Technisches Gebiet

Die vorliegende Erfindung beschreibt einen Drehflügler mit einem elek- trischen Antrieb zum Antreiben eines Haupt- und / oder Heckrotors des Drehflüglers gemäss Oberbegriff des ersten Patentanspruches.

Im Weiteren beschreibt die vorliegende Erfindung einen Drehflügler mit einem Hybridantrieb zum Antreiben eines Haupt- und / oder Heckrotors des Drehflüglers umfassend den erfindungsgemässen, elektrischen Antrieb sowie einen zweiten, als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten, Antrieb.

Stand der Technik

Bekannt sind aus dem Stand der Technik so genannte mehrmotorige, insbesondere zweimotorige Helikopter, d.h. Helikopter mit einem An- triebssystem umfassend mehrere Motoren beziehungsweise Antriebe. Typischerweise wird ein Kraftstoff, meist fossile Brennstoffe, anhand eines oder mehrerer als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalte- ten Antriebe in mechanische Arbeit umgewandelt und über ein Hauptrotorgetriebe beziehungsweise Helikopterrotorgetriebe der Haupt- rotor beziehungsweise über ein Heckrotorgetriebe der Heckrotor angetrieben.

In einem Notfall in Form eines Ausfalls eines Antriebs eines solchen mehrmotorigen Helikopters, muss der Helikopter sich für eine

vorbestimmte Dauer auf die Leistung von dem weiteren verbleibenden Motor verlassen können, um den Helikopter in ein sicheres Flugregime zu versetzen und auf den Motorausfall zu reagieren.

Auch wenn keine Notfallsituation gegeben ist, hat ein mehrmotoriger Helikopter den Vorteil, dass durch die Leistung eines weiteren Motors während des Fluges beispielsweise eine verbesserte Traglastfähigkeit gewährleistet werden kann.

Eine Sonderform solcher zweimotoriger Helikopter sind ebenfalls aus dem Stand der Technik bekannte Helikopter mit einem Hybridantrieb, wobei nebst einem als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten Antrieb durch einen elektrischen Antrieb sowie eine zugehörige elek- trische Energiequelle zusätzliche, mechanische Arbeit verrichtet werden kann. Solche Helikopter mit einem Hybridantrieb bieten einen zu- sätzlichen Sicherheitsvorteil gegenüber zweimotorigen Helikoptern ein- zig mit fossiler Brennstoffversorgung, da beispielsweise bei Ausfall der fossilen Brennstoffversorgung auf die zusätzliche elektrische Energie- versorgung zurückgegriffen werden kann.

Im Weiteren ist aus dem Dokument US 2017/0225573 Al ein Hybrid- antrieb mit einem als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten Antrieb sowie einem elektrischen Antrieb bekannt. Der Hybridantrieb umfasst einen durch die thermodynamische Kraftmaschine ausgebil- deten Hauptantrieb sowie einen durch den elektrischen Antrieb ausge- bildeten Hilfsantrieb. Der Hauptantrieb umfasst einen als thermodyna- mische Kraftmaschine ausgestalteten Antrieb, ein Hauptrotorgetriebe bzw. Helikopterrotorgetriebe, einen Antriebsstrang bzw. Hauptmotor- welle, sowie eine Hauptrotorwelle beziehungsweise einen Hauptrotor- mast. Hierbei ist der Hauptantrieb mechanisch verbunden mit der Hauptmotorwelle, wodurch die Hauptmotorwelle in Rotation versetzbar ist. Im Weiteren ist die Hauptmotorwelle derart über das Hauptrotor- getriebe mit der fest mit dem Hauptrotor verbundenen Hauptrotorwelle verbunden, so dass der Hauptrotor in Rotation versetzbar ist.

Der Hilfsantrieb umfasst eine zusätzliche elektrische Energiequelle, einen elektrischen Antrieb, sowie einen Antriebsstrang bzw. eine zuge- hörige Motorwelle. Die elektrische Energiequelle liefert die notwendige Energie für den elektrischen Antrieb. Dabei kann gemäss einer in der US 2017/0225573 Al vorgeschlagenen Ausführungsform der elektrische Antrieb über die zugehörige

Motorwelle mit der Hauptrotorwelle bzw. dem Hauptrotormast in einer mechanischen Wirkverbindung stehen, wobei der elektrische Antrieb und die Motorwelle parallel zum Rotormast angeordnet sind.

Der aus dem Dokument US 2017/0225573 Al bekannte Drehflügler mit einem Hybridantrieb hat den Nachteil, dass ein hoher Platzbedarf, eine komplexe Bauweise sowie ein hoher Wartungsbedarf resultiert.

Aufgrund des Vorhandenseins zweiter Motoren haben solche, beispiels- weise in US 2017/0225573 Al gezeigte, Hybridantriebe das grund- legende Problem, dass sich das Gewicht des Drehflüglers gegenüber einmotorigen Varianten nachteilig erhöht, jedoch wird eine höhere Sicherheitsstufe erreicht.

Darstellung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung hat sich zur Aufgabe gestellt, einen Drehflügler mit einem elektrischen Antrieb bereitzustellen, wobei die Nachteile des Standes der Technik überwunden werden und insbeson- dere der Platzbedarf reduziert, die Bauweise vereinfacht und der War- tungsbedarf verringert werden.

Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, einen Drehflügler mit einem Hybridantrieb umfassend den elektrischen Antrieb bereitzustellen, wobei die Nachteile des Standes der Technik durch eine kompakte und gewichtsarme Bauweise überwunden werden. Diese Aufgabe erfüllt ein Drehflügler mit einem elektrischen Antrieb mit den Merkmalen des Patentanspruches 1 beziehungsweise ein Dreh- flügler mit einem Hybridantrieb mit den Merkmalen des Patentan- spruches 7.

Erfindungsgemäss ist der elektrische Antrieb als elektrischer Ringmotor ausgestaltet, wobei der elektrische Ringmotor koaxial zum Rotormast angeordnet und angebracht ist.

Im Sinne der vorliegenden Erfindung wird unter einem elektrischen Ringmotor ein so genannter Torquemotor mit einer Hohlwelle verstanden. Beim Motortyp elektrischer Ringmotor wird somit auf eine mittig angeordnete Motorwelle verzichtet. Ein elektrischer Ringmotor umfasst im Wesentlichen einen als Stator dienenden sowie einen als Rotor dienenden Ring, wobei der elektrische Ringmotor bei einem äusseren Rotor als „Aussenläufer" und bei einem inneren Rotor als „Innenläufer" bezeichnet wird.

Die Kraftwirkung entsteht beim vorliegenden elektrischen Ringmotor im Luftspalt beziehungsweise Magnetspalt zwischen Rotor und Stator.

Solche elektrischen Ringmotoren haben gegenüber konventionellen Elektromotoren mit einer Motorwelle den Vorteil, dass aufgrund eines grossen Antriebsmoments bei geringer Drehzahl grosse Beschleuni- gungen ermöglicht werden. Da im Weiteren keine mechanischen Elemente wie Zahnriemen etc. notwendig sind, kann durch die Ver- wendung von elektrischen Ringmotoren eine kompakte Bauweise erzielt werden. Mit anderen Worten ist ein elektrischer Ringmotor besonders kompakt integrierbar in ein bestehendes Antriebssystem eines Drehflüglers. Zudem sind solche elektrischen Ringmotoren auch durch den Wegfall mechanischer Elemente laufruhig, geräuscharm und wartungsarm. Das einfache Anbringen des elektrischen Ringmotors am Rotormast begünstigt insbesondere im Zusammenhang mit einem Hybridantrieb eine kompakte Bauweise. Im Gegensatz hierzu hat der in der US 2017/0225573 Al gezeigte Hybridantrieb den Nachteil, dass ein zusätzliches Getriebe für die Einkopplung der mechanischen Leistung des hier offenbarten elektrischen Antriebs notwendig ist, wodurch eine höhere Komplexität durch eine zusätzliche Welle und Umlenkgetriebe resultiert.

Unter Rotormast wird im Sinne der vorliegenden Erfindung beim Heckrotor die Heckrotornabe beziehungsweise beim Hauptrotor der Hauptrotormast verstanden.

Weitere vorteilhafte Ausführungsformen sind in den abhängigen Patentansprüchen angegeben.

Gemäss einer bevorzugten Ausführungsform kann der elektrische Antrieb als elektrischer Ringmotor mit einem als Rotor fungierenden, insbesondere ringförmigen, Innenläufer ausgestaltet sein, wobei der Innenläufer fest mit dem Rotormast verbindbar ist.

Eine solche bevorzugte Ausführungsform hat den Vorteil, dass durch die erzielte, direkte Kraftübertragung vom als elektrischer Ringmotor ausgestalteten, elektrischen Antrieb auf den Rotormast auf eine„gear box" bzw. ein Hauptrotorgetriebe verzichtet werden kann.

Grundsätzlich ist es gemäss einer alternativen, bevorzugten Ausführungsform denkbar, dass der elektrische Antrieb als elektrischer Ringmotor mit einem als Rotor fungierenden, insbesondere ringförmigen, Aussenläufer ausgestaltet ist, wobei der Aussenläufer fest mit dem Rotormast verbindbar ist. Der Vorteil einer solchen Aussenläufervariante liegt in einer noch kompakteren Bauweise, die noch mehr Drehmoment liefern kann. Die hohe Laufsicherheit und Laufruhe ist ebenso wie beim Innenläufer gegeben. Gemäss einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ist der elek- trische Antrieb als elektrischer Ringmotor mit einem integrierten Ge- triebe ausgestaltet zur Kraftübertragung auf den Rotormast. Eine solche Kraftübertragung mittels integriertem Getriebe hat den Vorteil, dass die effizienteste Motordrehzahl, welche im Regelfall höher als die Rotordrehzahl ist, beibehalten werden kann. Im Weiteren besteht der Vorteil einer Kraftübertragung mittels integriertem Getriebe darin, dass bei der hierbei erzielten Untersetzung ein besonders hohes Dreh- moment erzeugt und eine noch kompaktere Bauform unterstützt werden kann.

Grundsätzlich sind jegliche, geeignete Formen eines integrierten Ge- triebes denkbar. Besonders bevorzugt ist jedoch der elektrische

Antrieb als elektrischer Ringmotor mit einem integrierten, als Planeten- getriebe ausgeformten Getriebe ausgestaltet.

Vorzugsweise ist der elektrische Antrieb mechanisch zumindest mit dem Getriebegehäuse des Helikoptergetriebes verbindbar, insbeson- dere indem ein als Stator fungierender Aussenring des elektrischen Antriebs mit dem Getriebegehäuse fest verbindbar ist.

Besonders bevorzugt ist der elektrische Antrieb derart ausgelegt und dimensioniert, so dass ein Hauptrotor und / oder Heckrotor eines Dreh- flüglers, insbesondere eines Helikopters, autark ohne einen zusätz- lichen Antrieb antreibbar ist. Im Sinne der vorliegenden Erfindung wird unter einem autarken, elektrischen Antrieb verstanden, dass eine mechanische Leistung von bevorzugt mindestens 150kW, bevorzugter 200kW bis 700kW, noch bevorzugter 300kW bis 600kW, ganz besonders bevorzugt rund 600kW erzielbar ist. Als Beispiel kann anhand eines elektrischen Antriebs von rund 600kW mechanischer Leistung bei einer niedrigen Drehzahl von 371rpm ein hohes

Drehmoment von ca. 15'500Nm erzielt werden. Gemäss einer bevorzugten, möglichen Weiterbildung der vorliegenden Erfindung kann eine Vielzahl von als elektrische Ringmotoren ausge- stalteten Antrieben koaxial zum Rotormast übereinander angeordnet und angebracht sein. Mit anderen Worten können eine Vielzahl von als elektrische Ringmotoren ausgestalteten Antrieben übereinander ge- stapelt sein. Die Verwendung einer Vielzahl gestapelter anstelle eines einzigen, elektrischen Ringmotors hat den besonderen Vorteil, dass ein modularer Aufbau eines elektrischen Antriebs erzielbar ist und ver- schiedene Leistungsstufen mit niedrigem Aufwand fertigungstechnisch konfektioniert werden können. Ein hoher Leistungsbedarf kann durch den modularen Aufbau auf mehrere Stufen mit niedrigerer elektrischer Leistung verteilt werden, wodurch sich durch die resultierende, grösse- re Oberfläche physikalisch und fertigungstechnisch ein Vorteil für das Abführen der Verlustleistungswärme von Motor und Steuerung ergibt. Zusätzlich schützt ein über mehrere Stufen verteilter, elektrischer An- trieb noch besser vor dem Totalausfall des zweiten, als thermodynami- sche Kraftmaschine ausgestalteten Antriebs.

Dadurch kann vorteilhaft gewährleistet werden, dass bei einem Notfall in Form eines Ausfalls eines zweiten, beispielsweise als thermodynami- sche Kraftmaschine ausgestalteten Antriebs des mehrmotorigen Heli- kopters für eine vorbestimmte Dauer auf die Notstromleistung von dem verbleibenden, elektrischen Antrieb verlassen kann, um den Heli- kopter in ein sicheres Flugregime zu versetzen und auf den Motoraus- fall zu reagieren.

Grundsätzlich kann der erfindungsgemässe Drehflügler lediglich einen autarken, als elektrischer Ringmotor ausgestalteten und koaxial zum Rotormast angeordneten elektrischen Antrieb umfassen. Ein weiterer Aspekt der vorliegenden Erfindung betrifft jedoch einen Drehflügler mit einem Hybridantrieb, umfassend den erfindungsgemässen, elektri- schen Antrieb sowie einen zweiten, als thermodynamische Kraft- maschine ausgestalteten, Antrieb, beispielsweise einen Verbrennungs- motor, Turbinenmotor, Fremdzündungsmotor, Dieselmotor, Brennstoff- zellenantrieb oder dergleichen.

Vorzugsweise kann bei einem solchen Hybridantrieb der elektrische Antrieb mit dem zweiten, als thermodynamische Kraftmaschine ausge- stalteten, Antrieb gekoppelt werden, so dass der elektrische Antrieb mit dem zweiten Antrieb in einem gekoppelten Zustand mitdrehen kann und dadurch der elektrische Antrieb den zweiten Antrieb beim Antreiben des Hauptrotors und/oder Heckrotors unterstützen kann beziehungsweise umgekehrt. Im Sinne der vorliegenden Erfindung kann ein derartiger Hybridantrieb als ein parallel ausgebildeter

Hybridantrieb aufgefasst werden.

Grundsätzlich kann der Rotormast des erfindungsgemässen Drehflüg- lers einteilig ausgestaltet sein. Vorzugsweise ist der Rotormast des er- findungsgemässen Drehflüglers zweiteilig ausgestaltet und umfasst einen Lagermast sowie einen Aussenmast, wobei der Aussenmast als Hohlkörper ausgestaltet rotierbar um eine zentrische Achse relativ zum Lagermast, den Lagermast konzentrisch umgebend, gelagert ist, und wobei der Aussenmast mit dem Helikoptergetriebe wirkverbindbar ist, wobei der Lagermast ortsfest und drehfest im Drehflügler lagerbar ist, sodass der Aussenmast drehfest mit einem Hauptrotor koppelbar ist und mit dem Helikopterrotorgetriebe in Rotation versetzbar ist. Im Zusammenhang mit einer möglichen Aussenläufervariante könnte bei- spielsweise ein als Stator fungierender Innenring am Lagermast dreh- fest befestigt sein, während ein als Rotor fungierender, ringförmiger Aussenläufer am Aussenmast befestigt ist. Gemäss einer weiteren be- vorzugten, möglichen Weiterbildung der vorliegenden Erfindung kann auch bei einer solchen Aussenläufervariante eine Vielzahl von als elek- trische Ringmotoren ausgestalteten Antrieben koaxial zum Rotormast übereinander angeordnet und angebracht (d.h. übereinander gesta- pelt) sein mit den erwähnten Vorteilen eines gestapelten anstelle eines einzigen, elektrischen Ringmotors, d.h. ein modularer Aufbau, einfache Erzielung verschiedener Leistungsstufen, Verteilung eines hohen Leis- tungsbedarfs auf mehrere Stufen mit niedriger Leistung. Gemäss einer noch weiteren bevorzugten Weiterbildung können bei einer solchen Aussenläufervariante mit übereinander gestapelten, elektrischen Ring- motoren die Ringmotoren mit einem integrierten, als Planetengetriebe ausgestalteten Getriebe ausgestaltet sein.

Vorzugsweise ist beim Helikopterrotorgetriebe des erfindungsgemässen Drehflüglers der Rotormast mit der als Antriebszahnrad ausgestalteten Antriebseinheit drehfest koppelbar, wobei das Antriebszahnrad auf dem Lagermast rotierbar gelagert ist mittels mindestens eines Radial- lagers, und mittels eines mit dem Antriebszahnrad drehfest verbunde- nen Sonnenrads eine Rotation von mindestens einem Antriebsplane- tenrad an einer dem Antriebszahnrad zugewandten Seite eines jeweili- gen Planetenradträgers um eine jeweilige Planetenradachse erreichbar ist, und wobei mindestens ein, dem mindestens einen Antriebsplane- tenrad zugehöriges, ortsfest gelagertes Planetenrad von einem um eine zentrische Achse rotierbaren, innenverzahnten Zahnradring um schlossen ist und zwischen Zahnradring und dem Aussenmast eine Kraftübertragungseinrichtung derart anbringbar oder angeformt ist, so dass ausgehend von einer Rotationsbewegung des Antriebszahnrads der Aussenmast und der mit dem Aussenmast drehfest gekoppelte Hauptrotor in Rotation versetzbar ist.

Grundsätzlich ist es jedoch auch denkbar, dass beim Helikopterrotor- getriebe des erfindungsgemässen Drehflüglers ein Planetengetriebe mit nicht-ortsfesten Planetenrädern verwendet wird. Hierbei weist das Planetengetriebe eine Vielzahl von aussenverzahnten Planetenrädern auf, welche auf zugehörigen Planetenträgern lagern. Die Planetenräder sind konstruktionsbedingt in einem örtlich fixierten Zahnradring rotierbar gelagert. Dabei rotieren die nicht- ortsfesten Planetenräder jeweils um ihre Planetenachse und drehen innerhalb des Zahnradringes um eine zentrale Rotorachse. Die Rotation der Planetenräder erfolgt durch rotativen Antrieb eines zentralen Sonnenrades, welches eben- falls örtlich fixiert, aber rotierbar um die zentrale Rotorachse gelagert ist. Ein Antrieb dreht das zentrale Sonnenrad, sodass die Rotationsbe- wegung über das Sonnenrad und die Planetenräder auf den Rotormast übertragen wird.

Im Zusammenhang mit einer derartigen Ausgestaltung des Helikopter- rotorgetriebes kann vorteilhaft ein Totalausfall des Hauptantriebstrangs für eine bestimmte Zeit vollständig kompensiert werden, um eine sichere Landung zu gewährleisten.

Ausserdem kann die unmittelbar schnell zur Verfügung stehende zu- sätzliche Leistung für die Entlastung beziehungsweise Stützung des als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten Antriebs genutzt werden. Mögliche Vorteile hierdurch wären eine verbesserte Standzeit des als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten Antriebs, bei- spielsweise resultierend in einer Einsparung von Wartungskosten, und eine verbesserte Effizienz im Antrieb, beispielsweise resultierend in einer Reduzierung des Verbrauchs fossilen Brennstoffs, bei einem möglichst einfachen und kompakten Aufbau des Antriebssystems.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel des Erfindungsgegenstandes wird nachstehend im Zusammenhang mit den anliegenden Zeichnungen beschrieben. Es zeigen :

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer bevorzugten

Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit einem Hybridantrieb; Fig. 2 einen Längsschnitt durch die bevorzugte Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybrid- antrieb; Fig. 2a einen Längsschnitt durch eine weitere bevorzugte Ausfüh- rungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybridantrieb, wobei eine Vielzahl elektrischer Ringmoto- ren übereinander gestapelt sind; Fig. 3 einen Längsschnitt durch die bevorzugte Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybridantrieb, wobei der elektrische Antrieb als elektri- scher Ringmotor mit einem integrierten, als Planetengetrie- be ausgestalteten Getriebe ausgestaltet ist;

Fig. 3a einen Längsschnitt durch eine weitere bevorzugte Ausfüh- rungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybridantrieb und einer Vielzahl elektrischer, übereinander gestapelter Ringmotoren, wobei die elektrischen Ringmoto- ren mit einem integrierten, als Planetengetriebe ausgestal- teten Getriebe ausgestaltet sind;

Fig. 4 ein Funktionsblockbild der Antriebsleistungssteuerung der bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit einem hier parallel ausgebildeten Hybridantrieb;

Fig. 5 ein Funktionsblockbild der Antriebsleistungssteuerung ei- ner weiteren bevorzugten Ausführungsform des erfin- dungsgemässen Drehflüglers mit einem hier seriell ausge- bildeten Hybridantrieb. Beschreibung

Fig.l zeigt eine perspektivische Ansicht einer bevorzugten

Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit einem Hybridantrieb 1. Wie in Fig.2 im Detail gezeigt ist der hier gezeigte, elektrische Antrieb E mechanisch zumindest mit dem Getriebegehäuse 30 des Helikopterrotorgetriebes bzw. Hauptrotorgetriebes 2

verbunden, indem ein als Stator fungierender Aussenring 10 des elektrischen Antriebs E über hier vier erste Befestigungsarme 12 des Aussenrings 10 mit hier vier korrespondierenden, zweiten

Befestigungsarmen 31 des Getriebegehäuses 30 fest verbunden ist.

Fig.2 zeigt einen Längsschnitt durch die bevorzugte Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybridantrieb 1.

Der hier gezeigte Hybridantrieb 1 umfasst einen elektrischen Antrieb E sowie einen hier nicht gezeigten, zweiten, als thermodynamische Kraft- maschine ausgestalteten, Antrieb TK, beispielsweise einen

Verbrennungsmotor, Turbinenmotor, Fremdzündungsmotor,

Dieselmotor, Brennstoffzellenantrieb oder dergleichen.

Der in Fig.2 gezeigte, zweiteilig ausgestaltete Hauptrotormast 4 um fasst einen Lagermast 5 sowie einen als Hohlkörper ausgestalteten Aussenmast 6 mit einem Hohlraum H3, wobei der Aussenmast 6 den Lagermast 5 konzentrisch um die zentrische Achse z umgibt.

Der elektrische Antrieb E ist als elektrischer Ringmotor ausgestaltet, wobei der elektrische Ringmotor koaxial zum Rotormast 4, insbeson- dere koaxial zu einer entlang des Rotormasts bzw. Hauptrotormasts 4 verlaufenden, zentrischen Achse z, angeordnet und angebracht ist. Im Weiteren ist der hier gezeigte, elektrische Ringmotor mit einem als Rotor fungierenden, ringförmigen (d.h. einen Innenring bildenden) Innenläufer 11 ausgestaltet, wobei der Innenläufer 11 fest mit dem Aussenmast 6 des Hauptrotormasts 4 verbunden ist. Gemäss der hier gezeigten, bevorzugten Ausführungsform von Fig.2 kann der elektrische Antrieb E mit dem zweiten, als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten, Antrieb TK gekoppelt werden, indem der Innenläufer 11 des elektrischen Antriebs E fest mit dem

Aussenmast 6 des Hauptrotormasts 4 verbunden und wie nachfolgend erläutert das mit dem zweiten Antrieb in Wirkverbindung stehende Hauptrotorgetriebe 2 über einen Zahnradringmitnehmer 21 ebenfalls drehfest mit dem Aussenmast 6 verbunden ist. Bei der hier gezeigten, bevorzugten Ausführungsform existiert vorteilhaft kein direkter mechanischer Berührungsbereich beziehungsweise keine Kopplung zwischen dem feststehenden Teil (Stator) des elektrischen Antriebs E und dem als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten, zweiten Antrieb TK. Durch den koaxial angeordneten Ringmotor ist hier die Wirkverbindung rein elektromagnetisch. Mit anderen Worten muss bei dem hier vorliegenden, als Ringmotor ausgestalteten, elektrischen Antrieb E kein zusätzlicher Aufwand für einen Freilauf beziehungsweise Nichtbetrieb aufgewendet werden, wodurch zudem ein Blockieren des elektrischen Antriebs E nahezu ausgeschlossen ist.

Um eine noch höhere Sicherheitsstufe zu erreichen, könnte optional sogar im Bereich zwischen den rotierenden Teil (Rotor) des als Ring- motor ausgestalteten, elektrischen Antriebs E und dem Helikopter- rotorgetriebe beziehungsweise dem als thermodynamische Kraft- maschine ausgestalteten, zweiten Antrieb TK ein Entkopplungs- mechanismus vorhanden sein.

Dadurch kann der elektrische Antrieb E mit dem zweiten Antrieb in diesem gekoppelten Zustand ein zusätzliches Drehmoment mit aufnehmen und dadurch der elektrische Antrieb E den zweiten Antrieb beim Antreiben des Hauptrotors unterstützen beziehungsweise umge- kehrt. Das Hauptrotorgetriebe 2 wird von einem Getriebegehäuse 30 um schlossen, womit die verschiedenen Bauteile geschützt vor äusseren Einflüssen gehalten werden. Dabei ist der hier gezeigte, elektrische Antrieb E mechanisch zumindest mit dem Getriebegehäuse 30 des Helikopterrotorgetriebes bzw. Hauptrotorgetriebes 2 verbunden, insbesondere indem ein als Stator fungierender Aussenring 10 des elektrischen Antriebs E mit dem Getriebegehäuse 30 fest verbunden beziehungsweise fixiert ist. Insbesondere sind hierbei erste

Befestigungsarme 12 des Aussenrings 10 mit korrespondierenden, zweiten Befestigungsarmen 31 des Getriebegehäuses 30 fest ver- bindbar.

Hierbei wird wie in Fig.2 ersichtlich zwischen Aussenring 10 und Innen- läufer 11 ein Magnetspalt M ausgebildet. Vorzugsweise ist der Haupt- rotormast 4 derart gefertigt, so dass das erforderliche Drehmoment durch die Magnetfelder erzeugt wird bzw. Biegemomente vom Rotor möglichst kleine oder keine Auswirkung auf den Magnetspalt M zwischen Aussenring 10 und Innenläufer 11 haben. Eine Abdeckung 15 schützt den elektrischen Antrieb E gegenüber äusseren Umweltein- flüssen.

Das in Fig.2 gezeigte Hauptrotorgetriebe beziehungsweise Helikopter- rotorgetriebe 2 weist einen zentralen Hohlraum Hl auf. In diesem zen- tralen Hohlraum Hl ist ein ortsfester und drehfester Lagermast 5 ge- lagert, welcher hier als Hohlkörper mit einem Hohlraum H2 sowie eine zentrische Achse z umschliessend ausgestaltet ist. Die zentrische Ach- se z bildet gleichzeitig die Längsrichtung des Lagermastes 5 und eine Rotationsachse der Hauptrotorwelle beziehungsweise des Hauptrotor- mastes 4. Hier ist der Lagermast 5 das Getriebegehäuse 30 vollständig querend ausgestaltet, wobei durch den zentrischen Hohlraum H2 im Lagermast 5 im Wesentlichen entlang der zentrischen Achse z bei- spielsweise hier nicht dargestellte Steuerstangen oder elektrische Lei- tungen wie Kabel oder dergleichen durchführbar sind. Durch eine sol- che Verlagerung in den Lagermast 5 können verglichen mit einer An- ordnung ausserhalb des Hauptrotormasts 4 die Steuerstangen oder Kabel durch äussere Einflüsse wie Vogelschlag etc. nicht beschädigt werden. Im Weiteren wird durch die Verlagerung der Steuerstangen in den Hohlraum H2 des Lagermasts 5 ausserhalb des Hauptrotormasts 4 genügend Platz für die Anbringung eines als elektrischer Ringmotor ausgestalteten, elektrischen Antriebs E koaxial zum Hauptrotormast 4 geschaffen. Mit anderen Worten erlauben die innenliegenden Steuer- stangen und der damit einhergehende, mögliche Verzicht auf eine Taumelscheibe ausserhalb des Rotormasts 4 eine einfache Befestigung eines elektrischen Ringmotors am Rotormast 4.

Vorzugsweise ist antriebsstrangseitig am Getriebegehäuse 30 eine Um lenkvorrichtung zum Umlenken und Ausrichten der Steuerstangen angeordnet.

Ein Hauptantriebsstrang beziehungsweise Antriebsstrang 32, welcher über eine Öffnung 20 im Getriebegehäuse 30 aufgenommen ist, steht hier mit dem hier nicht gezeigten zweiten, als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten Antrieb TK in einer mechanischen Wirkverbindung. Am Lagermast 5 ist hier gemäss Fig.2 ein

Antriebszahnrad 34 drehbar gelagert, wobei das Antriebszahnrad 34 hier eine Kegelradverzahnung aufweist, welche mit einem

Antriebsstrangzahnrad 33 des Antriebsstranges 32 Zusammenwirken kann. Mit dem Antriebszahnrad 34 ist ein als Hohlwelle ausgebildetes, zweites Sonnenrad 35 verbunden, welches einen Rohrabschnitt 36 mit einer Aussenverzahnung 37 aufweist. Durch das zweite Sonnenrad 35 ist das Antriebszahnrad 34 rotierbar um die zentrische Achse z auf den örtlich und rotativ fixierten Lagermast 5 aufgesteckt gelagert. Das zweite Sonnenrad 35 ist - wie hier in Fig.2 gezeigt - auf Sonnenrad- lager 38 rotierbar auf dem Lagermast 5 gelagert. Durch den

Antriebsstrang 32 ist das zweite Sonnenrad 35 antreibbar, wodurch das zweite Sonnenrad 35 eine treibende Hohlwelle darstellt. Auf der Höhe der Aussenverzahnung 37 des zweiten Sonnenrads 35 ist eine Mehrzahl von Antriebsplanetenrädern 41 auf zugehörigen, zweiten Planetenradträgern 39 angeordnet, wobei die Planetenradträger 39 als Planetenwellen aufgefasst werden können. Die Antriebsplanetenräder 41 weisen jeweils eine Aussenverzahnung auf und sind mit der

Aussenverzahnung 37 des zweiten Sonnenrads 35 in Eingriff. Die zweiten Planetenradträger 39 sind ortsfest ausgestaltet und weisen einen Abstand zum Getriebegehäuse 30 bzw. zur zentrischen Achse z bzw. zum rotierbaren, zweiten Sonnenrad 35 auf, dass die

Antriebsplanetenräder 41 und ihre zweiten Planetenradträger 39 in eine ortsfeste Rotation innerhalb des Getriebegehäuses 30 versetzt werden können. Die zweiten Planetenradträger 39 sind als

Doppelplanetenträger ausgestaltet, da zu jedem Antriebsplanetenrad 41 in Richtung Planetenradachse P beabstandet ein zweites Plane- tenrad 40 an jedem zweiten Planetenradträger 39 angeordnet ist. Die Antriebsplanetenräder 41 sind jeweils parallel zu den zugehörigen zweiten Planetenrädern 40 angeordnet. Die Vielzahl von zweiten Planetenradträgern 39 ist um die zentrische Achse z, um den äusseren Umfang des Lagermasts 5 verteilt und ortsfest im Getriebegehäuse 30 angeordnet.

Das hier gezeigte Hauptrotorgetriebe 2 kann als ein zweistufiges Pla- netengetriebe aufgefasst werden. Der Lagermast 5 quert hier das Ge- triebegehäuse 30 vollständig und ragt aus dem Getriebegehäuse 30 auf der dem Antriebsstrang 32 abgewandten Seite heraus.

Auf Höhe der zweiten Planetenräder 40 in Richtung zentrischer Achse z ist ein Zahnradring 22 rotierbar um die zentrische Achse z angeordnet. Der Zahnradring 22 umschliesst alle zweiten Planetenräder 40, ist durch die Rotation der zweiten Planetenräder 40 antreibbar und ist damit um die zentrische Achse z rotierbar. Am Zahnradring 22 ist ein, als Kraftübertragungseinrichtung fungierender, Zahnradringmitnehmer 21 angeordnet, mittels welchem die Rotation des Zahnradringes 22 auf den drehbaren Aussenmast 6 übertragbar ist.

Fig.2a zeigt einen Längsschnitt durch eine weitere bevorzugte Ausfüh- rungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybridan- trieb, wobei - im Unterschied zu der in Fig. 2 gezeigten Ausführungs- form - eine Vielzahl, d.h. hier drei, elektrische Ringmotoren E; E'; E" übereinander gestapelt sind und jeweils einen Aussenring 10; 10'; 10" sowie einen Innenläufer 11; 11'; 11" umfassen.

Fig.3 zeigt einen Längsschnitt durch eine weitere bevorzugte

Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem

Hybridantrieb 1, wobei der elektrische Antrieb E als elektrischer Ringmotor mit einem integrierten, als Planetengetriebe PE

ausgestalteten Getriebe ausgestaltet ist. Wie in Fig. 3 ersichtlich entspricht hier das Hauptrotorgetriebe 2 dem Hauptrotorgetriebe 2 der in Fig. 2 gezeigten, bevorzugten Ausführungsform.

Bei der hier gezeigten, bevorzugten Ausführungsform ist an dem als Rotor fungierenden, ringförmigen (d.h. einen Innenring bildenden) Innenläufer 11 ein innenverzahntes Hohlrad 51 drehfest angeordnet, so dass das innenverzahnte Hohlrad 51 die Rotation des Innenläufers 11 mitmacht.

Das hier gezeigte Planetengetriebe PE weist eine Vielzahl von aussen- verzahnten, ersten Planetenrädern 52 auf, welche auf zugehörigen ersten Planetenträgern 53 lagern. Die Aussenverzahnungen der ersten Planetenräder 52 sind hier mit der Innenverzahnung des Hohlrads 51 in Eingriff. Die ersten Planetenräder 52 sind somit konstruktions- bedingt in dem Hohlrad 51 rotierbar gelagert. Dabei rotieren die nicht- ortsfesten Planetenräder 52 jeweils um ihre Planetenachse P und drehen innerhalb des Zahnradringes 22 um eine zentrale Rotorachse beziehungsweise die zentrische Achse z. Die Rotation der ersten Planetenräder 52 erfolgt hier durch rotativen Antrieb des am Innen- läufer 11 angeordneten, innenverzahnten Hohlrades 51 um ein hier drehfest angeordnetes, d.h. nicht rotierbares, erstes Sonnenrad 50.

Wie in Fig. 3 ersichtlich kommt die drehfeste Anordnung des ersten Sonnenrads 50 bei dieser weiteren, bevorzugten Ausführungsform anhand eines fest stehenden Gehäusebodens 55, welcher eine starre Verbindung zwischen Aussenring 10 und dem ersten Sonnenrad 50 herstellt, zustande.

Über ein drehfest fixiertes Verbindungselement 54 zwischen den ersten Planetenträgern 53 und dem Aussenmast 6 wird der Aussenmast 6 in Rotation versetzt.

Fig.3a zeigt einen Längsschnitt durch eine weitere bevorzugte Ausfüh- rungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit dem Hybridan- trieb 1 und einer Vielzahl, d.h. hier zwei, elektrischen, übereinander gestapelten Ringmotoren E; E', wobei die elektrischen Ringmotoren E; E' jeweils mit einem integrierten, als Planetengetriebe PE; PE' ausge- stalteten Getriebe ausgestaltet sind. Wie in Fig.3a ersichtlich weisen die beiden übereinander gestapelten, elektrischen Ringmotoren E; E' jeweils erste Sonnenräder 50; 50', erste innenverzahnte Hohlräder 51; 51', erste Planetenräder 52; 52', erste Planetenradträger 53; 53' sowie Verbindungselemente 54; 54' auf. Zwischen den beiden übereinander gestapelten, elektrischen Ringmotoren E; E' weist diese weitere bevor- zugte Ausführungsform einen Zwischenboden 56 auf, wobei der Zwischenboden 56 eine Verbindung zwischen den Aussenringen 10;

10' und dem ersten Sonnenrad 50' herstellt, während der fest stehen- de Gehäuseboden 55 eine starre Verbindung zwischen Aussenring 10 und dem ersten Sonnenrad 50 herstellt. Diese weitere bevorzugte Aus- führungsform vereint die Vorteile einer mittels integriertem Getriebe erzielten Untersetzung mit besonders hohem, erzeugtem Drehmoment sowie eines mittels übereinander gestapelter, elektrischer Ringmotoren erzielten modularen Aufbaus eines elektrischen Antriebs mit verschie- denen, erzielbaren Leistungsstufen.

Fig.4 zeigt ein Funktionsblockbild der Antriebsleistungssteuerung der bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemässen Drehflüglers mit einem hier parallel ausgebildeten Hybridantrieb 1. In einem linken Rahmen werden hierbei die hauptsächlichen Komponenten des elektrischen Antriebssystems dargestellt, während in einem rechten Rahmen die hauptsächlichen Komponenten eines als thermodynami- sche Kraftmaschine ausgestalteten Antriebs TK dargestellt werden.

Wie bereits in Fig.2 gezeigt ist beim erfindungsgemässen Drehflügler mit einem Hybridantrieb 1 ein als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteter Antrieb TK sowie ein elektrischer Antrieb E mechanisch in Wirkverbindung mit dem Hauptrotormast 4.

Wie in Fig.4 ersichtlich umfasst der Drehflügler hier eine Steuereinheit ST sowie eine Leistungselektronik-Einheit LEE (auch als„inverter" be- zeichnet), wobei anhand einer elektrischen Signalübertragung c die Leistungselektronik-Einheit LEE mit der Steuereinheit ST interagiert.

Im Weiteren ist die Leistungselektronik-Einheit LEE derart ausgestaltet, um anhand einer elektrischen Energieübertragung b elektrische

Energie von der elektrischen Energiequelle in Form einer Batterie- Speichereinheit BS aufzunehmen und in Form von elektrischem Strom an den elektrischen Antrieb E weiterzuleiten.

Dabei ist die Steuereinheit ST derart ausgestaltet, so dass sie anhand einer elektrischen Signalübertragung c Sensor-Eingabedaten über eine Avionikeinheit AE vom zweiten, als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten Antrieb TK, vom elektrischen Antrieb E, von der Piloten- steuerung, und von der Energiequelle aufnehmen kann; und Ausgabe- daten an die Leistungselektronik-Einheit LEE weiterleiten kann. Wie im rechten Rahmen der Fig.4 ersichtlich wird hier ein als thermo- dynamische Kraftmaschine ausgestalteter, zweiter Antrieb TK mittels einer Antriebsregelungseinheit AR über eine, einen fossilen Brennstoff fördernde, Brennstoffleitung d betrieben. Der als thermodynamische Kraftmaschine ausgestaltete, zweite Antrieb TK ist hierbei über ein Hauptrotorgetriebe 2 und den Hauptrotormast 4 in mechanischer Wirk- verbindung a mit dem Hauptrotor. Dabei ist die Antriebsregelungsein- heit AR vorzugsweise autonom und volldigital als so genannte FADEC ausgebildet, wodurch der zweite Antrieb TK in allen Betriebszuständen selbständig geregelt wird.

Mittels elektronischer Signalübertragung c kann die als FADEC ausge- bildete Antriebsregelungseinheit AR mit einer Avionikeinheit AE in Verbindung stehen, wobei die Avionikeinheit AE die vom zweiten An- trieb TK herrührende Ausgangsleistung erfasst und mittels elektroni- scher Signalübertragung c an die Steuereinheit ST weiterleiten kann.

Der erfindungsgemässe Drehflügler kann ein zusätzliches Stromver- sorgungssystem SV umfassen, welches eine zusätzliche Energiever- sorgung der Avionikeinheit AE und der Batterie-Speichereinheit BS sicherstellt.

Insbesondere kann die Steuereinheit ST derart mit einer Logik ausge- staltet sein, so dass ausgehend von der Leistungselektronik-Einheit LEE die Ausgangsleistung des elektrischen Antriebs E abhängig von den Flugbedingungen, vom Flugprofil, vom Batteriestand, sowie von der vom zweiten Antrieb TK herrührenden Ausgangsleistung einstellbar ist. Mit anderen Worten könnte bei Ausfall des zweiten Antriebs TK die Steuereinheit ST notfalls die Ausgangsleistung des elektrischen An- triebs E automatisch erhöhen.

Zudem kann der elektrische Antrieb E des Hybridantriebs 1 des erfin- dungsgemässen Drehflüglers in einem drehfest gekoppelten Zustand zwischen dem elektrischen Antrieb E und dem zweiten, als thermo- dynamische Kraftmaschine ausgestalteten, Antrieb TK und während des Betriebs des zweiten Antriebs TK der sich im Nichtbetrieb befin- dende, elektrische Antrieb E als Generator fungieren für eine zusätz- liche Energierückgewinnung für die Batterie-Speichereinheit BS. Vor- zugsweise ist in der Leistungselektronik-Einheit LEE beziehungsweise im elektronischen Antrieb E ein Gleichrichter beispielsweise in Form einer Sperrdiode vorgesehen, wodurch im Nichtbetrieb des elektrischen Antriebs E die Batterie-Speichereinheit BS aufgeladen werden kann. Obwohl bei der in Fig. 4 gezeigten Ausführungsform bereits der elektrische Antrieb als Generator fungieren kann, kann optional der erfindungsgemässe Drehflügler zusätzliche Stromerzeugungsmodule SEM umfassen zur Aufladung der Batterie-Speichereinheit BS.

Besonders bevorzugt erlaubt die Logik der Steuereinheit ST im

Weiteren einen automatischen Moduswechsel zwischen der Dreh- momenterzeugung zum Antreiben des Rotors und der zusätzlichen Energierückgewinnung für die Batterie-Speichereinheit BS.

Fig. 5 zeigt ein Funktionsblockbild der Antriebsleistungssteuerung der weiteren bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemässen Drehflüglers mit einem hier seriell ausgebildeten Hybridantrieb 1. Wie in Fig. 5 ersichtlich, besteht, als wesentlicher Unterschied zu dem in Fig. 4 gezeigten, parallel ausgebildeten Hybridantrieb 1, hier keine mechanische Wirkverbindung zwischen dem als thermodynamische Kraftmaschine ausgestalteten, zweiten Antrieb TK und dem Haupt- rotormast 4 beziehungsweise dem Hauptrotor.

Gemäss dieser weiteren, bevorzugten Ausführungsform kann der erfindungsgemässe Drehflügler zusätzliche, mit dem Antrieb 2 mecha- nisch gekoppelte, Stromerzeugungsmodule SEM umfassen zur Auf- ladung der Batterie-Speichereinheit BS über eine zusätzliche, elek- trische Energieübertragung b, um einen kontinuierlichen Dauerbetrieb des als elektrischer Ringmotor ausgestalteten, elektrischen Antriebs E während einer gesamten Mission beziehungsweise eines gesamten Flugs zu ermöglichen. Im Zusammenhang mit einem solchen bevor- zugt autarken, elektrischen Antrieb E müssen die Stromerzeugungs- module SEM entsprechend genügend Strom liefern können, um den autarken Betrieb des elektrischen Antriebs E zu garantieren. Das mindestens eine Stromerzeugungsmodul SEM fungiert hier als zusätzlicher Stromgenerator, der komplett die Energie für einen kontinuierlichen Betrieb des elektrischen Antriebs E liefert.

Im Weiteren kann gemäss der hier gezeigten, weiteren bevorzugten Ausführungsform über eine zusätzliche, elektrische Signalübertragung c zwischen der Steuereinheit ST und der als FADEC ausgebildeten Antriebsregelungseinheit AR je nach Bedarf der zweite Antrieb TK zugeschaltet werden, beziehungsweise der zweite Antrieb TK kann je nach Bedarf in Betrieb genommen werden.

Bei der hier gezeigten, weiteren bevorzugten Ausführungsform kann der als thermodynamische Kraftmaschine ausgestaltete Antrieb TK lediglich als Mittel zur Verlängerung der Flugreichweite verstanden werden.

Bezugszeichenliste

1 Hybridantrieb

2 Hauptrotorgetriebe

4 Rotormast bzw. Hauptrotormast

5 Lagermast

6 Aussenmast

7 Lager (zwischen Lagermast und Aussenmast)

10 Aussenring

11 Innenläufer

12 Erster Befestigungsarm (des als Stator fungierenden

Aussenrings)

15 Abdeckung (des elektrischen Antriebs)

20 Öffnung (im Getriebegehäuse zur Aufnahme des

Antriebsstrangs)

21 Zahnradringmitnehmer (als Kraftübertragungsmittel)

22 Zahnradring

30 Getriebegehäuse (des Hauptgetriebes)

31 Zweiter Befestigungsarm (des Getriebegehäuses)

32 Antriebsstrang

33 Antriebsstrangzahnrad

34 Antriebszahnrad

35 Zweites Sonnenrad

36 Rohrabschnitt

37 Aussenverzahnung (des Rohrabschnitts)

38 Sonnenradlager

39 Zweiter Planetenradträger

40 Zweites Planetenrad

41 Antriebsplanetenrad

42 Planetenradträgerlager

50; 50' Erstes Sonnenrad (des integrierten Planetengetriebes im

Ringmotor)

51; 51' Hohlrad 52; 52 Erstes Planetenrad (des integrierten Planetengetriebes im Ringmotor)

53; 53' Erster Planetenradträger (des integrierten

Planetengetriebes im Ringmotor)

54; 54' Verbindungselement (zwischen Planetenträger und

Aussenmast)

55 Gehäuseboden (Verbindung zwischen Aussenring und erstem Sonnenrad 50)

56 Zwischenboden (Verbindung zwischen Aussenring und erstem Sonnenrad 50')

BS Batterie-Speichereinheit

E; E'; E" Elektrischer Antrieb

Hl Erster Hohlraum (des Getriebegehäuses des

Hauptgetriebes)

H2 Zweiter Hohlraum (des Lagermasts)

H3 Dritter Hohlraum (des Aussenmasts)

M Magnetspalt (zwischen Innenläufer und Aussenring) P Planetenradachse

PE; PE' Planetengetriebe (des elektrischen Antriebs)

SEM Stromerzeugungsmodule

ST Steuereinheit

TK Zweiter, als thermodynamische Kraftmaschine

ausgestalteter Antrieb

z Zentrische Achse