Die vorliegende Erfindung betrifft eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antriebsvorrichtung.

Flugzeuge können ein Propeller-Turbinen-Luftstrahl-Triebwerk (PTL) aufweisen. Derartige Propeller-Turbinen-Luftstrahl-Triebwerke werden auch als Turbo pro p- Triebwerke bezeichnet. Ein Turboprop-Tnebwerk ist eine Wärmekraftmaschine mit kontinuierlicher innerer Verbrennung und wird hauptsächlich als Luftfahrtantrieb verwendet. Derartige Triebwerke zeichnen sich durch einen relativ niedrigen Kraftstoffverbrauch aus.

Ein Turboprop-Triebwerk umfasst eine Gasturbine, die als Wellentriebwerk ausgebil- det ist, und einen Propeller über ein Getriebe antreibt. Der Schub wird hierbei nahezu ausschließlich vom Propeller erzeugt, auf den die Energie der Turbine übertragen wird. Etwa 90% des Gesamtschubes stammen vom Propeller und lediglich etwa 10% oder sogar unter 3 %vom Restschub des aus einem Auslass-Diffusor austretenden Arbeitsgases. Bei der Schuberzeugung werden vom Propeller im Vergleich zur Men- ge des das Triebwerk durchströmenden Arbeitsgases sehr große Luftmengen als Antriebsmedium bewegt und dabei schwach beschleunigt, während bei reinen Strahltriebwerken kleine Mengen des Antriebsmediums stark beschleunigt werden. Die Energie für den Antrieb des Propellers liefert die Gasturbine. Die Gasturbine saugt Luft ein, die in einem axialen oder radialen, meist mehrstufigen Turbokompressor verdichtet wird. Anschließend gelangt sie in eine Brennkammer, wo der Treibstoff mit ihr verbrennt. Das nun heiße energiereiche Verbrennungsgas strömt durch die meist axial und mehrstufig aufgebaute Turbine, wobei es sich ausdehnt und abkühlt. Die auf die Turbine übertragene Energie treibt über eine Welle den Kompressor und über ein Getriebe (Luftschraubengetriebe) den Propeller bzw. die Luftschraube an. Die Abgase werden dabei entgegen der Flugrichtung ausgestoßen. Meist werden solche Turboprop-Triebwerke als Zweiwellentriebwerke ausgeführt. D.h. eine erste Welle verbindet den Verdichter mit einem oder mehreren Rädern im Abgasstrahl und wird von diesen angetrieben. Eine zweite Welle nimmt über Turbinenräder im Abgasstrahl nahezu die gesamte restliche Energie auf und überträgt diese über ein Getriebe an den Propeller. In der US 4,088,285 A ist ein Segelflugzeug mit einem Zusatzantrieb offenbart. Dieser Zusatzantrieb ist in einen hinteren Bereich des Flugzeugrumpfes integriert und umfasst einen Verbrennungs- bzw. Kolbenmotor, der über eine Welle einen Impeller antreibt, und der im Bereich einer Ansaugseite des Impellers angeordnet ist. Aus der DE 10303189 A1 geht ein Antrieb für ein ferngesteuertes Modellflugzeug hervor. Dieser Antrieb umfasst einen Impeller, der von einem Verbrennungsmotor angetrieben wird, wobei der Verbrennungsmotor ebenfalls im Bereich einer Ansaugseite des Impellers angeordnet ist. In der US 4,307,857 A ist ein Mantelpropeller offenbart. Der Mantelpropeller wird von einem Motor angetrieben und ist insbesondere für ein Modellflugzeug vorgesehen.

Aus der DE 3245543 A1 geht ein mehrstufiger Impellerantrieb hervor. Dieser Impel- lerantrieb ist für maßstabsgetreue Modellflugzeuge vorgesehen und soll von einem Verbrennungsmotor angetrieben werden.

In der US 3,289,975 A geht ein Flugzeug hervor. Dieses Flugzeug umfasst vier Strahltriebwerke, die jeweils einen Motor, einen Mantelpropeller sowie eine Düse umfassen. Insbesondere ist dabei vorgesehen, dass ein Anstellwinkel eines auf einer Schubseite der Düse angeordneten Schubrohres in seinem Anstellwinkel veränderbar ist. Aus der DE 4327182 A1 geht ein Flugzeug mit Druckschraubenantrieb hervor. Hierbei ist ein, in einem Flugzeugrumpf integrierter, Motor vorgesehen, der über eine Welle eine Luftschraube antreibt, die am Rumpfende zwischen den Leitwerken aufgenommen ist.

In der US 2014/0252161 A1 geht eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug hervor. Diese umfasst ein Schubstrahl- bzw. Mantelstromtriebwerk, dessen Schub zum Vortrieb des Flugzeugs genutzt wird und wobei das Mantelstromtriebwerk über ein Getriebe und eine Welle zu dem einen Rotor antreibt. Das Mantelstromtriebwerk um- fasst einen Kompressorabschnitt, der zum Zuführen von Luft zu einer Verbrennungseinrichtung vorgesehen ist. Die Verbrennungseinrichtung erzeugt Abgase hoher Geschwindigkeit, die einen Turbinenabschnitt antreiben. Der Rotor ist dabei quer zur Flugrichtung neben dem Mantelstromtriebwerk bzw. in Flugrichtung seitlich neben dem Mantelstromtriebwerk und insbesondere im Bereich einer Ansaugseite des Man- telstromtriebwerks angeordnet.

Gegenüber einem herkömmlichen Antrieb über Kolbenmotoren haben Turboprop- Triebwerke den Vorteil eines geringeren Gewichts bei gleicher Leistung, eine kleinere Stirnfläche, und eine höhere Maximalleistung pro Triebwerk. Als Treibstoff wird in der Luftfahrt der übliche Flugturbinenkraftstoff (Kerosin Jet A-1 oder ähnliche) verwendet.

Gasturbinen können als Wellenturbinen ausgebildet sein. Bei Wellenturbinen treibt die Turbine eine Antriebswelle an. Einen Anteil der erzeugten mechanischen Energie benötigt die Gasturbine selbst zum Antrieb von Verdichter und weiteren Aggregaten wie Kraftstoffpumpen usw. Der verbleibende Anteil wird als Nutzenergie verwendet, bspw. zum Antrieb von Haupt- und Heckrotor von Hubschraubern, für Propeller von Turboprop-Flugzeugen oder anderer mechanisch angetriebener Geräte, wie bspw. Generatoren, Kompressoren oder Pumpen. Bei Flugzeugtriebwerken erzeugt der abgebende Gasstrahl etwas zusätzlichen Schub.

Beim Flugzeugtyp„Starship Beechcraft" sind z.B. zwei PT 6A-66 Triebwerke der Firma Pratt&Whitney vorgesehen. Diese sind als Druckpropeller ausgelegt und auf unkonventionelle Weise an den Tragflächen des Flugzeuges angebaut. Hierbei ist vor- gesehen, dass eine an der Tragfläche angeordnete Wellenturbine einen frei liegenden (außerhalb der Tragfläche bzw. eine Gehäuses) Propeller der in Flugrichtung hinter der Wellenturbine angeordnet ist, antreibt. Die Abgase werden dabei entgegen der Flugrichtung in Richtung der Propeller ausgestoßen. Diese heißen Abgasströme erhöhen dabei nicht unerheblich die Belastung für den Propeller.

Flugzeuge mit Turboprop-Antrieb dürfen auf normalen Sportflugplätzen, d.h. auf Flugplätzen ohne Strahlturbinenzulassung, gestartet werden. Flugzeuge mit Strahltriebwerken hingegen benötigen Flugplätze mit einer speziellen Zulassung. Flugzeuge mit zumindest einem Strahltriebwerk werden als„Complex Aircraft" spezifiziert. Deren Zulassung sowie deren Betrieb sind extrem aufwändig und teuer. Flugzeuge mit maximal einem Turboprop-Antrieb gelten nicht als„Complex Aircraft" und sind daher wesentlich einfacher zuzulassen. Diese sind sogar in der vereinfachten Ultraleicht- (bis 472,5kg) und CS-LSA-Zulassung (bis 600 kg Abfluggewicht) zulassbar.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antriebsvorrichtung bereitzustellen, die effizient arbeitet, die Geräuschemission vermindert und in einen Rumpf eines Flugzeuges und oder eine Tragfläche integrierbar ist und die einen breiten Einsatz im Luftverkehr ermöglicht.

Die vorstehend beschriebene Aufgabe wird durch eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug gemäß Anspruch 1 sowie ein Flugzeug mit einer solchen Antnebsvorrichtung gemäß Anspruch 9 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben.

Erfindungsgemäß ist eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug vorgesehen, mit einer Wellenturbine, die über eine Welle mit zumindest einem Impeller gekoppelt ist. Der Impeller weist eine Ansaugseite und eine Schubseite auf. Die Wellenturbine ist im Bereich der Ansaugseite des Impellers angeordnet. Die Antriebsvorrichtung ist weiterhin zur Anordnung außenseitig an einem Flugzeugrumpf und/oder im Inneren eines Flugzeugrumpfes und/oder in einem Gehäuse in oder an einer Tragfläche aus- gebildet.

Die Antriebsvorrichtung kann sich insbesondere sich dadurch auszeichnen, dass nahezu die gesamte Energie bzw. nahezu die gesamte abgegebene Leistung der Turbine über die Welle dem Impeller zugeführt wird.

Ein Rückstoß eines Abgasstroms der Turbine wird dann nicht direkt zur Schuberzeugung genutzt. Das bedeutet, sowohl die Wellenturbine bzw. das Wellenleistungstriebwerk als auch der Impeller der Antriebsvorrichtung sind in einem abgeschlossenen Gehäuse bzw. im Inneren eines Flugzeugrumpfes und/oder im Inneren einer Tragfläche bzw. in einem Gehäuse an einer Tragfläche angeordnet. Daher ist die Antriebsvorrichtung vollständig in ein Flugzeug bspw. in einen Flugzeugrumpf integrierbar.

Bei der Antriebsvorrichtung liegt die Wellenturbine im Bereich der Ansaugseite des Impellers bzw. in einer Flugrichtung vor dem Impeller, wodurch eine solche Antriebsvorrichtung bzw. ein solches Triebwerk als Tu rboprop- Antrieb mit separatem Rotor klassifizierbar ist, da der Impeller (ummantelte Luftschraube, ummantelter Propeller) als Rotor angesehen wird. Auf diese Weise wird eine Antriebsvorrichtung bereitgestellt, die nicht als„Complex Aircraft" eingestuft wird. Somit ist ein Betrieb auch an Flugplätzen möglich, die keine Zulassung für Strahlturbinenantriebe verfügen. Diese sind bspw. normale Sportflugplätze.

Gemäß der vorliegenden Erfindung sind somit zwei separate Antriebseinrichtungen, die Wellenturbine und der separate Rotor, nämlich der Impeller vorgesehen. Diese werden für die Zulassung als zwei klar getrennte Komponenten angesehen, die lediglich über die Welle miteinander gekoppelt sind.

Der Rotor kann mit der Wellenturbine direkt über eine Welle verbunden sein.

Gemäß einer vorteilhafteren Ausführungsform kann jedoch vorgesehen sein, dass der Rotor mit der Wellenturbine über eine Getriebestufe verbunden ist. Weiterhin kann zwischen der Welle der Wellenturbine und dem Rotor des Impellers eine Kupplung vorgesehen sein. Für einen Achswinkelausgleich und/oder zur Schwingungsentkopplung kann auch eine elastische und/oder kardanische Kupplung vorgesehen sein. Dadurch, dass die Wellenturbine im Bereich der Ansaugseite des Impellers angeordnet ist und die Antriebsvorrichtung umfassend die Wellenturbine und dem Impeller in einem geschlossenen Gehäuse angeordnet sind, ist die Effizienz des gesamten Antriebsstranges im Vergleich zu einem oder mehreren Strahltriebwerken erhöht. Dies liegt daran, dass die Austrittsgeschwindigkeit des Luftstromes aus dem Impeller der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung in etwa 15% bis 20% höher als die Fluggeschwindigkeit liegt und ein relativ großer Volumenstrom als Schub ausgestoßen wird. Dadurch wird die Antriebsvorrichtung am optimalen Betriebspunkt betrieben und er- zielt einen hohen Wirkungsgrad, insbesondere bei Fluggeschwindigkeiten von ca. 350 km h bis ca. 700 km/h.

Zudem liegt der spezifische Treibstoffverbrauch beispielsweise nur bei etwa einem Drittel im Vergleich zu einem in einem Rumpf integrierten reinen Strahltriebwerk mit ähnlicher Schubleistung.

Dies liegt daran, dass bei einem Strahltriebwerk die ausströmenden Gase auf ein Mehrfaches der Fluggeschwindigkeit liegenden Geschwindigkeit beschleunigt wer- den, wodurch der Wirkungsgrad bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten (in etwa unter 700 km/h) sehr niedrig ist.

Bei der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung wird überwiegend bzw. nahezu die gesamte Energie bzw. Antriebsenergie der Turbine über die Welle dem Impeller zu- geführt. Der Impeller beschleunigt eine wesentlich größere Luftmasse auf eine Geschwindigkeit, die nur etwas über der maximalen Fluggeschwindigkeit liegt. Hierdurch ergibt sich ein bei weitem größerer Gesamtwirkungsgrad des Antriebs bei niedrigen Geschwindigkeiten. Ein Wellenleistungstriebwerk bzw. -turbine hat gegenüber Kolbenmotoren die folgenden Vorteile:

- Weniger bewegte Teile, wodurch sich eine höhere Betriebssicherheit ergibt

- Geringere Baugröße bei gleicher Leistung

- Deutlich geringeres Gewicht, z.B. wiegt ein PBS TS 100 Wellenleistungstrieb- werk mit 250 PS nur ca. 60 kg, ein vergleichbarer Kolbenmotor mit dieser

Leistung wiegt ca. 150 bis 180 kg;

- Vibrationsfreier Lauf;

- Geringere Geräuschemissionen, sowohl im Innenraum als auch nach außen;

- Längere Wartungsintervalle;

- Längere Laufzeit, höhere time between overhaul (TBO);

- Es sind höhere Flughöhen möglich als mit Kolbenmotoren ohne Turbolader;

- Hohe Dauerleistung (>= 95% der Maximalleistung);

Zudem kann die Antriebsvorrichtung als integrale Baugruppe lärmtechnisch, mit einfachsten Mitteln gekapselt werden und verursacht dadurch geringere Geräuschemissionen. Hinzu kommt vor allem, dass der Schubstrahl äußerst leise ist, da mit nur einem Drittel der Schubstrahlgeschwindigkeit im Vergleich zu einem reinen Strahltriebwerk ausgeblasen wird.

Ein Flugzeug ist vorzugsweise ein bemanntes Flugzeug. Weiterhin kann der Flug- zeugrumpf im Rahmen der vorliegenden Erfindung als Gehäuse der Antriebsvorrichtung angesehen werden. Um die Antriebsvorrichtung als integrale Baugruppe auszubilden kann diese aber auch ein separates Gehäuse aufweisen, welches den Impeller und die Wellenturbine umgibt. Diese Baugruppe kann in den Flugzeugrumpf eingesetzt werden.

Alternativ kann eine solche Baugruppe auch außerhalb des Rumpfes angeordnet sein, z.B. als Gondel am Rumpf oder an den Tragflächen.

Im Bereich der Schubseite kann im Anschluss an den Impeller ein Schubrohr mit verengtem Ausblasquerschnitt vorgesehen sein. Durch eine Verengung des Ausblasquerschnitts am Schubrohrende (Schubdüse) kann sich der Schub der Antriebsvorrichtung erhöhen.

Weiterhin kann zumindest eine Abgasführung bzw. eine Abgasführungseinrichtung vorgesehen sein, über die die Abgase der Turbine derart abgeleitet werden, dass die Abgase zum größten Teil in dem Bereich einer Ansaugseite des Impellers geleitet werden. Hierdurch wird jedoch der Impeller wärmetechnisch belastet. Auch der Schub des Impellers sinkt hierdurch, da das zu beschleunigende Luftvolumen wärmer ist und dadurch bei gleichem Querschnitt und gleicher Strömungsgeschwindig- keit eine geringere Luftmasse beschleunigt wird.

Gemäß einer vorteilhafteren Ausbildung kann die Abgasführung daher derart ausgebildet sein, dass die Abgase der Wellenturbine um den Impeller herum vorzugsweise in dem Bereich der Schubseite des Impellers geführt werden.

Dadurch, dass die Abgase der Wellenturbine in den Bereich der Schubseite des Impellers, insbesondere in das Schubrohr, geleitet werden, heizen diese die Luft im Schubrohr auf. Dadurch, dass die Luft im Schubrohr aufgeheizt wird, erhöht sich das Volumen. Durch die Erhöhung des Volumens des Schubstrahls erhöht sich der Schub der gesamten Antriebsvorrichtung, da die aufgeheizte Luft mit größerem Volumen für den Austritt aus dem Schubrohr durch die Schubdüse nochmals beschleunigt wird. Dieses Prinzip ähnelt dem eines Nachbrenners in einem Schubrohr. Die Abgasführungseinrichtung kann bspw. zwei Kanäle umfassen.

Weiterhin kann sich die erfindungsgemäße Antriebsvorrichtung insbesondere dadurch auszeichnen, dass die Abgase der Wellenturbine in den Bereich der Schub- seite des Impellers, insbesondere in das Schubrohr, geleitet werden. Auf diese Weise wird ein Schubgewinn aus der Wärmeenergie des Abgasstroms der Wellenturbine erreicht wird. Im Gegensatz dazu ist bspw. bei der US2014252161 A1 vorgesehen einen Abgasstrom eines Schubstrahltriebwerkes direkt zum Schubgewinn zu verwenden. Für ein Flugzeug mit einem solchen Antrieb ist jedoch eine,„Complex Air- craft" Zulassung notwendig.

Erfindungsgemäß wird nur die im heißen Abgasstrom enthaltene Energie verwendet.

Um diese Energie effizienter zu verwenden kann die Antriebsvorrichtung eine im Be- reich des Schubrohres angeordnete Wärmetauschereinrichtung aufweisen. Die im Abgasstrom enthaltene Wärmeenergie kann über die Wärmetauschereinrichtung in das Schubrohr und somit in den Schubstrahl eingebracht werden. Dadurch wird die Wärmeenergie auf den kalten Impeller-Schubstrahl übertragen, der sich dann ausdehnt bzw. dessen Volumen expandiert. Durch das Verengen der Strömungsführung des heißen Abgasstroms im Schubrohr wird verhindert, dass eine Volumenreduzierung der heißen Abgase durch die Abkühlung die Volumenerhöhung des kalten Im- pellerstroms ausgleicht. Hierdurch ergibt sich eine Erhöhung des Volumenstroms des Schubstrahls und damit ein Schubgewinn. Die Wärmetauschereinrichtung kann sich in Flugrichtung erstreckende bzw. sich in Längsrichtung des Flugzeugrumpfes erstreckende Wärmeübertragungslamellen umfassen, die die sich in die Abgasführungseinrichtung und in das Schubrohr erstrecken. Ein Bereich der Wärmeübertragungslamellen der sich in die Abgasführungseinrichtung erstreckt wird durch die in der Abgasführungseinrichtung strömenden heißen Abgase aufgeheizt. Diese Wärmeenergie wird dann über einen Bereich der Wärme- übertragungslamellen, der die sich in das Schubrohr erstreckt auf den vorbeiströmenden kalten Impeller-Schubstrahl übertagen.

Der Querschnitt der Abgasführungsrohre verjüngt sich entgegen der Flugrichtung im selben Verhältnis, wie sich die Abgase abkühlen. Eine Mantelwandung des Schubrohrs verjüngt sich demnach in gleichem Ausmaß, sodass der Querschnitt des Schubrohres in dem der Schubstrahl geführt wird in etwa konstant ist. Die Volumen- erhöhung während des Aufheizens bewirkt eine Beschleunigung des Schubstrahls und damit einen Schubgewinn.

Durch die langgestreckte Ausführung des Wärmetauschers bzw. Wärmeübe rtra- gungslamellen, die sich an ein heckseitiges Ende des Schubrohrs oder auch darüber hinaus erstrecken, kann sich der im Schubrohr herrschende Gegendruck nicht auf den Abgasstrom auswirken. D.h. die Abgase der Wellenturbine müssen nicht gegen den höheren Druck im Schubrohr ausgeblasen werden. Die Abgasführungseinrichtung kann bspw. zwei Kanäle umfassen, die einen in etwa kreisförmigen Querschnitt aufweisen und sich entgegen der Flugrichtung konisch verjüngen.

Weiterhin kann im Bereich entgegen der Flugrichtung hinter dem Impeller und im Be- reich des Schubrohres eine Statoreinrichtung angeordnet sein. Die Statoreinrichtung umfasst einen feststehenden Leitschaufelkranz, der den Luftstrom von einem Drall in die Achse der Flugrichtung umlenkt. Auf diese Weise wird mehr Schub erzeugt, da der Schubstrahl nach der Statoreinrichtung im Wesentlichen drallfrei ist. Dies wird dadurch erreicht, dass Leitschaufeln des Leitschaufelkranzes auf der Schubseite von schräg zur Flugrichtung auf gerade übergehen. Somit vergrößert sich auch der Querschnitt der Schubstrahl expandiert und der Schub wird erhöht.

Die Wärmetauschereinrichtung kann in die Statoreinrichtung integriert sein. In diesem Fall wird die Wärmeenergie aus dem Abgasstrom über die Statoreinrichtung in den Schubstrahl eingebracht, was zur vorstehend erläuterten Schuberhöhung führt.

Die Leitschaufeln der Statoreinrichtung sind als hohle Formteile ausgebildet. Über eine Mantelwandung der Statoreinrichtung wird der Abgasstrom der Turbine in die Leitschaufeln eingebracht. Der Austritt des abgekühlten Abgasstroms erfolgt über in den Endbereichen des Leitschaufel ausgebildete Schlitze.

Auf diese Weise wird die Strömungsverzögerung der Statoreinrichtung durch die Aufheizung des Schubstrahles ausgeglichen. D. h. durch die Vergrößerung des Strömungsquerschnittes in der Statoreinrichtung durch das Ausrichten des Schub- Strahls in axialer Richtung kann die Ausdehnung der Luft, auf Grund von Wärme, in diesem Bereich ausgeglichen werden. Dies erhöht den Wirkungsgrad und wirkt einem Strömungsabriss an den Leitschaufeln entgegen. Die Leitschaufeln können auch mit Wärmeübertragungsblechen ausgestattet sein. So wie dies bei einem Kühler der Fall ist. Hierdurch kann mehr Wärmeenergie an den Impellerluftstrom übertragen werden. Die Leitschaufeln können in Richtung eines Flugzeughecks auch erheblich länger ausgeführt sein, um mehr Wärmeübertra- gungsfläche bereitzustellen.

Aufgrund der Verwendung eines großen Massenstroms mit nur einem Bruchteil der Strömungsgeschwindigkeit eines reinen Strahltriebwerks ist die Antriebsvorrichtung äußerst leise im Betrieb.

Der Impeller weist einen Rotor und ein Gehäuse auf. Der Impeller kann aus Edelstahl oder Aluminium oder einem anderen geeigneten Material ausgebildet sein. Vorzugs- weis ist der Impeller aus einem Kohlefaserverbund ausgebildet. Hierfür kann auch jeder andere geeignete Faserverbundwerkstoff, wie z.B. ein Glasfaser-, Aramidfaser- verbundwe rkstoff oder dgl. Ve rwendet werden.

Somit kann erfindungsgemäß die Wärmeenergie im Abgasstrom der Wellenturbine zur Schuberhöhung genutzt werden, indem diese direkt oder über die Wärmetauschereinrichtung in den kalten Schubstrahl des Impellers einbracht wird.

Erfindungsgemäß ist ein Flugzeug vorgesehen, dass einen Rumpf und Tragflächen sowie eine erfindungsgemäße Antriebsvorrichtung umfasst.

Das Flugzeug kann eine Impeller-Luftzuführeinrichtung aufweisen, die derart ausge- bildet ist, dass Luft von außerhalb des Flugzeugs in den Bereich zwischen Wellenturbine und Ansaugseite des Impellers geleitet wird.

Auf diese Weise wird der zum Erzeugen des Schubs benötigte Luftstrom auf effiziente Weise dem Impeller zugeführt.

Weiterhin kann eine Turbinen-Luftzuführeinrichtung vorgesehen sein, die separat von der Impeller-Luftzuführeinrichtung ausgebildet ist, die Luft von außerhalb des Flugzeuges zu einer Ansaugseite der Turbine leitet. Hierdurch muss die Turbine nicht gegen den in einem Ansaugkanal des Impellers bzw. der Impeller- Luftzuführeinrichtung herrschenden Unterdruck ansaugen.

Dadurch, dass beide die Impeller-Luftzuführeinrichtung und die Turbinen- Luftzuführeinrichtung separat voneinander ausgebildet sind, ist es möglich, Ansau- göffnungen und Strömungskanäle der beiden Luftzuführeinrichtungen derart zu dimensionieren und auszubilden, dass dem Impeller und der Turbine exakt die benötigten Volumenströme für den Betrieb zur Verfügung gestellt werden. Alternativ kann der Turbine die zum Betrieb benötigte Luft über eine Klappe aus dem Schubrohr zur Verfügung gestellt werden. Hierdurch wird die Turbine mit Überdruck im Ansaugbereich beaufschlagt, wodurch sich die Leistung der Turbine erhöht.

D.h. die Luft, die die Turbine zur Verbrennung benötigt, kann hinter dem Impeller ab- gezweigt, umgelenkt und in Flugrichtung nach vorne geleitet und der Turbine auf einer Ansaugseite zugeführt werden. Hierdurch kann die Turbine mehr Leistung generieren, da verdichtet Luft aus dem Schubstrahl des Impellers angesaugt wird.

Gemäß einer vorteilhaften Ausbildung ist eine Steuereinrichtung vorgesehen, bzw. ist die Klappe separat mittels einer entsprechenden Turbinensteuerung derart ansteuerbar, dass die Turbine je nach Betriebszustand die optimale Luftmenge über die Luftzuführeinrichtung zur Verfügung gestellt werden kann.

Weiterhin kann auch ein Kanal vorgesehen sein, der derart ausgebildet ist, dass Luft aus dem Schubrohr, d.h. aus dem Schubstrahl mittels einer Klappe entnommen wird und diese dann über den Kanal der Turbine als Verbrennungsluft zugeführt wird.

Weiterhin kann eine Antriebsvorrichtung im Rumpf in einem Bereich hinter einem Cockpit und/oder jeweils zumindest eine Antriebsvorrichtung in den Tragflächen oder in einem Gehäuse an den Tragflächen vorgesehen sein.

Das bedeutet, die Wellenturbine 5 ist auf der Ansaugseite 12 in etwa axial fluchtend zum Impeller 7 positioniert. Wenn z.B. zwei Impeller vorgesehen sind, die von einer Turbine angetrieben werden, können diese auch axial versetzt zur Turbine und in Flugrichtung hinter der Turbine angeordnet sein.

Der Erfinder der vorliegenden Erfindung hat erkannt, dass eine Antriebsvorrichtung für ein Flugzeug bzw. ein Flugzeug mit solch einer Antriebsvorrichtung, bei der eine Wellenturbine vorgesehen ist, die über eine Welle mit einem Impeller, der eine Ansaugseite und eine Schubseite aufweist, gekoppelt ist, wobei die Wellenturbine im Bereich der Ansaugseite des Impellers angeordnet ist und die Antriebsvorrichtung bzw. die Wellenturbine und der Impeller in einem Gehäuse angeordnet sind, äußerst vorteilhaft ist.

Diese Vorteile liegen in der erhöhten Effizienz, dem geringeren spezifischen Treib- stoffverbrauch, der lärmtechnischen Kapselung in der Anordnung in einem Gehäuse und darin, dass ein alternativer Antrieb zu einem bekannten Strahltriebwerk bereitgestellt wird. Flugzeuge, die mit einer erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung ausgestattet sind benötigen keine spezielle Zulassung, da sie bei Vorsehen einer erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung nicht als„Complex Aircraft" eingestuft werden, sind wesentlich leichter zuzulassen und benötigen keine Flugplätze mit Turbinenerlaubnis. Sie können sogar mit der vereinfachten Ultraleicht- (bis 472,5kg) und CS-LSA-Zulassung (bis 600kg Abfluggewicht) zugelassen werden. Ein mit einer derartigen Antriebsvorrichtung versehenes Flugzeug kann somit beliebig an jeden Sport- flugplatz starten und landen. Dies erhöht die Einsatzmöglichkeit derartiger Flugzeuge erheblich.

Die Erfindung wird im Folgenden anhand der Figuren näher erläutert. Diese zeigen in

Fig. 1 eine schematische perspektivische Teilansicht eines Flugzeuges mit einer er- findungsgemaßen Antriebsvorrichtung, wobei die Antriebsvorrichtung als Turbine ausgebildet ist, und

Fig. 2 eine schematische perspektivische Teilansicht der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung mit einer Wärmetauschereinrichtung gemäß einem ersten Ausfüh- rungsbeispiel,,.

Fig. 3 eine weitere schematische perspektivische Teilansicht der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung mit einer Wärmetauschereinrichtung gemäß dem ersten Ausführungsbeispiel

Fig. 4 eine schematische perspektivische Teilansicht der erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtung mit einer Wärmetauschereinrichtung gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel mit einem Impeller,

Fig. 5 die schematische perspektivische Teilansicht aus Figur 4 in einer Detailansicht, Fig. 6 die schematische perspektivische Teilansicht aus Figur 4 in einer weiteren Detailansicht, und

Fig. 7 eine schematische perspektivische Teilansicht der erfindungsgemäßen An- triebsvorrichtung mit einer Wärmetauschereinrichtung gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel mit zwei Impellern.

Im Folgenden wird eine erfindungsgemäße Antriebsvorrichtung 1 für ein Flugzeug 2 beschrieben (Figuren 1 ).

Die Antriebsvorrichtung 1 wird exemplarisch anhand eines zweisitzigen Sportflugzeuges 2 beispielhaft beschrieben.

Die Antriebsvorrichtung 1 ist im Flugzeug 2 im Bereich hinter den Sitzen bzw. hinter dem Cockpit 3 im Flugzeugrumpf 4 angeordnet.

Diese Antriebsvorrichtung 1 umfasst eine Wellenturbine 5, die über eine Welle 6 mit einem Impeller 7 gekoppelt ist. Der Aufbau der Antriebvorrichtung 1 und insbesondere deren Anordnung in einer in einem Flugzeug 2 wird im Folgenden auch anhand einer Flugrichtung 10 erläutert, wobei sich die Flugrichtung 10 von einem Flugzeugheck in Richtung eines Flugzeugbuges erstreckt. Der Impeller 7 weist ein Gehäuse 8 und einen Rotor 9 (Luftschraube, Impeller-Rotor, Propeller) auf. Eine Eingangsseite des Impellers wird als Ansaugseite 12 bezeichnet. Eine Auslassseite des Impellers wird als Schubseite 13 bezeichnet.

Die Turbine 5 verwendet als Treibstoff gängige Luftfahrzeugtreibstoffe wie z. B. Ke- rosin.

In Flugrichtung 10 im Bereich hinter dem Cockpit ist die Wellenturbine 5 im Flugzeugrumpf 4 angeordnet. Der Rotor 9 des Impellers 7 ist in Flugrichtung hinter der Wellenturbine 5 innerhalb des Flugzeugrumpfes 4 angeordnet. Das bedeutet, die Wellenturbine 5 ist auf der Ansaugseite 12 in etwa axial fluchtend zum Impeller 7 positioniert. Die Wellenturbine 5 ist mit dem Rotor 9 des Impellers 7 über die Antriebswelle 6 verbunden.

Im Bereich bzw. im Anschluss entgegen der Flugrichtung 10 ist an die Schubseite 13 des Impellers 7 ein sich in Richtung Flugzeugheck bzw. entgegen der Flugrichtung 10 erstreckendes Schubrohr 14 vorgesehen.

Die Wellenturbine 5 weist zwei sich in horizontaler Richtung quer zur Flugrichtung 10 erstreckende Abgasauslässe 15 auf.

Die Abgasauslässe 15 münden in zwei Abgasführungen 1 1 , die kanalförmig ausgebildet sind. Die Abgasführungen 1 1 leiten die Abgase der Wellenturbine 5 am Impel- ler 7 vorbei in einen schubseitigen Bereich 13 des Schubrohres 14. Auf diese Weise heizen die Abgase der Wellenturbine die schubseitig vom Impeller 7 abgegebenen Luft im Schubrohr 14 auf und erhöhen zusätzlich den Schub der gesamten Antriebsvorrichtung 1.

Die in der Wellenturbine 5 zur Verbrennung benötigte Luft wird über eine Turbinen- Luftzuführeinrichtung 16 zugeführt.

Die Turbinen-Luftzuführeinrichtung 16 weist eine außerhalb des Flugzeugrumpfes 4 liegende Ansaugöffnung 17 (lediglich schematisch dargestellt) auf, die in einen Tur- binen-Luftzuführkanal 18 mündet, wobei der Turbinen-Luftzuführkanal mit einer in Flugrichtung 10 vorne liegenden Ansaugseite der Wellenturbine 5 verbunden ist.

Weiterhin ist eine Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 vorgesehen.

Die Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 weist zumindest eine außerhalb des Flugzeugrumpfes 4 angeordnete Ansaugöffnung 21 auf. Die Ansaugöffnung 21 mündet in ei- nen Impeller-Luftzuführkanal 22, der sich in etwa entlang einer Mittellinie des Flugzeugrumpfes entgegen der Flugrichtung bis hin zur Ansaugseite 12 des Impellers 7 erstreckt.

Über die Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 wird der Impeller 7 mit dem nötigen Volu- menstrom an Luft zum Erzeugen des Schubs versorgt.

Sowohl die Turbinen-Luftzuführeinrichtung 16 als auch die Impeller-Luftzuführeinrichtung 20 können entsprechende Drosseln bzw. Klappen aufweisen, die mit ei- ner Antriebsvorrichtungs- bzw. Triebwerksteuereinrichtung verbunden sind und derart ansteuerbar sind, dass der Wellenturbine 5 und dem Impeller 7 die benötigten Luftvolumenströme zum Betrieb zur Verfügung gestellt werden können. Gemäß einer alternativen Ausführungsform kann auch eine einzige Luftzuführeinrichtung vorgesehen sein, die ähnlich der vorstehend beschriebenen Impeller- Luftzuführeinrichtung 20 ausgebildet ist, und die jedoch eine Klappe aufweist, die in einen weiteren Luftzuführkanal mündet, wobei über diesen Luftzuführkanal der Kolbenmotor mit der zur Verbrennung benötigten Luft versorgt wird.

Weiterhin kann auch ein Kanal vorgesehen sein, der derart ausgebildet ist, dass Luft aus dem Schubrohr, d.h. aus dem Schubstrahl mittels einer Klappe entnommen wird und diese dann über den Kanal der Turbine als Verbrennungsluft zur Verfügung gestellt wird.

Gemäß alternativen, jedoch nicht bevorzugten Au sf ü h ru ngsf o rm en kann beispielsweise vorgesehen sein, dass die Abgasführung derart ausgebildet ist, dass ein Großteil der Abgase der Turbine in den Bereich der Ansaugseite 12 des Impellers 7 geleitet wird.

Alternativ können die Abgase über die Abgasführung auch nach außerhalb des Flugzeugs bzw. ins Freie geleitet werden.

Gemäß einem weiteren nicht dargestellten Ausführungsbeispiel können auch zumin- dest zwei Antriebsvorrichtungen an den Tragflächen eines Flugzeuges angeordnet werden.

Entsprechend können ein, zwei oder mehrere solcher Antriebseinrichtungen außerhalb des Rumpfes angeordnet werden. Die Turbine ist in Flugrichtung vor den zwei oder mehr Impellern im Rumpf angeordnet.

Ein, zwei oder mehrere Impeller sind seitlich am Rumpf angeordnet und werden über eine mechanische Verbindung von der Wellenturbine angetrieben. Die Abgase der Turbine werden über einen Befestigungsanschluss des Impellers entweder direkt oder über eine Wärmetauschereinrichtung eingebracht.

Hierbei ist vorteilhaft, dass der große Volumenstrom des Impellers nicht über große Lufteinläufe in den Rumpf geleitet werden muss. Dadurch, dass die Turbine in Flug- richtung vor dem Impeller bzw. seitlich neben den Impellern angeordnet ist, können die Abgase in das Schubrohr der Impeller eingeleitet werden.

Gemäß einem derartigen Ausführungsbeispiel weist die Antriebsvorrichtung 1 sowohl ein die Wellenturbine 5 als auch ein den Impeller 7 umgebendes Gehäuse auf.

Ein derartiges mit zwei erfindungsgemäßen Antriebsvorrichtungen an den Tragflächen versehenes Flugzeug weist dann eine äußerst effiziente Antriebsvorrichtung bzw. zwwei äußerst effiziente Triebwerke auf, die die Optik eines Strahltriebwerk suggerieren, jedoch aber die vorstehend erläuterten Vorteile, abgesehen von der Zulassung und den damit verbundene breiteren Anwendungsmöglichkeiten, mit sich bringen.

Im Folgenden werden bevorzugte Ausführungsformen der erfindungsgemäßen An- triebsvorrichtung erläutert.

Im Bereich entgegen der Flugrichtung 10 hinter dem Impeller 7 und im Bereich des Schubrohres 14 ist eine Statoreinrichtung 19 angeordnet. Die Statoreinrichtung um- fasst einen feststehenden Leitschaufelkranz 23, der den Luftstrom axial in Flugrich- tung 10 umlenkt. Auf diese Weise wird mehr Schub erzeugt, da der Schubstrahl nach der Statoreinrichtung 19 im Wesentlichen drallfrei ist. Dies wird dadurch erreicht, dass Leitschaufeln 24 des Leitschaufelkranzes 23 auf der Schubseite 13 von schräg zur Flugrichtung 10 auf axial zur Flugrichtung 10 übergehen. Somit vergrößert sich auch der Querschnitt, der Schubstrahl expandiert und der Schub wird erhöht.

Die Abgasführungseinrichtung umfasst zwei kanalartige Abgasführungen 1 1 . Diese weisen einen in etwa kreisförmigen und strömungsoptimierten Querschnitt auf und verjüngen sich in axialer Richtung in Richtung des Flugzeughecks konisch. Die Abgasführungen 1 1 münden derart in das Schubrohr, dass die Abgase der Wellenturbine 5 in den Bereich der Schubseite des Impellers geleitet werden. Auf diese Weise wird ein Schubgewinn aus der Wärmeenergie des Abgasstroms der Wellenturbine 5 erreicht. Die Antriebsvorrichtung 1 weist im Bereich des Schubrohres 14 eine Wärmetauschereinrichtung 25 auf. Dadurch, dass die im Abgasstrom enthaltene Wärmeenergie über die Wärmetauschereinrichtung 25 in das Schubrohr 14 und somit in den Schubstrahl eingebracht wird, wird die Wärmeenergie auf den kalten Schubstrahl übertra- gen, der sich dann ausdehnt bzw. dessen Volumen expandiert. Durch das Verengen der Strömungsführung des heißen Abgasstroms im Schubrohr 14 wird verhindert, dass eine Volumenreduzierung der heißen Abgase durch die Abkühlung die Volumenerhöhung des kalten Impellerstroms ausgleicht. Hierdurch ergibt sich eine Erhö- hung des Volumenstroms des Schubstahls und damit ein Schubgewinn.

Die Wärmetauschereinrichtung 25 umfasst gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Wärmetauschereinrichtung sich in Flugrichtung erstreckende bzw. sich in Längsrichtung des Flugzeugrumpfes erstreckende Wärmeübe rtragungslamellen 26, die sich in die Abgasführungseinrichtung 1 1 und in das Schubrohr 14 erstrecken (Figuren 2 und 3).

Ein Bereich der Wärmeübertragungslamellen 26 der sich in die Abgasführungseinrichtung 1 1 erstreckt wird durch die in der Abgasführungseinrichtung 1 1 strömenden heißen Abgase aufgeheizt. Diese Wärmeenergie wird dann über einen Bereich der Wärmeübertragungslamellen, der die sich in das Schubrohr 14 erstreckt auf den vorbeiströmenden Schubstrahl übertagen.

Die Abgasroh re der Abgasführungseinrichtung verjüngen sich entgegen der Flugrich- tung 10 im selben Verhältnis in dem sich die Abgase abkühlen. Eine Mantelwandung des Schubrohrs 1 verjüngt sich in gleichem Ausmaß, sodass der Querschnitt des Schubrohres 14 in dem der Schubstrahl geführt wird in etwa konstant ist. Die Volumenerhöhung während des Aufheizens bewirkt eine Beschleunigung des Schubstrahls und damit einen Schubgewinn.

Die Wärmetauschereinrichtung 25 ist gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Wärmetauschereinrichtung in die Statoreinrichtung 19 integriert (Figuren 4 bis 7). In diesem Fall wird die Wärmeenergie aus dem Abgasstrom über die Statoreinrich- tung19 in den Schubstrahl eingebracht, was zur vorstehend erläuterten Schuberhö- hung führt.

Die Leitschaufeln 24 der Statoreinrichtung 19 sind als hohle Formteile ausgebildet, die Kanäle 27 begrenzen. Über eine Mantelwandung der Statoreinrichtung 19 wird der Abgasstrom der Turbine 5 in die in den Leitschaufeln 24 ausgebildeten Kanäle 27 eingebracht. Der Austritt des abgekühlten Abgasstroms erfolgt über in den Endbereichen der Leitschaufein 24 ausgebildete Schlitze. Der Strömungsquerschnitt innerhalb der Leitschaufeln 24 verjüngt sich entsprechend der Volumenreduzierung des Abgasstroms durch die Abkühlung. Auf diese Weise wird die Strömungsverzögerung der Statoreinrichtung 1 9 durch die Aufheizung des Schubstrahles ausgeglichen. D.h. durch die Vergrößerung des Strömungsquerschnittes in der Statoreinrichtung 19 durch das Ausrichten des Schubstrahl in axialer Richtung kann die Ausdehnung der Luft, auf Grund von Wärme, in diesem Bereich ausgeglichen werden. Dies erhöht den Wirkungsgrad und wirkt einem Strömungsabriss an den Leitschaufeln 24 entgegen.

Die Leitschaufeln können auch mit konzentrisch angeordneten Wärmeübertragungsblechen 26 ausgestattet sein. Hierdurch kann mehr Wärmeenergie an den Impeller- luftstrom übertragen werden. Die Leitschaufeln 24 können in Richtung eines Flugzeughecks auch erheblich länger ausgeführt sein, um mehr Wärmeübertragungsfläche bereitzustellen.

Bezuaszeichenliste

1 Antriebsvorrichtung

2 Flugzeug

3 Cockpit

4 Flugzeugrumpf

5 Wellenturbine

6 Welle

7 Impeller

8 Gehäuse

9 Rotor

10 Flugrichtung

1 1 Abgasführungseinrichtung

12 Ansaugseite

13 Schubseite

14 Schubrohr

15 Abgasauslass

16 Turbinen-Luftzuführeinrichtung

17 Ansaugöffnung

18 Turbinen-Luftzuführkanal

19 Statoreinrichtung

20 Impeller-Luftzuführeinrichtung

21 Ansaugöffnung

22 Impeller-Luftzuführkanal

23 Leitschaufelkranz

24 Leitschaufel

25 Wärmeübertragungseinrichtung

26 Wärmeübertragungslamelle

27 Kanal