EP2109566A2 - Flugzeugpropellerantrieb, verfahren zum antreiben eines flugzeugpropellers und verwendung eines lagers eines flugzeugpropellerantriebs sowie verwendung einer elektromaschine - Google Patents

Flugzeugpropellerantrieb, verfahren zum antreiben eines flugzeugpropellers und verwendung eines lagers eines flugzeugpropellerantriebs sowie verwendung einer elektromaschine

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EP2109566A2
EP2109566A2 EP08706739A EP08706739A EP2109566A2 EP 2109566 A2 EP2109566 A2 EP 2109566A2 EP 08706739 A EP08706739 A EP 08706739A EP 08706739 A EP08706739 A EP 08706739A EP 2109566 A2 EP2109566 A2 EP 2109566A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
aircraft propeller
drive
propeller drive
aircraft
lubricant
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08706739A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Heinz-Dieter Schneider
Dieter Voigt
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Atesteo GmbH and Co KG
Original Assignee
GIF Gesellschaft fuer Industrieforschung mbH
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Filing date
Publication date
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Publication of EP2109566A2 publication Critical patent/EP2109566A2/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
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    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
    • F16F15/10—Suppression of vibrations in rotating systems by making use of members moving with the system
    • F16F15/12—Suppression of vibrations in rotating systems by making use of members moving with the system using elastic members or friction-damping members, e.g. between a rotating shaft and a gyratory mass mounted thereon
    • F16F15/131—Suppression of vibrations in rotating systems by making use of members moving with the system using elastic members or friction-damping members, e.g. between a rotating shaft and a gyratory mass mounted thereon the rotating system comprising two or more gyratory masses
    • F16F15/133—Suppression of vibrations in rotating systems by making use of members moving with the system using elastic members or friction-damping members, e.g. between a rotating shaft and a gyratory mass mounted thereon the rotating system comprising two or more gyratory masses using springs as elastic members, e.g. metallic springs
    • F16F15/134—Wound springs
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    • Y10T74/2121—Flywheel, motion smoothing-type
    • Y10T74/2132—Structural detail, e.g., fiber, held by magnet, etc.

Definitions

  • Aircraft propeller drive method for propelling an aircraft propeller and use of a bearing of an aircraft propeller drive and use of an electric machine
  • the invention relates to an aircraft propeller drive with a propeller, an engine and a drive train between the propeller and the engine. Furthermore, the invention relates to a method for driving an aircraft propeller with a motor. Moreover, the invention relates to a use of a bearing, in particular a tapered roller bearing, an aircraft propeller drive and a use of an electric machine of an aircraft propeller drive.
  • diesel engines are increasingly used to drive a propeller. Especially with diesel engine propellers, particularly strong vibrations occur on the propeller drive.
  • a problem is also a retrofitting of diesel engines to existing aircraft propeller drives, which have as overload clutch as a slipping clutch between the engine and the propeller, as vibrations of the diesel engine adversely transmitted to the propeller or slip the clutch accordingly.
  • the object of the invention is achieved by an aircraft propeller drive with a propeller, an engine and a drive train between the propeller and the engine, in which the drive train has a torsional vibration damper.
  • such a torsional vibration damper is particularly suitable for damping unfavorable vibrations, which in particular originate from a diesel engine and, due to their strength, extend negatively into the propeller.
  • drivertrain in this case all components of the aircraft propeller drive are detected, which are required to ensure a drive power transmission between the engine and the propeller which are transmitted from the engine output driving forces, and the propeller shaft on which the actual propeller is mounted, detected.
  • aircraft refers to any aircraft with an air propeller, such as, in particular, fixed-wing aircraft, flying wings or other aircraft with propeller propulsion and helicopters.
  • aircraft require a relatively uniform rotational speed of their propulsion, especially when the desired altitude is reached. Even in the other phases of operation, the rotational speed is relatively uniform, even if it then deviates from the rotational speed in continuous operation, such as at the desired altitude.
  • propeller also refers to all other types of propellers, in particular helicopter rotors with their corresponding leaves.
  • the torsional vibration damper comprises a two-mass flywheel.
  • a structurally simple constructed torsional vibration damper is realized, which is also very reliable and is suitable in a surprising manner, vibrations between the propeller with its extremely high moment of inertia and a drive motor, especially a diesel engine with high torque, even if this with relatively high rotational irregularities, decoupling.
  • the torsional vibration damper has a mass distribution in which a primary mass of the torsional vibration damper more than 35%, preferably more than 40% or more than 45%, and a secondary mass of the torsional vibration damper less than 65%, preferably less than 60% or less than 55%, the torsional vibration damper mass is.
  • the primary mass preferably has more than 55%, in particular more than 60% or more than 65% of the torsional vibration damper mass, while the secondary mass preferably has less than 45%, in particular less than 40% or less than 35% of the torsional vibration damper mass.
  • the torsional vibration damper has a primary mass with an inertia between 0.035 kg / m 2 and 0.220 kg / m 2 , a particularly smooth running of the aircraft propeller drive is achieved. This applies in particular if the moment of inertia of the primary mass lies between 0.040 kg / m 2 or 0.050 kg / m 2 on the one hand and 0.200 kg / m 2 or 0.180 kg / m 2 on the other hand.
  • the torsional vibration damper has means for providing additional damping masses which are unsuitable for transmitting drive forces.
  • the torsional vibration damper in particular the two-mass flywheel, additional damping masses, by means of which, for example, torques are not transmitted.
  • the additional damping masses of the present torsional vibration damper differs significantly from conventionally used in aircraft propeller drives for vibration reduction coupling compounds, as it seems unrealistic to introduce additional movable masses in an aircraft propeller drive, which do not serve for the stability of a driving force transmitting component of the aircraft propeller drive.
  • the object of the invention is also achieved by an aircraft propeller drive with a propeller, an engine and a drive train between the propeller and the engine, in which the drive train has a hydrodynamic coupling, such as a converter, in particular a Föttinger coupling.
  • the rest of the drive train can readily be substantially rigid, that is, substantially non-oscillatory or damping. Due to the rigid design of the drive train is structurally very simple design.
  • the aircraft propeller drive is structurally simple if the powertrain has a single-stage gearbox.
  • Such a single-stage transmission is structurally particularly simple realized by means of a two-shaft transmission, in which the two shafts are in operative contact, for example, by intermeshing gears.
  • Single-stage transmissions also include transmissions with one or more intermediate wheels or with a revolving chain or the like, which in particular can be used to reverse the direction of rotation. It should be understood, however, that each combing operation results in power losses, so that a number of intermediate wheels only appear to be advantageous under particular circumstances.
  • two- or multi-stage gearboxes do not necessarily lead to significant line losses, which is especially true for two-stage gearbox, which usually corresponds to the number of combing the number of combing operations in a single-stage gearbox with intermediate, with a two-stage gearbox depending on the gear ratio and other spatial Rather arrangement optionally radially narrower builds than a corresponding single-stage gearbox with intermediate, even if the axial extent increases slightly.
  • required gear ratio and required torque especially for helicopters, for example, a planetary gear can be used.
  • the object of the invention is also achieved by a method for driving an aircraft propeller with an engine, in which vibrations, in particular of the engine, are damped by means of a torsional vibration damper and / or a hydrodynamic coupling.
  • Torsional vibration dampers are particularly well suited to transfer torque without slippage and to dampen the strong vibrations of diesel engines. Hydraulic couplings, however, usually allow for a torque transmission slip.
  • a further advantageous embodiment provides that the aircraft propeller drive, in particular the engine of the aircraft propeller drive, a lubricant pump for providing lubricant to lubricant requiring areas of the aircraft propeller drive, such as bearings and / or gears, having the lubricant pump directly to a drive shaft of the motor or on a shaft of the remaining drive train, such as a transmission input shaft is arranged.
  • a lubricant pump for providing lubricant to lubricant requiring areas of the aircraft propeller drive, such as bearings and / or gears, having the lubricant pump directly to a drive shaft of the motor or on a shaft of the remaining drive train, such as a transmission input shaft is arranged.
  • the lubricant pump is provided in the drive train behind the torsional vibration damper, so that disturbances of the engine do not hit the lubricant pump.
  • a further particularly advantageous embodiment provides that the aircraft propeller drive has a lubricant pump for providing lubricant-requiring areas of the aircraft propeller drive, such as bearings and / or gears, wherein the lubricant pump is a tapered roller bearing of the aircraft propeller drive includes.
  • a lubricant of the aircraft propeller drive can be conveyed or a promotion of such a lubricant can be supported.
  • a structurally further simplified version provides that the lubricant pump is formed by means of a tapered roller bearing of the aircraft propeller drive.
  • a required delivery of a lubricant can be achieved solely on the basis of a tapered roller bearing used.
  • a variant of the method provides that by means of a bearing, in particular a tapered roller bearing, the aircraft propeller drive lubricant to lubricant-requiring areas are promoted. If the lubricant is required in particular by means of a tapered roller bearing, the power of a motor is not reduced by an otherwise additionally be driven by him lubricant pump.
  • a tapered roller bearing when in contact with a lubricant, builds up excess lubricant on one side. This pressure can be used to convey the lubricant to desired positions.
  • the other side of the tapered roller bearing is connected to a corresponding lubricant sump or supply, so that the lubricant can readily, continuously, in particular in a cycle, can be promoted. Since usually tapered roller bearings are lubricated anyway and this usually the lubricant is used, which also lubricates the rest of the transmission or the rest of the drive or even the engine, such an arrangement works extremely low loss, since the pressure is built up anyway and thus the drive must meet this pressure anyway. In this respect, this arrangement works without significant additional expenditure of energy and at the same time promotes lubricant.
  • a further advantageous embodiment variant provides, independently of the other features of the present invention, that the aircraft propeller drive is a hybrid drive for driving the aircraft propeller drive. In this way, the aircraft propeller drive can be made relatively easy.
  • hybrid drive is understood here to mean an aircraft propeller drive with more than one drive motor, which provide kinetic energy for drive concepts which differ from one another Electric motor, by means of which electric energy is converted into kinetic energy, by means of the drive motors of the hybrid drive, a summed drive power, in particular for securing the flight operation or for short-term maximum performance requirements, be provided.
  • an aircraft propeller drive in addition to an existing Ottocel.
  • the present aircraft propeller drive is preferably equipped with a hybrid drive.
  • an internal combustion engine which usually provides the drive power for such an aircraft propeller drive, smaller, especially with less power, are designed, if for more power intensive flight phases for a short time a power increase by means of an additional switchable engine can be achieved.
  • the term “electric machine” superordinate both “electric generators”, ie machines that can convert mechanical energy into electrical energy, as well as “electric motors”, ie machines that can convert electrical energy into mechanical energy
  • these terms are not to be understood as exclusive, so that in the present context electric generators, if they are designed and used appropriately, can also be used to drive and generate electric current, if they are suitably configured and used, and this bifunctionality is included
  • electric machines of the type used in conventional aircraft drives are not provided. ne, with which batteries can be charged, due to their electrical or electronic control not use as an electric motor. Even a starter can not be used to generate electricity because of the freewheel.
  • the terms “electric motor” and “electric generator” in the context of the present invention are essentially directed to the respective use of an electric machine and electric machines which can be used both as a generator and as an engine are referred to as "bifunctional electric machines”. designated.
  • the object of the invention is achieved in particular by the use of a bifunctional electric machine of an aircraft propeller drive as a means for increasing the drive power of the aircraft propeller drive.
  • the power supply of the aircraft can be ensured by means of a high-performance battery or an ultracapacitor.
  • the object of the invention is also achieved by a method for driving an aircraft propeller with an engine, in which the aircraft propeller is driven by a first engine, such as an internal combustion engine, in a first operating state the aircraft propeller in a second operating state is alternatively or cumulatively driven by a second motor, such as an electric motor.
  • a first engine such as an internal combustion engine
  • the second engine can be added as a power booster in a critical flight phase.
  • the second engine is used in a little power-intensive flight phase, such as a gliding phase, instead of the first engine.
  • Both engines can be controlled either manually by a pilot or automatically by an electronic engine management system.
  • airplane drives usually have a starter, which is usually designed as an electric motor
  • the starting process according to the invention does not fall under one the aforementioned operating conditions, since the known starter is integrated via a freewheel in the drive train and does not serve to drive a propeller.
  • both motors can each allow a permanent drive of the propeller.
  • the term "permanent" in the present context in contrast to the operation of a starter, respectively a drive depending on performance requirements of the propeller, although possibly only for a very short time, for example, as a power boost at startup or in extreme situations operated
  • starters are controlled as a function of the speed of the engine to be started.
  • a variant of the method provides, independently of the aforementioned features, that the aircraft propeller is driven by a first engine, such as an internal combustion engine, and the aircraft propeller is additionally driven by a second engine, such as an electric motor, for an increased power requirement.
  • a first engine such as an internal combustion engine
  • a second engine such as an electric motor
  • the aircraft propeller drive has means for increasing a drive power of the aircraft propeller drive. This is it possible to increase the performance of the aircraft propeller drive, if necessary, at least in the short term.
  • the means for increasing the drive power include an electric motor, preferably a bifunctional electric machine, a hybrid drive in connection with an aircraft propeller drive is structurally particularly simple.
  • such an electric machine can optionally be integrated in a space-saving manner in an aircraft propeller drive if it is arranged in the drive train, in particular on a transmission shaft, in particular a transmission shaft transmitting a propeller drive torque, an aircraft propeller drive.
  • a power output shaft of the electric machine forms at least part of a drive shaft of the aircraft propeller drive, a transmission shaft transmitting a propeller drive torque, or a transmission input shaft.
  • the electric machine can be easily integrated into an existing drive train of an aircraft propeller drive.
  • Such an integrated electric machine can also take over the function of a starting device for an internal combustion engine, so that advantageously can be dispensed with an additional starter.
  • the electric machine can be decoupled from a drive train of a propeller, if necessary, it is advantageous if it is arranged decoupled from a propeller shaft on a transmission shaft.
  • the electric machine can be decoupled from the rest of the drive train by means of a slip clutch.
  • a particularly advantageous component reduction within the drive train is achieved if a torsional vibration damper of the aircraft propeller drive is an electric machine.
  • a bifunctional electric machine comprises.
  • the rotor of a unidirectional, but also a bifunctional, electric machine can act vibration damping due to its mass.
  • the rotor may for example be part of a primary mass or a secondary mass of a vibration damper and / or a mass flywheel.
  • an active torsional vibration damping can already take place in the case of a unidirectional electric machine. This can be done, for example, that in an electric generator electrical energy is tapped only in rotational phases in which the rotor is too fast. This can also be done, for example, that in an electric motor increasingly in rotational phases, electrical energy is supplied, in which the rotor driven by the first motor is too slow.
  • a bifunctional electric machine appears to be particularly advantageous, which can accordingly both supply more energy or withdraw energy.
  • a bifunctional electric machine can be used as an electric generator or alternator and / or as a starter motor.
  • the aircraft propeller drive has a particularly compact and thus advantageous construction.
  • An active vibration damping of an electric machine can optionally already be realized by passive electrical components, which force the desired or required phase-dependent current and voltage characteristics in the electric machine.
  • passive electrical components which force the desired or required phase-dependent current and voltage characteristics in the electric machine.
  • complementary power and voltage storage such as coils and capacitors
  • supercapacitors supercapacitors
  • active electrical components such as transistors and the like, as well as complex, in particular in integrated circuits or implemented by software controls can be used.
  • batteries, high-performance batteries, accumulators, capacitors, in particular ultracapacitors, fuel cells, electrolysis cells and the like can cumulatively serve as current or voltage storage devices.
  • high-performance batteries can be designed for a long-term load and accordingly lighter or with the same weight can be chosen with a higher capacity, while load peaks via ultracapacitors used for providing and for Interception of peak loads are excellent, can be considered.
  • further conventional batteries may be provided in particular for supplying energy with weak current or for supplying energy to the remaining electrical consumers of an aircraft.
  • a hybrid drive and in particular the means for increasing a drive power in the form of an electric machine and the features explained in this context are also advantageous without the other features of the present invention, since they already advantageously develop a conventional aircraft propeller drive ,
  • the object of the invention is also achieved by the use of a bearing, in particular a tapered roller bearing, an aircraft propeller drive, in particular an engine of the aircraft propeller drive, as a lubricant pump, by means of which lubricant is required to lubricant-requiring areas.
  • FIG. 1 shows schematically a view of an aircraft propeller drive with a drive train consisting of a two-shaft transmission and a two-mass flywheel,
  • FIG. 2 schematically shows a view of an aircraft propeller drive with a drive train consisting of a three-shaft transmission and a two-mass flywheel,
  • FIG. 3 schematically shows a view of an aircraft propeller drive with a drive shaft consisting of a three-shaft transmission and a two-mass flywheel and an external gear pump connected thereto, FIG.
  • FIG. 4 schematically shows a view of another aircraft propeller drive with a
  • Figure 5 shows a schematic view of an aircraft propeller drive with a
  • Figure 6 shows schematically a view of an aircraft propeller drive with a
  • Timing belt having driveline of a two-shaft gear and an electric machine as a two-mass flywheel
  • Figure 7 shows schematically a view of an aircraft propeller drive with a hybrid drive, with a drive train of a two-shaft transmission and a vibration damper, in which the vibration damper comprises an electric machine
  • Figure 8 shows a schematic view of an aircraft propeller drive with a hybrid drive, with a drive train of a three Shaft gear and a vibration damper, wherein the vibration damper comprises an electric machine
  • FIG. 9 shows a schematic detail view of a two-mass flywheel and FIG. 10 schematically shows a further view of the two-mass flywheel from FIG.
  • FIG. 5 is a diagrammatic representation of FIG. 5.
  • the aircraft propeller drive 1 shown in FIG. 1 comprises a diesel engine 2, which is connected to a propeller 4 by means of a two-shaft transmission 3.
  • the two-shaft transmission 3 consists essentially of a transmission input shaft 5 and a propeller shaft 6 of the propeller 4.
  • a two-mass flywheel 7, a slip clutch 8 and an input shaft gear 9 are arranged.
  • the two-shaft transmission 3 is designed here as a single-stage transmission.
  • the input shaft gear 9 meshes with a propeller shaft gear 10.
  • the dual-mass flywheel 7 attenuates according to the invention of the diesel engine 2 in the aircraft propeller drive 1 introduced vibrations, so that these vibrations are damped at least to a non-critical value and this does not affect the friction clutch 8 and the rest of the transmission not negative ,
  • the dual-mass flywheel 7 is in this embodiment as a torsional vibration damper with a mass ratio of primary mass to secondary mass of 60% to 40% formed (see also detail view of a two-mass clutch flywheel 407 of Figures 5 and 6).
  • the proposed slip clutch 8 in the present case forms a type of predetermined breaking point in the drive train of the aircraft propeller drive 1, which protects the aircraft propeller drive 1 from greater destruction, should it come, for example, with respect to the propeller movement to an abrupt disturbance. This may be the case when the propeller 4 has unintentional ground contact during operation and is prevented from further rotation even though the diesel engine 2 continues to run, attempting to continue propelling the propeller 4. It goes without saying that instead of this, in a modified embodiment, a real predetermined breaking device can also be provided which, at a certain torque, transmits the force or rotation torque transmission separates.
  • the aircraft propeller drive 1 comprises for the rotatable mounting of individual components or groups of components, such as the transmission input shaft 5, one or more tapered roller bearings (not shown and numbered in detail here), at the pressure-building side oil lines are provided, on its other side an oil sump detect rolling and by means of which oil is moved or conveyed within the aircraft propeller drive 1.
  • the tapered roller bearings form an oil pump of the present aircraft propeller drive 1, so that an additional oil pump is superfluous.
  • the aircraft propeller drive 101 shown in FIG. 2 consists of a diesel engine 102, a three-shaft transmission 111 and a propeller 104.
  • the three-shaft transmission 111 comprises a transmission input shaft 105, a propeller shaft 106 and an intermediate shaft 112.
  • a two-mass flywheel 107, a slip clutch 108, and an input shaft gear 109 are provided on the transmission input shaft 105.
  • the propeller shaft 106 has a propeller shaft gear 10.
  • the input shaft gear 109 and the propeller gear 110 do not mesh directly with each other but indirectly via an intermediate shaft gear 113.
  • the aircraft propeller drive 201 shown in FIG. 3 has essentially the same structure as the previously described aircraft propeller drive 101 from FIG. 2. It consists essentially of the components diesel engine 202, three-shaft transmission 211, propeller 204, propeller shaft 206 , Two-mass flywheel 207, slip clutch 208, one gear shaft gear 209, propeller shaft gear 210, intermediate shaft 212 and intermediate shaft gear 213rd
  • an internal gear pump 214 is disposed in the drive train between the diesel engine 202 and the propeller 204.
  • the internal gear pump 214 advantageously no further gear train is required for the operation of the internal gear pump 214 on the aircraft propeller drive 201 or on the three-shaft gear 211, so that the internal gear pump 214 is arranged directly on a shaft of the drive train. Rather, the internal gear pump 214 is driven by a shaft of the drive train between the diesel engine 202 and the propeller 204.
  • the internal gear pump 214 can thereby also be accommodated in the interior of a transmission housing 21 IA of the three-shaft transmission 21 1, so that the entire aircraft propeller drive 201 advantageously can be made very compact.
  • the additional internal gear pump 214 which is additional to the previously described embodiments, is predominantly used to convey a lubricant to components, in particular the three-shaft gear 211, which have to be supplied with lubricant for their proper operation, and thus serves as a replacement or supplement to lubrication via taper roller bearings.
  • the aircraft propeller drive 301 shown in FIG. 4 also essentially comprises the components diesel engine 302, three-shaft transmission 311, propeller 304, transmission input shaft 305, propeller shaft 306, two-mass flywheel 307, slip clutch 308, input shaft gear 309 , Propeller shaft gear 310, intermediate shaft 312, intermediate shaft gear 313.
  • the aircraft propeller drive 301 via an external gear pump 315, which is driven by the propeller shaft 306.
  • the external gear pump 315 Since the external gear pump 315 is thus driven by a shaft of the drive train between the diesel engine 302 and the propeller 304, the external gear pump 315 may also be placed in a gear housing 31 IA of the three-shaft transmission 31 1, even without the features of the present Invention leads to a structural simplification of a Flug accordantriebes. This advantage also arises in particular, although the external gear pump 315 is only indirectly driven by the drive train in this embodiment, By means of the external gear pump 315, according to the internal gear pump of the embodiment described above, the lubricant supply to lubrication points of the aircraft propeller drive 301 is ensured.
  • the aircraft propeller drive 401 shown in FIG. 5 essentially represents a further exemplary embodiment of the aircraft propeller drives from FIGS. 1 and 2.
  • the aircraft propeller drive 401 likewise comprises a diesel engine 402, a two-shaft transmission 403 and a propeller 404 a transmission input shaft 405, the aircraft propeller drive 401 comprises only one propeller shaft 406.
  • a slip clutch 408 and a two-mass flywheel 407 are mounted on the transmission input shaft 405, a slip clutch 408 and a two-mass flywheel 407 are mounted.
  • Both the transmission input shaft 405 and the propeller shaft 406 are not provided with shaft gears (see, for example, FIG. 1, reference numerals 8, 10) which mesh directly with each other, but with an input shaft gear 409A and a propeller shaft 410A, respectively.
  • forces are transmitted from the input shaft pulley 409A to the propeller shaft pulley 410A by means of a toothed belt 416 made of a high strength elastic material.
  • the timing belt 416 can be replaced by a corresponding toothed chain in other exemplary embodiments. It is clear that in such a mounted variant also the toothed belt wheels 409 A or 410 A must be replaced by suitable gears.
  • aircraft propeller drive 401 may also be equipped with an internal gear pump or alternatively with an external gear pump.
  • the aircraft propeller drive 501 described in FIG. 6 has a hybrid drive 517 consisting of a diesel engine 502 and an electric machine 518.
  • the electric machine 518 may be added cumulatively or alternatively to the diesel engine 502 and thus either increase performance in the aircraft propeller drive 501 or provide only a required drive power.
  • the electric Machine 518 designed as a bifunctional electric machine. In an alternative embodiment, this may also be a pure electric motor.
  • the operation of the electric machine 518 is controlled by means of a suitable electric machine control 518A, which is arranged by means of suitable control lines 518B between the electric machine 518 and a battery 518C.
  • the battery 518C is charged by the electric machine 518 when the electric machine 518 is switched by the electric machine controller 518A as the electric generator. If the aircraft propeller drive 501 requires additional power during a particular flight phase that can not be applied by the diesel engine 502 alone, the electric motor controller 518A will turn on the electric machine 518 as a motor, which will then be powered by battery 518C.
  • the electric machine 518 advantageously sits directly on a transmission input shaft 505 of the aircraft propeller drive 501, so that the power of the electric machine 518 can be introduced directly into the transmission input shaft 505.
  • a power output shaft (not explicitly numbered here) of the electric machine 518 forms at least part of the transmission input shaft 505.
  • the electric machine 518 thus forms a means for increasing a nominal power of the aircraft propeller drive 501.
  • the provided on the transmission input shaft 505 electric machine 518 replaced in this embodiment beyond a two-mass flywheel, as for example in the aircraft propeller drive 401 of the figure 5 (see paragraph 407).
  • a component reduction is advantageously achieved in this embodiment by the electric machine 518, since now can be dispensed with a two-mass flywheel.
  • this battery 518C is preferably a high-performance battery and in alternative embodiments instead of the battery 518C also ultracapacitors or a combination of Battery and ultracapacitors and additionally a conventional battery can be used advantageously.
  • the aircraft propeller drive 501 has an identical drive.
  • a slip clutch 508 is provided to protect the aircraft propeller drive 501 from the risk of overloading.
  • the aircraft propeller drive 501 has a two-shaft transmission 503 which, in addition to the transmission input shaft 505 already explained, also has a propeller shaft 506 with a propeller 504 arranged thereon.
  • the aircraft propeller drive 601 from FIG. 7 shows a hybrid drive 617 in conjunction with a two-shaft transmission 603 in which a transmission input shaft 605 and a propeller shaft 606 or their input shaft gear 609 and propeller shaft gear 610 directly mesh with each other.
  • the hybrid drive 617 also consists in this embodiment of a diesel engine 602 and an electric machine 618 arranged between it and a slip clutch 608.
  • the control of the electric machine 618 takes place by means of an electric machine control 618 A, which via control lines 618B on the one hand is connected to the electric machine 618 and the other with a battery 618C.
  • an overload clutch with a predetermined breaking point as an overload protection can be used.
  • the aircraft propeller drive 701 from FIG. 8 has, apart from a three-shaft transmission 711, an identical construction to the aircraft propeller drive 601 from FIG. 7, so that repeated explanations are omitted. Nevertheless, the essential components or component groups of the aircraft propeller drive 701 are briefly mentioned.
  • the three-shaft transmission 71 1 includes a transmission input shaft 705 and a propeller shaft 706 between which an intermediate shaft 712 is connected. For power or torque transmission between see the individual waves 705, 706 and 712 mesh an input shaft gear 709, an intermediate shaft gear 713 and a propeller shaft gear 710 with each other.
  • the electric machine 718 is fixed to the transmission input shaft 705 between a slip clutch 708 and the diesel engine 702, and in particular, the operation of the electric machine 718 is controlled by an electric machine controller 718A.
  • control lines 718B are provided with which the electric machine 718 is also connected to a battery 718C.
  • the two-mass flywheel 1407 shown in FIGS. 9 and 10 describes in detail an exemplary embodiment of a two-mass flywheel with an integrated friction clutch, as can be advantageously used in one of the aircraft propeller drives described above.
  • the dual-mass flywheel 1407 includes a primary mass 1420 and a secondary mass 1421.
  • the primary mass 1421 includes a primary plate 1422 and a centering flange 1423.
  • the primary plate 1422 also carries a starter ring 1424.
  • the secondary mass 1421 essentially comprises a secondary plate 1425, which is rotatably mounted on the centering flange 1423 via a sliding bearing 1426.
  • the two masses 1420 and 1421 interact with each other via a spring-damper arrangement 1427.
  • This spring-damper assembly 1427 includes a spring member 1428 and a friction member 1429. It is understood that the spring member 1428 is optionally not only resilient but also rubbing and thus dampening or energy converting, while the friction member 1429 not only acts damping, but may also have elastic properties within certain limits.
  • the spring member 1428 On the primary side, this is with respect to the spring member 1428 a primary spring double disc 1430, which springs 1431 of the spring member 1428 surrounds and which rotatably on the centering flange 1423 via screw through screw holes 1432 relative to the primary mass 1420 or with respect to the primary plate 1422, the Zentrierflansches 1423 and a Distance plate 1433 is positioned.
  • the secondary mass 1421 has a secondary-side spring washer 1434, which is positioned via a riveted connection in openings 1435 on the secondary plate 1425 and also encompasses the spring 1431.
  • the spring member 1428 further includes a free spring plate 1436 which serves to position the springs 1431.
  • the friction part 1429 comprises on the primary side two pressure plates 1437 and 1438 as well as wedges 1439 and 1440, which are axially clamped to one another via a plate spring 1441 which is arranged between the second wedge 1440 and the second pressure plate 1438.
  • the wedges 1439 and 1440 have circumferentially varying thicknesses.
  • one of the wedges 1439, 1440 namely the first wedge 1439 bearing against the first pressure disk 1437, is in rotary connection with the secondary-side spring disk 1442 of the secondary mass 1421, the first wedge 1439 having first stops 1443 in the circumferential direction, against the secondary side. tige spring washer 1442 at certain angles of rotation with other stops 1444 strikes.
  • the first pressure disk 1437 is designed as a sliding disk on which the first wedges 1439 can slide.
  • the second wedges 1440 are rotatably connected to the plate spring 1441 and the first Anpresssay 1437, wherein the plate spring 1441 in turn rotatably connected via the second Anpresssay 1438 with the primary plate 1422, which was fixed in a not quantified groove of the primary sheet 1422.
  • the two-mass slip clutch flywheel 1407 is connected by means of the secondary plate 1425 via screws 1445 to a clutch housing 1446, which in turn carries a clutch pressure plate 1447 with a cup spring 1448 which presses the clutch pressure plate 1447 against a friction plate 1449 which is between the clutch pressure plate 1447 and the secondary plate 1425 is pinched.
  • an integrated friction clutch 1450 is realized by means of the secondary plate 1425, the clutch pressure plate 1447 and the friction plate 1449.
  • torque is transmitted from a drive shaft 1452 via the primary mass 1420, the spring damper assembly 1427 and the secondary mass 1421 and the clutch pressure plate 1447 to the friction plate 1449 and herewith to a drive shaft 1452 connected to the friction plate 1449.
  • the drive shaft 1452 is connected to the primary mass 1420 via screws arranged in screw openings 1453 of the assemblies 1422, 1423, 1430 and 1433.
  • the overall arrangement is arranged in a coupling space 1451.

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Abstract

Um Schwingungen an Flugzeugpropellerantrieben weiter zu dämpfen, schlägt die Erfindung einen Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor vor, bei welchem der Antriebsstrang einen Drehschwingungsdämpfer aufweist.

Description

Flugzeugpropellerantrieb, Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers und Verwendung eines Lagers eines Flugzeugpropellerantriebs sowie Verwendung einer Elektromaschine
[01] Die Erfindung betrifft einen Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor. Weiter betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers mit einem Motor. Außerdem betrifft die Erfindung eine Verwendung eines Lagers, insbesondere eines Kegelrollenlagers, eines Flugzeugpropellerantriebs sowie eine Verwendung einer Elektromaschine eines Flugzeugpropellerantriebs.
[02] Im Flugzeugbau halten Dieselmotoren zum Antreiben eines Propellers verstärkt Einzug. Insbesondere bei dieselmotorbetriebenen Propeller treten besonders starke Schwingungen am Propellerantrieb auf. Problematisch ist auch ein Nachrüsten von Dieselmotoren an bestehenden Flugzeugpropellerantrieben, die als Überlastkupplung etwa eine Rutschkupplung zwischen dem Motor und dem Propeller aufweisen, da sich Schwingungen des Dieselmotors nachteilig bis auf den Propeller übertragen oder aber die Rutschkupplung entsprechend rutschen lassen.
[03] Es ist Aufgabe vorliegender Erfindung dies zu verhindern.
[04] Die Aufgabe der Erfindung wird von einem Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor gelöst, bei welchem der Antriebsstrang einen Drehschwingungsdämpfer aufweist.
[05] Vorliegend eignet sich ein solcher Drehschwingungsdämpfer besonders gut, unvorteil- hafte Schwingungen zu dämpfen, welche insbesondere von einem Dieselmotor ausgehen und sich auf Grund Ihrer Stärke negativ bis in den Propeller erstrecken.
[06] Mit dem Begriff „Antriebsstrang" werden vorliegend alle Bauteile des Flugzeugpropellerantriebs erfasst, die erforderlich sind, um eine Antriebskraftübertragung zwischen dem Motor und dem Propeller zu gewährleisten. Hiervon werden auch die Motorwelle, mittels welcher von dem Motor ausgehende Antriebskräfte übertragen werden, und die Propellerwelle, an welcher der eigentliche Propeller gelagert ist, erfasst.
[07] In vorliegendem Zusammenhang bezeichnet der Begriff Flugzeug jedes Luftfahrzeug mit einer Luftschraube, wie insbesondere entsprechende Starrflügler, Nurflügler oder sonstige Fluggeräte mit einem Propellerantrieb sowie Hubschrauber. In Abweichung von Fortbewegungsmitteln auf dem Land verlangen Flugzeuge eine verhältnismäßig gleichmäßige Umdrehungsgeschwindigkeit ihres Antriebs, insbesondere wenn die gewünschte Flughöhe erreicht ist. Auch in den übrigen Betriebsphasen ist die Umdrehungsgeschwindigkeit verhältnismäßig gleichmäßig, auch wenn sie dann von der Umdrehungsgeschwindigkeit im Dauerbetrieb, wie beispielsweise in der gewünschten Flughöhe abweicht. Dementsprechend bezeichnet der Begriff „Propeller" auch alle anderen Arten von Luftschrauben, wie insbesondere auch Hubschrauberrotoren mit ihren entsprechenden Blättern.
[08] Eine besonders bevorzugte Ausführungsvariante sieht vor, dass der Drehschwingungsdämpfer ein Zwei-Massen-Schwungrad umfasst. Mit einem Zwei-Massen-Schwungrad ist ein baulich einfach konstruierter Drehschwingungsdämpfer realisiert, der auch sehr betriebssicher ist und in überraschender Weise geeignet ist, Schwingungen zwischen dem Propeller mit seinem extrem hohen Trägheitsmoment und einem Antriebsmotor, insbesondere einem Dieselmotor mit hohem Drehmoment, auch wenn dieser mit verhältnismäßig hohen Drehungleichförmig- keiten läuft, zu entkoppeln.
[09] Vorteilhaft ist es, wenn der Drehschwingungsdämpfer eine Masseverteilung aufweist, bei welcher eine Primärmasse des Drehschwingungsdämpfers mehr als 35 %, vorzugsweise mehr als 40 % bzw. mehr als 45%, und eine Sekundärmasse des Drehschwingungsdämpfers weniger als 65 %, vorzugsweise weniger als 60 % bzw. weniger als 55 %, der Drehschwin- gungsdämpfermasse beträgt. Bei einer derartigen Massenverteilung, bei welcher schwingende Massen einen geringeren Anteil des Schwingungsdämpfers aufweisen, lassen sich unerwünschte Schwingungen besonders effektiv eindämmen. Vorzugsweise weist die Primärmasse über 55 %, insbesondere über 60 % bzw. über 65 % der Drehschwingungsdämpfermasse auf, während die Sekundärmasse vorzugsweise weniger als 45 %, insbesondere weniger als 40 % bzw. weniger als 35 % der Drehschwingungsdämpfermasse aufweist. [10] Wenn der Drehschwingungsdämpfer eine Primärmasse mit einem Trägheitsmoment zwischen 0,035 kg/m2 und 0,220 kg/m2 aufweist, wird ein besonders ruhiger Lauf des Flugzeugpropellerantriebes erzielt. Dieses gilt insbesondere, wenn das Trägheitsmoment der Primärmasse zwischen 0,040 kg/m2 bzw. 0,050 kg/m2 einerseits und 0,200 kg/m2 bzw. 0,180 kg/m2 andererseits liegt.
[1 1] Weiter ist es vorteilhaft, wenn der Drehschwingungsdämpfer Mittel zum Bereitstellen von zusätzlichen Dämpfungsmassen aufweist, welche zur Übertragung von Antriebskräften ungeeignet sind. Vorteilhafter Weise weist hierbei der Drehschwingungsdämpfer, insbesondere das Zwei-Massen-Schwungrad, zusätzliche Dämpfungsmassen auf, mittels denen beispielswei- se Drehmomente nicht übertragen werden.
[12] Dementsprechend ist es vorteilhaft, wenn mittels der Mittel für die zusätzlichen Dämpfungsmassen zusätzliche Trägheitsmomente für die Schwingungsdämpfung bereitstellbar sind.
[13] Durch die zusätzlichen Dämpfungsmassen unterscheidet sich der vorliegende Drehschwingungsdämpfer erheblich von herkömmlich bei Flugzeugpropellerantrieben zur Schwin- gungsreduzierung verwendeten Kupplungsverbindungen, da es widersinnig erscheint, zusätzliche bewegliche Massen in einen Flugzeugpropellerantrieb einzubringen, die nicht zur Stabilität eines Antriebskräfte übertragenden Bauteils des Flugzeugpropellerantriebs dienen.
[14] Vorteilhaft ist es, wenn die Mittel für die zusätzlichen Dämpfungsmassen Bauteile und/oder Bauteilgruppen mit einem Gewicht von mehr als 100 g bzw. mehr as 150 g oder mehr als 200 g, umfassen. Bereits mit einem derart geringen Gewicht lassen sich zusätzliche Dämpfungsmassen effektiv bereitstellen und Schwingungen vorteilhaft dämpfen, insbesondere wenn diese radial außen an dem Schwingungsdämpfer angeordnet sind
[15] In vorliegendem Zusammenhang werden als zusätzliche Dämpfungsmassen sämtliche Baugruppen oder Materialansammlungen verstanden, die für die strukturelle Integrität des Drehschwingungsdämpfers unter den vorgegebenen Grenzbelastungen nicht von Bedeutung sind bzw. die weder Drehmoment übertragen noch für die Drehmomenrübertragung noch für die Lagerung der Baugruppen von Bedeutung sind. [16] Die Aufgabe der Erfindung wird auch von einem Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor gelöst, bei welchem der Antriebsstrang eine hydrodynamische Kupplung, wie einen Wandler, insbesondere eine Föttinger-Kupplung, aufweist.
[17] Neben Drehschwingungsdämpfer, wie drehelastische Kupplungen, welche keinen Schlupf zulassen, können auch hydrodynamische Kupplungen, welche Schlupf zulassen, Schwingungen in einem Flugzeugpropellerantrieb vorteilhaft dämpfen. Aus diesem Grund bilden hydrodynamische Kupplungen in einem Antriebsstrang eines Flugzeugpropellerantriebs einen hervorragenden Schwingungsdämpfer.
[18] Auf Grund der vorstehend beschriebenen Drehschwingungsdämpfer, wie beispielsweise ein Zwei-Massen-Schwungrad, lässt sich der übrige Antriebsstrang ohne weiteres im Wesentlichen starr, dass heißt im Wesentlichen nicht schwingend oder dämpfend, ausbilden. Durch die starre Auslegung ist der Antriebsstrang baulich besonders einfach konstruiert.
[19] Damit der Motor des Flugzeugpropellerantriebs keinen Schaden nimmt, wenn der Propeller von Außen abrupt gestoppt wird, beispielsweise bei einer Berührung mit einem Untergrund, ist es vorteilhaft, wenn der Antriebsstrang eine Sollbruchtrenneinrichtung aufweist.
[20] Konstruktiv einfach baut der Flugzeugpropellerantrieb, wenn der Antriebsstrang ein einstufiges Getriebe aufweist. Ein solches einstufiges Getriebe ist baulich besonders einfach mittels eines Zwei-Wellen-Getriebes realisiert, bei welchem die beiden Wellen beispielsweise durch miteinander kämmende Zahnräder in Wirkkontakt stehen. Zu einstufigen Getrieben zählen auch Getriebe mit einem oder mehreren Zwischenrädern bzw. mit einer umlaufenden Kette oder ähnlichem, die insbesondere zu Umkehr der Drehrichtung genutzt werden können. Hierbei versteht es sich, dass jedoch jeder Kämmvorgang zu Leistungsverlusten führt, so dass mehrere Zwischenräder nur unter besonderen Umständen von Vorteil scheinen. Andererseits müssen zwei- oder mehrstufige Getriebe nicht zwingend zu erheblichen Leitungsverlusten führen, was insbesondere für zweistufige Getriebe gilt, bei denen in der Regel die Zahl der Kämmvorgänge der Zahl der Kämmvorgänge bei einem einstufigen Getriebe mit Zwischenrad entspricht, wobei ein zweistufiges Getriebe je nach Übersetzungsverhältnis und übriger räumli- eher Anordnung gegebenenfalls radial schmaler baut als ein entsprechendes einstufiges Getriebe mit Zwischenrad, auch wenn die axiale Erstreckung etwas ansteigt. Je nach verfügbarem Bauraum, erforderlichem Übersetzungsverhältnis und gefordertem Drehmoment kann, insbesondere beispielsweise bei Hubschraubern, auch ein Planetengetriebe zur Anwendung kommen.
[21] Darüber hinaus wird die Aufgabe der Erfindung auch von einem Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers mit einem Motor gelöst, bei welchem Schwingungen insbesondere des Motors mittels eines Drehschwingungsdämpfers und/oder einer hydrodynamischen Kupplung gedämpft werden.
[22] Drehschwingungsdämpfer eignen sich besonders gut dazu, Drehmomente schlupffrei zu übertragen und die starken Schwingungen von Dieselmotoren zu dämpfen. Hydraulische Kupplungen hingegen lassen in der Regel bei einer Drehmomentübertragung einen Schlupf zu.
[23] Eine weitere vorteilhafte Ausführungsvariante sieht vor, dass der Flugzeugpropellerantrieb, insbesondere der Motor des Flugzeugpropellerantriebs, eine Schmiermittelpumpe zum Bereitstellen von Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche des Flugzeugpropeller- antriebs, wie etwa Lager und/oder Zahnräder, aufweist, wobei die Schmiermittelpumpe unmittelbar an einer Antriebswelle des Motors oder an einer Welle des übrigen Antriebsstrangs, wie beispielsweise einer Getriebeeingangswelle angeordnet ist. Eine derartige Anordnung baut besonders kompakt und verlustarm und ist zudem kostengünstig. Vorzugsweise ist die Schmiermittelpumpe im Antriebsstrang hinter dem Drehschwingungsdämpfer vorgesehen, so dass Unruhen des Motors die Schmiermittelpumpe nicht treffen.
[24] Der Begriff „unmittelbar" beschreibt vorliegend eine Anordnungslösung, bei welcher die Schmiermittelpumpe vorzugsweise direkt an einer Antriebswelle, Getriebewelle bzw. Getriebeeingangswelle sitzt und von dieser auf direktem Weg angetrieben wird.
[25] Eine weitere besonders vorteilhafte Ausführungsvariante sieht vor, dass der Flugzeug- propellerantrieb eine Schmiermittelpumpe zum Bereitstellen von Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche des Flugzeugpropellerantriebs, wie etwa Lager und/oder Zahnräder, aufweist, wobei die Schmiermittelpumpe ein Kegelrollenlager des Flugzeugpropellerantriebs umfasst. Mittels eines Kegelrollenlagers kann ein Schmiermittel des Flugzeugpropellerantriebs gefördert oder eine Förderung eines solchen Schmiermittels unterstützt werden.
[26] Eine konstruktiv weiter vereinfachte Version, sieht vor, dass die Schmiermittelpumpe mittels eines Kegelrollenlagers des Flugzeugpropellerantriebs gebildet ist. Je nach Ausführung des Flugzeugpropellerantriebs kann eine erforderliche Förderung eines Schmiermittels allein auf Grund eines verwendeten Kegelrollenlagers erzielt werden.
[27] Dementsprechend sieht eine Verfahrensvariante vor, dass mittels eines Lagers, insbesondere eines Kegelrollenlagers, des Flugzeugpropellerantriebs Schmiermittel zu Schmiermittel benötigenden Bereiche gefördert werden. Wird das Schmiermittel insbesondere mittels eines Kegelrollenlagers gefordert, ist die Leistung eines Motors durch eine ansonsten zusätzlich von ihm anzutreibende Schmiermittelpumpe nicht reduziert.
[28] Ein Kegelrollenlager baut, wenn es mit einem Schmiermittel in Kontakt kommt, auf einer Seite einen Schmiermittelüberdruck auf. Dieser Druck kann genutzt werden, um das Schmiermittel an gewünschte Positionen zu fördern. Vorzugsweise ist die andere Seite des Kegelrollenlagers mit einem entsprechenden Schmiermittelsumpf oder -vorrat verbunden, so dass das Schmiermittel ohne weiteres kontinuierlich, insbesondere in einem Kreislauf, gefördert werden kann. Da in der Regel Kegelrollenlager ohnehin geschmiert werden und hierfür in der Regel das Schmiermittel genutzt wird, was auch das übrige Getriebe bzw. den übrigen Antrieb oder gar den Motor schmiert, arbeitet eine derartige Anordnung auch äußerst verlust- arm, da der Druck ohnehin aufgebaut wird und somit der Antrieb diesem Druck ohnehin begegnen muss. Insofern arbeitet diese Anordnung ohne wesentlichen Mehraufwand an Energie und fördert gleichzeitig Schmiermittel.
[29] Da die vorstehend beschriebene Schmiermittelpumpe einen Flugzeugpropellerantrieb vorteilhaft weiterentwickelt, sind die Merkmale im Zusammenhang mit der vorliegenden Schmiermittelpumpe auch ohne die übrigen Merkmale vorliegender Erfindung vorteilhaft.
[30] Eine weitere vorteilhafte Ausfuhrungsvariante sieht unabhängig von den übrigen Merkmalen vorliegender Erfindung vor, dass der Flugzeugpropellerantrieb einen Hybridantrieb zum Antreiben des Flugzeugpropellerantriebs aufweist. Auf diese Weise kann der Flugzeugpropellerantrieb verhältnismäßig leicht ausgestaltet werden.
[31 ] Unter dem Begriff „Hybridantrieb" wird vorliegend ein Flugzeugpropellerantrieb mit mehr als einem Antriebsmotor verstanden, welche nach voneinander verschiedenen Antriebs- konzepten kinetische Energie bereitstellen. Beispielsweise weist der Hybridantrieb einen Verbrennungsmotor, mittels welchem chemische Energie in kinetische Energie umgewandelt wird, und einen Elektromotor, mittels welchem elektrische Energie in kinetische Energie umgewandelt wird, auf. Mittels der Antriebsmotoren des Hybridantriebs kann eine summierte Antriebsleistung, insbesondere zur Sicherung des Flugbetriebs bzw. für kurzzeitige Höchstleis- tungsanforderungen, erbracht werden.
[32] Obwohl es im Flugzeugbau, bei welchem eine Leichtbauweise unverzichtbar erscheint, an sich widersinnig ist, einen Flugzeugpropellerantrieb neben einem bereits vorhandenen Ottobzw. Dieselmotor zusätzlich vorzugsweise mit einem Elektromotor zu versehen, ist der vorliegende Flugzeugpropellerantrieb vorzugsweise mit einem Hybridantrieb ausgestattet.
[33] Zum Ausgleich eines zusätzlichen Gewichtes kann vorteilhafter Weise ein Verbrennungsmotor, der in der Regel die Antriebs leistung für einen solchen Flugzeugpropellerantrieb liefert, kleiner, insbesondere mit weniger Leistung, ausgelegt werden, wenn für leistungsintensivere Flugphasen kurzzeitig eine Leistungssteigung mittels eines zusätzlich hinzu schaltbaren Motors erzielt werden kann.
[34] In vorliegendem Zusammenhang bezeichnet der Begriff „Elektromaschine" übergeordnet sowohl „Elektrogeneratoren", also Maschinen, die mechanische Energie in elektrische Energie wandeln können, als auch „Elektromotoren", also Maschinen, die elektrische Energie in mechanische Energie wandeln können. Hierbei sind diese Begriffe vorliegend nicht ausschließend zu verstehen, so dass in vorliegendem Zusammenhang Elektrogeneratoren, wenn sie denn geeignet ausgestaltet und genutzt werden, auch antreibend und Elektromotoren, wenn sie denn geeignet ausgestaltet und genutzt werden, auch Strom generierend wirksam sein können. Genau diese Bifunktionalität ist bei Elektromaschinen, wie sie in herkömmlichen Flugzeigantrieben zur Anwendung kommen, in der Regel nicht gegeben. So ermöglicht eine Lichtmaschi- ne, mit welcher Batterien aufgeladen können, aufgrund ihrer elektrischen bzw. elektronischen Ansteuerung eine Verwendung als Elektromotor nicht. Auch ein Anlasser kann wegen des Freilaufs nicht zur Stromerzeugung genutzt werden. Dementsprechend sind die Begriffe „Elektromotor" und „Elektrogenerator" im Zusammenhang mit vorliegender Erfindung im Wesentlich auf die jeweilige Verwendung einer Elektromaschine gerichtet und es werden Elektromaschi- nen, die sowohl als Generator als auch als Motor genutzt werden können sollen, als „bifunktionale Elektromaschinen" bezeichnet.
[35] Auch wird die Aufgabe der Erfindung insbesondere durch die Verwendung einer bifunktionalen Elektromaschine eines Flugzeugpropellerantriebs als Mittel zur Steigerung der Antriebsleistung des Flugzeugpropellerantriebs gelöst.
[36] In der Phase, in welcher die bifunktionale Elektromaschine als Elektromotor verwendet wird, kann die Energieversorgung des Flugzeuges mittels einer Hochleistungsbatterie bzw. eines Ultrakondensators sichergestellt werden.
[37] Dementsprechend wird die Aufgabe der Erfindung unabhängig von den übrigen Merk- malen vorliegender Erfindung auch von einem Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers mit einem Motor gelöst, bei welchem der Flugzeugpropeller in einem ersten Betriebszustand von einem ersten Motor, etwa einem Verbrennungsmotor, angetrieben und der Flugzeugpropeller in einem zweiten Betriebszustand alternativ oder kumulativ von einem zweiten Motor, etwa einem Elektromotor, angetrieben wird.
[38] Beispielsweise kann der zweite Motor als Leistungsbooster in einer kritischen Flugphase hinzu geschaltet werden. Oder der zweite Motor wird in einer wenig leistungsintensiven Flugphase, wie einer Gleitflugphase, anstelle des ersten Motors eingesetzt.
[39] Eine Steuerung der beiden Motoren kann entweder manuell von einem Piloten oder automatisch von einem elektronischen Antriebsmanagement vorgenommen werden.
[40] Obgleich Flugzeugantriebe in der Regel über eine Anlasser, der in der Regel als Elektromotor ausgestaltet ist, verfügen, fällt der Anlassvorgang erfindungsgemäß nicht unter einen der vorgenannten Betriebszustände, da der bekannte Anlasser über einen Freilauf in den Antriebsstrang eingebunden ist und nicht dazu dient, einen Propeller anzutreiben.
[41] Insofern ist es von Vorteil, wenn die beiden Motoren derart gekoppelt sind, dass ihr Drehmoment bzw. ihre Drehzahl addiert werden kann, was insbesondere bei Anlassern, bei- spielsweise durch den Freilauf bedingt, gerade nicht möglich ist.
[42] Dementsprechend ist es von Vorteil, wenn beide Motoren jeweils einen dauerhaften Antrieb des Propellers ermöglichen können. Hierbei bezeichnet der Begriff „dauerhaft" in vorliegendem Zusammenhang, in Abgrenzung zu der Funktionsweise eines Anlassers, jeweils einen Antrieb der in Abhängigkeit von Leistungsanforderungen an den Propeller, wenn auch möglicherweise nur für sehr kurze Zeit, beispielsweise als Leistungsboost bei Startvorgängen oder in Extremsituationen, betrieben werden kann. Anlasser hingegen werden in Abhängigkeit von der Drehzahl des anzulassenden Motors gesteuert.
[43] Eine Verfahrensvariante sieht unabhängig von den vorgenannten Merkmalen vor, dass der Flugzeugpropeller von einem ersten Motor, etwa einem Verbrennungsmotor, angetrieben und der Flugzeugpropeller bei einem gesteigerten Leistungsbedarf zusätzlich von einem zweiten Motor, etwa einem Elektromotor, angetrieben wird.
[44] Ein solcher erhöhter Leistungsbedarf besteht beispielsweise bei Start- bzw. Steigflugphasen, in denen ein Flugzeugpropellerantrieb eine erhöhte Leistung erbringen muss, so dass es vorteilhaft ist, wenn zumindest während leistungsintensiveren Betriebs- bzw. Flugphasen ein weiterer Motor zusätzlich zu einem ersten Motor einen Antriebsstrang antreibt.
[45] Besteht die Möglichkeit bei einem gesteigerten Leistungsbedarf einen weiteren Motor hinzu zu schalten, ist es möglich, den ersten Motor hinsichtlich seiner Leistung geringer auszulegen, so dass dieser baulich leichter ausgeführt sein kann, wodurch der gesamte Flugzeugpropellerantrieb sogar eine Gewichtsreduzierung erfahren oder zumindest einer Erhöhung des Gesamtgewichts vermieden werden kann.
[46] Dementsprechend ist es vorteilhaft, wenn der Flugzeugpropellerantrieb Mittel zur Steigerung einer Antriebsleistung des Flugzeugpropellerantriebs aufweist. Hierdurch ist es möglich, die Leistung des Flugzeugpropellerantriebs bei Bedarf zumindest kurzfristig zu erhöhen.
[47] Umfassen die Mittel zur Steigerung der Antriebsleistung einen Elektromotor, vorzugsweise eine bifunktionale Elektromaschine, ist ein Hybridantrieb im Zusammenhang mit einem Flugzeugpropellerantrieb baulich besonders einfach realisiert.
[48] Zudem lässt sich gegebenenfalls eine solche Elektromaschine in einem Flugzeugpropellerantrieb Platz sparend integrieren, wenn diese in dem Antriebsstrang, insbesondere auf einer Getriebewelle, insbesondere einer ein Propellerantriebsmoment übertragenden Getriebewelle, eines Flugzeugpropellerantriebs, angeordnet ist.
[49] Besonders vorteilhaft ist es in diesem Zusammenhang, wenn eine Leistungsausgangswelle der Elektromaschine zumindest einen Teil einer Antriebswelle des Flugzeugpropellerantriebs, einer ein Propellerantriebsmoment übertragenden Getriebewelle bzw. einer Getriebeeingangswelle bildet. Hierdurch lässt sich die Elektromaschine problemlos in einen vorhandenen Antriebsstrang eines Flugzeugpropellerantriebs integrieren. Eine so integrierte Elektromaschine kann auch die Funktion einer Starteinrichtung für einen Verbrennungsmotor übernehmen, so dass vorteilhafter Weise auf einen zusätzlichen Anlasser verzichtet werden kann.
[50] Die Elektromaschine lässt sich gemeinsam mit einem bereits vorhandenen Motor baulich einfach als kompakte Antriebseinheit zusammenfassen, wenn sie zwischen einer Kupplung, insbesondere einer Rutschkupplung, und einem weiteren Antriebsmotor angeordnet ist.
[51] Damit die Elektromaschine bei Bedarf von einem Antriebsstrang eines Propellers entkoppelt werden kann, ist es vorteilhaft, wenn sie entkoppelbar von einer Propellerwelle auf einer Getriebewelle angeordnet ist. Hierdurch ist beispielsweise bei einem Zwischenfall, bei welchem der Propeller abrupt gestoppt wird, die Gefahr verringert, dass weitere Bauteile des Antriebsstrangs beschädigt werden. Vorzugsweise ist die Elektromaschine mittels einer Rutschkupplung von dem übrigen Antriebsstrang entkoppelbar.
[52] Eine besonders vorteilhafte Bauteilreduzierung innerhalb des Antriebsstrangs wird erzielt, wenn ein Drehschwingungsdämpfer des Flugzeugpropellerantriebs eine Elektromaschi- ne, insbesondere eine bifunktionale Elektromaschine umfasst. So kann bereits der Rotor einer unidirektionalen, aber auch einer bifunktionalen, Elektromaschine aufgrund seiner Masse schwingungsdämpfend wirken. Dementsprechend kann der Rotor beispielsweise Bestandteil einer Primärmasse oder einer Sekundärmasse eines Schwingungsdämpfers und oder eines Masseschwungrades sein.
[53] Auch kann durch eine geeignete Steuerung des Energiewandlungsprozesses bereits bei einer unidirektionalen Elektromaschine eine aktive Drehschwingungsdämpfung erfolgen. Dieses kann beispielsweise dadurch geschehen, dass bei einem Elektrogenerator elektrische Energie lediglich in Drehphasen, bei denen der Rotor zu schnell ist, abgegriffen wird. Auch kann dieses beispielsweise dadurch geschehen, dass bei einem Elektromotor vermehrt in Drehphasen elektrisch Energie zugeführt wird, in denen der von dem ersten Motor angetriebene Rotor zu langsam ist.
[54] Besonders vorteilhaft erscheint jedoch auch diesbezüglich eine bifunktionale Elektromaschine, die entsprechend sowohl vermehrt Energie einspeisen oder Energie entziehen kann. Eine derartige bifunktionale Elektromaschine kann insbesondere dann ergänzend als Elektrogenerator bzw. Lichtmaschine und/oder als Anlassermotor genutzt werden.
[55] Insbesondere wenn eine Elektromaschine einen vorgesehenen Drehschwingungsdämpfer, wie beispielsweise das zuvor erläuterte Zwei-Massen-Schwungrad, ersetzt, weist der Flugzeugpropellerantrieb einen besonders kompakten und damit vorteilhaften Aufbau auf.
[56] Eine aktive Schwingungsdämpfung einer Elektromaschine kann gegebenenfalls bereits durch passive elektrische Bauteile realisiert werden, welche die gewünschte bzw. benötigte phasenabhängige Strom- und Spannungscharakteristik in der Elektromaschine erzwingen. Hierzu können insbesondere ergänzende Strom- und Spannungsspeicher, wie Spulen und Kondensatoren, zur Anwendung kommen. Insbesondere eignen sich hierzu auch Ultra- oder Super- kondensatoren (SuperCAPs), die hervorragende Zyklusdauern und Energiedichten bei kürzesten Zykluszeiten ermöglichen. Andererseits können insbesondere auch aktive elektrische Bauteile, wie Transistoren und ähnliches sowie komplexe, insbesondere in integrierten Schaltungen oder über Software realisierte, Steuerungen zur Anwendung kommen. [57] Als Strom- bzw. Spannungsspeicher können, je nach konkreten Erfordernissen, kumulativ insbesondere Batterien, Hochleistungsbatterien, Akkumulatoren, Kondensatoren, insbesondere Ultrakondensatoren, Brennstoffzellen, Elektrolysezellen und ähnliches dienen. Hierbei kommt insbesondere einer geeigneten Kombination aus Hochleistungsbatterien und Ultrakon- densatoren eine besondere Bedeutung zu, da beispielsweise Hochleistungsbatterien auf eine Langzeitbelastung ausgelegt und dementsprechend leichter bzw. bei gleichem Gewicht mit einer höheren Kapazität gewählt werden können, während Lastspitzen über Ultrakondensatoren, die zum Bereitstellen und zum Abfangen von Lastspitzen hervorragend geeignet sind, berücksichtigt werden können. Gegebenfalls können noch weitere herkömmliche Batterien insbesondere zur Energieversorgung mit Schwachstrom bzw. zur Energieversorgung der übrigen elektrischen Verbraucher eines Flugzeugs vorgesehen sein.
[58] Ebenso ist es denkbar, die Elektromaschine durch eine geeignete elektronische Ansteuerung, die zu den regelmäßigen Unruhen des Antriebsmotors und dessen Rotationsfrequenz abgestimmt ist, drehschwingungsdämpfend zu nutzen. Dies trifft insbesondere für bifunktionale Elektromaschinen.
[59] Aus den vorstehend genannten Gründen, sind ein Hybridantrieb und insbesondere die Mittel zur Steigerung einer Antriebsleistung in Form einer Elektromaschine sowie die in diesem Zusammenhang erläuterten Merkmale auch ohne die übrigen Merkmale vorliegender Erfindung vorteilhaft, da diese einen herkömmlichen Flugzeugpropellerantrieb bereits vorteil- haft weiterbilden.
[60] Darüber hinaus wird die Aufgabe der Erfindung auch von der Verwendung eines Lagers, insbesondere eines Kegelrollenlagers, eines Flugzeugpropellerantriebs, insbesondere eines Motors des Flugzeugpropellerantriebs, als Schmiermittelpumpe gelöst, mittels welcher Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche gefördert wird.
[61] Durch die Verwendung eines Lagers als Schmiermittelpumpe vereinfacht sich der Aufbau eines Flugzeugpropellerantriebs, wie bereits vorstehend erläutert, erheblich, da auf zusätzliche Pumpen weitgehend verzichtet werden kann. Zudem arbeitet eine derartige Anordnung verhältnismäßig verlustarm. [62] Weitere Vorteile, Ziele und Eigenschaften vorliegender Erfindung werden anhand nachfolgender Beschreibung anliegender Zeichnung erläutert, in welcher schematisch Flugzeugpropellerantriebe sowie einzelne Bauteile dargestellt sind.
[63] Es zeigt
Figur 1 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem Antriebsstrang aus einem Zwei-Wellen-Getriebe und einem Zwei-Massen-Schwungrad,
Figur 2 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem Antriebsstrang aus einem Drei-Wellen-Getriebe und einem Zwei-Massen-Schwungrad,
Figur 3 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem Antriebs- sträng aus einem Drei- Wellen-Getriebe und einem Zwei-Massen-Schwungrad sowie einer damit verbundenen Außenzahnradpumpe,
Figur 4 schematisch eine Ansicht eines weiteren Flugzeugpropellerantriebs mit einem
Antriebsstrang aus einem Drei-Wellen-Getriebe und einem Zwei-Massen- Schwungrad sowie einer darin integrierten Innenzahnradpumpe, Figur 5 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem einen
Zahnriemen aufweisenden Antriebsstrang aus einem Zwei- Wellen-Getriebe und einem Zwei-Massen-Schwungrad,
Figur 6 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem einen
Zahnriemen aufweisenden Antriebsstrang aus einem Zwei-Wellen-Getriebe und einer Elektromaschine als Zwei-Massen-Schwungrad,
Figur 7 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem Hybridantrieb, mit einem Antriebsstrang aus einem Zwei-Wellen-Getriebe und einem Schwingungsdämpfer, bei welchem der Schwingungsdämpfer eine Elektromaschine umfasst, Figur 8 schematisch eine Ansicht eines Flugzeugpropellerantriebs mit einem Hybridantrieb, mit einem Antriebsstrang aus einem Drei-Wellen-Getriebe und einem Schwingungsdämpfer, bei welchem der Schwingungsdämpfer eine Elektromaschine umfasst,
Figur 9 schematisch eine Detailansicht eines Zwei-Massen-Schwungrades und Figur 10 schematisch eine weitere Ansicht des Zwei-Massen-Schwungrades aus der
Figur 5.
[64] Der in der Figur 1 gezeigte Flugzeugpropellerantrieb 1 umfasst einen Dieselmotor 2, der mittels eines Zwei-Wellen-Getriebes 3 mit einem Propeller 4 verbunden ist. Das Zwei- Wellen-Getriebe 3 besteht im Wesentlichem aus einer Getriebeeingangswelle 5 und einer Propellerwelle 6 des Propellers 4. An der Getriebeeingangswelle 5 sind ein Zwei-Massen- Schwungrad 7, eine Rutschkupplung 8 und ein Eingangswellenzahnrad 9 angeordnet. Das Zwei- Wellen-Getriebe 3 ist vorliegend als ein einstufiges Getriebe ausgelegt. Das Eingangswellenzahnrad 9 kämmt mit einem Propellerwellenzahnrad 10.
[65] Das Zwei-Massen-Schwungrad 7 dämpft erfindungsgemäß von dem Dieselmotor 2 in den Flugzeugpropellerantrieb 1 eingebrachte Schwingungen, so dass diese Schwingungen zumindest auf einen unkritischen Wert gedämpft werden und sich diese auf die Rutschkupplung 8 bzw. das übrige Getriebe nicht weiter negativ auswirken.
[66] Das Zwei-Massen-Schwungrad 7 ist bei diesem Ausführungsbeispiel als Drehschwin- gungsdämpfer mit einem Massenverhältnis Primärmasse zu Sekundärmasse von 60 % zu 40 % ausgebildet (siehe hierzu auch Detailansicht eines Zwei-Massen-Kupplungsschwungrades 407 der Figuren 5 und 6).
[67] Durch die etwas größer gewählte Primärmasse ergibt sich ein sehr ruhiger Lauf des gesamten Flugzeugpropellerantriebs 1 und Schwingungen, die etwas vom Dieselmotor 2 ausge- hen, werden nicht oder nur vernachlässigbar gering an den Propeller 4 übertragen.
[68] Die vorgesehene Rutschkupplung 8 bildet vorliegend eine Art Sollbruchstelle im Antriebsstrang des Flugzeugpropellerantriebs 1, die den Flugzeugpropellerantrieb 1 vor einer größeren Zerstörung schützt, sollte es beispielsweise hinsichtlich der Propellerbewegung zu einer abrupten Störung kommen. Dies kann der Fall sein, wenn der Propeller 4 während eines Betriebs ungewollten Bodenkontakt hat und an einer weiteren Rotation gehindert wird, obwohl der Dieselmotor 2 weiter läuft und versucht, den Propeller 4 weiter anzutreiben. Es versteht sich, dass anstelle dessen in einer veränderten Ausführungsform auch eine echte Sollbrucheinrichtung vorgesehen sein kann, die bei einem bestimmten Drehmoment die Kraft- oder Dreh- momentübertragung trennt. Es versteht sich, dass in alternativen Ausgestaltungen jeweils auf die Rutschkupplung - und insbesondere gegebenenfalls auch auf eine gesonderte Sollbruchstelle - verzichtet werden kann, wobei bei einem Verzicht auf eine gesonderte Sollbruchstelle gegebenenfalls eine besonders gewählte Baugruppe, beispielsweise des Drehschwingungs- dämpfers, als erstes bricht.
[69] Der Flugzeugpropellerantrieb 1 umfasst zur drehbaren Lagerung einzelner Bauteile oder Bauteilgruppen, wie beispielsweise der Getriebeeingangswelle 5, ein oder mehrere Kegelrollenlager (hier im einzelnen nicht dargestellt und beziffert), an deren druckaufbauender Seite Ölleitungen vorgesehen sind, die an ihrer anderen Seite einen Ölsumpf wälzend erfassen und mittels welchen Öl innerhalb des Flugzeugpropellerantriebs 1 bewegt bzw. gefördert wird. Somit bilden die Kegelrollenlager eine Ölpumpe des vorliegenden Flugzeugpropellerantriebs 1, so dass eine zusätzliche Ölpumpe überflüssig ist.
[70] Die nachfolgend erläuterten Flugzeugpropellerantriebe beschreiben ähnlich gestaltete vorteilhafte Ausführungsbeispiele.
[71] Der in der Figur 2 gezeigte Flugzeugpropellerantrieb 101 besteht aus einem Dieselmotor 102, einem Drei-Wellen-Getriebe 111 und einem Propeller 104. Das Drei- Wellen-Getriebe 111 umfasst eine Getriebeeingangswelle 105, eine Propellerwelle 106 sowie eine Zwischenwelle 112.
[72] An der Getriebeeingangswelle 105 ist ein Zwei-Massen-Schwungrad 107, eine Rutsch- kupplung 108 sowie ein Eingangswellenzahnrad 109 vorgesehen. Die Propellerwelle 106 weist ein Propellerwellenzahnrad 1 10 auf. In diesem Ausführungsbeispiel kämmen das Eingangswellenzahnrad 109 und das Propellerzahnrad 110 nicht unmittelbar miteinander sondern mittelbar über ein Zwischenwellenzahnrad 113.
[73] Der in der Figur 3 gezeigten Flugzeugpropellerantrieb 201 hat im Wesentlichen den gleichen Aufbau wie der zuvor beschriebene Flugzeugpropellerantrieb 101 aus der Figur 2. Er besteht im Wesentlichen aus den Bauteilen Dieselmotor 202, Drei-Wellen-Getriebe 211 , Propeller 204, Propellerwelle 206, Zwei-Massen-Schwungrad 207, Rutschkupplung 208, Ein- gangswellenzahnrad 209, Propellerwellenzahnrad 210, Zwischenwelle 212 sowie Zwischenwellenzahnrad 213.
[74] Zusätzlich ist in dem Antriebsstrang zwischen dem Dieselmotor 202 und dem Propeller 204 eine Innenzahnradpumpe 214 angeordnet. Vorteilhafter Weise ist hinsichtlich der Innen- zahnradpumpe 214 somit kein weiterer Getriebestrang für das Betreiben der Innenzahnradpumpe 214 an dem Flugzeugpropellerantrieb 201 bzw. an dem Drei- Wellen-Getriebe 211 erforderlich, so dass die Innenzahnradpumpe 214 unmittelbar an einer Welle des Antriebsstranges angeordnet ist. Vielmehr wird die Innenzahnradpumpe 214 von einer Welle des Antriebsstrangs zwischen dem Dieselmotor 202 und dem Propeller 204 angetrieben. Vorteilhafter Weise kann die Innenzahnradpumpe 214 hierdurch auch im Inneren eines Getriebegehäuses 21 IA des Drei- Wellen-Getriebes 21 1 untergebracht werden, so dass der gesamte Flugzeugpropellerantrieb 201 vorteilhafter Weise sehr kompakt gebaut werden kann.
[75] Die gegenüber den zuvor dargestellten Ausführungsbeispielen zusätzliche Innenzahnradpumpe 214 wird vorwiegend dazu verwendet, ein Schmiermittel an Bauteile, insbesondere des Drei- Wellen-Getriebes 211, zu fördern, welche für ihren ordnungsgemäßen Betrieb mit Schmiermittel versorgt werden müssen, und dient somit als Ersatz oder Ergänzung zu einer Schmierung über Kegelrollenlager.
[76] Der in der Figur 4 gezeigte Flugzeugpropellerantrieb 301 umfasst ebenfalls im Wesentlichen die Bauteile Dieselmotor 302, Drei- Wellen-Getriebe 311, Propeller 304, Getriebeein- gangswelle 305, Propellerwelle 306, Zwei-Massen-Schwungrad 307, Rutschkupplung 308, Eingangswellenzahnrad 309, Propellerwellenzahnrad 310, Zwischenwelle 312, Zwischenwellenzahnrad 313. In diesem Ausfuhrungsbeispiel verfügt der Flugzeugpropellerantrieb 301 über eine Außenzahnradpumpe 315, die mittels der Propellerwelle 306 angetrieben wird. Da die Außenzahnradpumpe 315 somit von einer Welle des Antriebsstranges zwischen dem Dieselmo- tor 302 und dem Propeller 304 angetrieben wird, kann die Außenzahnradpumpe 315 ebenfalls in einem Getriebegehäuse 31 IA des Drei- Wellen-Getriebes 31 1 platziert sein, was auch ohne die Merkmale vorliegender Erfindung zu einer baulichen Vereinfachung eines Flugzeigantriebes führt. Dieser Vorteil ergibt sich insbesondere auch, obgleich die Außenzahnradpumpe 315 bei diesem Ausführungsbeispiel lediglich mittelbar von dem Antriebsstrang angetrieben wird, Mittels der Außenzahnradpumpe 315 ist entsprechend der Innenzahnradpumpe des vorstehend beschriebenen Ausführungsbeispiels die Schmiermittelversorgung an Schmierstellen des Flugzeugpropellerantriebs 301 sichergestellt.
[77] Der in der Figur 5 gezeigte Flugzeugpropellerantrieb 401 stellt im Wesentlichen ein weiteres Ausfuhrungsbeispiel zu dem Flugzeugpropellerantrieben aus den Figuren 1 und 2 dar. Der Flugzeugpropellerantrieb 401 umfasst ebenfalls einen Dieselmotor 402, ein Zwei- Wellen- Getriebe 403 und einen Propeller 404. Neben einer Getriebeeingangswelle 405 umfasst der Flugzeugpropellerantrieb 401 lediglich eine Propellerwelle 406. An der Getriebeeingangswelle 405 sind eine Rutschkupplung 408 und ein Zwei-Massen-Schwungrad 407 angebracht.
[78] Sowohl die Getriebeeingangswelle 405 als auch die Propellerwelle 406 sind nicht mit Wellenzahnrädern (siehe beispielsweise Figur 1, Bezugsziffern 8, 10) ausgestattet, welche unmittelbar miteinander kämmen, sondern mit einem Eingangswellenzahnriemenrad 409A bzw. einem Propellerwellenzahnriemenrad 410A. Hierbei werden Kräfte bzw. Drehmomente von dem Eingangswellenzahnriemenrad 409A auf das Propellerwellenzahnriemenrad 410A mittels eines Zahnriemens 416 aus einem hochfesten elastischen Material übertragen.
[79] Je nach Ausfuhrungsvariante kann der Zahnriemen 416 in anderen Ausfuhrungsbeispielen durch eine entsprechende Zahnkette ersetzt werden. Es ist klar, dass in einer derart gelagerten Ausfuhrungsvariante ebenfalls die Zahnriemenräder 409 A bzw. 410A durch geeignete Zahnräder ausgetauscht werden müssen.
[80] Es versteht sich des Weiteren, dass der Flugzeugpropellerantrieb 401 ebenfalls mit einer Innenzahnradpumpe oder alternativ hierzu mit einer Außenzahnradpumpe ausgestattet werden kann.
[81 ] Der in der Figur 6 beschriebene Flugzeugpropellerantrieb 501 weist einen Hybridantrieb 517, bestehend aus einem Dieselmotor 502 und einer Elektromaschine 518, auf. Die Elektromaschine 518 kann kumulativ oder alternativ zu dem Dieselmotor 502 hinzugeschaltet werden und so entweder eine Leistungssteigerung im Flugzeugpropellerantrieb 501 bewirken oder ausschließlich eine erforderliche Antriebsleistung erbringen. Vorliegend ist die Elektro- maschine 518 als bifunktionale Elektromaschine ausgelegt. In einer alternativen Ausfuhrungsform kann dieses auch ein reiner Elektromotor sein.
[82] Gesteuert wird der Betrieb der Elektromaschine 518 mittels einer geeigneten Elektro- maschinesteuerung 518A, welche mittels geeigneter Steuerleitungen 518B zwischen der Elekt- romaschine 518 und einer Batterie 518C angeordnet ist.
[83] Die Batterie 518C wird mittels der Elektromaschine 518 geladen, wenn die Elektromaschine 518 mittels der Elektromaschinensteuerung 518A als Elektrogenerator geschaltet ist. Benötigt der Flugzeugpropellerantrieb 501 während einer bestimmten Flugphase zusätzliche Leistung, die von dem Dieselmotor 502 alleine nicht aufgebracht werden kann, schaltet die Elektromotorsteuerung 518A die Elektromaschine 518 als Motor hinzu, wobei dieser dann mittels Energie aus der Batterie 518C angetrieben wird.
[84] Mittels der derart hinzu geschalteten Elektromaschine 518 wird zusätzliche Leistung in dem Flugzeugpropellerantrieb 501 eingespeist.
[85] Hierzu sitzt die Elektromaschine 518 vorteilhafter Weise direkt auf einer Getriebeein- gangswelle 505 des Flugzeugpropellerantriebs 501, so dass die Leistung der Elektromaschine 518 direkt in die Getriebeeingangswelle 505 eingeleitet werden kann. Idealerweise bildet eine Leistungsausgangswelle (hier nicht explizit beziffert) der Elektromaschine 518 zumindest einen Teil der Getriebeeingangswelle 505.
[86] Die Elektromaschine 518 bildet somit ein Mittel zur Erhöhung einer Nennleistung des Flugzeugpropellerantriebs 501. Die so an der Getriebeeingangswelle 505 vorgesehene Elektromaschine 518 ersetzt in diesem Ausführungsbeispiel darüber hinaus ein Zwei-Massen- Schwungrad, wie es beispielsweise bei dem Flugzeugpropellerantrieb 401 aus der Figur 5 (siehe Ziffer 407) noch vorgesehen ist. Hierdurch wird bei diesem Ausführungsbeispiel vorteilhafter Weise durch die Elektromaschine 518 eine Bauteilreduzierung erzielt, da nunmehr auf ein Zwei-Massen-Schwungrad verzichtet werden kann. Es ersteht sich, dass es sich bei dieser Batterie 518C vorzugsweise um eine Hochleistungsbatterie handelt und in alternativen Ausführungsformen statt der Batterie 518C auch Ultrakondensatoren bzw. eine Kombination aus Batterie und Ultrakondensatoren sowie ergänzend eine herkömmliche Batterie vorteilhaft genutzt werden kann.
[87] Ansonsten weist der Flugzeugpropellerantrieb 501 einen identischen Antrieb auf. An der Getriebeeingangswelle 505 ist hinter der Elektromaschine 518 eine Rutschkupplung 508 vorgesehen, um den Flugzeugpropellerantrieb 501 vor der Gefahr einer Überlastung zu schützen. Des Weiteren weist der Flugzeugpropellerantrieb 501 ein Zwei- Wellen-Getriebe 503 auf, welches neben der bereits erläuterten Getriebeeingangswelle 505 noch eine Propellerwelle 506 mit einem daran angeordneten Propeller 504 besitzt.
[88] Eine Kraft- bzw. Drehmomentübertragung zwischen der Getriebeeingangswelle 505 und der Propellerwelle 506 wird über einen Zahnriemen 516 erzielt, der mit einem geeigneten Eingangswellenzahnriemenrad 509A und einem Propellerwellenzahnriemenrad 510A wechselwirkt. Der Flugzeugpropellerantrieb 501 kann ebenfalls entweder mit einer Innenzahnradpumpe oder mit einer Außenzahnradpumpe, wie vorstehend erläutert, ausgestattet werden.
[89] Neben der zuvor beschriebenen Zahnriemenvariante hinsichtlich des Flugzeugpropel- lerantriebes 501 zeigt der Flugzeugpropellerantrieb 601 aus der Figur 7 einen Hybridantrieb 617 in Verbindung mit einem Zwei- Wellen-Getriebe 603, bei welchem eine Getriebeeingangswelle 605 und eine Propellerwelle 606 bzw. deren Eingangswellenzahnrad 609 und Propellerwellenzahnrad 610 unmittelbar miteinander kämmen.
[90] Der Hybridantrieb 617 besteht auch in diesem Ausführungsbeispiel aus einem Diesel- motor 602 und einer zwischen diesem und einer Rutschkupplung 608 angeordneten Elektromaschine 618. Insbesondere die Steuerung der Elektromaschine 618 geschieht mittels einer Elekt- romaschinensteuerung 618 A, die über Steuerleitungen 618B zum einen mit der Elektromaschine 618 und zum anderen mit einer Batterie 618C verbunden ist. Es ersteht sich, dass statt einer Rutschkupplung - auch unabhängig von den übrigen Merkmalen vorliegender Erfindung eine Überlastkupplung mit einer Sollbruchstelle als Überlastsicherung zur Anwendung kommen kann. [91] Auch bei diesem Ausführungsbeispiel ergeben sich die bereits vorstehend erläuterten Vorteile hinsichtlich der Elektromaschine 618 und alle damit im Zusammenhang stehenden weiteren Flugzeugpropellerantriebkomponenten.
[92] Der Flugzeugpropellerantrieb 701 aus der Figur 8 hat bis auf ein Drei- Wellen-Getriebe 711 einen identischen Aufbau wie der Flugzeugpropellerantrieb 601 aus der Figur 7, so dass auf wiederholende Erläuterungen verzichtet wird. Dennoch seien die wesentlichen Bauteile bzw. Bauteilgruppen des Flugzeugpropellerantriebs 701 kurz erwähnt. Das Drei- Wellen- Getriebe 71 1 umfasst eine Getriebeeingangswelle 705 und eine Propellerwelle 706 zwischen denen eine Zwischenwelle 712 geschaltet ist. Zur Kräfte- bzw. Drehmomentübertragung zwi- sehen den einzelnen Wellen 705, 706 und 712 kämmen ein Eingangswellenzahnrad 709, ein Zwischenwellenzahnrad 713 und ein Propellerwellenzahnrad 710 miteinander.
[93] An der Getriebeeingangswelle 705 ist zwischen einer Rutschkupplung 708 und dem Dieselmotor 702 die Elektromaschine 718 befestigt, wobei insbesondere der Betrieb der Elektromaschine 718 mittels einer Elektromaschinensteuerung 718A gesteuert wird. Um die Elekt- romaschine 718 ansteuern zu können, sind Steuerleitungen 718B vorgesehen, mit welchen die Elektromaschine 718 auch an einer Batterie 718C angeschlossen ist.
[94] Abschließend sei noch zu den beiden Flugzeugpropellerantrieben 601 und 701 erwähnt, dass beide entweder mit einer Innenzahnradpumpe oder mit einer Außenzahnradpumpe ausgestattet werden können.
[95] Das in den Figuren 9 und 10 dargestellte Zwei-Massen-Schwungrad 1407 beschreibt detailliert ein Ausfuhrungsbeispiel eines Zwei-Massen-Schwungrades mit einer integrierten Rutschkupplung, wie es in einem der vorstehend beschriebenen Flugzeugpropellerantriebe vorteilhaft eingesetzt werden kann.
[96] Das Zwei-Massen-Schwungrad 1407 umfasst eine Primärmasse 1420 und eine Sekun- därmasse 1421. Hierbei umfasst die Primärmasse 1421 ein Primärblech 1422 und einen Zentrierflansch 1423. Das Primärblech 1422 trägt des Weiteren einen Anlasserkranz 1424. Die Sekundärmasse 1421 umfasst im Wesentlichen eine Sekundärplatte 1425, die über ein Gleitlager 1426 auf dem Zentrierflansch 1423 drehbar gelagert ist. [97] Neben dieser Drehlagerung wechselwirken die beiden Massen 1420 und 1421 über eine Feder-Dämpfer- Anordnung 1427 miteinander. Diese Feder-Dämpfer- Anordnung 1427 umfasst einen Federteil 1428 und einen Reibteil 1429. Hierbei versteht es sich, dass der Federteil 1428 gegebenenfalls nicht ausschließlich federnd sondern auch reibend und mithin dämpfend bzw. Energie umwandelnd wirkt, während der Reibteil 1429 nicht nur dämpfend wirkt, sondern in gewissen Grenzen auch federnde Eigenschaften aufweisen kann.
[98] Bei den in den Figuren 9 und 10 dargestellten Zwei-Massen- Rutschkupplungsschwungrad 1407, welches beispielsweise bei den vorgenannten Ausführungsbeispielen zur Anwendung kommen kann, sind jeweils primärseitige bzw. sekundärseitige Baugruppen vorgesehen, die von der jeweiligen Masse 1420 bzw. 1421 zu der Feder-Dämpfer- Anordnung 1427 bzw. dem Federteil 1428 und zu dem Reibteil 1429 eine Wirkverbindung schaffen.
[99] Primärseitig ist dieses bezüglich des Federteils 1428 eine primäre Federdoppelscheibe 1430, welche Federn 1431 des Federteils 1428 umgreift und welche auf dem Zentrierflansch 1423 über Schraubverbindungen durch Schraubenlöcher 1432 drehfest bezüglich der Primärmasse 1420 bzw. bezüglich des Primärblechs 1422, des Zentrierflansches 1423 und eines Abstandblechs 1433 positioniert ist. Dementsprechend weist die Sekundärmasse 1421 eine sekundärseitige Federscheibe 1434 auf, welche über eine Nietverbindung in Öffnungen 1435 an der Sekundärplatte 1425 positioniert ist und ebenfalls die Feder 1431 umgreift. Das Federteil 1428 umfasst darüber hinaus eine freie Federplatte 1436, welche der Positionierung der Federn 1431 dient.
[100] Der Reibteil 1429 umfasst primärseitig zwei Anpressscheiben 1437 und 1438 sowie Keile 1439 und 1440, die über eine Tellerfeder 1441 axial aufeinander zugespannt sind, welche zwischen dem zweiten Keil 1440 und der zweiten Anpressscheibe 1438 angeordnet ist. Die Keile 1439 und 1440 weisen in Umfangsrichtung variierende Stärken auf. Hierbei ist einer der Keile 1439, 1440, nämlich der an der ersten Anpressscheibe 1437 anliegende erste Keil 1439 in Drehverbindung mit der sekundärseitigen Federscheibe 1442 der Sekundärmasse 1421, wobei der erste Keil 1439 in Umfangsrichtung erste Anschläge 1443 aufweist, gegen die sekundärsei- tige Federscheibe 1442 bei bestimmten Verdrehwinkeln mit weiteren Anschlägen 1444 anschlägt.
[101] Die erste Anpressscheibe 1437 ist als Gleitscheibe ausgestaltet, auf der die ersten Keile 1439 gleiten können. Die zweiten Keile 1440 sind drehfest mit der Tellerfeder 1441 und der ersten Anpressscheibe 1437 verbunden, wobei die Tellerfeder 1441 ihrerseits drehfest über die zweite Anpressscheibe 1438 mit dem Primärblech 1422 verbunden ist, welcher in eine nicht bezifferten Nut des Primärblechs 1422 fixiert wurde. Durch diese Anordnung können über den Verdrehwinkel zwischen den beiden Massen 1420 und 1421 variierende Reibungskräfte erzeugt werden.
[102] Das Zwei-Massen-Rutschkupplungsschwungrad 1407 ist mittels der Sekundärplatte 1425 über Schrauben 1445 mit einem Kupplungsgehäuse 1446 verbunden, welches seinerseits eine Kupplungsandruckplatte 1447 mit einer Tellerfeder 1448 trägt, welche die Kupplungsandruckplatte 1447 gegen eine Reibscheibe 1449 drückt, welche zwischen der Kupplungsandruckplatte 1447 und der Sekundärplatte 1425 eingeklemmt wird. Im Wesentlichen ist mittels der Sekundärplatte 1425, der Kupplungsandruckplatte 1447 und der Reibscheibe 1449 eine integrierte Rutschkupplung 1450 realisiert.
[103] Im reibschlüssigen Zustand wird ein Drehmoment von einer Antriebswelle 1452 über die Primärmasse 1420, die Feder-Dämpfer- Anordnung 1427 und die Sekundärmasse 1421 sowie die Kupplungsandruckplatte 1447 auf die Reibscheibe 1449 und hiermit auf eine mit der Reibscheibe 1449 verbundene Antriebswelle 1452 übertragen. Die Antriebswelle 1452 ist über Schrauben, welche in Schraubenöffnungen 1453 der Baugruppen 1422, 1423, 1430 und 1433 angeordnet sind, mit der Primärmasse 1420 verbunden. Die Gesamtanordnung ist in einem Kupplungsraum 1451 angeordnet.
Bezugsziffernliste:
1 209 Eingangswellenzahnrad
Flugzeugpropellerantrieb
2 210 Propellerwellenzahnrad
Dieselmotor
211 Drei-Wellen-Getriebe
3 Zwei- Wellen-Getriebe
5 4 211A Getriebegehäuse
Propeller
5 35 212 Zwischenwelle
Getriebeeingangswelle
6 Propellerwelle 213 Zwischenwellenzahnrad
214 Innenzahnradpumpe
7 Zwei-Massen-Schwungrad
8 301 Flugzeugpropellerantrieb
Rutschkupplung
302 Dieselmotor
10 9 Eingangswellenzahnrad
40 304 Propeller
10 Propellerwellenszahnrad
305 Getriebeeingangswelle
101 Flugzeugpropellerantrieb
306 Propellerwelle
102 Dieselmotor
307 Zwei-Massen-Schwungrad
104 Propeller
308 Rutschkupplung
15 105 Getriebeeingangswelle
45 309 Eingangswellenzahnrad
106 Propellerwelle
310 Propellerwellenzahnrad
107 Zwei-Massen-Schwungrad
311 Drei- Wellen-Getriebe
108 Rutschkupplung
311A Getriebegehäuse
109 Eingangswellenzahnrad
312 Zwischenwelle
20 110 Propellerwellenzahnrad
50 313 Zwischenwellenzahnrad
111 Drei-Wellen-Getriebe
315 Außenzahnradpumpe
1 12 Zwischenwelle
401 Flugzeugpropellerantrieb
1 13 Zwischenwellenzahnrad
402 Dieselmotor
201 Flugzeugpropellerantrieb
403 Zwei- We 1 len-Getr iebe
25 202 Dieselmotor
55 404 Propeller
204 Propeller
405 Getriebeeingangswelle
205 Getriebeeingangswelle
406 Propellerwelle
206 Propellerwelle
407 Zwei-Massen-Schwungrad
207 Zwei-Massen-Schwungrad
408 Rutschkupplung
30 208 Rutschkupplung
60 409A Eingangswellenzahnriemenrad 410A Propellerwellenzahnriemenrad 618C Hochleistungsbatterie
416 Zahnriemen 701 Flugzeugpropellerantrieb
501 Flugzeugpropellerantrieb 35 702 Dieselmotor
502 Dieselmotor 704 Propeller
5 503 Zwei- Wellen-Getriebe 705 Getriebeeingangswelle
504 Propeller 706 Propellerwelle
505 Getriebeeingangswelle 708 Rutschkupplung
506 Propellerwelle 40 709A Eingangswellenzahnriemenrad
507 Zwei-Massen-Schwungrad 710A Propellerwellenzahnriemenrad
10 508 Rutschkupplung 71 1 Drei- Wellen-Getriebe
509A Eingangswe llenzahnriemenrad 712 Zwischenwelle
510A Propellerwellenzahnriemenrad 713 Zwischenwellenzahnrad
516 Zahnriemen 45 716 Zahnriemen
517 Hybridantrieb 717 Hybridantrieb
15 518 Elektromaschine 718 Elektromaschine
518A Elektromaschinensteuerung 718A Elektromaschinensteuerung
518B Steuerleitungen 718B Steuerleitungen
518C Hochleistungsbatterie 50 718C Hochleistungsbatterie
601 Flugzeugpropellerantrieb 1407 Zwei-Massen-Schwungrad
20 602 Dieselmotor 1420 Primärmasse
603 Zwei-Wellen-Getriebe 1421 Sekundärmasse
604 Propeller 1422 Primärblech
605 Getriebeeingangswelle 55 1423 Zentrierflansch
606 Propellerwelle 1424 An lasserzahnkranz
25 608 Rutschkupplung 1425 Sekundärplatte
609A Eingangswellenzahnriemenrad 1426 Gleitlager
610A Propellerwellenzahnriemenrad 1427 Feder-Dämpfer-Anordnung
616 Zahnriemen 60 1428 Federteil
617 Hybridantrieb 1429 Reibteil
30 618 Elektromaschine 1430 Federdoppelscheibe
618A Elektromaschinensteuerung 1431 Federn
618B Steuerleitungen 1432 Schraubenlöcher 1433 Abstandsblech 1444 weitere Anschläge
1434 sekundärseitige Federscheibe 1445 Schrauben
1435 Öffnungen 1445 Kupplungsgehäuse
1436 freie Federplatte 1447 Kupplungsandruckplatte 1437 erste Anpressscheibe 15 1448 Tellerfeder
1438 zweite Anpressscheibe 1449 Reibscheibe
1439 erster Keil 1450 integrierte Rutschkupplung
1440 zweiter Keil 1451 Kupplungsraum
1441 Tellerfeder 1452 Antriebswelle 1443 erste Anschläge 20 1453 Schraubenöffnung

Claims

Patentansprüche:
1. Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor, dadurch gekennzeichnet, dass der Antriebsstrang einen Drehschwingungsdämpfer aufweist.
2. Flugzeugpropellerantrieb nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Drehschwingungsdämpfer ein Zwei-Massen-Schwungrad (7) umfasst.
3. Flugzeugpropellerantrieb nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Drehschwingungsdämpfer eine Masseverteilung aufweist, bei welcher eine Primärmasse (420) des Drehschwingungsdämpfers mehr als 35 %, vorzugsweise bis 65 %, und eine Sekundärmasse (421 ) des Drehschwingungsdämpfers weniger als 65 %, vorzugsweise bis 35 %, der Drehschwingungsdämpfermasse beträgt.
4. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Drehschwingungsdämpfer eine Primärmasse (420) mit einem Trägheitsmoment zwischen 0,035 kg/m2 und 0,220 kg/m2 aufweist.
5. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Drehschwingungsdämpfer Mittel zum Bereitstellen von zusätzlichen Dämpfungsmassen aufweist, welche zur Übertragung von Antriebskräften ungeeignet sind.
6. Flugzeugpropellerantrieb nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass mittels der Mittel für die zusätzlichen Dämpfungsmassen zusätzliche Trägheitsmomente für die
Schwingungsdämpfung bereitstellbar sind.
7. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Mittel für die zusätzliche Dämpfungsmassen Bauteile und/oder Bauteilgruppen mit einem Gewicht von mehr als 100 g umfassen.
8. Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor, dadurch gekennzeichnet, dass der Antriebsstrang eine hydrodynamische Kupplung, wie einen Wandler, insbesondere eine Föt- tinger-Kupplung, aufweist.
9. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Antriebsstrang im Übrigen, d.h. mit Ausnahme eines Drehschwingungsdämpfers bzw. einer hydrodynamischen Kupplung, starr ist.
10. Flugzeugpropeller nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Antriebsstrang eine Sollbruchtrenneinrichtung aufweist.
11. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 10, gekennzeichnet durch eine Schmiermittelpumpe zum Bereitstellen von Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche des Flugzeugpropellerantriebs, wie etwa Lager und/oder Zahnräder, wobei die Schmiermittelpumpe unmittelbar an einer Antriebswelle des Motors oder des Antriebsstrangs bzw. an einer Getriebeeingangswelle angeordnet ist.
12. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 1 1 , gekennzeichnet durch eine Schmiermittelpumpe zum Bereitstellen von Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche des Flugzeugpropellerantriebs, wie etwa Lager und/oder Zahnräder, wobei die Schmiermittelpumpe ein Kegelrollenlager des Flugzeugspropellerantriebs umfasst.
13. Flugzeugprope Herantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 12, gekennzeichnet durch eine Schmiermittelpumpe zum Bereitstellen von Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche des Flugzeugpropellerantriebs, wie etwa Lager und/oder Zahnräder, wobei die Schmiermittelpumpe mittels eines Kegelrollenlagers des Flugzeugspropellerantriebs gebildet ist.
14. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 13, gekennzeichnet, durch einen Hybridantrieb (517) zum Antreiben des Flugzeugpropellers (501).
15. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 14, gekennzeichnet, durch Mittel zur Steigerung einer Antriebsleistung des Flugzeugpropellerantriebs (501).
16. Flugzeugpropellerantrieb nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Mittel zur Steigerung der Antriebsleistung einen Elektromotor (518) umfassen.
17. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, dass ein Elektromotor (518) auf einer Getriebewelle des Flugzeugpropellerantriebs (501) angeordnet ist.
18. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass eine Leistungsausgangswelle eines Elektromotors (518) zumindest einen Teil einer Getriebewelle des Flugzeugpropellerantriebs (501) bildet.
19. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass ein Elektromotor (518) zwischen einer Kupplung, insbesondere einer Rutschkupplung (508), und einem weiteren Antriebsmotor (502) angeordnet ist.
20. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 19, dadurch gekennzeich- net, dass ein Elektromotor (518) entkoppelbar von einer Propellerwelle (506) auf einer Getriebewelle angeordnet ist.
21. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 16 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der Elektromotor eine bifunktionale Elektromaschine ist.
22. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 21, dadurch gekennzeich- net, dass ein Drehschwingungsdämpfer des Flugzeugpropellerantriebs (501) eine bifunktionale Elektromaschine (518) umfasst.
23. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 14 bis 22, gekennzeichnet durch einen Speicher für elektrische Energie in Form einer Hochleistungsbatterie eines Ultrakondensators.
24. Flugzeugpropellerantrieb nach einem der Ansprüche 1 bis 23, gekennzeichnet durch zwei Motoren, deren Drehmoment und/oder Drehzahl bei Bedarf addiert werden kann.
25. Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers mit einem Motor, dadurch ge- kennzeichnet, dass Schwingungen insbesondere des Motors mittels eines Drehschwingungsdämpfers und/oder einer hydrodynamischen Kupplung gedämpft werden.
26. Verfahren nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, dass mittels eines Lagers, insbesondere eine Kegelrollenlagers, des Flugzeugpropellerantriebs Schmiermittel zu Schmiermittel benötigende Bereiche gefördert werden.
27. Verfahren nach Anspruch 25 oder 26, dadurch gekennzeichnet, dass der Flugzeugpropellerantrieb (501) in einem ersten Betriebszustand von einem ersten Motor, etwa einem Verbrennungsmotor (502), angetrieben und der Flugzeugpropellerantrieb (501) in einem zweiten Betriebszustand alternativ oder kumulativ von einem zweiten Motor, etwa einem Elektromotor (518), angetrieben wird.
28. Verfahren nach Anspruch 25 bis 27, dadurch gekennzeichnet, dass der Flugzeugpropellerantrieb (501) von einem ersten Motor, etwa einem Verbrennungsmotor (502), angetrieben und der Flugzeugpropellerantrieb (501) bei einem gesteigerten Leistungsbedarf zusätzlich von einem zweiten Motor, etwa einem Elektromotor (518), angetrieben wird.
29. Verfahren nach Anspruch 27 oder 28, dadurch gekennzeichnet, dass sowohl der erste
Motor als auch der zweite Motor dauerhaft betrieben werden können.
30. Verfahren nach Anspruch 25 bis 29, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest während leistungsintensiver Betriebs- bzw. Flugphasen, wie etwa bei einem Start oder einem Steigflug, ein weiterer Motor (518) zusätzlich zu einem ersten Motor (502) eine gemeinsame Getriebewelle antreibt.
31. Verfahren nach Anspruch 25 bis 30, dadurch gekennzeichnet, dass mittels einer Elektromaschine, mit welcher elektrische Energie bereit gestellt wird, zusätzliche Antriebsleistung in den Flugzeugpropellerantrieb (501) eingeleitet wird.
32. Verfahren nach einem der Ansprüche 27 bis 31, dadurch gekennzeichnet, dass elekt- rische Energie in einem Ultrakondensator zwischengespeichert wird.
33. Verwendung eines Lagers, insbesondere eines Kegelrollenlagers, eines Flugzeugpropellerantriebs, insbesondere eines Motors des Flugzeugpropellerantriebs, als Schmiermittelpumpe, mittels welcher Schmiermittel an Schmiermittel benötigende Bereiche gefördert wird.
34. Verwendung einer Elektromaschine eines Flugzeugpropellerantriebs als Mittel zur
Steigerung einer Antriebsleistung des Flugzeugpropellerantriebs.
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