KR102508513B1 - Power system for aerial vehicle - Google Patents

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KR102508513B1
KR102508513B1 KR1020220023119A KR20220023119A KR102508513B1 KR 102508513 B1 KR102508513 B1 KR 102508513B1 KR 1020220023119 A KR1020220023119 A KR 1020220023119A KR 20220023119 A KR20220023119 A KR 20220023119A KR 102508513 B1 KR102508513 B1 KR 102508513B1
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KR
South Korea
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working fluid
auxiliary working
power
flow passage
heat exchange
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KR1020220023119A
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Inventor
송순호
송현우
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연세대학교 산학협력단
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Abstract

The present invention relates to a power system for an aerial vehicle and, more specifically, to a power system for an aerial vehicle using two types of power modules. The power system for an aerial vehicle according to an embodiment of the present invention, which can perform power transfer for an aerial vehicle in a safer manner, comprises: a main power module which provides first power; and an additional power assembly which provides second power generated independently from the first power generated in the main power module. The additional power assembly comprises: an auxiliary working fluid storage unit in which an auxiliary working fluid in a low-temperature liquefied material state is stored; a heat exchange unit which vaporizes the auxiliary working fluid supplied from the auxiliary working fluid storage unit to phase-changed, high-pressure gas state; and a turbine unit which produces the second power as the auxiliary working fluid in a phase-changed high-pressure gas state is supplied from the heat exchange unit. The main power module provides continuous first power. The additional power assembly selectively provides the second power.

Description

비행체 동력시스템{POWER SYSTEM FOR AERIAL VEHICLE}Aircraft power system {POWER SYSTEM FOR AERIAL VEHICLE}

본 발명의 비행체 동력시스템에 관한 것으로, 보다 상세히 2가지 종류의 동력모듈을 이용한 비행체 동력시스템에 관한 것이다.The present invention relates to an aircraft power system, and more particularly to an aircraft power system using two types of power modules.

일반적으로 비행체는, 터빈, 왕복동력기관과 같은 내연기관 또는 전력에 의하여 구동되는 모터에 의하여 구동력을 얻는다.In general, an aircraft obtains driving power by a motor driven by an internal combustion engine such as a turbine or a reciprocating power engine or electric power.

다만, 한 가지 종류의 동력원에 의하여 구동력을 얻는 비행체 동력시스템의 경우, 상기 동력원에 문제가 발생된 경우, 또는 상기 동력원의 최대 출력보다 더 높은 출력이 요구되는 경우, 이러한 문제를 해결할 수 없는 제한이 있다.However, in the case of an aircraft power system that obtains driving power by one type of power source, if a problem occurs in the power source, or if a higher output than the maximum output of the power source is required, there are limitations that cannot solve these problems. there is.

한국특허등록 제10-115388호(2020.05.20)Korean Patent Registration No. 10-115388 (2020.05.20)

이에 본 발명은 2가지 종류의 동력 모듈을 이용한 비행체 동력시스템을 제공하여, 보다 안정적으로 비행체에 대한 동력전달이 이루어질 수 있도록 한다.Accordingly, the present invention provides an aircraft power system using two types of power modules, so that power transmission to the aircraft can be achieved more stably.

본 발명의 실시예의 일 측면에 따른 비행체 동력전달 시스템은, 제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈; 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 상기 제1 동력과 독립적으로 생성되는 제2 동력을 제공하는 추가 동력 어셈블리;를 포함하고, 상기 추가동력 어셈블리는 저온 액화물질 상태인 보조 작동유체가 저장된 보조 작동유체 저장부와, 상기 보조 작동유체 저장부로부터 공급되는 상기 보조 작동유체를 기화시켜 고압 기체 상태로 상변화시키는 열교환부와, 상기 열교환부에서 상변화된 고압 기체 상태인 상기 보조 작동유체가 공급되어 상기 제2 동력을 생산하는 터빈유닛을 포함하고, 상기 메인 동력 모듈은 상기 제1 동력을 지속적으로 제공하며, 상기 추가동력 어셈블리는 선택적으로 상기 제2 동력을 제공한다.An aircraft power transmission system according to an aspect of an embodiment of the present invention includes a main power module providing a first power; and an additional power assembly providing second power generated independently of the first power generated by the main power module, wherein the additional power assembly includes an auxiliary working fluid storage unit storing auxiliary working fluid in a low-temperature liquefied material state. And, a heat exchange unit for vaporizing the auxiliary working fluid supplied from the auxiliary working fluid storage unit and changing the phase to a high-pressure gas state, and the second power and a turbine unit that produces, the main power module continuously provides the first power, and the additional power assembly selectively provides the second power.

또한, 상기 메인 동력 모듈은, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 내연 기관으로 형성되며, 상기 열교환부는, 상기 보조 작동유체가 유동되는 제1 보조 작동유체 유동유로와, 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 고온의 배기가스가 유동되는 배기가스 유동유로를 포함하고, 상기 배기가스 유동유로에서 유동되는 상기 배기가스의 열이 상기 제1 보조작동유체 유동유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체에 전달되어, 상기 보조 작동유체가 상변화될 수 있다.In addition, the main power module is formed of an internal combustion engine that generates power by burning fuel, and the heat exchange unit includes a first auxiliary working fluid flow path through which the auxiliary working fluid flows, and a high temperature generated in the main power module. and an exhaust gas flow passage through which the exhaust gas flows, and the heat of the exhaust gas flowing in the exhaust gas flow passage is transferred to the auxiliary working fluid flowing in the first auxiliary working fluid flow passage, so that the auxiliary operation Fluids can change phase.

또한, 상기 열교환부는, 상기 배기가스 유동유로 및 상기 제1 보조 작동유체 유동유로가 형성된 제1 열교환부와, 상기 제1 보조 작동유체 유동유로측으로 상기 보조 작동 유체가 유동되는 제2 보조 작동유체 유동유로와 상기 제1 열교환부에서 상기 터빈유닛으로 공급된 상기 보조 작동유체가 유동되는 보조 작동유체 순환유로가 형성되는 제2 열교환부를 포함하고, 상기 제2 열교환부에서, 상기 보조 작동유체 순환유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체로부터 상기 제2 보조 작동유체 유동유로 측으로 열전달이 이루어지며, 상기 제1 보조 작동유체 유동유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 엔탈피는 상기 제2 보조 작동유체 유동유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 엔탈피보다 크게 형성될 수 있다.In addition, the heat exchange unit includes a first heat exchange unit in which the exhaust gas flow path and the first auxiliary working fluid flow path are formed, and a second auxiliary working fluid flow through which the auxiliary working fluid flows toward the first auxiliary working fluid flow passage side. A flow path and a second heat exchange part in which an auxiliary working fluid circulation passage through which the auxiliary working fluid supplied to the turbine unit from the first heat exchange part flows is formed, and in the second heat exchange part, in the auxiliary working fluid circulation passage Heat is transferred from the flowing auxiliary working fluid to the second auxiliary working fluid flow passage, and the first enthalpy of the auxiliary working fluid at the outlet of the first auxiliary working fluid flow passage is the second auxiliary working fluid flow passage. It may be formed greater than the second enthalpy of the auxiliary working fluid at the outlet of the passage.

또한, 상기 보조 작동유체는 15% 중량비 내지 30 % 중량비의 산소를 함유하며, 상기 보조 작동유체 순환유로를 유동하는 상기 보조 작동유체는 상기 메인 동력 모듈로 공급되며, 상기 제1 열교환부의 상기 배기가스 유동유로에서 토출된 상기 배기가스는 외부로 토출되고, 상기 터빈 유닛의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 온도는 상기 보조 작동유체 순환유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 온도보다 크게 형성될 수 있다.In addition, the auxiliary working fluid contains oxygen in a weight ratio of 15% to 30% by weight, the auxiliary working fluid flowing through the auxiliary working fluid circulation passage is supplied to the main power module, and the exhaust gas of the first heat exchange unit The exhaust gas discharged from the flow passage is discharged to the outside, and the first temperature of the auxiliary working fluid at the outlet of the turbine unit is the second temperature of the auxiliary working fluid at the outlet of the auxiliary working fluid circulation passage. can be made larger.

또한, 상기 보조 작동유체는, 불활성 기체이며, 상기 열교환부의 상기 배기가스 유동유로에서 토출된 상기 배기가스는 외부로 토출되고, 상기 터빈유닛의 출구부에서 토출되는 상기 보조 작동유체는 외부로 배출될 수 있다.In addition, the auxiliary working fluid is an inert gas, the exhaust gas discharged from the exhaust gas flow passage of the heat exchange unit is discharged to the outside, and the auxiliary working fluid discharged from the outlet of the turbine unit is discharged to the outside. can

또한, 상기 열교환부와 상기 작동유체 저장부 사이에 마련되며, 선택적으로 상기 작동유체 저장부에 저장된 상기 보조 작동유체를 상기 열교환부 측으로 유동시키는 펌핑유닛;을 더 포함하고, 상기 펌핑유닛은, (1) 상기 제2 동력에 대한 추가 동력 제공 입력이 있는 경우 또는 (2) 상기 메인 동력 모듈의 상기 제1 동력의 크기가 설정시간 동안 감소량이 50% 이상일 경우에 상기 보조 작동유체를 상기 열교환부 측으로 유동시킬 수 있다.In addition, a pumping unit provided between the heat exchange unit and the working fluid storage unit and selectively flowing the auxiliary working fluid stored in the working fluid storage unit to the heat exchange unit side, wherein the pumping unit comprises: ( 1) when there is an additional power supply input for the second power or (2) when the magnitude of the first power of the main power module decreases by 50% or more for a set time, the auxiliary working fluid is directed to the heat exchange unit can be mobilized.

또한, 상기 메인 동력 모듈에 생산되는 상기 제1 동력이 잔여되는 경우, 잔여되는 상기 제1 동력을 이용하여 상기 펌핑 모듈은, 외부의 공기를 압축하여 상기 보조 작동 유체에 전달 할 수 있다.In addition, when the first power produced by the main power module remains, the pumping module may compress external air and deliver the compressed air to the auxiliary working fluid using the remaining first power.

본 발명의 실시예의 다른 측면에 의한 비행체 동력시스템의 제어 방법은, 제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈; 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 상기 제1 동력과 독립적으로 생성되는 제2 동력을 제공하는 추가 동력 어셈블리;를 포함하고, 상기 추가동력 어셈블리는 저온 액화물질 상태인 보조 작동유체가 저장된 보조 작동유체 저장부와, 상기 보조 작동유체 저장부로부터 공급되는 상기 보조 작동유체를 기화시켜 고압 기체 상태로 상변화시키는 열교환부와, 상기 열교환부에서 상변화된 고압 기체 상태인 상기 보조 작동유체가 공급되어 전력을 생산하는 터빈유닛을 포함하는 비행체 동력시스템의 제어방법에 있어서, 제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈이 작동을 개시하는 메인 모듈 동작 개시 단계; 상기 제1 동력이 생성되는 상태에서, 제2 동력의 제공이 필요한지 여부를 판단하는 제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계; 상기 추가 동력 필요 여부 판단 단계에서, 상기 제2 동력의 제공이 필요한 경우, 추가동력 어셈블리의 작동을 개시하는 추가동력 어셈블리 동작 개시 단계;를 포함하고, 상기 메인 동력 모듈은, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 내연 기관으로 형성되며, 상기 열교환부는, 상기 보조 작동유체가 유동되는 제1 보조 작동유체 유동유로와, 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 고온의 배기가스가 유동되는 배기가스 유동유로를 포함하고, 상기 배기가스 유동유로에서 유동되는 상기 배기가스의 열이 상기 제1 보조작동유체 유동유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체에 전달되어, 상기 보조 작동유체가 상변화될 수 있다.Control method of the vehicle power system according to another aspect of the embodiment of the present invention, the main power module for providing a first power; and an additional power assembly providing second power generated independently of the first power generated by the main power module, wherein the additional power assembly includes an auxiliary working fluid storage unit storing auxiliary working fluid in a low-temperature liquefied material state. And, a heat exchange unit for vaporizing the auxiliary working fluid supplied from the auxiliary working fluid storage unit and changing the phase to a high-pressure gas state, and supplying the auxiliary working fluid in a high-pressure gas state phase-changed in the heat exchange unit to generate electric power. A control method for an aircraft power system including a turbine unit, comprising: a main module operation starting step of starting operation of a main power module providing a first power; a first additional power determination step of determining whether provision of second power is required in a state in which the first power is generated; In the step of determining whether additional power is needed, if the provision of the second power is required, an additional power assembly operation start step of starting an operation of the additional power assembly, wherein the main power module burns fuel to generate power. It is formed by an internal combustion engine that produces, and the heat exchange part includes a first auxiliary working fluid flow passage through which the auxiliary working fluid flows, and an exhaust gas flow passage through which high-temperature exhaust gas generated from the main power module flows, Heat of the exhaust gas flowing in the exhaust gas flow passage is transferred to the auxiliary working fluid flowing in the first auxiliary working fluid flow passage, so that the auxiliary working fluid may undergo a phase change.

또한, 상기 제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계에서, (1) 상기 제2 동력에 대한 추가 동력 제공 입력이 있는 경우 또는 (2) 상기 메인 동력 모듈의 상기 제1 동력의 크기가 설정시간 동안 감소량이 50% 이상일 경우에 보조 작동유체를 열교환부 측으로 유동시켜 상기 추가동력 어셈블리의 동작이 개시되도록 할 수 있다.In addition, in the step of determining whether the first additional power is required, (1) when there is additional power supply input for the second power or (2) the amount of decrease in the amount of the first power of the main power module for a set time When it is 50% or more, the operation of the additional power assembly may be started by flowing the auxiliary working fluid toward the heat exchange unit.

제안되는 실시예에 의하면, 보다 안정적인 비행체에 대한 동력전달이 수행될 수 있다.According to the proposed embodiment, power transmission to a more stable aircraft can be performed.

또한, 추가적인 동력이 요구되는 경우, 이에 대한 대응이 가능한 동력전달 시스템이 제공될 수 있다.In addition, when additional power is required, a power transmission system capable of responding to this may be provided.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 동력시스템이 적용된 비행체를 보여주는 도면이다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 동력시스템을 보여주는 도면이다.
도 3은 도 2의 비행체의 동력시스템의 제어방법을 보여주는 도면이다.
도 4는 본 발명의 다른 실시예에 따른 동력시스템을 보여주는 도면이다.1 is a view showing an air vehicle to which a power system according to an embodiment of the present invention is applied.
2 is a diagram showing a power system according to an embodiment of the present invention.
Figure 3 is a view showing a control method of the power system of the aircraft of Figure 2.
4 is a diagram showing a power system according to another embodiment of the present invention.

본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나, 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다.Advantages and features of the present invention, and methods of achieving them, will become clear with reference to the detailed description of the following embodiments taken in conjunction with the accompanying drawings. However, the present invention is not limited to the embodiments disclosed below and will be implemented in various forms different from each other, only these embodiments make the disclosure of the present invention complete, and common knowledge in the art to which the present invention pertains. It is provided to completely inform the person who has the scope of the invention, and the present invention is only defined by the scope of the claims.

비록 제1, 제2 등이 다양한 구성요소들을 서술하기 위해서 사용되나, 이들 구성요소들은 이들 용어에 의해 제한되지 않음은 물론이다. 이들 용어들은 단지 하나의 구성요소를 다른 구성요소와 구별하기 위하여 사용하는 것이다. 따라서 이하에서 언급되는 제1 구성요소는 본 발명의 기술적 사상 내에서 제2 구성요소일 수도 있음은 물론이다.Although first, second, etc. are used to describe various components, these components are not limited by these terms, of course. These terms are only used to distinguish one component from another. Therefore, of course, the first component mentioned below may also be the second component within the technical spirit of the present invention.

명세서 전체에 걸쳐 동일 참조 부호는 동일 구성 요소를 지칭한다.Like reference numbers designate like elements throughout the specification.

본 발명의 여러 실시예들의 각각 특징들이 부분적으로 또는 전체적으로 서로 결합 또는 조합 가능하며, 당업자가 충분히 이해할 수 있듯이 기술적으로 다양한 연동 및 구동이 가능하며, 각 실시예들이 서로에 대하여 독립적으로 실시 가능할 수도 있고 연관 관계로 함께 실시 가능할 수도 있다.Each feature of the various embodiments of the present invention can be partially or entirely combined or combined with each other, and as those skilled in the art can fully understand, various interlocking and driving operations are possible, and each embodiment can be implemented independently of each other. It may be possible to implement together in an association relationship.

한편, 본 발명의 명세서에서 구체적으로 언급되지 않은 본 발명의 기술적 특징에 의해 기대될 수 있는 잠정적인 효과는 본 명세서에 기재된 것과 같이 취급되며, 본 실시예는 당업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 본 발명을 보다 완전하게 설명하기 위해 제공된 것인바, 도면에 도시된 내용은 실제 발명의 구현모습에 비해 과장되어 표현될 수 있으며, 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 구성의 상세한 설명은 생략하거나 간략하게 기재한다.On the other hand, the potential effects that can be expected by the technical features of the present invention that are not specifically mentioned in the specification of the present invention are treated as described in the present specification, and this embodiment is intended for those with average knowledge in the art. It is provided to more completely explain the present invention, the contents shown in the drawings may be exaggerated compared to the actual implementation of the invention, and the detailed description of the configuration that is determined to unnecessarily obscure the gist of the present invention omitted or briefly described.

이하에서는 첨부되는 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세하게 설명한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 동력시스템이 적용된 비행체를 보여주는 도면이며, 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 동력시스템을 보여주는 도면이다.1 is a view showing an air vehicle to which a power system according to an embodiment of the present invention is applied, and FIG. 2 is a view showing a power system according to an embodiment of the present invention.

도 1 및 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 비행체 동력시스템(200)이 적용된 비행체(1)는, 비행체 동력시스템(200)이 설치되며 탑승 공간(110)이 형성되는 비행체 몸체(100)와, 비행체 몸체(100)의 상방에 배치되며 비행체(1)를 이륙 또는 착륙시키기 위한 비행 수단(300)을 포함한다.1 and 2, the aircraft 1 to which the aircraft power system 200 according to the embodiment of the present invention is applied is the aircraft body in which the aircraft power system 200 is installed and the boarding space 110 is formed ( 100), and a flying means 300 disposed above the aircraft body 100 to take off or land the aircraft 1.

예시적으로 비행 수단(300)은, 프로펠러 일 수 있으며, 본 실시예에서 비행 수단(300)은, 회전축(330)을 중심으로 제1 방향으로 회전되는 제1 프로펠러 유닛(310)과, 상기 제1 방향과 반대 방향인 제2 방향으로 회전되는 제2 프로펠러 유닛(320)을 포함하는 이중 반전 프로펠러(contra-rotating propeller)일 수 있다.Illustratively, the flight means 300 may be a propeller, and in this embodiment, the flight means 300 includes a first propeller unit 310 rotated in a first direction around a rotation axis 330, and the first propeller unit 310. It may be a contra-rotating propeller including a second propeller unit 320 rotating in a second direction opposite to the first direction.

한편, 본 발명의 실시예에 따른 비행체 동력 시스템(200)은, 2가지 종류의 동력모듈을 이용하여, 보다 안정적인 동력을 제공할 수 있다.On the other hand, the vehicle power system 200 according to an embodiment of the present invention, using two types of power modules, can provide more stable power.

이하에서는 비행체 동력 시스템(200)의 구성을 보다 상세하게 설명한다.Hereinafter, the configuration of the vehicle power system 200 will be described in more detail.

본 발명의 실시예에 따른 비행체 동력시스템(200)은, 제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈(220)과, 메인 동력 모듈(220)에서 생성되는 상기 제1 동력과 독립적으로 생성되는 제2 동력을 제공하는 추가 동력 어셈블리(210)를 포함한다. 이때, 메인 동력 모듈(220)은 상기 제1 동력을 지속적으로 제공하며, 추가동력 어셈블리(210)는 선택적으로 상기 제2 동력을 제공한다. 즉, 메인 동력 모듈(220)은 비행체(1)의 작동 과정에서 지속적으로 상기 제1 동력을 생산 및 제공하고, 추가동력 어셈블리(210)는 특정한 상황 또는 사용자의 요청에 대응하여 선택적으로 상기 제2 동력을 생산 및 제공한다.The vehicle power system 200 according to an embodiment of the present invention includes a main power module 220 providing a first power and a second power generated independently of the first power generated by the main power module 220. It includes an additional power assembly 210 that provides. At this time, the main power module 220 continuously provides the first power, and the additional power assembly 210 selectively provides the second power. That is, the main power module 220 continuously produces and provides the first power during the operation of the aircraft 1, and the additional power assembly 210 selectively responds to a specific situation or a user's request to the second power. Produce and provide power.

메인 동력 모듈(220)은, 예시적으로 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 내연 기관일 수 있으며, 메인 동력 모듈(220)은 연료를 연소시켜 발생되는 동력을 제1 제너레이터(230)로 전달하여 전력을 생산할 수 있다. 제1 제너레이터(230)에서 생산된 전력은 비행 수단(300) 측으로 공급될 수 있다. 이는 예시적인 구성일 뿐, 메인 동력 모듈(220)에서 생성된 동력이 직접 비행 수단(300) 측으로 공급되는 구성 또한 본 발명의 실시예에 포함될 수 있다.The main power module 220 may be, for example, an internal combustion engine that generates power by burning fuel, and the main power module 220 transfers power generated by burning fuel to the first generator 230 to generate electric power. can produce Power generated by the first generator 230 may be supplied to the flight means 300 side. This is only an exemplary configuration, and a configuration in which power generated in the main power module 220 is directly supplied to the flight means 300 may also be included in an embodiment of the present invention.

추가동력 어셈블리는 저온 액화물질 상태인 보조 작동유체가 저장된 보조 작동유체 저장부(211)와, 보조 작동유체 저장부(211)로부터 공급되는 상기 보조 작동유체를 기화시켜 고압 기체 상태로 상변화시키는 열교환부(213, 214)와, 열교환부(213, 214)에서 상변화된 고압 기체 상태인 상기 보조 작동유체가 공급되어 상기 제2 동력을 생산하는 터빈유닛(215)를 포함한다.The additional power assembly includes an auxiliary working fluid storage unit 211 in which a low-temperature liquefied auxiliary working fluid is stored, and heat exchange for vaporizing the auxiliary working fluid supplied from the auxiliary working fluid storage unit 211 and changing the phase to a high-pressure gas state. It includes parts 213 and 214 and a turbine unit 215 that generates the second power by supplying the auxiliary working fluid, which is a high-pressure gas state that has undergone a phase change in the heat exchange parts 213 and 214.

이때, 열교환부(213, 214)는, 상기 보조 작동유체가 유동되는 제1 보조 작동유체 유동유로(271a)와, 메인 동력 모듈(220)에서 생성되는 고온의 배기가스가 유동되는 배기가스 유동유로(218)를 포함한다.At this time, the heat exchange units 213 and 214 include a first auxiliary working fluid flow passage 271a through which the auxiliary working fluid flows and an exhaust gas flow passage through which the high-temperature exhaust gas generated in the main power module 220 flows. (218).

보다 상세히, 열교환부(213, 214)는, 배기가스 유동유로(218) 및 제1 보조 작동유체 유동유로(271a)가 형성된 제1 열교환부(214)와, 제1 보조 작동유체 유동유로(271a) 측으로 상기 보조 작동 유체가 유동되는 제2 보조 작동유체 유동유로(271b)와 제1 열교환부(214)에서 터빈유닛(215)으로 공급된 다음 터빈 유닛(215)에서 배출되는 상기 보조 작동유체가 유동되는 보조 작동유체 순환유로(219)가 형성되는 제2 열교환부(213)를 포함한다.In more detail, the heat exchange units 213 and 214 include the first heat exchange unit 214 in which the exhaust gas flow path 218 and the first auxiliary working fluid flow path 271a are formed, and the first auxiliary working fluid flow path 271a. ) side, the auxiliary working fluid supplied to the turbine unit 215 from the second auxiliary working fluid flow passage 271b and the first heat exchanger 214 through which the auxiliary working fluid flows and then discharged from the turbine unit 215 It includes a second heat exchange part 213 in which a circulation passage 219 of the auxiliary working fluid flowing is formed.

배기가스 유동유로(218)에서 유동되는 상기 배기가스의 열이 제1 보조작동유체 유동유로(271a)에서 유동되는 상기 보조 작동유체에 전달되어, 상기 보조 작동유체가 상변화되며, 고압의 기체로 상변화된 상기 보조 작동 유체는 터빈모듈(215) 측으로 전달된다. 터빈모듈(215)은 상기 보조 작동 유체에 의하여 생산된 구동력을 제2 제너레이터(216) 측으로 전달하여 상기 제2 동력이 생산되도록 할 수 있다.The heat of the exhaust gas flowing in the exhaust gas flow passage 218 is transferred to the auxiliary working fluid flowing in the first auxiliary working fluid flow passage 271a, so that the auxiliary working fluid undergoes a phase change and turns into a high-pressure gas. The phase-changed auxiliary working fluid is delivered to the turbine module 215 side. The turbine module 215 may transfer the driving force generated by the auxiliary working fluid to the second generator 216 so that the second power is produced.

그리고, 제2 열교환부(213)에서, 보조 작동유체 순환유로(219)에서 유동되는 상기 보조 작동유체로부터 제2 보조 작동유체 유동유로(271b) 측으로 열전달 된다.Also, in the second heat exchange unit 213, heat is transferred from the auxiliary working fluid flowing in the auxiliary working fluid circulation passage 219 to the second auxiliary working fluid flow passage 271b.

이때, 제1 보조 작동유체 유동유로(271a)의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 엔탈피(h1)는 제2 보조 작동유체 유동유로(271b)의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 엔탈피(h2)보다 크게 형성된다. At this time, the first enthalpy (h 1 ) of the auxiliary working fluid at the outlet of the first auxiliary working fluid flow passage 271a is that of the auxiliary working fluid at the outlet of the second auxiliary working fluid flow passage 271b. It is formed larger than the second enthalpy (h 2 ).

그리고, 상기 보조 작동유체는 예시적으로 15% 중량비 내지 30 % 중량비의 산소를 함유하는 공기일 수 있다. 상기 보조 작동유체는 약 섭씨 -140도 이하의 온도로 보조 작동 유체 저장부(211)에 저장될 수 있으며, 열교환부(213, 214)를 거쳐 고압의 기체로 상변화된 상기 보조 작동유체는 터빈모듈(215) 측으로 전달된다.In addition, the auxiliary working fluid may be air containing oxygen in a weight ratio of 15% to 30% by weight. The auxiliary working fluid may be stored in the auxiliary working fluid storage unit 211 at a temperature of about -140 degrees Celsius or less, and the auxiliary working fluid phase-changed into a high-pressure gas through the heat exchangers 213 and 214 is a turbine module (215).

한편, 터빈모듈(215) 측에서 배출되어 보조 작동유체 순환유로(219)를 유동하는 상기 보조 작동유체는 메인 동력 모듈(220) 측으로 공급되어 연료와 함께 연소된 다음, 상기 메인 동력 모듈(220)에서 상기 연소에 의하여 생성된 상기 배기가스는 제1 열교환부(214)의 배기가스 유동유로(218)를 거쳐 외부, 즉 대기 중으로 배출된다.Meanwhile, the auxiliary working fluid discharged from the turbine module 215 and flowing through the auxiliary working fluid circulation passage 219 is supplied to the main power module 220, burned together with fuel, and then the main power module 220 The exhaust gas generated by the combustion is discharged to the outside, that is, into the air, through the exhaust gas flow passage 218 of the first heat exchange unit 214.

이때, 터빈 유닛(215)의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 온도(T1)는 보조 작동유체 순환유로(219)의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 온도(T2)보다 크게 형성된다.At this time, the first temperature (T 1 ) of the auxiliary working fluid at the outlet of the turbine unit 215 is the second temperature (T 2 ) of the auxiliary working fluid at the outlet of the auxiliary working fluid circulation passage 219 . formed larger.

본 발명의 실시예에 따른 상기 보조 작동유체는, 우선 제2 열교환부(213)를 거치면서 터빈 유닛(215)으로부터 배출된 상기 보조 작동 유체와 1차 열교환하고, 이후 제1 열교환부(214)를 거치면서 메인 동력 모듈(220)에서 배출된 상기 배기가스와 2차 열교환을 하게 된다. The auxiliary working fluid according to the embodiment of the present invention first undergoes primary heat exchange with the auxiliary working fluid discharged from the turbine unit 215 while passing through the second heat exchanger 213, and then the first heat exchanger 214 While passing through, secondary heat exchange with the exhaust gas discharged from the main power module 220 is performed.

즉, 본 발명의 실시예에 따른 비행체 동력시스템(200)은, 터빈에서 배출된 상기 보조 작동유체 및 메인 동력 모듈(220)에서 배출된 상기 배기가스의 에너지를 효율적으로 활용하여, 보조 작동유체 저장부(211)에서 공급되는 저온의 상기 보조 작동유체를 보다 효율적으로 고압의 기체로 상변화시킬 수 있는 장점이 있다.That is, the flight vehicle power system 200 according to an embodiment of the present invention efficiently utilizes the energy of the auxiliary working fluid discharged from the turbine and the exhaust gas discharged from the main power module 220 to store the auxiliary working fluid. There is an advantage in that the low-temperature auxiliary working fluid supplied from the unit 211 can be phase-changed into a high-pressure gas more efficiently.

한편, 비행체 동력시스템(200)은 열교환부(213, 214)와 작동유체 저장부(211) 사이에 마련되며, 선택적으로 작동유체 저장부(211)에 저장된 상기 보조 작동유체를 열교환부(213, 214) 측으로 유동시키는 펌핑유닛(212)을 더 포함한다.On the other hand, the flight vehicle power system 200 is provided between the heat exchange units 213 and 214 and the working fluid storage unit 211, and selectively transfers the auxiliary working fluid stored in the working fluid storage unit 211 to the heat exchange unit 213, 214) further includes a pumping unit 212 for flowing to the side.

펌핑유닛(212)은, (1) 사용자에 의하여 상기 제2 동력에 대한 추가 동력 제공 입력이 있는 경우 또는 (2) 상기 메인 동력 모듈의 상기 제1 동력의 크기가 설정시간 동안 감소량이 50% 이상일 경우에 상기 보조 작동유체를 상기 열교환부 측으로 유동시킨다.Pumping unit 212, (1) when there is additional power supply input for the second power by the user or (2) when the magnitude of the first power of the main power module is reduced by 50% or more for a set time In this case, the auxiliary working fluid flows toward the heat exchange unit.

즉, 사용자의 요청 또는 상기 메인 동력 모듈의 급격한 출력 저하 등의 상황이 발생되면, 펌핑유닛(212)은 상기 보조 작동유체를 열교환부(213, 214) 측으로 공급하여, 상기 제2 동력이 생산될 수 있도록 한다.That is, when a situation such as a user's request or a sudden drop in output of the main power module occurs, the pumping unit 212 supplies the auxiliary working fluid to the heat exchange units 213 and 214 so that the second power is produced. make it possible

한편, 메인 동력 모듈(220)에 생산되는 상기 제1 동력이 잔여되는 경우, 잔여되는 상기 제1 동력을 이용하여 상기 펌핑 모듈(212)은, 외부의 공기를 압축하여 보조 작동 유체 저장부(211) 측으로 전달하는 구성 또한 본 발명의 실시예에 포함된다. 이러한 경우, 펌핑 모듈(212)과 보조 작동유체 저장부(211) 사이에는, 상기 외부 공기 압축 과정에서 발생되는 열을 외부로 배출하기 위한 열 배출모듈(미도시)가 더 생성될 수 있다.On the other hand, when the first power produced by the main power module 220 remains, the pumping module 212 compresses external air using the remaining first power so that the auxiliary working fluid storage unit 211 ) is also included in an embodiment of the present invention. In this case, between the pumping module 212 and the auxiliary working fluid storage unit 211, a heat discharge module (not shown) for discharging heat generated in the external air compression process to the outside may be further formed.

도 3은 도 2의 비행체의 동력시스템의 제어방법을 보여주는 도면이다.Figure 3 is a view showing a control method of the power system of the aircraft of Figure 2.

도 3을 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 비행체 동력시스템(1)의 제어방법에서 우선, 제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈(220)이 작동을 개시하는 메인 모듈 동작 개시 단계(S110)가 수행된다.Referring to FIG. 3, in the control method of the vehicle power system 1 according to the embodiment of the present invention, first, the main module operation start step (S110) in which the main power module 220 that provides the first power starts operating is performed

그 다음, 상기 제1 동력이 생성되는 상태에서, 제2 동력의 제공이 필요한지 여부를 판단하는 제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계(S120)가 수행된다.Then, in a state where the first power is generated, a first additional power necessity determination step (S120) of determining whether provision of the second power is required is performed.

그 다음, 제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계(S120)에서, 상기 제2 동력의 제공이 필요한 경우, 추가동력 어셈블리(210)의 작동을 개시하는 추가동력 어셈블리 동작 개시 단계(S130)가 수행된다.Next, in the step of determining whether the first additional power is required (S120), when the provision of the second power is required, the additional power assembly operation starting step (S130) of starting the operation of the additional power assembly 210 is performed.

이때, 메인 동력 모듈(210)은, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 내연 기관으로 형성되며, 열교환부(213, 214)는, 상기 보조 작동유체가 유동되는 제1 보조 작동유체 유동유로와, 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 고온의 배기가스가 유동되는 배기가스 유동유로를 포함한다. 그리고, 상기 배기가스 유동유로에서 유동되는 상기 배기가스의 열이 상기 제1 보조작동유체 유동유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체에 전달되며, 상기 보조 작동유체가 고압의 기체로 상변화되어 터빈 모듈 측으로 전달되어 상기 제2 동력을 생성한다.At this time, the main power module 210 is formed of an internal combustion engine that generates power by burning fuel, and the heat exchange units 213 and 214 include a first auxiliary working fluid flow path through which the auxiliary working fluid flows, and the and an exhaust gas flow passage through which high-temperature exhaust gas generated from the main power module flows. And, the heat of the exhaust gas flowing in the exhaust gas flow passage is transferred to the auxiliary working fluid flowing in the first auxiliary working fluid flow passage, and the auxiliary working fluid is phase-changed into a high-pressure gas toward the turbine module. is transmitted to generate the second power.

제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계에서, (1) 상기 제2 동력에 대한 추가 동력 제공 입력이 있는 경우 또는 (2) 상기 메인 동력 모듈의 상기 제1 동력의 크기가 설정시간 동안 감소량이 50% 이상일 경우에 보조 작동유체를 열교환부 측으로 유동시켜 추가동력 어셈블리(210)의 동작이 개시되도록 한다.In the step of determining whether the first additional power is needed, (1) when there is an additional power supply input for the second power or (2) when the magnitude of the first power of the main power module is reduced by 50% or more for a set time In this case, the auxiliary working fluid flows toward the heat exchange unit so that the operation of the additional power assembly 210 is started.

그 다음, 상기 제1 동력 및 제2 동력이 생성되는 상태에서, 제2 동력의 제공이 여전히 필요한지 여부를 판단하는 제2 추가 동력 필요 여부 판단 단계(S140)가 수행된다.Then, in a state where the first power and the second power are generated, a second additional power determination step (S140) of determining whether provision of the second power is still required is performed.

제2 추가 동력 필요 여부 판단 단계(S140)에서, 상기 제2 동력이 필요하지 않은 경우, 추가 동력 어셈블리 동작을 종료하는 추가 동력어셈블리 동작 종료 단계(S150)가 수행된다.In the step of determining whether the second additional power is required (S140), when the second power is not required, the additional power assembly operation termination step (S150) of terminating the operation of the additional power assembly is performed.

그리고, 메인 동력 모듈의 동작의 종류 여부를 판단(S160)하여, 메인 동력 모듈의 동작이 종료된 경우, 제어를 종료한다.Then, whether or not the type of operation of the main power module is determined (S160), and when the operation of the main power module is finished, control is terminated.

제안되는 실시예에 의하면, 보다 안정적인 비행체에 대한 동력전달이 수행될 수 있다. 또한, 추가적인 동력이 요구되는 경우, 이에 대한 대응이 가능한 동력전달 시스템이 제공될 수 있다. 그리고, 배기가스 및 순환되는 보조 작동유체를 이용하여, 저온의 보조 작동유체를 보다 효율적으로 고압의 기체로 상변화시킬 수 있는 장점이 있다.According to the proposed embodiment, power transmission to a more stable aircraft can be performed. In addition, when additional power is required, a power transmission system capable of responding to this may be provided. In addition, there is an advantage in that the low-temperature auxiliary working fluid can be phase-changed into a high-pressure gas more efficiently by using the exhaust gas and the circulated auxiliary working fluid.

도 4는 본 발명의 다른 실시예에 따른 동력시스템을 보여주는 도면이다.4 is a diagram showing a power system according to another embodiment of the present invention.

본 실시예는, 열교환부의 구성에 있어서 차이가 있을 뿐, 다른 구성에 있어서는 도 1 내지 도 3에서 설명되는 비행체 동력시스템(1)의 구성과 실질적으로 동일하므로, 이하에서는 본 실시예의 특징적인 부분을 중심으로 설명한다.In this embodiment, there is only a difference in the configuration of the heat exchange unit, and in other configurations, it is substantially the same as the configuration of the aircraft power system 1 described in FIGS. 1 to 3. mainly explained.

도 4를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 비행체 동력시스템(1)의 추가동력 어셈블리(240)는, 저온의 상기 보조 작동유체가 저장된 보조 작동유체 저장부(241)와, 펌핑유닛(242)과, 열교환부(243)와, 터빈모듈(244)과, 제2 제너레이터(245)를 포함한다.Referring to FIG. 4 , the additional power assembly 240 of the flight vehicle power system 1 according to an embodiment of the present invention includes an auxiliary working fluid storage unit 241 in which the low-temperature auxiliary working fluid is stored, and a pumping unit 242 ), a heat exchanger 243, a turbine module 244, and a second generator 245.

이때, 상기 보조 작동유체는, 불활성 기체이며, 열교환부(243)의 배기가스 유동유로(248)에서 토출된 상기 배기가스는 보조 작동유체 유동유로(247)에서 유동되는 상기 보조 작동유체 측으로 열전달한 다음, 외부로 토출된다. 그리고, 터빈유닛(244)의 출구부에서 토출되는 상기 보조 작동유체는 외부로 배출된다. At this time, the auxiliary working fluid is an inert gas, and the exhaust gas discharged from the exhaust gas flow passage 248 of the heat exchange unit 243 transfers heat to the auxiliary working fluid flowing in the auxiliary working fluid flow passage 247. Then, it is discharged to the outside. And, the auxiliary working fluid discharged from the outlet of the turbine unit 244 is discharged to the outside.

예시적으로 본 실시예에 따른 상기 보조 작동유체는, 액화 질소 또는 액화 아르곤일 수 있으며, 섭씨 -170도 이하의 온도로 보조 작동유체 저장부(241)에 저장될 수 있다.Illustratively, the auxiliary working fluid according to the present embodiment may be liquefied nitrogen or liquefied argon, and may be stored in the auxiliary working fluid storage unit 241 at a temperature of -170 degrees Celsius or less.

제안되는 실시예에 의하면, 공기보다 더 낮은 온도로 저장되는 불활성 기체를 상기 보조 작동유체로 사용하여, 보다 큰 출력의 상기 제2 동력을 생성할 수 있으며, 단순한 구조의 동력시스템이 제공될 수 있는 이점이 있다.According to the proposed embodiment, the second power of greater output can be generated by using an inert gas stored at a lower temperature than air as the auxiliary working fluid, and a power system with a simple structure can be provided There is an advantage.

상기에서는 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 설명하였지만, 본 발명은 이에 한정되는 것이 아니고 특허청구범위와 발명의 상세한 설명 및 첨부한 도면의 범위 안에서 여러 가지로 변형하여 실시하는 것이 가능하고 이 또한 본 발명의 범위에 속하는 것은 당연하다.Although the preferred embodiment of the present invention has been described above, the present invention is not limited thereto, and it is possible to make various modifications and practice within the scope of the claims and the detailed description of the invention and the accompanying drawings, and this is also the present invention. It is natural to fall within the scope of

Claims (9)

비행체의 동력시스템에 있어서,
제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈;
상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 상기 제1 동력과 독립적으로 생성되는 제2 동력을 제공하는 추가 동력 어셈블리;를 포함하고,
상기 추가동력 어셈블리는 저온 액화물질 상태인 보조 작동유체가 저장된 보조 작동유체 저장부와, 상기 보조 작동유체 저장부로부터 공급되는 상기 보조 작동유체를 기화시켜 고압 기체 상태로 상변화시키는 열교환부와, 상기 열교환부에서 상변화된 고압 기체 상태인 상기 보조 작동유체가 공급되어 상기 제2 동력을 생산하는 터빈유닛을 포함하고,
상기 메인 동력 모듈은 상기 제1 동력을 지속적으로 제공하며, 상기 추가동력 어셈블리는 선택적으로 상기 제2 동력을 제공하고,
상기 열교환부는, 상기 보조 작동유체가 유동되는 제1 보조 작동유체 유동유로와, 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 고온의 배기가스가 유동되는 배기가스 유동유로와, 상기 배기가스 유동유로 및 상기 제1 보조 작동유체 유동유로가 형성된 제1 열교환부와, 상기 제1 보조 작동유체 유동유로측으로 상기 보조 작동 유체가 유동되는 제2 보조 작동유체 유동유로와 상기 제1 열교환부에서 상기 터빈유닛으로 공급된 상기 보조 작동유체가 유동되는 보조 작동유체 순환유로가 형성되는 제2 열교환부를 포함하고,
상기 배기가스 유동유로에서 유동되는 상기 배기가스의 열이 상기 제1 보조작동유체 유동유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체에 전달되어 상기 보조 작동유체가 상변화되고,
상기 제2 열교환부에서, 상기 보조 작동유체 순환유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체로부터 상기 제2 보조 작동유체 유동유로 측으로 열전달이 이루어지며,
상기 제1 보조 작동유체 유동유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 엔탈피는 상기 제2 보조 작동유체 유동유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 엔탈피보다 큰 것을 특징으로 하는 비행체의 동력 시스템.
In the power system of the aircraft,
a main power module providing first power;
An additional power assembly providing second power generated independently of the first power generated by the main power module;
The additional power assembly includes an auxiliary working fluid storage unit storing an auxiliary working fluid in a low-temperature liquefied material state, a heat exchanger configured to vaporize the auxiliary working fluid supplied from the auxiliary working fluid storage unit and phase-changing the auxiliary working fluid into a high-pressure gas state; A turbine unit configured to produce the second power by supplying the auxiliary working fluid, which is a phase-changed high-pressure gas in a heat exchange unit, to the turbine unit;
The main power module continuously provides the first power, and the additional power assembly selectively provides the second power;
The heat exchange unit includes a first auxiliary working fluid flow passage through which the auxiliary working fluid flows, an exhaust gas flow passage through which high-temperature exhaust gas generated from the main power module flows, the exhaust gas flow passage and the first auxiliary working fluid flow passage. A first heat exchange part in which a working fluid flow passage is formed, a second auxiliary working fluid flow passage through which the auxiliary working fluid flows toward the first auxiliary working fluid flow passage side, and the auxiliary working fluid supplied from the first heat exchange part to the turbine unit. A second heat exchange unit in which an auxiliary working fluid circulation passage through which the working fluid flows is formed;
Heat of the exhaust gas flowing in the exhaust gas flow passage is transferred to the auxiliary working fluid flowing in the first auxiliary working fluid flow passage so that the auxiliary working fluid phase changes;
In the second heat exchange unit, heat is transferred from the auxiliary working fluid flowing in the auxiliary working fluid circulation passage to the second auxiliary working fluid flow passage,
The first enthalpy of the auxiliary working fluid at the outlet of the first auxiliary working fluid flow passage is greater than the second enthalpy of the auxiliary working fluid at the outlet of the second auxiliary working fluid flow passage power system.
 제1 항에 있어서,
상기 메인 동력 모듈은, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 내연 기관으로 형성되는 것을 특징으로 하는 비행체의 동력 시스템.
According to claim 1,
The power system of an aircraft, characterized in that the main power module is formed of an internal combustion engine that generates power by burning fuel.
 삭제delete 제1 항에 있어서,
상기 보조 작동유체는 15% 중량비 내지 30 % 중량비의 산소를 함유하며, 상기 보조 작동유체 순환유로를 유동하는 상기 보조 작동유체는 상기 메인 동력 모듈로 공급되며,
상기 제1 열교환부의 상기 배기가스 유동유로에서 토출된 상기 배기가스는 외부로 토출되고,
상기 터빈 유닛의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 온도는 상기 보조 작동유체 순환유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 온도보다 큰 것을 특징으로 하는 비행체의 동력 시스템.
According to claim 1,
The auxiliary working fluid contains oxygen in a weight ratio of 15% to 30% by weight, and the auxiliary working fluid flowing through the auxiliary working fluid circulation passage is supplied to the main power module,
The exhaust gas discharged from the exhaust gas flow passage of the first heat exchange unit is discharged to the outside,
The power system of the aircraft, characterized in that the first temperature of the auxiliary working fluid at the outlet of the turbine unit is greater than the second temperature of the auxiliary working fluid at the outlet of the auxiliary working fluid circulation passage.
 제1 항에 있어서,
상기 보조 작동유체는, 불활성 기체이며,
상기 열교환부의 상기 배기가스 유동유로에서 토출된 상기 배기가스는 외부로 토출되고,
상기 터빈유닛의 출구부에서 토출되는 상기 보조 작동유체는 외부로 배출되는 것을 특징으로 하는 비행체의 동력 시스템.
According to claim 1,
The auxiliary working fluid is an inert gas,
The exhaust gas discharged from the exhaust gas flow passage of the heat exchange unit is discharged to the outside,
The power system of the aircraft, characterized in that the auxiliary operating fluid discharged from the outlet of the turbine unit is discharged to the outside.
 제1 항, 제2 항, 제4 항 내지 제5 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 열교환부와 상기 작동유체 저장부 사이에 마련되며, 선택적으로 상기 작동유체 저장부에 저장된 상기 보조 작동유체를 상기 열교환부 측으로 유동시키는 펌핑유닛;을 더 포함하고,
상기 펌핑유닛은, (1) 상기 제2 동력에 대한 추가 동력 제공 입력이 있는 경우 또는 (2) 상기 메인 동력 모듈의 상기 제1 동력의 크기가 설정시간 동안 감소량이 50% 이상일 경우에 상기 보조 작동유체를 상기 열교환부 측으로 유동시키는 것을 특징으로 하는 비행체의 동력 시스템.
The method of any one of claims 1, 2, 4 to 5,
A pumping unit provided between the heat exchange unit and the working fluid storage unit and selectively flowing the auxiliary working fluid stored in the working fluid storage unit toward the heat exchange unit;
The pumping unit operates the auxiliary operation when (1) there is an additional power supply input for the second power or (2) when the amount of reduction of the first power of the main power module is 50% or more for a set time. The power system of the aircraft, characterized in that for flowing the fluid toward the heat exchange unit.
 제6 항에 있어서,
상기 메인 동력 모듈에 생산되는 상기 제1 동력이 잔여되는 경우, 잔여되는 상기 제1 동력을 이용하여 상기 펌핑유닛은, 외부의 공기를 압축하여 상기 보조 작동 유체 저장부 측으로 전달하는 것을 특징으로 하는 비행체의 동력 시스템.
According to claim 6,
When the first power produced in the main power module remains, the pumping unit compresses external air using the remaining first power and transfers it to the auxiliary working fluid storage unit. power system.
 제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈; 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 상기 제1 동력과 독립적으로 생성되는 제2 동력을 제공하는 추가 동력 어셈블리;를 포함하고, 상기 추가동력 어셈블리는 저온 액화물질 상태인 보조 작동유체가 저장된 보조 작동유체 저장부와, 상기 보조 작동유체 저장부로부터 공급되는 상기 보조 작동유체를 기화시켜 고압 기체 상태로 상변화시키는 열교환부와, 상기 열교환부에서 상변화된 고압 기체 상태인 상기 보조 작동유체가 공급되어 전력을 생산하는 터빈유닛을 포함하는 비행체 동력시스템의 제어방법에 있어서,
제1 동력을 제공하는 메인 동력 모듈이 작동을 개시하는 메인 모듈 동작 개시 단계;
상기 제1 동력이 생성되는 상태에서, 제2 동력의 제공이 필요한지 여부를 판단하는 제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계;
상기 추가 동력 필요 여부 판단 단계에서, 상기 제2 동력의 제공이 필요한 경우, 추가동력 어셈블리의 작동을 개시하는 추가동력 어셈블리 동작 개시 단계;를 포함하고,
상기 메인 동력 모듈은, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 내연 기관으로 형성되며, 상기 열교환부는, 상기 보조 작동유체가 유동되는 제1 보조 작동유체 유동유로와, 상기 메인 동력 모듈에서 생성되는 고온의 배기가스가 유동되는 배기가스 유동유로와, 상기 배기가스 유동유로 및 상기 제1 보조 작동유체 유동유로가 형성된 제1 열교환부와, 상기 제1 보조 작동유체 유동유로측으로 상기 보조 작동 유체가 유동되는 제2 보조 작동유체 유동유로와 상기 제1 열교환부에서 상기 터빈유닛으로 공급된 상기 보조 작동유체가 유동되는 보조 작동유체 순환유로가 형성되는 제2 열교환부를 포함하고,
상기 배기가스 유동유로에서 유동되는 상기 배기가스의 열이 상기 제1 보조작동유체 유동유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체에 전달되어 상기 보조 작동유체가 상변화되고,
상기 제2 열교환부에서, 상기 보조 작동유체 순환유로에서 유동되는 상기 보조 작동유체로부터 상기 제2 보조 작동유체 유동유로 측으로 열전달이 이루어지며,
상기 제1 보조 작동유체 유동유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제1 엔탈피는 상기 제2 보조 작동유체 유동유로의 출구부에서의 상기 보조 작동유체의 제2 엔탈피보다 큰 것을 특징으로 하는 비행체 동력 시스템의 제어 방법.
a main power module providing first power; and an additional power assembly providing second power generated independently of the first power generated by the main power module, wherein the additional power assembly includes an auxiliary working fluid storage unit storing auxiliary working fluid in a low-temperature liquefied material state. And, a heat exchange unit for vaporizing the auxiliary working fluid supplied from the auxiliary working fluid storage unit and changing the phase to a high-pressure gas state, and supplying the auxiliary working fluid in a high-pressure gas state phase-changed in the heat exchange unit to generate electric power. In the control method of the aircraft power system including a turbine unit,
a main module operation initiation step of starting operation of a main power module providing a first power;
a first additional power determination step of determining whether provision of second power is required in a state in which the first power is generated;
In the step of determining whether the additional power is needed, if the provision of the second power is required, an additional power assembly operation start step of starting the operation of the additional power assembly;
The main power module is formed of an internal combustion engine that generates power by burning fuel, and the heat exchange unit includes a first auxiliary working fluid flow path through which the auxiliary working fluid flows, and high-temperature exhaust generated from the main power module. An exhaust gas flow passage through which gas flows, a first heat exchange part having the exhaust gas flow passage and the first auxiliary working fluid flow passage formed therein, and a second auxiliary working fluid flow toward the first auxiliary working fluid flow passage side. And a second heat exchange part in which an auxiliary working fluid flow passage and an auxiliary working fluid circulation passage through which the auxiliary working fluid supplied to the turbine unit from the first heat exchange part flows are formed,
Heat of the exhaust gas flowing in the exhaust gas flow passage is transferred to the auxiliary working fluid flowing in the first auxiliary working fluid flow passage so that the auxiliary working fluid phase changes;
In the second heat exchange unit, heat is transferred from the auxiliary working fluid flowing in the auxiliary working fluid circulation passage to the second auxiliary working fluid flow passage,
The first enthalpy of the auxiliary working fluid at the outlet of the first auxiliary working fluid flow passage is greater than the second enthalpy of the auxiliary working fluid at the outlet of the second auxiliary working fluid flow passage. Control method of power system.
 제8 항에 있어서,
상기 제1 추가 동력 필요 여부 판단 단계에서, (1) 상기 제2 동력에 대한 추가 동력 제공 입력이 있는 경우 또는 (2) 상기 메인 동력 모듈의 상기 제1 동력의 크기가 설정시간 동안 감소량이 50% 이상일 경우에 보조 작동유체를 열교환부 측으로 유동시켜 상기 추가동력 어셈블리의 동작이 개시되도록 하는 것을 특징으로 하는 비행체 동력 시스템의 제어 방법.
According to claim 8,
In the step of determining whether the first additional power is needed, (1) when there is additional power supply input for the second power or (2) the amount of reduction of the first power of the main power module during the set time is 50% In the case of an abnormality, the control method of an air vehicle power system, characterized in that by flowing the auxiliary working fluid toward the heat exchanger so that the operation of the additional power assembly is started.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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KR101153880B1 (en) 2005-10-17 2012-06-18 삼성전자주식회사 Method for key derivation using galois transformation
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