WO2019063682A1 - Verfahren zum antrieb eines flugzeugs, antriebssystem und flugzeug - Google Patents

Verfahren zum antrieb eines flugzeugs, antriebssystem und flugzeug Download PDF

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Definitions

  • the invention relates to a method for driving a flight ⁇ zeugs, a drive system for driving an aircraft and an aircraft.
  • Serial hybrid electric aircraft engines need elekt ⁇ innovative machine with a particularly low bathge ⁇ weight. It is known to form a rotor of the electric machine made of superconducting material and to operate at a temperature of 20 K in order to minimize the power weight.
  • the fuel is liquid before it is burned.
  • fuel is according to the invention with or, preferably ⁇ as liquid, gas is merely used in place of kerosene as fuel.
  • the natural gas is used on the one hand as a fuel, ie as a chemical energy store, and on the other hand as a cold storage.
  • the invention is advantageously performed a cooling of about ⁇ least one part of the machine by means of particular flüssi ⁇ gen natural gas.
  • Natural gas is liquefied regularly at a temperature of 109 K to 112 K, ie about 110 K. Consequently, the at least one part of the machine to very low temperatures, particularly at temperatures below 110 K, are conveniently cooled to temperatures of Hoechsmann ⁇ least 50 K, preferably at most 25 K with liquid natural gas.
  • heat energy from the at least a portion ge ⁇ pumped into the fuel Preferably, in the process of the invention heat energy from the at least a portion ge ⁇ pumped into the fuel.
  • the fuel is used as a reservoir for a refrigeration ⁇ machine.
  • a cooling machine is used in the aforementioned developments, which does not have the temperature difference zwi ⁇ tween the temperature of the at least one part and the ambient temperature of about 300 K must bridge.
  • a much lighter chiller can be used, which only has to bridge the lower temperature difference of the temperature of the at least one part and the temperature of liquid natural gas of about 110 K, ie heat from the at least a portion of the electric machine in the approximately 110 K. must pump cold fuel.
  • the much lighter usable according to the invention chiller the drive of the aircraft and consequently the aircraft can train with a significantly lower power to weight than previously known.
  • Another advantage of the use of a fuel according to the invention with or preferably liquid natural gas is that it is easier for liquid natural gas both to be stored on board aircraft and to ensure that it is sufficiently available at the airport than, for example, with liquid hydrogen as fuel possible Kindle ⁇ re.
  • a liquid hydrogen infrastructure is not required, but it can be used on a supply of liquid natural gas in a conventional manner.
  • the natural gas can be tanked in liquid form and stored at about 110 K on board the aircraft to be driven by the method according to the invention.
  • the natural gas is useful for driving an internal combustion engine, such as a gas turbine or a reciprocating engine, the aircraft ver ⁇ burned.
  • the natural gas for driving ei ⁇ ner internal combustion engine in the form of a gas turbine about 30 percent less natural gas is emitted than in the case of combustion tion of kerosene as fuel.
  • combustion of natural gas releases less pollutants such as NOx, CO or soot.
  • the natural gas is suitably transferred from the liquid form into the gas phase above and heated to a suitable for the internal combustion engine Tem ⁇ temperature.
  • the necessary evaporation power is generated at approx. 110 K.
  • the natural gas is superheated, that is, the evaporated natural gas is heated, so that the heating of the natural gas can be used to provide additional cooling capacity.
  • the at least one part is cooled to a cryogenic temperature.
  • a cryogenic temperature Alterna tively or additionally ⁇ and preferably also the part to-least a component of a generator, in particular of a rotor and / or stator.
  • a coolant which can be brought into contact thermally with the part is used, by means of which the part can be brought to a cryogenic temperature.
  • a part is herangezo ⁇ gene, which in the cryogenic temperature advantageously has a conductivity that is increased relative to the conductivity at room temperature or at 0 degrees Celsius by at least a factor 3, preferably by at least an order of magnitude.
  • a cryogenic part in the context of this application means a part which is designed for an operating temperature of at most 80 K, preferably of at most 30 K and ideally of at most 23 K.
  • ⁇ preferably is the cryogenic part with aluminum and / or Kup ⁇ fer, so formed with materials which at a
  • cryogenic temperature of 21 K are not necessarily superconducting, but have an order of magnitude lower electrical resistance.
  • the part is superconducting at cryogenic temperature.
  • the cryogenic part a component of a generator, in particular at least one component of a rotor of the generator.
  • un ⁇ ter a cryogenic temperature is a temperature of at most 80 K, preferably to be understood a maximum of 30 K, and ideally not more than 23 K,.
  • the at least one part is a part of a Ro ⁇ tors of the electrical machine.
  • a rotor formed with superconducting material and the operation of at least a portion of the rotor at a temperature of 20 K allows the realization of drives with a particularly low power-to-weight ratio.
  • Heat exchanger cooled wherein the heat exchanger is cooled with the fuel.
  • the heat exchanger is an evaporator.
  • Parts of electrical machines, in particular the stator of the electric machine, are cooled in known engines of aircraft sometimes with a refrigerant above room temperature.
  • the refrigerant is cooled by a refrigerant / air heat exchanger with ambient air. Due to the possible at the start of the aircraft high air ⁇ temperature of about 50 ° C, the refrigerant / air heat exchanger must be correspondingly large, in order to ensure sufficient cooling of the part in this case.
  • the part, in particular of the stator, according to the invention can be cooled with a much lighter cooling device than hitherto known.
  • a heat of vaporization of the natural gas is advantageously used in the transition from the liquid to the gaseous state.
  • Such a cooling device can be inventively significantly smaller and lighter success ⁇ Lich form than previously known.
  • a warming of the evaporated natural gas, ie an overheating of the natural gas be used to provide cooling capacity.
  • additional cooling power for the at least one part can be provided directly by the evaporation of the liquid natural gas on board.
  • the large driving temperature difference between gas and liquid coolant allows use of a smaller interpreting ⁇ Lich recooler for the coolant and thereby reducing the mass of the coolant recooler.
  • by lowering the operating temperature of the at least one part, for example a part of the stator its efficiency can be increased and its mass further reduced.
  • the fuel in the process of the invention, is maintained at a temperature of less than 150K, preferably at most 120K.
  • the fuel can be kept in liquid state with the natural gas.
  • the drive system according to the invention is a drive system for driving an aircraft, in particular according to a method according to the invention as described above.
  • the drive system according to the invention comprises for generating electrical energy by combustion of a fuel to an electric machine, wherein a natural gas tank is provided which is provided for maintaining the fuel formed with natural gas and the part of a cooling device which is for cooling at least a portion of the electric machine from ⁇ is formed.
  • the at least one part of the machine is more cryogenic in operation
  • the part is a cryogenic part as previously explained for the method according to the invention.
  • the drive system according to the invention for obtaining first mechanical energy by combustion of the fuel on an internal combustion engine, which is mechanically coupled to the electric machine, wherein the electrical machine is designed to convert the mechanical energy into electrical energy.
  • the internal combustion engine is a gas turbine or a piston engine.
  • a natural-gas powered machine Brennkraftma ⁇ a significantly lower C02 emissions on ⁇ as a kerosene-fueled internal combustion engine.
  • the CO 2 emission in the case of natural gas as fuel is about 30 percent lower than in the case of kerosene as a fuel.
  • the drive system to a chiller, which is connected to the natural gas ⁇ tank and the at least one part of the electric machine.
  • the chiller is designed to pump heat from the part into the fuel.
  • the cooling device comprises a heat exchanger, in particular an evaporator, wherein the heat exchanger is designed and arranged for the transmission of heat to / in the fuel.
  • the aircraft according to the invention is in particular a series hybrid electric ⁇ plane and has a drive system as previously described.
  • the drive of the aircraft and consequently the aircraft can be formed even with low power to weight.
  • FIG. 3 shows an aircraft according to the invention with a drive according to the invention.
  • the drive 10 shown in FIG. 1 is a serial ⁇ hybrid drive of an electric aircraft 20 (see Fig. 3).
  • the drive 10 has an electric machine 30, which has a cryogenic part for realizing the lowest possible power weight, in the illustrated embodiment a rotor 40 formed with a superconducting material.
  • the superconducting rotor 40 is here designed to operate un ⁇ terrenz the critical temperature of the superconducting material for operation at 20 K.
  • the cooling system 50 includes a
  • a drive power 65 of the drive 10 is used to operate ei ⁇ ner chiller 70 of the cooling system:
  • the Kältema ⁇ machine 70 uses the drive power 65 of the drive 10 and pumps heat from the cold head 60 as waste heat 80 in a heat bath.
  • the heat bath is formed by means of a fuel of the drive 10 representing liquid natural gas 90, which is held in a fuel tank in the form of a natural gas tank 100.
  • the chiller 70 thus pumps heat into the natural gas tank 100 and heats the natural gas 90 in the natural gas tank 100.
  • the result of the heating of the natural gas tank 100 vaporized earth ⁇ gas (not shown explicitly) is directed by means of a fuel line 110 to an internal combustion engine 120 of the drive 10 of the aircraft 20th
  • the internal combustion engine 120 is designed for combustion of the evaporated natural gas and for conversion of the released combustion energy into mechanical energy.
  • the vaporized natural gas consequently forms the fuel of the internal combustion engine 120.
  • the internal combustion engine 120 is mechanically coupled by means of a shaft 130 to the electrical machine 30, which is designed and set up to convert the mechanical energy into electrical energy.
  • the electric machine 30 is for the supply of electrical consumers, such as a propeller 140, and an on-board power system of the aircraft ⁇ 20, electrically connected to them via electric lines 150th
  • the liquid natural gas of the natural gas tank 90 as shown in Fig. 2100 additionally used 30 to cool a stator 160 of the elekt ⁇ step machine.
  • the electric machine 30 has a coolant circulation ⁇ run 170, which is designed to flow a coolant along the stator 160 and due to the thermal
  • a pump 180 which the coolant ⁇ medium, here a cooling fluid through the coolant circuit 170th is designed and arranged to pump.
  • the coolant is heated up and during operation of the drive 10 according to the invention by the stator 160 subsequently conducted to a heat exchanger in the form of a liner 190 by means of a comparisondemit ⁇ teltechnisch 185th
  • a heat exchanger in the form of a liner 190 by means of a comparisondemit ⁇ teltechnisch 185th
  • heat of the coolant can be transmitted to a portion of the liquid natural gas 90, which is led to the evaporator 190 by means of an earth ⁇ gas discharge 195th
  • the liquid natural gas can evaporate and thus remove heat from the coolant.
  • the vaporized natural gas can be overheated at the evaporator 190, so that due to the overheating of the evaporated natural gas, additional cooling capacity is introduced into the coolant circuit 170.
  • inventive embodiments of the aircraft 20 erfindungsge ⁇ MAESSEN drive 10 1 and 2 are both shown in Figs. Simultaneously realized.
  • the inventive method for driving the inventive aircraft 20 is carried out as described above, that is, the drive 10 of the aircraft 20 described above is used as intended.
  • the vaporized natural gas is subsequently supplied to the internal combustion engine 120 as a fuel (not explicitly ge ⁇ shows in Fig. 3).

Abstract

Bei dem Verfahren zum Antrieb eines Flugzeugs wird zur Gewinnung elektrischer Energie ein Brennstoff verbrannt und eine elektrische Maschine herangezogen, wobei der Brennstoff zur Kühlung zumindest eines Teils der elektrischen Maschine herangezogen wird und Erdgas aufweist. Das Antriebssystem ist zum Antrieb eines Flugzeugs insbesondere gemäß dem vorgenannten Verfahren ausgebildet und weist zur Gewinnung elektrischer Energie mittels Verbrennung eines Brennstoffs eine elektrische Maschine auf, wobei ein Erdgastank vorgesehen ist, welcher zur Vorhaltung des mit Erdgas gebildeten Brennstoffs ausgebildet ist, und welcher Teil einer Kühleinrichtung ist, die zur Kühlung zumindest eines Teils der elektrischen Maschine ausgebildet ist. Das Flugzeug weist ein solches Antriebssystem auf.

Description

Beschreibung
Verfahren zum Antrieb eines Flugzeugs, Antriebssystem und Flugzeug
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Antrieb eines Flug¬ zeugs, ein Antriebssystem zum Antrieb eines Flugzeugs sowie ein Flugzeug. Seriell-hybride elektrische Flugzeugantriebe benötigen elekt¬ rische Maschinen mit einem besonders geringen Leistungsge¬ wicht. Es ist bekannt, zur Minimierung des Leistungsgewichts einen Rotor der elektrischen Maschine aus supraleitendem Material zu bilden und bei einer Temperatur von 20 K zu betrei- ben.
Zur Kühlung des Rotors auf 20 K ist es bekannt, Kühleinrich¬ tungen mit Kältemaschinen einzusetzen, die den Rotor von Umgebungstemperatur auf 20 K herunter kühlen.
Allerdings weisen solche Kühleinrichtungen eine große Masse auf, welche folglich die Masse des Flugzeugantriebs und somit des Flugzeugs nachteilig erhöht. Vor diesem Hintergrund des Standes der Technik ist es daher
Aufgabe der Erfindung, ein verbessertes Verfahren zum Antrieb eines Flugzeugs sowie ein verbessertes Antriebssystem anzuge¬ ben, mittels welchen jeweils eine Kühlung eines Teils einer elektrischen Maschine eines Flugzeugs verbessert realisiert werden kann. Insbesondere soll erfindungsgemäß eine Kühlung mit einem geringeren Gewicht des Antriebs möglich sein. Ferner ist es Aufgabe der Erfindung, ein verbessertes Flugzeug anzugeben . Diese Aufgabe der Erfindung wird mit einem Verfahren mit den in Anspruch 1 angegebenen Merkmalen, mit einem Antriebssystem mit den in Anspruch 8 angegebenen Merkmalen sowie mit einem Flugzeug mit den in Anspruch 13 angegebenen Merkmalen gelöst. Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung sind in den zugehörigen Unteransprüchen, der nachfolgenden Beschreibung und der Zeichnung angegeben. Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Antrieb eines Flugzeugs wird zur Gewinnung elektrischer Energie ein Brennstoff verbrannt und eine elektrische Maschine genutzt. Bei dem er¬ findungsgemäßen Verfahren wird der Brennstoff zur Kühlung zumindest eines Teils der elektrischen Maschine herangezogen und der Brennstoff weist Erdgas auf.
Vorzugsweise wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren der Brennstoff, bevor er verbrannt wird, flüssig vorgehalten. Erfindungsgemäß wird also Brennstoff mit oder aus, vorzugs¬ weise flüssigem, Erdgas anstelle von lediglich Kerosin als Brennstoff verwendet. Das Erdgas wird vorliegend zum einen als Brennstoff, d.h. als chemischer Energiespeicher, genutzt und zum anderen als Kältespeicher eingesetzt.
Gemäß der Erfindung erfolgt vorteilhaft eine Kühlung des zu¬ mindest einen Teils der Maschine mittels insbesondere flüssi¬ gen Erdgases. Erdgas wird regelmäßig bei einer Temperatur von 109 K bis 112 K, d.h. ca. 110 K, verflüssigt. Folglich kann mit flüssigem Erdgas der zumindest eine Teil der Maschine auf sehr tiefe Temperaturen, insbesondere auch auf Temperaturen unterhalb von 110 K, zweckmäßig auf Temperaturen von höchs¬ tens 50 K, vorzugsweise von höchstens 25 K, gekühlt werden. Vorzugsweise wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren Wärmeenergie aus dem zumindest einen Teil in den Brennstoff ge¬ pumpt .
In einer vorteilhaften Weiterbildung des Verfahrens gemäß der Erfindung wird der Brennstoff als Reservoir für eine Kältema¬ schine herangezogen. Zweckmäßig wird in den vorgenannten Weiterbildungen eine Kühlmaschine genutzt, die nicht die Temperaturdifferenz zwi¬ schen der Temperatur des zumindest einen Teils und der Umgebungstemperatur von etwa 300 K überbrücken muss. Vielmehr kann eine deutlich leichtere Kältemaschine genutzt werden, welche lediglich die geringere Temperaturdifferenz von der Temperatur des zumindest einen Teils und der Temperatur flüssigen Erdgases von ca. 110 K überbrücken muss, d.h. Wärme von dem zumindest einen Teil der elektrischen Maschine in den ca. 110 K kalten Brennstoff pumpen muss. Infolge der deutlich leichteren erfindungsgemäß nutzbaren Kältemaschine lässt sich der Antrieb des Flugzeugs und folglich das Flugzeug insgesamt mit deutlich geringerem Leistungsgewicht ausbilden als bislang bekannt.
Weiterhin vorteilhaft an der erfindungsgemäßen Nutzung eines Brennstoffs mit oder aus vorzugsweise flüssigem Erdgas ist es, dass für flüssiges Erdgas sowohl eine Lagerung an Bord von Flugzeugen leichter möglich und eine hinreichende Verfüg- barkeit am Flughafen leichter gewährleistet werden kann als es etwa bei flüssigem Wasserstoff als Brennstoff möglich wä¬ re. Insbesondere ist eine Flüssigwasserstoffinfrastruktur nicht erforderlich, sondern es kann auf eine Versorgung mit flüssigem Erdgas in konventioneller Weise zurückgegriffen werden.
Das Erdgas kann in flüssiger Form getankt werden und bei ca. 110 K an Bord des mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens anzutreibenden Flugzeugs gelagert werden. Das Erdgas wird zweckmäßig zum Antrieb einer Brennkraftmaschine, etwa einer Gasturbine oder einer Kolbenmaschine, des Flugzeugs ver¬ brannt .
Vorteilhaft wird bei der Verbrennung von Erdgas deutlich we- niger CO2 ausgestoßen als bei der Verbrennung von Kerosin.
Insbesondere bei der Verbrennung des Erdgases zum Antrieb ei¬ ner Brennkraftmaschine in Form einer Gasturbine wird etwa 30 Prozent weniger Erdgas ausgestoßen als im Falle der Verbren- nung von Kerosin als Brennstoff. Zudem werden bei der Verbrennung von Erdgas weniger Schadstoffe wie NOx, CO oder Ruß ausgestoßen. Zur Verbrennung des Erdgases wird das Erdgas geeigneterweise aus der flüssigen Form in die Gasphase über- führt und auf eine für die Brennkraftmaschine geeignete Tem¬ peratur erhitzt. Die dafür notwendige Verdampfungsleistung fällt bei ca. 110 K an. Bevorzugt wird das Erdgas überhitzt, d.h. das verdampfte Erdgas wird erwärmt, sodass die Erwärmung des Erdgases zur Bereitstellung zusätzlicher Kälteleistung nutzbar ist.
Bevorzugt wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren der zumindest eine Teil auf eine kryogene Temperatur gekühlt. Alterna¬ tiv oder zusätzlich und ebenfalls bevorzugt ist der Teil zu- mindest ein Bestandteil eines Generators, insbesondere eines Rotors und/oder eines Stators.
Insbesondere wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren ein thermisch mit dem Teil in Kontakt bringbares Kühlmittel ge- nutzt, mittels welchem der Teil auf eine kryogene Temperatur bringbar ist. Vorzugsweise wird ein solcher Teil herangezo¬ gen, welcher bei der kryogenen Temperatur vorteilhaft eine Leitfähigkeit aufweist, die gegenüber der Leitfähigkeit bei Raumtemperatur oder bei 0 Grad Celsius um zumindest einen Faktor 3, vorzugsweise um zumindest eine Größenordnung erhöht ist .
Insbesondere ist unter einen kryogenen Teil im Rahmen dieser Anmeldung ein Teil zu verstehen, welcher für eine Betriebs- temperatur von höchstens 80 K, vorzugsweise von höchstens 30 K und idealerweise von höchstens 23 K, ausgelegt ist. Vor¬ zugsweise ist der kryogene Teil mit Aluminium und/oder Kup¬ fer, also mit Materialien gebildet, welche bei einer
kryogenen Temperatur von 21 K zwar nicht notwendigerweise supraleitend sind, jedoch einen um drei Größenordnungen geringeren elektrischen Widerstand aufweisen. Idealerweise ist der Teil bei kryogener Temperatur supraleitend. In besonders bevorzugter Weiterbildung der Erfindung ist der kryogene Teil ein Bestandteil eines Generators, insbesondere zumindest ein Bestandteil eines Rotors des Generators. Insbesondere ist un¬ ter einer kryogenen Temperatur eine Temperatur von höchstens 80 K, vorzugsweise höchstens 30 K und idealerweise höchstens 23 K, zu verstehen.
Vorzugsweise ist der zumindest eine Teil ein Teil eines Ro¬ tors der elektrischen Maschine. Gerade die Heranziehung eines mit supraleitendem Material gebildeten Rotors und der Betrieb zumindest eines Teils des Rotos bei einer Temperatur von 20 K erlaubt die Realisierung von Antrieben mit besonders geringem Leistungsgewicht .
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren wird bevorzugt der zumin- dest eine Teil mittels einer Kühleinrichtung mit einem
Wärmeübertrager gekühlt, wobei der Wärmeübertrager mit dem Brennstoff gekühlt wird. Zweckmäßig ist der Wärmeübertrager ein Verdampfer. Teile von elektrischen Maschinen, insbesondere des Stators der elektrischen Maschine, werden in bekannten Antrieben von Flugzeugen bisweilen mit einem Kältemittel oberhalb von Raumtemperatur gekühlt. Das Kältemittel wird dabei über einen Kältemittel/Luft-Wärmeübertrager mit Umgebungsluft gekühlt. Aufgrund der beim Start des Flugzeugs möglichen hohen Luft¬ temperatur von über 50 °C muss der Kältemittel/Luft-Wärmeübertrager entsprechende groß dimensioniert werden, um in diesem Fall eine ausreichende Kühlung des Teils zu gewährleisten. Infolge der deutlich unterhalb der Umgebungstemperatur liegenden Temperatur flüssigen Erdgases hingegen lässt sich der Teil, insbesondere des Stators, erfindungsgemäß mit einer deutlich leichteren Kühleinrichtung als bislang bekannt kühlen. Insbesondere wird zweckmäßig eine Verdampfungswärme des Erdgases beim Übergang vom flüssigen in den gasförmigen Zustand genutzt. Eine solche Kühleinrichtung lässt sich folg¬ lich erfindungsgemäß deutlich kleiner und leichter ausbilden als bislang bekannt. Ferner kann erfindungsgemäß zusätzlich auch eine Aufwärmung des verdampften Erdgases, d.h. eine Überhitzung des Erdgases, zur Bereitstellung von Kälteleistung genutzt werden. Insbesondere lässt sich direkt durch die Verdampfung des an Bord befindlichen flüssigen Erdgases zusätzliche Kühlleistung für den zumindest einen Teil bereitstellen.
Die große treibende Temperaturdifferenz zwischen flüssigem Erdgas und Kühlmittel ermöglicht eine Verwendung eines deut¬ lich kleineren Rückkühlers für das Kühlmittel und damit die Verringerung der Masse des Kühlmittelrückkühlers. Zudem kann durch eine Absenkung der Betriebstemperatur des zumindest einen Teils, etwa eines Teils des Stators, dessen Effizienz erhöht und seine Masse weiter gesenkt werden.
Geeigneterweise wird bei dem erfindungsgemäßen Verfahren der Brennstoff bei einer Temperatur von weniger als 150 K, vorzugsweise höchstens 120 K vorgehalten. In dieser Weiterbil- dung der Erfindung kann der Brennstoff mit dem Erdgas flüssig vorgehalten werden.
Das erfindungsgemäße Antriebssystem ist ein Antriebssystem zum Antrieb eines Flugzeugs insbesondere gemäß einem erfin- dungsgemäßen Verfahren wie vorhergehend beschrieben. Das erfindungsgemäße Antriebssystem weist zur Gewinnung elektrischer Energie mittels Verbrennung eines Brennstoffs eine elektrische Maschine auf, wobei ein Erdgastank vorgesehen ist, der zur Vorhaltung des mit Erdgas gebildeten Brennstoffs ausgebildet und der Teil einer Kühleinrichtung ist, die zur Kühlung zumindest eines Teils der elektrischen Maschine aus¬ gebildet ist.
Bevorzugt ist bei dem Antriebssystem gemäß der Erfindung der zumindest eine Teil der Maschine zum Betrieb bei kryogener
Temperatur und insbesondere zum supraleitenden Betrieb ausge¬ bildet. Zweckmäßig ist der Teil ein kryogener Teil wie zuvor zum erfindungsgemäßen Verfahren erläutert. Vorzugsweise weist das erfindungsgemäße Antriebssystem zur Gewinnung zunächst mechanischer Energie mittels Verbrennung des Brennstoffs eine Brennkraftmaschine auf, welche mecha- nisch mit der elektrischen Maschine gekoppelt ist, wobei die elektrische Maschine zur Wandlung der mechanischen Energie in elektrische Energie ausgebildet ist. Vorzugsweise ist die Brennkraftmaschine eine Gasturbine oder eine Kolbenmaschine. Vorteilhaft weist eine mit Erdgas betriebene Brennkraftma¬ schine einen deutlich niedrigeren C02~Ausstoß auf als eine mit Kerosin betriebene Brennkraftmaschine. Insbesondere im Falle einer Brennkraftmaschine in Form einer Gasturbine ist der C02-Ausstoß im Falle von Erdgas als Brennstoff um etwa 30 Prozent geringer als im Falle von Kerosin als Brennstoff.
Ferner verbrennt Erdgas als Brennstoff sauberer, d.h. es wer¬ den weniger Schadstoffe wie insbesondere NOx, CO oder Ruß, emittiert . In einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung weist das Antriebssystem eine Kältemaschine auf, welche mit dem Erdgas¬ tank und dem zumindest einen Teil der elektrischen Maschine verbunden ist. Erfindungsgemäß ist die Kältemaschine zum Pum¬ pen von Wärme von dem Teil in den Brennstoff ausgebildet.
Geeigneterweise umfasst bei dem erfindungsgemäßen Antriebs¬ system die Kühleinrichtung einen Wärmeübertrager, insbesondere einen Verdampfer, wobei der Wärmeübertrager zur Übertragung von Wärme an/in den Brennstoff ausgebildet und angeord- net ist.
Das erfindungsgemäße Flugzeug ist insbesondere ein seriell¬ hybrides elektrisches Flugzeug und weist ein Antriebssystem wie vorhergehend beschrieben auf. Vorteilhafterweise lässt sich der Antrieb des Flugzeugs und folglich das Flugzeug selbst mit geringem Leistungsgewicht ausbilden. Nachfolgend wird die Erfindung anhand eines in der in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert.
ein erstes Ausführungsbeispiel eines erfindungsge mäßen Antriebs eines erfindungsgemäßen Flugzeugs zur Ausführung eines erfindungsgemäßen Verfahrens zum Antrieb des Flugzeugs schematisch in einer Prinzipskizze,
Fig. 2 ein zweites zugleich verwirklichtes Ausführungsbei spiel eines erfindungsgemäßen Antriebs eines erfin¬ dungsgemäßen Flugzeugs zur Ausführung eines weite - ren zugleich verwirklichten erfindungsgemäßen Verfahrens zum Antrieb des Flugzeugs schematisch in einer Prinzipskizze,
Fig. 3 ein erfindungsgemäßes Flugzeug mit einem erfin- dungsgemäßen Antrieb gem. Fig. 1 und 2.
Der in Fig. 1 dargestellte Antrieb 10 ist ein seriell¬ hybrider Antrieb eines elektrischen Flugzeugs 20 (s.a. Fig. 3) .
Der Antrieb 10 weist eine elektrische Maschine 30 auf, die zur Realisierung eines möglichst geringen Leistungsgewichts einen kryogenen Teil, im dargestellten Ausführungsbeispiel einen mit einem mit supraleitendem Material gebildeten Rotor 40, aufweist. Der supraleitende Rotor 40 ist zum Betrieb un¬ terhalb der Sprungtemperatur des supraleitenden Materials, hier zum Betrieb bei 20 K, ausgebildet.
Zur Kühlung des Rotors 40 des Antriebs 10 weist der Antrieb ein Kühlsystem 50 auf. Das Kühlsystem 50 umfasst einen
Kaltkopf 60, welcher an dem Rotor 40 anliegt und Wärme infol¬ ge des thermischen Kontakts von Kaltkopf 60 und Rotor 40 vom Rotor 40 fortleitet. Eine Antriebsleistung 65 des Antriebs 10 wird zum Betrieb ei¬ ner Kältemaschine 70 des Kühlsystems genutzt: Die Kältema¬ schine 70 nutzt die Antriebsleistung 65 des Antriebs 10 und pumpt Wärme vom Kaltkopf 60 als Abwärme 80 in ein Wärmebad. Das Wärmebad ist mittels eines einen Treibstoff des Antriebs 10 darstellenden flüssigen Erdgases 90 gebildet, welches in einem Treibstofftank in Form eines Erdgastanks 100 gehalten ist. Die Kältemaschine 70 pumpt folglich Wärme in den Erdgas- tank 100 hinein und erwärmt das im Erdgastank 100 befindliche Erdgas 90.
Das infolge der Erwärmung des Erdgastanks 100 verdampfte Erd¬ gas (nicht explizit dargestellt) wird mittels einer Kraft- Stoffleitung 110 zu einer Brennkraftmaschine 120 des Antriebs 10 des Flugzeugs 20 geleitet. Die Brennkraftmaschine 120 ist zur Verbrennung des verdampften Erdgases und zur Wandlung der frei werdenden Verbrennungsenergie in mechanische Energie ausgebildet. Das verdampfte Erdgas bildet folglich den Kraft- Stoff der Brennkraftmaschine 120. Die Brennkraftmaschine 120 ist mechanisch mittels einer Welle 130 mit der elektrischen Maschine 30 gekoppelt, welche zur Wandlung der mechanischen Energie in elektrische Energie ausgebildet und eingerichtet ist. Die elektrische Maschine 30 ist zur Speisung elektri- scher Verbraucher, etwa eines Propellers 140 und eines Bord¬ stromnetzes des Flugzeugs 20, mit diesen über elektrische Leitungen 150 elektrisch verbunden.
Wie in Fig. 2 dargestellt wird das flüssige Erdgas 90 des Erdgastanks 100 zudem genutzt, um einen Stator 160 der elekt¬ rischen Maschine 30 zu kühlen.
Dazu weist die elektrische Maschine 30 einen Kühlmittelkreis¬ lauf 170 auf, welcher ausgebildet ist, ein Kühlmittel am Stator 160 entlang zu strömen und infolge des thermischen
Kontakts zu kühlen. Dazu weist der Kühlmittelkreislauf 170 in an sich bekannter Weise eine Pumpe 180 auf, welche das Kühl¬ mittel, hier ein Kühlfluid, durch den Kühlmittelkreislauf 170 zu pumpen ausgebildet und angeordnet ist. Das Kühlmittel wird beim Betrieb des erfindungsgemäßen Antriebs 10 durch den Stator 160 aufgeheizt und nachfolgend mittels einer Kühlmit¬ telleitung 185 an einen Wärmeübertrager in Form eines Ver- dampfers 190 geleitet. Mittels des Verdampfers 190 ist die am Stator 160 aufgenommene Wärme des Kühlmittels an einen Teil flüssigen Erdgases 90 übertragbar, welches mittels einer Erd¬ gasableitung 195 an den Verdampfer 190 geführt wird. Das flüssige Erdgas kann infolgedessen verdampfen und dem Kühl- mittel so Wärme entziehen. Zusätzlich kann das verdampfte Erdgas am Verdampfer 190 überhitzt werden, sodass aufgrund der Überhitzung des verdampften Erdgases zusätzlich Kälteleistung in den Kühlmittelkreislauf 170 eingebracht wird. Bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug 20 sind beide in den Fig. 1 und 2 dargestellten Ausführungsbeispiele des erfindungsge¬ mäßen Antriebes 10 zugleich verwirklicht. Alternativ kann in weiteren Ausführungsbeispielen des erfindungsgemäßen Flugzeuges 20, welche im Übrigen den dargestellten Ausführungsbei- spielen entsprechen, jeweils lediglich eines der beiden in Fig. 1 und 2 dargestellten Ausführungsbeispiele des erfin¬ dungsgemäßen Antriebes 10 verwirklicht sein.
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Antrieb des erfindungsge- mäßen Flugzeuges 20 wird wie oben beschrieben durchgeführt, d.h der oben beschriebene Antrieb 10 des Flugzeugs 20 wird bestimmungsgemäß eingesetzt.
Das verdampfte Erdgas wird nachfolgend der Brennkraftmaschine 120 als Brennstoff zugeführt (nicht explizit in Fig. 3 ge¬ zeigt) .

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zum Antrieb eines Flugzeugs (20), bei welchem zur Gewinnung elektrischer Energie ein Brennstoff (90) ver- brannt und eine elektrische Maschine (30) genutzt wird, wobei der Brennstoff zur Kühlung zumindest eines Teils (40; 160) der elektrischen Maschine (30) herangezogen wird und Erdgas aufweist .
2. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem Wärme aus dem zumindest einen Teil (40; 160) in den Brennstoff (90) gepumpt wird.
3. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der Brennstoff (90) als Reservoir für eine Kältema- schine (30) herangezogen wird.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der zumindest eine Teil (40; 160) auf eine kryogene Temperatur gekühlt wird und/oder der Teil (40; 160) ein Be- standteil eines Generators und/oder eines Rotors (40) und/oder eines Stators (160) ist.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der Brennstoff (90), bevor er verbrannt wird, flüssig vorgehalten wird.
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der zumindest eine Teil (40; 160) mit einem
Wärmeübertrager (190) gekühlt wird, wobei der Wärmeübertrager mit dem Brennstoff gekühlt wird.
7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem der Brennstoff (90) bei einer Temperatur von weniger als 150 K vorgehalten wird.
8. Antriebssystem, ausgebildet zum Antrieb eines Flugzeugs insbesondere gemäß einem Verfahren nach einem der vorherge¬ henden Ansprüche, welches zur Gewinnung elektrischer Energie mittels Verbrennung eines Brennstoffs eine elektrische Ma¬ schine aufweist, wobei ein Erdgastank (100) vorgesehen ist, welcher zur Vorhaltung des mit Erdgas gebildeten Brennstoffs (90) ausgebildet ist, und welcher Teil einer Kühleinrichtung (70, 170) ist, die zur Kühlung zumindest eines Teils (40; 160) der elektrischen Maschine (30) ausgebildet ist.
9. Antriebssystem nach dem vorhergehenden Anspruch, bei welchem der zumindest eine Teil (40; 160) der Maschine (30) zum Betrieb bei kryogener Temperatur und insbesondere zum supra¬ leitenden Betrieb ausgebildet ist.
10. Antriebssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, welches zur Gewinnung zunächst mechanischer Energie mittels Verbrennung des Brennstoffs (90) eine Brennkraftmaschine auf¬ weist, welche mechanisch mit der elektrischen Maschine (30) gekoppelt ist, wobei die elektrische Maschine (30) zur Wand¬ lung der mechanischen Energie in elektrische Energie ausge¬ bildet ist.
11. Antriebssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem die Kühleinrichtung eine Kältemaschine (70) um- fasst, welche mit dem Erdgastank und dem zumindest einen Teil (40; 160) der elektrischen Maschine (30) verbunden ist und zum Pumpen von Wärme von dem Teil in den Brennstoff (90) aus¬ gebildet ist.
12. Antriebssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei welchem die Kühleinrichtung einen Wärmeübertrager (190), insbesondere einen Verdampfer, aufweist, wobei der
Wärmeübertrager (190) zur Übertragung von Wärme an den Brennstoff (90) ausgebildet und angeordnet ist.
13. Flugzeug mit einem Antriebssystem (10) nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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