KR20170070236A - 다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템 - Google Patents

다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템 Download PDF

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프레데릭 물론
빠비엥 메르시에르-칼바이락
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사프란 헬리콥터 엔진스
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Abstract

다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템은 각각 가스 발생기를 구비하는 복수의 프리-터빈 터보머신을 포함하며, 복수의 엔진은, 적어도 하나의 제1 엔진, 또는 하이브리드 터보머신은 상기 항공기의 안정화된 비행 동안에 적어도 하나의 스탠바이 모드에서 동작될 수 있는 한편, 상기 복수의 터보머신 중에서 다른 터보머신은 이러한 안정화된 비행 동안 자체적으로 동작된다.
하이브리드 터보머신(1)이 제1 및 제2 동일 전기공학 시퀀스와 관련되며, 각각의 전기공학 시퀀스는 스타터로서 그리고 발전기로서 동작할 수 있는 전기 기계(2 또는 3)를 포함하며, 이 기계 자체는 전자 파워 모듈(4, 5)에 연결되고, 전자 파워 모듈 자체는, 온보드 네트워크와 같은 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)에, 그리고 적어도 하나의 전기 에너지 저장 부재(6, 각각 7) 각각에 선택적으로 연결된다.
전기공학 시퀀스 각각은 하이브리드 엔진(1)의 신속한 재활성(rapid reactivation)을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반과 적어도 같은 최대 파워를 전달하도록 구성된다.

Description

다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템{HYBRID PROPULSION SYSTEM FOR A MULTI-ENGINE AIRCRAFT}
본 발명은 헬리콥터 상에서 일반적으로 찾아지는 것과 같은 프리-터빈 엔진(free-turbine engine)의 분야에 놓인다.
프리-터빈 엔진(종종 가스 터빈(GT)으로 지칭됨)이, 헬리콥터에서, 주로 압축기, 연소실 및 고압 터빈에 의해서 구성되는 가스 발생기와 함께, 오버러닝 클러치("프리휠") 및 메인 기어박스(MGB)를 통해서 헬리콥터의 로터를 구동하는 "프리" 터빈 또는 파워 터빈을 포함하는 점은 상기되어야 한다.
"액세서리 기어박스"의 스텝다운(stepdown) 기어전동장치는 가스 발생기의 샤프트를, 스테이터 및 로터에 의해서 구성되고, 그리고 모터(스타터) 또는 발전기로서 동등하게 잘 동작될 수 있는 전기 기계(ELM)에 연결하는 역할을 한다. 모터 모드에서, 전기 기계는 전기 에너지 소스에 의해서 파워를 공급받고, 그리고 전기 기계는, 특히 터빈 엔진을 시동시키기 위한 목적을 위해서 그리고 터빈 엔진을 스탠바이 모드에 놓기 위한 목적을 위해서 터빈 엔진의 가스 발생기를 회전되게 구동하기 위한 토크를 발전시켜 가스발생기에 조력을 제공한다. 발전기 모드에서, 전기 기계는 가스 발생기에 의해서 회전되게 구동되어 가스 발생기로부터 기계적 파워를 끌어 내며, 이 파워는 다음으로, 비행중인 항공기의 직류(DC) 저전압 온보드 네트워크(OBN)에 파워를 공급하기 위한 전기적 파워으로 변환된다. OBN은 일반적으로 저전압 전기 저장 디바이스, 예를 들어 28 볼트(V) 저장 배터리에 연결된다.
본 발명은 좀 더 구체적으로 다발-엔진 항공기, 특히 트윈-엔진 또는 3-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템, 즉, 하나 이상의 다른 엔진은 활성으로 유지되는 한편 "비행의 경제적 단계"로 지칭되는 비행의 단계 동안에 스탠바이로 놓일 수 있는 적어도 하나의 엔진을 갖는 시스템에 관한 것이다.
2개의 터빈 엔진을 갖는 항공기가 순항 비행 상황 일 때, 문헌 FR 2　967　132 및 FR　2　967　133은 2개의 엔진 중 하나를, 이의 프리 터빈을 MGB로부터 비동기화하도록 스탠바이 모드로 하는 한편, 동시에 나머지 엔진으로부터의 파워를 증가시켜, 시스템의 전체적인 연료 소비를 감소시키는 것을 가능하게 하는 것을 제안한다.
따라서, 이 발명은, 경제 순항 비행 동안, 즉 각각의 엔진 상에서 상대적으로 낮은 파워 명령에 의해서 특징지워져 매우 높은 소비율(SC)을 일으키는 비행 단계에서, 엔진들 중 하나가 스탠바이에 놓여 나머지 엔진이 높은 파워에서 동작되고 그리고 결과적으로 더욱 더 낮은 소비율로부터 이익을 얻는, 특히 적어도 2개의 엔진을 갖는 헬리콥터의 소비를 감소시키는 맥락에 놓여 있다.
이 스탠바이 모드의 몇가지 변형예가 제안되어 왔다.
"일반적 아이들(ordinary idle)"로 지칭되는 스탠바이 모드에서, 연소실은 연소되고(alight) 그리고 가스 발생기의 샤프트는 가스 발생기의 정격 속도의 60% 내지 80%의 범위에 놓여 있는 속도로 회전된다.
"수퍼-아이들(super-idle)"로 지칭되는 제1 변형예에서, 비동기화된 가스 발생기의 가스 발생기는, 가스 발생기의 샤프트가 가스 발생기의 정격 속도의 20% 내지 60% 내에 놓여 있는 속도로 회전되는 저속의 아이들 모스 상에서 조절될 수 있다.
"조력 수퍼 아이들(assisted super-idle)"로 지칭되는 제2 변형예에서, MGB로부터 비동기화되는 가스 터빈의 가스 발생기는 또한 느린 아이들 모드 상에서 조절될 수도 있으며, 조력 구동 토크가 다음으로 전기 기계 및 액세서리 기어박스를 통해서 가스 발생기에 적용된다.
제3 변형예에서, 터빈 엔진의 연소실은 완전히 셧다운될 수도 있고, 그리고 다음으로 가스 발생기를 순항 비행 단계의 말기에 재-점화하는 것을 용이하게 하기에 적합한 속도의 회전으로 유지하는 것이 제안된다. 속도의 적합한 범위는 바람직한 점화 윈도우로 지칭될 수도 있다. "터닝(turning)" 모드로 지칭되는 이 동작의 모드는 연장된 조력을 가스 발생기에 제공하는 것를 포함한다. 가스 발생기의 샤프트는, 기계적 조력으로, 가스 발생기의 정격 속도의 5% 내지 20% 범위에 놓이는 속도에서 회전된다.
순항 비행 동안 내내 유지될 것 같은 이 동작 모드들에서, 스탠바이 상의 엔진에 의해서 MGB에 전달되는 파워는 일반적으로 제로(zero)이고, 그리고 일반적으로 가스 발생기로부터 파워를 인출하는 것이 가능하지 않다.
상술된 변형예에서, 비동기화된 엔진을, 특히 응급 상황에서, 예을 들어, 만약 전부 3개 이상의 엔진이 있다면, 다른 엔진이 고장나는 경우, 또는 2개의 엔진이 있다면 나머지 엔진이 고장나는 경우, 신속하게 재활성시킬 수 있는 것이 필요하다. 특히, 이것이 왜 연소실이 셧다운된 시스템에서 재점화를 용이하게 하기 위해 가스 발생기가 적합한 속도의 회전에 유지되는 이유이다.
가스 발생기를 바람직한 점화 윈도우 내 회전에 유지하는 것("터닝" 모드)과 아이들로 조절되는 가스 발생기에 연장된 조력을 제공하는 것("조력 수퍼 아이들" 모드) 모두는 상대적으로 적은 파워를 요구하며, 시스템의 장점은 이것이 비행의 긴 지속기간에 걸쳐서 사용되는 것에 놓인다.
문헌 FR　2　967　132 및 FR　2　967　133에서, 다른 해결책 중, 발생기에 또는 나머지 엔진의 자유 터빈에 의해서 직접적으로 또는 간접적으로 구동되는 발전기의 사용 또는 나머지 엔진의 가스 발생기에 연결되는 스타터/발전기에 의해서 파워를 공급받는 전기 스타터의 사용이 제안된다.
연소실이 셧다운되는 저속 상황으로부터 시작되는 응급 재시동에 대해서, 회전 조립체의 큰 관성 때문에 그리고 엔진의 압축기로부터 대항하는 토크 때문에 가스 발생기의 샤프트에 높은 파워를 제공하는 것이 필요하다. 엔진이 신속하게 시동되는 것을 보장하기 위해서, 이 파워는 몇초 정도의 짧은 지속기간 동안에 전달될 필요가 있다.
문헌 FR　2　967　133에서, 다른 해결책 중에서, 가스 발생기에 조력의 강한 증가(burst)를 제공하는 전기 기계에 파워를 공급하기 위해서, 전기 에너지 소스, 특히 수퍼캐패시터를 사용하는 것이 제안된다.
문헌 EP　2　581　586에서, (전기 저장 부재인) 2개의 수퍼캐패시터를 사용하는 제안이 있고, 수퍼캐패시터 각각은 2개의 엔진 중 한 엔진의 가스 발생기에 의해서 구동되는 전기 발전기에 의해서 각각 충전되고, 그리고 수퍼캐패시터 각각은 나머지 엔진이 셧다운 상태에 있을 때 나머지 엔진을 시동시키기 위한 강한 증가의 파워를 제공하는 기능을 한다.
이 맥락에서, 본 발명은 특히, 종래의 전기 스타터 대신, 온보드 네트워크에 의해서 또는 그렇지 않으면 특정 전기 파워 네트워크에 의해서 파워를 공급받는 전기 파워 시스템을 사용함으로써 터빈의 경제 모드로부터 시작되는 적어도 2개의 엔진을 갖는 항공기에 탑재된 "신속한 재활성" 기능을 실행하기 위한 그리고 아래의 상이한 동작 모드를 행하는 것을 가능하게 하기 위한 실용적 기술 수단을 제공하는 목적을 갖는다:
·　지상에서 가스 터빈 엔진을 시동하는 것;
·　기계적 파워가 항공기의 로터에 전달되지 않는 그리고 에너지의 관점에서 경제적인 모드인 스탠바이 모드에 하나의 엔진이 있는 경제 모드;
·　상당한 시간 제약 없이 스탠바이 모드로부터의 신뢰가능한 시동을 구성하는, 앞서 경제 모드에 있었던 엔진의 비행 중 정상 재활성;
·　스탠바이 모드로부터 파워로 엔진을 가져가는, 즉 엔진이 메인 기어박스에 기계적 파워를 공급하는 "정격(nominal)" 파워에 도달되기 위해서 스탠바이 모드로부터 신속하게 엔진을 유도하는 것을 시간의 최소 길이로 가능하게 하면서, 응급 시동을 구성하는, 앞서 경제 모드에 있었던 엔진의 비행 중 신속한 활성.
응급시에 스탠바이 모드를 떠나는 것은, 스탠바이 모드를 떠나라는 명령을 발송한 후 10초(s)보다 더 짧은 시간의 기간 동안 80% 내지 105%의 범위 내에 놓이는 속도까지 가스 발생기의 샤프트를 구동하는 것과 연소실을 점화하는 것을 포함한다.
스탠바이 모드를 떠나는 것은 일반적으로, 스탠바이 모드를 떠나라는 명령을 발송한 후 10초(s) 내지 1분(min)의 범위에 놓이는 시간의 기간 동안 80% 내지 105%의 범위 내에 놓이는 속도까지 가스 발생기의 샤프트를 구동하는 것과 연소실을 점화하는 것을 포함한다.
스탠바이 모드에서 동작되기에 적합한 터빈 엔진은 하이브리드 터빈 엔진으로 지칭된다.
추진 시스템을 하이브리드화하는 것은 이들의 효율을 증가시키는 것을 가능하게 한다. 대조적으로, 본 전기 파워 구성요소의 중량은 이들이 항공기에 탑재된 애플리케이션을 위해서 사용되는 것을 어렵게 한다.
따라서, 나머지가 스탠바이 모드에 있는 동안, 최소 갯수의 엔진에 의해서 비행을 위해 필요한 파워가 전달되는 경제 순항 모드로 비행하는 것을 가능하게 하는 추진 시스템을 제안하기 위해서 최소로 축소되는 한편 그럼에도 정상 재활성에 의해서 또는 신속 재활성에 의해서든 엔진이 스탠바이 모드를 효율적으로 나가는 것을 가능하게 하는 아키텍쳐를 고안하고 발전시키는 것이 필요하다.
신뢰성의 의문에 대해서, 재활성 시스템의 정기적인 테스트를 실행하는 것과 그리고 추진 시스템을 위한 모든 인증 요건 및 동작 안전 요건을 만족시킬 수 있는 것이 또한 필요하다.
과거에 제안되었던 하이브리드 항공기 추진 시스템을 위한 아키텍쳐는 복잡하고 그리고 큰 양의 온보드 중량을 관여시키거나, 또는 이 아키텍쳐가 신속 재활성을 제공하기 위한 장치에 대한 테스트를 실행하는 것을 가능하게 하지 않거나, 또는 이 아키텍쳐가 필요한 신뢰성 및 이용가능성 요건을 충족시키지 않는다.
위에서 언급된 단점을 해결하기 위해서, 본 발명에 따르면, 각각 가스 발생기를 갖고, 그리고 "하이브리드(hybrid)" 엔진으로 지칭되는 적어도 하나의 제1 엔진을 포함하는 복수의 프리-터빈 엔진을 포함하는 다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템으로서, 상기 제1 엔진이 상기 항공기의 안정화된 비행 동안에 적어도 하나의 스탠바이 모드에서 동작되기에 적합한 한편, 상기 복수의 엔진 중에서 다른 엔진은 이러한 안정화된 비행 동안 자체적으로(alone) 동작되는, 상기 하이브리드 추진 시스템에 있어서, 상기 하이브리드 엔진은 스타터로서 그리고 발전기로서 동작될 수 있는 제1 전기 기계를 포함하는 적어도 하나의 제1 전기 파워트레인과 관련되며, 상기 전기 기계는 제1 전자 파워 모듈에 연결되며, 상기 전자 파워 모듈은 온보드 네트워크와 같은 특정 전기 파워 공급 네트워크에 그리고 적어도 하나의 제1 전기 에너지 저장 부재에 선택적으로 연결되고, 상기 하이브리드 엔진은 또한 상기 제1 전기 파워트레인과 동일하고, 그리고 스타터로서 그리고 발전기로서 동작될 수 있는 제2 전기 기계를 포함하는 제2 전기 파워트레인과 관련되며, 상기 전기 기계는 제2 전자 파워 모듈에 연결되며, 상기 전자 파워 모듈은 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크에 그리고 적어도 하나의 제2 전기 에너지 저장 부재에 선택적으로 연결되고, 상기 시스템은 상기 제1 및 제2 전기 파워트레인 각각이 상기 하이브리드 엔진의 신속한 재활성(rapid reactivation)을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반보다 더 작지 않은 최대 파워를 전달하도록 구성되는 것을 특징으로 하고, 그리고 상기 제1 및 제2 전기 파워트레인 각각이 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem), 또는 그렇지 않으면 스탠바이 파워(Pv), 또는 그렇지 않으면 절반-스탠바이 파워(Pv/2), 또는 그렇지 않으면 절반 신속 재활성 파워(Prr/2)를 상기 하이브리드 엔진에 선택적 방식으로 전달할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템이 제공된다.
바람직하게는, 상기 정상 재활성 파워 또는 시동 파워는 상기 전체 신속 재활성 파워(Prr)의 20% 정도이다.
바람직하게는, 상기 스탠바이 파워는 상기 전체 신속 재활성 파워(Prr)의 3% 내지 5% 정도이다.
본 발명의 일 양태에서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 각각은, 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem)로 상기 제1 및 제2 전기 기계에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 중 나머지와 교대로 그리고 격리된 방식으로 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 또는 제2 전기 에너지 저장 부재로부터 각각 파워를 수용할 수 있도록 구성된다.
본 발명의 다른 양태에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 각각은, 절반 신속 재활성 파워(Prr/2)로 상기 제1 및 제2 전기 기계에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈의 나머지와 동시에 그리고 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 및 제2 전기 에너지 저장 부재로부터 각각 파워를 수용할 수 있도록 구성된다.
본 발명의 다른 양태에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 각각은, 절반 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem/2)로, 또는 그렇지 않으면 절반 스탠바이 파워(Pv/2)로 상기 제1 및 제2 전기 기계에 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 중 나머지와 동시에 그리고 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크로부터 파워를 수용할 수 있도록 구성된다.
변형예에서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 각각은, 절반 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem/2)로, 또는 그렇지 않으면 절반 스탠바이 파워(Pv/2)로 상기 제1 및 제2 전기 기계에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 중 나머지와 동시에 그리고 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 또는 제2 전기 에너지 저장 부재로부터 각각 파워를 수용할 수 있도록 구성된다.
본 발명의 또 다른 양태에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 각각은, 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem)로 또는 그렇지 않으면 스탠바이 파워(Pv)로 상기 제1 및 제2 전기 기계에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 중 나머지로 교대로 그리고 각각 격리된 방식으로 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)로부터 파워를 수용할 수 있도록 구성된다.
본 발명의 또 다른 양태에서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 각각은, 주기적으로 파워 테스트를 실행할 수 있게끔, 상기 하이브리드 엔진의 신속 재활성을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반 이하인 가변 파워(Pvar)로 상기 제1 및 제2 전기 기계에 동시 방식으로, 또는 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈 중 나머지로 교대로 그리고 격리된 방식으로 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 또는 제2 전기 에너지 저장 부재로부터 각각 또는 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크로부터 파워를 수용할 수 있도록 구성된다.
특정 실시형태에서, 제1 및 제2 전기 에너지 저장 부재는 물리적으로 분리된 2개의 저장 부재를 포함한다.
다른 가능한 실시형태에서, 제1 및 제2 전기 에너지 저장 부재는 구별되나 물리적으로 서로 그룹핑된 2개의 저장 부재를 포함한다.
본 발명은 또한 상술된 바와 같은 하이브리드 추진 시스템을 포함하는 다발-엔진 항공기를 제공한다.
항공기는 헬리콥터일 수도 있다.
본 발명의 다른 특징 및 장점은, 수반된 도면을 참조하여 주어진 본 발명의 특정 실시형태의 상세한 설명으로 부터 나타나며, 도면에서:
도 1은 본 발명의 제1 실시형태에서 2개의 제어식 전기 파워트레인을 갖는 터빈 엔진을 위한 추진 시스템의 하이브리드 아키텍쳐의 다이어그램이고;
도 2는 본 발명의 제2 실시형태에서 2개의 제어식 전기 파워트레인을 갖는 터빈 엔진을 위한 추진 시스템의 하이브리드 아키텍쳐의 다이어그램이고;
도 3은 단일 활성 제어식 전기 파워트레인으로 스탠바이 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이고;
도 4는 2개의 활성 제어식 전기 파워트레인으로 스탠바이 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이고;
도 5는 온보드 네트워크에 의해서 파워를 공급받는 단일 활성 제어식 전기 파워트레인으로 정상 활성 또는 시동 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이고;
도 6은 전기 에너지 저장 부재에 의해서 파워를 공급받는 단일 활성 제어식 전기 파워트레인으로 정상 활성 또는 시동 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이고;
도 7은 온보드 네트워크에 의해서 파워를 공급받는 2개의 활성 제어식 전기 파워트레인으로 정상 활성 또는 시동 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이고;
도 8은 전기 에너지 저장 부재에 의해서 파워를 공급받는 2개의 활성 제어식 전기 파워트레인으로 신속 활성 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이고; 그리고
도 9는 2개의 활성 제어식 전기 파워트레인이 온보드 네트워크에 의해서 그리고 전기 에너지 저장 부재에 의해서 파워를 공급받는 상태에서 정상 활성 또는 시동 모드에 있는 도 1의 하이브리드 아키텍쳐의 동작을 도시하는 다이어그램이다.
본 발명의 다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템은 각각 가스 발생기를 구비하는 복수의 프리-터빈 엔진을 포함하며, 복수의 엔진 중에서, 적어도 제1 엔진, 또는 하이브리드 엔진은 상기 항공기의 안정화된 비행 동안에 적어도 하나의 스탠바이 모드에서 동작되기에 적합한 한편, 상기 복수의 엔진 중에서 다른 엔진은 안정화된 비행 동안 자체적으로(alone) 동작된다.
도 1 내지 도 9는 이 하이브리드 엔진의 제어식 전기 파워트레인과 함께 하이브리드 터빈 엔진(1) 자체를 도시하는 한편 사용 중인 나머지 엔진들은 종래의 것일 수도 있다. 그럼에도 불구하고, 첨부된 도면을 참조하여 설명되는 하이브리드 엔진(1)과 유사한 복수의 하이브리드 엔진을 단일 항공기에서 사용하는 것이 또한 가능하다. 따라서, 본 발명은 다발-엔진 항공기 아키텍쳐의 엔진들 모두에 적용될 수 있다.
도 1을 참조하여, 하이브리드 엔진(1)이 제1 및 제2 동일 전기 파워트레인과 관련되는 점이 보여질 수 있으며, 각각의 전기 파워트레인은 스타터로서 그리고 발전기로서 동작할 수 있는 각각의 전기 기계(2, 3)를 포함하며, 이 기계 자체는 각각의 전자 파워 모듈(4, 5)에 연결되고, 전자 파워 모듈 자체는, 온보드 네트워크와 같은 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)에, 그리고 적어도 하나의 전기 에너지 저장 부재(6, 7) 각각에 선택적으로 연결된다.
전기 파워트레인 각각은 하이브리드 엔진(1)의 신속한 재활성(rapid reactivation)을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반보다 더 작지 않은 최대 파워를 전달하도록 구성된다.
도 1은 제1 및 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)를 도시하며, 이 에너지 저장 부재는 물리적으로 분리되는 2 개의 저장 부재를 포함하며, 2개의 저장 부재 각각은 엔진(1)의 신속한 재활성을 위해서 필요한 전체 에너지의 그리고 파워의 적어도 절반을 전달할 수 있거나, 또는 2개의 저장 부재 각각은 엔진(1)의 정상 재활성(normal reactivation)을 위해서 필요한 파워를 전달할 수 있다.
그럼에도 불구하고, 도 2에 도시된 바와 같이, 제1 및 제2 전기 에너지 저장 부재는, 서로 분리되나, 단일 물리적 엔티티(60)에서 서로 물리적으로 그룹핑되는 2개의 구별되는 저장 부재(66, 67)를 포함할 수도 있으며, 각각의 저장 부재는 이 엔티티의 절반을 구성한다.
줄여서 "저장부(store)"로 또한 지칭되는 저장 부재(6, 7 또는 66, 67)는 본질적으로 전기화학적(electrochemical) 또는 정전식(electrostatic)일 수도 있다.
제1 및 제2 전기 파워트레인 각각은 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem), 또는 그렇지 않으면 스탠바이 파워(Pv), 또는 그렇지 않으면 절반-스탠바이 파워(Pv/2), 또는 그렇지 않으면 절반-신속 재활성 파워(Prr/2)를 하이브리드 엔진(1)에 선택적으로 전달할 수 있도록 구성된다.
정상 재활성 파워 또는 시동 파워는 일반적으로 전체 신속 재활성 파워(Prr)의 약 20%이다.
스탠바이 파워는 일반적으로 전체 신속 재활성 파워(Prr)의 약 3% 내지 5%이다.
각각의 지정된 전자 파워 모듈(4, 5)은 (또한 시동 파워에 대응하는) 정상 활성을 위해서 필요한 파워(Pdem)으로 또는 신속 재활성을 위해서 필요한 파워의 적어도 절반, 즉 Prr/2으로 한정된 시간 동안 대응하는 전기 기계(2, 3)에 파워를 공급할 수 있다.
각각의 지정된 전자 파워 모듈(4; 5) 자체는 대응하는 저장부(6, 66; 7, 67)에 의해서, 또는 항공기의 온보드 네트워크(8)에 의해서, 또는 양자 모두에 의해서 에너지를 공급받는다. 온보드 네트워크(8)가 또한 온보드 시스템 모두를 위해서 필요한 전기적 파워를 공급할 필요가 있기 때문에 온보드 네트워크(8)로부터 이용가능한 파워가 선험적으로(a priori), 한정된다는 점이 주의되어야 한다.
각각의 지정된 전자 파워 모듈(4, 5)은 엔진(1)의 스탠바이 모드에서 사용을 위해 대응하는 전기 기계(2, 3)에 연속적으로 파워를 공급할 수 있고, 그리고 이 각각의 모듈은 정상 재활성 절차를 위해서 또는 신뢰가능한 시동 절차를 위해서 대응하는 전기 기계(2, 3)를 제어하도록 또한 구성된다.
전기 기계(2, 3)의 각각은 정상 재활성을 위해서 필요한 파워, 및 신속 활성을 위해서 필요한 파워의 적어도 절반을 전달하도록 구성된다.
또한, 하이브리드 엔진(1)의 가스 발생기를 구동하는 각각의 전기 기계(2, 3)는 정상 재활성을 행하고 그리고 엔진(1)을 시동하고, 스탠바이 모드로 연속적으로 이 엔진을 유지할 수 있다.
엔진(1)은 엔진(1)의 적합한 동작을 위해서 필요한 표준 장비에 부가하여 전기 기계(2, 3) 양자를 수용하기 위해 적합한 액세서리 기어박스를 갖는다.
도 3 내지 도 9에 대한 참조로, 본 발명의 아키텍쳐의 다양한 동작 모드의 설명이 뒤따른다. 이 도면에서, 활성이 아닌 아키텍쳐의 요소가 파선으로 작도되는 한편, 활성인 아키텍쳐의 요소가 연속적인 선으로 정상 방식으로 작도된다.
도 3 및 도 4는, 에너지가 항상 온보드 네트워크(8)로부터 취해지는 2개의 상이한 실시형태로 2개의 전기 파워트레인에 의해서 엔진(1)의 스탠바이 모드가 어떻게 시행될 수 있는지를 보인다.
도 3에 도시되는 바와 같이, 전체 이용가능한 파워(Prr)의 약 3% 내지 5%를 나타내는 스탠바이 모드를 위해서 필요한 파워(Pv)가 상이한 미션 상에서 2개의 전기 파워트레인에 의해서 교대로 전달될 수 있다.
도 3은, 제2 전기 기계(3), 제2 전자 파워 모듈(5), 및 저장부(6 및 7)가 관여되지 않는 한편, 온보드 네트워크(8)에 의해서 파워를 공급받는 제1 전자 파워 모듈(4) 및 제1 전기 기계(2)를 활성으로 포함하는 전기 파워트레인을 도시한다. 항공기의 다음 미션에서, 역할은, 제1 전기 기계(2), 제1 전자 파워 모듈(4), 및 저장부(6 및 7)가 관여되지 않는 한편, 네트워크(8)에 의해서 파워를 공급 받는 제2 전기 기계(3) 및 제2 전자 파워 모듈(5)이 활성이도록 교체되어야 한다.
도 4는, 엔진(1)의 스탠바이 모드에서, 양쪽 전기 파워트레인이 동시에 활성이나, 각각의 파워트레인이 스탠바이 모드를 위해서 필요한 파워(Pv)의 절반과 동일한 단지 Pv/2의 파워, 즉 전체 파워(Prr)의 1% 내지 3% 정도의 파워를 전달하는 실시형태를 도시한다. 제1 및 제2 전기 기계(2 및 3) 및 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)은 따라서 동시에 활성이며, 모두 온보드 네트워크(8)로부터 파워를 인출하는 한편, 저장부(6 및 7)는 관여되지 않는다.
도 5 내지 도 7은 엔진(1)의 시동 모드 또는 정상 활성 모드가 3개의 상이한 실시형태에서 2개의 전기 파워트레인에 의해서 어떻게 행해질 수 있는지를 도시한다.
도 5에 도시된 제1 실시형태에서, 신속한 재활성을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 전형적으로 20% 정도의 정상 재활성 또는 기계적 파워(Pdem)에 대응하는 에너지가 온보드 네트워크(8)로부터 취해지고 그리고 단지 하나의 전기 파워트레인이 사용된다.
도 5는, 제2 전기 기계(3), 제2 전자 파워 모듈(5), 및 저장부(6 및 7)가 관여되지 않는 한편, 온보드 네트워크(8)에 의해서 파워를 공급받는 제1 전자 파워 모듈(4) 및 제1 전기 기계(2)를 활성으로 포함하는 전기 파워트레인을 도시한다. 항공기의 후속 미션에서, 역할은, 제1 전기 기계(2), 제1 전자 파워 모듈(4), 및 저장부(6 및 7)가 관여되지 않는 한편, 온보드 네트워크(8)에 의해서 파워를 공급 받는 제2 전기 기계(3) 및 제2 전자 파워 모듈(5)이 활성이도록 교체되어야 한다.
도 6의 실시형태는, 단지 하나의 전기 파워트레인이 사용되는 한도에서 도 5의 실시형태에 유사하나, 신속한 재활성을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 전형적으로 20% 정도인 정상 재활성 또는 기계적 파워(Pdem)에 대응하는 에너지가 온보드 네트워크(8)로부터가 아니라, 저장부로부터 취해진다.
도 6에서, 이 동작에서 제2 전기 기계(3), 제2 전자 파워 모듈(5), 저장부(7), 및 온보드 네트워크(8)가 관여되지 않는 한편, 저장부(6)에 의해서 파워를 공급받는 제1 전자 파워 모듈(4) 및 제1 전기 기계(2)를 포함하는 전기 파워트레인이 활성으로서 도시된다. 항공기의 후속 미션에서, 역할은, 제1 전기 기계(2), 제1 전자 파워 모듈(4), 저장부(6), 및 온보드 네트워크(8)가 관여되지 않는 한편, 저장부(7)에 의해서 파워를 공급 받는 제2 전기 기계(3) 및 제2 전자 파워 모듈(5)이 활성이도록 교체되어야 한다.
당연히, 도 2의 실시형태가 사용될 때, 저장부(66) 및 저장부(67)가 저장부(6 및 7) 각각과 동일한 역할을 수행한다.
도 7은, 엔진(1)의 정상 재활성 또는 시동 모드에서, 양쪽 전기 파워트레인이 동시에 활성이나, 각각의 파워트레인이 스탠바이 모드를 위해서 필요한 파워(Pdem)의 절반과 동일한 단지 Pdem/2의 파워, 즉 전형적으로 전체 파워(Prr)의 20% 정도의 파워를 전달하는 실시형태를 도시한다. 제1 및 제2 전기 기계(2 및 3) 및 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)은 따라서 동시에 활성이다.
도 7은, 저장부(6 및 7)가 관여되지 않는 한편, 에너지가 온보드 네트워크(8)로부터 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)에 의해서 취해지는 것을 나타내는 연결을 도시한다.
그럼에도 불구하고, 양쪽 전기 파워트레인이 동시에 활성인 도 7의 실시형태에서의 변형예에서, 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)은 온보드 네트워크(8)로부터가 아니라 저장부(6 및 7)(또는, 만약 도 2의 실시형태가 사용되고 있다면, 66 및 67) 각각으로부터 Pdem/2에 대응하는 에너지를 취할 수도 있다.
도 8은, 엔진(1)의 신속한 재활성 모드에서, 양쪽 전기 파워트레인이 동시 그리고 협력 동작으로 동시에 활성이나, 각각의 파워트레인이 신속한 재활성 모드를 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반과 동일한 단지 Prr/2의 파워를 전달하는 실시형태를 도시한다. 제1 및 제2 전기 기계(2 및 3) 및 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)은 따라서 동시에 활성이다.
도 8의 실시형태에서, 에너지는 Prr/2 정도의 파워를 위한 동일 나눔으로 먼저 저장부(6 및 7)(또는 도 2의 실시형태에 대해서 66 및 67)로부터 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)에 의해서 취해진다. 그럼에도 불구하고, 필요하다면 추가적인 파워는 온보드 네트워크(8)로부터 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4 및 5)에 의해서 취해질 수도 있다.
도 9는 변하는 파워(Pvar)를 적용함으로써 테스트가 실시되는 도 1의 아키텍쳐의 구성을 도시하며, 여기서 Pvar이 시스템을 위한 적합한 동작 및 성능을 보장하기 위해서 완전한 전기 파워트레인 각각에 대한 전체 파워(Prr)의 절반과 동일한 파워와 거의 제로 파워 사이에서 변할 수 있다.
테스트는 바람직하게는 항공기의 추진 시스템이 지상에서 시동될 때마다 실시되나, 또한 비행 중에 이것이 필요하다면, 행해질 수 있다.
적합한 동작을 테스트하기 위해서 필요한 에너지는 요구되는 바에 따라 에너지 저장 부재(6, 7, 또는 66, 67)에 의해서 또는 온보드 네트워크(8)에 의해서 공급될 수도 있다.
테스트는 양쪽 전기 파워트레인 상에서 교대로 또는 동시에 행해질 수도 있다.
예시로서, 도 9는 전기 파워트레인 모두의 브랜치 모두가 가변 파워(Pvar)로 동시에 테스트되는 상황을 도시하며, 이 가변 파워는 따라서 전자 파워 모듈(4 및 5) 각각에 온보드 네트워크(8)에 의해서 그리고 저장부(6 및 7)에 의해서 전달된다.
본 발명은 기존 해결책을 넘어 다양한 장점을 제공하고, 그리고 특히 본 발명은 다음을 가능하게 한다:
·각각의 미션 및 전기 파워트레인의 사용을 교대하는 것 전에 시동 절차에 의해서 각각의 전기 파워트레인에 대한 매 다른 미션 상에서의 스팟 재활성(spot reactivation) 테스트;
·전기 파워트레인(들)을 사용하는, 그리고 경제 모드가 사용되는 동안 전기 기계가 계속적으로 회전되도록 하는 스탠바이 모드에 의해 전기 파워트레인의 동작의 계속적인 테스트;
·전기 파워트레인 사이의 분리가, 물리적으로 분리되고 그리고 각각 최대 요구 에너지의 절반(Prr/2)을 저장하기 위해 적합한 2개의 동일한 저장부(6 및 7)를 사용함으로써, 또는 최대 요구 에너지의 절반(Prr/2)을 저장하기 위해서 적합한 2개의 동일한 저장부(66 및 67)를 서로 그룹핑하는 단일 저장부(60)를 사용함으로써, 특히 에너지 저장 부분에 대해서 제공되며, 이 2개의 동일한 저장부(66 및 67)는 단일의 물리적 유닛이나 서로 분리됨;
·2개의 독립적인 전기 파워트레인을 가짐으로써 정상 재활성 모드에 대한 리던던시(redundancy);
·이 소스(source)의 가용성에 의존하여 정상 재활성이 저장부(6, 7 또는 66, 67)로부터 또는 온보드 네트워크(8)로부터 얻어질 수 있는 한, 파워 공급에 대한 리던던시; 및
·　신속한 재활성을 위해 필요한 파워를 얻기 위해서 양쪽 전기 파워트레인으로부터의 파워가 서로 더해지도록 하는 것이 가능한 2개의 전기 파워트레인의 최소화된 그리고 최적화된 치수(도 8 참조).
일반적으로, 본 발명은 설명된 실시형태에 한정되지 않고, 첨부된 청구항의 범위 내의 모든 변형예에도 연장된다.

Claims (12)

  1. 각각 가스 발생기를 갖고, 그리고 "하이브리드(hybrid)" 엔진으로 지칭되는 적어도 하나의 제1 엔진(1)을 포함하는 복수의 프리-터빈 엔진을 포함하는 다발-엔진 항공기용 하이브리드 추진 시스템으로서, 상기 제1 엔진이 상기 항공기의 안정화된 비행 동안에 적어도 하나의 스탠바이 모드에서 동작되기에 적합한 한편, 상기 복수의 엔진 중에서 다른 엔진은 이러한 안정화된 비행 동안 자체적으로(alone) 동작되는, 상기 하이브리드 추진 시스템에 있어서, 상기 하이브리드 엔진(1)은 스타터로서 그리고 발전기로서 동작될 수 있는 제1 전기 기계(2)를 포함하는 적어도 하나의 제1 전기 파워트레인과 관련되며, 상기 전기 기계(2)는 제1 전자 파워 모듈(4)에 연결되며, 상기 전자 파워 모듈(4)은 온보드 네트워크와 같은 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)에 그리고 적어도 하나의 제1 전기 에너지 저장 부재(6)에 선택적으로 연결되고, 상기 하이브리드 엔진(1)은 또한 상기 제1 전기 파워트레인과 동일하고, 그리고 스타터로서 그리고 발전기로서 동작될 수 있는 제2 전기 기계(3)를 포함하는 제2 전기 파워트레인과 관련되며, 상기 전기 기계(3)는 제2 전자 파워 모듈(5)에 연결되며, 상기 전자 파워 모듈(5)은 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)에 그리고 적어도 하나의 제2 전기 에너지 저장 부재(7)에 선택적으로 연결되고, 상기 시스템은 상기 제1 및 제2 전기 파워트레인 각각이 상기 하이브리드 엔진(1)의 신속한 재활성(rapid reactivation)을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반보다 더 작지 않은 최대 파워를 전달하도록 구성되는 것을 특징으로 하고, 그리고 상기 제1 및 제2 전기 파워트레인 각각이 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem), 또는 그렇지 않으면 스탠바이 파워(Pv), 또는 그렇지 않으면 절반-스탠바이 파워(Pv/2), 또는 그렇지 않으면 절반 신속 재활성 파워(Prr/2)를 상기 하이브리드 엔진(1)에 선택적 방식으로 전달할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  2. 청구항 1에 있어서, 상기 정상 재활성 파워 또는 시동 파워는 상기 전체 신속 재활성 파워(Prr)의 20% 정도인 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  3. 청구항 1에 있어서, 상기 스탠바이 파워는 상기 전체 신속 재활성 파워(Prr)의 3% 내지 5% 정도인 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  4. 청구항 1에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 각각은, 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem)로 상기 제1 및 제2 전기 기계(2, 3)에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 중 나머지와 교대로 그리고 격리된 방식으로 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 또는 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)로부터 각각 파워를 수용할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  5. 청구항 1에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 각각은, 절반 신속 재활성 파워(Prr/2)로 상기 제1 및 제2 전기 기계(2, 3)에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5)의 나머지와 동시에 그리고 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 및 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)로부터 각각 파워를 수용할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  6. 청구항 1에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 각각은, 절반 시동 파워로 또는 절반 정상 재활성 파워(Pdem/2)로 또는 절반 스탠바이 파워(Pv/2)로 상기 제1 및 제2 전기 기계(2, 3)에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 중 나머지와 동시에 그리고 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)로부터 파워를 수용할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  7. 청구항 1에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 각각은, 절반 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem/2)로, 또는 그렇지 않으면 절반 스탠바이 파워(Pv/2)로 상기 제1 및 제2 전기 기계(2, 3)에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 중 나머지와 동시에 그리고 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 또는 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)로부터 각각 파워를 수용할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  8. 청구항 1에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 각각은, 정상 재활성 파워 또는 시동 파워(Pdem)로 또는 그렇지 않으면 스탠바이 파워(Pv)로 상기 제1 및 제2 전기 기계(2, 3)에, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 중 나머지와 교대로 그리고 각각 격리된 방식으로 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)로부터 파워를 수용할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  9. 청구항 4에 있어서, 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 각각은, 상기 하이브리드 엔진(1)의 신속 재활성을 위해서 필요한 전체 파워(Prr)의 절반 이하인 가변 파워(Pvar)로 상기 제1 및 제2 전기 기계(2, 3)에 동시 방식으로, 또는 상기 제1 및 제2 전자 파워 모듈(4, 5) 중 나머지와 교대로 그리고 격리된 방식으로 각각 파워를 공급하기 위해서 상기 제1 또는 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)로부터 각각 또는 상기 특정 전기 파워 공급 네트워크(8)로부터 파워를 수용할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  10. 청구항 1 내지 청구항 9 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제 1 및 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)는 물리적으로 분리된 2개의 저장 부재를 포함하는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  11. 청구항 1 내지 청구항 9 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제 1 및 제2 전기 에너지 저장 부재(6, 7)는, 별개이나 물리적으로 서로 그룹핑된 2개의 저장 부재를 포함하는 것을 특징으로 하는, 하이브리드 추진 시스템.
  12. 청구항 1 내지 청구항 11 중 어느 한 항에 따른 하이브리드 추진 시스템을 갖는 다발-엔진 항공기.
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