BESCHREIBUNG

Die Erfindung betrifft ein Fluggerät sowie ein Flugsteuerungssystem.

Aus der Praxis sind Fluggeräte bekannt, die einen Hauptrotor zur Erzeugung von Auftrieb und wenigstens einen Antriebspropeller zur Erzeugung von Vortrieb aufweisen. Solche Fluggeräte nutzen insbesondere das Prinzip der Autorotation für den Hauptrotor, so dass bei ausreichend Vortrieb, der durch den Antriebspropeller bereitgestellt wird, der Hauptrotor selbsttätig bzw. ohne künstliche Energiezufuhr rotiert und so das Fluggerät in der Luft hält. Derartige Fluggeräte ermöglichen eine fliegende Fortbewegung mit relativ geringem Energieaufwand.

Die aktuelle Entwicklung im Hinblick auf die Diskussion um klimafreundliche Mobilität in einem urbanen Umfeld und die technische Weiterentwicklung rein elektrischer Antriebssysteme haben zwischenzeitlich auch Prototypen von Kleinfluggeräten hervorgebracht, die rein elektrisch betrieben werden. Oft sind bei solchen Fluggeräten bzw. Multicoptern mehrere Hauptrotoren um eine Fluggastzelle herum angebracht, die das Fluggerät durch entsprechende Steuerung in einer stabilen Fluglage halten. Die Fluggeräte sind klimafreundlich, da sie emissionsfrei betrieben werden können. Nachteile dieser Lösungen sind jedoch die geringe Reichweite und der hohe Raumbedarf am Boden, da die kurz- und mittelfristig zur Verfügung stehende Batterietechnologie nur geringe Leistungsdichten aufweist.

Der Erfindung liegt vor diesem Hintergrund die Aufgabe zu Grunde, ein Fluggerät anzugeben, das klimafreundlich betrieben werden kann und dennoch eine hohe Reichweite aufweist, senkrecht starten und landen kann sowie geräuscharm ist.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch den Gegenstand des Patentanspruchs 1 gelöst. So beruht die Erfindung auf dem Gedanken, ein Fluggerät mit wenigstens einem Hauptrotor, wenigstens einem Antriebspropeller und einem Antriebssystem anzugeben, wobei das Antriebssystem einen ersten Elektromotor, einen zweiten Elektromotor und eine Motor-Generator-Einheit aufweist. Der erste Elektromotor treibt den Hauptrotor an und bezieht elektrische Energie aus einer ersten Antriebsbatterie. Der zweite Elektromotor treibt den Antriebspropeller an und bezieht elektrische Energie aus einer zweiten Antriebsbatterie. Die Motor- Generatoreinheit weist einen Verbrennungsmotor und wenigstens einen Generator zur Erzeugung von elektrischer Energie auf, der mit der ersten Antriebsbatterie und/oder der zweiten Antriebsbatterie elektrisch verbunden ist.

Das erfindungsgemäße Fluggerät baut auf der Grundidee auf, die Reichweite eines elektrisch betriebenen Fluggeräts durch eine Motor-Generator-Einheit zu erhöhen. Die Motor-Generator-Einheit dient dabei lediglich zur Erzeugung elektrischer Energie, so dass die tatsächliche Antriebsleistung für das Fluggerät rein elektrisch erfolgt. Um möglichst ausfallsicher betrieben zu werden, ist bei der Erfindung vorgesehen, dass jedem Elektromotor eine eigene Antriebsbatterie zugeordnet ist. So weisen der Hauptrotor und der Antriebspropeller separate Antriebsstränge auf, so dass das Fluggerät auch bei Ausfall einzelner Komponenten eines Antriebsstrangs weiter sicher betrieben werden kann.

Um die Ausfallsicherheit weiter zu erhöhen ist bevorzugt vorgesehen, dass die Motor-Generator-Einheit zwei Generatoren aufweist, wobei ein erster Generator elektrisch mit der ersten Antriebsbatterie und ein zweiter Generator elektrisch mit der zweiten Antriebsbatterie verbunden ist.

So ergeben sich zwei voneinander unabhängige Antriebsstränge, die lediglich durch die Motor-Generator-Einheit miteinander verbunden sind. Dabei ist allerdings vorgesehen, dass die Kapazität der Antriebsbatterien ausreicht, um das Fluggerät zumindest sicher landen zu können, falls der Verbrennungsmotor der Motor-Generator-Einheit ausfällt. Fällt hingegen eine andere Komponente des Antriebsstrangs, beispielsweise einer der Generatoren oder einer der Elektromotoren oder eine der Antriebsbatterien, aus, so bleibt die Leistung des zweiten Antriebsstrangs vollständig erhalten. Um eine längere Flugdauer bei Ausfall einer Antriebsbatterie und/oder eines Elektromotors zu erreichen, kann außerdem vorgesehen sein, dass die Generatoren der Motor-Generator-Einheit jeweils mit beiden Antriebsbatterien elektrisch verbunden sind. So kann bei Ausfall einer Antriebsbatterie die andere Antriebsbatterie mit einer höheren elektrischen Leistung nachgeladen werden, so dass sich insgesamt die Flugdauer für eine Notfalllandung erhöht. Es ist auch möglich, dass die Generatoren zusätzlich über einen Bypass-Stromkreislauf jeweils mit den Elektromotoren des Antriebpropellers und/oder des Hauptrotors verbunden oder verbindbar sind, so dass bei Ausfall einer Antriebsbatterie die in den Generatoren erzeugte elektrische Energie direkt an die Elektromotoren des Antriebpropellers und/oder des Hauptrotors geleitet werden kann.

Es ist auch möglich, dass der Hauptrotor keine Verbindung zum Verbrennungsmotor aufweist. Beispielsweise kann der Hauptrotor ohne jeglichen Antrieb ausgestattet sein und lediglich im Autorotationsbetrieb genutzt werden. Der Hauptrotor kann aber auch rein elektrisch angetrieben werden, wobei der dem Hauptrotor zugeordnete Elektromotor beispielsweise aus einer Antriebsbatterie gespeist wird, die nicht durch die Motor-Generator-Einheit, sondern ausschließlich durch eine externe Stromquelle geladen wird. Eine solche externe Stromquelle kann beispielsweise eine Elektroladestation sein (Plugin- Hybridtechnik).

Das Antriebssystem ist vorzugsweise ein serielles Hybridantriebssystem. Mit anderen Worten ist die Motor-Generator-Einheit in Serie mit den Antriebsbatterien und den Elektromotoren geschaltet. Die Motor-Generator-Einheit treibt also das Fluggerät nicht direkt an, sondern stellt lediglich Energie zur Erzeugung von elektrischer Energie bereit, die dann über die Antriebsbatterien als Pufferspeicher von den Elektromotoren abgerufen und in Bewegungsenergie des Fluggeräts umgesetzt wird. Das hat den Vorteil, dass der Verbrennungsmotor in einem optimalen Betriebsbereich mit geringen Lastwechseln betrieben werden kann, vorzugsweise bei einem Kraftstoff-Luft-Verhältnis von = 1. Damit kann der Verbrennungsmotor besonders sauber betrieben werden, wobei insbesondere eine aufwändige Abgasnachbehandlung entbehrlich ist. Das reduziert das Gewicht des Verbrennungsmotors und die Herstellungskosten, was für die Realisierung eines solchen Fluggeräts entscheidend sein kann.

Ein weiterer Vorteil des seriellen Hybridantriebssystems besteht darin, dass durch die zusätzliche Motor-Generator-Einheit die Antriebsbatterien kleiner ausgelegt werden können, als es bei rein elektrisch betriebenen Fluggeräten erforderlich ist. Da die Antriebsbatterien einen Großteil des Gewichts des Fluggeräts ausmachen, kann so Gewicht reduziert werden. Das wiederum reduziert den Energiebedarf für den Flug und erhöht erheblich die Reichweite eines solchen Fluggeräts.

Für die Realisierung eines seriellen Hybridantriebssystems ist es besonders bevorzugt, wenn der Verbrennungsmotor der Motor-Generator-Einheit den wenigstens einen Generator ausschließlich antreibt. Wenn das Fluggerät mit einer Motor-Generator-Einheit ausgestattet ist, die zwei Generatoren aufweist, was besonders bevorzugt ist, so kann der Verbrennungsmotor die zwei Generatoren ausschließlich antreiben. Mit anderen Worten treibt der Verbrennungsmotor ausschließlich Generatoren oder einen Generator an, bewirkt jedoch nicht unmittelbar eine Bewegung des Fluggeräts.

Der Verbrennungsmotor kann insbesondere ein Zwei-Zylinder-Hubkolbenmotor mit zwei Zylinderkolbeneinheiten in Tandemanordnung sein. Ein solcher Zwei- Zylinder-Hubkolbenmotor mit Tandemanordnung ist besonders kompakt aufgebaut und kann sehr vibrationsarm betrieben werden. Außerdem ist das Gewicht des Zwei-Zylinder-Hubkolbenmotors besonders gering und der Wirkungsgrad hoch.

Besonders bevorzugt ist es, wenn die zwei Zylinderkolbeneinheiten jeweils eine Kurbelwelle aufweisen und die Kurbelwellen beider Zylinderkolbeneinheiten miteinander mechanisch gekoppelt sind. Beispielsweise können die Kurbelwellen verzahnte Stirnräder aufweisen, die ineinandergreifen. Insoweit ist besonders bevorzugt vorgesehen, dass die Stirnräder gegenläufig rotieren. Die Zylinderkolbeneinheiten können jeweils Zylinderachsen aufweisen, die zueinander einen Abstand aufweisen, der kleiner als der Abstand der Mittelachsen der Kurbelwellen ist. Diese nach innen eingerückte Verschränkung der Zylinder sorgt für eine besonders hohe Laufruhe, insbesondere beim Start des Verbrennungsmotors.

Wenigstens eine der Kurbelwellen ist vorzugsweise mechanisch mit einem Generator verbunden. Dies gilt für eine Motor-Generator-Einheit, die einen einzigen Generator aufweist. Bei einer Motor-Generator-Einheit, die zwei Generatoren aufweist, ist es bevorzugt vorgesehen, wenn beide Kurbelwellen jeweils mechanisch mit einem Generator verbunden sind.

Um den Verbrennungsmotor besonders kompakt zu gestalten, kann bevorzugt vorgesehen sein, dass der Verbrennungsmotor eine untenliegende Nockenwelle aufweist. Alternativ können auch zwei obenliegende Nockenwellen vorgesehen sein, so dass die Ventile der einzelnen Zylinderkolbeneinheiten unabhängig voneinander steuerbar sind.

Im Allgemeinen kann bei einer bevorzugten Variante der Erfindung vorgesehen sein, dass der Verbrennungsmotor eine Steuerung aufweist, die so konfiguriert ist, dass eine Zylinderkolbeneinheit bei einem Ausfall der anderen Zylinderkolbeneinheit weiterbetrieben werden kann. So kann beispielsweise eine erste Zylinderkolbeneinheit weiter Arbeit verrichten, wenn bei der zweiten Zylinderkolbeneinheit beispielsweise die Ventilsteuerung defekt ist. Dies trägt zur Ausfallsicherheit des Fluggeräts entscheidend bei.

Um Geräusche und Vibrationen zu minimieren, kann die Motor-Generator-Einheit außerdem in einem gekapselten Gehäuse angeordnet sein. Das Gehäuse kann federnd gelagert, insbesondere gummigelagert, im Fluggerät montiert sein.

Der Verbrennungsmotor bildet mit dem wenigstens einen Generator, insbesondere den beiden Generatoren, die Motor-Generator-Einheit. Vorzugsweise weist jeder Generator der Motor-Generator-Einheit eine elektrische Ausgangsleistung von wenigstens 40 kW, vorzugsweise wenigstens 50 kW, vorzugsweise wenigstens 60 kW auf. Der Elektromotor für den Antriebspropeller kann eine elektrische Leistungsaufnahme von 50 kW aufweisen. Der Elektromotor für den Hauptrotor kann eine elektrische Leistungsaufnahme von 20 kW aufweisen.

Bei einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, dass das Antriebssystem wenigstens einen Kraftstofftank, insbesondere für einen auf Methanol basierenden Kraftstoff, aufweist. Der Betrieb des Antriebssystems mit Methanol als Kraftstoff ist besonders interessant, da damit die Gesamtemissionen des Fahrzeugs erheblich reduziert werden können. Methanol ist ein sehr einfach herzustellender und synthetisierender Kraftstoff auf Basis von Kohlenwasserstoff und/oder Alkohol. Insbesondere kann die CCh-Bilanz für den Betrieb des Fluggeräts ausgeglichen werden, wenn das Methanol durch regenerative Energie produziert wird. Auf diese Weise ist ein besonders klimafreundlicher Betrieb des Fluggeräts möglich.

Der Hauptrotor des Fluggeräts ist vorzugsweise so angepasst, dass er nach dem Prinzip der Autorotation betreibbar ist. Dazu kann insbesondere vorgesehen sein, dass das Antriebssystem eine Kupplung aufweist, die so zwischen dem Hauptrotor und dem Elektromotor des Hauptrotors angeordnet ist, dass der Hauptrotor mechanisch von dem Elektromotor entkoppelbar ist.

Insbesondere kann auf die vorgenannte Weise erreicht werden, dass mittels des angetriebenen Hauptrotors das Fluggerät zunächst in der Startphase an Höhe gewinnt. Sobald mit dem wenigstens einen Antriebspropeller ausreichend Vortrieb erreicht wurde, also eine ausreichende Reisegeschwindigkeit besteht, kann der Elektromotor des Hauptrotors entkoppelt und abgeschaltet werden, so dass der Hauptrotor aufgrund des Vortriebs durch den Antriebspropeller in die Autorotation übergeht. So kann das Fluggerät allein durch den Antriebspropeller und die entsprechende Einstellung der Vortriebsgeschwindigkeit stabil in der Luft gehalten werden. Eine zusätzliche Energiezufuhr für den Hauptrotor ist nicht erforderlich, wodurch der Energiebedarf des Fluggeräts gesenkt wird.

Es ist auch möglich, dass der Hauptrotor nur beim Startvorgang vom Elektromotor angetrieben wird bis ausreichend kinetische Energie für einen Senkrechtstart aufgebaut wurde. So kann der Hauptrotor mit einer kollektiven Blattverstellung ausgestattet sein. Hierbei werden die Rotorblätter mit Hilfe kollektiver Blattverstellung auf einen nicht auftriebserzeugenden, widerstandsarmen, kleinen Anstellwinkel eingestellt. Anschließend wird mit dem Elektromotor kinetische Drehenergie in den Hauptrotor eingebracht. Sobald eine bestimme Grenzdrehzahl erreicht ist, wird der Anstellwinkel der Rotorblätter mit Hilfe der kollektiven Blattverstellung so erhöht, dass ein für den Start des Fluggeräts ausreichender Auftrieb entsteht (sog. Jump-Start). Gleichzeitig kann der Elektromotor abgeschaltet bzw. der Hauptrotor vom Elektromotor entkoppelt werden, um das Risiko einer unerwünschten und gefährlichen Drehbewegung des Flutgeräts um seine Hochachse zu reduzieren.

Besonders bevorzugt ist es, wenn das Fluggerät zwei Antriebspropeller aufweist, deren Rotationsachsen parallel zueinander angeordnet sind. Die Antriebspropeller sind vorzugsweise so gestaltet, dass sie gegenläufig rotieren und so ein vom Hauptrotor auf die Fluggastzelle einwirkendes Drehmoment kompensieren. Dies sorgt für einen stabilen Flug. Das Antriebssystem kann insgesamt als 48 Volt-System ausgelegt sein. Es ist auch möglich, das Antriebssystem als 400 Volt- oder 800 Volt-System auszulegen. Bei 400 Volt- oder 800 Volt-Systemen kann zusätzlich eine Schnellladefunktion integriert sein, so dass die Antriebsbatterien über eine Schnellladestation mit einem hohen Gleichstrom geladen werden können. In allen Fällen ist es bevorzugt vorgesehen, wenn das Fluggerät extern mit elektrischem Strom versorgt werden kann, um die Antriebsbatterien schnell aufzuladen.

Die Verwendung von zwei Antriebspropellern ist insbesondere für einen Senkrechtstart und eine Senkrechtlandung vorteilhaft. Die Antriebspropeller sind vorzugsweise so ausgerichtet, dass ihre Rotationsachsen parallel und seitlich vom Fluggerät verlaufen. So kann ein Drehmoment, das durch das Antreiben des Hauptrotors entsteht, kompensiert werden. Folglich kann der Hauptrotor auch beim Start weiter angetrieben werden, bis eine vorbestimmte Flugsituation, beispielsweise eine Mindestflughöhe und/oder Mindestfluggeschwindigkeit, erreicht ist. Analog gilt für eine senkrechte Landung, dass durch das Antreiben des Hauptrotors die senkrechte Landung besser kontrollierbar ist. Die beiden Antriebspropeller kompensieren dabei ebenfalls das Rotordrehmoment, das andernfalls auf die Fluggastzelle wirken und dies in Rotation versetzen würde.

Der Elektromotor für den Hauptrotor kann eine Leistungsaufnahme von 20 kW haben. Da der Vortrieb im Reiseflug durch die Antriebspropeller erfolgt und diese den vom Elektromotor entkoppelten Hauptrotor in der Autorotation halten, reicht für die Startphase ein Elektromotor mit relativ kleiner Leistung aus.

Um eine sichere senkrechte Landung zu erreichen, ist es vorteilhaft, wenn das Fluggerät nach einer bevorzugten Ausführungsform wenigstens zwei gegenläufige Antriebspropeller zur Erzeugung von Vortrieb aufweist, die auf gegenüberliegenden Seiten einer Rumpfachse des Fluggeräts angeordnet sind. Dabei kann ein erster Antriebspropeller durch den zweiten Elektromotor, und ein zweiter Antriebspropeller durch einen dritten Elektromotor angetrieben sein. Das Fluggerät weist vorzugsweise wenigstens zwei Antriebsbatterien auf, die jeweils mit dem ersten Elektromotor, dem zweiten Elektromotor und dem dritten Elektromotor elektrisch verbunden sind. Die Verwendung von zwei Antriebsbatterien ist vorteilhaft, um eine Redundanz zu erreichen. Diese Redundanz erhöht die Sicherheit, insbesondere bei der Landung, erheblich.

Vorzugsweise ist der erste Elektromotor zum zeitweisen Antrieb des Hauptrotors angepasst und weist bezogen auf eine Abflugmasse des Fluggeräts eine elektrische Leistung von höchstens 130 W/kg, insbesondere höchstens 125 W/kg, insbesondere höchstens 100 W/kg, insbesondere höchstens 90 W/kg, auf. Die gegenläufigen Antriebspropeller kompensieren das Drehmoment des Hauptrotors und sorgen so, insbesondere bei einer Landung, für eine stabile Fluglage.

Der Hauptrotor ist vorzugsweise nur zeitweise durch den ersten Elektromotor antreibbar. Mit anderen Worten kann der erste Elektromotor vom Hauptrotor entkoppelt werden bzw. der erste Elektromotor kann ausgeschaltet werden, wobei der Hauptrotor weiter passiv rotieren kann. Der Hauptrotor wird im Reiseflug also nicht angetrieben, sondern nutzt das Prinzip der Autorotation, um Auftrieb zu erzeugen. Für eine Landung kann jedoch der erste Elektromotor genutzt werden, um kurzzeitig zusätzliche Leistung zur Auftriebsunterstützung (Unterstützungsleistung) in den Hauptrotor einzutragen, die ausreicht, um eine sichere, nahezu senkrechte Landung zu ermöglichen. Konkret kann mit Hilfe der zusätzlichen Leistungszufuhr ein Drehzahlabfall des Hauptrotors verzögert werden, so dass ein Zeitfenster für eine sanfte Landung verlängert wird. Dabei reicht ein Elektromotor aus, der eine relativ kleine Leistung hat. Das reduziert wiederum das Gewicht des Fluggeräts vorteilhaft. Konkret ist die Leistung des Elektromotors vorzugsweise so bemessen, dass ein Schwebeflug mittels des ersten Elektromotors und des Hauptrotors nicht möglich ist, die Leistung des ersten Elektromotors jedoch ausreicht, um eine sichere, nahezu senkrechte Landung zu ermöglichen.

Theoretisch ist es ohne einen Antrieb des Hauptrotors möglich, dass Fluggerät senkrecht zu landen. Im Reiseflug erhält der Hauptrotor durch den Vortrieb des Fluggeräts ausreichend Leistung, um in Rotation versetzt zu bleiben. Dies führt zum Auftrieb im Reiseflug. Wird nun der Vortrieb stark reduziert, um eine senkrechte Landung einzuleiten, so geht das Fluggerät in einen Sinkflug von etwa 7 m/s über. Die Sinkgeschwindigkeit ist folglich so hoch, dass es zu einer harten Landung käme, die zu einer Beschädigung des Fluggeräts oder einer Verletzung von Insassen des Fluggeräts führen kann. Unter Berücksichtigung des sogenannten Bodeneffekts, der einen zusätzlichen Auftrieb bewirkt, bleibt für eine sanfte senkrechte Landung ausschließlich durch Nutzung der Leistung des Hauptrotors, die durch Autorotation erzeugt wurde, lediglich ein Zeitfenster von 0,56 Sekunden. Dies gilt beispielsweise für ein Fluggerät mit einem Trägheitsmoment des Hauptrotors von 250 kgm ² , einer Anfangsdrehzahl zu Beginn des Landevorgangs von 480 U/min und einer Enddrehzahl am Ende des Landevorgangs von 300 U/m. Die Enddrehzahl ergibt sich aus dem Leistungsverlust im Hauptrotor durch das Einleiten des Landevorgangs. Wird das zuvor beschriebene Zeitfenster überschritten, so steigt die Sinkgeschwindigkeit auf einen für eine sanfte Landung zu hohen Wert. Das verfügbare Zeitfenster ist folglich zu knapp bemessen, um das Fluggerät tatsächlich sicher zu landen.

Die Nutzung des ersten Elektromotors zur Zuführung von Unterstützungsleistung in den Hauptrotor verlängert diese Zeitspanne deshalb. So kann beispielsweise bei einem Fluggerät mit einem Abfluggewicht von 600 kg mittels des ersten Elektromotors dem Hauptrotor eine elektrische Leistungvon 50 kW zugeführt werden, wodurch sich der zur Landung verfügbare Zeitraum nahezu verdreifacht. Bei dem zuvor beschriebenen Beispiel (Trägheitsmoment des Hauptrotors 250 kgm ² , Anfangsdrehzahl 480 U/min und Enddrehzahl 300 U/m) erhöht sich das für eine sanfte Landung verfügbare Zeitfenster auf 1,48 Sekunden. Um sicherzustellen, dass ausreichend Leistung für eine nahezu senkrechte Landung an den Hauptrotor übergeben werden kann, ist bevorzugt vorgesehen, dass der erste Elektromotor eine elektrische Leistung aufweist, die mindestens 60 W/kg, insbesondere mindestens 70 W/kg, insbesondere mindestens 80 W/kg, beträgt. Die vorgenannten Werte gelten jeweils in Bezug auf eine Abflugmasse des Fluggeräts.

Selbst ein Zeitfenster von 0,5 Sekunden oder 1 Sekunde ist für eine manuelle Landung des Fluggeräts knapp bemessen, wenn auch möglich. Zur Flugsicherheit trägt es daher bei, wenn, wie es eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung vorsieht, eine Flugsteuerung vorgesehen ist. Die Flugsteuerung ist vorzugsweise mit einem Flughöhensensor, einer Rotorblattverstellung des Hauptrotors und dem ersten, zweiten und dritten Elektromotor so verbunden, dass zur Landung des Fluggeräts a. bei einem vom Flughöhensensor erfassten Unterschreiten einer vorbestimmten ersten Landeflughöhe der Hauptrotor mittels des ersten Elektromotors zur Auftriebsunterstützung angetrieben wird, wobei der zweite und dritte Elektromotor so angesteuert werden, dass ein durch die Auftriebsunterstützung im Hauptrotor entstehendes Drehmoment des Hauptrotors kompensiert wird, und b. bei einem vom Flughöhensensor erfassten Unterschreiten einer vorbestimmten zweiten Landeflughöhe die Rotorblattverstellung so angepasst wird, dass eine Sinkgeschwindigkeit des Fluggeräts, insbesondere auf einen Wert von höchstens 0,3 m/s, reduziert wird.

Die Flugsteuerung hat den entscheidenden Vorteil, dass durch einen relativ geringen Energieaufwand eine sanfte Landung möglich ist. Durch die Zufuhr von Unterstützungsleistung zum Hauptrotor wird das Zeitfenster für eine nahezu senkrechte Landung verlängert, sodass die Landung besser kontrolliert und entsprechend sanft gestaltet werden kann. Konkret reduziert die Unterstützungsleistung die Sinkgeschwindigkeit des Fluggeräts in einer ersten Landephase. In einer zweiten Landephase, nämlich bei Unterschreiten der zweiten Landeflughöhe, wird die Sinkgeschwindigkeit durch die Rotorblattverstellung weiter reduziert, so dass das Fluggerät sanft auf einer Landefläche aufsetzen kann. Die zweite Landeflughöhe ist kleiner als die erste Landeflughöhe.

Insofern wird gemäß einem nebengeordneten Aspekt der Erfindung auch ein Verfahren zum Steuern eines zuvor beschriebenen Fluggeräts offenbart und beansprucht, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst: a. Erfassen eines Unterschreitens einer vorbestimmten ersten Landeflughöhe mittels eines Flughöhensensors; b. Antreiben des Hauptrotors (13) mittels des ersten Elektromotors bei Unterscheiden der ersten Landeflughöhe, wobei zeitgleich der zweite und dritte Elektromotor so angesteuert werden, dass ein durch den ersten Elektromotor im Hauptrotor (13) zusätzlich entstehendes Drehmoment kompensiert wird; c. Erfassen eines Unterschreitens einer vorbestimmten zweiten Landeflughöhe mittels des Flughöhensensors; d. Anpassen der Rotorblattverstellung bei Unterschreiten der zweiten Landeflughöhe, so dass eine Sinkgeschwindigkeit des Fluggeräts reduziert wird, insbesondere auf einen Wert von höchstens 0,3 m/s.

Das zuvor beschriebene Verfahren ist besonders einfach und nutzt eine geringe Landefläche. So ist es möglich, das Fluggerät beispielsweise auf dem Dach eines Hochhauses zu landen, wobei wenig Landefläche zur Verfügung steht. Für eine zuvor beschriebene Landung benötigt das Fluggerät vorzugsweise eine Landefläche von höchstens 10 m. Im Rahmen der vorliegenden Anmeldung wird eine Landung auch als senkrechte Landung bezeichnet, sofern für die Landung eine Landefläche von weniger als 10 m ausreicht.

Entscheidend für die besonders bevorzugte Landung des Fluggeräts auf engem Raum ist insbesondere die Zufuhr von Unterstützungsleistung des Hauptrotors durch den ersten Elektromotor. Für die Landung wird also der Hauptrotor mit einer zusätzlichen Leistung beaufschlagt, die der erste Elektromotor liefert. Durch die Rotorblattverstellung kann diese kinetische Rotationsenergie dann in kontrollierten Auftrieb umgesetzt werden, wobei der Auftrieb derart kontrolliert sein kann, dass das Fluggerät in einen sanften Landeanflug übergeht. Dies erfolgt vorzugsweise unmittelbar kurz vor der Landung und unter Ausnutzung des Bodeneffekts.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Flugsteuerungssystem anzugeben, das eine besonders einfache und schnell reagierende Flugsteuerung, insbesondere für den Start und die Landung und für einen Autopilotbetrieb, ermöglicht. Diese Aufgabe wird durch das Flugsteuerungssystem gemäß Anspruch 9 gelöst. Das Flugsteuerungssystem kann einen Flughöhensensor aufweisen.

Konkret ist ein Flugsteuerungssystem für ein elektrisches Fluggerät vorgesehen, wobei dies insbesondere ein zuvor beschriebenes Fluggerät sein kann. Das Flugsteuerungssystem weist elektrisch angetriebene Flugsteuerungsruder, einen elektrisch angetriebenen Hauptrotor und zwei Antriebspropeller auf, die jeweils durch zwei voneinander unabhängige Elektromotoren angetrieben sind. Die Elektromotoren der Flugsteuerungsruder, des Hauptrotors und der Antriebspropeller sind mit einer Steuerungseinheit verbunden, die Fluglagesensoren aufweist und konfiguriert ist, um die einzelnen Elektromotoren so anzusteuern, dass das Fluggerät eine vorbestimmte Fluglage einnimmt, wobei die mittels der Fluglagesensoren ermittelte aktuelle Fluglage mit einer vorbestimmten gewünschten Fluglage verglichen wird.

Vorzugsweise sind also alle für die Fluglagesteuerung relevanten Komponenten, insbesondere Kippkopfsteuerung des Rotors, Höhenruder, Seitenruder, Antriebspropeller und Hauptrotor elektrisch betrieben und steuerbar. So kann eine Autopilotsteuerung vollständig elektrisch vorgenommen werden. Dazu nutzt das Flugsteuerungssystem mehrere Sensoren sowie vorzugsweise zusätzliche Daten. Die zusätzlichen Daten können Positionsdaten umfassen, die beispielsweise durch GPS oder GLONASS ermittelt sind. Ferner können Umgebungsdaten, wie Luftdruck, Flughöhe und Fluggeschwindigkeit, in das Flugsteuerungssystem einfließen. Zusätzlich können auch Daten von WLAN- Netzwerken insbesondere zur Positionsbestimmung hinzugezogen werden. Außerdem können über Umgebungssensoren, beispielswiese Ultraschallsensoren oder Radarsensoren, andere Objekte erfasst werden und die Flugsteuerung entsprechend im Flugsteuerungssystem angepasst werden. Beispielsweise kann anhand von Ultraschallsensoren der Abstand zum Boden erfasst werden, um das Fluggerät automatisch bzw. autonom sicher zu landen. Radarsensoren können dafür sorgen, dass eine Kollision mit anderen Fluggeräten vermieden wird. Eine weitere Datenbasis können Flugverkehrsdaten sein, die die Positionsdaten bzw. Transpondersignale von Verkehrsflugmaschinen beinhalten. Auf diese Weise kann sichergestellt sein, dass das Fluggerät autonom Flugrouten größerer Flugzeuge weiträumig umfliegt, um beispielsweise Turbulenzen durch Wirbelschleppen zu umgehen.

Das Flugsteuerungssystem kann außerdem mit einer elektrisch betriebenen Kupplung verbunden sein, die zwischen dem Hauptrotor und dem ersten Elektromotor des Hauptrotors angeordnet ist. Alternativ kann auch ein Freilauf zwischen dem ersten Elektromotor und dem Hauptrotor vorgesehen sein. So kann bei Erreichen einer gewissen Fluggeschwindigkeit der Hauptrotor von seinem ihn antreibenden Elektromotor abgekoppelt werden. Das Fluggerät geht so automatisch von einem Betriebszustand, in dem der Hauptrotor aktiv für Auftrieb sorgt, in einen Autorotationsbetrieb über, bei welchem der Hauptrotor durch die Vorwärtsbewegung des Fluggeräts in Rotation gehalten wird.

Bevorzugt ist es, wenn die Steuerungseinheit des Flugsteuerungssystems eine Datenschnittstelle zu einem Navigationssystem aufweist und so konfiguriert ist, dass anhand der Daten des Navigationssystems ein autonomer Flug von einem vorbestimmten Startort zu einem vorbestimmten Zielort durchführbar ist. Die Daten des Navigationssystems können beispielsweise GPS-Daten oder GLONASS- Daten sein. Andere Daten, die eine Positionsbestimmung umfassen, sind ebenfalls möglich. Das Navigationssystem kann außerdem Kartendaten aufweisen, wobei die Kartendaten vorzugsweise auch Höhendaten und besondere Landmarken, die für den Flugbetrieb relevant sind, umfassen. Derartige Landmarken können beispielsweise Hochspannungsleitungen, Verkehrsflughäfen, hohe Gebäude oder Windkraftanlagen sein.

Das Flugsteuerungssystem kann außerdem Sensoren aufweisen und/oder mit Sensoren an einem Landeplatz kommunizieren, um eine vollautomatische Landung des Fluggeräts zu ermöglichen.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Fluggerät anzugeben, das einen Start auf einem möglichst kleinen Raum ermöglicht. Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Patentanspruchs 15 gelöst.

So beruht diese Erfindung auf dem Gedanken, ein Fluggerät, insbesondere mit den zuvor beschriebenen Merkmalen, anzugeben, das einen Hauptrotor aufweist, der mehrere verstellbare Rotorblätter umfasst. Der Hauptrotor kann außerdem wenigstens einen elektromagnetischen Aktuator umfassen, der mit den verstellbaren Rotorblättern gekoppelt ist, um einen vorbestimmten Verstellwinkel der Rotorblätter einzustellen.

Durch unterschiedliche Verstellwinkel der Rotorblätter kann der Auftrieb des Hauptrotors beeinflusst werden. Insofern ist es bevorzugt, dass zum Start des Fluggeräts die Rotorblätter derart verstellt werden, dass ein möglichst hoher Auftrieb, insbesondere maximaler Auftrieb erzeugt wird. Für den Flugbetrieb, insbesondere bei Reisegeschwindigkeit, kann der Verstellwinkel der Rotorblätter geändert werden, um den Hauptrotor im Autorotationsbetrieb zu betreiben. Durch die verstellbaren Rotorblätter ist also ein besonders effizienter Flugbetrieb möglich.

Bei einer bevorzugten Variante ist vorgesehen, dass der vorbestimmte Verstellwinkel drei diskrete Verstellwinkel aufweist. Insbesondere kann eine Steuerung vorgesehen sein, die mit dem elektromagnetischen Aktuator so gekoppelt ist, dass der elektromagnetische Aktuator die Rotorblätter in drei diskrete Verstellwinkel positionieren kann. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass ein erster Verstellwinkel weniger als 0 Grad, ein zweiter Verstellwinkel höchstens 2,5 Grad und ein dritter Verstellwinkel mehr als 2,5 Grad beträgt.

Die genannten Verstellwinkel ermöglichen unterschiedliche Flugfunktionen.

So kann der erste Verstellwinkel, der weniger als 0 Grad beträgt bzw. negativ ist, in Situationen eingesetzt werden, bei welchen kein Auftrieb erforderlich ist. Ein Verstellwinkel von weniger als 0 Grad sorgt für eine Rotation des Hauptrotors ohne Auftrieb. Dabei ist der Strömungswiderstand gering, so dass diese Stellung insbesondere genutzt wird, um mit hoher Energieeffizienz den Hauptrotor zu starten. Dabei wird durch den Anlauf des Hauptrotors möglichst viel der Leistung des Elektromotors, der den Hauptrotor antreibt, in kinetische Energie übertragen, die für einen anschließenden Start, insbesondere einen sogenannten Jump-Start, in der Drehbewegung des Hauptrotors gespeichert wird. Durch die Verstellung der Rotorblätter auf einen negativen Verstellwinkel wird also die elektrische Energie besonders effizient genutzt, um kinetische Rotationsenergie im Hauptrotor zu erzeugen, da der Luftwiderstand der einzelnen Rotorblätter reduziert ist. Sinnvoll kann es dabei auch sein, einen leichten Abtrieb zu erzeugen, so dass das Fluggerät beim Anlaufen des Hauptrotors windstabil bleibt.

Für den anschließenden (Jump-)Start können, nachdem ausreichend Rotationsenergie im Hauptrotor erzeugt wurde, die Rotorblätter so verstellt werden, dass ein Verstellwinkel von mehr als 2,5 Grad eingestellt wird. Die im Hauptrotor gespeicherte kinetische Rotationsenergie wird dadurch in Auftrieb umgewandelt, so dass das Fluggerät im Wesentlichen senkrecht startet. Der Elektromotor des Hauptrotors wird dabei weiter betrieben, um den Startvorgang zu unterstützen. Durch einen möglichst unmittelbar nach dem Abheben des Fluggeräts eingeleiteten Vorwärtsschub, der vorzugsweise durch den wenigstens einen Antriebspropeller erzeugt wird, geht das Fluggerät in die Vorwärtsbewegung über. Sobald eine vorbestimmte Mindestgeschwindigkeit erreicht wird, kann der Hauptrotor nun in den Autorotationsbetrieb übergeleitet werden. Dabei wird für den Autorotationsbetrieb vorzugsweise ein zweiter Verstellwinkel der Rotorblätter eingestellt, der höchstens 2,5 Grad beträgt.

Bevorzugt ist vorgesehen, dass die verstellbaren Rotorblätter so federvorgespannt sind, dass die verstellbaren Rotorblätter bei Inaktivität des elektromagnetischen Aktuators einen vorbestimmten Verstellwinkel einnehmen und verriegelt werden. Besonders bevorzugt ist es, wenn die verstellbaren Rotorblätter bei Inaktivität des elektromagnetischen Aktuators den zweiten Verstellwinkel selbsttätig einnehmen und halten.

Mit anderen Worten kann der Autorotationsbetrieb des Hauptrotors eingestellt werden, indem der elektromagnetische Aktuator stromlos geschaltet wird. Die Federvorspannung sorgt dann dafür, dass die Rotorblätter den zweiten Verstellwinkel und so automatisch die Stellung für den Autorotationsbetrieb einnehmen. In dieser Stellung werden die Rotorblätter vorzugsweise mechanisch verriegelt.

Damit unterscheidet sich das Fluggerät insbesondere von bisherigen Fluggeräten, die einen Jump-Start ermöglichen. Bei bekannten Fluggeräten, die einen Jump- Start nutzen, wird der Hauptrotor nur solange angetrieben, solange das Fluggerät Bodenberührung hat. Sobald das Fluggerät den Boden verlässt, wird der Antrieb des Hauptrotors deaktiviert. Bei der Erfindung kann der Antrieb des Hauptrotors aktiviert bleiben, was zu einem verbesserten Startverhalten führt. Die dabei auftretenden Drehmomente, die auf die Fluggastzelle wirken und vom Hauptrotor ausgelöst sind, werden dabei durch die Antriebspropeller kompensiert. Dies erfolgt durch einen asymmetrischen Schub der Antriebspropeller. Entsprechend kann der Elektromotor des Hauptrotors auch weiter betrieben werden, wenn das Fluggerät landet. Dadurch ist eine besonders gute Steuerung der Landung möglich, wobei insbesondere eine nahezu senkrechte Landung erreicht werden kann. Der Raumbedarf für Start und Landung ist bei dem Fluggerät also besonders gering, was für den Einsatz in einem urbanen Umfeld von sehr hoher Bedeutung ist.

Das Fluggerät weist vorzugsweise zwei gegenläufige Antriebspropeller auf, die das Drehmoment des Hauptrotors kompensieren.

Im Allgemeinen ist außerdem vorgesehen, dass alle Rotorblätter des Hauptrotors simultan verstellbar sind. Der Hauptrotor kann mindestens zwei oder mehr Rotorblätter aufweisen.

Im Allgemeinen ist es für alle in der vorliegenden Anmeldung beschriebenen Fluggeräte möglich, dass anstelle oder zusätzlich zu den zwei Antriebspropellern zwei gegenläufige Hauptrotoren eingesetzt werden. Durch die gegenläufigen Hauptrotoren wird das Rotordrehmoment, das auf die Fluggastzelle wirkt bereits ausreichend ausgeglichen.

Eine weitere Aufgabe der Erfindung besteht darin, ein Fluggerät anzugeben, das einen besonders energieeffizienten und zusätzlich leisen Flugbetrieb ermöglicht. Diese Aufgabe wird durch den Gegenstand des Patentanspruchs 16 gelöst.

So beruht die Erfindung auf dem Gedanken, ein Fluggerät mit zwei Antriebspropellern anzugeben, die jeweils elektrisch angetrieben sind und in einem Schallschutzring gekapselt sind.

Der Schallschutzring kann durch eine oder mehrere Tragflächen des Fluggeräts gebildet sein.

Bei der Nutzung von Fluggeräten insbesondere im urbanen Umfeld ist es erforderlich, möglichst geringe Lärmemissionen zu erzeugen. Dies gilt insbesondere für die Start- und Landephase des Fluggeräts. Insofern ist bei der Erfindung vorgesehen, dass das Fluggerät Antriebsbatterien aufweist, die ausreichend elektrische Energie speichern können, um einen Start und eine Landung durchzuführen. Mit anderen Worten soll das Fluggerät in der Start- und Landephase rein batterieelektrisch betrieben werden. Damit sind die Lärmemissionen bereits erheblich reduziert. Allerdings erzeugen die Antriebspropeller durch Wirbeleffekte eine Lärmemission. Um diese zu reduzieren, ist bei der Erfindung vorgesehen, dass die Antriebspropeller jeweils in einem Schallschutzring gekapselt sind. So wird die Lärmemission zumindest seitlich zum Fluggerät erheblich gemindert. Die jeweils in einem Schallschutzring gekapselten Antriebspropeller können bei allen in dieser Anmeldung beschriebenen Fluggeräten eingesetzt werden.

Für alle Ausführungsformen von Fluggeräten in dieser Anmeldung gilt, dass das Fluggerät vorzugsweise als Flugsportgerät ausgebildet ist.

Die Erfindung wird im Folgenden anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die beigefügten schematischen Zeichnungen näher erläutert. Darin zeigen

Fig. 1 eine Vorderansicht auf ein erfindungsgemäßes Fluggerät nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel;

Fig. 2 eine Seitenansicht des Fluggeräts gemäß Fig. 1;

Fig. 3 eine Draufsicht auf das Fluggerät gemäß Fig. 1;

Fig. 4 eine Draufsicht auf ein erfindungsgemäßes Fluggerät nach einem weiteren bevorzugten Ausführungsbeispiel;

Fig. 5 eine Seitenansicht des Fluggeräts gemäß Fig. 4;

Fig. 6 eine Querschnittsansicht des Fluggeräts gemäß Fig. 4;

Fig. 7 eine Querschnittsansicht eines Stromaggregats für ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel und

Fig. 8 eine perspektivische Ansicht einer Antriebsbatterie für ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel. Das erfindungsgemäße Fluggerät ist vorzugsweise als Kleinfluggerät für maximal vier, insbesondere maximal drei, insbesondere maximal zwei Personen ausgelegt. Bei dieser Art des Luftfahrzeugs kann es sich im Wesentlichen um einen Kombinationsflugschrauber handeln. Das Fluggerät kann in Leichtbauweise ausgebildet sein. Insbesondere kann das Fluggerät als Flugsportgerät ausgebildet und zugelassen sein.

Insgesamt umfasst das Fluggerät eine Fluggastzelle 10, die mit Tragflächen 11 verbunden ist. Dabei sind vordere Tragflächen 11a vorgesehen und hintere Tragflächen 11b. Die hinteren Tragflächen 11b sind höher als die vorderen Tragflächen 11a an der Fluggastzelle 10 montiert. Die hinteren Tragflächen 11b können außerdem Winglets Ile aufweisen, die nach unten gerichtet sind. Außerdem können die hinteren Tragflächen 11b eine größere Spannweite als die vorderen Tragflächen 11a aufweisen. Die Fluggastzelle 10 umfasst ein Cockpit 12.

An der Fluggastzelle 10 ist außerdem ein Hauptrotor 13 montiert. Der Hauptrotor 13 weist zwei Rotorblätter 14 auf. Der Hauptrotor 13 ist durch einen ersten Elektromotor betrieben. Vorzugsweise ist zwischen dem ersten Elektromotor und dem Hauptrotor 13 eine Kupplung vorgesehen, so dass der Hauptrotor 13 vollständig vom ersten Elektromotor entkoppelbar ist. Alternativ kann der erste Elektromotor als bürstenloser und/oder fremderregten Motor ausgebildet sein, so dass eine vollständige mechanische Entkopplung des Hauptrotors 13 durch Stromlos-Schalten des ersten Elektromotors erreicht werden kann.

An der hinteren Tragfläche 11 sind außerdem zwei Antriebspropeller 15 montiert. Die Antriebspropeller 15 sind mit ihren Rotationsachsen parallel zueinander ausgerichtet. Die Antriebspropeller 15 sind an der Rückseite der hinteren Tragfläche 11 befestigt. Die Antriebspropeller 15 sind vorzugsweise durch jeweils einen Elektromotor angetrieben, der in den Antriebspropeller 15 integriert sein kann. Konkret kann ein erster Antriebspropeller 15' durch einen zweiten Elektromotor und ein zweiter Antriebspropeller 15" durch einen dritten Elektromotor angetrieben sein.

Um die Lärmemissionen der Antriebspropeller 15 zu reduzieren weisen die Antriebspropeller 15 jeweils Schallschutzringe 16 auf, in welchen die Antriebspropeller 15 angeordnet sind. Um die Anordnung des Antriebspropellers 15 innerhalb des Schallschutzrings 16 zu illustrieren, ist in Fig. 3 einer der beiden Schallschutzringe 16 in einem Teilschnitt dargestellt.

Zur Flugsteuerung weist das Fluggerät außerdem Seitenruder 17a auf, die jeweils hinter den Antriebspropellern 15 angeordnet sind. In den Zeichnungen nicht dargestellt sind Höhenruder, die sich vorzugsweise an wenigstens einer der Tragflächen 11, vorzugsweise an beiden Tragflächen 11, befinden. Zusätzlich können auch Querruder vorgesehen sein, die üblicherweise seitlich nahe der Winglets Ile an der hinteren Tragfläche 11b angeordnet sind.

Bei dem hier dargestellten Fluggerät kann die Höhenruder- und Querruderfunktion durch Verkippen des Rotorkopfs erreicht werden. Die Anordnung der Antriebspropeller 15 und Seitenruder 17a stellt einen Kompromiss dar. Einerseits kann durch die seitliche, parallele Anordnung der Antriebspropeller 15 das beim Antrieb des Hauptrotors 13 entstehende Drehmoment kompensiert werden. Andererseits dürfen die beiden Antriebspropeller 15 nur soweit aus der Fluggerät-Mitte heraus angeordnet sein, dass bei einem Ausfall einer der beiden Antriebspropeller 15 der nun asymmetrische Vortrieb durch die beiden Seitenruder 17a kompensiert werden kann und das Fluggerät voll steuerbar bleibt.

In den Fig. 1 bis 3 nicht dargestellt ist eine zusätzliche Motor-Generator-Einheit mit einem Verbrennungsmotor, der vorzugsweise als Zwei-Zylinder- Hubkolbenmotor ausgebildet ist. Der Zwei-Zylinder-Hubkolbenmotor umfasst zwei Zylinderkolbeneinheiten, die in Tandemanordnung betrieben werden und gegenläufige, miteinander gekoppelte Kurbelwellen aufweisen. Der Verbrennungsmotor wird vorzugsweise in einem optimalen Drehzahlbereich betrieben, vorzugsweise besonders konstant, so dass die Schadstoffemissionen gering sind. Eine Schadstoffnachbehandlung mittels Feinstaubfilter bzw. Katalysator und dergleichen ist dabei nicht erforderlich.

Der Verbrennungsmotor ist zusätzlich mit zwei Generatoren gekoppelt, wobei jeder Generator mit jeweils einer Kurbelwelle mechanisch verbunden ist. Die Generatoren stellen elektrische Energie bereit, die an die Antriebsbatterien, die in das Fluggerät integriert sind, übertragen wird. Die Antriebsbatterien sind derart dimensioniert, dass ein rein elektrischer Start und eine rein elektrische Landung möglich sind, wobei der Verbrennungsmotor in diesen Flugphasen abgeschaltet wird.

Im Reiseflug wird die Motor-Generator-Einheit vorzugsweise betrieben und stellt über die Generatoren die elektrische Energie bereit, die für den Flugbetrieb erforderlich ist, um die Elektromotoren zu nutzen. Dabei ist als elektrisches System vorzugsweise ein 48 Volt-, 400 Volt- oder 800 Volt-System integriert. Die Motor-Generator-Einheit kann insbesondere im Heck des Fluggeräts montiert sein. Die Antriebsbatterien sind vorzugsweise mittig im Bereich unterhalb des Hauptrotors 13 montiert, um so das Fluggerät gut auszubalancieren. Ein Treibstofftank für den Kraftstoff, der für den Verbrennungsmotor erforderlich ist, kann eine oder mehrere Tragflächen 11 integriert sein. Der Kraftstofftank ist vorzugsweise für Methanol als Kraftstoff geeignet.

Die Motor-Generator-Einheit kann außerdem so lärm- und vibrationsarm bzw. lärm- und vibrationsgekapselt sein, dass im Flugbetrieb für die Fluggäste nicht erkennbar ist, ob der Verbrennungsmotor aktiviert oder deaktiviert ist. Der Zwei- Zylinder-Hubkolbenmotor ist in seiner Bauweise für einen derart vibrations- und geräuscharmen Betrieb besonders gut geeignet. Insbesondere kann der Zweizylinder-Hubkolbenmotor durch eine Verschränkung der Zylinderkolbeneinheiten derart, dass die Achsen der Zylinder einen geringeren Abstand zueinander als die Achsen der Kurbelwellen aufweisen, besonders vibrationsarm gestaltet werden. Insbesondere beim Start des Verbrennungsmotors werden so Anlauf-Massenmomente minimiert, so dass es nicht zu den sonst bekannten Anlaufvibrationen kommt. Der Verbrennungsmotor wird vorzugsweise so gesteuert, dass im Reiseflug die Kapazität in den elektrischen Antriebsbatterien bei etwa 80% gehalten wird. Dies schont die Antriebsbatterien und stellt sicher, dass ausreichend elektrische Energie für eine rein elektrische Landung zur Verfügung steht.

In den Fig. 4 bis 6 ist ein Luftfahrzeug nach einem weiteren bevorzugten Ausführungsbeispiel dargestellt. Bei dieser Art des Luftfahrzeugs handelt es sich im Wesentlichen um einen Kombinationsflugschrauber und/oder Gyrocopter. Das Luftfahrzeug umfasst ebenfalls eine Fluggastzelle 10 mit einem Cockpit 12. Ferner sind Tragflächen 11 vorgesehen, die an der Fluggastzelle 10 fest angeordnet sind. Vordere Tragflächen 11a bilden bei dem Luftfahrzeug gemäß Fig. 4 bis 6 ein Höhenleitwerk. Hintere Tragflächen 11b bilden im Wesentlichen die Haupttragflächen. Wie in Fig. 6 erkennbar ist, sind ebenfalls zwei Antriebspropeller 15 vorgesehen, die an Gondeln 15a montiert sind. Die Gondeln 15a sind fest mit der Fluggastzelle verbunden.

Das Luftfahrzeug gemäß Fig. 4 bis 6 umfasst außerdem ein Fahrwerk 18 mit einem drehbaren Bugrad 18a und zwei Heckrädern 18b. Das Bugrad 18a und die Heckräder 18b können insgesamt einziehbar sein.

Genauso wie beim Luftfahrzeug gemäß Fig. 1 und 2 weist das Luftfahrzeug gemäß Fig. 4 bis 6 zusätzlich einen Hauptrotor 13 auf, der zwei Rotorblätter 14 umfasst. Die Rotorblätter 14 sind verstellbar, so dass deren Anstellwinkel angepasst werden kann. Die Verstellung der Rotorblätter 14 erfolgt vorzugweise über eine entsprechende Mechanik, die als Rotorblattverstellung bezeichnet wird. Der Hauptrotor 13 ist über einen Rotorausleger 13a mit der Fluggastzelle 10 fest verbunden. Der Hauptrotor 13 kann gegen und quer zur Flugrichtung gekippt werden. Diese Anordnung wird Kippkopfsteuerung genannt. Das Kippen des Hauptrotors 13 erfolgt über den Rotorausleger 13a. Konkret können im Rotorausleger 13a Steuerstangen geführt sein, die ein Kippen des Hauptrotors 13 ermöglichen.

Der Hauptrotor 13 und die Antriebspropeller 15 sind jeweils durch Elektromotoren angetrieben. Vorzugsweise ist zwischen dem ersten Elektromotor des Hauptrotors 13 und dem Hauptrotor 13 selbst eine Kupplung vorgesehen, so dass der Hauptrotor 13 vollständig von dem ersten Elektromotor entkoppelbar ist. Alternativ kann der erste Elektromotor als bürstenloser und/oder fremderregter Motor ausgebildet sein, so dass eine vollständige mechanische Entkopplung des Hauptrotors 13 durch Stromlos-Schalten des ersten Elektromotors erreicht werden kann.

Im Betrieb kann also der Hauptrotor elektromotorisch angetrieben werden, insbesondere um einen schnellen, nahezu senkrechten Start zu ermöglichen (sogenannter Jump-Start). Im eigentlichen Flugreisebetrieb wird das Luftfahrzeug vorzugsweise ausschließlich durch die Antriebspropeller 15 angetrieben. Dazu ist jeder Antriebspropeller 15 mit einem weiteren Elektromotor verbunden. Konkret ist einem ersten Antriebpropeller 15' ein zweiter Elektromotor und einem zweiten Antriebspropeller 15" ein dritter Elektromotor zugeordnet. Durch den Vortrieb wird der Hauptrotor 13 automatisch in eine Rotation versetzt (Autorotation). Der erste Elektromotor des Hauptrotors 13 kann so abgeschaltet werden. Auf diese Weise ist ein besonders effizienter Flugbetrieb möglich.

In der Querschnittsansicht gemäß Fig. 5 ist die Struktur der hinteren Tragfläche 11b gut erkennbar. Die hintere Tragfläche 11b bildet im Wesentlichen einen Rahmen, der die Antriebspropeller 15 umgibt. Konkret weist die hintere Tragfläche 11b eine obere Tragfläche 11c und eine untere Tragfläche lld auf, wobei die obere Tragfläche an ihren Enden jeweils nach unten geführt und mit der unteren Tragfläche lld verbunden ist. Die Heckräder 18b sind unmittelbar mit den nach unten geführten Seitenteilen der oberen Tragfläche 11c verbunden bzw. in diesen Seitenteilen drehbar gelagert und damit optimal aerodynamisch verkleidet.

Die rahmenartige Ummantelung der Antriebspropeller 15 durch die hintere Tragfläche 11b reduziert die Lärmemissionen deutlich. Im Wesentlichen sind die Antriebspropeller 15 so gekapselt, wodurch der durch die Rotation der Antriebspropeller 15 entstehende Schall abgelenkt wird, wodurch sich die Lärmemissionen, insbesondere in Bodennähe reduzieren lassen. Die hintere Tragfläche 11b bildet insoweit eine Schallschutzummantelung für die Antriebspropeller 15.

Die seitlich nach unten geführten Abschnitte der oberen Tragfläche 11c können ein Seitenleitwerk 17 bilden und umfassen vorzugsweise jeweils ein Seitenruder 17a.

In Fig. 7 ist ein Stromaggregat 20 für ein erfindungsgemäßes Luftfahrzeug gezeigt. Das Stromaggregat 20 umfasst einen 2-Zylinder-Hubkolbenmotor 21 mit einer ersten Zylinderkolbeneinheit 22 und einer zweiten Zylinderkolbeneinheit 23. Jede der Zylinderkolbeneinheiten 22, 23 umfasst einen Kolben 24, der in einem Zylinder 25 geführt ist. Der Kolben 24 ist mit einer Pleuelstange 26 gekoppelt, die den Kolben 24 mit einer Kurbelwelle 27 verbindet. Die Kurbelwellen 27 sind parallel zueinander ausgerichtet und tragen jeweils Stirnräder 27a, die eine Außenverzahnung aufweisen. Die außenverzahnten Stirnräder 27a greifen ineinander, so dass sich die Stirnräder 27a gegenläufig drehen. Jedes Stirnrad 27a ist über einen Zahnriemen 28 mit einem Generator 30 gekoppelt. Insgesamt sind zwei Generatoren 30 vorgesehen. Die Generatoren 30 umfassen außerdem Ausgleichsgewichte 30a, die einen Ausgleich der Massenkräfte und der Massenmomente bewirken.

Das Stromaggregat umfasst ferner einen Nockenriemen 31, der eine der Kurbelwellen 27 mit Nockenwellen 32 verbindet. Jeder Zylinderkolbeneinheit 22, 23 ist jeweils eine Nockenwelle 32 zugeordnet. Die Nockenwellen 32 wirken jeweils auf Ventile 33, wobei jede Zylinderkolbeneinheit vorzugsweise jeweils vier Ventile 33 aufweist.

Schließlich ist eine Ölwanne 34 vorgesehen, in welcher eine Ölpumpe 35 angeordnet ist. Die Ölpumpe 35 wird über einen Ölpumpenriemen 36 angetrieben, der die Ölpumpe 35 mit einer der Kurbelwellen 27 verbindet. Vorzugsweise ist die Ölpumpe 35 mit einer anderen Kurbelwelle 27 verbunden als die Nockenwellen 32. An der Ölwanne 34 ist darüber hinaus ein Ölfilter 37 angeordnet.

Wie in Fig. 7 gut erkennbar ist, ist das Stromaggregat 20 besonders kompakt aufgebaut. Es kommt mit relativ wenigen Teilen aus und ist insofern wartungsfreundlich und weist ein geringes Gewicht auf. Der Zweizylinder- Hubkolbenmotor ist besonders lärm- und vibrationsarm. Zusätzlich kann der Zweizylinder-Hubkolbenmotor in einem Gehäuse gekapselt sein, wobei das Gehäuse zusätzlich zur Lärm- und Vibrationsarmut beitragen kann. Vorzugsweise ist der Zweizylinder-Hubkolbenmotor derart gestaltet, dass im Flugbetrieb für die Fluggäste nicht erkennbar ist, ob das Stromaggregat 20 aktiviert oder deaktiviert ist.

In Fig. 7 ist außerdem erkennbar, dass die Zylinder 25 der Zylinderkolbeneinheiten 21, 22 zueinander verschränkt angeordnet sind. Insbesondere weisen die Mittelachsen der Zylinder 25 einen kleineren Abstand als die Mittelachsen der Kurbelwellen 27 zueinander auf. Dadurch stehen die Pleuelstangen 26 beim oberen Totpunkt der Kolben 24, wie es in Fig. 7 gezeigt ist, leicht schräg zueinander geneigt. Damit werden beim Anlauf des Motors die Vibrationen massiv reduziert. Insbesondere beim Start des Stromaggregats 20 werden auf diese Weise Anlauf-Massenmomente reduziert, so dass es nicht zu den sonst bekannten Anlauf-Vibrationen kommt.

Im Reiseflug wird das Stromaggregat 20 vorzugsweise betrieben und stellt über die Generatoren 30 die elektrische Energie bereit, die für den Flugbetrieb erforderlich ist, um die Elektromotoren zu nutzen. Dabei ist als elektrisches System vorzugsweise ein 48 Volt-, 400 Volt- oder 800 Volt-System integriert. Die Antriebsbatterien sind vorzugsweise so im Luftfahrzeug montiert, dass der Schwerpunkt des Luftfahrzeugs gut ausgeglichen ist. In den Tragflächen 11 können Kraftstofftanks für den Kraftstoff vorgesehen, der für den Betrieb des Stromaggregats 20 erforderlich ist. Vorzugsweise wird das Stromaggregat 20 durch Methanol betrieben.

Die Nutzung fossiler Brennstoffe sollte jedoch lediglich im Reiseflug erfolgen. Dies wird durch eine entsprechende Steuerung sichergestellt. Insbesondere sind die Antriebsbatterien so dimensioniert, dass ein rein elektrischer Start und eine rein elektrische Landung möglich ist. In diesen Flugphasen ist das Stromaggregat also abgeschaltet. Das Stromaggregat wird hingegen bevorzugt dann aktiviert, wenn der Batterieladezustand unter einen vorbestimmten Schwellwert sinkt und/oder eine Mindestflughöhe erreicht ist. Besonders vorteilhaft ist es, wenn das Stromaggregat 20 so angesteuert wird, dass im Reiseflug die Kapazität in den elektrischen Antriebsbatterien bei etwa 80% gehalten wird. Auf diese Weise werden die Antriebsbatterien geschont und gleichzeitig sichergestellt, dass ausreichend elektrische Energie für eine rein elektrische Landung zur Verfügung steht.

Fig. 8 zeigt eine Antriebsbatterie eines erfindungsgemäßen Luftfahrzeugs nach einem bevorzugten Ausführungsbeispiel. Die Antriebsbatterie umfasst einen, vorzugsweise einen einzigen, Zellenblock 120, der aus mehreren Batteriezellen 121 gebildet ist. Die Batteriezellen 121 sind vorzugsweise mit geringer Packungsdichte aneinander anliegend in versetzten Reihen angeordnet. Als Batteriezellen 121 kommen insbesondere Lithium-Ionen-Rundzellen, vorzugsweise des Typs 18650/2170, zum Einsatz. Der Zellenblock 120 kann eine elektrische Spannung von 48 Volt oder 60 Volt aufweisen. Die elektrische Energiedichte beträgt vorzugsweise zwischen 2,1 kWh und 3,3 kWh. Das Batteriesystem weist vorzugsweise eine Grundfläche von 200 x 200 mm auf. Die Batteriezellen 121 sind elektrisch und mechanisch durch Kontaktplatten 122 verbunden. Die Kontaktplatten 122 erstrecken sich über die Batteriepole und sind mit diesen verschweißt, vorzugsweise mittels Laserschweißen. Eine Kontaktplatte 122 verbindet jeweils zwei Reihen von Batteriezellen 121.

Seitlich entlang des Zellenblocks 120 ist eine Elektronikplatine 123 angeordnet. Die Elektronikplatine 123 umfasst ein Batterieüberwachungssystem und mehrere Klemmkontakte, die elektrisch mit den Kontaktplatten 122 verbunden sind. Die Klemmkontakte sind so angeordnet, dass jede Reihe von Batteriezellen 121 einzeln überwacht werden kann.

Der Zellenblock 120 ist mit einer Isolierumhüllung 124 umhüllt. Die Isolierumhüllung 124 ist aus einem elektrisch isolierenden und wärmeleitenden Material gebildet. Insbesondere ist die Isolierumhüllung 124 durch eine flexible Folie gebildet, die sich eng an den Zellenblock 120 anlegen kann. Die Isolierumhüllung 124 ummantelt den Zellenblock 120 sowie Anschlussmodule 125, die an den Stirnseiten des Zellenblocks 120 angeordnet sind. Die Anschlussmodule 125 tragen die wesentlichen elektrischen und ggf. pneumatischen bzw. hydraulischen Anschlüsse zur Verbindung des Batteriesystems mit externen Komponenten.

In einem stirnseitigen Anschlussmodul des Zellenblocks 120 sind Zugangsöffnungen 125a für den Anschluss einer Unterdruckpumpe 133 angeordnet. Die Zugangsöffnungen 125a münden innerhalb der Isolierumhüllung. Die Unterdruckpumpe 133 ist vorzugsweise elektrisch mit dem Zellenblock 120 verbindbar und insbesondere mit der Nennspannung (48V oder 400V oder 800V) des Zellenblocks 120 betreibbar. Die Unterdruckpumpe 133 ist mit der Elektronikplatine 123, insbesondere dem Batterieüberwachungs- bzw. managementsystem (BMS), verbunden.

Das Gehäuse 110 des Batteriesystems ist aus einem Aluminiumblech mit einer Wandstärke von vorzugweise 1 mm gebildet. Das Gehäuse 110 weist zwei Gehäusestirnwände 112 auf, die die Anschlussmodule bedecken. Die Seitenflächen des Gehäuses 110 werden durch Gehäuseseitenwände 111 gebildet, die mit den Gehäusestirnwänden 112 gasdicht verschweißt sind. Die Gehäuseseitenwände 111 umhüllen den Zellenblock 120. Vorzugsweise liegen die Gehäuseseitenwände 111 direkt an der Isolierumhüllung 124 des Zellenblocks 120 an.

Wie in Fig. 8 erkennbar ist, weist eine obere Gehäuseseitenwand 111 zwei Überstände lila mit Befestigungsbohrungen 111b auf. Damit ist das Batteriesystems einfach im Luftfahrzeug montierbar.

Die Gehäuseseitenwand 111, insbesondere die obere und/oder die untere Gehäuseseitenwand 111, kann mit einem Kühlelement 140 ausgestattet sein. Das Kühlelement 140 kann durch eine Aluminium-Wellblech-Struktur gebildet sein. Das Kühlelement 140 ist vorzugsweise gut wärmeleitend auf der Gehäuseseitenwand 111 befestigt.

Das Gehäuse 110 weist mindestens einen Anschluss 130 auf, der sich in das Gehäuse 110 erstreckt und mit der Unterdruckpumpe 133 bzw. Vakuumpumpe verbindbar bzw. verbunden ist. Der Anschluss 130 ist insbesondere in der Gehäusestirnwand 112 angeordnet. Durch die Verbindung mit der Unterdruckpumpe kann ein Unterdrück innerhalb des Gehäuses 110 eingestellt werden. Der Unterdrück bewirkt, dass sich die flexible Isolierumhüllung 124 verformt und sich eng an den Zellenblock 120 anlegt. Bei dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel sind drei Anschlüsse 130 in der Gehäusestirnwand 112 vorgesehen.

Generell kann vorgesehen sein, dass wenigstens ein Anschluss 130 ein Rückschlagventil umfasst, so dass nach Abschalten der Unterdruckpumpe der Unterdrück innerhalb des Gehäuses 110 bestehen bleibt. Aus Sicherheitsaspekten ist es außerdem zweckmäßig, wenn das Gehäuse 110 ferner mit einem Überdruckventil 132 ausgestattet ist. Ein solches Überdruckventil 132 öffnet bei Überschreiten eines vorbestimmten Drucks innerhalb des Gehäuses 10 nach außen.

Die Gehäuseseitenwand 111, insbesondere die obere und/oder die untere Gehäuseseitenwand 111, weist durch die Materialauswahl (Aluminium) und die geringe Wandstärke (1 mm) eine gewisse Flexibilität auf und wird durch den Unterdrück ebenfalls verformt. Dadurch legt sich die Gehäuseseitenwand 111 eng an die den Zellenblock 120 eng umhüllende Isolierumhüllung 124 an. Das Gehäuse 110 wird so mit dem Zellenblock 120 verspannt.

Die Gehäusestirnwand 112 trägt ferner einen elektrischen Anschluss 131 zur elektrischen Verbindung des Batteriesystems mit externen Komponenten. Der elektrische Anschluss 131 kann eine Datenleitung umfassen, insbesondere zur Verbindung mit einem Master-/Slave-Bus-System. Der elektrische Anschluss 131 ist vorzugsweise außermittig und höhenversetzt angeordnet, um die korrekte elektrische Anbindung an externe Komponenten montagesicher zu gestalten. Vorzugsweise umfasst das Batteriesystem zwei unterschiedlich gepolte elektrische Anschlüsse 131, die in gegenüberliegenden Gehäusestirnwänden 112 angeordnet sind. Beispielsweise kann auf einer vorderen Gehäusestirnwand 112 der Pluspol- Anschluss und auf einer hinteren Gehäusestirnwand 112 der Minuspol-Anschluss angeordnet sein. Damit ist ein hoher Schutzabstand zwischen den elektrischen Anschlüssen 131 geschaffen, der wegen der hohen Stromstärken zweckmäßig ist. Ferner wird auf diese Weise die Verpolungssicherheit erhöht.

Mit dem elektrischen Anschluss 131 kann zumindest indirekt die Unterdruckpumpe verbunden sein, die für die Aufrechterhaltung des Unterdrucks innerhalb des Gehäuses 110 vorgesehen ist. Die Unterdruckpumpe wird somit vom Batteriesystem selbst mit der nötigen Betriebsspannung versorgt, so dass das Gesamtsystem autark ist.

Ferner ist vorgesehen, dass die Unterdruckpumpe selbstregulierend aktiviert wird. Dazu weist das Batteriesystem einen Drucksensor auf, der innerhalb des Gehäuses 110 angeordnet ist. Mittels des Drucksensors, der mit einer entsprechenden Steuereinheit verbunden ist, wird der Unterdrück innerhalb des Gehäuses 110 kontinuierlich überwacht. Sobald der Unterdrück einen vorbestimmten Sollwertbereich verlässt bzw. einen vorbestimmten Sollwert unterschreitet, sendet die Steuereinheit ein Steuersignal an die Unterdruckpumpe, so dass die Unterdruckpumpe aktiviert wird. Erreicht der Unterdrück den vorbestimmten Sollwert daraufhin wieder, so sendet die Steuereinheit ein weiteres Steuersignal zum Stoppen der Unterdruckpumpe.

Mittels des Drucksensors kann ferner eine Sicherheitsüberwachung implementiert werden. Erkennt beispielsweise die Steuereinheit, dass der Unterdrück nicht ausreichend lange aufrechterhalten werden kann bzw. der Unterdrück zu oft oder zu schnell den vorbestimmten Sollwertbereich verlässt, so ist von einer Undichtigkeit des Gehäuses 110 auszugehen. Die Steuereinheit sendet dann einen Steuerbefehl, der beispielsweise die Ausgabe eines Alarmsignals und/oder die Abschaltung des Batteriesystems initiiert. Ferner kann das Steuersignal ein zweites Batteriesystem aktivieren, das als Backup-Modul in einem Fahrzeug, insbesondere einem Luftfahrzeug vorgesehen sein kann. Das zweite Batteriesystem ist vorzugsweise in das Master-/Slave-Bus-System eingebunden.

Die Steuereinheit kann entsprechende Steuersignale, insbesondere im Hinblick auf sicherheitsrelevante Ereignisse, auch aufgrund von Daten des Batterieüberwachungssystems ausgeben. So kann beispielsweise die Angabe eines Alarmsignals und/oder die Abschaltung des Batteriesystems initiiert werden, wenn anhand der Daten des Batterieüberwachungssystems erkannt wird, dass einzelne Batteriezellen 121 unzureichend geladen werden können und daher ein Zellendefekt anzunehmen ist.

Bezugszeichenliste

10 Fluggastzelle

11 Tragfläche

11a vordere Tragfläche

11b hintere Tragfläche

11c obere Tragfläche lld untere Tragfläche lie Winglet

12 Cockpit

13 Hauptrotor

13a Rotorausleger

14 Rotorblatt

15 Antriebspropeller

15' erster Antriebspropeller

15" zweiter Antriebspropeller

15a Gondeln

16 Schallschutzring

17 Seitenleitwerk

17a Seitenruder

18 Fahrwerk

18a Bugrad

18b Heckrad

20 Stromaggregat

21 Zweizylinder-Hubkolbenmotor

22 erste Zylinder-Kolbeneinheit

23 zweite Zylinder-Kolbeneinheit

24 Kolben

25 Zylinder

26 Pleuelstange

27 Kurbelwelle

27a Stirnrad

28 Zahnriemen

30 Generator

30a Ausgleichsgewicht

31 Nockenriemen 32 Nockenwelle

33 Ventil

34 Ölwanne

35 Ölpumpe

36 Ölpumpenriemen

37 Ölfilter

110 Gehäuse

111 Gehäuseseitenwand lila Überstand

111b Befestigungsbohrung

112 Gehäusestirnwand

120 Zellenblock

121 Batteriezelle

122 Kontaktplatte

123 Elektronikplatine

124 Isolierumhüllung

125 Anschlussmodul

125a Zugangsöffnung

130 Anschluss

131 elektrischer Anschluss

132 Überdruckventil

133 Unterdruckpumpe

140 Kühlelement

S Schwerpunkt