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一种包括内燃发动机的飞行器，通过内燃发动机的驱动功率能够驱动推进器，其中，内燃发动机(1)与电机(9)协同作用，在第一运行模式中，电机能够作为电动马达运行，而在第二运行模式中，电机能够作为发电机运行。

1.  一种包括内燃发动机的飞行器，通过所述内燃发动机的驱动功率能够驱动推进器，其特征在于，所述内燃发动机(1)与电机(9)协同作用，在第一运行模式中，所述电机能够作为电动马达运行，而在第二运行模式中，所述电机能够作为发电机运行。

2.  如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，在作为电动马达运行期间，所述电机(9)为所述推进器(3)提供额外的驱动功率。

3.  如权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述额外的驱动功率相当于所述内燃发动机(1)的额定功率的15％至35％，优选为20％。

4.  如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述电机(9)与作为能量储备装置的至少一个蓄能器(10)连接，所述蓄能器提供在作为电动马达运行期间所需的能量和/或在作为发电机运行期间进行充电。

5.  如权利要求4所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括布置在机翼中的至少两个蓄能器(10)。

6.  如权利要求4或5所述的飞行器，其特征在于，所述至少一个蓄能器(10)为所述飞行器(14)的机载电源提供能量。

7.  如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述电机(9)设计用于起动所述内燃发动机(1)。

8.  如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述电机(9)与所述内燃发动机(1)的曲轴(8)刚性连接或者通过离合器连接。

9.  如权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述电机(9)布置在与所述推进器(3)相反的所述曲轴(8)的端部处。

10.  如权利要求8所述的飞行器，其特征在于，所述电机布置在位于推进器与内燃发动机之间的曲轴上。

11.  如权利要求9或10所述的飞行器，其特征在于，所述电机(9)经由推进器传动装置(2)或经由单独的传动装置或经由皮带传动装置耦联至或者能够耦联至所述曲轴(8)。

12.  如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器包括控制单元(7)，所述控制单元控制所述内燃发动机(1)的化油器(4)或喷射系统以及用于所述电机(9)的充电电子装置(13)及动力电子装置(12)。

13.  如权利要求12所述的飞行器，其特征在于，所述控制单元(7)能够通过优选地包括单杆控制的控制元件进行操作。

14.  如权利要求12或13所述的飞行器，其特征在于，所述控制单元(7)设计用于特别是根据所述控制元件的位置进行在作为电动马达运行与作为发电机运行之间的自动切换。

15.  如前述权利要求中任一项所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器(14)包括电动飞机、超轻型飞行器、动力三角翼、电动滑翔机、带有辅助发动机的滑翔机、轻型运动飞行器(LSA)或超轻型飞行器(VLA)。

飞行器
技术领域
本发明涉及一种包括内燃发动机的飞行器，通过内燃发动机的驱动功率能够驱动推进器。
背景技术
在由内燃发动机驱动的飞机中，主要采用汽油发动机、柴油发动机或者二冲程发动机。在某些飞行阶段，这些内燃发动机需在增大功率的情况下运行。例如在飞行器起飞期间或者在继起飞之后的安全关键爬升阶段中，由此需要产生剩余功率。但是，内燃发动机在特别高的转速和负载下运行，由此磨损也超比例地增加。
另外，已知专门由电动马达来驱动的飞机。DE 195 12 816 A1提出了一种滑翔机，其带有包括电动马达的辅助马达，其中由设置在机翼中的电池装置确保电动马达的能量供给。
当带有内燃发动机的传统飞机需要增大的驱动功率时，到目前为止必需使用具有较大功率的内燃发动机。然而，所导致的重量上的增加已经带来对飞行器结构的更高的要求并因此导致总重量增加。
发明内容
因此，本发明的基本问题就是提供一种飞行器，其能够提供增大的驱动功率而且驱动装置的质量又不会因此而显著增大。
为了实现该目的，根据本发明，提出在如上所述的飞行器中使内燃发动机与电机协同作用，在第一运行模式中，电机能够作为电动马达运行，而在第二运行模式中，电机能够作为发电机运行。
本发明基于以下认知：电动马达能够与电机结合以形成混合动力马达，从而能够在某些运行状态下支持内燃发动机并提供增大的驱动功率。根本上，电机仅在短距离飞行阶段中使用，例如在起飞期间或爬升飞行中使用，并且然后供给关乎安全的剩余功率。优选地，额外驱动功率大约相当于内燃发动机功率的15％至35％，优选为20％。但是由电机及可能需要的其它部件导致的质量增加明显低于使用更大功率的内燃发动机时的质量增加。当不再需要额外功率时，电机切断或切换至第二运行模式并且然后作为发电机使用。电机与作为能量储备装置的至少一个蓄能器连接，这些蓄能器提供在电机作为电动马达运行期间所需的能量并能够在电机作为发电机运行期间的第二运行模式中进行充电。当充电操作结束时，能够重新获得额外的驱动功率。这样提供了在巡航中对内燃发动机更有效地加载的优点，由于内燃发动机的设计更加有利，因此燃料消耗减少。
优选地，本发明的飞行器包括布置在机翼中的两个或更多个蓄能器。这样提供了更加有利的飞行器的质量分布，使得飞行器结构能够设计得更轻，进而减少了需用功率和燃料消耗。
在本发明的飞行器中，当至少一个蓄能器为飞行器的机载电源提供能量时又获得了另一个优点。在这种情况下，能够省掉单独的蓄能器，由此飞行器的质量进一步减小。
根据本发明的改进，提出将电机设计成用于起动内燃发动机。于是电机用作起动发电机，从而能够省掉作为起动机的单独的电动马达，因此，实现驱动装置的质量的进一步减小。
在本发明的飞行器中，电机能够与内燃发动机的曲轴刚性连接或者通过离合器连接。当存在离合器时，特别有利地，仅当需要时电机才与内燃发动机连接，即仅当电机作为电动马达运行并提供增大的功率时，或者可替代地仅当电机作为发电机运行并给蓄能器充电时电机才与内燃发电机连接。在所有其它飞行状态中，电机能够断开耦联，使其不会对内燃发动机施加负载。然而，能够想到电机与内燃发动机的曲轴刚性连接的构造。电机作为额外的离心质量，具有适当设计的电机使得内燃发动机能够更平稳地运行。因此，能够省掉如在传统内燃发动机中所使用的额外的离心质量。
根据本发明的第一方面，电机布置在与推进器相反的曲轴的端部处。然而，根据一可替代的方面，电机还可以布置在位于推进器与内燃发动机之间的曲轴上。或者，电机可以经由推进器传动装置或单独的传动装置或经由皮带传动装置耦联至或者能够耦联至曲轴。
特别优选地，本发明的飞行器包括控制单元，其控制内燃发动机的化油器或喷射系统以及用于电机的充电电子装置及动力电子装置。在作为电动马达的运行期间，利用动力电子装置实现电机的致动。充电电子装置另外可包括用于监控蓄能器状态的装置。
当通过优选地包括单杆控制的控制元件操作控制单元时，实现了本发明的飞行器的尤其简单的操作。飞行员仅以常规方式操作动力杆，而电机的控制——特别是连通或断开作为电动马达的第一运行模式和连通或断开作为发动机的第二运行模式——就能够通过控制单元特别是根据优选为动力杆的控制元件的位置自动地执行。自动地实现控制和切换并且因此无需飞行员的动作，从而避免了操作失误。
本发明可用在所有由内燃发动机驱动的飞行器中，特别是电动飞机、超轻型飞行器、动力三角翼、电动滑翔机以及带有辅助发动机的滑翔机。此外，其还适用于那些允许作为轻型运动飞行器(LSA)或超轻型飞行器(VLA)的飞行器。
附图说明
将参照附图通过实施方式来说明本发明的其它优点和细节。这些附图是示意性图示，其中：
图1示出本发明飞行器的驱动装置的基本部件的框线图；
图2示出本发明飞行器的实施方式的俯视图；以及
图3示出图2中的飞行器的侧视图。
具体实施方式
图1示出本发明飞行器的驱动装置的基本部件。内燃发动机1以传统的方式经由推进器传动装置2与推进器3连接。化油器4或者可替代的喷射器连接至内燃发动机1，通过油箱5实现燃料供给。在飞行器的驾驶舱中设置有动力杆6，飞行员根据期望的需用功率操作该动力杆。动力杆6连接至控制单元7，控制单元7又与化油器4或喷射器连接。根据动力杆6的位置，控制单元7通过控制化油器4或喷射器来控制内燃发动机1的运行。
与传统的内燃发动机不同，在图1中示意性地示出，电机9连接至与推进器3相反的曲轴8的端部。经由图1中未示出的离合器实现连接，使得电机9或者与曲轴8耦联或者与曲轴8断开耦联。在第一运行模式中，电机9能够作为电动马达运行。其驱动曲轴8，从而总体上能够向推进器3提供增大的驱动功率。当电机9作为电动马达运行时，其从蓄能器10得到所需能量。在图1中，仅示意性地示出蓄能器10，优选地，设置多个蓄能器，其中每个机翼中设置有至少一个蓄能器。蓄能器10连接至用于监控蓄能器的单元11，单元11与动力电子装置12和充电电子装置13连接。上述控制单元7同样与动力电子装置12和充电电子装置13连接。
在第一运行模式中，当电机9作为电动马达运行时，动力电子装置12所需的能量由蓄能器10提供。当电机9作为电动马达运行时，在内燃发动机1未过载的情况下，驱动装置提供增大的峰值功率。该增大的峰值功率是例如在起飞期间或者在安全关键爬升阶段期间所需的。随后，飞行员将通过动力杆6选择较小的功率。通过控制单元7，记录动力杆6的位置变化，而且电机9不再在作为电动马达的第一运行模式中运行。电机或者通过设置在曲轴8上的离合器与内燃发动机断开耦联，或者将电机9切换至第二运行模式，在第二运行模式中，电机9作为发电机运行。当作为发电机运行时，电机9由曲轴8来驱动，曲轴8由内燃发动机1来驱动。蓄能器10的充电通过充电电子装置13和用于监控蓄能器的装置11来控制。当蓄能器10达到限定的充电状态时，电机9能够被切断或者与曲轴8断开耦联。
图2和图3以俯视图和侧视图示出飞行器14。如图2中最佳示出，蓄能器10位于各机翼内部，在翼梁之前而且在油箱5旁边。内燃发动机和电机9位于飞行器前端并驱动推进器3。动力电子装置12和充电电子装置13设置在电机9附近。动力杆6位于驾驶舱中。
蓄能器10还供应飞行器14的机载电源。电机9还用于起动内燃发动机1，因而不存在单独的起动机。