KR20090114910A

KR20090114910A - battery control system for aircraft

Info

Publication number: KR20090114910A
Application number: KR1020080040788A
Authority: KR
Inventors: 김종구; 김세환; 김일; 이상철; 하태윤
Original assignee: (주)아이비티; 이상철
Priority date: 2008-04-30
Filing date: 2008-04-30
Publication date: 2009-11-04

Abstract

PURPOSE: A battery control system for an aircraft is provided to reinforce the electric power supply of a battery and protect important equipments of an aircraft by using a stabilized power supply circuit. CONSTITUTION: A battery control system for an aircraft comprises an output capacitor(203), an error calculating module(206), a signal process module, a control pulse generating module and a switch module. The output capacitor is charged by the current outputted from the battery. The error calculating module detects the voltage of the output capacitor and calculates the error between the detected voltage and the preset reference voltage. The signal process module reduces the error of the output error of the error calculating module. The control pulse generating module controls the width of the control pulse signal according to the output of the signal process module. The switch module controls the current supplied to the output capacitor by the control pulse signal.

Description

Battery control system for aircraft

본 발명은 항공기용 배터리 시스템에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 항공기용 배터리를 통해 안정적으로 전압을 공급하고, 배터리의 교체 시기를 정확하게 알 수 있는 항공기 배터리 시스템에 관한 것이다. The present invention relates to an aircraft battery system, and more particularly to an aircraft battery system capable of stably supplying voltage through an aircraft battery and accurately knowing when to replace the battery.

일반적으로 항공기의 엔진 시동 및 비상 전원용으로 사용되는 배터리(이하, '항공기용 배터리'라 칭함)는 납축전지와 니켈-카드뮴 알칼리 이차 전지를 사용하고 있다. 특히, 군사용 항공기 경우, 극한 온도조건 및 운용환경으로 인하여 니켈-카드뮴 축전지를 적용하고 있다. Generally, batteries used for engine start and emergency power of an aircraft (hereinafter, referred to as 'aircraft batteries') use lead-acid batteries and nickel-cadmium alkali secondary batteries. In particular, in military aircraft, nickel-cadmium batteries are used due to extreme temperature conditions and operating environments.

종래의 항공기용 배터리가 포함된 배터리 시스템에는, 배터리의 특성에 맞도록 발전기에서 출력되는 전압에 의해 정전압 방식으로 충전을 수행하는 충전기가 포함된다. A battery system including a conventional aircraft battery includes a charger that performs charging in a constant voltage manner by a voltage output from a generator to match the characteristics of the battery.

항공기용 배터리를 이용한 종래의 배터리 시스템은 다음과 같은 문제가 있다. Conventional battery systems using aircraft batteries have the following problems.

일반적으로 자동차를 비롯한 모든 운송수단은 초기 시동시 배터리의 방전 전류가 급격하게 증가한다. 이에 따라 배터리에 순간적인 전압강하가 발생한다. In general, all vehicles, including automobiles, have a sharp increase in the discharge current of the battery at initial start-up. This causes a momentary voltage drop on the battery.

항공기를 제외한 기타 운송수단의 경우, 이러한 순간적인 전압강하로 인해 운송수단에 구비되는 다수의 전자장비가 순간적으로 오프(off)되어도 안전 문제가 발생하지 않았다. In the case of other means of transportation except for an aircraft, the instantaneous voltage drop did not cause a safety problem even if a large number of electronic devices provided in the vehicle were turned off momentarily.

그러나 항공기의 경우 초기 시동시에 방전 전류가 매우 크기 때문에, 배터리의 전압강하가 더욱 크게 발생하며, 이에 따라 항공기의 안전에 큰 영향을 주는 전자장비에 오동작이 발생할 수 있다. 또한, 소모전력이 큰 장비들에 비해 연결되어 있는 다른 장비들의 전압에 영향을 줄 수 있다. However, in the case of the aircraft, since the discharge current is very large at initial start-up, the voltage drop of the battery is greater, and thus malfunctions may occur in the electronic equipment which greatly affects the safety of the aircraft. It can also affect the voltage of other devices that are connected compared to devices with higher power consumption.

종래에는 이러한 문제를 해결하기 위해 배터리를 주 배터리와 보조 배터리로 나누어 소모전력이 큰 장비에 주 배터리를 연결하고 보조전력이 커질 때는 보조 배터리에서 소모전력이 적은 장비의 전원을 공급하는 시스템이 제안되었으나, 전원을 안정적으로 공급하지 못하는 문제를 근본적으로 해결하지는 못하였다. Conventionally, in order to solve this problem, a system which divides a battery into a main battery and an auxiliary battery and connects the main battery to a device with high power consumption, and supplies power to a device with low power consumption from the auxiliary battery when the auxiliary power becomes large, has been proposed. However, it did not fundamentally solve the problem of instable supply of power.

또한, 종래에는 배터리의 교환시기를 정확하게 파악하지 못하는 문제가 있었고, 배터리를 전부 교환하는 문제가 있었다. In addition, conventionally, there was a problem of not accurately knowing the replacement time of the battery, there was a problem of replacing all the batteries.

본 발명은 이러한 종래 기술을 개선하기 위해 제안된 것으로, 구체적으로, 본 발명의 목적은 항공기에 구비된 전자장비, 특히 비행제어시스템의 비상전원을 안정적으로 공급하는 항공기용 배터리 시스템을 제안하는 것이다. The present invention has been proposed to improve such a prior art, and specifically, an object of the present invention is to propose an aircraft battery system for stably supplying emergency power of electronic equipment provided in an aircraft, in particular, a flight control system.

또한, 본 발명의 다른 목적은 항공기용 배터리의 교환시기를 정확하게 파악하고, 셀 단위로 배터리를 교환할 수 있는 항공기용 배터리 시스템을 제안하는 것이다. In addition, another object of the present invention is to propose an aircraft battery system capable of accurately understanding the time of replacement of an aircraft battery and exchanging batteries on a cell basis.

본 발명은 상술한 목적을 달성하기 위해, 항공기내에 구비된 동력부의 시동 전원을 공급하는 배터리를 제어하는 배터리 제어 시스템에 있어서, 상기 배터리로부터 출력되는 전류에 의해 충전되는 출력 커패시터; 상기 출력 커패시터의 전압을 검출하고 기 설정된 기준 전압과의 오차를 산출하는 오차 산출 모듈; 상기 오차 산출 모듈의 출력의 에러 감소를 위한 신호 처리 모듈; 상기 신호 처리 모듈의 출력에 따라 제어 펄스 신호의 폭을 조절하는 제어 펄스 발생 모듈; 및 상기 제어 펄스 신호에 의해 상기 출력 커패시터로 공급되는 전류를 제어하는 스위치 모듈을 포함한다. In order to achieve the above object, the present invention provides a battery control system for controlling a battery for supplying starting power to a power unit provided in an aircraft, comprising: an output capacitor charged by a current output from the battery; An error calculation module that detects a voltage of the output capacitor and calculates an error with a preset reference voltage; A signal processing module for reducing an error of an output of the error calculating module; A control pulse generation module for adjusting a width of a control pulse signal according to an output of the signal processing module; And a switch module for controlling a current supplied to the output capacitor by the control pulse signal.

본 발명은 항공기용 배터리 시스템의 전압 안정화 기능 및 교체시기 인식 기능이 포함된 배터리 및 충전제어기에 관한 것으로, 특히 항공기의 엔진 시동시 또는 전원 전환시 전압강하에 의한 항공기 중요 장비의 순간적인 동작 불능 상태가 발생 하는바, 안정화 전원회로를 이용하여 안정된 동작전원을 공급하여 항공기의 중요한 장비들을 보호하고, 전원시스템의 안정화에 큰 영향을 발휘 할 수 있도록 하여 배터리의 전원을 보강하는 효과를 얻을 수 있도록 하고, 배터리를 구성하는 단위전지의 결함을 감지하여 경고 등을 출력할 수 있는 배터리와 충전제어기로 구성된 배터리 시스템을 제공한다. The present invention relates to a battery and a charge controller including a voltage stabilization function and a replacement time recognition function of an aircraft battery system, and in particular, an instantaneous inoperable state of important aircraft equipment due to a voltage drop at the start of an engine of an aircraft or when the power is switched. The stable power supply circuit provides stable operation power to protect the important equipment of the aircraft and to have a great influence on the stabilization of the power system, thereby reinforcing the battery power. In addition, the present invention provides a battery system composed of a battery and a charge controller capable of detecting a defect of a unit cell constituting the battery and outputting a warning.

본 발명의 구체적인 동작, 특징 및 효과는 이하에서 설명하는 본 발명의 일 실시예에 따라 더욱 구체화될 것이다. 이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 일 실시예를 설명한다. Specific operation, features and effects of the present invention will be further embodied according to one embodiment of the present invention described below. Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

본 실시예에 따른 배터리 시스템은, 그 시스템 내부에 전압의 안정화를 위한 다양한 회로 모듈을 추가한다. 이를 통해 소모전력이 큰 장비에 대해서는 배터리와 직접 연결하여 큰 출력을 공급하도록 하고 소모전력이 작은 장비나 중요한 장비에 대해서는 전압의 안정화를 위한 다양한 회로 모듈을 통하여 배터리의 불안정된 전압을 안정적으로 변환하여 공급할 수 있다. The battery system according to the present embodiment adds various circuit modules for stabilizing voltage inside the system. Through this, the equipment with high power consumption is directly connected to the battery to supply a large output, and for the equipment with low power consumption or important equipment, the unstable voltage of the battery is stably converted through various circuit modules for voltage stabilization. Can supply

또한, 본 실시예는 배터리 충/방전 운용 중 배터리의 전압을 상시 모니터 할 수 있도록 배터리 내부에 일정 패턴의 전압 감지를 수행한다. In addition, the present embodiment performs a voltage detection of a predetermined pattern inside the battery to monitor the voltage of the battery at all times during battery charge / discharge operation.

도 1은 본 실시예에 따른 항공기용 배터리 시스템의 일례를 나타내는 블록도이다. 1 is a block diagram showing an example of an aircraft battery system according to the present embodiment.

도시된 바와 같이 본 실시예에 따른 배터리 시스템은 항공기용 배터리(200)와 상기 항공기용 배터리(200)를 제어하는 항공기용 배터리 제어 시스템(300)을 포 함한다. As shown, the battery system according to the present embodiment includes an aircraft battery 200 and an aircraft battery control system 300 for controlling the aircraft battery 200.

상기 항공기용 배터리(200)는 항공기의 구동부(100)에 전기적으로 연결된다. 상기 항공기의 구동부(100)는 시동모터(110)와 상기 시동모터(110)에 의해 동작하는 AC 발전기(120)를 포함한다. The aircraft battery 200 is electrically connected to the driving unit 100 of the aircraft. The driving unit 100 of the aircraft includes a starter motor 110 and an AC generator 120 operated by the starter motor 110.

상기 항공기용 배터리(200)는 상기 구동부(100)를 위한 시동 전원을 제공한다. 상기 시동 전원이 제공되는 경우 배터리의 출력 전압이 매우 낮아지는 문제가 발생한다. 그러나 본 실시예에 따른 배터리 제어 시스템(300)에 의해 출력 전압은 안정화되어 출력된다. The aircraft battery 200 provides a starting power for the driving unit 100. When the starting power is provided, a problem arises in that the output voltage of the battery becomes very low. However, the output voltage is stabilized and output by the battery control system 300 according to the present embodiment.

도시된 배터리 제어 시스템(300)은 상기 AC 발전기(120)로부터 전원을 공급받고, 공급받은 전원을 상기 항공기용 배터리(200)에 충전을 위해 제공한다. The illustrated battery control system 300 receives power from the AC generator 120 and provides the supplied power to the aircraft battery 200 for charging.

상기 배터리 제어 시스템(300)을 블록도를 통해 도시하면 도 2와 같다. The battery control system 300 is shown in FIG. 2 through a block diagram.

도 2는 상기 항공기용 배터리(200)의 충전을 위한 모듈들을 제외하고, 전압 안정화를 위한 모듈만을 도시한 블록도이다.FIG. 2 is a block diagram illustrating only a module for voltage stabilization except for modules for charging the aircraft battery 200.

도 2에 도시된 바와 같이, 상기 항공기용 배터리(200)에 연결되는 인덕터(202), 출력 캐패시터(203), 최종적으로 전원이 제공되는 경로인 파워 버스(204), 전압 디텍터(205), 기준 전압 발생기(207), 상기 전압 디텍터(205)와 상기 기준 전압 발생기(207)의 출력을 비교하는 오차 산출기(206), 상기 오차 산출기의 출력 에러를 감소시키기 위한 PI(Proportional plus Integral) 제어기(208), 상기 PI 제어기(208)의 출력에 따라 펄스 파형의 폭(width)을 제어하는 PWM 모듈(212), 게이트 드라이버(213)를 포함한다. As shown in FIG. 2, an inductor 202 connected to the aircraft battery 200, an output capacitor 203, a power bus 204, a voltage detector 205, and a reference path that are finally powered. A voltage generator 207, an error calculator 206 for comparing the output of the voltage detector 205 and the reference voltage generator 207, and a PI (Proportional plus Integral) controller for reducing the output error of the error calculator 208, a PWM module 212 and a gate driver 213 that control the width of the pulse waveform according to the output of the PI controller 208.

상기 출력 캐패시터(203)는 상기 인덕터(202)를 통해 입력되는 전류를 이용한 충전을 수행한다. 상기 출력 캐패시터(203)는 상기 파워 버스(204)를 통해 최종적인 출력을 비행제어시스템(FLCS: Flight Control System)에 비상 전원을 제공한다. The output capacitor 203 charges using a current input through the inductor 202. The output capacitor 203 provides emergency power to a flight control system (FLCS) through the power bus 204 to the final output.

상기 출력 캐패시터(203)의 출력은 전압 디텍터(205)에 의해 검출된다. 상기 기준 전압 발생기(207)는 기 설정된 기준 전압 신호를 발생하는데, 상기 기준 전압은 상기 파워 버스(204)를 통해 제공하는 최종적인 전압에 대응되는 것이 바람직하다. 예를 들어, 파워 버스(204)에 전기적으로 연결되는 전자 장비들은 대부분 18 내지 32볼트 동작 전압을 갖기 때문에, 20 볼트대의 전압으로 기준 전압이 설정될 수 있다. 예를 들어, 22.5 볼트가 설정될 수 있다. The output of the output capacitor 203 is detected by the voltage detector 205. The reference voltage generator 207 generates a predetermined reference voltage signal, and the reference voltage preferably corresponds to the final voltage provided through the power bus 204. For example, since most of the electronic equipment electrically connected to the power bus 204 has an operating voltage of 18 to 32 volts, the reference voltage may be set to a voltage of 20 volts. For example, 22.5 volts can be set.

상기 출력 캐패시터(203)의 출력과 상기 기준 전압 발생기(207)의 차이는 오차 산출기(206)에 의해 산출된다. 상기 오차가 크다는 것은 상기 항공기용 배터리(200)에서 출력되는 전압이 낮다는 것을 의미한다. 즉, 항공기의 초기 시동을 위해 다량의 전류가 방전되는 경우, 상기 항공기용 배터리(200)의 출력이 낮아져서 상기 오차 산출기(206)는 상대적으로 큰 출력을 산출한다. The difference between the output of the output capacitor 203 and the reference voltage generator 207 is calculated by the error calculator 206. The large error means that the voltage output from the aircraft battery 200 is low. That is, when a large amount of current is discharged for the initial start-up of the aircraft, the output of the aircraft battery 200 is lowered so that the error calculator 206 calculates a relatively large output.

상기 오차 산출기(206)의 출력은 PI 제어기(208)에 입력되어 정상 상태 에러 등이 제거된다. The output of the error calculator 206 is input to the PI controller 208 to remove the steady state error and the like.

상기 PWM 모듈(212)은 상기 PI 제어기(208)의 제어에 따라 듀티(duty) 폭을 조절한다. 구체적으로 상기 PWM 모듈(212)의 출력의 폭, 즉 펄스의 폭은 상기 PI 제어기(208)의 출력이 큰 경우 증가한다. The PWM module 212 adjusts the duty width under the control of the PI controller 208. Specifically, the width of the output of the PWM module 212, that is, the width of the pulse, increases when the output of the PI controller 208 is large.

상기 PWM 모듈(212)은 일반적인 PWM 모듈과 마찬가지로, 펄스 발생기(210)와 레벨 비교기(209), PWM 변조기(211)을 포함한다. The PWM module 212 includes a pulse generator 210, a level comparator 209, and a PWM modulator 211 like a general PWM module.

상기 PWM 모듈(212)의 출력은 게이트 드라이버(213)에 제공된다. The output of the PWM module 212 is provided to the gate driver 213.

상기 게이트 드라이버(213)는 FET(field effect transistor) 소자로 구현될 수 있다. 상기 게이트 드라이버(213)의 게이트 단에는 상기 PWM 모듈(212)의 출력이 인가된다. 따라서, 상기 게이트 드라이버(213)의 활성화 여부는 상기 PWM 모듈(212)의 출력에 따라 결정된다. 구체적으로 상기 PWM 모듈(212)의 출력 펄스의 폭이 크면 상대적으로 오랜 시간 동안 상기 게이트 드라이버(213)가 활성화되고, 상기 PWM 모듈(212)의 출력 펄스의 폭이 작으면 상대적으로 짧은 시간 동안 상기 게이트 드라이버(213)가 활성화된다. The gate driver 213 may be implemented as a field effect transistor (FET) device. The output of the PWM module 212 is applied to the gate terminal of the gate driver 213. Therefore, whether to activate the gate driver 213 is determined according to the output of the PWM module 212. Specifically, when the width of the output pulse of the PWM module 212 is large, the gate driver 213 is activated for a relatively long time, and when the width of the output pulse of the PWM module 212 is small, the gate driver 213 is activated for a relatively short time. The gate driver 213 is activated.

상기 게이트 드라이버(213)가 상대적으로 오랜 시간 동안 온(on), 즉 활성화되는 경우에는 상기 인덕터(202)에 의해 전류가 많이 흐르게 되어 상기 출력 캐패시터(203)이 상대적으로 높은 전압을 띠게 되며, 결과적으로 파워 버스(204)에 제공되는 전압이 높아진다.When the gate driver 213 is turned on for a relatively long time, that is, when the gate driver 213 is activated, a large amount of current flows through the inductor 202, so that the output capacitor 203 has a relatively high voltage. This increases the voltage provided to the power bus 204.

만약 상기 파워 버스(204)에 제공되는 전압이 지나치게 낮아지는 경우, 상기 PWM 모듈(212)의 출력 펄스의 폭은 커지게 되며, 이에 따라 상기 게이트 드라이버(213)는 오랜 시간 활성화되어, 상기 출력 캐패시터(203)에 인가되는 전압을 증폭시킨다. 이러한 동작을 통해 상기 파워 버스(204)에 제공되는 전압이 지나치게 낮아지더라도, 높은 증폭률로 출력을 조절할 수 있다. 반대로 상기 파워 버스(204)에 제공되는 전압이 미세하게 낮은 경우에는 낮은 증폭률로 출력을 조절한다. 이러 한 동작이 반복되어 수행되면 안정적인 출력이 제공될 수 있다.If the voltage provided to the power bus 204 becomes too low, the width of the output pulse of the PWM module 212 becomes large, whereby the gate driver 213 is activated for a long time, so that the output capacitor The voltage applied to 203 is amplified. Through this operation, even if the voltage provided to the power bus 204 is too low, the output can be adjusted at a high amplification factor. On the contrary, when the voltage provided to the power bus 204 is minutely low, the output is adjusted at a low amplification rate. When this operation is repeatedly performed, a stable output can be provided.

도 2의 장치의 동작을 요약하면 다음과 같다. The operation of the apparatus of FIG. 2 is summarized as follows.

항공기용 배터리(200)에 의해 충전되는 출력 캐패시터(203)의 출력 전압을 입력으로 받아 인덕터 및 파워 스위칭 소자를 사용하여 증폭 회로를 구현한다. 배터리 전압의 전압 강하가 기 설정된 임계값 이하로 떨어지기 전까지 출력 캐패시터(203)의 출력을 검출하여, 입력 전압을 부스팅하여 안정된 전압을 자동으로 조절 한다. The output voltage of the output capacitor 203 charged by the aircraft battery 200 is received as an input to implement an amplification circuit using an inductor and a power switching element. The output of the output capacitor 203 is detected until the voltage drop of the battery voltage falls below a preset threshold, and the input voltage is boosted to automatically adjust the stable voltage.

종래의 전압 부스팅은 고정된 비율(예를 들어, 1.5배, 2배 등)로 전압을 증폭하므로 전압이 안정적으로 유지되기 어려웠으나, 도 2의 장치를 이용하면 전압 증폭율을 조정하여 전압의 증폭비를 바꿀 수 있다. 도 2의 장치에 의한 전압의 증폭비는 PI 제어기(208)의 출력에 따라 실시간으로 조절된다. Conventional voltage boosting amplifies the voltage at a fixed rate (for example, 1.5 times, 2 times, etc.), so it is difficult to maintain the voltage stably. However, the voltage amplification rate is adjusted using the apparatus of FIG. You can change the rain. The amplification ratio of the voltage by the apparatus of FIG. 2 is adjusted in real time according to the output of the PI controller 208.

도 3은 도 2의 장치를 회로로 구현한 구체적 일례이다. 도 2는 다양하게 구형될 수 있는바, 도 3은 도 2의 장치의 구체적인 일례에 불과하다. 3 is a specific example in which the apparatus of FIG. 2 is implemented as a circuit. Figure 2 may be variously spherical bar, Figure 3 is only a specific example of the device of FIG.

도 3의 310 소자는 항공기용 배터리(200)에 대응되고, 320 소자는 인덕터(202)에 대응되고, 340 모듈은 출력 캐패시터(203)에 대응되고, 350 모듈은 전압 디텍터(205), 기준 전압 발생기(207), 오차 산출기(206)에 대응되고, 360 모듈은 PI 제어기(208)에 대응되고, 390 모듈은 PWM 모듈(212)에 대응되고, 330 소자는 게이트 드라이버(213)에 대응된다. 3 corresponds to the aircraft battery 200, 320 corresponds to the inductor 202, 340 corresponds to the output capacitor 203, and 350 corresponds to the voltage detector 205 and the reference voltage. Corresponds to generator 207, error calculator 206, 360 module corresponds to PI controller 208, 390 module corresponds to PWM module 212, and 330 elements corresponds to gate driver 213. .

도 4는 본 실시예에 따른 배터리 교체시기 검출 원리를 설명한다.4 illustrates a principle of detecting a battery replacement time according to the present embodiment.

도시된 바와 같이 20개의 니켈-카드뮴 단위 전지를 직렬 연결하여 항공기용 배터리(200)를 제작할 수 있다. 이 경우, 상기 항공기용 배터리(200)는 만 충전이나 일부 충전 시에도 전체 전압의 변동폭이 적은 편이므로 단위전지 5개당 전압을 검출하고 이를 서로 비교하여 정상 상태 이하의 전압이 검출되면 그 구간의 단위전지 교체가 필요하다고 판단할 수 있다. As shown in the drawing, 20 nickel-cadmium unit cells may be connected in series to manufacture an aircraft battery 200. In this case, since the variation of the total voltage is small even when fully charged or partially charged, the aircraft battery 200 detects a voltage per five unit cells and compares them to each other to detect a voltage below a steady state. The battery may need to be replaced.

결함 검출은 배터리 충전이나 방전 중 상시 작동되며 배터리를 구성하는 20개의 단위 전지 중 1개 이상 결함이 나타나면 경고등에 신호를 출력하게 된다. 충방전 중 결함 검출 기준전압을 각각 1.0V로 규정할 수 있으며, 이는 배터리 특성에 맞추어 변경 설정할 수 있다. 배터리 충전제어기는 단위전지 5개당 블록으로 묶어서 전압을 검출하고 마이크로 프로세서에서 상기 조건으로 블록전압을 검출하는 방식으로 배터리 교체시기를 판단할 수 있다. Fault detection always operates during battery charging or discharging, and if one or more of the 20 unit cells constituting the battery is defective, a warning signal is output. During charging and discharging, the fault detection reference voltage can be defined as 1.0V, respectively, which can be changed according to the characteristics of the battery. The battery charge controller may determine a battery replacement time by binding a block per five unit cells to detect a voltage and detecting a block voltage under the above condition by the microprocessor.

상기 결합 검출은 배터리 제어 시스템(300)에 수행되는 것이 바람직하다. The combination detection is preferably performed in the battery control system 300.

정리하면 도 4의 20개의 배터리 셀을 4개의 블록으로 그룹화하고, 4개의 그룹에 대해서 독립적으로 전압을 검출하여 각 배터리 셀에 대한 교체 시기를 특정한다. In summary, the 20 battery cells of FIG. 4 are grouped into four blocks, and voltages are independently detected for the four groups to specify replacement time for each battery cell.

도 5는 배터리 셀의 교체를 위한 제어 방법을 설명한다. 5 illustrates a control method for replacing a battery cell.

도시된 바와 같이, 각 블록의 4개의 전압검출블록(501, 502, 503, 504)에 의해 검출되며, 상기 전압검출블록의 결과는 디지털 신호로 변환된 후, 제어부(506)로 입력된다. 판단 결과, 배터리 셀의 교체가 필요하면 경고로직(507)에 경고동작이 수행된다. As shown in the figure, the four voltage detection blocks 501, 502, 503, 504 of each block are detected, and the result of the voltage detection block is converted into a digital signal and then input to the controller 506. As a result of the determination, if the battery cell needs to be replaced, a warning operation is performed on the warning logic 507.

도 6은 배터리 셀 교체시기를 판단하는 방법을 설명한다. 6 illustrates a method of determining when to replace a battery cell.

항공기에 초기 시동이 걸리고, 항공기에 탑재된 메인 컴퓨터의 동작이 완료되기 전까지는 배터리 셀 교체 알고리즘을 대기 시킨다(S601). 대략 60여 초의 시간이 소요된 이후부터는 배터리 셀 교체 알고리즘을 동작시킨다. The aircraft is initially started up and waits for the battery cell replacement algorithm until the operation of the main computer mounted on the aircraft is completed (S601). After about 60 seconds, the battery cell replacement algorithm is activated.

이후, 대략 30초 이상 전압을 검출한 이후, 검출된 결과가 다음과 같은 경우인지를 판단한다(S602). 우선 어느 블록의 전압이 제1 임계값, 예를 들어 4 볼트 이하인 경우인지를 판단한다. 또한 각 블록간의 전압 차이가 제2 임계값, 예를 들어 1 볼트보다 큰 경우인지를 판단한다. Thereafter, after detecting the voltage for about 30 seconds or more, it is determined whether the detected result is as follows (S602). First, it is determined if the voltage of which block is the first threshold value, for example, 4 volts or less. In addition, it is determined whether the voltage difference between each block is greater than a second threshold value, for example, 1 volt.

두 경우 중 어느 하나인 것은, 어떤 배터리 셀이 교체되어야 한다는 것을 의미하므로, S602 판단 결과에 따라 결과를 통지한다(S603).Either of the two cases means that a certain battery cell needs to be replaced, and the result is notified according to the result of the determination of S602 (S603).

상기와 같은 본 실시예는 항공기 운용 시 공중에서 엔진 재시동을 하거나 외부 환경에 의한 배터리의 전압강하가 발생하였을 때 배터리의 전압강하가 정상적으로 회복할 때까지 항공기 각 필수장비(FLCS 등)에 전원을 공급하여 항공기 운용에 무리가 없도록 할 수 있다는 장점이 있다.As described above, the present embodiment supplies power to essential equipment (FLCS, etc.) of the aircraft until the voltage drop of the battery recovers normally when the engine restarts in the air or when the battery voltage drop occurs due to an external environment. Therefore, there is an advantage that the operation of the aircraft can be avoided.

상술한 본 실시예는 본 발명의 설명을 위한 일례에 불과하므로, 본 발명의 권리범위가 상술한 실시예에 의해 제한되지 아니한다. 본 발명의 권리범위는 첨부된 청구항에 의해 정해질 것인바, 본 발명의 균등한 범위의 실시 역시 본 발명의 권리범위에 속한다 할 것이다. Since the above-described embodiment is only an example for describing the present invention, the scope of the present invention is not limited to the above-described embodiment. The scope of the present invention will be defined by the appended claims, and the equivalent scope of the present invention will also belong to the scope of the present invention.

도 2는 전압의 안정화를 위한 모듈을 포함하는 배터리 제어 시스템의 일례이다. 2 is an example of a battery control system including a module for stabilization of voltage.

도 3은 배터리 제어 시스템의 또 다른 일례를 나타낸다. 3 shows another example of a battery control system.

도 5는 배터리 셀의 교체를 위한 제어의 구체적 방법을 설명한다. 5 illustrates a specific method of control for replacing a battery cell.

Claims

In the battery control system for controlling a battery for supplying the starting power of the power unit provided in the aircraft,

An output capacitor charged by a current output from the battery;

An error calculation module that detects a voltage of the output capacitor and calculates an error with a preset reference voltage;

A signal processing module for reducing an error of an output of the error calculating module;

A control pulse generation module for adjusting a width of a control pulse signal according to an output of the signal processing module; And

A battery control system for an aircraft comprising a switch module for controlling a current supplied to the output capacitor by the control pulse signal

The method of claim 1,

The switch module is an aircraft battery control system, characterized in that the time that is activated by the width of the control pulse signal is determined

The method of claim 1,

When the switch module is activated, the aircraft battery control system, characterized in that the current is supplied to the capacitor

The method of claim 1,

The switch module

The battery control system for an aircraft, characterized in that the field effect transistor (FET) is activated according to the voltage value of the pulse input to the gate terminal

The method of claim 1,

The signal processing module is an aircraft battery control system, characterized in that the PI (Proportional plus Integral) controller

The method of claim 1,

And a battery exchange request signal module for detecting a voltage of cells of the battery and generating a battery exchange request signal according to the detected voltage.

The method of claim 6,

The battery exchange request signal module,

Group the cells of the battery and detect the voltage of each grouped cell;

The method of claim 7, wherein

The battery exchange request signal module,

The battery control system for an aircraft, characterized in that for detecting the deviation of the voltage between the grouped cells

The method of claim 1,

A battery control system for an aircraft further comprising a charging module for charging the battery with power generated by the power unit.