KR101970601B1 - 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 - Google Patents

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 Download PDF

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문지호
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문창모
문지호
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Abstract

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 엔진(10), 발전기(20), 엔진제어장치(30), 파워 관리장치(40), 제어부(50), 배터리 관리 시스템(60), 메인 배터리(62) 등에 이상이 발생하여 정상 비행이 곤란하면, 목적지로 변경하는 제1 제어 단계(S1); 상기 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)까지 활공 비행하고, 상기 지점(T)을 통과한 후에 양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어하는 제2 제어 단계(S2); 양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 제3 제어 단계(S3); 및 양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 제4 제어 단계(S4);를 포함하여 비행체에 작용할 충격을 최소화하여 수직 착륙할 수 있다.

Description

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기{VERTICAL TAKEOFF AND LANDING AIRCRAFT USING HYBRID-ELECTRIC PROPULSION SYSTEM}
본 발명은 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에 관한 것이다.
헬리콥터와 같은 회전익에 기반을 둔 수직이착륙 항공기는 별도의 이착륙 시설이나 장비가 필요하지 않은 장점이 있으나, 고속 비행, 장기 체공 및 고고도 성능에서는 동급의 메인 날개 기체와 비교하면 성능이 낮다.
전기 모터부터 제트 엔진까지 다양한 추진시스템의 선정이 가능한 메인 날개 기체에 비교하여 엔진의 축 마력에 의존하는 수직이착륙 항공기는 기체의 중량이 작을수록 추진시스템의 선택이 제한된다.
특히, 최대이륙중량(Maximum take-off weight: MTOW)이 10kg~300kg 내외로 작은 소형 항공기에 널리 사용되는 왕복 엔진은 출력 대비 중량 비율이 2 내외로 매우 작다. 수직이착륙에 필요한 동력을 공급하기 위해서, 엔진의 부피와 무게가 동급의 메인 날개 기체와 비교하면 매우 커지게 되고, 항공기 건조 중량(empty weight)과 비교하여 추진시스템의 무게가 과도하여 임무에 필요한 유상 하중(payload) 및 체공 시간(Endurance time)을 확보하기 어렵다.
따라서 소형 항공기에는 배터리와 전기 모터를 이용한 추진시스템을 널리 사용하고 있으나, 낮은 에너지 밀도를 가지는 현재 배터리 기술의 한계 때문에 임무에 필요한 충분한 체공시간을 제공할 수 없는 형편이다.
장기 체공을 위해서는 비 에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 동력 장치가 요구되지만, 수직이착륙을 위해서는 비 동력(specific power)이 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 장치가 요구된다.
그러나 비 에너지와 비 동력이 모두 높은 에너지원 및 동력 발생장치가 없으므로 일반적으로 장기 체공을 위해 비 에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 동력 발생장치를 항공기에 탑재한다.
항공기의 수직이착륙에는 많은 에너지가 필요하고, 동력 발생장치를 포함한 추진시스템은 수직이착륙에도 충분한 동력을 공급할 수 있도록 설계되어야 하므로, 이러한 구성은 전체 추진시스템의 무게를 비행에 필요한 무게보다 매우 무거우므로 항공기 무게 및 추진시스템의 비효율을 일으킬 수 있다.
최근에는, 비 에너지가 높은 에너지원과 비 동력이 높은 에너지원을 동시에 이용함으로써, 추진시스템의 무게를 줄이고, 효율을 높이며, 더욱 긴 체공시간을 제공하기 위한 노력이 계속되고 있다.
한편으로, 수직 이착륙 항공기는 메인 날개에 프로펠러를 설치하되 그 프로펠러의 회전축을 수평 자세에서 수직 자세로 전환할 수 있도록 하는 틸팅(Tilting) 구조를 적용하고 있다. 상기 틸팅 구조는 수직 이착륙 항공기가 수직 이착륙하고자 할 때 프로펠러 회전축이 수직 자세를 취하도록 하고, 수직 이착륙 항공기가 순항 비행하고자 할 때 프로펠러 회전축이 수평 자세를 취하도록 하며, 비행 자세에 따라 프로펠러 회전축의 기울기를 가변시킬 수 있다. 그러나 상기 틸팅 구조는 수많은 기계 구성요소가 필요하고, 이로써 비행 중량이 증가하므로 장시간 비행하는 데에 불리한 문제가 있다.
다른 한편으로, 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는 엔진의 동력과 배터리 전원을 이용하여 프로펠러를 작동시키는데, 엔진에 이상이 발생하거나, 엔진에 장착된 발전기가 고장이거나, 메인 배터리 전원이 불안정한 등의 이상이 발생하면 사용할 수 있는 전력량이 부족하여 정상적인 수직 착륙이 곤란할 수 있다. 구체적으로, 종래 수직이착륙 항공기 혹은 고정익 항공기는 비상시 비행 제어를 잃게 되어 급격히 추락 비행 속도가 증가하게 되고, 그 결과 지면과 심각하게 충돌하는 문제점이 있으며, 이 경우 일반적으로 탑승객 대부분이 사망에 이르게 된다.
본 발명은 이러한 문제점을 해결, 특히 고정익 수직이착륙 비행 플랫폼에서 비상시 안정하게 착륙할 방법을 제공하기 위한 것이다.
KR 10-2011-0112402 A KR 10-1667330 B1 KR 10-1615486 B1 KR 10-1638964 B1
따라서 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 동원 가능한 전력량이 부족하여 정상적인 수직 착륙이 어렵다고 판단될 때 비상 착륙할 수 있는, 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기를 제공하는데, 그 목적이 있다.
상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체(1)에 양력을 발생시키도록 양력 프로펠러(111)의 피치를 제어하는 제1 가변 피치 제어장치(121); 비행체(1)에 추력을 발생시키도록 추력 프로펠러(112)의 피치를 제어하는 제2 가변 피치 제어장치(122); 비행체(1)에 탑재되어 배터리 관리 시스템(60)에 이상이 발생하면 비상 배터리(72)를 이용하여 제어하는 제어부(50); 및 비행체(1)의 자세를 제어하고 비행 항로를 설정하는 항공 제어 시스템(90);을 포함하고,
목적지를 재설정하는 제1 제어 단계(S1);
상기 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)까지 활공 비행하고, 상기 지점(T)을 통과한 후에 양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어하는 제2 제어 단계(S2);
양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 제3 제어 단계(S3); 및
양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 제4 제어 단계(S4);를 포함한다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제1 제어 단계(S1)에서 항공제어시스템(90)은 조종사가 비상 상황임을 알 수 있도록 경고하고 조종사에 의하여 수동으로 목적지를 입력받으며, 설정된 시간 내에 입력이 없으면 자동으로 목적지로 변경하는 것을 포함할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 비행 항로에서 지나치지 않은 가장 가까운 착륙장을 1순위로 선택하고, 1순위의 착륙장이 비상 비행하기에 너무 멀 때 가장 가까운 착륙장을 2순위로 선택하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 목적지까지의 활공 비행에 방해될 제1 지형지물 또는 착륙할 수 없는 제2 지형지물이 존재하면, 상기 제1, 2 지형지물을 회피하도록 착륙장을 다시 탐색하여 선택하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제2 제어 단계(S2)에서 상기 비행체(1)가 강하하여 비행 속도를 높여 상기 비행체(1)의 양력을 유지하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하며, 비행체(1)의 비행에 공기 저항이 최소화하도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제3 제어 단계(S3)에서 상기 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 접근하면 상기 양력 프로펠러(111)의 양력이 향상하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 상기 항공 제어 시스템(90)은 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제4 제어 단계(S4)에서 상기 비행체(1)가 수직 착륙할 수 있는 높이에 도달하면 양력 프로펠러(111)의 양력이 점차 감소하도록 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다.
위와 같이 이루어진 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 회전축이 수직 방향으로 배치된 프로펠러가 메인 날개에 고정되도록 제공되고, 프로펠러는 피치 각도를 조절하여 공기 저항을 최소화하며, 에일러론, 러더, 엘리베이터 등의 조정면을 활용할 수 있어 비행 금지 영역을 최대한 좁힐 수 있고, 이로써 비행체의 안전한 수직 착륙을 구현할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다.
도 2 및 도 3은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙할 때 수직 착륙이 가능한 고도와 속도의 상관 그래프이다.
도 4부터 도 6은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙을 시도할 수 있는 공간을 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 작동을 설명하기 위한 계통도 도면이다.
본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예를 참조하면 명확해질 것이다.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예에 대하여 상세하게 설명한다. 이하에서 설명되는 실시예는 본 발명의 이해를 돕기 위하여 예시적으로 나타낸 것이며, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예와 다르게 다양하게 변형되어 실시될 수 있음이 이해되어야 할 것이다. 다만, 본 발명을 설명하면서 관련된 공지 기능 혹은 구성요소에 대해 자세한 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명 및 구체적인 도시를 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 발명의 이해를 돕기 위하여 실제 축척대로 도시한 것이 아니라 일부 구성요소의 크기가 과장되게 도시할 수 있다.
한편, 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다.
다른 한편, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 설정된 용어들로서 이는 생산자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있으므로 그 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.
명세서 전체에 걸쳐 동일 참조 부호는 동일 구성요소를 지칭한다.
이하, 도 1부터 도 7을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에 관해서 설명한다. 도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다. 도 2 및 도 3은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙할 때 수직 착륙할 수 있는 고도와 속도의 상관 그래프이다. 도 4부터 도 6은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙을 시도할 수 있는 공간을 설명하기 위한 도면이다. 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 작동을 설명하기 위한 계통도 도면이다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체(1), 엔진(10), 발전기(20), 파워 관리 장치(40), 제어부(50), 배터리 관리 시스템(60), 모터(80), 항공제어시스템(90), 양력 프로펠러(111) 및 추력 프로펠러(112)를 포함하여 구성할 수 있다.
상기 비행체(1)는 동체(2)에 메인 날개(4)와 보조 날개(5)와 수직 날개(6)를 갖는 구성일 수 있다.
메인 날개(4)는 에일러론(91)이 설치될 수 있고, 에일러론(91)은 항공 제어 시스템(90)으로 제어될 수 있으며, 에일러론(91)의 자세에 따라 비행체(1)의 좌우 양력을 증감(Rolling)시킬 수 있다.
보조 날개(5)는 엘리베이터(92)가 설치될 수 있고, 엘리베이터(92)는 항공 제어 시스템(90)으로 제어될 수 있으며, 엘리베이터(92)의 자세에 따라 비행체(1)의 기수가 올려지거나 내려질 수 있다.
수직 날개(6)는 러더(93)가 설치될 수 있고, 러더(93)는 항공 제어 시스템(90)으로 제어될 수 있으며, 러더(93)의 자세에 따라 비행체(1)의 비행 방향이 전환될 수 있다.
상기 엔진(10)은 상기 비행체(1)에 설치될 수 있고, 좀 더 상세하게는 상기 동체(2)에 설치될 수 있으며, 연료를 연소시켜 동력을 생산할 수 있다. 엔진(10)은 엔진 제어장치(30)의 제어에 따라 연료 시스템(14)으로부터 연료를 받아 동력을 출력한다. 상기 엔진 제어장치(30)는 엔진(10)의 회전수를 제어할 수 있고, 좀 더 상세하게는 스로틀 서버를 제어하여 엔진(10)의 출력을 제어할 수 있다.
상기 발전기(20, ISG: Integrated starter generator)는 상기 엔진(10)에 연결될 수 있고 엔진 출력으로 작동하여 전력을 생산할 수 있다.
상기 발전기(20)는 시동 모터(starter)의 기능을 겸할 수 있고, 이로써 엔진(10)을 기동할 때 발전기(20)에 전원을 공급하여 엔진(10)을 시동할 수 있다.
상기 파워 관리 장치(40, PMU: Power management unit)는 상기 전력을 관리할 수 있고, 좀 더 상세하게는 생산되는 전력과 잉여 전력과 배터리 충전 전력 등을 관리할 수 있다.
발전기(20)에서 생산된 전력은 파워 관리 장치(40)에 의하여 관리될 수 있고, 예를 들면 전력이 있어야 하는 것으로 배전할 수 있고, 과잉 전력이 생산되는지 감시하여 과잉 전력이 생산되면 엔진 제어장치(30)를 통하여 엔진(10) 출력을 감소시키도록 제어할 수 있다.
상기 배터리 관리 시스템(60)은 메인 배터리(62)를 포함하여 구성할 수 있고, 상기 파워 관리 장치(40)로부터 제공된 전력이 상기 메인 배터리(62)에 충전될 수 있다.
파워 관리 장치(40)는 배터리 관리 시스템(60)으로 전력을 제공하고 배터리 관리 시스템(60)은 일부 전원을 메인 배터리(62)에 충전하고 다른 일부 전원은 모터(80)에 제공할 수 있다.
상기 모터(80)는 상기 동체(2), 상기 메인 날개(4) 및 상기 보조 날개(5)에 설치될 수 있고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원을 받아 작동할 수 있다.
상기 양력 프로펠러(111)는 상기 모터(80)로 작동할 수 있다. 한편, 상기 양력 프로펠러(111)는 회전축이 동체(2)를 기준으로 수직 방향으로 고정 배치될 수 있고, 이로써 양력 프로펠러(111)는 비행체(1)에 양력을 발생시킬 수 있다.
상기 양력 프로펠러(111) 또는 상기 모터(80)의 자세는 고정되어 있으므로, 종전에 틸팅 구조를 배제할 수 있어 비행체(1)의 무게를 경량화하는 데에 유리할 수 있다. 틸팅 구조가 갖는 구조가 복잡하여 기체의 전체 중량을 늘리고, 또한, 틸팅 구조를 통해 항공기가 수직이착륙 상태에서 순항 상태로 돌입할 때의 비행 안정성을 떨어뜨릴 수 있다.
양력 프로펠러(111)는 제1 가변 피치 제어장치(121)로 제어되어 받음 각도(Angle of attack)를 조절할 수 있고, 양력 프로펠러(112)의 받음 각도가 변화함에 따라 양력이 증감될 수 있다.
상기 추력 프로펠러(112)는 상기 엔진(10)으로 작동할 수 있다. 추력 프로펠러(112)는 비행체(1)에 추력을 발생시킬 수 있다. 또한, 추력 프로펠러(112)는 제2 가변 피치 제어장치(122)로 제어되어 받음 각도(Angle of attack)를 조절할 수 있고, 추력 프로펠러(112)의 받음 각도가 변화함에 따라 추력이 증감될 수 있다.
상기 항공제어시스템(90)은 비행체(1)에 탑재되어 각종 감지기로부터 정보를 수집하여 입력받고, 각종 전자제어기기를 제어할 수 있으며, 각 수집되는 정보를 바탕으로 전자제어기기의 이상 여부를 판단할 수 있다.
좀 더 상세하게는, 배터리 관리 시스템(60)에 이상이 발생하면 비상 배터리(72)를 이용하여 제어할 수 있다.
상기 제어부(50)는 상기 엔진(10)과 상기 발전기(20)와 상기 모터(80)와 상기 추력 프로펠러(112)의 작동을 제어할 수 있다.
상기 제어부(50)는 엔진 제어장치(30), 파워 관리 장치(40), 마스터 제어 유닛(Master control unit), 항공 제어 시스템(90) 등에 의하여 구현될 수 있다.
상기 마스터 제어 유닛은 비행체(1)를 총괄하여 제어할 수 있고, 항공 제어 시스템(90) 및 비행 제어장치 등은 비행체(1)의 운항에 관하여 제어할 수 있고, 예를 들면 비행체(1)의 속도, 압력, 통신, 비행체의 자세 등을 제어하는 데에 이용될 수 있다.
상기 제어부(50)는 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 모터(80)에 상기 발전기(20)와 상기 파워 관리 장치(40)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공하도록 제어할 수 있다.
배터리 관리 시스템(60)의 이상 여부는, 배터리 관리 시스템(60)으로 제어되어 출력될 각종 전기신호 값이 비정상이거나, 엔진(10)에 출력에 문제가 발생하거나, 엔진 제어장치(30)에서 엔진(10)을 정상적으로 제어하지 못하는 경우 등으로 알 수 있다.
엔진(10)이 정지되면 발전기(20)는 전원을 생산하지 못하고, 배터리 충전은 이루어지지 않는다.
또한, 배터리 관리 시스템(60)에 문제가 발생하면 배터리에 이상이 없음에도 전력이 정상적으로 출력되지 않을 수 있다.
어느 경우이든 양력 프로펠러(111)와 추력 프로펠러(112)를 정상적으로 작동시킬 수 없으므로 정상적인 비행이 곤란하여 비상 착륙을 시도하여야 한다.
항공 제어 시스템(90)은 비행체(1)의 자세를 제어하고 비행 항로를 설정할 수 있다. 비행체(1)의 자세를 제어하는 것은, 에일러론(91), 엘리베이터(92), 러더(93) 등을 제어함으로써 구현될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 앞서 설명한 바와 같이, 비상 상황이 발생하면 비행체(1)를 최대한 신속하고 안전하게 착륙시킬 수 있다.
이하에서 도 4부터 도 6을 참조하여 제어 단계별로 좀 더 상세하게 설명한다.
제1 제어 단계(S1)는 목적지를 재설정하는 단계이다. 비행체(1)에는 비상 배터리(72)를 이용하여 전력을 받을 수 있지만, 전력량에 한계가 있으므로 최대한 가깝고 안전한 착륙장으로 목적지를 재설정한다.
이후, 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)까지 활공 비행할 수 있고, 도 5에 나타낸 바와 같이, 제1, 2 공간(CEP-1, CEP-2)에는 사방 어느 방향에서라도 진입할 수 있다.
특히, 비행체(1)의 고도가 너무 높아 비상 착륙을 시도하기에 사고 위험 부담이 있는 때 제1, 2 공간(CEP-1, CEP-2)에 진입하기 전에 선회 비행 또는 활공 비행을 하여 비행체(1)의 고도를 낮추어 도 5에 나타낸 바와 같이, 제1, 2 공간(CEP-1, CEP-2)에는 사방 어느 방향에서라도 진입하여 비상 착륙을 시도할 수 있다.
제2 제어 단계(S2)는 양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어할 수 있다. 좀 더 상세하게는 비행체(1)의 자체 속도의 관성으로 또는 자연 바람에 의하여 활공 비행할 수 있지만, 불안정할 수 있으므로 양력 프로펠러(111)를 작동시켜 양력을 유지할 수 있다. 또한, 추력 프로펠러(112)는 피치 각도를 비행 방향과 평행하도록 변화시켜 저항을 줄일 수 있다.
제2 제어 단계(S2)를 진행하는 동안에 하강 비행이 이루어질 수 있다.
제3 제어 단계(S3)는 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 도달하면 양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어할 수 있다. 즉, 착륙 지점에 근접하면 항공 제어 시스템으로 기수를 상향으로 변화시킨다.
제4 제어 단계(S4)는 양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 단계일 수 있다.
위와 같이 구성되는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 전원 공급에 이상이 발생하면, 가장 안전하다고 판단되는 착륙장으로 목적지를 설정하고 비상 배터리(72)의 전력을 최대한 아끼면서 안전을 확보한 상태로 수직 착륙을 시도할 수 있다.
도 2를 참조하여 회전익 항공기(Helicopter)의 비상 착륙할 때 안전 착륙을 위한 자동 비행을 설명한다.
도 2는 비행체의 높이(H)와 비행 속도(V)의 상관관계 선도(kn)에 따라 착륙할 수 있는 고도와 속도를 나타낸 것이다.
도 2에서 A는 제자리 비행하는 비행체가 안전하게 착륙할 수 있는 최소 고도이다.
도 2에서 B는 이륙할 때 안전 착륙할 수 있는 최대 고도이다.
도 2에서 C는 안전 착륙할 수 있는 고도와 속도이다.
도 2에서 D는 비행체의 속도가 너무 빨라 착륙할 수 없는 영역이다.
도 3은 고정익 형태를 보이는 비행체의 높이(H)와 비행 속도(V)의 상관관계 선도(kn-1)에 따라 착륙할 수 있는 고도와 속도를 나타낸 것이다. 고정익 형태를 보이는 비행체(1)는 메인 날개(4) 또는 보조 날개(5)처럼 고정 날개를 갖는 비행체일 수 있다.
도 3을 참조하여 고정익 비행체의 비상 착륙할 때 안전 착륙을 위한 자동 비행을 설명한다.
도 3에서 A-1은 제자리 비행하는 비행체가 안전하게 착륙할 수 있는 최소 고도이고, 이는 도 2의 A와 비교하면 높이(H)가 현저하게 낮아짐을 알 수 있다.
도 3에서 B는 이륙할 때 안전 착륙할 수 있는 최대 고도이다.
도 3에서 C-1는 안전 착륙할 수 있는 고도와 속도이다. 이는 도 2의 C와 비교하면 높이(H)가 현저하게 낮아짐을 알 수 있다.
도 3에서 D-1은 비행체의 속도가 너무 빨라 착륙할 수 없는 영역이다. 이는 도 2의 D와 비교하면 속도(V)가 현저하게 빠름을 알 수 있다.
즉, 도 2와 도 3의 비교에서 알 수 있듯이, 고정익을 갖는 비행체(1) 또는 고정익과 회전익을 모두 갖는 비행체(1)는 회전익만을 갖는 비행체에 비교하여 안전 착륙을 금지하는 영역이 감소하는 것을 알 수 있고, 훨씬 다양한 환경에서 비상 착륙을 시도할 수 있으며, 이착륙을 시도할 수 있는 영역이 넓어지는 이점이 있다.
앞서 설명된 착륙장에 근접하는 것에 대하여 도 4부터 도 6을 참조하여 부가 설명한다.
도 4에는 비행체(1)에 고장이 발생하여 비행체(1)는 활공 비행을 시도하고 비상 착륙을 시도하는 시점(T)부터 나타낸다.
도 4의 a는 자동 비상 착륙을 시도하는 비행체(1)가 지면(G)에 대한 접근 각도이다.
도 4의 CEP-1은 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간이고, 도 4의 CEP -2는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간을 설정한 것이다.
도 4의 H는 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 때의 높이(H)이다.
즉, 상기 접근 각도와 높이가 만나는 지점(T)에 비행체(1)가 도달하면 착륙장에 접근한 것으로 이해할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 수직 이착륙할 때 양력 프로펠러(111)를 이용한다.
상기 제어부(50)는 상기 제1, 2 가변 피치 제어장치(121, 122)를 제어함으로써, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(112)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어될 수 있다. 좀 더 상세하게는 추력 프로펠러(112)의 받음 각도가 0도에 근접하도록 제어될 수 있고, 이로써 추력 프로펠러(112)에 의한 추력이 “0” 값이 되어 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않을 수 있다.
한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행 또는 순항 비행할 때 추력 프로펠러(112)를 이용할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 추력 프로펠러(112)의 받음 각도(Angle of attack)를 조절하여 원하는 추력을 조절할 수 있다.
마찬가지로 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 순항 비행할 때 추력 프로펠러(112)의 받음각(Angle of attack)을 조절하여 필요한 추력을 발생시킬 수 있다.
한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 양력 프로펠러(111)와 추력 프로펠러(112)를 모두 사용할 수 있고, 비행체(1)의 비행 형태에 따라 양력 프로펠러(111)에 제공하는 전기 에너지와 추력 프로펠러(112)에 제공되는 기계적 에너지의 비율은 제어부(50)에서 제어될 수 있다.
다른 한편으로, 상기 제1 제어 단계(S1)는, 항공제어시스템(90)은 조종사가 비상 상황임을 알 수 있도록 경고하고, 조종사에 의하여 수동으로 목적지를 입력받으며, 설정된 시간 내에 입력이 없으면 자동으로 목적지로 변경하는 것일 수 있다.
비행체(1)는 비행 속도가 매우 빠르므로 빠른 결정이 필요할 수 있고, 조종사가 머뭇거리다가 중요한 판단을 놓칠 수 있다. 이러한 관점에서 본 발명의 실시예는, 설정된 시간 내에 목적지 입력이 없으면 항공제어시스템(90)에서 자동으로 목적지를 변경하여 안전한 수직 착륙을 유도할 수 있다.
상기 설정된 시간은 비상 상황을 알린 직후부터 5초에서 10초 이내로 제한하는 것일 수 있다. 즉, 알 수 없는 이유로 조종사가 경고를 알아차리지 못하더라도 최대한 신속하게 목적지를 변경함으로써 조종사의 안전을 확보할 수 있다.
또 다른 한편으로, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 비행 항로에서 지나치지 않은 가장 가까운 착륙장을 1순위로 선택하고, 1순위 착륙장이 비상 비행하기에 너무 멀 때 가장 가까운 착륙장을 2순위로 선택하는 것일 수 있다.
한편으로, 최초의 목적지가 현 상황에서 최적의 목적지라고 판단되면 최초의 목적지가 다시 입력될 수 있다.
즉, 비행 항로는 일반적으로 목적지에 대하여 비행 금지구역을 회피한 상태로 대부분 최단 거리로 설정될 수 있는데, 비상 배터리(72)의 전력량이 한정되어 있으므로 비행 가능한 거리 내에서 목적지를 선택하여야 한다.
지리에 능숙하고 비행 경험이 많은 조종사이거나 노련한 조종사라면 최적의 목적지를 쉽게 찾을 수 있지만, 비상 상황에서는 누구나 당황할 수 있고, 적절한 목적지를 알고 있더라도 제대로 입력할 수 없는 상황이 발생할 수 있다.
따라서 본 발명의 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는 거리와 비행 방향을 고려하여 최적의 착륙장 목적지를 자동으로 선택하여 안전한 착륙을 유도할 수 있다.
또 다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 목적지까지의 활공 비행에 방해될 제1 지형지물 또는 착륙할 수 없는 제2 지형지물이 존재하면, 상기 제1, 2 지형지물을 회피할 수 있도록 착륙장을 다시 탐색하여 선택하는 것일 수 있다.
상기 제1 지형지물은 도 6에 나타낸 바와 같이, 비행체가 활공 비행할 때 부딪힐 가능성이 있는 것으로 예를 들면 산, 빌딩, 조형물 등일 수 있다.
상기 제2 지형지물은 도 6에 나타낸 바와 같이, 강, 하천, 다리, 마을, 도시 등일 수 있다.
상기 제1, 2 지형지물은 자동 항법 장치의 지도 데이터에서 확인할 수 있으므로 비행체가 사고 위험 부담을 최소화할 수 있는 착륙 목적지를 탐색할 수 있다.
만일, 도 6에 나타낸 바와 같이, 추천된 착륙장의 주변에 제1, 2 지형지물이 존재하는 경우에, 제1 지점(T1)의 진입을 포기하고, 새로이 설정된 착륙장의 제2 지점(T2)을 향하여 활공 비행할 수 있다.
상기 제2 제어 단계(S2)는, 상기 비행체(1)의 양력을 유지하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하며, 비행체(1)의 비행에 공기 저항이 최소화하도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
즉, 비상 상황에서 비행체(1)가 비행할 때 비행 속도가 느려지면 양력이 감소할 수 있는데, 본 발명의 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는, 하강 비행하면서 중력을 이용하여 속도를 높이고 이로써 양력을 증가시켜 다시 떠오를 수 있고, 양력 프로펠러(111)의 양력을 증가시키도록 제어함으로써 양력을 보완할 수 있다. 또한, 추력 프로펠러(112)는 블레이드의 방향을 비행 방향과 평행하게 조절함으로써 공기 저항을 최소로 줄일 수 있어 좀 더 안전한 비행을 확보할 수 있다.
상기 제3 제어 단계(S3)는, 상기 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 접근하면 상기 양력 프로펠러(111)의 양력이 향상하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 상기 항공 제어 시스템(90)은 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 것일 수 있다.
이로써 비행체(1)의 비행 방향으로 진행하려는 관성 운동에 대하여 저항을 작용시켜 비행체(1)의 비행 속도를 좀 더 빠르게 감소시킬 수 있고, 양력 프로펠러(111)는 양력이 향상하도록 작동함으로써 비행체(1)가 수직 착륙할 때 급격한 추락을 방지할 수 있다.
상기 제4 제어 단계(S4)는, 상기 비행체(1)가 수직 착륙할 수 있는 높이에 도달하면 양력 프로펠러(111)의 양력이 점차 감소하도록 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
이로써 본 발명의 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는, 천천히 수직 착륙 혹은 글라이딩 후 수직 착륙을 시도할 수 있고, 착륙한 직후에 비행체(1)에 추력이 발생하지 않으므로 착륙한 위치에서 제자리에 머무를 수 있다.
이를 통하여, 본 발명의 다른 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는, 고장 등으로 정상적인 비행이 곤란할 때, 목표 착륙장을 설정하여 착륙장까지 활공 비행하고, 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)을 통과한 후에 강하하여 양력을 만들고, 소정의 높이로 낮아지면 기수를 들어올려 상승하면서 비행 속도를 감소시키며, 이후 다시 수직 방향으로 비상 착륙을 시도할 수 있다.
즉, 본 발명의 다른 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는 비상 상황에서 정상적인 수직이착륙에 가깝게 안정적인 착륙을 수행할 수 있고, 추력이나 양력 구동 장치 혹은 배터리 등 동력원의 오작동으로 비행체가 급격하게 지상으로 추락하여 탑승자가 사망에 이르는 극단적인 상황을 피할 수 있다.
이상 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 설명하였지만, 본 발명이 속하는 기술분야의 해당 업계 종사자는 본 발명이 그 기술적 사상이나 필수적 특징을 변경하지 않고 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.
그러므로 이상에서 기술한 실시예는 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적인 것이 아닌 것으로서 이해되어야 하고, 본 발명의 범위는 후술하는 청구범위에 의하여 나타내어지며, 청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 등가개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체를 비상 수직 착륙을 제어하는 데에 이용할 수 있다.
1: 비행체 2: 동체
4: 메인 날개 5: 보조 날개
6: 수직 날개
10: 엔진 14: 연료 시스템
20: 발전기 30: 엔진 제어장치
40: 파워 관리장치 50: 제어부
60: 배터리 관리 시스템 62: 메인 배터리
70: 항공 시스템 배터리
72: 비상 배터리 80: 모터
90: 항공 제어 시스템 91: 에일러론(Aileron)
92: 엘리베이터(Elevator) 93: 러더(Rudder)
111: 양력 프로펠러 112: 추력 프로펠러
121,122: 제1, 2 가변 피치 제어장치

Claims (7)

  1. 비행체(1)에 양력을 발생시키도록 양력 프로펠러(111)의 피치를 제어하는 제1 가변 피치 제어장치(121);
    상기 비행체(1)에 추력을 발생시키도록 추력 프로펠러(112)의 피치를 제어하는 제2 가변 피치 제어장치(122);
    상기 비행체(1)에 탑재되어 배터리 관리 시스템(60)에 이상이 발생하면 비상 배터리(72)를 이용하여 제어하고, 상기 비행체(1)의 자세를 제어하고 비행 항로를 설정하는 항공 제어 시스템(90);을 포함하고,
    목적지를 재설정하는 제1 제어 단계(S1);
    양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어하는 제2 제어 단계(S2);
    양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 제3 제어 단계(S3); 및
    양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 제4 제어 단계(S4);
    를 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1 제어 단계(S1)는,
    항공제어시스템(90)은 조종사가 비상 상황임을 알 수 있도록 경고하고
    조종사에 의하여 수동으로 목적지를 입력받으며,
    상기 경고한 시각부터 설정된 시간 내에 입력이 없으면 자동으로 목적지로 변경하는 것
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은,
    비행 항로에서 지나치지 않은 가장 가까운 착륙장을 1순위로 선택하고,
    1순위의 착륙장이 비상 비행하기에 너무 멀 때 가장 가까운 착륙장을 2순위로 선택하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은,
    목적지까지의 활공 비행에 방해될 제1 지형지물 또는 착륙할 수 없는 제2 지형지물이 존재하면, 상기 제1, 2 지형지물을 회피하도록 착륙장을 다시 탐색하여 선택하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 제2 제어 단계(S2)는,
    상기 비행체(1)가 강하하여 비행 속도를 높여 상기 비행체(1)의 양력을 유지하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하며, 비행체(1)의 비행에 공기 저항이 최소화하도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제3 제어 단계(S3)는,
    상기 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 접근하면 상기 양력 프로펠러(111)의 양력이 향상하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 상기 항공 제어 시스템(90)은 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 제4 제어 단계(S4)는,
    상기 비행체(1)가 수직 착륙할 수 있는 높이에 도달하면 양력 프로펠러(111)의 양력이 점차 감소하도록 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
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