KR20160010355A - 항공기에 관한 전기적 아키텍처, 항공기, 및 항공기 사용 방법 - Google Patents

항공기에 관한 전기적 아키텍처, 항공기, 및 항공기 사용 방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 연료 연소 엔진(3)에 연결된 메인 전기 기기(8)와, 파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 연결된 보조 전기 기기(9)를 가지는 항공기(1)에 관한 전기 아키텍처(2)에 관한 것이다. 고전압 전기 마스터 박스(10)가 제1 라인(31)과 제2 라인(32)에 의해 다기능 컨버터(16)에 연결되고, 상기 고전압 전기 마스터 박스는 상기 제1 라인(31)을 상기 보조 전기 기기에 연결하고, 상기 제2 라인(32)을 적어도 상기 메인 전기 기기(8)와 상기 보조 전기 기기(9)에 연결한다. 다기능 컨버터(16)는 항공 전자공학 시스템(40), 엔진(3)을 제어하는 제어 시스템(50), 및 고전압 전기 마스터 박스(10)의 컨트롤러에 연결된 수퍼바이저를 포함한다.

Description

항공기에 관한 전기적 아키텍처, 항공기, 및 항공기 사용 방법{AN ELECTRICAL ARCHITECTURE FOR AN AIRCRAFT, AN AIRCRAFT, AND A METHOD OF USING IT}
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원은 2014년 7월 17일 출원되고 본 명세서에 그 전문이 참조로 통합되어 있는 FR1401593호의 이익을 주장한다.
본 발명은 항공기에 관한 전기적 아키텍처, 항공기, 및 그러한 전기적 아키텍처에 의해 수행되는 방법에 관한 것이다.
그러므로, 본 발명은 항공기 분야, 특히 회전익을 가지는 항공기 분야에 관한 것이다. 더 구체적으로 본 발명은 항공기의 메인 파워 트랜스미션(transmission) 기어박스를 통해 회전익 중 적어도 하나의 로터의 회전을 구동하기 위한 소위 "하이브리드(hybrid)" 파워 플랜트(power plant)를 가지는 항공기에 관한 것이다. 그러한 메인 파워 트랜스미션 기어박스는 아래에서 더 간략하게는 "파워 트랜스미션 기어박스"라고 부른다.
"하이브리드" 파워 플랜트는, 파워 트랜스미션 기어박스의 움직임을 구동하거나 일시적인 엔진 파워 스테이지들 동안 파워를 엔진에 전달하기 위해, 적어도 하나의 연료 연소 엔진과 적어도 하나의 전기 부재(electrical member)를 포함하는 파워 플랜트를 가리킨다.
전기 부재는 전기 모터, 즉 모터 기능만을 수행하는 전기 장치일 수 있다.
그렇지만, 그러한 전기 부재는 또한 전기 기기(electrical machine), 즉 모터 기능과 전기 제너레이터(generator) 기능 모두를 수행하는 전기 장치일 수 있다. 그러므로 전기 기기는 기계 부재들의 회전을 구동하기 위해 전기 모터 모드에서 동작하거나 전기를 발생시키기 위해 전기 제너레이터 모드에서 동작할 수 있다. 전기 기기는 때때로 그것이 전기 모터 모드로부터 전기 제너레이터 모드로 그리고 다시 그 반대로 바뀔 수 있는 한 "전환 가능한(reversible)"이라고 말해진다.
전기 제너레이터는 전기를 발생시키는 기능만을 수행하는 전기 장치이다.
이 경우 "전기 부재(electrical member)"라는 용어는 전기 모터, 전기 기기, 및 전기 제너레이터를 포괄하는 것으로 사용된다.
또한, 회전익 항공기는 "메인(main)" 로터들이라고 일컫는, 양력(lift) 그리고 가능하게는 역시 추진력(propulsion)을 제공하기 위한 하나 이상의 모터를 가질 수 있다. 그러한 회전익 항공기는 예컨대 항공기의 한쪽으로 기우뚱하는 움직임을 제어하기 위한 하나 이상의 보조 로터를 가질 수 있다.
파워 플랜트는 일반적으로 파워 트랜스미션 기어박스를 통해 메인 로터들을 회전 구동하기 위한 적어도 하나의 연료 연소 엔진를 포함한다.
그러한 엔진은 전기 기기와 협력할 수 있다. 그러한 전기 기기는 엔진의 시동을 걸기 위해 항공기 출발시 전기 모터 모드에서 동작한다.
예컨대, 그러한 엔진은 기체 발생기(gas generator)를 가지는 터보샤프트(turboshaft) 엔진일 수 있다. 제1 전기 기기는 시작할 때 기체 발생기를 회전시키는 역할을 한다.
일단 엔진에 시동이 걸리면, 전기를 항공기의 온-보드 네트워크(on-board network)에 공급하기 위해, 제1 전기 기기가 전기 제너레이터 모드에서 동작할 수 있다.
그런 다음, 전기 기기는 엔진을 제1 기능에서 시작하기 위해 전기 에너지를 기계 에너지로 변환하고, 제2 기능에서 엔진으로부터 나오는 기계 에너지를 온-보드 네트워크를 위한 전기로 변환한다.
특허 문헌 FR 2993243은 회전익기의 온-보드 네트워크로부터 관리되는 로터에 기계적인 파워를 공급하기 위한 하이브리드 아키텍처를 설명한다.
특허 문헌 FR 2993243에 따르면, 엔진에 연결된 전기 기기는 비행시 엔진을 도울 수 있다. 그러한 도움은 전기 기기로부터 엔진에 기계적 에너지를 전달함으로써 제공된다.
또한, 회전익기는 유압 장치를 대체하고, 예컨대 새로운 기능들을 수행하기 위해 점점 더 많은 기능들을 통합하고 있다. 제작자는 전환 또는 변화 측면에서 전기에 의해 융통성(flexibility)이 발휘될 수 있다면 전기 부재들을 사용하는 경향이 있다. 또한, 전기는 항공기 기내에서 항공기가 비행 중에 있는 동안에는 제너레이터들이나 배터리들을 통해 이용 가능하거나, 지상에서는 사용하기 위해서는 배터리들이나 전기 커넥터들을 통해 이용 가능하다.
그렇지만, 항공기의 다양한 전기 부재들은 상이한 요구 조건들을 가지고 있고, 상이한 방식으로 연결된다.
일부 전기 부재들은 낮은 전압의 직류(DC) 전기, 또는 높은 전압의 직류 전기, 또는 실제로는 높은 전압의 교류(AC) 전기로 동작한다. 예컨대, 직류는 약 28볼트(V)의 직류의 낮은 전압에서 분배될 수 있다. 직류는 약 270Vdc의 높은 전압에서도 분배될 수 있고, 교류는 상(phase) 전압이 115Vac이고 주파수가 400㎐인 3상 전압 시스템에서 분배될 수 있다.
60V보다 높은 전압은 "저(low)" 전압이라고 부르는 60V 미만의 전압에 비해 "고(high)" 전압이라고 부른다.
어떤 전기 부재들은 전기를 생산하는데 반해, 다른 전기 부재들은 전기를 소비한다.
그러한 상황 하에서는, 전기 네트워크의 특징들을 그러한 부재의 동작에 적응시키기 위해, 제작자는 각 전기 부재에 관한 전기 컨버터 업스트림을 제공하는 경향이 있다.
전기 부재가 동작하는 스테이지(stage)들 동안을 제외하고, 그러한 컨버터들은 항공기의 중량 브레이크다운(weight breakdown)에 부정적인 영향을 미치는 온-보드 데드웨이터(deadweight)를 나타낸다.
이에 대한 기술적 배경에는 특히 다음 특허 문헌들, 즉 CN 102 201 744; EP 2 122 271; EP 0 911 515; IN 2010/MU03358; JP 2011/004507; US 6 954 366; US 7 050 312; US 2008/0123375; US 2010/0165673; US 2013/0039104; WO 2012/137210; US 7 923 865; EP 2 404 775; FR 2 961 767; EP 2 703 292; EP 2 327 625; 및 WO 2014/022316이 포함된다.
본 발명의 목적은 이러한 문제점을 최소화하는 경향이 있는 아키텍처를 제공하는 것이다.
본 발명은 적어도 하나의 리프트 로터에 연결되고 적어도 하나의 연료 연소 엔진에 의해 구동된 파워 트랜스미션 어셈블리(assembly)를 포함하는 항공기에 관한 전기 아키텍처를 제공하고, 그러한 전기 아키텍처는 연료 연소 엔진에 연결하기 위한 메인 전기 기기와, 파워 트랜스미션 어셈블리에 연결하기 위한 보조 전기 기기를 포함하는 고전압 전기 네트워크를 포함한다.
이러한 고전압 전기 네트워크는 전기의 적어도 하나의 소스(source)에 연결된 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스(master box)를 포함한다. 이러한 고전압 전기 마스터 박스는 제1 라인과 제2 라인에 의해 다기능 컨버터에 연결되고, 상기 보조 전기 기기에 제1 라인을 연결하는 제1 연결(connection)을 가지며, 상기 제2 라인을 적어도 상기 메인 전기 기기와 적어도 상기 보조 전기 기기에 연결하는 제2 연결을 가진다.
예컨대, 고전압 전기 네트워크는 각각의 연료 연소 엔진용의 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스를 포함한다.
다기능 컨버터는 양방향 인버터에 연결된 고전압 직류 버스를 포함한다. 이러한 양방향 인버터는 제2 라인에 연결된다.
또한, 고전압 직류 버스는 제1 라인과 전기적으로 통신한다.
다기능 컨버터는 또한 항공전자 시스템, 연료 연소 엔진을 제어하는 제어 시스템, 및 고전압 전기 마스터 박스의 컨트롤러에 연결된 수퍼바이저(supervisor)를 가지는데, 이는 전기를 적어도 전기 기기에 공급하고/공급하거나 상기 항공전자 시스템과 상기 제어 시스템으로부터 결정된 작동 스테이지(operating stage)들의 기능으로서 상기 전기 기기 중 적어도 하나로부터 다기능 컨버터를 통해 전기를 취하기 위해서이다.
수퍼바이저와 컨트롤러는 공지된 타입의 것이고 특별한 방식으로 사용된다. 그러므로, 그러한 수퍼바이저는 전기 부재들의 토크/스피드 조절을 제어한다. 수퍼바이저는 수신된 제어 신호의 기능으로서 전달될 전기 특징들을 결정한다. 컨트롤러는 수퍼바이저에 전기 네트워크의 구성과 행해질 기능들에 대해 알린다. 일 변형예에서는, 행해질 기능들이 컨트롤러가 아니라 다기능 컨버터의 수퍼바이저에 의해 결정된다.
"고전압(high voltage)"이라는 용어는 높은 전압, 예컨대 60V 이상의 크기를 가진 전압에서 전기를 운반하는 장비에 관해 사용된다는 점이 상기되어야 한다. 고전압 전기 네트워크는, 예컨대 400㎐에서 115Vac 또는 200Vac, 또는 270Vdc 또는 330Vdc로 공급된 네트워크일 수 있고, 그 구성 및 그것의 보호는 고전압 전기 마스터 박스들에 의해 관리된다.
반대로, "저전압(low voltage)"이라는 용어는 낮은 전압, 예컨대 28V 정도의 크기를 가지는 전압에서 전기를 운반하는 장비에 관해 사용된다.
그러므로, 다기능 컨버터는 고전압 전기 마스터 박스에 연결되고, 그러한 고전압 전기 마스터 박스 자체는 복수의 전기 부재들에 연결된다. 그러한 전기 부재들은 전기 기기, 전기 모터, 또는 실제로는 전기 제너레이터일 수 있다.
그러한 상황 하에서, 이러한 아키텍처는 복수의 전기 부재와 전기적으로 통하는 연료 연소 엔진마다 하나의 다기능 컨버터를 사용하는 것을 가능하게 한다.
그것의 변형예들에 따라, 이러한 아키텍처는 항공기의 전기 네트워크에 적절히 통합된 하나의 다기능 컨버터를 통해, 전기를
·지상에서는 액세서리(accessory) 기어박스에;
·다양한 전기 소스로부터 연료 연소 엔진의 시동을 걸기 위해 메인 전기 기기에;
·하이브리드 추진력의 상황에서는 연료 연소 엔진을 돕기 위해 메인 전기 기기에;
·저전압 전기 네트워크; 및
·고전압 전기 네트워크에 공급하는 것을 가능하게 한다.
이러한 간략화는 항공기의 전기 아키텍처의 중량을 최적화하는 경향이 있다.
또한, 이러한 아키텍처는 보조 전기 기기를 사용함으로써 트랜스미션 어셈블리의 액세서리 기어박스를 구동하는 것을 가능하게 한다.
그러므로, 이러한 보조 전기 기기는 지상에서 전기를 취함으로서 유압 액세서리 및 공기 압축시 액세서리를 작동시키는 것을 가능하게 한다. 그러므로 이러한 아키텍처는 어떤 정해진 액세서리들의 부분적인 대전(electrification)을 회피하는 것을 가능하게 한다.
그러한 아키텍처는 또한 다음 특징들 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
그러므로, 고전압 직류 버스가 제1 라인에 직접 연결될 수 있다. 그러한 상황에서는, 전기 소스가 높은 전압, 예컨대 270Vdc를 생성할 수 있다.
그렇지만, 그러한 전기 소스는 또한 예컨대 115Vac 또는 230Vac의 상 전압으로, 3상 고전압 시스템을 생성할 수 있다.
그러한 상황 하에서는, 고전압 직류 버스가 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환하기 위한 컨버터에 연결됨으로써 제1 라인과 전기적으로 통하고, 고전압 교류와 고전압 직류 사이를 전환하기 위한 이러한 컨버터는 제1 라인에 연결된다.
고전압 교류와 고전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터는 다기능 컨버터로의 입력에서 정류기 스테이지를 나타낸다.
또한, 전기 소스는 전기를 고전압 전기 마스터 박스에 공급하기 위한 고전압 그라운드 커넥터(ground connector)들을 포함할 수 있다.
고전압 그라운드 커넥터는 전기 아키텍처가 고전압 전기 파워 서플라이 수단에 연결될 수 있게 한다.
게다가, 그러한 아키텍처는 고전압 전기 마스터 박스를 통해 제2 라인에 전력이 공급되는 적어도 하나의 전기 모터를 포함할 수 있다.
그러한 전기 모터는, 예컨대 컴프레서, 또는 공기 조절 시스템, 또는 유압 펌프의 모터일 수 있다.
그러한 모터는 다기능 컨버터가 일부 다른 방식으로 로드(load)되지 않을 때 사용될 수 있다. 특히, 그러한 전기 모터는 지상에서 공기 조절 기능에 전력을 공급하는 역할을 할 수 있고, 연료 연소 엔진의 시동을 걸기 위해 사용될 수 있으며, 일단 시동이 걸리면 공기 조절 시스템에 다시 한번 전력을 공급하는데 사용될 수 있다.
일 실시예에서, 그러한 아키텍처는 2개의 연료 연소 엔진을 가지는데, 이들 엔진 각각은 각각의 고전압 전기 마스터 박스에 의해 다기능 컨버터에 연결되고, 고전압 전기 마스터 박스들은 함께 연결되며, 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스는 그라운드 커넥터에 연결된다.
따라서, 각 엔진은 고전압 전기 마스터 박스와 다기능 컨버터를 포함하는 고전압 서브어셈블리(subassembly)의 부분을 형성한다.
고전압 전기 마스터 박스 중 적어도 하나가 고전압 그라운드 커넥터에 연결된다.
또한, 그러한 아키텍처는 고전압 교류로 동작하고 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 적어도 하나의 전기 장비를 포함할 수 있다.
게다가, 그러한 아키텍처는 고전압 교류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터에 의해 고전압 전기 마스터 박스 각각에 연결된 저전압 전기 네트워크를 포함할 수 있고, 그러한 경우 고전압 전기 네트워크에 전력을 공급하는 전기 소스는 저전압 전기 마스터 박스를 통해 고전압 교류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위해 상기 컨버터에 연결된 적어도 하나의 배터리를 포함한다.
항공기는 하나 이상의 배터기가 연결된 저전압 전기 마스터 박스들에 의해 관리된, 예컨대 28Vdc에서 저전압 전기 네트워크를 가진다.
하나의 대안적인 변형예에서는, 고전압 전기 네트워크가 어떠한 배터리도 가지고 있지 않다.
메인 전기 기기가 비행시 엔진을 돕기 위해 사용 중일 때에는, 어떤 정해진 아키텍처들이 저전압 전기 네트워크에서의 전기적인 단절을 일으키는 경향이 있다.
그렇지만, 다기능 컨버터는 메인 전기 기기와 저전압 전기 네트워크에 나란히 전력을 공급하는 것을 가능하게 하는데, 즉 보조 전기 기기에 의해 발생된 전기 에너지를 사용한다.
그러므로, 본 발명의 아키텍처는 고전압 교류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터에 의해 각각의 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 저전압 전기 네트워크를 포함할 수 있고, 상기 전기 소스는 상기 저전압 전기 네트워크의 저전압 전기 마스터 박스에 연결된 적어도 하나의 저전압 그라운드 커넥터를 포함한다.
또한, 본 발명의 다기능 컨버터는 고전압 직류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위한 것이고 저전압 전기 네트워크와 상기 고전압 직류 버스에 연결되는 컨버터를 포함할 수 있다.
따라서, 본 발명의 다기능 컨버터는 공동으로 동작하기에 적합한 3개의 전기 전환 수단, 즉 양방향 인버터, 고전압 교류와 고전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터, 및 고전압 직류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터를 가질 수 있다.
전기 아키텍처 외에, 본 발명은 적어도 하나의 리프트 로터에 연결되고 적어도 하나의 연료 연소 엔진에 의해 구동된 파워 트랜스미션 어셈블리를 포함하는 항공기를 제공한다. 이러한 항공기는 본 발명의 전기 아키텍처를 포함한다. 리프트 로터는 또한 항공기를 추진하기 위해 적어도 어느 정도까지는 기여를 할 수 있다.
또한, 트랜스미션 어셈블리는 가능하게는 각 엔진에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스를 포함하고, 보조 전기 기기가 그러한 파워 트랜스미션 기어막스에 연결될 수 있다.
보조 전기 기기는 리프트 로터를 구동하는데 기여하기 위해 파워 트랜스미션 기어박스를 구동하는데 관여할 수 있다. 필요한 기계적 에너지는 그러한 작동 스테이지 동안 보조 전기 기기를 동작시키는데 전용되는 소스로부터 올 수 있다.
또한, 보조 전기 기기는 파워 트랜스미션 기어박스에 의해 구동됨으로써 전기를 생성할 수 있다.
또한, 트랜스미션 어셈블리는 가능하게는 각 연료 연소 엔진에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스를 포함하고, 그러한 파워 트랜스미션 기어박스는 액세서리 기어박스를 구동하며, 보조 전기 기기가 그러한 액세서리 기어박스에 연결된다.
보조 전기 기기는 액세서리 기어박스를 구동함으로써, 액세서리들이 동작할 수 있게 할 수 있다.
또한, 그러한 보조 전기 기기는 액세서리 기어박스에 의해 구동됨으로써 전기를 생성할 수 있다.
게다가, 트랜스미션 어셈블리는 각 연료 연소 엔진에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스를 포함하고, 상기 파워 트랜스미션 기어박스는 액세서리 기어박스를 구동하며, 상기 아키텍처는 상기 액세서리 기어박스를 구동하는 보조 엔진를 포함한다.
그러한 보조 파워 유닛은 보조 파워 유닛일 수 있다.
보조 엔진이 기계적인 파워를 액세서리 기어박스에 공급하고, 가능하게는 파워 트랜스미션 기어박스에도 공급한다.
보조 엔진은 액세서리 기어박스를 통해 보조 전기 기기를 구동할 수 있고, 이 경우 보조 전기 기기는 고전압 전기의 소스를 구성하도록 전기를 생성한다.
또한, 본 발명은 항공기를 사용하는 방법을 제공한다. 이 방법은 다음 단계들, 즉
·지상에서의 작동 스테이지 동안 수행된 상기 연료 연소 엔진의 시동을 거는 단계 동안, 상기 전기 소스로부터 전기를 취하고 그러한 전기를 상기 고전압 전기 네트워크에서 상기 다기능 컨버터, 제2 라인, 및 상기 고전압 전기 마스터 박스에 운반하는 단계로서, 상기 메인 전기 기기는 상기 연료 연소 엔진의 시동을 걸기 위해 모터 모드에서 작동하는, 단계;
·전기를 생성하기 위해 시작하는 단계 동안, 전기 제너레이터 모드에서 작동하는 상기 메인 전기 기기로 전기를 생성하고, 예컨대, 항공기의 장비에 전력을 공급하거나 또 다른 엔진의 시동을 걸기 위해, 고전압 전기 마스터 박스와 제2 라인을 통해 연속적으로 상기 전기를 상기 다기능 컨버터에 전송하는 단계; 및
·비행시, 그리고 하이브리도 작동 스테이지 동안, 상기 전기 소스로부터 전기를 취하고 그러한 전기를 상기 고전압 전기 네트워크에서 상기 다기능 컨버터, 제2 라인, 및 상기 고전압 전기 마스터 박스에 운반하는 단계로서, 상기 메인 전기 기기는 모터 모드에서 작동하는, 단계를 포함한다.
아래에서 시동(starting) 단계를 편의상 "제2(second)" 단계라고 부른다. 본 발명의 방법은 엔진을 수반하지 않는 지상에서의 제1 단계를 수행하는 것을 가능하게 한다.
그러므로, 예컨대 수퍼바이저는 엔진이 완전히 멈추었는지 여부를 결정하기 위해 엔진의 제어 시스템을 사용한다. 시작 신호가 생기면, 수퍼바이저는 제어기와 통신을 행하여 메인 전기 기기가 모터 모드에서 작동하게 하기 위해, 취해지는 전기 에너지가 메인 전기 기기로 향하게 한다. 그런 다음, 수퍼바이저는 요구된 방식으로 메인 전기 기기를 구동하도록 인버터를 가동시킨다. 또한, 제어기는 메인 전기 기기에 전력을 공급하기 위해, 고전압 전기 마스터 박스의 스위치들을 제어한다.
어떤 정해진 스테이지를 넘어서면, 엔진이 가동되기 시작한다. 만약 필요하다면 수퍼바이저는 "제3(third)" 단계라고 하는 전기 생성 단계를 시작한다.
예컨대, 수퍼바이저는 엔진이 회전의 임계 스피드에 도달한 기체 발생기를 가지는지를 결정한다. 수퍼바이저는 그것으로부터 엔진이 가동되기 시작하였는지를 추론한다.
이후, 수퍼바이저는 전기를, 필요하다면 전기 제너레이터 모드에서 작동하는 메인 전기 기기로부터 받기 위해 컨트롤러와 통신을 행한다.
이러한 전기는, 예컨대 저전압 전기 네트워크 및/또는 고전압 전기 네트워크의 장비에 전송될 수 있다.
또한, 엔진은 하이브리드 스테이지 동안에는 비행시 메인 전기 기기에 의해 도움을 받을 수 있다.
제작자는 임계치(threshold)들과 비교될 필요가 있는 항공 전자 공학 파라미터들을 결정한다.
수퍼바이저는 적절하게는 "제4(fourth)" 단계라고 알려진 하이브리드 스테이지를 시작하기 위해 비교를 행한다.
이러한 제4 단계 동안, 수퍼바이저는 메인 전기 기기가 모터 모드에서 작동하게 하기 위해 취해지는 전기가 메인 전기 기기에 보내지도록 컨트롤러와 통신을 행한다.
본 발명의 방법은 또한 다음 특징 중 하나 이상을 포함할 수 있다.
"제1" 단계라고 부르는 지상에서의 작동 스테이지 동안에는, 상기 전기 소스로부터 전기가 취해지고, 그러한 전기는 상기 고전압 전기 네트워크에서 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스, 제1 라인, 다기능 컨버터, 제2 라인, 및 상기 고전압 전기 마스터 박스를 통해 연속해서 보조 전기 기기에 운반되고 이 경우 보조 전기 기기는 상기 트랜스미션 어셈블리에 그것의 드라이브 중 적어도 일부를 제공하기 위해 모터 모드에서 작동한다.
더 구체적으로, 보조 전기 기기는 장비, 특히 액세서리 기어박스에 연결된 장비가 지상에서 작동되게 할 수 있다.
게다가, 지상에서 작동하는 스테이지 동안, 전기는 상기 전기 소스로부터 취해질 수 있고, 그런 다음 전기는 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스, 제1 라인, 및 상기 다기능 컨버터를 통해 연속해서 저전압 전기 네트워크로 운반된다.
작동 단계가 무엇이든지 간에, 적어도 고전압 전기 마스터 박스에 공급하는 고전압 그라운드 커넥터로부터의 전기를 취함으로써 상기 전기 소스로부터 전기를 취하는 것이 가능하다.
일 변형예에서는,
·보조 엔진을 통해 상기 파워 트랜스미션 어셈블리의 액세서리 기어박스를 구동하는 것; 및
·전기 제너레이터 모드에서 보조 전기 기기가 작동하게 하기 위해, 적어도 고전압 전기 마스터 박스에 전기를 공급하는 상기 전기 소스를 나타내고 상기 액세서리 기어박스와 연동된 상기 보조 전기 기기로부터 전기를 생성하는 것에 의해, 상기 전기 소스로부터 전기를 취하는 것이 가능하다.
일 변형예에서, 전기는 저전압 전기 네트워크의 저전압 전기 소스로부터 전기를 취하고, 이러한 전기를 상기 다기능 컨버터에 전송함으로써, 상기 전기 소스로부터 취해진다.
예컨대, 전기 모터의 시동은 많은 양의 전력을 요구할 수 있다.
그러한 상황 하에서, 고전압 전기 네트워크의 전기 소스, 즉 고전압 그라운드 커넥터 또는 보조 전기 기기를 사용하면서 제2 단계가 유리하게 수행된다.
그렇지만, 전기는 저전압 전기 네트워크로부터 취해질 수 있고 다기능 컨버터에 의해 전환될 수 있다.
이러한 전기는 또한 저전압 전기 네트워크로부터 취해지고 저전압 전기 네트워크의 컨버터로부터 전환될 수 있으며, 고전압 전기 마스터 박스에 의해 다기능 컨버터로 전송될 수 있다.
전기는 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스를 거쳐 그리고 제1 라인을 거쳐 다기능 컨버터에 운반될 수 있다.
이러한 모드에서는, 메인 전기 기기에 공급된 전력이 요구된 전력보다 임의로(optionally) 적고 따라서 연료 연소 엔진의 더 낮은 성능의 시동을 초래한다. 이러한 작동 구성은 또한 작동의 하이브리드 스테이지 동안 배터리로부터 에너지를 취함으로써, 연료 연소 엔진의 기체 발생기에 전력을 전달하기 위해 사용될 수 있다.
또한, 다기능 컨버터를 통해 고전압 교류로 작동하는 적어도 하나의 전기 장비에 전력을 공급하는 것이 가능하다.
본 발명과 본 발명의 장점들은 예시로서 주어지는 예들의 이어지는 설명의 상황으로부터 그리고 첨부 도면들을 참조하여 더 상세히 나타난다.
도 1은 본 발명의 항공기의 개략 도면.
도 2는 다기능 컨버터의 개략 도면.
도 3은 고전압 전기 마스터 박스의 개략 도면.
도면들 중 2개 이상에 나타나는 요소들은 그들 각각에 동일한 참조 번호들이 주어진다.
도 1은 항공기(1)를 보여준다. 일 예로서, 이러한 항공기는 적어도 하나의 리프트 로터(7)를 가지는 회전익기이다. 그러한 상황 하에서는, 리프트 로터(7)가 항공기(1)에 그것의 양력 중 적어도 일부를 제공하는 것에 기여하고, 가능하게는 항공기(1)의 추진력에도 기여한다.
이러한 항공기는 특히 리프트 로터를 회전 구동하기 위한 파워 플랜트(power plant)를 가진다.
이러한 파워 플랜트는 파워 트랜스미션 어셈블리(60)를 구동하는 적어도 하나의 연료 연소 엔진(3)을 가진다.
그러한 연료 연소 엔진(3)은 기체 발생기(4)를 가지는 터보샤프트 엔진일 수 있다. 이러한 기체 발생기(4)에는 보통 고압 터빈(401)에 연결된 적어도 하나의 압축 스테이지(402)가 제공된다. 터보샤프트 엔진은 또한 출구(outlet) 샤프트에 고착되는 적어도 하나의 자유로운(free) 터빈 스테이지(301)를 가질 수 있고, 이러한 터빈 스테이지(301)는 일반적으로 파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 간접적으로 연결된다. 예컨대, 각각의 출구 샤프트는 "프리휠(freewheel)", 연결 샤프트, 및 기계 부품들 사이의 각에 관한 오정렬 및/또는 축에 관한 오정렬을 수용하기 위한 부재들을 포함하는 드라이브 트레인(drive train)을 거쳐 파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 연결될 수 있다.
도 1은 터보샤프트 타입의 2가지 연료 연소 엔진을 보여준다.
따라서, 파워 트랜스미션 어셈블리(60)는 연료 연소 엔진(3)에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스(61)를 가진다. 이러한 기어박스(61)는 리프트 로터(7)를 회전 구동하기 위한 로터 마스트(rotor mast)를 가진다.
또한, 파워 트랜스미션 어셈블리(60)는 적어도 하나의 중간 샤프트(13)를 거쳐 파워 트랜스미션 기어박스(61)에 기계적으로 연결되는 액세서리 기어박스(62)를 포함할 수 있다.
액세서리 기어박스는 액세서리(75)들을 작동시키는 역할을 한다. 그러므로, 액세서리 기어박스는 액세서리(75)들에 연결된다.
게다가, 항공기는 액세서리 기어박스(62)를 구동하기 위한 보조 엔진(70)을 가질 수 있다. 그러한 보조 엔진은 약자가 APU인 "보조 파워 유닛(Auxiliary Power Unit)"으로 알려진 엔진일 수 있다.
또한, 항공기는 엔진마다 하나의 제어 시스템(50)을 가진다. 이러한 제어 시스템(50)은 연료 연소 엔진의 작동 및/또는 예컨대 연료 계량(metering) 밸브를 제어함으로써 연료 연소 엔진의 작동을 제어하는 것에 관련되는 데이터를 받는 역할을 할 수 있다.
그러한 제어 시스템은 FADEC(full authority digital engine control)라고 알려진 시스템이나 ECU(engine control unit)라고 알려진 시스템일 수 있다.
항공기 파워 플랜트의 설명을 얻기 위해 문헌에 대한 참조가 이루어질 수 있다.
또한, 항공기(1)는 파워 플랜트와 협력하는 전기 아키텍처(2)를 가진다.
이러한 전기 아키텍처(2)는 파워 플랜트에 기계적으로 연결된 고전압 전기 네트워크(100)와, 가능하게는 고전압 전기 네트워크(100)에 전기적으로 접속된 저전압 전기 네트워크(200)를 또한 포함한다.
고전압 전기 네트워크(100)는 연료 연소 엔진(3)마다 하나의 고전압 서브어셈블리(101,102)를 가진다. 여러개의 엔진을 지닌 항공기에서는, 고전압 서브어셈블리(101,102)가 마음대로 전기적으로 상호 연결될 수 있다.
도 1은 2개의 서브어셈블리를 가지는 쌍발 엔진 항공기를 보여준다. 그렇지만, 도 1은 본 발명의 한 가지 특별한 변형예이고, 항공기는 하나의 연료 연소 엔진을 가질 수 있으며 따라서 오직 하나의 서브어셈블리를 가질 수 있거나, 또는 적어도 3개의 연료 연소 엔진을 가질 수 있고, 따라서 예컨대 적어도 3개의 서브어셈블리를 가질 수 있다.
다시 말하면, 본 발명은 적어도 하나의 서브어셈블리를 포함하는 전기 아키텍처와 연관된 적어도 하나의 연료 연소 엔진을 가지는 항공기를 제공한다.
각각의 고전압 서브어셈블리(101,102)는 연료 연소 엔진(3)에 기계적으로 연결되는 메인 전기 기기(8)를 포함한다. 메인 전기 기기(8)는
·기체 발생기(4)를 구동하기 위해, 메인 전기 기기(8)가 전기(전기 에너지)를 끌어당기는 전기 모터 모드에서;
·또는 전기(전기 에너지)를 생성하기 위해, 메인 전기 기기(8)가 기체 발생기(4)에 의해 구동되는 전기 제너레이터 모드에서 작동한다.
또한, 각각의 고전압 서브어셈블리(101,102)는 파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 기계적으로 연결되는 보조 전기 기기(9)를 포함할 수 있다.
그러한 상황 하에서, 보조 전기 기기(9)는 파워 트랜스미션 기어박스(61) 또는 액세서리 기어박스(62)에 기계적으로 연결될 수 있다.
예컨대, 제1 고전압 서브어셈블리(101)는 액세서리 기어박스(62)에 연결된 보조 전기 기기(9)를 포함하는데 반해, 제2 고전압 서브어셈블리(102)는 파워 트랜스미션 기어박스(61)에 연결된 보조 전기 기기(9)를 포함한다.
각 보조 전기 기기(9)는
·파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 그것의 드라이브 중 적어도 일부를 제공하기 위해, 보조 전기 기기(9)가 전기를 끌어당기는 전기 모터 모드;
·또는 전기를 생성하기 위해 파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 의해 보조 전기 기기(9)가 구동되는 전기 제너레이터 모드에서 작동한다.
또한, 적어도 하나의 고전압 서브어셈블리(101,102)는 전기 모터 타입의 전기 부재를 포함할 수 있다. 이러한 전기 부재는 더 간단하게 "전기 모터"(34)라고 불린다.
그러한 상황 하에서는, 각 고전압 서브어셈블리는 하나의 고전압 전기 마스터 박스(10)와 하나의 다기능 컨버터(16)를, 서브어셈블리의 전기 기기들에 전력을 공급하고, 이들 전기 기기들로부터 전기 에너지를 끌어 당기기 위해 가진다.
2개의 별개의 고전압 서브어셈블리는 함께 전기적으로 접속될 수 있다.
일 변형예에서, 2개의 별개의 고전압 서브어셈블리 각각은 각각의 고전압 전기 마스터 박스(10)를 포함하고, 이 경우 2개의 고전압 전기 마스터 박스(10)는 예컨대 스위치들을 거쳐 함께 연결되어 있다.
대안적인 일 변형예에서는, 2개의 별개인 고전압 서브어셈블리가 하나의 고전압 전기 마스터 박스를 공동으로 포함한다.
따라서, 항공기는 연료 연소 엔진마다 하나의 다기능 컨버터(16)와 하나의 메인 전기 모터(8)를 가질 수 있다. 그러므로, "고전압 서브어셈블리"라는 용어는 고전압 전기 마스터 박스, 다기능 컨버터, 및 메인 전기 모터를 포함하는 고전압 전기 네트워크의 부분에 관해 사용된다.
따라서, 고전압 전기 마스터 박스(10)는 "제1 라인"(31)이라고 부르는 제1 전기 라인을 거쳐 다기능 컨버터(16)에 연결된다.
또한, 그러한 다기능 컨버터(16)는 메인 전기 기기(8)에 직접 연결될 수 있다.
그렇지만, 이러한 다기능 컨버터(16)는 전기 마스터 박스를 거쳐 메인 전기 기기(8)에 간접적으로 연결될 수 있다.
그러한 상황 하에서, 도 1에 도시된 다기능 컨버터(16)는 상기 제1 라인(3)을 거쳐, 그리고 "제2 라인"(32)이라고 부르는 제2 전기 라인을 거쳐 고전압 전기 마스터 박스(10)에 연결된다.
그러한 상황 하에서, 고전압 전기 마스터 박스(10)는 적어도 하나의 전기 소스에 전기적으로 접속된다. 그러므로, 고전압 전기 마스터 박스(10)는 전기 소스로부터 나오는 전기를 다기능 컨버터로 운반하기 위해, 제1 라인(31)에 연결된 제1 전기 연결부(91)를 가진다.
2개의 서브어셈블리의 2개의 고전압 전기 마스터 박스(10)는 또한 그것들의 제1 연결부를 거쳐 함께 전기적으로 접속될 수 있다.
전기 소스는 고전압 그라운드 커넥터(17), 저전압 그라운드 커넥터(17'), 배터리(23), 및 보조 전기 기기(9)일 수 있다.
그러므로, 고전압 전기 마스터 박스(10)의 제1 연결부에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)는 도 1에 도시된 변형예에서 또 다른 고전압 전기 마스터 박스(10)의 제1 연결부에 전기를 전달할 수 있다.
게다가, 이러한 전기 아키텍처는 전력을 공급하기에 적합한 적어도 하나의 전기 소스를 가지거나 다기능 컨버터에 의해 전력을 공급받는 저전압 전기 네트워크(200)를 포함할 수 있다.
저전압 전기 네트워크(200)는 저전압 전기를 사용하여 작동하는 복수의 저전압 장비(15)를 포함한다.
그러한 상황 하에서, 저전압 전기 네트워크(200)는 저전압 장비에 연결되고 쌍으로 상호 연결된 복수의 저전압 전기 마스터 박스(12)를 가진다. 저전압 전기 네트워크(200)는 적어도 하나의 저전압 전기 마스터 박스(12)를 가지고, 그러한 경우 저전압 전기 마스터 박스(12)가 고전압 교류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위해 컨버터(11)를 거쳐 고전압 전기 마스터 박스에 연결된다.
따라서, 전기 소스는 저전압 전기 마스터 박스(12)에 전기적으로 접속된 적어도 하나의 배터리(23)를 가질 수 있다.
전기 소스는 또한 저전압 전기 마스터 박스(12)에 전기적으로 접속된 저전압 그라운드 커넥터(17')를 가질 수 있다.
제1 연결부(91) 외에, 고전압 전기 마스터 박스(10)가 제2 라인(32)과 각 전기 부재에 연결된 제2 전기 연결부(92)를 가진다. 그러므로, 이러한 제2 전기 연결부(92)는 메인 전기 기기(8)와 보조 전기 기기(9)에 연결되고, 적절하게는 전기 모터(34)에 연결된다.
또한, 고전압 전기 마스터 박스(10)의 제2 연결부(92)는 고전압 교류로 작동하는 전기 장비(14)에 전력을 공급하는 역할을 할 수 있다. 그러한 장비는 편의상 "고전압 장비"라고 부른다.
또한, 각 컨버터는 유선 또는 무선 연결을 통해 해당하는 연료 연소 엔진의 제어 시스템(50)과 연결된다. 게다가, 다기능 컨버터는 항공기의 항공 전자공학 시스템에 연결된다.
이러한 항공 전자공학 시스템은 다기능 컨버터의 상황/상태, 작동 파라미터들, 디폴트(default)들과 같은, 다기능 컨버터의 작동 상태들을 나타내는 데이터를 획득할 수 있다. 이러한 항공 전자공학 시스템은 데이터 저장 수단과, 가능하게는 정보를 승무원에게 표시하기 위한 표시 시스템을 포함할 수 있다.
이러한 항공 전자공학 시스템은 항공기의 외부 온도와 고도와 같은 주위의 데이터를 획득하기 위한 일반적인 센서들을 가진다.
항공 전자공학 시스템으로부터 나오는 데이터는 다기능 컨버터(16)에 의해 제어 시스템(50)으로 보내질 수 있다. 예컨대, 제어 시스템(50)은 연료 연소 엔진의 시동을 걸기 위해 필요한 전력 수요에 순응한 다음, 다기능 컨버터(16)에 토크, 스피드, 또는 가속도의 요구된 레벨을 알린다.
대안적으로, 그러한 토크, 스피드, 또는 가속도 레벨은 다기능 컨버터에서 저장되는데, 그런 경우 그러한 다기능 컨버터는 항공 전자공학 시스템 및/또는 제어 시스템(50)에 의해 공급된 주위 상황 데이터의 함수로서 적절한 레벨들을 선택한다.
그런 다음, 제어 시스템에 의해 요청된 전력 수요에 부합하도록 하기 위해, 컨트롤러가 이용 가능한 에너지 소스들을 결정하고 가능하게는 하나의 에너지 소스를 선택한다.
그러한 상황 하에서는, 고전압 서브어셈블리의 다기능 컨버터가 적어도 하나의 전기 기기(8,34,9)와 적어도 하나의 전기 장비(14)에 전력을 공급하기 위해 및/또는 작동시의 현재 스테이지에 따라 상기 전기 기기(8,9) 중 적어도 하나로부터 전기를 취하도록, 고전압 서브어셈블리의 고전압 전기 마스터 박스와 통신을 행한다. 그러한 다기능 컨버터는, 현재 작동 스테이지의 성질을 결정하기 위해 항공 전자공학 시스템(40)과 제어 시스템(50)으로부터 나오는 데이터를 사용하고, 그에 따라 전기 기기들을 제어한다.
따라서, 그리고 도 2를 참조하면, 다기능 컨버터는 고전압 직류 버스(27)를 가진다.
이러한 고전압 직류 버스(27)는 양방향 인버터(28)를 거쳐 제2 라인(32)에 연결된다.
또한, 고전압 직류 버스(27)는 직접적으로 또는 간접적으로 제1 라인(31)에 전기적으로 접속된다.
도 2의 변형예에서는, 고전압 직류 버스(27)가 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 거쳐 간접적으로 제1 라인(31)에 전기적으로 접속된다. 그렇지만, 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)는, 예컨대 고전압 그라운드 커넥터를 거쳐 공급된 전기의 성질에 따라, 임의로 생략될 수 있다.
게다가, 고전압 직류 버스(27)는 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 거쳐 저전압 전기 네트워크에 전기적으로 접속된다.
양방향 인버터(28), 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30), 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29), 및 고전압 직류 버스(27)가 다기능 컨버터의 수퍼바이저(26)에 의해 제어된다.
도 3을 참조하면, 수퍼바이저(26)는 또한 해당하는 고전압 전기 마스터 박스(10)의 컨트롤러(80)와 통신을 행한다.
고전압 전기 마스터 박스(10)는 다수의 스위치와, 수퍼바이저(26)로부터 지시가 있을 때 컨트롤러(80)에 의해 제어된 전기 버스를 가진다.
그러므로, 제1 연결부(91)는 버스(93)를 포함한다. 이러한 버스(93)는
·제1의 1차(primary) 스위치(25)를 포함하는 제1 연결부(91)의 제1 세그먼트(91')를 거쳐 보조 전기 기기(9)에;
·제2의 1차 스위치(19)를 포함하는 제1 연결부(91)의 제2 세그먼트(91")를 거쳐 제1 라인(31)에;
·제3의 1차 스위치(201)를 포함하는 제1 연결부(91)의 제3 세그먼트(91"')를 거쳐 저전압 전기 네트워크(200)에;
·제4의 1차 스위치(20,21)를 포함하는 제1 연결부(91)의 제4 세그먼트(91"")를 거쳐 또 다른 고전압 전기 마스터 박스에; 그리고
·제5의 1차 스위치(22)를 포함하는 제1 연결부(91)의 제5 세그먼트를 거쳐 그라운드 커넥터에 연결된다.
게다가, 제2 연결부는
·제1의 2차(secondary) 스위치(24)를 포함하는 제1 세그먼트를 거쳐 메인 전기 기기(8)에;
·제2의 2차 스위치(33)를 포함하는 제2 세그먼트를 거쳐 전기 모터(34)에;
·제3의 2차 스위치(18)를 포함하는 제3 세그먼트를 거쳐 보조 전기 기기(9)에; 그리고
·제4의 2차 스위치(140)를 포함하는 제4 세그먼트를 거쳐 전기 장비(14)에 연결된다.
그러한 전기 아키텍처는 현재 작동 스테이지의 함수로서 다양한 모드에서 작동할 수 있다.
지상에서의 작동 스테이지에 해당하는 제1 단계(STP1)에서는, 모든 엔진(3)이 정지된다.
그렇지만, 어떤 정해진 항공기의 유압, 전기, 또는 압축 공기에 의한 액세서리는 가능하게 사용될 수 있다.
특히, 액세서리 기어박스(62)에 연결된 액세서리(75)들은 작동하도록 요구될 수 있다.
그러한 상황 하에서는, 전기 에너지가 전기 소스로부터 취해지고, 고전압 전기 네트워크(100)를 거쳐 보조 전기 기기(9)로 운반되어 다기능 컨버터(16)를 거쳐 지나간다. 이러한 보조 전기 기기(9)는 액세서리 기어박스(62)를 구동하기 위해 전기 모터 모드에서 작동한다.
예컨대, 다기능 컨버터(16)의 수퍼바이저는 항공 전자공학 시스템을 통해, 예컨대 랜딩 기어에 가해진 힘에 대한 정보에 기초하여, 항공기가 지상에 있는지를 탐지한다. 또한, 수퍼바이저는 엔진들의 제어 시스템들을 통해 엔진들이 멈춰 있는지를 탐지하기 위해 행동한다.
수퍼바이저는 또한 액세서리의 작동이 요구되는지를 탐지할 수 있다. 예컨대, 액세서리의 제어 버튼을 작동시키는 것은 항공 전자공학 시스템을 통해 수퍼바이저에게 신호를 보내는 것이다.
그러한 상황 하에서, 수퍼바이저는 고전압 전기 마스터 박스의 컨트롤러에게 제3의 2차 스위치(18)를 닫을 것을 지시한다. 게다가, 컨트롤러는 제1의 1차 스위치(25), 제1의 2차 스위치(24), 및 제2의 2차 스위치(33)를 열 것을 지시한다.
일 대안예로서, 컨트롤러는 액세서리를 작동시키라는 지시를 받는다. 그러면 컨트롤러가 적절한 접촉기(contactor)들을 닫고, 수퍼바이저에게 어느 액세서리가 작동하는지를 통지한다.
컨트롤러와 수퍼바이저는 또한 동시에 어떤 액세서리를 작동시키라는 지시를 받을 수 있다.
그러한 변형예와는 무관하게, 만약 전기가 관계된 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터 취해진다면, 제5의 1차 스위치(22)와 제2의 1차 스위치(19)가 닫힌다.
만약 제어되는 고전압 전기 마스터 박스와는 다른 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터 전기가 취해진다면, 제2의 1차 스위치(19), 제5의 1차 스위치(22), 및 제4의 1차 스위치(20,21)가 닫힌다.
수퍼바이저는 항공 전자공학 시스템에 의해 고전압 그라운드 커넥터(17)가 사용중인지를 결정할 수 있다.
컨트롤러(80)는 또한 고전압 그라운드 커넥터가 사용중인지를 결정할 수 있고, 그러한 정보를 항공 전자공학 시스템에 보낼 수 있고, 그러한 항공 전자공학 시스템은 다기능 컨버터의 하나 또는 또 다른 기능의 활성화를 허가하거나 허가하지 않는다.
그런 다음 수퍼바이저는 고전압 직류 버스(27)와 양방향 인버터(28), 및 적절하게는 요구된 전기를 보조 전기 기기(9)에 공급하기 위해, 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 가동시킨다.
만약 저전압 그라운드 커넥터의 배터리로부터 나오는 저전압 전기 네트워크(200)로부터 전기 에너지가 취해진다면, 그러한 전기는 저전압 전기 마스터 박스(12)에 의해 직접적으로 또는 고전압 교류와 저전압 직류 사이에서 전환하기 위한 컨버터(11)와 고전압 전기 마스터 박스(10)를 통해 간접적으로 다기능 컨버터에 전송된다.
수퍼바이저는 항공 전자공학 시스템을 통해 또는 저전압 전기 마스터 박스(12)를 통해, 저전압 전기 네트워크(200)가 사용중인지를 결정할 수 있다.
그런 다음, 수퍼바이저는 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 요구된 전기를 보조 전기 기기(9)에 공급하기 위해, 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 가동시킨다.
제1 단계에서는, 전기가 취해지고 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스(10), 제1 라인(31), 및 상기 다기능 컨버터(16)를 거쳐 저전압 전기 네트워크(200)에 연속해서 운반될 수 있다. 그런 다음 이러한 에너지는 고전압 교류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(11)에 추가하여 또는 그러한 컨버터(11)에는 관계없이, 배터리(23)를 재충전하는 것 및/또는 저전압에서 작동하는 장비를 작동시키는 것을 위해 사용될 수 있다.
만약 전기가 해당하는 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터 취해진다면, 제5의 1차 스위치(22)와 제2의 1차 스위치(19)가 닫힌다.
만약 전기가 제어되는 고전압 전기 마스터 박스와는 다른 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터 취해진다면, 제2의 1차 스위치(19), 제5의 1차 스위치(22), 및 제4의 1차 스위치(20,21)가 닫힌다.
그런 다음, 수퍼바이저는 고전압 직류 버스(27)와, 고전압 직류와 저전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터(30)를 가동시키고, 적절하게는 요구된 전기를 저전압 전기 네트워크(200)에 공급하기 위해, 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 가동시킨다.
지상에서 작동하는 스테이지 동안 수행된 것처럼 연료 연소 엔진(3)의 시동을 거는 단계에 해당하는 제2 단계(STP2) 동안에는, 전기 소스로부터 전기가 취해진 다음, 고전압 전기 네트워크(100)를 통해, 그리고 다기능 컨버터(16), 제2 라인(32), 및 고전압 전기 마스터 박스(10)를 거쳐 메인 전기 기기(8)에 운반된다. 그런 다음, 상기 엔진의 시동을 걸기 위해, 메인 전기 기기(8)는 모터 모드에서 작동한다.
제1 변형예에서, 에너지는 고전압 그라운드 커넥터로부터 취해진다.
만약 전기가 해당 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터 취해진다면, 제5의 1차 스위치(22), 제2의 1차 스위치(19), 및 제1의 2차 스위치(24)가 닫힌다. 제2의 2차 스위치(33), 제4의 2차 스위치(140), 및 제1의 1차 스위치(25)가 열린다.
만약 전기가 제어되는 고전압 전기 마스터 박스와는 다른 고전압 전기 마스터 박스에 연결된 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터 취해진다면, 제2의 1차 스위치(19), 제5의 1차 스위치(22), 제4의 1차 스위치(20,21), 및 제1의 2차 스위치(24)가 닫힌다. 제2의 2차 스위치(33), 제4의 2차 스위치(140), 및 제1의 1차 스위치(25)는 열린다.
이들 스테이지 동안, 제3의 1차 스위치(201)는 바람직하게는 닫힌다. 좀더 일반적으로는, 고전압 그라운드 커넥터(17) 또는 보조 전기 기기(9)에 의해 고전압 전기 네트워크가 전력을 공급받자 마자, 제3의 1차 스위치(201)가 닫힌다.
그러면, 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 적절하게는 메인 전기 기기(8)에 요구된 전기를 공급하기 위해, 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 가동시킨다.
제2 변형예에서는, 보조 전기 기기에 의해 전기가 생성된다. 그러한 상황 하에서는, 보조 전기 기기의 도움으로 전기를 만들기 위해 보조 엔진(70)이 사용된다. 그러한 보조 엔진은, 예컨대 배터리 또는 28Vdc 스타터(starter)를 통한 28Vdc 그라운드 커넥터를 사용하여 사전에 시동이 걸려야 한다.
제1의 1차 스위치(25), 제2의 1차 스위치(19), 및 제1의 2차 스위치(24), 및 제4의 1차 스위치(20,21)가 닫힌다. 제2의 2차 스위치(33)와 제4의 2차 스위치(140)는 열린다.
그러면, 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 그리고 적절하게는 메인 전기 기기(8)에 요구된 전기를 공급하기 위해, 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 가동시킨다.
정도가 떨어진(degraded) 제3 변형예에서는, 전기가 저전압 그라운드 커넥터 또는 배터리로부터 취해진다.
그러한 상황 하에서는, 제3의 1차 스위치(201), 제2의 1차 스위치(19), 및 제1의 2차 스위치(24)가 닫힌다.
수퍼바이저는 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 적절하게는 요구된 전기를 메인 전기 기기(8)에 공급하기 위해, 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 가동시킨다.
다기능 컨버터는 또한 저전압 전기 네트워크(200)에 의해 직접 전력이 공급될 수 있다.
제2 단계는 수퍼바이저가 연료 연소 엔진의 시동이 걸렸음을 탐지하게 되면 정지될 수 있다. 예컨대, 이를 위해 수퍼바이저는 가능하게는 제어 시스템(50)을 통해, 연료 연소 엔진의 기체 발생기의 회전 속도에 있어서의 변화를 감시한다.
전기를 발생시키는 단계에 해당하는 제3 단계(STP3)에서는, 수퍼바이저가 전기가 발생될 것을 요구할 수 있다.
예컨대, 수퍼바이저는 배터리 용량이 약해지는 것을 탐지할 수 있거나 저전압 장비(15) 또는 고전압 장비(14)에 전기를 공급할 필요성이 탐지될 수 있다.
그러한 상황 하에서는, 메인 전기 기기(8)가 전기를 발생시키기 위해 전기 제너레이터 모드에서 작동할 수 있다. 이러한 전기는 고전압 전기 마스터 박스(10)와 제2 라인(32)을 거쳐 연속적으로 다기능 컨버터(16)에 전송된다.
그러한 상황 하에서는, 제1의 2차 스위치(24), 그리고 가능하게는 제2의 2차 스위치(19)와 제3의 1차 스위치(201) 또한 닫힌다. 다른 스위치들을 열려 있다.
그러면 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 적절하게는 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29) 또는 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 가동시킨다.
그런 다음, 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)에 의해 저전압 전기 네트워크에 또는 제1 라인(31)을 거쳐 고전압 전기 마스터 박스에 전기가 전송된다.
마찬가지로, 보조 전기 기기(9)가 전기를 발생시키기 위해 전기 제너레이터 모드에서 작동할 수 있다. 이러한 전기는 고전압 전기 마스터 박스(10)와 제2 라인(32)을 거쳐 연속적으로 다기능 컨버터(16)에 전송된다.
그러한 상황 하에서는, 제3의 2차 스위치(18)와 가능하게는 제2의 1차 스위치(19)가 닫힌다. 다른 스위치들은 열려 있다.
그러면, 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 적절하게는 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29) 및/또는 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 가동시킨다.
그런 다음, 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)에 의해 저전압 전기 네트워크에 또는 제1 라인(31)을 거쳐 고전압 전기 마스터 박스에 전기가 전송된다.
비행시 하이브리드 작동의 스테이지에 해당하는 제4 단계(STP4)에서는, 상기 전기 소스로부터 전기가 취해진 다음, 그 전기가 상기 고전압 전기 네트워크(100)를 거쳐, 상기 다기능 컨버터(16), 제2 라인(32), 및 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)에 운반되고, 상기 메인 전기 기기(8)는 모터 모드에서 작동한다.
이러한 에너지는 제너레이터 모드에서 작동하는 보조 전기 기기로부터 나올 수 있다. 그러한 상황 하에서는, 제1의 1차 스위치(25), 제2의 1차 스위치(19), 제1의 2차 스위치(24), 및 제3의 1차 스위치(201)가 닫힌다. 다른 스위치들은 열려 있다.
그러면, 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 적절하게는 고전압 교류와 고전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(29)를 가동시킨다.
이러한 에너지는 저전압 전기 네트워크(200)로부터 나올 수 있다. 그러한 상황 하에서는, 제1의 2차 스위치(24)와 제3의 1차 스위치(201)가 닫힌다. 다른 스위치들은 열려 있다.
그러면, 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 가동시킨다.
또한, 이러한 아키텍처는 역시 고전압 장비(14)를 작동시키기 위해 저전압 전기 네트워크로부터 전기를 취하는 것을 가능하게 한다.
그러한 상황 하에서는, 제1의 1차 스위치(201), 제2의 1차 스위치(19), 및 제4의 2차 스위치(140)가 닫힌다. 다른 스위치들은 열려 있다.
그러면, 수퍼바이저가 고전압 직류 버스(27), 양방향 인버터(28), 및 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 가동시킨다.
물론, 본 발명은 그것의 구현에 있어서 다수의 변형을 겪을 수 있다. 몇몇 구현예가 설명되었지만, 모든 가능한 구현예를 남김없이 찾아보는 것은 생각할 수 없다는 점이 바로 이해될 것이다. 물론, 본 발명의 범위를 넘어서지 않고, 설명된 수단 중 임의의 것을 동등한 수단으로 대체하는 것을 예상하는 것이 가능하다.

Claims (21)

  1. 항공기(1)용 전기 아키텍처(2)로서,
    상기 항공기(1)는 적어도 하나의 리프트 로터(7)와 적어도 하나의 연료 연소 엔진(3)에 의해 구동되는 파워 트랜스미션 어셈블리(60)를 포함하고,
    상기 전기 아키텍처(2)는 상기 연료 연소 엔진(3)에 연결하기 위한 메인 전기 기기(8)와 상기 파워 트랜스미션 어셈블리(60)에 연결하기 위한 보조 전기 기기(9)를 포함하는 고전압 전기 네트워크(100)를 포함하며,
    상기 고전압 전기 네트워크(100)는 적어도 하나의 전기 소스(9,17,17',23)에 연결된 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스를 포함하고, 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)는 제1 라인(31)과 제2 라인(32)에 의해 다기능 컨버터(16)에 연결되며, 상기 보조 전기 기기에 상기 제1 라인(31)을 연결하는 제1 연결부(91)를 가지고,
    상기 고전압 전기 마스터 박스(10)는 상기 제2 라인(32)을 적어도 상기 메인 전기 기기(8)와 적어도 상기 보조 전기 기기(9)에 연결하는 제2 연결부(92)를 가지고,
    상기 다기능 컨버터(16)는 양방향 인버터(28)에 연결된 고전압 직류 버스(27)를 포함하고, 상기 양방향 인버터(28)는 상기 제2 라인(32)에 연결되며, 상기 고전압 직류 버스(27)는 상기 제1 라인(31)과 전기적으로 통하고,
    상기 다기능 컨버터(16)는 상기 항공 전자공학 시스템(40)과 상기 제어 시스템(50)으로부터 결정된 작동 스테이지들의 기능으로서 상기 전기 기기들(8,9) 중 적어도 하나로부터 상기 다기능 컨버터(16)를 거쳐 전기를 취하고 및/또는 전기를 적어도 전기 기기(8,34,9)에 공급하기 위해, 항공 전자공학 시스템(40), 상기 연료 연소 엔진(3)을 제어하기 위한 제어 시스템(50), 및 고전압 전기 마스터 박스(10)의 컨트롤러(80)에 연결된 수퍼바이저(26)를 포함하는, 항공기용 전기 아키텍처.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 전기 소스는 고전압 전기 마스터 박스(10)에 전력을 공급하는 고전압 그라운드 커넥터(17)를 포함하는, 항공기용 전기 아키텍처.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 아키텍처(2)는 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)를 거쳐 상기 제2 라인(32)에 의해 전력을 공급받는 적어도 하나의 전기 모터(34)를 포함하는, 항공기용 전기 아키텍처.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 아키텍처(2)는 2개의 연료 연소 엔진(3)을 가지고, 각 연료 연소 엔진(3)은 각각의 고전압 전기 마스터 박스(10)에 의해 상기 다기능 컨버터(16)에 연결되며, 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)는 함께 연결되고, 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스(10)는 고전압 그라운드 커넥터(17)에 연결되는, 항공기용 전기 아키텍처.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 아키텍처(2)는 고전압 교류로 작동하고 고전압 전기 마스터 박스(10)에 연결된 적어도 하나의 전기 장비(14)를 포함하는, 항공기용 전기 아키텍처.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 아키텍처(2)는 고전압 교류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(11)에 의해, 각각의 고전압 전기 마스터 박스(10)에 연결된 저전압 전기 네트워크(200)를 포함하고,
    상기 전기 소스는 저전압 전기 마스터 박스(12)를 거쳐 고전압 교류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 상기 컨버터(11)에 연결된 적어도 하나의 배터리(23)를 포함하는, 항공기용 전기 아키텍처.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 아키텍처(2)는 고전압 교류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(11)에 의해, 각각의 고전압 전기 마스터 박스(10)에 연결된 저전압 전기 네트워크(200)를 포함하고,
    상기 전기 소스는 상기 저전압 전기 네트워크(200)의 저전압 전기 마스터 박스(12)에 연결된 적어도 하나의 저전압 그라운드 커넥터(17')를 포함하는, 항공기용 전기 아키텍처.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 다기능 컨버터(16)는 고전압 직류와 저전압 직류 사이의 전환을 위한 컨버터(30)를 포함하고,
    상기 컨버터는 저전압 전기 네트워크(200)와 상기 고전압 직류 버스(27)에 연결되는, 항공기용 전기 아키텍처.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 고전압 직류 버스(27)는 고전압 교류와 고전압 직류 사이를 전환하기 위한 컨버터(29)에 연결됨으로써 상기 제1 라인(31)과 전기적으로 통하고,
    고전압 교류와 고전압 직류 사이를 전환하기 위한 상기 컨버터(29)는 상기 제1 라인(31)에 연결되는, 항공기용 전기 아키텍처.
  10. 적어도 하나의 리프트 로터(7)에 연결되고 적어도 하나의 연료 연소 엔진(3)에 의해 구동된 파워 트랜스미션 어셈블리(60)를 포함하는 항공기(1)로서,
    상기 항공기(1)는 제1 항에 따른 아키텍처(2)를 포함하는, 항공기.
  11. 제10 항에 있어서,
    상기 트랜스미션 어셈블리(60)는 각각의 연료 연소 엔진(3)에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스(61)를 포함하고,
    상기 보조 전기 기기(9)는 상기 파워 트랜스미션 기어박스(61)에 연결되도록 설계되는, 항공기.
  12. 제10 항에 있어서,
    상기 트랜스미션 어셈블리(60)는 각각의 연료 연소 엔진(3)에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스(61)를 포함하고,
    상기 파워 트랜스미션 기어박스(61)는 액세서리 기어박스(62)를 구동하며,
    상기 보조 전기 기기(9)는 상기 액세서리 기어박스(62)에 연결되도록 설계되는, 항공기.
  13. 제10 항에 있어서,
    상기 트랜스미션 어셈블리(60)는 각각의 연료 연소 엔진(3)에 의해 구동된 파워 트랜스미션 기어박스(61)를 포함하고,
    상기 파워 트랜스미션 기어박스(61)는 액세서리 기어박스(62)를 구동하며,
    상기 아키텍처(2)는 상기 액세서리 기어박스(62)를 구동하는 보조 엔진(70)을 포함하는, 항공기.
  14. 제10 항에 따른 항공기의 사용 방법으로서,
    ·지상에서의 작동 스테이지 동안 수행된 상기 연료 연소 엔진(3)의 시동을 거는 단계(STEP2) 동안, 상기 전기 소스(9,17,17',23)로부터 전기를 취하고 그러한 전기를 상기 고전압 전기 네트워크(100)에서 상기 다기능 컨버터(16), 제2 라인(32), 및 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)에 운반하는 단계로서, 상기 메인 전기 기기(8)는 상기 연료 연소 엔진의 시동을 걸기 위해 모터 모드에서 작동하는, 단계;
    ·전기를 생성하는 단계(STEP3) 동안, 전기 제너레이터 모드에서 작동하는 상기 메인 전기 기기(8)로 전기를 생성하고, 고전압 전기 마스터 박스(10)와 제2 라인(32)을 통해 상기 전기를 상기 다기능 컨버터(16)에 연속적으로 전송하는 단계; 및
    ·비행시, 그리고 하이브리도 작동 스테이지 동안(STEP4), 상기 전기 소스(9,23)로부터 전기를 취하고 상기 전기를 상기 고전압 전기 네트워크(100)에서 상기 다기능 컨버터(16), 제2 라인(32), 및 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)에 운반하는 단계로서, 상기 메인 전기 기기(8)는 모터 모드에서 작동하는, 단계를 포함하는, 항공기의 사용 방법.
  15. 제14 항에 있어서,
    지상에서의 작동 스테이지(STEP1) 동안에는, 상기 전기 소스(17,17',23)로부터 전기가 취해지고, 취해진 전기는 상기 고전압 전기 네트워크(100)에서 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스(10), 제1 라인(31), 다기능 컨버터(16), 제2 라인(32), 및 상기 고전압 전기 마스터 박스(10)를 거쳐 연속적으로 상기 보조 전기 기기(9)에 운반되고, 상기 보조 전기 기기(9)는 상기 트랜스미션 어셈블리(60)에 상기 보조 전기 기기(9)의 드라이브 중 적어도 일부를 제공하기 위해 모터 모드에서 작동하는, 항공기의 사용 방법.
  16. 제14 항에 있어서,
    지상에서 작동하는 스테이지(STEP1) 동안, 상기 전기 소스로부터 전기가 취해지고, 취해진 전기는 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스(10), 제1 라인(31), 및 상기 다기능 컨버터(16)를 통해 연속적으로 저전압 전기 네트워크(200)로 운반되는, 항공기의 사용 방법.
  17. 제14 항에 있어서,
    적어도 고전압 전기 마스터 박스(10)에 공급하는 고전압 그라운드 커넥터(17)로부터의 전기를 취함으로써 상기 전기 소스로부터 전기가 취해지는, 항공기의 사용 방법.
  18. 제14 항에 있어서,
    전기는
    ·보조 엔진(70)을 통해 상기 파워 트랜스미션 어셈블리(60)의 액세서리 기어박스(62)를 구동하는 것; 및
    ·보조 전기 기기(9)가 전기 제너레이터 모드에서 작동하게 하기 위해, 적어도 고전압 전기 마스터 박스(10)에 전기를 공급하는 상기 전기 소스를 나타내고 상기 액세서리 기어박스(62)와 연동된 상기 보조 전기 기기(9)로부터 전기를 생성하는 것에 의해, 상기 전기 소스로부터 전기가 취해지는, 항공기의 사용 방법.
  19. 제14 항에 있어서,
    전기는 저전압 전기 네트워크(200)의 저전압 전기 소스로부터 전기를 취하고, 취한 전기를 상기 다기능 컨버터(16)에 전송함으로써 상기 전기 소스로부터 취해지는, 항공기의 사용 방법.
  20. 제19 항에 있어서,
    상기 전기는 적어도 하나의 고전압 전기 마스터 박스(10)를 거쳐, 그리고 제1 라인(31)을 거쳐 다기능 컨버터(16)에 운반되는, 항공기의 사용 방법.
  21. 제14 항에 있어서,
    고전압 교류로 작동하는 적어도 하나의 전기 장비(14)는 다기능 컨버터(16)를 거쳐 전력이 공급되는, 항공기의 사용 방법.
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