KR20130038301A - 비행기용 하이브리드 구동 및 에너지 시스템 - Google Patents

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KR20130038301A
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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

비행기용 하이브리드 구동 시스템 (hybrid drive system), 특히 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템이 제안되는데, 상기 구동 시스템은 연소 모터 및 이 연소 모터에 의해 구동 가능한 전기 에너지 생성을 위한 발전기를 갖는 적어도 하나의 에너지 생성 모듈과 비행기의 구동 수단을 (직, 간접적으로) 구동하기 위한 전기 모터를 포함한다.

Description

비행기용 하이브리드 구동 및 에너지 시스템{Hybrid drive and energy system for aircraft}
본 발명은 비행기, 특히 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템 및 이와 같은 하이브리드 구동 시스템을 갖는 헬리콥터에 관한 것이다.
전통적으로 헬리콥터들은 대체로 하나 또는 다수의 개스 터빈으로 구동되는데, 개스 터빈의 높은 회전수가 하나의 기어 박스 (gear box)에 의해 감소되어야 하며, 이에 의해 헬리콥터의 회전자, 예컨대 메인 회전자 또는 꼬리 회전 날개 (tail rotor)와 회전자들이 기계적으로 구동된다. 이와 같은 기어 박스는 높은 신뢰성을 요구하며 따라서 복잡하며 무겁고 비싸다.
독일 특허 출원 DE 10 2006 056 354 A1에는 제 1 구동 에너지 생성을 위한 개스 터빈 및 제 2 구동 에너지 생성을 위한 전기 모터를 포함하는 비행기용 하이브리드 구동이 개시된다. 상기 개스 터빈 및 전기 모터는 비행기의 하나의 구동 유닛, 예컨대 프로펠러에 상기 제 1 및/또는 제 2 구동 에너지를 마련할 수 있도록 구성되어 있다. 이를 위해서는 개스 터빈과 전기 모터 사이의 하나의 커플링 (coupling) 또는 개스 터빈과 프로펠러 샤프트 사이의 제 1 커플링과 상기 전기 모터와 상기 프로펠러 샤프트 사이의 제 2 커플링이 요구된다. 상기 전기 모터를 위해 연료 전지 시스템 및 배터리가 마련될 수 있다.
독일 특허 출원 DE 10 2006 056 356 A1에는 비행기용의 다수의 에너지 변환기 컨버터를 갖는 구동 (drive)이 개시되는데, 여기서 각 에너지 변환기는 개스 터빈, 피스톤 모터 또는 전기 모터로 구현될 수 있다. 여기에서도 제 1 및 제 2 에너지 변환기 간의 커플링 또는 제 1, 제 2 에너지 변환기와 프로펠러간의 커플링이 요구된다. 이런 맥락에서 여객기를 위해 또는 활주로 근방에서는 오직 하나의 전기 모터만이 사용되고, 이, 착륙 시에는 추가로 하나의 연소 모터가 필요하다는 것이 언급될 수 있다.
WO 2008/086774 A2에는 프로펠러, 모터 및 상기 프로펠러와 모터 사이에 구동 트레인 (drive train)을 갖는 비행기 프로펠러 구동이 제안되는데, 여기서 상기 프로펠러 트레인은 회전 진동 댐퍼 (torsional vibration damper)를 포함한다. 디젤 모터와 기어 박스 입력 샤프트 사이에 전자 기계 (electro machine)가 마련될 수 있는데, 이것은 발전기로 연결되었을 때 배터리를 충전할 수 있으며, 전기 모터로 연결되면 배터리에 의해 급전되면 추가로 디젤 모터를 구동할 수 있다.
본 발명의 과제는 비행기를 위한 대안적인 하이브리드 구동 및 에너지 시스템을 제공하는 것이다.
상기 과제는 독립 청구항의 대상에 의해 해결된다. 본 발명의 추가 실시예들은 종속항에 의해 제시된다.
본 발명의 제 1 관점에 따라, 비행기용 하이브리드 구동 시스템 (hybrid drive system), 특히 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템이 제안되는데, 상기 구동 시스템은 연소 모터 및 이 연소 모터에 의해 구동 가능한 전기 에너지 생성을 위한 발전기를 갖는 적어도 하나의 에너지 생성 모듈과 비행기의 구동 수단을 (직, 간접적으로) 구동하기 위한 전기 모터를 포함한다.
상기 구동 수단은 예컨대 헬리콥터의 메인 회전자 또는 꼬리 회전 날개이다. 상기 전기 모터는 예컨대 헬리콥터의 종래 방식의 구동을 위한 추가 전력을 마련할 수 있다.
본 발명의 추가 관점에 따라, 비행기의 제 2 구동 수단을 구동하기 위한 제 2 전기 모터가 마련되는데, 상기 제 2 구동 수단은 헬리콥터의 추가 회전자 또는 꼬리 회전 날개일 수 있다.
본 발명의 추가 관점에 따라, 적어도 하나의 추가 에너지 생성 모듈이 마련된다. 이것은 제 2 연소 모터와 제 2 발전기의 조합일 수 있지만, 또는 연료 전지 유닛일 수도 있다.
본 발명의 추가 관점에 따라, 전기 에너지를 위한 저장기 유닛, 예컨대 배터리 유닛이 마련된다. 이 저장기 유닛은 헬리콥터의 이륙 과정 및 활주가 오직 또는 대부분 저장기 유닛의 에너지 생성 모듈에 의해 수행되는 것을 가능하게 하도록 디자인 될 수 있는데, 여기서 상기 에너지 생성 모듈은 제 1 구동 수단을 구동하기 위한 제 1 전기 모터 및 제 2 구동 수단을 구동하기 위한 제 2 전기 모터를 구동한다. 안전성을 더 높이기 위해, 전기 에너지를 위한 하나의 추가 저장기 유닛, 예컨대 배터리 유닛이 마련될 수 있다.
여기서 헬리콥터의 이륙시 헬리콥터의 연소 모터 내지 연소 모터들은 이륙을 위해 필요한 만큼의 전에 전력을 공급하도록 파워업 (power up)될 수 있다. 이것은 종래의 헬리콥터 구동과 비교하여, 이륙 및 이에 상응하는 착륙 시에 현저한 소음 배출 감소를 가져온다.
본 발명의 추가 관점에 따라, 상기 기타 에너지 생성 모듈은 연료 전지 유닛 으로 디자인된다. 이것은 연소 모터와 발전기로 구성된 에너지 생성 모듈이 생략된 경우 이를 대신하여 사용될 수 있지만 하나 또는 다수의 에너지 생성 모듈들에 추가해서도 사용될 수 있다.
본 발명의 또 다른 중요한 관점은 전술한 것과 같은 하이브리드 구동 시스템을 갖는 헬리콥터와 관련된다.
본 발명의 추가 관점에 따라, 이와 같은 헬리콥터에는 메인 회전자 및 꼬리 회전 날개가 마련되며, 상기 꼬리 회전 날개는 피복된 (jacketed) 꼬리 회전 날개로 디자인되며, 헬리콥터의 수직축 (vertical axis) 둘레를 회전할 수 있다.
상기 꼬리 회전 날개 및 상기 꼬리 회전 날개 구동은 전진 비행 시에 추진력에 기여하도록, 헬리콥터 수직축 둘레를 피봇팅할 수 있다. 여기서 상기 피복된 꼬리 회전 날개는 상부 또는 하부로 회전가능하게 지지되며, 적어도 하나의 조정 액츄에이터가 마련된다.
메인 회전자-회전 모멘트 보상을 보장하기 위해, 상기 꼬리 회전 날개는 측면 작용하는 추력 요소가 충분히 남아있을 정도로만 회전한다.
피복된 꼬리 회전 날개가 비행 방향으로만 추진력을 생성할 정도로 수직축 주위를 회전할 수 있도록 하기 위해, 전진 비행에서의 회전 모멘텀 보상을 행하는 측면 키가 마련될 수 있다.
본 발명의 추가 관점은 하이브리드 구동 시스템의 제어 내지 본 발명에 따른 이와 같은 하이브리드 구동 시스템을 갖는 헬리콥터를 제어하기 위한 방법에 관한 것인데, 여기서는 전력 요구가 높은 경우 에너지 생성 모듈에 추가하여 기타 에너지 생성 모듈 및/또는 전기 에너지를 위한 저장기 유닛이 접속된다.
각각 연소 모터 및 발전기를 갖는 2개의 에너지 생성 모듈들로써 이미 이중성 (redundancy)가 존재하는데, 이 이중성이 전기 에너지를 위한 저장기 유닛에 의해 높아진다. 보다 더 높은 에너지 수요 및/또는 보다 더 높은 이중성을 위해 추가의 에너지 생성 모듈 (연소 모터/발전기) 및/또는 추가의 전기 에너지를 위한 저장기 유닛이 마련될 수 있다.
본원의 추가 관점에 따라, 비행기의 이륙 및 착륙 시에 상기 적어도 하나의 전기 모터가 오직 상기 전기 에너지를 위한 저장기 유닛에 의해서만 급전된다. 이에 의해, 종래의 비행기 또는 헬리콥터 구동에 비해, 소음 전달이 줄어들게 된다.
본원의 추가 관점에 따라, 안전을 위해 비행기의 이륙 및 착륙 시에 상기 연소 모터가 회전 (engine idle)되거나 또는 공칭 전력보다 현저히 낮게 동작될 수 있다.
본원의 추가 관점에 따라, 헬리콥터의 제어를 위해 상기 꼬리 회전 날개는 (피복된) 꼬리 회전 날개의 횡 방향 추력 (thrust) 구성 요소가 상기 메인 회전자에 의해 야기되는 빗놀이 모멘트 (yawing moment)를 보상할 정도로 상기 수직축 주위를 회전한다. 이에 의해 상기 꼬리 회전 날개는 메인 회전자에 의해 야기되는 빗놀이 모멘트 (yawing moment)를 보상하는 추력 요소를 만들며 나아가 상기 추력 요소가 전방향 (비행 방향)이다.
본원의 추가 관점에 따라, 상기 꼬리 회전 날개는 꼬리 회전 날개의 추력이 상기 헬리콥터의 길이 방향에서 뒤쪽을 향하고 상기 메인 회전자에 의해 야기되는 빗놀이 모멘트가 상기 키의 상응하는 조정에 의해 보상될 수 있을 정도로 상기 수직축 주위를 회전할 수 있다. 이에 의해 꼬리 회전 날개에 의한 추진 (propulsion)의 최적 지원이 가능하다.
나아가, 헬리콥터 추진 중 현저한 부분이 꼬리 회전 날개 달성되어, 이것이 헬리콥터의 객실 영역의 소음 발생원 (메인 회전자)을 더 후방의 꼬리 회전 날개 쪽으로 옮겨서, 이에 의해 헬리콥터 객실의 소음 및 소리에 의한 부담 (burden)이 감소된다.
도 1은 본 발명에 따른 마일드 (mild) 하이브리드 구동 시스템의 개략도를 도시하며;
도 2는 에너지 생성 모듈을 갖는 본 발명에 따른 하이브리드 구동 시스템의 개략도를 도시하고;
도 3은 2개의 에너지 생성 모듈을 갖는 본 발명에 따른 하이브리드 구동 시스템의 개략도를 도시하며;
도 4는 본 발명에 따른 하이브리드 구동 시스템의 개략도인데, 여기서는 메인 회전자 및 꼬리 회전 날개가 각각 전기 모터와 기어 박스에 의해 구동되며;
도 5는 본 발명에 따른 하이브리드 구동 시스템의 개략도인데, 상기 구동 시스템은 연소 모터와 이 연소 모터에 의해 구동되는 발전기를 가진 제 1 에너지 생성 모듈 및 연료 전지로 구성된 제 2 에너지 생성 모듈을 가지며,
도 6은 본 발명에 따른 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템의 모듈 구조의 개략도이며;
도 7은 본 발명에 따른, 헬리콥터의 꼬리 부리 (tail boom)이 측면도이며; und
도 8은 도 7에 상응하는 본 발명에 따른 헬리콥터의 꼬리 부리의 평면도이다.
도면 상의 도시들은 개략적이며 치수를 나타내지는 않는다.
동일한 또는 유사한 구성 요소들에는 동일 또는 상응하는 도면 부호가 사용된다.
도 1은 비행기용, 특히 헬리콥터용의 하이브리드 구동 시스템을 개략적으로 도시한다. 점선 L 위쪽은 (a)에 종래의 헬리콥터 구동이 도시되는데, 상기 헬리콥터 구동은 샤프트 (12)에 의해 기어 박스 (14)의 입력 (El)을 구동하는 연소 모터 (10)를 포함하며, 상기 기어 박스가 출력 (A1)을 통해 샤프트 (16)을 구동하고 이에 의해 메인 회전자 (18)를 구동하며, 추가 출력 출력 (A2) 및 샤프트 (20)를 통해 헬리콥터의 꼬리 회전 날개 (22)를 구동한다.
나아가, 도 1의 점선 L 아래 (b)에는 연소 모터 (10)에 의해 구동되는 발전기 (26)가 마련된다. 이것은 물론 추가의 (도시되지 않은) 연소 모터에 의해 구동될 수도 있다. 상기 발전기 (24)는 도선 (26)을 통해 전기 모터 (30)에 전류를 공급하는데, 이 전기 모터는 샤프트 (36)를 통해 기어 박스 (14)의 입력 (E2)을 구동하며 이렇게 해서 추가 전력이 가용하다.
또한, 상기 발전기 (24)는 도선 (28)을 통해 배터리 (32)를 충전하며 상기 배터리 (32)는 도선 (34)을 통해 전기 모터 (30)에 전류를 공급할 수 있는데, 예컨대 발전기 (24)에 의한 전류 공급에 추가하여 또는 이에 대한 대안으로.
도 2에 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템이 도시되는데, 상기 시스템은 샤프트 (44)를 통해 발전기 (46)를 구동하는 연소 모터 (42)를 포함한다. 발전기 (46)는 도선 (56)을 통해 제 1 전기 모터 (60)에 전류를 공급하며, 상기 제 1 모터 (60)는 샤프트 (62)를 통해 헬리콥터의 메인 회전자 (64)를 구동하다. 나아가, 상기 발전기는 도선 (48)을 통해 제 2 전기 모터 (50)에 전류를 공급하며, 상기 제 2 모터는 샤프트 (52)를 통해 헬리콥터의 꼬리 회전 날개 (54)를 구동한다.
나아가 상기 발전기 (46)는 도선 (66)을 통해 배터리 (배터리 세트) (68)를 충전할 수 있다. 이것은 예컨대 메인 회전자 (64)의 전기 모터 (1)를 위한 전력 요구가 이륙시처럼 크지 않은 경우 헬리콥터의 운행 중에 발생할 수 있다.
나아가, 상기 배터리 (60)는 도선 (74)을 통해 스위치 (Sl)에, 그리고 도선 (76)을 통해 상기 제 1 전기 모터 (60)에 전류를 공급할 수 있는데, 발전기 (46)에 의한 전류 공급에 추가로 또는 이의 대안으로 할 수 있다. 상응하게 상기 배터리 (68)는 도선 (70)을 통해 스위치 (S2)에 그리고 추가 도선 (72)을 통해 꼬리 회전 날개 (64)를 위한 상기 제 2 전기 모터 (2)에 전류를 공급할 수 있다. 도 3에는 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템이 도시되는데, 여기에는 에너지 생성 모듈 연소 모터 (82) 및 발전기 (86)를 갖는 제 1 에너지 생성 모듈 및 연소 모터 (116)와 제 2 발전기 (120)를 갖는 제 2 에너지 생성 모듈이 마련된다. 이 2개의 에너지 생성 모듈들은 만일 이들이 상응하는, 헬리콥터 구동을 위해 요구되는 전력을 도입하는 경우, 함께 또는 대안으로 동작될 수 있다. 하지만 예컨대, 헬리콥터의 특정 구동 상태에서 제 1 에너지 생성 모듈 (82, 86)로부터 보다 많은 전력을 도입하고, 다른 구동 상태에서는 제 2 에너지 생성 모듈 (116, 120)로부터 더 많은 전력을 도입할 수 있다.
상기 제 1 발전기 (86)는 도선 (88)을 통해 배터리 하부 그룹 (92, 94, 96, 98, 100)을 포함하는, 도면 부호 90으로 표시된 배터리 세트에 전류를 제공하는데, 상기 배터리 하부 그룹은 임의로 조합하여 배터리 유닛 (90)의 입력들 (도선 88, 122) 및 출력들 (도선 104, 126)중의 결합할 수 있다. 상기 제 1 발전기 (86) 도선 (88), 스위치 (Sl) 및 도선 (104)을 통해, 샤프트 (108)를 통해 헬리콥터의 메인 회전자 (110)를 구동하는 제 1 전기 모터 (106)를 급전할 수 있다. 하지만 상기 발전기 (86)는 상기 도선 (102), 스위치 (S3) 및 도선들 (112, 126)을 통해, 샤프트 (130)를 통해 헬리콥터의 꼬리 회전 날개 (132)를 구동하는 제 2 전기 모터 (128)에 급전할 수도 있다.
동일한 것이 상기 제 2 발전기 (120)에도 적용된다. 상기 제 2 발전기 (120)는 상기 도선 (122), 도선 (124), 스위치 (S2) 및 상기 도선 (126)을 통해 상기 제 2 전기 모터 (128)에 전류를 공급하거나 또는 상기 도선 (124), 스위치 (S4), 도선 (114) 및 상기 도선 (104)을 통해 상기 제 1 전기 모터 (106)에 전류를 공급할 수 있다.
따라서, 전체로서 도 3에 도시된 하이브리드 구동 시스템은 상기 제 1 에너지 생성 모듈 (82, 86), 상기 제 2 에너지 생성 모듈 (116, 120) 및 배터리 유닛 (90)으로 인해 높은 이중성 (redundancy)를 보이는데, 이는 에너지 임시 저장기 (energy temporary storage device)와 상기 제 1 전기 모터 (106) 및/또는 상기 제 2 전기 모터 (128)의 다른 에너지 생성 모듈을 나타낸다. 도 3의 각 에너지 생성 모듈은 메인 회전자 (110) 구동을 위한 상기 제 1 전기 모터 (106)와 꼬리 회전 날개 (132) 구동을 위한 상기 제 2 전기 모터 (128)와 독립적으로 헬리콥터에 배치될 수 있다. 상기 2개의 에너지 생성 모듈은 헬리콥터 객실 바닥 (cabin floor) 아래에 배치될 수 있으며, 상기 배터리 유닛 (90) 역시 그러하다. 이로 인해 종래 헬리콥터에서처럼 비교적 무거운 부품들은 헬리콥터에서 비교적 높은 곳에 위치해야만 하지 않고, 헬리콥터의 무게 중심이 아래로 이동할 수 있다. 연소 모터들과 관련해서, 디젤 모터와 같은 피스톤 모터가 사용된다고 해도, 상기 연소 모터들이 바람직하게는 방켈 모터 (Wankel motor)로 형성될 수 있다는 것을 유념해야한다. 원칙적으로, 개스 터빈이 연소 모터로 사용될 수 있다.
종래의 헬리콥터 터보-엔진은 2개의 터빈 단 (turbine stage)를 포함하는데, 제 1 단은 엔진 압축기 구동을 위한 것이며, 제 2 단은 회전자 모멘텀을 생성하기 위한 것이다. 매우 높은 터빈 회전수가 기어 박스들을 매개로 회전자수로 감소되어야만 한다. 상기 터빈들이 이와 반대로 에너지 생성, 즉 발전기 구동을 위해 사용된다면, 제 1 터빈 단과 감소용 기어 박스가 생략될 수 있다. 상기 제 1 단은 압축기와 발전기를 동시에 구동한다.
본 발명에서 사용된 전기 모터들은 바람직하게는 DE 10 2007 013 732 A1에 개시된 것과 같은 높은 전력 밀도의 저-관성 (low inertia)직접 구동, 즉 높은 특유 회전 모멘텀, 전력 밀도 및 낮은 관성 모멘텀으로 인해 헬리콥터 회전자의 직접 구동에 특히 적합한 영구 여기되는 전기 기계 (permanently excited electric machine)로 구현될 수 있다.
하이브리드 구동 시스템을 위한 본 발명에 따른 컨셉 (concept)은 연소 모터 및 발전기로 이루어진 추가 에너지 생성 모듈 또는 추가 배터리 유닛이 제공됨으로써, 헬리콥터를 향상된 전력 요구에 적응시키는데 특히 적합하다.
모듈 컨셉 (modular concept)은 다양한 전력 요구를 갖는 다양한 크기의 헬리콥터 패밀리 (helicopter family)를 구동하기에 특히 적합하다. 요구 사항에 따라, 규격화된 에너지 생성 모듈들 (연소 모터/발전기)이 필요한 수로 사용될 수 있다. 이것이 헬리콥터 패밀리의 개발 비용을 줄이는데 현격한 영향을 갖는 소위 패밀리 컨셉을 표현한다.
특히, 도 2 및 3에 도시된 하이브리드 구동 시스템은 종래 헬리콥터 구동에 필수적인 기어 박스를 생략시키는 "기어 박스 없는 (without the gear box)" 헬리콥터를 가능하게 한다.
하지만, 메인 회전자용 전기 모터 및 /또는 꼬리 회전 날개용 전기 모터 사이에 기어 박스가 필요하다면, 도 4에 따를 때 기어 박스가 전기 모터 및 해당 회전자 근처에 마련될 수 있다. 도 4는 샤프트 (144)를 통해 제 1 기어 박스 (146)를 구동하는 전기 모터 (142)를 도시하는데, 상기 제 1 기어 박스 (146)는 다시 샤프트 (148)를 통해 헬리콥터의 메인 회전자 (150)를 구동한다. 상응하게, 제 2 전기 모터 (152)가 샤프트 (154)를 통해 제 2 기어 박스 (156)를 구동하며, 상기 기어 박스 (156)는 샤프트 (158)를 통해 헬리콥터의 꼬리 회전 날개 (160)를 구동한다.
도 3에는 2개의 에너지 생성 모듈들 (82, 86 및 116, 120)이 유사하게 디자인된다. 하지만 이들은 도 5에 도시된 것 처럼, 상이할 수도 있다. 연소 모터 (162)는 샤프트 (164)를 통해 발전기 (166)를 구동하며, 상기 발전기 (166)는 도 3의 도선 (188)에 대응하는 도선 (168)을 통해 전류를 공급한다. 도 5의 제 2 에너지 생성 모듈은 연료 전지들 (170)로 구성되는데, 상기 연료 전지들은 도 3의 도선 (122)에 상응하는 도선 (172)을 통해 전류를 공급한다.
도 6은 다시 한번 본 발명에 따른 헬리콥터 (202)용 하이브리드 구동 시스템의 모듈 구조를 도시한다. 제 1 에너지 생성 모듈은 방켈 모터 (182) 및 발전기 (84)로 구성되며, 제 2 에너지 생성 모듈은 방켈 모터 (192) 및 발전기 (194)로 구성되고, 제 3 에너지 생성 모듈은 방켈 모터 (196) 및 발전기 (198)로 구성된다. 이 에너지 생성 모듈들 내지 이것들의 상응하는 발전기 (184, 194, 198)들 각각은 중앙 에너지 제어 시스템 (186)에 접속된다. 이로 인해 예컨대 배터리 (200)의 충전 및 배터리 (200)로부터의 전기 에너지 방전이 가능하다. 에너지 제어 시스템 ( 186)은 인버터 (188)를 통해 헬리콥터 (202) 메인 회전자 (204)의 제 1 전기 모터 (190) 내지 꼬리 회전 날개 (206)의 제 2 전기 모터 (190)에 전기 에너지를 공급한다.
이와 같은 맥락에서, 장차 점점 더 많이 관철될, 현재의 종래 기술에 따른 플라이 바이 와이어 제어 (Fly-by-Wire-Control)에서는 모션 센서들이 조종 장치들 (controls)에서 파일럿 제어 액션을 검출하여 이것들을 중앙 보드 컴퓨터 (board computer)에 알린다. 보드 컴퓨터는 이 신호들을 메일 회전자 및 꼬리 회전 날개의 추력 (thrust)-조정을 위해 전기 제어 전압으로 변환한다.
본 발명에 따른 하이브리드 구동을 갖는 헬리콥터에서는, 이것이 유리하게도 전기적으로 이루어진다. 예컨대, 메인 회전자에서는 블레이드 피치각 (blade pitch angle)을 정의하는 경사판 (swash plate) 아래에서 전기적 회전 스핀의 형태로 또는 압전 동작하는 후방 블레이드 에지 상의 서보 덮개 (servo flap)에 의해 또는 상기 2개의 구성 요소의 결합에 의해 이루어지며, 꼬리 회전 날개에서는 예컨대 블레이드 피치각 (blade pitch angle)을 정의하는 슬라이딩 슬리브 (sliding sleeve) 아래에서 이와 같은 스핀들에 의해 또는 회전 날개 회전수의 변형에 의해 이루어진다.
이 모든 제어 과정이 전지적으로 이루어지고 회전자들도 각각 전기 모터를 통해 구동되기 때문에, 헬리콥터가 전체로서 통일된 에너지 형태로 동작될 수 있다.
전술한 회전수 변형 및 꼬리 회전 날개의 피봇팅에서는 언제나 전기 구동이 요구된다. 이 발명에서 가능한 유압 구동은 에너지 통일성에 대한 요구를 손상할 수 있다.
도 7과 8은 수직축 주위를 회전할 수 있는, 피복된 (jacketed) 꼬리 회전 날개가 마련된 본 발명에 따른 헬리콥터 구조 및 동작 방법을 도시한다. 도 7은 꼬리 회전 날개의 추력이 횡 방향의 구성 요소들을 포함하는 실시예를 도시하며, 도 8의 실시예에서는 메인 회전자-회전 모터의 오프셋이 키(rudder)에 의해 이루어진다.
도 7에 도시된 것과 같이, 헬리콥터의 꼬리 부리 (tail boom: 212)은 피복된 꼬리 회전 날개 (214)을 포함하며, 상기 꼬리 회전 날개 (214)는 헬리콥터 수직축 (216) 주위를 회전할 수 있어서, 헬리콥터 추진을 위한 추진 구성 요소를 사용할 수 있지만, 횡 방향 구성 요소들도 메인 회전자에 의해 생성되는 회전 모멘트의 오프셋을 위해 가용할 수 있다.
이와 달리, 도 8에 도시된 실시예에서는 적어도 헬리콥터의 전진 비행 (forward flight (순항 비행: crusing flight)) 중에는 상기 피복된 꼬리 회전 날개 (214)가 수직축 (216) (도 7) 주위를 꼬리 회전 날개 추력에 의해 순수하게 추진 구성요소들을 생성할 수 있을 정도로 회전할 수 있다. 메인 회전자에 의한 회전 모멘트의 오프셋은 순항 비행 중 키 (218)의 상응하는 변형에 의해 이루어진다.
보충적으로, "포함한다 (include) 및 "포함하다 (comprisie)"는 다른 구성 요소나 단계들을 배제하지 않으며, "하나"는 복수를 제외하는 것이 아님을 명심해야 한다. 나아가, 전술한 실시예들 중 하나를 참조하여 설명된 특징 또는 단계들은 전술한 다른 실시예들의 다른 특징 및 단계와 결합해서도 사용될 수 있다. 청구항의 도면 부호들은 제한의 의도를 갖는 것이 아니다.
L 점선
10 연소 모터
12 샤프트
14 기어 박스
16 샤프트
18 메인 회전자
20 샤프트
22 꼬리 회전 날개
24 발전기
26 도선
28 도선
30 전기 모터
32 배터리 유닛
34 도선
36 샤프트
38
40
A1, A2 14의 출력들
E1, E2 입력들
42 연소 모터
44 샤프트
46 발전기
48 도선
50 전기 모터 2
52 샤프트
54 꼬리 회전 날개
56 도선
58
60 전기 모터 1
62 샤프트
64 메인 회전자
66 도선
68 배터리 유닛
70 도선
72 도선
74 도선
76 도선
78
80
51, 52 스위치
82 연소 모터 1
84 샤프트
86 발전기 1
88 도선
90 배터리 유닛
92 배터리
94 배터리
96 배터리
98 배터리
100 배터리
102 도선
104 도선
106 전기 모터 1
108 샤프트
110 메인 회전자
112 도선
114 도선
116 연소 모터 2
118 샤프트
120 발전기 2
122 도선
124 도선
126 도선
128 전기 모터 2
130 샤프트
132 꼬리 회전 날개
134
136
138
140
142 전기 모터 1
144 도선
146 기어 박스 1
148 샤프트
150 메인 회전자
152 전기 모터 2
154 도선
156 기어 박스 2
158 샤프트
160 꼬리 회전 날개
162 연소 모터 1
164 샤프트
166 발전기 1
168 도선
170 연료 전지 유닛
172 도선
174
176
178
180
182 연소 모터
184 발전기
186 에너지 제어 시스템
188 인버터 (Inverter)
190 전기 모터
192 연소 모터
194 발전기
196 연소 모터
198 발전기
200 배터리 유닛
202 헬리콥터
204 메인 회전자
206 꼬리 회전 날개
208
210
212 꼬리 부리
214 피복된 꼬리 회전 날개
216 수직축
218 키

Claims (14)

  1. 비행기용, 특히 헬리콥터용 하이브리드 구동 시스템 (hybrid drive system) 으로서,
    연소 모터 (42) 및 상기 연소 모터 (42)에 의해 구동 가능한 전기 에너지 생성을 위한 발전기 (46)를 갖는 적어도 하나의 에너지 생성 모듈 (42, 46); 및
    비행기의 구동 수단 (64)을 구동하기 위한 전기 모터 (60) 포함하는, 하이브리드 구동 시스템.
  2. 제 1항에 있어서,
    비행기의 제 2 구동 수단 (54)을 구동하기 위한 제 2 전기 모터 (50)가 마련되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 구동 시스템.
  3. 제 1항 또는 제 2항에 있어서,
    적어도 하나의 추가 에너지 생성 모듈 (116, 120; 170)이 마련되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 구동 시스템.
  4. 제 1항 내지 제 3항 중의 어느 한 항에 있어서,
    전기 에너지를 위한 저장기 유닛 (32; 68; 90)이 마련되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 구동 시스템.
  5. 제 3항 또는 제 4항에 있어서,
    상기 하나의 에너지 생성 모듈 (82, 86)과 상기 추가 에너지 생성 모듈 (116, 120)은 동일하거나 유사하게 디자인되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 구동 시스템.
  6. 제 3항 또는 제 4항에 있어서,
    상기 추가 에너지 생성 모듈은 연료 전지 유닛 (170)으로 디자인 되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 구동 시스템.
  7. 제 1항 내지 제 6항 중의 어느 한 항의 하이브리드 구동 시스템을 포함하는, 헬리콥터.
  8. 제 7항에 있어서,
    메인 회전자(204) 및 꼬리 회전 날개 (tail rotor: 206)를 포함하며,
    상기 꼬리 회전 날개 (206)는 피복된 (jacketed) 꼬리 회전 날개로 디자인되며, 헬리콥터의 수직축 (vertical axis: 216) 둘레를 회전할 수 있는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터.
  9. 제 8항에 있어서,
    키 (key: 218)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 헬리콥터.
  10. 제 4항 내지 제 6항 중의 어느 한 항의 하이브리드 구동 시스템을 제어하며, 이와 같은 하이브리드 구동 시스템을 갖는 제 7항 내지 제 9항 중의 어느 한 항의 헬리콥터를 제어하는 방법으로서,
    전력 수요가 높은 경우, 상기 하나의 에너지 생성 모듈 (82, 86)에 추가하여 상기 추가 에너지 생성 모듈 (116, 120) 및/ 또는 상기 전기 에너지를 위한 저장기 유닛 (90)이 접속되는 것을 특징으로 하는, 방법.
  11. 제 10항에 있어서, 비행기의 이륙 및 착륙 시에 상기 적어도 하나의 전기 모터 (60)가 오직 상기 전기 에너지를 위한 저장기 유닛 (68; 90)에 의해서만 급전되는 것을 특징으로 하는, 방법.
  12. 제 11항에 있어서,
    비행기의 이륙 및 착륙 시에 상기 연소 모터 (42)는 공회전 (engine idle) 되는 것을 특징으로 하는, 방법.
  13. 제 10항 내지 제 12항 중의 어느 한 항의 헬리콥터를 제어하기 위한 방법으로서,
    상기 꼬리 회전 날개 (206)는 이것의 횡 방향 추력 (thrust) 요소가 상기 메인 회전자에 의해 야기되는 빗놀이 모멘트 (yawing moment)를 보상할 만큼, 상기 수직축 (216) 주위를 회전하는 것을 특징으로 하는, 방법.
  14. 제 10항 내지 제 12항 중의 어느 한 항의 헬리콥터를 제어하기 위한 방법으로서,
    상기 꼬리 회전 날개 (206)는 이것의 추력이 상기 헬리콥터의 길이 방향에서 뒤쪽을 향하며, 상기 메인 회전자에 의해 야기되는 빗놀이 모멘트가 상기 키 (218)의 상응하는 조정에 의해 보상될 수 있을 만큼, 상기 수직축 (216) 주위를 회전하는 것을 특징으로 하는, 방법.
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