheit dazu ausgebildet, um das Bedienelement aus einer vorgegebenen Position in eine vorgegebene Richtung und eine umgekehrte Richtung zu bedienen, um den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors zur Steuerung des Bedienelements in der vorgegebenen Richtung zu erhöhen und um den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors zur Steuerung des Bedienelements zu der entgegengesetzten Richtung zu verringern, einschließlich eines Negativ-Werts.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird das Bedienelement in die Richtung hin bedient, bei der der Ausgang des elektrischen Antriebsmotors verringert wird, umfassend einen negativen Wert, und der Ausgang des Motors wird in einem Bereich erhöht, in dem der Motor in einer Richtung entgegengesetzt zu einem Schubstatus des Motors gedreht wird, wenn das Bedienelement weiter in dieselbe Richtung betätigt wird.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, umfasst die Bedieneinheit einen Mechanismus zur Prävention einer Fehlbedienung, um von einem Anwender einen zusätzlichen Bedienvorgang abzufragen, wenn das Bedienelement von der vorgegebenen Position zu der entgegengesetzten Position bedient wird.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst die Bedieneinheit eine Vielzahl von Sensoren zur Ermittlung der Bedienposition, von denen jeder zum Ermitteln einer Position des Bedienelements vorgesehen ist, und einen Mechanismus zum Ermitteln eines Fehlers, um einen Fehler von einem der Vielzahl der Sensoren zur Ermittlung der Bedienposition dadurch zu ermitteln, dass die Ausgänge einer Vielzahl der Sensoren zur Ermittlung der Bedienposition verglichen werden.
Das elektrifizierte Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ferner eine Anzeigeeinheit zum Anzeigen eines Betrags an erzeugter elektrischer Leistung des elektrischen Antriebsmotors als einen negativen Wert.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung zeigt die Anzeigeeinheit einen zurückgewinnbaren Bereich an regenerativer Energie an, der durch Erzeugung von elektrischer Leistung durch den elektrischen Antriebsmotors zurückgewonnen wird.
In dem elektrifizierten Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, zeigt die Anzeigeeinheit wenigstens einen oder mehrere Werte, nämlich einen Maximalwert einer erzeugten elektrischen Leistung des elektrischen Antriebsmotors, der zu dem Zeitpunkt geschätzt wird, einen Maximalwert eines Motorachseneingangs, einen Maximalwert eines Stroms und einen Maximalwert eines Drehmoments, einen geschätzten Wert einer Widerstandskraft zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung, einen geschätzten Wert eines Flugzeugzellen-Höhenruder-Verhältnisses, einen geschätzten Wert eines Gleitwinkels und einen geschätzten Wert eines Verhältnisses von Antrieb zu Widerstand, oder basierend hierauf verarbeitete Informationen an.
Das elektrifizierte Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst wenigstens eine der nachfolgenden Komponenten: Ein Motortemperatur-Ermittlungsmittelzum Ermitteln einer Motortemperatur des elektrischen Antriebsmotors, ein Batterietemperatur-Ermittlungsmittel zum Ermitteln einer Temperatur einer Batterie, die an dem elektrifizierten Flugzeug angebracht ist, und ein Strom-Ermittlungsmittel zum Ermitteln eines Stroms, der von dem elektrischen Antriebsmotor fließt, in welcher die Anzeigeeinheit basierend auf den Daten, die von dem Motortemperatur-Ermittlungsmittelbereitgestellten Daten, den von dem Batterietemperatur-Ermittlungsmittel bereitgestellten Daten und/oder basierend auf den von dem Strom-Ermittlungsmittel bereitgestellten Daten anzeigt.
Ein Verfahren zum Steuern einer regenerativen elektrischen Leistung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ein Schätzen einer Widerstandskraft eines Propellers oder eines Gebläses eines elektrifizierten Flugzeugs, oder ein Schätzen einer Menge an erzeugter elektrischer Leistung eines elektrischen Antriebsmotors basierend auf Parametern einer Schubanordnung des elektrischen Antriebsmotors zum Drehantreiben des Propellers oder des Gebläses zum Erzeugen einer elektrischen Leistung durch die Rotation des Propellers oder des Gebläses; und ein Steuern eines Drehmoments oder einer Drehzahl des Propellers oder des Gebläses basierend auf dem geschätzten Ergebnis.
Effekte der Erfindung
Gemäß der vorliegenden Erfindung, können dadurch, dass die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses basierend auf den Parametern der Schubanordnung des elektrischen Antriebsmotors geschätzt wird, der Gleitwinkel und die Sinkrate mit einer guten Antwortrate unabhängig von einer Geschwindigkeit gesteuert werden, während die Widerstandskraft der Schubanordnung gesteuert wird und es ist möglich, auf sichere Weise eine erzeugte elektrische Leistung bei jedem Flugstatus zur Zeit des Abstiegs oder des Aufstiegs zu maximieren.
Kurze Beschreibung der Figuren
1 Eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer ersten Ausführungsform.
2 Ein Graph des Verhältnisses zwischen einer Drehzahl und einer Widerstandskraft.
3 Eine beispielhafte Darstellung eines Kräftegleichgewichts in einer Flugrichtung einer Flugzeugzelle eines Flugzeugs.
4 Eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer zweiten Ausführungsform.
5 Ein Graph einer Beziehung zwischen einem Neigungswinkel und einer Menge an erzeugter elektrischer Leistung.
6 Ein Graph einer Beziehung zwischen einem Neigungswinkel, einem Drehmoment, einer Drehzahl und einer Menge an erzeugter elektrischer Leistung.
7 Eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer dritten Ausführungsform.
8 Ein Graph einer Beziehung zwischen der Erzeugung elektrischer Leistung, einer Propellerwiderstandskraft und eines Neigungswinkels.
9 Eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer vierten Ausführungsform.
10 Eine beispielshafte Darstellung einer Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer fünften Ausführungsform.
11 Eine schematische Darstellung eines Bedienmittels.
12 Ein Graph einer Beziehung zwischen einer Fluggeschwindigkeit, einer Drehzahl und einem Drehmoment.
13 Eine beispielhafte Darstellung einer Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer sechsten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
14 Ein Graph die eine Beziehung zwischen einer Fluggeschwindigkeit und einem Fortschrittsgrad (advance II) zeigt.
15 Eine beispielhafte Darstellung einer Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer siebten Ausführungsform.
16 Ein Graph einer Beziehung zwischen einer Fluggeschwindigkeit, einer Drehzahl und einem Motorausgang.
17 Eine beispielhafte Darstellung einer Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer achten Ausführungsform (zehnte Ausführungsform).
18 Einr beispielhafer Graph von Datengruppen, die sich auf einen Freigabebereich eines Motorausgangs des elektrifizierten Flugzeugs beziehen.
19 Eine Referenzdarstellung einer illustrativen Anzeige eines Motorausgangs.
20 Ein Graph, der eine Beziehung zwischen einer verfügbaren Pferdestärke (Horsepower) und einem Strom zeigt.
21 Ein Graph, der eine Beziehung zwischen einer Temperaturanstiegsrate und einem Strom zeigt.
22 Eine beispielhafte Darstellung einer Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer neunten Ausführungsform.
23 Ein beispielhafter Ein Graph von Datengruppen, die sich auf eine energieregenerierende Eigenschaft beziehen.
24 Eine Referenzdarstellung einer illustrativen Anzeige eines Motorauslasses und einer regenerativen elektrischen Leistung.
25 Ein Graph, der eine Beziehung zwischen einer Ladeenergie und einem SOC zeigt.
26 Ein Graph unter einer Fluggeschwindigkeit, einer Drehzahl, und einem Drehmoment.
27 Eine Referenzdarstellung einer beispielhaften Anzeige eines Motorausgangs, einer regenerativen elektrischen Leistung und einem regenerativen Bereich.
28 eine Referenzdarstellung einer beispielhaften umfangreichen Anzeige.
29 Eine Referenzdarstellung eines beispielhaften Gleitwinkels eines Flugzeugs.
Ausführungsformen der Erfindung
Ein elektrifiziertes Flugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst einen elektrischen Antriebsmotor zum Drehantrieb eines Propellers oder eines Gebläses und zum Erzeugen einer elektrischen Leistung durch die Drehung des Propellers oder des Gebläses, ein Strom-Ermittlungsmittel zum Ermitteln eines Stroms des elektrischen Antriebsmotors, ein Drehzahl-Ermittlungsmittel zum Ermitteln einer Drehzahl des elektrischen Antriebsmotors, ein Luftströmungs-Ermittlungsmittel zum Ermitteln einer Fluggeschwindigkeit oder einer atmosphärischen Dichte, und ein Antriebssteuermittel zum Steuern des elektrischen Antriebsmotors, in welchem das Antriebssteuermittel eine Antriebskraftbedieneinheit hat, die ein Drehmoment des elektrischen Antriebsmotors ausgehend von einem an dem Strom-Ermittlungsmittel ermittelten Stroms schätzt, eine Widerstandsbedieneinheit, die eine Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses schätzt, und eine Schubkraft-Steuereinheit, die das Drehmoment und/oder die Drehzahl des elektrischen Antriebsmotors ändert, und in welcher die Widerstandsbedieneinheit die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses ausgehend von der Drehzahl schätzt, die von dem Drehzahl-Ermittlungsmittel ermittelt wurde oder ausgehend von dem Drehmoment, das an der Antriebskraftbedieneinheit geschätzt wurde und ausgehend von der Fluggeschwindigkeit, die bei dem Luftströmungs-Ermittlungsmittel ermittelt wurde unter der Verwendung einer Datengruppe, die sich auf die Propellereigenschaften bezieht, welche im Vorfeld gespeichert wurden.
Gemäß dem elektrifizierten Flugzeug der vorliegenden Erfindung schätzt die Widerstandsbedieneinheit die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses ausgehend von der Drehzahl, die bei dem Drehzahl-Ermittlungsmittel ermittelt wurde oder ausgehend von dem Drehmoment, das an der Antriebskraftbedieneinheit geschätzt wurde und ausgehend von der Fluggeschwindigkeit, die an dem Luftströmungs-Ermittlungsmittel ermittelt wurde, unter Verwendung einer Datengruppe, die auf die Propellereigenschaften Bezug nimmt, welche im Vorfeld gespeichert wurden, wobei eine akkurate und optimale Steuerung bei hoher Geschwindigkeit, die den Spezifikationen einer Flugzeugzelle unter Kontrolle entspricht, möglich ist.
Zusätzlich umfasst das Antriebssteuermittel die Widerstandssteuereinheit, die die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses schätzt, und die Schubkraft-Steuereinheit, die das Drehmoment und/oder die Drehzahl des elektrischen Antriebsmotors ändert, wobei der elektrische Antriebsmotor mit einer hohen Antwortbereitschaft entsprechend der Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses gesteuert wird, die bei hoher Geschwindigkeit geschätzt wird, um nur die Steuerung der Widerstandskraft eines Flugzeugs mit einer guten Antwortrate frei steuerbar zu machen.
Das Antriebssteuermittel erhöht oder verringert die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses zum Zeitpunkt, in dem eine elektrische Leistung des elektrischen Antriebsmotors erzeugt wird, um eine Anstiegsrate oder einen Gleitwinkel zu steuern, wobei die Anstiegsrate oder der Gleitwinkel mit einer guten Antwortrate unabhängig von einer Geschwindigkeit gesteuert werden können, und die erzeugte elektrische Leistung regeneriert werden kann.
Das Antriebssteuermittel ändert eine Drehzahl oder eine Neigung des Propellers oder des Gebläses derart, dass eine Drehrichtung des Propellers oder des Gebläses zum Zeitpunkt des Schubs und zum Zeitpunkt der Erzeugung von elektrischer Leistung nicht geändert wird, wodurch das Umschalten kontinuierlich und reibungslos zwischen dem Zeitpunkt des Schubs und dem Zeitpunkt des Erzeugens einer elektrischen Leistung mit einer hohen Antwortrate gesteuert wird, und wodurch die Effizienz einer elektrischen Leistungserzeugung verbessert wird.
Das Antriebssteuermittel ändert die Drehzahl oder die Neigung des Propellers oder des Gebläses, und steuert die erzeugte elektrische Leistung und die Anstiegsrate oder den Gleitwinkel unabhängig, wobei die Anstiegsrate oder der Gleitwinkel mit einer guten Antwortrate gesteuert werden können, während eine Effizienz einer elektrischen Leistungserzeugung maximiert wird.
Das Antriebssteuermittel ändert die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses und hat eine Funktionalität, um das Anstiegsverhältnis oder den Gleitwinkel und die Fluggeschwindigkeit unabhängig von der Steuerung einer aerodynamischen Vorrichtung zu steuern, die an einem Flügel oder einem Heck angeordnet ist, wobei die Anstiegsrate oder Gleitwinkel akkurat gesteuert werden können und die Anstiegsrate oder der Gleitwinkel mit einer guten Antwortrate gesteuert werden können, während eine Effizienz einer elektrischen Leistungserzeugung maximiert wird.
Ferner kann die Effizienz der elektrischen Leistungserzeugung dadurch weiter verbessert werden, dass die Steuerung zum Ändern der Neigung hinzugefügt wird.
Entsprechend einer Flugzeugzellenhöhe, die von einem Flugzeugzellenhöhen-Ermittlungsmittel bereitgestellt wird, einer Motortemperatur, die von einem Motortemperatur-Ermittlungsmittel bereitgestellt wird, einer Batterietemperatur, die von einem Batterietemperatur-Ermittlungsmittel bereitgestellt wird und/oder einen Batterieladestatus, der von einem Batterieladestatusermittlungsmittel bereitgestellt wird, wird die Anstiegsrate oder der Gleitwinkel gesteuert, wodurch die Sicherheit einer gesamten Flugzeugzelle erhöht wird, ohne von Beschränkungen durch eine Sinkrate, eine elektrische Leistung, eine Flugzellenhöhe, eine Temperatur einer Schubanordnung und einem Batterieladestatus abzuweichen.
In einem allgemein bekannten Flugzeug wird eine aerodynamische Vorrichtung wie beispielsweise ein Höhenruder oder ein Spoiler zum Anpassen eines Gleitwinkels zum Zeitpunkt des Sinkflugs genutzt, so dass eine Flugzeugzelle nicht von einem gewünschten Weg abgelenkt wird. Die Lenkung wird im Allgemeinen separat für jede Vorrichtung ausgeführt, eine Bedienung der Lenkung ist für einen unerfahrenen Piloten nicht intuitiv, Arbeitsbelastungen werden durch eine Erhöhung der zu steuernden Gegenstände erhöht und ein Risiko einer Fehlbedienung steigt an.
Bei der Steuerung des Gleitwinkels und der Menge an erzeugter elektrischer Leistung ist es wünschenswert, wenn ein Pilot Parameter im Hinblick auf die elektrische Leistungserzeugung steuert, die Zuverlässigkeit zu erhöhen und die Arbeitsbelastung zu verringern.
Zudem gibt es dann wenn eine elektrische Leistung dadurch erzeugt wird, dass der Propeller oder das Gebläse zum Schub genutzt werden, einen Bereich, in dem die Drehzahl des Propellers oder des Gebläses instabil wird, wenn die erzeugte elektrische Leistung ansteigt. Bei der Steuerung des elektrischen Antriebsmotors, wenn ein Pilot nur einen typischen Drehmomentsbefehleingabewert ausführt, ist es schwierig, eine elektrische Leistung stabil zu erzeugen und es sollte sorgfältig darauf geachtet werden, dass nicht unabsichtlich zu einem elektrischen Leistungserzeugungsstatus übergegangen wird, der Widerstandskraft erzeugt.
Zudem hängen diese Parameter nicht nur von einem Luftströmungsstatus, wie beispielsweise einer Fluggeschwindigkeit oder einer atmosphärischen Dichte, und einem Bedienstatus einer Schubanordnung ab, sondern von Sicherheitsbeschränkungen bei der Sinkrate, der elektrischen Leistung, der Flugzellenhöhe, der Temperatur der Schubanordnung und dem Batterieladestatus. Die ständige Forderung nach adäquaten Bedieneingaben an einen Piloten während der Landung oder des Sinkflugs kann zu einem Zustand führen, bei dem die Arbeitsbelastungen erhöht werden.
Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs bereitzustellen, bei der ein Gleitwinkel und eine Sinkrate mit einer guten Antwortrate gesteuert werden können, unabhängig von einer Geschwindigkeit, indem eine Widerstandskraft einer Schubantriebsanordnung gesteuert wird, und eine generierte elektrische Leistung kann zum Zeitpunkt des Sinkflugs oder des Aufstiegs regeneriert werden; das elektrifizierte Flugzeug kann einfach gesteuert werden, während eine Flugzeugzellensicherheit bei jedem Flugstatus aufrecht erhalten wird.
Eine Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst einen elektrischen Antriebsmotor zum Drehantrieb eines Propellers oder eines Gebläses, ein Antriebssteuermittel zum Steuern des elektrischen Antriebsmotors und ein Bedienmittel zum Weitergeben von Befehlen an das Antriebssteuermittel; das Bedienmittel ist dazu ausgebildet, um das Antriebssteuermittel derart zu befehligen, dass ein Bedienaufwand (operation amount) durch einen Anwender einem Drehmomentbefehlswert, einem Drehzahlbefehlswert, einem Ausgangsbefehlswert des elektrischen Antriebsmotors oder einem Schubkraftbefehlswert des Propellers oder des Gebläses entspricht, und ein Bedienbereich des Bedienmittels umfasst einen Befehl, wonach ein Ausgang des elektrischen Antriebsmotors, der von dem Antriebssteuermittel gesteuert wird, einen negativen Wert bekommt, wodurch das Problem gelöst wird.
In der Bedienanordnung des elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist das Bedienmittel dazu ausgebildet, das Antriebssteuermittel derart zu befehligen, dass der Bedienaufwand durch den Anwender dem Drehmomentbefehlswert, dem Drehzahlbefehlswert, dem Ausgangsbefehlswert des elektrischen Antriebsmotors oder dem Schubkraftbefehlswert des Propellers oder des Gebläses entspricht, und der Bedienbereich des Bedienmittels umfasst den Befehl, wonach der Ausgang des elektrischen Antriebsmotors, der von dem Antriebssteuermittel gesteuert wird, ein negativer Wert wird. Durch die Bedienung von einem Anwender, wie beispielsweise einem Piloten, kann ähnlich wie bei einem Flugzeug aus dem Stand der Technik eine Schubkraft der Schubantriebsanordnung gesteuert werden, wobei die Schubkraft der Schubantriebsanordnung auf einfache Weise in der Art bedient wird, dass der Gleitwinkel und die Sinkrate mit einem guten Antwortverhalten unabhängig von einer Geschwindigkeit gesteuert werden.
In dem das Bedienmittel bedient wird, kann eine erzeugte elektrische Leistung zu einem Ziel zum Zeitpunkt des Sinkflugs oder des Aufstiegs gesteuert werden.
Dann, wenn die Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung und die Steuerung einer Menge an erzeugter elektrischer Leistung durchgeführt werden, werden der Gleitwinkel und die Sinkrate unabhängig von der Geschwindigkeit gesteuert, wodurch die Arbeitsbelastungen des Anwenders verringert werden.
Zusätzlich werden die Beschränkungen der Sinkrate und des Gleitwinkels aufgrund der Höhe, der Temperatur und der Schubanordnung etc. durch die Befehlswerte reflektiert, wodurch die Flugzeugzelle nicht in einen gefährlichen Zustand stürzen wird und die Arbeitsbelastungen des Anwenders verringert werden können.
Die Widerstandsbetätigungseinheit schätzt die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses ausgehend von der Drehzahl, die bei dem Drehzahl-Ermittlungsmittel ermittelt wird oder ausgehend von dem Drehmoment, dass bei der Antriebskraft-Bedieneinheit geschätzt wird und ausgehend von der Fluggeschwindigkeit, die bei dem Luftströmungs-Ermittlungsmittel ermittelt wird, unter Verwendung einer Datengruppe, die Bezug nimmt auf die Propellereigenschaften, welche im Vorfeld gespeichert wurden, wodurch eine akkurate und optimale Bedienung bei einer hohen Geschwindigkeit entsprechend der Spezifikation einer unter Kontrolle befindlichen Flugzeugzelle ermöglicht wird.
Zudem hat das Antriebssteuermittel die Widerstands-Betätigungseinheit, die die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses schätzt, und die Schubkraft-Steuereinheit, die das Drehmoment und/oder die Drehzahl des elektrischen Antriebsmotors ändert, wobei die Schubkraft-Steuereinheit den Schubkraftbefehlswert des Propellers oder des Gebläses oder den Ausgangsbefehlswert des elektrischen Antriebsmotors in den Drehmoment- oder den Drehzahl-Befehlswert des elektrischen Antriebsmotors umwandelt, wobei der elektrische Antriebsmotor mit einer hohen Antwortbereitschaft entsprechend der Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses, die bei hoher Geschwindigkeit geschätzt wurde, gesteuert wird, dami nur die Widerstandskraft eines Flugzeugs frei mit einer guten Antwtortrate bedienbar ist.
Das Antriebssteuermittel erhöht oder verringert den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors abhängig von der Fluggeschwindigkeit, die von dem Luftströmungs-Ermittlungsmittel ermittelt wurde, wenn der Befehl erfolgt, dass der Ausgang des elektrischen Antriebsmotors einen negativen Wert annimmt, wodurch eine Effizienz der elektrischen Leistungs-Erzeugung erhöht werden kann, wodurch verhindert werden kann, dass die Widerstandskraft zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung exzessiv ansteigt, und wodurch die Bedienung auf sichere Weise erfolgen kann.
Das Bedienmittel ist ein singuläres Bedienelement, wobei ein Anwender wie beispielsweise ein Pilot dieses einfach bedienen kann und wobei hierdurch ein weniger komplexes Cockpit erreicht wird.
Das Bedienmittel ist dazu ausgebildet, das Bedienelement aus einer vorgegebenen Position in einer vorgegebenen Richtung und in einer entgegengesetzten Richtung zu betätigen, in Abhängigkeit von einem Befehl an das Antriebssteuermittel durch die Bedienung des Bedienelements in der vorgegebenen Richtung, wobei das Antriebssteuermittel den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors erhöht, und in Abhängigkeit von einem Befehl an das Antriebssteuermittel durch die Bedienung des Bedienelements in die entgegengesetzte Richtung, wobei das Antriebssteuermittel den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors verringert, einschließlich eines negativen Werts. Die Bedienung aus der vorgegebenen Position in eine vorgegebene Richtung stellt eine Erhöhung oder eine Verringerung einer Schubkraft dar, wie man sie in dem Flugzeug aus dem Stand der Technik auffindet, und die Bedienung in die entgegengesetzte Richtung stellt eine Steuerung der Widerstandskraft oder eine Steuerung der Menge an elektrischer Leistungserzeugung dar. Somit ist eine einfache Bedienung für einen Anwender wie beispielsweise einen Piloten, der mit dem Flugzeug aus dem Stand der Technik vertraut ist, möglich.
Das Bedienmittel umfasst einen Mechanismus zur Verhinderung einer Fehlbedienung zum Abfragen einer zusätzlichen Bedienung durch einen Anwender, wenn das Bedienelement ausgehend von der vorgegebenen Position zu der umgekehrte Position bedient wird. Wenn die Schubkraft bedient wird, wie dies in dem Flugzeug aus dem Stand der Technik zu finden ist, wird verhindert, dass unabsichtlich zur Steuerung der Widerstandskraft oder zur Steuerung der Menge der elektrischen Leistungserzeugung übergegangen wird, und eine sichere Bedienung ist möglich.
Das Bedienmittel umfasst eine Vielzahl von Bedienpositions-Ermittlungssensoren, von denen jeder zum Ermitteln einer Position des Bedienelements vorgesehen ist, und einen Fehlerermittlungsmechanismus zum Ermitteln eines Fehlers eines aus der Vielzahl der Bedienpositions-Ermittlungssensoren, indem die Ausgänge einer Vielzahl der Bedienpositions-Ermittlungssensoren miteinander verglichen werden. Wenn die Schubkraft aufgrund eines Fehlers oder Ausfalls der Bedienpositions-Ermittlungssensoren bedient wird, wie es in dem Flugzeug aus dem Stand der Technik zu finden ist, wird ein unerwünschter Übergang zur Steuerung der Widerstandskraft oder zur Steuerung der Menge an elektrischer Leistungserzeugung, welche in dem aus dem Stand der Technik bekannten Flugzeug nicht vorhanden sind, verhindert, bevor er geschieht, wodurch weiter die Sicherheit erhöht wird.
Gemäß wenigstens einer Flugzeugzellenhöhe, die von einem Flugzeugzellenhöhen-Ermittlungsmittel bereit gestellt wird, einer Motortemperatur, die von einem Motortemperatur-Ermittlungsmittel bereit gestellt wird, einer Batterietemperatur, die von einem Batterietemperatur-Ermittlungsmittel bereit gestellt wird und/oder einem Batterieladestatus, der von einem Batterieladestatusermittlungsmittel bereit gestellt wird, wird ein Befehlswert entsprechend der Anstiegsrate oder dem Gleitwinkel gesteuert, wodurch die Sicherheit einer gesamten Flugzeugzelle erhöht wird, ohne von den Beschränkungen durch eine Sinkrate, eine elektrische Leistung, eine Flugzeugzellenhöhe, einer Temperatur einer Schubanordnung und eines Batterieladestatus abzuweichen.
Hier, in einem allgemein bekannten Flugzeug, wird eine aerodynamische Vorrichtung wie beispielsweise ein Höhenruder und ein Spoiler zum Anpassen eines Gleitwinkels zum Zeitpunkt des Sinkflugs derart verwendet, dass eine Flugzeugzelle nicht von einem gewünschten Weg abgelenkt wird. Die Lenkung wird im Allgemeinen für jede Vorrichtung separat ausgeübt, eine Steuerungszuführung (steering feeing) ist für einen unerfahrenen Piloten nicht intuitiv, Arbeitsbelastungen werden durch eine Erhöhung der zu bedienenden Mittel erhöht und das Risiko einer Fehlbedienung steigt an.
Bei der Steuerung des Gleitwinkels und einer Menge an elektrischer Leistungserzeugung ist es wünschenswert, wenn ein Pilot Parameter bezüglich der elektrischen Leistungserzeugung bedient, die Zuverlässigkeit zu erhöhen und die Arbeitsbelastungen zu verringern.
Zusätzlich gibt es einen Bereich, in dem die Drehzahl des Propellers oder des Gebläses in dem Maß instabil wird, in dem die erzeugte elektrische Leistung ansteigt, wenn eine elektrische Leistung unter Verwendung des Propellers oder des Gebläses für Schub erzeugt wird. Bei der Steuerung des elektrischen Antriebsmotors, wenn ein Pilot nur eine typische Drehmomentbefehlswerteingabe ausführt, ist es schwierig, eine elektrische Leistung stabil zu erzeugen, und sollte darauf geachtet werden, dass nicht unabsichtlich zu einem elektrischen Leistungserzeugungsstatus übergegangen wird, der die Widerstandskraft erzeugt.
Für eine effiziente Bedienung und eine erhöhte Sicherheit ist es sehr wichtig, einem Piloten unmittelbar Informationen über die Parameter in Bezug auf eine Flugleistung mitzuteilen, wie beispielsweise die Sinkrate und ein Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand der Flugzeugzelle, welches der erzeugten Widerstandskraft zuzuordnen ist, wie auch über einen Schubstatus oder einen Regenerativstatus, über Schubanordnungsparameter, wie beispielsweise einen Antriebsausgang und eine regenerative elektrische Leistung und eine vertretbare Zeit.
Im Allgemeinen kann eine Vielzahl von Anzeigeverfahren in Betracht gezogen werden, wenn die Schubanordnungsparameter bei der Bedienung des Flugzeugs angezeigt werden, um eine Statuserkennung durch einen Piloten in Anbetracht einer Fehlbedienungsprävention oder Unfallprävention zu verbessern.
Jedoch hängen dabei Parameter von einem Luftströmungsstatus, beispielsweise einer Fluggeschwindigkeit und einer atmosphärischen Dichte (Höhe), und einem Bedienstatus einer Schubanordnung ab und sind durch eine Abstiegsrate, eine elektrische Leistung, eine Flugzeugzellenhöhe und eine Temperatur einer Schubanordnung beschränkt. In einer internen Verbrennungsanordnung, bei der ein Modell eines Betriebsstatus komplex ist oder die Modellierung schwierig ist, ist bereits die bloße Informationsmitteilung schwierig gewesen.
Insbesondere muss dann, wenn in der Zukunft eine Flugzeugzellenanordnung noch mehr automatisiert ist, ein aktueller Betriebsstatus klar zum Zwecke einer Fehlerkennungsprävention oder einer effizienten Bedienung dargestellt werden.
In der früheren ADVTECH Maschine (Advance Technology Machine: Flugzeugzelle umfassend einen Autopiloten und ein FMS (Flight managment system)), sind viele Unfälle dadurch aufgetreten, dass ein Modus von dem Autopiloten falsch erkannt wurde.
In ähnlicher Weise können andere zu bedienende Dinge dann, wenn der Bedienstatus der Schubanordnung fehlerhaft erkannt wird, zum Zeitpunkt des Schubs in ähnlicher Weise bedient werden trotz eines energieregenerativen Betriebs. Dabei besteht die Möglichkeit einer signifikanten Unterdrückung der Sicherheit, beispielsweise eine Erhöhung eines Luftzellenwiderstands. Daher ist ein Mitteilungsverfahren sehr wichtig, um einen Piloten auf intuitive Weise einen Bedienstatus einer Schubanordnung wie auch Informationen umfassend einen Sicherheitsabstand mitzuteilen.
Beispielsweise betrifft ein Wiedererkennungsgrad der Anzeige die Bedienung derjenigen Dinge, die von einem Piloten zu bedienen sind. Wenn der Bedienaufwand angezeigt wird, wird eine Humanfaktorenberücksichtigung (human factors consideration) vorgeschlagen: „Es gibt kein Fremdheitsgefühl zwischen der Bedienrichtung und der Anzeigerichtung“ und „es gibt kein Fremdheitsgefühl zwischen dem Bedienaufwand und einer angezeigten Größe davon“.
Wenn die Schubanordnungsparameter, die eine Regeneration betreffen, angezeigt werden, ist es notwendig, ein Fremdheitsgefühl bei einer Bedienrichtung, einem Bedienaufwand und einer Anzeige einer Bedienvorrichtung zu eliminieren.
Eine Aufgabe einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs bereit zu stellen, bei der ein Gleitwinkel oder eine Absinkrate mit einer guten Antwortrate gesteuert werden können, unabhängig von einer Geschwindigkeit, indem eine Widerstandskraft einer Schubantriebsanordnung und eine regenerierte elektrische Leistung im Zeitpunkt des Sinkflugs oder des Aufstiegs zurückgewonnen werden können; die Anzeigeanordnung ist dabei geeignet, eine Fehlerkennung (false recognition) zu unterdrücken und auf einfache Weise Informationen zum sicheren Steuern des elektrifizierten Flugzeugs mitzuteilen.
Eine Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst einen elektrischen Antriebsmotor zum Drehantreiben des Propellers oder des Gebläses, ein Antriebssteuermittel zum Steuern des elektrischen Antriebsmotors, und ein Informationsanzeigemittel, wobei das Informationsanzeigemittel dazu ausgebildet ist, eine Steuerung zu umfassen, wonach ein Ausgang des elektrischen Antriebsmotors ein Negativwert ist, und das Informationsanzeigemittel einen Betrags einer elektrischen Leistungserzeugung anzeigt, die ermittelt oder geschätzt wurden, und/oder eine Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses oder basierend darauf verarbeitete Informationen, wodurch das Problem gelöst wird.
Durch die Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß der vorliegenden Erfindung ist das Antriebssteuermittel dazu ausgebildet, eine Steuerung zu umfassen, wonach ein Ausgang des elektrischen Antriebsmotors ein negativer Wert ist, wonach das Anstiegsverhältnis oder der Gleitwinkel unabhängig von der Geschwindigkeit dadurch gesteuert werden kann, dass die Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung gesteuert wird, oder wonach die erzeugte elektrische Leistung zu einem Ziel im Zeitpunkt des Sinkflugs oder Aufstiegs gesteuert werden kann.
Das Informationsanzeigemittel zeigt eine Menge an elektrischer Leistungserzeugung an, die ermittelt oder geschätzt wurden, und/oder eine Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses oder Verarbeitungsinformationen davon, wodurch eine Fehlerkennung unterdrückt wird und Informationen, die zum sicheren Steuern der Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung oder der Erzeugen elektrischen Leistung notwendig sind, auf einfache Weise angezeigt werden.
Die Schubbedieneinheit schätzt die Schubkraft des Propellers oder des Gebläses ausgehend von der Drehzahl, die bei dem Drehzahl-Ermittlungsmittel ermittelt wurde, oder ausgehend von dem Drehmoment, das bei der Antriebskraft-Bedieneinheit geschätzt wurde, und der Fluggeschwindigkeit, die bei dem Luftströmungs-Ermittlungsmittel ermittelt wurde, unter Verwendung einer Datengruppe, die Propellereigenschaften betrifft, welche im Voraus gespeichert wurden, wobei eine akkurate und optimale Bedienung bei einer hohen Geschwindigkeit entsprechend den Spezifikationen einer Flugzeugzelle unter Kontrolle möglich ist.
Zusätzlich besitzt die Antriebssteuerung die Widerstandsbedieneinheit, die die Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses schätzt, und die Schubkraft-Steuereinheit, die wenigstens das Drehmoment und/oder die Drehzahl des elektrischen Antriebsmotors ändert, die Schubkraft-Steuereinheit konvertiert den Schubkraftbefehlswert des Propellers oder des Gebläses oder den Ausgangsbefehlswert des elektrischen Antriebsmotors in den Drehmoments- oder den Drehzahl-Befehlswert des elektrischen Antriebsmotors, wobei der elektrische Antriebsmotor mit einer hohen Antwortbereitschaft entsprechend der Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses gesteuert wird, die bei einer hohen Geschwindigkeit geschätzt wird, um es nur der Widerstandskraft eines Flugzeugs zu ermöglichen mit einer guten Antwortrate frei bedient zu werden.
Ein Wert oder eine Verarbeitungsinformation, die von dem Informationsanzeigemittel angezeigt wird, umfasst wenigstens einen ermittelten oder geschätzten Strom, ein Drehmoment und/oder eine Drehzahl, oder davon verarbeitete Informationen, wodurch eine Fehlerkennung unterdrückt wird und eine einfache Mitteilung notwendiger Informationen erfolgt.
Gemäß einer Flugzeugzellenhöhe, die von einem Flugzeugzellenhöhen-Ermittlungsmittel bereitgestellt wird, einer Motortemperatur, die von einem Motortemperatur-Ermittlungsmittelbereitgestellt wird, einer Batterietemperatur, die von einem Batterietemperatur-Ermittlungsmittel bereitgestellt wird, und/oder einem Batterieladestatus, der von einem Batterieladestatus-Ermittlungsmittel bereitgestellt wird, wird ein Anzeigemodus des Werts oder der davon verarbeiteten Information geändert, wobei dadurch der Anzeigemodus in Abhängigkeit von Beschränkungen durch einen Luftströmungsstatus, einen Bedienstatus einer Schubanordnung, einer Abstiegsrate, einer elektrischen Leistung, eine Flugzeugzellenhöhe, einer Temperatur einer Schubanordnung geändert werden, um eine Fehlerkennungsunterdrückung und eine einfache Mitteilung zu erreichen.
Auf diese Weise kann ein Anwender wie beispielsweise ein Pilot intuitiv Informationen über eine Schubanordnung oder eine elektrische Leistungsanordnung unabhängig von einem Flugstatus erkennen, Arbeitsbelastungen werden verringert, eine adäquate Ausgangsbedienung kann durchgeführt werden und die Sicherheit der gesamten Flugzeugzelle wird verbessert.
Der Wert oder die verarbeitete Information, die von dem Informationsanzeigemittel angezeigt wird, umfasst wenigstens einen Maximalwert der erzeugten elektrischen Leistung des elektrischen Antriebsmotors, der zu diesem Zeitpunkt geschätzt wird, einen Maximalwert eines Motorachseneingangs, einen Maximalwert eines Stroms und einen Maximalwert eines Drehmoments oder davon verarbeitete Informationen, wobei Informationen über einen elektrischen Leistungsverbrauch, ein Ziel zum Steuern einer Menge an elektrischer Leistungserzeugung und ein Sicherheitsabstand zusätzlich zu einem aktuellen Status angezeigt werden können, und die Sicherheit weiter unter Steuerung bezüglich der Energieeinsparung verbessert wird.
Auf diese Weise kann ein Anwender wie beispielsweise ein Pilot Informationen über eine regenerative elektrische Leistung, einen Strom und einen Sicherheitsabstand, der bereitgestellt werden soll, erkennen, Arbeitsbelastungen werden verringert, und die Sicherheit der gesamten Flugzeugzelle wird verbessert.
Der Wert oder die davon verarbeiteten Information, die von dem Informationsanzeigemittel angezeigt werden, umfasst wenigstens einen geschätzten Wert einer Widerstandskraft zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungserzeugung, einen geschätzten Wert eines Flugzeugzellenanstiegsverhältnisses und/oder einen geschätzten Wert eines Verhältnisses von Auftrieb zu Widerstand, oder davon verarbeitete Informationen, wobei Informationen über ein Ziel zum Steuern einer Schubkraft oder einer Widerstandskraft und über einen Sicherheitsabstand zusätzlich zu einem vorliegenden Status angezeigt werden können, und die Sicherheit weiter verbessert wird, wenn der Gleitwinkel und die Sinkrate unabhängig von der Geschwindigkeit gesteuert werden.
Auf diese Weise kann ein Anwender, wie beispielsweise ein Pilot, Informationen über ein Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand, eine Abstiegsrate und einen Sicherheitsabstand, der bereitgestellt werden soll, erkennen, wobei eine Treibstoffeffizienz und eine Flugzeugzellensteuerleistung verbessert werden, und die Sicherheit einer ganzen Flugzeugzelle verbessert wird.
Das Informationsanzeigemittel zeigt eine Zeit an, um zu einer Temperatur Zeit-Veränderungs-Rate zu gelangen oder zu einem Schwellenwert eines Motors oder einer Batterie, wobei ein Anwender wie beispielsweise ein Pilot Informationen über einen temporären Sicherheitsabstand einer gesamten Flugzeugzelle zusätzlich zu einem aktuellen Bedienstatus der Schubanordnung erkennen kann.
Nachfolgend werden Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die Figuren beschrieben.
Ein elektrifiziertes Flugzeug gemäß den Ausführungsformen der Erfindung wird beschrieben.
(Erste Ausführungsform)
1 ist eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 1 gezeigt, ist die Schubantriebsanordnung 110 des elektrifizierten Flugzeugs derart ausgebildet, dass ein Propeller 111 durch einen elektrischen Antriebsmotor 113 angetrieben wird, oder dass der elektrische Antriebsmotor 113 elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 111 erzeugt.
Der elektrische Antriebsmotor 113 wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 115 wie beispielsweise eine Speicherbatterie, bereitgestellt wird, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung an die elektrische Leistungsquelle 115 bereitzustellen, und ein Inverter 114 steuert die elektrische Leistung.
Eine Steuereinheit, d.h. ein Antriebssteuermittel 120, umfasst im Inneren Datengruppen, die eine Beziehung zwischen einer Drehzahl Ngen und einer Widerstandskraft Dp eines Propellers spezifisch für ein individuelles elektrifiziertes Flugzeug, wie in 2 gezeigt, betreffen. Zu dem Zeitpunkt, zu dem eine elektrische Leistung erzeugt wird, schätzt die Widerstands-Bedieneinheit 122 die Widerstandskraft des Propellers ausgehend von dem Drehmoment des elektrischen Antriebsmotors 113 als Schubanordnungsparameter des elektrischen Antriebsmotors berechnet ausgehend von einer Drehzahl, die bei einem Drehzahl-Ermittlungsmittel 140 ermittelt wird, oder ausgehend von einem Strom, der bei einem Strom-Ermittlungsmittel 130 ermittelt wird, und ausgehend von einer Fluggeschwindigkeit, die bei einem Luftströmungs-Ermittlungsmittel 150 ermittelt wird, unter Verwendung der Datengruppen. Eine Schubkraft-Steuereinheit 123 sendet einen Befehlswert der Drehzahl Ngen an den Inverter 114.
Es ist darauf hinzuweisen, dass das Antriebssteuermittel 120 Funktionalitäten umfassen kann, die den Datengruppen an ihrer Stelle angenähert sind. Das Gleiche gilt für die nachfolgenden Ausführungsformen.
Hier ist eine Antwort und eine Steuergenauigkeit der Drehzahl des Propellers 111, der von dem elektrischen Antriebsmotor 113 angetrieben wird, signifikant höher als bei einem internen Verbrennungsmotor. Das US-Patent Nr. 6986688 offenbart diesen Punkt detailliert, wobei der Offenbarungsgehalt dieser Druckschrift im Ganzen hierin durch Bezugnahme darauf aufgenommen.
Ein Kräftegleichgewicht in einer Flugrichtung der Flugzeugzelle eines Flugzeugs ist, wie beispielsweise in 3 gezeigt, dargestellt durch W × sinθ = Dp + Da (1) wobei

Da:: Widerstandskraft einer Flugzeugzelle,
Dp:: Widerstandskraft eines Propellers,
W:: Gewicht einer Flugzeugzelle, und
θ:: Gleitwinkel.

Da die Widerstandskraft Dp des Propellers ansteigt, steigt auch der Gleitwinkel θ an. Bei einem stabilen Flugstatus, bei dem der Gleitwinkel θ nicht groß ist, ist eine Auftriebskraft der Flugzeugzelle L (= 1/2 ρV2SCL) im Wesentlichen gleich groß wie W und ist konstant.
Die Widerstandskraft Dp des Propellers beeinträchtigt nicht einen Auftriebskoeffizienten LC, d.h. eine Fluggeschwindigkeit V, anders als bei bekannten aerodynamischen Vorrichtungen.
Wenn sinθ ≈ θ in der nummerischen Gleichung (1) ist, dann ist die Widerstandskraft Dp des Propellers linear zu dem Gleitwinkel θ, hat gute Steuereigenschaften, und die Fluggeschwindigkeit V kann konstant sein, wodurch direkt die Abstiegsrate (= Vθ) anstelle des Gleitwinkels θ gesteuert wird.
Es ist zu bemerken, dass eine Antriebskraft-Bedieneinheit 121 das Drehmoment ausgehend von dem bei dem Strom-Ermittlungsmittel 130 ermittelten Strom schätzen kann. Zum Zeitpunkt des Schubs kann das Antriebssteuermittel 120 den Befehlswert des Drehmoments ausgehend von der Schubkraft-Steuereinheit 123 zu dem Inverter 114 senden. Zum Zeitpunkt der Erzeugung elektrischer Leistung kann das Antriebssteuermittel 120 die Datengruppen umfassen, die eine Beziehung zwischen dem Drehmoment und der Widerstandskraft Dp des Propellers betreffen, und kann den Befehlswert zu dem Inverter 114 senden.
Die vorliegende Erfindung ist nicht nur auf einen Propeller sondern auch auf ein Gebläse anwendbar. Hier bezeichnet das Gebläse einen Schubapparat umfassend eine sich drehende Rotorschaufel, eine Stator- oder Leitschaufel, die zu der Rotorschaufel nachgelagert angeordnet ist und äußere Außenumfänge der beiden, die beispielsweise einen Kanal abdecken.
(Zweite Ausführungsform)
4 ist eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 4 gezeigt ist, ist eine Schubantriebsanordnung 210 des elektrifizierten Flugzeugs derart ausgebildet, dass ein Propeller 211 mittels eines elektrischen Antriebsmotors 213 angetrieben wird, oder dass der elektrische Antriebsmotor 213 elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 211 erzeugt, ähnlich wie bei der ersten Ausführungsform.
Der elektrische Antriebsmotor 213 wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 215 wie beispielsweise einer Speicherbatterie bereitgestellt wird, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung zu der elektrischen Leistungsquelle 215 bereit zu stellen, und ein Inverter 214 steuert die elektrische Leistung.
In dieser Ausführungsform ist der Propeller 211 als Verstellpropeller umfassend einen Verstellmechanismus 212 ausgebildet, und der Verstellmechanismus 212 hat eine Funktionalität, um einen Neigungswinkel β von einem Neigungswinkel βTO, der zum Zeitpunkt des Starts verwendet wird, zu einem Neigungswinkel β0, der kleiner ist als der Neigungswinkel βTO, zu ändern.
Der Verstellmechanismus ist ein Mechanismus zum Steuern von β, indem eine Neigungsachse eines Propellerblatts unter Verwendung einer Antriebsquelle, wie beispielsweise eines ölhydraulischen Mechanismus oder eines elektrischen Motors, die innerhalb eines Propellerspinners angeordnet ist, gedreht wird.
Zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungserzeugung sendet das Antriebssteuermittel 220 die elektrische Leistungserzeugung Pgen von der Schubkraft-Steuereinheit 223 zu dem Inverter 214, und ein Zielwertsignal des Neigungswinkels β zu dem Verstellmechanismus 212.
Wenn eine elektrische Leistung unter Verwendung des Propellers 211 erzeugt wird, kann ein Maximalwert der elektrischen Leistungserzeugung Pgmax bei einem bestimmten Neigungswinkel β in der elektrischen Leistungserzeugung Pgen erhöht werden, wie eine Windmühle, wenn die Drehung des Propellers 211 vorwärts gerichtet ist (vorwärts gedreht) in eine Richtung, in der die Schubkraft durch den Propeller 211 dadurch erzeugt wird, dass der Neigungswinkel β verringert wird, im Vergleich zu dann, wenn eine Drehung des Propellers 211 umgedreht wird (umgekehrt gedreht) durch Erhöhen des Neigungswinkels β entgegengesetzt zu dem Status, bei dem die Schubkraft durch den Propeller 211 erzeugt wird, wie beispielsweise in 5 gezeigt.
Dementsprechend gibt das Antriebssteuermittel 220 dann, wenn der Propeller 211 vom Schub zur elektrischen Leistungserzeugung umgeschaltet wird, einen Befehl zum Verringern des Zielwerts des Neigungswinkels β zu dem variablen Verstellmechanismus 212 ab, wodurch der Maximalwert der elektrischen Leistungserzeugung Pgmax ohne Änderung der Drehrichtung beibehalten wird, unter Verwendung der Eigenschaften, die in 6 gezeigt sind.
Insbesondere kann die elektrische Leistungserzeugung dadurch größer sein, dass der Neigungswinkel β ausgehend von dem Neigungswinkel βTO, der beim Start verwendet wird, zu dem Neigungswinkel β0, der kleiner ist als der Neigungswinkel βTO, geändert wird.
Zum Zeitpunkt des Schubs wird der Befehlswert, der der Drehzahl oder dem Drehmoment entspricht, ausgehend von der Schubkraft-Steuereinheit 223 des Antriebssteuermittels 220 zu dem Inverter 214 gesendet, und der Zielwert des Neigungswinkels wird zu dem variablen Verstellmechanismus 212 gesendet.
(Dritte Ausführungsform)
7 ist eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 7 gezeigt, ist eine Schubantriebsanordnung 310 des elektrifizierten Flugzeugs derart ausgebildet, dass ein Propeller 311 von einem elektrischen Antriebsmotor 313 angetrieben wird oder der elektrische Antriebsmotor 313 eine elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 311 in ähnlicher Weise wie bei der zweiten Ausführungsform erzeugt.
Der elektrische Antriebsmotor 313 wird durch elektrische Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 315, wie beispielsweise einer Speicherbatterie, bereitgestellt wird, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung der elektrischen Leistungsquelle 315 bereitzustellen, und ein Inverter 314 steuert die elektrische Leistung.
Der Propeller 311 ist ein Verstellpropeller umfassend einen Verstellmechanismus 312, und der variable Verstellmechanismus 312 hat eine Funktionalität, um den Neigungswinkel β von dem Neigungswinkel βTO, der bei einem Start verwendet wird, zu dem Neigungswinkel β0 zu ändern, der kleiner ist als der Neigungswinkel βTO.
In dieser Ausführungsform umfasst das Antriebssteuermittel 320 im Inneren Datengruppen, die eine Beziehung zwischen einer Fluggeschwindigkeit V, einer elektrischen Leistungserzeugung Pgen, einer Widerstandskraft Dp eines Propellers und eines Neigungswinkels β, der für ein individuelles elektrifiziertes Flugzeug, wie in 8 gezeigt, spezifisch ist, betreffen. Zum Zeitpunkt der Erzeugung von elektrischer Leistung schätzt eine Widerstands-Bedieneinheit 322 die Widerstandskraft des Propellers ausgehend vom Drehmoment des elektrischen Antriebsmotors 313, das ausgehend von einer Drehzahl berechnet wird, die bei einem Drehzahl-Ermittlungsmittel 340 ermittelt wird, oder ausgehend von einem Strom, der bei einem Strom-Ermittlungsmittel 330 ermittelt wird, und ausgehend von einer Fluggeschwindigkeit, die bei einem Luftströmungs-Ermittlungsmittel 350 ermittelt wird, unter Verwendung der Datengruppen. Eine Schubkraft-Steuereinheit 323 sendet die elektrische Leistungserzeugung Pgen zu dem Inverter 214 und ein Zielwertsignal des Neigungswinkels β zu dem Verstellmechanismus 312 in Abhängigkeit von einem vorgegebenen Wert der Widerstandskraft des Propellers.
Zu dem Zeitpunkt, wenn der Neigungswinkel β = β1 ist und die Widerstandskraft Dp des Propellers = Dp0 ist, ändert das Antriebssteuermittel 320 den Neigungswinkel von β1 zu β2, während die Widerstandskraft Dp des Propellers beibehalten wird, und maximiert die elektrische Leistungserzeugung Pgen gegen die Fluggeschwindigkeit V und die Widerstandskraft Dp0 zu dem Zeitpunkt.
Zu dem Zeitpunkt des Schubs, sendet das Antriebssteuermittel 320 den Befehlswert entsprechend der Drehzahl oder dem Drehmoment ausgehend von der Schubkraft-Steuereinheit 323 zu dem Inverter 314 und sendet einen Zielwert des Neigungswinkels zu dem Verstellmechanismus 312.
(Vierte Ausführungsform)
9 ist eine beispielhafte Darstellung einer Schubantriebsanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer vierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 9 gezeigt, ist die Schubantriebsanordnung 410 des elektrifizierten Flugzeugs gemäß der vierten Ausführungsform derart ausgebildet, dass ein Propeller 411 von einem elektrischen Antriebsmotor 413 angetrieben wird, oder dass der elektrische Antriebsmotor 413 elektrische Leistung erzeugt, indem er den Propeller 411 ähnlich der ersten Ausführungsform dreht.
Der elektrische Antriebsmotor 413 wird mittels elektrischer Leistung, die von einer elektrischen Leistungsquelle 415 bereit gestellt wird, angetrieben, wie beispielsweise einer Speicherbatterie, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung der elektrischen Leistungsquelle 415 bereit zu stellen, und ein Inverter 414 steuert die elektrische Leistung.
Gemäß dieser Ausführungsform umfasst ein Antriebssteuermittel 420 im Inneren Datengruppen, die eine Beziehung zwischen einer Drehzahl Ngen und einer Widerstandskraft Dp eines Propellers spezifisch für ein individuelles elektrifiziertes Flugzeug wie in 2 gezeigt vorstehend beschrieben betreffen und Datengruppen, die die Fluggeschwindigkeit V und ein Verhältnis von Auftrieb und Widerstand L/D betreffen. Zu dem Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung schätzt eine Widerstands-Bedieneinheit 422 die Widerstandskraft des Propellers ausgehend von einem Drehmoment des elektrischen Antriebsmotors 413, das ausgehend von einer Drehzahl, die bei einem Drehzahl-Ermittlungsmittel 440 ermittelt wurde, oder von einem Strom, der bei einem Strom-Ermittlungsmittel 430 ermittelt wurde, und ausgehend von einer Fluggeschwindigkeit, die bei einem Luftströmungs-Ermittlungsmittel 450 ermittelt wurde, unter Verwendung der Datengruppen berechnet wurde. Eine Schubkraft-Steuereinheit 423 sendet einen Befehlswert der Drehzahl Ngen zu dem Inverter 114.
Ein Kräftegleichgewicht in einer Flugrichtung der Flugzeugzelle eines Flugzeugs ist, wie in 3 gezeigt und vorstehend beschrieben, dadurch repräsentiert, dass: θ = 1/(L/D) + Da/W (wenn θ klein ist) wobei

Da:: Widerstandskraft einer Flugzeugzelle,
Dp:: Widerstandskraft eines Propellers,
W:: Gewicht einer Flugzeugzelle, und
θ:: Gleitwinkel:

Dem entsprechend kann das Antriebssteuermittel 420 dann, wenn die Fluggeschwindigkeit V dadurch gesteuert wird, dass das Auftriebs-Widerstandsverhältnis L/D unter Verwendung einer bestehenden aerodynamischen Vorrichtung, wie beispielsweise eines Spoilers und eines Höhenruders geändert wird, die Widerstandskraft Dp des Propellers steuern und den Gleitwinkel θ zu einem gewünschten Wert korrigieren.
Durch Ändern der bestehenden aerodynamischen Vorrichtung mittels des Antriebssteuermittels 420 und Steuern der Widerstandskraft Dp des Propellers wird es möglich, eine elektrische Leistung zu optimieren und eine Aufstiegsrate oder den Gleitwinkel und die Fluggeschwindigkeit unabhängig voneinander zu steuern.
Zum Zeitpunkt des Schubs sendet das Antriebssteuermittel 420 den Befehlswert entsprechend der Drehzahl oder dem Drehmoment ausgehend von der Schubkraft-Steuereinheit 420 zu dem Inverter 414.
Wie vorstehend beschrieben ist es gemäß der vorliegenden Erfindung möglich, unabhängig das Anstiegsverhältnis oder den Gleitwinkel und die Fluggeschwindigkeit zu kontrollieren wie auch durch die elektrische Leistungserzeugung zu regenerieren, unter Ausnutzung einer hohen Antwortbereitschaft der Schubantriebsanordnung des elektrifizierten Flugzeugs.
Ferner ist die vorstehend genannte dritte Ausführungsform (einschließlich des Steuerns des Verstellmechanismus) mit der vierten Ausführungsform kombiniert (einschließlich des Steuerns der bestehenden aerodynamischen Vorrichtung), wodurch eine hohe Präzision und Effizienz bereit gestellt werden.
Es ist zu bemerken, dass das Strom-Ermittlungsmittel, das Drehzahl-Ermittlungsmittel und das Luftströmungs-Ermittlungsmittel nicht auf die in den Figuren gezeigten in den vorstehend genannten Ausführungsformen beschränkt sind und dass diese jegliche Mittel zum Ermitteln eines Stroms, einer Drehzahl und einer Luftströmung in funktioneller Weise sein können und dass die Ermittlungen basierend auf einer Berechnung ausgehen von anderen Parametern erfolgen kann.
(Fünfte Ausführungsform)
10 ist eine beispielhafte Darstellung einer Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer fünften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 10 gezeigt, ist eine Bedienanordnung 510 des elektrifizierten Flugzeugs derart ausgebildet, dass ein Propeller 511 von einem elektrischen Antriebsmotor 513 angetrieben ist, oder dass der elektrische Antriebsmotor 513 elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 511 erzeugt.
Der elektrische Antriebsmotor 513 wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 515, wie beispielsweise einer Speicherbatterie, bereit gestellt wird, oder er erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung der elektrischen Leistungsquelle 515 bereit zu stellen, und ein Inverter 514 steuert die elektrische Leistung.
Das Antriebssteuermittel 520 umfasst im Inneren Datengruppen, die eine Beziehung zwischen der Fluggeschwindigkeit V, der Drehzahl N des Propellers und eines Drehmoment τ (der Widerstandskraft des Propellers), die spezifisch für ein individuelles elektrifiziertes Flugzeug wie in 12 gezeigt ist, betreffen. Das Antriebssteuermittel 520 nutzt die Fluggeschwindigkeit V, die von einem Strom-Ermittlungsmittel 530 bereit gestellt wird, berechnet einen Drehmomentbefehlswert τgen, der einem Widerstandsbefehlswert Dp entspricht, der von dem Bedienpositions-Ermittlungssensor 541 des Bedienmittels 540 als eine Bedieneinheit zugewiesen wird, und gibt den Wert in den Inverter 514 ein.
Das Bedienmittel 540 umfasst einen Hebel 542, der das Bedienelement bildet, welches von einem Hebelschlitz 544 geführt und hin und her bewegbar nach vorne und zurück gelagert ist, und zwei Bedienpositions-Ermittlungssensoren 541 zum Ermitteln einer Oszillationsposition des Hebels 542, wie in 11 gezeigt.
Die zwei Bedienpositions-Ermittlungssensoren 541 sollen eine Verlagerung eines Kabels 546 ermitteln, das um eine Umlenkrolle 543 geschlungen ist, die sich integral mit dem Hebel 542 dreht, und sind positioniert, um invers positiv und negativ zu ermitteln.
Die Widerstandskraft Dp des Propellers ist durch eine ansteigende Funktion einer Sensorausgangsdifferenz zwischen den zwei Bedienpositions-Ermittlungssensoren 541 spezifiziert.
Das Bedienmittel 540 hat einen Mechanismus zur Erkennung eines Fehlers, überwacht eine Summe von Sensorenausgängen und bestimmt dann, wenn diese einen bestimmten Wert überschreitet, dass irgendeiner der Sensoren ausgefallen ist.
Ein Anwender, wie beispielsweise ein Pilot, bedient den Hebel 542 rückwärts und vorwärts, um eine Schubkraft T und eine Widerstandskraft Dp des Propellers zu erhöhen oder zu verringern.
Ein Stopper 545 ist an einer vorgegebenen Position in dem Hebelschlitz 544 angeordnet, der eine Rückwärts- und Vorwärtsbedienung des Hebels 542 führt.
Bei der vorgegebenen Position ist der Motorausgang P gleich 0 gesetzt (neutrale Position). Wenn er von der Position zu einem Status der elektrischen Leistungserzeugung von P < 0 übergeht, wird der Hebel 542 einmalig bei dem Stopper 545 gestoppt. Eine weitere Bedienung, wie beispielsweise das Bewegen des Hebels 542 lateral ist notwendig, um den Stopper 545 zu passieren.
Dies ermöglicht es, einen unerwünschten Übergang infolge einer Fehlbedienung durch einen Anwender zu einem Status der elektrischen Leistungserzeugung zu verhindern.
(Sechste Ausführungsform)
13 ist eine beispielhafte Darstellung einer Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer sechsten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 13 gezeigt, ist ein elektrifiziertes Flugzeug 510A ein Flugzeug, das von einem Propeller 511A Propeller angetrieben ist, und der Propeller 511A wird von einem elektrischen Antriebsmotor 513A angetrieben, der von einem Inverter 514A gesteuert wird.
Zum Zeitpunkt der Regeneration steuert der Inverter 514A die regenerative elektrische Leistung Pgen oder das Regenerations-Drehmoment τ_gen, um dieses in Einklang mit einem Zielwert zu bringen, der von einem Antriebssteuermittel 520A in Abhängigkeit von einem Bedienumfang einer Bedienvorrichtung 540A erzeugt wird.
Bei einer bestimmten Fluggeschwindigkeit U, wenn die elektrische Leistung Pgen, die von dem Propeller regeneriert wird, einen Maximalwert Pmax erreicht, wird ein Vorschubverhältnis J (advance ratio) durch die folgende nummerische Formel definiert: J = U/N_Pd_P = J_pmax wobei

J:: Vorschubverhältnis
U:: Fluggeschwindigkeit
N_P:: Drehzahl des Propellers, und
d_P:: Durchmesser des Propellers.

Das Vorschubsverhältnis J ist ein konstanter Wert J_pmax, der nicht von der Fluggeschwindigkeit U sondern von einer Form des Propellers und dem Neigungswinkel abhängt, wie in 14 gezeigt.
Ein Leistungskoeffizient Cp, der eine Funktion des Vorschubverhältnisses J ist, ist durch die folgende nummerische Formel definiert: C_pmax = _Pmax/ρN_P ³d_P ⁵ = 2πτ_Pmax/ρN_P ²d_P ⁵
Da das Vorschubsverhältnis J konstant ist, wird der Leistungskoeffizient Cp auch zu einem konstanten Wert (τ_Pmax), der nicht von der Fluggeschwindigkeit U abhängt. Zu diesem Zeitpunkt wird das regenerative Drehmoment τ_Pmax hier repräsentiert durch: τ_Pmax = 2πC_pmaxρN_P ²d_P ⁵.
Das regenerative Drehmoment τ_Pmax ist proportional zu dem Quadrat der Drehzahl Np des Propellers. Als ein Ergebnis ist der Maximalwert der elektrischen Leistungserzeugung Pgmax, der von dem Propeller regeneriert wird, proportional zu dem Kubik von N_P.
Dementsprechend ist der Zielwert des regenerativen Drehmoments τ_gen von dem Antriebssteuermittel 520A als proportional oder geringfügig kleiner als τ_Pmaxx in der vorstehend nummerischen Formel gesetzt, wobei τ_Pmax als ein Obergrenzwert in Abhängigkeit von beispielsweise dem Bedienaufwand einer Bedienvorrichtung 540A gesetzt ist. Somit gelangt das regenerative Drehmoment τ_gen dann, wenn die Fluggeschwindigkeit eine unentdeckte momentane Veränderung erfährt, außerhalb des regenerativen Bereichs. Auf diese Weise kann ein Steuerbereich der elektrischen Leistung Pgen, die von dem Propeller regeneriert wird, und der Widerstandskraft Dp des Propellers maximiert werden, ohne dass die Drehung des Propellers instabil ist.
Wie vorstehend beschrieben, ist die regenerative elektrische Leistung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit (dynamischer Druck) unterschiedlich. Dementsprechend wird die regenerative elektrische Leistung dann, wenn die Fluggeschwindigkeit verändert wird, ungenügend oder der Propeller wird instabil. Dementsprechend ist es im allgemeinen denkbar, dass ein Fluggeschwindigkeits-Ermittlungsmittel notwendig ist. Jedoch ist gemäß der fünften Ausführungsform eine erzeugte elektrische Leistung des elektrischen Antriebsmotors 513A proportional zu dem Kubik der Drehzahl des Motors, oder das Motordrehmoment ist zum Zeitpunkt der Erzeugung elektrischer Leistung proportional einem Quadrat der Drehzahl des Motors, wodurch die regenerative elektrische Leistung ohne Ermittlung der Fluggeschwindigkeit (des dynamischen Drucks) maximiert wird. So wird gemäß der fünften Ausführungsform das regenerative Drehmoment zu diesem Zeitpunkt mit der Drehzahl in Einklang gebracht und an diese angepasst, derart, dass das Vorschubsverhältnis als die maximale regenerative elektrische Leistung habend genommen wird. Als ein Ergebnis hiervon wird die regenerative elektrische Leistung nicht in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit maximiert, und ein steuerbarer Bereich der Widerstandskraft des Propellers kann erweitert werden.
(Siebte Ausführungsform)
15 ist eine beispielhafte Darstellung einer Bedienanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer siebten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 15 gezeigt ist, ist eine Schubantriebsanordnung 610 des elektrifizierten Flugzeugs derart ausgebildet, dass ein Propeller 611 von einem elektrischen Antriebsmotor 613 angetrieben wird, oder der elektrische Antriebsmotor 613 erzeugt elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 611, in ähnlicher Weise wie bei der ersten Ausführungsform.
Der elektrische Antriebsmotor 613 wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 615, wie beispielsweise einer Speicherbatterie, bereit gestellt wird, oder er erzeugt elektrische Leistungen, um die elektrische Leistung an die elektrische Leistungsquelle 615 bereit zu stellen, und der Inverter 614 steuert die elektrische Leistung.
Das Bedienmittel 640 ist ähnlich dem in 11 vorstehend gezeigten und wird nicht dargestellt und beschrieben.
Ein Antriebssteuermittel 620 umfasst im Inneren Datengruppen, die eine Beziehung zwischen der Fluggeschwindigkeit V, der Drehzahl des Propellers N und dem Motorausgang P, spezifisch für ein individuelles elektrifiziertes Flugzeug, wie in 16 gezeigt, betreffen. Das Antriebssteuermittel 620 nutzt die Fluggeschwindigkeit V, die von einem Strom-Ermittlungsmittel 630 bereit gestellt wird, berechnet einen der Drehzahl zugewiesenen Wert Ngen, der einem dem Ausgang zugewiesenen Wert Pgen entspricht, welcher durch Bedienpositions-Ermittlungssensoren 541 des Bedienmittels 640 zugewiesen wird, und gibt den Wert in den Inverter 614 ein.
Beispielsweise nimmt das Drehmoment τ des Propellers 611 bei der Fluggeschwindigkeit V = 25m/s einen Minimalwert um die Drehzahl N = 9 Umdrehungen/s. an. Wenn der der Drehzahl zugewiesene Ngen kleiner als der Minimalwert ist und der Inverter 614 die Drehmomentsteuerung steuert, kann der elektrische Antriebsmotor 613 die Drehzahl Ngen nicht beibehalten und im schlimmsten Fall stoppt der Propeller 611.
Zusätzlich ist es, um den Propeller 611 dazu zu bringen, effektiv eine elektrische Leistung zu erzeugen, wünschenswert, die Drehzahl innerhalb eines Drehzahlsteuerbereichs zu halten, wie durch einen Pfeil in 16 gezeigt. Es gibt weniger Vorteile, wenn der Propeller bei einem instabilen Bereich, wie in 16 gezeigt, bedient wird.
Dementsprechend kann es dann, wenn das Antriebssteuermittel 620 den Steuerbereich der Drehzahl N entsprechend dem Wert der Fluggeschwindigkeit V berechnet, und einen Definitionsbereich des Ausgangszuordnungsbereichs zu einem Bereich des Motorausgangs P ändert, den Propeller 611 davon abhalten, im instabilen Bereich zu laufen.
Wie vorstehend beschrieben ist es gemäß der vorliegenden Erfindung möglich, das Anstiegsverhältnis oder den Gleitwinkel und die Fluggeschwindigkeit unabhängig zu steuern, unter Ausnutzung einer hohen Antwortbereitschaft der Schubantriebsanordnung des elektrifizierten Flugzeugs. Es ist auch möglich, die Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung zu bedienen und unabhängig und antwortbereit (responsible) den Gleitwinkel und die Sinkrate zu steuern. Ferner ist es durch Bedienen eines Bedienmittels möglich, zum Zeitpunkt des Sinkflugs oder Aufstiegs die erzeugte elektrische Leistung zu dem Ziel zu steuern.
Das Strom-Ermittlungsmittel, das Drehzahl-Ermittlungsmittel, das Luftströmungs-Ermittlungsmittel kann jegliches Mittel sein, das funktionell einen Strom, eine Drehzahl und eine Luftströmung ermittelt oder durch Berechnung ausgehend von anderen Parametern ermitteln kann.
(Achte Ausführungsform)
17 ist eine beispielhafte Darstellung einer Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer achten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 17 gezeigt, wird eine Anzeigeanordnung 710 des elektrifizierten Flugzeugs von einem elektrischen Antriebsmotor 713 angetrieben, oder der elektrische Antriebsmotor 713 erzeugt elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 111.
Der elektrische Antriebsmotor 713 wird von einem Antriebssteuermittel 712 gesteuert, wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 716, wie beispielsweise einer Speicherbatterie, bereit gestellt wird, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung der elektrischen Leistungsquelle 716 bereit zu stellen.
Das Antriebssteuermittel 712 stellt elektrische Leistung gemäß einem Eingang eines Bedienmittels 714 ausgehend von der elektrischen Leistungsquelle 716 an den elektrischen Antriebsmotor 713 bereit, schätzt ein Drehmoment τ ausgehend von einem Motorstrom I und berechnet einen Motorausgang P ausgehend von einer Drehzahl N, die separat bei einem Strombetriebspunkt bereitgestellt wird.
Auch schätzt das Antriebssteuermittel 712 einen Motorausgang P_max bei einem maximalen Ausgangspunkt bei einer Fluggeschwindigkeit U und einer Luftdichte ρ ausgehend von Informationen der Fluggeschwindigkeit U und der Luftdichte ρ, die von einem Luftströmungs-Ermittlungsmittel 715 bereitgestellt werden, einer Datengruppe, die die Drehzahl N und das Drehmoment τ betrifft, welche im Vorfeld bereitgestellt wurden, und einer Datengruppe, die einen Motorausgangs-Freigabebereich wie in 18 gezeigt betrifft.
Ein Informationsanzeigemittel 720, wie eine Anzeigeeinheit, zeigt nicht nur den aktuellen Motorausgang P an, sondern auch Prozente des Motorausgangs P bezüglich des Maximalwerts P_max wie in 19(a), 19(b) gezeigt. Es ist möglich, einen Piloten intuitiv zu einem aktuellen Flugstatus über einen Ausgangsabstand zu informieren, was ein effizientes und sicheres Fliegen ermöglicht.
Eine Anstiegsrate des Flugzeugs steigt linear mit einer verfügbaren Pferdestärke Pηp an. Wie in 20 gezeigt, ist dies eine ansteigende Funktion eines Stroms I. In der gleichen Zeit, wie in 21 gezeigt ist, ändert sich eine Temperaturanstiegsrate ∂T/∂t des elektrischen Antriebsmotors 713, der elektrischen Leistungsquelle 716 oder dergleichen im großen Maße um den Strom I.
Daher ist es sehr wichtig zum Einhalten eines Sicherheitsabstands, den Piloten über einen erlaubten Bereich oder einen Bereich eines vertretbaren Werts für eine bestimmte Zeitdauer für den Strom I oder den Motorausgang P in Abhängigkeit von der momentan veränderten Temperatur T zu informieren, um eine Temperatur T der Schubanordnung innerhalb eines angemessenen Bereichs zu halten.
Jedoch muss ein Flugzeug unmittelbar zu einer bestimmten Höhe Hth nach dem Start ansteigen, um die Bereitstellung von Sicherheit für die Flugzeugzelle sicher zu stellen. Zu dieser Zeit muss die Schubanordnung den maximalen Ausgang unabhängig von der Temperatur T beibehalten.
Wenn eine Flugzeugzellenhöhe H H > Hth ausgehend von Informationen über eine Flugzeugzellenhöhe H entspricht, die von dem Flugzeugzellenhöhen-Ermittlungsmittel 717 bereitgestellt wird, ist, schaltet es den Status, wie in 19(a), zu dem Status, wie in 19(c) gezeigt, bei dem der Bereich eines vertretbaren Werts des Motorausgangs P oder des Stroms I in Abhängigkeit von der Temperatur T geändert wird. Auf diese Weise wird ein Sicherheitsabstand eines Schubanordnungsausgangs für einen Piloten unter jedem Flugstatus klar, und ein Defekt eines ungewünschten Temperaturüberschusses kann verhindert werden.
(Neunte Ausführungsform)
22 ist eine beispielhafte Darstellung einer Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer neunten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Wie in 22 gezeigt ist eine Anzeigeanordnung 810 des elektrifizierten Flugzeugs für ein Flugzeug eines Hybridtyps mit einem elektrischen Antriebsmotor 813 und einer internen Verbrennungsanordnung 830 vorgesehen. Ein Propeller 811 wird von dem elektrischen Antriebsmotor 813 oder der internen Verbrennungsanordnung 830 angetrieben. Der elektrische Antriebsmotor 813 erzeugt elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 811.
Die interne Verbrennungsanordnung 830 wird von einem Bedienmittel 814 gesteuert. Der elektrische Antriebsmotor 813 wird von einem Antriebssteuermittel 812 gesteuert, wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von einer elektrischen Leistungsquelle 816, wie beispielsweise einer Speicherbatterie bereitgestellt, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung an die elektrische Leistungsquelle 816 bereitzustellen.
Wenn elektrische Leistung unter Verwendung des Propellers 811 erzeugt wird, stellt das Antriebssteuermittel 812 elektrische Leistung gemäß einem Eingang des Bedienmittels 814 ausgehend von dem elektrischen Antriebsmotor 813 an die elektrische Leistungsquelle 816 bereit, schätzt ein Drehmoments τ ausgehend von einem Motorstrom I und berechnet einen Motorausgang P ausgehend von einer Drehzahl N, die separat bei einem aktuellen Betriebspunkt bereitgestellt ist.
Auch schätzt das Antriebssteuermittel 812 einen maximalen regenerativen Ausgang (elektrische Leistung) P_max bei einer Fluggeschwindigkeit U und einer Luftdichte ρ ausgehend von Informationen der Fluggeschwindigkeit U und der Luftdichte ρ, die von einem Luftströmungs-Ermittlungsmittel 815 bereitgestellt werden, einer Datengruppe, betreffend die Drehzahl N und das Drehmoment τ, die im Vorfeld bereitgestellt werden, und einer Datengruppe, die eine energieregenerierende Eigenschaft des Propellers 811 betrifft, wie in 23 gezeigt.
Ein Informationsanzeigemittel 820 zeigt nicht nur den aktuellen Motorausgang P, sondern auch Prozentsätze des Motorausgangs P bezüglich des Maximalwerts P_max an, wie in 24(a) gezeigt. Es ist möglich, intuitiv einen Piloten über einen Ausgangsabstand bei einem aktuellen Flugstatus zu informieren, was effektiv den Flug und die Arbeitsbelastungen erleichtert.
Im Allgemeinen ist es notwendig, dann, wenn die elektrische Leistung, die durch Verwendung des Propellers 811 regeneriert wird, und wenn der elektrische Antriebsmotor 813 auf die elektrischen Leistungsquelle 816 mit einem hohen Ladestatus (Status Of Charge SOC) der elektrischen Leistungsquelle 816 geladen wird, die Ladeenergie P_in aus Sicherheitsgründen zur Vermeidung einer Überladung zu verringern, wie in 25 in Vergleich mit dem geringen SOC gezeigt ist. Der Pilot kann nicht auf einfache Weise einen zulässigen Bereich der Ladeenergie P_in durch bloße Überwachung des SOC bestimmen, und es besteht das Risiko, dass durch eine unbeabsichtigte Bedienung eine ungewollte Überladung erzeugt wird.
Um diese Situation zu vermeiden, überwacht gemäß der vorliegenden Erfindung das Antriebssteuermittel 812 den SOC der elektrischen Leistungsquelle 816 ausgehend von einer Spannung und einem Strombetrag, wird der zulässige Bereich der Ladeenergie P_in in klarer Weise mittels Farbe angezeigt, wie beispielsweise Rot oder Gelb, wie in 24(b) gezeigt (obwohl es aufgrund der Zeichnungsbeschränkung durch eine Graustufung dargestellt ist), und wird die Anzeige augenblicklich durch den Wert des SOC geändert. Bei jedem Flugstatus ist es möglich, einen Piloten intuitiv über einen Ausgangsabstand einer regenerativen elektrischen Leistung bei jedem Flugstatus zu informieren, was das Risiko vermeidet.
(Zehnte Ausführungsform)
Eine Anzeigeanordnung eines elektrifizierten Flugzeugs gemäß einer zehnten Ausführungsform ist ähnlich der achten Ausführungsform, wie in 17 gezeigt.
In einer Anzeigeanordnung 910 des elektrifizierten Flugzeugs, wie in 17 gezeigt, ähnlich zu der achten Ausführungsform, wird der Propeller 711 von dem elektrischen Antriebsmotor 713 angetrieben, oder der elektrische Antriebsmotor 713 erzeugt elektrische Leistung durch Drehung des Propellers 111.
Wenn eine elektrische Leistung unter Verwendung des Propellers 711 erzeugt wird, wird der elektrische Antriebsmotor 713 von dem Antriebssteuermittel 712 gesteuert, wird mittels elektrischer Leistung angetrieben, die von der elektrischen Leistungsquelle 716, wie einer Speicherbatterie, bereitgestellt wird, oder erzeugt elektrische Leistung, um die elektrische Leistung an die elektrische Leistungsquelle 716 bereitzustellen.
Das Antriebssteuermittel 712 stellt elektrische Leistung gemäß einem Eingang eines Bedienmittels 714 ausgehend von der elektrischen Leistungsquelle 716 an den elektrischen Antriebsmotor 713 bereit, schätzt ein Drehmoment τ ausgehend von einem Motorstrom I und berechnet einen Motorausgang P ausgehend von einer Drehzahl N, die separat bei einem aktuellen Betriebspunkt bereitgestellt wird.
Auch umfasst das Antriebssteuermittel 712 Informationen über die Luftgeschwindigkeit U und die Luftdichte ρ, die von dem Luftströmungs-Ermittlungsmittel 715 bereitgestellt werden, eine Datengruppe, die auf die Drehzahl N und das Drehmoment τ Bezug nimmt, welche im Vorfeld bereitgestellt wurden, und eine Datengruppe, die die Drehzahl N und die Widerstandskraft Dp betrifft, und sendet die Drehzahl N oder den Befehlswert des Drehmoments τ zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung an den elektrischen Antriebsmotor 713, um die Widerstandskraft Dp zu berechnen.
Wie in 3 gezeigt, wird ein Kräftegleichgewicht in einer Flugrichtung einer Flugzeugzelle eines Flugzeugs dann, wenn die Energie zum Zeitpunkt des Sinkflugs an einem Flugzeug 100 regeneriert wird, dadurch repräsentiert, dass: Wsinθ = Dp + Da wobei

Da:: Widerstandskraft der Flugzeugzelle,
W:: Gewicht einer Flugzeugzelle, und
θ:: Gleitwinkel.

Sobald die Widerstandskraft Dp des Propellers ansteigt, wird auch der Gleitwinkel θ größer. Bei einem konstanten Flugstatus, bei dem der Gleitwinkel θ nicht besonders groß ist, beeinträchtigt die Widerstandskraft Dp des Propellers eine Auftriebskraft L, das heißt die Fluggeschwindigkeit V, nicht.
Ausgehend von der nachfolgenden nummerischen Formel (1) ist die Widerstandskraft Dp linear zu dem Gleitwinkel θ. Durch Berechnung der Widerstandskraft Dp kann der Gleitwinkel θ unmittelbar geschätzt werden. [Nummerische Formel 1]
Basierend auf dem geschätzten Gleitwinkel θ, wird die Sinkrate Vθ angezeigt und der Pilot erhält mit einer guten Antwortrate eine Rückmeldung, wodurch er die Flugzeugzelle sicher steuert.
Wenn ein Flugzeug gelandet wird und sich im Sinkflug befindet, ist es im Allgemeinen notwendig, dass die Sinkrate Vθ bei einer bestimmten Höhe Hth oder niedriger aus Sicherheitsgründen einen bestimmten Wert beibehält oder kleiner ist. Es ist notwendig, den Piloten in klarer Weise über limitierende Werte, wie über die Widerstandskraft Dp des Propellers, über die Absinkrate Vθ oder über die regenerative elektrische Leistung Psh, die dem entspricht, zu informieren, um nicht unerwünscht dadurch an Höhe zu verlieren, dass der Pilot unachtsam die Widerstandskraft Dp des Propellers, das heißt die Absinkrate Vθ, erhöht.
Gemäß dieser Ausführungsform zeigt das Antriebssteuermittel 712 auf klare Weise den zulässigen Bereich der regenerativen elektrischen Leistung Psh mittels einer Farbe an, wie zum Beispiel rot oder gelb, wie in 27(a), (b) gezeigt (obwohl dies aufgrund der Zeichnungsbeschränkung mittels einer Grauabstufung dargestellt ist), basierend auf einer Höheninformation, die von dem Flugzeugzellenhöhen-Ermittlungsmittel 717 bereitgestellt wird, und ändert die Anzeige entsprechend der momentan geänderten Höhe. Bei jedem Flugstatus ist es möglich, einen Piloten intuitiv über einen Ausgangsabstand einer regenerativen elektrischen Leistung bei jedem Flugstatus zu informieren, was das Risiko vermeidet.
Ferner zeigt die 28 eine Ausführungsform des Informationsanzeigemittels für eine umfassende Anzeige eines Bedienstatus einer elektrischen Schubanordnung in der Anzeigeanordnung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Im oberen linken Bereich wird ein Status eines elektrischen Antriebsmotorausgangs gezeigt als entweder "PWR" (Plusbereich: Schubkraftsteuerung), "NTL" (Neutral) und "RGN" (Minusbereich: regenerative Steuerung der Propellereffiziensteuerung).
Im unteren linken Bereich werden aktuelle Werte einer Motortemperatur, einer Batterietemperatur und einer Kühlwassertemperatur angezeigt.
In einem Mittelanzeigebereich werden Graphen eines Ausgangs des elektrischen Antriebsmotors (PWR), einer Batteriekapazität (Battery) und eines Ladestatus (FLW) dargestellt.
In dem Graphen des Ausgangs des elektrischen Antriebsmotors (PWR) wird ein Maximalwert, der auf sichere Weise regeneriert werden kann, gezeigt, der von dem vorliegenden regenerativen Wert (present regenerative amount) in dem Minusbereich (regenerative area) abweicht. So kann der regenerative Bereich auf einfache Weise erkannt werden.
Auf der Anzeige wird der folgende Ablauf durchgeführt.
Zuerst ist ein regenerativer Ausgangswert eine ansteigende Funktion einer Flughöhe über dem Boden und ist eine absteigende Funktion des SOC.
In anderen Worten, je höher die Flughöhe ist und je niedriger der SOC ist, desto breiter ist der regenerative Bereich.
Der regenerative Ausgangswert ist eine ansteigende Funktion der positiven Anstiegsrate (aufsteigende Luftströmung) während eines HOrizontalflugs (level flight).
Dann wird der regenerative Bereich durch die folgende nummerische Formel berechnet und der Bereich wird angezeigt. Regenerativer Bereich [%] = Psh/Pref (h, SOC, VS) × 100 wobei

Psh:: Ausgang,
Pref:: Ausgangsgrenzwert
h:: Flughöhe über dem Boden, und
VS:: positive Anstiegsrate (aufsteigende Luftströmung) während Horizontalflug.

Wie vorstehend beschrieben, ist es gemäß der vorliegenden Erfindung möglich, unabhängig die Anstiegsrate oder den Gleitwinkel und die Fluggeschwindigkeit zu steuern, unter Ausnutzung einer hohen Antwortbereitschaft der Schubantriebsanordnung des elektrifizierten Flugzeugs. Es ist auch möglich, die Widerstandskraft der Schubantriebsanordnung zu bedienen und unabhängig und antwortbereit den Gleitwinkel und die Sinkrate zu steuern. Ferner ist es auch möglich, auf einfache Weise Informationen mitzuteilen, die für die Sicherheitssteuerung notwendig sind, wobei eine Fehlerkennung unterdrückt wird.
Der Ermittlungsmechanismus des Stroms, der Drehzahl, des Drehmoments, etc., das Strom-Ermittlungsmittel, das Drehzahl-Ermittlungsmittel können jegliches der Mittel sein, das funktionell ermittelt oder dadurch ermitteln kann, dass es ausgehend von anderen Parametern eine Berechnung durchführt.
Bezugszeichenliste

100: elektrifiziertes Flugzeug
110, 210, 310, 410: Schubantriebsanordnung
111, 211, 311, 411: Propeller
212, 312: Verstellmechanismus
113, 213, 313, 413: elektrischer Antriebsmotor
114, 214, 314, 414: Inverter
115, 215, 315, 415: elektrische Leistungsquelle
120, 220, 320, 420: Antriebssteuermittel
121, 221, 321, 421: Antriebskraft-Bedieneinheit
122, 222, 322, 422: Schubbedieneinheit
123, 223, 323, 423: Schubkraft-Steuereinheit
130, 230, 330, 430: Strom-Ermittlungsmittel
140, 240, 340, 440: Drehzahl-Ermittlungsmittel
150, 250, 350, 450: Luftströmungs-Ermittlungsmittel
510, 510A, 610: Bedienanordnung
511, 511A, 611: Propeller
513, 613: elektrischer Antriebsmotor
514, 514A, 614: Inverter
515, 515A, 615: elektrische Leistungsquelle
520, 520A, 620: Antriebssteuermittel
530, 630: Stromermittlungsmittel
540, 540A, 640: Bedienmittel
541: Bedienpositions-Ermittlungssensor
542: Hebel (Bedienelement)
543: Umlenkrolle
544: Hebelschlitz
545: Stopper
546: Kabel
710, 810, 910: Anzeigeanordnung
711, 811: Propeller
712, 812: Antriebssteuermittel
713, 813: elektrischer Antriebsmotor
714, 814: Bedienmittel
715, 815: Luftströmungs-Ermittlungsmittel
716, 816: elektrische Leistungsquelle
717, 817: Flugzeugzellenhöhen-Ermittlungsmittel
720, 820: Informationsanzeigemittel
830: interne Verbrennungsanordnung

Claims

Elektrifiziertes Flugzeug: aufweisend: einen Propeller oder ein Gebläse für Schub; einen elektrischen Antriebsmotor zum Drehantrieb des Propellers oder des Gebläses und zum Erzeugen einer elektrischen Leistung durch Drehung des Propellers oder Gebläses; und eine Schätzeinheit zum Schätzen einer Widerstandskraft des Propellers oder des Gebläses oder zum Schätzen eines Betrags an elektrischer Leistungserzeugung des elektrischen Antriebsmotors basierend auf Schubanordnungsparameter des elektrischen Antriebsmotors.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 1, ferner aufweisend: eine Steuereinheit zum Steuern einer Drehzahl und einer Drehrichtung des Propellers oder des Gebläses basierend auf dem geschätzten Widerstand oder der geschätzten erzeugten elektrischen Leistung.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 2, wobei der Propeller oder das Gebläse ein Verstellpropeller oder ein Verstellgebläse ist, und die Steuereinheit derart steuert, dass der Propeller oder das Gebläse zum Zeitpunkt einer Erzeugung von elektrischer Leistung in derselben Richtung gedreht werden wie zum Zeitpunkt von Schub, und dass ein Neigungswinkel zum Zeitpunkt der Erzeugung von elektrischer Leistung des Propellers oder des Gebläses flacher ist als der Neigungswinkel zum Zeitpunkt des Schubs oder dass eine Drehzahl zum Zeitpunkt der Erzeugung einer elektrischen Leistung niedriger ist als die Drehzahl zum Zeitpunkt des Schubs.
Elektrifiziertes Flugzeug gemäß Anspruch 3, wobei die Steuereinheit ein Drehmoment in einem Bereich umfassend sowohl den Fall, dass zum Zeitpunkt des Schubs zur elektrischen Leistungs-Erzeugung der Propeller oder das Gebläse in derselben Drehrichtung drehangetrieben werden, und den Fall, dass zum Zeitpunkt des Schubs der Propeller oder das Gebläse in einer entgegengesetzten Richtung drehangetrieben werden.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 2 bis 4, aufweisend: eine Funktion zum Steuern einer Fluggeschwindigkeit des elektrifizierten Flugzeugs unabhängig von der Drehzahl und der Drehrichtung des Propellers oder des Gebläses, indem eine aerodynamische Vorrichtung, die an einem Flügel oder einem Heck angeordnet ist, bedient wird.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, ferner aufweisend: eine Bedieneinheit zum Bedienen eines Motorausgangs des elektrischen Antriebsmotors und zum Bedienen der Menge an erzeugter elektrischer Leistung des elektrischen Antriebsmotors als ein Negativwert des Motorausgangs.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 6, wobei die Bedieneinheit die erzeugte elektrische Leistung des elektrischen Antriebsmotors als einen Wert bedient, der proportional einem Kubik der Drehzahl des Motors ist oder des Motordrehmoments zum Zeitpunkt einer elektrischen Leistungs-Erzeugung als einen Wert, der proportional zu einem Quadrat der Drehzahl des Motors ist.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 6 oder 7, ferner aufweisend: eine Luftströmungs-Ermittlungseinheit zum Ermitteln einer Fluggeschwindigkeit oder eines dynamischen Drucks, wobei ein Ausgang des elektrischen Antriebsmotors in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit oder des dynamischen Drucks, die/der ermittelt wird, wenn der Ausgang des Motors von der Bedieneinheit als ein negativer Wert bedient wird, erhöht oder verringert wird.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 6 bis 8, wobei die Bedieneinheit ein singuläres Bedienelement ist.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 9, wobei die Bedieneinheit dazu ausgebildet ist, um das Bedienelement ausgehend von einer vorgegebenen Position in eine vorgegebene Richtung und eine entgegengesetzte Richtung zu bedienen, um den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors zur Bedienung des Bedienelements in der vorgegebenen Richtung zu erhöhen, und um den Ausgang des elektrischen Antriebsmotors einschließlich eines negativen Werts zu der Bedienung des Bedienelements in die entgegengesetzte Richtung zu verringern.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 10, wobei das Bedienelement in die Richtung hin bedient wird, in der der Ausgang des elektrischen Antriebsmotors einschließlich eines Negativwerts verringert wird, und der Ausgang des Motors bei einem Bereich erhöht wird, in dem der Motor in einer entgegengesetzten Richtung zu einem Schubstatus des Motors gedreht wird, wenn das Bedienelement weiter in dieselbe Richtung bedient wird.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 10 oder 11, wobei die Bedieneinheit einen Mechanismus zur Prävention einer Fehlbedienung zum Abfragen eines zusätzlichen Bedienvorgangs von einem Anwender umfasst, wenn das Bedienelement von der vorgegebenen Position zu der entgegengesetzten Position bedient wird.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 9 bis 12, wobei die Bedieneinheit eine Vielzahl von Bedienpositionen-Ermittlungssensoren umfasst, von denen jeder zum Ermitteln einer Position des Bedienelements vorgesehen ist, und einen Mechanismus zum Ermitteln eines Fehlers, um einen Fehler von einem der Vielzahl der Sensoren zur Ermittlung der Bedienposition dadurch zu ermitteln, dass die Ausgänge einer Vielzahl der Sensoren zur Ermittlung der Bedienposition verglichen werden.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 13, ferner aufweisend: eine Anzeigeeinheit zum Anzeigen eines Betrags an elektrischer Leistungserzeugung des elektrischen Antriebsmotors als einen negativen Wert.
Elektrifiziertes Flugzeug nach Anspruch 14, wobei die Anzeigeeinheit einen zurückgewinnbaren Bereich an regenerativer Energie anzeigt, der durch Erzeugung von elektrischer Leistung durch den elektrischen Antriebsmotor zurückgewonnen wird.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 14 oder 15, wobei die Anzeigeeinheit wenigstens einen oder mehrere Werte, nämlich einen Maximalwert einer erzeugten elektrischen Leistung des elektrischen Antriebsmotors, der zu dem Zeitpunkt geschätzt wird, einen Maximalwert des Motorachseneingangs, einen Maximalwert eines Stroms und einen Maximalwert eines Drehmoments, einen geschätzten Wert einer Widerstandskraft zum Zeitpunkt der elektrischen Leistungs-Erzeugung, einen geschätzten Wert eines Verhältnisses zwischen Flugzeugzelle und Höhenruder, einen geschätzten Wert eines Gleitwinkels und einen geschätzten Wert eines Verhältnisses von Antrieb zu Widerstand, oder basierend hierauf verarbeitete Informationen.
Elektrifiziertes Flugzeug nach einem der Ansprüche 14 bis 16, aufweisend wenigstens: ein Motortemperatur-Ermittlungsmittel zum Ermitteln einer Motortemperatur des elektrischen Antriebsmotors, ein Batterietemperatur-Ermittlungsmittel zum Ermitteln einer Temperatur einer Batterie, die an dem elektrifizierten Flugzeug angebracht ist, und ein Strom-Ermittlungsmittel zum Ermitteln eines Stroms, der ausgehend von dem elektrischen Motor fließt, wobei die Anzeigeeinheit basierend auf Daten, die von dem Motortemperatur-Ermittlungsmittel, dem Batterietemperatur-Ermittlungsmittel und/oder dem Strom-Ermittlungsmittel bereitgestellt werden, anzeigt.
Verfahren zum Steuern einer regenerativen elektrischen Leistung eines elektrifizierten Flugzeugs, aufweisend: Schätzen einer Widerstandskraft eines Propellers oder eines Gebläses eines elektrifizierten Flugzeugs oder Schätzen eines Betrags an elektrischer Leistungserzeugung eines elektrischen Antriebsmotors basierend auf Schubanordnungsparametern des elektrischen Antriebsmotors zum Drehantrieb des Propellers oder des Gebläses zum Erzeugen einer elektrischen Leistung durch die Drehung des Propellers oder des Gebläses, und Steuern eines Drehmoments oder einer Drehzahl des Propellers oder des Gebläses basierend auf einem geschätzten Ergebnis.