KR20210117841A - 하이브리드 추진시스템 - Google Patents

하이브리드 추진시스템 Download PDF

Info

Publication number
KR20210117841A
KR20210117841A KR1020200034664A KR20200034664A KR20210117841A KR 20210117841 A KR20210117841 A KR 20210117841A KR 1020200034664 A KR1020200034664 A KR 1020200034664A KR 20200034664 A KR20200034664 A KR 20200034664A KR 20210117841 A KR20210117841 A KR 20210117841A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
turbine engine
gas turbine
unit
propulsion system
rotation shaft
Prior art date
Application number
KR1020200034664A
Other languages
English (en)
Inventor
박수열
Original Assignee
한화에어로스페이스 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한화에어로스페이스 주식회사 filed Critical 한화에어로스페이스 주식회사
Priority to KR1020200034664A priority Critical patent/KR20210117841A/ko
Publication of KR20210117841A publication Critical patent/KR20210117841A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Fuel Cell (AREA)

Abstract

본 발명은 하이브리드 추진시스템을 개시한다. 본 발명은, 가스터빈 엔진과, 선택적으로 상기 가스터빈 엔진의 출력축과 연결되어 구동력을 제공하는 메인구동부와, 외부 신호에 따라 필요한 요구토크를 산출하며, 상기 요구토크에 따라 상기 가스터빈 엔진 및 상기 메인구동부 중 적어도 하나를 제어하며, 상기 가스터빈 엔진의 최대출력 시 상기 가스터빈 엔진의 최대출력과 기 설정된 값을 비교하여 상기 가스터빈 엔진의 고장 유무를 판별하는 제어부를 포함한다.

Description

하이브리드 추진시스템{Hybrid propulsion system}
본 발명은 장치에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 하이브리드 추진시스템에 관한 것이다.
하이브리드 추진시스템은 항공기 등에 탑재되어 동력을 생성하는 장치이다. 이러한 장치는 일반적으로 모터와 가스터빈 엔진이 서로 연결되어 가스터빈 엔진의 출력을 모터가 보조하도록 설계될 수 있다. 이때, 가스터빈 엔진이 주 동력원으로 사용되므로 하이브리드 추진시스템은 가스터빈 엔진의 수명을 예측하거나 고장 유무를 확인하는 것이 반드시 필요하다.
이러한 가스터빈 엔진의 이상 작동 유무를 판별하기 위하여 다양한 방법들이 사용되고 있다. 예를 들면, 하이브리드 추진시스템의 탑재한 이동체를 시운전하면서 가스터빈 엔진의 상태를 체크할 수 있다.
그러나 상기와 같은 경우 하이브리드 추진시스템이 탑재한 이동체를 반드시 운행하여야 하므로 비용이 발생할 수 있으며, 가스터빈 엔진의 상태가 좋지 않은 경우 사고의 위험이 있다.
본 발명의 실시예들은 하이브리드 추진시스템을 제공하고자 한다.
본 발명의 일 측면은, 가스터빈 엔진과, 선택적으로 상기 가스터빈 엔진의 출력축과 연결되어 구동력을 제공하는 메인구동부와, 외부 신호에 따라 필요한 요구토크를 산출하며, 상기 요구토크에 따라 상기 가스터빈 엔진 및 상기 메인구동부 중 적어도 하나를 제어하며, 상기 가스터빈 엔진의 최대출력 시 상기 가스터빈 엔진의 최대출력과 기 설정된 값을 비교하여 상기 가스터빈 엔진의 고장 유무를 판별하는 제어부를 포함하는 하이브리드 추진시스템을 제공할 수 있다.
또한, 상기 제어부는 상기 가스터빈 엔진의 최대출력이 기 설정된 값 미만이면 상기 가스터빈 엔진이 고장난 것으로 판단할 수 있다.
또한, 상기 가스터빈 엔진의 최대출력은 상기 가스터빈 엔진의 작동 시 회전축의 회전속도, 연소가스의 온도 및 상기 가스터빈 엔진의 최대토크 중 적어도 하나를 근거로 결정될 수 있다.
또한, 상기 가스터빈 엔진의 최대출력은 외기의 압력에 따라 결정될 수 있다.
본 발명의 실시예들은 하이브리드 추진시스템의 사용 시 가스터빈 엔진의 상태를 확인하는 것이 가능하다. 본 발명의 실시예들은 하이브리드 추진시스템의 작동 시 모니터링하는 것이 가능하므로 정확한 정비 시점을 찾는 것이 가능하다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 보여주는 개념도이다.
도 2는 도 1에 도시된 A부분을 확대하여 보여주는 단면도이다.
도 3은 도 1에 도시된 하이브리드 추진시스템의 제어 흐름을 보여주는 블록도이다.
도 4는 도 1에 도시된 하이브리드 추진시스템의 제어 순서를 보여주는 순서도이다.
본 발명은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들을 참조하면 명확해질 것이다. 그러나 본 발명은 이하에서 개시되는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 단지 본 실시예들은 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이며, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다. 한편, 본 명세서에서 사용된 용어는 실시예들을 설명하기 위한 것이며 본 발명을 제한하고자 하는 것은 아니다. 본 명세서에서, 단수형은 문구에서 특별히 언급하지 않는 한 복수형도 포함한다. 명세서에서 사용되는 "포함한다(comprises)" 및/또는 "포함하는(comprising)"은 언급된 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자는 하나 이상의 다른 구성요소, 단계, 동작 및/또는 소자의 존재 또는 추가를 배제하지 않는다. 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 보여주는 개념도이다. 도 2는 도 1에 도시된 A부분을 확대하여 보여주는 단면도이다. 도 3은 도 1에 도시된 하이브리드 추진시스템의 제어 흐름을 보여주는 블록도이다. 도 4는 도 1에 도시된 하이브리드 추진시스템의 제어 순서를 보여주는 순서도이다.
도 1 내지 도 4를 참고하면, 하이브리드 추진시스템(10)은 가스터빈 엔진(100), 메인구동부(200), 동력연결부(300) 및 출력부(400)를 포함할 수 있다.
가스터빈 엔진(100)은 하우징(110), 압축기(120), 연소기(130), 터빈(140), 속도조절부(150), 온도센서부(161), 회전센서부(162), 토크센서부(163), 회전축(164) 및 연결기어부(170)를 포함할 수 있다.
하우징(110)은 내부에 공간을 형성할 수 있으며, 내부에 압축기(120), 연소기(130), 터빈(140), 연결기어부(170)를 수납할 수 있다. 이때, 하우징(110)는 압축된 기체, 연료 및 연소가스 등을 이동하는 다양한 유로를 포함할 수 있다. 또한, 하우징(110)은 외부와 일부가 연통함으로써 외부의 기체 및 연료 등이 내부로 진입하는 유로를 제공할 수 있다.
압축기(120)는 외부에서 공급되는 기체를 압축하여 연소기(130)로 공급할 수 있다. 이때, 압축기(120)는 축류압축기(121)와 원심형압축기(122)를 포함할 수 있다.
축류압축기(121)와 원심형압축기(122)는 제1회전축(164a)을 공유할 수 있다. 또한, 제1회전축(164a)은 압축기(120) 및 연소기(130)에 연결될 수 있다.
연소기(130)는 압축기(120)와 터빈(140) 사이에 배치될 수 있다. 이때, 연소기(130)는 제1회전축(164a)의 중심으로부터 제1회전축(164a)의 외측으로 분사되는 연료와 하우징(110)의 내부에서 연소기(130) 내부로 공급되는 압축된 기체를 혼합하여 연소시킬 수 있다. 이러한 경우 연소기(130)는 하우징(110) 내부에 배치되는 연소실(131)을 포함할 수 있다. 이러한 연소실(131)은 내부에 공간을 형성할 수 있으며, 연료와 기체가 혼합되는 공간을 제공할 수 있다. 또한, 연소실(131)은 압축된 기체가 내부로 진입하도록 분사홀(131a)이 형성될 수 있다.
상기와 같은 연소기(130)는 제1회전축(164a)에 구비되어 연료를 분사하는 연료분사부(132)를 포함할 수 있다. 이때, 연료분사부(132)는 연소기(130)의 제1회전축(164a) 외면으로부터 제1회전축(164a)의 내면으로 관통하는 홀 형태일 수 있다. 이러한 연료분사부(132)는 제1회전축(164a)의 외면에서 서로 이격되도록 복수개 구비될 수 있다.
연소기(130)는 연소실(131)에 삽입되는 점화기(134)를 포함할 수 있다. 또한, 연소기(130)는 연소실(131)에 삽입되어 연소실(131) 내부로 연료를 공급하는 연료공급노즐(133)을 포함할 수 있다. 이러한 점화기(134)와 연료공급노즐(133)은 가스터빈 엔진(100)을 시동하기 위하여 사용될 수 있다. 즉, 연료공급노즐(133)은 가스터빈 엔진(100)이 작동하기 시작하면 연료를 연소실(131)로 공급할 수 있다. 이때, 점화기(134)가 스파크를 연소실(131) 내부로 제공함으로써 연료의 연소를 시작시킬 수 있다.
터빈(140)은 연소기(130) 내부에서 연소로 인하여 발생하는 연소가스가 통과할 수 있다. 이러한 연소가스는 터빈(140)을 통과하면서 터빈(140)을 작동시킬 수 있다. 이때, 터빈(140)은 압축기(120), 연소기(130)와 연결되는 제1터빈(141) 및 제1터빈(141)과 이격되며, 연결기어부(170)와 연결되는 제2터빈(142)을 포함할 수 있다. 이러한 경우 압축기(120), 연소기(130) 및 제1터빈(141)은 제1회전축(164a)을 공유할 수 있으며, 제2터빈(142)은 제1회전축(164a)과 분리된 제2회전축(164b)과 연결될 수 있다.
속도조절부(150)는 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나에 연결되어 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나의 회전 속도를 제어할 수 있다. 다만, 이하에서는 설명의 편의를 위하여 속도조절부(150)가 제1회전축(164a)과 연결되는 경우를 중심으로 상세히 설명하기로 한다.
온도센서부(161)는 연소기(130)에서 제1터빈(141) 및 제2터빈(142) 중 적어도 하나로 이동하는 연소가스의 온도를 측정할 수 있다. 이하에서는 설명의 편의를 위하여 제1터빈(141)을 통과한 연소가스의 온도를 측정하는 경우를 중심으로 상세히 설명하기로 한다.
회전센서부(162)는 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나에 배치되거나 대향하도록 배치되어 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나의 회전속도를 측정할 수 있다. 다른 실시예로써 회전센서부(162)는 출력부(400)에 배치되거나 출력부(400)로부터 이격되도록 배치되어 출력부(400)의 회전속도를 측정할 수 있다. 이하에서는 설명의 편의를 위하여 회전센서부(162)는 제1회전축(164a)에 배치되어 제1회전축(164a)의 회전속도를 측정하는 경우를 중심으로 상세히 설명하기로 한다.
토크센서부(163)는 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나의 토크를 측정할 수 있다. 이때, 토크센서부(163)는 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나에 배치될 수 있다. 다른 실시예로써 토크센서부(163)는 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나로부터 이격되도록 배치되어 제1회전축(164a) 및 제2회전축(164b) 중 적어도 하나의 토크를 측정하는 것도 가능하다. 또 다른 실시예로써 토크센서부(163)는 제2터빈(142)과 연결된 연결기어부(170)에 배치되거나 연결기어부(170)의 출력 쪽에 배치되어 가스터빈 엔진(100)의 구동 시 연결기어부(170)의 출력 쪽에서 출력부(400)로 제공하는 토크를 감지하는 것도 가능하다. 다만, 이하에서는 설명의 편의를 위하여 토크센서부(163)가 연결기어부(170)의 끝단에 배치되는 경우를 중심으로 상세히 설명하기로 한다.
회전축(164)은 제1회전축(164a)과 제2회전축(164b)을 포함할 수 있다. 이때, 제1회전축(164a)은 압축기(120), 연소기(130) 및 제1터빈(141)을 관통하도록 배열되어 압축기(120), 연소기(130) 및 제1터빈(141)와 연결될 수 있다. 제2회전축(164b)은 제2터빈(142)과 연결될 수 있다.
연결기어부(170)는 제2회전축(164b)과 출력부(400)를 연결하여 제2회전축(164b)의 회전을 출력부(400)로 전달할 수 있다. 이때, 연결기어부(170)는 서로 연결되는 복수개의 기어와 복수개의 기어 중 일부와 연결되는 샤프트 등을 포함할 수 있다.
메인구동부(200)는 동력연결부(300)를 통하여 연결기어부(170)와 연결될 수 있다. 이때, 메인구동부(200)는 연소기(130)에서 발생하는 화염으로 인하여 제1터빈(141) 및 제2터빈(142) 중 적어도 하나가 회전할 때 제1터빈(141) 및 제2터빈(142) 중 적어도 하나의 회전력이 약하거나 가스터빈 엔진(100)의 한계치에 도달하는 경우 가스터빈 엔진(100)의 출력을 도와줄 수 있다. 이러한 경우 메인구동부(200)는 이차전지 등에 연결되는 모터를 포함할 수 있다. 다른 실시예로써 메인구동부(200)는 이차전지 등에 연결되는 모터 및 감속기를 포함할 수 있다.
동력연결부(300)는 메인구동부(200)와 출력부(400)를 선택적으로 연결할 수 있다. 이때, 동력연결부(300)는 클런치 등을 포함할 수 있으며, 복수개의 기어를 포함하는 것도 가능하다. 상기와 같은 경우 동력연결부(300)는 외부 신호에 따라서 메인구동부(200)를 출력부(400)에 연결시킬 수 있다. 또한, 동력연결부(300)는 일정한 조건에서 메인구동부(200)만을 출력부(400)에 연결시키는 것도 가능하다.
출력부(400)는 동력연결부(300)를 통하여 연결기어부(170)에 연결될 수 있다. 이때, 출력부(400)는 제2회전축(164b)의 회전 및 메인구동부(200) 중 적어도 하나에 의하여 회전할 수 있다. 이러한 경우 출력부(400)는 비행체 등에 사용되는 프로펠러를 포함할 수 있다.
하이브리드 추진시스템(10)의 작동을 살펴보면, 사용자로부터 입력신호가 입력되는 경우 이러한 입력신호에 대응되도록 출력부(400)를 회전시키기 위하여 가스터빈 엔진(100)을 구동시킬 수 있다. 이때, 사용자는 다양한 장치를 통하여 입력신호를 입력할 수 있다. 예를 들면, 사용자는 버튼, 조스셔틀 등을 통하여 입력신호를 입력할 수 있다. 다른 실시예로써 사용자는 항공기 등의 콜렉티브를 통하여 입력신호를 입력할 수 있다.
상기와 같이 입력신호가 인가되면, 제어부(192)는 입력신호에 대응되는 하이브리드 추진시스템(10)에 필요한 요구토크(TqA)를 산출할 수 있다. 이러한 경우 요구토크(TqA)는 출력부(400)에서 필요한 토크일 수 있다. 또한, 제어부(192)는 요구토크(TqA)에 해당하는 제1회전축(164a)의 요구회전수(NqA)를 산출할 수 있다.(S110단계)
제어부(192)는 상기와 같이 산출된 요구회전수(NqA)를 근거로 제1회전축(164a)의 회전수가 요구회전수(NqA)에 도달하도록 가스터빈 엔진(100) 및 메인구동부(200) 중 적어도 하나를 제어할 수 있다.(S120단계)
구체적으로 가스터빈 엔진(100)의 초기 시동 시 연료공급노즐(133)로 연소실(131) 내부로 연료를 공급하고, 점화기(134)를 통하여 연료의 연소를 시작할 수 있다. 이때, 압축기(120)는 제1회전축(164a)에 별도로 연결된 기어부(191)를 통하여 구동부(미도시)에 연결됨으로써 회전할 수 있다. 특히 상기 구동부는 모터 등을 포함할 수 있으며, 상기와 같이 점화기(134) 및 연료공급노즐(133)의 작동 시 상기 구동부가 작동하여 제1회전축(164a)을 회전시킴으로써 압축기(120)로 공기를 압축하여 연소실(131) 내부로 공급할 수 있다.
상기와 같이 연소실(131) 내부에서 연소가 시작되는 경우 연소가스는 제1터빈(141)으로 이동하여 제1터빈(141)을 작동시키고 제1터빈(141)의 작동에 따라 제1회전축(164a)이 회전할 수 있다. 제1회전축(164a)이 회전하는 경우 압축기(120)가 기체를 압축하여 연소기(130)로 보낼 수 있다.
연료분사부(132)는 연료를 연소실(131) 내부로 공급될 수 있다. 특히 연료분사부(132)는 제1회전축(164a)과 함께 회전함으로써 연료를 연소실(131) 내부의 다양한 부분으로 공급할 수 있다.
상기와 같이 연소실(131) 내부에 압축된 공기와 연료가 공급되는 경우 연소실(131) 내부에서 지속적으로 연소가 발생할 수 있다. 이때, 발생한 연소가스는 상기에서 설명한 바와 같이 제1터빈(141)으로 공급되며, 제1터빈(141)의 작동으로 인하여 상기와 같은 과정이 지속될 수 있다.
상기와 같이 연소기(130) 내부에서 연소가 지속되는 경우 연소가스는 제1터빈(141)을 작동시킨 후 제2터빈(142)으로 유입되어 제2터빈(142)을 작동시킬 수 있다. 이때, 제2터빈(142)의 블레이드가 회전하면서 제2회전축(164b)을 회전시킬 수 있다. 또한, 제2회전축(164b)에 연결된 연결기어부(170)를 통하여 회전이 출력부(400)로 전달될 수 있다.
상기와 같이 가스터빈 엔진(100)이 작동하는 경우 제1회전축(164a)의 회전수는 점점 증가할 수 있으며, 연소가스의 온도도 점점 증가할 수 있다. 이때, 회전센서부(162)는 제1회전축(164a)의 회전수를 감지하며, 온도센서부(161)는 제1터빈(141)을 통과한 연소가스의 온도를 측정할 수 있다.(S130단계)
회전센서부(162)와 온도센서부(161)에서 감지된 값은 제어부(192)로 전송될 수 있다. 제어부(192)는 상기와 같이 측정된 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)보다 크거나 연소가스의 온도가 최대온도(Tlimit)보다 큰지 확인할 수 있다. 이러한 최대회전수(Nlimit) 및 최대온도(Tlimit)는 가스터빈 엔진(100)이 파손되거나 고장나지 않으면서 최대출력을 낼 수 있는 한계치일 수 있다.(S140단계)
제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit) 이하이면서 연소가스의 온도가 최대온도(Tlimit) 이하인 것으로 판단되면, 제어부(192)는 제1회전축(164a)의 회전수가 요구회전수(NqA)와 동일하도록 가스터빈 엔진(100)을 작동시킬 수 있다. 이때, 제1회전축(164a)의 회전수가 요구회전수(NqA)보다 작은 경우 제어부(192)는 연료분사부(132)를 통하여 연료를 더 많이 공급할 수 있다. 반면, 제1회전축(164a)의 회전수가 요구회전수(NqA)보다 큰 경우 제어부(192)는 연료분사부(132)를 통하여 연료가 줄어들도록 제어할 수 있다.
제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)를 초과하거나 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)를 초과하는 경우 제어부(192)는 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)와 동일하도록 유지하거나 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)와 동일하도록 가스터빈 엔진(100)을 제어할 수 있다.
구체적으로 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)를 초과하면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit) 이하인 경우 제어부(192)는 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)와 동일해지도록 가스터빈 엔진(100)을 제어할 수 있다. 이때, 제어부(192)는 연료분사부(132)에서 공급되는 연료의 양을 저감시킬 수 있다.
또는 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit) 이하이면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)를 초과하는 경우 제어부(192)는 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)와 동일해지도록 가스터빈 엔진(100)을 제어할 수 있다. 이때, 제어부(192)는 연료분사부(132)에서 공급되는 연료의 양을 저감시킬 수 있다.
또는 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)를 초과하면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)를 초과하는 경우 제어부(192)는 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit) 이하이면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit) 이하가 되도록 하거나 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit) 이하가 되면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)와 동일해지도록 가스터빈 엔진(100)을 제어할 수 있다. 이때, 제어부(192)는 연료분사부(132)에서 공급되는 연료의 양을 저감시킬 수 있다.(S160단계)
상기와 같은 과정이 진행되는 동안 토크센서부(163)는 제1회전축(164a)에서 발생하는 토크를 측정할 수 있다. 다른 실시예로써 토크센서부(163)는 제2회전축(164b)에서 발생하는 토크를 측정하는 것도 가능하다.
토크센서부(163)에서 측정된 토크는 제어부(192)로 전송될 수 있다. 이때, 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit) 이하이면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit)와 동일하거나 제1회전축(164a)의 회전수가 최대회전수(Nlimit)와 동일하면서 연료가스의 온도가 최대온도(Tlimit) 이하인 경우 제어부(192)는 토크센서부(163)에서 측정된 토크를 가스터빈 엔진(100)의 한계토크(Tqlimit)로 결정할 수 있다.
상기와 같은 경우 제어부(192)는 한계토크(Tqlimit)를 근거로 변환한계토크(Tqlimit,cor)를 산출하는 것도 가능하다. 예를 들면, 제어부(192)는 하기의 수학식 1을 근거로 변환한계토크(Tqlimit,cor)를 산출할 수 있다.(S170단계)
[수학식 1]
Tqlimit,cor=Tqlimit/(P/Pstd)
여기서 P는 현재 압력일 수 있으며, Pstd는 기준이 되는 압력으로써 1.013bar일 수 있다.
제어부(192)는 사용자의 입력신호에 따라 산출된 요구토크(TqA)에서 변환한계토크(Tqlimit,cor)를 뺀 나머지 토크를 발생시키도록 메인구동부(200)를 제어할 수 있다. 이때, 제어부(192)는 요구토크(TqA)에서 변환한계토크(Tqlimit,cor)를 뺀 나머지 토크를 발생시킬 수 있다.(S180단계)
제어부(192)는 상기와 같이 산출된 변환한계토크(Tqlimit,cor)와 기 설정된 설정값을 비교할 수 있다.(S191단계) 이때, 변환한계토크(Tqlimit,cor)가 기 설정된 설정값 이상인 경우 제어부(192)는 가스터빈 엔진(100)을 정상으로 판단하고 가스터빈 엔진(100) 및 메인구동부(200)를 지속적으로 가동시킬 수 있다.
변환한계토크(Tqlimit,cor)가 기 설정된 설정값 미만인 경우 제어부(192)는 가스터빈 엔진(100)에 이상이 발생한 것으로 판단하고, 가스터빈 엔진(100) 및 메인구동부(200)를 그대로 유지하고 알림부(193)를 통하여 외부로 가스터빈 엔진(100)의 이상을 알릴 수 있다. 이때, 알림부(193)는 소리, 이미지, 불빛 등을 통하여 가스터빈 엔진(100)의 이상 유무를 알릴 수 있다.(S192단계)
따라서 하이브리드 추진시스템(10)은 작동 중에 가스터빈 엔진(100)의 이상 유무를 확인하는 것이 가능하다. 특히 하이브리드 추진시스템(10)은 별도로 시험 비행이나 가스터빈 엔진(100)의 작동을 별도로 하지 않아도 되고 실시간으로 가스터빈 엔진(100)의 이상 유무를 확인하는 것이 가능하다.
비록 본 발명이 상기 언급된 바람직한 실시예와 관련하여 설명되었지만, 발명의 요지와 범위로부터 벗어남이 없이 다양한 수정이나 변형을 하는 것이 가능하다. 따라서 첨부된 특허청구의 범위에는 본 발명의 요지에 속하는 한 이러한 수정이나 변형을 포함할 것이다.
10: 하이브리드 추진시스템
100: 가스터빈 엔진
110: 하우징
120: 압축기
130: 연소기
140: 터빈
150: 속도조절부
161: 온도센서부
162: 회전센서부
163: 토크센서부
164: 회전축
170: 연결기어부
191: 기어부
192: 제어부
193: 알림부
200: 메인구동부
300: 동력연결부
400: 출력부

Claims (4)

  1. 가스터빈 엔진;
    선택적으로 상기 가스터빈 엔진의 출력축과 연결되어 구동력을 제공하는 메인구동부; 및
    외부 신호에 따라 필요한 요구토크를 산출하며, 상기 요구토크에 따라 상기 가스터빈 엔진 및 상기 메인구동부 중 적어도 하나를 제어하며, 상기 가스터빈 엔진의 최대출력 시 상기 가스터빈 엔진의 최대출력과 기 설정된 값을 비교하여 상기 가스터빈 엔진의 고장 유무를 판별하는 제어부;를 포함하는 하이브리드 추진시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 가스터빈 엔진의 최대출력이 기 설정된 값 미만이면 상기 가스터빈 엔진이 고장난 것으로 판단하는 하이브리드 추진시스템.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 가스터빈 엔진의 최대출력은 상기 가스터빈 엔진의 작동 시 회전축의 회전속도, 연소가스의 온도 및 상기 가스터빈 엔진의 최대토크 중 적어도 하나를 근거로 결정되는 하이브리드 추진시스템.
  4. 제 1항에 있어서,
    상기 가스터빈 엔진의 최대출력은 외기의 압력에 따라 결정되는 하이브리드 추진시스템.
KR1020200034664A 2020-03-20 2020-03-20 하이브리드 추진시스템 KR20210117841A (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200034664A KR20210117841A (ko) 2020-03-20 2020-03-20 하이브리드 추진시스템

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200034664A KR20210117841A (ko) 2020-03-20 2020-03-20 하이브리드 추진시스템

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20210117841A true KR20210117841A (ko) 2021-09-29

Family

ID=77924910

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020200034664A KR20210117841A (ko) 2020-03-20 2020-03-20 하이브리드 추진시스템

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR20210117841A (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20240043751A (ko) 2021-08-04 2024-04-03 세이가가쿠 고교 가부시키가이샤 β-글루칸 측정용 시약, 그 제조 방법 및 사용

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20240043751A (ko) 2021-08-04 2024-04-03 세이가가쿠 고교 가부시키가이샤 β-글루칸 측정용 시약, 그 제조 방법 및 사용

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2546550C (en) Control system for gas turbine aeroengine
US9556800B2 (en) Control apparatus for aeroplane gas turbine engine
US6353790B1 (en) Gas turbine aeroengine control system
US8904804B2 (en) Overspeed protection apparatus for gas turbine engine
US20180201386A1 (en) Control system for rotorcraft in-flight engine restarting
US8991242B2 (en) Device and method for detecting a fault in a low-pressure fuel pump of a turbojet and turbojet including one such device
US20050267667A1 (en) Control system for gas-turbine engine
GB2412745A (en) Sensor malfunction detection system for gas-turbine engine
US6978597B2 (en) Flame detecting apparatus for gas turbine
US20080319629A1 (en) Method and apparatus for controlling and regulating a rotorcraft turbine engine
CA2727221C (en) Electronic shaft shear detection conditioning circuit
KR20210117841A (ko) 하이브리드 추진시스템
US9211788B2 (en) Method for diagnosing an operating status of a drive device, and diagnostic device and drive system
EP3892544A1 (en) System and method to prevent unintended aircraft engine shutdown
US10309249B2 (en) Control apparatus for a gas-turbine aeroengine
EP4311777A1 (en) Multi-drive unit powerplant for an aircraft
CN116034218A (zh) 控制能够悬停的飞行器的方法和相关飞行器
US7000405B2 (en) Gas turbine apparatus and a starting method thereof
JP2001033038A (ja) ガスタービンの火炎検出装置
RU2313677C1 (ru) Способ диагностики двухканальной системы автоматического управления газотурбинного двигателя
JP2003336503A (ja) ガスタービン装置
US20240125275A1 (en) Method and aircraft provided with at least one combustion engine and a drive system with at least two electric machines
US20240191662A1 (en) Control device for gas turbine, gas turbine facility, method for controlling gas turbine, and control program for gas turbine
KR20230030711A (ko) 엔진클러치 고장 검출 장치 및 방법
KR20210114283A (ko) 가스터빈 엔진

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal