KR101901585B1 - Apparatus for supplying power to auxiliary power unit of aircraft and stabilizing method of aircraft battery output using the same - Google Patents

Apparatus for supplying power to auxiliary power unit of aircraft and stabilizing method of aircraft battery output using the same Download PDF

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Abstract

The present invention relates to a power supply device of an auxiliary power device for an aircraft which compensates voltage falling according to low temperatures of a battery and supplies constant voltage to an auxiliary power device. According to the present invention, the power supply device of an auxiliary power device for an aircraft comprises: the battery arranged to supply a power to the auxiliary power device for an aircraft; a battery management system (BMS) located between the battery and the auxiliary power device for the aircraft; and a voltage increasing module compensating the voltage falling according to the low temperatures of the battery, and increasing the voltage of the battery. Therefore, when driving the battery of the aircraft at the low temperatures, the present invention can compensate performance degradation due to the voltage falling generated inside the battery and can increase flexibility in designing a battery capacity for a load condition.

Description

항공기용 보조동력장치의 전력공급장치 및 이를 이용한 항공기 배터리 출력 안정화 방법{APPARATUS FOR SUPPLYING POWER TO AUXILIARY POWER UNIT OF AIRCRAFT AND STABILIZING METHOD OF AIRCRAFT BATTERY OUTPUT USING THE SAME}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft and a method for stabilizing an output of an aircraft battery using the same.

본 발명은 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치 및 이를 이용한 항공기 배터리 출력 안정화 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 항공기용 보조동력장치로 전력을 공급하는 배터리의 출력전압을 유지하는 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치 및 이를 이용한 항공기 배터리 출력 안정화 방법에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft and a method for stabilizing an output of an aircraft battery using the same, and more particularly, to an auxiliary power unit for an aircraft which maintains an output voltage of a battery, And a method for stabilizing an output of an aircraft battery using the same.

항공기를 가지고 임무를 수행하기 위해서는 기본적으로 지상에서 엔진을 작동하여 항공기 운용에 필요한 전력, 유압, 공압 등을 생성하기 위해 필요한 관련 계통을 작동시켜야 하기 때문에 이를 위해 엔진을 시동하는 과정은 항공기 운용에 있어 시작이며 기본적인 단계라 할 수 있다. 뿐만 아니라 비행 중 엔진이 꺼지는 비상 상황에서 엔진을 재시동해야 하기 때문에 이와 관련한 엔진 시동 절차를 수립해서 조종사로 하여금 훈련을 하게 할 정도로 엔진 시동은 중요한 과정이다. 이와 같은 항공기 운용의 기본이고 비행 안전을 위해 중요한 의미를 갖는 엔진 시동은 수행하는 과정 중 발생하는 문제가 없도록 설계해서 조종사로 하여금 안전하게 항공기를 운용할 수 있도록 해야 한다.In order to carry out the mission with the aircraft, basically, the engine must be operated on the ground to operate the related system necessary to generate the power, hydraulic pressure, and pneumatic pressure necessary for the operation of the aircraft. It is a start and a basic step. In addition, since the engine must be restarted in an emergency in which the engine is turned off during flight, engine start-up is an important step to establish the engine start-up procedure and allow the pilot to train. It is essential that the engine start, which is the basis of such an aircraft operation and has a significant meaning for flight safety, should be designed so that the pilot can operate the aircraft safely by designing it so that no problems arise during the process.

항공기의 엔진 시동 방법은 크게 배터리 전력을 직접 사용하는 방식(Electrical start motor)과 별도의 장치(예, Jet-Fuel starter)를 사용하는 방식이 있는데, 별도의 장치를 사용하는 경우에는 전기는 보조적인 역할을 하기 때문에 시동 중에 배터리 전압 강하가 크지 않기 때문에 이로 인한 전기적인 문제는 없다.The method of starting the engine of an aircraft is mainly a method of using a battery power directly (Electrical start motor) and a separate device (for example, a Jet-Fuel starter). In case of using a separate device, So that there is no electrical problem due to the fact that the battery voltage drop is not large during start-up.

하지만 전기를 사용하는 최근 추세에 맞는 전기를 직접 사용하는 시동의 경우에는 모터와 같은 시동 장치에서 순간적으로 큰 전력을 소비하기 때문에 전압 강하가 크게 발생한다. 이렇게 전압 강하가 크게 발생할 경우 항공기에 장착된 일부 장비는 전압이 기준 이하로 떨어져, 꺼졌다 켜지는 현상이 나타나게 되는데, 엔진 시동에 필요한 장비의 경우에는 전압 강하에 의한 꺼짐이 없어야 하기 때문에 이를 보완하기 위해서 전압 안정화 장치가 필요하다.However, in the case of starting using electric power in accordance with the recent trend of using electric power, a voltage drop occurs largely because a starting device such as a motor consumes momentarily large power. In the case of such a large voltage drop, some of the equipment installed in the aircraft falls below the reference voltage and turns off and on. In the case of the equipment required for starting the engine, there is no voltage drop due to the voltage drop. A voltage stabilizer is needed.

또한, 높은 고도를 비행하는 항공기의 사용환경 특성에 따라, 종래에는 항공기에 사용되는 배터리의 저온 시, 전압강하에 대한 대책에 대해 히터를 적용하여 배터리 내부의 셀의 온도를 올림으로써 배터리 전압강하에 대한 문제를 해결하고 있다. In addition, according to the environment characteristics of an airplane flying at high altitude, a countermeasure against a voltage drop when a battery used in an aircraft is low temperature is increased to raise the temperature of the cell inside the battery, I have solved the problem for you.

하지만, 배터리 내부의 셀 온도를 올리는 방법은 열화로 인한 셀 손상을 방지하기 위해 순간적으로 고온으로 올리기는 힘든 문제점이 있다. However, the method of raising the cell temperature inside the battery has a problem that it can not be instantaneously raised to a high temperature in order to prevent cell damage due to deterioration.

대한민국 공개특허 제2006-0004806호 (2006. 01. 16. 공개)Korean Patent Publication No. 2006-0004806 (disclosed on Jan. 16, 2006)

본 발명의 목적은 배터리의 저온에 따른 전압 강하를 보상하여 보조동력장치에 일정한 전압을 공급하도록 한 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치 및 이를 이용한 항공기 배터리 출력 안정화 방법을 제공하기 위한 것이다.SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to provide a power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft and a method for stabilizing an output of an aircraft battery using the auxiliary power unit by supplying a constant voltage to the auxiliary power unit by compensating for a voltage drop due to a low temperature of the battery.

항공기용 보조동력장치(APU, Auxiliary Power Unit)에 연결되어 상기 보조동력장치의 시동을 위한 전력을 공급하는 본 발명에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치는 상기 항공기용 보조동력장치로 전력을 공급하기 위해 마련되는 배터리, 상기 배터리와 상기 항공기용 보조동력장치의 사이에 배치되는 배터리 관리 시스템(BMS: Battery Management System) 및 상기 배터리의 저온에 따른 전압강하를 보상하여 상기 배터리의 전압을 상승시키는 승압모듈을 포함할 수 있다.A power supply of an auxiliary power unit for an aircraft according to the present invention, which is connected to an auxiliary power unit (APU) for an aircraft and supplies power for starting the auxiliary power unit, supplies power to the auxiliary power unit for the aircraft A battery management system (BMS) disposed between the battery and the auxiliary power unit for the aircraft, and a controller for compensating for a voltage drop due to the low temperature of the battery to raise the voltage of the battery And may include a boost module.

상기 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치는 상기 배터리의 온도를 감지하는 온도감지센서를 더 포함할 수 있다.The power supply device of the auxiliary power unit for the aircraft may further include a temperature sensor for sensing the temperature of the battery.

상기 승압모듈은 상기 온도감지센서에 의해 감지되는 상기 배터리의 온도와 출력전압에 따라 승압비를 조절할 수 있다.The step-up module may adjust the step-up ratio according to the temperature and the output voltage of the battery sensed by the temperature sensor.

상기 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치는 상기 배터리의 출력전압을 감지하는 전압감지센서를 더 포함할 수 있다.The power supply device of the auxiliary power unit for the aircraft may further include a voltage sensing sensor for sensing an output voltage of the battery.

한편, 항공기용 보조동력장치(APU, Auxiliary Power Unit)에 연결되어 상기 보조동력장치의 시동을 위한 전력을 공급하는 배터리의 출력을 안정화시키는 본 발명에 따른 항공기 배터리 출력 안정화 방법은 상기 보조동력장치로 전력을 공급하기 위해 마련되는 배터리의 온도를 감지하는 온도 감지 단계 및 상기 배터리와 상기 보조동력장치의 사이에 배치된 배터리 관리 시스템(BMS: Battery Management System)에 연결된 승압모듈이 상기 배터리의 저온에 따른 전압강하를 보상하여 상기 배터리의 전압을 상승시키는 전압강하 보상 단계를 포함할 수 있다.The method for stabilizing the output of a battery connected to an auxiliary power unit (APU) for an aircraft to supply power for starting the auxiliary power unit according to the present invention is characterized in that the auxiliary power unit A temperature sensing step of sensing a temperature of a battery provided for supplying electric power and a boost module connected to a battery management system (BMS) disposed between the battery and the auxiliary power device, And compensating the voltage drop to increase the voltage of the battery.

상기 전압강하 보상 단계는 상기 배터리의 온도와 출력전압에 따라 상기 승압모듈에 의한 승압비가 조절될 수 있다.In the voltage drop compensation step, the step-up ratio by the step-up module may be adjusted according to the temperature and the output voltage of the battery.

상기 전압강하 보상 단계는 상기 배터리의 출력전압에 따라 상기 승압모듈에 의한 승압비가 조절될 수 있다. In the step of compensating the voltage drop, the step-up ratio of the step-up module may be adjusted according to an output voltage of the battery.

본 발명에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치 및 이를 이용한 항공기 배터리 출력 안정화 방법은 항공기 배터리 저온시동 시, 배터리 내부에서 발생되는 전압강하로 인한 성능저하 보완할 수 있으며, 부하조건에 대한 배터리 용량 설계 시 유연성을 증대할 수 있는 효과가 있다.The power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft according to the present invention and the method for stabilizing an output of an aircraft battery using the same can compensate for a drop in performance due to a voltage drop occurring in a battery when the aircraft battery is cold, Flexibility in design can be increased.

도 1은 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치를 나타낸 블록도이다.
도 2는 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치를 나타낸 회로도이다.
도 3은 본 실시예에 따른 항공기 배터리 출력 안정화 방법을 나타낸 블록도이다. 1 is a block diagram showing a power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment.
2 is a circuit diagram showing a power supply apparatus of an auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment.
3 is a block diagram illustrating a method of stabilizing an aircraft battery output according to an embodiment of the present invention.

본 명세서 및 청구범위에 사용된 용어나 단어는 통상적이거나 사전적인 의미로 한정해서 해석되어서는 아니 되며, 발명자는 그 자신의 발명을 가장 최선의 방법으로 설명하기 위해 용어의 개념을 적절하게 정의할 수 있다는 원칙에 입각하여 본 발명의 기술적 사상에 부합하는 의미와 개념으로 해석되어야만 한다. 따라서 본 명세서에 기재된 실시예와 도면에 도시된 구성은 본 발명의 일실시예에 불과할 뿐이고 본 발명의 기술적 사상을 모두 대변하는 것은 아니므로, 이들을 대체할 수 있는 다양한 균등물과 변형 예들이 있을 수 있음을 이해하여야 한다.The terms and words used in the present specification and claims should not be construed as limited to ordinary or dictionary terms and the inventor may appropriately define the concept of the term in order to best describe its invention It should be construed as meaning and concept consistent with the technical idea of the present invention. Therefore, the embodiments described in the present specification and the configurations shown in the drawings are only examples of the present invention, and are not intended to represent all of the technical ideas of the present invention, so that various equivalents and modifications may be made thereto .

이하, 본 발명에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치에 대해 첨부된 도면을 참조하여 설명하도록 한다.DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, a power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치를 나타낸 블록도이며, 도 2는 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치를 나타낸 회로도이다. FIG. 1 is a block diagram showing a power supply apparatus of an auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment, and FIG. 2 is a circuit diagram showing a power supply unit of an auxiliary power unit for an aircraft according to this embodiment.

도 1 및 도 2를 참조하면, 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치는 배터리(10), 배터리 관리 시스템(30) 및 승압모듈(50)을 포함할 수 있다.Referring to FIGS. 1 and 2, the power supply of the auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment may include a battery 10, a battery management system 30, and a boost module 50.

배터리(10)는 항공기용 보조동력장치(70)로 전력을 공급하기 위해 마련된다The battery 10 is provided for supplying power to the auxiliary power unit 70 for the aircraft

배터리 관리 시스템(30)은 배터리(10)와 항공기용 보조동력장치(70)의 사이에 배치된다. 배터리 관리 시스템(30)은 배터리(10)의 과충전, 또는 과방전을 방지하며, 다수의 배터리(10)가 직/병렬로 마련되는 경우 다수의 배터리(10) 간의 전압차를 보상하거나, 배터리(10)의 소비 전류량 등을 관리할 수 있도록 하다.The battery management system 30 is disposed between the battery 10 and the auxiliary power unit 70 for the aircraft. The battery management system 30 prevents overcharge or overdischarge of the battery 10 and compensates for a voltage difference between a plurality of batteries 10 when a plurality of batteries 10 are provided in series and in parallel, 10) can be managed.

승압모듈(50)은 배터리(10)의 전압강하가 발생되면, 배터리(10)가 기 설정된 전압으로 일정한 출력값을 가지도록 배터리(10)의 출력전압을 승압시킨다. 승압모듈(50)은 변압기(510), 인덕터(530) 및 게이트 드라이버(550)를 포함할 수 있다. The voltage step-up module 50 boosts the output voltage of the battery 10 so that the battery 10 has a predetermined output value at a preset voltage when a voltage drop of the battery 10 occurs. The boost module 50 may include a transformer 510, an inductor 530, and a gate driver 550.

변압기(510)는 입력측과 출력측의 전기적 충격으로부터 장치를 보호하기 위하여 1차측과 2차측이 전기적으로 분리된 절연 변압기로 마련될 수 있다. 변압기(510)의 1차측 입력단에는 배터리(10)가 연결되며, 변압기(510)의 2차측 출력단에는 항공기용 보조동력장치(70)와 같은 직류 부하가 연결된다. 2차측 출력단에는 패스트리커버리(Fast Recovery) 전력 다이오드로 구성한 정류회로(570)와, 평활용 커패시터(590)가 배치될 수 있다. The transformer 510 may be provided with an isolation transformer electrically isolated from the primary and secondary sides to protect the device from electrical shocks on the input and output sides. A battery 10 is connected to the primary input of the transformer 510 and a DC load such as the auxiliary power unit 70 for the aircraft is connected to the secondary output of the transformer 510. A rectifying circuit 570 configured with a fast recovery power diode and a smoothing capacitor 590 may be disposed at the secondary side output terminal.

인덕터(530)는 승압형 인덕터로 마련되어 배터리(10)와 변압기(510)의 1차측 입력단의 사이에 배치된다. The inductor 530 is provided as a step-up type inductor and is disposed between the battery 10 and the primary side input terminal of the transformer 510.

이와 같이 변압기(510) 및 인덕터(530)를 기반으로 하는 승압모듈(50)은 스위칭 주파수를 극대화 하기 위하여, SiC(실리콘카바이드) 계열 반도체 스위칭 소자(610)를 1차측 스위칭 소자로 사용할 수 있다. 이와 같이 스위칭 주파수를 극대화함을 통해 커패시터(590)의 크기를 최소화 할 수 있으며, 항공기용으로 적합하게 설계할 수 있다. The boost module 50 based on the transformer 510 and the inductor 530 may use a SiC (silicon carbide) series semiconductor switching device 610 as a primary side switching device in order to maximize the switching frequency. By maximizing the switching frequency, the size of the capacitor 590 can be minimized, and it can be designed for an aircraft.

게이트 드라이버(550)는 변압기(510)의 1차측 입력전류와 변압기(510)의 2차측 출력전압을 센싱하여 폐루프제어를 위한 PWM을 생성한다. 게이트 드라이버(550)는 후술될 온도 감지 센서(11)로부터 입력받는 온도로 배터리(10)의 저온 상태를 확인하고, 배터리(10)의 보호와 승압모드 제어를 수행할 수 있도록 한다.The gate driver 550 senses the primary side input current of the transformer 510 and the secondary side output voltage of the transformer 510 to generate PWM for closed loop control. The gate driver 550 checks the low temperature state of the battery 10 by the temperature input from the temperature sensor 11 to be described later and controls the protection of the battery 10 and the boost mode control.

여기서, 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치는 배터리(10)의 저온에 따른 전압강하를 보상하기 위해, 배터리(10)의 온도를 감지하는 온도감지센서(11)를 포함할 수 있다.  Here, the power supply device of the auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment includes a temperature sensor 11 that senses the temperature of the battery 10 to compensate for the voltage drop due to the low temperature of the battery 10 .

온도감지센서(11)는 배터리(10)의 온도를 감지하고, 승압모듈(50)은 배터리(10)의 온도에 따라 배터리(10)의 출력전압의 승압비를 조절할 수 있다. 즉, 온도감지센서(11)에 의해 감지되는 배터리(10)의 온도와, 기 설정된 배터리(10)의 온도와의 차이가 크면, 배터리(10)의 전압 강하가 크기 때문에, 승압모듈(50)은 낮은 입력 전압에서는 PWM 신호의 duty를 길게 할 수 있다. 반대로, 온도감지센서(11)에 의해 감지되는 배터리(10)의 온도와, 기 설정된 배터리(10)의 온도와의 차이가 작으면, 배터리(10)의 전압 강하가 작기 때문에, PWM 신호의 duty를 짧게 함으로써, 원하는 배터리(10)의 출력 전압을 유지할 수 있다. The temperature sensor 11 senses the temperature of the battery 10 and the voltage step-up module 50 can adjust the voltage step-up ratio of the output voltage of the battery 10 according to the temperature of the battery 10. [ That is, if the difference between the temperature of the battery 10 sensed by the temperature sensor 11 and the predetermined temperature of the battery 10 is large, the voltage drop of the battery 10 is large, The duty of the PWM signal can be lengthened at a low input voltage. Conversely, if the difference between the temperature of the battery 10 sensed by the temperature sensor 11 and the preset temperature of the battery 10 is small, the voltage drop of the battery 10 is small, The output voltage of the desired battery 10 can be maintained.

또한, 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치는 배터리(10)의 저온 외에, 다른 요인으로 인한 배터리(10)의 전압이 기 설정된 전압보다 낮은 전압으로 출력되는 경우를 대비하여, 전압감지센서(13)를 더 포함할 수 있다. 이에 따라 승압모듈(50)은 전압감지센서(13)에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압에 따라 배터리(10)의 출력전압의 승압비를 조절할 수 있다. 즉, 전압감지센서(13)에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압과, 기 설정된 배터리(10)의 출력전압과의 차이가 크면, 배터리의 전압 강하가 크기 때문에, 승압모듈(50)은 낮은 입력 전압에서는 PWM 신호의 duty를 길게할 수 있다. 반대로, 전압감지센서에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압과, 기 설정된 배터리(10)의 출력전압과의 차이가 작으면, 배터리(10)의 전압 강하가 작기 때문에, PWM 신호의 duty를 짧게 함으로써, 원하는 배터리(10)의 출력 전압을 유지할 수 있다.The power supply of the auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment may be configured such that, in addition to the low temperature of the battery 10, when the voltage of the battery 10 due to other factors is output at a voltage lower than a predetermined voltage, And may further include a voltage detection sensor 13. Accordingly, the voltage step-up module 50 can adjust the step-up ratio of the output voltage of the battery 10 according to the output voltage of the battery 10 sensed by the voltage sensing sensor 13. [ That is, if the difference between the output voltage of the battery 10 sensed by the voltage sensing sensor 13 and the output voltage of the predetermined battery 10 is large, the voltage drop of the battery is large, The duty of the PWM signal can be extended at a low input voltage. Conversely, if the difference between the output voltage of the battery 10 detected by the voltage sensor and the output voltage of the predetermined battery 10 is small, the voltage drop of the battery 10 is small, The output voltage of the desired battery 10 can be maintained.

이하, 본 발명에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급 방법에 대해 첨부된 도면을 참조하여 설명하도록 한다.Hereinafter, a power supply method of an auxiliary power unit for an aircraft according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급 방법을 나타낸 순서도이다. 2 is a flowchart showing a power supply method of the auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment.

도 2를 참조하면, 배터리(10)는 항공기용 보조동력장치에 전력을 공급한다.Referring to Fig. 2, the battery 10 supplies electric power to an auxiliary power unit for an aircraft.

이때, 온도감지센서(11)는 배터리(10)의 온도를 측정한다. 온도감지센서(11)에 의해 감지되는 배터리(10)의 온도는 승압모듈(50)로 전송된다. 승압모듈(50)은 온도감지센서(11)에 의해 감지되는 온도와, 기 설정된 배터리(10)의 온도를 비교하고 두 값의 차이에 따라 배터리(10)의 승압비를 조절한다. At this time, the temperature sensor 11 measures the temperature of the battery 10. The temperature of the battery 10 sensed by the temperature sensing sensor 11 is transmitted to the boost module 50. The boost module 50 compares the temperature detected by the temperature sensor 11 with the temperature of the predetermined battery 10 and adjusts the boost ratio of the battery 10 according to the difference between the two values.

즉, 온도감지센서(11)에 의해 감지되는 배터리(10)의 온도와, 기 설정된 배터리(10)의 온도와의 차이가 크면, 승압모듈(50)은 낮은 입력 전압에서는 PWM 신호의 duty를 길게 할 수 있다. 반대로, 온도감지센서(11)에 의해 감지되는 배터리(10)의 온도와, 기 설정된 배터리(10)의 온도와의 차이가 작으면, PWM 신호의 duty를 짧게 할 수 있다. That is, if the difference between the temperature of the battery 10 sensed by the temperature sensor 11 and the temperature of the predetermined battery 10 is large, the boost module 50 can increase the duty of the PWM signal at a low input voltage can do. Conversely, if the difference between the temperature of the battery 10 sensed by the temperature sensor 11 and the temperature of the predetermined battery 10 is small, the duty of the PWM signal can be shortened.

이와 같이, 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급 방법은 배터리(10)의 온도를 측정하고, 측정된 배터리(10)의 온도에 따라 저온에 따른 전압강하를 보상하여 배터리(10)의 출력 전압을 일정하게 유지할 수 있다. The power supply method of the auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment measures the temperature of the battery 10 and compensates for the voltage drop according to the measured temperature according to the measured temperature of the battery 10, It is possible to keep the output voltage of the constant current source constant.

또한, 전압감지센서(13)는 배터리(10)의 출력전압을 측정한다. 전압감지센서(13)에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압은 승압모듈(50)로 전송된다. 승압모듈(50)은 전압감지센서(13)에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압과, 기 설정된 배터리(10)의 출력전압을 비교하고 두 값의 차이에 따라 배터리(10)의 승압비를 조절한다. Further, the voltage detection sensor 13 measures the output voltage of the battery 10. The output voltage of the battery 10 sensed by the voltage sensing sensor 13 is transmitted to the voltage step-up module 50. The boost module 50 compares the output voltage of the battery 10 sensed by the voltage sensor 13 with the output voltage of the predetermined battery 10 and compares the boost ratio of the battery 10 .

즉, 전압감지센서(13)에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압과, 기 설정된 배터리(10)의 출력전압과 차이가 크면, 승압모듈(50)은 낮은 입력 전압에서는 PWM 신호의 duty를 길게 할 수 있다. 반대로, 전압감지센서(13)에 의해 감지되는 배터리(10)의 출력전압과, 기 설정된 배터리(10)의 출력전압과의 차이가 작으면, PWM 신호의 duty를 짧게 할 수 있다. That is, when the difference between the output voltage of the battery 10 sensed by the voltage sensor 13 and the output voltage of the predetermined battery 10 is large, the boost module 50 sets the duty of the PWM signal at a low input voltage It can be long. Conversely, if the difference between the output voltage of the battery 10 sensed by the voltage sensor 13 and the output voltage of the predetermined battery 10 is small, the duty of the PWM signal can be shortened.

이와 같이, 본 실시예에 따른 항공기용 보조동력장치의 전력공급 방법은 배터리(10)의 출력전압을 측정하고, 측정된 배터리(10)의 출력전압에 따라 저전압에 따른 전압강하를 보상하여 배터리(10)의 출력 전압을 일정하게 유지할 수 있으며, 부하조건에 대한 배터리 용량 설계 시 유연성을 증대할 수 있는 효과가 있다.As described above, the power supply method of the auxiliary power unit for an aircraft according to the present embodiment measures the output voltage of the battery 10, compensates for the voltage drop according to the output voltage of the measured battery 10, 10) can be maintained constant, and flexibility in designing the battery capacity with respect to the load condition can be increased.

앞에서 설명되고, 도면에 도시된 본 발명의 실시예는 본 발명의 기술적 사상을 한정하는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 발명의 보호범위는 청구범위에 기재된 사항에 의하여만 제한되고, 본 발명의 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상을 다양한 형태로 개량 변경하는 것이 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호 범위에 속하게 될 것이다.The embodiments of the present invention described above and shown in the drawings should not be construed as limiting the technical idea of the present invention. The scope of protection of the present invention is limited only by the matters described in the claims, and those skilled in the art will be able to modify the technical idea of the present invention in various forms. Accordingly, such improvements and modifications will fall within the scope of the present invention as long as they are obvious to those skilled in the art.

10 : 배터리
11 : 온도감지센서
13 : 전압감지센서
30 : 배터리 관리 시스템
50 : 승압모듈
70 : 항공기용 보조동력장치10: Battery
11: Temperature sensor
13: Voltage sensor
30: Battery management system
50: boost module
70: Auxiliary power unit for aircraft

Claims (7)

항공기용 보조동력장치(APU, Auxiliary Power Unit)에 연결되어 상기 보조동력장치의 시동을 위한 전력을 공급하는 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치에 있어서,
상기 항공기용 보조동력장치로 전력을 공급하기 위해 마련되는 배터리;
상기 배터리와 상기 항공기용 보조동력장치의 사이에 배치되는 배터리 관리 시스템(BMS: Battery Management System);및
상기 배터리의 저온에 따른 전압강하를 보상하여 상기 배터리의 전압을 상승시키는 승압모듈;을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치.
1. A power supply apparatus for an auxiliary power unit for an aircraft, which is connected to an auxiliary power unit (APU) for an aircraft and supplies power for starting the auxiliary power unit,
A battery provided for supplying power to the auxiliary power unit for the aircraft;
A battery management system (BMS) disposed between the battery and the auxiliary power unit for the aircraft;
And a boost module for boosting a voltage of the battery by compensating for a voltage drop due to a low temperature of the battery.
제 1항에 있어서,
상기 배터리의 온도를 감지하는 온도감지센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치.
The method according to claim 1,
Further comprising a temperature sensor for sensing the temperature of the battery.
제 2항에 있어서,

상기 승압모듈은 상기 온도감지센서에 의해 감지되는 상기 배터리의 온도와 출력전압에 따라 승압비를 조절하는 것을 특징으로 하는 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치.
3. The method of claim 2,

Wherein the step-up module adjusts the step-up ratio according to the temperature and the output voltage of the battery sensed by the temperature sensor.
제 1항에 있어서,
상기 배터리의 출력전압을 감지하는 전압감지센서를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 보조동력장치의 전력공급장치.
The method according to claim 1,
Further comprising a voltage sensing sensor for sensing an output voltage of the battery.
항공기용 보조동력장치(APU, Auxiliary Power Unit)에 연결되어 상기 보조동력장치의 시동을 위한 전력을 공급하는 배터리의 출력을 안정화시키는 항공기 배터리 출력 안정화 방법에 있어서,
상기 항공기용 보조동력장치로 전력을 공급하는 배터리의 온도를 감지하는 온도 감지 단계;및
상기 배터리와 상기 항공기용 보조동력장치의 사이에 배치된 배터리 관리 시스템(BMS: Battery Management System)에 연결된 승압모듈이 상기 배터리의 저온에 따른 전압강하를 보상하여 상기 배터리의 전압을 상승시키는 전압강하 보상 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 배터리 출력 안정화 방법.
1. A method of stabilizing an aircraft battery output, the method comprising: stabilizing an output of a battery connected to an Auxiliary Power Unit (APU) for an aircraft to supply power for starting the auxiliary power unit,
A temperature sensing step of sensing a temperature of a battery supplying power to the auxiliary power unit for the aircraft;
A boost module connected to a battery management system (BMS) disposed between the battery and the auxiliary power unit for the aircraft compensates for a voltage drop due to the low temperature of the battery to increase a voltage of the battery, The method comprising the steps of:
제 5항에 있어서, 상기 전압강하 보상 단계는 상기 배터리의 온도에 따라 상기 승압모듈에 의한 승압비가 조절되는 것을 특징으로 하는 항공기 배터리 출력 안정화 방법.
6. The method as claimed in claim 5, wherein the voltage drop compensation step adjusts the step-up ratio by the step-up module in accordance with the temperature of the battery.
제 5항에 있어서, 상기 전압강하 보상 단계는 상기 배터리의 출력전압에 따라 상기 승압모듈에 의한 승압비가 조절되는 것을 특징으로 하는 항공기 배터리 출력 안정화 방법.6. The method as claimed in claim 5, wherein the step of compensating the voltage drop comprises adjusting the step-up ratio of the step-up module according to an output voltage of the battery.
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