KR101054124B1 - 항공기용 전기계 이차 동력 시스템 구조 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 항공기에 이차 동력을 제공하기 위한 방법 및 시스템에 관한 것이다. 일 실시예에서, 환경 제어 시스템에 동력을 제공하기 위한 항공기 시스템 구조는 제트 엔진에 작동 가능하게 결합된 발전기를 포함한다. 제트 엔진은 항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성될 수 있고, 전기 발전기는 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성될 수 있다. 환경 제어 시스템은 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 항공기의 객실에 외기를 제공하도록 구성될 수 있다.
Figure R1020057006828
항공기, 환경 제어 시스템, 제트 엔진, 전기 발전기, 추력

Description

항공기용 전기계 이차 동력 시스템 구조{ELECRIC-BASED SECONDARY POWER SYSTEM ARCHITECTURES FOR AIRCRAFT}
본 출원은 2002년 10월 22일자로 출원되어 공동 계류 중인 미국 가출원 번호 제60/420,637호에 대한 우선권을 주장하고 본 명세서에 그 전체가 참조된다. 본 출원은 참고 문헌으로서 미국 특허 제6,526,775호 전체를 본 명세서에 참조한다.
이하의 개시 내용은 항공기용 이차 동력 시스템에 관한 것으로서, 특히 항공기용 전기계 이차 동력 시스템에 관한 것이다.
종래의 운송 항공기는 통상 비행 중 다양한 항공기 시스템을 유지시키도록 주 엔진으로부터의 공압, 유압 및 전기 동력을 사용한다. 또한, 종래의 운송 항공기는 통상 지상(ground) 작동시 항공기 시스템을 유지하도록 내장 보조 동력 유닛(APU)으로부터의 공압 및 전기 동력을 사용한다. 항공기 공기 조화 시스템이 통상 운송 항공기에서 2차 동력을 가장 많이 사용한다. 종래의 운송 항공기에 있어서, 이들 시스템은 엔진 압축기 스테이지로부터 추출된 고온/고압의 공기("추출 공기")를 사용한다. 공기는 온도, 환기 및 가압 요구 조건에 맞도록 객실을 통과하기 전에, 공기 조화 팩을 통과한다. 공기 조화된 공기는 이어서 객실로부터 유출 밸브를 통해 또는 정상 객실 누설부를 통해 배출된다. 지상 작동 중, APU는 개별 축 구동식 부하 압축기로부터 또는 동력 섹션 압축기로부터 추출 공기를 제공한다. 주 엔진으로부터의 추출 공기와 유사하게, APU로부터의 고온 고압의 공기는 객실로 들어가기 전에 공기 조화 팩을 통과한다.
도1은 종래 기술에 따라 구성된 종래의 유압계 이차 동력 시스템 구조(100)를 도시한다. 시스템 구조(100)는 항공기(도시되지 않음)에 추진 추력을 제공하기 위한 제트 엔진(110)[제1 엔진(110a) 및 제2 엔진(110b)으로 도시됨]을 포함할 수 있다. 추력 외에도, 엔진(100)은 추출 포트(112)[제1 추출 포트(112a) 및 제2 추출 포트(112b)로서 각각 식별됨]를 거쳐 추출 매니폴드(120)에 고온 고압의 공기를 또한 제공할 수 있다. 추출 포트(112)는 엔진(110)의 압축 스테이지로부터 공기를 수용하고, 공기가 추출 매니폴드(120)로 들어가기 전에 공기를 냉각시키는 (예냉기와 같은) 열 교환기(114)로 공기를 통과시킨다.
추출 매니폴드(120)로부터의 고압 공기는 항공기의 이차 동력 요구 조건의 대부분을 지원한다. 예를 들어, 이 공기 중 일부는, 동체(104)의 객실(102)에 공기 조화된 공기를 공급하는 공기 조화 팩(140)[제1 공기 조화 팩(140a) 및 제2 공기 조화 팩(140b)으로 도시됨]으로 유동한다. 공기 조화 팩(140)은 일련의 열교환기와, 조절 밸브와, 온도, 환기 및 가압 요구 조건에 맞도록 공기 조화시키는 공기 순환 기계를 포함한다. 추출 매니폴드(120)로부터의 공기 중 다른 부분은 고용량 유압 펌프(168)를 구동시키는 터빈(160)으로 유동한다. 유압 펌프(168)는 랜딩 기어 및 항공기의 다른 유압 시스템에 유압 동력을 제공한다. 이 고압의 공기 중 다른 부분은 엔진 카울 동결 방지 시스템(engine cowl ice protection system)(152) 과 날개 동결 방지 시스템(150)으로 보내진다.
날개 동결 방지 시스템(150)은 날개 선단부에 대한 추출 공기의 유동을 제어하는 밸브(도시되지 않음)와, 날개 선단부의 보호 영역을 따라 균일하게 뜨거운 공기를 분배하는 "피콜로(piccolo)" 덕트를 포함한다. 선단부 슬랫의 동결 방지가 필요하면, 신축 덕트가 팽창된 위치의 슬랫에 뜨거운 추출 공기를 공급하는데 사용될 수 있다. 동결 방지 추출 공기는 날개 또는 슬랫의 하부면의 구멍을 통해 배기된다.
엔진(110) 외에, 시스템 구조(100)는 교류 동력원으로서 APU(130)를 또한 포함할 수 있다. APU(130)는 통상 배터리(136)를 사용하는 DC 스타터 모터(134)에 의해 기동된다. APU(130)는 엔진 기동 및 다른 지상 작동을 위한 추출 매니폴드(120)에 고압 공기를 제공하는 압축기(138)를 구동시킨다. 엔진 기동의 경우에, 고압 공기는 추출 매니폴드(120)로부터 엔진의 각각에 작동 가능하게 결합된 기동 터빈(154)으로 유동한다. APU(130)의 대안으로서, 엔진(110) 중 운전중인 하나로부터의 추출 공기는 다른 엔진(110)을 재기동시키는데 사용될 수 있다. 또 다른 대안으로서, 외부 공기 카트(도1에 도시되지 않음)는 지상에서 엔진 기동을 위해 고압 공기를 제공할 수 있다.
시스템 구조(100)는 엔진(110)에 작동 가능하게 결합된 엔진 구동식 발전기(116)와, APU(130)에 작동 가능하게 결합된 APU 구동식 발전기(132)를 더 포함할 수 있다. 비행시, 엔진 구동식 발전기(116)는 연료 펌프(108), 모터 구동식 유압 펌프(178), 다양한 팬, 갤리(galley) 시스템, 비행중 오락 시스템, 조명 시스템, 항공전자공학 시스템 등과 같은 종래의 전기 시스템 부하를 지원할 수 있다. APU 구동식 발전기(132)는 필요하다면 지상 작동 동안 그리고 비행 동안 이러한 기능을 지원할 수 있다. 엔진 구동식 발전기(116) 및 APU 구동식 발전기(132)는 통상 90 내지 120 kVA로 조절되고, 115 Vac의 전압을 생성한다. 이들은 상술한 전기 부하의 대부분을 위해, 115 Vac를 28 Vdc로 변환시키는 변압기-정류기에 동력을 제공할 수 있다. 동력은 열 회로 차단기 및 릴레이에 주로 기초하여 전기 시스템을 통해 분배된다.
시스템 구조(100)는 엔진(110)에 작동 가능하게 결합된 엔진 구동식 유압 펌프(118)를 추가로 포함할 수 있다. 유압 펌프(118)는 비행시 표면 엑츄에이터 및 다른 항공기 시스템을 제어하도록 유압 동력을 제공한다. 전기 모터 구동식 펌프(178)는 지상에서의 활동성을 유지하기 위한 백업 유압 동력을 제공할 수 있다.
도2는 도1의 이차 동력 시스템 구조(100)를 포함하는 종래 기술의 항공기(202)의 개략적인 평면도이다. 항공기(202)는 상술된 시스템 구조(100)와 연관된 복수의 전기 부하(220)에 전기 동력을 분배하는 전방 전자 장비 베이(bay, 210)를 포함한다. 비행시, 전자 장비 베이(210)는 APU(130)뿐만 아니라 엔진 발전기(116)로부터의 전기 동력을 수용할 수 있다. 지상에서, 전자 장비 베이(210)는 APU(130)로부터 또는 리셉터클(213)을 통해 외부 동력원(212)으로부터의 전기 동력을 수용할 수 있다.
상술된 이차 동력 시스템 구조(100)의 하나의 단점은 충분한 공기 유동이 항상 시스템 요구를 맞추는데 유용한 것을 보장하도록 최악의 작동 조건(통상, 비행 속도, 높은 항공기 부하, 더운 날 및 고장난 하나의 엔진 추출 공기 시스템)에 맞는 크기로 되어 있다는 것이다. 그 결과, 통상의 작동 조건에서, 엔진(110)은 공기 조화 팩(140) 및 다른 항공기 시스템 요구보다 더 현저하게 높은 압력 및 온도로 추출 공기를 제공한다. 보정을 위해서, 예냉기(114) 및 공기 조화 팩(140)은 동체 가압, 환기 및 온도 제어를 위한 요구에 맞도록 필요로 하는 값을 저감하도록 압력 및 온도를 조절한다. 따라서, 상당량의 에너지가 이러한 조절 동안 예냉기 및 조절 밸브에 의해 낭비된다. 최적 조건에서도, 엔진(110)으로부터 추출된 상당량의 에너지는, 덕팅과, 밸브와, 추출 매니폴드(120) 및 공기 조화 팩(140)과 연관된 다른 부품에서 발생하는 압력 강하 및 열의 형태로 낭비된다.
본 발명은 항공기용 이차 동력 시스템과 항공기 시스템에 이차 동력을 제공하기 위한 방법에 관한 것이다. 일 실시예에서, 본 발명의 일 태양에 따라 구성된 항공기는 동체와, 항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진을 포함한다. 항공기는 제트 엔진에 작동 가능하게 결합된 전기 발전기와, 환경 제어 시스템을 더 포함한다. 환경 제어 시스템은 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 동체에 외기를 제공하기 위해 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 적어도 하나의 압축기 모터를 포함할 수 있다.
이 실시예의 다른 태양에서, 항공기는 동체로부터 외향으로 연장되는 날개와, 전열식 날개 동결 방지 시스템을 포함할 수 있다. 전열식 날개 동결 방지 시스템은 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 날개의 일부분에 대한 동결 생성을 최소한으로 감소시키기 위해 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성될 수 있다. 이 실시예의 또 다른 태양에서, 전기 발전기는 제1 전기 발전기일 수 있고, 항공기는 보조 동력 유닛과 제2 전기 발전기를 추가로 포함할 수 있다. 제2 전기 발전기는 보조 동력 유닛에 작동 가능하게 결합되고 보조 동력 유닛으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성될 수 있다. 이 태양에서, 환경 제어 시스템의 적어도 하나의 압축기 모터는 보조 동력 유닛으로부터의 압축 공기가 없을 때 객실에 외기를 제공하기 위해 제2 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성될 수 있다.
다른 태양에서, 항공기의 객실에 공기 조화된 공기를 제공하기 위한 방법은 동체와 유동 연통하는 압축기 팬을 제공하는 단계와, 압축기 팬을 구동시키기 위해 압축기 팬에 전기 모터를 작동 가능하게 결합하는 단계를 포함할 수 있다. 이 방법은 항공기의 제트 엔진에 전기 발전기를 작동 가능하게 결합하는 단계와, 압축기 팬을 구동시키도록 전기 발전기로부터 전기 모터로 전기 동력을 제공하는 단계를 더 포함할 수 있다. 이 실시예의 일 태양에서, 압축기 팬은 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 동체 외부로부터 동체 속으로 공기를 유동시키도록 구동될 수 있다.
도1은 종래 기술에 따른 종래 공압계 2차 동력 시스템 구조의 개략도이다.
도2는 도1의 시스템 구조를 갖는 종래 항공기의 개략적인 평면도이다.
도3은 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 전기계 이차 동력 시스템을 설명 하는 개략도이다.
도4는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 도3의 시스템 구조를 갖는 항공기의 개략적인 평면도이다.
도5는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 항공기 전기 동력 분배 시스템의 개략도이다.
도6은 본 발명의 다른 실시예에 따라 구성된 항공기 전기 동력 분배 시스템의 개략도이다.
도7은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 AC 발전기만을 갖는 항공기 전기 동력 분배 시스템의 개략도이다.
도8a 내지 도8c는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 엔진 기동 회로를 갖는 전기 동력 분배 시스템을 설명하는 개략도이다.
이하의 개시 내용은 항공기 시스템에 동력을 제공하기 위한 시스템 및 방법을 설명한다. 소정의 상세가 본 발명의 다양한 실시예들에 대한 완전한 이해를 제공하도록 이하의 설명 및 도3 내지 도7에 설명된다. 항공기 및/또는 항공기 이차 동력 시스템과 종종 연관된 공지된 구조체 및 시스템을 설명하는 다른 상세가 본 발명의 다양한 실시예에 대한 설명을 불필요하게 불명료하게 만드는 것을 피하기 위해서 이하 개시 내용에는 설명되지 않는다.
많은 상세, 치수, 각도, 및 도면에 도시된 다른 특징은 단지 본 발명의 특정 실시예의 예시일 뿐이다. 따라서, 다른 실시예들은 본 발명의 기술 사상 및 범주 를 벗어나지 않고 다른 상세, 치수 및 특징을 가질 수 있다. 또한, 본 발명의 또 다른 실시예가 이하 설명될 몇몇의 상세 사항 없이 실시될 수도 있다.
도면에서, 동일한 참조 번호는 동일하거나 또는 적어도 유사한 요소를 나타낸다. 임의의 특정 요소에 대한 논의를 용이하게 하기 위해서, 임의의 참조 번호 중 가장 중요한 숫자 또는 숫자들은 요소가 최초로 소개되는 도면을 지칭하기로 한다. 예를 들어, 요소 310은 도3을 참조하여 최초로 소개되고 논의된다.
도3은 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 전기계 이차 동력 시스템을 설명하는 개략도이다. 이 실시예의 일 태양에서, 시스템 구조(300)는 항공기(도시되지 않음)에 추진 추력을 제공하기 위한 제1 엔진(310a) 및 제2 엔진(310b)을 포함한다. 이하 보다 상세히 설명되는 바와 같이, 제1 스타터/발전기(316a) 및 제2 스타터/발전기(316b)는 필요에 따라(on-demand basis) 복수의 항공기 시스템에 전기 동력을 제공하도록 엔진(310)의 각각에 작동 가능하게 결합될 수 있다. 스타터/발전기(316)는 도1에 설명된 추출 공기 시스템에 의해 전통적으로 수행되는 항공기의 기능의 대부분을 유지한다. 이들 기능은 여러 기능 중에서 동체 공기 조화, 가압, 엔진 기동, 및 날개 동결 방지를 포함할 수 있다.
이 실시예의 다른 태양에서, 시스템 구조(300)는 지상 작동 및 비행시 필요할 경우 항공기 시스템에 동력을 제공하기 위한 APU(330)을 더 포함한다. APU(330)을 기동시키기 위한 동력은 항공기 배터리(336), 외부 지상 동력원(도시되지 않음), 또는 하나 이상의 엔진 구동식 스타터/발전기(316)에 의해 제공될 수 있다. APU(330)로부터의 동력은 각각 APU(330)에 작동 가능하게 결합된 제1 APU 스 타터/발전기(332a) 및 제2 APU 스타터/발전기(332b)에 의해 제공된다.
도1을 참조하여 설명된 종래의 APU(130)와는 대조적으로, APU(330)는 다양한 항공기 시스템에 전기 동력만을 제공한다. 따라서, 공압 동력 이송과 연관된 모든 부품들이 제거될 수 있기 때문에, APU(330) 보다 더 간단해질 수 있다. 이 특징은 APU 신뢰성에 있어서의 향상과 요구되는 유지 보수의 저감으로 귀결된다.
이 실시예의 다른 태양에서, 시스템 구조(300)는 제1 공기 조화 팩(340a) 및 제2 공기 조화 팩(340b)을 갖는 환경 제어 시스템을 포함한다. 공기 조화 팩(340)은 공기, 압력, 및 공기 조화 요구 조건에 맞추기 위해 동체(314)의 객실(302)에 공기 조화된 공기를 제공하도록 구성된다. 일 실시예에서, 공기 조화 팩(340)은 참고 문헌으로 그 전체가 본 명세서에 합체되어 있는, 미국 특허 제6,526,775호에 개시된 공기 조화 시스템 중 하나 이상과 적어도 유사할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 공기 조화 팩(340)은 비행 동안 엔진(310) 그리고 지상 작동 동안 APU(330)로부터 전기 동력을 수용하도록 구성된 조절 가능한 속도 전기 압축기 모터(380)를 포함할 수 있다. 압축기 모터(380)는, 램(ram) 공기 입구(342)를 거쳐 신선한 외기를 수용하는 압축기(도시되지 않음)을 구동시킨다. 객실(302)의 가압 및 온도 제어 요구 조건에 맞도록, 신선한 공기는 압축되어 공기 조화 팩(340)으로부터 동체(304) 내로 유동한다. 일 실시예에서, 시스템 구조(300)는, 임의의 주어진 시간에 동체(304)의 특정 요구에 맞추도록 상이한 유동 속도로 동체(304)의 다양한 부분에 공기를 분배시키도록, 하나 이상의 가변 속도 팬(도시되지 않음)을 포함할 수 있다. 이러한 방식으로 엔진(310)으로부터 동력 흡인(draw)을 맞춤으로써 연료 효율을 더 증가시킬 수 있다.
조절 가능한 속도 압축기 모터(380)는 객실 공기 압력 및 공기 유동이 객실 부피, 승객 수 및/또는 원하는 객실 압력 고도에 기초하여 변동되게 만든다. 예를 들어, 낮은 객실 고도를 원한다면(고압), 본 발명의 전기 ECS 시스템이 조절 가능한 속도 압축기 모터(380)로 유입을 증가시키거나 혹은 동체(304)로부터의 유출을 저감시킴으로써 이를 수용할 수 있다. 일반적으로, 종래의 공압 시스템은 시스템이 설계점으로 통상 크기가 맞춰져 있기 때문에, 그 설계점(예를 들면, 8000ft) 아래로 더 객실 고도를 낮출 능력을 갖지 못한다. 종래의 공압 접근책에 비해 공기 조화에 대한 전기 접근책의 다른 이점은 전기 접근책을 위해 엔진으로부터 추출된 에너지가 공기 조화 팩(340)의 예냉기 및 조절 밸브에 의해 버려지지 않는다는 것이다. 대신, 압축기 모터(380)는 객실(302)의 신속한 가압 조건에 맞추도록 조절 가능한 속도 압축기에 의해 필요로 하는 엔진(310)으로부터의 충분한 전기 동력만을 흡인한다. 이러한 실시간 에너지 최적화는 연료 효율을 향상시키도록 항공기 플랫폼을 가로질러 다른 전기 동력 사용자에 확대될 수 있다. 후술되는 바와 같이, 예를 들어 이러한 사용자는 재순환 팬, 세면기 및 갤리 환기 팬, 화물 가열, 날개 동결 방지, 및 유압 작동을 포함한다. 필요로 하는 에너지만을 흡인함으로써, 연료 절약이 증가될 수 있다.
본 발명의 또 다른 태양에서, 시스템 구조(300)는, 엔진(310)으로부터의 전기 동력을 이용하는 날개 동결 방지 시스템(350)을 더 포함한다. 날개 동결 방지 시스템(350)은 날개(352)의 일 부분에 대한 동결 생성을 방지하거나 또는 최소한으 로 감소시키도록 본 발명의 적어도 두 개의 실시예들에 따라 구성될 수 있다. 전열식 동결 방지 실시예에서, 블랭킷(blanket)(도시되지 않음)과 같은 가열 소자가 날개 선단 에지의 내부 부분에 접착되거나 또는 다르게는 그에 인접하여 위치설정될 수 있다. 날개 동결 방지를 위하여, 가열 블랭킷은 날개 선단 에지를 가열하여 어떠한 동결 축적물도 용융되도록 및/또는 날개 선단 에지로부터 부착 해제되도록 순차적으로 여기될 수 있다. 이 방법은 날개 선단 에지 중 원하는 부분이 동시적으로보다는 순차적으로 가열되기 때문에, 종래의 추출 공기 시스템보다 현저하게 더 효율적일 수 있다. 따라서, 동결 방지를 위한 동력 흡인은 현저하게 감소된다. 또한, 추출 공기 시스템과는 대조적으로, 날개 상에 추출 공기 배기 구멍이 없다. 그 결과, 항공기 드래그 및 통신 소음이 종래 시스템에 비해 감소된다.
날개 동결 방지 시스템(350)은 또한 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 전기 기계식 시스템으로서 작동할 수 있다. 이 실시예에서, 날개 선단 에지의 내부 부분의 전기 기계식 엑츄에이터(도시되지 않음)는 날개 선단 에지를 간단히 진동시켜 임의의 동결 빌드업이 부착 해제되어 떨어져 나가도록 구성될 수 있다. 이 실시예는 상술된 전열식 실시예보다 현저하게 더 낮은 동력을 필요로 할 수도 있다. 실시예에서, 날개 동결 방지 시스템(350)은 날개의 다른 영역 또는 슬랫 선단 에지에 적용하는 다른 세그먼트로 분리될 수 있다. 이러한 방식으로, 날개 선단 에지의 한 부분이 동결 방지를 필요로 하지 않는다면, 날개 동결 방지 시스템(350)의 이러한 섹션이 중지되어, 엔진으로부터의 동력 요구의 또 다른 감소로 귀결될 수 있다. 또한, 동결 방지 시스템의 다른 섹션은 동력 사용을 최적화하면서 동결을 충분히 감소시키는데 필요로 하는 다른 계획에 따라 순환될 수 있다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 스타터/발전기(316)는 발전기로서 작동할 경우 항공기 시스템을 위해 전기 동력을, 스타터로서 작동할 경우 엔진 기동을 위해 축 동력을 제공하는 이중 기능 장치일 수 있다. 이러한 전기 기동 능력은 주 엔진(310) 중 하나 이상이 정상 비행 동안 정지된 경우에 비행중인 엔진(310)의 기동 순서를 향상시킬 수 있다. 예를 들어, 통상의 높은 바이패스 비 엔진은 비행중 풍차 효과가 충분한 토크를 제공하지 못할 수도 있기 때문에 모든 비행 상황 동안 재기동하는데 어려울 수도 있다. 대조적으로, 본 발명의 스타터/발전기(316)는 또 다른 기동 토크를 제공함으로써 비행중 재시동 동안 엔진(310)을 돕기 위해 항공기 상에 임의의 개수의 전기 공급원으로부터 전기 동력을 수용하도록 구성된다.
엔진(310)을 기동시키기 위해서, 스타터/발전기(316)는 엔진 기동 변환기(도시되지 않음)에 의해 제어되는 기동 공정에서 동기 기동 모터로서 운전될 수 있다. 엔진 기동 변환기는, 최적 기동 성능을 위한 기동 공정 동안, 조건부 전기 동력(예를 들면, 조절 가능한 전압 및 주파수)을 스타터/발전기(316)에 제공할 수 있다. 엔진 기동 변환기는 또한 항공기 상의 객실 가압 압축기 모터(380) 및/또는 다른 조절 가능한 속도 모터를 위한 모터 제어기로서 기능할 수 있다. 유사하게는, APU 기동 변환기(도시되지 않음)는 내장 불활성 가스 발생 시스템(on-board inert gas generation system, OBIGGS)(309)과 같은 항공기 상의 다른 조절 가능한 속도 모터를 위한 모터 제어기로서 기능할 수 있다. 엔진 기동을 위해 스타터/발전기(316)를 여기시키는데 필요한 동력은 항공기 배터리(336), APU(330), 램 공기 터빈(RAT)(367), 연료 전지(도시되지 않음) 또는 다른 공급원으로부터 공급될 수 있다. 스타터/발전기(316)의 이중 기능 태양은 도1을 참조하여 상술된 공기 터빈 엔진-스타터(154)에 의해 제공되지 않는다. 스타터/발전기(316)와 달리, 공기 터빈 엔진-스타터(154)는 엔진(110)이 운전 중인 경우에 목적에 도움이 되지 않는다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 스타터 발전기(316)는 엔진 속도에 비례하는 주파수(예를 들면, 360 내지 700Hz)로 작동하도록 엔진(310)의 기어 박스에 직접 결합될 수 있다. 이러한 유형의 발전기는, 발전기가 복잡한 정속 구동부를 포함하지 않기 때문에, 가장 간단하고 가장 효율적인 접근책일 수도 있다. 그 결과, 이 실시예에서, 스타터/발전기(316)는 복잡한 정속 구동부를 갖는 종래의 발전기보다 더 신뢰성이 있고 더 낮은 여분의 비용이 들 수도 있다. 다른 실시예에서는, 그러나 다른 유형의 발전기가 사용될 수 있다. 예를 들어, 정속이 필요한 하나의 다른 실시예에서, 정속 발전기가 사용될 수 있다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 시스템 구조(300)는 좌, 우 및 중심 채널을 갖는 유압 시스템을 포함한다. 좌우 채널을 위한 유압 동력은 엔진(310)의 각각에 작동 가능하게 결합된 엔진 구동식 유압 펌프(318)에 의해 제공될 수 있다. 또한, 소형 전기 모터 구동식 유압 펌프(319)는 또한 지상 작동을 위해 그리고 엔진 구동식 펌프(318)를 보완하도록 좌우 채널에 유압 동력을 제공할 수 있다. 엔진 구동식 펌프(318)는 비행 엑츄에이터, 안정기 트림 엑츄에이터 및 다른 기능부에 유압 동력을 제공할 수 있다. 중심 채널의 유압 동력은 두개의 대용량 전기 모터 구동식 유압 펌프(368)에 의해 제공된다. 최대 유압 요구에 맞도록 엔진 추출 공기에 의해 구동되는, 도1을 참조하여 상술된 유압 펌프(168)와는 대조적으로, 유압 펌프(368)는 엔진(310)으로부터의 전기 동력에 의해 구동된다. 유압 펌프(368)는 랜딩 기어 시스템(369)과, 비행 제어 작동, 추력 리버서(reverser), 브레이크, 선단/미부 에지 플랩 및 노즈(nose) 기어 조향 시스템(도시되지 않음)을 포함하는 다른 시스템에 유압 동력을 제공할 수 있다. 이 실시예의 또 다른 태양에서, 유압 펌프(368) 중 하나만이 전체 비행에 걸쳐 운전되는 반면, 다른 펌프들은 이착륙 동안만 작동한다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 시스템 구조(300)는 연료 탱크(390)로부터 하나 이상의 엔진(310)으로 또는 다른 연료 탱크(도시되지 않음)로 연료를 전달하도록 복수의 조절 가능 속도 연료 펌프(308)를 포함할 수 있다. 통상의 상업용 항공기는 날개의 한 영역에서 다른 영역으로 연료를 전달하도록 연료 펌프를 사용한다. 이는 항공기로 하여금 항공기 성능을 최대화시키는 중력 중심을 유지하게 만든다. 도1을 참조하여 상술된 종래의 공압계 시스템 구조(100)에서는, 정속 연료 펌프가 통상 하나의 탱크로부터 다음 탱크 또는 엔진(110)으로 연료를 전달하기 위해 포함된다. 이들 정속 연료 펌프는 최대 압력에 상응하는 유동 속도가 탱크 사이 또는 엔진(110)으로 연료를 충분히 전달하는데 좀처럼 필요하지 않더라도, 통상 항상 최대 압력으로 작동하도록 구성된다. 이를 이유로, 이러한 연료 펌프 시스템은 통상 과도한 연료 압력을 간단히 추출하는 압력 조절기를 포함한다. 이러한 과도한 연료 압력은 버려지는 엔진 동력에 해당한다. 대조적으로, 도3의 전기계 구조(300)에서, 연료 펌프 속도는, 전달에 필요한 연료량 및 정상 비행 조건 동안 항공기의 전체 중력 중심을 최적화가 발생하도록 전달이 필요한 속도에 기초하여 하나의 탱크로부터 다음 탱크로 연료를 전달하도록 변동될 수 있다. 이러한 방식으로 비행 세그먼트 전체에 걸쳐 최적의 중력 중심을 유지하는 능력은 주어진 임의의 시간에 연료 펌프에 의해 실제 필요로 하는 동력량만을 흡인함으로써 항공기 범위 및 연료 효율을 더 향상시킬 수 있다.
다른 많은 시스템이 엔진(310)으로부터 추출된 동력을 더 감소시키도록 시스템 구조(300)에 합체될 수 있다. 예를 들어, 일 실시예에서, 조절 가능한 또는 가변 속도 팬이 팬 속도에 기초하여 엔진(310)으로부터 추출된 동력을 맞추는 공기 조화 팩(340)에 사용될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 저항 가열기는 종래의 시스템에 사용된 추출 공기 대신에 화물창(도시되지 않음)을 가열하는데 사용될 수 있다. 이들 저항 가열기는 온도를 보다 잘 제어하고 에너지 소비를 더 감소시키기 위한 펄스 폭으로 조절될 수 있는 능력을 가질 수 있다. 유사하게는, 화물창 공기 조화 시스템이 외기에 덜 의존하고 격실 냉각을 위한 재순환 공기에 더 의존하도록 구성될 수 있다. 이러한 방식으로, 외기와 연관된 에너지 손실이 제거되고 재순환 공기를 냉각시키는데 필요한 동력만이 확장된다.
도1을 참조하여 상술한 바와 같이, 종래의 시스템 구조(100)에서, 엔진(110)은 추출 공기로부터 공압 형태로 된 대부분의 이차 항공기 동력을 제공한다. 대조적으로, 본 발명의 시스템 구조(300)에서, 엔진(310)은 스타터/발전기(316)로부터 전기 형태로 대부분의 이차 항공기 동력을 제공한다. 압축기 부분으로부터 공압 추출 포트를 제거하는 것은, 압축기 용량 요구 조건을 감소시키고 작동 사이클을 향상시킴으로써 보다 효율적인 엔진 설계를 가능하게 한다. 또한, 유지 강화 추출 시스템을 제거하는 것은, 엔진 상의 부품, 분배 시스템의 공압 덕트, 예냉기 및 밸브의 개수가 적어지기 때문에, 항공기 유지 요구를 감소시키고 항공기 신뢰성을 향상시킬 것이다. 또한, 덕트 파열 및 이상 온도 방지를 위한 측정이 전기계 시스템 구조(300)에서는 불필요하다.
전기계 시스템 구조(300)의 또 다른 이점은 임의의 작동 조건에서 엔진(310)으로부터 필요한 최소량의 동력만을 추출하기 위해 각 부하를 맞추도록 모터 제어기를 이용할 수 있다는 것이다. 이들 부하는 단순히 온 또는 오프하기 보다는 조절 가능하기 때문에, 엔진(310)으로부터 보다 적은 동력이 회수된다. 임의의 전기 동력 부하에 대한 동력 소비를 맞추는 능력은 항공기 연료 효율을 직접 향상시킬 수 있다. 전기계 시스템 구조(300)와 연관된 다른 장점은 실시간 동력 추출 최적화, 엔진 추출 공기와 연관된 폐기물의 제거, 향상된 공기 질, 다중 엔진 추출 공기 시스템의 보장과 연관된 비순환 엔지니어링의 잠재적 감소를 포함할 수 있다.
도3을 참조하여 상술된 시스템 구조(300)가 엔진 당 두 개의 스타터/발전기를 갖는 두 개의 엔진을 포함하더라도, 다른 실시예에서, 본 발명에 따라 구성된 시스템 구조는 특정 용도의 요구에 따라 더 많거나 더 적은 발전기를 갖는 더 많거나 더 적은 엔진을 포함할 수 있다. 예를 들어, 다른 일 실시예에서, 본 발명에 따라 구성된 시스템 구조는 각각 단일 스타터/발전기를 갖는 네 개의 제트 엔진을 포함할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 본 발명에 따라 구성된 시스템 구조는 두 개 이상의 발전기 또는 스타터/발전기를 갖는 단일 엔진만을 포함할 수 있다. 따 라서, 본 발명은 특정 개수의 엔진 또는 스타터/발전기를 갖는 항공기로 제한되지 않는다.
도4는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 도3의 전기계 시스템 구조(300)를 포함하는 항공기(402)의 개략적인 평면도이다. 항공기(402)는 두 개의 엔진(310)에 결합된 네 개의 스타터/발전기(316)와, 항공기(402)의 미부에 장착된 APU(402)에 결합된 두 개의 스타터/발전기(332)를 포함할 수 있다. 이 실시예의 일 태양에서, 항공기(402)는 외부 동력원(412a, 412b)로부터의 115 Vac 또는 230 Vac 동력을 각각 수용하도록 구성된 두 개의 지상 리셉터클(413)[제1 지상 리셉터클(413a) 및 제2 지상 리셉터클(413b)로서 식별됨]을 더 포함할 수 있다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 항공기(402)는 전방 전기 장비 베이(410a) 및 후방 전기 장비 베이(410b)를 포함할 수 있다. 네 개의 원격 동력 분배 유닛(RPDUs)(424a 내지 424d)은 시스템 구조(300)와 연관된 복수의 시스템 부하(420)에 장비 베이(410)로부터의 전기 동력을 분배할 수 있다. RPDUs(424)는 전형적인 열 회로 차단기 및 릴레이 대신 솔리드 스테이트 동력 제어기에 주로 기초할 수 있다.
도5는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 항공기 전기 동력 분배 시스템(500)의 개략도이다. 이 실시예의 일 태양에서, 동력 분배 시스템(500)은 제1 발전기(516a)와, 항공기 엔진(510)에 작동 가능하게 결합된 제2 발전기(516b)를 포함한다. 일 실시예에서, 제1 발전기(516a) 및 제2 발전기(516b)는 (230Vac 발전기와 같은) 고 전압 AC 발전기일 수 있다. 또 다른 실시예에서, 두 개의 발전기(516) 중 하나는 (±270Vdc 발전기와 같은) 고 전압 DC 발전기일 수 있다. AC 발전기(516a)는 공급 주파수에 민감하지 않는 항공기 장비에 전기 동력을 제공할 수 있다. DC 발전기(516b)는 조절 가능한 속도 모터를 포함하는 항공기 시스템의 부품에 전기 동력을 제공할 수 있다. 다른 실시예에서, 발전기(516)는 다른 유형의 발전기일 수 있다. 예를 들어, 다른 일 실시예에서, 발전기(516) 양자 모두는 AC 발전기일 수 있다. 이 실시예에서, 시스템의 DC 동력요구는 적절한 AC 대 DC 변환 장치로 충족될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 발전기(516) 양자 모두는 DC 발전기일 수 있고, 시스템의 DC 동력요구는 적절한 DC 대 AC 변환 장치로 충족될 수 있다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 동력 분배 시스템(500)은 제1 발전기(516a)로부터 동력을 수용하도록 구성된 제1 버스(515a)와, 제2 발전기(516b)로부터 동력을 수용하도록 구성된 제2 버스(515b)를 더 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 제1 버스(515a)는, 복수의 대 정격 AC 부하(550)에 직접 동력을 공급하도록 구성된, 230 Vac 버스와 같은 고전압 AC 버스일 수 있다. 이러한 부하는 날개 동결 방지 장비, 유압 펌프, 연료 펌프, 갤리 시스템 등과 연관될 수도 있다. 게다가, 제1 버스(515a)는 스탭 다운 변압기(522)를 거쳐 제3 버스(515c)에 직접 동력을 제공할 수도 있다. 일 실시예에서, 제3 버스(515c)는 115 Vac 버스와 같은 저 전압 AC 버스일 수 있다. 제3 버스(515c)는 복수의 RPDUs[제1 RPDU(524a)와 적어도 하나의 제2 RPDU(524b)로 식별됨]를 거쳐 항공기 상의 복수의 소 정격 AC 장비 부하(544)에 동력을 제공할 수 있다. 이러한 대 정격 부하(544)는 비행중 오락 시스템, 내외부 조명 시스템, 센서 가열기 등과 연관될 수도 있다.
이 실시예의 또 다른 태양에서, 제2 버스(515b)는 항공기 상의 복수의 조절 가능한 속도 모터(552)에 전기 동력을 제공할 수 있다. 이러한 모터는 객실 가압, 압축기, 환경 제어 시스템 팬, 증기 또는 공기 순환 ECS 팩, 대형 유압 펌프, 배행 엑츄에이터 등을 포함할 수 있다. 고전압 DC 시스템을 사용함으로써, 종종 모터 제어기와 연관된 전위 조화 왜곡 문제를 피하고, 종종 전기유체역학(electro-hydrostatic) 엑츄에이터와 연관된 재생 에너지를 수용하기 위한 수단을 제공할 수 있다. 게다가, 고 전압 DC 시스템을 사용함으로써, 경량의 DC 발전기의 이용을 통한 현저한 무게 감소와, 조화 왜곡 처리 장치 및 재생 에너지 흡수 장치의 제거를 제공할 수도 있다.
도6은 본 발명의 또 다른 실시예에 따라 구성된 항공기 전기 동력 분배 시스템(600)의 개략도이다. 이 실시예의 일 태양에서, 동력 분배 시스템(600)은 제1 항공기 엔진(610a), 제2 항공기 엔진(610b) 및 APU(630)을 포함한다. 동력 분배 시스템(600)은 세 개의 AC 발전기(616a)[제1 AC 발전기(616a), 제2 AC 발전기(616b) 및 제3 AC 발전기(616c)로 각각 구별됨]와, 세 개의 DC 발전기[제1 DC 발전기(618a), 제2 DC 발전기(618b) 및 제3 DC 발전기(618c)로 각각 구별됨]를 포함한다. 제1 AC 발전기(616a) 및 제1 DC 발전기(618a)는 제1 엔진(610a)에 작동 가능하게 결합될 수 있다. 유사하게는, 제2 AC 발전기(616b) 및 제2 DC 발전기(618b)는 제2 엔진(610b)에 작동 가능하게 결합될 수 있다. 제3 AC 발전기(616c) 및 제3 DC 발전기(618c)는 APU(630)에 작동 가능하게 결합될 수 있다. 제3 AC 발전기(616c)는 필요하다면 지상 작동 및 비행 동안 AC 부하(도시되지 않음)를 서비스하도록 APU(630)로부터 두 개의 AC 버스(615a)로 전기 동력을 제공할 수 있다. APU(630)에 작동 가능하게 결합된 제3 DC 발전기(618c)는 필요하다면 지상 작동 및 비행 동안 조절 가능한 속도 모터(또한 도시지 않음)를 서비스하도록 두 개의 DC 버스(615b)에 전기 동력을 제공할 수 있다. 게다가, 제3 AC 발전기(616c)는 AC 대 DC 변환 장치(624)를 거쳐 두 개의 DC 버스(615b)에 전기 동력을 제공할 수도 있다. 두 개의 DC 버스(615b)는 각각 대응 모터 제어기(660)[제1 모터 제어기(660a) 및 제2 모터 제어기(660b)로서 각각 구별됨]에 작동 가능하게 연결될 수 있다. 모터 제어기(660)는 객실 가압 압축기(680)[제1 압축기(680a) 및 제2 압축기(680b)로서 각각 구별됨] 또는 엔진 기동 회로(662)[제1 기동 회로(662a) 및 제2 기동 회로(662b)로서 각각 구별됨]에 전기 동력을 선택적으로 제공하도록 구성될 수 있다. 이 실시예의 또 다른 태양에서, 동력 분배 시스템(600)은 제1 전기 리셉터클(613a)과, 외부 지상 동력원으로부터의 동력을 수용하도록 구성된 제2 전기 리셉터클(613b)를 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 제1 리셉터클(613a)은 지상 공급원으로부터 115Vac 동력을 수용하도록 구성될 수 있고, 제2 리셉터클(613b)은 외부 지상 공급원으로부터 230Vac 동력을 수용하도록 구성될 수 있다.
일 실시예에서, 제2 리셉터클(613b)을 통해 수용된 고전압(예를 들면, 230Vac) 지상 동력은 엔진(610)을 기동시키는데 사용될 수 있다. 이 실시예에서, 모터 제어기(660)는 DC 버스(615b)로부터의 동력이 대응 엔진 기동 회로(662)로 보내지도록 절환된다. 이 동력은 대응 AC 발전기(616)로 보내지고 기동을 위해 대응 엔진(610)을 크랭크하도록 동기 모터로서 AC 발전기를 운전시키는데 사용된다. 일 단 엔진(610)이 기동되면, 모터 제어기(660)는 객실 가압 압축기(680)로 전기 동력을 제공하도록 다시 절환된다.
도7은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 AC 발전기만을 갖는 전기 동력 분배 시스템(700)의 개략도를 도시한다. 동력 분배 시스템(700)은 제1 엔진(710a), 제2 엔진(710b) 및 APU(730)를 포함한다. 이 실시예의 일 태양에서, 제1 및 제2 AC 발전기(716a, 716b)는 제1 엔진(710a)에 작동 가능하게 결합되고, 제3 및 제4 AC 발전기(716c, 716d)에 작동 가능하게 결합되며, 제5 및 제6 AC 발전기(716e, 716f)는 APU(730)에 작동 가능하게 결합된다. DC 전압 요구를 충족시키기 위해서, 엔진(710) 및 APU(730)로부터의 고전압 AC 동력은 AC 버스(715)로부터의 AC 동력을 수용하는, 자동 변압기 정류기 유닛(ATRUs)와 같은 하나 이상의 AC 대 DC 변환 장치에 의해 고전압 DC 동력으로 변환된다. ATRUs(724)의 사용은 동력 분배 시스템(700)으로 하여금 종래의 115Vac 및 28Vdc 버스 구조를 지원하기 위해 고전압 AC 및 DC 동력 양자 모두를 제공하는 것을 허용한다. 게다가, 하나 이상의 AC 발전기(716)로부터의 AC 동력은 비조절식 변압기 정류기 유닛(725)과 조절식 변압기 정류기 유닛(726)에 의해 28Vdc 버스(719)를 위한 DC 동력으로 변환될 수도 있다. 이 실시예의 또 다른 태양에서, 각각의 엔진(710)에 결합된 두 개의 AC 발전기(716)를 갖는 것은 필요시 AC 발전기(716) 양자 모두가 부가된 엔진 기동 동력을 위한 동기 기동 모터로서 사용되는 것을 허용한다. 도3을 참조하여 위에서 논의된 바와 같이, 도5 내지 도7을 참조하여 상술된 본 발명의 실시예는 도시된 특정 개수의 엔진 및/또는 스타터/발전기에 제한되지는 않지만, 다른 구성의 다른 다수의 엔진 및 스 타터/발전기로 확대된다.
도8a 내지 도8c는 본 발명의 일 실시예에 따라 구성된 엔진 기동 회로를 갖는 전기 동력 분배 시스템(800)을 도시하는 개략도이다. 도8a를 참조하면, 이 실시예의 일 태양에서, 동력 분배 시스템(800)은 엔진(810)에 작동 가능하게 결합된 발전기(816)와, 환경 제어 시스템(840)에 작동 가능하게 결합된 압축기 모터(880)를 포함한다. 발전기(816)는 AC 버스(815a), AC 대 DC 변환 장치(824) 및 고전압 DC 버스(815b)를 거쳐 모터 제어기(860)에 전기 동력을 제공할 수 있다. 도8a에 도시된 바와 같이 정상 작동 동안, 모터 제어기(860)는 ECS(840)의 작동을 위해, 압축기 모터(880)에 전기 동력을 선택적으로 보낼 수 있다.
도8b는 동력 분배 시스템(800)의 엔진 기동 구조를 도시한다. 엔진(810)이 초기에는 이러한 구성으로 운전되지 않기 때문에, 동력은 발전기(816)보다는 교류 AC 동력원(830)에 의해 모터 제어기(860)로 제공된다. 일 실시예에서, 교류 동력원(830)은 APU 또는 외부 동력원을 포함할 수 있다. 이 실시예의 일 태양에서, 모터 제어기(860)는 교류 동력원(830)으로부터 엔진 기동 회로(862)로 전기 동력을 선택적으로 보낸다. 엔진 기동 회로(862)는 엔진(810)을 기동하기 위한 동기 모터로서 운전되도록 구성된, 발전기(816)에 전기 동력을 제공한다.
도8c는 동력 분배 시스템(800)의 또 다른 엔진 기동 구조를 도시한다. 여기서, 엔진(810)을 기동시키기 위한 동력은 배터리(836)에 의해 제공된다. 이 실시예의 일 태양에서, 모터 제어기(860)는 배터리(836)로부터 전기 동력을 수용할 수 있도록 고전압 DC 버스(815b)에 회로를 선택적으로 개방한다. 배터리(836)를 연결 한 후에, 모터 제어기는 상술된 바와 같이, 엔진 기동 회로(862)를 거쳐 발전기(816)로 전기 동력을 보낸다.
상술한 바로부터, 예시를 목적으로 본 발명의 특정 실시예가 본 명세서에 설명되었지만, 본 발명의 기술 사상 및 범주를 내에서 다양한 변형이 이루어질 수도 있다는 것을 알 수 있을 것이다. 따라서, 본 발명은 후속 청구의 범위에 기재된 바를 제외하고는 제한되지 않는다.

Claims (36)

  1. 객실을 가진 동체와,
    항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진과,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 전기 발전기와,
    제트 엔진으로부터 추출 공기가 없을 때 객실에 외기를 제공하기 위해 전기 발전기로부터만 전기 동력을 수용하도록 구성된 하나 이상의 압축기 모터를 구비하는 환경 제어 시스템을 포함하고,
    환경 제어 시스템의 압축기 모터는 동체의 가압 요구의 변화에 응답하여 압축기 속도를 변동시키도록 구성된 조절 가능한 속도 모터인 항공기.
  2. 객실을 가진 동체와,
    항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진과,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 전기 발전기와,
    제트 엔진으로부터 추출 공기가 없을 때 객실에 외기를 제공하기 위해 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 하나 이상의 압축기 모터를 구비하는 환경 제어 시스템과,
    동체로부터 외향으로 연장되는 날개와,
    제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 날개의 일부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키도록 구성되고 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 전기 기계식 날개 동결 방지 시스템을 포함하고,
    전기 기계식 날개 동결 방지 시스템은 날개의 내부 부분에 적어도 인접하여 위치된 하나 이상의 기계식 엑츄에이터를 포함하고, 엑츄에이터는 날개의 부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키기 위하여 날개의 부분을 진동시키도록 전기 발전기로부터의 전기 동력으로 작동될 수 있는 항공기.
  3. 객실을 가진 동체와,
    항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진과,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 전기 발전기와,
    제트 엔진으로부터 추출 공기가 없을 때 객실에 외기를 제공하기 위해 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 하나 이상의 압축기 모터를 구비하는 환경 제어 시스템과,
    동체로부터 외향으로 연장되는 날개와,
    제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 날개의 일부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키도록 구성되고 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 전열식 날개 동결 방지 시스템을 포함하고,
    전열식 날개 동결 방지 시스템은 날개의 내부 부분에 적어도 인접하여 위치된 하나 이상의 가열 소자를 포함하며, 가열 소자는 날개의 부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키기 위하여 날개의 부분을 가열하도록 전기 발전기로부터의 전기 동력으로 전류가 흐를 수 있는 항공기.
  4. 제1항에 있어서, 동체로부터 외향으로 연장되는 날개와,
    제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 날개의 일부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키도록 구성되고, 순환 방식으로 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 날개 동결 방지 시스템을 더 포함하는 항공기.
  5. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 항공기로부터 하방으로 연장 가능한 유압 작동식 랜딩 기어와,
    랜딩 기어에 유압 동력을 제공하도록 구성된 유압 펌프와,
    유압 펌프에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 공압 동력이 없을 때 유압 펌프를 구동시키기 위해 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 전기 모터를 더 포함하는 항공기.
  6. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 전기 발전기는 공압 동력이 없을 때 제트 엔진을 기동시키는 동기 모터로서 작동 가능한 스타터/발전기인 항공기.
  7. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 전기 발전기는 제트 엔진을 기동시키는 동기 모터로서 작동 가능한 스타터/발전기이고, 제트 엔진은 공압식으로 작동 가능한 스타터 터빈이 없을 때 스타터/발전기에 의해 기동되도록 구성되는 항공기.
  8. 객실을 가진 동체와,
    항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진과,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 제1 전기 발전기와,
    보조 동력 유닛과,
    보조 동력 유닛에 작동 가능하게 결합되고, 보조 동력 유닛으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 제2 전기 발전기와,
    보조 동력 유닛으로부터 압축 공기가 없을 때 객실에 외기를 제공하기 위해 제2 전기 발전기로부터만 전기 동력을 수용하도록 구성된 하나 이상의 압축기 모터를 구비하는 환경 제어 시스템을 포함하고,
    환경 제어 시스템의 압축기 모터는 동체의 가압 요구의 변화에 응답하여 압축기 속도를 변동시키도록 구성된 조절 가능한 속도 모터인 항공기.
  9. 삭제
  10. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 연료 탱크와,
    제트 엔진에 의한 연료에 대한 요구에 기초하여 가변 속도로 연료 탱크로부터 제트 엔진으로 연료를 전달하도록 구성되고, 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 가변 속도 연료 펌프를 더 포함하는 항공기.
  11. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 환경 제어 시스템은 동체의 가압 요구와 유동율 중 적어도 하나의 변화에 응답하여 복수의 유동율로 객실에 공기를 유동시키도록 구성된 하나 이상의 가변 속도 팬을 더 포함하는 항공기.
  12. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 하나 이상의 팬 모터를 구비하는 환경 제어 시스템을 포함하는 항공기.
  13. 객실을 가진 동체와,
    항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진과,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 전기 발전기와,
    제트 엔진으로부터 추출 공기가 없을 때 객실에 외기를 제공하기 위해 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 하나 이상의 압축기 모터를 구비하는 환경 제어 시스템과,
    객실로부터 외향으로 연장되는 날개와,
    제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 날개의 일부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키도록 구성되고 전기 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 전기 기계식 또는 전열식 날개 동결 방지 시스템을 포함하고,
    전열식 날개 동결 방지 시스템은 날개의 내부 부분에 적어도 인접하여 위치된 하나 이상의 가열 소자를 포함하며, 가열 소자는 날개의 부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키기 위하여 날개의 부분을 가열하도록 전기 발전기로부터의 전기 동력으로 전류가 흐를 수 있고,
    전기 기계식 날개 동결 방지 시스템은 날개의 내부 부분에 적어도 인접하여 위치된 하나 이상의 기계식 엑츄에이터를 포함하고, 엑츄에이터는 날개의 부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키기 위하여 날개의 부분을 진동시키도록 전기 발전기로부터의 전기 동력으로 작동될 수 있는 항공기.
  14. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 항공기는 상업용 승객 운반기이고, 동체는 화물창을 더 포함하는 항공기.
  15. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 제트 엔진에 작동 가능하게 결합된 전기 발전기는 DC 발전기이며,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 AC 발전기와,
    제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 AC 발전기로부터의 전기 동력을 수용하도록 구성된 전열식 날개 동결 방지 시스템을 더 포함하는 항공기.
  16. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 제트 엔진에 작동 가능하게 결합된 전기 발전기는 DC 발전기이며,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 AC 발전기를 더 포함하며, AC 발전기는 공압 동력이 없을 때 제트 엔진을 기동시키기 위해서 동기 모터로서 작동 가능한 항공기.
  17. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 제트 엔진에 작동 가능하게 결합된 전기 발전기는 DC 발전기이며,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 AC 발전기와,
    AC 발전기로부터 AC 동력을 수용하여 환경 제어 시스템의 팬 모터로 DC 동력을 보내도록 구성된 AC 대 DC 변환 장치를 더 포함하는 항공기.
  18. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 제트 엔진에 작동 가능하게 결합된 전기 발전기는 DC 발전기이며,
    제트 엔진에 작동 가능하게 결합되고, 제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 AC 발전기와,
    AC 발전기로부터의 AC 동력을 수용하도록 구성된 AC 대 DC 변환 장치와,
    AC 대 DC 변환 장치로부터의 DC 동력을 수용하여 환경 제어 시스템의 팬 모터로 DC 동력을 보내도록 구성된 모터 제어기를 더 포함하며,
    모터 제어기는 공압 동력이 없을 때 제트 엔진을 기동시키기 위해서 동기 모터로서 AC 발전기를 작동시키도록 AC 발전기 외의 다른 공급원으로부터의 DC 동력을 AC 발전기로 선택적으로 보내도록 또한 구성되는 항공기.
  19. 항공기에 추진 추력을 제공하도록 구성된 제트 엔진을 포함하는 항공기의 동체에 공기 조화된 공기를 제공하는 방법이며,
    제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 전기 발전기를 제트 엔진에 작동 가능하게 결합하는 단계와,
    동체와 유동 연통하게 위치되는 압축기 팬을 구동시키도록 전기 모터를 압축기 팬에 작동 가능하게 결합하는 단계와,
    압축기 팬을 구동시키도록 그리고 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 동체 외부로부터 동체 내로 공기를 유동시키도록 전기 발전기로부터 전기 모터로 전기 동력을 제공하는 단계와,
    동체의 가압 또는 온도 조건의 변화에 응답하여 전기 모터의 속도를 조절하는 단계를 포함하고,
    전기 모터를 압축기 팬에 작동 가능하게 결합하는 단계는 압축기 팬에 조절 가능한 속도 전기 모터를 작동 가능하게 결합하는 단계를 포함하는 항공기의 동체에 공기 조화된 공기를 제공하는 방법.
  20. 제19항에 있어서, 압축기 팬의 하류에 저항 가열기를 위치시키는 단계와,
    외기가 동체 내로 유동하기 전에 외기를 가열하도록 전기 발전기로부터 저항 가열기로 전기 동력을 전도하는 단계를 더 포함하는 항공기의 동체에 공기 조화된 공기를 제공하는 방법.
  21. 삭제
  22. 동체와, 동체로부터 외향으로 연장되는 날개와, 추진 추력을 제공하기 위한 제트 엔진을 갖는 운송 항공기에 있어서, 제트 엔진으로부터 환경 제어 시스템, 날개 동결 방지 시스템 및 랜딩 기어 시스템을 포함하는 복수의 항공기 시스템에 이차 동력을 제공하는 방법이며,
    제트 엔진으로부터의 축 동력을 수용하도록 구성된 전기 발전기를 제트 엔진에 작동 가능하게 결합하는 단계와,
    전기 발전기로부터, 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 동체의 적어도 일부분에 공기 조화된 공기를 제공하도록 구성된 환경 제어 시스템의 팬 모터로 전기 동력을 제공하는 단계와,
    전기 발전기로부터, 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 날개의 일부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키도록 구성된 전열식 날개 동결 방지 시스템의 가열 소자로 전기 동력을 제공하는 단계와,
    전기 발전기로부터, 제트 엔진으로부터의 추출 공기가 없을 때 랜딩 기어를 작동시키도록 구성된 랜딩 기어 시스템의 전기 모터 구동식 유압 펌프로 전기 동력을 제공하는 단계를 포함하고,
    전열식 날개 동결 방지 시스템은 날개의 내부 부분에 적어도 인접하여 위치된 하나 이상의 가열 소자를 포함하며, 가열 소자는 날개의 부분에 대한 동결 생성을 적어도 감소시키기 위하여 날개의 부분을 가열하도록 전기 발전기로부터의 전기 동력으로 전류가 흐를 수 있는 복수의 항공기 시스템에 이차 동력을 제공하는 방법.
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