WO2020025528A1 - Luftfahrzeug-antriebssystem mit schubkraftabhängiger regelung - Google Patents

Luftfahrzeug-antriebssystem mit schubkraftabhängiger regelung Download PDF

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WO2020025528A1
WO2020025528A1 PCT/EP2019/070333 EP2019070333W WO2020025528A1 WO 2020025528 A1 WO2020025528 A1 WO 2020025528A1 EP 2019070333 W EP2019070333 W EP 2019070333W WO 2020025528 A1 WO2020025528 A1 WO 2020025528A1
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WO
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thrust
aircraft
drive system
force
propeller
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PCT/EP2019/070333
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Johannes Wollenberg
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Siemens Aktiengesellschaft
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Publication date
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/303—Blade pitch-changing mechanisms characterised by comprising a governor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K5/00—Plants including an engine, other than a gas turbine, driving a compressor or a ducted fan
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • G01L5/13—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles
    • G01L5/133—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles for measuring thrust of propulsive devices, e.g. of propellers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
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    • F05D2270/051—Thrust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/80—Devices generating input signals, e.g. transducers, sensors, cameras or strain gauges
    • F05D2270/808—Strain gauges; Load cells

Definitions

  • Common motor planes are typically powered by internal combustion engines or engines, for example with the aid of reciprocating or rotary piston engines, shaft turbines or fan engines.
  • Such an internal combustion engine in turn drives a thrust generator, for example a propeller or a fan of a turbine etc., which ultimately ensures the propulsion of the aircraft.
  • the internal combustion engines have only a narrow economic operating range with an efficient torque, speed and power range as well as sluggish control properties.
  • concepts based on electric drive systems are being investigated, in which electric motors are used to drive the thrust generator (s).
  • Such a thruster can have a propeller, for example in a turboprop engine, or else a so-called fan, for example in a turbine jet engine, the term “propeller” also being used synonymously for such a fan in the following, ie
  • a propeller typically has a multiplicity of air blades, each of which is connected at one end to a shaft and projects in a largely radial direction away from the shaft, the respective motor causing the shaft to rotate with a predeterminable one Speed so that the air blades rotate about the axis of rotation of the shaft and, due to their angle of attack to the surrounding air, generate propulsion in the axial direction.
  • the propulsion can be varied by changing the speed and / or the angle of attack of the air blades. This concept is well-known and will not be explained in more detail below.
  • the drive control in particular under changing operating and environmental conditions, is therefore not ideal with regard to exhausting the drive system capacity, for example with regard to the maximum possible thrust force or the maximum possible efficiency of the aircraft.
  • the points mentioned above apply both to airplanes, ie for fixed-wing aircraft, and to helicopters or helicopters with one or more rotors. In other words, this represents here and mentioned aircraft both fixed-wing and rotary-wing aircraft.
  • the aircraft propulsion system presented here has at least a first and possibly additional thrust generator for generating a thrust force for generating propulsion for the aircraft.
  • Each thruster comprises a respective propeller and a respective motor for driving the respective propeller.
  • a respective thrust force measuring device with at least one thrust force meter for measuring the respective thrust force currently generated by the respective thruster is provided for each thruster.
  • a control of the drive system for regulating the thrust of each thrust generator of the drive system is provided.
  • Each of the thrust force measuring devices is connected to the control system in order to supply the control system with a measured value representing the respective respective thrust force, and the control system is set up to add the respective thrust force as a function of the measured value supplied and, if appropriate, as a function of other parameters regulate.
  • Thrust generator shaft etc. for the drive control can thus optimize the propulsion and energy conversion efficiency of the aircraft. Suboptimal thrust and / or aircraft efficiency through suboptimal speed-pitch pairings with constantly changing flight conditions can thus be reduced.
  • the invention is therefore based on the concept of measuring the thrust force of the thrust generator and using the measured variable for regulating the drive system.
  • a further thruster is provided, the first thruster being arranged on a first wing of the aircraft and the further thruster on a second wing of the aircraft.
  • the control is set up for a differential thrust control, in which the thrust forces currently generated by the first and the additional thrust generator can be set differently.
  • the first wing can be arranged on the left of the fuselage, as seen in the direction of flight.
  • the second wing would accordingly be arranged on the right side.
  • the presence of two thrust generators on the two wings in combination with the possibility of differential thrust force regulation enables, for example, a curve flight in which the momentary thrust forces of the thrust generators are set differently. For example.
  • one of the thrust generators can generate a higher thrust than the other, so that the aircraft flies a corresponding curve.
  • the control surfaces of the rudder and ailerons which are fundamentally subject to air resistance, can be at least partially dispensed with. This leads to energy savings by reducing the aerodynamic drag of the aircraft.
  • At least one of the thrust force meters can be set up and arranged to measure at least one deformation, which occurs due to the respective momentary thrust force, of at least one ultimately indirect, mechanically deformable connection of the propeller of the respective thrust generator to a body of the aircraft, the measured deformation of the connection being the particular moment generated thrust re presented.
  • the thrust meter can be, for example, a strain gauge or a load cell.
  • body of the aircraft includes, in particular, its fuselage and the wings.
  • connection is to be understood here to mean that the propeller is connected to the aircraft or to its body at some point or, of course, even has to be connected to be able to propel the plane.
  • the propeller is, for example, first connected to the engine via the shaft, the engine is possibly arranged in a housing in a gon del and fastened there, and this nacelle is finally fixed to the aircraft body, for example on its wing.
  • the propeller is indirectly attached to the aircraft body, namely via the shaft, the motor, the housing and the gonel, or is connected to it.
  • This wording therefore leaves open where and how precisely the measurement of the thrust force can take place, since, as specified below, a large number of suitable points is conceivable. It is essential that the source of the thrust, namely ultimately the rotating propeller, is connected to the aircraft body to be moved by the thrust.
  • deformable is not to be understood in such a way that the deformable connection is actually, for example, elastic or flexible. It merely means the very limited deformability of a component that is rigid per se, which is only found in typical aerospace applications considerable forces exerted by the thruster cannot be avoided.
  • a shaft of the respective thrust generator which mechanically connects the respective propeller to the respective engine, represents one of the deformable connections.
  • the respective thrust force measuring device in this case comprises a thrust force meter arranged on the shaft, which is set up and arranged around to measure a shaft deformation when the thrust is applied.
  • a fixation which connects the respective engine to the body of the aircraft, represents one of the deformable connections.
  • the respective thrust force measuring device then comprises a thrust force meter arranged on the fixation, which is arranged and arranged to in order to acting thrust to measure a deformation of the fixation.
  • the fixation addressed here means that the engine is attached directly to the aircraft body, which ultimately means that a housing of the engine is attached directly to the body, since the essential components of the engine, e.g. stator and rotor etc., are not directly be attached to the body.
  • the fixation can also include the option specified below that the motor, for example, in a Gon del or the like. is arranged and this nacelle is itself attached to the aircraft body, for example. on a wing.
  • the deformable connection on which the thrust force measuring device is to be arranged can now be the attachment of the motor in the nacelle and / or the attachment of the nacelle to the aircraft body.
  • the fixation can comprise at least a first and a second fixation, the motor being fastened in a nacelle by means of the first fixation and the nacelle in turn being attached to the body of the aircraft, in particular to a wing of the aircraft, with the aid of the second fixation is.
  • the first fixation represents a first deformable connection and the shear force measuring device holds a thrust force knife arranged on the first fixation, which is set up and arranged to measure a deformation of the first fixation when the pushing force acts.
  • the second fixation represents a second deformable connection and the thrust force measuring device comprises a thrust force meter arranged on the second fixation, which is set up and arranged to measure a deformation of the second fixation when the thrust force acts.
  • At least one of the thrust meters can be arranged in such a way that it measures a deformation that is oriented largely parallel to the direction of action of the instantaneous thrust when the thrust acts. Also, at least one of the thrust meters can be arranged such that it measures a deformation that is largely oriented perpendicular to the direction of action of the instantaneous thrust when the thrust acts.
  • At least one of the thrust force meters is in each case set up and arranged to at least one spatial displacement or change in distance of the propeller of the respective thrust generator due to the instantaneous thrust force relative to a reference, for example the body of the aircraft, from a rest ge to be measured, the measured displacement representing the respective currently generated thrust.
  • the rest position is, for example, the position or position in which the respective propeller is when it is not developing any thrust, ie, for example, when it is not rotating.
  • the reference is a point in the coordinate system which is fixed in space with the aircraft and which is independent of an instantaneously acting thrust force FS, that is to say the aircraft itself or its body, for example an aerofoil at which the thrust generator is arranged, or a point, at which the thruster is connected to the body of the aircraft.
  • the aircraft propulsion system can be a conventional internal combustion engine system.
  • the drive system it is also possible for the drive system to be an electric or hybrid
  • the respective motor is an electric motor, which is connected upstream of the corresponding power electronics and the required power supply.
  • a momentarily generated one is first generated Thrust is measured and the measured thrust is used to control the drive system.
  • a speed n of a propeller of the thrust generator and / or angle of attack of air shafts of the propeller are set, for example, to set a desired thrust.
  • a deformation resulting from an acting thrust force of a connection of a propeller of the thrust generator with the aircraft can be measured to measure the thrust force.
  • the deformation can be, for example, an expansion or a bend of the respective connection.
  • the connection can be, for example, the shaft via which the motor drives the propeller.
  • the connection can also be, for example, a fixation with which the motor or a housing of the motor is fastened to the aircraft.
  • a displacement or change in distance of a propeller of the thrust generator compared to a reference from a rest position can also be measured to measure the thrust force when the thrust force acts.
  • a speed of the propeller and / or a respective angle of attack of air blades of the propeller are preferably set such that the thrust is optimized for each flight situation by varying the speed and / or the respective angle of attack and thus a maximum efficiency of the drive system be achieved.
  • the optimization mentioned is based on the fact that, depending on the respective flight situation, either the thrust or an efficiency of the propulsion system is maximized.
  • the measured thrust force FS should be used as the reference variable of the control and should be optimal in each case taking into account the flight situation. Flight situations between which a distinction is made are e.g. the climb, i.e. the take-off itself and the subsequent flight phase in order to bring the aircraft to the desired cruising altitude, the cruising flight at a largely constant altitude and essentially constant speed, and the landing approach and landing.
  • the drive system can have, for example, a further thrust generator.
  • the control can be set up to a differential thrust control, in which the respective instantaneous thrust forces of the different thrust generators can be set differently.
  • one of the thrust generators can generate a higher thrust than the other, so that the aircraft flies a corresponding curve.
  • the advantage lies in the fact that the use of the control surfaces of the rudder and ailerons, which are fundamentally subject to air resistance, can at least partially be dispensed with. This leads to energy savings by reducing the aerodynamic drag of the aircraft 1
  • FIG. 5 shows a view of the aircraft with two thrust generators from below.
  • Axial describes a direction parallel to the axis of rotation
  • radial describes a direction orthogonal to, towards or away from the axis of rotation
  • tangential is a movement or direction orthogonal to the axis and orthogonal to the radial direction which is at a constant radial distance from the axis of rotation and, with a constant axial position, is directed circularly around the axis of rotation
  • the tangential direction may also be referred to as the circumferential direction.
  • FIG. 1 shows in a highly simplified and not true to scale representation the front part of an aircraft 1 formed as an airplane. Only the front part of the fuselage 110 with a wing 120 and a pilot cockpit 130 is shown. The fuselage 110, the wing 120 and The cockpit 130 and possibly other components, which are not relevant here, form the body 100 of the aircraft 1. Of course, the body 100 also includes, for example, the further wings of the aircraft 1, which are not shown in FIG.
  • FIG 1 shows a drive system 200 of the aircraft 1, which has a thrust generating device with egg nem or more thrust generators in order to generate a drive before for the aircraft 1.
  • the drive system 200 has a battery 210 and power electronics 220, the battery 210 and power electronics 220 being dimensioned and set up in such a way that they can provide the electrical energy required to operate an electric motor 230 of the drive system 200.
  • the electrical connections between battery 210, power electronics 220 and electric motor 230 are not shown for the sake of clarity.
  • the electric motor 230 which is fastened to the fuselage 110 with the aid of fixings 261, 262, is in turn connected via a shaft 240 to a propeller 250 with air blades 251, 252 in order to rotate it to move and thus testify to the propulsion for the aircraft 1.
  • Motor 230, shaft 240 and propeller 250 together form a thruster 290 of the thrust generating device, since the thrust is generated by the interaction of these components 230, 240, 250.
  • the speed n of the propeller 250 can be set as desired, with a higher speed n increasing the thrust force FS.
  • the thrust force FS can also be set via the setting of the air scoop angle of attack a (251), a (252) of the air scoops 251, 252.
  • the air blades 251, 252 can be rotated with the aid of corresponding actuators 253, 254 about their longitudinal axes, which are typically indicated in the radial direction and are indicated by dashed lines, so that the respective air blade pitch angle a (251), a ( 252) can be set with respect to the ambient air for each air scoop 251, 252.
  • the pitch angles of different air scoops 251, 252 are the same, which is why in the following, for the sake of simplicity, not between the
  • the thrust force FS is usually an automatic or semi-automatic device by means of a controller 300, which essentially ensures a speed and speed-proportional air blade angle of attack a, the To operate motor 230 at its optimal speed.
  • the motor 230 in contrast to the example shown in FIG. 1, is an internal combustion engine, since such an internal combustion engine — unlike the electric motor — cannot always be operated in the optimum speed range ,
  • Pitch angle a of the air blades 251, 252 by means of the actuators 253, 254 and the speed n of the propeller 250 ideally take place independently of one another, ie a certain change, for example, the speed n does not mean that the setting angle a must be changed accordingly, and furthermore ideally continuously.
  • the actuators 253, 254 can be operated, for example, electrically, electromechanically, hydraulically or else mechanically. It can generally be assumed that suitable actuators 253, 254 of this type are known.
  • the control 300 of the drive system 200 is thus set up to regulate the thrust force FS of the thrust generator 290.
  • control 300 sets certain propeller parameters (n, a), i.e. in particular the speed n of the propeller 250 and / or the pitch angle a of the air blades 251, 252 in order to achieve the desired thrust.
  • the pitch angle a and the speed n are generally set independently of one another.
  • the different effective thrust forces FS that result from varying the propeller parameters (n, a) also depend on environmental conditions pu, for example on the density of the surrounding air, which in turn is related to the altitude, on the current flight speed, on the momentary climb angle, of a possible cornering, cross wind and other current conditions on the Propeller 250.
  • the control 300 can process a large number of parameters pi for the thrust setting, for example a current flight situation or the flight phase, for example between takeoff, cruise and landing or more generally between climb and Descent can be differentiated, a desired course of the mission, flow ratio se and / or efficiency etc. Furthermore, some or all of the above-mentioned environmental conditions can be considered pu. Furthermore, a current speed n of the propeller 250 and the currently set pitch angle a are generally processed. As an additional parameter, the control 300 processes the thrust setting, in particular that of the moment
  • Thrust generator 290 applied thrust FS which is determined in the context of a corresponding measurement. Accordingly, the measured instantaneous thrust force FS is used to regulate the drive system 200.
  • the control 300 uses these parameters n, a, FS and possibly pi, pu in such a way that, on the one hand, it sets the speed n to set the thrust force FS. This takes place via a corresponding influence on the power electronics 220 of the motor 230, so that the motor 230 and with it the propeller 250 rotates at the desired speed n.
  • the controller 300 determines the setting angles a (251), a (252) of the air vanes 251, 252 and thus controls the actuators 253, 254 in order to set the angles a (251), a (253).
  • the instantaneous thrust can be measured at several different locations, with force transducers in each case being attached to such suitable locations, which typically generate an electrical output signal dependent on the measured thrust FS, which is fed to the control 300 and processed there.
  • the thrust force FS can be achieved, for example, by the deformation of connections between the component generating the thrust force FS, i.e. the thrust generator 290 or, in particular and ultimately, its propeller 250, and the object to be accelerated, i.e. for example the aircraft body 100.
  • Such deformations are directly related to the momentarily acting thrust force FS, so that the shear force FS can be deduced from the deformations.
  • the measurement of the thrust force FS with the aid of the determination of a deformation by a suitably trained person
  • Force transducers is only one way of shear force measurement. Other possibilities would be, for example, a distance measurement between the respective propeller and a reference that is defined in a fixed position on the aircraft. In the following, however, the force measurement based on a deformation detection is dealt with first, without this approach being considered essential essence of the invention is considered. The alternative consisting of a distance monitoring is explained in connection with FIG 5.
  • a starting point for measuring the instantaneous thrust FS based on a deformation is, for example, the shaft 240, which connects the motor 230 to the propeller 250.
  • Force transducer 241 which can be designed, for example, as a so-called load cell or as a strain gauge.
  • the thrust force FS generated when the propeller 250 is rotating causes a deformation of the shaft 240 which is dependent on the thrust force FS, which typically manifests itself as a substantially proportional longitudinal expansion of the shaft 240 which is caused by the
  • Force transducer 241 is detected. This generates an electrical output signal that is dependent on the detected deformation and thus on the instantaneous thrust force FS, which is fed to the control 300 and further processed there.
  • the thrust force at attachment points of the drive machine, ie essentially of the motor 250, on the fuselage 110 can be measured.
  • 1 shows a possible arrangement on the nose of the aircraft 1, in which the engine 250 with the help of the fixations 261, 262 in the direction of flight is attached to the front of the fuselage 110 of the aircraft 1.
  • FIG. 2 shows an alternative arrangement of thrust generator 290, in FIG.
  • the thrust generator 290 is arranged on the wing 120.
  • the motor 230 is in turn attached to the wing 120 by means of fixations 261, 262.
  • a thrust force generated by the rotating propeller 250 also causes a deformation of the shaft 240 and the fixings 261, 262 and the force transducers 241 or 263, 264 which may be arranged there.
  • Force transducers 241, 263, 264 are largely proportional to the thrust.
  • the type of deformation of the respective force transducer (s) 241 or 263, 264 depends on their arrangement and orientation in relation to the direction of action of the thrust force.
  • the thrust typically acts in the direction of flight z, i.e.
  • the deformation manifests itself in a longitudinal expansion of the force transducers 241, 263, 264 along the z-axis of the indicated coordinate system.
  • FIG. 3 shows a highly simplified representation of an implementation that speaks ent of those of FIG 2 in large parts.
  • the motor 250 is arranged in a housing 270 or in a nacelle 270, which in turn is fastened to the wing 120 with a fixation 271.
  • the motor 250 is fastened in the nacelle 270 with fixings 261, 262.
  • fixings 261, 262, 271 and possibly also as already described, the shaft 240 can with a force transducer
  • a thrust generated by the rotating propeller 250 causes a deformation of the fixings 261, 262, 271 and the shaft 240 that is dependent on the thrust, so that the force transducers 263, 264, which may be attached there 272, 241 generate a respective corresponding electrical signal, which in turn is fed to the control 300.
  • control 300 for setting the thrust force itself can process a large number of further parameters pi. These further parameters pi are determined or made available with the aid of known approaches and are therefore not further elucidated at this point.
  • the controller 300 processes the multitude of parameters, including the measured instantaneous thrust force FS, in such a way that the speed n of the propeller 250 and the pitch angle a of the air blades 251, 252, which influence the thrust force, are set such that the thrust force for each flight situation optimized by varying speed n and pitch a, thus achieving maximum efficiency.
  • optimizations can be oriented, for example, in such a way that, depending on the respective flight situation, either the thrust or the drive efficiency is maximized.
  • the measured thrust force FS should be used as the reference variable of the control and should be optimal in each case taking into account the flight situation.
  • the speed n and the angle of attack a must be controlled so that the maximum possible thrust that the thrust generator 290 can be created.
  • the speed n and the angle of attack a are to be regulated so that the maximum thrust force FS arises with the drive power of the electric drive being as small as possible, resulting in a maximum efficiency of the drive 200.
  • the "electric drive” in the considerably represented by the electric motor 230 even if, for example, the power electronics 220 would be strictly speaking to be added to the electric drive.
  • the controller 300 will set a suitable combination of the speed n and the pitch angle a, taking into account in particular the instantaneous measured thrust force as an input parameter.
  • the flight characteristics can be optimized in different flight situations:
  • For example. can be set to the maximum possible thrust FS for take-off, climbing or in extreme or emergency situations.
  • There is an automatic setting of the currently maximum possible thrust force FS followed by continuous readjustment to the maximum possible thrust force FS with suitable controller hardware and software.
  • the optimal operating point Once the optimal operating point has been found, the system can maintain the settings under the same conditions. If the boundary conditions change, for example when a different flight situation exists, a new optimal operating point must be determined and finally set.
  • Efficiency of the aircraft 1 are regulated, for example. For use in cruise.
  • the same is possible in the case of using a drive system based on an internal combustion engine instead of the electric drive, by taking into account a current fuel consumption. In both cases, this would make it possible, among other things, to increase the range of the aircraft 1.
  • the controller 300 would set the aircraft energy efficiency optimum and then continuously readjust to the maximum possible energy efficiency with suitable controller hardware and software, the procedure again being as described above.
  • control system 300 also processes sound emission values
  • noise emissions can be reduced.
  • the currently possible noise emission minimum of the thrust generator is set. Subsequently, with suitable controller hardware and software, it is continuously minimized
  • each of the two thrust generators 290-1, 290-2 works like the thrust generator 290 described above and also the control 300 ultimately does not differ from the control 300 described above, in particular with regard to the consideration of the instantaneous thrust force FS in the drive control.
  • the presence of two thrust generators 290-1, 290-2 on the two bearing surfaces 120-1, 120-2 enables, for example, differential thrust force control of the two thrust generators 290-1, 290-2 for cornering, in which the instantaneous thrust forces FS-1 , FS-2 of the thrust generators 290-1, 290-2 may be set differently.
  • one of the thrust generators 290-1 can generate a higher thrust force FS-1 than the other 290-2, so that the aircraft 1 flies a corresponding curve, as through the dashed line indicated.
  • the advantage here is that the control surfaces of the rudder, ailerons, etc., which are fundamentally subject to air resistance, can be at least partially dispensed with. This leads to energy savings by reducing the aerodynamic resistance of the aircraft 1.
  • Force transducers 241, 263, 264, 272- is not necessarily attached to a place where there is a deformation of a fixation or the like in the presence of a thrust force FS. comes in the sense explained above. Accordingly, this force transducer 281 is also not designed as a strain gauge or load cell. In the embodiment indicated here, the respective force transducer or thrust force meter 281-1, 281-2 detects a displacement of the propeller 250-1 or 250-2 relative to a reference from a rest position or a corresponding change in distance between the reference and the propeller 250- 1 or 250-2, the displacement occurring again due to a momentarily acting thrust force FS.
  • the rest position is the position or position in which the respective propeller 250-1 or 250-2 is located when it is not developing any thrust, ie, for example, when it is not rotating.
  • the reference is a point in the coordinate system which is fixed in space with the aircraft 1 and which is independent of an instantaneously acting thrust force FS, that is to say the aircraft 1 itself or its body 100, for example.
  • the force transducer 281-1 is firmly attached to the wing 120-1, ie the reference point for the force transducer 281-1 can be, for example, the attachment point thereof Force transducer 281-1 on the wing 120-1.
  • the other force transducer 281-2 Corresponding applies to the other force transducer 281-2. It is only relevant that the position of a respective reference remains unchanged even with a momentary thrust FS ⁇ O with respect to the aircraft 1.
  • the thrust meters 281-1, 281-2 can be designed such that they each measure the distance between themselves and the propeller 250-1, 250-2 assigned to them. The respective distance will typically become larger if the thrust force FS is increased, so that the measured distance is a clear measure of the instantaneous thrust force FS.
  • the aircraft 1 described in connection with FIG. 1 has a purely electrical drive system 200. It should be noted that the invention explained here can also be used for other drive concepts, i.e. For example, for a hybrid-electric drive system or for a conventional drive system, which typically has an internal combustion engine or a turbine. In a drive system designed in another way, a propeller is set in rotation with the help of a motor in order to generate thrust and thus propulsion, i.e. the architecture of the components relevant to the invention explained here does not differ. The essential point in these cases would also be that the thrust force is measured directly at one or more points and the respective measurement result is used as described in order to optimally utilize the performance of the drive system 200.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Antriebssystem für ein insbesondere elektrisch angetriebenes Luftfahrzeug. Das Antriebssystem ist mit Schubkraftmessern ausgestattet, die eine momentan wirkende Schubkraft des Schuberzeugers des Luftfahrzeugs messen. Die so gewonnenen Messwerte werden einer Regelung des Antriebssystems zugeführt, welche die gemessene Schubkraft neben anderen Parametern dazu verwendet, die Antriebssystem dahingehend zu regeln, dass ein auswählbarer Parameter, bspw. die Schubkraft oder ein Wirkungsgrad des Antriebssystems, optimiert wird.

Description

Beschreibung
Luftfahrzeug-Antriebssystem mit schubkraftabhängiger Regelung
Gängige Motorflugzeuge werden typischerweise mit Verbren nungskraftmaschinen bzw. -motoren angetrieben, bspw. mit Hil fe von Hub- oder Kreiskolbenmotoren, Wellenturbinen oder Fan triebwerken. Ein solcher Verbrennungsmotor treibt seinerseits einen Schuberzeuger an, bspw. einen Propeller oder einen Fan einer Turbine etc., welcher schließlich für den Vortrieb des Flugzeugs sorgt. Die Verbrennungskraftmaschinen weisen nur einen engen wirtschaftlichen Betriebsbereich mit effizientem Drehmoment-, Drehzahl- bzw. Leistungsbereich sowie träge Re gelungseigenschaften auf. Als Alternativen zu den Verbren nungsmotoren werden Konzepte beruhend auf elektrischen An triebssystemen untersucht, bei denen Elektromotoren einge setzt werden, um den oder die Schuberzeuger anzutreiben.
Ein derartiger Schuberzeuger kann einen Propeller wie bspw. bei einem Turboprop-Triebwerk oder aber einen sog. Fan wie bspw. in einem Turbinen-Strahltriebwerk aufweisen, wobei im Folgenden der Begriff „Propeller" synonym auch für einen sol chen Fan verwendet werden soll, also beide erwähnten Ausfüh rungen beinhalten. Ein Propeller weist typischerweise eine Vielzahl von Luftschaufein auf, die jeweils mit einem ihrer Enden mit einer Welle verbunden sind und in weitestgehend ra dialer Richtung von der Welle weg ragen. Der jeweilige Motor bewirkt eine Rotation der Welle mit einer vorgebbaren Dreh zahl, so dass die Luftschaufein um die Rotationsachse der Welle rotieren und aufgrund ihrer Anstellwinkel zur umgeben den Luft einen Vortrieb in axialer Richtung erzeugen. Der Vortrieb kann variiert werden, indem die Drehzahl und/oder die Anstellwinkel der Luftschaufein verändert werden. Dieses Konzept ist wohlbekannt und wird im Folgenden nicht näher er läutert .
Unabhängig von der Natur des Antriebs des Schuberzeugers -sei es ein Verbrennungsmotor oder ein Elektromotor- erfolgt die Steuerung und Regelung des Antriebs bzw. Vortriebs durch den Piloten manuell über sogenannte Schubhebel bzw. durch den Au topiloten über eine automatische Schuberzeugersteuerung/- regelung mit Hilfe des sogenannten „Aircraft Flight Control" Systems. Dabei werden, wie bereits angedeutet, sowohl bei ma nueller als auch bei automatischer Steuerung / Regelung die Drehzahl und/oder das Drehmoment des Schuberzeugers und damit indirekt die Schubkraft eingestellt. Regelparameter sind flugphasenabhängig und umfassen bspw. die Geschwindigkeit, die Höhe sowie die Steig-/Sinkrate des Flugzeugs. Soll das Flugzeug steigen oder schneller fliegen, so wird die Drehzahl bspw. per Drosselklappe oder über ein Einspritzsteuergerät erhöht, soll es sinken oder langsamer fliegen, so wird die Drehzahl abgesenkt. Dies gilt sowohl für den konventionellen Antrieb mit einem Verbrennungsmotor als auch für elektrisch oder hybrid-elektrisch angetriebene Flugzeuge. Der Einsatz eines sogenannten „Constant Speed Propeller", auch „Variable Pitch Propeller" genannt, bei dem die Steuerung / Regelung die Anstellwinkel der Luftschaufein variiert und so indirekt die Schubkraft beeinflusst, erlaubt eine vergleichsweise kom fortable Steuerung / Regelung, ist jedoch in der betriebli chen Variation von Drehzahl und Luftschaufelanstellwinkel be grenzt. Zudem kann der Pilot oder der Autopilot die durch den Schuberzeuger aufgebrachte Schubkraft sowie die Effizienz des Flugzeugs nicht direkt steuern, sondern nur indirekt über das Einstellen der Drehzahl sowie in bestimmten Grenzen über die Einstellung der Anstellwinkel der Luftschaufein des Propel lers bzw. Fans des Schuberzeugers.
Die Antriebsregelung, insbesondere unter wechselnden Be triebs- und Umweltrandbedingungen, ist daher hinsichtlich ei ner Ausschöpfung des Antriebssystemvermögens bspw. bezüglich maximal möglicher Schubkraft oder maximal möglicher Effizienz des Luftfahrzeugs nicht ideal. Dabei gelten die oben genann ten Punkte sowohl für Flugzeuge, d.h. für Starrflügler, als auch für Helikopter bzw. Hubschrauber mit einem oder mehr Ro toren. Mit anderen Worten repräsentiert das hier und im Fol- genden genannte Luftfahrzeug sowohl Starrflügler als auch Drehflügler .
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein verbessertes Ausschöpfen des Leistungsvermögens eines An triebs eines Luftfahrzeugs zu erzielen.
Diese Aufgabe wird durch das in Anspruch 1 beschriebene Luft fahrzeug-Antriebssystem sowie durch das in Anspruch 10 be schriebene Betriebsverfahren gelöst. Die Unteransprüche be schreiben vorteilhafte Ausgestaltungen.
Das hier vorgestellte Luftfahrzeug-Antriebssystem weist zu mindest einen ersten und ggf. weitere Schuberzeuger zum Er zeugen einer Schubkraft zum Erzeugen von Vortrieb für das Luftfahrzeug auf. Jeder Schuberzeuger umfasst einen jeweili gen Propeller und einen jeweiligen Motor zum Antreiben des jeweiligen Propellers. Desweiteren ist für jeden Schuberzeu ger eine jeweilige Schubkraft-Messvorrichtung mit zumindest einem Schubkraftmesser zum Messen der vom jeweiligen Schuber zeuger momentan erzeugten jeweiligen Schubkraft vorgesehen. Desweiteren ist eine Regelung des Antriebssystems zum Regeln der Schubkraft eines jeden Schuberzeugers des Antriebssystems vorgesehen. Jede der Schubkraft-Messvorrichtungen ist mit der Regelung verbunden, um der Regelung einen die gemessene je weilige Schubkraft repräsentierenden Messwert zuzuführen, und die Regelung ist eingerichtet, die jeweilige Schubkraft in Abhängigkeit vom jeweils zugeführten Messwert und ggf. zu sätzlich in Abhängigkeit von anderen Parametern zu regeln.
Da sowohl die Geschwindigkeit als auch die Steigfähigkeit ei nes Flugzeugs in erster Linie von der Schubkraft des Schuber zeugers abhängen, ist die Einbeziehung des Ergebnisses einer Schubkraftmessung am Schuberzeuger in die Regelung des An triebssystems sinnvoll. Aufgrund dieser Maßnahme können Feh ler oder Ungenauigkeiten in den für die Antriebsregelung ei nes Flugzeugs verwendeten komplexen Übertragungsfunktionen zwischen Drehzahl und Luftschaufel-Anstellwinkeln des Schub- erzeugers bzw. Propellers, Beschleunigung, Geschwindigkeit, Steigwinkel, Flughöhe etc. des Flugzeugs, welche in der Regel nur in Kennfeldern abgebildet sind und so zur Verfügung ste hen, reduziert bzw. vermieden werden.
Durch die Verwendung der direkt gemessenen Schubkraft anstatt einer Verwendung der durch die Wirkung der Schubkraft auftre tenden Effekte wie bspw. die Flugzeuggeschwindigkeit, - beschleunigung, -steigrate, sowie das Drehmoment an der
Schuberzeugerwelle etc. für die Antriebsregelung kann somit die Vortriebs- und Energiewandlungseffizienz des Flugzeugs optimiert werden. Suboptimale Schubkräfte und/oder Flugzeug wirkungsgrade durch suboptimale Drehzahl-Pitch-Paarungen bei sich ständig ändernden Flugbedingungen können damit reduziert werden .
Der Erfindung liegt daher das Konzept zugrunde, die Schub kraft des Schuberzeugers zu messen und die gemessene Größe zur Regelung des Antriebssystems zu verwenden.
In einer Ausführungsform ist zusätzlich zum ersten Schuber zeuger ein weiterer Schuberzeuger vorgesehen, wobei der erste Schuberzeuger an einer ersten Tragfläche des Luftfahrzeugs und der weitere Schuberzeuger an einer zweiten Tragfläche des Luftfahrzeugs angeordnet ist. Die Regelung ist für eine dif ferentielle Schubkraftregelung eingerichtet, bei der die vom ersten und vom weiteren Schuberzeuger momentan erzeugten Schubkräfte unterschiedlich eingestellt werden können. Die erste Tragfläche kann, in Flugrichtung gesehen, links am Rumpf angeordnet sein. Die zweite Tragfläche wäre dementspre chend an der rechten Seite angeordnet. Das Vorhandensein zweier Schuberzeuger an den beiden Trageflächen in Kombinati on mit der Möglichkeit der differentiellen Schubkraftregelung ermöglicht bspw. einen Kurvenflug, bei dem die momentanen Schubkräfte der Schuberzeuger unterschiedlich eingestellt werden. Bspw. kann in einem solchen Fall einer der Schuber zeuger eine höhere Schubkraft erzeugen als der andere, so dass das Luftfahrzeug eine entsprechende Kurve fliegt. Hier- bei liegt der Vorteil darin, dass auf einen Einsatz der grundsätzlich luftwiderstandsbehafteten Steuerflächen der Seiten- und Querruder etc. zumindest teilweise verzichtet werden kann. Dies führt zur Energieeinsparung durch Reduzie rung des aerodynamischen Widerstands des Luftfahrzeugs.
Zumindest einer der Schubkraftmesser kann eingerichtet und angeordnet sein, zumindest eine aufgrund der jeweiligen mo mentanen Schubkraft auftretende Verformung zumindest einer letztlich indirekten, mechanischen verformbaren Verbindung des Propellers des jeweiligen Schuberzeugers mit einem Körper des Luftfahrzeugs zu messen, wobei die gemessene Verformung der Verbindung die jeweilige momentan erzeugte Schubkraft re präsentiert. Der Schubkraftmesser kann bspw. ein Dehnungs messstreifen oder eine Wägezelle sein. Der „Körper" des Luft fahrzeugs umfasst insbesondere dessen Rumpf sowie die Trag flächen. Der Begriff „Verbindung" ist hier so zu verstehen, dass der Propeller an irgendeiner Stelle mit dem Flugzeug bzw. mit dessen Körper verbunden ist bzw. natürlich sogar verbunden sein muss, um das Flugzeug antreiben zu können. Der Propeller ist bspw. zunächst über die Welle mit dem Motor verbunden, der Motor ist ggf. in einem Gehäuse in einer Gon del angeordnet und dort befestigt, und diese Gondel ist schließlich am Flugzeugkörper fixiert, bspw. an dessen Trag fläche. Dieser Kette folgend ist also der Propeller indirekt -nämlich über die Welle, den Motor, das Gehäuse und die Gon del- am Flugzeugkörper fixiert bzw. damit verbunden. Diese Formulierung lässt also offen, an welcher Stelle und wie ge nau die Messung der Schubkraft erfolgen kann, da wie im Fol genden präzisiert eine Vielzahl von geeigneten Stellen denk bar ist. Wesentlich ist, dass die Quelle der Schubkraft, näm lich in letzter Konsequenz der drehende Propeller, mit dem durch die Schubkraft zu bewegenden Flugzeugkörper verbunden ist. Der Begriff „verformbar" ist desweiteren nicht so zu verstehen, dass die verformbare Verbindung tatsächlich bspw. elastisch oder flexibel ist. Es ist lediglich die durchaus limitierte Verformbarkeit eines an sich starren Bauteils ge meint, die sich erst bei den typischen, in der Luftfahrt durch den Schuberzeuger aufgebrachten erheblichen Kräften nicht vermeiden lässt.
In einer Ausführungsform stellt eine Welle des jeweiligen Schuberzeugers, die den jeweiligen Propeller mit dem jeweili gen Motor mechanisch verbindet, eine der verformbaren Verbin dungen dar. Die jeweilige Schubkraft-Messvorrichtung umfasst hierbei einen an der Welle angeordneten Schubkraftmesser, der eingerichtet und angeordnet ist, um bei wirkender Schubkraft eine Verformung der Welle zu messen.
In einer anderen Ausführungsform stellt eine Fixierung, die den jeweiligen Motor mit dem Körper des Luftfahrzeugs verbin det, eine der verformbaren Verbindungen dar. Die jeweilige Schubkraft-Messvorrichtung umfasst dann einen an der Fixie rung angeordneten Schubkraftmesser, der eingerichtet und an geordnet ist, um bei wirkender Schubkraft eine Verformung der Fixierung zu messen. Die hier adressierte Fixierung kann mei nen, dass der Motor direkt am Flugzeugkörper befestigt ist, was letztlich bedeutet, dass ein Gehäuse des Motors direkt am Körper befestigt ist, da die essentiellen Bauteile des Mo tors, bspw. Stator und Rotor etc., nicht direkt am Körper be festigt werden. Die Fixierung kann aber auch die unten präzi sierte Option beinhalten, dass der Motor bspw. in einer Gon del o.ä. angeordnet ist und diese Gondel ihrerseits am Flug zeugkörper, bspw. an einer Tragfläche, befestigt ist. Die verformbare Verbindung, an der die Schubkraft-Messvorrichtung angeordnet sein soll, kann nun die Befestigung des Motors in der Gondel und/oder die Befestigung der Gondel am Flugzeug körper sein.
Bspw. kann die Fixierung zumindest eine erste und eine zweite Fixierung umfassen, wobei der Motor mit Hilfe der ersten Fi xierung in einer Gondel befestigt ist und die Gondel ihrer seits mit Hilfe der zweiten Fixierung am Körper des Luftfahr zeugs, insbesondere an einer Tragfläche des Luftfahrzeugs, befestigt ist. Die erste Fixierung stellt eine erste verform bare Verbindung dar und die Schubkraft-Messvorrichtung um- fasst einen an der ersten Fixierung angeordneten Schubkraft messer, der eingerichtet und angeordnet ist, um bei wirkender Schubkraft eine Verformung der ersten Fixierung zu messen. Zusätzlich oder alternativ stellt die zweite Fixierung eine zweite verformbare Verbindung dar und die Schubkraft- Messvorrichtung umfasst einen an der zweiten Fixierung ange ordneten Schubkraftmesser, der eingerichtet und angeordnet ist, um bei wirkender Schubkraft eine Verformung der zweiten Fixierung zu messen.
Bspw. kann zumindest einer der Schubkraftmesser derart ange ordnet sein, dass er eine Verformung misst, die bei wirkender Schubkraft weitestgehend parallel zur Wirkungsrichtung der momentanen Schubkraft orientiert ist. Auch kann zumindest ei ner der Schubkraftmesser derart angeordnet sein, dass er eine Verformung misst, die bei wirkender Schubkraft weitestgehend senkrecht zur Wirkungsrichtung der momentanen Schubkraft ori entiert ist.
In einem anderen Ansatz zur Schubkraftmessung ist zumindest einer der Schubkraftmesser jeweils eingerichtet und angeord net, um zumindest eine aufgrund der momentanen Schubkraft auftretende räumliche Verschiebung bzw. Abstandsänderung des Propellers des jeweiligen Schuberzeugers gegenüber einer Re ferenz, bspw. dem Körper des Luftfahrzeugs, aus einer Ruhela ge zu messen, wobei die gemessene Verschiebung die jeweilige momentan erzeugte Schubkraft repräsentiert. Die Ruhelage ist bspw. diejenige Lage bzw. Position, in der sich der jeweilige Propeller befindet, wenn er keine Schubkraft entwickelt, d.h. bspw. wenn er nicht rotiert. Die Referenz ist ein Punkt im mit dem Luftfahrzeug raumfesten Koordinatensystem, der unab hängig von einer momentan wirkenden Schubkraft FS ist, d.h. quasi das Luftfahrzeug selbst bzw. dessen Körper, bspw. eine Tragfläche, an der der Schuberzeuger angeordnet ist, bzw. ein Punkt, an dem der Schuberzeuger mit dem Körper des Luftfahr zeugs verbunden ist. Das Luftfahrzeug-Antriebssystem kann ein herkömmliches System mit Verbrennungsmotor sein. Es ist jedoch ebenfalls möglich, dass das Antriebssystem ein elektrisches bzw. hybrid
elektrisches System ist, wobei der jeweilige Motor ein Elekt romotor ist, dem die entsprechende Leistungselektronik sowie die benötigte Stromversorgung vorgeschaltet ist.
Zum Betreiben eines derartigen Luftfahrzeug-Antriebssystems mit zumindest einem Schuberzeuger zum Erzeugen einer Schub kraft zum Erzeugen von Vortrieb für das Luftfahrzeug, bei dem das Antriebssystem und insbesondere die durch das Antriebs system momentan erzeugte Schubkraft durch eine Regelung gere gelt wird, wird zunächst eine momentan erzeugte Schubkraft gemessen und die gemessene Schubkraft zur Regelung des An triebssystems verwendet wird. Im Rahmen der Regelung werden bspw. zum Einstellen einer gewünschten Schubkraft eine Dreh zahl n eines Propellers des Schuberzeugers und/oder Anstell winkel von Luftschaufein des Propellers eingestellt.
Wie bereits erläutert kann zur Messung der Schubkraft eine sich bei wirkender Schubkraft ergebende Verformung einer Ver bindung eines Propellers des Schuberzeugers mit dem Luftfahr zeug gemessen wird. Die Verformung kann bspw. eine Dehnung oder eine Biegung der jeweiligen Verbindung sein. Die Verbin dung kann bspw. die Welle sein, über die der Motor den Pro peller antreibt. Auch kann die Verbindung bspw. eine Fixie rung sein, mit der der Motor oder ein Gehäuse des Motors am Flugzeug befestigt ist. Letztlich ist es auch denkbar, die Verbindung so zu interpretieren, dass sie durch eine Befesti gung einer Gondel an einer Tragfläche des Luftfahrzeugs rea lisiert ist, wobei der Motor zum Antreiben des Propellers in dieser Gondel befestigt ist.
Auch kann zur Messung der Schubkraft eine sich bei wirkender Schubkraft ergebende Verschiebung bzw. Abstandsänderung eines Propellers des Schuberzeugers gegenüber einer Referenz aus einer Ruhelage gemessen werden. Bei der Regelung werden vorzugsweise eine Drehzahl des Pro pellers und/oder ein jeweiliger Anstellwinkel von Luftschau feln des Propellers derart eingestellt, dass für jede Flugsi tuation die Schubkraft durch Variation der Drehzahl und/oder des jeweiligen Anstellwinkels optimiert und somit eine maxi male Effizienz des Antriebssystems erzielt werden.
Die genannte Optimierung geht dahin, dass in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugsituation entweder die Schubkraft oder aber ein Wirkungsgrad des Antriebssystems maximiert wird. Die gemessene Schubkraft FS soll als Führungsgröße der Regelung verwendet werden und soll unter Berücksichtigung der Flugsi tuation jeweils optimal sein. Flugsituationen, zwischen denen hier unterschieden wird, sind bspw. der Steigflug, d.h. der Start selbst und die darauf folgende Flugphase, um das Luft fahrzeug auf die gewünschte Reiseflughöhe zu bringen, der Reiseflug bei weitestgehend konstanter Flughöhe und im We sentlichen konstanter Geschwindigkeit, sowie der Landeanflug nebst Landung.
Das Antriebssystem kann bspw. einen weiteren Schuberzeuger aufweisen. In dem Fall kann die Regelung zu einer differen tiellen Schubkraftregelung eingerichtet sein, bei der die je weiligen momentanen Schubkräfte der unterschiedlichen Schub erzeuger unterschiedlich eingestellt werden können. Bspw. kann in einem solchen Fall einer der Schuberzeuger eine höhe re Schubkraft erzeugen als der andere, so dass das Luftfahr zeug eine entsprechende Kurve fliegt. Hierbei liegt der Vor teil darin, dass auf einen Einsatz der grundsätzlich luftwi derstandsbehafteten Steuerflächen der Seiten- und Querruder etc. zumindest teilweise verzichtet werden kann. Dies führt zur Energieeinsparung durch Reduzierung des aerodynamischen Widerstands des Flugzeugs 1
Weitere Vorteile und Ausführungsformen ergeben sich aus den Zeichnungen und der entsprechenden Beschreibung. Im Folgenden werden die Erfindung und beispielhafte Ausfüh rungsformen anhand von Zeichnungen näher erläutert. Dort wer den gleiche Komponenten in verschiedenen Figuren durch glei che Bezugszeichen gekennzeichnet. Es ist daher möglich, dass sich bei der Beschreibung einer zweiten Figur zu einem be stimmten Bezugszeichen, welches bereits im Zusammenhang mit einer anderen, ersten Figur erläutert wurde, keine näheren Erläuterungen finden. In einem solchen Fall kann bei der Aus führungsform der zweiten Figur davon ausgegangen werden, dass die dort mit diesem Bezugszeichen gekennzeichnete Komponente auch ohne nähere Erläuterung im Zusammenhang mit der zweiten Figur die gleichen Eigenschaften und Funktionalitäten auf weist, wie im Zusammenhang mit der ersten Figur erläutert. Desweiteren werden der Übersichtlichkeit wegen teilweise nicht sämtliche Bezugszeichen in sämtlichen Figuren darge stellt, sondern nur diejenigen, auf die in der Beschreibung der jeweiligen Figur Bezug genommen wird.
Es zeigen:
FIG 1 ein Flugzeug mit einem elektrischen Antriebssystem,
FIG 2 eine erste Variante der Befestigung eines Schuberzeu gers des Antriebssystems am Flugzeugkörper,
FIG 3 eine zweite Variante der Befestigung des Schuberzeu gers am Flugzeugkörper,
FIG 4 eine Veranschaulichung der Arbeitsweise einer Rege lung des Antriebssystems,
FIG 5 eine Ansicht des Flugzeugs mit zwei Schuberzeugern von unten.
Es sei angemerkt, dass sich Begriffe wie „axial", „radial", „tangential" bzw. „in Umfangsrichtung" etc. auf die in der jeweiligen Figur bzw. im jeweils beschriebenen Beispiel zum Einsatz kommende Welle bzw. Achse beziehen. Mit anderen Wor- ten beziehen sich die Richtungen axial, radial, tangential stets auf eine Drehachse des Rotors. Dabei beschreibt „axial" eine Richtung parallel zur Rotationsachse, „radial" be schreibt eine Richtung orthogonal zur Rotationsachse, auf diese zu oder auch von ihr weg, und „tangential" ist eine Be wegung bzw. Richtung orthogonal zur Achse sowie orthogonal zur radialen Richtung, die also in konstantem radialen Ab stand zur Rotationsachse und bei konstanter Axialposition kreisförmig um die Rotationsachse herum gerichtet ist. Die tangentiale Richtung kann ggf. auch als Umfangsrichtung be zeichnet werden.
Die FIG 1 zeigt in stark vereinfachter und nicht maßstabge treuer Darstellung den vorderen Teil eines als Flugzeug aus gebildeten Luftfahrzeugs 1. Abgebildet ist lediglich der vor dere Teil des Flugzeugrumpfes 110 mit einer Tragfläche 120 und einer Pilotenkanzel 130. Der Rumpf 110, die Tragfläche 120 und die Kanzel 130 sowie ggf. weitere, hier aber nicht relevante Komponenten, bilden den Körper 100 des Flugzeugs 1. Natürlich umfasst der Körper 100 bspw. auch die in FIG 1 zwar nicht dargestellten, aber selbstverständlich vorhandenen wei teren Tragflächen des Flugzeugs 1.
Desweiteren zeigt die FIG 1 ein Antriebssystem 200 des Flug zeugs 1, welches eine Schubkrafterzeugungsvorrichtung mit ei nem oder mehreren Schubkrafterzeugern aufweist, um einen Vor trieb für das Flugzeug 1 zu erzeugen. Hierzu weist das An triebssystem 200 eine Batterie 210 sowie eine Leistungselekt ronik 220 auf, wobei Batterie 210 und Leistungselektronik 220 derart dimensioniert und eingerichtet sind, dass sie die zum Betreiben eines Elektromotors 230 des Antriebssystems 200 notwendige elektrische Energie bereitstellen können. Die elektrischen Verbindungen zwischen Batterie 210, Leistungs elektronik 220 und Elektromotor 230 sind der Übersichtlich keit wegen nicht dargestellt. Der Elektromotor 230, der mit Hilfe von Fixierungen 261, 262 am Rumpf 110 befestigt ist, ist seinerseits über eine Welle 240 mit einem Propeller 250 mit Luftschaufein 251, 252 verbunden, um diesen in Rotation zu versetzen und damit den Vortrieb für das Flugzeug 1 zu er zeugen. Motor 230, Welle 240 und Propeller 250 bilden gemein sam einen Schuberzeuger 290 der Schubkrafterzeugungsvorrich tung, da die Schubkraft durch das Zusammenspiel dieser Kompo nenten 230, 240, 250 erzeugt wird. Dieses Konzept eines elektrisch angetriebenen Flugzeugs 1 ist an sich bekannt, wird daher im Folgenden nicht weiter erläutert.
Um die vom Propeller 250 erzeugbare Schubkraft FS bspw. je nach Flugsituation zu variieren, kann zum Einen die Drehzahl n des Propellers 250 wunschgemäß eingestellt werden, wobei eine höhere Drehzahl n eine Erhöhung der Schubkraft FS be wirkt. Zum Anderen kann die Schubkraft FS auch über die Ein stellung der Luftschaufel-Anstellwinkel a(251), a(252) der Luftschaufein 251, 252 eingestellt werden. Die Luftschaufein 251, 252 sind mit Hilfe entsprechender Aktuatoren 253, 254 um ihre durch gestrichelte Linien angedeuteten, typischerweise in radialer Richtung orientierten Längsachsen drehbar, so dass der jeweilige auch als „Pitchwinkel" bezeichnete Luft- schaufel-Anstellwinkel a(251), a(252) gegenüber der Umge bungsluft für jede Luftschaufel 251, 252 einstellbar ist. Ty pischerweise, aber nicht zwangsläufig, sind die Pitchwinkel unterschiedlicher Luftschaufein 251, 252 gleich, weswegen im Folgenden der Einfachheit halber nicht zwischen den
Pitchwinkeln a(251) der ersten 251 und a(252) der zweiten Luftschaufel 252 unterschieden wird. Sofern die Schubkraft FS über die Verstellung der Pitchwinkel a variiert werden soll, handelt es sich in der Regel um eine automatische oder halb automatische Einrichtung durch eine Regelung 300, welche im Wesentlichen für einen drehzahl- und geschwindigkeitspropor tionalen Luftschaufel-Anstellwinkel a sorgt, um den Motor 230 bei seiner optimalen Drehzahl zu betreiben. Dies ist insbe sondere für den Fall von hoher Relevanz, dass der Motor 230, abweichend vom in der FIG 1 dargestellten Beispiel, ein Ver brennungsmotor ist, da ein solcher Verbrennungsmotor -im Un terschied zum Elektromotor- nicht immer im optimalen Dreh zahlbereich betrieben werden kann. Die Einstellung der
Pitchwinkel a der Luftschaufein 251, 252 mittels der Aktoren 253, 254 und der Drehzahl n des Propellers 250 erfolgen je doch idealerweise unabhängig voneinander, d.h. eine bestimmte Veränderung bspw. der Drehzahl n bedeutet nicht, dass die An stellwinkel a dementsprechend geändert werden müssen, und desweiteren idealerweise stufenlos. Zur Einstellung können die Aktoren 253, 254 bspw. elektrisch, elektromechanisch, hydraulisch oder aber mechanisch betrieben werden. Generell ist davon auszugehen, dass derartige geeignete Aktoren 253, 254 bekannt sind.
Die Regelung 300 des Antriebssystems 200 ist somit eingerich tet, die Schubkraft FS des Schuberzeugers 290 zu regeln.
Hierzu stellt die Regelung 300 bestimmte Propellerparameter (n, a) ein, d.h. insbesondere die Drehzahl n des Propellers 250 und/oder die Pitchwinkel a der Luftschaufein 251, 252, um so die gewünschte Schubkraft zu erreichen. Die Einstellungen der Pitchwinkel a und der Drehzahl n erfolgen generell unab hängig voneinander. Die sich bei Variation der Propellerpara meter (n, a) ergebenden unterschiedlichen effektiven Schub kräfte FS hängen desweiteren auch von Umgebungsbedingungen pu ab wie bspw. von der Dichte der umgebenden Luft, welche ih rerseits mit der Flughöhe zusammenhängt, von der momentanen Fluggeschwindigkeit, von dem momentanen Steigwinkel, von ei nem eventuellen Kurvenflug, von Seitenwind sowie von sonsti gen Strömungsverhältnissen am Propeller 250.
Die Regelung 300 kann, wie in der FIG 4 angedeutet, für die Schubkrafteinstellung eine Vielzahl von Parametern pi verar beiten, bspw. eine momentane Flugsituation bzw. die Flugpha se, wobei bspw. zwischen Start, Reiseflug und Landung bzw. allgemeiner zwischen Steig- und Sinkflug unterschieden werden kann, einen gewünschten Missionsverlauf, Strömungsverhältnis se und/oder Wirkungsgrade etc.. Desweiteren können einige oder alle der oben erwähnten Umgebungsbedingungen pu berück sichtigt werden. Weiterhin werden in der Regel auch eine mo mentane Drehzahl n des Propellers 250 sowie die momentan ein gestellten Pitchwinkel a verarbeitet. Als zusätzlichen Parameter verarbeitet die Regelung 300 für die Schubkrafteinstellung insbesondere die momentan vom
Schuberzeuger 290 aufgebrachte Schubkraft FS, wobei diese im Rahmen einer entsprechenden Messung ermittelt wird. Es wird demnach die gemessene, momentane Schubkraft FS zur Regelung des Antriebssystems 200 verwendet. Die Regelung 300 nutzt diese Parameter n, a, FS und ggf. pi, pu dahingehend, dass sie zur Einstellung der Schubkraft FS zum Einen die Drehzahl n einstellt. Dies erfolgt über eine entsprechende Einfluss nahme auf die Leistungselektronik 220 des Motors 230, so dass der Motor 230 und mit ihm der Propeller 250 bei der gewünsch ten Drehzahl n rotiert. Zum Anderen bestimmt die Regelung 300 die Anstellwinkel a(251), a(252) der Luftschaufein 251, 252 und steuert damit die Aktuatoren 253, 254 an, um die Winkel a(251), a(253) einzustellen.
Die momentane Schubkraft kann an mehreren verschiedenen Orten gemessen werden, wobei an derartigen geeigneten Orten jeweils Kraftaufnehmer angebracht werden, welche typischerweise ein von der gemessenen Schubkraft FS abhängiges elektrisches Aus gangssignal erzeugen, welches der Regelung 300 zugeführt und dort weiter verarbeitet wird. Grundsätzlich kann die Schub kraft FS bspw. über die Verformung von Verbindungen zwischen der die Schubkraft FS erzeugenden Komponente, d.h. dem Schub erzeuger 290 bzw. insbesondere und in letzter Instanz dessen Propeller 250, und dem zu beschleunigenden Gegenstand, d.h. bspw. dem Flugzeugkörper 100, gemessen werden. Derartige Ver formungen hängen direkt mit der momentan wirkenden Schubkraft FS zusammen, so dass aus den Verformungen auf die Schubkraft FS geschlossen werden kann. Es sei erwähnt und betont, dass die Messung der Schubkraft FS mit Hilfe der Ermittlung einer Verformung durch einen entsprechend ausgebildeten
Kraftaufnehmer lediglich eine Möglichkeit der Schubkraftmes sung darstellt. Andere Möglichkeiten wären bspw. eine Ab standsmessung zwischen dem jeweiligen Propeller und einer Re ferenz, die ortsfest am Flugzeug definiert wird. Im Folgenden wird jedoch zunächst auf die Kraftmessung basierend auf einer Verformungsdetektion eingegangen, ohne dass dieser Ansatz als wesentlicher Kern der Erfindung angesehen wird. Die Alterna tive bestehend aus einer Abstandsüberwachung wird im Zusam menhang mit FIG 5 erläutert.
Ein Ansatzpunkt zur Messung der momentanen Schubkraft FS ba sierend auf einer Verformung ist bspw. die Welle 240, die den Motor 230 mit dem Propeller 250 verbindet. Hierzu befindet sich an der Welle 240 ein Schubkraftmesser bzw.
Kraftaufnehmer 241, der bspw. als sogenannte Wägezelle oder als Dehnungsmessstreifen ausgebildet sein kann. Die bei dre hendem Propeller 250 erzeugte Schubkraft FS bewirkt eine von der Schubkraft FS abhängige Verformung der Welle 240, die sich typischerweise als eine im Wesentlichen proportionale Längsdehnung der Welle 240 äußert, welche durch den
Kraftaufnehmer 241 detektiert wird. Dieser erzeugt ein von der detektierten Verformung und damit von der momentanen Schubkraft FS abhängiges elektrisches Ausgangssignal, welches der Regelung 300 zugeführt und dort weiter verarbeitet wird.
Zusätzlich oder alternativ zur Messung an der Welle 240 kann die Schubkraft an Befestigungspunkten der Antriebsmaschine, d.h. im Wesentlichen des Motors 250, am Rumpf 110 gemessen werden. Die FIG 1 zeigt eine mögliche Anordnung an der Nase des Flugzeugs 1, bei der der Motor 250 mit Hilfe der Fixie rungen 261, 262 in Flugrichtung vorne am Rumpf 110 des Flug zeugs 1 befestigt ist. An zumindest einer der Fixierungen 261, 262 befindet sich ein Kraftaufnehmer 263, 264, welcher wiederum bspw. als Wägezelle oder als Dehnungsmessstreifen ausgebildet sein kann, wobei in der Ausbildung gemäß FIG 1 an allen Fixierungen 261, 262 ein jeweiliger Kraftaufnehmer 263, 264 vorgesehen ist. Auch in dieser Ausführung bewirkt die durch einen drehenden Propeller 250 erzeugte Schubkraft Ver formungen der Fixierungen 261, 262, die sich typischerweise als im Wesentlichen proportionale Längsdehnungen der Fixie rungen 261, 262 äußern, welche durch die Kraftaufnehmer 263, 264 detektiert werden. Diese erzeugen wiederum entsprechende elektrische Ausgangssignale, die die momentane Schubkraft FS repräsentieren und der Regelung 300 zugeführt werden. Die FIG 2 zeigt eine alternative Anordnung des Schuberzeugers 290, wobei in FIG 2 auf eine Darstellung des Rumpfes 110 ver zichtet und lediglich die Tragfläche 120 angedeutet wird. In diesem Fall ist der Schuberzeuger 290 an der Tragfläche 120 angeordnet. Der Motor 230 ist wiederum mit Hilfe von Fixie rungen 261, 262 an der Tragfläche 120 befestigt. Eine durch den drehenden Propeller 250 erzeugte Schubkraft bewirkt auch hier eine Verformung der Welle 240 und der Fixierungen 261, 262 sowie der dort ggf. angeordneten Kraftaufnehmer 241 bzw. 263, 264. Auch hier ist typischerweise davon auszugehen, dass die Verformungen und damit die Ausgangssignale der
Kraftaufnehmer 241, 263, 264 weitestgehend proportional zur Schubkraft sind.
Die Art der Verformung des oder der jeweiligen Kraftaufnehmer 241 bzw. 263, 264 hängt von deren Anordnung und Ausrichtung in Bezug auf die Wirkungsrichtung der Schubkraft ab. Die Schubkraft wirkt typischerweise in Flugrichtung z, d.h. bei den in FIG 1 dargestellten Kraftaufnehmern 241, 263, 264 so wie beim in der FIG 2 dargestellten Kraftaufnehmer 241 äußert sich die Verformung in einer Längsdehnung der Kraftaufnehmer 241, 263, 264 entlang der z-Achse des angedeuteten Koordina tensystems. Die in der FIG 2 dargestellten Kraftaufnehmer 263, 264 sind dagegen so angeordnet, dass die Schubkraft kei ne Dehnung, sondern ein Verbiegen der Kraftaufnehmer im We sentlichen um die senkrecht zu den dargestellten x- bzw. z- Achsen orientierte y-Achse bewirkt, so dass die wirkende Kraft über die Biegeverformung ermittelt wird.
Auch wenn in FIG 2 nur der Schuberzeuger 290 unter der dort sichtbaren Tragfläche 120 dargestellt und beschrieben ist, kann davon ausgegangen werden, dass sich unter der hier nicht dargestellten, zweiten Tragfläche des Flugzeugs 1 ein ent sprechender und typischerweise identischer Schuberzeuger be findet, der wie der in FIG 2 dargestellte Schuberzeuger 290 arbeitet und der ebenfalls mit den Vorrichtungen 241 und/oder 263, 264 entsprechenden Vorrichtungen zur Messung der von diesem weiteren Schuberzeuger aufgebrachten Schubkraft ausge stattet ist. Eine solche Architektur ist in FIG 5 angedeutet.
Die FIG 3 zeigt in stark vereinfachter Darstellung eine Aus führung, die in weiten Teilen derjenigen der FIG 2 ent spricht. Im Unterschied zur FIG 2 ist hier dargestellt, dass der Motor 250 in einem Gehäuse 270 bzw. in einer Gondel 270 angeordnet ist, welche ihrerseits mit einer Fixierung 271 an der Tragfläche 120 befestigt ist. Der Motor 250 ist in der Gondel 270 mit Fixierungen 261, 262 befestigt. Eine oder meh rere dieser Fixierungen 261, 262, 271 sowie ggf. auch wie be reits beschrieben die Welle 240 kann mit einem Kraftaufnehmer
263, 264, 272, 241 ausgestattet sein. In der FIG 3 ist darge stellt, dass für jede der genannten Fixierungen 261, 262, 271 sowie auch für die Welle 240 jeweils ein Kraftaufnehmer 263,
264, 272, 241 vorgesehen ist. Dies ist nicht zwangsläufig notwendig, brächte aber den Vorteil mit sich, dass eine ent sprechende Vielzahl von Messwerten vorläge, so dass von einer höheren Genauigkeit und/oder von einer Redundanz im Sinne hö herer Zuverlässigkeit der Schubkraftmessung ausgegangen wer den könnte. Auch in dem in FIG 3 dargestellten Ausführungs beispiel bewirkt eine durch den drehenden Propeller 250 er zeugte Schubkraft eine von der Schubkraft abhängige Verfor mung der Fixierungen 261, 262, 271 sowie der Welle 240, so dass die dort ggf. angebrachten Kraftaufnehmer 263, 264, 272, 241 ein jeweiliges entsprechendes elektrisches Signal erzeu gen, welches wiederum der Regelung 300 zugeführt wird.
Bzgl . der FIG 1-3 sei angemerkt, dass in der Realität für das Befestigen einer jeweiligen Komponente, bspw. für den Motor 250 oder für die Gondel 270 etc., an einer anderen Komponen te, bspw. am Rumpf 110 oder an der Tragfläche 120 etc., nicht nur eine oder zwei Fixierungen 261, 262, 271 vorgesehen wer den, sondern eine Vielzahl davon. Dies ist jedoch der Über sichtlichkeit wegen nicht dargestellt. Es kommt lediglich da rauf an, dass an zumindest einer solchen jeweiligen Fixierung ein Kraftaufnehmer angeordnet ist, um die Verformungen der jeweiligen Fixierung aufgrund der Schubkraft zu messen. Dies betrifft konsequenterweise insbesondere diejenigen Fixierun gen, die beim Vorhandensein einer Schubkraft eine von dieser Schubkraft direkt abhängige Verformung unterliegen.
Wie oben erläutert wurde, kann die Regelung 300 für die Schubkrafteinstellung neben der so gemessenen Schubkraft FS selbst eine Vielzahl von weiteren Parametern pi verarbeiten. Diese weiteren Parameter pi werden mit Hilfe an sich bekann ter Ansätze ermittelt bzw. zur Verfügung gestellt und daher an dieser Stelle nicht weiter beleuchtet.
Die Regelung 300 verarbeitet die Vielzahl von Parametern ein schließlich der gemessenen, momentanen Schubkraft FS dahinge hend, dass Drehzahl n des Propellers 250 und Pitchwinkel a der Luftschaufein 251, 252, welche die Schubkraft beeinflus sen, so eingestellt werden, dass für jede Flugsituation die Schubkraft durch Variation von Drehzahl n und Pitch a opti miert und somit die maximale Effizienz erzielt wird. Hierbei können Optimierungen bspw. dahin ausgerichtet sein, dass bspw. in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugsituation entwe der die Schubkraft oder aber der Antriebswirkungsgrad maxi miert wird. Die gemessene Schubkraft FS soll als Führungsgrö ße der Regelung verwendet werden und soll unter Berücksichti gung der Flugsituation jeweils optimal sein.
Erfordert die Flugsituation bspw. die maximal mögliche, zur Verfügung stehende Schubkraft FS -also das Optimum im Zusam menwirken von Propeller 250 und Elektroantrieb- so sind die Drehzahl n und die Anstellwinkel a so zu regeln, dass die ma ximal mögliche Schubkraft, die der Schuberzeuger 290 zur Ver fügung stellen kann, entsteht.
Erfordert die Flugsituation bspw. einen energieeffizienten Reiseflug, so sind die Drehzahl n und die Anstellwinkel a so zu regeln, dass die maximale Schubkraft FS bei jeweils mini mal möglicher Antriebsleistung des Elektroantriebs entsteht, resultierend in einem maximalen Wirkungsgrad des Antriebs 200. In den genannten Fällen wir der „Elektroantrieb" im We- sentlichen durch den Elektromotor 230 repräsentiert, auch wenn bspw. die Leistungselektronik 220 streng genommen dem Elektroantrieb zuzuschlagen wäre.
Je nach gewünschter Optimierung wird die Regelung 300 eine geeignete Kombination von Drehzahl n und Pitchwinkel a ein stellen und hierbei insbesondere die momentane, gemessene Schubkraft als Eingangsparameter berücksichtigen.
Durch die kontinuierliche Messung und Regelung der Schubkraft am Schuberzeuger 290, welche zum Stellen der Drehzahl n und des Luftschaufel-Anstellwinkel a verwendet wird, können so die Flugeigenschaften in verschiedenen Flugsituationen opti miert werden:
Bspw. kann für den Start, den Steigflug oder in Extrem- bzw. Notfallsituationen eine Regelung auf die maximal mögliche Schubkraft FS erfolgen. Dabei erfolgt ein automatisches Ein stellen der momentan maximal möglichen Schubkraft FS, gefolgt von einer kontinuierlichen Nachregelung auf maximal mögliche Schubkraft FS mit einer geeigneten Regler-Hard- und Software. Dies beinhaltet ein permanentes Ermitteln und Einstellen ei nes jeweiligen optimalen Betriebspunktes, d.h. das permanen te, intelligente Verstellen der Drehzahl n und der Anstell winkel a sowie das Überprüfen hinsichtlich des bestmöglichen Betriebspunktes des Antriebssystems 200 unter Berücksichti gung der aktuellen Flugsituation. Ist der optimale Betriebs punkt gefunden, so kann das System unter gleichen Randbedin gungen die Einstellungen beibehalten. Ändern sich die Randbe dingungen, bspw. beim Vorliegen einer anderen Flugsituation, so muss ein neuer optimaler Betriebspunkt ermittelt und schließlich eingestellt werden.
Weiterhin kann -im Falle eines Antriebssystems 200 basierend auf einem Elektromotor 200- unter zusätzlicher Einbeziehung der momentan bereitgestellten Spannung und dem zugehörigen Strom der elektrischen Energieversorgung 210 in die Regelung des Antriebssystems 200 auf eine maximal mögliche Energieef- fizienz des Flugzeugs 1 geregelt werden, bspw. zur Verwendung im Reiseflug. Entsprechendes ist im Falle der Verwendung ei nes Antriebssystems basierend auf einer Verbrennungskraftma schine an Stelle des elektrischen Antriebs möglich, indem ein momentaner Kraftstoffverbrauch berücksichtigt wird. In beiden Fällen wäre damit u.a. eine Vergrößerung der Reichweite des Flugzeugs 1 möglich. Die Regelung 300 würde das Flugzeug- Energieeffizienzoptimum einstellen und anschließend mit einer geeigneten Regler-Hard- und Software kontinuierlich auf die maximal mögliche Energieeffizienz nachregeln, wobei wieder wie bereits oben beschrieben vorgegangen würde.
In einer weiteren Anwendung, bei der die Regelung 300 zusätz lich auch Schallemissionswerte verarbeitet, können derartige Schallemissionen reduziert werden. Hierzu wird zunächst das momentan mögliche Schallemissionsminimum des Schuberzeugers eingestellt. Anschließend wird mit einer geeigneten Regler- Hard- und Software kontinuierlich auf minimal mögliche
Schallemissionen des Schuberzeugers 290 nachgeregelt.
Für den in FIG 5 skizzierten Fall, in dem das Flugzeug 1 mehr als einen Schuberzeuger 290-1, 290-2 aufweist, bspw. jeweils einen solchen Schuberzeuger 290-1, 290-2 an jeder der beiden Tragflächen 120-1, 120-2 des Flugzeugs 1, wird eine aerodyna misch effiziente Flugzeugsteuerung möglich. Jeder der beiden Schuberzeuger 290-1, 290-2 arbeitet wie der oben beschriebene Schuberzeuger 290 und auch die Regelung 300 unterscheidet sich letztlich nicht von der oben beschriebenen Regelung 300, insbesondere bzgl. der Berücksichtigung der momentanen Schub kraft FS bei der Antriebsregelung. Das Vorhandensein zweier Schuberzeuger 290-1, 290-2 an den beiden Trageflächen 120-1, 120-2 ermöglicht bspw. für den Kurvenflug eine differentielle Schubkraftregelung der beiden Schuberzeuger 290-1, 290-2, bei der die momentanen Schubkräfte FS-1, FS-2 der Schuberzeuger 290-1, 290-2 ggf. unterschiedlich eingestellt werden. Bspw. kann in einem solchen Fall einer der Schuberzeuger 290-1 eine höhere Schubkraft FS-1 erzeugen als der andere 290-2, so dass das Flugzeug 1 eine entsprechende Kurve fliegt, wie durch die gestrichelte Linie angedeutet. Hierbei liegt der Vorteil da rin, dass auf einen Einsatz der grundsätzlich luftwider standsbehafteten Steuerflächen der Seiten- und Querruder etc. zumindest teilweise verzichtet werden kann. Dies führt zur Energieeinsparung durch Reduzierung des aerodynamischen Wi derstands des Flugzeugs 1.
Die im Rahmen der Figurenbeschreibung bislang eingeführten Schubkraftmesser bzw. Kraftaufnehmer 241, 263, 264, 272 ba sieren auf der Ermittlung einer Verformung, bspw. mit Hilfe von Dehnungsmessstreifen. Es sollte jedoch klar sein, dass diese konkrete Methode der Kraftmessung durch Detektion einer Verformung lediglich ein Beispiel darstellt. Andere Ansätze zur Kraftmessung sind denkbar und dementsprechend auch für die hier vorgestellte Anwendung einsetzbar. Um dies zu ver deutlichen ist in der FIG 5 ein Kraftaufnehmer 281 darge stellt, der -im Unterschied zu den bislang aufgeführten
Kraftaufnehmern 241, 263, 264, 272- nicht zwangsläufig an ei nem Ort angebracht ist, an dem es bei Vorhandensein einer Schubkraft FS zu einer Verformung einer Fixierung o.ä. im oben erläuterten Sinne kommt. Dementsprechend ist dieser Kraftaufnehmer 281 auch nicht als Dehnungsmessstreifen bzw. Wägezelle ausgebildet. In der hier angedeuteten Ausbildung detektiert der jeweilige Kraftaufnehmer bzw. Schubkraftmesser 281-1, 281-2 eine Verschiebung des Propellers 250-1 bzw. 250- 2 gegenüber einer Referenz aus einer Ruhelage bzw. eine ensprechende Abstandsänderung zwischen der Referenz und dem Propeller 250-1 bzw. 250-2, wobei die Verschiebung wiederum aufgrund einer momentan wirkenden Schubkraft FS auftritt. Die Ruhelage ist diejenige Lage bzw. Position, in der sich der jeweilige Propeller 250-1 bzw. 250-2 befindet, wenn er keine Schubkraft entwickelt, d.h. bspw. wenn er nicht rotiert. Die Referenz ist ein Punkt im mit dem Flugzeug 1 raumfesten Koor dinatensystem, der unabhängig von einer momentan wirkenden Schubkraft FS ist, d.h. quasi das Flugzeug 1 selbst bzw. des sen Körper 100. Bspw. ist der Kraftaufnehmer 281-1 fest an der Tragfläche 120-1 angebracht, d.h. die Referenz für den Kraftaufnehmer 281-1 kann bspw. der Befestigungspunkt dieses Kraftaufnehmers 281-1 an der Tragfläche 120-1 sein. Entspre chendes gälte für den anderen Kraftaufnehmer 281-2. Relevant ist lediglich, dass die Position einer jeweiligen Referenz auch bei einer momentanen Schubkraft FS^O bezüglich des Flug zeugs 1 unverändert bleibt.
Einfacher ausgedrückt können die Schubkraftmesser 281-1, 281- 2 so ausgebildet sein, dass sie jeweils den Abstand zwischen sich und dem ihnen zugeordneten Propeller 250-1, 250-2 mes sen. Der jeweilige Abstand wird typischerweise größer werden, wenn die Schubkraft FS erhöht wird, so dass der gemessene Ab stand jeweils ein eindeutiges Maß für die momentane Schub kraft FS ist.
Das im Zusammenhang mit der FIG 1 beschriebene Flugzeug 1 weist ein rein elektrisches Antriebssystem 200 auf. Es sei darauf hingewiesen, dass die hier erläuterte Erfindung auch für andere Antriebskonzepte anwendbar ist, d.h. bspw. für ein hybrid-elektrisches Antriebssystem oder aber für ein konven tionelles Antriebssystem, welches typischerweise einen Ver brennungsmotor bzw. eine Turbine aufweist. Auch bei einem an ders konzipierten Antriebssystem wird ein Propeller mit Hilfe eines Motors in Rotation versetzt, um Schubkraft und damit Vortrieb zu erzeugen, d.h. die Architektur der für die hier erläuterte Erfindung relevanten Komponenten unterscheidet sich nicht. Der wesentliche Punkt wäre auch in diesen Fällen, dass an einer oder mehreren Stellen die Schubkraft direkt ge messen und das jeweilige Messergebnis wie beschrieben weiter verwendet wird, um das Leistungsvermögen des Antriebssystems 200 optimal auszunutzen.

Claims

Patentansprüche
1. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) mit einer Schubkrafter zeugungsvorrichtung zum Erzeugen einer Schubkraft zum Erzeu gen von Vortrieb für das Luftfahrzeug (1), wobei die Schub- krafterzeugungsvorrichtung zumindest einen ersten Schuberzeu ger (290, 290-1, 290-2) aufweist, wobei jeder Schuberzeuger (290, 290-1, 290-2) der Schubkrafterzeugungsvorrichtung einen jeweiligen Propeller (250, 250-1, 250-2) und einen jeweiligen Motor (230) zum Antrieben des jeweiligen Propellers (250, 250-1, 250-2) aufweist, wobei für jeden Schuberzeuger (290, 290-1, 290-2) zumindest ein jeweiliger Schubkraftmesser (241, 263, 265, 272, 281) zum Messen der vom jeweiligen Schuberzeu ger (290, 290-1, 290-2) momentan erzeugten jeweiligen Schub kraft vorgesehen ist.
2. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine Regelung des Antriebssystems zum Regeln der Schubkraft eines jeden Schuberzeugers (290, 290-1, 290-2) der Schubkrafterzeugungsvorrichtung vorgesehen ist, wobei für jeden Schuberzeuger (290, 290-1, 290-2)
- der jeweilige Schubkraftmesser (241, 263, 265, 272, 281) mit der Regelung (300) verbunden ist, um der Regelung (300) einen die gemessene jeweilige Schubkraft repräsentierenden Messwert zuzuführen,
- die Regelung (300) eingerichtet ist, die jeweilige Schub kraft in Abhängigkeit vom jeweils zugeführten Messwert zu regeln .
3. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schubkrafterzeugungsvorrichtung ei nen weiteren Schuberzeuger (290-2) aufweist, wobei der erste Schuberzeuger (290-1) an einer ersten Tragfläche (120-1) des Luftfahrzeugs (1) angeordnet ist und der weitere Schuberzeu ger (290-2) an einer zweiten Tragfläche (120-2) des Luftfahr zeugs (1) angeordnet ist, wobei die Regelung (300) für eine differentielle Schubkraftregelung eingerichtet ist, bei der die vom ersten (290-1) und vom weiteren Schuberzeuger (290-2) momentan erzeugten Schubkräfte unterschiedlich eingestellt werden können.
4. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest einer der Schubkraftmesser (241, 263, 265, 272, 281) jeweils eingerich tet und angeordnet ist, zumindest eine aufgrund der jeweili gen momentanen Schubkraft auftretende Verformung zumindest einer verformbaren Verbindung (240, 261, 262, 271) des Pro pellers (250) des jeweiligen Schuberzeugers (290) mit einem Körper (100) des Luftfahrzeugs (1) zu messen, wobei die ge messene Verformung der Verbindung (240, 261, 262, 271) die jeweilige momentan erzeugte Schubkraft repräsentiert.
5. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der jeweilige Schuberzeuger (290) eine Welle (240) aufweist, die den jeweiligen Propeller (250) mit dem jeweiligen Motor (230) verbindet, wobei
- die Welle (240) eine der verformbaren Verbindungen (240) darstellt,
- der jeweilige Schubkraftmesser (241) an der Welle (240) an geordnet und eingerichtet ist, um bei wirkender Schubkraft eine Verformung der Welle (240) zu messen.
6. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) einem der Ansprüche 4 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der jeweilige Motor (230) über eine Fixierung (261, 262, 271) mit dem Körper (100) des Luftfahrzeugs (1) verbunden ist, wobei
- die Fixierung (261, 262, 271) eine der verformbaren Verbin dungen darstellt und
- der jeweilige Schubkraftmesser (263, 264, 272) an der Fi xierung (261, 262, 271) angeordnet und eingerichtet ist, um bei wirkender Schubkraft eine Verformung der (261, 262,
271) zu messen.
7. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein jeweiliger Schub- kraftmesser (241, 263, 264, 272) ein Dehnungsmessstreifen oder eine Wägezelle ist.
8. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest einer der Schubkraftmesser (281, 281-1, 281-2) jeweils eingerichtet und angeordnet ist, zumindest eine aufgrund der momentanen Schub kraft auftretende räumliche Verschiebung des Propellers (250- 1, 250-2) des jeweiligen Schuberzeugers (290-1, 290-2) gegen über einer Referenz zu messen, wobei die gemessene Verschie bung die jeweilige momentan erzeugte Schubkraft repräsen tiert .
9. Luftfahrzeug-Antriebssystem (200) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Motor (230) des je weiligen Schuberzeugers (290, 290-1, 290-2) ein Elektromotor ist .
10. Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeug- Antriebssystems (200) mit einer Schubkrafterzeugungsvorrich tung zum Erzeugen einer Schubkraft zum Erzeugen von Vortrieb für das Luftfahrzeug (1), wobei die Schubkrafterzeugungsvor richtung zumindest einen ersten Schuberzeuger (290, 290-1, 290-2) aufweist, wobei das Antriebssystem (200) durch eine Regelung (300) geregelt wird, wobei eine momentan erzeugte Schubkraft gemessen und die gemessene Schubkraft zur Regelung des Antriebssystems (200) verwendet wird.
11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass zur Messung der Schubkraft eine Verformung einer Verbindung (240, 261, 262, 271) eines Propellers (250) des Schuberzeu gers (290) mit dem Luftfahrzeug (1) gemessen wird.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 11, dadurch ge kennzeichnet, dass zur Messung der Schubkraft eine Verschie bung eines Propellers (250-1, 250-2) des Schuberzeugers (290- 1, 290-2) gegenüber einer Referenz gemessen wird.
13. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch ge kennzeichnet, dass bei der Regelung eine Drehzahl des Propel lers (250, 250-1, 250-2) und/oder ein jeweiliger Anstellwin kel von Luftschaufein (251, 252) des Propellers (250, 250-1, 250-2) derart eingestellt werden, dass für jede Flugsituation die Schubkraft durch Variation der Drehzahl und/oder des je weiligen Anstellwinkels optimiert werden.
14. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Optimierung dahin geht, dass in Abhängigkeit von der je weiligen Flugsituation die Schubkraft oder ein Wirkungsgrad des Antriebssystems maximiert wird.
15. Verfahren nach einem der Ansprüche 10 bis 14, wobei die Schubkrafterzeugungsvorrichtung einen weiteren Schuberzeuger
(290-2) aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass die Regelung (300) zu einer differentiellen Schubkraftregelung eingerich tet ist, bei der die jeweiligen momentanen Schubkräfte der unterschiedlichen Schuberzeuger (290-1, 290-2) unterschied- lieh eingestellt werden.
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