KR20150048661A - 항공기 전기 모터 시스템 - Google Patents

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크리스토퍼 페테 벤슨
레오나르드 제이. 콰드라씨
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더 보잉 컴파니
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Abstract

전기 항공기를 제어하는 방법 및 장치가 제공된다. 장치는 제어기를 포함한다. 제어기는 전기 항공기에 대한 상태를 식별하도록 구성된다. 제어기는 전기 추진 시스템에서 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하도록 추가로 구성된다. 전기 추진 시스템은 전기 항공기용 전기 모터들의 그룹에 대한 상태에 기초하여 전기 항공기를 움직이도록 구성된다. 게다가, 또한 제어기는 재충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하기 위해 재충전 파라미터들의 그룹을 이용하여 전기 항공기용 전원을 재충전하도록 구성된다.

Description

항공기 전기 모터 시스템 {AIRCRAFT ELECTRIC MOTOR SYSTEM}
본 발명은 일반적으로 항공기, 특히, 전기 모터들을 갖는 항공기에 관한 것이다. 또한, 더욱 자세하게는, 본 발명은 항공기 전기 모터 시스템을 위한 방법 및 장치에 관한 것이다.
전기 모터는 전기적인 힘을 기계적인 힘으로 변환하는 장치이다. 전기 모터들은 다양한 적용분야들을 위해 사용된다. 이러한 적용분야들은 팬(fan)들, 펌프(pump)들, 도구(tool)들, 디스크 드라이브(disk drive)들, 드릴(drill)들, 및 상이한 유형의 플랫폼(platform)들에서 발견될 수 있는 다른 유형의 장치들을 포함한다.
전기 모터가 사용될 수 있는 플랫폼의 일례는 항공기이다. 일부 경우들에는, 전기 모터는 항공기용 추진(propulsion) 시스템의 일부일 수 있다. 예를 들어, 전기 모터는 지상에서(on the ground), 공중에서(through the air), 또는 이들의 조합으로, 항공기의 움직임을 제공하기 위해 항공기용의 하나 또는 그 초과의 프로펠러들을 회전시킬 수 있다.
전기 모터를 사용하는 항공기는 다양한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 항공기는 비행기(airplane), 회전익 항공기(rotorcraft), 헬리콥터(helicopter), 쿼드콥터(quadcopter), 무인 항공기(unmanned aerial vehicle), 또는 일부 적절한 다른 유형의 항공기일 수 있다.
전기 모터들이 항공기의 추진을 위해 사용될 때, 전기 에너지가 전원(power source)에 의해 공급될 수 있다. 예를 들면, 전기 에너지는 배터리 시스템을 사용하여 공급될 수 있다. 배터리 시스템 또는 다른 전원에 대한 부하는 항공기의 설계 및 제조에 대해 중요한 고려 사항이다. 예를 들어, 다양한 비행 단계 동안 항공기를 움직이기 위해 전기 모터에 의해 사용되는 전기 에너지의 양은 중요할 수 있다.
배터리 시스템들을 사용하는 전기 모터들은 시간, 거리, 전기 에너지 사용, 또는 이들의 조합의 특정의 양 이후에 재충전(recharged)될 배터리를 필요로 할 수 있다. 전기 모터가 소망하는 성능 수준을 위해 요망되는 것보다 더 많은 전기 에너지를 사용하면, 재충전 및 유지보수 사이의 시간, 거리, 또는 시간 및 거리가 소망하는 것보다 더 짧아질 것이다. 따라서, 상기 논의된 문제들 뿐만 아니라 다른 가능한 문제들 중 적어도 일부를 고려한 방법 및 장치를 갖는 것이 바람직할 것이다.
예시적 일 실시예에서, 장치는 제어기를 포함한다. 제어기는 전기 항공기에 대한 상태를 식별하도록 구성된다. 제어기는 전기 추진 시스템에서 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 군을 식별하도록 추가로 구성된다. 전기 추진 시스템은 전기 항공기용 전기 모터들의 그룹에 대한 상태에 기초하여 전기 항공기를 움직이도록 구성된다. 제어기는 충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하기 위해 재충전 파라미터들의 그룹을 이용하여 전기 항공기용 전원을 재충전하도록 또한 추가로 구성된다.
다른 예시적 실시예에서, 전기 항공기는 기체(airframe), 프로펠러(propeller)들의 그룹, 기체에 물리적으로 연관된 전기 모터들의 그룹, 전원 및 제어기를 포함한다. 전기 모터들의 그룹은 프로펠러들의 그룹을 회전시키고 기체를 움직이도록 구성된다. 전원은, 전원과 전기 모터들의 그룹 사이에서 전류가 흐르도록 전기 모터들의 그룹에 연결된다. 제어기는 전기 모터들의 그룹에 대한 상태를 식별하도록 구성된다. 제어기는, 이 상태가 전기 항공기를 위해 제공된 충전 상태일 때, 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하도록 추가로 구성된다. 제어기는, 충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하기 위해 재충전 파라미터들의 그룹을 사용하여 전원을 재충전하도록 또한 추가로 구성된다.
또 다른 예시적 실시예에서, 전기 항공기를 제어하는 방법이 제공된다. 전기 항공기에 대한 상태가 식별된다. 재충전 파라미터들의 그룹은, 상태가 충전 상태이고 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 대해 식별된다. 전기 모터들의 그룹은 전기 항공기를 움직이도록 구성된다. 전기 항공기용 전원은 충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하기 위해 재충전 파라미터들의 그룹을 사용하여 재충전된다.
또한, 본 발명은 이하의 조항(clause)들에 따른 실시예들을 포함한다:
조항 1. 전기 항공기에 대한 상태를 식별하고; 전기 항공기용 전기 모터들의 그룹 상태에 기초하여 전기 항공기를 움직이도록 구성된 전기 추진 시스템의 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하며; 그리고 충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하기 위해 재충전 파라미터들의 그룹을 사용하여 전기 항공기용 전원을 재충전하도록 구성된 제어기를 포함하는 장치.
조항 2. 재충전 파라미터들의 그룹은 전원에 대한 전체 전류, 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류, 또는 전기 모터에 대한 전압 중 하나 이상을 포함하는, 조항 1의 장치.
조항 3. 전류는 전원의 최대 전류와 동일하거나 그 미만인, 조항 2의 장치.
조항 4. 재충전 파라미터들의 그룹은 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류를 포함하고, 제어기는 전류를 제어하기 위해서 전기 모터에 의해 생성된 전류의 듀티 사이클을 제어하도록 구성된, 조항 1의 장치.
조항 5. 전기 항공기가 충전 상태에 있을 때, 이벤트에 응답하여 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹의 재충전 파라미터들을 식별하도록 구성된, 조항 1의 장치.
조항 6. 이벤트는, 충전 상태에 진입하는 전기 항공기, 시간주기의 만료, 또는 전기 모터들의 그룹의 변경 중 하나 이상으로부터 선택된, 조항 5의 장치.
조항 7. 전기 항공기에 대한 상태는 작동 상태 및 충전 상태 중 하나로부터 선택되는, 조항 1의 장치.
조항 8. 제어기는 임펄스 폭 변조 제어기인, 조항 1의 장치.
조항 9. 전기 항공기는 비행기, 헬리콥터, 회전익(rotorcraft), 쿼드콥터(quadcopter) 및 무인 항공기(unmanned aerial vehicle) 중 하나로부터 선택되는, 조항 1의 장치.
조항 10. 전원은 배터리 시스템 및 연료 전지 중 하나로부터 선택되는, 조항 1의 장치.
조항 11. 기체; 프로펠러들의 그룹; 기체와 물리적으로 연관되고 프로펠러의 그룹을 회전시켜 기체를 움직이도록 구성된 전기 모터들의 그룹; 전류가 전원과 전기 모터들의 그룹 사이에서 흐르도록 전기 모터들의 그룹에 접속된 전원; 및 전기 모터들의 그룹에 대한 상태를 식별하고, 상태가 전기 항공기를 위해 제공된 충전 상태에 있을 때 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하고, 충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터들의 그룹을 이용하여 전원을 재충전하도록 구성된 제어기를 포함하는, 전기 항공기.
조항 12. 재충전 파라미터들의 그룹은 전원에 대한 전체 전류, 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터 전류, 또는 전기 모터에 대한 전압 중 하나 이상을 포함하는, 조항 11의 전기 항공기.
조항 13. 전원은 배터리 시스템이며, 전체 전류는 배터리 시스템에 대한 최대 전류 또는 그 미만인, 조항 12의 전기 항공기.
조항 14. 재충전 파라미터들의 그룹은 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류를 포함하며, 제어기는 전류를 제어하도록 전기 모터에 의해 생성되는 전류의 듀티 사이클을 제어하도록 구성되는, 조항 11의 전기 항공기.
조항 15. 프로펠러들의 그룹은, 4 세트의 프로펠러들을 포함하며, 전기 모터들의 그룹은 4 개의 전기 모터들을 포함하는, 조항 11의 전기 항공기.
조항 16. 전기 항공기에 대한 상태를 식별하는 단계; 상태가 충전 상태이고 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하는 단계로서, 전기 모터들의 그룹은 전기 항공기를 움직이도록 구성되는, 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하는 단계; 및 충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터들의 그룹을 이용하여 전기 항공기용 전원을 재충전하는 단계를 포함하는, 전기 항공기를 제어하는 방법.
조항 17. 재충전 파라미터들의 그룹은 전원에 전체 전류, 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류, 또는 전기 모터에 대한 전압 중 하나 이상을 포함하는, 조항 16의 방법.
조항 18. 전체 전류는 전원에 대한 최대 전류 또는 그 미만인, 조항 17의 방법.
조항 19. 재충전 파라미터들의 그룹은 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류를 포함하고, 전류를 제어하도록 전기 모터에 의해 생성된 전류의 듀티 사이클을 제어하는 단계를 더 포함하는, 조항 16의 방법.
조항 20. 전원은 배터리 시스템 및 연료 전지 중 하나로부터 선택되고, 제어기는 전기 항공기가 충전 상태에 있을 때 이벤트에 응답하여 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹의 재충전 파라미터를 식별하도록 구성되는, 조항 16의 방법.
특징 및 기능은 본 발명의 다양한 실시예에서 독립적으로 달성될 수 있으며, 또는 추가 세부 사항이 다음의 설명 및 도면을 참조하여 이해될 수 있는 또 다른 실시예에서 결합될 수 있다.
예시적인 실시예의 특징으로 간주되는 신규한 특징들은 첨부된 청구범위들에서 설명된다. 그러나, 예시적인 실시예는, 또한 바람직한 사용 모드로서, 이의 추가적인 목적들 및 이들의 특징은, 본 발명의 예시적인 실시예의 하기의 상세한 설명을 참조하여 첨부 도면과 함께 판독될 때 최적으로 이해될 것이다:
도 1은 예시적인 실시예에 따른 전기 항공기 환경의 예시이다;
도 2는 예시적인 실시예에 따른 전기 항공기의 블록도의 예시이다;
도 3은 예시적인 실시예에 따른 전기 항공기의 작동을 위한 상태 머신(state machine)의 블록도의 예시이다;
도 4는 예시적인 실시예에 따른 전기 모터 시스템을 위한 정보 흐름도의 예시이다;
도 5는 예시적인 실시예에 따른 전기 모터 시스템을 위한 다른 정보의 흐름도의 예시이다;
도 6은 예시적인 실시예에 따른 작동 상태에서, 전기 모터에 대한 정보 흐름도의 예시이다;
도 7은 예시적인 실시예에 따른 충전 상태에서 전기 모터에 대한 정보 흐름도의 예시이다;
도 8은 예시적인 실시예에 따른 전원 및 전류 제어기의 블록도의 예시이다;
도 9는 예시적인 실시예에 따른 전류 지령을 산출하는 식의 예시이다;
도 10은 예시적인 실시예에 따른 전압 제어기 및 전기 모터용 파워 인버터의 회로도의 예시이다;
도 11은 예시적인 실시예에 따른 전압 제어기를 통한 전류 흐름의 예시이다;
도 12는 예시적인 실시예에 따른 전압 제어기를 통한 전류 흐름의 예시이다;
도 13은 예시적인 실시예에 따른 전압 제어기 및 파워 인버터(power inverter)의 예시이다;
도 14는 예시적인 실시예에 따른 전압 제어기 및 파워 인버터를 통한 역전류(reverse current)의 예시이다;
도 15는 예시적인 실시예에 따른 전압 제어기 및 파워 인버터의 예시이다;
도 16은 예시적인 실시예에 따른 4-사분면 제어(four-quadrant control)의 예시이다;
도 17은 예시적인 실시예에 따른 전기 항공기를 제어하기 위한 프로세스의 흐름도의 예시이다;
도 18은 예시적인 실시예에 따른 블록도의 형태의 데이터 처리 시스템의 예시이다;
도 19는 예시적인 실시예에 따른 항공기 제조 및 서비스 방법의 블록도의 예시이다;
도 20은 예시적인 실시예에 따른 항공기의 블록도의 예시이다.
예시적인 실시예들이 하나 또는 그 초과의 상이한 고려사항들을 인식하고 고려한다. 예를 들어, 예시적인 실시예들은 항공기가 전기 모터를 이용하여 비행할 수 있는 시간, 거리 또는 시간 및 거리 양자 모두가 다수의 상이한 방식들로 증가될 수 있음을 인식하고 고려한다. 예컨대, 전기 모터가 전원으로서 배터리 시스템을 사용하는 경우, 그 배터리 시스템은 재충전될 수 있다. 예시적인 실시예들은 항공기가 항공기를 위해 지정된 재충전 위치로부터 멀리 있는 동안 배터리 시스템의 이러한 재충전이 생성할 수 있음을 추가로 인식하고 고려한다.
예시적인 실시예들은 항공기용 전기 모터들이 에너지 수확 장치(energy-harvesting device)를 포함할 수 있음을 인식하고 고려한다. 에너지 수확 장치는 항공기가 항공기를 위해 지정된 재충전 위치로부터 멀리 있는 동안 배터리 시스템을 재충전하기 위해서 전기 에너지를 생성할 수 있다. 이 예시적인 예에서, 에너지 수확 장치는 다양한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 에너지 수확 장치는 태양 전지(solar cell), 열전 발전기(thermoelectric generator), 압전 결정(piezoelectric crystal), 안테나, 및 항공기 배터리 시스템을 재충전하도록 구성된 다른 적합한 유형의 장치 중 하나로부터 선택될 수 있다.
예시적인 실시예들은 항공기에서 별도의 구성요소로서 에너지 수확 장치의 추가가 일부 경우들에 원하는 것보다 더 많은 중량 및 복잡성을 추가할 수 있음을 추가로 인식하고 고려한다. 예시적인 실시예들은 항공기의 추진에 사용되는 전기 모터가 또한 에너지 수확 장치로서 사용될 수 있음을 추가로 인식하고 고려한다. 특히, 프로펠러와 함께 전기 모터가 항공기 배터리 시스템을 재충전하는 데 사용될 수 있는 전류를 생성시키기 위해서 운동 에너지의 형태로 이용가능한 풍력 에너지를 수확하기 위해 사용될 수 있다. 그러나, 예시적인 실시예들은 일부 현재 사용되는 추진 시스템들이 항공기 이동 및 재충전 양자 모두를 제공할 능력을 갖지 못할 수도 있다는 점을 인식하고 고려한다.
따라서, 예시적인 실시예들은 전원을 재충전하기 위한 방법 및 장치를 제공한다. 예시적인 일 실시예에서, 장치는 제어기를 포함한다. 제어기는 항공기에 대한 상태를 식별하고 다수의 전기 모터에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하도록 구성된다. 다수의 전기 모터들은 충전 상태가 항공기에 대해 제공될 때 공중에서 항공기를 움직이도록 구성된다. 제어기는 파라미터들의 그룹을 이용하여 항공기 전원을 재충전하고, 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 충전을 제어하도록 추가로 구성된다.
이하, 도면들을 참조하여, 특히 도 1을 참조하여, 전기 비행기 환경의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 예시적인 예에서, 전기 항공기 환경(100)은 전기 항공기(101)가 동작할 수 있는 환경의 예이다.
이 예시적인 예에서, 전기 항공기(101)는 쿼드콥터(102)의 형태를 취한다. 쿼드콥터(102)는 이 예시적인 예에서 4 세트의 프로펠러들에 의해 리프딩되며 추진되는 유형의 항공기이다. 이 예시적인 예에서, "세트"는 하나 또는 그 초과의 구성요소들을 포함한다. 따라서, 프로펠러의 세트는 하나 또는 그 초과의 프로펠러들을 포함한다.
도시된 바와 같이, 쿼드콥터(102)는 전기 추진 시스템(104)을 사용하여 비행하며, 전기 항공기 환경(100)에서 상이한 업들을 수행한다. 예컨대, 쿼드콥터(102)는 감시 임무(surveillance mission)를 위한 작업들을 수행할 수 있다. 감시 임무를 위한 작업들은 빌딩(106)을 포함하는 물체들의 이미지들을 생성시키는 것을 포함할 수 있다. 이들 이미지들은 정지 이미지(still image)들, 비디오 또는 이들의 일부 조합일 수 있다.
게다가, 감시 임무는 또한 도로(108) 상의 교통 상황의 이미지들을 생성시키는 것을 포함할 수 있다. 예컨대, 쿼드콥터(102)는 도로(108) 상에서 움직이는 차량(110)의 이미지들을 생성시킬 수 있다.
이러한 예시적인 예들에서, 쿼드콥터(102)는 선택된 시간 주기 동안 비행하도록 구성된다. 쿼드콥터(102)의 비행 시간은 쿼드콥터(102) 내의 전원의 용량 및 쿼드콥터의 요구되는 성능 수준에 기초한다. 이 예시적인 예에서, 성능 수준은 소망하는 바와 같은 임무를 수행하는데 필요한 에너지 수준을 포함할 수 있다. 그 결과, 쿼드콥터(102)는 쿼드콥터(102)용 전원을 재충전하기 위해 소정의 시간 주기 이후에 재충전 로케이션(112)으로 복귀할 수 있다. 예컨대, 쿼드콥터(102)는 쿼드콥터(102)용 배터리 시스템을 재충전하기 위해서 재충전 로케이션(112)으로 복귀할 수 있다.
일부 경우들에서는, 쿼드콥터(102)에 대한 임무 시간을 연장하는 것이 바람직할 수 있다. 환언하면, 쿼드콥터(102)가 보다 긴 시간 주기 동안 비행하고, 전기 항공기 환경(100)에 대해 더 많은 정보를 생성시키고, 추가의 작업들 또는 이들의 일부 조합을 수행하는 것을 허용하는 에너지의 양을 사용하는 것이 바람직할 수 있다.
쿼드콥터(102)에 대한 임무 시간은 다수의 상이한 방식들로 연장될 수 있다. 예컨대, 쿼드콥터(102)는 임무를 수행하면서, 시간 주기 동안 전기 항공기 환경(100)의 구조 상에 놓일 수 있다.
예시적인 일 예에서, 쿼드콥터(102)는 지붕(144) 상에 있으면서 임무의 일부를 수행하기 위해서 더 적은 파워를 사용하는 유리한 위치로서(a vantage point) 지붕(114)을 사용할 수 있다. 예컨대, 지붕(114)은, 쿼드콥터(102)가 도로(108)를 따라 비행하지 않으면서 도로(108) 상을 움직이는 차량(110)의 이미지들을 생성시킬 수 있는 로케이션일 수 있다. 이러한 방식으로, 쿼드콥터(102)는 배터리 수명을 절약하여 임무 시간을 연장할 수 있다.
다른 예시적인 예에서, 쿼드콥터(102)는 전원을 재충전하기 위해서 에너지 수확 시스템을 사용함으로써 임무 시간을 연장할 수 있다. 특히, 쿼드콥터(102)는 이중 용도를 갖는 에너지 수확 시스템을 채용할 수 있다. 환언하면, 에너지 수확 시스템은 전원을 재충전하는 것 이외에 다른 기능을 수행할 수 있다.
이 예에서 도시된 바와 같이, 전기 추진 시스템(104)이 또한 쿼드콥터(102)의 전원을 재충전하기 위한 에너지 수확 시스템으로서 기능 할 수 있다. 쿼드콥터(102)용 에너지 수확 시스템은 다수의 상이한 방식들로 활성화될 수 있다. 예컨대, 쿼드콥터(102)는 공조 유닛(air conditioning unit)(116) 상에 착륙할 수 있다.
예시된 바와 같이, 공조 유닛(116)으로부터 유동하는 공기는, 쿼드콥터(102) 내의 전원을 재충전하기 위해 사용될 수 있는 전기 에너지를 생성시키도록 프로펠러(118)들을 회전시킬 수 있다. 이러한 방식으로, 전기 추진 시스템(104)은 에너지 수확 시스템으로서 이중 목적을 가질 수 있으며, 그리고 이에 따라, 별도의 에너지 수확 시스템이 쿼드콥터(102)에 필요하지 않을 수 있다. 그 결과, 무게, 복잡성, 또는 다른 인자들 중 하나 이상의 이러한 예시적인 예들에서 쿼드콥터(102)를 위해서 감소될 수 있다.
본원에서 사용되는 바와 같이, 문구 "~중 하나 이상"은, 리스트된 아이템들과 함께 사용될 때, 리스트된 아이템들 중 하나 또는 그 초과의 상이한 조합들이 사용될 수 있고 리스트의 각 아이템 중 하나 만이 요구될 수 있음을 의미한다. 예컨대, "아이템 A, 아이템 B, 및 아이템 C 중 하나 이상"은, 제한 없이, 아이템 A, 아이템 A 및 아이템 A 및 아이템 B, 또는 아이템 B를 포함할 수 있다. 이러한 예는 또한 아이템 A, 아이템 B, 및 아이템 C 또는 아이템 B 및 아이템 C를 포함할 수 있다. 물론, 이들 아이템들의 임의의 조합들이 제공될 수 있다. 환언하면, "~중 하나 이상"은 예컨대, 제한 없이, 2 개의 아이템 A, 1 개의 아이템 B, 및 10 개의 아이템 C; 4 개의 아이템 B 및 7 개의 아이템 C; 및 다른 적합한 조합들일 수 있다. 아이템은 특정 물체, 물건, 또는 카테고리일 수 있다. 환언하면, "중 하나 이상"은 아이템들의 임의의 조합 및 다수의 아이템들이 리스트로부터 이용될 수 있음을 의미하지만, 리스트의 모든 아이템들이 요구되는 것은 아니다.
다른 예시적인 예들에서, 쿼드콥터(102)는 구조물 주위 환경에서 적당한 양의 바람에 의해 다른 구조물 상에 착륙할 수 있다. 예를 들어, 쿼드콥터(102)는 쿼드콥터의 프로펠러들이 상대적인 바람 벡터의 방향으로 마주하도록 지붕(114) 상에 착륙할 수 있다. 이러한 바람은, 이후, 쿼드콥터(102)의 전원을 재충전하기 위해 사용될 수 있다.
도 1의 전기 항공기 환경(100)의 예시는 단지 예시적인 실시예를 위한 구현의 예로서 의미된다. 다른 예시적인 예에서, 하나 또는 그 초과의 전기 항공기들이 쿼드콥터(102) 대신에 또는 추가로 사용될 수 있다.
다른 예들에서, 임무들은 빌딩(106)의 로케이션 이외의 다른 로케이션들에서 수행될 수 있다. 예컨대, 임무들은 파이프라인을 조사하고, 산불 및 다른 적절한 유형의 다른 임무들을 얻도록 수행될 수 있다.
이하, 도 2를 참조하면, 전기 항공기의 블록도가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 도 1의 쿼드콥터(102)는 도 2에서 블록 형태로 도시된 전기 항공기(200)의 하나의 물리적 구현의 일례이다.
이 예시적인 예에서, 전기 항공기(200)는 다수의 구성요소들을 포함한다. 도시된 바와 같이, 전기 항공기(200)는 기체(airframe)(202), 전기 추진 시스템(electric propulsion system)(204), 에너지 수확 시스템(energy harvesting system)(206), 전원(power source)(208) 및 제어기(controller)(210)를 포함한다. 전기 항공기(200)는 상이한 예시적인 예들에 도시된 것들 대신에 또는 추가로 다른 구성요소들을 가질 수 있다.
예시된 바와 같이, 기체(202)는 전기 항공기(200)의 기계적 구조이다. 기체(202)는 프레임, 동체(fuselage) 또는 전기 항공기(200) 내에 있는 다른 구성요소들과 연관될 수 있는 다른 물리적 구조물 중 하나 이상으로부터 선택될 수 있다.
하나의 구성요소가 다른 구성요소와 "연관되는" 경우, 이러한 연관은 도시된 예들에서 물리적 연관이다. 예컨대, 제 1 구성요소는 제 2 구성요소에 고정되고, 제 2 구성요소에 접합되고, 제 2 구성요소에 장착되며, 제 2 구성요소에 용접되고, 제 2 구성요소에 체결되거나 일부 다른 적절한 방식으로 제 2 구성요소에 연결되는 것 중 하나 이상에 의해 제 2 구성요소에 물리적으로 연관되는 것으로 고려될 수 있다. 제 1 구성요소는 또한 제 3 구성요소를 사용하여 제 2 구성요소에 연결될 수 있다. 제 1 구성요소는 또한 제 2 구성요소의 일부, 제 2 구성요소의 연장 또는 이들 양자 모두로서 형성됨으로써 제 2 구성요소와 물리적으로 연관되는 것으로 고려될 수 있다.
도시된 바와 같이, 전기 추진 시스템(204)은 프로펠러(212)들의 그룹 및 전기 모터(214)들의 그룹을 포함한다. 본원에 사용되는 바와 같이, 아이템들에 참조로 사용될 때 "~의 그룹"은 하나 또는 그 초과의 아이템을 의미한다. 예컨대, 프로펠러(212)들의 그룹은 하나 또는 그 초과의 프로펠러들이다.
본 예시적 예에서, 프로펠러(212)들의 그룹은 전기 모터(214)들의 그룹과 물리적으로 연관된다. 전기 모터(214)들의 그룹은 기체(202)와 물리적으로 연관된다.
전기 모터(214)들의 그룹은 전기 항공기(200)를 위해 프로펠러(212)들의 그룹을 회전시키고 기체(202)를 움직이도록 구성된다. 전기 추진 시스템(204)에 의한 전기 항공기(200)의 이동은 지상, 공중 또는 이들의 조합에서 발생할 수 있다.
본 예시적 예에서, 에너지 수확 시스템(206)은 또한 프로펠러(212)의 그룹 및 전기 모터(214)들의 그룹을 포함한다. 환언하면, 프로펠러(212)들의 그룹 및 전기 모터(214)들의 그룹은 본 예시적 예에서 전기 추진 시스템(204) 또는 에너지 수확 시스템(206) 중 하나로서 기능 할 수 있다.
도시된 바와 같이, 전류(216)가 전원(208)과 전기 모터(214)들의 그룹 사이에서 흐르도록, 전원(208)이 전기 모터(214)들의 그룹에 연결된다. 본 예시적 예에서, 전원(208)은 배터리 시스템(209)이다. 다른 예시적인 실시예들에서, 전원(208)은 연료 전지 및 다른 적합한 유형의 재충전 가능한 전원들의 다른 적합한 유형 중 하나로부터 선택될 수 있다.
배터리 시스템(209)에는 배터리(218)들의 그룹 및 배터리 시스템(209)을 작동하도록 구성된 다른 적절한 구성요소들이 포함된다. 예컨대, 일부 예시적인 예들에서, 배터리 시스템(209)은 배터리 시스템(209) 내의 하나 또는 그 초과의 배터리들의 충전 상태를 모니터링하도록 구성된 배터리 밸런서 회로(battery ballencer circuit)를 포함할 수 있다. 다른 예시적 예들에서, 이러한 배터리 밸런서 회로가 배터리 시스템(209)에 없을 수 있다.
이러한 도시된 예에서, 프로펠러(212)들의 그룹 및 전기 모터(214)들의 그룹이 전기 추진 시스템(204)으로서 기능 할 때, 전류(216)는 전원(208)으로부터 전기 모터(214)들의 그룹까지 흐른다. 프로펠러(212)들의 그룹 및 전기 모터(214)들의 그룹이 전원(208)을 재충전하기 위해서 에너지 수확 시스템(206)으로서 기능 할 때, 전류(216)는 전기 모터(214)들의 그룹으로부터 전원(208)까지 흐른다.
이 예시적인 예에서, 전원(208)의 재충전은 기생 재충전(parasitic recharging)의 형태를 취할 수 있다. 전기 모터(208)들의 그룹으로부터 전원(208)까지 전류(216)가 흐를 때, 전류(216)는 재생 전류(regenerative current)일 수 있다.
이 예시적인 예에서, 기생 재충전은 통상적이지 않은(non-conventional) 전원으로부터 에너지를 추출하는 프로세스를 지칭한다. 환언하면, 기생 재충전은 그의 주 기능이 전력을 제공하지 않는 소스로부터 유래한다. 예컨대, 에너지 수확 시스템(206)이 전원(208)을 재충전하는 공조 유닛의 배기로부터 나오는 바람을 기계 에너지로 사용할 때, 프로세스는 기생 재충전으로서 지칭될 수 있다.
이 예시적인 예에서, 제어기(210)는 전기 항공기(200)의 동작을 제어하도록 구성된다. 도시된 바와 같이, 제어기(210)는 소프트웨어, 하드웨어, 펌웨어, 또는 이들의 조합으로 구현될 수 있다. 소프트웨어를 사용하는 경우, 제어기(210)에 의해 수행되는 작업은 프로세서 유닛을 실행하도록 구성된 프로그램 코드로 구현될 수 있다. 펌웨어가 사용되는 경우, 제어기(210)에 의해 수행되는 작업들은 프로그램 코드 및 데이터로 구현되고 프로세서 유닛을 실행하도록 메모리에 영구적으로 저장될 수 있다. 하드웨어가 사용되면, 하드웨어는 제어기(210)에서 동작들을 수행하도록 동작하는 회로를 포함할 수 있다.
이 예시적인 예들에서, 하드웨어는 회로 시스템, 집적 회로, 주문형 집적 회로(ASIC), 프로그램 가능 논리 장치, 또는 다수의 동작들을 수행하도록 구성된 하드웨어의 일부 다른 적합한 유형의 형태를 취할 수 있다. 프로그램 가능 논리 장치에 의해, 장치가 다수의 동작들을 수행하도록 구성될 수 있다. 장치는 나중에 재구성될 수 있거나 다수의 동작들을 수행하도록 영구적으로 구성될 수 있다.
프로그램 가능 논리 장치들의 예들로는, 예를 들어, 프로그램 가능 로직 어레이, 프로그램 가능 논리 어레이, 필드 프로그램 가능 로직 어레이, 필드 프로그램 가능 게이트 어레이, 및 다른 적절한 하드웨어 장치들을 포함한다. 또한, 프로세스들은 무기 성분들이 통합된 유기 성분들로 구현될 수도 있고 전적으로 인간을 제외한 유기 성분들이 포함될 수 있다. 예를 들어, 프로세스들은 유기 반도체들에서 회로들로서 구현될 수 있다.
예시적 예에서, 제어기(210)는 임펄스 폭 변조 제어기(IWMC)일 수 있다. 이 도시된 예에서, 임펄스 폭 변조 제어기는 임펄스 폭 변조(IWM)를 사용하여 직류(DC) 모터의 권선들의 전류를 제어한다. 임펄스 폭 변조는 "H" 브리지 전환 구성을 갖는 모터 권선들 내의 전류의 4 개의 사분면 제어를 제공하는 디지털 알고리즘 방법이다. 이러한 "H" 브리지는 또한 이러한 예시적 예들에서 파워 인버터로서 언급될 수 있다.
각각의 듀티 사이클 동안에, 피드백은 하나의 스위치 브리지 스위치가 전류의 소망하는 포지티브 또는 네거티브 변화를 제공하기 위해서 온(ON) 또는 오프(OFF)되기에 적절한 시간을 판정한다. 듀티 사이클을 변화시킴으로써, 전류(216)의 크기는 원하는 수준에 근접하게 전류(216)를 구동하도록 영향을 받는다. 다른 예시적인 예들에서, 다른 유형의 제어기들이 특정 구현에 따라, 제어기(210)에 사용될 수 있다.
이 도시된 예에서, 제어기(210)는 전기 모터(214)들의 그룹에 대한 상태(220)를 식별하도록 구성된다. 상태(220)는 이러한 예시적 예들에서의 작동 상태일 수 있다. 예를 들어, 상태(220)는 전기 모터(214)들의 그룹 작동, 전기 모터(214)들의 그룹 재충전, 스탠바이 또는 일부 다른 적합한 상태 중 하나의 그룹으로부터 선택될 수 있다.
제어기(210)는 또한 상태(220)에 기초하여 전기 추진 시스템(204)에서 전기 모터(214)들의 그룹에 대한 재충전 파라미터(222)들의 그룹을 식별하도록 구성된다. 도시된 바와 같이, 제어기(210)는 전기 항공기(200)에 대한 상태(220)에 기초하여 전기 모터(214)들의 그룹에 의해 전원(208)의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터(222)들의 그룹을 이용하여 전원(208)을 재충전하도록 구성된다.
이 예시적인 예에서, 재충전 파라미터(222)들의 그룹은 다양한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 재충전 파라미터(222)들의 그룹은 전원(208)에 대한 전체 전류, 전기 모터(214)들의 그룹 내의 전기 모터(224)로부터의 전류, 전기 모터(224)에 대한 전압 또는 다른 적절한 파라미터들 중 하나 이상으로부터 선택될 수 있다.
도시된 바와 같이, 전체 전류는 전원(208)을 재충전하는 데 사용되는 전기 모터(214)들의 그룹으로부터의 전류들의 그룹의 합이다. 환언하면, 전기 모터(214)들의 그룹으로부터 생성된 전체 전류는 전류(216)를 형성한다. 전기 모터(214)들의 그룹에서의 각각의 전기 모터는 전류를 생성할 수 있다.
이 예시적인 예에서, 전기 모터(214)들의 그룹에서 각각의 모터에 대응하는 전류의 레벨은 다른 전기 모터들과 동일하거나 또는 상이할 수 있다. 예컨대, 제 1 전기 모터는 제 1 전류를 생성할 수 있는 반면, 제 2 전기 모터는 제 1 전류와 상이한 제 2 전류를 생성할 수 있다.
다른 예들에서, 제 1 전류 및 제 2 전류는 실질적으로 동일 할 수 있다. 일부 예시적인 예들에서, 단지 하나의 모터가 전기 모터(214)들의 군에 제공될 수 있다. 이 경우, 전체 전류, 즉 전류(216)는 전기 모터(224)에 의해 생성된 전류이다.
일부의 경우들에서, 전체 전류는 전원(208)의 최대 전류보다 작거나 같도록 선택될 수 있다. 이러한 최대 전류는 최대 허용 전류일 수 있다. 최대 허용 전체 전류의 선택은 전원(208)의 충전 상태 또는 전원(208)의 건전(health) 상태에 기초하여 시간이 지남에 따라 바뀔 수 있다. 게다가, 최대 허용 전체 전류 값은 전원(208)의 수명을 증가시키고 전원(208)에 대한 유지보수를 감소시키거나 이들의 일부 조합으로 선택될 수 있다. 더 짧은 시간에 전원(208)을 재충전하기 위해서 전체 전류에 대해 더 높은 전류가 선택될 수 있지만, 전원(208)의 수명을 감소시킬 수 있다.
예시된 바와 같이, 재충전 파라미터(222)들의 그룹이 전기 모터(214)들의 그룹의 전기 모터(224)로부터의 전류를 포함하는 경우, 제어기(210)는 듀티 사이클(226)을 제어하도록 구성될 수 있다. 이 예시적인 예에서, 듀티 사이클(226)은 전기 모터(224) 내의 다수의 스위치들이 "온(on)" 또는 "폐쇄(closed)" 상태에 있는 것을 시간의 백분율로 나타낸다. 환언하면, 듀티 사이클(226)은 전기 모터(224) 내의 다수의 스위치들이 고려중인 전체 시간의 분율로서 전기 모터(224)에 전류를 제공하기 위해 활성화된 시간의 양이다.
이 예시적인 예에서, 제어기(210)는 전기 항공기(200)의 상태(220)에 기초하여 이벤트(228)에 응답하여 전기 모터(214)들의 그룹에 대한 재충전 파라미터(222)들의 그룹에서 재충전 파라미터들을 식별하도록 구성된다. 예시적인 예에서, 이벤트(228)는 전기 항공기(200)가 충전 상태에 진입하는 것, 시간 주기의 만료, 전기 모터(214)들의 그룹에서의 변화 또는 일부 다른 적합한 이벤트 중 하나 이상으로부터 선택된다.
따라서, 전기 항공기(200)는 에너지 수확 시스템(206)을 이용하여 자체 재충전할 수 있다. 에너지 수확 시스템(206)은 전기 항공기(200)의 설계에 중량 또는 복잡성을 추가하지 않으면서 작동한다. 전원(208)이 에너지 수확 시스템(206)을 사용하여 재충전가능할 때, 전기 항공기(200)를 위해 사용된 전원(208)의 크기, 중량 및 비용은 절감될 수 있다.
또한, 에너지 수확 시스템(206)의 사용에 의해, 전기 항공기(200)는 전기 항공기를 위한 일부 구성들과 비교하여 더 긴 시간 주기 동안 작동할 수 있다. 전기 항공기(200)는 또한 지정된 재충전소(recharging station)로 복귀할 필요없이 더 복잡하고 시간 집약적 임무들을 수행할 수 있다. 제어기(210)는 임무 중 전원(208)을 재충전하기 위해서 필드에서 전기 추진 시스템(204)으로부터 에너지 수확 시스템(206)으로 전환하도록 구성될 수 있다.
도 2의 전기 항공기(200)의 예시는 예시적인 실시예가 구현될 수 있는 방식으로 물리적 또는 구조적 제한들을 함축하는 것으로 의미 되지는 않는다. 예시된 것들에 추가하여 또는 이를 대신하여 다른 구성요소들이 사용될 수 있다. 일부 구성요소들은 불필요할 수 있다. 또한, 블록들이 일부 기능성 구성요소들을 예시하기 위해 제공된다. 이들 블록들 중 하나 또는 그 초과의 블록이 예시적 실시예에서 구현될 때 상이한 블록들에 결합, 분할, 또는 결합 및 분할될 수 있다.
예를 들어, 제어기(210)는 기체(202)와 물리적으로 연관된 것으로 도시된다. 일부 예시적인 예들에서, 제어기(210)는 하나 초과의 로케이션에 분포될 수 있다. 예컨대, 제어기(210)의 일부가 기체(202)에 물리적으로 연관될 수 있지만, 제어기(210)의 다른 부분은 지상국(ground station), 다른 항공기와 같은 다른 로케이션에 또는 일부 다른 적절한 로케이션에 있을 수 있다. 이 예에 의해, 제어기(210)의 상이한 부분들이 컴퓨터 시스템(211)에서 구현될 수 있다. 컴퓨터 시스템(211)은 무선 통신 링크와 같은 통신 매체를 통해 서로 통신하는 하나 또는 그 초과의 컴퓨터들을 포함할 수 있다.
다른 예로서, 전기 항공기(200)는 이 도면에 예시된 것과는 상이한 형태를 취할 수 있다. 전기 항공기(200)의 일 예가 도 1에서 쿼드콥터(102)에 대해 설명되고 있지만, 전기 항공기(200)는 다른 형태들을 취할 수 있다. 예컨대, 전기 항공기(200)는 비행기(airplane), 헬리콥터(helicopter), 회전익(rotorcraft) 및 무인 항공기(UAV: unmanned aerial vehicle) 그리고 다른 적합한 유형의 전기 항공기들 중 하나로부터 선택될 수 있다.
다른 예시적인 예에서, 제어기(210)는 임펄스 폭 변조 제어기 이외의 다른 유형의 제어기를 사용하여 구현될 수 있다. 예를 들어, 제어기(210)는 펄스 폭 변조(PWM: pulse width modulation) 제어기로서 구현될 수 있다.
또 다른 예시적인 예에서, 에너지 수확 시스템(206)을 사용하는 전원(208)의 재충전은, 전원(208)의 재생 재충전(regenerative recharging)에 부가하여 또는 그 대신에 수행될 수 있다. 전원(208)의 재생 재충전은, 제어기(210)가 프로펠러(212)들의 그룹의 방향을 바꾸고, 프로펠러(212)들의 그룹이 회전하는 속도를 느리게 하거나 이의 일부를 조합하는 경우에 생성할 수 있다. 환언하면, 전기 모터(214)들의 그룹의 제동(breaking)이 전원(208)을 재생 재충전하는데 사용될 수 있다.
다음으로, 도 3을 참조하면, 전기 항공기의 작동에 대한 상태 머신(state machine)의 블록도의 예시가 예시적인 일 실시예에 따라 도시된다. 이 예시적인 예에서, 상태 머신(300)은 도 2의 전기 항공기(200)가 임무(302)를 수행하기 위해 진입할 수 있는 상태(220)를 도시한다. 이 예시적인 예에서, 전기 항공기(200)를 위한 상태(220)는 작동 상태(304) 및 충전 상태(306) 중 하나의 상태로부터 선택된다.
전기 항공기(200)는 작동 상태(304)에서 시작한다. 일부 예시적 예들에서, 작동 상태(304)는 "모터링(motoring)" 상태 또는 도 2의 전기 추진 시스템(204)이 활성화된 상태로 언급될 수 있다. 전기 항공기(200)에 대한 상태(220)가 작동 상태(304)인 경우, 전기 항공기(200)는 임무(302)를 위한 작동들을 수행한다. 이러한 작동들은 예컨대, 로케이션으로 비행하는 것, 로케이션에서 타깃의 이미지들을 생성하는 것, 로케이션에 페이로드(payload)를 낙하시키는 것, 로케이션의 타깃(target)에 무기를 발사하는 것, 홈 베이스(home base)로 복귀하는 것 또는 다른 적합한 작동들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
전기 항공기(200)는 충전 상태(306)로 상태(220)를 바꿈으로써 임무(302)의 지속 기간을 증가시킬 수 있다. 이 상태에서, 전기 항공기(200)는 도 2의 에너지 수확 시스템(206)을 사용하여 전원(208)을 재충전시킬 수 있다.
충전 상태(306)에 있을 때, 전기 항공기(200)는 또한 임무(302)를 위한 작동들을 수행할 수 있다. 예컨대, 지상 재충전 전원(208) 상에 있을 때, 전기 항공기(200)는 전기 항공기(200)가 움직이지 않으면서, 여전히 이미지들을 생성하고 수행될 수 있는 다른 작동들을 수행할 수 있다.
전원(208) 재충전 이후에, 전기 항공기(200)를 위한 상태 머신(300)이 작동 상태(304)로 복귀할 수 있다. 이러한 방식으로, 전기 항공기(200)는 임무(302)를 위한 작동들을 계속해서 수행할 수 있다. 이러한 예시적인 예에서, 전기 항공기(200)는 임무(302)의 수행 중 몇 번이고 작동 상태(304)와 충전 상태(306) 사이에서 이동할 수 있다.
다음으로, 도 4를 참조하면, 전기 모터 시스템을 위한 정보 흐름도의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 예시적인 예에서, 제어기(400)는 전원(402) 및 전기 모터(404)들의 그룹과 연관된다. 제어기(400)는 도 2의 제어기(210)의 일 예이다. 전기 모터(404)들의 그룹은 도 2의 전기 모터(214)들의 그룹의 일 예이다. 제어기(400), 전원(402), 및 전기 모터(404)들의 그룹이 이 예시적인 예에서 서로 연통한다.
도시된 바와 같이, 제어기(400)는 항공기용 비행 컴퓨터이다. 제어기(400)는 명령(406)들 및 정보(408)를 수신하도록 구성된다.
이 예시적인 예에서, 명령(406)들은 자동 조종 명령들, 조종 명령들 또는 다른 적합한 유형의 명령들 중 하나일 수 있다. 명령(406)들은 이 예시적인 예에서 전기 모터(404)들의 그룹을 위한 명령들이다. 예컨대, 명령(406)들은 전기 모터(404)들의 그룹의 하나 또는 그 초과의 작동을 위한 분당 회전수(RPM) 및 추력(thrust) 명령들을 지정할 수 있다.
예시된 바와 같이, 정보(408)는 항공기를 위한 다양한 모니터링 시스템들에 의해 제공되는 정보이다. 정보(408)는 복수 개의 상이한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 정보(408)는 대기속도(airspeed), 고도, 방위, 또는 항공기에 대한 다른 적절한 정보의 형태를 취할 수 있다. 정보(408)는 이 예시적인 예에서 전기 모터(404)들의 그룹의 작동을 제어하기 위해서 제어기(400)에 의해 사용될 수 있다.
전원(402)이 이러한 도시된 예에서 제어기(400)와 통신한다. 전원(402)이 이 예시적인 예에서 제어기(400)에 충전 상태(410)를 제공한다. 충전 상태(410)는 전원(402)에서 남아 있는 전하(charge)의 레벨일 수 있다. 예컨대, 전원(402)이 배터리 시스템인 경우, 충전 상태(410)는 배터리 시스템에서 잔류 전하를 나타내는 배터리 충전 상태일 수 있다.
이 도시된 예에서, 제어기(400)는 전원(402)이 재충전을 필요로 하는 경우를 판정하기 위해서 전원(402)에 의해 보내진 충전 상태(410)를 사용한다. 전원(402)의 재충전 필요 여부의 판정은 다수의 재충전 파라미터들에 기초할 수 있다. 예컨대, 전원(402)에 남아있는 전하가 임계값에 도달하거나 배터리 단자들을 가로지르는 전압이 지정된 값보다 더 낮아지게 되는 경우, 제어기(400)는 전기 모터(404)들의 그룹의 상태를 작동 상태로부터 재충전 상태로 전환할 수 있다. 환언하면, 충전 상태(410)가 선택된 값에 도달하는 경우, 전기 모터(404)들의 그룹은 전원(402)을 재충전하기 위해 재충전 상태에 놓일 수 있다.
충전 상태(410)는 또한, 전원(402)을 위한 재생 전류의 최대량을 포함할 수 있다. 예컨대, 충전 상태(410)는 전기 모터(404)들의 그룹에 의해 전원(402)으로 다시 보내질 전류의 최대 허용 값을 식별할 수 있다. 다른 예에서, 전원(402) 및 제어기(400)는 전원(402)이 그의 임무의 완료를 위해 충분한 상태로 재충전되는데 필요한 전류를 식별할 수 있다.
전기 모터(404)들의 그룹은 이 예시적인 예에서 4 개의 전기 모터들을 포함한다. 특히, 전기 모터(404)들의 그룹은 이 예시적인 예에서, 전기 모터(412), 전기 모터(414), 전기 모터(416), 및 전기 모터(418)를 포함한다. 전기 모터(404)들의 그룹은, 작동 상태에 있을 때 전원(402)으로부터 전류들을 수신하고, 재충전 상태에 있을 때 전원(402)으로 전류들을 전송한다.
특히, 작동 상태에서, 전기 모터(412)는 전류(420)를 수신하고, 전기 모터(414)는 전류(422)를 수신하며, 전기 모터(416)는 전류(424)를 수신하고, 그리고 전기 모터(418)는 전류(426)를 수신한다. 전류(420), 전류(422), 전류(424), 및 전류(426)는 재충전 상태 중 반대 방향으로 흐를 수 있다. 일부 예들에서, 한 방향으로 흐르는 전류는 특별한 구현에 따라 반대 방향으로 흐르는 전류와 동일하거나 상이할 수 있다.
이러한 도시된 예에서, 제어기(400)는 전기 모터(404)들의 그룹에 다수의 모터 명령들을 전송한다. 예컨대, 제어기(400)는 전기 모터(412)에 모터 명령(428)들, 전기 모터(414)에 모터 명령(430)들, 전기 모터(416)에 모터 명령(432)들, 및 전기 모터(418)에 모터 명령(434)들을 전송한다.
이 예시적인 예에서, 모터 명령(428)들, 모터 명령(430)들, 모터 명령(432)들, 및 모터 명령(434)들이 분당 회전수, 추력, 작동 상태, 재충전 상태, 전환 주파수, 재생 전압, 재생 전류 또는 일부 다른 적절한 명령 중 하나 이상의 명령으로부터 선택될 수 있다. 이후, 이러한 모터 명령들은 전기 모터(404)들의 그룹에 의해 구현될 수 있다.
전기 모터(404)들의 그룹이 이 예시적인 예에서, 제어기(400)에 피드백을 전송할 수 있다. 특히, 전기 모터(412)는 피드백(436)을 전송하고, 전기 모터(414)는 피드백(438)을 전송하며, 전기 모터(416)는 피드백(440)을 전송하고, 전기 모터(418)는 피드백(442)을 전송한다. 피드백(436), 피드백(438), 피드백(440) 및 피드백(442)은 분당 회전수, 재생 전류, 또는 일부 다른 적절한 유형의 피드백 중 하나 이상을 포함할 수 있다. 피드백(436), 피드백(438), 피드백(440) 및 피드백(442)은, 이 예시적인 예에서의 각각의 모터 내의 다수의 센서들에 의해 생성될 수 있다.
이 도시된 예에서, 피드백은 제어기(400)에 의해 처리되며 전기 모터(404)들의 그룹으로 전송된 추가 명령들을 조정하는데 사용된다. 일부 경우들에서, 피드백은 전기 모터(404)들의 그룹 중 하나에서 문제들을 식별하기 위해서 진단 도구로서 사용될 수 있다. 예를 들어, 피드백은 전기 모터(404)의 그룹 중 하나가 원하는 바와 같이 작동되지 않는지의 여부를 판정하기 위해서 사용될 수 있다.
다음으로, 도 5를 참조하면, 전기 모터 시스템에 대한 정보 흐름도의 또 다른 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 도시된 예에서, 도 4로부터 전기 모터(412)의 더욱 상세한 예시가 도시된다.
도시된 바와 같이, 전기 모터(412)는 모터 제어기(500), 전압 제어기(502), 파워 인버터(즉, "H" 브리지)(504), 및 모터(506)를 포함한다. 이 예시적인 예에서, 모터 제어기(500)는 제어기(400)로부터 도 4에 도시된 모터 명령(428)들을 수신하도록 구성된다. 모터 제어기(500)는 임펄스 폭 변조 제어기, 펄스 폭 변조 제어기, 또는 일부 다른 적절한 유형의 제어기로부터 선택될 수 있다.
모터 제어기(500)는 전압 제어기(502)로 명령(510)들을 전송하고, 파워 인버터(504)로 명령(517)들을 전송한다. 전압 제어기(502)는 작동 상태에서 전기 모터(412)에 인가된 전압 및 재충전 상태에서 전원에 인가된 전압을 조절하도록 구성된 장치일 수 있다. 예컨대, 전압 제어기(502)는, 전기 모터(412)가 원하는 방식으로 전원(402)을 충전할 수 있도록 충전 상태에 있는 경우 전원(402)을 충전하기 위해서 적절한 전압을 선택한다. 파워 인버터(504)는 명령받은 크기로 전원(402)에 전류를 다시 공급하기 위해 제어된다. 환언하면, 전압 제어기(502)가 충전 전압을 제어하는 반면, 파워 인버터(504)는 전원(402)에 공급되는 전류의 크기를 제어한다. 전압 제어기(502)는 전원(402)에 대해 소망하는 전하 설정(charge setting)을 제공하기 위해서, 명령된 전압에 관계없이, 전원(402)에 인가된 전압을 제어할 수 있다.
이 예시적인 예에서, 명령(510)들 및/또는 명령(517)들은 작동 상태로부터 재충전 상태로, 또는 재충전 상태로부터 작동 상태로 전기 모터(412)를 전환하기 위한 명령들일 수 있다. 명령(510)들 및 명령(517)들은, 전압 제어기(502) 및 파워 인버터(504) 중 하나 또는 그 초과 내에 있는 회로가 소망하는 방식으로 전류가 흐를 수 있도록 온(ON) 상태에 배치되도록 구성될 수 있다.
명령(517)들에 기초하여, 파워 인버터(504)는 전류(512)를 전송 또는 수신할 수 있다. 특히, 전기 모터(412)가 작동 상태에 있을 때, 파워 인버터(504)는 전류(512)를 모터(506)로 전송한다. 전기 모터(412)가 재충전 상태에 있을 때, 파워 인버터(504)는 모터(506)로부터 전류(512)를 수신한다. 모터(506)는 이 예시적인 예에서 전기 모터(412)의 기계적인 부분이다.
도시된 바와 같이, 전압 제어기(502) 및 파워 인버터(504)는 모터 제어기(500)를 위해 각각 피드백(514) 및 피드백(516)을 제공한다. 예컨대, 피드백(514)은 전기 모터(412)로부터 전원(402)을 위해 재생된 전압을 포함할 수 있다.
유사한 방식으로, 모터(506)는 모터 제어기(500)를 위한 피드백(518)을 생성한다. 피드백(518)은 모터(506)로부터 그리고 모터로 흐르는 측정 전류, 모터(506)의 위치 정보 또는 다른 적합한 유형의 피드백들을 포함할 수 있다. 이후, 모터 제어기(500)는, 제어기(400)에 도 4에 도시된 피드백(436)을 생성하고, 제어기(400)로부터 모터 명령(428)들에 기초한 전기 모터(412)의 작동을 추가로 제어하거나 다른 적합한 유형의 작동을 수행하도록 이 피드백을 사용한다.
이 도시된 예에서, 전기 모터의 구성요소들이 전기 모터(412)를 참조하여 설명되고 있지만, 전기 모터(414), 저기 모터(416) 및 전기 모터(418)가 본원에 설명되는 바와 같이 전기 모터(412)와 유사한 구성요소들을 포함할 수 있다. 다른 예시적인 예들에서, 전기 모터(404)들의 그룹 중 하나 또는 그 초과의 모터는 포함된 기능에 따라 상이한 구성요소들을 포함할 수 있다.
다음으로, 도 6을 참조하면, 작동 상태에서의 전기 모터에 대한 정보 흐름도의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 도시된 예에서, 도 4로부터의 전기 모터(412)는 작동 상태로 도시된다. 이 도면에 도시된 전류 흐름은 도 3에서의 작동 상태(304) 동안의 전류 흐름의 일 예일 수 있다.
예시된 바와 같이, 전원(402)은 전류(420)를 전기 모터(412)에 제공하는 반면, 제어기(400)는 전기 모터(412)로 모터 명령(428)들을 전송한다. 전류(420)는 이러한 예시적 예에서 정전압(constant voltage)으로 공급될 수 있다.
이 예시적인 예에서, 전압 제어기(502)는 전류(420)를 수신한다. 모터 제어기(500)는 모터 명령(428)들을 수신한다. 이후, 모터 제어기(500)는 전압 제어 명령(600)들 및 전류 제어 명령(602)들을 생성한다.
예시된 바와 같이, 전압 제어 명령(600)들은 전압 제어기(502)를 제어하도록 구성된다. 전압 제어기(502)는 전압 제어 명령(600)들에 의해 명령된 전압으로 파워 인버터(504)에 걸쳐 인가된 전압을 제어하도록 구성된다. 출력 전압(604)은 파워 인버터(504)에 걸쳐 인가된다. 전압 제어기(502)의 출력 전압(604) 및 모터 제어기(500)로부터의 전류 제어 명령(602)들에 기초하여, 출력 전압(606)이 모터(506)에 인가된다. 출력 전압(606)이 이러한 예시적인 예들에서 모터 제어기(500)로부터 명령된 전압 및 명령된 전류에 인가된다.
이 도시된 예에서, 모터(506)는 이 출력 전압(606)을 기계적 출력(608)으로 변환한다. 이러한 기계적 파워는 이러한 예시적 예들에서 출력 샤프트 파워이다. 기계적 출력(608)은 항공기의 움직임을 유발한다. 예를 들어, 기계적 출력(608)은 프로펠러(610)를 회전시킬 수 있다. 이러한 방식으로, 전기 모터(412) 및 전기 모터(404)들의 그룹 내의 추가 모터들은 작동 상태에 있으면서 항공기에 대한 움직임을 제공할 수 있다.
이제, 도 7을 참조하면, 재충전 상태에서의 전기 모터에 대한 정보 흐름도의 예시가 예시적인 일 실시예에 따라 도시된다. 이 도시된 예에서, 도 4로부터 전기 모터(412)는 재충전 상태로 도시된다. 이 도면에 도시된 전류 흐름은 도 3의 재충전 상태(306) 동안의 전류 흐름의 일례일 수 있다.
도시된 바와 같이, 제어기(400)는 작동 상태로부터 재충전 상태로 전기 모터(412)를 전환시키기 위해서 모터 제어기(500)에 명령하고 있다. 이 예시적인 예에서, 기계적 파워(700)는 풍력 에너지로 돌고 있는(wind energy spinning) 프로펠러(610)로부터 생성될 수 있다. 기계적 파워(700)는 모터(506)에 의해 수용되어 전기 파워로 전환된다.
예시된 바와 같이, 출력 전압(702)은 파워 인버터(504)로 전송된다. 파워 인버터(504)는 소망하는 수준의 전류로 출력 전압(704)을 생성하도록 전류 제어 명령(602)들을 사용한다. 이후, 출력 전압(704)은 전압 제어기(502)로 전송된다. 전압 제어 명령(600)들에 기초하여, 전압 제어기(502)는 전원(402)을 재충전하기 위해서 명령된 수준의 전압 및 전류로 전원(402)에 전류(420)를 다시 전송한다.
이러한 방식으로, 전기 모터(412)는 전원(402)을 재충전하기 위해서 원하는 수준의 전류를 제공한다. 유사한 방식으로, 전기 모터(414), 전기 모터(416), 및 전기 모터(418)는 또한 전원(402)을 재충전하기 위해서 전류를 제공할 수 있다.
이제 도 8을 참조하면, 전원 및 전류 제어기의 블록도의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 전원(402)은 이 예시적인 예에서 배터리(800)의 형태를 취한다.
전원(402)은 이 예시적인 예에서 배터리 밸런서 회로(802) 및 명령된(commanded) 전류 계산기(804)를 포함한다. 배터리 밸런서 회로(802)는 배터리(800)의 용량을 증가시키기 위해서 배터리(800) 내에서 상이한 셀(cell)들로부터 전하 밸런싱(charge balancing)을 위해 구성된다. 배터리 밸런서 회로(802)는 또한 원치않는 과충전으로부터 배터리(800) 내의 셀들을 보호하도록 구성된다.
이 예시적인 예에서, 도 4의 전기 모터(404)들의 그룹의 각각의 모터로부터 전류가 배터리(800)로 전송된다. 예컨대, 도 4에서, 제 1 전류(801)는 전기 모터(412)로부터 전송되고, 제 2 전류(803)는 전기 모터(414)로부터 전송되며, 제 3 전류(805)는 전기 모터(416)로부터 전송되고, 제 4 전류(807)는 전기 모터(418)로부터 전송된다. 이들 전류들은 이러한 예시적인 예들에서 배터리(800)를 재충전하도록 사용된다.
도시된 바와 같이, 제 1 전류(801), 제 2 전류(803), 제 3 전류(805), 및 제 4 전류(807) 중 하나 또는 그 초과 전류 수신에 응답하여, 배터리 충전 상태(806)는 배터리(800)로부터 배터리 밸런서 회로(802)로 전송된다. 배터리 충전 상태(806)는 현재 시간에서의 배터리(800)에 대한 충전 상태이다.
이 예시적인 예에서, 배터리 밸런서 회로(802)는 명령된 전류(808) 및 명령된 전압(810)을 결정하기 위해서 배터리 충전 상태(806)를 사용한다. 명령된 전류(808)는 전기 모터(404)들의 그룹 중 하나 또는 그 초과 모터의 작동을 위한 전류 수준이다. 이 전류는, 배터리(800)의 전류 요구들에 의해 결정된다. 명령된 전압(810)은 전기 모터(404)들의 그룹 중 하나 또는 그 초과의 모터의 작동을 위한 전압 레벨이다. 이 전압은, 배터리(800)의 전압 요구들에 의해 결정된다.
도시된 바와 같이, 배터리 밸런서 회로(802)는 명령된 전류(808) 및 명령된 전압(810)을 명령된 전류 계산기(804)로 전송한다. 명령된 전류 계산기(804)는, 전기 모터(404)들의 그룹으로부터의 다수의 입력(812)들, 명령된 전류(808), 및 명령된 전압(810)을 수신하고 전기 모터(404)들의 그룹의 각각에 대한 명령된 전류의 원하는 수준을 결정하도록 다수의 입력(812)들을 사용하도록 구성된다.
이 예시적인 예에서, 다수의 입력(812)들이 수개의 상이한 형태들을 취할 수 있다. 예컨대, 다수의 입력(812)들은, 전기 모터(404)들의 그룹으로부터의 전압 측정들, 전류 측정들, 평균 듀티 사이클, 이들의 조합, 및 다른 유형들의 정보 형태를 취할 수 있다.
이 도시된 예에서, 명령된 전류 계산기(804)는 각각, 전기 모터(412), 전기 모터(414), 전기 모터(416), 및 전기 모터(418)로부터 평균 듀티 사이클(809), 평균 듀티 사이클(811), 평균 듀티 사이클(813), 및 평균 듀티 사이클(822)을 수신한다. 평균 듀티 사이클(809), 평균 듀티 사이클(811), 평균 듀티 사이클(813), 및 평균 듀티 사이클(822)은 선택된 시간 주기에 걸쳐, 각각, 전기 모터(412), 전기 모터(414), 전기 모터(416), 및 전기 모터(418)에 대해 측정된 듀티 사이클들의 평균일 수 있다.
명령된 전류 계산기(804)는, 또한 각각, 전기 모터(412), 전기 모터(414), 전기 모터(416), 및 전기 모터(418)로부터 전류(814), 전류(815), 전류(816) 및 전류(817)를 수신한다. 전류(814), 전류(815), 전류(816) 및 전류(817)는, 이 예시적인 예에서, 각각, 전기 모터(412), 전기 모터(414), 전기 모터(416), 및 전기 모터(418)의 실제 전류 출력일 수 있다.
다수의 입력(812)들로부터, 명령된 전류 계산기(804)는 전기 모터(412)에 대한 명령된 전류(818), 전기 모터(414)에 대한 명령된 전류(819), 전기 모터(416)에 대한 명령된 전류(820) 및 전기 모터(418)에 대한 명령된 전류(821)를 생성한다. 이 예시적인 예에서, 명령된 전류 계산기(804)는 제어기(400) 내에 위치된다. 일부 예시적인 예들에서, 명령된 전류 계산기(804)는 전기 항공기 내에서, 전기 항공기로부터 원격으로 또는 이들의 일부 조합으로 상이한 구성요소에 위치될 수 있다.
이제 도 9를 참조하면, 명령된 전류를 계산하기 위한 식들의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 도시된 예에서, 식(900)은, 도 4의 전기 모터(404)들의 그룹에 대한 명령된 전류들을 계산하기 위해서 도 8로부터 명령된 전류 계산기(804)에 의해 사용될 수 있다.
도시된 바와 같이, 식(900)은, 전기 모터(404)들의 그룹의 각각에 대한 유효 전류(in/100% DC)를 결정하기 위해서 명령된 전류 계산기(804)에 의해 사용되며, 여기서, infb 는 모터에 대해 측정된 전류이며, 한편으로, DCnfb 는 모터에 대한 평균 듀티 사이클이다. 유효 전류가 전기 모터(404)들의 그룹의 모든 모터들에 대해 계산되면, 이러한 유효 전류들은 총 유효 전류(itot/100% DC)를 결정하기 위해서 식(902)으로 입력될 수 있다.
다음으로, 명령된 전류(incmd)가 식(904)을 이용하여 결정된다. 식(904)에서, icmd , tot 는 전기 모터(404)들의 그룹에 대한 전체 명령된 전류이다. 전기 모터(404)들의 그룹의 각각에 대한 명령된 전류는 전기 모터(404)들의 그룹의 각각의 측정된 전류에 비례한다. 이러한 방식으로, 전기 모터(404)들의 그룹에 대해 명령된 전류가 작동 상태와 재충전 상태 양자 모두에서 원하는 방식으로 전기 항공기를 작동하도록 결정될 수 있다.
다음으로, 도 10을 참조하면, 전기 모터용 전압 제어기 및 파워 인버터의 회로도의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이러한 도시된 예에서, 전압 제어기(502) 및 파워 인버터(504)를 위한 회로도들이 도시된다.
파워 인버터(504)는 이 예시적인 예에서 모터(506) 내의 코일(1000)들과 연관된다. 모터 제어기(500)는 전기 모터(412)를 원하는 방식으로 움직이도록 코일(1000)들에 전류를 제어하도록 구성된다.
이 도시된 예에서, 전압 제어기(502)는 스위치(1002), 인덕터(1004) 및 다이오드(1006)를 사용하여 파워 인버터(504)와 물리적으로 연관된다. 스위치(1002)는 전압 제어기(502)와 파워 인버터(504) 사이에서 전류의 흐름을 지향하게 개폐되도록 구성된다. 이후, 파워 인버터(504)는 이 예시적인 예에서 코일(1000)들 중 하나 또는 그 초과 코일에 전류를 제공한다.
예시된 바와 같이, 인덕터(1004) 및 다이오드(1006)는 스위치(1002)의 위치에 따라, 양방향들로의 전류 흐름을 위해 전압 제어기(502) 및 파워 인버터(504)에 능력을 부가하도록 구성된다. 환언하면, 전기 모터(412)의 상태가 바뀜에 따라, 스위치(1002)는 개방 위치로부터 폐쇄 위치로 움직인다.
예컨대, 전기 모터(412)가 작동 상태에 있을 때, 스위치(1002)는 폐쇄되고 전류는 파워 인버터(504) 및 코일(1000)들로 흘러 전기 모터(412)에 대해 추진력을 제공한다. 전기 모터(412)가 재충전 상태에 있을 때, 스위치(1002)는 개방되며 전류는 인덕터(1004) 및 다이오드(1006)를 통해 전압 제어기(502)로 흘러 이러한 예시적인 예들에서 전원을 재충전한다.
도 11 내지 도 15는 예시적인 예에 따라 전기 모터용 파워 인버터 및 전압 제어기의 회로도를 예시한다. 특히, 도 11 내지 도 15는 다양한 동작 단계들 동안 전기 모터(412)의 전압 제어기(502), 파워 인버터(504), 및 모터(506)를 통한 전류의 흐름을 도시한다. 도 11 내지 도 13은 작동 상태 중 전류 흐름을 예시하는 한편, 도 14 및 도 15는 재충전 상태 중 전류를 도시한다.
도 11을 참조하면, 전압 제어기를 통한 전류 흐름의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 도시된 예에서, 전압 제어기(502)는 스위치(1100)들을 포함하는 한편, 파워 인버터(504)는 다수의 스위치(1108)들을 포함한다. 스위치(1100)들은 스위치(1101), 스위치(1102), 스위치(1103) 및 스위치(1105)를 포함한다.
예시된 바와 같이, 스위치(1100)들의 스위치(1101) 및 스위치(1102)는 전류(1104)가 전압 제어기(502)를 통해 흐르도록 폐쇄되고 있다. 스위치(1002)는 또한 이 도시된 예에서 폐쇄된다. 전류(1104)는 인덕터(1106)를 "충전 업(charge up)"하도록 구성될 수 있다. 환언하면, 인덕터(1106)는 일시적으로 자기장으로서 에너지를 저장할 수 있다. 코일(1000)들을 위한 다수의 스위치(1108)들이 이 예시적인 예에서 개방을 유지한다.
도 12에서, 전압 제어기를 통한 전류 흐름의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 예시적인 예에서, 스위치(1102)는 폐쇄된다. 전류(1104)는 커패시터(1200)로 흐른다. 커패시터(1200)는 전기장에 에너지를 저장하도록 구성된다.
도시된 바와 같이, 커패시터(1200)의 충전이 다수의 스위치(1108)들을 원하는 전압에서 작동시키는 것을 허용하도록 다수의 스위치(1108)들에 걸쳐 전압을 변경할 수 있다. 전압 제어기(502)의 스위치(1100)들의 듀티 사이클을 제어함으로써, 파워 인버터(504)에 걸쳐 전압이 신속하게 자동으로 제어될 수 있다. 이 예시적인 예에서, 스위치(1100)들의 듀티 사이클을 제어함으로써 전류 제어를 위해 소망하는 동작 전압으로 파워 인버터(504)에 걸쳐 전압을 구동한다. 전형적으로, 이러한 전압은, 다수의 스위치(1108)들에서의 듀티 사이클이 100 %에 근접한 듀티 사이클로 작동하도록 될 것이다. 듀티 사이클의 백분율이 더 높을수록, 시스템이 보다 효율적으로 작동할 것이다. 이에 따라, 다수의 스위치(1108)들이 100 %에 근접한 듀티 사이클로 작동할 때, 시스템은 가장 효율적인 작동 모드로 작동된다.
도 13을 참조하면, 전압 제어기 및 파워 인버터의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 예시적인 예에서, 커패시터(1200)로부터의 전하가 파워 인버터(504)를 구동하는데 사용된다. 특히, 전류(1300)가 커패시터(1200)에 의해 공급된다.
커패시터(1200)가 전류(1300)를 공급하는 동안, 커패시터(1200)의 전압은 감소하기 시작한다. 이에 응답하여, 모터 제어기(500)는 파워 인버터(504)에 걸쳐 소망하는 전압을 유지하기 위해 커패시터(1200)에 추가 전류(1104)를 공급할 것이다. 도시된 예에서, 전류(1300)는 전기 모터(412)에 추진을 제공하기 위해 다수의 스위치(1108)들 및 코일(1000)들로 흐른다.
도 14에서, 전압 제어기를 통한 역전류 및 파워 인버터의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 도시된 예에서, 전기 모터(412)가 전원(402)을 재충전하기 위해서 재충전 상태로 작동하도록 구성된다. 이에 따라, 스위치(1002)는 예시적인 예에서 개방되어 인덕터(1004) 및 다이오드(1006)를 통해 전압 제어기(502)로 전류가 흐르도록 강제한다.
예시된 바와 같이, 코일(1000)들로부터의 기전력이 다수의 다이오드(1402)들을 통해 전류(1400)를 구동하는 전압을 생성시킨다. 전류는 인덕터(1004) 및 다이오드(1006)를 통해서 전압 제어기(502)의 커패시터(1200)를 충전한다. 전압에 걸쳐 커패시터(1200)는 충전 전압으로 유지된다.
이 단계에서, 스위치(1002)가 개방되어 있기 때문에, 전류가 전원(402)으로 흐르지 않는다. 그 결과, 커패시터(1200)는, 커패시터(1200)가 소망하는 전압에 도달할 때까지 계속해서 충전될 것이다.
다음으로, 도 15를 참조하면, 전압 제어기 및 파워 인버터의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 이 도시된 예에서, 전압 제어기(502)에서의 스위치(1103)가 이제 폐쇄된다.
예시된 바와 같이, 커패시터(1200)는 방전되어, 전류(1500)는 다시 전원(402)으로 전압 제어기(502)를 통해 흐른다. 이러한 방식으로, 전압 제어기(502)는, 전류(1500)가 커패시터(1200)에 의해 전압 출력으로 전원(402)으로 다시 흐르는 것을 허용하도록 스위치(1100)들을 제어한다. 그 결과, 전원(402)은 전원(402)에 대한 손상의 감소한 우려로 재충전될 수 있다.
도 4 내지 도 15에 도시된 다른 구성 요소들은 도 2 및 도 3에서 블록 형태로 도시된 구성 요소들이 어떻게 구현될 수 있는지의 예시적인 예들일 수 있다. 또한, 도 4 내지 도 15의 구성요소들 중 일부는 도 2 및 도 3의 구성요소들과 결합될 수 있으며, 도 2 및 도 3의 구성요소들 또는 2 개의 조합으로 사용될 수 있다.
예컨대, 전기 항공기(200)는 쿼드콥터를 참조하여 설명하였지만, 전기 항공기(200)는 또한 헬리콥터일 수 있다. 이 예에서, 도 2 내지 도 15에 도시된 바와 같이 기계적 모터 구성요소들은 전기 모터 구성요소들로 대체될 수 있다. 예로서, 고정식 피치 테일 로터(fixed pitch tail rotor)를 갖는 헬리콥터는 전기 모터에 의해 구동될 수 있다.
이 예시적인 예에서, 이러한 드라이브 샤프트 또는 기어 박스와 같은 기계적 구성요소들의 제거는, 헬리콥터 제조 중량, 비용 및 복잡성을 상당히 감소시킬 수 있다. 게다가, 기계적 구성요소들이 전기적 구성요소들로 대체될 때, 기계적 구성요소들의 고장 지점들이 모터 시스템의 신뢰도를 감소 또는 제거, 증가시킬 수 있다.
이 도시된 예에서, 임펄스 폭 변조 제어기는 전기 모터를 제어하는데 사용될 수 있고, 에너지 수확 시스템은 헬리콥터 내의 전원을 재충전하는데 사용될 있다. 임펄스 폭 변조 제어기의 사용은 헬리콥터가 가변 속도들로 동작하는 것을 허용한다.
또 다른 예시적인 예들에서, 4 개 초과의 모터들이 도 4에 도시된 전기 모터(404)들의 그룹에 제공될 수 있다. 예컨대, 5 개의 모터들, 10 개의 모터들, 15 개의 모터들, 또는 임의의 적절한 다수의 모터들이 추진 시스템 및 에너지 수확 시스템을 위해 사용될 수 있다.
이하, 도 16을 참조하면, 4 개의 사분면(four-quadrant) 제어의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 제어기(210)는 그래프(1600)에 의해 예시된 바와 같이 4 개의 사분면들에서 동작하도록 도 2의 전기 항공기(200)의 전기 모터(224)를 제어하도록 사용될 수 있다. 제어기(210)는 그래프(1600)에서 예시된 4 개의 사분면들 중 하나 또는 그 초과의 사분면에서 전기 모터(224)의 작동을 제어하도록 구성된다.
도시된 바와 같이, 그래프(1600)는 토크 대 속도를 나타낸다. X 축(1602)은 속도를 나타낸다. Y 축(1604)은 토크를 나타낸다. 이 예시적인 예에서, 제 1 사분면(1606), 제 2 사분면(1608), 제 3 사분면(1610), 및 제 4 사분면(1612)이 예시된다. 제 1 사분면(1606)은 제 1 방향으로의 토크와 함께 제 1 방향의 속도를 갖는 모터의 가속도를 나타낸다. 제 2 사분면(1608)은 토크가 정방향인 반면, 속도가 역방향인 모터 제동을 나타낸다. 제 3 사분면(1610)은 제 2 방향으로의 토크 및 제 2 방향으로의 속도를 갖는 모터의 가속도를 나타낸다. 제 4 사분면(1612)은 역으로 작동하는 모터의 제동을 나타낸다. 이 사분면에서, 속도는 정방향인 반면, 토크는 역방향이다.
예시적인 예들에서 상이한 전기 모터들은 도 16에 설명된 4 개의 상이한 사분면들 중 하나 또는 그 초과의 사분면을 작동시키도록 제어될 수 있다. 예컨대, 도 2의 제어기(210)는 제 1 사분면(1606), 제 2 사분면(1608), 제 3 사분면(1610) 및 제 4 사분면(1612) 중 하나 또는 그 초과의 사분면에서 작동하도록 전기 모터(224)를 제어할 수 있다.
다음으로, 도 17을 참조하면, 전기 항공기를 제어하는 프로세스의 흐름도의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 도 17에 예시된 프로세스는, 도 2의 전기 항공기(200)에서 구현될 수 있다. 특히, 상이한 작동들 중 하나 또는 그 초과의 작동이 전기 항공기(200)에서 도 2의 제어기(210)를 이용하여 구현될 수 있다.
프로세스는 전기 항공기에 대한 상태를 식별함으로써 시작된다(단계 1700). 예를 들어, 도 2의 전기 항공기(200)에 대한 상태(220)는 제어기(210)에 의해 식별될 수 있다. 상태(220)는 이러한 예시적 예에서 작동 상태(304) 또는 재충전 상태(306)일 수 있다.
다음으로, 재충전 파라미터들의 그룹은, 상태가 전기 항공기에 대해 제공된 재충전 상태일 때 전기 모터들의 그룹에 대해 식별된다(단계 1702). 예컨대, 재충전 파라미터(222)들의 그룹은, 재충전 상태(306)가 전기 모터(214)들의 그룹을 위해 제공될 때 전기 모터(214)들의 그룹을 위해 식별된다. 이러한 도시된 예에서, 전기 모터(214)들의 그룹은 전기 항공기(200)를 움직이도록 구성된다.
이후, 전기 항공기용 전원은, 프로세스가 종료하는 전기 항공기를 위해 재충전 상태가 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터들의 그룹을 사용하여 재충전되며(단계 1704) 이후 프로세스가 종료한다. 이 예시적인 예에서, 전기 항공기(200)용 전원(208)은, 재충전 상태(306)가 전기 항공기(200)를 위해 제공될 때 전기 모터(214)들의 그룹에 의해 전원(208)의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터(222)들의 그룹을 이용하여 재충전된다. 예컨대, 재충전 파라미터(222)들의 그룹은 하나의 예시적인 예에서 배터리 시스템(209)을 재충전하도록 사용될 수 있다.
도시된 상이한 실시예에서 흐름도들 및 블록도들은, 예시적인 실시예에서의 장치들 및 방법들의 일부 가능한 구현들의 아키택쳐, 기능 및 동작을 예시한다. 이와 관련하여, 흐름도들 또는 블록도들의 각각의 블록은 모듈, 세그먼트, 기능, 또는 동작 또는 단계의 일부를 나타낼 수 있다.
예시적인 실시예의 일부 대안의 구현들에서, 블록들에서 언급된 기능 또는 기능들은 도면들에서 언급된 순서와 다르게 발생할 수 있다. 예컨대, 일부 경우들에서, 연속으로 도시된 2 개의 블록들은 실질적으로 동시에 수행될 수 있고 또는 때때로 블록들은 포함되는 기능에 따라서 역순으로 수행될 수 있다. 또한, 다른 블록들이, 흐름도 또는 블록도에서 예시된 블록들에 부가하여 추가될 수 있다.
이제 도 18을 참조하면, 블록도의 형태로 데이터 처리 시스템의 예시가 예시적인 실시예에 따라 도시된다. 데이터 처리 시스템(1800)은 도 2의 컴퓨터 시스템(211)에서 하나 또는 그 초과의 컴퓨터들을 구현하는데 사용될 수 있다. 도시된 바와 같이, 데이터 처리 시스템(1800)은 통신 프레임 워크(1802)를 포함하는데 이는, 프로세서 유닛(1804), 저장 장치(1806)들, 통신 유닛(1808)들, 입력/출력 유닛(1810)과 디스플레이(1812) 사이에 통신들을 제공한다. 일부 경우에, 통신 프레임 워크(1802)는 버스(bus) 시스템으로 구현될 수 있다.
프로세서 유닛(1804)은 다수의 동작을 수행하기 위해 소프트웨어 지시(instruction)들을 실행하도록 구성된다. 프로세서 유닛(1804)은 구현에 따라, 다수의 프로세서들, 멀티 프로세서 코어 및/또는 일부 다른 유형의 프로세서를 포함할 수 있다. 일부 경우들에서, 프로세서 유닛(1804)은 회로 시스템, 주문형 집적 회로(ASIC), 프로그램 가능 논리 장치, 또는 일부 다른 적절한 유형의 하드웨어 유닛의 형태를 취할 수 있다.
프로세서 유닛(1804)에 의해 실행되는 운영 시스템(operation system), 응용 프로그램(application)들 및/또는 프로그램들에 대한 지시들은 저장 장치(1806)들에 지정될(located) 수 있다. 저장 장치(1806)들은 통신 프레임 워크(1802)를 통해 프로세서 유닛(1804)과 통신할 수 있다. 본원에 사용된 바와 같이, 저장 장치(또한, 컴퓨터 판독 가능 저장 장치라 함)는 일시적으로 및/또는 영구적으로 정보를 저장할 수 있는 임의의 하드웨어 부품이다. 이 정보는, 데이터, 프로그램 코드, 및/또는 다른 정보를 포함할 수 있지만, 이것으로 제한되지는 않는다.
메모리(1814) 및 영구 저장소(persistent storage)(1816)는 저장 장치(1806)들의 예이다. 메모리(1814)는, 예를 들면, 램(RAM: random access memory) 또는 일부 유형의 휘발성 또는 비휘발성 저장 장치의 형태를 취할 수 있다. 영구 저장 장치(1816)는 임의의 수의 구성요소들 또는 장치들을 포함할 수 있다. 예컨대, 영구 저장소(1816)는 하드 드라이브, 플래시 메모리, 재기록 가능 광 디스크, 재기록 가능 자기 테이프, 또는 상기의 일부 조합을 포함할 수 있다. 영구 저장소(1816)에 의해 사용되는 매체는 착탈가능하거나 착탈가능하지 않을 수 있다.
통신 유닛(1808)은 데이터 처리 시스템(1800)이 다른 데이터 처리 시스템들 및/또는 장치들과 통신하는 것을 허용한다. 통신 유닛(1808)은 물리적 및/또는 무선 통신 링크들을 이용하여 통신을 제공할 수 있다.
입력/출력 유닛(1810)은 데이터 처리 시스템(1800)에 연결된 다른 장치들로부터 입력이 수신되고 다른 장치들로 출력이 전송되는 것을 허용한다. 예컨대, 입력/출력 유닛(1810)은 키보드, 마우스, 및/또는 다른 일부 유형의 입력 장치를 통해 사용자 입력이 수신되는 것을 허용할 수 있다. 다른 예로서, 입력/출력 유닛(1810)은 출력이 데이터 처리 시스템(1800)에 연결된 프린터로 송신되는 것을 허용할 수 있다.
디스플레이(1812)는 사용자에게 정보를 표시하도록 구성된다. 디스플레이(1812)는, 예를 들어, 제한 없이, 모니터, 터치 스크린, 레이저 디스플레이, 홀로그램 디스플레이, 가상 디스플레이 장치들, 및/또는 일부 다른 유형의 디스플레이 장치를 포함할 수 있다.
이 예시적인 예에서, 상이한 예시적인 실시예들의 프로세스들이 컴퓨터로 구현되는 지시들을 사용하여 프로세서 유닛(1804)에 의해 수행될 수 있다. 이러한 지시들은 프로그램 코드, 컴퓨터 사용 가능 프로그램 코드 또는 컴퓨터 판독 가능 프로그램 코드로 지칭될 수 있고, 프로세서 유닛(1804) 내의 하나 또는 그 초과의 프로세서들에 의해 판독 및 실행될 수 있다.
이러한 예들에서, 프로그램 코드(1818)는 선택적으로 착탈 가능한 컴퓨터 판독 가능 매체(1820) 상에서 함수 형태로 위치되며, 프로세서 유닛(1804)에 의한 실행을 위해 데이터 처리 시스템(1800) 상으로 로딩되거나 전송될 수 있다. 프로그램 코드(1818) 및 컴퓨터 판독 가능 매체(1820)는 함께 컴퓨터 프로그램 제품(1822)을 형성한다. 이 예시적인 예에서, 컴퓨터 판독 가능 매체(1820)는 컴퓨터 판독 가능 저장 매체(1824) 또는 컴퓨터 판독 가능 신호 매체(1826)일 수 있다.
컴퓨터 판독 가능 저장 매체(1824)는 프로그램 코드(1818)를 전파하거나 또는 전송하는 매체라기보다는 프로그램 코드(1818)를 저장하기 위해 사용되는 물리적 또는 실체적(tangible) 저장 장치이다. 컴퓨터 판독가능 저장 매체(1824)는, 예컨대, 제한 없이, 광학 또는 자기 디스크이거나 데이터 처리 시스템(1800)에 접속되는 영구 저장 장치일 수 있다.
대안적으로, 프로그램 코드(1818)는 컴퓨터 판독 가능 신호 매체(1826)를 사용하여 데이터 처리 시스템(1800)으로 전송될 수 있다. 컴퓨터 판독 가능 신호 매체(1826)는, 예컨대 전파된 데이터 신호를 포함하는 프로그램 코드(1818)일 수 있다. 이 데이터 신호는 전자기 신호, 광 신호, 및/또는 물리적 및/또는 무선 통신 링크들을 통해 전송될 수 있는 일부 다른 유형의 신호일 수 있다.
도 18에서, 데이터 처리 시스템(1800)의 예시는 예시적인 실시예들이 구현될 수 있는 방식에 대한 구조적 제한들을 제공하는 것으로 의미되지 않는다. 상이한 예시적인 실시예들은, 데이터 처리 시스템(1800)에 대해 예시된 것들에 추가로 또는 이에 대체하여 구성요소들을 포함하는 데이터 처리 시스템으로 구현될 수 있다. 게다가, 도 18에 도시된 구성요소들은 도시된 예시적인 예들로부터 변경될 수 있다.
본 발명의 예시적인 실시예들은, 도 19에 도시된 바와 같은 항공기 제조 및 서비스 방법(1900) 및 도 20에 도시된 바와 같은 항공기(2000)의 맥락에서 설명될 수 있다. 먼저, 도 19를 참조하면, 항공기 제조 및 서비스 방법의 도면이 예시적인 실시예에 따라 블록도의 형태로 도시된다. 사전 제작(pre-production) 중, 항공기 제조 및 서비스 방법(1900)은 도 20의 항공기(2000)의 사양 및 설계(1902)와 재료 조달(1904)을 포함할 수 있다.
제작 중, 도 20의 항공기(2000)의 구성요소 및 서브조립체 제조(1906) 및 시스템 통합(1908)이 이루어진다. 이후, 도 20의 항공기(2000)는, 운항(in service)(1912)되도록 인증 및 납품(1910)을 거칠 수 있다. 고객에 의한 운항(1912) 동안, 도 20의 항공기(2000)는 일상적인 유지보수 및 서비스(1914)가 예정되며, 이는 수정, 재구성, 수리 및 다른 유지 보수 또는 서비스를 포함할 수 있다.
항공기 제조 및 서비스 방법(1900)의 프로세스들의 각각은 시스템 통합자(system integrator), 제 3 자, 및/또는 조작자(operator)에 의해 수행되거나 실행될 수 있다. 이러한 예들에서, 조작자는 고객이 될 수 있다. 이 설명의 목적들을 위해, 시스템 통합자는, 제한 없이, 항공기 제조사들 및 주요 시스템 하청업체들을 얼마든지 포함할 수 있고, 제 3 자는, 제한 없이, 판매자(vendor)들, 하청 업체(subcontractor)들 및 공급체(supplier)들을 얼마든지 포함할 수 있고; 조작자는 항공사, 리스 회사, 군사 기업, 서비스 조직 등일 수 있다.
이하, 도 20을 참조하면, 예시적인 실시예를 구현할 수 있는 항공기의 블록도의 예시가 도시된다. 이 예에서, 항공기(2000)는 도 19의 항공기 제조 및 서비스 방법(1900)에 의해 제조되고, 복수의 시스템(2004)들 및 인테리어(2006)와 함께 기체(2002)를 포함할 수 있다. 항공기(2000)는 예시적 실시예에 따라 전기 항공기일 수 있다.
시스템(2004)들의 예들은 추진 시스템(2008), 전기 시스템(2010), 유압 시스템(2012) 및 환경 시스템(2014) 중 하나 또는 그 초과의 시스템을 포함한다. 다른 시스템들이 얼마든지 포함될 수 있다. 항공 우주의 예가 도시되어 있지만, 다른 예시적인 실시예들이 자동차 산업과 같은 다른 산업 분야들에 적용될 수 있다. 본원에서 구현된 장치들 및 방법들이 도 19의 항공기 제조 및 서비스 방법(1900)의 단계들 중 하나 이상의 단계 동안 적용될 수 있다.
예시적인 일 실시예에서, 도 19의 구성요소 및 하위 조립체 제조(1906)에서 제조된 구성요소들 또는 하위 조립체들은, 항공기(2000)가 도 19의 운항(1912)중일 때 생산된 구성요소들 또는 하위 조립체들과 유사한 방식으로 제작 또는 제조될 수 있다. 아직 더 많은 예시들에서, 하나 또는 그 초과의 장치 실시예들, 방법 실시예들, 또는 이들의 조합이 도 19의 구성요소 및 하위 조립체 제조(1906) 및 시스템 통합(1908)과 같은 제조 단계들 중 활용될 수 있다. 하나 또는 그 초과의 장치 실시예들, 방법 실시예들, 또는 그의 조합은, 항공기(2000)가 도 19의 운항(1912) 및/또는 유지보수 및 서비스(1914) 동안 활용될 수 있다. 다수의 상이한 예시적 실시예들의 사용은 항공기(2000)의 조립을 실질적으로 촉진시키고 및/또는 항공기의 비용을 감소시킬 수 있다.
특히, 도 2로부터 전기 모터(224) 및 전기 모터(224) 내의 구성 요소들은 항공기 제조 및 서비스 방법(1900)의 단계들 중 하나의 단계 중 설치될 수 있다. 예컨대, 제한 없이, 전기 모터(224) 및 전기 모터(224) 내의 구성요소들은, 구성요소 및 하위 조립체 제조(1906), 시스템 통합(1908), 일상적인 유지 보수 및 서비스( 1914) 또는 항공기 제조 및 서비스 방법(1900)의 일부 다른 단계 중 하나 이상의 단계 동안 설치될 수 있다. 게다가, 전기 추진 시스템(204), 에너지 수확 시스템(206), 및 제어기(210)는 소망하는 방식으로 항공기(2000)를 제어하기 위해서 운항(1912) 동안 사용될 수 있다.
따라서, 예시적인 실시예들은 배터리 시스템을 재충전하기 위한 방법 및 장치를 제공한다. 예시적인 일 실시예에서, 장치는 제어기를 포함한다. 제어기는 항공기에 대한 상태를 식별하고 다수의 전기 모터들을 위한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하도록 구성된다. 다수의 전기 모터들이 재충전 상태가 항공기에 대해 제공될 때 공중에서 항공기를 움직이도록 구성된다. 제어기는 재충전 상태가 항공기에 대해 제공될 때 파라미터들의 그룹을 사용하여 항공기 배터리 시스템을 재충전하고 전기 모터들의 그룹에 의해 배터리 시스템의 재충전을 제어하도록 추가로 구성된다.
예시적인 실시예들은 전기 항공기가 실제로 사용되는 동안 전기 항공기에 대한 재충전 기능을 가능케 한다. 베이스로 복귀하는 것보다 오히려, 전기 항공기는 풍력으로부터 에너지를 생성하기 위해서 휴식할 위치를 발견하고 에너지 수확 시스템으로서 그의 추진 시스템을 이용할 수 있다. 이러한 방식으로, 전기 항공기용 전원 공급장치들은 재충전될 수 있고, 임무들은 현재 사용되는 전기 항공기보다 더 오랫동안 지속될 수 있다. 게다가, 전압 제어기 및 파워 인버터를 이용함으로써, 전원이 재충전 중 손상되기 쉽지 않도록 소망하는 전압 및 전류 수준으로 배터리 시스템과 같은 전원으로 다시 파워가 공급될 수 있다.
예시적인 실시예를 위한 회로 아키텍처는 전기 항공기 제조를 위한 중량의 실질적인 증가, 복잡성, 비용, 또는 이들의 조합 없이, 원하는 수준의 전류가 양방향으로 흐르는 것을 허용한다. 또한, 전원과 전기 모터들의 그룹과 통신하도록 구성된 제어기는 하나 또는 그 초과의 전기 모터들의 지속적인 동작을 위한 전류 명령들을 결정하는데 도움이 되도록 일정한 피드백을 수신한다. 그 결과, 전기 모터들의 4 개의 사분면 제어가 전기 항공기를 추진 및 재충전하도록 실현될 수 있다.
상이한 예시적인 실시예들의 설명은 예시 및 설명을 목적으로 제시되었으며, 개시된 형태로 실시예들을 철저히 하거나 또는 제한하도록 의도된 것은 아니다. 많은 수정들 및 변형들이 당업자에게 명백할 것이다. 게다가, 상이한 예시적인 실시예들은 다른 예시적인 실시예들에 비해 상이한 특징들을 제공할 수 있다. 선택된 실시예 또는 실시예들은 실시예들의 원리들, 실제 적용들을 가장 잘 설명하고, 그리고 고려되는 특별한 용도에 적합한 다양한 수정들을 갖는 다양한 실시예들에 대한 개시물을 이해하도록 당업자가 이해할 수 있도록 하기 위해서 선택 및 설명된다.

Claims (15)

  1. 전기 항공기에 대한 상태를 식별하고,
    전기 항공기용 전기 모터들의 그룹에 대한 상태에 기초하여 전기 항공기를 움직이도록 구성된 전기 추진 시스템의 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하고, 그리고
    재충전 상태가 전기 항공기에 대해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터들의 그룹을 이용하여 전기 항공기용 전원을 재충전하도록, 구성된 제어기를 포함하는,
    장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 재충전 파라미터들의 그룹은, 전원에 대한 전체 전류, 전기 모터들의 그룹의 하나의 전기 모터로부터의 전류, 또는 전기 모터에 대한 전압 중 하나 이상을 포함하는,
    장치.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 전체 전류는 전원에 대한 최대 전류 미만 또는 최대 전류와 같은,
    장치.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 재충전 파라미터들의 그룹은, 전기 모터들의 그룹의 하나의 전기 모터로부터의 전류를 포함하고,
    상기 제어기는 전류를 제어하기 위해서 전기 모터에 의해 생성된 전류의 듀티 사이클을 제어하도록 구성되는,
    장치.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제어기는, 전기 항공기가 재충전 상태에 있을 때 이벤트에 응답하여 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹에서 재충전 파라미터들을 식별하도록 구성되는,
    장치.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 이벤트는, 전기 항공기가 재충전 상태에 진입, 시간 주기의 만료, 또는 전기 모터들의 그룹의 변경 중 하나 이상으로부터 선택되는,
    장치.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 전기 항공기에 대한 상태가 작동 상태 및 재충전 상태 중 하나의 상태로부터 선택되는,
    장치.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 제어기는 임펄스 폭 변조 제어기인,
    장치.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 전기 항공기는 비행기, 헬리콥터, 회전익, 쿼드콥터 및 무인 항공기 중 하나로부터 선택되는,
    장치.
  10. 제 1 항에 있어서,
    상기 전원은 배터리 시스템 및 연료 전지(fuel cell) 중 하나로부터 선택되는,
    장치.
  11. 전기 항공기 제어 방법으로서,
    상기 방법은,
    전기 항공기에 대한 상태를 식별하는 단계;
    상태가 재충전 상태이고 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하는 단계로서, 상기 전기 모터들의 그룹은 전기 항공기를 움직이게 하도록 구성된, 재충전 파라미터들의 그룹을 식별하는 단계; 및
    재충전 상태가 전기 항공기를 위해 제공될 때 전기 모터들의 그룹에 의해 전원의 재충전을 제어하도록 재충전 파라미터들의 그룹을 이용하여 전기 항공기용 전원을 재충전하는 단계를 포함하는,
    전기 항공기 제어 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 재충전 파라미터들의 그룹은, 전원에 대한 전체 전류, 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류, 또는 전기 모터에 대한 전압 중 하나 이상을 포함하는,
    전기 항공기 제어 방법.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 전체 전류는 전원에 대한 최대 전류 미만 또는 최대 전류와 같은,
    전기 항공기 제어 방법.
  14. 제 11 항에 있어서,
    상기 재충전 파라미터들의 그룹은, 전기 모터들의 그룹의 전기 모터로부터의 전류를 포함하고,
    전류를 제어하기 위해서 전기 모터에 의해 생성된 전류의 듀티 사이클을 제어하는 단계를 더 포함하는,
    전기 항공기 제어 방법.
  15. 제 11 항에 있어서,
    상기 전원은 배터리 시스템 및 연료 전지 중 하나로부터 선택되고,
    상기 제어기는, 전기 항공기가 재충전 상태에 있을 때 이벤트에 응답하여 전기 모터들의 그룹에 대한 재충전 파라미터들의 그룹의 재충전 파라미터들을 식별하도록 구성되는,
    전기 항공기 제어 방법.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017014508A1 (ko) * 2015-07-17 2017-01-26 주식회사 한국카본 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
KR20190125760A (ko) * 2018-04-30 2019-11-07 경북대학교 산학협력단 무인 비행체의 모터 속도 제어 장치 및 방법

Families Citing this family (57)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9136782B2 (en) 2013-07-02 2015-09-15 The Boeing Company Motor control for stability and power supply protection
US9311760B2 (en) 2014-05-12 2016-04-12 Unmanned Innovation, Inc. Unmanned aerial vehicle authorization and geofence envelope determination
WO2016025044A2 (en) 2014-05-12 2016-02-18 Unmanned Innovation, Inc. Distributed unmanned aerial vehicle architecture
US9550577B1 (en) * 2014-06-26 2017-01-24 Amazon Technologies, Inc. Electricity generation in automated aerial vehicles
US10046853B2 (en) * 2014-08-19 2018-08-14 Aergility LLC Hybrid gyrodyne aircraft employing a managed autorotation flight control system
US9313667B1 (en) * 2014-12-17 2016-04-12 The Boeing Company Cellular communication network through unmanned aerial vehicle cellular communication links
US10000293B2 (en) 2015-01-23 2018-06-19 General Electric Company Gas-electric propulsion system for an aircraft
JP5887641B1 (ja) * 2015-05-12 2016-03-16 オービタルワークス株式会社 無人飛行体
JP6164573B2 (ja) * 2015-05-19 2017-07-19 株式会社アドテックス 無人飛翔体及びそのための制御システム
JP6435991B2 (ja) * 2015-05-28 2018-12-12 株式会社村田製作所 電動式航空機
WO2017030034A1 (ja) * 2015-08-14 2017-02-23 株式会社プロドローン 発電装置およびこれを備える無人航空機
US9938853B2 (en) 2015-10-23 2018-04-10 General Electric Company Torsional damping for gas turbine engines
CN105539843B (zh) * 2015-12-03 2017-11-07 杨珊珊 一种电动无人机及其续航能力估计方法
JP2017109512A (ja) * 2015-12-14 2017-06-22 株式会社Ｓｏｋｅｎ 飛行装置
JP6202407B2 (ja) * 2016-01-22 2017-09-27 オービタルワークス株式会社 無人飛行体
JP5999537B1 (ja) * 2016-01-22 2016-09-28 オービタルワークス株式会社 無人飛行体
US9764848B1 (en) 2016-03-07 2017-09-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
JP6156669B1 (ja) * 2016-04-27 2017-07-05 酒井　泰三郎 マルチコプター
CN109074040A (zh) 2016-05-30 2018-12-21 深圳市大疆创新科技有限公司 基于操作参数的飞行限制
WO2018014336A1 (en) * 2016-07-22 2018-01-25 SZ DJI Technology Co., Ltd. Method and system for supplying power to an unmanned aerial vehicle
US10071811B2 (en) 2016-08-22 2018-09-11 General Electric Company Embedded electric machine
US10093428B2 (en) 2016-08-22 2018-10-09 General Electric Company Electric propulsion system
US10308366B2 (en) 2016-08-22 2019-06-04 General Electric Company Embedded electric machine
US10487839B2 (en) 2016-08-22 2019-11-26 General Electric Company Embedded electric machine
US10822103B2 (en) 2017-02-10 2020-11-03 General Electric Company Propulsor assembly for an aircraft
US11149578B2 (en) 2017-02-10 2021-10-19 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10793281B2 (en) 2017-02-10 2020-10-06 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
US10854866B2 (en) 2019-04-08 2020-12-01 H55 Sa Power supply storage and fire management in electrically-driven aircraft
US11063323B2 (en) 2019-01-23 2021-07-13 H55 Sa Battery module for electrically-driven aircraft
US10322824B1 (en) 2018-01-25 2019-06-18 H55 Sa Construction and operation of electric or hybrid aircraft
US11065979B1 (en) 2017-04-05 2021-07-20 H55 Sa Aircraft monitoring system and method for electric or hybrid aircrafts
US11148819B2 (en) 2019-01-23 2021-10-19 H55 Sa Battery module for electrically-driven aircraft
US10762726B2 (en) 2017-06-13 2020-09-01 General Electric Company Hybrid-electric propulsion system for an aircraft
JP6916050B2 (ja) * 2017-06-23 2021-08-11 東芝キヤリア株式会社 離着陸装置及び熱源機
WO2019005140A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 Airbus Group Hq, Inc. SYSTEMS AND METHODS FOR BALANCING ELECTRICALLY ISOLATED POWER SOURCES
DE102017131258B4 (de) 2017-12-22 2021-06-10 Pipistrel Vertical Solutions D.O.O. Antriebssystem für ein Flugzeug
JP6810071B2 (ja) * 2018-02-05 2021-01-06 ソフトバンク株式会社 飛行体への無線電力供給システム
US11156128B2 (en) 2018-08-22 2021-10-26 General Electric Company Embedded electric machine
WO2020050189A1 (ja) * 2018-09-03 2020-03-12 株式会社Ａ．Ｌ．Ｉ． Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ハイブリッド有人飛行体
JP6751537B2 (ja) * 2018-09-03 2020-09-09 株式会社Ａ．Ｌ．Ｉ．Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ハイブリッド有人飛行体
US11097849B2 (en) 2018-09-10 2021-08-24 General Electric Company Aircraft having an aft engine
JP6648802B2 (ja) * 2018-10-26 2020-02-14 株式会社村田製作所 電動式航空機
JP2020085410A (ja) * 2018-11-30 2020-06-04 三菱電機株式会社 空調システム
US10589635B1 (en) 2019-03-01 2020-03-17 The Boeing Company Active voltage control for hybrid electric aircraft
EP3959125A4 (en) 2019-04-26 2023-03-22 Aergility Corporation HYBRID GIRODYNE TYPE AIRCRAFT
US11433775B1 (en) * 2019-07-03 2022-09-06 Hivespot, Inc. Aircraft charging unit
US11539316B2 (en) 2019-07-30 2022-12-27 General Electric Company Active stability control of compression systems utilizing electric machines
GB2586125B (en) * 2019-08-01 2023-01-25 Animal Dynamics Ltd A flight control system
JP7104427B2 (ja) * 2020-02-27 2022-07-21 義郎 中松 翼付ドローン
KR20220082733A (ko) 2020-12-10 2022-06-17 더 보잉 컴파니 다이렉트 드라이브 전기적-기어식 터보팬
JP7106696B2 (ja) * 2021-02-08 2022-07-26 東芝キヤリア株式会社 離着陸装置及び熱源機
US11682535B2 (en) 2021-03-12 2023-06-20 Essex Industries, Inc. Rocker switch
EP4309200A1 (en) 2021-03-15 2024-01-24 Essex Industries, Inc. Five-position switch
CA3145956A1 (en) 2021-03-15 2022-09-15 The Boeing Company Method and system for operating a variable frequency independent speed motor in an extended speed range
US11794915B2 (en) * 2021-04-27 2023-10-24 Beta Air, Llc Method and system for a two-motor propulsion system for an electric aircraft
CN113541282B (zh) * 2021-07-29 2023-10-13 普宙科技有限公司 一种两路充电的无人机电力系统
US11639229B1 (en) 2021-11-18 2023-05-02 Beta Air, Llc High voltage distribution systems and methods

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20000009709A (ko) * 1998-07-28 2000-02-15 윤덕용 이동운반체의 기계적 에너지를 전기적 에너지로변환시키는 방법 및 그 장치
US20020146617A1 (en) * 2001-04-06 2002-10-10 The Boeing Company Procedure for performing battery reconditioning on a space vehicle designed with one battery
US20080275644A1 (en) * 2007-05-03 2008-11-06 Ford Motor Company System and method for providing route information to a driver of a vehicle
KR20090114910A (ko) * 2008-04-30 2009-11-04 (주)아이비티 항공기용 배터리 제어 시스템
US8511606B1 (en) * 2009-12-09 2013-08-20 The Boeing Company Unmanned aerial vehicle base station
KR20130095167A (ko) * 2012-02-17 2013-08-27 더 보잉 컴파니 무인 항공기
KR20130109986A (ko) * 2010-05-26 2013-10-08 에어로바이론먼트, 인크. 재구성가능한 배터리-작동식 운행체 시스템

Family Cites Families (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2179105A (en) * 1937-06-25 1939-11-07 Rca Corp Current impulse generating circuit
US4368411A (en) 1981-07-13 1983-01-11 Kollmorgen Technologies Corporation Control system for electric motor
US4494051A (en) * 1982-03-05 1985-01-15 The Garrett Corporation Multi-quadrant brushless DC motor drive
US4528486A (en) 1983-12-29 1985-07-09 The Boeing Company Controller for a brushless DC motor
US4937725A (en) * 1989-06-19 1990-06-26 Sundstrand Corporation Circuit for eliminating snubber current noise in the sense circuit of an H-bridge inverter
AU1460992A (en) * 1991-02-22 1992-09-15 U.S. Windpower, Inc. Four quadrant motor controller
IT1245477B (it) * 1991-04-22 1994-09-20 Marelli Autronica Circuito di controllo per un impianto di ricarica della batteria di unautoveicolo
JPH06209592A (ja) 1992-11-03 1994-07-26 Texas Instr Deutschland Gmbh 誘導性負荷を給電する回路構成
US20030230671A1 (en) * 2000-08-24 2003-12-18 Dunn James P. Fuel cell powered electric aircraft
KR100439199B1 (ko) * 2001-11-29 2004-07-07 (주)지엔더블유테크놀러지 병렬결선 구조를 가진 무브러시 직류 전동기 및 그 제어회로
US20030155464A1 (en) * 2002-02-20 2003-08-21 Da-Chen Tseng Device of wind electric power on transportation vehicles
DE10207565A1 (de) * 2002-02-22 2003-09-04 Pierburg Gmbh Motoransteuerung für einen EC-Motor
US20050052080A1 (en) * 2002-07-31 2005-03-10 Maslov Boris A. Adaptive electric car
US20040263099A1 (en) * 2002-07-31 2004-12-30 Maslov Boris A Electric propulsion system
EP1568114B1 (en) * 2002-11-25 2013-01-16 Tiax Llc Cell balancing system for equalizing state of charge among series-connected electrical energy storage units
JP3816436B2 (ja) 2002-11-28 2006-08-30 本田技研工業株式会社 燃料電池車両の制御装置
US6742741B1 (en) * 2003-02-24 2004-06-01 The Boeing Company Unmanned air vehicle and method of flying an unmanned air vehicle
JP3942570B2 (ja) * 2003-09-09 2007-07-11 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 長期間滞空機とその飛行制御システムならびにその通信および観測システム
JP4438608B2 (ja) 2004-02-16 2010-03-24 株式会社デンソー Ｈブリッジ回路の駆動装置及びｈブリッジ回路の保護方法
US7653464B1 (en) * 2006-04-04 2010-01-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Regenerative hybrid system for position-adaptive sensor applications
DE102007017332A1 (de) * 2007-04-11 2008-10-16 Flight - Design - GmbH Flugsportgeräte Luftfahrzeug
US20090314883A1 (en) * 2007-05-10 2009-12-24 Arlton Paul E Uav launch and recovery system
US8070090B2 (en) * 2008-09-05 2011-12-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Stop-rotor rotary wing aircraft
WO2011014595A2 (en) * 2009-07-31 2011-02-03 Thermo King Corporation Bi-directional battery voltage converter
US20110071706A1 (en) * 2009-09-23 2011-03-24 Adaptive Materials, Inc. Method for managing power and energy in a fuel cell powered aerial vehicle based on secondary operation priority
US8296036B2 (en) * 2009-09-23 2012-10-23 Aerovironment, Inc. Aircraft power management
JP5401239B2 (ja) * 2009-09-29 2014-01-29 株式会社日立製作所 電池制御装置
CN102762409A (zh) * 2009-11-13 2012-10-31 德莱赛公司 再充电电动车辆
US9440736B2 (en) * 2011-05-26 2016-09-13 Pete Bitar Special personal electric helicopter device with integral wind turbine recharging capability
EP2551198B1 (en) * 2011-07-29 2013-11-13 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
US8884562B1 (en) * 2011-11-23 2014-11-11 The Boeing Company Current control in brushless DC motors
US20130134264A1 (en) * 2011-11-28 2013-05-30 Carter Aviation Technologies, Llc Electric Motor Powered Rotor Drive for Slowed Rotor Winged Aircraft
DE102012104783B4 (de) * 2012-06-01 2019-12-24 Quantum-Systems Gmbh Fluggerät, bevorzugt UAV, Drohne und/oder UAS
FR2993727B1 (fr) * 2012-07-19 2017-07-21 Eurocopter France Machine electrique reversible pour aeronef
KR101448776B1 (ko) * 2013-02-22 2014-10-13 현대자동차 주식회사 친환경 자동차의 직류 입력단 공유 통합 전자전력 제어장치
CN103151815B (zh) 2013-03-18 2014-10-22 天津大学 一种电池组单元电池均衡充电控制方法
US9045234B2 (en) * 2013-04-04 2015-06-02 Sunlight Photonics Inc. Method for airborne kinetic energy conversion
US10040561B2 (en) 2013-04-04 2018-08-07 Sunlight Photonics Inc. Airborne kinetic energy conversion system
US9318991B2 (en) * 2013-04-11 2016-04-19 The Boeing Company Electric motor frequency modulation system
US9914362B2 (en) * 2013-04-15 2018-03-13 Virginia Tech Intellectual Properties, Inc. Energy storage for power factor correction in battery charger for electric-powered vehicles
US9196153B2 (en) * 2013-05-10 2015-11-24 The Boeing Company Remote wireless motor control law processing system
US9240740B2 (en) * 2013-05-30 2016-01-19 The Boeing Company Active voltage controller for an electric motor
US9136782B2 (en) * 2013-07-02 2015-09-15 The Boeing Company Motor control for stability and power supply protection
US9035584B2 (en) * 2013-07-02 2015-05-19 The Boeing Company Quadrant change control in brushless DC motors
US9130494B2 (en) * 2013-09-26 2015-09-08 The Boeing Company Electric motor phase control system

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20000009709A (ko) * 1998-07-28 2000-02-15 윤덕용 이동운반체의 기계적 에너지를 전기적 에너지로변환시키는 방법 및 그 장치
US20020146617A1 (en) * 2001-04-06 2002-10-10 The Boeing Company Procedure for performing battery reconditioning on a space vehicle designed with one battery
US20080275644A1 (en) * 2007-05-03 2008-11-06 Ford Motor Company System and method for providing route information to a driver of a vehicle
KR20090114910A (ko) * 2008-04-30 2009-11-04 (주)아이비티 항공기용 배터리 제어 시스템
US8511606B1 (en) * 2009-12-09 2013-08-20 The Boeing Company Unmanned aerial vehicle base station
KR20130109986A (ko) * 2010-05-26 2013-10-08 에어로바이론먼트, 인크. 재구성가능한 배터리-작동식 운행체 시스템
KR20130095167A (ko) * 2012-02-17 2013-08-27 더 보잉 컴파니 무인 항공기

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017014508A1 (ko) * 2015-07-17 2017-01-26 주식회사 한국카본 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
US9932118B2 (en) 2015-07-17 2018-04-03 Hankuk Carbon Co., Ltd. Vertical take-off and landing aircraft using hybrid electric propulsion system
US10035604B2 (en) 2015-07-17 2018-07-31 Hankuk Carbon Co., Ltd. Vertical take-off and landing aircraft using hybrid-electric propulsion system
US10099794B2 (en) 2015-07-17 2018-10-16 Hankuk Carbon Co., Ltd. Vertical take-off and landing aircraft using hybrid-electric propulsion system
KR20190125760A (ko) * 2018-04-30 2019-11-07 경북대학교 산학협력단 무인 비행체의 모터 속도 제어 장치 및 방법

Also Published As

Publication number Publication date
SG10201406643YA (en) 2015-05-28
AU2014221189B2 (en) 2018-11-15
US20150115108A1 (en) 2015-04-30
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