WO2013186009A1 - Hybridflugzeug - Google Patents

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WO2013186009A1
WO2013186009A1 PCT/EP2013/060170 EP2013060170W WO2013186009A1 WO 2013186009 A1 WO2013186009 A1 WO 2013186009A1 EP 2013060170 W EP2013060170 W EP 2013060170W WO 2013186009 A1 WO2013186009 A1 WO 2013186009A1
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aircraft
propeller
unit
generation unit
power
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PCT/EP2013/060170
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Inventor
Frank Anton
Swen GEDIGA
Johannes Wollenberg
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Siemens Aktiengesellschaft
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Priority to SI201330226A priority patent/SI2844556T1/sl
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    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
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    • Y10S903/903—Prime movers comprising electrical and internal combustion motors having energy storing means, e.g. battery, capacitor

Definitions

  • the invention relates to an aircraft and to a method for producing an aircraft.
  • the aircraft has a Burn ⁇ voltage combustion engine, by means of which a drive power for driving a propeller of the aircraft can be generated.
  • An aircraft is to be understood in particular as a motor-operated fixed-wing aircraft.
  • the term aircraft also includes, for example, rotary-wing aircraft (rotor aircraft, helicopters) and motor gliders.
  • a self-launchable glider which has a rechargeable ⁇ DC voltage source and an electric drive with at least two electric motors to drive each one Pro ⁇ peller.
  • the glider may also include an internal combustion engine with an electrical generator coupled thereto for charging the DC power source during flight. have ges.
  • the internal combustion engine and the electric generator together form an emergency generator.
  • the electric motors are supplied with energy from the rechargeable DC voltage source.
  • the related performance must be redu ⁇ ed or DC power source to be recharged by means of the emergency power generator ⁇ .
  • the document US 2 462 201 A describes an aircraft with an electrically driven propeller and a generator driven by a turbine.
  • the generator and electric motor for the propeller are directly coupled via a 3-phase generator bus.
  • the generator and the turbine are close to the center of gravity of the aircraft angeord ⁇ net.
  • the document US 4 605 185 A describes an aircraft with electrically driven propellers which draw their electrical energy from a generator which is driven by an internal combustion engine.
  • the combustion engine is so powerful that the aircraft can fly at a higher speed than usual.
  • a battery for the power supply is provided, which allows an emergency operation of the electric motors.
  • the publication DE 10 2008 014 404 A1 describes an aircraft having a hybrid drive, wherein a fuel motor drives a generator for power generation and the current feeds an electric motor acting as a primary drive and / or a backup battery, the electric motor also receiving power can be fed from the backup battery.
  • the electric motor is fed from the backup battery when the fuel motor fails, for which the backup battery is designed such that always a safe landing of the air ⁇ vehicle is guaranteed by the batteries are designed so that a residual flight time of 15 minutes is possible.
  • WO 2011/144690 AI a helicopter is described in which rotors are driven by electric machines, wherein the required electrical energy is generated by a motor-generator unit. Furthermore, the electric generated by the generators
  • Energy can be delivered to an electrical storage, so that the energy cached by this can be used for Notver ⁇ supply of electrical machines, if one or more of the internal combustion engines of the motor-generator units fail.
  • the cached energy can also be used to operate tips in the required power of the electrical machines.
  • the publication DE 195 25 267 C2 describes a drive which uses hydrogen as the energy source, which generates as required directly or by a reaction of lithium, sodium and other basic elements and water and then with the aid of a drive unit, such as a gas turbine or a diesel engine, or a heat engine with generator in drive energy is transformed.
  • a drive unit such as a gas turbine or a diesel engine, or a heat engine with generator in drive energy is transformed.
  • a tilt wing aircraft is described in which is provided for driving power required for all propeller by a common motor or turbine unit and the power then an electrical coupling, depending on the mission object opti mized ⁇ on the Propeller is distributed, which are driven by electric motors ⁇ ren.
  • the document US 1,511,448 A describes an aircraft with an electrically driven propeller, wherein the electric drive motor draws its energy from a generator which is driven by a motor.
  • the engine may be located in the nose of the aircraft, while the propellers may be attached to the wings with the electric motors.
  • a power generation system supplies electrical energy via an inverter to a first electric motor of a main rotor of a helicopter.
  • the power generation system may include, for example, a Wankel engine and a generator. In a cruise of the helicopter, if the tripod ⁇ may not be as large for the electric motor of the main rotor as when starting, the thus available additional power of the power supply system for charging the battery can be ge ⁇ uses.
  • auxiliary power unit can also be an electric motor with propeller driven by electric batteries.
  • An object of the invention is to provide more constructive degrees of freedom in the manufacture of an aircraft in To create mood suitable positions for both the propeller and the internal combustion engine.
  • the invention makes possible a sensible distribution of the individual components of the aircraft drive in or on the aircraft.
  • the internal combustion engine is not provided as a mechanical drive for the propeller, but as part of a power generation unit, which in addition to the internal combustion engine still includes a coupled thereto via a shaft electric generator. So with the engine electrical ⁇ cal energy is first generated.
  • the propeller is now provided as a constituent part of a ⁇ thrust producing unit, which still comprises an electric motor in addition to the propeller, which is coupled to this via a shaft.
  • the thrust generating unit and the power generation unit are electrically coupled to each other ⁇ .
  • the generator is coupled to the electric motor by means of an electrical transmission device.
  • these electrical transmission means may comprise flexible cable, can be via which electrical power from the generator to the electric motor transmitted.
  • the relative position of the energy generating unit and the thruster generating unit to one another can thus be freely selected. There are additional constructive degrees of freedom, which make it possible to determine the position of the thrust generating unit regardless of the position of the power generation unit in the construction of the aircraft.
  • the invention provides accordingly to determine a position for making the airplane for the Ener ⁇ gieer Wegungsappel at which the power generating unit may be disposed on the plane.
  • the position for the thrust generating unit is thereby regardless of the position of the power generation unit determined.
  • the generator and the thrust generating unit are then electrically coupled via the transmission device.
  • the aircraft according to the invention accordingly has a thrust ⁇ generating unit of the said type and a Energyerzeu ⁇ supply unit of the type mentioned. Further includes aircraft according to the invention, the electrical over- described tragungs adopted, which is adapted to transmit electrical energy from the power generation unit to the Schuberzeu ⁇ supply unit.
  • inventive flight ⁇ imaging is now a distance between the thrust generating unit and the power generating unit at least 0.5 m, in particular more than 1.0 m, preferably more than 1.5 m. This makes it possible to place the thrust generating unit at a aerodyna ⁇ mixing favorable location on the aircraft fuselage or the wings and at the same flow-protected power generation unit in the fuselage and other design criteria favorable to arrange.
  • the mechanical decoupling of the thrust generating unit of a ⁇ part, and the power generation unit brings further the advantage that a particularly economical operation of the internal combustion engine is made ⁇ light.
  • the maximum possible power output of the combustion ⁇ combustion engine is smaller than the thrust required at a start of the aircraft (MTOP - Maximum Take-off Power - maxi- mum starting performance) is.
  • the aircraft can significantly smaller internal combustion engine aufwei ⁇ sen, as a conventional aircraft, in which the propeller ler directly on the internal combustion engine is trie ⁇ ben is, so they must be able to muster the MTOP.
  • a consumption-optimized operation of the internal combustion engine is at a power output of the combustion ⁇ engine in a range of 100% to 130% of the intended travel performance of the aircraft.
  • MCP Maximum Continuous Power - maximum continu ⁇ ously be generated power
  • a power value can produce what the aircraft for the thrust generation during the trip between the initial phase and the landing phase must.
  • the MCP is usually between 30% and 70% of the MTOP.
  • the maximum roastan ⁇ administration may be smaller than the MTOP, the operation can be selected on MA ⁇ ximalem efficiency near the MCP.
  • the aircraft according to the invention provides that at least one further energy supply device for supplying the thrust generating device is provided with additional electrical energy, wherein the at least one further energy supply device comprises a battery or a fuel cell.
  • the at least one further energy supply device can be arranged, for example, in a wing of the aircraft.
  • the power generation unit can be assisted at the start of the aircraft to provide the required MTOP.
  • no additional noise for the thrust generating unit, a position is preferably determined by which at least one, preferably at least two, of the following conditions is fulfilled during flight operation.
  • the first condition states that the propeller is ⁇ will flow freely. A free flow is given when there is no further component of the aircraft in the aircraft longitudinal direction in front of the propeller, which significantly influences the flow of the air flowing towards the propeller.
  • the second condition is that a flow of air generated by the propeller flows freely.
  • a free outflow means that accelerated, outflowing air from the thrust generation unit does not strike any other component of the aircraft which significantly affects the air flow.
  • the airflow usually hits the aircraft fuselage (propeller at the bow) or a wing, which significantly impairs lift and propulsion compared to a free-flowing airflow.
  • the third condition states that a driving force generated by the Schuberzeu ⁇ supply unit is transmitted in a predetermined area on the aircraft fuselage.
  • the more lightweight propeller and electric thruster generating unit can be mounted in much more different locations on the fuselage or on a wing without that thereby the statics of the aircraft is overwhelmed. So ⁇ with the connecting point of the thrust generation means for shear transfer in the fuselage can be selected conveniently.
  • it is Dage ⁇ gen forced to adjust the position of the propeller on the statics of the aircraft.
  • the invention preferably provides that a position is determined for the power generation unit that satisfies at least one, preferably at least two, of the following conditions for flight operation.
  • the first condition states that emanating from the power generation unit ⁇ vibrations are transmitted to the aircraft fuselage, only up to a predetermined extent. Since the alignment of the internal combustion engine and the generator can be bezüg ⁇ Lich chosen completely free of the thrust generating unit, are now much more degrees of freedom in order to avoid the transmission of vibrations in the fuselage, for example, by selecting an appropriate position of the power generating unit, or by storing the Ener ⁇ gieer Wegungsappel on a vibration-damping material.
  • a rotational axis of the shaft of the Ener ⁇ gieer Wegungsaku is arranged transversely to an intended flight direction of the aircraft.
  • the action of the internal combustion engine mainly transversely to Rotati ⁇ onsachse vibration forces in the longitudinal direction of the aircraft fuselage can be aligned.
  • the longitudinal stiffness of the aircraft fuselage ⁇ is greater than the transverse stiffness usually. For this reason, only a small proportion of the vibrations are transmitted to the fuselage.
  • the second condition states that a signal generated by the generating unit Energyzeu ⁇ noise to a predetermined percentage, for example 50% or 70% which eclip ⁇ radiates from the aircraft towards the top is.
  • Such a sound conducting device may comprise, for example, a channel for guiding the sound towards the top.
  • the weight of the power generation unit at least partially balances the weight of the thrust generation unit.
  • the balancing takes place here with respect to the overall center of gravity of the aircraft.
  • an embodiment of the aircraft according to the invention provides that an overall center of gravity of the aircraft is arranged between a center of gravity of the energy generation unit and a center of gravity of the thrust generation unit.
  • the Ausba ⁇ lancieren has the advantage that the aircraft may have a shorter hull.
  • the weight of this drive must be placed on one side of Ge ⁇ center of gravity and therefore be balanced by a correspondingly elongated fuselage.
  • the electrical transmission device is provided in the aircraft according to the invention.
  • the abovementioned Ab ⁇ is bridged.
  • the three-phase current generated by the generator is transmitted directly to the electric motor and drives it.
  • the speed of the electromobility ⁇ tors is dependent on the speed of the generator.
  • the transmission device comprises an intermediate circuit to which the generator is coupled via a rectifier.
  • an intermediate circuit here is an arrangement of electrical Leitele- elements, z. B. cables and / or busbars, over which a rectified voltage is transmitted.
  • the advantage of a DC link is that the speed of the electric motor and the speed of the generator are independent of each other.
  • An inverter for driving the electric motor is disposed thereby be ⁇ vorzugt in the aircraft fuselage, thus not directly at the electric motor. This improves the aerodynamics of the aircraft.
  • there is demand for cooling capacity for the Umrich- ter this is advantageously arranged outside the aircraft ⁇ hull.
  • the inverter can also be advantageously integrated into the electric motor.
  • Electric motors it is also possible in particular, several to operate small propellers and to find corresponding favorable positions for them. For example, 4 or even 8 propellers can be provided, which then produce a thrust, which can then be distributed much more evenly than the thrust of only two propellers.
  • the propeller can be, for example, a free-running propeller or a shell propeller. Under a free-running propeller is presently understood that the blade tips of the propeller, are surrounded unlike denje ⁇ Nigen a coat propeller, not by another construction ⁇ part of the propeller.
  • any type of electric machine is used, eg a Asynchronma ⁇ machine, a synchronous machine, a DC motor.
  • the thrust generating unit also has a transmission via which the electric motor is coupled to the propeller.
  • the internal combustion engine may be coupled to the electric generator via a transmission.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of an aircraft propulsion device of a preferred embodiment of the aircraft according to the invention and 2 shows a schematic representation of an embodiment of the aircraft according to the invention.
  • the described components of the aircraft provide each individual, indepen ⁇ pending to be viewed from each other represent characteristics which further develop the invention in each case independently of each other and thus individually or in any other than the combination shown as an integral part to see the invention.
  • the described embodiment can also be supplemented by further features of the invention already described.
  • an aircraft propulsion system 10 which has a thrust generation unit 12, a power generation unit 14, a power-distributing electronics, which constitutes an electrical transmission device 16, and a battery arrangement 18.
  • the transmission device 16 may include a DC intermediate circuit and rectifier and inverter for exchanging electrical energy with the DC intermediate circuit.
  • the aircraft propulsion 10 can be installed, for example, in a light aircraft.
  • the thrust generating unit 12 has a propeller 20, which is coupled via a shaft 22 with an electric motor 24. The electric motor 24 rotates the shaft 22 and thus drives the
  • Propeller 20 rotatory on.
  • the electric motor 24 may additionally be coupled to the propeller 20 via a transmission.
  • a rotational speed and a torque which the electric motor 24 generates during this process are set by a converter 26 in the manner known per se.
  • the inverter 26 is a three-phase variable frequency is set in egg ⁇ nem multiphase cable 28th
  • the inverter 26 receives this switching ⁇ signals from a (not shown) control unit.
  • the converter converts an electrical DC voltage which it picks up from electrical conductors (not shown) of the intermediate circuit of the transmission device 16 into the alternating current. selschreib in the cable 28 um.
  • the energy generating unit 14 has an electrical generator 30, which is coupled to the intermediate circuit of the transmission device 16 via a rectifier 32.
  • the generator 30 is driven by an internal combustion engine 34, wherein ⁇ game as a Wankel engine, a reciprocating engine or a turbine.
  • the battery assembly 18 represents another energy source for the electric motor 24.
  • the battery assembly 18 may include one or more batteries each having one or more battery cells.
  • the DC voltage generated by the battery assembly 18 is also fed via a cable 36 into the intermediate circuit of the transmission device 16 if necessary. This can also be done via a DC / DC converter (DC - DC) to adapt the battery voltage to the intermediate circuit voltage.
  • DC - DC DC / DC converter
  • a fuel cell system may be provided.
  • the air vehicle drive 10 may have another thrust producing ⁇ units as the thrust generating unit 12, which may also be connected to the intermediate circuit of the transmission device sixteenth
  • one or more further energy generation units such as the energy generation unit 14, may also be provided, which may likewise be connected to the intermediate circuit of the transmission device 16.
  • the pneumatic vehicle drive 10 are the components of which, in the particular ⁇ the thrust generating unit 12, and optionally which also the further thrust generation unit or other thrust generation units on the one hand and the Energyerzeu ⁇ supply unit 14 and optionally the other Energyerzeu ⁇ supply unit or other power generation units on the other hand not concentrated in an area of the aircraft, for example, in the bow tip or on a wing angeord ⁇ net.
  • the aircraft drive 10 is instead arranged distributed in the aircraft, as will be explained in more detail below.
  • the propulsion components of the aircraft propulsion system 10 are to be arranged in a given aircraft type can be determined in the design and construction of the aircraft by means of suitable simulations and calculations.
  • the distribution of the individual drive components could, for example, look as explained with reference to FIG. In FIG. 2, the aircraft drive 10 is still shown installed in an aircraft F.
  • the power generation unit 14 may be in the tip 38 of the
  • Fuselage 14 may be arranged.
  • a crankshaft or the axis of rotation of the crankshaft need not point in the direction of flight 42.
  • the battery assembly 18 may for example consist of two sub-batteries, which may be arranged in each case in one of the wings 44 of the aircraft F.
  • the inverter 32 of the power generation unit 14 may be disposed in an aircraft fuselage 40.
  • the controller for the inverter 26 and the inverter 32 may be arranged in the rear 46 (not shown in FIG 2).
  • the thrust generating unit 12 may be attached to the fuselage 40 between the wings 44 and a tail 48.
  • a further advantage of the distribution of the drive components arises when the internal combustion engine 34 is arranged in the aircraft F, that its sound radiation is directed upward (direction 50), and thus the noise load on the ground over which the aircraft F flies, is reduced.
  • a distance A between the thrust generation unit 12 and the power generation unit 14 is in the example shown in FIG 2 ⁇ example more than 0.5 m, in particular more than 1.5 m.
  • a total center of gravity S of the aircraft F, which writes the mass centroid of all components of the aircraft F together be ⁇ can be located between a center of gravity of the thrust generating unit 12 and a center of gravity of the power generation unit 14 ⁇ balance in order for For the airplane.
  • the balancing of the aircraft is easier because the thrust generation unit 12 and the power generation unit 16 may be disposed on opposite sides of the overall center of gravity of the aircraft. This gives more freedom ⁇ grade in the arrangement and the proportions of the individual aircraft parts (top, fuselage, tail, wings, tail). For example, by not the internal combustion engine 24 and the propeller 20 must be arranged in the top of the aircraft fuselage in the bow together, even the tail does not have to be designed accordingly Ge ⁇ counterweight long as to compensate for these Bug ⁇ lasttechnik. A shorter aircraft can then also have shorter wings, so that a total of
  • a particular exporting ⁇ approximate shape of the aircraft according to the invention also provides for the configuration as a wing-only aircraft in which then likewise the drive components described can be distributed more easily than it would in an air vehicle drive with mechanical coupling of the internal combustion engine and propeller of the case. 2.
  • a propeller on a wing interferes with the buoyancy-inducing flow of the wing and therefore reduces the desired buoyancy.
  • a propeller is usually arranged on the support surface, since this forms a statically favorable location for supporting an internal combustion engine.
  • the Burn ⁇ voltage combustion engine may be disposed at a greater distance from the A Propel ⁇ ler 20 on the plane F 34th
  • the Schuberzeu ⁇ supply unit 12 can be constructively much easier on the aircraft Fit as a combination of an internal combustion combustion engine and a propeller.
  • the slide- generating unit 12 can be arranged on a rod on the roof of the aircraft at a distance of, for example, 1.5 m or 2 m, or between the wings and the tail unit.
  • An improvement of the propulsion can be achieved by an arrangement of the thruster in areas of the aircraft, in which an undisturbed inflow and outflow of the air is possible. These are also the locations already described on a pole or z. B. on the fuselage behind the wings and before the tail, if the basic form of the aircraft fuselage, the conventional form of cylindrical fuselage with centrally arranged rigid wing and tailplane is based (see FIG 2). This arrangement enables Ver ⁇ improvement of propulsion by a reduced flow resistance.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Hybridflugzeug (F). Hierbei wird für eine Energieerzeugungseinheit (14), die eine Verbrennungskraftmaschine (34) und einen mit dieser über eine Welle gekoppelten elektrischen Generator (30) umfasst, eine geeignete Position für einen Einbau ins Flugzeug ermittelt. Für eine Schuberzeugungseinheit (12), die einen Elektromotor (24) und einen mit diesem über eine Welle (22) gekoppelten Propeller (20) umfasst, wird unabhängig von der Position der Energieerzeugungseinheit (14) ebenfalls eine Position ermittelt. Die Schuberzeugungseinheit (12) und die Energieerzeugungseinheit (14) werden dann beim Herstellen des Flugzeugs (F) an der jeweils für sie ermittelten Position angeordnet. Der Generator (30) wird anschließend mit dem Elektromotor (24) mittels einer elektrischen Übertragungseinrichtung (16) gekoppelt.

Description

Beschreibung
HYBRIDFLUGZEUG Die Erfindung betrifft ein Flugzeug sowie ein Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugs. Das Flugzeug weist eine Verbren¬ nungskraftmaschine auf, mittels welcher eine Antriebsleistung zum Antreiben eines Propellers des Flugzeugs erzeugbar ist. Unter einem Flugzeug ist insbesondere in motorbetriebenes Starrflügelflugzeug zu verstehen. Unter den Begriff Flugzeug fallen aber z.B. auch Drehflügler (Rotorflugzeug, Hubschrauber) und Motorsegler.
In heutigen Flugzeugen mit Propellerantrieb, wie etwa Leicht- flugzeugen, ist eine Verbrennungskraftmaschine, beispielswei¬ se ein Kolbenmotor oder ein Turbinenantrieb, entweder starr über eine Welle oder über ein Getriebe mit dem Propeller gekoppelt, um diesen anzutreiben. Aufgrund der mechanischen Kopplung zwischen Verbrennungskraftmaschine und Propeller ist der so gebildete Luftfahrzeugantrieb konzentriert am Flugzeug angebracht, meistens an einem Flügel oder an der Rumpfspitze. Diese Positionen haben sich als günstiger Abgleich erwiesen, um sowohl die Konstruktionskriterien betreffend die Position des Propellers einerseits als auch diejenigen der Position der Verbrennungskraftmaschine andererseits gegeneinander ab¬ zugleichen. Die mit dem Abgleich in Kauf genommenen Strömungsverluste werden dabei durch eine Verbrennungskraftma¬ schine mit entsprechend großer Leistung kompensiert. Dies führt allerdings zu einem entsprechend großen Kraftstoffver- brauch des Flugzeugs.
In der Druckschrift DE 10 2011 103 572 AI ist ein eigenstart- fähiges Segelflugzeug beschrieben, welches eine wiederauflad¬ bare Gleichspannungsquelle und einen Elektroantrieb mit min- destens zwei Elektromotoren aufweist, um jeweils einen Pro¬ peller anzutreiben. Das Segelflugzeug kann auch einen Verbrennungsmotor mit einem daran gekoppelten elektrischen Generator zum Aufladen der Gleichspannungsquelle während des Flu- ges aufweisen. Der Verbrennungsmotor und der elektrische Generator bilden zusammen ein Notstromaggregat. Während des Fluges werden die Elektromotoren aus der wiederaufladbaren Gleichspannungsquelle mit Energie versorgt. Wenn ein vorbe- stimmter Grenzwert der Betriebsspannung der Gleichspannungsquelle unterschritten wird, muss die bezogene Leistung redu¬ ziert werden oder die Gleichspannungsquelle mittels des Not¬ stromaggregats wieder aufgeladen werden. In der Druckschrift US 2 462 201 A ist ein Flugzeug mit einem elektrisch angetriebenen Propeller und einem durch eine Turbine angetriebenen Generator beschrieben. Der Generator und der elektrische Motor für den Propeller sind unmittelbar über einen 3-phasigen Generatorbus gekoppelt. Der Generator und die Turbine sind nahe des Schwerpunkts des Flugzeugs angeord¬ net .
In der Druckschrift US 4 605 185 A ist ein Flugzeug mit elektrisch angetriebenen Propellern beschrieben, die ihre elektrische Energie von einem Generator beziehen, welcher durch einen Verbrennungsmotor angetrieben wird. Der Verbrennungsmotor ist so stark, dass das Flugzeug mit einer größeren Geschwindigkeit als gewöhnlich fliegen kann. Für den Fall, dass der Verbrennungsmotor ausfällt, ist eine Batterie für die Stromversorgung vorgesehen, welche einen Notfallbetrieb der elektrischen Motoren ermöglicht.
In der Druckschrift DE 10 2008 014 404 AI ist ein Luftfahrzeug mit einem Hybrid-Antrieb beschrieben, wobei ein Brenn- stoffmotor einen Generator zur Stromerzeugung antreibt und der Strom einen als Primärantrieb fungierenden Elektromotor und/oder eine Pufferbatterie speist, wobei der Elektromotor auch mit Strom aus der Pufferbatterie gespeist werden kann. Der Elektromotor wird aus der Pufferbatterie gespeist, wenn der Brennstoffmotor ausfällt, wofür die Pufferbatterie derart ausgestaltet ist, dass stets ein sicheres Landen des Luft¬ fahrzeugs gewährleistet ist, indem die Batterien so ausgelegt sind, dass eine Restflugzeit von 15 Minuten ermöglicht ist. In der Druckschrift WO 2011/144690 AI ist ein Hubschrauber beschrieben, bei dem Rotoren mit elektrischen Maschinen angetrieben werden, wobei die hierfür erforderliche elektrische Energie über eine Motor-Generatoreinheit erzeugt wird. Wei- terhin kann die von den Generatoren erzeugte elektrische
Energie an einen elektrischen Speicher abgegeben werden, damit die von diesem zwischengespeicherte Energie zur Notver¬ sorgung der elektrischen Maschinen eingesetzt werden kann, falls eine oder mehrere der Verbrennungskraftmaschinen der Motor-Generatoreinheiten ausfallen. Auch kann die zwischengespeicherte Energie dazu verwendet werden, Spitzen in der be¬ nötigten Leistung der elektrischen Maschinen zu bedienen.
In der Druckschrift DE 195 25 267 C2 ist ein Antrieb be- schrieben, der als Energiequelle Wasserstoff verwendet, der nach Bedarf direkt oder durch eine Reaktion von Lithium, Natrium und anderen Grundelementen sowie Wasser erzeugt und dann mit Hilfe einer Antriebseinheit, wie einer Gasturbine oder einem Dieselmotor, oder einer Wärmekraftmaschine mit Genera- tor in Antriebsenergie verwandelt wird.
In der Druckschrift WO 2011/144696 AI ist ein Kippflügel- Flugzeug beschrieben, bei welchem die zum Antrieb notwendige Leistung für alle Propeller durch eine gemeinsame Motor- oder Turbineneinheit bereitgestellt wird und die Leistung dann über eine elektrische Kupplung je nach Missionsaufgabe opti¬ miert auf die Propeller verteilt wird, die durch Elektromoto¬ ren angetrieben werden. In der Druckschrift US 1,511,448 A ist ein Flugzeug mit elektrisch angetriebenem Propeller beschrieben, wobei der elektrische Antriebsmotor seine Energie aus einem Generator bezieht, der von einem Motor angetrieben wird. Der Motor kann in der Nase des Flugzeugs angeordnet sein, während die Pro- peller mit den Elektromotoren an den Flügeln angebracht sein können . In der Druckschrift US 4,554,989 ist ein Helikopter beschrie¬ ben, dessen Rotor elektrisch angetrieben wird, wobei ein Generator die nötige elektrische Energie für den Antrieb des Rotors erzeugt. Der Generator wird durch eine Turbine ange- trieben, deren Abluftschacht nach oben hin geöffnet ist.
In der Druckschrift DE 10 2010 021 026 AI ist ein hybrides Antriebs- und Energiesystem für Fluggeräte beschrieben. Ein Energieerzeugungssystem liefert elektrische Energie über ei- nen Inverter an einen ersten Elektromotor eines Hauptrotors eines Hubschraubers. Das Energieerzeugungssystem kann beispielsweise einen Wankelmotor und einen Generator umfassen. In einem Reiseflug des Hubschraubers, wenn der Leistungsbe¬ darf für den Elektromotor des Hauptrotors nicht so groß ist wie beim Start, kann die so verfügbare zusätzliche Leistung des Energieversorgungssystems zum Aufladen der Batterie ge¬ nutzt werden.
In der Druckschrift US 2011/0089290 AI ist ein Flugzeug mit Strahltriebwerken beschrieben, die oberhalb von Flügelflächen angeordnet sind, um so eine Abstrahlung von Lärm der Trieb¬ werke zum Boden hin zu verringern.
In der Druckschrift DE 27 20 957 AI sind Motorsegelflugzeuge beschrieben, die Propellerantriebe aufweisen, die an unterschiedlichen Stellen angebracht sind, um so eine einwandfreie aerodynamische Gestaltung des jeweiligen Flugzeugs zu ermög¬ lichen und eine praktische Schwerpunklage des Flugzeugs zu erzielen .
In der Druckschrift DE 32 45 011 AI ist ein Segelflugzeug mit demontierbarem Hilfstriebwerk beschrieben. Bei dem Hilfstriebwerk kann es sich auch um ein mit elektrischen Batterien angetriebenem Elektromotor mit Propeller handeln.
Eine Aufgabe der Erfindung besteht darin, beim Herstellen eines Flugzeugs mehr konstruktive Freiheitsgrade bei der Be- Stimmung geeigneter Positionen sowohl für den Propeller als auch die Verbrennungskraftmaschine zu schaffen.
Die Aufgabe wird durch ein Flugzeug gemäß Patentanspruch 1 gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind durch die Unteransprüche gegeben.
Durch die Erfindung wird eine sinnvolle Verteilung der einzelnen Komponenten des Luftfahrzeugantriebs im bzw. am Flug- zeug ermöglicht. Hierzu wird die Verbrennungskraftmaschine nicht als mechanischer Antrieb für den Propeller, sondern als Bestandteil einer Energieerzeugungseinheit bereitgestellt, die außer der Verbrennungskraftmaschine noch einen mit dieser über eine Welle gekoppelten elektrischen Generator umfasst. Mit der Verbrennungskraftmaschine wird also zunächst elektri¬ sche Energie generiert. Der Propeller wird nun als Bestand¬ teil einer Schuberzeugungseinheit bereitgestellt, die außer dem Propeller noch einen Elektromotor umfasst, der mit diesem über eine Welle gekoppelt ist.
Um den Betrieb des Elektromotors zu ermöglichen, werden die Schuberzeugungseinheit und die Energieerzeugungseinheit mit¬ einander elektrisch gekoppelt. Hierzu wird der Generator mit dem Elektromotor mittels einer elektrischen Übertragungsein- richtung gekoppelt. Anders als eine Welle für eine mechani¬ sche Kopplung, kann diese elektrische Übertragungseinrichtung flexible Kabel umfassen, über welche elektrische Leistung vom Generator zum Elektromotor übertragen werden kann. Die relative Lage der Energieerzeugungseinheit und der Schuberzeu- gungseinheit zueinander kann somit frei gewählt werden. Es ergeben sich zusätzliche konstruktive Freiheitsgrade, die es ermöglichen, bei der Konstruktion des Flugzeugs die Position der Schuberzeugungseinheit unabhängig von der Position der Energieerzeugungseinheit festzulegen. Die Erfindung sieht entsprechend vor, zum Herstellen des Flugzeugs für die Ener¬ gieerzeugungseinheit eine Position zu ermitteln, an welcher die Energieerzeugungseinheit im Flugzeug angeordnet werden kann. Die Position für die Schuberzeugungseinheit wird dabei unabhängig von der Position der Energieerzeugungseinheit ermittelt. Nach dem Anordnen im Flugzeug an der jeweils für sie ermittelten Position, werden die Generator- und die Schuberzeugungseinheit dann über die Übertragungseinrichtung elekt- risch gekoppelt.
Insgesamt ist hierdurch in vorteilhafter Weise eine räumliche Verteilung der Antriebskomponenten im Flugzeug freier wählbar .
Das erfindungsgemäße Flugzeug weist entsprechend eine Schub¬ erzeugungseinheit der genannten Art sowie eine Energieerzeu¬ gungseinheit der genannten Art auf. Des Weiteren weist das erfindungsgemäße Flugzeug die beschriebene elektrische Über- tragungseinrichtung auf, die zum Übertragen von elektrischer Energie von der Energieerzeugungseinheit zu der Schuberzeu¬ gungseinheit ausgebildet ist. Bei dem erfindungsgemäßen Flug¬ zeug beträgt nun ein Abstand zwischen der Schuberzeugungseinheit und der Energieerzeugungseinheit mindestens 0,5 m, ins- besondere mehr als 1,0 m, bevorzugt mehr als 1,5 m. Hierdurch ist es möglich, die Schuberzeugungseinheit an einem aerodyna¬ misch günstigen Ort am Flugzeugrumpf oder an dessen Flügeln zu platzieren und gleichzeitig die Energieerzeugungseinheit im Rumpf strömungsgeschützt und nach weiteren Konstruktions- kriterien günstig anzuordnen.
Die mechanische Entkopplung der Schuberzeugungseinheit einer¬ seits und der Energieerzeugungseinheit andererseits bringt des Weiteren den Vorteil mit sich, dass auch ein besonders wirtschaftlicher Betrieb der Verbrennungskraftmaschine ermög¬ licht ist. Hierzu sieht das erfindungsgemäße Flugzeug vor, dass eine maximal mögliche Leistungsabgabe der Verbrennungs¬ kraftmaschine kleiner als die bei einem Start des Flugzeugs benötigte Schubleistung (MTOP - Maximum Take-off Power - ma- ximale Startleistung) ist. Mit anderen Worten kann das Flugzeug eine deutlich kleinere Verbrennungskraftmaschine aufwei¬ sen, als ein herkömmliches Flugzeug, bei welchem der Propel- ler unmittelbar über die Verbrennungskraftmaschine angetrie¬ ben wird, sodass diese auch die MTOP aufbringen können muss.
Ein verbrauchsoptimierter Betrieb der Verbrennungskraft- maschine liegt bei einer Leistungsabgabe der Verbrennungs¬ kraftmaschine in einem Bereich von 100% bis 130% der bestimmungsgemäßen Reiseleistung des Flugzeugs. Unter der Reiseleistung (MCP - Maximum Continuous Power - maximale, kontinu¬ ierlich erzeugbare Leistung) ist ein Leistungswert zu verste- hen, welchen das Flugzeug für die Schuberzeugung während der Reise zwischen der Startphase und der Landephase erzeugen können muss. Die MCP liegt in der Regel zwischen 30% und 70% der MTOP. Bei einer Verbrennungskraftmaschine ist ein Betrieb bei maximalem Wirkungsgrad in der Regel nahe der maximalen Leistungsabgabe gegeben. Indem nun die maximale Leistungsan¬ gabe kleiner als die MTOP sein kann, kann der Betrieb bei ma¬ ximalem Wirkungsgrad nahe der MCP gewählt wird. Durch die Wahl der maximal möglichen Leistungsabgabe im Bereich zwischen 100% bis 130% der MCP, also größer als 100%, ist es des Weiteren möglich, während des Flugs nebenher noch eine Batterie mittels der Verbrennungskraftmaschine aufzuladen. Eine solche Batterie kann dann dazu genutzt werden, die für das Aufbringen der MTOP benötigte zusätzliche Leistung bereitzu¬ stellen .
In diesem Zusammenhang sieht das erfindungsgemäße Flugzeug vor, dass zumindest eine weitere Energieversorgungseinrichtung zum Versorgen der Schuberzeugungseinrichtung mit zusätzlicher elektrischer Energie bereitgestellt ist, wobei die zu- mindest eine weitere Energieversorgungseinrichtung eine Batterie oder eine Brennstoffzelle umfasst. Die zumindest eine weitere Energieversorgungseinrichtung kann z.B. in einem Flügel des Flugzeugs angeordnet sein. Durch eine Batterie oder eine Brennstoffzelle kann die Energieerzeugungseinheit beim Start des Flugzeugs unterstützt werden, um die benötigte MTOP bereitzustellen. Hierdurch entstehen auch keine zusätzlichen Geräusche . Bevorzugt wird für die Schuberzeugungseinheit eine Position ermittelt, durch welche zumindest eine, bevorzugt zumindest zwei, aus den folgenden Bedingungen im Flugbetrieb erfüllt wird .
Die erste Bedingung besagt, dass der Propeller frei ange¬ strömt wird. Ein freies Anströmen ist dann gegeben, wenn sich in Flugzeuglängsrichtung vor dem Propeller kein weiteres Bauelement des Flugzeugs befindet, welches die Strömung der zum Propeller hin strömenden Luft signifikant beeinflusst.
Die zweite Bedingung besagt, dass ein vom Propeller erzeugter Luftstrom frei abströmt. Unter einem freien Abströmen versteht man, dass von der Schuberzeugungseinheit beschleunigte, abströmende Luft auf kein weiteres Bauteil des Flugzeugs trifft, welches den Luftstrom signifikant beeinträchtigt. Bei heutigen Flugzeugen trifft der Luftstrom in der Regel auf den Flugzeugrumpf (Propeller am Bug) oder auf einen Flügel, was den Auf- und Vortrieb im Vergleich zu einem frei abströmenden Luftstrom signifikant beeinträchtigt.
Durch die Verbesserung der Anströmung und/oder der Abströmung ergibt sich eine günstigere Aerodynamik, die z.B. den Bau des Flugzeugs mit verhältnismäßig kurzen Flügeln ermöglicht, was wiederum den Treibstoffverbrauch senkt. So ist entsprechend gemäß einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs vorgesehen, dass die Schuberzeugungseinheit zwischen Tragflä¬ chen des Flugzeugs und einem Leitwerk des Flugzeugs angeord¬ net ist. Diese Anordnung erfüllt sowohl die Bedingung des freien Anströmens als auch diejenige des freien Abströmens.
Die dritte Bedingung besagt, dass eine von der Schuberzeu¬ gungseinheit erzeugte Antriebskraft in einem vorbestimmten Bereich auf den Flugzeugrumpf übertragen wird. Im Gegensatz zu einem Flugzeug gemäß dem Stand der Technik kann die leichtbauendere Schuberzeugungseinheit aus Propeller und Elektromotor an sehr viel mehr unterschiedlichen Orten am Flugzeugrumpf oder an einem Flügel angebracht werden, ohne dass hierdurch die Statik des Flugzeugs überfordert wird. So¬ mit kann auch die Anbindungsstelle der Schuberzeugungseinrichtung für die Schubübertragung in den Flugzeugrumpf günstiger gewählt werden. Bei einem Flugzeug gemäß dem Stand der Technik, bei welchem zusätzlich noch das Gewicht der Verbrennungskraftmaschine berücksichtigt werden muss, ist man dage¬ gen gezwungen, die Position des Propellers an die Statik des Flugzeugs anzupassen.
Ähnlich wie im Falle der Positionswahl für die Schuberzeugungseinheit sieht die Erfindung bevorzugt vor, dass für die Energieerzeugungseinheit eine Position ermittelt wird, die zumindest eine, bevorzugt zumindest zwei, aus den folgenden Bedingungen für einen Flugbetrieb erfüllt.
Die erste Bedingung besagt, dass von der Energieerzeugungs¬ einheit ausgehende Vibrationen auf den Flugzeugrumpf nur bis zu einem vorbestimmten Maß übertragen werden. Da die Ausrichtung der Verbrennungskraftmaschine und des Generators bezüg¬ lich der Schuberzeugungseinheit völlig frei gewählt werden kann, stehen nun weitaus mehr Freiheitsgrade zur Verfügung, um die Übertragung von Vibrationen in den Flugzeugrumpf zu vermeiden, beispielsweise durch Auswahl einer entsprechenden Lage der Energieerzeugungseinheit oder durch Lagern der Ener¬ gieerzeugungseinheit auf einem vibrationsdämpfenden Material.
Hierzu sieht auch eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs vor, dass eine Rotationsachse der Welle der Ener¬ gieerzeugungseinheit quer zu einer bestimmungsgemäßen Flug- richtung des Flugzeugs angeordnet ist. So lassen sich die von der Verbrennungskraftmaschine hauptsächlich quer zur Rotati¬ onsachse wirkenden Vibrationskräfte in Längsrichtung zum Flugzeugrumpf ausrichten. Die Längssteifigkeit des Flugzeug¬ rumpfes ist in der Regel größer als die Quersteifigkeit . Aus diesem Grund wird dann nur ein kleinerer Anteil der Vibrationen auf den Flugzeugrumpf übertragen. Die zweite Bedingung besagt, dass ein von der Energieerzeu¬ gungseinheit erzeugtes Geräusch zu einem vorbestimmten Anteil, z.B. 50% oder 70%, nach oben hin vom Flugzeug abge¬ strahlt wird. Auch diese Bedingung lässt sich nun sehr viel leichter erfüllen, indem die Lage der Energieerzeugungseinheit im Flugzeugrumpf entsprechend gewählt wird oder sogar eine Schallleiteinrichtung zum Abstrahlen eines von der Energieerzeugungseinheit erzeugten Schalls nach oben vom Flugzeug weg bereitgestellt wird. Eine solche Schallleiteinrichtung kann beispielsweise einen Kanal zum Leiten des Schalls nach oben hin umfassen.
Gemäß der dritten Bedingung balanciert das Gewicht der Energieerzeugungseinheit das Gewicht der Schuberzeugungseinheit zumindest teilweise aus. Das Ausbalancieren erfolgt hierbei bezüglich des Gesamtschwerpunkts des Flugzeugs. Entsprechend sieht eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs vor, dass ein Gesamtschwerpunkt des Flugzeugs zwischen einem Schwerpunkt der Energieerzeugungseinheit und einem Schwer- punkt der Schuberzeugungseinheit angeordnet ist. Das Ausba¬ lancieren hat den Vorteil, dass das Flugzeug einen kürzeren Rumpf aufweisen kann. Bei Flugzeugen aus dem Stand der Technik mit einem kompakten Aufbau des Luftfahrzeugantriebs aus Propeller und Verbrennungskraftmaschine in der Bugspitze muss dagegen das Gewicht dieses Antriebs auf einer Seite des Ge¬ samtschwerpunkt angeordnet werden und deshalb durch einen entsprechend verlängerten Rumpf ausbalanciert werden.
Um die von der Energieerzeugungseinheit erzeugte elektrische Energie zu der Schuberzeugungseinheit zu übertragen, ist bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug die elektrische Übertragungs¬ einrichtung bereitgestellt. Mit dieser wird der erwähnte Ab¬ stand überbrückt. In einer einfachen Ausführungsform kann vorgesehen sein, dass der vom Generator erzeugte Drehstrom unmittelbar an den Elektromotor übertragen wird und diesen antreibt. In diesem Fall ist dann die Drehzahl des Elektromo¬ tors von der Drehzahl des Generators abhängig. Bevorzugt ist jedoch vorgesehen, dass die Übertragungseinrichtung einen Zwischenkreis umfasst, an welchen der Genera¬ tor über einen Gleichrichter gekoppelt ist. Unter einem Zwischenkreis ist hier eine Anordnung aus elektrischen Leitele- menten, z. B. Kabeln und/oder Stromschienen zu verstehen, über welche eine gleichgerichtete Spannung übertragen wird. Der Vorteil eines Zwischenkreises besteht darin, dass die Drehzahl des Elektromotors und die Drehzahl des Generators unabhängig voneinander sind.
Ein Umrichter zum Betreiben des Elektromotors ist dabei be¬ vorzugt im Flugzeugrumpf angeordnet, also nicht unmittelbar am Elektromotor. Dies verbessert die Aerodynamik des Flugzeugs. Besteht dagegen Bedarf an Kühlleistung für den Umrich- ter, ist dieser zweckmäßigerweise außerhalb des Flugzeug¬ rumpfes angeordnet. Der Umrichter kann auch vorteilhaft in den Elektromotor integriert werden.
Das Auftrennen des Luftfahrzeugantriebs in Schuberzeugungs- einheit einerseits und Energieerzeugungseinheit andererseits ergibt den weiteren Vorteil, dass mit ein- und derselben Energieerzeugungseinheit auch eine weitere Schuberzeugungs¬ einheit betrieben werden kann. Entsprechend sieht eine Aus¬ führungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs vor, dass zumin- dest eine weitere Schuberzeugungseinheit bereitgestellt ist, die ebenfalls über die Übertragungseinrichtung elektrisch mit der Energieerzeugungseinheit gekoppelt ist. Anders als bei herkömmlichen Flugzeugen muss also bei dieser Ausführungsform des Flugzeugs nur eine Verbrennungskraftmaschine bereitge- stellt sein. Dies vereinfacht das Auffinden einer Position für die Energieerzeugungseinheit, an welcher möglichst wenig Vibrationen auf den Flugzeugrumpf übertragen werden und/oder eine Schallemission nach unten hin möglichst gering ist. Mittels der einen Energieerzeugungseinheit können dann problem- los mehrere, nach aerodynamischen Gesichtspunkten optimal angeordnete Schuberzeugungseinheiten im Flugzeug / am Flugzeug betrieben werden. Wegen der in der Regel klein bauenden
Elektromotoren ist es insbesondere auch möglich, mehrere kleine Propeller zu betreiben und für diese entsprechend günstige Positionen zu finden. Beispielsweise können 4 oder sogar 8 Propeller vorgesehen sein, die dann einen Schub erzeugen, der dann sehr viel gleichmäßiger verteilt sein kann als der Schub von nur zwei Propellern.
Bei der Realisierung eines erfindungsgemäßen Flugzeugs ist man im Bezug auf die Wahl des Propellers sehr flexibel. Bei dem Propeller kann es sich beispielsweise um einen freifah- renden Propeller oder einen Mantelpropeller handeln. Unter einem freifahrenden Propeller wird vorliegend verstanden, dass die Blattspitzen des Propellers, im Gegensatz zu denje¬ nigen eines Mantelpropellers, nicht von einem weiteren Bau¬ teil des Propellers umgeben sind.
Auch in der Wahl des Elektromotors für die Schuberzeugungs¬ einheit ist man sehr frei. Im Prinzip ist jeder Typ von elektrischer Maschine nutzbar, also z.B. eine Asynchronma¬ schine, eine Synchronmaschine, ein Gleichstrommotor. Als be- sonders geeignet hat sich eine permanentmagneterregte Syn¬ chronmaschine erwiesen.
Die Schuberzeugungseinheit weist gemäß einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs auch ein Getriebe auf, über welches der Elektromotor mit dem Propeller gekoppelt ist.
Hierdurch kann ein verhältnismäßig langsam drehender Propeller genutzt werden und dennoch eine günstige Drehzahl für die Bauform des Elektromotors gewählt werden. Genauso kann bei der Energieerzeugungseinheit die Verbrennungskraftmaschine über ein Getriebe mit dem elektrischen Generator gekoppelt sein .
Im Folgenden wird die Erfindung noch einmal genauer anhand eines konkreten Ausführungsbeispiels erläutert. Dazu zeigt:
FIG 1 eine schematische Darstellung einer Flugzeugantriebseinrichtung einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs und FIG 2 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs.
Bei dem im Folgenden erläuterten Beispiel stellen die be- schriebenen Komponenten des Flugzeugs jeweils einzelne, unab¬ hängig voneinander zu betrachtende Merkmale der Erfindung dar, welche die Erfindung jeweils auch unabhängig voneinander weiterbilden und damit auch einzeln oder in einer anderen als der gezeigten Kombination als Bestandteil der Erfindung anzu- sehen sind. Des Weiteren ist die beschriebene Ausführungsform auch durch weitere der bereits beschriebenen Merkmale der Erfindung ergänzbar.
In FIG 1 ist ein Luftfahrzeugantrieb 10 gezeigt, der eine Schuberzeugungseinheit 12, eine Energieerzeugungseinheit 14, eine leistungsverteilende Elektronik, die eine elektrische Übertragungseinrichtung 16 darstellt, und eine Batterieanord¬ nung 18 aufweist. Die Übertragungseinrichtung 16 kann einen Gleichspannungszwischenkreis sowie Gleich- und Wechselrichter zum Austauschen von elektrischer Energie mit dem Gleichspannungszwischenkreis umfassen. Der Luftfahrzeugantrieb 10 kann beispielsweise in einem Leichtflugzeug eingebaut sein. Die Schuberzeugungseinheit 12 weist einen Propeller 20 auf, der über eine Welle 22 mit einem Elektromotor 24 gekoppelt ist. Der Elektromotor 24 dreht die Welle 22 und treibt somit den
Propeller 20 rotatorisch an. Der Elektromotor 24 kann zusätzlich über ein Getriebe mit dem Propeller 20 gekoppelt sein.
Eine Drehzahl und ein Drehmoment, welches der Elektromotor 24 dabei erzeugt, wird von einem Umrichter 26 in der an sich bekannten Weise eingestellt. Durch den Umrichter 26 wird in ei¬ nem mehrphasigen Kabel 28 ein Drehstrom mit variabler Frequenz eingestellt. Der Umrichter 26 empfängt hierzu Schalt¬ signale von einem (nicht dargestellten) Steuergerät.
Der Umrichter wandelt eine elektrische Gleichspannung, die er von (nicht dargestellten) elektrischen Leitern des Zwischenkreises der Übertragungseinrichtung 16 abgreift in die Wech- selspannung in dem Kabel 28 um. Bei der Gleichspannung des Zwischenkreises der Übertragungseinrichtung 16 handelt es sich um eine gleichgerichtete Spannung, die von der Energie¬ erzeugungseinheit 14 erzeugt wird. Die Energieerzeugungsein- heit 14 weist hierzu einen elektrischen Generator 30 auf, der über einen Gleichrichter 32 mit dem Zwischenkreis der Übertragungseinrichtung 16 gekoppelt ist. Der Generator 30 wird von einer Verbrennungskraftmaschine 34 angetrieben, bei¬ spielsweise einem Wankelmotor, einem Hubkolbenmotor oder ei- ner Turbine.
Die Batterieanordnung 18 stellt eine weitere Energiequelle für den Elektromotor 24 dar. Die Batterieanordnung 18 kann eine oder mehrere Batterien mit jeweils einer oder mehreren Batteriezellen umfassen. Die von der Batterieanordnung 18 erzeugte Gleichspannung wird bei Bedarf ebenfalls über ein Kabel 36 in den Zwischenkreis der Übertragungseinrichtung 16 eingespeist. Dies kann auch über eine DC/DC-Wandler (DC - Gleichstrom) zur Anpassung der Batteriespannung an die Zwi- schenkreisspannung erfolgen. Durch eine (nicht dargestellte) entsprechende Schalteinrichtung ist es bei dem Luftfahrzeug¬ antrieb 10 auch möglich, die Batterien der Batterieanordnung 18 mittels der Energieerzeugungseinheit 14 wieder aufzuladen. Anstelle der Batterieanordnung 18 oder zusätzlich hierzu kann beispielsweise auch ein Brennstoffzellensystem bereitgestellt sein .
Der Luftfahrzeugantrieb 10 kann noch weitere Schuberzeugungs¬ einheiten wie die Schuberzeugungseinheit 12 aufweisen, die ebenfalls an den Zwischenkreis der Übertragungseinrichtung 16 angeschlossen sein können. Es können bei dem Luftfahrzeugantrieb 10 auch eine oder mehrere weitere Energieerzeugungseinheiten wie die Energieerzeugungseinheit 14 bereitgestellt sein, die ebenfalls an den Zwischenkreis der Übertragungsein- richtung 16 angeschlossen sein können.
Bei dem Luftfahrzeugantrieb 10 sind dessen Komponenten, ins¬ besondere die Schuberzeugungseinheit 12 und gegebenenfalls die auch die weitere Schuberzeugungseinheit oder weiteren Schuberzeugungseinheiten einerseits und die Energieerzeu¬ gungseinheit 14 und gegebenenfalls die weitere Energieerzeu¬ gungseinheit oder weiteren Energieerzeugungseinheiten ande- rerseits nicht konzentriert in einem Bereich des Flugzeugs, beispielsweise in der Bugspitze oder an einem Flügel angeord¬ net. Der Luftfahrzeugantrieb 10 ist stattdessen im Flugzeug verteilt angeordnet, wie es im Folgenden näher erläutert wird .
Wo genau die Antriebskomponenten des Luftfahrzeugantriebs 10 in einem vorgegebenen Flugzeugtyp anzuordnen sind, kann bei einem Entwurf und der Konstruktion des Flugzeugs anhand geeigneter Simulationen und Berechnungen ermittelt werden. Die Verteilung der einzelnen Antriebskomponenten könnten beispielsweise so aussehen, wie es anhand von FIG 2 erläutert ist. In FIG 2 ist der Luftfahrzeugantrieb 10 noch einem in einem Flugzeug F eingebaut dargestellt. Die Energieerzeugungseinheit 14 kann in der Spitze 38 des
Flugzeugrumpfes 14 angeordnet sein. Eine Kurbelwelle bzw. die Drehachse der Kurbelwelle muss dabei nicht in Flugrichtung 42 weisen. Die Batterieanordnung 18 kann beispielsweise aus zwei Teilbatterien bestehen, die jeweils in einer der Tragflächen 44 des Flugzeugs F angeordnet sein können. Der Umrichter 32 der Energieerzeugungseinheit 14 kann in einem Flugzeugrumpf 40 angeordnet sein. Das Steuergerät für den Umrichter 26 und den Umrichter 32 kann im Heck 46 angeordnet sein (in FIG 2 nicht dargestellt) . Die Schuberzeugungseinheit 12 kann am Flugzeugrumpf 40 zwischen den Tragflächen 44 und einem Leitwerk 48 befestigt sein.
Ein weiterer Vorteil der Verteilung der Antriebskomponenten ergibt sich, wenn die Verbrennungskraftmaschine 34 so im Flugzeug F angeordnet wird, dass seine Schallabstrahlung nach oben (Richtung 50) gelenkt wird, und somit die Lärmbelastung am Boden, über den das Flugzeug F fliegt, reduziert wird. Ein Abstand A zwischen der Schuberzeugungseinheit 12 und der Energieerzeugungseinheit 14 beträgt bei dem in FIG 2 gezeig¬ ten Bespiel mehr als 0,5 m, insbesondere mehr als 1,5 m. Ein Gesamtschwerpunkt S des Flugzeugs F, welcher den Massen- Schwerpunkt aller Komponenten des Flugzeugs F zusammen be¬ schreibt, kann sich zwischen einem Massenschwerpunkt der Schuberzeugungseinheit 12 und einem Massenschwerpunkt der Energieerzeugungseinheit 14 befinden, um das Flugzeug auszu¬ balancieren .
Durch Verteilung der einzelnen Antriebskomponenten (Verbrennungskraftmaschine 34, Generator 30, Batterien der Batterie¬ anordnung 18, Steuerungs- und Regelungssystem (mit Leistungs¬ elektronik) der Übertragungseinrichtung 16, Elektromotor 24 und gegebenenfalls Getriebe zwischen Elektromotor und Propel¬ ler 20) können mehrere effizienzsteigernde Effekte erzielt werden .
1. Die Ausbalancierung des Flugzeugs ist einfacher, da die Schuberzeugungseinheit 12 und die Energieerzeugungseinheit 16 auf gegenüberliegenden Seiten des Gesamtschwerpunkts des Flugzeugs angeordnet sein können. Dies gibt mehr Freiheits¬ grade bei der Anordnung und den Proportionen der einzelnen Flugzeugteile (Spitze, Rumpf, Heck, Tragflächen, Leitwerk) . Indem beispielsweise nicht der Verbrennungsmotor 24 und der Propeller 20 zusammen in der Spitze des Flugzeugrumpfes im Bug angeordnet sein müssen, muss auch das Heck nicht als Ge¬ gengewicht entsprechend lang ausgebildet sein, um diese Bug¬ lastigkeit auszugleichen. Ein kürzeres Flugzeug kann dann auch kürzere Flügel aufweisen, sodass sich insgesamt eine
Verbesserung des Auftriebs und des Vortriebs aufgrund eines geringeren Luftwiderstands ergibt. Eine besondere Ausfüh¬ rungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs sieht auch die Ausgestaltung als Nur-Flügel-Flugzeug vor, in welchem dann eben- falls die beschriebenen Antriebskomponenten einfacher verteilt werden können, als es bei einem Luftfahrzeugantrieb mit mechanisch Kopplung von Verbrennungsmotor und Propeller der Fall wäre. 2. Eine Anordnung der Schuberzeuger (Propeller 20 und gegebenenfalls weiterer Propeller) in Bereichen des Flugzeugs, denen die Aerodynamik des Gesamtsystems des Flugzeugs möglichst wenig gestört wird, wird ermöglicht. So stört beispielsweise ein Propeller an einer Tragfläche die den Auftrieb erzeugende Strömung der Tragfläche und reduziert deshalb den gewünschten Auftrieb. Ein Propeller ist in der Regel an der Tragfläche angeordnet, da diese einen statisch günstigen Ort zum Tragen einer Verbrennungskraftmaschine bildet. Bei dem erfindungsge- mäßen Flugzeug fällt diese Randbedingung weg, da die Verbren¬ nungskraftmaschine 34 in einem größeren Abstand A vom Propel¬ ler 20 im Flugzeug F angeordnet sein kann. Die Schuberzeu¬ gungseinheit 12 lässt sich konstruktiv sehr viel einfacher am Flugzeug anbringen als eine Kombination aus einer Verbren- nungskraftmaschine und einem Propeller. So kann die Schuber¬ zeugungseinheit 12 beispielsweise auf einem Stab auf dem Dach des Flugzeuges in einer Entfernung von beispielsweise 1,5 m oder 2 m angeordnet sein oder auch zwischen den Flügeln und dem Leitwerk. Hierdurch lässt sich eine Verbesserung des Auf- triebs im Vergleich zu einem herkömmlichen Flugzeug erzielen.
3. Eine Verbesserung des Vortriebs kann durch eine Anordnung der Schuberzeuger in Bereichen des Flugzeugs erzielt werden, in denen eine ungestörte An- und Abströmung der Luft möglich ist. Dies sind ebenfalls die bereits beschriebenen Orte auf einer Stange oder z. B. am Rumpf hinter den Tragflächen und vor dem Leitwerk, wenn als Grundform des Flugzeugrumpfes die herkömmliche Form aus zylinderförmigem Flugzeugrumpf mit mittig angeordneten Starrflügel und Heckleitwerk zugrunde gelegt wird (vergleiche FIG 2) . Diese Anordnung ermöglicht eine Ver¬ besserung des Vortriebs durch einen verringerten Strömungswiderstand .
Insgesamt ist durch das Beispiel gezeigt, wie durch eine räumliche Aufteilung der Antriebskomponenten in vorteilhafter Weise der Auf- und Vortrieb eines Flugzeugs verbessert werden kann und es dadurch schneller und/oder im Kraftstoffverbrauch effizienter gemacht werden kann. Des Weiteren besteht durch die Aufteilung die Möglichkeit der Reduzierung einer Lärmbelastung am Boden durch die freie Ausrichtbarkeit des Verbrennungsmotors im Flugzeug.

Claims

Patentansprüche
1. Flugzeug (F) mit
- einer Schuberzeugungseinheit (12), die einen Elektromotor (24) und einen mit diesem über eine Welle (22) gekoppelten Propeller (20) umfasst,
- einer Energieerzeugungseinheit (14), die eine Verbrennungs¬ kraftmaschine (34) und einen mit dieser über eine Welle ge¬ koppelten elektrischen Generator (30) umfasst, und
- einer elektrischen Übertragungseinrichtung (16), die zum Übertragen von elektrischer Energie von der Energieerzeugungseinheit (14) zu der Schuberzeugungseinheit (12) ausge¬ bildet ist, wobei ein Abstand (A) zwischen der Schuberzeu¬ gungseinheit (12) und der Energieerzeugungseinheit (14) mindestens 0,5 m beträgt,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass
- eine maximal mögliche Leistungsabgabe der Verbrennungs¬ kraftmaschine (34) kleiner als die bei einem Start des Flugzeugs (F) benötigte Schubleistung ist und
- ein verbrauchsoptimierter Betrieb der Verbrennungskraftmaschine (34) bei einer Leistungsabgabe der Verbrennungs¬ kraftmaschine (34) in einem Bereich von 100 % bis 130 % der bestimmungsgemäßen Reiseleistung des Flugzeugs (F) liegt und
- zumindest eine weitere Energieversorgungseinrichtung (18) zum Versorgen der Schuberzeugungseinrichtung (12) mit zusätzlicher elektrischer Energie bereitgestellt ist, wobei die zumindest eine weitere Energieversorgungseinrichtung (18) eine Batterie oder eine Brennstoffzelle umfasst, und das Flugzeug dazu ausgelegt ist, die Energieerzeugungsein¬ heit (14) beim Start des Flugzeugs (F) zu unterstützen, um die beim Start benötigte Schubleistung bereitzustellen.
2. Flugzeug (F) nach Anspruch 1, d a d u r c h g e - k e n n z e i c h n e t , dass ein Gesamtschwerpunkt (S) des Flugzeugs (F) zwischen einem Schwerpunkt der Energieerzeugungseinheit (14) und einem Schwerpunkt der Schuberzeu¬ gungseinheit (12) angeordnet ist.
3. Flugzeug (F) nach Anspruch 1 oder 2, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass die Übertragungseinrich¬ tung (16) einen Zwischenkreis umfasst, an welchen der Genera¬ tor (30) über einen Gleichrichter (32) gekoppelt ist.
4. Flugzeug (F) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass ein Um¬ richter (26) zum Betreiben des Elektromotors (24) im Flug¬ zeugrumpf (40) angeordnet ist.
5. Flugzeug (F) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass die Schuberzeugungseinheit (12) zwischen Tragflächen (44) und Leitwerk (48) angeordnet ist.
6. Flugzeug (F) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, g e k e n n z e i c h n e t durch eine Schallleiteinrichtung zum Abstrahlen eines von der Energieerzeugungseinheit (14) erzeugten Schalls nach oben (50) von Flugzeug (F) weg.
7. Flugzeug (F) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass eine Ro¬ tationsachse der Welle der Energieerzeugungseinheit (14) quer zu einer bestimmungsgemäßen Flugrichtung (42) des Flugzeugs (F) angeordnet ist.
8. Flugzeug (F) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, g e k e n n z e i c h n e t durch eine weitere Schuberzeu¬ gungseinheit, die ebenfalls über die Übertragungseinrichtung (16) elektrisch mit der Energieerzeugungseinheit (14) gekop¬ pelt ist.
9. Flugzeug (F) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass der Pro- peller (20) ein freifahrender Propeller oder ein Mantelpropeller ist.
10. Flugzeug nach einem der vorhergehenden Ansprüche, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass bei der Schuberzeugungseinheit (12) der Elektromotor über ein Getrie¬ be mit dem Propeller (20) gekoppelt ist und/oder bei der Energieerzeugungseinheit (14) die Verbrennungskraftmaschine (34) über ein Getriebe mit dem elektrischen Generator (30) gekoppelt ist.
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