Die Erfindung betrifft ein hybrid-elektrisches Antriebssystem für mehrmotorige Flug zeuge, ein mehrmotoriges Flugzeug sowie ein Verfahren zum Betrieb eines zweimo torigen Flugzeugs.

Unter einem Flugzeug ist insbesondere ein motorbetriebenes Starrflügelflugzeug zu verstehen. Unter den Begriff Flugzeug fallen aber z.B. auch Drehflügler (Rotorflug zeug, Hubschrauber) und Motorsegler. Flugzeuge und deren Flugantriebe lassen sich hinsichtlich der geltenden Bau- und Zulassungsvorschriften unterscheiden. Die von der EASA herausgegebene Vorschrift CS-23 sind für leichte, starrflügelige Motorflug zeuge anzuwendenden. Sie betrifft: Flugzeuge in den Kategorien .normal, utility oder aerobatic' mit maximal 9 Sitzplätzen (ohne Pilot(en) und einer maximalen Startmasse von 5.670 kg sowie für Flugzeuge der Kategorie ,commuter‘ mit maximal 19 Sitzplät zen (ohne Pilot(en)) und einer maximalen Startmasse von 8.618 kg. Die CS-25 ist ebenfalls eine von der EASA herausgegebene Bauvorschrift über die Bauartzulas sung für Großflugzeuge, insbesondere für große, turbinengetriebene Flugzeuge.

Regionalverkehrsflugzeuge sind überwiegend durch eine Bauweise mit geraden, un gepfeilten Tragflächen und einer Reisegeschwindigkeit von 500 bis 700 km/h charak terisiert. Heutzutage ist der Turbopropantrieb Haupteinsatzbereich für Regionalver kehrsflugzeuge in der Zivilluftfahrt. Ein prominenter Vertreter dieser Flugzeugkatego rie ist die Dornier 328-100.

Turboprop (Kunstwort aus Turbojet und Propeller) ist eine landläufige Bezeichnung für Propellerturbinenluftstrahltriebwerk (abgekürzt PTL), oft auch vereinfacht als Propel lerturbine bezeichnet. Ein Turboprop ist eine Wärmekraftmaschine mit kontinuierlicher innerer Verbrennung (thermische Strömungsmaschine) und wird hauptsächlich als Luftfahrtantrieb verwendet. Umgangssprachlich wird häufig auch ein durch PTL ange triebenes Flugzeug als „Turboprop“ bezeichnet.

Diese Art des Triebwerks zeichnet sich durch einen relativ niedrigen spezifischen Kraftstoffverbrauch aus, weswegen es vornehmlich bei Transport- und Kurzstrecken flugzeugen eingesetzt wird. Ein weiterer ziviler Einsatzbereich sind kleinere Ge schäftsreiseflugzeuge wie z.B. TBM-850. Militärisch werden Turboprops vorwiegend in taktischen Transportflugzeugen verwendet. Flugzeuge mit diesen Triebwerken sind auf Fluggeschwindigkeiten bis zu 80 Prozent der Schallgeschwindigkeit (0,8 Mach) beschränkt, was in 8.000 m Höhe bei Normalbedingungen etwa 870 km/h entspricht.

In diesem Geschwindigkeitsbereich arbeiten Turboprops wirtschaftlicher als reine Tur binentriebwerke.

Das Turboprop-Triebwerk besteht aus einer Gasturbine, die einen Propeller antreibt, in der Regel über ein drehzahlverminderndes Getriebe. Der Schub des Triebwerks wird dabei größtenteils vom Propeller erzeugt - das den Auslass-Diffusor verlassende Arbeitsgas trägt mit lediglich max. 10 % zum Gesamtschub bei, womit sich das Vor triebsprinzip deutlich von Turbojet-Triebwerken unterscheidet und dem Turbofan äh nelt. Zur Schuberzeugung wird vom Propeller eine große Luftmenge bewegt, diese dabei jedoch im Vergleich zu Turbojet-Triebwerken nur schwach beschleunigt. Bei rei nen Turbojet-Strahltriebwerken werden dagegen wesentlich kleinere Mengen des An triebsmediums sehr viel stärker beschleunigt.

Je nach Fluggeschwindigkeit, Flughöhe und Last wird der Anstellwinkel der Propeller blätter verändert, so dass sowohl die Turbine als auch die Luftschraube möglichst gleichbleibend im optimalen Drehzahlbereich arbeiten.

Die Energie für den Antrieb der Luftschraube liefert die Gasturbine. Sie saugt Luft ein, die in einem axialen oder radialen, meist mehrstufigen Turbokompressor verdichtet wird. Anschließend gelangt sie in die Brennkammer, wo der T reibstoff mit ihr ver brennt. Das nun heiße energiereiche Verbrennungsgas durchströmt die meist axial und mehrstufig aufgebaute Turbine, wobei es sich ausdehnt und abkühlt. Die auf die Turbine übertragene Energie treibt über eine Welle einerseits den Turbokompressor und andererseits über ein Getriebe die Luftschraube an. Die Abgase werden nach hinten ausgestoßen. Die Optimierung der Turbomaschinen erfolgt üblicherweise für die dominierende Flug phase, üblicherweise die Reiseflugphase da diese auch den höchsten Anteil am Ener gieverbrauch über die Mission aufweist. Eine gleichwertige, hohe Betriebseffizienz ist nicht über alle Flugphasen möglich. Während für Mittel- und Langstrecken die maxi male Effizienz für den deutlich dominierenden Reiseflug ausgelegt und erreicht wer den kann, sind die Betriebszustände für Kurz- und Ultrakurzstrecken wesentlich weni ger dominant und unterschiedlicher. Dies hat zur Folge, dass Triebwerke für Regio nal- und Kurzstreckenflugzeuge über die Gesamtmission deutlich weniger bei optima ler Effizienz betrieben werden und relativ zu Kurz- und Langstrecken schlechteren spezifischen Kraftstoffverbrauch pro Passagier haben. Dabei spielt u.a. auch der un terschiedliche Abfall der propulsiven und thermischen Effizienz eine Rolle, da z.B. ein Propellerflugzeug niedriger fliegt und geringere, höhenabhängige Schubverluste im Reiseflug erfährt als vergleichsweise ein Langstreckenflugzeug mit Turbofan-Trieb- werk. Dies führt dazu, dass Langstreckentriebwerke wesentlich konstanter bei hoher Leistung laufen und guter Effizienz betrieben werden, als im Steigflug, während Regi onalflugzeuge sehr deutlich breitere Leistungsbereiche, z.B. bei Start, Steigflug und Reiseflug haben.

Daher ergeben sich im speziellen für Regionalflieger mit Propeller, aber auch für an dere zweimotorige Flugzeuge mit Schaufelrad oder Rotor, sehr unterschiedliche Schubanforderungen über die Mission, die durch eine Hybridisierung der thermischen Maschinen mit einer elektrischen Maschine effizienter ausgelegt und betrieben wer den kann.

Hinzu kommt die Herausforderung der Reduzierung von C02-, NOX-, und Lärmemis sionen.

Die Frage, die sich derzeit stellt, ist, ob in der Zukunft elektrisch betriebene Flugzeug zum Einsatz kommen wird? Möglicherweise. Airbus, Rolls Royce, GE und Siemens sind der Meinung, dass sie das Problem der Reduzierung von C02, NOX, und Lärmemissionen durch den Ersatz von ein Turbofan-Triebwerk mit einem elektrischen Motor lösen können und folgen dabei dem Automobilindustrie auf dem Weg elektrisch, oder zumindest hybrid, angetrieben Fahrzeugen ("Flightpath 2050 Europe's Vision for Aviation," [Online] Verfügbar: https://ec.europa.eu/transport/sites/trans- port/files/modes/air/doc/flightpath2050.pdf. [Zugriff 14 032018]). An einem entsprechenden hybridisierten Turbofan-Antrieb für zweistrahlige Verkehrs flugzeuge arbeitet GE International, wie die Offenbarung der EP 3421 760 A1 zeigt. Dabei ist jeweils ein Elektromotor mit der Hodchdruckwelle des einen und mit der Nie derdruckwelle des anderen, zweiten Turbofan-Triebwerks gekoppelt. Zur Speisung der Elektromotoren ist ein elektrischer Energiespeicher vorgesehen, sodass die Elektromotoren in bestimmten Betriebszuständen zusätzliche Antriebsleistung an den gekoppelten Turbofan zur Verfügung stellen können. Eine ähnliche Lösung schlägt SNECMA in der Veröffentlichung WO 2009/153471 A2 vor.

Problematisch allerdings bleibt die Leistungs-Masse-Dichte der heute zur Verfügung stehenden Batterietechnologie um nennenswert in Konzepten wie zuvor beschrieben, elektrische Antriebsleistung zur Verfügung stellen zu können. Vereinfacht ausge drückt, bietet die aktuelle Batterietechnologie nicht über eine ausreichend hohe Ener giedichte; und das Leistungsgewicht-Verhältnis ist nicht hoch genug. Zum Beispiel, Brennbare Brennstoffe wie Kerosin haben eine Energiedichte von etwa 40 MJ/kg, etwa 12.000 Wh/kg. Die Energiedichte der Lithium-Ionen-Batterien, die des ersten E- Fan, ist etwa 60 Mal weniger. Die spezifische Energie der Batterien beträgt damit etwa nur 2% die des flüssigen Brennstoffs. Zur Erinnerung: diel 67 kg Batterien des E-Fan mit 600 kg Masse reichte für etwa eine Flugstunde mit niedriger Geschwindig keit fliegen. Im Vergleich dazu, das Leergewicht eines Bae146 beträgt etwa 24.000 kg. Die Zahlen scheinen darauf hinzudeuten, dass das Batteriegewicht für ein elektri sches Flugzeug 60 Mal so groß wie die Treibstoffgewicht für ein aktuelles Flugzeug für den gleichen Flug wäre. (.Batteries against Fossil Fuel‘,https://batteryuniver- sity.com/learn/archive/batteries_against_fossil_fuel (Zugriff: 17.06.2020).

Hiervon ausgehend ist es Aufgabe der Erfindung, ein hybrides Antriebssystem anzu geben, mit welchem gleichwohl der Einsatz von Turbomaschinen weiter optimiert und Emissionen reduziert werden können. Zudem sind ein mehrmotoriges Flugzeug und ein Verfahren zum Betrieb desselben anzugeben, welches unter Nutzung eines hybri den Antriebssystems die typischen Flugbetriebsphasen optimiert.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe bezüglich des Antriebssystems durch ein An triebssystem mit den Merkmalen des Anspruches 1 gelöst. Vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung zum hybriden Antriebssystem ergeben sich aus den Unteransprüchen 2 bis 11, der Beschreibung und der beigefügten Zeich nung. Hinsichtlich des mehrmotorigen Flugzeugs und des Verfahrens zum Betrieb desselben erschließen sich vorteilhafte Varianten aus den Ansprüchen 12 bis 13.

Dieses Antriebssystem basiert auf dem Einsatz von zwei elektro-hybridisierten Tur- bomaschinen oder sonstigen thermischen Verbrennungsmaschinen an je einem Propulsor und einer speziellen Regelung- und Steuerungseinheit für thermische und elektrische Maschinen. Diese Antriebsarchitektur ermöglicht eine optimierte- und be triebszeitenreduzierte Nutzung der Turbomaschinen bzw. thermischen Verbrennungs maschinen unter dem Einsatz von zusätzlichen elektrischen Maschinen (Motor/Gene rator).

Im Wesentlichen lassen sich durch die Erfindung zumindest vier erhebliche Vorteile gegenüber den aus dem bekannten Stand der Technik bekannten Antriebssystemen erzielen: a) Senkung des Kraftstoffverbrauchs durch optimierte, angepasste Nutzung der Brennkraftmaschinen an die verschiedenen Flugphasen. Dabei ist die Hybridisierung der Antriebseinheiten von wesentlicher Bedeutung, die eine variabel zuschaltbare elektrische Motor-Generatoreinheit auf einem ge meinsamen Getriebe beinhaltet. Durch einen sukzessiven Übergang der Antriebsleistung durch die elektrische Maschine kann diese die Leistung der thermischen Maschine im Übergang von Steigflug auf Reiseflug über nehmen. Von Hilfe ist dabei eine Ausführung, wonach jede der beiden thermischen Maschinen so ausgelegt ist, dass eine Turbomaschine im Rei seflug ausreichend Drehmoment inklusive der elektrischen Verlustleistung der elektrischen Maschinen erzeugen kann. Die elektrischen Maschinen erzeugen die Hälfte des erforderlichen Drehmoments im Reiseflug über das Getriebe und geben es an den Propulsor weiter. Damit kann bei einem Flugzeug mit zwei Antriebseinheiten mit einer thermischen Maschine und zwei elektrischen Maschinen die vorhandene Leistung auf beiden Getrie ben gleichmäßig verteilt werden. b) Eine wesentliche Rolle spielt im erfindungsgemäßen Antriebssystem das Getriebe, dessen Eingangswellen einen jeweils optimierten Drehzahlbe reich sowohl der thermischen Maschine als auch der elektrischen Ma schine ermöglichen, um somit das Drehmoment optimal an die Propulsor- welle abzugeben. Dies ermöglicht eine gewichtsoptimierte Bauweise und verlustoptimierte Betriebszustände beider, der elektrischen und thermi schen Maschinen. c) Ein weiterer wichtiger Aspekt der Erfindung ist die Reduzierung der Be triebszeiten der thermischen Maschinen über die Flugstunden zur Senkung der Wartungskosten und Verlängerung der Wartungsintervalle. Generell erfordern elektrische Maschinen bei gleicher Nennleistung einen geringe ren Wartungsaufwand und -kosten, da die elektrische Motor-Generatorein- heit typischer Weise über keine .heißen' Komponenten verfügt. d) Schließlich gestattet das Antriebssystem eine Erhöhung der Sicherheit im „Single Engine Failure“ Fall. Insbesondere in den dabei kritischen Flugpha sen, Start, erste Steigflugphase und Landeanflug (Take-Off, Initial/Climb und Approach) übernimmt die fehlende Leistung sofort über die elektri schen Maschinen wieder symmetrisch auf beide Seiten verteilt werden kann.

Zusammengefasst werden drei wesentliche Verbesserungen gegenüber dem Einsatz von zwei singulären thermischen Maschinen erreicht:

1. Optimierung des Betriebsbereiches der thermischen Maschinen und eine Re duzierung des spezifischen Kraftstoffverbrauches,

2. Deutliche Reduzierung der Betriebszeiten der einzelnen thermischen Maschi nen in wechselweiser Nutzung gegenüber den Flugzeugbetriebsstunden.

3. Erhöhte Betriebssicherheit für den Sicherheitsrelevanten Ausfall einer thermi schen Maschine und der Vermeidung von asymmetrischem Schub.

Im Vergleich zu in der Entwicklung befindlichen, kapazitätsstarken, batteriebasierten Hybridkonzepten ergibt sich eine wesentliche gewichtsoptimierte Bauweise, da ge genwärtige Batteriekonzepte nach wie vor nur eine geringe spezifische Energiedichte vorzuweisen haben. Diese Architektur kann in unterschiedlichen Varianten umgesetzt werden: a) Hybride thermischen Maschinen und Elektromaschinen mit optimiertem Flug profil und angepasster Leistung b) Einbindung einer zusätzlichen Pufferenergiequelle für die Unterstützung im Wechsel der verschiedenen Systembetriebszustände und damit erweiterter Single Engine Betriebszustand innerhalb eines Missionsprofils.

Generell bezieht sich die Erfindung auf Antriebe für kleine und große Transportflug zeuge (CS-23 und CS-25) mit zweimotorigen Antrieben (Kolbenmaschinen oder Tur- bomaschinen), die thermische Energie in mechanische Antriebswellenleistung wan deln und einen Propulsor (Propeller, Schaufelrad, Rotor) zur Schuberzeugung antrei ben.

Die erforderliche Redundanz wird durch die beiden Antriebseinheiten inkl. elektrischer Motor-Generatoreinheiten erzeugt. Beide Antriebseinheiten haben die gleiche Leis tung und partitionieren mit gleicher Schubleistung über das gesamte Missionsprofil. Der hauptsächlich dimensionierende Fehlerfall - komplett Ausfall eines Antriebes ist in der Auslegung jeder Antriebseinheit mitberücksichtigt und erlaubt in jeder Flug phase ein manövrieren des Flugzeuges mit vorgegeben Limitationen bis zur sicheren Landung.

Schubanpassungen über die Flugmission werden in gleichem Maße von beiden An trieben und optional mit zusätzlicher, aktiver Blattverstellung vorgenommen. Die Opti mierung von Turbomaschinen erfolgt üblicherweise für die dominierende Flugphase, primär während der Reiseflugphase, da diese auch den größten Anteil und Energie verbrauch über die Mission darstellt. Eine gleichwertige, hohe Betriebseffizienz ist nicht über alle Flugphasen möglich. Während für Mittel- und Langstrecken die maxi male Effizienz für den deutlich dominierenden Reiseflug ausgelegt und erreicht wer den kann, sind die Betriebszustände für Kurz- und Ultrakurzstrecken wesentlich weni ger dominant und unterschiedlicher. Dies hat zur Folge, dass Triebwerke für Regio nal- und Kurzstreckenflugzeuge über die Gesamtmission deutlich weniger bei optima ler Effizienz betrieben werden und relativ zu Kurz- und Langstrecken schlechteren spezifischen Kraftstoffverbrauch pro Passagier haben. Dabei spielt u.a. auch der unterschiedliche Abfall der propulsiven und thermischen Ef fizienz eine Rolle, da z.B. ein Propellerflugzeug in niedrigeren Flughöhen fliegt und geringere, höhenabhängige Schubverluste im Reiseflug erfährt als vergleichsweise ein Langstreckenflugzeug mit Turbofantriebwerk. Dies führt dazu, dass Langstrecken triebwerke wesentlich konstanter bei hoher Leistung laufen und guter Effizienz betrie ben werden, im Steigflug als auch im Reiseflug, während Regionalflugzeuge sehr deutlich breitere Leistungsbereiche, z.B. bei Start, Steigflug und Reiseflug haben.

Daher ergeben sich im speziellen für Regionalflugzeuge mit Propeller, aber auch für andere zweimotorige Flugzeuge mit Schaufelrad oder Rotor, sehr unterschiedliche Schubanforderungen über die Mission, die durch eine Hybridisierung der thermischen Maschinen mit einer elektrischen Maschine effizienter ausgelegt und betrieben wer den kann.

Während bisherige hybride Antriebssysteme und Architekturen für Flugzeuge das Ziel hatten zusätzliche oder eine andere Anordnung propulsiver Elemente (Propeller, Ro toren, Schaufelräder) oder zusätzliche, alternative Energiequellen wie Batterien oder Brennstoffzellen zu integrieren, erreicht diese Erfindung eine höhere Effizienz ohne zusätzliche Propulsor oder Energiequellen. Im Gegensatz bisheriger hybrider Kon zepte, wie z.B. die Anordnung mehrerer Propulsor verteilt über die Spannweite des Flügel, um bei niedrigen Geschwindigkeiten einen besseren Auftrieb zu erzeugen, was ein deutliches Mehrgewicht für einen Vorteil während der kurzen Flugphasen bei Start und Landung ist, oder die Nutzung von Energiesystemen, deren Leistungsdichte heute nicht für größere Flugzeuge ausreichend ist, kann das Antriebssystem dieser Erfindung mit heutiger Technologie und Flugzeugkonzepten mit signifikanten Vorteilen umgesetzt werden.

Ein wesentlicher Aspekt der Erfindung ist, dass für viele Flugzeuge, insbesondere für Regionalflugzeuge mit Propellerantrieb, der geforderte Schub für den Start gegenüber dem Reiseflug deutlich höher ist und damit die thermischen Maschinen über einen ho hen Anteil der Flugmission nur bei rund der Hälfte der Leistungsfähigkeit betrieben werden kann. In gleicherweise gilt dies auch für andere Propulsor oder alternative, neue Flugzeug- und / oder Propulsorkonzepte, wie z.B. Open-Rotor.

Die Kombination von zwei hybriden Antriebseinheiten ermöglicht über den wesentli chen Anteil des Flugs ein reduziertes Betriebsspektrum der thermischen Maschinen. Das Flugzeug kann in der Reiseflugphase als auch die Sinkflugphase mit einer ther mischen Maschine betrieben werden kann, die die Hälfte der Leistung / Drehmoments über die am Getriebe mitangebaute E-Maschine, die als Generator und Motor betrie ben werden kann, als elektrische Energie auf die E-Maschine der anderen hybriden Antriebseinheit überträgt.

Die Ansteuerung und Regelung der elektrischen Maschinen kann über unterschiedli che elektrische Systemarchitektur umgesetzt werden je nach geforderter Qualität für die Schubregulierung.

Entweder wird die Leistungsaufnahme und Abgabe mechanisch im Getriebe gelöst, was ausreichend ist, wenn die elektrischen Maschinen der Leistung der thermischen Maschine folgen, bedeutet die thermische Maschine gibt die mechanische Kraft an das Getriebe ab, dort wird es zwischen Propulsor und aufgeschalteter E-Maschine verteilt. Zwischen den beiden E-Maschinen ist ein einfaches Wechselstromnetzwerk, in der die E-Maschine im Generatorbetrieb die mechanische Energie als elektrische Energie an die antreibende E-Maschine auf der anderen Seite weiterleitet. Damit treibt die E-Maschine den Propulsor synchron, mit der an das Getriebe aufgebrachten mechanischen Energie an, natürlich erhöht um den Faktor des elektrischen Wirkungs grades.

Alternative kann die elektrische Leistungsaufnahme und Abgabe der beiden Motor- Generatoreinheiten über Leistungsumwandler und Kontroller in einem Gleichspan nungsnetzwerk geregelt werden. In dieser Variante kann die Drehzahl des elektrisch angetriebenen Propulsors unabhängig und exakt im Rahmen der vorhandenen ther mischen Leistung geregelt werden.

Diese auf einem Gleichspannungsnetzwerk und Wechsel- Gleichspannungsumrichter beruhende Architektur ermöglicht zusätzlich zu der individuellen Regelung auch die Möglichkeit eine zusätzliche elektrische Energiequelle anzuschließen, die entweder während des Wechsels der Betriebsmodi, als ergänzende Energiequelle (Energiepuf fer) dienen, oder für einen kurzen Leistungspeak, e.g. in einem Fehlerfall, überbrü cken kann. Dies kann je nach Leistungsauslegung der thermischen und elektrischen Maschinen, bzw. im Falle einer Retro-Fit Anwendung notwendig oder sinnvoll sein. Angesichts der heute zur Verfügung stehenden Leistungsdichten von elektrischer Energiespeicher, wären die Nutzungsphasen streng zu limitieren und die Größe und damit Masse einer Batterie beispielsweise, zu beschränken.

Am Beispiel des Regional Turbopropeller Flugzeugs Dornier 328-100 ist eine Kraft stoffeinsparung zwischen 10% bis 17% möglich, je nach detailliertem elektrischem Wirkungsgrad, Installationsgewicht und Missionsprofil - Flughöhe und Geschwindig keit.

Die Betriebsstunden der einzelnen thermischen Maschinen, unter Annahme eines gleichmäßigen, wechselnden Betriebes während Reiseflug und Sinkflug, lässt sich um ca. 30% reduzieren (als Referenz eine 60 min Mission), was sich eins zu eins in einer Verlängerung der Wartungsintervalle und Reduzierung der Wartungskosten der ther mischen Maschinen wiederspiegelt.

Die in dieser Erfindung beschriebene Antriebsarchitektur kann sogar als Retrofit-Vari- ante für ein bestehendes Flugzeug dimensioniert und integriert werden.

Weitere Merkmale, Vorteile und Wirkungen der Erfindung ergeben sich aus der nach folgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungsbeispiele der Erfindung, wie sie in der Zeichnung wiedergegeben sind. Es zeigen:

Fig. 1a eine Systemskizze eines hybriden Antriebssystems mit schematische Dar stellung der Systemarchitektur,

Fig. 1b eine Systemskizze eines hybriden Antriebssystems mit schematische Dar stellung der Systemarchitektur nach Fig. 1a mit zwei AC-DC-Wandlern,

Fig. 1c eine Systemskizze eines hybriden Antriebssystems mit schematische Dar stellung der Systemarchitektur nach Fig. 1b mit einer zusätzlichen Energie quelle,

Fig. 2 eine Seitenansicht eines zweimotorigen Flugzeuges mit schematische Dar stellung des hybriden Antriebssystems nach Fig. 1a,

Fig. 3 ein Diagramm zu Drehmoment und Kraftstofffluss in den Betriebsphasen ei nes Flugzeuges nach Fig. 2 und eines Flugzeuges nach dem Stand der Technik,

Fig. 4 eine Systemskizze eines hybriden Antriebssystems mit schematische Dar stellung der Systemarchitektur nach Fig. 1b im primären Betriebsmodus, Fig. 5 eine Systemskizze eines hybriden Antriebssystems mit schematische Dar stellung der Systemarchitektur nach Fig. 1b im sekundären Betriebsmodus und

Fig. 6 eine Systemskizze eines hybriden Antriebssystems mit schematische Dar stellung der Systemarchitektur nach Fig. 1c im sekundären Betriebsmodus.

Die Fig. 1a zeigt die Systemarchitektur eines Antriebssystems 10 für ein zweimotori ges Flugzeug 20, wie es in Fig. 2 zu sehen ist. Das Antriebssystem 10 umfasst zwei unabhängig voneinander betreibbare hybrid-elektrische Antriebseinheiten 31 und 32. Jede hybrid-elektrische Antriebseinheit 31, 32 weist eine Gasturbine 41, 42 mit ange flanschtem Reduziergetriebe 51, 52 auf, über welches jeweils ein Propeller 61, 62 mit variabler Blattverstellung gekoppelt ist. Entsprechende Gasturbinen 41, 42 mit inte griertem Reduziergetriebe 51, 52 sind beispielsweise unter der Bezeichnung PW 119C von Pratt & Whitney Canada erhältlich sind.

Jeder Antriebseinheit 31, 32 ist eine Motor-Generatoreinheit 71, 72 zugeordnet; wel che jeweils antriebsseitig mit dem Reduziergetriebe 51 , 52 gekoppelt ist. Die Motor- Generatoreinheit 71 , 72 lässt sich je nach Betriebsphase als Elektromotor oder als Generator betreiben. Im Antriebsmodus überträgt die Motor-Generatoreinheit 71, 72 Antriebsleistung über das Reduziergetriebe 51, 52 auf den jeweilig zugeordneten Pro peller 61 , 62. Im Generatormodus generiert die Motor-Generatoreinheit 71 , 72 elektri sche Leistung, die einer Übertragungseinrichtung 80 zugeführt wird. Funktionaler Be standteil der Übertragungseinrichtung 80 sind zwei Leistungswandler 81 und 82, wo von jeweils einer je einer Motor-Generatoreinheit 71, 72 zugeordnet ist (Fig. 1b).

Zur Steuerung der thermisch und elektrisch generierten Antriebsleistung ist ein zent raler Controller 90 vorgesehen, welcher mit Leistungswandler 81 und 82 und den Gasturbinen 41, 42 verbunden ist. Einerseits steuert der Controller 90 je nach Be triebsphase über die Leistungswandler 81 und 82 die Motor-Generatoreinheit 71, 72 die Abgabe elektrischer Antriebsleistung sowie die zu generierenden elektrische Ener gie und andererseits die thermisch generierte Antriebsleistung der Gasturbinen 41 ,

42. Typische zu steuernde und zu überwachende Parameter des Controllers 90 sind die Kraftstoffzufuhr, die Drehzahlen der Leistungs- und Hochdruckwelle und Turbinen temperatur der Gasturbinen 41 , 42. ln einer weiteren Ausführungsform ist in Fig. 1c eine Architektur gezeigt, die auf ei nem Gleichspannungsnetzwerk 101 und Wechsel-Gleichspannungsumrichter 81, 82 beruht. Diese Architektur unterscheidet sich von der nach Fig. 1b durch die Hinzufü gung einer zusätzlichen elektrischen Energiequelle 100. Zusätzlich zu der individuel len Regelung besteht die Möglichkeit die zusätzliche elektrische Energiequelle 100 während des Wechsels der Betriebsmodi, als ergänzende Energiequelle (Enegiepuf- fer) über die Übertragungseinrichtung 80 zuzuschalten, oder einen kurzen Leistungs bedarf, z.B. in einem Fehlerfall, zu überbrücken. Je nach Erfordernis kann die Leis tungsabgabe der Energiequelle 100 über die Übertragungseinrichtung 80 und die Wechsel-Gleichspannungsumrichter 81 , 82 der ersten oder zweiten Motor-Genera- toreinheit 71 bzw. 72 zugeführt und die Antriebsleistung über die Reduziergetriebe 51 bzw. 52 auf die Propeller 61 bzw. 62 übertragen werden.

Eine typische Einbaukonfiguration für ein zweimotoriges Regionalflugzeug 20 ist am Beispiel der Dornier 328-100 in Fig. 2 zu sehen. Das Flugzeug 20 ist als Schulterde cker mit T-Leitwerk ausgeführt. In den Triebwerksgondeln 33 und 34, wovon je eine am linken und rechten Flügel angebracht ist, sind die hybrid-elektrischen Antriebsein heiten 31 und 32 untergebracht. Über die ebenfalls in den Triebwerksgondeln 33 und 34 integrierten Reduziergetrieben werden die mehrblättrigen und verstellbaren Propel ler 61, 62 angetrieben. Zur Vermeidung von unerwünschten Vereisungserscheinun gen an den Propellerblättern sind diese elektrisch beheizbar, den Strom zur Behei zung erhalten die Propellerblätter von der Übertragungseinrichtung 80.

Das Diagramm der Fig. 3 zeigt für den Reiseflug am Beispiel einer Dornier 328 den Unterschied eines Flugzeuges 20 mit einem erfindungsgemäßen Antriebssystems 10 zum Stand der Technik am Beispiel einer mit zwei konventionellen Triebwerken aus gestatteten Dornier 328. Das Diagramm Fig. 3 stellt den Drehmomentbedarf und Kraftstoffverbrauch eines Antriebssystems 10 für die erforderliche Schuberzeugung in den jeweiligen Betriebsphasen:

Linie A: Drehmomentverlauf eines konventionellen Antriebes über die Mission im Standardbetrieb mit zwei laufenden Triebwerken.

Linie B: Drehmomentverlauf einer hybrid-elektrische Antriebseinheit über die Mission im optimierten „Single Engine Operation“ Mode für die Reiseflugphase (.sekundäre Betriebsmodus'). Dabei ist die zweite Gasturbine nicht in Betrieb. Linie C: Zeigt den Kraftstofffluss im Standardbetrieb beider Triebwerke eines konven tionellen Antriebes.

Linie D: Kraftstofffluss im Reiseflug im optimierten Betrieb (.sekundäre Betriebsmo- dus‘) mit einem hybriden Triebwerk und symmetrischem Schub aufgrund des elektri schen Betriebs des Propulsor auf der jeweils anderen Flugzeugseite.

Das Diagramm der Fig. 3 macht einen wesentlichen Aspekt der Erfindung deutlich, dass nämlich für viele Flugzeuge, insbesondere für Regionalflugzeuge mit Propeller antrieb, der geforderte Schub für den Start gegenüber dem Reiseflug deutlich höher ist und damit die thermischen Maschinen über einen hohen Anteil der Flugmission nur bei rund der Hälfte ihrer Leistungsfähigkeit betrieben werden. D.h. der Betrieb kon ventioneller Turboprop-Antriebe erfolgt außerhalb des optimalen Betriebspunktes, der dem Punkt der maximalen Leistungsabgabe näher liegt.

Hinsichtlich der Betriebsphasen des Antriebssystems ergeben sich folgende grund sätzliche Basisbetriebszustände:

1. Die Fig. 4 zeigt eine Systemskizze für Start, Steigflug und Landeanflug (Take- Off, Climb and Approach / Landing). Beide Gasturbinen 41 und 42 sind in Be trieb und treiben die Propeller 61 , 62 über die zwischengeschalteten Reduzier getriebe 51, 52 an. Die Schubleistungsregelung erfolgt zentral über den Hyb- rid-Propulsion Controller 90 an die Gasturbinen 41 und 42 (.primäre Betriebs- modus‘).Die Motor-Generatoreinheiten 71 und 72 erbringen keine Antriebsleis tung.

2. Der Systemzustand für Reiseflug und Sinkflug (Cruise and Decent) ist in Fig. 5 zu sehen. Der Leistungs- / Drehmomentbedarf sinkt auf Reiseflugniveau, da bei wird die Leistung der ersten Gasturbine 41 heruntergefahren, während die andere, zweite hybride Antriebseinheit 32 auf voller Leistung weiterläuft und Schritt für Schritt Antriebsleistung von der zweiten Motor-Generatoreinheit 72 an die erste Motor-Generatoreinheit 71 abgeleitet wird, bis der Reiseflugleis tungsbedarf auf beider Propeller 61 und 62 gleich verteilt ist und die ersten Gasturbine 41 abgeschaltet werden kann. Im Reiseflug und anschließenden Sinkflug wird der Schubbedarf über den hybriden Propulsion Controller 90 an gepasst. Dieser ist für die thermische und elektrische Regelung zuständig (.se kundäre Betriebsmodus'). Die erfindungsgemäße Systemarchitektur ermöglicht auch im kritischen Feh lerfall, dem Ausfall einer Brennkraftmaschine einen symmetrischen Schub auf grund der Leistungsverteilung über das elektrische Netzwerk. Ein solcher Sys temzustand ist in Fig. 5 dargestellt und stimmt somit hinsichtlich der aktivier ten Komponenten mit dem zur Fig. 5 beschriebenen sekundären Betriebsmo dus überein. Damit erhöht sich mit der vorhandenen Leistung eines Triebwer kes auch die Manövrierfähigkeit und die Sicherheit in kritischen Situationen. Dabei gibt es eine zweite mögliche Variante, wonach eine zusätzlicher Ener giequelle 100 (siehe Abb. 6: Betriebszustand Ausfall einer thermischen Ma schine mit Energiequelle 100) verwendet wird. Für diese Variante ist die Di mensionierung der Energiequelle 100 für diesen Fehlerfall entscheidend. In beiden Varianten ist die geforderte Zuverlässigkeit bzw. Redundanz für den Start mit einer Gasturbine 41 oder 42 sicherzustellen. Da in den kritischen Flugphasen Start, Steigflug und Landeanflug jedoch beide Gasturbinen 41 und 42 standardmäßig in Betrieb sind, bedeutet es hier ein deutlich erhöhtes Maß an Flugsicherheit.

Bezugszeichenliste

10 Antriebssystem 20 Flugzeug

31, 32 Antriebseinheiten 33, 34 Triebwerksgondel 41, 42 Gasturbine 51, 52 Reduziergetriebe 61, 62 Propeller

71, 72 Motor-Generatoreinheiten 80 Übertragungseinrichtung

81, 82 Leistungswandler 90 Controller

A, B, C, D Linien