Beschreibung

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem. Das Brennstoffzellenantriebssystem weist eine Brennstoffzelle, einen Brennstoffspeicher und eine Kühlvorrichtung auf.

Neuartige Antriebssysteme auf Basis von Brennstoffzellen unterscheiden sich in ihrem Aufbau deutlich von konventionellen Turbomaschinen-Antrieben von Luftfahrzeugen. Brennstoffzellen wandeln chemisch gebundene Energie aus einem Brennstoff, insbesondere Wasserstoff, in elektrische Energie um. Als Nebenprodukt entstehen dabei große Mengen an Abwärme auf niedrigem Temperaturniveau, die über einen Wärmetauscher an die Umgebung abgeführt werden müssen. Auch die Integration dieser neuartigen Antriebssysteme, wie dem Brennstoffzellenantriebssystem, unterscheidet sich deutlich von konventionellen Antrieben. Die beiden oben genannten Aspekte, also die Lagerung des Brennstoffs und die Wärmeabfuhr am Luftfahrzeug, stellen dabei die größten Integrationsherausforderungen für das Luftfahrzeug dar. Auf Grund der großen Dimensionen der Wärmetauscher ist die Integration aerodynamisch komplex und erzeugt große Strömungs widerstände (Drag).

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem bereitzustellen, welches die Komponenten des Brennstoffzellenantriebs derart integriert, dass ein Strömungs widerstand des Luftfahrzeuges bei einem hohen Nutzvolumen des Luftfahrzeuges optimiert ist.

Die Aufgabe wird durch die Gegenstände der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind durch die abhängigen Patentansprüche, die folgende Beschreibung sowie die Figuren beschrieben.

Durch die Erfindung ist ein Luftfahrzeug mit einem Brennstoffzellenantriebssystem bereitgestellt. Das Brennstoffzellenantriebssystem weist mindestens eine Brennstoffzelle zur elektrischen Versorgung einer elektrischen Antriebsvorrichtung des Luftfahrzeuges, mindestens einen Brenn- Stoffspeicher zur Lagerung von Brennstoff für die Brennstoffzelle, und mindestens eine Kühlvorrichtung zur Kühlung der Brennstoffzelle auf. Es ist vorgesehen, dass ein Hauptwärmetauscher der Kühlvorrichtung und der Brennstoffspeicher auf einer Oberseite eines Rumpfes des Luftfahrzeuges angeordnet sind, und der Hauptwärmetauscher bugseitig vor dem Brennstoffspeicher angeordnet ist.

Unter einem Luftfahrzeug kann insbesondere ein Flugzeug verstanden werden. Ferner kann das Luftfahrzeug auch als ein Drehflügler ausgebildet sein. Insbesondere ist das Luftfahrzeug schwerer als Luft und weist eine elektrische Antriebsvorrichtung auf.

Die Brennstoffzelle des Brennstoffzellenantriebssystems ist dazu ausgebildet, chemisch gebundene Energie des Brennstoffes in elektrische Energie umzuwandeln und damit die elektrische Antriebsvorrichtung zu versorgen, die insbesondere zumindest eine elektrische Maschine, beispielsweise einen Elektromotor, aufweisen kann. Darüber hinaus kann die Brennstoffzelle weitere Systeme des Luftfahrzeuges mit elektrischer Energie versorgen. Die elektrische Maschine kann wiederum zumindest ein Antriebsmittel, beispielsweise einen Propeller, einen Fan, einen Rotor oder dergleichen antreiben, um Vortrieb und/oder Auftrieb zu generieren.

Der Brennstoff, insbesondere Wasserstoff, kann in einem Brennstoffspeicher gespeichert bzw. gelagert werden, wobei der Brennstoffspeicher zumindest einen Drucktank, vorzugsweise in zylindrischer Form, umfassen kann. Es kann vorgesehen sein, dass der Brennstoffspeicher entsprechend einer gewünschten, maximalen Reichweite des Luftfahrzeuges groß ausgelegt ist. Des Weiteren kann es vorgesehen sein, dass ein Durchmesser und/oder eine Länge des Drucktanks abhängig von einem Strömungswiderstand einer Konfiguration des Luftfahrzeuges ausgelegt werden kann.

Über entsprechende Brennstoffleitungen, die den Brennstoffspeicher und die Brennstoffzelle verbinden, kann der Brennstoff der Brennstoffzelle bereitgestellt werden. Darüber hinaus kann es vorgesehen sein, dass die Brennstoffzelle Sauerstoff benötigt, welcher der Brennstoffzelle aus der Umgebungsluft mittels einer Luftzufuhrvorrichtung bereitgestellt werden kann. Das Brennstoffzellenantriebssystem, insbesondere die Brennstoffzelle, erzeugt neben der elektrischen Energie einen großen Teil an Verlustwärme auf einem niedrigem Temperaturniveau, beispielsweise zwischen 80 °C und 100 °C. Diese Verlustwärme muss über die Kühlvorrichtung an die Umgebung abgeführt würden, sodass das Brennstoffzellenantriebssystem auf einer gewünschten Betriebstemperatur gehalten werden kann.

Die Kühlvorrichtung weist zumindest einen Hauptwärmetauscher auf. Der Hauptwärmetauscher ist dazu vorgesehen und ausgebildet, die Verlustwärme des Brennstoffzellenantriebssystem an die Umgebung, insbesondere an die Umgebungsluft abzuführen. Beispielsweise kann die Verlustwärme in die Kühlrippen bzw. Kühlbleche des Hauptwärmetauschers geleitet werden. Die Kühlrippen können dann vorzugsweise erzwungen konvektiv durch die Umgebungsluft gekühlt werden.

Insbesondere kann die Umgebungsluft ein Temperaturniveau von - 50 °C bis 35 °C aufweisen, sodass der Hauptwärmetauscher vorzugsweise derart ausgelegt ist, dass selbst bei einem Tempe- ratumiveau der Umgebungsluft von 35 °C der Hauptwärmetauscher eine entsprechende Kühlleistung bereitstellen kann. Insbesondere aufgrund eines geringen Unterschiedes des Temperaturniveaus des Brennstoffzellensystems zur Umgebungsluft kann es vorgesehen sein, dass der Hauptwärmetauscher entsprechend groß ausgebildet sein muss, um die erforderliche Kühlleistung bereitstellen zu können.

Es ist vorgesehen, dass der Hauptwärmetauscher als auch der Brennstoffspeicher auf der Oberseite des Rumpfes des Luftfahrzeuges angeordnet sind. Die Oberseite kann als diejenige Seite des Rumpfes verstanden werden, welche in einem Standbetrieb bzw. in einem stationären Horizontalflug des Luftfahrzeuges oben am Rumpf ist. Beispielsweise kann die Oberseite auch als Dach des Rumpfes verstanden werden. Insbesondere kann bei einem runden bzw. ovalen Querschnitt des Rumpfes die Oberseite als ein oberer Kreisbogenabschnitt ausgebildet sein, beispielsweise mit einem Öffnungswinkel des Kreisbogenabschnittes in einem Bereich von 90° bis 180°, vorzugsweise von 120°.

Weiterhin ist es vorgesehen, dass der Hauptwärmetauscher bugseitig vor dem Brennstoffspeicher angeordnet ist. Mit anderen Worten ist der Hauptwärmetauscher in Relation zum Brennstoffspei- eher näher an einem Bug bzw. einer Luftfahrzeugnase des Luftfahrzeuges angeordnet, wobei der Brennstoffspeicher näher an einem Heck des Luftfahrzeuges angeordnet ist. Der Bug stellt insbesondere einen in einer primären Flugrichtung des Luftfahrzeuges vorderen Teil des Luftfahrzeuges dar, wohingegen das Heck einen in der primären Flugrichtung hinteren Teil des Luftfahrzeuges darstellt. Mit anderen Worten ist der Hauptwärmetauscher im Relation zu dem Brennstoffspeicher weiter vorne bzw. vor dem Brennstoffspeicher angeordnet. Gedanklich ist der Brennstoffspeicher „im Windschatten“ des Hauptwärmetauschers angeordnet.

Durch die Erfindung ergibt sich unter anderem der Vorteil, dass der Str ömungs widerstand durch die kombinierte Integration des Hauptwärmetauschers und des Brennstoffspeichers auf dem Dach deutlich reduziert werden kann. Somit kann vorteilhaft eine Gesamteffizienz des Luftfahrzeuges gesteigert werden.

Weiterhin kann es als vorteilhaft zu sehen sein, dass die vorliegende Erfindung im Wesentlichen keinen Raum innerhalb des Rumpfes beansprucht. Da der Raum des Rumpfes im Wesentlichen den Nutzraum des Luftfahrzeuges darstellt, kann dieser uneingeschränkt und unter einer maximalen Ausnutzung für eine Nutzlast bzw. Passagiere genutzt werden.

Ein weiterer Vorteil der vorliegenden Erfindung besteht darin, dass der Hauptwärmetauscher und der Energiespeicher auf der Oberseite des Rumpfes entsprechend der Auslegung variabel und, abgesehen von aerodynamischen und flugmechanischen Eigenschaften des Luftfahrzeuges, im Wesentlichen uneingeschränkt dimensioniert und konfiguriert werden können, da diese auf der Oberseite des Rumpfes nicht im räumlichen Konflikt mit anderen Systemen des Luftfahrzeuges stehen.

Gegenüber einer Anordnung des Wärmetauschers an einer Tragfläche des Luftfahrzeuges, insbesondere innerhalb einer Triebwerksgondel, kann die Triebwerksgondel deutlich verkleinert werden. Aus aerodynamischer Sicht wird hierdurch vorteilhaft eine Umströmung der Tragfläche verbessert.

Des Weiteren wird durch die Erfindung die Integration der Kühlvorrichtung verbessert. Sowohl der Brennstoffspeicher, als auch der Wärmetauscher müssen mit Kühlmittelleitungen verbunden werden. Durch die räumliche Nähe beider Komponenten kann eine Gesamtlänge der verwendeten Kühlmittelleitungen reduziert werden, sodass das Strukturgewicht des Brennstoffzellenantriebsystems verringert werden kann.

Darüber hinaus ist des vorteilhaft, dass eine ursprüngliche Struktur des Luftfahrzeuges weitestgehend unverändert bleiben kann, sodass die Integration des Brennstoffzellenantriebssystems in das Luftfahrzeug deutlich vereinfacht werden kann. Die Integration des Brennstoffzellenantriebssystems kann ausschließlich durch Veränderung an der Oberseite des Rumpfes bzw. an der Tragfläche realisiert werden. Entsprechend kann es vorgesehen sein, dass Brennstoffzellenantriebssystem in ein bereits bestehendes Muster eines Luftfahrzeuges integriert werden kann.

Durch die Anordnung des Brennstoffspeichers auf dem Dach können die meisten Brennstoffführenden Leitungen ebenfalls auf der Oberseite des Luftfahrzeuges platziert werden. Im Falle einer Leckage des Brennstoffes, insbesondere des Wasserstoffes, kann somit ein sicherer Leckagepfad gewährleistet werden, da der Wasserstoff nach oben entweichen kann. Die Sicherheit des Gesamtsystems steigt dadurch erheblich.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass der Hauptwärmetauscher und der Brennstoffspeicher als eine aerodynamische Einheit kompakt aneinander angeordnet sind, insbesondere kompakt in einer Längsrichtung des Luftfahrzeuges. Unter einer aerodynamischen Einheit kann eine Anordnung verstanden werden, bei der der Hauptwärmetauscher und der Brennstoffspeicher möglichst nah und aufeinander abgestimmt äußerlich dimensioniert sind, sodass sich diese ineinanderfügen können. Mit anderen Worten entspricht eine Gesamthöhe und/oder Gesamtbreite des Hauptwärmetauschers im Wesentlichen einer Gesamthöhe und/oder Gesamtbreite des Brennstoffspeichers. Ein Raum zwischen dem Hauptwärmetauscher und dem Brennstoffspeicher ist hierbei vorzugsweise minimiert, sodass sich der Brennstoffspeicher quasi im Windschatten des Hauptwärmetauschers befindet.

Diese kompakte Bauweise ist insbesondere für die Aerodynamik des Luftfahrzeuges vorteilhaft, da umströmende Umgebungsluft lediglich minimal zwischen dem Hauptwärmetauscher und dem Energiespeicher verwirbeln kann. Zum anderen kann eine angeströmte Frontalfläche als auch eine benetzte Oberfläche des Luftfahrzeuges vorteilhaft reduziert werden. Eine Ausführungsform sieht vor, dass das Luftfahrzeug eine stromlinienförmige Verkleidung umfasst, welche den Hauptwärmetauscher und den Brennstoffspeicher gemeinsam umschließt. Mit anderen Worten bildet die Verkleidung ober-, vorder- und hinterseitig ein Gehäuse des Hauptwärmetauschers und des Brennstoffspeichers aus, sodass der Hauptwärmetauscher und der Brennstoffspeicher in einem Raum angeordnet sind, der von der Oberseite des Rumpfes und der Verkleidung umschlossen ist. Die Verkleidung ist stromlinienförmig gestaltet. Dies bedeutet, dass die Verkleidung eine Form aufweist, sodass ein aerodynamischer Widerstand der Verkleidung gegenüber der umströmenden Umgebungsluft minimiert ist. Insbesondere kann die Verkleidung derart an den Rumpf angeordnet sein, dass der Strömungs widerstand in einem Übergangsbereich des Rumpfes zur Verkleidung minimiert ist. Mit anderen Worten kann eine Oberseite der Verkleidung im Wesentlichen konvex ausgebildet sein und sich an den Rumpf anschmiegen. Vorzugsweise kann es vorgesehen sein, dass der Hauptwärmetauscher baulich in einer Front der Verkleidung integriert ist.

Die Verkleidung bietet unter anderem den Vorteil, dass der Strömungs wider stand des Hauptwärmetauschers und des Brennstoffspeichers deutlich reduziert wird. Zum anderen kann die Verkleidung den Hauptwärmetauscher und den Brennstoffspeicher vor äußeren Einflüssen, wie beispielsweise dem Wetter, schützen.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass die Verkleidung bugseitig eine Einlassöffnung zum Einlassen einer Umgebungsluft in den Hauptwärmetauscher aufweist. Bevorzugt weist die Verkleidung eine Auslassöffnung zum Auslassen der Umgebungsluft aus der Verkleidung auf. Insbesondere können die Einlassöffnung der Verkleidung und der Einlass des Hauptwärmetauschers als eine gemeinsame Einheit ausgebildet sein.

Unter bugseitig kann in diesem Zusammenhang insbesondere ein in der primären Flugrichtung des Luftfahrzeuges vorderen Teil der Verkleidung verstanden werden, insbesondere eine Front der Verkleidung. Dementsprechend kann es vorgesehen sein, dass die Front der Verkleidung die Einlassöffnung aufweist. Insbesondere kann die Umgebungsluft über die Einlassöffnung in den Hauptwärmetauscher strömen und Wärme aufnehmen. Über einen Auslass des Hauptwärmetauschers kann die Umgebungsluft aus dem Hauptwärmetauscher ausströmen und vorzugsweise die Verkleidung über die Auslassöffnung die Verkleidung verlassen. Vorzugsweise weist die Verkleidung mehrere Auslassöffnungen auf.

Eine bugseitige Einlassöffnung erweist sich in einem Flugbetrieb des Luftfahrzeuges, insbesondere in der Hauptflugrichtung als vorteilhaft, da die das Luftfahrzeug umströmende Umgebungsluft aerodynamisch begünstigt in die Einlassöffnung in einer Hauptströmungsrichtung der Umgebungsluft einströmen kann.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass die Auslassöffnung in einem Ablösebereich einer umströmenden Umgebungsluft an der Verkleidung angeordnet ist. Unter einem Ablösebereich kann auch ein sogenanntes „Totwassergebiet“ verstanden werden. In dem Ablösebereich reist bzw. hebt die umströmende Umgebungsluft von einer umströmten Oberfläche der Verkleidung ab. Infolgedessen verwirbelt die Umgebungsluft im Ablösebereich. Dies kann sich negativ auf die Aerodynamik der Verkleidung, insbesondere durch einen erhöhten Strömungswiderstand, auswirken. Insbesondere kann sich der Ablösebereich in einem hinteren Bereich der Verkleidung befinden.

Vorzugsweise ist ein Ablösebereich bzw. sind Ablösebereiche an der Verkleidung bekannt, beispielsweise durch einen Versuch in einem Strömungskanal. In dem bekannten Ablösebereich kann gezielt eine Auslassöffnung angeordnet werden. Durch ausströmende Luft aus der Auslassöffnung kann der Ablösebereich gezielt energetisch angereichert bzw. belebt werden, sodass einem Ablösen der umströmenden Umgebungsluft entgegengewirkt werden kann. Dadurch kann vorteilhaft der Strömungswiderstand reduziert und die Aerodynamik der Verkleidung verbessert werden.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass der Auslass derart eingerichtet ist, dass eine ausgelassene Umgebungsluft eine Umströmung eines Leitwerks des Luftfahrzeugs begünstigt. Insbesondere kann das Leitwerk, in der Hauptflugrichtung betrachtet, hinter dem Rumpf bzw. hinter dem Hauptwärmetauscher und dem Brennstoffspeicher angeordnet sein. Durch die begünstigte Umströmung des Leitwerks kann eine Stabilität und eine Manövrierbarkeit des Luftfahrzeuges vorteilhaft begünstigt werden.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass ein Luftkanal des Luftfahrzeuges, insbesondere der Kühlvorrichtung innerhalb der Verkleidung einen Auslass des Hauptwärmetauschers mit der Auslassöffnung der Verkleidung fluidisch verbindet. Insbesondere kann der Luftkanal bzw. mehrere Luftkanäle dazu eingerichtet sein, die ausströmende Umgebungsluft aus dem Auslass des Hauptwärmetauschers gezielt zu der Auslassöffnung bzw. den Auslassöffnungen der Verkleidung zu führen, sodass die Luft gerichtet an dem Brennstoffspeicher vorbeigeführt werden kann. Dadurch kann unterbunden werden, dass die aus dem Auslass des Hauptwärmetauschers strömende und erwärmte Luft innerhalb der Verkleidung verwirbelt und/oder die erwärmte Luft Wärme innerhalb der Verkleidung abgibt. Somit kann die Luft mittels des zumindest einen Luftkanals aus der Verkleidung hochenergetisch, das heißt mit hoher kinetischer und thermischer Energie, austreten.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass der Brennstoffspeicher zwei zylindrische Drucktanks aufweist, deren jeweilige Haupterstreckungsrichtung im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse des Luftfahrzeuges ist. Bevorzugt sind die zwei zylindrischen Drucktanks entlang der Längsachse nebeneinander angeordnet. Die Haupterstreckungsrichtung kann sich insbesondere entlang einer geometrischen Höhe der Zylinderform des Drucktanks erstrecken. Mit anderen Worten können die zylindrischen Drucktanks in einer liegenden Position nebeneinander angeordnet sein.

Zwei zylindrische Drucktanks des Brennstoffspeichers können gegenüber lediglich einem Brennstoffspeicher gleicher Gesamtkapazität dahingehend vorteilhaft sein, dass der Strömungs widerstand reduziert wird. Dadurch kann die Effizienz des Luftfahrzeuges gesteigert werden.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass die Kühlvorrichtung einen Nebenwärmetauscher aufweist, der in einem Abwindbereich eines Propellers des Flugzeuges angeordnet ist. Insbesondere kann der Nebenwärmestromtauscher um ein Vielfaches kleiner dimensioniert und ausgelegt sein als der Hauptwärmetauscher. Der Nebenstromwärmetauscher kann dazu ausgebildet sein, in einem Standbetrieb des Luftfahrzeuges bei einer aktiven Brennstoffzellenantriebssystem und einer aktiven Antrieb svorrichtung eine erforderliche Kühlleistung bereitzustellen.

Beispielsweise kann der Hauptwärmetauscher in dem Standbetrieb lediglich eine geringe Kühlleistung bereitstellen, da die Kühlrippen bzw. Kühlbleche des Hauptwärmetauschers aufgrund einer fehlenden Anströmung der Umgebungsluft nicht erzwungen konvektiv gekühlt werden können. Gemäß diesem Beispiel kann der Nebenstromwärmetauscher mittels des Abwindes des Antriebsmittels, insbesondere des Propellers, eine Kühlleistung bereitstellen, die für den Standbetrieb für das Brennstoffzellenantriebssystem ausgelegt sein kann. Dies hat den Vorteil, dass die Kühlvorrichtung in jeder Betriebssituation des Luftfahrzeuges eine ausreichende Kühlleistung bereitstellen kann.

Eine Ausführungsform sieht vor, dass ein flüssiges Kühlmedium der Kühlvorrichtung dazu eingerichtet ist, Abwärme der Brennstoffzelle aufzunehmen und an eine Umgebungsluft innerhalb des Hauptwärmetauschers abzuführen. Dies hat den Vorteil, dass die Brennstoffzelle und der Hauptwärmetauscher räumlich getrennt voneinander angeordnet und betrieben werden können. Somit ist eine Anordnung der Brennstoffzelle unabhängig von einer Anordnung des Hauptwärmetauschers und vice versa wählbar.

Die Erfindung umfasst auch die Kombinationen der Merkmale der beschriebenen Ausführungsformen.

Im Folgenden ist sind Ausführungsbeispiele der Erfindung beschrieben. Hierzu zeigt:

FIG. 1 eine perspektivische Darstellung eines Luftfahrzeuges mit einem Brennstoffzellenantriebssystem gemäß einer bevorzugten Ausführungsform;

FIG. 2 eine Seitenansicht eines Luftfahrzeuges mit einem Brennstoffzellenantriebssystem gemäß einer bevorzugten Ausführungsform.

Bei dem im Folgenden erläuterten Ausführungsbeispiel handelt es sich um eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung. Bei dem Ausführungsbeispiel stellen die beschriebenen Komponen- ten der Ausführungsform jeweils einzelne, unabhängig voneinander zu betrachtende Merkmale der Erfindung dar, welche die Erfindung jeweils auch unabhängig voneinander weiterbilden und damit auch einzeln oder in einer anderen als der gezeigten Kombination als Bestandteil der Erfindung anzusehen sind. Des Weiteren ist die beschriebene Ausführungsform auch durch weitere der bereits beschriebenen Merkmale der Erfindung ergänzbar.

In den Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen jeweils funktionsgleiche Elemente.

FIG. 1 zeigt eine perspektivische Darstellung eines Luftfahrzeuges 1 mit einem Brennstoffzellenantriebssystem 2 gemäß einer bevorzugten Ausführungsform. In FIG. 2 ist eine Seitenansicht des Luftfahrzeuges 1 gezeigt. Die folgende Figurenbeschreibung ist für beide Figuren zutreffend.

Das Luftfahrzeug 1 kann beispielsweise als ein Flugzeug 1 ausgebildet sein, insbesondere als ein konventionelles Flugzeug 1 mit einem Rumpf 9, einer Tragfläche 12 und einem Leitwerk 16 an einem Heck 11 des Flugzeuges 1. Lediglich beispielsweise ist das Luftfahrzeug 1 als ein zweimotoriger Schulterdecker ausgebildet. Entsprechend kann das Luftfahrzeug 1 auch als ein Mitteldecker, Tiefdecker, Nurflüger, Drehflügler oder dergleichen ausgebildet sein.

Das Brennstoffzellenantriebssystem 2 des Flugzeuges 1 kann zumindest eine Brennstoffzelle 3 zur elektrischen Versorgung einer elektrischen Antriebsvorrichtung 4 des Luftfahrzeuges 1 aufweisen. Beispielsweise kann die Brennstoffzelle 3 zusammen mit der elektrischen Antriebsvorrichtung 4, insbesondere einem Elektromotor, der beispielsweise einen Propeller 22 (vgl. FIG. 2) oder einen Fan antreiben kann, in einer Gondel unterhalb einer der Tragflächen 12 angeordnet sein.

Das Brennstoffzellenantriebssystem 2 kann weiterhin einen Brennstoffspeicher 5 zur Lagerung von Brennstoff für die Brennstoffzelle 3 aufweisen. Der Brennstoff kann insbesondere Wasserstoff sein, der unter hohem Druck insbesondere flüssig in den Brennstoffspeicher 5 gespeichert sein kann. Der Brennstoffspeicher 5 kann insbesondere zumindest einen Drucktank, beispielsweise einen ersten Drucktank 18 und einen zweiten Drucktank 19 umfassen. Die Drucktanks 18, 19 können zylindrisch ausgebildet sein und jeweils eine Haupterstreckungsrichtung 20 aufweisen, wobei die Haupterstreckungsrichtung 20 eine geometrische Höhe der Zylinderform der zy- lindrischen Drucktanks 18, 19 darstellen kann. Insbesondere können die Drucktanks 18, 19 in einer horizontalen Ebene parallel nebeneinander und im Wesentlichen parallel zu einer Längsachse X des Flugzeuges 1 angeordnet sein.

Der Brennstoffspeicher 5 ist insbesondere auf einer Oberseite 8 des Rumpfes 9 des Flugzeuges 1 angeordnet. Mit anderen Worten liegen in diesem Beispiel die Drucktanks 18, 19 des Brennstoffspeichers 5 auf einem Dach des Rumpfes 9, sodass ein Nutzraum innerhalb des Rumpfes 9 durch den Brennstoffspeicher 5 nicht beschränkt wird.

Das Brennstoffzellenantriebssystem 2 kann weiterhin eine Kühlvorrichtung 6 zur Kühlung der Brennstoffzelle 3 aufweisen. Die Kühlvorrichtung 6 kann beispielsweise einen Hauptwärmetauscher 7, zumindest einen Nebenwärmetauscher 21, einen Kühlmitteltank 24, eine Kühlmittelpumpe 26 und Kühlmittelleitungen aufweisen.

Der Hauptwärmetauscher 7 ist auf der Oberseite 8 des Rumpfes 9 des Luftfahrzeuges 1, sowie bugseitig vor dem Brennstoffspeicher 5 angeordnet. Unter bugseitig ist zu verstehen, dass der Hauptwärmetauscher 7 näher zu einem Bug 10 des Flugzeuges 1 als der Brennstoffspeicher 5 angeordnet ist. Insbesondere kann es vorgesehen sein, dass der Hauptwärmetauscher 7 des Brennstoffzellenantriebssystem 2 im Vergleich zu einem Wärmetauscher eines konventionellen Antriebsystems mit einer Wärmekraftmaschine groß dimensioniert sein muss, da ein Temperatumi- veau der Brennstoffzelle 3 deutlich unter einem Temperaturniveau einer Wärmekraftmaschine liegt. Durch die erforderliche Größe des Hauptwärmetauschers 7 ist die Positionierung auf einem Dach des Flugzeuges 1 aerodynamisch besonders vorteilhaft.

Beispielsweise sind der Hauptwärmetauscher 7 und der Brennstoffspeicher 5 als eine aerodynamische Einheit kompakt aneinander angeordnet, sodass die Flugzeugaerodynamik verbessert werden kann. Insbesondere kann somit eine Verkleidung 13 des Hauptwärmetauschers 7 und des Brennstoffspeichers 5 als eine gemeinsame Verkleidung 13 ausgebildet sein. Die stromlinienförmige Verkleidung 13 bildet zusammen mit der Oberseite 8 des Rumpfes 9 einen Raum aus, innerhalb welchem der Hauptwärmetauscher 7 und der Brennstoffspeicher 5 angeordnet sind. Insbesondere ist die Verkleidung 13 aerodynamisch vorteilhaft geformt. Innerhalb der Verklei- dung 13 können noch weitere Komponenten, beispielsweise die Kühlmittelpumpe 26, Kühlmittelleitungen, Brennstoffleitungen und dergleichen, angeordnet sein.

Vorzugsweise bildet die Verkleidung 13 in deren Front, also bugseitig, eine Einlassöffnung 14 aus, die einem Einlass 25 des Hauptwärmetauschers 7 entsprechen kann. In einem Flugbetrieb bzw. einem Vorwärtsfahrbetrieb des Flugzeuges 1 kann somit begünstigt durch die Strömung der Umgebungsluft diese in den Einlass 25 einströmen und insbesondere erzwungen konvektiv Kühlrippen bzw. Kühlbleche des Hauptwärmetauscher 7 Wärme entziehen.

Die in den Einlass 25 einströmbare Luft kann aus einem Auslass 17 des Hauptwärmetauschers 7 ausströmen. Insbesondere kann die ausströmende Luft durch Luftkanäle innerhalb der Verkleidung 13 um die Drucktanks 18, 19 zu einer Auslassöffnung bzw. zu mehreren Auslassöffnungen der Verkleidung 13 herumgeführt werden. Vorzugsweise sind die Auslassöffnungen in einem Ablösebereich 15 angeordnet, sodass die ausströmende Luft ein sog. Totwassergebiet des Ablösebereiches 15 beleben kann. Alternativ oder zusätzlich können die Auslassöffnungen derart ausgebildet sein, dass eine Umströmung des Leitwerks 16 begünstigt werden kann.

Insgesamt zeigt das Beispiel, wie durch die Erfindung ein Hauptwärmetauscher und ein Brennstoffspeicher aerodynamisch vorteilhaft in einem Luftfahrzeug integriert werden können.

Die Erfindung kann eine kombinierte Integrationsvariante für den Brennstoffspeicher und einen Hauptwärmetauscher auf dem Dach des Flugzeugs bereitstellen. Durch die kombinierte Integration der beiden Teilsysteme kann der Strömungswiderstand am Flugzeug deutlich reduziert werden und die Gesamteffizienz des Flugzeugs gesteigert werden. Gedanklich fliegen die voluminösen Drucktanks im „Windschatten des Hauptwärmetauschers“.

Anders als in klassischen Integrationsvarianten wird der Brennstoffspeicher nicht im Rumpf oder am Flügel, sondern auf dem Dach des Flugzeugs platziert. Die zylindrische Form der Drucktanks kann erhalten bleiben. Abhängig vom Strömungs widerstand der Konfiguration sind verschiedene Durchmesser bzw. Baulängen des Brennstoffspeichers vorstellbar. Weiterhin ist eine Aufteilung eines großen Drucktanks in zwei kleinere Drucktanks vorstellbar. Der Durchmesser dieser kleineren Drucktanks kann zwar deutlich kleiner sein, wodurch die Speichereffizienz sinkt. Aus ae- rodynamischer Sicht könnte die Aufteilung jedoch deutliche Vorteile im Strömungswiderstand ergeben, wodurch die Effizienz des Gesamtflugzeugs steigen kann.

Um den Strömungs widerstand dieser Konfiguration weiter zu reduzieren, kann eine Verkleidung der gesamten Dachinstallation vorgesehen sein. Der Hauptwärmetauscher Kühlvorrichtung bzw. des Thermalsystems wird baulich in der Front dieser Verkleidung integriert. Durch die Anordnung des Hauptwärmetauschers auf dem Dach kann die Triebwerksgondel am Flügel deutlich verkleinert werden. Aus aerodynamischer Sicht kann die Flügelum Strömung dadurch verbessert werden. Die Kombination von Brennstoffspeicher und Hauptwärmetauscher in einer Verkleidung kann sowohl die angeströmte Frontalfläche als auch die benetzte Oberfläche des Flugzeugs reduzieren. Als Folge kann der Strömungswiderstand des Flugzeuges optimiert sein.

Weitere Vorteile der kombinierten Integration von Tank und Wärmetauscher auf dem Dach sind folgende: Erstens, die Integration des Kühlsystems wird verbessert. Sowohl der Tank als auch der Wärmetauscher müssen mit Kühlmittelleitungen verbunden werden. Durch die räumliche Nähe beider Komponenten kann die Gesamtlänge der verwendeten Kühlmittelleitungen reduziert werden, wodurch das Strukturgewicht des Antriebssystems verringert wird. Zweitens, die ursprüngliche Struktur des Flugzeugs kann weitestgehend unverändert bleiben, was die Flugzeugintegration deutlich vereinfacht. Die Antriebssystemintegration kann ausschließlich durch Veränderungen am Dach bzw. am Flügel realisiert werden, was unter Umständen sogar einen Retrofit auf ein bestehendes Flugzeugmuster ermöglicht. Drittens, durch die Platzierung des H2-Tanks auf dem Dach können die meisten wasserstoffführenden Leitungen ebenfalls auf der Oberseite des Flugzeugs platziert werden. Im Falle einer Wasserstoff-Leckage kann somit ein sicherer Leckagepfad gewährleistet werden, da der Wasserstoff nach oben steigt. Die Sicherheit des Gesamtsystems steigt dadurch.

Eine Installation des Brennstoffspeichers und des Hauptwärmetauschers auf einer Rumpfunterseite kann gegenüber der vorliegenden Erfindung aufgrund von FOD Risiken (Foreign Object Damage, d.h. Partikel, die vom Bugfahrwerk geschleudert werden) nachteilig sein.

Des Weiteren kann die Luft durch gezielte Luftkanäle durch die Verkleidung und um die Drucktanks herumgeführt werden und am Ende der Verkleidung gezielt ausgeblasen werden. Hier kön- nen unterschiedliche Integrationsziele verfolgt werden, wie zum Beispiel die aerodynamische Optimierung der Verkleidungsumströmung (Belebung von „Totwassergebieten“) oder der gezielten Beeinflussung der Leitwerksumströmung.

B ezugszei chenli ste :

1 Luftfahrzeug

2 Brennstoffzellenantriebssystem

3 Brennstoffzelle

4 Elektrische Antriebsvorrichtung

5 Brennstoffspeicher

6 Kühlvorrichtung

7 Hauptwärmetauscher

8 Oberseite

9 Rumpf

10 Bug

11 Heck

12 Tragfläche

13 Verkleidung

14 Einlassöffnung der Verkleidung

15 Ablösebereich

16 Leitwerk

17 Auslass des Hauptwärmetauschers

18 Drucktank

19 Drucktank

20 Haupterstreckungsrichtung

21 Nebenwärmetauscher

22 Propeller

23 Luftzufuhrvorrichtung

24 Kühlmitteltank

25 Einlass des Hauptwärmetauschers

26 Kühlmittelpumpe

X Längsachse des Luftfahrzeuges