KR20130027508A - 헬리콥터용 하이브리드 구동장치 - Google Patents

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장 보띠
요하네스 슈툴베르거
페터 옌커
팔렌틴 클뢰펠
게오르그 니슬
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유로캅터 도이칠란트 게엠베하
에아데에스 도이칠란트 게엠베하
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Abstract

헬리콥터의 로터들은 전기적 기계들에 의하여 구동된다. 이를 위하여 필요한 전기 에너지는 원동기-발전기 유닛(101, 103)에 의하여 생성되는바, 그 원동기-발전기 유닛은 하나 또는 수 개의 연소 엔진(100)들을 포함한다. 상기 원동기-발전기 유닛은 객실 바닥 아래에 배치될 수 있다. 이와 같은 방식으로, 로터들의 회전 빈도가 넓은 범위 내에서 조절될 수 있는 하이브리드 헬리콥터가 제공된다.

Description

헬리콥터용 하이브리드 구동장치{Hybrid drive for helicopters}
본 발명은 헬리콥터 구동장치에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 헬리콥터용 하이브리드 구동장치, 헬리콥터에서의 하이브리드 구동장치의 이용, 하이브리드 헬리콥터, 및 헬리콥터의 메인 로터 및/또는 테일 로터에 동력을 공급하는 방법에 관한 것이다.
현재의 헬리콥터들은 종종 효율이 낮은 구동장치 시스템을 구비한다. 또한, 그 구동장치는 종종 매우 시끄럽다.
구동장치 트레인(drive train)은 하나 이상의 내부 연소 엔진 및 기계적인 메인 기어 유닛(main gear unit)으로 이루어진다. 터빈 샤프트 구동장치 또는 왕복 피스톤 엔진이 종종 사용된다.
DE 10 2008 028 866 A1 및 WO 2009/153236 A2 에는 와블 플레이트 액츄에이터(wobble plate actuator)를 구비한 헬리콥터가 개시되어 있다.
본 발명의 일 목적은 헬리콥터를 위한 대안적인 구동장치를 제공하는 것이다.
상기 목적은 독립항에 기재된 발명에 의하여 달성되는바, 본 발명에 관한 추가적인 사항은 종속항들에 기재되어 있다.
본 발명의 제1 형태로서 헬리콥터용 하이브리드 구동장치가 제공되는바, 상기 헬리콥터용 하이브리드 구동장치는 제1 원동기, 제2 원동기, 및 발전기 유닛을 포함한다. 상기 제1 원동기는 발전기 유닛에 동력을 공급하도록 설계되고, 상기 발전기 유닛은 제2 원동기에의 공급을 위한 전기 에너지를 생성시키도록 설계된다. 제2 원동기는 헬리콥터의 로터에 동력을 공급하도록 설계된 전기 모터이다. 예를 들어, 상기 동력을 공급받는 로터에는 헬리콥터의 메인 로터 또는 테일 로터가 포함된다.
이와 같은 방식으로, 예를 들어 메인 로터(및/또는 테일 로터)의 속도가 넓은 범위 내에서 설정될 수 있다. 이로써, 상기 로터의 매우 가변적인 속도로 인해서 에너지 소비를 최적화시키는 것이 가능하게 된다. 그 결과, 헬리콥터의 성능 및 배기가스 배출이 최적화될 수 있다. 상기 로터는 직접적으로 동력을 공급받기 때문에, 클러치(clutch) 또는 와블 플레이트(wobble plate)와 같은 추가적인 기계 요소들의 설계가 단순화되거나 또는 아예 완전히 생략될 수 있다.
본 발명의 다른 일 형태에 따르면, 위와 아래에서 설명되는 헬리콥터용 하이브리드 구동장치의 헬리콥터에서의 사용이 제공된다.
본 발명의 다른 일 형태에 따르면, 위와 아래에서 설명되는 헬리콥터용 하이브리드 구동장치를 구비한 하이브리드 헬리콥터가 제공된다.
본 발명의 다른 일 형태에 따르면, 헬리콥터의 메인 로터 및/또는 테일 로터에 동력을 공급하는 방법이 제공되는바, 여기에서 발전기 유닛은 제1 원동기에 의하여 동력을 공급받고, 이로써 제2 원동기에 공급할 전기 에너지를 생성시킨다. 또한, 헬리콥터의 로터들 중 적어도 하나는 (상기 발전기 유닛으로부터 전기 에너지를 공급받는) 제2 원동기에 의하여 동력을 공급받는다.
본 발명의 일 실시예에서, 상기 제1 원동기는 방켈 로터리 엔진이다. 그러나, 그것은 예를 들어 터빈과 같은 다른 내부 연소 엔진 (또는 여러개의 내부 연소 엔진)일 수 있다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 제2 원동기가 높은 동력 밀도를 가진 저관성 직접 구동장치이다. 헬리콥터의 추가적인 로터에 동력을 공급하기 위하여, 이와 같은 종류의 다른 전기 모터가 제공될 수도 있다. 예를 들어, 테일 로터 구동장치 및 메인 로터 구동장치가 이와 같은 방식으로 기계적으로 연계분리(decouple)될 수 있다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치가, 발전기 유닛에 의해 생성된 전기 에너지를 임시적으로 저장하기 위한 에너지 저장 장치를 포함한다. 여기에서, 재충전가능한 배터리의 구성이 도입될 수 있다. 다른 에너지 저장 장치도 제공될 수 있다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 제2 원동기가 로터에 동력을 직접 공급하도록 설계되어서, 로터 기어박스가 불필요하게 된다. 기계 요소들은 이와 같은 방식으로 제거될 수 있는바, 이로써 유지 및 관리 비용을 저감시키고 에너지 효율을 증대시키는 것이 가능하게 된다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 제1 원동기 및 발전기가 공간을 절약하는 설치형태로 설계되는바, 예를 들어 헬리콥터의 객실 바닥 아래에 설치되도록 설계된다. 이와 같은 방식으로, 무게 중심이 아래로 이동할 수 있게 되어서, (예를 들어 자동회전 착륙 중에) 지상에서의 헬리콥터의 안정성이 향상된다. 객실 캐노피 영역 내에는 대형 질량체가 존재하지 않기 때문에, 충돌 착륙 중의 탑승객들의 안전도 향상된다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치가 제2 원동기를 헬리콥터 셀 또는 헬리콥터의 다른 지지 구조체에 힌지결합시키기 위한 장착 장치를 더 포함하는바, 이로써 제2 원동기는 헬리콥터의 메인 로터와 함께 헬리콥터 셀에 대해 피봇될 수 있다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 상기 장착 장치가 틸팅 지탱부 및 틸팅 액츄에이터를 구비한 틸팅 장착 장치로서 설계된다. 이로써, 모터와 로터가 함께 축 주우로 틸팅되는 것이 가능하게 된다. 예를 들어, 이 축은 헬리콥터의 길이방향 축에 대해 횡단하여 배치된 축일 수 있는바, 이로써 상기 원동기 및 로터는 전방 및 후방을 향하여 틸팅될 수 있게 된다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치가, 헬리콥터의 테일 로터에 직접적으로 동력을 공급하도록 설계된 전기 모터 형태의 제3 원동기를 포함한다.
상기 장착 장치는 짐발식 장착 장치로서 설계될 수도 있다. 이와 같은 설계형태는, 로터를 모든 방향으로 틸팅하는 것을 가능하게 한다.
상기 장착 장치는 전기 모터의 특정 오실레이션 모드(oscillation mode)를 발생시키도록 설계될 수도 있는데, 이로써 원래의 오실레이션을 상쇄시킬 수 있는 역상을 갖는 오실레이션(inversely phased oscillation)이 발생될 수 있게 된다. 이것은 바람직하지 않은 진동을 보상(compensate)함을 가능하게 한다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 메인 로터 구동장치가 메인 로터의 진동을 개선하기 위하여 액티브 플랩 콘트롤러(active flap controller)를 포함한다. 여기에서 액티브 플랩 콘트롤러는 제어 전자부(control electronics) 및 제어 요소(control element)(플랩; flap)를 포함하는 유닛(unit)으로서 이해되어야 할 것이다. 따라서, 메인 로터의 로터 블레이드들은 활성으로 작동될 수 있는 서보 플랩(servo flap)들을 포함한다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 제1 원동기, 발전기, 및 에너지 저장 장치가 공간 절약 방식으로 배치되는바, 예를 들어 객실 바닥 아래에 배치된다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 제2 원동기뿐만 아니라 제3 원동기도, 그리고 잠재적으로는 다른 것들도 발전기 유닛에 의하여 전기 에너지를 공급받는다. 그 원동기들은 함께 하나 이상의 로터에, 예를 들어 테일 로터 또는 제2의 메인 로터에 동력을 공급한다.
본 발명의 다른 일 실시예에서는, 헬리콥터가 비행 중인 때에, 높은 토크의 전기 모터인 제2 원동기가 메인 로터와 함께 헬리콥터 셀에 대해 피봇될 수 있다.
본 발명의 핵심적인 일 특징은, 메인 로터 및/또는 테일 로터가 개별의 전기 모터에 의하여 직접적으로 동력을 공급받는다는 점이라고 할 수 있다. 원칙적으로, 이것은 전기 모터가 그에 대응하는 로터와 함께, 예를 들어 틸팅을 통하여 움직이는 것을 가능하게 한다. 예를 들어 헬리콥터 셀의 바닥 아래에 배치되는 원동기-발전기 유닛이 전기 모터에 에너지를 공급하기 위하여 제공된다. 상기 원동기-발전기 유닛은 하나 이상의 내부 연소 엔진과, 전기 에너지를 생성시키기 위하여 그에 연결된 하나 이상의 발전기를 포함한다. 전기 에너지 저장 장치도 제공될 수 있는데, 이것은 발전기들에 의하여 생성된 전기 에너지를 임시적으로 저장한다. 상기 로터들은 하나 이상의 전기 모터들에 의하여 동력을 공급받으므로, 로터 속도는 큰 속도 범위 내에서 변화될 수 있다. 기계 클러치(mechanical clutch)는 불필요하게 된다.
그러므로, 상기 로터들은 높은 토크의 전기 모터들에 의해 동력을 공급받을 수 있다. 본 발명의 일 실시예에서는, 이 높은 토크의 전기 모터들이 높은 동력 밀도를 갖는 저관성 직접 구동장치이다. DE 10 2007 013 732 A1에는 그러한 직접 구동장치의 일 예가 개시되어 있다.
아래에서는 도면들을 참조로 하여 본 발명의 실시예들이 설명될 것이다.
도 1 은 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터용 하이브리드 구동장치의 구성도이다.
도 2 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 헬리콥터가 도시되어 있다.
도 3 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템 구성요소들의 구성이 도시되어 있다.
도 4 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템 구조가 도시되어 있다.
도 5 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템 구성요소들의 구성이 도시되어 있다.
도 6 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 메인 로터 구동장치용 장착 장치가 도시되어 있다.
도 7 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 방법의 흐름도가 도시되어 있다.
도면들 내의 도시모습들은 개략적인 것으로서 반드시 축적에 맞는 것은 아니다.
하기의 상세한 설명에서는 동일 또는 유사한 요소들에 대하여 동일한 참조번호가 사용된다.
도 1 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터용 하이브리드 구동장치가 도시되어 있다. 헬리콥터의 하이브리드 구동장치(100)는 하나 이상의 내부 연소 엔진(도 1 의 실시예에서는 세 개의 내부 연소 엔진들(101, 104, 105))과 하나 이상의 전기 발전기(도 1 의 실시예에서는 세 개의 발전기들(103, 106, 107))를 포함한다. 각각의 내부 연소 엔진은 기계적 에너지를 대응되는 발전기로 보내고, 그 에너지는 다시 전기 에너지로 변환된다. 이 전기 에너지는 중앙 에너지 제어 시스템("중앙 전기 동력 시스템(central electrical power system)"; CEPS; 108)으로 보내지는바, 상기 중앙 에너지 제어 시스템은 헬리콥터 내의 동력 제어 작동을 통제한다. 그 결과, 상기 전기 에너지가 인버터(110)로 보내지고, 인버터는 필요한 전기 에너지를 전기 모터(들)(102)로 공급한다.
여기에서는 메인 로터에 하나의 전기 모터가 제공되고, 또한 테일 로터에 다른 하나의 전기 모터가 제공된다.
또한, 발전기들에 의하여 생성되는 전기 에너지는 에너지 콘트롤러(energy controller; 108)에 의하여 전기 저장 장치(electrical storage device; 109)로 보내질 수 있는바, 상기 전기 저장 장치는 예를 들어 배터리 어레이(battery array)의 형태를 가질 수 있다. 이와 같이 임시적으로 저장된 전기 에너지는, 하나 이상의 내부 연소 엔진들(101, 104, 105)이 고장난 경우에 전기 모터(102)들에 비상 공급원으로서 이용될 수 있다. 상기 임시적으로 저장된 에너지는 전기 모터들에 의한 동력 요구에 있어서의 피크(peak)를 커버하는데에 이용될 수도 있다. 적은 동력을 요구하는 비행 세그먼트(flight segment)들 중에 하나 이상의 내부 연소 엔진을 일시적으로 비활성화시키는 것은 연료 절감에 도움이 될 수 있는바, 상기 저장된 전기 에너지는 다시 활성화되는 내부 연소 엔진을 위한 작동전환 기간(run-up period)을 연결할 수도 있다.
그 결과, 내부 연소 엔진들(101, 104, 105)이 항상 최적의 작동 지점에서 구동할 수 있게 되어서 에너지 소비가 최적화된다.
그러므로, 예를 들어 소형 방켈 로터리 엔진인 하나 또는 복수의 내부 연소 엔진이 전력을 생성하는 발전기들과 함께 조합되어 사용되고, 발전기는 그 전력을 전기 모터가 구비되어 있는 메인 로터 및 테일 로터로 보낸다. 필요하다면, 상기 전기 에너지는 배터리에 임시로 저장될 수 있다.
이와 같은 구성은 종래의 설계안의 메인 로터와 테일 로터의 기어박스(gearbox)들을 대체한다. 성능 및 강도 고려사항들로 인하여, 이와 같이 종래의 방식으로 설계된 기어박스는 종종 매우 제약된 속도 변화만을 허용할 뿐이다. 전기 모터들을 이용함으로써, 그 속도를 보다 더 넓은 범위 내에서 변화시키는 것이 가능하게 된다. 이것은 동력 요구 감소, 소음 및 압축성 효과 감소, 및 더 높은 비행 속도 및 부하 인자를 지향하는 확장된 비행 범위(비행 인벨롭(flight envelope))으로 이어질 수 있다.
이를 위하여, 상기 로터 속도는 내부 연소 엔진들에 대해 독립적으로, 가변적으로 제어될 수 있다. 이것은 전방향 비행 중의 테일 로터 셧다운(tail rotor shutdown)을 포함하는 것으로 확장될 수 있다. 그 결과, 항력이 현저하게 감소될 수 있다. 이러한 경우, 요오(yaw)는 제어가능한 수직형 스태빌라이저 핀(controllable vertical stabilizer fin)에 의하여 제어된다.
구동장치 시스템은 독립적인 에너지원의 숫자에 대응되는 높은 가용성 및 신뢰성을 갖는다. 이를 위하여, 개별의 구성요소들은, 인접한 고장난 유닛을 임시적으로 대체할 수 있도록 선택된다.
기계적 기어박스는 다음과 같은 사항들을 포함하는 다수의 다른 문제점들도 제거한다.
- 오일 시스템 내의 이물질 및 누설,
- 기어 휠(gear wheel) 고장 및 베어링 문제,
- 마모 및 고가의 유지보수 작업,
- 마스트(mast)를 당기기 위한 높은 아웃레이(high outlay),
- (소위 '파워 스플릿(power split)'이라 칭하는) 엔진들의 동력 레벨이 상이한 경우에, 두 개의 원동기가 있는 형태에서의 보상 요건들과 구동장치와 기어박스 입력부 간의 결합 문제,
- 기어박스가 객실 내의 지배적인 소음원들 중 하나라는 점을 감안할 때, 파열성 소음, 특히 음조형 소음 성분(tonal noise component)으로 인한 안락감 감소,
- 객실에 걸쳐서 놓여지는 큰 질량에 의해서 내포되는, 사고 중에 있어서의 탑승객에 대한 위협, 및
- 더 높은 이륙 하중을 지향하는 헬리콥터 유형의 추가적인 개발(업그레이드)에 의해 통상적으로 필요시되는 토크 레벨(torque level)의 변화 제한, 그리고
- 이에 따른, 그러한 유형의 헬리콥터 부류의 개발 제약.
에너지 생성과 구동의 분리는 전체 시스템의 구조 관점에서 현저히 높은 유연성을 제공한다. 종래의 엔진들이 가능한 기어박스에 가까이 배치됨에 반하여, 전기 모터의 위치만이 그 위치에 고정된다. 예를 들어, 에너지를 발생시키는 구동장치의 구성요소들은 객실 바닥 아래에 통합설치될 수 있는바, 이것은 그에 대한 접근을 더 용이하게 할 수 있을 뿐만 아니라, 헬리콥터가 지면 상에서 보다 안정적으로 서는 것을 가능하게 한다. 에너지 유닛을(또는 예를 들어 에너지 저장 장치만을) 길이방향으로 그리고 횡방향으로 적합하게 위치이동시킴에 의하여, 소정의 무게중심의 위치가 유리하게 선택될 수 있다.
도 2 에는 전기적 메인 로터 구동장치(102) 및 전기적 테일 로터 구동장치(201)를 구비한 헬리콥터가 도시되어 있다.
전기적 메인 로터 구동장치(102)는 구동축(204)을 거쳐서 메인 로터(202)와 직접적으로 연결된다. 예를 들어, 전기적 메인 로터 구동장치는, 동력은 600kW의 동력을 가지고, 예를 들어 횡방향 플럭스 모터(transversal flux motor)(소위 "트랜스-플럭스 모터(trans-flux motor)")의 형태인, 다중-잉여 설계형태(multi-redundant design)를 갖는다.
예를 들어, 상기 메인 로터 구동장치(102)는 틸팅 지탱부를 거쳐서 헬리콥터 셀(helicopter cell)의 지지 구조체(supporting structure; 203)에 부착된다.
또한, 상기 테일 로터 구동장치(201)는 대략 200kW의 동력을 갖는 전기 모터를 포함하는바, 이것도 예를 들어 횡방향 플럭스 모터의 형태를 갖는, 다중-잉여 설계형태를 갖는다.
객실 바닥의 아래, 또는 (도 2 에서와 같이) 헬리콥터 셀의 위에는 수 개의 원동기-발전기 유닛들이 있는바, 도면에는 네 개(101, 104, 105, 205)가 도시되어 있으며, 이들은 전기 연결요소들을 거쳐서 전기 모터들과 연결되어 있다. 발전기들과 테일 로터 구동장치(201) 사이의 이와 같은 전기적 연결요소들 중의 하나가 참조번호(302)에 의하여 상징적으로 표시되어 있다.
예를 들어, 각각의 원동기-발전기 유닛(101, 104, 105, 205)의 지속 동력(continuous power)은 133kW 이고, 피크 동력(peak power)은 166kW 이다.
상기 에너지 저장 장치로서는, 재충전이 가능한 배터리뿐만 아니라 커패시터(capacitor) 또는 버퍼 캡(buffer cap)도 가능한데, 이것은 예를 들어 40kW-hours 를 저장할 수 있다. 동력화(motorization)에 따라서, 이것은 수 분(several minutes) 동안의 비상 공급동력을 제공함을 가능하게 한다.
도 3 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 시스템 구성요소들의 가능한 구성이 도시되어 있다. 메인 로터의 전기 구동장치(102)는, 메인 로터의 바로 아래에 배치되고, 전기선의 쌍들(303, 304, 305)을 거쳐서 객실 바닥(301) 아래에 있는 원동기-발전기 유닛과 연결된다. 상기 객실 바닥(301) 아래의 원동기-발전기 유닛은 선(302)을 거쳐서 테일 로터 구동장치와도 연결된다.
그러므로, 전기 모터와 에너지 발전기 간의 연결은 케이블들에 의하여 이루어지며, 그 케이블들은 객실의 벽을 따라서 공간을 절약하는 방식으로 연장될 수 있다.
예를 들어, 상기 원동기-발전기 유닛은 엔진 변위(engine displacement) 336ccm, 지속 동력 133kW, 및 피크 동력(peak power) 166kW (대략 1시간 동안)을 갖는 네 개의 터보-방켈 2-디스크 원동기(turbo-Wankel two-disk motor 또는 (turbo Wankel 2-disk motor)들을 구비한다. 전체적인 하중은 40kg 이다.
전기 제어 유닛(electric control unit; 108)(도 4 참조)은 내부 연소 엔진들을 제어할 수 있을 뿐만 아니라, 연료 소비 및 연료 연소를 조절 및 최적화할 수 있다. 메인 로터 및 테일 로터의 전기 구동장치들은, 예를 들어 전기 모터들 내부에 복수의 스테이터(stator)들 및 로터들을 제공함으로써, 다중-잉여의 설계형태를 가질 수 있다.
예를 들어, 세 개의 배터리들이 제공되는데, 이 배터리들은 예를 들어 시온 파워 셀(Sion Power cell)들을 활용하여 총 40kW hours 를 저장할 수 있다. 에너지 저장 장치의 하중은, 예를 들어 모두 합하여 100kg에 달할 수 있다.
도 4 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 헬리콥터용 기본 시스템 구성이 도시되어 있다. 예를 들어, 단일의 내부 연소 엔진(101)이 이용된다. 상기 내부 연소 엔진(101)은 전기 발전기(103)와 연결되고, 전기 발전기는 발생된 에너지를 중앙 전기 에너지 콘트롤러(전기 제어 유닛)(108)로 공급한다. 이 에너지 콘트롤러(108)는 저장 셀(storage cell; 109)들과도 연결되는바, 그 저장 셀들은 상응하게 충전 및 방전될 수 있다. 또한, 콘트롤러(108)는 두 개의 인버터들(110, 401)과 연결되는바, 이들 각각은 메인 로터 또는 테일 로터 구동 장치를 위한 전기 모터(102, 402)에 연결된다.
도 5 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 개별 시스템 구성요소들의 구성이 도시되어 있다. 도 5 에 도시된 경우에는 두 개의 내부 연소 엔진들(101, 104)이 도시되어 있는데, 이들은 예를 들어 6-실린더 디젤 엔진들이다. 상기 두 개의 엔진들(101, 104)은 대응되는 발전기들(103, 106)과 연결되는바, 이 발전기들의 에너지 출력부는 각각의 정류기(rectifier; 501, 503)에 연결된다. DC/DC 컨버터들(DC/DC converters; 502, 504)은 정류기 출력부에 배치된다. 대응되는 부하들(507, 508)(예를 들어, 전기 모터들)은, 스위치들(505, 506)을 거쳐서 컨버터 출력부에 연결될 수 있다.
도 6 에는 전기 모터가 헬리콥터의 객실 캐노피(cabin canopy; 605)에 힌지결합된 모습이 도시되어 있다. 헬리콥터 셀에 대한 로터 구동장치의 경직된 부착을 없앰으로 인하여, 필요에 따라서 로터 마스트(rotor mast)를 헬리콥터의 길이방향으로(즉, 횡방향 축 주위로) 전기 모터와 함께, 즉 추력 벡터에 맞게 피봇시키는 것이 가능하게 된다. 그 결과, 전방향 비행 중에 통상적으로 필요하였던, 동체(fuselage)의 항력을 증대시키는 큰 각도 위치선정이 없을 수 있게 되며, 그와 함께, 관련된 높은 블레이드 루트 굽힘 모멘트(blade root bending moment)도 없을 수 있게 된다.
객실 캐노피(605)(헬리콥터 셀의 일부분)에는 틸팅 지탱부(601)가 고정되는바, 틸팅 지탱부는 예를 들어 횡방향 축(606) 및 두 개의 측방향 서스펜션 브라켓(607)들을 구비한다.
전기 모터(102)는 횡방향 축(606) 상에서 지지되며 그 횡방향 축 주위로 틸팅(회전)될 수 있다. 로터 마스트(608)는 전기 모터(102)에 의하여 회전되도록 만들어지며, 이것도 전기 모터(102)와 함께 상기 축(606) 주위로 틸팅된다.
틸팅 과정을 제어하기 위하여, 적어도 하나의 틸팅 액츄에이터(603)가 제공되는데, 이 틸팅 액츄에이터는 서스펜션 브라켓(suspension bracket; 604)을 거쳐서 객실 캐노피(605)와 연결되고, 또한 서스펜션 브라켓(602)을 거쳐서 전기 모터의 하우징과 연결된다.
예를 들어, 틸팅 각도가 0도와 전방 및/또는 후방을 향한 대략 15도 사이로 움직인다. 필요하다면 그 각도는 증가될 수 있다. 전기 모터(100)가 메인 로터와 함게 모든 방향으로 틸팅될 수 있도록 하기 위하여, 로터/구동장치 유닛을 위한 짐발식 서스펜션 브라켓(gimbaled suspension bracket)을 제공하는 것도 가능하다.
엘리베이터 유닛(elevator unit) 상의 러더(rudder)는 최소의 항력을 받도록 헬리콥터 동체를 설정하는 것을 가능하게 한다. 결과적으로 나타나는 마스트 모멘트는, 상기 로터를 전방향으로 틸팅시킴에 의하여 감소될 수 있다.
도 7 에는 본 발명의 일 실시예에 따른 방법을 위한 흐름도가 도시되어 있다. 단계 701 에서, 초기에 파일럿은 특정의 비행 상태를 명령하기 위하여 제어 레버를 이용한다. 단계 702 에서, 장착된 컴퓨터는 그에 상응하는 로터 동력 요구, 로터 마스트의 경사 및 로터 속도의 최적값들, 및 연소 동력(combustion power)을 결정한다. 단계 703 에서는, 내부 연소 엔진을 작동시킴에 의하여, 필요한 기계 에너지가 발생된다. 단계 704 에서는, 상기 기계적 에너지가 발전기에 의하여 전기 에너지로 변환된다. 단계 705 에서는, 이 전기 에너지가 (필요하다면, 예를 들어 정류 및/또는 트랜스포메이션(transformation)과 같은 후처리를 거친 후에) 메인 로터 및/또는 테일 로터를 위한 하나 이상의 전기 모터들에 동력을 공급하는데에 이용된다. 단계 706 에서는, 헬리콥터의 전방향으로의 비행 중의 최적 속도에서 헬리콥터 동체의 항력을 최소화시키기 위하여, 메인 로터의 전기 모터가 메인 로터와 함께 피봇(pivot)된다.
또한, "포함" 및 "구비"라는 단어는 다른 요소들 또는 단계들의 존재를 배제하지 않는다는 점과, 단수형으로 기재된 요소가 복수형태로 존재할 수 있다는 점에 유의한다. 상기 예시적인 실시예들 중의 하나를 참고로 하여 설명된 특징 또는 단계는, 위에서 설명된 다른 예시적인 실시예들로부터의 다른 특징 또는 단계와 조합될 수 있다는 점에도 유의한다. 청구범위 내의 참조번호들은 발명을 제한하는 것으로 생각되지 말아야 할 것이다.
100: 하이브리드 구동장치 101: 내부 연소 엔진
102: 전기 모터 103: 발전기
104: 내부 연소 엔진 105: 내부 연소 엔진
106:발전기 107: 발전기
108: 중앙 에너지 제어 시스템 109: 에너지 저장 유닛
110: 인버터 200: 헬리콥터
201: 테일 로터 구동장치 202: 메인 로터
203: 헬리콥터 셀 204: 구동축
205: 발전기 301: 객실 바닥
302: 선 303: 선의 쌍(line pair)
304: 선의 쌍 401: 인버터
402: 원동기 501: 정류기
502: 컨버터 503: 정류기
504: 컨버터 505: 스위치
506: 스위치 507: 부하
508: 부하 601: 틸팅 지탱부
602: 서스펜션 브라켓 603: 틸팅 액츄에이터
604: 서스펜션 브라켓 605: 객실 캐노피
606: 횡방향 축 607: 서스펜션 브라켓들
701: 절차 단계 702: 절차 단계
703: 절차 단계 704: 절차 단계
705: 절차 단계 706: 절차 단계

Claims (15)

  1. 헬리콥터용 하이브리드 구동장치로서, 상기 헬리콥터용 하이브리드 구동장치는:
    제1 원동기(101);
    제2 원동기(102); 및
    발전기 유닛(generator unit; 103);을 포함하고,
    상기 제1 원동기(101)는 발전기 유닛(103)에 동력을 공급하도록 설계되며,
    상기 발전기 유닛(103)은 제2 원동기(102)에 공급하기 위한 전기 에너지를 생성하도록 설계되고,
    상기 제2 원동기(102)는 상기 헬리콥터(200)의 로터(rotor)에 동력을 공급하도록 설계된 전기 모터인, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1 원동기(101)는 방켈 로터리 엔진(Wankel rotary engine) 또는 다른 내부 연소 엔진(internal combustion engine)인 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  3. 앞선 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    제2 원동기(102)는 높은 동력 밀도(high power density)를 가진 저관성 직접 구동장치(low-inertial direct drive)인 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  4. 앞선 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 발전기 유닛(103)에 의해 생성된 전기 에너지를 임시적으로 저장하기 위한 에너지 저장 장치(energy storage device)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  5. 앞선 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 원동기(102)가 상기 로터에 동력을 직접 공급하도록 설계되어서, 로터 기어박스(rotor gearbox)가 불필요하게 된 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  6. 앞선 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 원동기(101) 및 상기 발전기(103)는 객실 아래, 예를 들어 헬리콥터의 객실 바닥(cabin floor; 301) 아래에 설치되도록 설계된 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  7. 앞선 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 원동기(102)가 헬리콥터의 메인 로터(main rotor)와 함께 헬리콥터 셀에 대해 피봇(pivot)될 수 있도록, 제2 원동기(102)를 헬리콥터 셀(helicopter cell; 605)에 힌지결합시키는 장착 장치(mounting device; 601, 602, 603, 604)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 장착 장치(601, 602, 603, 604)는, 틸팅 지탱부(tilting bearing; 601) 및 틸팅 액츄에이터(tilting actuator; 603)를 구비한 틸팅 장착 장치(tilting mounting device)로서 설계된 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  9. 앞선 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    헬리콥터(200)의 테일 로터(tail rotor)에 직접적으로 동력을 공급하도록 설계된, 전기 모터 형태의 제3 원동기(third motor; 402)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터용 하이브리드 구동장치.
  10. 제1항 내지 제9항 중의 어느 한 항에 따른 헬리콥터용 하이브리드 구동장치를 구비한, 하이브리드 헬리콥터.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 제1 원동기(101), 상기 발전기 (103), 및 상기 에너지 저장 장치는 객실 아래, 예를 들어 헬리콥터의 객실 바닥(301) 아래에 배치된 것을 특징으로 하는, 하이브리드 헬리콥터.
  12. 제1항 내지 제9항 중의 어느 한 항에 따른 헬리콥터용 하이브리드 구동장치의 헬리콥터에서의 이용.
  13. 헬리콥터의 메인 로터 또는 테일 로터에 동력을 공급하는 방법으로서, 상기 방법은:
    제1 원동기(101)로 발전기 유닛(103)에 동력을 공급하는 단계;
    제2 원동기(102)로의 공급을 위하여 상기 발전기 유닛으로 전기 에너지를 생성시키는 단계; 및
    상기 제2 원동기를 이용하여 상기 헬리콥터(200)의 로터에 동력을 공급하는 단계;를 포함하는, 동력 공급 방법.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 발전기 유닛(103)을 거쳐서 제3 원동기(402)에 공급하는 단계; 및
    상기 제3 원동기(102)로 상기 헬리콥터(200)의 다른 로터에 동력을 공급하는 단계;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 동력 공급 방법.
  15. 제13항 또는 제14항에 있어서,
    상기 헬리콥터가 비행하고 있는 때에 상기 제2 원동기(102)를 메인 로터(202)와 함께 헬리콥터 셀(203)에 대해 피봇시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 동력 공급 방법.
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