DE102021111183A1

DE102021111183A1 - Solar powered aircraft

Info

Publication number: DE102021111183A1
Application number: DE102021111183.8A
Authority: DE
Inventors: Holger Schumann; Jörg Brauchle
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2021-04-30
Filing date: 2021-04-30
Publication date: 2022-11-03

Abstract

Die Erfindung betrifft ein solarbetriebenes Luftfahrzeug mit- wenigstens einem länglich erstreckenden, schlauchförmigen Rumpf, an dem eine auftriebserzeugende Flügelanordnung befestigt ist, die zusammen mit dem Rumpf eine äußere Strömungsoberfläche des Luftfahrzeuges bildet,- eine elektrisch betriebene Antriebsvorrichtung, die mittels elektrischer Energie einen Vortrieb des Luftfahrzeuges erzeugt,- eine Solarzellenanordnung mit einer Mehrzahl von Solarzellen, die Sonnenlicht in elektrische Energie zur elektrischen Versorgung der Antriebsvorrichtung umwandelt, und- wenigstens einem an dem Luftfahrzeug angeordneten Nutzlastcontainer, der einen Teil der äußeren Strömungsoberfläche des Luftfahrzeuges bildet und im Inneren einen Hohlraum zur Unterbringung mindestens einer Nutzlast aufweist, dadurch gekennzeichnet, dass Solarzellen der Solarzellenanordnung an dem Nutzlastcontainer derart angeordnet sind, dass diese mindestens einen Teil der äußeren Strömungsoberfläche des Nutzlastcontainers bilden.The invention relates to a solar-powered aircraft with- at least one elongate, tubular fuselage, to which a lift-generating wing arrangement is attached, which together with the fuselage forms an outer flow surface of the aircraft,- an electrically powered drive device that propels the aircraft by means of electrical energy generated, - a solar cell arrangement with a plurality of solar cells, which converts sunlight into electrical energy for the electrical supply of the drive device, and - at least one payload container arranged on the aircraft, which forms part of the outer flow surface of the aircraft and inside a cavity for accommodating at least having a payload, characterized in that solar cells of the solar cell array are arranged on the payload container in such a way that they cover at least part of the outer flow surface of the payload container form.

Description

Die Erfindung betrifft ein solarbetriebenes Luftfahrzeug für den insbesondere autarken Betrieb in der Luft, bspw. in Form eines UAV Unmanned Aerial Vehicle), wobei das solarbetriebene Luftfahrzeug gattungsgemäß einen Rumpf, eine an dem Rumpf befestigte Flügelanordnung, eine elektrisch betriebene Antriebsvorrichtung, eine Solarzellenanordnung zur elektrischen Versorgung der Antriebsvorrichtung und wenigstens einen Nutzlastcontainer aufweist.The invention relates to a solar-powered aircraft for particularly self-sufficient operation in the air, e.g. in the form of a UAV unmanned aerial vehicle), the solar-powered aircraft generically having a fuselage, a wing assembly attached to the fuselage, an electrically powered drive device, a solar cell assembly for electrical Supply of the drive device and has at least one payload container.

Luftfahrzeuge mit Starrflügeln erzeugen ihren Auftrieb durch eine hinreichende Anströmung der meist seitlich von dem Rumpf des Luftfahrzeuges abragenden Flügel bzw. Flügelanordnungen. Die Flügel bzw. Flügelanordnungen weisen dabei eine aerodynamische Profilform auf, die dafür sorgt, dass bei einer hinreichend schnellen Anströmung der umgebenden Luftschichten eine Auftriebskraft erzeugt wird, die das Luftfahrzeug in der Luft hält. Um eine solche Anströmung bei Starrflüglern mit einer Geschwindigkeit zu erreichen, die dafür sorgt, dass die aerodynamische Profilform der Flügel eine hinreichende Auftriebskraft erzeugt, muss mithilfe einer Antriebsvorrichtung dauerhaft ein Vortrieb des Luftfahrzeuges erzeugt werden, der das Flugzeug konstant oberhalb der minimalen Vortriebgeschwindigkeit bei gleichbleibender Höhe hält.Aircraft with fixed wings generate their lift by sufficient inflow onto the wings or wing assemblies, which usually protrude laterally from the fuselage of the aircraft. The wings or wing arrangements have an aerodynamic profile shape that ensures that when the surrounding air layers are flowed at sufficiently quickly, a lift force is generated that keeps the aircraft in the air. In order to achieve such an inflow on fixed-wing aircraft at a speed that ensures that the aerodynamic profile shape of the wings generates sufficient lift, a propulsion device must be used to permanently generate aircraft propulsion that keeps the aircraft constantly above the minimum propulsion speed at the same altitude holds.

Die Mehrzahl solcher Antriebsvorrichtungen für Flugzeuge beruht auf dem Prinzip von Verbrennungsmotoren oder Strahltriebwerken, bei denen durch die Verbrennung von Treibstoff (auf Basis fossiler Brennstoffe) ein Vortrieb erzeugt wird. Nachteilig hierbei ist es, dass neben der hohen Umweltbelastung aufgrund der bei der Verbrennung des Treibstoffes entstehenden Abgase der benötigte Treibstoff während des gesamten Flugbetriebes einschließlich einer Sicherheitsreserve mitgeführt werden muss, und per se nicht unendlich zur Verfügung steht.The majority of such propulsion devices for aircraft is based on the principle of internal combustion engines or jet engines, in which propulsion is generated by burning fuel (based on fossil fuels). The disadvantage here is that, in addition to the high environmental impact due to the exhaust gases produced during the combustion of the fuel, the required fuel must be carried along during the entire flight operation, including a safety reserve, and per se is not available indefinitely.

Bei solarbetriebenen Flugzeugen hingegen wird die für die Antriebsvorrichtung benötigte Energie mithilfe von Solarzellen durch Umwandlung des Sonnenlichts in elektrische Energie bereitgestellt, die auf der Außenseite des Flugzeuges angeordnet werden. Insbesondere Flügel eignen sich aufgrund der flächigen Form besonders zur Anordnung der Solarzellen, um die benötigte elektrische Energie zu erzeugen. Solche solarbetriebenen Flugzeuge weisen darüber hinaus eine elektrisch betriebene Antriebsvorrichtung auf, die mit elektrischer Energie versorgt wird, die aus der Umwandlung des Sonnenlichts in elektrische Energie mithilfe der Solarzellen bereitgestellt wird. Die aus den Solarzellen gewonnene elektrische Energie kann dabei auch bedarfsweise in einen mitgeführten elektrischen Energiespeicher eingespeist werden, um so beispielsweise einen Flugbetrieb über Nacht aufrechterhalten zu können.In the case of solar-powered aircraft, on the other hand, the energy required for the propulsion device is provided by converting sunlight into electrical energy using solar cells, which are arranged on the outside of the aircraft. Due to their flat shape, wings in particular are particularly suitable for arranging the solar cells in order to generate the required electrical energy. Such solar-powered aircraft also have an electrically-powered propulsion device that is powered by electrical energy provided by converting sunlight into electrical energy using the solar cells. The electrical energy obtained from the solar cells can also be fed into an electrical energy store that is carried along, for example, in order to be able to maintain flight operations overnight.

Der Vorteil derartiger solarbetriebener Flugzeuge ist, dass kein zusätzlicher Treibstoff mitgeführt werden muss, der zur Neige gehen kann und damit den Flugbetrieb unterbricht. Allerdings muss bei solarbetriebenen Flugzeugen immer sichergestellt werden, dass die Solarzellen zur Sonne hin günstig ausgerichtet sind, um eine hinreichende elektrische Energiemenge erzeugen zu können. Sind die Solarzellen beispielsweise an der Flügeloberseite angeordnet, so können sie bei tiefstehender Sonne nicht genug elektrische Energie erzeugen, um das solarbetriebene Flugzeug in der Luft zu halten.The advantage of such solar-powered aircraft is that no additional fuel has to be carried, which can run out and thus interrupt flight operations. However, with solar-powered aircraft, it must always be ensured that the solar cells are aligned favorably towards the sun in order to be able to generate a sufficient amount of electrical energy. If the solar cells are arranged on the upper side of the wings, for example, they cannot generate enough electrical energy to keep the solar-powered aircraft in the air when the sun is low in the sky.

Der Energieertrag hängt dabei neben dem Wirkungsgrad der Solarzellen und deren Fläche insbesondere vom Winkel zwischen Sonne und Solarzelle ab. Je kleiner dieser Winkel ist, z.B. während Tagesrandzeiten in hohen Breitengraden, wird dieser Winkel und somit der Energieertrag zunehmend kleiner. Um einen möglichst hohen Wirkungsgrad zu erreichen, müsste der Winkel ständig lotrecht zur Sonne gehalten werden, was in der Praxis jedoch nicht umgesetzt werden kann, da das Luftfahrzeug zu diesem Zweck kontinuierlich eine energetisch ungünstige Fluglage einnehmen müsste.In addition to the efficiency of the solar cells and their area, the energy yield depends in particular on the angle between the sun and the solar cell. The smaller this angle is, e.g. during off-peak times in high latitudes, this angle and thus the energy yield becomes increasingly smaller. In order to achieve the highest possible efficiency, the angle would have to be kept perpendicular to the sun at all times, but this cannot be implemented in practice, since the aircraft would have to continuously assume an energetically unfavorable flight attitude for this purpose.

Je länger und je effektiver Energie akkumuliert werden kann, umso weniger Speicherkapazität für elektrische Energie muss in dem Luftfahrzeug mitgeführt werden. Diese freiwerdenden Gewichtsressourcen können genutzt werden, um z.B. die Strukturfestigkeit des Luftfahrzeuges und somit die Turbulenzsicherheit zu erhöhen oder weitere Komponenten oder leistungsfähigere Komponenten mitzuführen.The longer and the more effectively energy can be accumulated, the less storage capacity for electrical energy has to be carried in the aircraft. These weight resources that are freed up can be used, for example, to increase the structural strength of the aircraft and thus turbulence safety or to carry additional components or more powerful components.

In der US 9 604 715 A1 ist ein segmentierter Flügel eines solarbetriebenen Flugzeuges beschrieben, bei dem sich die Klappen um die Nick-Achse ausrichten lassen. Dies hat jedoch direkt aerodynamische Effekte durch Erhöhung des Luftwiderstandes zur Folge und lässt sich lediglich für relativ kleine Winkel nutzen.In the U.S. 9,604,715 A1 describes a segmented wing of a solar-powered aircraft in which the flaps can be aligned about the pitch axis. However, this directly results in aerodynamic effects by increasing air resistance and can only be used for relatively small angles.

Die US 2012 091 267 A1 zeigt ein solargestütztes Flugzeug, bei dem die Flügelsegmente drehbar verbunden sind. Eine sogenannte Z-Konfiguration erlaubt es, die Flügelteile und somit die Solarpanel bezüglich der tiefstehenden Sonne besser ausrichten zu können. Dieses höchst komplexe System regelungs-, struktur- und flugtechnisch jedoch umzusetzen, ist derzeit noch mit einem immensen Aufwand verbunden.the U.S. 2012 091 267 A1 shows a solar-assisted aircraft in which the wing segments are pivotally connected. A so-called Z-configuration allows the wing parts and thus the solar panels to be covered to be able to align better with the low sun. However, implementing this highly complex system in terms of control, structure and flight technology is currently still associated with immense effort.

Die EP 2 759 469 A1 beschreibt ein Flugobjekt, welches drehbar angeordnete Solarpanel aufweist, die von einer flexiblen, transluzenten Hülle umgeben sind. Die Hülle passt sich dabei adaptiv dem erforderlichen Raumbedarf des Solarpanels an, was bei tiefem Sonnenstand ein fast senkrecht stehendes Solarpanel und somit einen besonders hohen Raumbedarf erfordert, wodurch signifikant der Luftwiderstand steigt. Diese Effizienzreduktion ist durch Erhöhung der Antriebsleistung und somit relevantem Mehrverbrauch von elektrischer Energie zu kompensieren.the EP 2 759 469 A1 describes a flying object that has rotatable solar panels that are surrounded by a flexible, translucent shell. The shell adapts itself to the space required by the solar panel, which when the sun is low requires an almost vertical solar panel and thus a particularly high space requirement, which significantly increases the air resistance. This reduction in efficiency must be compensated for by increasing the drive power and thus the relevant additional consumption of electrical energy.

Aus der US 7 762 495 B2 ist ein solarbetriebenes Flugzeug bekannt, bei der die Solarpanel unabhängig von den Flügeln am Rumpf montiert sind und zur Sonne ausgerichtet werden können. Darüber hinaus wird das Heck des Flugobjektes als Kreuz aufgebaut und ist ebenfalls drehbar gelagert. Zwar können hierdurch die Solarpanel immer optimal zum Sonnenstand ausgerichtet werden. Allerdings erfordert diese Konstruktion erhebliche strukturelle Veränderungen einschließlich zusätzlicher Masse für die Tragkonstruktion, sodass Kosten und Nutzen in keinem günstigen Verhältnis stehen.From the U.S. 7,762,495 B2 a solar-powered aircraft is known in which the solar panels are mounted on the fuselage independently of the wings and can be aligned to the sun. In addition, the tail of the flying object is constructed as a cross and is also rotatably mounted. This means that the solar panels can always be optimally aligned to the position of the sun. However, this design requires significant structural changes, including additional mass for the supporting structure, so that the cost-benefit ratio is not favourable.

Vor diesem Hintergrund ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein verbessertes solarbetriebenes Luftfahrzeug anzugeben, bei dem der Energieertrag der Solarzellen ohne nennenswerte strukturelle Veränderungen erhöht werden kann.Against this background, it is the object of the present invention to specify an improved solar-powered aircraft in which the energy yield of the solar cells can be increased without significant structural changes.

Die Aufgabe wird mit dem solarbetriebenen Luftfahrzeug gemäß Anspruch 1 erfindungsgemäß gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung finden sich in den entsprechenden Unteransprüchen.The object is achieved with the solar-powered aircraft according to claim 1 according to the invention. Advantageous configurations of the invention can be found in the corresponding subclaims.

Gemäß Patentanspruch 1 wird ein solarbetriebenes Luftfahrzeug beansprucht, welches gattungsgemäß wenigstens einen sich länglich erstreckenden Rumpf (meist schlauch- oder rohrförmig) hat, an dem eine auftriebserzeugende Flügelanordnung befestigt ist, die zusammen mit dem Rumpf eine äußere Strömungsoberfläche des Luftfahrzeuges bildet. Die auftriebserzeugende Flügelanordnung kann dabei aus einem oder mehreren Starrflügeln bestehen, die seitlich von dem Rumpf abstehen und eine aerodynamische Profilform aufweisen, die bei Anströmung durch die umgebenden Luftmassen eine Auftriebskraft zur Flugfähigkeit des Luftfahrzeuges erzeugt. Das solarbetriebene Luftfahrzeug weist des Weiteren eine elektrisch betriebene Antriebsvorrichtung auf, die bei Versorgung mit elektrischer Energie einen Vortrieb des Luftfahrzeuges erzeugt. Eine solche elektrisch betriebene Antriebsvorrichtung kann beispielsweise ein Elektromotor sein, an dem ein Rotor mit einer Mehrzahl von Rotorblättern angeordnet ist, die bei Drehbewegung eine Vortriebskraft erzeugen. Des Weiteren weist das solarbetriebene Luftfahrzeug eine Solarzellenanordnung mit einer Mehrzahl von Solarzellen auf, die Sonnenlicht in elektrische Energie zur elektrischen Versorgung der Antriebsvorrichtung umwandelt. Die durch die Solarzellen aus dem Sonnenlicht umgewandelte elektrische Energie kann dabei direkt zur Versorgung der Antriebsvorrichtung oder unter Zwischenschaltung eines elektrischen Energiespeichers genutzt werden. Ein solches solarbetriebenes Luftfahrzeug kann dabei gattungsgemäß noch weitere Elemente enthalten, wie beispielsweise eine Steuerungselektronik, Aktuatoren und Gestänge sowie bewegliche Steuerflächen, um das Luftfahrzeug manövrieren zu können. Elektronische Bauelemente können dabei ebenfalls mit der umgewandelten elektrischen Energie der Solarzellen elektrisch versorgt werden.According to claim 1, a solar-powered aircraft is claimed, which generically has at least one elongated fuselage (usually tubular) to which a lift-generating wing assembly is attached, which together with the fuselage forms an outer flow surface of the aircraft. The lift-generating wing arrangement can consist of one or more fixed wings that protrude laterally from the fuselage and have an aerodynamic profile shape that generates a lift force for the aircraft to be able to fly when the surrounding air masses flow against it. The solar-powered aircraft also has an electrically operated drive device which propels the aircraft when supplied with electrical energy. Such an electrically operated drive device can be an electric motor, for example, on which a rotor with a plurality of rotor blades is arranged, which generate a propulsive force during rotary movement. Furthermore, the solar-powered aircraft has a solar cell arrangement with a plurality of solar cells, which converts sunlight into electrical energy for the electrical supply of the drive device. The electrical energy converted from the sunlight by the solar cells can be used directly to supply the drive device or with the interposition of an electrical energy store. Such a solar-powered aircraft can also contain other elements of the generic type, such as control electronics, actuators and linkages, as well as movable control surfaces, in order to be able to maneuver the aircraft. Electronic components can also be electrically supplied with the converted electrical energy of the solar cells.

Derartige solarbetriebene Luftfahrzeuge weisen gattungsgemäß des Weiteren in der Regel wenigstens einen an dem Luftfahrzeug angeordneten Nutzlastcontainer auf, der einen Teil der äußeren Strömungsoberfläche des Luftfahrzeuges bildet und im Inneren einen Hohlraum zur Unterbringung wenigstens einer Nutzlast aufweist. Ein solcher Nutzlastcontainer bei solarbetriebenen Luftfahrzeugen weist dabei eine aerodynamisch günstige Außenform, wie beispielsweise eine ellipsoide oder tropfenförmige Außenform auf und ist bevorzugt an dem Rumpf des solarbetriebenen Luftfahrzeuges angeordnet. In dem Nutzlastcontainer können des Weiteren neben der mindestens einen Nutzlast auch für den Flugbetrieb notwendige Bauelemente untergebracht sein, wie beispielsweise Steuerungselektronik, Batterien, Energiespeicher und/oder Aktuatoren usw.Such solar-powered aircraft generally also have at least one payload container arranged on the aircraft, which forms part of the outer flow surface of the aircraft and has a cavity inside for accommodating at least one payload. Such a payload container in solar-powered aircraft has an aerodynamically favorable external shape, such as an ellipsoidal or teardrop-shaped external shape, and is preferably arranged on the fuselage of the solar-powered aircraft. In addition to the at least one payload, the payload container can also accommodate components required for flight operations, such as control electronics, batteries, energy stores and/or actuators, etc.

Erfindungsgemäß ist nun vorgesehen, dass Solarzellen der Solarzellenanordnung an dem Nutzlastcontainer derart angeordnet sind, dass diese mindestens einen Teil der äußeren Strömungsoberfläche des Nutzlastcontainers bilden.According to the invention, it is now provided that solar cells of the solar cell arrangement are arranged on the payload container in such a way that they form at least part of the outer flow surface of the payload container.

Erfindungsgemäß wird somit der bei solarbetriebenen Luftfahrzeugen in der Regel sowieso vorhandene Nutzlastcontainer genutzt, um zumindest einen Teil seiner äußeren Strömungsoberfläche mit Solarzellen zu besetzen, wodurch mehr Fläche zur Generierung von elektrischer Energie aus Sonnenlicht bereitgestellt werden kann. Es wird sich hierbei der Umstand zunutze gemacht, dass bei Nutzlastcontainern zumindest immer ein gewisser Teil der äußeren Strömungsoberfläche des Nutzlastcontainers eine direkte Sonneneinstrahlung verzeichnet, sodass auch bei für auf Flügeln angeordneten Solarzellen ungünstigen Einstrahlwinkeln eine energetisch günstigere Ausrichtung zur Sonne realisiert werden kann. Wird nun die gesamte Strömungsoberfläche des Nutzlastcontainers mit Solarzellen bestückt, so wird immer für einen gewissen Anteil der an dem Nutzlastcontainer vorgesehenen Solarzellen eine lotrechte Einstrahlung des Sonnenlichts erhalten, sodass signifikant zusätzliche elektrische Energie generiert werden kann, ohne das Flugzeug dafür manövrieren zu müssen. Es hat sich hierbei überraschenderweise gezeigt, dass der zu betreibende Aufwand zur Bestückung des Nutzlastcontainers mit Solarzellen bei weitem zu rechtfertigen ist im Verhältnis zur hierdurch bereitgestellten elektrischen Energie der Solarzellen.According to the invention, the payload container that is usually present in solar-powered aircraft anyway is used to cover at least part of its outer flow surface with a solar cell len to occupy, whereby more space can be provided for generating electrical energy from sunlight. Here, use is made of the fact that in the case of payload containers, at least a certain part of the outer flow surface of the payload container is exposed to direct solar radiation, so that even with unfavorable radiation angles for solar cells arranged on wings, an energetically more favorable orientation to the sun can be achieved. If the entire flow surface of the payload container is now equipped with solar cells, a certain proportion of the solar cells provided on the payload container will always receive a vertical irradiation of the sunlight, so that significant additional electrical energy can be generated without having to maneuver the aircraft. Surprisingly, it has been shown here that the effort required to equip the payload container with solar cells can by far be justified in relation to the electrical energy provided by the solar cells as a result.

Dabei bilden die Solarzellen einen Teil der äußeren Strömungsoberfläche des Nutzlastcontainers, wodurch weder eine komplexe und fehleranfällige Konstruktion des Fluggerätes erforderlich wird noch Platz im Inneren des Nutzlastcontainers hierdurch besetzt wird. Die Erfindung nutzt dabei ausschließlich Flächen zur zusätzlichen Energiegewinnung, welche in jedem Fall vorhanden sind. Auf diese Weise wird zusätzlicher Luftwiderstand und folglich zusätzlicher Energieverbrauch vermieden. Der hinzugewonnene Energieeintrag kann fast vollständig in Nutzpotenzial umgesetzt werden. Auch störende aerodynamische Effekte (beispielsweise durch Erhöhung des Luftwiderstandes), wie sie aus dem Stand der Technik bekannt sind, werden vermieden bzw. sind je nach Ausgestaltung der Erfindung problemlos beherrschbar.The solar cells form part of the outer flow surface of the payload container, which means that neither a complex and error-prone construction of the aircraft is required, nor does this take up space inside the payload container. The invention uses only areas for additional energy generation, which are present in any case. In this way, additional air resistance and consequent additional energy consumption is avoided. The energy input gained can be converted almost entirely into useful potential. Disturbing aerodynamic effects (for example due to an increase in air resistance), as are known from the prior art, are also avoided or, depending on the configuration of the invention, can be controlled without any problems.

Bei einer vollständigen Abdeckung der äußeren Oberfläche des Nutzlastcontainers mit Solarzellen kann somit stets eine optimale, also lotrecht zur Sonne ausgerichtete Einstrahlung auf einen gewissen Teil der Solarzellen realisiert werden, wodurch stets elektrische Energie umgewandelt und bereitgestellt werden kann. Hierdurch wird es möglich, zusätzliche Flugmanöver durchzuführen, zusätzliche Nutzlasten mit elektrischer Energie zu versorgen und so das Einsatzspektrum des solarbetriebenen Luftfahrzeuges zu erweitern und/oder zusätzliche Missionszeit zu erhalten.If the outer surface of the payload container is completely covered with solar cells, optimal irradiation, i.e. irradiation perpendicular to the sun, can always be achieved on a certain part of the solar cells, which means that electrical energy can always be converted and made available. This makes it possible to carry out additional flight maneuvers, to supply additional payloads with electrical energy and thus to expand the range of applications of the solar-powered aircraft and/or to obtain additional mission time.

Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass der Nutzlastcontainer am Rumpf des Luftfahrzeuges angeordnet ist. Dies ist in der Regel die am häufigsten verwendete Konstruktion, da hierdurch lasttechnisch günstig der Nutzlastcontainer getragen werden kann. Bei dieser Konstruktion ist zumindest immer ein gewisser Anteil der äußeren Oberfläche des Nutzlastcontainers zur Sonne ausgerichtet und wird nur sehr selten von anderen Objekten des solarbetriebene Luftfahrzeuges abgedeckt. Dies ist insbesondere dann der Fall, wenn der Nutzlastcontainer in einem Bugbereich des Rumpfes angeordnet ist oder wenn der Nutzlastcontainer den Bug des Rumpfes bildet. Hierbei steht der Nutzlastcontainer meist über die Flügelanordnung in Flugrichtung hinaus, wodurch eine optimale Sonneneinstrahlung gewährleistet werden kann.According to one embodiment it is provided that the payload container is arranged on the fuselage of the aircraft. As a rule, this is the most frequently used construction, since the payload container can be carried in this way in terms of load technology. With this design, at least some portion of the exterior surface of the payload container is always exposed to the sun and is very rarely covered by other objects on the solar powered aircraft. This is the case in particular when the payload container is arranged in a bow area of the fuselage or when the payload container forms the bow of the fuselage. In this case, the payload container usually protrudes beyond the wing arrangement in the direction of flight, which means that optimal solar radiation can be guaranteed.

Gemäß einer Ausführungsform hierzu ist vorgesehen, dass der Nutzlastcontainer um eine Längsachse drehbar an dem Rumpf angeordnet ist. Bei dieser Ausführungsform kann der Nutzlastcontainer um seine Längsachse gedreht werden, wodurch nur ein gewisser Teil der äußeren Oberfläche des Nutzlastcontainers mit Solarzellen bestückt werden muss (vorzugsweise eine gesamte Hälfte des Nutzlastcontainers). Durch die drehbare Lagerung kann der Nutzlastcontainer stets so eingestellt werden, dass die mit den Solarzellen bestückte Fläche bzw. Seite des Nutzlastcontainers stets optimal zur Sonne ausgerichtet ist und so eine optimale Energiegewinnung erzielt werden kann.According to one embodiment of this, it is provided that the payload container is arranged on the fuselage so that it can rotate about a longitudinal axis. In this embodiment, the payload container can be rotated about its longitudinal axis, as a result of which only a certain part of the outer surface of the payload container has to be equipped with solar cells (preferably an entire half of the payload container). Due to the rotatable mounting, the payload container can always be adjusted in such a way that the surface or side of the payload container equipped with the solar cells is always optimally aligned to the sun and thus optimal energy generation can be achieved.

Diese Ausführungsform der drehbaren Lagerung ist besonders dann vorteilhaft, wenn der Nutzlastcontainer am Bug des Luftfahrzeuges angeordnet ist bzw. den Bug des Luftfahrzeuges bildet und so stets optimal zur Sonne hinsichtlich der Solarzellen ausgerichtet werden kann. Hierfür ist eine Aktuatorvorrichtung vorgesehen, die zwischen dem Nutzlastcontainer und dem Rumpf des Luftfahrzeuges angeordnet und so ausgebildet ist, den Nutzlastcontainer gegenüber dem Rumpf um die Längsachse relativ zu drehen. Der Vorteil hierbei ist, dass das solarbetriebene Luftfahrzeug seine Fluglage nicht zu ändern braucht, um eine optimale Energiegewinnung durch die Solarzellen zu gewährleisten. Vielmehr wird durch das Drehen des Nutzlastcontainers um seine Längsachse die mit den Solarzellen bestückte Fläche der äußeren Strömungsoberfläche stets optimal zur Sonne ausgerichtet und kann so den maximalen Energieeintrag gewährleisten. Die damit einhergehenden aerodynamischen Effekte durch das Drehen des Nutzlastcontainers sind insoweit vernachlässigbar, da lediglich ein minimales Drehmoment auf das Flugzeug einwirkt. Diese minimalen Drehmomente muss der Regelkreis des Flugzeuges weder ausgleichen noch muss die Struktur des Flugzeuges dafür signifikant verändert werden.This embodiment of the rotatable mounting is particularly advantageous when the payload container is arranged at the front of the aircraft or forms the front of the aircraft and can thus always be optimally aligned to the sun with regard to the solar cells. An actuator device is provided for this purpose, which is arranged between the payload container and the fuselage of the aircraft and is designed to rotate the payload container relative to the fuselage about the longitudinal axis. The advantage of this is that the solar-powered aircraft does not need to change its flight attitude in order to ensure optimal energy production through the solar cells. Rather, by turning the payload container around its longitudinal axis, the area of the outer flow surface equipped with the solar cells is always optimally aligned to the sun and can thus ensure the maximum energy input. The associated aerodynamic effects caused by the turning of the payload container are negligible insofar as only a minimal torque acts on the aircraft. The control circuit of the aircraft does not have to compensate for these minimal torques, nor does the structure of the aircraft have to be significantly changed to do so.

Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass zumindest ein Teil der Antriebsvorrichtung zwischen Rumpf und Nutzlastcontainer angeordnet ist. Bei solarbetriebenen Luftfahrzeugen wird besonderes Augenmerk auf Gewichtsreduzierung gelegt. Aus diesem Grund werden schwere Komponenten wie Aktuatoren, Gelenke und Steuerstreben dort platziert, wo die Last strukturell günstig einzuleiten ist. Zu diesen Regionen zählt das vordere Ende des Rumpfes, während äußere Bereiche der Tragflächen und das Heck nicht dazu zählen. Um den Flugbetrieb weiter zu verbessern, ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass Teile der Antriebsvorrichtung bzw. die gesamte Antriebsvorrichtung günstig zwischen Rumpf und Nutzlastcontainer angeordnet sind, sodass keine weitere Tragstruktur für entfernte Lasten und massereiche Verkabelung für Aktuatoren vorzusehen ist. Dies ist besonders dann vorteilhaft, wenn der Nutzlastcontainer drehbar gelagert ist, da hierfür ein minimaler struktureller Eingriff in das Luftfahrzeug notwendig wird, der zur Anordnung des Antriebs in diesem Bereich genutzt werden kann.According to one embodiment, it is provided that at least part of the drive device is arranged between the fuselage and the payload container. In the case of solar-powered aircraft, special attention is paid to weight reduction. For this reason, heavy components such as actuators, joints and control struts are placed where the load can be introduced in a structurally favorable manner. These regions include the front end of the fuselage, while the outer portions of the wings and the tail do not. In order to further improve flight operations, it is provided according to the invention that parts of the drive device or the entire drive device are arranged favorably between the fuselage and payload container, so that no further support structure for remote loads and massive cabling for actuators needs to be provided. This is particularly advantageous when the payload container is rotatably mounted, since this requires minimal structural intervention in the aircraft, which can be used to arrange the drive in this area.

Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass der Nutzlastcontainer eine ellipsoide oder tropfenförmige Außenform aufweist. Der Nutzlastcontainer sollte dabei insoweit symmetrisch bzw. halbsymmetrisch sein und kann aus zwei Halbschalen zusammengesetzt sein. Bei der drehbaren Lagerung braucht dabei nur eine Halbschale mit Solarzellen bestückt zu werden. Die ellipsoide oder tropfenförmige Außenform hat dabei den Vorteil, dass der Luftwiderstand so weit wie möglich reduziert werden kann. Allerdings erhöht sich hierdurch der Aufwand bei der Anordnung der Solarzellen als äußere Strömungsoberfläche an dem Nutzlastcontainer.According to one embodiment, it is provided that the payload container has an ellipsoidal or teardrop-shaped outer shape. The payload container should be symmetrical or semi-symmetrical and can be composed of two half-shells. In the case of rotatable storage, only one half-shell needs to be equipped with solar cells. The elliptical or drop-shaped outer shape has the advantage that air resistance can be reduced as much as possible. However, this increases the effort involved in arranging the solar cells as the outer flow surface on the payload container.

Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass der Nutzlastcontainer eine größere maximale Ausdehnung quer zu seiner Längsachse aufweist als die maximale Ausdehnung quer zur Längsachse des Rumpfes ist. Hierdurch kann ein größerer Raum für die Nutzlast im Inneren des Nutzlastcontainer bereitgestellt und gleichzeitig mehr Fläche für die Solarzellen zur Verfügung gestellt werden.According to one embodiment, it is provided that the payload container has a greater maximum extent transverse to its longitudinal axis than the maximum extent transverse to the longitudinal axis of the fuselage. As a result, a larger space can be provided for the payload inside the payload container and, at the same time, more area can be made available for the solar cells.

Gemäß einer Ausführungsform ist vorgesehen, dass ein elektrischer Energiespeicher an dem Luftfahrzeug angeordnet ist, wobei das Luftfahrzeug eingerichtet ist, die durch die Solarzellen aus dem Sonnenlicht umgewandelte elektrische Energie bedarfsweise in den elektrischen Energiespeicher einzuspeisen und die elektrisch betriebene Antriebsvorrichtung mit elektrischer Energie aus dem elektrischen Energiespeicher zu versorgen.According to one embodiment, it is provided that an electrical energy store is arranged on the aircraft, the aircraft being set up to feed the electrical energy converted from the sunlight by the solar cells into the electrical energy store as required, and the electrically operated drive device to be supplied with electrical energy from the electrical energy store to supply.

Hierdurch kann eine autarke Solarplattform bereitgestellt werden, die nahezu unbegrenzt im Luftbetrieb verbleiben kann. Eine solche Solarplattform kann dabei so ausgelegt sein, dass sie nachts nicht unter eine gewisse Flughöhe sinkt. Am Folgetag werden die Energiespeicher geladen und Höhe aufgebaut, sodass in der kommenden Nacht erneut bis auf einen gewissen Mindestwert gesunken werden kann. Sollte es erforderlich sein, die zur Verfügung stehende elektrische Energie zu priorisieren (z.B. energieintensive Manöver, energieintensiver Nutzlastbetrieb, etc.), so ist es möglich, die Solarzellen zusätzlich um die Mittagsstunde optimal zur Sonne auszurichten, sodass die zusätzlich gewonnene elektrische Energie in derartige Priorisierungen geleitet werden kann. Wird stattdessen in den Aufbau von Höhe investiert, so steht am Folgetag mehr Energie für andere Zwecke zur Verfügung, da morgens bereits von einer größeren Höhe aus zum Höhenaufbau gestartet wird oder durch Herabgleiten während der Nacht weniger Energie aus dem Energiespeicher verbraucht wird, wodurch am Folgetag mehr Energie zur Verfügung steht.As a result, a self-sufficient solar platform can be provided, which can remain in air operation almost indefinitely. Such a solar platform can be designed in such a way that it does not drop below a certain altitude at night. On the following day, the energy stores are charged and altitude is built up, so that the following night it can be reduced again to a certain minimum value. Should it be necessary to prioritize the available electrical energy (e.g. energy-intensive maneuvers, energy-intensive payload operation, etc.), it is possible to also optimally align the solar cells to the sun around midday, so that the additional electrical energy generated can be used in such prioritizations can be directed. If you instead invest in building up height, more energy is available for other purposes the following day, since you start from a greater height in the morning to build up height or by gliding down during the night less energy is consumed from the energy store, which means that the following day more energy is available.

Das erfindungsgemäße solarbetriebene Luftfahrzeug ist dabei vorteilhafterweise ein autonom fliegendes Luftfahrzeug (auch UAV genannt).The solar-powered aircraft according to the invention is advantageously an autonomously flying aircraft (also called a UAV).

Die Erfindung wird anhand der beigefügten Figuren beispielhaft erläutert. Es zeigen:

1 Darstellung eines solarbetriebenen Luftfahrzeuges mit Nutzlastcontainer
2 Schnittdarstellung eines solchen Nutzlastcontainers
3 Darstellung einer Ausführungsform mit drehbar gelagerten Nutzlastcontainer

The invention is explained by way of example with reference to the accompanying figures. Show it:

1 Representation of a solar-powered aircraft with payload container
2 Sectional view of such a payload container
3 Representation of an embodiment with a rotatably mounted payload container

1 zeigt ein solarbetriebenes Luftfahrzeug 10 in einer einfachen Darstellung, wobei das solarbetriebene Luftfahrzeug 10 einen Rumpf 11, eine an dem Rumpf 11 angeordnete Flügelanordnung 12 und ein Heck 13 aufweist, an dem die Steuerflächen (Seitenruder und Höhenruder) angeordnet sind. Am Bug 14 des solarbetriebene Luftfahrzeuges 10 befindet sich der Nutzlastcontainer 15, der an dem Rumpf 11 in Erstreckung der Längsachse des Rumpfes 11 befestigt ist. 1 1 shows a solar powered aircraft 10 in a simple representation, the solar powered aircraft 10 having a fuselage 11, a wing assembly 12 arranged on the fuselage 11 and a tail 13 on which the control surfaces (rudder and elevator) are arranged. The payload container 15 is located at the bow 14 of the solar-powered aircraft 10 and is attached to the fuselage 11 along the longitudinal axis of the fuselage 11 .

An der Flügelanordnung 12 ist dabei eine Antriebsvorrichtung 16 angeordnet, die mithilfe von drehbar gelagerten Propellern einen Vortrieb des solarbetriebenen Luftfahrzeuges erzeugt. Die Antriebsvorrichtung 16 nutzt hierfür elektrische Energie, die mithilfe eines Elektromotors in eine Drehbewegung eines Propellers umgewandelt wird.A drive device 16 is arranged on the wing arrangement 12, which propels the solar-powered aircraft with the aid of rotatably mounted propellers. The drive device 16 uses electrical energy for this purpose, which is converted into a rotary motion of a propeller with the help of an electric motor.

Sowohl an der Oberseite der Flügelanordnung 12 als auch am Heck 13 an einer der Steuerflächen des Luftfahrzeuges 10 können Solarzellen (nicht dargestellt) vorgesehen sein, um das solarbetriebene Luftfahrzeug 10 mit elektrischer Energie zu versorgen. Die Anordnung derartiger Solarzellen an den üblichen, aus dem Stand der Technik bekannten Stellen kann dabei zusätzlich zu der vorliegenden Erfindung erfolgen.Solar cells (not shown) can be provided both on the upper side of the wing assembly 12 and on the tail 13 on one of the control surfaces of the aircraft 10 in order to supply the solar-powered aircraft 10 with electrical energy. The arrangement of such solar cells at the usual locations known from the prior art can be carried out in addition to the present invention.

2 zeigt beispielhaft in einer schematisch stark vereinfachten Darstellung einen solchen Nutzlastcontainer 15, der sich bis zum Rumpf 11 mit einer Länge von 1,8 m tropfenförmig erstreckt. Die maximale vertikale Ausdehnung beträgt in diesem Beispiel 0,7 m. Ein solcher am Bug des Luftfahrzeuges angeordneter Nutzlastcontainer 15 hat dabei eine Fläche pro Halbschale von ca. 1 m², die als Nutzfläche für die Solarzellen 20 genutzt werden kann. Damit beträgt die von der Sonne beleuchtete Fläche des Nutzlastcontainers ca. 1 m². 2 shows an example of such a payload container 15 in a schematically greatly simplified representation, which extends teardrop-shaped up to the fuselage 11 with a length of 1.8 m. In this example, the maximum vertical extent is ^0.7 m. The area of the payload container illuminated by the sun is therefore approx. 1 m ² .

Im Ausführungsbeispiel der 2 sind die Solarzellen 20 an dem Nutzlastcontainer 15 so angeordnet, dass die Nutzfläche der Solarzellen 20 im Wesentlichen senkrecht zu der Flügelanordnung 12 besteht. Befinden sich auf der Oberseite der Flügelanordnung 12 ebenfalls Solarzellen, so können diese bei hohem Sonnenstand zur Energieversorgung genutzt werden, während bei tiefem Sonnenstand, bei dem die Solarzellen auf der Flügelanordnung 12 nicht direkt beleuchtet werden, die senkrecht zu der Flügelanordnung 12 angeordneten Solarzellen 20 des Nutzlastcontainers 15 zur Energieversorgung genutzt werden.In the embodiment of 2 the solar cells 20 are arranged on the payload container 15 in such a way that the usable area of the solar cells 20 is essentially perpendicular to the wing arrangement 12 . If solar cells are also located on the upper side of the wing arrangement 12, these can be used to supply energy when the sun is high in the sky, while when the sun is low in the sky and the solar cells on the wing arrangement 12 are not directly illuminated, the solar cells 20 of the Payload container 15 are used for energy supply.

3 zeigt in einer schematisch stark vereinfachten Form einen Nutzlastcontainer 15, der drehbar am Rumpf 11 gelagert ist. Zur Gewichtsreduktion und Kosteneinsparung wurden dabei die Solarzellen 20 nur auf einer Hälfte des Nutzlastcontainers 15 in die Oberfläche integriert. In der 1. Abbildung a) sind die Solarzellen 20 senkrecht zu der Flügelanordnung 12 angeordnet, wodurch insbesondere ein tiefstehender Sonnenstand vorteilhaft genutzt werden kann. In der 2. Abbildung b) wurde der Nutzlastcontainer 15 um einen Winkel von 45° gedreht, um so einem höheren Sonnenstand gerecht zu werden. Die 3. ) schließlich zeigt die Ausrichtung des Nutzlastcontainers 15, bei der die Solarzellen 20 im Wesentlichen parallel zu der Flügelanordnung 12 ausgerichtet sind. Zwischen der 1. Abbildung a) und der 3. ) können beliebige Winkel eingestellt werden. Hierdurch lässt sich der natürliche Verlauf der Sonne nachführen, wodurch die Solarzellen 20 immer optimal (unter Berücksichtigung der Flugrichtung) zum jeweiligen Sonnenstand ausgerichtet sind. Eine perfekte Ausrichtung ergibt sich dann, wenn das Flugzeug auch noch tangential zur Sonne fliegt, was jedoch vom Missionsziel in der Regel abhängt. 3 shows a payload container 15, which is rotatably mounted on the fuselage 11, in a schematically greatly simplified form. In order to reduce weight and save costs, the solar cells 20 were only integrated into the surface on one half of the payload container 15 . In the first illustration a), the solar cells 20 are arranged perpendicularly to the wing arrangement 12, as a result of which a low position of the sun can be used to advantage. In Figure 2 b), the payload container 15 was rotated through an angle of 45° in order to do justice to a higher position of the sun. The 3. ) finally shows the alignment of the payload container 15, in which the solar cells 20 are aligned essentially parallel to the wing arrangement 12. Between the 1st figure a) and the 3rd ) any angle can be set. This allows the natural course of the sun to be tracked, as a result of which the solar cells 20 are always optimally aligned (taking into account the direction of flight) to the respective position of the sun. A perfect alignment results when the aircraft also flies tangentially to the sun, but this usually depends on the mission objective.

Dabei ist es ebenfalls denkbar, dass bei Manövern (insbesondere Rollmanöver), die eine Veränderung des Winkels zwischen Solarzellen 20 und Sonne bedingen, der Nutzlastcontainer 15 entsprechend so gedreht wird, dass die durch die veränderte Fluglage entstehende Abweichung des Winkels zwischen Solarzellen 20 und Sonne kompensiert wird.It is also conceivable that during maneuvers (in particular rolling maneuvers) that require a change in the angle between the solar cells 20 and the sun, the payload container 15 is rotated accordingly in such a way that the deviation in the angle between the solar cells 20 and the sun caused by the changed flight attitude is compensated becomes.

Anhand des nachfolgenden Beispiels soll die Energieausbeute einer derartigen Anordnung dargelegt werden. Es wird ein Flug am 1. Juni des Kalenderjahres angenommen. Die am Nutzlastcontainer zur Verfügung stehende Solarzellenfläche beträgt 1 m². Es wird von einem Horizontalflug ausgegangen mit einem 24 Stunden Tagesverlauf. Der Rumpf ist tangential zur Sonne ausgerichtet. Die Effizienz der Solarzellen beträgt 30 %, wobei die Sonnenenergie bei Polarflügen ca. 8 % niedriger ist aufgrund der Restatmosphäre. Es ergibt sich dabei die folgende Rechnung: Fluggebiet Äquator, geogr. Breite=0° Polar, geogr. Breite=67° Rotation Container nein ja nein ja Sonnenenergie E _o [W/m²] 1.350 1.350 1.250 1.250 Tageslänge T [h] 12 20 Faktor Einstrahlwinkel k [-] (π/2)^-1 1 (π/2)^-1 1 Gesamtertrag E=A*E _O *T*k*η [Wh] 3.094 4.860 4.775 7.500 The energy yield of such an arrangement is to be presented on the basis of the following example. A flight on June 1 of the calendar year is assumed. The solar cell area available on the payload container is 1 m ² . A level flight with a 24-hour course of the day is assumed. The hull is oriented tangential to the sun. The efficiency of the solar cells is 30%, whereby the solar energy is about 8% lower during polar flights due to the residual atmosphere. This results in the following calculation: flight area equator geogr. Latitude=0° polar, geographic Latitude=67° rotating containers no Yes no Yes Solar energy E _o [W/m ² ] 1,350 1,350 1,250 1,250 Day length T [h] 12 20 Factor angle of incidence k [-] (π/2) ^-1 1 (π/2) ^-1 1 total return E= A * E _O * T * k *η [Wh] 3,094 4,860 4,775 7,500

Die Rechnung zeigt, dass der Energieeintrag am Ende des Tages relevant höher werden kann. Je nach Fluggebiet sind bei nicht drehbarem Nutzlastcontainer 3094 Wh bzw. 4.775 Wh erreichbar. Ist der Nutzlastcontainer hingegen drehbar gelagert, so kann die Energieausbeute weiterhin um 57 % gesteigert werden.The calculation shows that the energy input can be significantly higher at the end of the day. Depending on the flight area, 3094 Wh or 4,775 Wh can be achieved with a non-rotatable payload container. If, on the other hand, the payload container is rotatably mounted, the energy yield can be further increased by 57%.

Bezugszeichenlistereference list

1010: solarbetriebenes Luftfahrzeugsolar powered aircraft
1111: Rumpfhull
1212: Flügelanordnungwing arrangement
1313: HeckRear
1414: Bugbow
1515: Nutzlastcontainerpayload container
1616: Antriebsvorrichtungdrive device
2020: Solarzellen des NutzlastcontainersSolar cells of the payload container

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Zitierte PatentliteraturPatent Literature Cited

US 9604715 A1 [0008]
US2012091267A1 [0009]
EP 2759469 A1 [0010]
US 7762495 B2 [0011]

Claims

Solar-powered aircraft (10) comprising - at least one longitudinally extending fuselage (11) to which is attached a lift-generating wing arrangement (12) which, together with the fuselage (11), forms an outer flow surface of the aircraft, - an electrically powered drive device (16) which generates propulsion of the aircraft by means of electrical energy, - a solar cell arrangement with a plurality of solar cells (20) which converts sunlight into electrical energy for the electrical supply of the drive device (16), and - at least one payload container (15) arranged on the aircraft , which forms part of the outer flow surface of the aircraft and has a cavity inside for accommodating at least one payload, characterized in that solar cells (20) of the solar cell arrangement are arranged on the payload container (15) in such a way that they cover at least part of the outer flow surface of the payload c form ontainers (15).

Solar powered aircraft (10) after claim 1 , characterized in that the payload container (15) is arranged on the fuselage (11) of the aircraft.

Solar powered aircraft (10) after claim 2 , characterized in that the payload container (15) is arranged in a bow area of the fuselage (11) or that the payload container (15) forms the bow (14) of the fuselage (11).

Solar powered aircraft (10) after claim 2 or 3 , characterized in that the payload container (15) is arranged rotatably about a longitudinal axis on the fuselage (11).

Solar powered aircraft (10) according to any one of claims 2 until 4 , characterized in that at least part of the drive device (16) is arranged between the fuselage (11) and payload container (15).

Solar-powered aircraft (10) according to one of the preceding claims, characterized in that the payload container (15) has an ellipsoidal or teardrop-shaped outer shape.

Solar-powered aircraft (10) according to any one of the preceding claims, characterized in that the payload container (15) has a greater maximum extent transverse to its longitudinal axis than the maximum extent transverse to the longitudinal axis of the fuselage (11).

Solar-powered aircraft (10) according to one of the preceding claims, characterized in that an electrical energy storage device is arranged on the aircraft, the aircraft being set up to feed the electrical energy converted from the sunlight by the solar cells (20) into the electrical energy storage device as required and to supply the electrically operated drive device (16) with electrical energy from the electrical energy store.