專利名稱：飛行器的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種包括內燃發動機的飛行器，通過內燃發動機的驅動 功率能夠驅動推進器。
背景技術：
在由內燃發動機驅動的飛機中，主要采用汽油發動機、柴油發動機 或者二沖程發動機。在某些飛行階段，這些內燃發動機需在增大功率的 情況下運行。例如在飛行器起飛期間或者在繼起飛之后的安全關鍵爬升 階段中，由此需要產生剩余功率。但是，內燃發動機在特別高的轉速和
負栽下運行，由此磨損也超比例地增加。
另外，已知專門由電動馬達來驅動的飛機。DE 195 12 816A1提出 了一種滑翔機，其帶有包括電動馬達的輔助馬達，其中由設置在機翼中 的電池裝置確保電動馬達的能量供給。
當帶有內燃發動機的傳統飛機需要增大的驅動功率時，到目前為止 必需使用具有較大功率的內燃發動機。然而，所導致的重量上的增加已 經帶來對飛行器結構的更高的要求并因此導致總重量增加。
發明內容
因此，本發明的基本問題就是提供一種飛行器，其能夠提供增大的 驅動功率而且驅動裝置的質量又不會因此而顯著增大。
為了實現該目的，根據本發明，提出在如上所述的飛行器中使內燃 發動機與電機協同作用，在第一運行模式中，電機能夠作為電動馬達運 行，而在第二運行模式中，電機能夠作為發電機運行。
本發明基于以下認知電動馬達能夠與電機結合以形成混合動力馬 達，從而能夠在某些運行狀態下支持內燃發動機并提供增大的驅動功 率。根本上，電機僅在短距離飛行階段中使用，例如在起飛期間或爬升飛行中使用，并且然后供給關乎安全的剩余功率。優選地，額外驅動功
率大約相當于內燃發動機功率的15%至35%,優選為20%。但是由電 機及可能需要的其它部件導致的質量增加明顯低于使用更大功率的內 燃發動機時的質量增加。當不再需要額外功率時，電機切斷或切換至第 二運行模式并且然后作為發電機使用。電機與作為能量儲備裝置的至少 一個蓄能器連接，這些蓄能器提供在電機作為電動馬達運行期間所需的 能量并能夠在電機作為發電機運行期間的第二運行模式中進行充電。當 充電操作結束時，能夠重新獲得額外的驅動功率。這樣提供了在巡航中 對內燃發動機更有效地加栽的優點，由于內燃發動機的設計更加有利， 因此燃料消耗減少。
優選地，本發明的飛行器包括布置在機翼中的兩個或更多個蓄能 器。這樣提供了更加有利的飛行器的質量分布，使得飛行器結構能夠設 計得更輕，進而減少了需用功率和燃料消耗。
在本發明的飛行器中，當至少一個蓄能器為飛行器的機栽電源提供 能量時又獲得了另一個優點。在這種情況下，能夠省掉單獨的蓄能器， 由此飛行器的質量進一步減小。
根據本發明的改進，提出將電機設計成用于起動內燃發動機。于是 電機用作起動發電機，從而能夠省掉作為起動機的單獨的電動馬達，因 此，實現驅動裝置的質量的進一步減小。
在本發明的飛行器中，電機能夠與內燃發動機的曲軸剛性連接或者 通過離合器連接。當存在離合器時，特別有利地，僅當需要時電機才與 內燃發動機連接，即僅當電機作為電動馬達運行并提供增大的功率時， 或者可替代地僅當電機作為發電機運行并給蓄能器充電時電機才與內 燃發電機連接。在所有其它飛行狀態中，電機能夠斷開耦聯，使其不會 對內燃發動機施加負載。然而，能夠想到電機與內燃發動機的曲軸剛性 連接的構造。電機作為額外的離心質量，具有適當設計的電機使得內燃 發動機能夠更平穩地運行。因此，能夠省掉如在傳統內燃發動機中所使 用的額外的離心質量。
根據本發明的第一方面，電機布置在與推進器相反的曲軸的端部 處。然而，根據一可替代的方面，電機還可以布置在位于推進器與內燃發動機之間的曲軸上。或者，電機可以經由推進器傳動裝置或單獨的傳 動裝置或經由皮帶傳動裝置耦聯至或者能夠耦聯至曲軸。
特別優選地，本發明的飛行器包括控制單元，其控制內燃發動機的 化油器或噴射系統以及用于電機的充電電子裝置及動力電子裝置。在作 為電動馬達的運行期間，利用動力電子裝置實現電機的致動。充電電子 裝置另外可包括用于監控蓄能器狀態的裝置。
當通過優選地包括單桿控制的控制元件操作控制單元時，實現了本 發明的飛行器的尤其簡單的操作。飛行員僅以常規方式操作動力桿，而 電機的控制 一 一特別是連通或斷開作為電動馬達的第一運行模式和連 通或斷開作為發動機的第二運行模式一一就能夠通過控制單元特別是 根據優選為動力桿的控制元件的位置自動地執行。自動地實現控制和切 換并且因此無需飛行員的動作，從而避免了操作失誤。
本發明可用在所有由內燃發動機驅動的飛行器中，特別是電動飛 機、超輕型飛行器、動力三角翼、電動滑翔機以及帶有輔助發動機的滑翔
機。此外，其還適用于那些允許作為輕型運動飛行器(LSA)或超輕型飛 行器(VLA)的飛行器。
將參照附圖通過實施方式來說明本發明的其它優點和細節。這些附 圖是示意性圖示，其中
圖l示出本發明飛行器的驅動裝置的基本部件的框線圖2示出本發明飛行器的實施方式的俯視圖；以及
圖3示出圖2中的飛行器的側視圖。
具體實施例方式
圖l示出本發明飛行器的驅動裝置的基本部件。內燃發動機l以傳 統的方式經由推進器傳動裝置2與推進器3連接。化油器4或者可替代 的噴射器連接至內燃發動機l,通過油箱5實現燃料供給。在飛行器的 駕駛搶中設置有動力桿6，飛行員根據期望的需用功率操作該動力桿。 動力桿6連接至控制單元7，控制單元7又與化油器4或噴射器連接。根據動力桿6的位置，控制單元7通過控制化油器4或噴射器來控制內 燃發動機1的運行。
與傳統的內燃發動機不同，在圖l中示意性地示出，電機9連接至 與推進器3相反的曲軸8的端部。經由圖1中未示出的離合器實現連接， 使得電機9或者與曲軸8耦聯或者與曲軸8斷開耦聯。在第一運行模式 中，電機9能夠作為電動馬達運行。其驅動曲軸8，從而總體上能夠向 推進器3提供增大的驅動功率。當電機9作為電動馬達運行時，其從蓄 能器10得到所需能量。在圖1中，僅示意性地示出蓄能器IO，優選地， 設置多個蓄能器，其中每個機翼中設置有至少一個蓄能器。蓄能器10 連接至用于監控蓄能器的單元11，單元11與動力電子裝置12和充電電 子裝置13連接。上述控制單元7同樣與動力電子裝置12和充電電子裝 置13連接。
在第一運行模式中，當電機9作為電動馬達運行時，動力電子裝置 12所需的能量由蓄能器10提供。當電機9作為電動馬iii^行時，在內 燃發動機l未過栽的情況下，驅動裝置提供增大的峰值功率。該增大的 峰值功率是例如在起飛期間或者在安全關鍵爬升階段期間所需的。隨 后，飛行員將通過動力桿6選擇較小的功率。通過控制單元7，記錄動 力桿6的位置變化，而且電機9不再在作為電動馬達的第一運行模式中 運行。電機或者通過設置在曲軸8上的離合器與內燃發動機斷開耦聯， 或者將電機9切換至第二運行模式，在第二運行模式中，電機9作為發 電機運行。當作為發電機運行時，電機9由曲軸8來驅動，曲軸8由內 燃發動機1來驅動。蓄能器10的充電通過充電電子裝置13和用于監控 蓄能器的裝置ll來控制。當蓄能器IO達到限定的充電狀態時，電機9 能夠被切斷或者與曲軸8斷開耦聯。
圖2和圖3以俯視圖和側視圖示出飛行器14。如圖2中最佳示出， 蓄能器10位于各機翼內部，在翼梁之前而且在油箱5旁邊。內燃發動 機和電機9位于飛行器前端并驅動推進器3。動力電子裝置12和充電電 子裝置13設置在電機9附近。動力桿6位于駕駛艙中。
蓄能器10還供應飛行器14的機載電源。電機9還用于起動內燃發 動機l，因而不存在單獨的起動機。
權利要求
1.一種包括內燃發動機的飛行器，通過所述內燃發動機的驅動功率能夠驅動推進器，其特征在于，所述內燃發動機(1)與電機(9)協同作用，在第一運行模式中，所述電機能夠作為電動馬達運行，而在第二運行模式中，所述電機能夠作為發電機運行。
2. 如權利要求1所述的飛行器，其特征在于，在作為電動馬iiil行期間，所述電機(9)為所述推進器(3)提供額外的驅動功率。
3. 如權利要求2所述的飛行器，其特征在于，所述額外的驅動功率相當于所述內燃發動機(1)的額定功率的15%至35%,優選為20%。
4. 如前述權利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述電機(9)與作為能量儲備裝置的至少一個蓄能器(10 )連接，所述蓄能器4C供在作為電動馬達運行期間所需的能量和/或在作為發電機運行期間進行充電。
5. 如權利要求4所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器包括布置在機翼中的至少兩個蓄能器(10)。
6. 如權利要求4或5所述的飛行器，其特征在于，所述至少一個蓄能器(10 )為所述飛行器(14)的機栽電源提供能量。
7. 如前述權利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述電機(9)設計用于起動所述內燃發動機(1 )。
8. 如前述權利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述電機(9)與所述內燃發動機(1)的曲軸(8)剛性連接或者通過離合器連接。
9. 如權利要求8所述的飛行器，其特征在于，所述電機(9)布置在與所述推進器(3)相反的所述曲軸(8)的端部處。
10. 如權利要求8所述的飛行器，其特征在于，所述電機布置在位于推進器與內燃發動機之間的曲軸上。
11. 如權利要求9或10所述的飛行器，其特征在于，所述電機(9)經由推進器傳動裝置(2)或經由單獨的傳動裝置或經由皮帶傳動裝置耦聯至或者能夠耦聯至所述曲軸(8)。
12. 如前述權利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器包括控制單元(7 )，所述控制單元控制所述內燃發動機(1)的化油器(4)或噴射系統以及用于所述電機(9 )的充電電子裝置(13 )及動力電子裝置(12)。
13. 如權利要求12所述的飛行器，其特征在于，所述控制單元(7)能夠通過優選地包括單桿控制的控制元件進行操作。
14. 如權利要求12或13所述的飛行器，其特征在于，所述控制單元二刮作為發電M行之間的自動切換，
15.如前述權利要求中任一項所述的飛行器，其特征在于，所述飛行器(14)包括電動飛機、超輕型飛行器、動力三角翼、電動滑翔機、帶有輔助發動機的滑翔機、輕型運動飛行器(LSA)或超輕型飛行器(VLA)。
全文摘要
一種包括內燃發動機的飛行器，通過內燃發動機的驅動功率能夠驅動推進器，其中，內燃發動機(1)與電機(9)協同作用，在第一運行模式中，電機能夠作為電動馬達運行，而在第二運行模式中，電機能夠作為發電機運行。
文檔編號B64D27/24GK101674985SQ200880011717
公開日2010年3月17日 申請日期2008年3月29日 優先權日2007年4月11日
發明者奧利弗·賴因哈特 申請人:航空運動設備飛行設計公司