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Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Antreiben eines Fluggeräts und ein Fluggerät umfassend diese Vorrichtung.
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Große Fluggeräte erhalten ihren Vortrieb durch Antriebsmaschinen, die durch einen Kraftstoff, heutzutage in der Regel Kerosin, angetrieben werden. Dabei waren in früheren Zeiten verteilte Antriebsmaschinen, d. h. mehr als drei individuelle und unabhängige Antriebe für größere Flugzeuge zwingend erforderlich, um die benötigte integrale Antriebsleistung darstellen zu können. Es wurden zunächst Triebwerke eingesetzt, die ein vergleichsweise geringes Nebenstromverhältnis aufwiesen. Bei neueren Maschinen wurde das Nebenstromverhältnis erhöht, wodurch die Reduktion der Zahl der Antriebsmaschinen erfolgen konnte. So sind zum Beispiel heutzutage im Interkontinentalbereich zwei Antriebsmaschinen ausreichend, wobei sich jedoch die Antriebsmaschinen vergrößerten. Eine weitere Erhöhung des Nebenstromverhältnisses der Antriebsmaschinen kann aus Platz- und Gewichtsgründen nicht erfolgen.
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Die Nutzung von Vorrichtungen mit erhöhtem Nebenstromverhältnis ist aus der
DE 10 2008 024 463 A1 bekannt, die ein Flugzeugantriebssystem beschreibt, das mittels einer Wellenleistungsmaschine im Flugzeugrumpf über Getriebeelemente Fans antreibt, die außerhalb des Rumpfes im Bereich des Rumpfhecks angeordnet sind.
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Aufgabe der Erfindung ist es, ein verbessertes Flugzeugantriebssystem bereitzustellen.
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Die Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale der unabhängigen Ansprüche. Vorteilhafte Weiterbildungen sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche sowie der folgenden Beschreibung.
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Erfindungsgemäß vorgesehen ist eine Vorrichtung zum Antreiben eines Fluggeräts, wobei die Vorrichtung: eine Hauptleistungsquelle; mindestens zwei Antriebselemente; und ein Verteiler-Element aufweist, wobei das Verteiler-Element die Hauptleistungsquelle mit den mindestens zwei Antriebselementen verbindet und eine Leistung von der Hauptleistungsquelle zu den mindestens zwei Antriebselementen überträgt, und wobei die Antriebselemente auf mindestens zwei Tragflächenelementen eines Fluggeräts verteilt angeordnet sind.
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Mit der oben beschriebenen Vorrichtung wird eine verteilte Antriebskonfiguration an den Tragflächenelementen eines Fluggeräts bereitgestellt. Dabei stellt die Hauptleistungsquelle eine Leistung bereit, die z. B. durch das Verbrennen von Kraftstoff entsteht. Die Leistung wird mittels des Verteiler-Elements auf die mindestens zwei Antriebselemente übertragen. Die Antriebselemente könne dabei an den Tragflächenelementen angeordnet und jeweils eine Längsachse aufweisen, die zu den Längsachsen der anderen Antriebselemente parallel ist. Bei zwei Tragflächenelementen können je zwei der mindestens zwei Antriebselemente an je einem Tragflächenelement angeordnet sein. Mehr Antriebselemente sind ebenfalls möglich, wobei bei Antriebselementen mit gleicher Schubkraft eine symmetrische Verteilung der Antriebselemente vorteilhaft ist. Je nach Massenverteilung und Symmetrie des Fluggeräts oder auch bei Antriebselementen unterschiedlicher Schubkraft können auch asymmetrische Verteilungen vorteilhaft sein. Die Anordnung an den Tragflächenelementen bewirkt, dass ein Fluggerät eine Vielzahl von Antriebselementen aufnehmen kann, die durch die Hauptleistungsquelle angetrieben werden, da die gesamte Länge der Tragflächenelemente zur Anordnung der Antriebselemente zur Verfügung steht. Dies hat zur Folge, dass mittels der mindestens zwei Antriebselemente eine Schubvektorsteuerung an einem Fluggerät betrieben werden kann. Damit werden im Vergleich zum Stand der Technik weniger Steuer- und Stabilisierungsflächen benötigt. Dies verringert den Kraftstoffbedarf und damit die Emission von gasförmigen und festen Stoffen. Weiter kann die Vorrichtung gut in die Struktur von Fluggeräten, insbesondere Flugzeugen integriert werden. Die Verbindung der Abgabeeinheiten mit der Aufnahmeeinheit kann z. B. entlang der Rahmenstruktur des Fluggeräts erfolgen und nimmt lediglich ein kleines Volumen ein. Weiter wird durch die Erfindung der Leistungsbedarf verringert, so dass Gewicht durch eine Verkleinerung der Antriebselemente relativ zum Stand der Technik eingespart werden kann. Damit wird mit der oben beschriebenen Vorrichtung zum Antreiben eines Fluggeräts ein verbessertes Flugzeugantriebssystem bereitgestellt.
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Vorteilhafterweise weist das Verteiler-Element eine Aufnahmeeinheit und mindestens zwei Abgabeeinheiten auf, wobei die Aufnahmeeinheit mechanisch mit der Hauptleistungsquelle verbunden ist, und wobei die mindestens zwei Abgabeeinheiten mechanisch mit jeweils einer der mindestens zwei Antriebseinheiten verbunden sind.
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Die von der Hauptleistungsquelle bereitgestellte Leistung wird damit mechanisch auf die Aufnahmeeinheit des Verteiler-Elements übertragen. Weiter wird die Leistung mechanisch von den Aufnahmeeinheiten des Verteiler-Elements auf die Antriebselemente übertragen. Eine mechanische Übertragung kann zum Beispiel über eine rotierende Welle erfolgen. Auf diese Weise wird eine einfache und effektive Übertragung der Leistung von der Hauptleistungsquelle zum Verteiler-Element und vom Verteiler-Element zu den Antriebselementen bewirkt.
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Mit Vorteil sind die Aufnahmeeinheit und die mindestens zwei Abgabeeinheiten Getriebeeinheiten, wobei die Aufnahmeeinheit mechanisch mit den mindestens zwei Abgabeeinheiten verbunden ist.
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Die Getriebeeinheiten können dabei über Wellen verbunden werden, die sich zumindest teilweise entlang der Tragflächenelemente erstrecken. Die Wellen können dabei innerhalb der Tragflächenelemente angeordnet sein. Die mechanische Verbindung der Aufnahmeeinheit mit der Abgabeeinheit bewirkt, dass bei der Übertragung der Leistung von der Hauptleistungsquelle auf die Antriebselemente lediglich geringe Verluste zu erwarten sind.
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Dabei ist weiter vorteilhaft, wenn die Aufnahmeeinheit ein Drehzahlwandler ist, der eine von der Hauptleistungsquelle bereitgestellte Drehzahl auf eine zu den Antriebselementen passende Drehzahl wandelt.
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Damit stellt die Aufnahmeeinheit direkt die für die Antriebselemente benötigte Drehzahl bereit. Es werden keine weiteren Drehzahlwandler benötigt, um die Antriebselemente betreiben zu können. Die Abgabeeinheiten können dann beispielsweise lediglich als Kupplungen oder Umlenkstrukturen wirken, die zum Trennen und Verbinden der Antriebselemente von dem Verteiler-Element fungieren.
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Vorteilhafterweise kann die Aufnahmeeinheit eine hydraulische Pumpe sein, wobei die mindestens zwei Abgabeeinheiten hydraulische Motoren sind, und wobei die hydraulischen Motoren über hydraulische Leitungen mit der hydraulischen Pumpe verbunden sind.
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Diese Ausführungsform der Aufnahmeeinheit hat den Vorteil, dass sich keine rotierenden oder sich bewegende mechanischen Teile durch das Fluggerät und die Tragflächen erstrecken. Weiter benötigen die hydraulischen Leitungen keine Umlenkelemente, da sie flexibel sind und Kurven bilden können. Die Abgabeeinheiten können dabei in die Antriebselemente integriert werden, so dass die Übertragung der Leistung von den Abgabeeinheiten zu den Antriebselementen lediglich über eine kurze Strecke erfolgen kann. Dies verringert die Anzahl der benötigten Teile und führt zu Gewichtseinsparungen.
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Mit Vorteil ist die Aufnahmeeinheit ein elektrischer Generator, vorzugsweise eine permanenterregte Synchronmaschine, wobei die mindestens zwei Abgabeeinheiten elektrische Motoren sind, und wobei die elektrischen Motoren über elektrische Leitungen mit dem elektrischen Generator verbunden sind.
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Diese Ausführungsform der Aufnahmeeinheit hat den Vorteil, dass die Verbindung der Aufnahmeeinheit mit den Abgabeeinheiten über elektrische Leitungen erfolgen kann, die einfach handzuhaben und einfach im Fluggerät zu verlegen sind. Weiter sind elektrische Leitungen relativ leicht und führen keine Bewegungen bei der Übertragung der Leistung aus.
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Weiter kann vorteilhafterweise die Hauptleistungsquelle eine Wellenleistungsturbine oder eine Brennstoffzellen-Elektromotor-Baugruppe sein.
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Weiter ist es zweckmäßig, wenn die Antriebselemente Schubelemente, vorzugsweise Triebwerke, sind.
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Weiter kann es vorteilhaft sein, wenn die Abgabeeinheiten individuell durch eine Flugsteuerungseinheit ansteuerbar sind.
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Damit kann der durch die Abgabeeinheiten bereitgestellte Schub zusätzlich durch eine Flugsteuerungseinheit gesteuert werden, so dass eine Schubvektorsteuerung verbessert wird. Dies verkleinert den Bedarf an Steuer- und Stabilisierungsflächen weiter. Damit kann eine weitere Reduktion des Kraftstoffverbrauchs erfolgen.
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Dabei können zweckmäßigerweise die Schubelemente Rotorblätter aufweisen, wobei eine Steuereinheit einen Anstellwinkel der Rotorblätter regelt.
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Damit kann eine zusätzliche Schubvektorsteuerung mittels der Antriebselemente erfolgen. Dies bewirkt, dass die Steuer- und Stabilisierungsflächen weiter verkleinert werden können.
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Weiter weist die Vorrichtung mit Vorteil eine Zusatzleistungsquelle auf, und wobei die Zusatzleistungsquelle mechanisch oder elektrisch mit der Aufnahmeeinheit verbunden ist und eine den Antriebselementen zugeführte Leistung erhöht.
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Auf diese Weise kann mittels der Zusatzleistungsquelle z. B. in Notfällen oder bei Start und Landung kurzfristig ein erhöhter Schub bereitgestellt werden, der nur dann benötigt wird. Dies bewirkt, dass die Hauptleistungsquelle eine geringere Höchstleistung aufweisen kann als im Maximalfall benötigt wird. Damit kann die Hauptleistungsquelle auf den Leistungsbedarf in einem Normalbetrieb des Fluggeräts ausgelegt werden und im Normalbetrieb daher effizienter arbeiten. Auf Grund der effizienten Nutzung der Hauptleistungsquelle kann der Kraftstoffverbrauch gesenkt werden.
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Weiter ist erfindungsgemäß ein Flugzeug vorgesehen, umfassend ein Rumpfelement, mindestens zwei Tragflächenelemente, die an einander gegenüberliegenden Seiten des Rumpfelements mit dem Rumpfelement verbunden sind, und eine Vorrichtung nach oben angeführter Beschreibung, wobei die Hauptleistungsquelle im Rumpfelement angeordnet ist, und wobei eines der mindestens zwei Antriebselemente an jeweils einem der Tragflächenelemente angeordnet ist.
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Mit Vorteil weist die Hauptleistungsquelle einen Ansaugstutzen mit einer Öffnung auf, wobei die Öffnung an einer Außenseite eines hinteren Endbereichs des Rumpfelements angeordnet ist.
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Damit kann durch die Hauptleistungsquelle eine Rumpf-Grenzschichtabsaugung erfolgen. Dies bewirkt eine Senkung des Kraftstoffverbrauchs.
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Dabei kann weiter vorteilhaft vorgesehen sein, dass zumindest ein Teil der Antriebselemente an einer Hinterkante der Tragflächenelemente und/oder, vorzugsweise konzentrisch, an einem mittleren oder hinteren Endbereich des Rumpfelements angeordnet sind.
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Die Anordnung der Antriebselemente an der Hinterkante der Tragflächenelemente bewirkt eine Flügel-Grenzschichtabsaugung. Dies bewirkt eine Senkung des Kraftstoffverbrauchs. Mit der Anordnung am mittleren oder hinteren Endbereich des Rumpfelements wird weiter eine Rumpf-Grenzschichtabsaugung bewirkt, wodurch der Kraftstoffbedarf weiter gesenkt werden kann.
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In einem weiteren Beispiel kann zumindest ein Teil der Antriebselemente an der Vorderkante der Tragflächenelemente angeordnet sein. Dies bewirkt eine Erhöhung des Auftriebs durch die Tragflächen, da die Antriebselemente den über die Tragflächenelemente strömenden Gasstrom beschleunigen.
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Im Folgenden wird die Erfindung anhand einer beispielhaften Ausführungsform mittels der beigefügten Zeichnung beschrieben. Es zeigen:
- 1 eine schematische Darstellung eines Fluggeräts mit einer Vorrichtung zum Antreiben eines Fluggeräts;
- 2a-c schematische Darstellungen der Vorrichtung; und
- 3a, b schematische Darstellungen verschiedener Anordnungen für Antriebselemente.
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In 1 ist ein Fluggerät 10 dargestellt, das in Form eines Flugzeugs ausgebildet ist. Das Fluggerät 10 umfasst ein Rumpfelement 12, zwei Tragflächenelemente 14, und eine Vorrichtung 20 zum Antreiben eines Fluggeräts.
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Die Vorrichtung 20 weist vier Antriebselemente 24 auf, die an den Tragflächenelementen 14 angeordnet sind, und kann mindestens ein zusätzliches Antriebselement 24 an einem hinteren Endbereich des Rumpfelements 12 umfassen. Damit wird jedoch nicht ausgeschlossen, dass die Vorrichtung 20 lediglich zwei oder drei Antriebselemente 24 an den Tragflächenelementen 14 aufweisen kann. Die Antriebselemente 24 können dabei einer Längsachse 34 aufweisen, wobei Längsachsen 34 verschiedene Antriebselemente 24 zueinander parallel verschoben sind. Weiter weist die Vorrichtung 20 eine Hauptleistungsquelle 22 und ein Verteiler-Element 11 auf. Die Hauptleistungsquelle 22 kann dabei als Wellenleistungsturbine ausgebildet sein. Das Verteiler-Element 11 verbindet die Hauptleistungsquelle 22 mit den Antriebselementen 24.
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Dabei ist das Verteiler-Element 11 über eine Aufnahmeeinheit 28 mechanisch mit der Hauptleistungsquelle 22 verbunden. Alternativ oder zusätzlich kann die Verbindung zwischen der Aufnahmeeinheit 28 und der Hauptleistungsquelle 22 auch über eine Visko-Kupplung oder einen elektromagnetischen Wandler erfolgen.
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Wenn die Hauptleistungsquelle 22 zum Beispiel eine Wellenleistungsturbine ist, kann diese Verbindung über eine Welle 30 bewirkt werden, die eine Rotation der Wellenleistungsturbine auf die Aufnahmeeinheit 28 überträgt.
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In einer anderen beispielhaften Ausführungsform kann die Hauptleistungsquelle 22 eine Brennstoffzellen-Elektromotor-Baugruppe sein, wobei der Elektromotor mit der Welle 30 verbunden ist und durch die Brennstoffzelle bestromt wird.
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Durch die Verbindung der Aufnahmeeinheit 28 mit der Hauptleistungsquelle 22 wird die Leistung, die von der Hauptleistungsquelle 22 bereitgestellt wird, von der Hauptleistungsquelle 22 auf die Aufnahmeeinheit 28 übertragen.
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Das Verteiler-Element 11 umfasst weiter vier Abgabeeinheiten 32, die mechanisch über Wellen 38 mit den vier Antriebselementen 24 verbunden sind. Dabei verteilt das Verteiler-Element 11 die von der Aufnahmeeinheit 28 aufgenommene Leistung auf die Abgabeeinheiten 32. Die Aufnahmeeinheit 28 kann dabei mit mehreren Abgabeeinheiten 32 über Verteilerleitungen 36 verbunden sein. Von den Abgabeeinheiten 32 wird die Leistung weiter auf die Antriebselemente 24 übertragen.
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Das Fluggerät 10 kann weiter eine Flugsteuerung 74 aufweisen, die über Signalleitungen 76 mit den Abgabeeinheiten 32 verbunden ist. Die Flugsteuerung 74 kann dabei den Abgabeeinheiten 32 Steuerbefehle übermitteln. So kann zum Beispiel ein Steuerbefehl jede Abgabeeinheit 32 individuell von der Aufnahmeeinheit 28 trennen, sodass zwischen der Aufnahmeeinheit 28 und der getrennten Abgabeeinheit 32 keine Leistung übertragen wird. Weiter kann zum Beispiel auch die Leistungsaufnahme jeder Abgabeeinheit 32 über Steuerbefehle eingestellt werden.
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Auf diese Weise kann die den Antriebselementen 24 bereitgestellte Leistung durch die Flugsteuerung 74 eingestellt werden. Damit wird bewirkt, dass der von jedem Antriebselement 24 bereitgestellte Schub über die Leistungsaufnahme gesteuert werden kann. Durch eine individuelle Ansteuerung der Abgabeeinheit 32 kann weiter eine Schubvektorsteuerung erfolgen. Die Steuerung des Fluggeräts kann damit direkt über die Antriebselemente 24 erfolgen und es sind weniger Steuer- und Seitenleitflächen nötig als bei einem Fehlen der Schubvektorsteuerung.
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Weiter kann die Hauptleistungsquelle 22 über einen Ansaugstutzen 26 verfügen, mit dem die Hauptleistungsquelle 22 Luft aus der Umgebung des Fluggeräts 10 absaugt. Der Ansaugstutzen 26 kann dabei so angeordnet sein, dass er die über den Rumpf strömende Luft direkt absaugt. Damit kann eine Rumpf-Grenzschichtabsaugung durch die Hauptleistungsquelle 22 erfolgen, wodurch sich die aerodynamischen Eigenschaften des Fluggeräts 10 verbessern.
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In den 2a bis 2c sind verschiedene Ausführungsbeispiele des Verteiler-Elements 20 dargestellt. 2a zeigt dabei eine Ausführungsform, bei der die Aufnahmeeinheit 28 als Getriebeeinheit 48 ausgebildet ist. Die Getriebeeinheit 48 ist dabei mit der Welle 30 verbunden, die mit der Hauptleistungsquelle 22 verbunden ist. Dabei kann in einer Ausführungsform die Getriebeeinheit 48 als ein Drehzahlwandler ausgebildet sein, der die von der Hauptleistungsquelle 22 bereitgestellte Drehzahl, die mit der Welle 30 auf die Getriebeeinheit 48 übertragen wird, in eine Drehzahl umwandeln, die als Eingangsdrehzahl für die Antriebselemente 24 geeignet ist.
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Falls die Getriebeeinheit 48 in einer anderen Ausführungsform kein Drehzahlwandler ist, können die Abgabeeinheiten 32 Drehzahlwandler aufweisen, die eine für die Antriebselemente 24 passende Drehzahl bereitstellen.
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In beiden Ausführungsformen können die Abgabeeinheiten 32 weiter als Umlenkgetriebe 42 ausgebildet sein. Dabei kann eine Welle 46 die Leistung von der Getriebeeinheit 48 auf das Umlenkgetriebe 42 übertragen. Diese Welle 46 erstreckt sich entlang der Erstreckungsrichtung des Tragflächenelements 14 von dem Rumpfelement 12 weg. Die Umlenkgetriebe 42 lenken dabei die Drehrichtung der Welle 46 so um, dass die Antriebselemente 24 mittels der Wellen 38 angetrieben werden können.
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In dieser Ausführungsform umfasst das Verteiler-Element 11 lediglich mechanische Übertragungswege über die Wellen 46 und 38.
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Es kann weiter eine Zusatzleistungsquelle 44 vorgesehen sein, die zusätzlich zu Hauptleistungsquelle 22 bei Bedarf Leistung bereitstellen kann. So kann zum Beispiel ein Generator/Elektromotor 18 an die Welle 30 angekoppelt sein. Der Generator/Elektromotor 18 ist dabei über eine elektrische Leitung 64 mit einer Zusatzleistungsquelle 44, die als Batterie oder als anderer Speicher für elektrische Energie, wie beispielsweise allgemein elektrochemische Speicher, Kondensatoren, Redoxflow-Speicher oder Kers. ausgebildet sein kann, verbunden. Wenn die von der Hauptleistungsquelle 22 bereitgestellte Leistung ausreichend für den Betrieb der Antriebselemente 24 ist, kann der Generator/Elektromotor 18 als Spannungsquelle für die Zusatzleistungsquelle 44 dienen und diese aufladen. Falls zusätzliche Leistung an den Antriebselementen 24 benötigt wird, kann die Zusatzleistungsquelle 44 über den Generator/Elektromotor 18 Leistung auf die Welle 30 übertragen. Diese Leistung addiert sich zu der von der Hauptleistungsquelle 22 bereitgestellten Leistung und wird dann über das Verteiler-Element 11 auf die Antriebselemente 24 verteilt.
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Falls die Zusatzleistungsquelle 44 nicht für die Antriebselemente benötigt wird, kann sie elektrische Leistung für weitere Verbrauche in dem Fluggerät 10 bereitstellen.
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In 2b ist eine alternative Ausführungsform des Verteiler-Elements 11 dargestellt. Die Aufnahmeeinheit 28 ist dabei als Hydraulikpumpe 58 ausgebildet. Die Hydraulikpumpe 58 ist über hydraulische Leitungen 56 mit den Abgabeeinheiten 32 verbunden und wandelt die mechanische Rotationsenergie der Welle 30 in hydraulische Energie um. Die Abgabeeinheiten 32 können hierbei als Hydraulikmotoren 52 ausgebildet sein, die die hydraulische Energie in eine Rotationsenergie umwandeln. Die Hydraulikmotoren 52 sind dabei über Wellen 38 mit den Antriebselementen 24 verbunden.
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Die Hydraulikmotoren 52 können dabei in Gegensatz zu der Ausführungsform in 2a näher an den Antriebselementen 24 angeordnet sein, da die hydraulische Leitungen 56, die sich entlang eines Tragflächenelementes 14 erstrecken, nicht geradlinig wie eine Welle 46 verlaufen müssen. Die Hydraulikmotoren 52 können dabei in den Antriebselementen 24 integriert sein, wobei die hydraulischen Leitungen 56 die Hydraulikmotoren 52 direkt mit der Aufnahmeeinheit 28 verbinden. Eine Umlenkung der hydraulischen Leistungsübertragung über Umlenkelemente ist nicht erforderlich.
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Die Zusatzleistungsquelle 44 kann dabei genauso wie für die Ausführungsform aus 2a beschrieben an die Welle 30 gekoppelt sein.
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2c zeigt eine weitere Ausführungsform des Verteiler-Elements 11. In dieser Ausführungsform ist die Aufnahmeeinheit 28 als Elektrogenerator 68 ausgebildet, der über die Welle 30 angetrieben wird. Der Elektrogenerator 68 kann dabei zum Beispiel eine permanent erregte Synchronmaschine sein. Dabei kann in einer Ausführungsform ein AC/DC Wandler (nicht dargestellt) einen Gleichstrom an die Antriebselemente 24 weiterleiten. An den Antriebselementen 44 kann ein Inverter (nicht dargestellt) den Gleichstrom wieder in einen Wechselstrom umwandeln. In einer alternativen Ausführungsform kann eine direkte Kopplung über ein Wechselstrom-Netzwerk ohne Leistungselektronik erfolgen.
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Die Abgabeeinheiten 32 sind als Elektromotoren 62 ausgebildet. Die Elektromotoren 62 sind über elektrische Leitungen 66 mit dem Elektrogenerator 68 verbunden. Der Elektrogenerator 26 wandelt dabei die Rotationsenergie der Welle 30 in elektrische Energie um. Die Elektromotoren 62 wandeln dabei die elektrische Energie in Rotationsenergie um, sodass sie von den Antriebselementen 24 genutzt werden kann.
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In dieser Ausführungsform kann die Zusatzleistungsquelle 44, wenn sie als Batterie bzw. Akkumulator ausgebildet ist, über eine elektrische Leitung 64 mit dem Elektrogenerator 68 verbunden sein. Falls zusätzliche Leistung benötigt wird, kann die Zusatzleistungsquelle 44 elektrische Leistung in den elektrischen Generator 68 oder in die elektrischen Leitungen 66 einspeisen.
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In den 3a und 3b werden verschiedene Konfigurationen für die Anordnung der Antriebselemente 24 an den Tragflächenelementen 14 beschrieben. Diese Konfigurationen können auch zusammengefasst werden.
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In 3a sind Antriebselemente 24 dargestellt, die an einer Vorderkante 142 des Tragflächenelements 14 angeordnet sind. Die Antriebselemente 24 weisen dabei Rotoren 16 auf, an denen Rotorblätter 72 befestigt sind. Dabei können die Antriebselemente 24 als Propeller ausgebildet sein. Die Rotorblätter 72 weisen einen Anstellwinkel auf, der verstellbar ist. Der Anstellwinkel der Rotorblätter 72 kann zum Beispiel mittels eines Steuerbefehls einer Steuerung 70 verstellt werden. Es ist jedoch auch eine direkte Verstellung durch einen Flugzeugführer möglich.
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Durch die Verstellung der Anstellwinkel der Rotorblätter 72 kann eine zusätzliche individuelle Regelung der Antriebselemente 24 erfolgen. Je nach Anstellwinkel kann dabei ein größerer oder ein niedrigerer Schub eingestellt werden. Diese Regelung kann zusätzlich zu einer Schubvektorsteuerung, die über die Regelung der Abgabeeinheiten 32 erfolgt, eingerichtet werden.
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In dieser Ausführungsform strömt die Luft zuerst über die Antriebselemente 24, um danach über die Tragflächenelemente 14 zu strömen. Durch die Beschleunigung des Luftstroms durch die Antriebselemente 24, kann ein erhöhter Auftrieb der Tragflächenelemente 14 generiert werden. Durch eine großflächige Abdeckung der gesamten Tragflächenelemente 14 mittels der Antriebselemente 24 kann weiter ein Großteil der Oberfläche der Tragflächenelemente 14 mit einer erhöhten Luftströmung bestrichen werden, sodass ein Großteil der Oberfläche der Tragflächenelemente 14 für einen erhöhten Auftrieb genutzt werden kann. Ein erhöhter Auftrieb bewirkt, dass weniger Kraftstoff benötigt wird, um das Fluggerät 10 in der Luft zu halten.
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In 3b sind die Antriebselemente 24 an einer Hinterkante 144 der Tragflächenelemente 14 angeordnet. In dieser Ausführungsform saugen die Antriebselemente 24 den Luftstrom, der über die Tragflächenelemente 14 strömt an und beschleunigen ihn weiter. Damit kann eine Flügel-Grenzschichtabsaugung an den Tragflächenelementen 14 erfolgen. Dies kann zu einer Reduktion der Wirbelbildung führen, sodass eine Reduktion der Schubkraft zum Antrieb des Fluggeräts 10 erfolgen kann.
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Durch eine großflächige Abdeckung der Hinterkanten 144 der Tragflächenelemente 14 durch die Antriebselemente 24m wird die Wirkung der Grenzflächenabsaugung erhöht.
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Die Antriebselemente können in den Ausführungsformen der 3a und 3b auch als Turbojet (nicht dargestellt) oder Turbo-Fan-Triebwerke (nicht dargestellt) ausgebildet sein und innerhalb der Tragflächenelemente und/oder an Spitzen der Tragflächenelemente angeordnet sein.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- DE 102008024463 A1 [0003]
