Hallo Alexander, ich möchte aus Interesse mal ehrlich kritisch nachfragen:

wie sicher sind deine Angaben 9-11 bei 95-105 kt? 11 l bei 95 kt ist ja 6,3l/100km, 9l bei 105 kt ergibt 4,6l/100km, 11l bei 105 kt ergibt 5,6l/ 100km. Der verringerte Verbrauch vom 912 gegenüber 912S würde 10-15% Wirkungsgradvorteil zwischen den Motoren entsprechen. Ich habe recht brauchbare Meßdaten von einer CTLS und die ist davon meilenweit! entfernt.

Die MCR und wohl auch der Holz-Klon leben ja davon sehr leicht und auch klein zu sein, da spart man schon sehr viel Antriebsleistung. Das ist auch der große Nachteil vom elektrischen Fliegen: Die hohe Masse der Systeme muss ersteinmal kompensiert werden.

Durch aerodynamische Details wie Rumpfverjüngungen etc. kann man ja vielleicht (wenn die Natur der CFD-Sim folgen mag) überall ein bischen rauskitzeln aber das ist üblicherweise im unteren %-Bereich. Die großen Treiber sind Masse, Oberfläche und die Beiwerte, vor allem von den großen Teilen. Wenn ich von 10l/100km auf 5l/100 km will, muss ich den Antriebsbedarf halbieren.

Die 9-11l/h habe ich selbst erflogen, Budapest-Ganderkesee. 560Nm, 5h55 (Wind weiss ich nicht mehr), IIRC 63l bis wieder voll. 10-11l wären wohl realistischer... Meinen neuen Motor (hat jemand was ueber Nachteile von Rotaxmotoren gesagt?) hab ich noch nicht nach Parametern geflogen. Die MCR01 ist gar nicht mal so klein, zumindest die Kabine ist recht grosszuegig, vor allem lang genug. Die Fluegel sind halt je nach Version Bügelbretter.

Diesen Verbrauch halte ich auch für realistisch, und mit einem 912iS-Einspritzmotor dürfte es noch etwas besser werden. Der Hybridflieger hat zwar den Vorteil des geringen Einbauwiderstandes (Stirnfläche des Antriebsmotors), aber eben auch die zusätzlichen Umsetzverluste über die Erzeugung von Strom aus mechanischer Energie. Das Perpetuum Mobile ist eben einfach immer noch nicht erfunden :-))

Irrtum, da der meist "überdimensionierte" Motor/ das Aggregat dann nicht im optimalen Wirkungsbereich läuft. Stell dir einfach vor, das leichteste, mit der höchsten Energiedichte versehene Antriebsaggregat Startrakete (RATO/ JATO) mit geringstem Eigengewicht bringt dich direkt auf Reiseflughöhe, wo nur noch der Vortrieb für den Auftrieb im Reiseflug nötig ist (C-130 RATO, aus optischen Gründen wohl nur noch bei den Blue Angels).

Es ist immer ein Kompromiss, wie auch beim Auto, es kommt immer auf die Auslegung an. Beim Auto ist der Vorteil der Stadtverkehr, wo Stoppen & Beschleunigen mit mit Rekuperation kleinere Aggregate erlaubt, auf der Langstrecke hingegen hast du natürlich mit einem untermotorisierten Diesel mehr Vorteile. Beim Flugzeug kommt's dann auch auf das Zusatzgewicht der Aggregate und die geringere Dimensionierung des "range extenders" an.

Die Rutan Voyager war jetzt mal das extremste Beispiel, wo für den Start der zwote Motor in Centerline unabdingbar war, aber dann als Ballast einmal um den Planeten mit diesem fast unfliegbaren Verbrauchswunder mitgeschleppt wurde. Der Hauptmotor war dann aber näher am optimalen Wirkungsgrad, also wurde der Ballast nur so lange wie gerade nötig angelassen.

Und das ist ja auch der Grund, warum man mal beim Jumbolino experimentierte, ob man das vierte Triebwerk elektrisch antreibt mit Generator der drei übrigen Triebwerkswellen, der Leistungsüberschuss der drei anderen aufgrund der eh vorgeschriebenen "Lichtmaschinen" trieb dann das vierte "Elektrodüsentriebwerk" an.

Es kommt sehr darauf an was man am Flugzeug ändert/ändern kann, um eine insgesamt effizientere Vortriebsleistung zu bekommen. Das heißt der Gesamtwirkungsgrad (Eingangsenergie zu Transportleistung) muss steigen. Das ist (wie beim Auto auch) auch sehr abhängig ob ich einen seriellen oder einen parallelen Hybrid habe. Beide Versionen sind nicht automatisch die besseren Systeme, wenn ich einen konventionellen Antrieb ersetze. Was die Effizienz angeht hat es der parallele Hybrid noch schwerer, weil weniger Verbesserungen an der Flugzeugkonfiguration möglich sind.

Beispiel e-Genius:

Der eG wurde von Grund auf als elektrisches Flugzeug entworfen (Elektromotor treibt Propeller an). Dem zugehörigen Umrichter ist es egal woher der Strom kommt (Batterien, Generator, Brennstoffzelle, Mini-AKW, langes Kabel,etc) es muss nur die Spannung und die Stromstärke passen. Wenn man ein Flugzeug unter diesen Aspekten auslegt hat man mit folgenden Vor- und Nachteilen zu tun:

Nachteile: üblicherweise Massenzuwachs (und dadurch Volumen- und Oberflächenzuwachs weil die Forderungen nach Mindestfahrt, Startstrecke und Handling, etc vorgegeben sind), Vergrößerung der Komplexität, Erhöhung von Kosten.

Vorteile: deutliche Widerstandsreduktion durch verbesserte Flugzeugkonfiguration möglich (laminare Laufstrecken, Rumpfumströmung, Einbauwirkungsgrad Antrieb, Propellerwirkungsgrad, kleineres Fahrwerk, Kühlwiderstand, etc.), Lärmreduktion, Komfortgewinn

Darin sind noch nicht die spezifischen Eigenschafen des jeweiligen Energiesystems enthalten.

Batterien: Nachteile sind mitführbare Energiemenge, Ladezeit und Ladeinfrastruktur, Vorteile sind die geringe Komplexität (gg. Hybrid), bester Gesamtwirkungsgrad, geringste Lärmemmision, höchster Komfort

Paralleler Hybrid: Nachteile sind der erhöhte Kühlwiderstand (gg. nur Batterie), erhöhte Anforderung an Brandschutz, Komplexität der Systeme; Vorteile sind der tankbare Kraftstoff und die erreichbare Reichweite

Als Antriebsbedarf (elektrische Eingangsenergie in den Umrichter des Antriebsmotors) hat der eG im besten Punkt und bei MTOW (~140 km/h CAS) knapp 14 kWe was dann 9,8 kwh/100 km ergibt (entspricht dem Energieinhalt von 1,2 l Benzin). An diesem Wert ist zu erkennen, wie elektrisches Fliegen in Bezug auf den Energiebedarf erfolgreich sein kann: wenn das Flugzeug dafür optimiert wurde.

Im aktuellen hybriden Fall erhöht sich der Antriebsbedarf um ca. 10% durch den vergrößerten Kühlwiderstand (den das zusätzliche System generiert). Der Kraftstoffbedarf hängt danach nur noch vom Wirkungsgrad des GenSets ab. Bei der 2000 km Strecke wurde mit durchschnittlich 26,5 kWe Leistung geflogen (damit es nicht so lange dauert). Bei 7,7l/h (entspricht bei Dieselkraftstoff 75,46 kwh) liegt der Wirkungsgrad des GenSets bei ~35% (hab ich vorher zu niedrig berechnet). Wird das GenSet noch optimiert lässt sich der Verbrauch noch um 10-15% drücken. Stünden optimierte Komponenten für das GenSet (Motor, Generator, Umrichter zur Verfügung könnten ca, 50 kg Masse eingespart und damit der Verbrauch um weitere 5% gesenkt werden.

Wenn man „nur“ ein Flugzeug umrüstet ist das alles nicht zu erreichen. Wenn man sich mit einem konventionellen Design Mühe gibt (Blackwing, Siren,…) kann das auch schon ganz gut gehen.

Der hybride Ansatz ist vor allem für Flugzeuge der Commuter-Klasse ganz sinnvoll. Bei kleineren Flugzeugen wird das wahrscheinlich an den Kosten scheitern.

"Irrtum, da der meist "überdimensionierte" Motor/ das Aggregat dann nicht im optimalen Wirkungsbereich läuft. "

Wenn man Fortschritte im Kolbenmotorbereich für unmöglich hält und gleichzeitig Wunder bei der Entwicklung der "Elektromobilität" erwartet, könnte man das für entscheidend halten. Aber eben nur dann ....

Ein moderner Flugmotor wie der Rotax 915iS bringt die erforderliche Startleistung und wird beim Zurücknehmen des Leistungshebels extrem effizient (moderne ECU). Ich habe dafür eine Einhebelbedienung entwickelt, die je nach Flugzeug die optimale Propellerdrehzahl mit Bezug auf Luftgeschwindigkeit und Kraftstoffdurchfluß einstellt:

slpc airventure 2022 presentation

Mit diesem System ist JP Schulze mit einer Sling HW dieses Jahr von Johannesburg bis Oshkosh geflogen, mit einem durchschnittlichen Fuel Flow von 7 gph:

sling_jnb_osh

Echt beeindruckend!

Wenn es nicht zu kleinteilig wird: leider sind die Leistungskurven für die Vergaser-Rotaxe rudimentär. Insbesondere im niedrigen Leistungsbereich gibt es gar keine Daten. Für die Einspritzer gibt's mehr und ich denke/hoffe, daß man manches übertragen kann: aus meinem (Un)Verständnis der Theorie sollten bei geringem Leistungsbedarf wegen geringerer Reibung und wegen geringerer Drosselverluste niedrige Drehzahlen günstig sein. Deine Drehzahl/Leistungs(bedarf)-Kurven zeigen aber sogar steigende Drehzahlen bei geringem Leistungsbedarf. Und auch in der Höhe höhere Drehzalen, obwohl die Leistung eigentlich in der Höhe auch noch mit niedrigeren Drehzahlen "reichen müsste".

Warum?

Stimmt, hinsichtlich der Leistungskurven gibt es nicht viele Informationen von Rotax. Ich habe die Daten für die iS-Motoren, weil ich schon seit 20 Jahren mit Rotax im Bereich Elektronik rund um den Flugmotor zusammenarbeite. Darauf basiert auch die Drehzahlerhöhung als Funktion der Luftdichte.

Grundsätzlich sind niedrigere Drehzahlen bei geringem Leistungsbedarf tatsächlich gut. Die steigende Solldrehzahl bei geringer Drosselklappenstellung hat hier allerdings einen anderen Grund: Wie bei jedem Verstellpropeller ist der Motor bei geringer Leistungseinstellung und großem Propllerblattwinkel nicht mehr in der Lage, die gewünschte Solldrehzahl aufrechtzuerhalten, die Drehzahl sinkt also in jedem Fall. Diesen Effekt nutze ich, um den Propeller aufgrund der Differenz zwischen Soll- und Istdrehzahl auf kleinste Steigung zu bringen. Damit ist für einen Durchstartvorgang der Propeller schon auf Höchstdrehzahl eingestellt, und die Maximalleistung steht ohne Verzögerung zur Verfügung.

Diesen Effekt nutzen auch die STOL- und "Backcountry"-Flieger gerne, denn der niedrige Blattwinkel erzeugt eine ordentliche Bremsleistung für die Anflüge auf Sandbänke über Baumreihen etc. Die Kitfox-Cowboys lieben diese Funktion, deshalb habe ich für die die höchste Solldrehzahl (= kleinster Blattwinkel) schon ab 50% Schubhebelstellung eingestellt .....

Mein SLPC ist übrigens in zwei Flugzeugen schon EASA.zugelassen. Hier ist eines davon:

https://www.avweb.com/air-shows-events/airventure/airventure-2022-elixir-aircraft

Hallo Michael, bist du dann in irgendeiner Form mit RS Flight Systens verbandelt?

Ich behaupte, dass die Kolbenmotorentwicklung insgesamt (physikalisch gesehen) schon langsam in den Grenzbereich des Möglichen kommt, da diese ja thermodynamisch festgesetzt werden. Das ist bei (zertifizierten) Luftfahrtmotoren leider in der Breite noch immer nicht angekommen, aber wenn man sich die spez. Verbräuche der hochgezüchteten WW2 Kolbenmotoren anschaut, ist der grundsätzliche physikalische Spielraum begrenzt und eigentlich bekanntermaßen schon mal erreicht worden (Otto ~35%, Diesel~45%). Das sollte nur eben irgendwann in der GA-Breite zur Verfügung stehen. Zusätzliche Verbesserungen sind dann in Bezug auf Masse, downsizing, Wartungsinervalle, Einbauvolumen, etc oder auch (wie z.B. von Michael beschrieben) im Bereich der Bedienung möglich. Tatsächlich lässt sich in Bezug auf den Verbrauch eines Flugzeugs (moderner Motor vorausgesetzt) einfacher was auf der Zellenseite (Masse, aerodynamische Qualität, umspülte Oberfläche) umsetzen.

Batterieelektrische oder hybridelektrische Antriebssysteme, sind eigentlich ganz neue Kategorien (mit anderen Zielsetzungen, z.B. Lärm/ neue Flugzeugkonfiguration), die nur in bestimmten Bereichen mit konventionellen Antrieben konkurrieren (können/müssen). Wer nur umrüstet kann nicht so viel gewinnen aber viel dafür bezahlen. Ganz anders würde es aussehen, wenn die konventionellen Antriebe (wieso auch immer) gar nicht mehr genutzt werden können.

Ja, ich habe RS Flight Systems zusammen mit einem Geschäftskollegen gegründet. Mittlerweile sind die Jungs aber eigenständig. Meine Stellenbeschreibung ist jetzt "Paradiesvogel ohne fest umgrenztes Aufgabengebiet" ;-)