KR100535451B1 - 항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치 - Google Patents

항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은, 항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력을 공급하기 위한 장치에 있어서, 제 1 전기기계 장치의 로터에 결합되고, 압축 공기 또는 램 공기를 공급받기 위한 입력부와 냉각 공기 또는 배출 공기를 방출하기 위한 출력부를 포함하는 냉각 터빈과, 제 2 전기기계 장치의 로터에 결합되고, 엔진 추기(bleed) 공기 또는 대기 공기를 공급받기 위한 입력부와 압축 공기를 방출하기 위한 출력부를 포함하는 압축기와, 제 1 및 제 2 로터를 자성 결합하기 위한 수단과, 압축기에 결합된 동력 터빈과, 압축기 출력부 및 냉각 터빈 입력부 사이에 결합된 열교환기와, 제 1 로터와 제 2 로터 사이의 자성 결합을 제어하기 위한 제 1 제어 유닛을 포함하는, 항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치를 제공한다.

Description

항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치{MAGNETICALLY COUPLED INTEGRATED POWER AND COOLING UNIT}
본 발명은 항공기 환경 제어 시스템 및 동력 시스템에 관한 것이고, 특히 통합 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 시스템에 관한 것이다.
현재의 통합 항공기 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 시스템은 압축기, 동력 터빈, 및 팽창 터빈을 단일 강체 샤프트를 사용하여 함께 연결한다. 동일 샤프트상에 단일 시동기/발전기가 장착된다. 이러한 구조는 모든 터보 기계 요소를 동일 속도로 회전시킨다. 시스템내의 동력의 합이 0이 됨으로써 균형을 이루어야 하기 때문에, 모든 구성요소가 동일 속도에서 최대 효율로 작동하도록 설계하기는 어렵다.
현재 시스템 설계에 열 관리를 고려하여 접목시키는 경우, 그 설계는 개별 터보 기계 요소의 서지 마진(surge margin) 및 다른 고유의 설계 한계로 인해 작동성이 제한된다. 단일 샤프트상에 다수의 구성요소를 사용하면 작업 창 및 공간이 협소해진다. 또한, 모든 터보 기계 요소를 장착하기 위해서는 길다란 샤프트가 요구된다. 또한, 시동기/발전기의 사용은 낮은 임계 속도를 요구하며, 따라서 보다 높은 속도에서의 작동을 방해한다. 또한, 현재의 시스템은 높은 고도의 비상 작동을 위한 비축 에너지를 제공하기 위해 공기 저장통을 사용한다.
공기통 및 히드라진(hydrazine) 동력의 비상 동력 장치(EPU; emergency power units)와 같은 램 공기 터빈 및 저장 에너지 장치는 독립 조작가능한 비상 동력 장치로서 사용되었다. 그러나, 이러한 시스템은 대부분의 시간에 작동하지 않으며, 항공기의 중량 및 부피를 증가시킨다.
환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력을 공급할 수 있는 통합적인 장치가 요구되고 있다.
본 발명은 항공기의 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력을 공급하기 위한 장치를 사용한다. 이 장치는, 제 1 전기기계 장치의 로터에 결합되고, 압축 공기 또는 램 공기를 공급받기 위한 입력부와 냉각 공기 또는 배출 공기를 방출하기 위한 출력부를 포함하는 냉각 터빈과, 제 2 전기기계 장치의 로터에 결합되고, 엔진 추기(bleed) 공기 또는 대기 공기를 공급받기 위한 입력부와 압축 공기를 방출하기 위한 출력부를 포함하는 압축기와, 제 1 및 제 2 로터를 자성 결합하기 위한 수단과, 압축기에 결합된 동력 터빈과, 압축기 출력부와 냉각 터빈 입력부 사이에 결합된 열교환기와, 제 1 로터와 제 2 로터 사이의 자성 결합을 제어하기 위한 제 1 제어 유닛을 포함한다.
제 1 및 제 2 로터를 자성 결합하기 위한 수단은 제 1 로터에 자성 결합된 제 1 스테이터 권선과, 제 2 로터에 자성 결합된 제 2 스테이터 권선을 포함하며, 제 1 제어 유닛은 제 1 및 제 2 스테이터 권선을 서로 전기 접속시키기 위한 수단을 포함한다. 제 1 제어 유닛은 펄스 코드 변조를 사용하여 제 1 및 제 2 스테이터 권선을 접속시킬 수 있다.
장치는 제 3 스테이터 권선과, 동력원에 제 3 스테이터 권선을 접속시키기 위한 수단을 더 포함할 수 있다. 동력원에 제 3 스테이터 권선을 접속시키기 위한 수단은 모터로서 제 2 로터 및 제 2 스테이터를 구동시키기 위한 제 2 제어 유닛을 포함할 수 있다. 제 1 로터, 제 2 로터, 제 1 스테이터 권선, 제 2 스테이터 권선 및 제 3 스테이터 권선은 스위치식 자기저항(reluctance) 기계의 구성요소가 될 수 있다.
도면을 참조하면, 도 1은 본 발명에 따라 구성된 통합 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 시스템(10)의 개략도이다. 시스템은 압축 공기 및 램 공기를 공급받기 위한 입력부(14)와, 냉각 공기 또는 배출 공기를 방출하기 위한 출력부(16)를 구비하는 팽창 또는 냉각 터빈(12)을 포함한다. 냉각 터빈(12)은 제 1 샤프트(22)에 의해 전기기계 장치(20)의 제 1 로터(18)에 결합된다. 압축기(24)는 샤프트(28)에 의해 전기기계 장치(20)의 제 2 로터(26)에 결합되고, 엔진 추기 공기 또는 대기 공기를 공급받기 위한 입력부(30)와, 압축 공기를 방출하기 위한 출력부(32)를 포함한다. 전기기계 장치(20)는 제 1 로터와 제 2 로터를 서로 자성 결합시키는 스테이터(34)를 포함한다. 이것은 시스템의 소망 작동 모드에 따라 모터 또는 발전기로서 작동될 수 있고, 때때로 모터/발전기 또는 시동기 발전기로 불리기도 한다.
동력 터빈(36)은 샤프트(28)와 동일한 샤프트일 수 있는 샤프트(38)에 의해 압축기에 결합된다. 동력 터빈은 연소 챔버(40) 및 터빈 섹션(42)을 포함한다. 밸브(44)는 압축기의 출력부를 동력 터빈의 입력부(46)에 연결한다. 터빈 섹션은 배출 포트(48)를 구비한다.
열교환기(50)는 압축기 출력부 및 냉각 터빈 입력부에 결합된다. 열교환기는 공기/연료 열교환기일 수 있으며, 연료가 화살표(52, 54)로 표시된 바와 같이 열교환기를 통과한다. 통합 제어 유닛(58, 60)을 포함할 수 있는 제어 유닛(56)은 항공기 시스템 제어부(62)로부터 입력 신호를 수신하여 제 1 로터와 제 2 로터 사이의 자성 결합을 제어한다.
팽창 냉각 터빈의 입력부는 열교환기로부터의 고압의 냉각된 공기를 공급받기 위해 제 1 덕트(64)에 연결되고, 램 공기를 공급받기 위해 제 2 덕트(66)에 연결된다. 밸브(68)는 램 공기 덕트를 개폐하기 위한 수단으로서 기능한다. 팽창 냉각 터빈의 출력부는 저압의 냉각 공기를 방출하기 위한 제 1 덕트(70)와 램 공기를 방출하기 위한 제 2 덕트(72)에 연결된다. 밸브(74)는 램 공기 방출 덕트를 개폐하기 위한 수단으로서 기능한다. 냉각 터빈으로부터 방출된 냉각 공기는 항공기 객실 또는 항공 전자 장치로 이송될 수 있다. 밸브(68, 74)는 하기에 설명된 시스템의 다양한 작동 모드를 조절하도록 개폐 제어될 수 있다.
제 1 및 제 2 로터 및 스테이터는 단일 전자기 기계로서 도 1에 도시되어 있지만, 2개의 전자기 기계가 사용되어, 제 1 로터는 제 1 스테이터에 자성 결합되고, 제 2 로터는 제 2 스테이터에 자성 결합될 수 있다는 것은 이해될 것이다. 스테이터는 도시된 제어 유닛에 의해 제어될 것이다.
2중 로터를 직렬 구성으로 장착하는 것은 소형화된 구조를 갖는다는 장점이 있다. 전기기계 장치용 냉각 구성은 보다 단순해질 수 있고, 보다 효과적으로 전자기 쉴드를 형성할 수 있다. 로터(18, 26)는 통합 제어 유닛에 의한 전자 스위칭을 사용하여 직접적인 전력 전송에 의해 자성 결합된다. 시스템에 의해 요구되는 차동(differential) 동력은 항공기 동력 시스템으로부터 공급되어 전기기계 장치의 로터(26)를 구동시킬 수 있다. 시스템 제어부는 냉각 터빈(12)과 압축기(24) 사이의 동력차를 조절할 수 있다. 본 발명의 실시예에서, 전기기계 장치의 로터(26)는 2중 권선을 구비하는 모터로서 작용한다. 하나의 권선은 로터(18)로부터의 직접적인 전력 전송을 허용하고, 다른 하나의 권선은 정상 냉각 모드 동안에 항공기 전력 시스템으로부터의 전력을 수용한다.
시스템의 전기기계 장치 요소는 램 공기 회로와 같은 설치 요구 조건에 부합하도록 분리된 기계로 구현될 수 있다. 그러나, 이러한 구성에서는 보다 높은 동력 전송을 취급하기 위해 제어 유닛(58, 60)이 보다 무거워질 수 있고, 제어 유닛은 동력을 관리하는데 요구되는 전자 동력 스위칭으로 인해 보다 높은 손실을 갖게 될 수 있다. 그럼에도 불구하고, 이러한 구성은 실행가능한 구성으로 남아 있다.
본 발명은 램 공기 터빈, 전기 시동기/발전기 및 터보 기계의 특징부를 자성 결합식 통합 동력 및 냉각 유닛(MCIPCU; magnetically coupled integrated power and cooling unit)에 결합시킨다. MCIPCU는 냉각 터빈과 보조 동력 섹션을 전기적으로 결합시킨다. 냉각 터빈은 2중 모드 작동을 위해 설계되었다. 이것은 냉각된 압축 공기를 팽창시켜 정상 냉각 모드에서 냉각 공기를 발생시키도록 냉각 터빈으로서 기능한다. 비상 상태의 경우에, 램 공기 스쿠프(scoop)가 개방되어 동력 발생을 허용한다. 정상 냉각 모드 작동 동안에, 최소량의 엔진 추기 공기가 동력 터빈 섹션을 통해 공급되어 터빈 제동을 최소화시킨다. 또한, 시스템은 메인 엔진 시동기/발전기로부터 발생된 동력으로부터의 전력 입력에 의해 작동할 수 있다. 일 실시예에서, 요구되는 동력차의 양은 50kW 내지 60kW의 냉각 부하에 대해 약 250마력이 될 것이다. 이러한 실시예에서, 냉각 터빈은 약 150마력을 발생시킬 것이고, 압축기는 작동 매체를 압축하기 위해 400마력이 필요할 것이다.
도 1의 시스템에서, 팽창 냉각 터빈은 전자기 기계의 제 1 로터를 통해 분리식 모터/발전기의 형태로 다른 구성요소와 결합된다. 압축기 및 동력 터빈은 모터/발전기의 제 2 로터에 결합된다. 이들 2개의 로터는 전자기 결합에 의해 연결된다.
전자기 기계는 전력 발생 및 모터 구동 모두를 제공할 수 있다. 이러한 구성은 몇몇 작동 모드를 가능하게 한다. 지상 냉각 모드에 있어서, 지상 정비 동안에 냉각 터빈은 외부 전력이 전기기계 장치에 공급됨으로써 구동되어, 시스템을 통해 공기를 순환시키고 부분적인 냉각을 제공할 수 있다. 냉각 공기가 요구되는 경우에, 압축기는 전기적으로 구동되어 압축 공기를 제공한다. 압축 공기는 지상 냉각 공기에 의해 냉각되며, 냉각 터빈내로 공급될 수 있다. 그 후, 냉각 터빈은 압축 공기를 팽창시켜 항공 전자 장치 및 승무원에 대한 냉각을 위한 냉각 공기를 발생시킨다.
시동 모드에서, 압축기는 압축기측의 시동기/발전기에 의해 구동되어 대기 공기를 압축시킨다. 결과적으로 압축된 공기는 연소 챔버내에서 연료와 혼합되어 고압 고온의 가스를 발생시킨다. 고온 가스는 동력 터빈을 추진시켜 동력을 발생시키며, 이 동력을 공통 샤프트를 통해 압축기에 피드백시킨다. 팽창 냉각 터빈이 압축기 및 동력 터빈으로부터 분리될 수 있기 때문에, 이러한 작동 모드 동안에 원치 않는 드래그(drag)를 일으키지 않으며 보다 효율적인 작동을 허용한다.
보조 동력 모드에서, 동력 터빈이 시동된 후에 압축기는 대기 공기를 흡입하여 압축된 공기를 연소기내로 공급한다. 연료는 고압 공기와 혼합되고 연소기에서 연소되어 동력 터빈을 구동시키도록 고온 및 고압 공기를 발생시킨다. 전력은 시동기/발전기에서 발생되고 항공기에 의해 사용된다. 발생된 동력의 양은 기온 감소율(lapse-rate) 특성 및 공기 밀도 감소에 따른다. 기온 감소율 특성은 대기 공기에서 고도의 증가에 따른 온도 감소의 이론적 비율이다.
정상 냉각 모드에서, 압축기는 엔진 추기 공기 또는 대기 공기를 압축하여 인터쿨링 열교환기에 공급한다. 인터쿨링 열교환기는 대기 공기나 엔진 연료에 의해 냉각될 수 있다. 냉각 후에, 고압 및 냉각 공기는 냉각 터빈에서 팽창되어 항공 전자 장치 및 승무원에 대해 요구되는 냉각을 위해 냉각 공기를 발생시킨다. 압축기로부터의 부분적인 압축 공기는 제동을 최소화시키기 위해 동력 터빈을 통해 수송될 수 있다. 압축기를 구동시키기 위한 필요 동력은 냉각 터빈에 의해 발생되고 시동기/발전기를 통해 피드백된 전력에 의해 부분적으로 제공될 수 있으며, 모든 부가적으로 요구되는 동력이 항공기 전기 시스템에 의해 제공된다.
엔진 장착식 발전기가 정지한 경우에, 시스템은 대기 공기를 흡입하는 대신 높은 고도에서의 엔진 추기 공기를 사용함으로써 비상 동력 모드로 작동할 수 있고, 전력을 발생시키기 위해 보조 동력 모드로 작동하여 전력 시스템을 대리하는 기능을 제공한다. 시스템이 엔진 추기 공기에 의해 전압이 상승되므로, 높은 고도에서 작동할 수 있다.
엔진이 정지한 경우에, 시스템은 램 공기 스쿠프를 개방시킴으로써 냉각 터빈이 램 공기 터빈으로 작동하는 비상 동력 모드로 작동할 수 있다. 발전 모드에서 모터/발전기로부터 발생된 동력은 보조 동력 모드가 수행될 수 있는 고도로 하강될 때까지 항공기의 필요 동력을 유지할 것이다.
도 2는 본 발명에 따라 구성된 시스템에서 사용될 수 있는 전자기 기계 및 관련 구성요소의 개략도이다. 도 1의 구성요소와 일치하는 도 2의 구성요소는 대응하는 참조부호를 갖는다.
도 2의 시스템에서, 샤프트(22, 28) 사이의 자성 결합은 영구 자석 전기기계 장치(80)에 의해 제공된다. 전기기계 장치는 스테이터 권선(82, 84, 86)에 대한 상대 이동을 위해 장착된 로터(18, 26)를 포함한다. 스테이터 권선(82)은 제 1 스테이터(88)에 장착될 수 있고, 스테이터 권선(84, 86)은 제 2 스테이터(90)에 장착될 수 있다. 샤프트(22)상의 기계적 에너지 입력은 영구 자석 로터(18)와 스테이터 권선(82) 사이의 상대 이동에 의해 전기 에너지로 전환되어 스테이터 권선(82)내에 전압을 발생시킨다. 통합 제어 유닛(제어 유닛)(58)은 권선(82)을 스위치(94)로 도시된 연결 수단을 통해 외부 부하(92)로 도시된 항공기 동력 시스템에, 또는 스위치(96)로 도시된 연결 수단에 의해 권선(84)에 연결시킬 수 있다. 시스템 제어부(62)는 제어 로직을 포함하며, 모든 시스템 관리 및 통신을 수행한다. 샤프트(22, 28)의 단부는 베어링(98, 100)에 의해 각각 지지될 수 있다.
전기기계 장치는 샤프트(22)에 의해 램 공기/냉각 터빈에 그리고 샤프트(28)에 의해 압축기에 결합된다. 권선(82)은 제어 유닛(58)에 의해 전환되어 냉각 모드시에 권선(84)에 전력을 전송한다. 블록(102)으로 도시된 항공기 동력부는 권선(86)을 사용하여 제어 유닛(60)을 통해 동력을 부가하는데 사용된다. 시스템 동력 균형은 권선(86)으로의 전력 입력량을 조절함으로써 제어된다. 이러한 작동은 압축기에 공급되는 동력을 직접적으로 변화시키고, 시스템 작동 포인트를 변화시킨다. 통합 제어 유닛(58, 60)은 진폭 변조(PWM; pulse width modulation)에 의해 전압 및 전류를 제어할 수 있다.
비상 모드에서, 램 공기/냉각 터빈으로부터 추출된 동력은 로터(18) 및 권선(82)에 의해 전력으로 전환되고, 권선(84)에 공급하는 대신 제어 유닛(58)에 의해 항공기용으로 전환된다. 제어 유닛(58)내의 전자 스위치(96)는 열리고 스위치(94)는 닫혀 동력을 항공기로 출력한다. 적절한 고도에 도달했을 때, 로터(26), 압축기(24) 및 동력 터빈(42)의 APU측은 연소기(40)를 사용하여 공기를 흡입하고 연료를 연소하여 동력을 발생시키는 기능을 할 것이다. 통합 동력 및 냉각 유닛의 접지 시동 동안에, 제어 유닛(60)은 권선(84) 및 권선(86) 모두를 여기하여 로터(26)를 구동시킨다.
이러한 시스템은 고압 저장 공기통, 추가적인 재충전 압축기 및 어떠한 관련 라인 및 냉각 요소도 필요로 하지 않는다. 또한, 종래의 시스템에서와 같은 고압 공기의 방출 동안의 결빙 상태에 대한 기술적 문제를 제거한다. 저장된 공기 시스템에 의해 제공된 비상 동력 기능을 램 공기 비상 동력 발생이 대체한다.
본 발명은 터보 기계 요소 사이에 동력 정합을 제공한다. 또한, 본 발명에 따라 구성된 시스템은 샤프트 설계에 비해 터보 기계 비용 및 중량을 감소시킨다.
본 발명이 특정 예의 관점에서 설명되었지만, 다음의 청구범위에 의해 제한된 바와 같이 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않고 개시된 예에 다양한 변화를 가할 수 있다는 것은 이해될 것이다.
본 발명에 따르면 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력을 공급할 수 있는 통합적인 장치를 제공하는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따라 구성된 통합 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 시스템의 개략도,
도 2는 본 발명에 따라 구성된 시스템에 사용될 수 있는 전자기 기계 및 관련 제어부의 개략도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
18, 26 : 로터 22, 28 : 샤프트
24 : 압축기 42 : 동력 터빈
56 : 제어 유닛 58, 60 : 통합 제어 유닛
82, 84, 86 : 스테이터 권선 88 : 제 1 스테이터
90 : 제 2 스테이터 96 : 스위치
98 100 : 베어링

Claims (11)

  1. 항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력을 공급하기 위한 장치에 있어서,
    제 1 전기기계 장치의 로터에 결합되고, 압축 공기 또는 램 공기를 공급받기 위한 입력부와 냉각 공기 또는 배출 공기를 방출하기 위한 출력부를 포함하는 냉각 터빈과,
    제 2 전기기계 장치의 로터에 결합되고, 엔진 추기(bleed) 공기 또는 대기 공기를 공급받기 위한 입력부와 압축 공기를 방출하기 위한 출력부를 포함하는 압축기와,
    상기 제 1 및 제 2 로터를 자성 결합하기 위한 수단과,
    상기 압축기에 결합된 동력 터빈과,
    상기 압축기 출력부와 상기 냉각 터빈 입력부 사이에 결합된 열교환기와,
    상기 제 1 로터와 제 2 로터 사이의 자성 결합을 제어하기 위한 제 1 제어 유닛을 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 로터를 자성 결합하기 위한 수단은 상기 제 1 로터에 자성 결합된 제 1 스테이터 권선과, 상기 제 2 로터에 자성 결합된 제 2 스테이터 권선을 포함하며, 상기 제 1 제어 유닛은 상기 제 1 및 제 2 스테이터 권선을 서로 전기 접속시키기 위한 수단을 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 제 1 제어 유닛은 펄스 코드 변조를 사용하여 상기 제 1 및 제 2 스테이터 권선을 접속시키는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  4. 제 2 항에 있어서,
    제 3 스테이터 권선과,
    동력원에 상기 제 3 스테이터 권선을 접속시키기 위한 수단을 더 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 동력원에 상기 제 3 스테이터 권선을 접속시키기 위한 상기 수단은 모터로서 상기 제 2 로터 및 상기 제 2 스테이터를 구동시키기 위한 제 2 제어 유닛을 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  6. 제 4 항에 있어서,
    상기 제 1 로터, 상기 제 2 로터, 상기 제 1 스테이터 권선, 상기 제 2 스테이터 권선 및 상기 제 3 스테이터 권선은 스위치식 자기저항(reluctance) 기계의 구성요소인
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 터빈으로의 입력부를 램 공기 입력부로 연결시키기 위한 수단을 더 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 동력 터빈은,
    연소 챔버와,
    상기 연소기 챔버를 상기 압축기의 출력부에 연결시키기 위한 수단을 더 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 냉각 터빈의 출력부를 상기 배기 장치에 연결시키기 위한 수단을 더 포함하는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  10. 제 1 항에 있어서,
    냉각 터빈은 제 1 샤프트에 의해 제 1 전기기계 장치의 로터에 연결되며, 압축기는 제 2 샤프트에 의해 제 2 전기기계 장치의 로터에 연결되는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 동력 터빈은 상기 제 2 샤프트에 연결되는
    항공기용 환경 제어, 2차 동력 및 비상 동력 공급 장치.
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