STUHLBERGER, Johannes (Werinherstr. 6, Tegernsee, 83684, DE)
JÄNKER, Peter (Hochackerstr. 52a, Riemerling, 85521, DE)
KLÖPPEL, Valentin (Heilwigstr. 60, München, 81827, DE)
NIESL, Georg (Taubertalstr. 17a, München, 81243, DE)
BOTTI, Jean (Sternstr. 20, München, 80538, DE)
STUHLBERGER, Johannes (Werinherstr. 6, Tegernsee, 83684, DE)
JÄNKER, Peter (Hochackerstr. 52a, Riemerling, 85521, DE)
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| PATENTA SPRUCHE 1. Hybridantriebssystem für Flugzeuge, insbesondere Hubschrauber, mit zumindest einem Energieerzeugungsmodul (42, 46) mit einem Verbrennungsmotor (42) und einem von diesem antreibbaren Generator (46) zur Erzeugung elektrischer Energie, und zumindest einem Elektromotor (60) zum Antrieb eines Antriebsmittels (64) des Flugzeugs. 2. Hybridantriebssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein zweiter Elektromotor (50) zum Antrieb eines zweiten Antriebsmittels (54) des Flugzeugs vorgesehen ist. 3. Hybridantriebssystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest ein weiteres Energieerzeugungsmodul (116, 120; 170) vorgesehen ist. 4. Hybridantriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass eine Speichereinheit (32; 68; 90) für elektrische Energie vorgesehen ist. 5. Hybridantriebssystem nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass das eine Energieerzeugungsmodul (82, 86) und das weitere Energieerzeugungsmodul (116, 120) gleich oder gleichartig ausgebildet sind. 6. Hybridantriebssystem nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass das weitere Energieerzeugungsmodul als Brennstoffzelleneinheit (170) ausgebildet ist. 7. Hubschrauber mit einem Hybridantriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 6. 8. Hubschrauber (202) nach Anspruch 7 mit einem Hauptrotor (204) und einem Heckrotor (206), der als ummantelter Heckrotor ausgebildet ist, welcher um eine Hochachse (216) des Hubschraubers drehbar ist. 9. Hubschrauber nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch ein Seitenruder (218). 10. Verfahren zum Steuern eines Hybridantriebssystems nach einem der Ansprüche 4 bis 6 und zum Steuern eines Hubschraubers nach einem der Ansprüche 7 bis 9 mit einem derartigen Hybridantriebssystem, dadurch gekennzeichnet, dass bei erhöhtem Leistungsbedarf dem einen Energieerzeugungsmodul (82, 86) zusätzlich das weitere Energieerzeugungsmodul (116, 120) und/ oder die Speichereinheit (90) für elektrische Energie zugeschaltet wird. 11. Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass in der Start- und der Landephase des Flugzeugs der zumindest eine Elektromotor (60) nur von der Speichereinheit (68; 90) für elektrische Energie versorgt wird. 12. Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass in der Start- und der Landephase des Flugzeugs der Verbrennungsmotor (42) im Leerlauf läuft. 13. Verfahren zum Steuern eines Hubschraubers nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Heckrotor (206) so weit um die Hochachse (216) gedreht wird, dass eine laterale Schubkomponente des Heckrotors (214) das durch den Hauptrotor hervorgerufene Gierdrehmoment ausgleicht. 14. Verfahren zum Steuern eines Hubschraubers nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass der Heckrotor (206) so weit um die Hochachse (216) gedreht wird, dass der Heckrotorschub in Richtung der Längsachse des Hubschraubers nach hinten gerichtet ist, und das durch den Hauptrotor hervorgerufene Gierdrehmoment durch entsprechende Einstellung des Seitenruders (218) ausgeglichen wird. |
GEBIET DER ERFINDUNG
Die Erfindung betrifft ein Hybridantriebssystem für Flugzeuge, insbesondere Hubschrauber, sowie Hubschrauber mit einem derartigen Hybridantriebssystem.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
Herkömmlich werden Hubschrauber meist durch eine oder mehrere Gasturbinen angetrieben, wobei die hohe Drehzahl der Gasturbine durch ein Getriebe reduziert werden muss, von welchem aus mechanisch die Rotoren des Hubschraubers angetrieben werden, etwa ein Hauptrotor und ein Heckrotor. Ein derartiges Getriebe stellt offensichtlich hohe Anforderungen an die Ausfallsicherheit und ist daher entsprechend kompliziert, schwer und kostenaufwändig.
Aus der DE 10 2006 056 354 AI ist ein Hybridantrieb für Flugzeuge bekannt, der eine Gasturbine zum Erzeugen einer ersten Antriebsenergie und einen Elektromotor zum Erzeugen einer zweiten Antriebsenergie aufweist. Die Gasturbine und der Elektromotor sind so ausgebildet, dass einer Antriebseinheit, beispielsweise einem Propeller, des Flugzeugs die erste und/oder die zweite Antriebsenergie bereitgestellt werden kann. Hierzu wird eine Kupplung zwischen Gasturbine und Elektromotor benötigt, oder eine erste Kupplung zwischen Gasturbine und Propellerwelle und eine zweite Kupplung zwischen Elektromotor und Propellerwelle. Für den Elektromotor können ein Brennstoffzellensystem und eine Batterie vorgesehen sein.
Aus der DE 10 2006 056 356 AI ist ein Antrieb mit mehreren Energiewandlern für ein Flugzeug bekannt, wobei jeder der Energiewandler als Gasturbine, Kolbenmotor oder Elektromotor ausgebildet sein kann. Auch hier ist eine Kupplung zwischen einem ersten und einem zweiten Energiewandler erforderlich, oder zwischen dem ersten und dem zweiten Energiewandler und einem Propeller. In diesem
Zusammenhang wird auch erwähnt, dass für den Reiseflug oder in der Nähe eines Flugplatzes nur ein Elektromotor eingesetzt wird, wogegen bei Start und Landung zusätzlich ein Verbrennungsmotor benötigt wird.
In WO 2008/086774 A2 wird ein Flugzeugpropellerantrieb mit einem Propeller, einem Motor und einem Antriebsstrang zwischen dem Propeller und dem Motor vorgeschlagen, bei welchem der Antriebsstrang einen Drehschwingungsdämpfer aufweist. Zwischen einem Dieselmotor und einer Getriebeeingangswelle kann eine Elektromaschine vorgesehen sein, welche als Generator geschaltet eine Batterie laden kann, und als Elektromotor geschaltet, und von der Batterie versorgt, Antrieb zusätzlich zum Dieselmotor bereitstellen kann.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Eine Aufgabe der Erfindung besteht in der Bereitstellung eines alternativen hybriden Antriebs- und Energiesystems für Flugzeuge.
Die Aufgabe wird durch die Gegenstände der unabhängigen Ansprüche gelöst. Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.
Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung wird ein Hybridantriebssystem für Flugzeuge, insbesondere Hubschrauber, vorgeschlagen, mit zumindest einem Energieerzeugungsmodul mit einem Verbrennungsmotor und einem von diesem antreibbaren Generator zur Erzeugung elektrischer Energie, und zumindest einem Elektromotor zum (direkten oder indirekten) Antrieb eines Antriebsmittels des Flugzeugs. Das Antriebsmittel ist beispielsweise der Hauptrotor oder Heckrotor eines
Hubschraubers. Der Elektromotor kann beispielsweise zusätzliche Leistung für einen herkömmlichen Antrieb eines Hubschraubers bereitstellen. Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein zweiter Elektromotor zum Antrieb eines zweiten Antriebsmittels des Flugzeugs vorgesehen, wobei das zweite Antriebsmittel ein weiterer Rotor oder ein Heckrotor eines Hubschraubers sein kann.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung ist zumindest ein weiteres Energie- erzeugungsmodul vorgesehen. Dieses kann eine Kombination aus einem zweiten Verbrennungsmotor und einem zweiten Generator sein; aber auch etwa eine
Brennsto ffzelleneinheit .
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung ist eine Speichereinheit für elektrische Energie vorgesehen, beispielsweise eine Batterieeinheit. Diese Speichereinheit kann so ausgelegt sein, dass es ermöglicht wird, dass Startvorgang und Steigflug eines Hubschraubers allein oder zu großen Teilen durch Energieversorgung von der Speichereinheit durchgeführt werden können, welche einen ersten Elektromotor zum Antrieb eines ersten Antriebsmittels und einen zweiten Elektromotor zum Antrieb eines zweiten Antriebsmittels des Hubschraubers antreibt. Zur weiteren Erhöhung der Sicherheit kann eine weitere, zusätzliche Speichereinheit für elektrische Energie, etwa eine Batterieeinheit, vorgesehen sein.
Hierbei wird beim Start eines Hubschraubers dessen Verbrennungsmotor bzw.
dessen Verbrennungsmotoren nur so weit hochgefahren, wie dies zur Erbringung der für den Start benötigten Gesamtleistung erforderlich ist. Dies führt zu erheblich verringerten Geräuschemissionen, im Vergleich zu einem herkömmlichen
Hubschrauberantrieb, beim Start und entsprechend bei der Landung. Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung ist das weitere Energieerzeugungsmodul als Brennstoffzelleneinheit ausgebildet. Diese kann anstelle eines aus Verbrennungsmotor und Generator bestehenden Energieerzeugungsmoduls eingesetzt werden, wenn dieses ausfällt, aber auch zusätzlich zu einem oder mehreren Energie- erzeugungsmodulen.
Ein weiterer wesentlicher Aspekt der Erfindung betrifft einen Hubschrauber mit einem Hybridantriebssystem, wie dies voranstehend geschildert wurde. Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein derartiger Hubschrauber mit einem Hauptrotor und einem Heckrotor versehen, der als ummantelter Heckrotor ausgebildet ist, welcher um eine Hochachse des Hubschraubers drehbar ist.
Der Heckrotor und der Heckrotorantrieb können um die Hochachse des
Hubschraubers geschwenkt werden, um im Vorwärtsflug zum Vortrieb beizutragen. Hierzu kann der ummantelte Heckrotor oben und unten drehbar gelagert und mit zumindest einem Verstell- Aktuator ausgerüstet sein.
Um weiterhin den Hauptrotor-Drehmomentenausgleich zu gewährleisten, wird der Heckrotor nur so weit gedreht, dass noch eine ausreichend lateral wirkende
Schubkomponente übrig bleibt.
Damit der ummantelte Heckrotor so weit um die Hochachse gedreht werden kann, dass er nur Vortrieb in Flugrichtung erzeugt, kann ein Seitenruder vorgesehen sein, welches den Drehmomentenausgleich im Vorwärtsflug übernimmt.
Ein weiterer Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Steuern eines Hybridantriebssystems bzw. zum Steuern eines Hubschraubers mit einem derartigen Hybridantriebssystem gemäß der Erfindung, bei welchem bei erhöhtem
Leistungsbedarf dem einen Energieerzeugungsmodul zusätzlich das weitere
Energieerzeugungsmodul und/oder die Speichereinheit für elektrische Energie zugeschaltet wird.
Bereits mit zwei Energieerzeugungsmodulen aus jeweils einem Verbrennungsmotor und einem Generator besteht Redundanz, welche durch die Speichereinheit für elektrische Energie noch erhöht wird. Für einen noch weiter erhöhten Leistungsbedarf und/oder noch weiter erhöhte Redundanz kann ein weiteres, zusätzliches
Energieerzeugungsmodul (Verbrennungsmotor/Generatur) und/oder eine zusätzliche Speichereinheit für elektrische Energie vorgesehen sein.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung wird in der Start- und der Landephase des Flugzeugs der zumindest eine Elektromotor nur von der Speichereinheit für elektrische Energie versorgt. Dies sorgt für geringere Lärmemissionen im Vergleich zu einem herkömmlichen Flugzeug- oder Hubschrauberantrieb.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung kann zur Sicherheit in der Start- und der Landephase des Flugzeugs der Verbrennungsmotor im Leerlauf oder erheblich unterhalb seiner Nennleistung im Betrieb sein.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung wird zum Steuern eines Hubschraubers dessen Heckrotor so weit um die Hochachse gedreht, dass eine laterale Schubkomponente des (ummantelten) Heckrotors das durch den Hauptrotor hervorgerufene Gierdrehmoment ausgleicht. Hierdurch stellt der Heckrotor eine laterale
Schubkomponente zum Ausgleich des durch den Hauptrotor hervorgerufenen Gierdrehmoments zur Verfügung, und darüber hinaus die Schubkomponente in Vorwärtsrichtung (Flugrichtung). Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung kann jedoch beim Steuern eines Hubschraubers so vorgegangen werden, dass der Heckrotor so weit um die
Hochachse gedreht wird, dass der Heckrotorschub in Richtung der Längsachse des Hubschraubers nach hinten gerichtet ist, und das durch den Hauptrotor
hervorgerufene Gierdrehmoment durch entsprechende Einstellung des Seitenruders ausgeglichen wird. Dies sorgt für eine optimale Unterstützung des Vortriebs durch den Heckrotor.
Weiterhin wird dadurch, dass ein nicht unerheblicher Anteil des Vortriebs des Hubschraubers durch den Heckrotor erreicht wird, die Lärmemissionsquelle vom Kabinenbereich (Hauptrotor) des Hubschraubers weiter nach hinten zum Heckrotor hin verlagert, wodurch die Lärm- und Geräuschbelastung in der Kabine des
Hubschraubers verringert wird. KURZE BESCHREIBUNG DER FIGUREN
Es zeigt:
FIG. 1 eine schematische Darstellung eines Mild-Hybridantriebssystems gemäß der Erfindung; eine schematische Darstellung eines Hybridantriebssystems gemäß der Erfindung mit einem Energieerzeugungsmodul; FIG. 3 eine schematische Darstellung eines Hybridantriebssystems gemäß der
Erfindung mit zwei Energieerzeugungsmodulen; FIG. 4 eine schematische Darstellung eines Hybridantriebssystems gemäß der Erfindung, bei welchem ein Haupt- und ein Heckrotor jeweils über eine Kombination aus Elektromotor und Getriebe angetrieben werden;
FIG. 5 eine schematische Darstellung eines Hybridantriebssystems gemäß der
Erfindung mit einem ersten Energieerzeugungsmodul mit einem Verbrennungsmotor und einem von diesem antreibbaren Generator, sowie mit einem zweiten, als Brennstoffzellensystem ausgebildeten Energieerzeugungsmodul; eine schematische Darstellung des modularen Aufbaus des
Hybridantriebssystems gemäß der Erfindung für einen Hubschrauber;
FIG. 7 eine Seitenansicht auf einen Heckausleger eines Hubschraubers
gemäß der Erfindung; und
FIG. 8 eine FIG. 7 entsprechende Aufsicht auf den Heckausleger des
Hubschraubers gemäß der Erfindung.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG VON AUSFUHRUNGSBEISPIELEN
Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht maßstäblich. Für gleiche oder ähnliche Elemente werden gleiche oder entsprechende
Bezugsziffern verwendet. Fig. 1 zeigt schematisch das Hybridantriebssystem für Flugzeuge, insbesondere Hubschrauber. Oberhalb der gestrichelten Linie L ist bei (a) ein an sich
herkömmlicher Hubschrauberantrieb dargestellt, mit einem Verbrennungsmotor 10, der über eine Welle 12 einen Eingang El eines Getriebes 14 antreibt, wobei dann das Getriebe über einen Ausgang AI eine Welle 16 und mit dieser einen Hauptrotor 18 antreibt, und über einen weiteren Ausgang A2 über eine Welle 20 einen Heckrotor 22 des Hubschraubers.
Weiterhin ist unterhalb der gestrichelten Linie L bei (b) in Fig. 1 ein vom
Verbrennungsmotor 10 angetriebener Generator 26 vorgesehen. Dieser könnte allerdings auch über einen weiteren (nicht dargestellten) Verbrennungsmotor angetrieben werden. Generator 24 liefert über eine Leitung 26 Strom an einen Elektromotor 30, der über eine Welle 36 einen Eingang E2 des Getriebes 14 antreibt und so zusätzliche Leistung zur Verfügung stellt.
Weiterhin kann der Generator 24 über eine Leitung 28 eine Batterie 32 aufladen, und kann die Batterie 32 über eine Leitung 34 den Elektromotor 30 mit Strom versorgen, etwa zusätzlich zur Stromversorgung durch den Generator 24, oder alternativ hierzu. In Fig. 2 ist ein Hybridantriebssystem für Hubschrauber dargestellt, das einen Verbrennungsmotor 42 aufweist, der über eine Welle 44 einen Generator 46 antreibt. Generator 46 versorgt über eine Leitung 56 einen ersten Elektromotor 60 mit Strom, der über eine Welle 62 einen Hauptrotor 64 des Hubschraubers antreibt. Weiterhin versorgt der Generator über eine Leitung 48 einen zweiten Elektromotor 50 mit Strom, der über eine Welle 52 einen Heckrotor 54 des Hubschraubers antreibt.
Darüber hinaus kann der Generator 46 über eine Leitung 66 eine Batterie (einen Batteriesatz) 68 aufladen. Dies kann beispielsweise im Reiseflug des Hubschraubers erfolgen, wenn der Leistungsbedarf für den Elektromotor 1 des Hauptrotors 64 nicht so groß ist wie beim Start.
Weiterhin kann die Batterie 60 über eine Leitung 74, einen Schalter Sl und eine Leitung 76 den ersten Elektromotor 60 mit Strom versorgen, zusätzlich zur
Stromversorgung durch den Generator 46, oder alternativ zu dieser. Entsprechend kann die Batterie 68 über eine Leitung 70 und einen Schalter S2 und eine weitere Leitung 72 den zweiten Elektromotor 2 für den Heckrotor 64 mit Strom versorgen. In Fig. 3 ist ein Hybridantriebssystem für einen Hubschrauber dargestellt, bei welchem ein erstes Energieerzeugungsmodul mit Verbrennungsmotor 82 und Generator 86 sowie ein zweites Energieerzeugungsmodul mit einem zweiten Verbrennungsmotor 116 und einem zweiten Generator 120 vorgesehen sind. Diese beiden Energieerzeugungsmodule können zusammen oder alternativ betrieben werden, wenn sie eine entsprechende, für den Betrieb des Hubschraubers erforderliche Leistung aufbringen. Es kann aber auch beispielsweise bei bestimmten Betriebszuständen des Hubschraubers mehr Leistung von dem ersten Energieerzeugungsmodul 82, 86 aufgebracht werden, und bei anderen Betriebszuständen mehr Leistung von dem zweiten Energieerzeugungsmodul 116, 120.
Der erste Generator 86 liefert über eine Leitung 88 Strom an einen insgesamt mit dem Bezugszeichen 90 bezeichneten Batteriesatz, der einzelne Batterieuntergruppen 92, 94, 96, 98, 100 aufweist, die in beliebigen Kombinationen mit einem der Eingänge (Leitungen 88, 122) bzw. Ausgänge (Leitungen 104, 126) der
Batterieeinheit 90 verbunden werden können. Der erste Generator 86 kann über eine Leitung 88 und einen Schalter Sl sowie eine Leitung 104 einen ersten Elektromotor 106 versorgen, der über eine Welle 108 den Hauptrotor 110 des Hubschraubers antreibt. Der Generator 86 kann jedoch auch über die Leitung 102 und einen Schalter S3 und Leitungen 112, 126 einen zweiten Elektromotor 128 versorgen, der über eine Welle 130 den Heckrotor 132 des Hubschraubers antreibt.
Entsprechendes gilt für den zweiten Generator 120, der über die Leitung 122 und eine Leitung 124 und einen Schalter S2 sowie die Leitung 126 den zweiten Elektromotor 128 mit Strom versorgen kann, oder über die Leitung 124 und einen Schalter S4 sowie eine Leitung 114 und die Leitung 104 den ersten Elektromotor 106.
Insgesamt weist daher das in Fig. 3 dargestellte Hybridantriebssystem eine hohe Redundanz auf, infolge des ersten Energieerzeugungsmoduls 82, 86, des zweiten Energieerzeugungsmoduls 116, 120, und der Batterieeinheit 90, welche einen Energiezwischenspeicher und damit ein weiteres Energieerzeugungsmodul für den ersten Elektromotor 106 und/oder den zweiten Elektromotor 128 darstellt. Jedes Energieerzeugungsmodul in Fig. 3 kann an einem geeigneten Ort im
Hubschrauber angeordnet sein, unabhängig von dem ersten Elektromotor 106 zum Antrieb des Hauptrotors 110 und dem zweiten Elektromotor 128 für den Heckrotor 132. So können etwa die beiden Energieerzeugungsmodule unterhalb des
Kabinenbodens eines Hubschraubers angeordnet sein, ebenso wie die Batterieeinheit 90. Dies sorgt dafür, dass sich nicht wie bei herkömmlichen Hubschrauberantrieben relativ schwere Komponenten relativ weit oben im Hubschrauber befinden müssen, sondern der Schwerpunkt des Hubschraubers nach unten verlagert werden kann. Bezüglich der Verbrennungsmotoren wird daraufhingewiesen, dass diese vorzugsweise als Wankelmotoren ausgebildet sind, obwohl auch Kolbenmotoren wie etwa Dieselmotoren eingesetzt werden können. Grundsätzlich kann auch eine Gasturbine als Verbrennungsmotor eingesetzt werden.
Herkömmliche Hubschrauberturbo-Triebwerke weisen zwei Turbinenstufen auf, die erste zum Antrieb des Triebwerksverdichters und die zweite zur Erzeugung des Rotordrehmoments. Die sehr hohe Turbinendrehzahl muss mittels Getrieben auf die Rotordrehzahl untersetzt werden. Wird die Turbine dagegen zur Energieerzeugung, d.h. zum Antrieb eines Generators eingesetzt, so können zweite Turbinenstufe und Reduktionsgetriebe wegfallen. Die erste treibt zugleich Verdichter und Generator an.
Die bei der Erfindung verwendeten Elektromotoren sind vorzugsweise als trägheitsarmer Direktantrieb hoher Leistungsdichte ausgebildet, wie in der DE 10 2007 013 732 AI beschrieben, also als elektrische Maschinen mit Permanenterregung, die sich durch hohes spezifisches Drehmoment und Leistungsdichte sowie ein geringes Trägheitsmoment insbesondere für Direktantrieb der Rotoren des Hubschraubers eignen. Das erfindungsgemäße Konzept für ein Hybridantriebssystem eignet sich besonders gut dafür, einen Hubschrauber dadurch an eine erhöhte Leistungsanforderung anzupassen, dass ein zusätzliches Energieerzeugungsmodul aus Verbrennungsmotor und Generator vorgesehen wird, oder eine zusätzliche Batterieeinheit. Dieses modulare Konzept eignet sich auch besonders gut dazu, Familien von
Hubschraubern unterschiedlicher Größe mit unterschiedlichen Leistungsanforderungen anzutreiben. Je nach Erfordernis werden nämlich standardisierte Energieerzeugungsmodule (Verbrennungsmotor/Generator) in der erforderlichen Anzahl eingesetzt. Dies stellt ein so genanntes Familienkonzept dar, das erhebliche Auswirkungen auf die Senkung von Entwicklungskosten einer Hubschrauberfamilie hat. Insbesondere ermöglicht das in den Fig. 2 und 3 dargestellte Hybridantriebssystem einen "getriebelosen" Hubschrauber, der ohne das bei einem herkömmlichen
Hubschrauberantrieb erforderliche Getriebe auskommt.
Sollte jedoch zwischen dem Elektromotor für den Hauptrotor und/oder dem Elek- tromotor für den Heckrotor ein Getriebe erforderlich sein, so kann dieses gemäß Fig. 4 in der Nähe des Elektromotors und des betreffenden Rotors vorgesehen werden. Fig. 4 zeigt einen ersten Elektromotor 142, der über eine Welle 144 ein erstes Getriebe 146 antreibt, das wiederum über eine Welle 148 einen Hauptrotor 150 eines Hubschraubers antreibt. Entsprechend treibt ein zweiter Elektromotor 152 über eine Welle 154 ein zweites Getriebe 156 an, das über eine Welle 158 einen Heckrotor 160 des Hubschraubers antreibt.
In Fig. 3 sind die beiden Energieerzeugungsmodule 82, 86 und 116, 120 gleichartig ausgebildet. Sie können aber auch verschieden sein, wie dies in Fig. 5 gezeigt ist. Ein Verbrennungsmotor 162 treibt über eine Welle 164 einen Generator 166 an, der über eine Leitung 168 Strom abgibt, welche der Leitung 188 in Fig. 3 entspricht. Ein zweites Energieerzeugungsmodul in Fig. 5 besteht aus einer Brennstoffzelle 170, die über eine Leitung 172 Strom abgibt, welche der Leitung 122 in Fig. 3 entspricht. Fig. 6 verdeutlicht nochmals den modularen Aufbau des Hybridantriebssystems für einen Hubschrauber 202 gemäß der Erfindung. Ein erstes Energieerzeugungsmodul besteht aus einem Wankelmotor 182 und einem Generator 84, ein zweites Energieerzeugungsmodul aus einem Wankelmotor 192 und einem Generator 194, und ein drittes Energieerzeugungsmodul aus einem Wankelmotor 196 und einem Generator 198. Jedes dieser Energieerzeugungsmodule bzw. dessen entsprechender Generator 184, 194, 198 ist an ein zentrales Energiesteuersystem 186 angeschlossen. Dieses sorgt beispielsweise für das Aufladen einer Batterie 200 bzw. die Entnahme elektrischer Energie aus dieser. Das Energiesteuersystem 186 liefert elektrische
Energie über einen Inverter 188 an einen ersten Elektromotor 190 eines Hauptrotors 204 bzw. einen zweiten Elektromotor 190 eines Heckrotors 206 des Hubschraubers 202. In diesem Zusammenhang wird daraufhingewiesen, dass bei den sich zukünftig immer mehr durchsetzenden Fly-by-Wire-Steuerungen nach dem gegenwärtigen Stand der Technik Bewegungssensoren an den Steuerorganen die Pilotensteuerabsicht erfassen und diese an den zentralen Bordcomputer melden. Dieser setzt die Signale in elektrische Ansteuerungsspannungen für die Schub-Einstellung von Haupt- und Heckrotor um.
Bei einem Hubschrauber mit einem Hybridantrieb gemäß der Erfindung erfolgt dies in vorteilhafter Weise elektrisch, beim Hauptrotor z.B. in Form elektrischer Drehspindeln unterhalb der die Blatteinstellwinkel definierenden Taumelscheiben, oder durch piezoelektrisch betriebene Servoklappen an den Blatthinterkanten, oder durch eine Kombination beider Komponenten, und beim Heckrotor z.B. durch ebensolche Spindeln unterhalb der für den Blattanstellwinkel verantwortlichen Schiebehülse, oder durch Variation der Heckrotordrehzahl. Da alle diese Steuervorgänge elektrisch erfolgen, und auch die Rotoren jeweils über einen Elektromotor angetrieben werden, kann der Hubschrauber insgesamt mit einer einheitlichen Energieform betrieben werden. Bei der vorgenannten Drehzahlvariation sowie beim Schwenken des Heckrotors ist ohnehin ein elektrischer Antrieb erforderlich. Ein hier ebenfalls möglicher
Hydraulikantrieb würde dagegen die Forderung nach Energieeinheitlichkeit verletzen.
Die Fig. 7 und 8 verdeutlichen die Bau- und Betriebsweise eines Hubschraubers gemäß der Erfindung, der mit einem um die Hochachse drehbaren, ummantelten Heckrotor versehen ist. Fig. 7 zeigt eine Ausführungsform, bei welcher der Heckrotorschub eine laterale Komponente aufweist, wogegen bei der Ausführungs- form von Fig. 8 der Ausgleich des Hauptrotor-Drehmoments durch ein Seitenruder bewirkt wird.
Wie in Fig. 7 dargestellt, weist ein Heckausleger 212 eines Hubschraubers einen ummantelten Heckrotor 214 auf, der um eine Hochachse 216 des Hubschraubers drehbar ist, so dass er eine Vortriebskomponente zum Vortrieb des Hubschraubers zur Verfügung stellt, aber auch eine laterale Komponente für den Ausgleich des von dem Hauptrotor hervorgerufenen Drehmoments.
In der in Fig. 8 dargestellten Ausführungsform dagegen kann zumindest im
Vorwärtsflug (Reiseflug) des Hubschraubers der ummantelte Heckrotor 214 so weit um die Hochachse 216 (Fig. 7) gedreht werden, dass er eine reine Vortriebskomponente durch den Heckrotorschub erzeugt. Der Ausgleich des von dem Hauptrotor hervorgerufenen Drehmoments erfolgt durch entsprechende Verstellung eines Seitenruders 218 im Reiseflug.
Ergänzend sei darauf hingewiesen, dass "umfassend" und "aufweisend" keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und "eine" oder "ein" keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkungen anzusehen.
BEZUGSZEICHENLISTE
L gestrichelte Linie
10 Verbrennungsmotor
12 Welle
14 Getriebe
16 Welle
18 Hauptrotor
20 Welle
22 Heckrotor
24 Generator
26 Leitung
28 Leitung
30 Elektromotor
32 Batterieeinheit
34 Leitung
36 Welle
38
40
AI, A2 Ausgänge von 14
E1, E2 Eingänge
42 Verbrennungsmotor
44 Welle
46 Generator
48 Leitung
50 Elektromotor 2
52 Welle
54 Heckrotor 56 Leitung
58
60 Elektromotor 1
62 Welle
64 Hauptrotor
66 Leitung
68 Batterieeinheit
70 Leitung
72 Leitung
74 Leitung
76 Leitung
78
80
51, 52 Schalter
82 Verbrennungsmotor 1
84 Welle
86 Generator 1
88 Leitung
90 Batterieeinheit
92 Batterie
94 Batterie
96 Batterie
98 Batterie
100 Batterie
102 Leitung
104 Leitung
106 Elektromotor 1
108 Welle 110 Hauptrotor
1 12 Leitung
1 14 Leitung
116 Verbrennungsmotor 2
118 Welle
120 Generator 2
122 Leitung
124 Leitung
126 Leitung
128 Elektromotor 2
130 Welle
132 Heckrotor
134
136
138
140
142 Elektromotor 1
144 Leitung
146 Getriebe 1
148 Welle
150 Hauptrotor
152 Elektromotor 2
154 Leitung
156 Getriebe 2
158 Welle
160 Heckrotor
162 Verbrennungsmotor 1
164 Welle 166 Generator 1
168 Leitung
170 Brennstoffzelleneinheit
172 Leitung
174
176
178
180
182 Verbrennungsmotor
184 Generator
186 Energiesteuersystem
188 Inverter (Wechselrichter)
190 Elektromotor
192 Verbrennungsmotor
194 Generator
196 Verbrennungsmotor
198 Generator
200 Batterieeinheit
202 Hubschrauber
204 Hauptrotor
206 Heckrotor
208
210
212 Heckausleger
214 Ummantelter Heckrotor
216 Hochachse
218 Seitenruder