DE112020004729T5

DE112020004729T5 - Elektroflugzeug und Verfahren zum Steuern seiner aerodynamischen Leistung

Info

Publication number: DE112020004729T5
Application number: DE112020004729.6T
Authority: DE
Inventors: Hiroshi Kobayashi; Mari Nishiyama; Akira Nishizawa
Original assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Current assignee: Japan Aerospace Exploration Agency JAXA
Priority date: 2019-10-04
Filing date: 2020-07-29
Publication date: 2022-06-09
Also published as: US20240109665A1; JP7224039B2; WO2021065180A1; JP2021059159A

Abstract

Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Elektroflugzeug und ein Verfahren zum Steuern seiner aerodynamischen Leistung bereitzustellen, die dazu geeignet sind, die aerodynamische Leistung einer Tragfläche in jeder Flugphase oder in einem Notfall, wie z.B. bei einer Böe, unabhängig von der Form einer Tragfläche zu optimieren. Ein Elektroflugzeug (1) weist auf: ein oder zwei oder mehr elektrische Antriebssysteme (20), die jeweils einen Propeller oder einen Fan (21) für einen Vortrieb, der derart angeordnet ist, dass er zu einem Auftrieb einer Haupttragfläche (11, 12) beiträgt, und einen Elektromotor (22) aufweisen, der den Propeller oder den Fan (21) antreibt, und eine Steuereinheit, die das elektrische Antriebssystem (20) basierend auf einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems (20) in Beziehung steht, und einer an der Haupttragfläche (11, 12) erzeugten aerodynamischen Kraft derart einstellt, dass ein Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme (20) oder die an der Haupttragfläche (11, 12) erzeugte aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Elektroflugzeug mit einem elektrischen Antriebssystem, das durch einen Elektromotor angetrieben wird, und ein Verfahren zum Steuern der aerodynamischen Leistung des Elektroflugzeugs.
Hintergrundtechnik
Bei Elektroflugzeugen machen Energiequellen wie eine Batterie und ein Wasserstofftank, die die Reichweite bestimmen, einen großen Teil des Flugzeuggewichts aus, daher ist es unter dem Gesichtspunkt der Verringerung des Strukturgewichts wünschenswert, die Energiequellen in den Haupttragflächen zu montieren. Es gibt jedoch viele Fälle, in denen es keinen Freiheitsgrad in der Form gibt oder die Energiequellen nicht der Belastung standhalten können, die im Zusammenhang mit der durch eine aerodynamische Belastung der Haupttragflächen verursachten Verformung auftritt. Daher besteht der Nachteil, dass die aerodynamische Leistung der Haupttragflächen stark beeinträchtigt wird, wenn eine Haupttragflächenstruktur verwendet wird, die dazu geeignet ist, Energiequellen wie eine Batterie und einen Wasserstofftank aufzunehmen.
Da die Haupttragflächen herkömmlicher Flugzeuge so geformt sind, dass die aerodynamische Leistung während des Reiseflugs maximiert wird, kann in anderen Flugphasen, wie z.B. in der Abhebe- und Steigflugphase, keine ausreichende Leistung erzielt werden, so dass es allgemein üblich ist, die aerodynamische Leistung durch die Montage einer aerodynamischen Steuereinrichtung, die nur in bestimmten Flugphasen genutzt wird, mit Klappen, Vorflügeln und dergleichen zu ergänzen. Dies hat Nachteile in Bezug auf das Gewicht und beeinträchtigt zudem die aerodynamische Leistung in der Flugphase.
Im Nicht-Patentdokument 1 ist eine Technik zum Erzielen eines großen Auftriebs beschrieben, indem nicht die Form der Haupttragfläche verwendet, sondern veranlasst wird, dass der Slipstream eines Antriebssystems auf die Haupttragfläche einwirkt. Darüber hinaus werden Patentdokument 1 und Nicht-Patentdokumente 2 bis 4 als die mit der vorliegenden Erfindung in Beziehung stehenden Technologien angeführt.
Zitatliste
Patentliteratur
Patentdokument 1: Offengelegte japanische Patentanmeldung Nr. 2014-172435
Nicht-Patentliteratur

Nicht-Patentdokument 1: https://www.jstage.jst.go.jp/article/tsj1973/14/3/14_3_138/_pdf
Nicht-Patentdokument 2: http://hflab.k.u-tokyo.ac.jp/papers/2016/samcon_ikegami.pdf
Nicht-Patentdokument 3: http://hflab.k.u-tokyo.ac.jp/papers/2015/ICM2015-konishi.pdf
Nicht-Patentdokument 4: Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences, Bd. 56, Nr. 655, Seiten 355-362, 2008

Kurzbeschreibung der Erfindung
Technische Aufgabe
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Elektroflugzeug und ein Verfahren zum Steuern seiner aerodynamischen Leistung bereitzustellen, die dazu geeignet sind, die aerodynamische Leistung einer Tragfläche in jeder Flugphase oder in einem Notfall, wie z.B. bei Einwirken einer Böe, unabhängig von der Form einer Tragfläche zu optimieren.
Lösung der Aufgabe
Um die vorstehende Aufgabe zu lösen, weist ein Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung auf: ein oder zwei oder mehr elektrische Antriebssysteme, die jeweils einen Propeller oder einen Fan für einen Vortrieb, der derart angeordnet ist, dass er zu einem Auftrieb einer Tragfläche beiträgt, und einen Elektromotor aufweisen, der den Propeller oder den Fan antreibt; und eine Steuereinheit, die das elektrische Antriebssystem basierend auf einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und einer an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft so einstellt, dass ein Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Die Variable, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, ist typischerweise ein spezifischer Schub, kann aber auch z.B. ein Verhältnis zwischen dem Schub und einem dynamischen Druck sein.
In der vorliegenden Erfindung werden mehrere elektrische Antriebssysteme typischerweise in Spannweitenrichtung einer Haupttragfläche installiert und wird der dynamische Druck des Slipstreams des elektrischen Antriebssystems, der auf die Tragfläche einwirkt, durch Einstellen des Betriebszustands des elektrischen Antriebssystems erhöht oder vermindert, so dass die Auftriebsverteilung der Haupttragfläche in jeder Flugphase oder in einem Notfall, wie beispielsweise beim Einwirken einer Böe, immer bei einer gewünschten Verteilung gehalten wird. Auf diese Weise kann die aerodynamische Leistung der Tragfläche in jeder Flugphase oder in einem Notfall, wie beispielsweise beim Einwirken einer Böe, unabhängig von der Form des Flügels optimiert werden.
Mit anderen Worten, in der vorliegenden Erfindung wird das elektrische Antriebssystem verwendet, das sehr schnell anspricht und in dem ein verteiltes Antriebssystem leicht in einer großen Anzahl implementiert werden kann, so dass die optimale aerodynamische Leistung in jeder Flugphase leicht erreicht werden kann, und kann ein schweres Objekt in der Haupttragfläche montiert werden, wodurch eine Verminderung des Strukturgewichts oder eine drastische Erweiterung der Reiseflugleistung erwartet werden kann.
In dem Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist die Steuereinheit in der Lage, einen durch das elektrische Antriebssystem erzeugten Schub auf einen negativen Wert einzustellen.
In dem Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung stellt, wenn die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung stehende Variable sich ändert, die Steuereinheit das elektrische Antriebssystem auf der Basis der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft so ein, dass der Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Bei dem Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung stellt, wenn sich eine mit einem Betriebszustand in Beziehung stehende Variable basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum erhalten wird, oder wenn sich eine mit einem Luftströmungszustand in Beziehung stehende Variable basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum erhalten wird, die Steuereinheit das elektrische Antriebssystem basierend auf der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der am Flügel erzeugten aerodynamischen Kraft derart ein, dass der Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt. In dem Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung stellt, wenn sich eine Variable, die mit einem Betriebszustand in Beziehung steht, basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation durch Kommunikation von einer Bodeneinrichtung oder durch ein montiertes Lidar- oder Radargerät erhalten wird, oder wenn sich eine Variable, die mit einem Luftströmungszustand in Beziehung steht, basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation durch Kommunikation von einer Bodeneinrichtung oder durch ein montiertes Lidar- oder Radargerät erhalten wird, die Steuereinheit das elektrische Antriebssystem basierend auf der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft so ein, dass der Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
In der vorliegenden Erfindung kann die Kombination aus einer Fluggeschwindigkeitserfassungsfunktion mit Sensoren wie einem Lidar- und einem Radargerät die Sicherheit des Flugzeugs und der Insassen auch dann gewährleisten, wenn das Flugzeug einer Windböe ausgesetzt ist.
Das Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung weist eine Speichereinrichtung auf, die einen Datensatz der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft speichert.
Im Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung lernt die Steuereinheit als Trainingsdaten eine oder mehrere der folgenden Größen: eine Drehzahl, eine Ausgangsleistung, einen Schub oder einen Anstellwinkel des Propellers, ein Motordrehmoment des Elektromotors, einen Strom, eine Spannung, den Auftrieb der Tragfläche oder Verarbeitungsinformation davon, und erhält die Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft aus Information, die mit der Drehzahl des Propellers, einer Motorleistung oder dem Motordrehmoment des Elektromotors oder Verarbeitungsinformation davon in Beziehung steht.
Ein Verfahren zum Steuern der aerodynamischen Leistung für ein Elektroflugzeug gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung weist die Schritte auf: Antreiben eines oder von zwei oder mehr Propellern oder Fans für einen Vortrieb, die derart angeordnet sind, dass sie zu einem Auftrieb einer Tragfläche beitragen, durch entsprechende Elektromotoren; und Einstellen eines elektrischen Antriebssystems, das den Propeller oder Fan für einen Vortrieb und den Elektromotor aufweist, basierend auf einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und einer an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft derart, dass ein Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder eine aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Vorteilhafte Wirkungen der Erfindung
Gemäß der vorliegenden Erfindung ist es möglich, die aerodynamische Leistung einer Tragfläche in jeder Flugphase oder in einem Notfall, wie z.B. beim Einwirken einer Böe, unabhängig von der Form der Tragfläche zu optimieren,.
Figurenliste

1 zeigt eine Draufsicht zum Darstellen einer Konfiguration eines Elektroflugzeugs gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
2 zeigt ein Blockdiagramm zum Darstellen der Konfiguration des Elektroflugzeugs gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
3 zeigt ein Diagramm zum Darstellen einer Beziehung zwischen einer Änderung des spezifischen Schubs und einer Änderung des Auftriebskoeffizienten gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
4 zeigt ein Diagramm zum Darstellen einer Beziehung zwischen einem Drehmomentkoeffizienten und dem spezifischen Schub gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
5 zeigt eine Draufsicht zum Darstellen einer Konfiguration eines Elektroflugzeugs gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
6 zeigt ein Blockdiagramm zum Darstellen der Konfiguration des Elektroflugzeugs gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
7 zeigt ein Diagramm zum Darstellen einer Beziehung zwischen einem Drehmomentkoeffizienten CQ und einem Vorschubverhältnis J gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
8 zeigt ein Diagramm zum Darstellen der Verteilung eines Biegemoments, das auf das Elektroflugzeug wirkt, betrachtet von der Vorderseite des Elektroflugzeugs gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
9 zeigt ein Blockdiagramm zum Darstellen einer Konfiguration eines Elektroflugzeugs gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
10 zeigt eine erläuternde Ansicht eines ersten Aspekts des Elektroflugzeugs gemäß der dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und
11 zeigt eine erläuternde Ansicht eines zweiten Aspekts des Elektroflugzeugs gemäß der dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.

Technik(en) zum Implementieren der Erfindung
Nachstehend werden Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unter Bezug auf die Zeichnungen beschrieben.
Erste Ausführungsform
1 zeigt eine Draufsicht auf ein Elektroflugzeug gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, und 2 zeigt ein Blockdiagramm zum Darstellen seiner Konfiguration.
Wie in den 1 und 2 dargestellt ist, weist ein Elektroflugzeug 1 gemäß dieser Ausführungsform eine Vielzahl von, in diesem Fall vier, elektrischen Antriebssystemen 20, von denen jedes einen Propeller 21 aufweist, an jedem vorderen Rand einer linken Haupttragfläche 11 und einer rechten Haupttragfläche 12 eines Rumpfs 60 auf, so dass der Slipstream der elektrischen Antriebssysteme 20 auf die Haupttragflächen 11 und 12 einwirkt. Jedes elektrische Antriebssystem 20 weist den Propeller 21 und einen Elektromotor 22 auf. Jeder Propeller 21 ist in einem vorderen Teil oder an der Vorderseite jeder der Haupttragflächen 11 und 12 angeordnet, um zum Auftrieb der Haupttragflächen 11 und 12 beizutragen.
Das Elektroflugzeug 1 weist eine Steuereinheit 30 auf, die den Antrieb des Elektromotors 22 einstellt. Die Steuereinheit 30 steuert typischerweise einen Wechselrichter 50, der zwischen einer Stromversorgungseinrichtung 40 und dem Elektromotor 22 angeordnet ist, um den Elektromotor 22 mit Strom zu versorgen und einen Schub des Propellers 21 zu erzeugen, und um Windenergie zu gewinnen, die als durch den Propeller 21 erzeugte Leistung dient.
In dem Elektroflugzeug 1 gemäß dieser Ausführungsform ist die Stromversorgungseinrichtung 40 beispielsweise in jeder der Haupttragflächen 11 und 12 untergebracht.
Ferner hat das Elektroflugzeug 1 eine Funktion zum Regenerieren oder eine Funktion zum Umkehren der Drehbewegung des Propellers 21 durch Erzeugen von Strom durch den Elektromotor 22.
Die Steuereinheit 30 empfängt einen Ausgangsleistungsbefehlswert von einer externen Befehlseinrichtung 80, wie z.B. einem Gashebel oder einer drahtlosen Steuereinrichtung, und überträgt einen Ausgangsleistungsbefehl an jeden Wechselrichter 50, um den durch die elektrischen Antriebssysteme 20 erzeugten Gesamtschub aufrechtzuerhalten, ohne einen Flugzustand, wie z.B. eine Fluggeschwindigkeit oder eine Höhe, unnötig zu ändern.
Das Elektroflugzeug 1 gemäß dieser Ausführungsform weist eine Speichereinrichtung 90 auf, die einen Datensatz einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 in Beziehung steht, und einer an den Haupttragflächen 11 und 12 erzeugten aerodynamischen Kraft speichert. 3 zeigt ein Diagramm zum Darstellen einer Beziehung zwischen einer Änderung des spezifischen Schubs und einer Änderung des Auftriebskoeffizienten. 4 zeigt eine Beziehung zwischen einem Drehmomentkoeffizienten CQ und einem spezifischen Schub Tc, die die Variablen sind, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 in Beziehung stehen. Die Speichereinrichtung 90 speichert die in den 3 und 4 dargestellten Beziehungen als Datensätze. Es wird darauf hingewiesen, dass die Variable, die mit dem Betriebszustand in Beziehung steht und als Datensatz verwendet werden kann, ein Leistungskoeffizient, eine Vortriebsrate oder dergleichen sein kann.
Hier ist der Drehmomentkoeffizient CQ wie folgt gegeben. $C_{Q} = τ / (ρ N_{P}^{2} D_{P}^{5})$
Die spezifische Schubkraft Tc ist wie folgt gegeben. $T_{C} = T / (0,5 ρ V^{2} D_{P}),$
wobei (N_P: Propellerdrehzahl, τ: Propellerdrehmoment, D_P: Propellerdurchmesser, p: atmosphärische Dichte).
Insbesondere speichert die Speichereinrichtung 90 Datensätze, die mit der Propellerdrehzahl Np, dem Propellerdrehmoment τ, dem Propellerdurchmesser Dp, der atmosphärischen Dichte p und dergleichen, die Parameter sind, die den Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 anzeigen, und dem Auftriebskoeffizienten in Beziehung stehen.
Die Steuereinheit 30 stellt den Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 basierend auf dem in der Speichereinrichtung 90 gespeicherten Datensatz ein und steuert die Koeffizientenverteilung des Auftriebs der Haupttragflächen 11 und 12 im Slipstream der Propeller 21.
Es wird darauf hingewiesen, dass zum Erfassen der atmosphärischen Dichte p in der Regel eine Fluggeschwindigkeitserfassungseinrichtung, wie z.B. ein Staurohr, erforderlich ist. Die in Patentdokument 1 beschriebene Technik kann jedoch zum Abschätzen der atmosphärischen Dichte p anhand des Betriebszustands ohne Verwendung der Fluggeschwindigkeitserfassungseinrichtung verwendet werden.
Um den induzierten Luftwiderstand zu minimieren, haben die Haupttragflächen herkömmlicher Flugzeuge eine derartige Verteilung der Profiltiefenlänge oder des Montagewinkels in der Spannweitenrichtung, dass die Auftriebsverteilung in Spannweitenrichtung eine Verteilung ist, die näherungsweise einer elliptischen Form gleicht.
Beispielsweise ist im Allgemeinen eine Verteilung vorgesehen, bei der die Profiltiefenlänge mit Annäherung an die Tragflächenspitze allmählich abnimmt. Wenn jedoch ein Wasserstofftank, für den eine zylindrische Form erwünscht ist, in der Haupttragfläche montiert wird, hat eine solche Form der Haupttragfläche keine ausreichende Tragflächendicke, um den Tank aufzunehmen, da die Profiltiefenlänge an einer Position in der Nähe der Tragflächenspitze abnimmt, so dass nicht ausreichend Energie geladen werden kann.
Wird dagegen die Profiltiefenlänge zur Tragflächenspitze groß gehalten, so dass die Tragflächendicke nicht zu gering wird, kann zwar das Ladevolumen gewährleistet werden, aber der induzierte Luftwiderstand nimmt stark zu, was die aerodynamische Leistung des Flugzeugs beeinträchtigt.
Beim Elektroflugzeug 1 gemäß dieser Ausführungsform wird dagegen veranlasst, dass der Slipstream jedes Propellers 21 an der Vorderseite der Haupttragfläche 11 und 12 auf jede der Haupttragflächen 11 und 12 einwirkt, so dass die Verteilung des lokalen Auftriebskoeffizienten der Haupttragflächen 11 und 12 durch den Betriebszustand des Propellers 21 wie vorstehend beschrieben gesteuert wird.
Insbesondere wird, wie in 1 dargestellt ist, bei den Haupttragflächen 11 und 12, deren Profiltiefenlänge CL gleichmäßig in der Spannweitenrichtung verteilt ist, der Schub und der Auftriebskoeffizient in dem Propeller 21 vermindert, der sich näher an der Tragflächenspitze befindet, so dass die Auftriebsverteilung in der Spannweitenrichtung so eingestellt wird, dass sie näherungsweise die Form einer Ellipse hat.
Es wird darauf hingewiesen, dass die Propeller 21 in 1 in Graustufen dargestellt sind, und dass diejenigen, deren Farbe näher an Weiß liegt, einen größeren Schub haben, und diejenigen, deren Farbe näher an Schwarz liegt, einen kleineren Schub haben.
Zu diesem Zeitpunkt wird veranlasst, dass der Propeller 21 in der Nähe der Tragflächenspitze einen Regenerations- oder Drehbewegungsumkehrbetrieb ausführt, um den Schub auf einen negativen Wert einzustellen, so dass der Einstellbereich des Auftriebskoeffizienten breiter gemacht werden kann, d.h. eine ideale Auftriebsverteilung für unterschiedliche Formen der Haupttragfläche erhalten werden kann.
Es wird darauf hingewiesen, dass der positive Schub ein Schub in Bezug auf die Flugrichtung ist, und der vorstehend erwähnte negative Schub ein Schub entgegengesetzt zur Flugrichtung ist.
Es wird darauf hingewiesen, dass das Elektroflugzeug 1 gemäß dieser Ausführungsform die Speichereinrichtung 90 aufweist, die den Datensatz der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 in Beziehung steht, und der an den Haupttragflächen 11 und 12 erzeugten aerodynamischen Kraft speichert. Wenn es jedoch beispielsweise schwierig ist, den Datensatz, der mit der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 in Beziehung steht, und mit der aerodynamischen Kraft in Beziehung steht, im Voraus bereitzustellen, hat die Steuereinheit 30 eine Konfiguration, in der eine Beziehung zwischen einer Propellerdrehzahl oder dergleichen während des Flugs oder in einem Bodentest und der aerodynamischen Kraft der Tragfläche gelernt wird, wie später beschrieben wird, so dass die Konfiguration der Speichereinrichtung 90 unnötig wird. Darüber hinaus ist es möglich, eine geeignete Steuerung auch dann auszuführen, wenn sich die vorstehend erwähnte Beziehung zwischen der Drehzahl oder dergleichen und der aerodynamischen Kraft aufgrund der Änderung der Eigenschaften des Propellers 21 und der Haupttragflächen 11 und 12, die sich beispielsweise aus der Anhaftung von Insekten und Schmutz an der Oberfläche ergibt, ändert.
Zweite Ausführungsform
5 zeigt eine Draufsicht auf ein Elektroflugzeug gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, und 6 zeigt ein Blockdiagramm seiner Konfiguration. In der zweiten Ausführungsform sind die gleichen Elemente wie die der ersten Ausführungsform durch die gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
Wie in den 5 und 6 dargestellt ist, weist ein Elektroflugzeug 2 gemäß dieser Ausführungsform eine Vielzahl von, in diesem Fall drei, elektrischen Antriebssystemen 20, von denen jedes einen Propeller 21 aufweist, an jedem vorderen Rand einer linken Haupttragfläche 11 und einer rechten Haupttragfläche 12 eines Rumpfs 60 auf, so dass der Slipstream der elektrischen Antriebssysteme 20 auf die Haupttragflächen 11 und 12 wirkt. Jedes elektrische Antriebssystem 20 weist den Propeller 21 und einen Elektromotor 22 auf. Jeder Propeller 21 ist in einem vorderen Abschnitt oder an der Vorderseite jeder der Haupttragflächen 11 und 12 angeordnet, um zum Auftrieb der Haupttragflächen 11 und 12 beizutragen.
Das Elektroflugzeug 2 weist eine Steuereinheit 30 auf, die den Antrieb des Elektromotors 22 steuert. Die Steuereinheit 30 steuert typischerweise einen Wechselrichter 50, der zwischen einer Stromversorgungseinrichtung 40 und dem Elektromotor 22 angeordnet ist, um den Elektromotor 22 mit Strom zu versorgen und einen Schub des Propellers 21 zu erzeugen, und um Windenergie zu extrahieren, die als durch den Propeller 21 erzeugte Leistung dient.
In dem Elektroflugzeug 2 gemäß dieser Ausführungsform ist die Stromversorgungseinrichtung 40 beispielsweise in jeder der Haupttragflächen 11 und 12 untergebracht. Ferner hat das Elektroflugzeug 2 eine Funktion zum Regenerieren oder eine Funktion zum Umkehren der Drehbewegung des Propellers 21 durch Erzeugen von Strom durch den Elektromotor 22.
Die Steuereinheit 30 empfängt einen Ausgangsleistungsbefehlswert von einer externen Befehlseinrichtung 80, wie z.B. einem Gashebel oder einer drahtlosen Steuereinrichtung, und überträgt einen Ausgangsleistungsbefehl an jeden Wechselrichter 50, um einen Flugzustand, wie z.B. eine Fluggeschwindigkeit oder eine Flughöhe, nicht unnötig zu ändern.
Das Elektroflugzeug 2 gemäß dieser Ausführungsform weist eine Speichereinrichtung 90 auf, die einen Datensatz (z.B. die in den 3 und 4 dargestellten Datensätze) einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems 20 in Beziehung steht, und einer an den Haupttragflächen 11 und 12 erzeugten aerodynamischen Kraft speichert. Es wird darauf hingewiesen, dass auch in dieser Ausführungsform eine oder mehrere der Größen Drehzahl, Leistung, Schub oder Anstellwinkel des Propellers, Motordrehmoment des Elektromotors, Auftrieb der Haupttragfläche oder Verarbeitungsinformation davon als Trainingsdaten gelernt werden können, und Daten, die den aus den Datensätzen erhaltenen Daten entsprechen, aus Information über die Drehzahl des Propellers, eine Motorleistung oder das Motordrehmoment des Elektromotors, einen Strom, eine Spannung oder Verarbeitungsinformation davon gewonnen werden können. Dadurch wird die Konfiguration der Speichereinrichtung 90 unnötig. Darüber hinaus ist es möglich, eine geeignete Steuerung auch dann auszuführen, wenn sich die vorstehend erwähnte Beziehung zwischen der Drehzahl oder dergleichen und der aerodynamischen Kraft aufgrund einer Änderung der Eigenschaften des Propellers 21 und der Haupttragflächen 11 und 12 ändert, die sich zum Beispiel aufgrund einer Anhaftung von Insekten und Schmutz an der Oberfläche ergibt. Für das vorstehend beschriebene Lernen können typischerweise bekannte Techniken des maschinellen Lernens geeignet verwendet werden. Insbesondere können geeignet ein neuronales Netz, Bayes'sche Inferenz, ein Regressionsbaum oder Ensemble-Lernen unter Verwendung einer Kombination davon verwendet werden. Die Vorhersagegenauigkeit kann weiter verbessert werden, indem das Ensemble-Lernen verwendet wird, bei dem die Ergebnisse des Lernens, die durch eine Vielzahl von Techniken einschließlich des Regressionsbaums erzielt werden, kombiniert werden.
Hier erhält die Tragfläche des Flugzeugs während des Flugs einen Auftrieb durch die Luftströmung von vorne, die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs ist aber nicht konstant gleich der Geschwindigkeit über Boden. Der Einfluss des Windes, wie z.B. Windböen, überlagert sich der Geschwindigkeit über Boden, und der erzeugte Auftrieb und ein durch den Auftrieb verursachtes Biegemoment der Tragfläche werden ebenfalls durch den Wind beeinflusst.
Wie in 6 dargestellt ist, erhöht sich, wenn eine Windböe BG aus der Vorwärtsrichtung während des Dauerfluges auf das Flugzeug einwirkt, die Fluggeschwindigkeit schlagartig, und damit nehmen auch der Auftrieb (Beschleunigung) und das Biegemoment der Haupttragfläche zu. Da die Flugzeugstruktur eine größere Beschleunigung oder Belastung erfährt als im vorherigen Flugzustand, wird die erzeugte Beschleunigung oder Belastung üblicherweise durch Betätigen der Steuerfläche oder dergleichen vermindert, um die strukturelle Sicherheit und die Sicherheit der Insassen zu gewährleisten.
Im Gegensatz dazu werden beim Elektroflugzeug 2 gemäß dieser Ausführungsform die Betriebszustände der an den vorderen Rändern der Haupttragflächen 11 und 12 installierten und in Spannweitenrichtung verteilten Propeller 21 individuell geändert, wodurch die Auftriebsverteilung der Haupttragflächen 11 und 12 derart eingestellt wird, dass die durch die Windböe BG verursachte Beschleunigung oder Belastung vermindert wird.
Da sich der Zustand der in die Propeller 21 einströmenden Luftströmung ändert, wenn die Windböe BG einwirkt, ändert sich der Betriebspunkt des Propellers 21 bezüglich der in 7 dargestellten Beziehung. Da sich insbesondere das Drehmoment oder die Drehzahl (Drehmomentkoeffizient CQ) des Propellers 21 ändert, wird die Wirkung der Windböe BG als eine Änderung der Vortriebsrate (J = V(N_PD_P)) erkannt, so dass die Steuereinheit 30 unter Verwendung der Beziehungen der 3 und 4 die Schübe einiger der Propeller 21 vermindert oder den Betriebszustand auf den regenerativen Betrieb schaltet. Damit ist es möglich, die Auftriebsverteilung der Haupttragflächen 11 und 12 so einzustellen, dass die Änderung des Auftriebs (Beschleunigung) und des Biegemoments, wie z.B. in 8 dargestellt ist, abgeschwächt wird.
Im Elektroflugzeug 2 gemäß dieser Ausführungsform ist es möglich, durch Abschwächen der durch die Windböe BG verursachten Änderung der Beschleunigung des Flugzeugs und der Belastung der Struktur, wie vorstehend beschrieben, die Sicherheit der Insassen und Passagiere zu verbessern und die für die Flugzeugstruktur erforderlichen Festigkeitsanforderungen zu reduzieren, d.h. das Strukturgewicht zu verringern.
Es wird darauf hingewiesen, dass in dem Elektroflugzeug 2 gemäß dieser Ausführungsform, wie in den 9 und 10 dargestellt ist, wenn ein Lidargerät 91 oder dergleichen, das in der Lage ist, Information über eine Luftströmung vor dem Flugzeug im Voraus zu erfassen, am Flugzeug montiert ist, oder wenn die folgende Konfiguration vorgesehen ist, bei der Luftströmungsinformation in der Vorausrichtung durch Kommunikation von einer Bodeneinrichtung 92 erhalten werden kann, die die Luftströmungsinformation im peripheren Luftraum unter Verwendung eines Lidargeräts oder dergleichen erhalten hat, wie in 11 dargestellt ist, ein der Betätigung der Steuerfläche entsprechender Ausgangsleistungsbefehl zum Aufheben der von der Windböe BG empfangenen Last oder Beschleunigung von der Steuereinheit 30 an jeden Wechselrichter 50 übertragen wird. Auf diese Weise ist es möglich, die Änderung der Beschleunigung oder der Last so zu unterdrücken, dass sie abgeschwächt wird.
Gemäß den vorstehend beschriebenen Ausführungsformen kann, da die Haupttragflächenstruktur effektiv als Montageort für eine Batterie oder dergleichen genutzt werden kann, die Reiseflugleistung, die ein Schwachpunkt des Elektroflugzeugs ist, wesentlich verbessert werden. Darüber hinaus ist es möglich, die Sicherheit von Kleinflugzeugen zu verbessern, die eine wesentlich höhere Unfallrate als Passagierflugzeuge haben, während sie als ein neuer großer Markt ins Auge gefasst werden, wie z.B. Flugautos in der Zukunft, so dass die Möglichkeiten der industriellen Nutzung extrem groß sind.
Obwohl vorstehend Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung beschrieben worden sind, ist die vorliegende Erfindung nicht auf die vorstehend beschriebenen Ausführungsformen beschränkt, sondern es können verschiedene Modifikationen daran vorgenommen werden. Beispielsweise weist in den vorstehend beschriebenen Ausführungsformen das Elektroflugzeug den Propeller für einen Vortrieb auf, anstelle des Propellers können aber auch Fans für einen Vortrieb verwendet werden.
Ferner ist in den vorstehend beschriebenen Ausführungsformen das Beispiel betrachtet worden, in dem eine Vielzahl von elektrischen Antriebssystemen an der Haupttragfläche vorgesehen sind, die vorliegende Erfindung kann aber auch auf eine Tragfläche angewendet werden, die ein oder zwei oder mehr elektrische Antriebssysteme aufweist.
Darüber hinaus ist in den vorstehend beschriebenen Ausführungsformen das Beispiel betrachtet worden, in dem der Propeller regeneriert oder seine Drehbewegung umgekehrt wird, das Elektroflugzeug gemäß der vorliegenden Erfindung kann aber auch eine Konfiguration haben, in der der Propeller oder Fan nicht regeneriert oder seine Drehbewegung umgekehrt wird.
Bezugszeichenliste

1, 2: Elektroflugzeug
11, 12: Haupttragfläche
20: elektrisches Antriebssystem
21: Propeller
22: Elektromotor
30: Steuereinheit
40: Stromversorgungseinrichtung
50: Wechselrichter
60: Rumpf
80: Befehlseinrichtung
90: Speichereinrichtung
91: Lidargerät
92: Bodeneinrichtung

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur

JP 2014172435 [0005]

Claims

Elektroflugzeug mit: einem oder zwei oder mehr elektrischen Antriebssystemen, die jeweils aufweisen: einen Propeller oder einen Fan für einen Vortrieb, der zum Auftrieb einer Tragfläche beiträgt; und einen Elektromotor, der den Propeller oder den Fan antreibt; und einer Steuereinheit, die das elektrische Antriebssystem basierend auf einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und einer an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft derart einstellt, dass ein Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Elektroflugzeug nach Anspruch 1, wobei die Steuereinheit in der Lage ist, einen durch das elektrische Antriebssystem erzeugten Schub auf einen negativen Wert einzustellen.
Elektroflugzeug nach Anspruch 1 oder 2, wobei, wenn sich die Variable, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, ändert, die Steuereinheit das elektrische Antriebssystem basierend auf der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft derart einstellt, dass der Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Elektroflugzeug nach Anspruch 1 oder 2, wobei wenn sich eine Variable, die mit einem Betriebszustand in Beziehung steht, basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum erhalten wird, oder wenn sich eine Variable, die mit einem Luftströmungszustand in Beziehung steht, basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum erhalten wird, die Steuereinheit das elektrische Antriebssystem basierend auf der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft derart einstellt, dass der Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Elektroflugzeug nach Anspruch 1 oder 2, wobei wenn sich eine Variable, die mit einem Betriebszustand in Beziehung steht, basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation durch Kommunikation von einer Bodeneinrichtung oder durch ein montiertes Lidar- oder Radargerät erhalten wird, oder wenn sich eine Variable, die mit einem Luftströmungszustand in Beziehung steht, basierend auf Luftströmungsinformation um das Flugzeug herum ändert, wobei die Luftströmungsinformation durch Kommunikation von einer Bodeneinrichtung oder durch ein montiertes Lidar- oder Radargerät erhalten wird, die Steuereinheit das elektrische Antriebssystem basierend auf der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft derart einstellt, dass der Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder die aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.
Elektroflugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, mit: einer Speichereinrichtung, die einen Datensatz der Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft speichert.
Elektroflugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Steuereinheit als Trainingsdaten eine oder mehrere der Größen Drehzahl, Ausgangsleistung, Schub oder Anstellwinkel des Propellers, Motordrehmoment des Elektromotors, Auftrieb der Tragfläche oder Verarbeitungsinformation davon lernt, und die Beziehung zwischen der Variablen, die mit dem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und der an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft aus Information erhält, die mit der Drehzahl des Propellers, einer Motorausgangsleistung oder dem Motordrehmoment des Elektromotors oder Verarbeitungsinformation davon in Beziehung steht.
Verfahren zum Steuern der aerodynamischen Leistung eines Elektroflugzeugs, mit den Schritten: Antreiben eines oder von zwei oder mehr Propellern oder Fans für einen Vortrieb, die derart angeordnet sind, dass sie zum Auftrieb einer Tragfläche beitragen, durch entsprechende Elektromotoren; und Einstellen eines elektrischen Antriebssystems, das den Propeller oder den Fan für einen Vortrieb und den Elektromotor aufweist, basierend auf einer Beziehung zwischen einer Variablen, die mit einem Betriebszustand des elektrischen Antriebssystems in Beziehung steht, und einer an der Tragfläche erzeugten aerodynamischen Kraft derart, dass ein Gesamtschub durch die elektrischen Antriebssysteme oder eine aerodynamische Kraft einen vorgegebenen Wert hat oder innerhalb eines vorgegebenen Bereichs liegt.