KR20210134234A - 항공기 전기 추진을 위한 결함 허용 전력 시스템 아키텍처 - Google Patents

항공기 전기 추진을 위한 결함 허용 전력 시스템 아키텍처 Download PDF

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KR20210134234A
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유진 브이. 솔로도브닉
프레데릭 라코
카미아르 제이. 카리미
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더 보잉 컴파니
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Abstract

항공기 전기 추진을 위한 결함 허용 전력 시스템 아키텍처가 제공된다. 결함 허용 시스템들은 어떤 컴포넌트의 고장(또는 어떤 컴포넌트 내의 하나 이상의 결함들)의 경우에 계속 작동한다. 결함 허용 설계는 시스템의 어떤 부분이 고장 난 경우, 시스템이 시스템의 의도한 동작을, 완전히 실패하는 것이 아니라 가능하게는 감소된 수준에서 계속할 수 있게 한다. AC 모터에서 턴-투-턴 결함이 검출되면, 모터 제어기가 인버터의 3개의 상단 또는 3개의 하단 스위치들을 함께 단락시켜(연관된 고정자 권선들을 효과적으로 단락시켜) 모터 권선들로부터의 결함 전류를 모터 제어기로 전환시킬 것이며, 여기서는 냉각이 이용 가능하다. 또한, 모터 제어기에서 또는 모터 제어기에 대한 입력에서 결함이 검출되면, 모터 제어기가 고전압 DC 버스 입력을 갖는 업스트림 접촉기를 개방하는 명령을 내림으로써 모터에 대한 전력을 차단한다.

Description

항공기 전기 추진을 위한 결함 허용 전력 시스템 아키텍처{FAULT-TOLERANT POWER SYSTEM ARCHITECTURE FOR AIRCRAFT ELECTRIC PROPULSION}
본 개시내용은 일반적으로 전기 동력 변환 시스템들에 관한 것으로, 특히 직류(DC: direct current)를 교류(AC: alternating current)로 변환하기 위한 전력 변환 시스템들에 관한 것이다. 특히, 본 개시내용은 항공기 전기 추진 시스템에서 DC 전력을 AC 전력으로 변환하기 위한 방법들 및 장치에 관한 것이다.
전기적으로 동력이 공급되는 추진 시스템들(이하 "전기 항공기")을 가진 항공기에는 전기 동력을 기계 동력으로 변환하는 전기 모터들이 장착되어 있다. 예를 들어, 전기 모터는 항공기 상의 하나 이상의 프로펠러들을 돌려 추력을 제공할 수 있다. 전기 항공기는 다양한 형태들을 취할 수 있다. 예를 들어, 전기 항공기는 항공기, 회전익 항공기, 헬리콥터, 쿼드콥터, 무인 항공기 또는 다른 어떤 적절한 타입의 항공기일 수 있다. 전기 항공기의 경우, 배터리들이 크고 추진을 위해 많은 양의 전력을 제공하도록 설계된다. 일 구현에서, 배터리는 고전압 직류(HVDC: high-voltage direct-current) 버스에 연결되는데, 이는 또한 발전기 소스(들)에 의해서도 공급된다. 항공 우주 산업 및 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 직류와 관련하여 "고전압"이라는 용어는 500VDC보다 높은 임의의 DC 전압을 의미한다. 이러한 DC 고전압은 통상적으로 3상 230VAC 전력의 정류로부터 도출된다.
전기 추진 시스템들은 자동차 산업에서 일반적이다. 전기 또는 하이브리드 전기 자동차들, 버스들 및 트럭들과 같은 육상 차량들을 위해 많은 전기 추진 시스템 아키텍처들이 개발되어 왔다. 단일 모터 제어기에 의해 구동되는 단일 전기 모터를 가진 그러한 아키텍처들과 같이, 육상 차량들을 위한 대부분의 전기 추진 시스템 아키텍처들은 단순하고 비용 효율적이다. 자동차 전기 추진 시스템은 종종 비용에 최적화되며; 따라서 통상적으로는 시스템에 중복성이 없다. 추가로, 자동차 추진 시스템에는 중복성 및 결함 허용(fault tolerance)이 필요하지 않을 수 있는데, 이는 차량이 여전히 지면에 단단히 위치되어 있으므로 전기 추진 모터 또는 모터 제어기의 고장이 안전한 고장 상태들을 야기하기 때문이다. 육상 차량들에 대한 추진력의 손실은 단지 차량의 속도를 가속하거나 유지하는 능력의 손실을 야기할 뿐이다. 따라서 육상 차량 애플리케이션들에서 전기 모터 또는 모터 제어기의 전기 추진 고장 및 손실은 본질적으로 안전하다.
육상 전기 차량 아키텍처들은 다양한 이유들로 항공 우주 전기 추진 시스템들에 적합하지 않다. 이러한 이유들은 자동차들에 비해 항공기에 대한 훨씬 더 높은 전기 추진 동력 요건들, 보다 엄격한 차량 안전 요건들, 결함 허용성, 높은 이용 가능성 및 신뢰성 제약들을 포함한다. 이에 따라, 앞서 언급한 항공 우주 요건들 중 하나 이상을 해결하는 항공기용 고전력 전기 추진 시스템들의 설계의 개선들이 유리할 것이다.
아래에서 다소 상세히 개시되는 청구 대상은 항공기 전기 추진을 위한 결함 허용 전력 시스템 아키텍처에 관한 것이다. 보다 구체적으로, 항공기 전기 추진 시스템의 결함 허용 동작을 가능하게 하기 위한 시스템들 및 방법들이 개시된다. 본 명세서에서 제안되는 아키텍처는 또한 항공기에 대한 고전력 추진 요건들과 시스템 제어 가능성 및 이용 가능성에 대한 항공 우주 요건들을 충족한다.
본 명세서에 개시되는 결함 허용 시스템들은 어떤 컴포넌트의 고장(또는 어떤 컴포넌트 내의 하나 이상의 결함들)의 경우에 계속 동작한다. 시스템의 부분들이 고장 난 경우에 기능을 유지하는 능력은 본 명세서에서 "저하"로 지칭된다. 결함 허용 설계는 시스템의 어떤 부분이 고장 난 경우, 시스템이 시스템의 의도한 동작을, 완전히 실패하는 것이 아니라 가능하게는 감소된 수준에서 계속할 수 있게 한다.
본 명세서에 개시되는 항공기 전기 추진 시스템들은 하나 이상의 전기 모터들에 동력을 공급하기 위해 배터리로부터의 직류(DC)를 교류(AC)로 변환하는 모터 제어기를 포함한다. 모터 제어기는 여러 세트들의 인버터들, 및 인버터들의 스위치 상태들을 제어하는 각각의 제어기들을 포함한다. 제안된 하나의 구현에 따르면, AC 모터의 고정자 권선에서 턴-투-턴(turn-to-turn) 결함이 검출되면, 해당 권선에 전력을 공급하는 인버터의 제어기가 인버터의 3개의 상단 또는 3개의 하단 전력 스위치들을 함께 단락시켜(연관된 고정자 권선들을 효과적으로 단락시켜) 모터 권선들로부터의 결함 전류를 모터 제어기로 전환시킬 것이며, 여기서는 냉각이 이용 가능하다. 제안된 다른 구현에 따르면, 모터 제어기에서 또는 모터 제어기에 대한 입력에서 결함이 검출되면, 보호 회로가 고전압 DC 버스 입력을 갖는 업스트림 접촉기를 개방하는 명령을 내림으로써 모터에 대한 전력을 차단한다.
항공기 전기 추진 시스템의 결함 허용 동작을 가능하게 하기 위한 시스템들 및 방법들의 다양한 실시예들이 아래에서 어느 정도 상세히 설명될 것이지만, 이러한 실시예들 중 하나 이상은 다음의 양상들 중 하나 이상을 특징으로 할 수 있다.
아래에서 상세하게 개시되는 청구 대상의 일 양상은 항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법이며, 이 방법은: 모터 제어기의 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치로부터 각각 제1 위상, 제2 위상 및 제3 위상을 갖는 AC 전력 신호들을 수신하고 있는 AC 모터의 고정자 상의 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선 중 하나에서 턴-투-턴 결함을 검출하는 단계; 및 턴-투-턴 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 단계를 포함한다. 일 실시예에 따르면, 이 방법은: 모터 제어기를 저하 모드에서 동작하게 재구성하도록 구성되는 전자 추진 제어기에 턴-투-턴 결함을 보고하는 단계; 및 보고에 대한 응답으로 모터 제어기를 저하 모드에서 동작하도록 재구성하는 단계를 더 포함한다.
아래에서 상세하게 개시되는 청구 대상의 다른 양상은 항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법이며, 이 방법은: DC 버스로부터의 DC 전력을 AC 모터용 AC 전력으로 변환하도록 구성되고 연결되는 모터 제어기에서 또는 모터 제어기의 입력에서 결함을 검출하는 단계; 및 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 개방하는 단계를 포함한다. 일 실시예에 따르면, 이 방법은 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로, DC 버스와 모터 제어기 사이에 배치되는 접촉기를 개방하는 단계를 더 포함한다.
아래에서 상세하게 개시되는 청구 대상의 추가 양상은 항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법이며, 이 방법은: AC 모터의 동작, 및 DC 버스로부터의 DC 전력을 AC 모터용 AC 전력으로 변환하도록 구성되고 연결되는 모터 제어기의 동작을 모니터링하는 단계; 모니터링하는 동안 결함을 검출하는 단계; 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로, DC 버스와 모터 제어기 사이에 배치되는 접촉기를 개방하는 단계; 결함의 결함 타입을 결정하는 단계; 및 모터 제어기의 인버터에 결함 타입에 의존하는 안전 상태 모드를 명령하는 단계를 포함한다.
직전 단락에서 설명한 방법의 일 실시예에 따르면, 결함 타입은 AC 모터의 고정자 권선에서의 턴-투-턴 결함이고, 안전 상태 모드는 모터 제어기의 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 것이다. 다른 실시예에 따르면, 결함 타입은 모터 제어기에서의 차동 보호 결함이고, 안전 상태 모드는 모터 제어기에서 전력 스위치들을 개방하는 것이다.
아래 상세히 개시되는 청구 대상의 또 다른 양상은 DC 전원, DC 전원으로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스, DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기, 및 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터를 포함하는 시스템이다. AC 모터는 회전자, 고정자, 고정자 상의 제1 각도 포지션에 있는 제1 권선, 고정자 상에서 제1 각도 포지션과는 다른 제2 각도 포지션에 있는 제2 권선, 그리고 고정자 상에서 제1 각도 포지션 및 제2 각도 포지션과는 다른 제3 각도 포지션에 있는 제3 권선을 포함한다. 모터 제어기는 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 그리고 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 AC 전력을 공급하도록 연결된 인버터, 및 동작들을 수행하도록 구성된 제어기를 포함하며, 이 동작들은: (a) 시스템 동작 중에 AC 전력의 3개의 위상들이 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 순서대로 공급되도록 인버터에서 제1 스위치, 제2 스위치 및 제3 스위치를 제어하는 동작; (b) 시스템 동작 중에 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선 중 하나에서 턴-투-턴 결함을 검출하는 동작; 및 (c) 턴-투-턴 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 동작을 포함한다.
아래 상세히 개시되는 청구 대상의 추가 양상은 DC 전원, DC 전원으로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스, 및 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 전기 추진 유닛을 포함하는 항공기이다. 전기 추진 유닛은 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기, 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터, 및 AC 모터에 동작 가능하게 결합된 AC 모터의 회전자에 결합되는 샤프트를 갖는 프로펠러를 포함한다. AC 모터는 회전자, 고정자, 고정자 상의 제1 각도 포지션에 있는 제1 권선, 고정자 상에서 제1 각도 포지션과는 다른 제2 각도 포지션에 있는 제2 권선, 그리고 고정자 상에서 제1 각도 포지션 및 제2 각도 포지션과는 다른 제3 각도 포지션에 있는 제3 권선을 포함한다. 모터 제어기는 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 그리고 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 AC 전력을 공급하도록 연결된 인버터, 및 동작들을 수행하도록 구성된 제어기를 포함하며, 이 동작들은: (a) 시스템 동작 중에 AC 전력의 3개의 위상들이 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 순서대로 공급되도록 인버터에서 제1 스위치, 제2 스위치 및 제3 스위치를 제어하는 동작; (b) 시스템 동작 중에 모터 제어기 또는 모터 제어기에 대한 입력에서 결함을 검출하는 동작; 및 (c) 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 개방하는 동작을 포함한다.
항공기 전기 추진 시스템의 결함 허용 동작을 가능하게 하기 위한 시스템들 및 방법들의 다른 양상들이 아래 개시된다.
이전 섹션에서 논의된 특징들, 기능들 및 이점들은 다양한 실시예들에서는 독립적으로 달성될 수 있거나 또 다른 실시예들에서는 결합될 수 있다. 이하, 앞서 설명한 그리고 다른 양상들의 예시를 위해 도면들을 참조하여 다양한 실시예들이 설명될 것이다.
도 1a 및 도 1b는 각각, 3개의 병렬 3상 인버터들의 인터리브 스위칭을 사용하여 3×3상 AC 모터에 전력을 공급하기 위한 복수의 모터 제어기들을 포함하는 항공기 전기 추진 시스템을 나타내는 도면의 상호 연결된 부분들이다.
도 2는 일 실시예에 따른 단일 추진기를 갖는 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처를 나타내는 도면이다.
도 3은 다른 실시예에 따른 다수의 분산 추진기들을 갖는 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처를 나타내는 도면이다.
도 4는 일 실시예에 따른 전기 추진 제어 아키텍처를 나타내는 도면이다.
도 5는 도 2에 부분적으로 도시된 시스템과 같은 항공 우주 전기 추진 시스템의 결함 허용 버전에 대한 고장 모드들, 전력 흐름 및 제어를 보여주는 도면이다.
도 6은 저하된 동작 모드로의 시스템 전환을 위한 방법의 단계들을 식별하는 흐름도이다.
도 7은 일 실시예에 따른 결함 허용 전기 모터 제어 시스템 아키텍처의 일부 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다.
도 8은 일 실시예에 따라 액체 냉각제를 사용하여 모터 및 모터 제어기로부터 열을 제거하도록 구성된 냉각 시스템의 일부 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다.
이하, 서로 다른 도면들의 비슷한 엘리먼트들이 동일한 참조 번호들을 갖는 도면들에 대해 참조가 이루어질 것이다.
항공기 전기 추진 시스템의 결함 허용 동작을 가능하게 하기 위한 시스템들 및 방법들의 예시적인 실시예들이 아래에서 어느 정도 상세히 설명된다. 그러나 이 명세서에서 실제 구현의 모든 특징들이 설명되는 것은 아니다. 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 임의의 그러한 실시예의 개발 시 시스템 관련 및 비즈니스 관련 제약들의 준수와 같은 개발자의 구체적인 목표들을 달성하기 위해 많은 구현 특정 결정들이 이루어져야 한다는 것을 인식할 것이며, 이는 구현마다 다를 것이다. 더욱이, 그러한 개발 노력은 복잡하고 시간 소모적일 수 있지만, 그럼에도 본 개시내용의 이점을 갖는 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자들에게는 통상적인 일일 것이라고 인식될 것이다.
전기 동력 변환 시스템(이하 "전력 변환 시스템")의 한 가지 타입은 직류(DC)를 교류(AC)로 변환하는 데 사용되는 하나 이상의 디바이스들의 시스템이다. 특정 시스템들에서는, 중앙 집중식 전력 변환 시스템이 DC 전원들을 다양한 DC 및 AC 분배 버스들과 인터페이스하는 데 사용될 수 있다. 예를 들어, 항공기 전력 발생 및 분배 시스템들은 중앙 집중식 전력 변환 시스템을 사용하여 다양한 DC 및 AC 분배 버스들과 저전압 DC 전원들을 인터페이스할 수 있다. 저전압 DC 전원은 예를 들어 연료 전지, 배터리 팩, 태양 전지판 또는 다른 어떤 타입의 전원일 수 있다.
전력 변환 시스템은 예를 들어, 고전압 DC(HVDC) 전원을 형성하기 위해 저전압 DC 전원의 전압 레벨을 높이거나 점진적으로 높이기 위한 변환기를 포함할 수 있다. 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 컨버터는 DC 전류 전원의 전압 레벨을 변경하는 데 사용되는 전기 또는 전기 기계 디바이스이다. 항공 우주 산업 및 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 직류와 관련하여 "고전압"이라는 용어는 500VDC보다 높은 임의의 DC 전압을 의미한다.
컨버터에 의해 형성된 고전압 DC 전류 전원은 다음에 전력 변환 시스템의 인버터에 공급되어 고전압 AC 전원을 형성할 수 있다. 인버터는 직류를 교류로 변경하는 전력 전자 디바이스 또는 회로이다. 하나의 간단한 인버터 회로에서는, DC 전력이 1차 권선의 중앙 탭을 통해 변압기에 연결된다. 스위치는 전류가 2개의 교대 경로들을 따라 1차 권선의 한쪽 끝을 통해 그리고 다음에는 다른 쪽 끝을 통해 DC 전원으로 다시 흐를 수 있게 하도록 오락가락 빠르게 스위칭된다. 변압기의 1차 권선에서의 전류 방향의 교대는 2차 회로에서 교류를 발생시킨다. 트랜지스터들 및 다른 타입들의 반도체 스위치들이 인버터 회로 설계에 통합될 수 있다.
인버터들은 단상 인버터들 및 3상 인버터들을 포함하는(그러나 이에 제한되는 것은 아님) 다양한 형태들을 취할 수 있다. 3상 인버터들(이하 "3상 인버터들")은 가변 주파수 드라이브 애플리케이션들 및/또는 AC 전력 전달과 같은 고전력 애플리케이션들에 사용된다. 기본 3상 인버터는 3개의 단상 인버터들로 구성되는데, 이러한 인버터들 각각은 3개의 부하 단자들 중 하나에 연결된 중심점과 직렬로 연결된 2개의 스위치들로 구성된다. 가장 기본적인 제어 방식을 위해, 3개의 위상 레그들의 6개의 스위치들의 동작은 기본 출력 파형의 각각의 60도 지점에서 하나의 스위치가 동작하도록 조정된다. 이것은 6개의 스텝들을 갖는 라인-투-라인(line-to-line) 출력 파형을 생성한다. 6-스텝 파형은 구형파의 양의 섹션과 음의 섹션 사이에 영전압 스텝을 가져, 앞서 설명한 바와 같이 3의 배수인 고조파들이 제거된다. 반송파 기반 PWM 기법들이 6-스텝 파형들에 적용될 때, 파형의 기본적인 전체 형상 또는 포락선이 유지되므로 세 번째 고조파 및 그 배수들은 제거된다. 더 높은 전력 정격(rating)들을 갖는 인버터들을 구성하기 위해, 2개의 6-스텝 3상 인버터들이 더 높은 전류 정격을 위해 병렬로 또는 더 높은 전압 정격을 위해 직렬로 연결될 수 있다. 어느 경우든, 출력 파형들은 위상 편이되어 12-스텝 파형을 얻는다. 추가 인버터들이 조합된다면, 3개의 인버터들로 18-스텝 인버터가 얻어지는 식이다. 인버터들은 대개 증가된 전압 또는 전류 정격들을 달성하기 위해 조합되지만, 파형의 품질도 역시 향상된다.
아래에서 어느 정도 상세히 설명되는 결함 허용 전력 시스템 아키텍처는 서로 다른 전기 추진 시스템 구성들을 가진 항공기에 채택될 수 있다. 예시를 위해, 본 명세서에서 제안되는 결함 허용 특징들을 통합하도록 구성될 수 있는 전기 모터 전력 시스템의 일례가 도 1a 및 도 1b를 참조하여 설명될 것이며, 이들은 특정 고정자 권선 구성을 가진 3×3상 AC 모터에 전기 전력을 제공하기 위한 시스템을 보여준다. 그러나 본 명세서에 개시되는 혁신적인 결함 허용 특징들은 또한 다른 고정자 권선 구성들을 갖는 AC 모터들에 전기 전력을 제공하기 위한 시스템들에 통합될 수 있다고 인식되어야 한다.
도 1a 및 도 1b는 각각, (도 1b에서 확인되는) AC 모터(20)에 전력을 공급하기 위한 (도 1a에서 확인되는) 모터 제어기(50)를 포함하는 시스템을 나타내는 도면의 상호 연결된 부분들이다. 모터 제어기(50)는 DC 버스(38)에 병렬로 연결되는 3개의 채널들을 갖는다. DC 전원(18)(예컨대, 배터리 또는 기타 비-이상적인 DC 전원)이 또한 DC 버스(38)에 연결된다. 도 1a 및 도 1b에 부분적으로 도시된 시스템이 (도 1a 및 도 1b에 도시되지 않은) 프로펠러의 회전을 구동하는 데 사용될 수 있다.
도 1a에서 확인되는 바와 같이, 모터 제어기(50)의 3개의 채널들은, 전기 추진 제어기(electric propulsion controller)(10)(이하, "EPC(10)")로부터 제어 신호들을 수신하고 EPC(10)에 피드백 신호들을 전송하도록 통신 가능하게 결합되는 각각의 제어기들(12a-12c)을 포함한다. EPC(10)는 모든 제어기들(12a-12c)에 대한 감독 및 조정 역할을 수행한다. DC 전원(18)의 동작은 제어 및 관리 시스템에 의해 제어 및 관리될 수 있고, EPC(10)와 상호 작용할 수 있다(어떤 특징도 도 1a에 도시되지 않음).
모터 제어기(50)의 3개의 채널들은 각각의 DC 전력선들(4)을 통해 DC 버스(38)로부터 DC 전력 신호들을 수신하는 각각의 프런트엔드 신호 조정 회로들(14a-14c)(이하 "프런트엔드 회로들(14a-14c"))을 더 포함한다. 프런트엔드 회로들(14a-14c)은 다음 타입들의 디바이스들: 스텝업 또는 스텝다운 컨버터, 필터 네트워크, 보호 회로 또는 접촉기 중 어느 하나 또는 이들 중 둘 이상의 조합을 포함할 수 있다.
모터 제어기(50)의 3개의 채널들은 각각의 프런트엔드 회로들(14a-14c)로부터 조정된 DC 전력 신호들을 수신하는 각각의 3개의 3상 인버터들(16a-16c)(이하 "인버터들(16a-16c"))을 더 포함한다. 프런트엔드 회로들(14a-14c) 및 인버터들(16a-16c)은 3×3상 AC 모터(20)에 병렬로 연결된다. 인버터들(16a-16c)의 동작은 제어기들(12a-12c)에 의해 각각 제어되는데, 이러한 제어기들은 스위치 신호 라인들(7)을 통해 인버터들(16a-16c)에 스위치 제어 신호들을 전송하고 인버터들(16a-16c)로부터 스위치 상태 신호들을 수신한다.
제안된 하나의 구현에 따르면, 인버터들(16a-16c) 각각은 스위치 시스템, 한 세트의 인덕터들, 한 세트의 커패시터들 및 전자기 간섭 필터를 포함한다. 스위치 시스템은 인버터의 타입에 따라 다른 수들의 스위치들(이하 "전력 스위치들")을 포함할 수 있다. 전력 스위치들 각각은 예를 들어, 제한 없이, 바이폴라 트랜지스터 디바이스, MOSFET(metal-oxide semiconductor field-effect transistor) 디바이스, 절연 게이트 바이폴라 트랜지스터 디바이스, 또는 다른 어떤 타입의 반도체 디바이스 또는 스위칭 디바이스를 사용하여 구현될 수 있다.
도 1a 및 도 1b에 도시된 실시예에서, 제어기들(12a-12c)은 인버터들(16a-16c) 내부의 스위칭이 인터리브되도록 인버터들(16a-16c)의 동작(스위칭)을 각각 제어한다. 인버터들(16a-16c)은 120도씩 서로 다른 각각의 위상 각들을 갖는 3개의 AC 전력 신호들로 이루어진 각각의 세트들을 출력하며, AC 전력 신호들의 세트들은 결국 40도씩 서로 다른 위상 각들을 갖는다. 그 결과, 각각의 위상 각들이 40도씩 서로 다른 9개의 AC 전력 신호들이 생성된다. 예를 들어, 인버터(16a)는 0도, 120도 및 240도의 각각의 위상 각들을 갖는 AC 전력 신호들을 생성할 수 있는 한편, 인버터(16b)는 40도, 160도 및 280도의 각각의 위상 각들을 갖는 AC 전력 신호들을 생성하고, 인버터(16c)는 80도, 200도 및 320도의 각각의 위상 각들을 갖는 AC 전력 신호들을 생성한다. 본 명세서에서 사용되는 "인터리브된"이라는 한정어는 인버터들(16a-16c)이 다음 순서: 1A→2A→3A→1B→2B→3B→1C→2C→3C(여기서 1, 2 및 3이라는 숫자들은 각각 3개의 인버터들(16a-16c)을 지시하고 A, B 및 C라는 문자들은 각각 지정된 인버터의 각각의 위상들을 지시함)로 인터리브된 AC 전력 신호들을 생성하도록 교대 순서로 스위칭된다는 사실을 의미하고 있다.
도 1b에 도시된 예에서, AC 모터(20)는 3×3상 AC 모터이다. 도 1b에서 확인되는 바와 같이, AC 모터(20)는 AC 전력선들(6)을 통해 인버터들(16a-16c)로부터 AC 전력을 수신한다. AC 모터(20)는 샤프트(32)에 장착된 회전자(30) 및 에어 갭(28)에 의해 회전자(30)로부터 분리된 고정자(36)를 포함한다. 고정자는 외경(24) 및 내경(26)을 갖는다. 고정자(36)는 다수의 권선들(22)을 갖는다. 보다 구체적으로, 권선들(22)은 고정자(36) 상에서 각각의 각도 포지션들에 배열되는 3개의 권선 그룹들(21A-21C)을 포함한다. 회전자(30)는 (도면들에 도시되지 않은) 다수의 권선들, 또는 영구 자석 어레이를 갖는데, 이러한 권선들 또는 영구 자석 어레이가 고정자 권선들에 의해 생성된 자기장과 상호 작용하여, 샤프트(32)를 회전시키는 힘들을 발생시킨다. AC 모터(20)는, 회전자(30)의 회전 속도 및 포지션을 검출하고 속도 및 포지션 신호들(40)을 제어기들(12a-12c)에 전송하는 속도 및 포지션 센서(34)를 더 포함한다.
보다 구체적으로, 권선 그룹들(21A-21C) 각각은 각각의 인버터들(16a-16c)로부터 서로 다른 위상들을 갖는 각각의 AC 전력 신호들을 수신하는 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선을 포함한다. 도 1a 및 도 1b에서 확인되는 바와 같이, 인버터(16a)는 AC 전력선들(6)의 제1 서브세트를 통해 권선 그룹(21A)의 각각의 권선들(22)에 각각 공급되는 3상 AC 전력 신호들(1A, 1B, 1C)을 출력하고; 인버터(16b)는 AC 전력선들(6)의 제2 서브세트를 통해 권선 그룹(21B)의 각각의 권선들(22)에 각각 공급되는 3상 AC 전력 신호들(2A, 2B, 2C)을 출력하고; 그리고 인버터(16c)는 AC 전력선들(6)의 제3 서브세트를 통해 권선 그룹(21C)의 각각의 권선들(22)에 각각 공급되는 3상 AC 전력 신호들(3A, 3B, 3C)을 출력한다.
도 1a를 다시 참조하면, 모터 제어기(50)는, 인버터들(16a-16c)에 의해 각각 출력된 3상 AC 전력 신호들(1A-1C, 2A-2C, 3A-3C)의 전압들 및 전류들을 측정하는 다수의 쌍들의 센서들(5)을 더 포함한다. 한 쌍의 센서들(5)은 AC 전력 신호의 전압을 측정하기 위한 전압 센서 및 AC 전력 신호의 전류를 측정하기 위한 전류 센서를 포함한다. 통상의 전압 센서들은: 홀 효과 센서들, 저항성 또는 용량성 전압 분할기들, 전자 센서들 등을 포함할 수 있고; 통상의 전류 센서들은: 홀 효과 센서들, 변압기 타입, 저항기 전류 센서들, 전자 센서들 등을 포함한다. 인버터(16a)에 의해 출력된 AC 전력 신호들의 측정된 전압 및 전류를 나타내는 3상 전압 및 전류 신호들은 제어기(12a)로 피드백되고; 인버터(16b)에 의해 출력된 AC 전력 신호들의 측정된 전압 및 전류를 나타내는 3상 전압 및 전류 신호들은 제어기(12b)로 피드백되고; 그리고 인버터(16c)에 의해 출력된 AC 전력 신호들의 측정된 전압 및 전류를 나타내는 3상 전압 및 전류 신호들은 제어기(12c)로 피드백된다. 따라서 제어기들(12a-12c) 각각에 대한 피드백 신호들은 3개의 전압들 및 3개의 전류들로 구성된다. 제어기들(12a-12c)은 전류 리플(ripple)을 감소시키는 인터리브 스위칭 방식에 따라 인버터들(16a-16c) 내부의 스위칭을 제어하도록 구성된다.
도 1a 및 도 1b는 인터리브 동작을 구현하기 위해 고정자 권선들이 제어 시스템과 어떻게 상호 작용하는지를 보여준다. 그러나 본 명세서에 개시되는 기술은 임의의 특정 고정자 권선 설계에 사용하기 위한 것으로 의도되는 것은 아니다. 모터 권선들 각각은 고정자에 적절하게 할당, 배향 및 분산되는 n 쌍의 권선들을 나타낼 수 있으며, 여기서 n ≥ 1이다. 모터 고정자 권선들은 집중 또는 분산될 수 있다. 종래 방식에서, 각각의 쌍의 3상 고정자 권선들은 Y로 연결된다.
도 1b에 도시된 AC 모터(20)의 예는 사실상 9 상 AC 모터(동일한 진폭을 가지며 40도만큼 순차적으로 편이되는 9개의 AC 위상들)이다. 제1 그룹의 권선들(21A)은 통상의 단일 3상 AC 모터와 유사하게, 연속적으로 120도씩 분리되는 변조된 AC 전력 신호들(1A, 1B, 1C)을 수신한다. 본 명세서에 개시되는 방법에 분산된 권선들이 적용될 수 있지만, 도 1b는 편의상 집중된 권선들만을 도시한다는 점에 주목한다. 제2 그룹의 권선들(21B)은 변조된 AC 전력 신호들(2A, 2B, 2C)을 수신하고; 그리고 제3 그룹의 권선들(21C)은 변조된 AC 전력 신호들(3A, 3B, 3C)을 유사한 방식으로 수신한다. 권선 그룹들(21A-21C) 중 어느 한 그룹의 권선들 사이에는 물리적 위상 편이(각도 포지션의 차이)가 없다.
제어기들(12a-12c)은 하드웨어를 사용하여 또는 소프트웨어와 조합하여 하드웨어를 사용하여 구현될 수 있다. 예를 들어, 제어기들(12a-12c)은 구성 가능한 하드웨어, 프로그래밍 가능 디바이스, 또는 이 둘 다를 사용하여 구현될 수 있다. 구성 가능한 하드웨어는 제어기의 하나 이상의 기능들을 수행하도록 구성 가능한 하드웨어를 포함할 수 있다. 프로그래밍 가능 디바이스는 제어기의 하나 이상의 기능들을 구현하도록 프로그래밍 가능한 임의의 디바이스를 포함할 수 있다. 예를 들어, 제한 없이, 프로그래밍 가능 디바이스는 프로그램 가능 마이크로컨트롤러 또는 디지털 신호 프로세서를 포함할 수 있다. 프로그래밍 가능 디바이스는 프로그램 명령들의 형태로 소프트웨어 또는 펌웨어를 실행하여 제어기의 하나 이상의 기능들을 구현하도록 구성될 수 있다. 프로그램 명령들은 프로그래밍 가능 디바이스에 의한 사용 또는 프로그래밍 가능 디바이스로의 전송을 위해 임의의 적절한 비-일시적 유형의 컴퓨터 판독 가능 저장 매체에 저장될 수 있다.
항공기 전기 추진의 경우, 본 개시내용은 중복 결함 허용 권선들로 설계된 전기 모터를 가진 단일 추진기(예컨대, 도 2 참조) 또는 다수의 모터 제어기들과 다수의 모터들 및 추진기들(예컨대, 도 3 참조)을 이용하는 아키텍처들을 제안한다. 후자의 경우, 다수의 배터리 소스들이 시스템 이용 가능성을 향상시키는 데 또한 사용될 수 있다.
도 2는 일 실시예에 따른 단일 추진기(15)를 갖는 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처를 나타내는 도면이다. 도 2에 부분적으로 도시된 추진기(15)는 모터 제어기(50), 모터 제어기(50)에 의해 제어되는 AC 모터(20), 및 AC 모터(20)에 의해 회전하도록 구동되는 프로펠러(46)를 포함한다. 프로펠러(46)는 AC 모터(20)에 기계적으로 결합되는 프로펠러 샤프트(44) 및 복수의 프로펠러 날들(45)을 포함한다. 모터 제어기(50)는 AC 모터(20)(예를 들어, 도 1b에 도시된 타입의 AC 모터)의 고정자 권선들의 각각의 세트들에 AC 전류를 제공하기 위한 3개의 채널들을 갖는다. 모터 제어기(50)의 채널들 중 하나는 결함의 경우에 비활성화될 수 있는 한편, 다른 채널들은 동작을 계속한다. 이러한 구성은 본 명세서에서 전기 추진 시스템에 대한 저하 동작 모드로 지칭된다. 아래에서 보다 상세히 설명되는 바와 같이, 모터 제어기(50)의 각각의 채널은 각각의 제어기(제어기들(12a-12c) 참조) 및 각각의 제어기에 의해 상태들이 제어되는 전력 스위치들을 갖는 각각의 인버터(인버터들(16a-16c) 참조)를 포함한다.
도 2에 도시된 실시예에서, DC 전원은 배터리 스트링(18a)이다. 배터리 스트링(18a)은 배터리 접촉기(9h) 및 DC 전력선(4)을 통해 DC 버스(38)에 연결된다. 모터 제어기(50)의 3개의 채널들은 각각의 모터 제어기 접촉기들(9a-9c) 및 각각의 DC 전력선들(4)을 통해 DC 버스(38)에 연결된다. 모터 제어기(50)는 배터리 스트링(18a)에 의해 출력된 DC 전력을 AC 모터(20)용 AC 전력으로 변환한다. 보다 구체적으로, 인버터들(16a-16c)로부터의 다상 AC 전류들이 AC 모터(20)의 각각의 권선들(22)을 통해 흐른다.
배터리 스트링 또는 뱅크는 필요한 사용 가능한 전압/전위를 가진 배터리 또는 배터리 스트링을 생성하기 위해 직렬로 연결된 다수의 전지들/배터리들을 포함한다. 배터리 스트링(18a)의 동작은 배터리 관리 시스템(48)(도 2의 BMS(48))에 의해 관리된다. 다수의 병렬 배터리 스트링들은 팩 내부 고장의 경우에 중복성을 제공할 수 있다. 배터리 관리 시스템(48)은 배터리 스트링들의 중복 보호들, 고장 안전 동작 및 선택적 셧다운을 보장하도록 구성될 수 있다. 배터리 관리 시스템(48)은 배터리 과충전 보호를 제공하도록 또는 배터리 열 폭주로 이어질 수 있는 다른 이벤트들 또는 이벤트들의 조합을 방지하도록 추가로 구성될 수 있다.
도 2에 부분적으로 도시된 실시예에서, 모터 제어기(50)는 DC 버스(38)로부터 DC 전력 신호들을 수신하는 3개의 인버터들(16a-16c)을 포함한다. 인버터들(16a-16c)은 AC 모터(20)의 권선들(22)에 병렬로 연결된다. 인버터들(16a-16c)의 동작은 제어기들(12a-12c)에 의해 각각 제어되는데, 이러한 제어기들은 스위치 신호 라인들을 통해 인버터들(16a-16c)에 스위치 제어 신호들을 전송하고 인버터들(16a-16c)로부터 스위치 상태 신호들을 수신한다. 인버터들(16a-16c)은 DC 버스(38)로부터의 DC 전력을 AC 모터(20)용 다상 AC 전력으로 변환한다.
3개의 인버터들(16a-16c)은 각각의 모터 제어기 접촉기들(9a-9c)을 통해 DC 버스(38)로부터 DC 전력 신호들을 수신한다. 유사하게, DC 버스(38)는 배터리 접촉기(9h)를 통해 배터리 스트링(18a)으로부터 DC 전력 신호들을 수신한다. 접촉기는 전력 회로를 스위칭하는 데 사용되는 전기 제어 스위치이다. 접촉기들은 고전류 부하 디바이스들에 직접 연결되도록 설계된다. 모터 제어기 접촉기들(9a-9c) 및 배터리 접촉기(9h)의 스위칭 상태들은 스위칭된 회로들보다 낮은 전력 레벨을 갖는 (도 2에 도시되지 않은) 각각의 회로에 의해 제어된다.
도 2에서 확인되는 바와 같이, 전기 추진 시스템은 추력 제어 레버(56) 및 피치 제어 레버(57)로부터 파일럿 추력 및 피치 입력들을 수신하는 EPC(10)를 더 포함한다. (제어 레버들은 "인셉터들"로도 또한 불린다.) EPC(10)는 파일럿 입력들 및 센서들로부터의 정보에 기초하여 제어기들(12a-12c)의 동작을 감독하고 조정한다. EPC들(10a, 10b)은 또한 배터리 관리 시스템(48)과 인터페이스한다. EPC(10)는 디지털 토크 제어 신호들을 모터 제어기(50)에 전송하고 아날로그 피치 제어 신호들을 조속기(governor)(42)에 전송한다. 조속기(42)는 프로펠러 날 피치를 변경함으로써 프로펠러 rpm을 일정하게 유지하도록 구성된 정속 프로펠러 조속기일 수 있다. 유압 조속기들은 프로펠러(46)의 유압 메커니즘들을 통해 엔진 오일의 흐름을 제어하는 데 유압 밸브(54)를 사용함으로써 이를 달성한다.
EPC(10)는 2개의 채널들(A, B)을 갖는다. 제어기들(12a-12c)은 채널 A 또는 채널 B로부터 제어 신호들을 수신하고 EPC(10)에 다시 피드백 신호들을 전송하도록 통신 가능하게 결합된다. 보다 구체적으로, EPC(10)의 채널 A 및 채널 B는 일부 신호들에 대해 중복되어 이용 가능성을 향상시킬 수 있지만, 각각의 채널을 통해 서로 다른 또는 고유한 신호들을 또한 송신할 수 있다. 각각의 채널에 대한 신호 인터페이스의 정확한 레이아웃은 첨부된 청구항들에서 언급되는 혁신적인 특징들에 중요하지는 않다. 레이아웃은 다르게 이루어질 수 있으며 여러 요인들에 좌우된다. 일반적으로, 채널 A와 채널 B는 완전히 중복될 필요는 없는데, 즉 정확히 동일한 신호들을 전달할 필요는 없다. 이러한 채널들은 서로 다른 신호들을 전달할 수 있지만, 선택적으로 중복성을 위해서도 또한 사용될 수 있다. 예를 들어, 도 1b에 도시된 모터 속도 및 포지션 센서(34)로부터 속도 A를 나타내는 하나의 신호가 이용 가능한 한편, 도 2에 도시된 특정 예에서 프로펠러 속도 센서(35)로부터 속도 B를 나타내는 다른 신호가 이용 가능하다. 이용 가능성을 높이기 위해 한 채널을 통한 속도 A를 그리고 다른 채널을 통해 속도 B를 판독하는 것이 가능하다. 그러나 아날로그 피치 제어 신호와 같은 일부 다른 신호들은 채널 B로부터가 아닌 채널 A를 통해서만 송신될 수 있다. 유사하게, 조속기(42)의 유압 밸브(54)를 제어하기 위한 신호는 한 채널을 통해 송신될 수 있지만 다른 채널을 통해서는 송신되지 않을 수 있다. 어떤 신호가 중복될 필요가 있는지 그리고 어떤 신호가 중복될 필요가 없는지의 정확한 선택은 비행기 레벨 아키텍처(예를 들어, 단일 또는 다수의 엔진들)에 그리고 각각의 신호의 중요도에 좌우된다. 이러한 세부사항들은 본 명세서에 개시된 혁신적인 결함 허용 기술을 이해하는 데 필요하지 않다.
도 3은 다른 실시예에 따른 다수의 분산 추진기들(15a, 15b)을 갖는 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처를 나타내는 도면이다. 추진기들(15a, 15b) 각각은 도 2를 참조하여 앞서 설명한 추진기(15)에 대한 구조 및 기능과 동일할 수 있다.
추진기(15a)는 제1 배터리 스트링(18a), 배터리 접촉기(9h) 및 DC 전력선(4)을 통해 제1 배터리 스트링(18a)에 전기적으로 결합된 제1 DC 버스(38a), 모터 제어기 접촉기들(9a-9c) 및 DC 전력선들(4)을 통해 제1 DC 버스(38a)에 병렬로 전기적으로 결합된 3개의 채널들을 갖는 제1 모터 제어기(50a), 제1 모터 제어기(50a)에 전기적으로 결합된 제1 AC 모터(20a), 및 제1 AC 모터(20a)에 기계적으로 결합된 제1 프로펠러 샤프트(44a)를 갖는 제1 프로펠러(46a)를 포함한다. 모터 제어기(50a)는 DC 버스(38)로부터 DC 전력 신호들을 수신하는 3개의 인버터들(16a-16c)을 포함한다. 인버터들(16a-16c)은 AC 모터(20a)의 권선들(22)에 병렬로 연결된다. 인버터들(16a-16c)의 동작은 제어기들(12a-12c)에 의해 제어된다. 인버터들(16a-16c)은 DC 버스(38a)로부터의 DC 전력을 AC 모터(20a)용 다상 AC 전력으로 변환한다. 추진기(15a)는 파일럿 입력들 및 센서들로부터의 정보에 기초하여 제어기들(12a-12c)의 동작을 감독하고 조정하는 EPC(10a)를 더 포함한다. EPC(10a)는 또한 배터리 관리 시스템(48a)과 인터페이스한다.
유사하게, 추진기(15b)는 제2 배터리 스트링(18b), 배터리 접촉기(9i) 및 DC 전력선(4)을 통해 제2 배터리 스트링(18b)에 전기적으로 결합된 제2 DC 버스(38b), 모터 제어기 접촉기들(9d-9f) 및 DC 전력선들(4)을 통해 제2 DC 버스(38b)에 병렬로 전기적으로 결합된 3개의 채널들을 갖는 제2 모터 제어기(50b), 제2 모터 제어기(50b)에 전기적으로 결합된 제2 AC 모터(20b), 및 제2 AC 모터(20b)에 기계적으로 결합된 제2 프로펠러 샤프트(44b)를 갖는 제2 프로펠러(46b)를 포함한다. 모터 제어기(50b)는 DC 버스(38b)로부터 DC 전력 신호들을 수신하는 3개의 인버터들(16d-16f)을 포함한다. 인버터들(16d-16f)은 AC 모터(20b)의 권선들(22)에 병렬로 연결된다. 인버터들(16d-16f)의 동작은 제어기들(12d-12f)에 의해 제어된다. 인버터들(16d-16f)은 DC 버스(38b)로부터의 DC 전력을 AC 모터(20b)용 다상 AC 전력으로 변환한다. 추진기(15b)는 파일럿 입력들 및 센서들로부터의 정보에 기초하여 제어기들(12d-12f)의 동작을 감독하고 조정하는 EPC(10b)를 더 포함한다. EPC(10b)는 또한 배터리 관리 시스템(48b)과 인터페이스한다.
제1 DC 버스(38a) 및 제2 DC 버스(38b)는 배터리 스트링들 중 하나의 고장의 경우에 모터 제어기(50a)를 배터리 스트링(18b)에 전기적으로 결합하기 위해 또는 모터 제어기(50b)를 배터리 스트링(18a)에 전기적으로 결합하기 위해 개방될 수 있는 버스 접촉기(9g)에 의해 전기적으로 결합된다.
도 2 및 도 3에 도시된 아키텍처들에 따라, 시스템 제어는 전기 추진 제어기(EPC)에 의해 수행된다. 도 2를 참조하면, EPC(10)는 추력 및 피치 제어 레버들(56, 57)을 통해 파일럿으로부터 입력들을 받는다. 최적의 추진 시스템 동작을 위해, 프로펠러 속도는 추력 및 피치 명령들에 관계없이 일정하게 유지되는 것이 필요하다. EPC(10)는 속도 센서(35)로부터 프로펠러 속도를 나타내는 센서 데이터를 수신하고, 측정된 속도를 기준 속도 신호와 비교하고, 모터 제어기(50)로 전송되는 토크 명령을 생성한다.
도 2 및 도 3에서 제안된 전기 추진 시스템 아키텍처들의 다른 이점들은 인터리브 방식으로 다수의 모터 제어기들을 작동시켜, 시스템의 전력 품질을 향상시키고 배터리 전류 리플을 감소시키는 능력을 포함한다. 감소된 전류 리플은 배터리 스트링(18)의 수명을 늘리고 전자기 간섭(EMI: electromagnetic interference)을 감소시키며, 이는 더 경량의 EMI 필터들의 사용으로 인해 감소된 무게를 갖는 시스템의 설계를 가능하게 한다.
도 4는 일 실시예에 따른 전기 추진 제어 아키텍처를 나타내는 도면이다. 단 하나의 제어기(12)만이 EPC(10)와 통신하는 것으로 도시된다. 그러나 도 3에 도시된 제어기들(12a-12f) 각각은 도 4에서 확인되는 제어기(12)와 동일할 수 있다고 인식되어야 한다. 토크 명령은 CAN(controller area network) 버스 또는 동등한 통신 데이터 버스를 통해 EPC(10)로부터 제어기(12)에 전송된다. 감지된 속도 신호는 중복되며 제어기(12)로부터 (데이터 버스 통신을 통해) 그리고 독립 속도 센서로부터 이용 가능하다. EPC(10)는 또한 시스템 이용 가능성을 충족하도록 중복될 수 있다.
도 4는 또한 제안된 하나의 구현에 따라 제어기(12)의 내부에 존재하는 다양한 모터 제어 기능들을 보여준다. 이러한 모터 제어 기능들은 약계자(field weakening)를 갖는 필드 지향 제어 기능(78)을 포함한다. 필드 지향 제어는 높은 정확도 및 대역폭으로 3상 AC 모터들의 토크를 제어하는 강력한 제어 전략이다. 이는 하드웨어 또는 소프트웨어로 구현될 수 있다. 이 모터 제어 기능은 회전자 포지션에 관한 정보를 필요로 한다. 이 정보는 (예를 들어, 리졸버와 같은) 포지션 센서들을 사용함으로써 얻어질 수 있다. 그러나 센서리스(sensorless) 모터 제어가 또한 변형으로서 이용될 수 있다. 센서리스 제어는 회전자 포지션 감지를 위해 센서에 의존하는 대신, 모터 제어기 내부의 수학적 모델 또는 "관찰자"가 모터 전류들 및 전압들로부터 회전자 포지션을 도출하는 데 사용되는 경우이다.
제어기(12) 내부의 다른 중요한 기능은 펄스 폭 변조(PWM: pulse width modulation) 생성(80)이다. 이 모터 제어 기능은 최적의 기계적 토크 출력을 달성하기 위해 AC 모터에 공급될 필요가 있는 기준 전류들 및 전압들을 생성한다. 이러한 기준 신호들은 제어기(12)에 의해 제어되는 인버터의 전력 스위치들의 게이트 드라이버들로 전송되는 명령들을 생성하는 PWM 생성 기능을 사용하여 변조된다.
마지막으로, 제어기(12) 내에는 제3 독립 채널 보호 기능(82)이 있다. 보호 기능은 전압들, 전류들, 속도 및 회전자 포지션을 감지하고, 그러한 신호들을 필터링하여 임의의 측정 잡음을 제거하고, 아날로그 회로들을 통해 그러한 신호들을 처리하여 미리 정의된 보호 임계치들과 비교하고, 임계치들 중 하나 이상이 초과된다면 전력 스위치들의 상태들에 대해 모터 제어기에 동작을 명령하는 독립적인 하드웨어 회로들로 구성된다. 동작은 모터 제어기 "트립(trip)"일 수 있는데, 이는 채널의 모든 전력 스위치들을 여는 것을 의미한다. 다른 동작은 인버터에서 3개의 하단 전력 스위치들 또는 3개의 상단 스위치들을 단락시키는 것일 수 있으며, 이는 AC 모터(20)를 단락시키는 것과 동일하다.
도 4는 또한 EPC(10)의 내부에 존재하는 기능들의 일부 세부사항들을 도시한다. 도 2에 도시된 EPC(10)와 도 3에 도시된 EPC들(10a, 10b)은 동일한 기능들을 가질 수 있다. EPC(10)의 주요 기능은 프로펠러에 대한 속도 제어 기능(72)을 수행하는 것이다. EPC(10)는 독립적인 센서들로부터 회전 속도 데이터를 수신하고 제어기(12)에 대한 토크 기준을 생성한다. EPC(10) 내부에는 다양한 토크 제한기들(74)이 있다. 토크 제한기들(74)은 제어기(12)에 전송되는 실제 토크 명령이 AC 모터(20) 및 모터 제어기(50)의 전력, 토크 및 속도 정격들을 초과하지 않도록, 생성된 토크 기준을 제한한다. 예를 들어, 토크 제한기들(74) 중 하나의 기능은, 프로펠러 속도가 이미 공칭 값에 있지만, 어떤 이유로 EPC(10)에 의해 잘못된 큰 토크 명령이 내려진다면, 토크 제한기가 토크를 제한하거나 일부 경우들에는 심지어 토크를 0으로 설정하여, 모터 과속을 피할 것이다. 설계 속도를 초과하지 않는 것이 중요하다. 토크 제한기들(74) 및 (토크 기준을 생성하는) 속도 제어기(72)는 독립적으로 구현된다.
마지막으로, EPC(10)의 시스템 조정 기능(76)은 전기 추진 시스템에서 전체 조정을 제공한다. 시스템 조정 기능(76)은 다양한 조건들에 응답하기 위한 로직 및 이벤트 시퀀스들을 포함한다. 예를 들어, 이 로직은 파일럿이 "엔진 시작" 버튼을 누를 때 일련의 이벤트들을 조정할 것이다. 이 경우, 배터리 접촉기(9h)는 닫히고(도 2 참조), 모터 제어기(50) 및 AC 모터(20)에 대한 액체 냉각 시스템이 작동하기 시작할 것이며, 조속기(42)에 대한 유압 펌프가 작동하기 시작할 것이고, 제어 전력(28VDC)이 모터 제어기(50)에 인가될 것이고, 모든 센서들에 전력이 공급될 것이고 센서들의 판독치들이 파일럿의 컴퓨터 상에 디스플레이될 것이며, 모터 제어기(50)는 AC 모터(20)에 최소량의 토크를 적용하여, 회전자(32)(도 1b 참조)가 유휴 상태에서 회전을 시작하고 시스템은 파일럿이 추력 제어 레버(56)(도 2 참조)를 진행시킬 때 다음 단계인 파일럿의 "추력" 명령에 완전히 응답할 준비가 된다.
시스템 조정 기능(76)의 다른 예는 모터 제어기(50)에 결함이 있는 경우이다. 결함의 검출 후에, 시스템 조정 기능(76)은 시스템 레벨에서 취해질 모든 단계들을 결정할 것이다. 이는 결함의 타입에 의존한다. 예를 들어, 과전류 결함의 발생 시 하나의 제어기(12)가 트립한다면, 제어기(12)는 그 이벤트를 식별하는 정보를 EPC(10)에 전달한다(도 4에서 화살표(84)로 표시됨). EPC(10)는 또한 이벤트들의 다른 시퀀스들을 결정한다. 예를 들어, EPC(10)는 또한 배터리 접촉기(9h)를 개방하도록 명령함으로써 배터리로부터 모터 제어기(50)를 분리할 수 있다. EPC(10)는 또한, AC 모터(20) 및 모터 제어기(50)에 대한 최대 가용 전력을 재계산할 것이다. 모터 제어기(50)의 하나의 채널이 트립되었기 때문에, AC 모터(20)의 하나의 "별"은 활성이 아니다. 따라서 전기 추진 시스템에 이용 가능한 전력이 감소한다. EPC(10)는 토크 제한기 설정을 다시 계산하고, 이 특정 결함에 대해 프로펠러가 "페더(feather)"될 필요가 있는지 여부를 결정한다. 프로펠러가 "페더"될 필요가 있다면, EPC(10)는 유압 시스템에서 유압 밸브(54)(도 2 참조)를 폐쇄함으로써 페더되도록 조속기(42)에 명령할 것이다.
추진용 전기 모터들은 영구 자석 모터들일 수 있다. 영구 자석 모터들은 높은 전력 밀도, 높은 효율 및 낮은 무게라는 이점들을 갖는다. 전기 항공기에 대해 낮은 무게를 유지하는 것이 중요하다. 따라서 고전력 밀도 컴포넌트들이 시스템에 사용된다. 그러나 영구 자석 모터들은 특별한 절차들 및 신중하게 설계된 고장 격리를 필요로 하는 특정 바람직하지 않은 고장 모드들을 갖는다. 고장들 중에 영구 자석 모터들의 한 가지 단점은, 항상 모터의 일부로 존재하는 영구 자석들에 의해 필드 여기가 생성되기 때문에 모터 자기 여기가 제거될 수 없다는 것이다. 예를 들어, 모터 권선들에 턴-투-턴 단락이 있다면, 모터 제어기를 끔으로써 모터에서 전력을 제거하는 것으로는 충분하지 않다. 모터는 여전히 회전하고 있기 때문에 그리고 회전하는 자석들로 인해 필드 여기가 여전히 존재하기 때문에, 단락과 함께 모터 권선에서 여전히 전류가 생성될 것이고 결함을 계속 공급할 것이다. 본 명세서에서 제안되는 결함 허용 시스템은 결함 검출에 대한 응답으로 특별한 조치들을 취함으로써 앞서 말한 어려움을 극복한다.
도 5는 도 2에 부분적으로 도시된 시스템과 같은 항공 우주 전기 추진 시스템의 결함 허용 버전에 대한 고장 모드들, 전력 흐름 및 제어를 보여주는 도면이다. 도 5에서 확인되는 제어기들(12a-12c)은 도 4에서 확인되는 앞서 설명한 채널 보호 기능(82)을 포함할 수 있다. 또한, 도 5는 모터 제어기(50)의 각각의 채널이 각각의 독립적인 보호 회로(11a-11c)를 포함하는 시스템을 도시한다. 채널 보호 기능(84)은 소프트웨어 기반이며; 보호 회로들(11a-11c)은 하드웨어 기반이다. 소프트웨어 기반 보호는 하드웨어 기반 보호보다 느리고 더 낮은 한계들을 갖는다. 하드웨어 기반 보호는 더 높은 한계들을 갖는 더 빠른 보호이다. 보호 회로들(11a-11c)은 통상적으로 아날로그 회로들에 의해 구현된다. 보호 회로들(11a-11c)에 의해 제공되는 하드웨어 기반 보호는 제어기들(12a-12c)에 의해 제공되는 소프트웨어 기반 보호와 무관하다. 보호 회로들(11a-11c)은 제어기들(12a-12c)에서 구현된 소프트웨어 제어를 우회하고, 결함 검출에 대한 응답으로 소프트웨어 기반 보호와 독립적으로 전력 스위치들(58a-58c)을 각각 개방 또는 폐쇄하는 명령들을 내릴 수 있다. 전력 스위치들(58a-58c)은 도 2에 도시된 인버터들(16a-16c)에 각각 통합되는데, 도면에서 혼란을 피하기 위해 인버터들은 도 5에 표시되지 않는다.
도 5에 도시된 실시예에서, 제어기(12a)와 보호 회로(11a)는 둘 다 전력 스위치들(58a)을 독립적으로 개방 또는 폐쇄하거나 버스 접촉기(9a)를 개방할 수 있다. 유사하게, 제어기(12b)와 보호 회로(11b)는 둘 다 전력 스위치들(58b)을 독립적으로 개방 또는 폐쇄하거나 버스 접촉기(9b)를 개방할 수 있다. 마찬가지로, 제어기(12c)와 보호 회로(11c)는 둘 다 전력 스위치들(58c)을 독립적으로 개방 또는 폐쇄하거나 버스 접촉기(9c)를 개방할 수 있다. 보다 구체적으로, 소프트웨어 및 하드웨어 기반 보호 기술들은 모두 저전력 입력을 전력 스위치들의 게이트 드라이버들에 전송한다. 하드웨어 기반 보호는 이러한 신호들을 소프트웨어 기반 보호와 독립적으로 그리고 직접 전송한다.
도 5는 또한 각각의 결함들(13a, 13b)이 발생할 수 있는 각각의 위치들을 도시한다. 결함(13a)은 버스 접촉기(9a)를 통해 그리고 버스 접촉기(9a)에 연결되는 DC 전력선(4)으로 흐르는 전류를 감지하는 전류 센서(5a)에 의해 제공된 전류 정보에 부분적으로 기반하여 검출되는 차동 보호(DP: differential protection) 결함(이하 "DP 결함")일 수 있다. 결함(13b)은 AC 모터(20)의 권선(22)에서의 턴-투-턴 결함(이하, 턴-투-턴 결함(13b))일 수 있으며, 턴-투-턴 결함(13b)은 권선들(22)을 전력 스위치들(58a)에 연결하는 AC 전력선들(6)을 통해 흐르는 전류를 감지하는 전류 센서들에 의해 검출된다.
차동 보호(DP)는 장비의 지정된 구역 또는 부분에 대한 단위 타입 보호이다. 이는 구역 내부의 결함들이 발생할 때만 차동 전류(입력 전류와 출력 전류 간의 차이)가 높을 것이라는 사실을 기반으로 한다. 내부 권선 턴-투-턴 결함들은 통상적으로 내부 권선 절연 고장으로 인한 것이다. 권선의 몇 번의 턴들의 결과적인 단락은 단락 루프에서 심각한 결함 전류를 생성하고, 이는 권선의 나머지에서 상대적으로 낮은 전류를 수반한다.
AC 모터(20)에서 턴-투-턴 결함(13b)이 발생할 때 도 5에 도시된 시스템의 결함 허용 동작을 위해, 시스템은 다음의 조치들을 취할 것이다. AC 모터(20)에서의 턴-투-턴 결함(13b)이 검출될 때, 보호 회로(11a) 또는 제어기(12a)는 3개의 하단 전력 스위치들 또는 3개의 상단 전력 스위치들을 함께 단락시킬 것이다. 도 5에 도시된 예시적인 시나리오에서는, 3개의 하단 전력 스위치들이 서로 단락되었다. 이것은 영향을 받는 권선들(22)의 3개의 모든 위상들에 걸쳐 효과적으로 단락을 생성할 것이다. 권선들(22)로부터의 결함 전류를 모터 제어기(50)로 전환하기 위해 이러한 조치가 취해진다. 이것은 권선들(22)에서 국소 가열의 위험을 제거하고 모터 제어기(50)로의 단락 전류의 방향을 재지정하며, 여기서는 냉각이 이용 가능하다. 모터 제어기(50)는 모터 단락 전류를 연속적으로 싱크하는 것이 가능하도록 설계된다. AC 모터(20)는 또한 권선들에서 턴들의 수의 선택적 설계에 의해 그리고 모터 인덕턴스를 제어함으로써 매우 높은 단락 전류를 생성하지 않도록 설계된다. AC 모터(20)의 단락 전류는 AC 모터(20)에 대한 공칭(정상) 동작 전류와 거의 동일하다. 이러한 방식으로 AC 모터(20) 및 모터 제어기(50)는 단락 상태에서 무기한으로 작동될 수 있다. 고장들이 없는 다른 모터 권선들 및 모터 제어기들은 여전히 이들의 공칭 용량으로 동작할 수 있다.
AC 모터(20)(도 1b 참조)는 고 임피던스(또는 고 인덕턴스) 또는 저 임피던스(저 인덕턴스)를 갖도록 설계될 수 있다. 저 임피던스 모터는 더 높은 결함 전류를 생성할 것이고; 고 임피던스 모터는 낮은 결함 전류를 생성할 것이다. 모터의 단락 결함 전류가 모터의 공칭 동작 전류와 동일하게 모터를 설계하는 것이 가능하다. 모터가 이런 식으로 설계된다면, 모터 제어기 전력 스위치들(58a) 및 AC 모터(20)는 단락 결함 전류를 무기한으로 처리하는 것이 가능할 것이다. 모터 고정자(36)에서의 더 높은 수의 턴들은 더 높은 인덕턴스 및 더 높은 임피던스를 야기할 것이다. 그러나 더 많은 턴들은 AC 모터(20)에서 더 많은 손실을 생성할 것이고 더 낮은 효율을 야기할 것이다. 또한, 모터가 더 크고 더 무거워질 것이다. 모터의 임피던스 또는 인덕턴스는 회전자(30)와 고정자(36) 사이의 에어 갭(28)에도 또한 의존한다. 더 작은 에어 갭은 더 낮은 임피던스(더 높은 결함 전류)를 야기하는 한편, 더 큰 에어 갭은 높은 임피던스(더 낮은 결함 전류)를 야기한다. 그러나 더 큰 에어 갭은 자속의 누설이 더 높을 것이기 때문에 자석들의 효율을 더 떨어뜨리므로, 동일한 전력을 달성하기 위해서는 더 많은 자석들을 사용할 필요가 있을 것이다. 이는 더 큰 모터 손실들, 더 낮은 효율 및 더 높은 모터 무게를 야기한다. 이런 이유로, 일반적으로 저 임피던스 모터는 더 효율적이고 더 낮은 무게 및 더 낮은 손실을 갖지만, 이는 더 높은 결함 전류를 가질 것이다. 고 임피던스 모터는 효율이 더 떨어지고 물리적으로 더 크며(직경이 더 크며) 더 높은 손실 및 더 높은 무게를 가질 것이지만, 이는 더 낮은 결함 전류를 가질 것이다. 임의의 모터 설계를 달성하기 위해 모터 고정자(36)에서의 턴들의 수 및 에어 갭(28)을 제어하는 것이 가능하다. 예를 들어, 결함 전류와 모터 무게 및 효율성 간에 절충하는 것이 가능하다. 모터가 공칭 전류보다 약간 더 높은(공칭의 1.2배 내지 1.5배) 결함 전류로 여전히 효율적이고 가벼운 무게인 절충안들을 찾는 것이 가능하다. 또한, 모터 제어기(50)에서 전력 스위치들(58a-58c)을 약간 크게 하는 것이 가능하므로, 스위치들은 공칭 전류의 1.2배 내지 1.5배의 결함 전류를 처리할 수 있다.
모터 제어기(50)에서의 또는 모터 제어기의 입력에서의 DP 결함(예컨대, 도 5에서의 DP 결함(13a) 참조)에 대해, 다른 결함 제거 조치가 취해진다. 결함 검출 시, 보호 회로(11a)는 AC 모터(20)로부터 전력을 제거하고 업스트림 버스 접촉기(9a)를 개방하라는 명령을 전송한다. 대안으로, 그 명령은 제어기(12a) 내부의 채널 보호 기능(82)에 의해 생성될 수 있다. 어느 경우든, 모터 권선들(22)은 전력 스위치들(58a)에 의해 단락되지 않는다. 모터 제어기(50)의 다른 채널들은 여전히 공칭 용량으로 동작한다. 전체 시스템은 하나의 추진 채널의 손실로 인해 저하된 용량으로 동작한다.
도 6은 일 실시예에 따른 항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법(100)의 단계들을 식별하는 흐름도이다. 시스템 동작 중에, AC 모터 및 모터 제어기의 동작이 모니터링된다(단계(102)). 도 6에 표현된 예시적인 시나리오에서는, 모니터링하는 동안 결함이 검출되었는지 여부에 대한 결정이 이루어진다(단계(104)). 단계(104)에서 결함이 검출되지 않았다고 결정된다면, 시스템 동작을 모니터링하는 것이 계속된다(단계(102)). 단계(104)에서 결함이 검출되었다고 결정된다면, 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 DC 버스(38)와 모터 제어기(50) 사이에 배치된 버스 접촉기가 개방(단계(106))됨으로써, 모터 제어기(50)의 해당 채널을 배터리 스트링(18)으로부터 분리한다. 이어서, 어떤 타입(카테고리)의 결함이 검출되었는지에 대한 결정이 이루어진다(단계(108)). 그 다음, 결함 타입에 의존하는 안전 상태 모드가 모터 제어기(50)의 결함 채널의 인버터에 명령된다(단계(110)). 결함 타입이 AC 모터(20)의 고정자 권선(22)에서의 턴-투-턴 결함인 경우, 안전 상태 모드는 인버터에 있는 3개의 전력 스위치들의 상단 또는 하단 세트를 함께 단락시키는 것이다. 결함 타입이 차동 보호 결함인 경우, 안전 상태 모드는 인버터에서 전력 스위치들을 여는 것이다. 그 다음, (결함 타입을 포함하는) 모터 제어기(50)의 특정 채널(모듈)의 고장이 EPC(10)에 보고된다(단계(112)). 그 다음, EPC(10)는 단계(112)에 대한 응답으로, 모터 제어기(50)를 저하 모드에서 동작하도록 재구성한다(단계(114)).
어떤 타입의 결함이 어떤 위치에서 검출되는지를 구별하는 것이 중요하다. 각각의 고장은 각자의 특정 서명을 갖기 때문에 그렇게 하는 것이 가능하다. 모터 제어기(50)는 필요한 모든 신호들(입력 및 출력 DC 및 AC 전압들 및 전류들, 모터 속도, 회전자 포지션, 모터 토크 계산 등)을 모니터링하고 어떤 타입의 결함이 검출되는지를 구별할 수 있다. 그 결정에 따라, 결함이 있는 모터 제어기 채널에서 전력 스위치들의 단락 또는 개방으로 "안전 상태 모드"가 선택된다.
제안된 하나의 구현에 따라, 2개의 결함 제거 조치들(도 6의 단계(106) 및 단계(108) 참조)이 순서대로 발생한다: 우선 버스 접촉기(9a)가 개방된 후 전력 스위치들(58a)이 개방 또는 단락된다. 결함 이후, 이 특정 모터 제어기 채널이 손상되므로, 이 채널을 계속 연결할 이유가 없다. 따라서 배터리 스트링(18)에 대한 연결이 제거된다. 그런 다음, 시스템은 결함 타입에 따라 비행기 레벨에서 어떤 조치가 더 안전한지에 따라 전력 스위치들을 단락하거나 개방할 수 있다.
도 7은 일 실시예에 따른 결함 허용 전기 모터 제어 시스템 아키텍처의 일부 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다. 결함 허용 전기 모터 제어 시스템(90)은 한 쌍의 중복 EPC들(10a, 10b)을 포함한다. EPC(10a)는 제어기들(12a-12c)에 통신 가능하게 결합되고; EPC(10b)는 제어기들(12d-12f)에 통신 가능하게 결합된다. 결함 허용 전기 모터 제어 시스템(90)은 라우터(52)를 더 포함한다. 라우터(52), EPC(10a) 및 제어기들(12a-12c)은 데이터 버스(92a)에 의해 통신 가능하게 결합되고; 라우터(52), EPC(10b) 및 제어기(12d-12f)는 데이터 버스(92b)에 의해 통신 가능하게 결합된다. 정상 동작 중에, EPC(10a)는 데이터 버스(92a)를 통해 제어기들(12a-12c)과 직접 통신하고 제어기들(12a-12c)을 제어하는 한편, EPC(10b)는 데이터 버스(92b)를 통해 제어기들(12d-12f)과 직접 통신하고 제어기들(12d-12f)을 제어한다. EPC(10a)에서의 결함의 경우, EPC(10b)는 데이터 버스(92b), 라우터(52) 및 데이터 버스(92a)를 통해 제어기들(12a-12c)과 간접적으로 통신하고 제어기들(12a-12c)을 제어할 수 있다. 반대로, EPC(10b)에서의 결함의 경우, EPC(10a)는 데이터 버스(92a), 라우터(52) 및 데이터 버스(92b)를 통해 제어기들(12d-12f)과 간접적으로 통신하고 제어기들(12d-12f)을 제어할 수 있다.
다시 도 5를 참조하면, AC 모터(20)에서 생성된 전기 전류는 전력 스위치들(58a)로 진행하며 모터와 전력 스위치들 사이를 순환한다. 통상적으로, 전력 스위치들은 고전류를 처리하도록 설계된 솔리드 스테이트 디바이스들(예컨대, 트랜지스터들)이다. 전력 스위치들은 액체 냉각제(오일, 물과 프로필렌 글리콜의 혼합 또는 임의의 다른 매질들)에 의해 능동적으로 냉각되며, 이는 전력 디바이스들을 통해 흐르는 결함 전류에 의해 발생된 열을 제거하는 가장 효율적인 방식이다. AC 모터(20)는 또한 유사한 액체 냉각제에 의해 능동적으로 냉각된다. 따라서 AC 모터(20)에 의해 생성된 모든 에너지는 모터 및 전력 스위치들에서의 손실을 통해 소산되고 그 이후 능동 냉각 시스템에 의해 제거된다.
도 8은 일 실시예에 따라 액체 냉각제를 사용하여 모터 고정자(36)로부터 열을 제거하고 전력 스위치들(58)로부터 열을 제거하도록 구성된 냉각 시스템(70)의 일부 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다. 화살표가 있는 라인들은 액체 냉각제를 운반하는 파이프들을 나타낸다. 액체 냉각제는 펌프(60)에 의해 순환된다. 액체 냉각제는 펌프들(60)을 빠져나와 흐름 분할기(64)로 들어간다. 흐름 분할기(64)는 액체 냉각제를 모터 고정자(36)를 통해 흐르는 부분과 전력 스위치들(58)에 열 전도성으로 결합되는 냉각판(62)을 통해 흐르는 부분으로 나눈다. 모터 고정자(36)를 통한 흐름은 (도 8에 도시되지 않은) 권선들을 냉각시키고; 냉각판(62)을 통한 흐름은 전력 스위치들(58)을 냉각시킨다. 그 다음, 고온 액체 냉각제가 혼합기(66)로 펌핑된 다음 열 교환기(68)를 통해 펌핑된다. 고온 액체 냉각제가 열 교환기(68)를 통해 흐를 때, 고온 액체 냉각제는 (열 싱크 역할을 하는) 주변 공기에 의해 냉각된다. 그 다음, 냉각된 액체 냉각제는 펌프(60)로 다시 흘러 하나의 회로를 완성한다.
다양한 실시예들과 관련하여 항공기 전기 추진 시스템의 결함 허용 동작을 가능하게 하기 위한 시스템들 및 방법들이 설명되었지만, 본 명세서의 교시의 범위를 벗어나지 않으면서 다양한 변형들이 이루어질 수 있고 등가물들이 이들의 엘리먼트들을 대신할 수 있다고 당해 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자들에 의해 이해될 것이다. 추가로, 본 명세서의 교시들을 그 범위를 벗어나지 않으면서 특정 상황에 맞추도록 많은 변형들이 이루어질 수 있다. 따라서 청구항들은 본 명세서에 개시된 특정 실시예들에 국한되지 않는 것으로 의도된다.
청구항들에서 사용되는 바와 같이, "제어기"라는 용어는 적어도 하나의 컴퓨터 또는 프로세서를 갖는, 그리고 네트워크 또는 버스를 통해 통신하는 다수의 컴퓨터들 또는 프로세서들을 가질 수 있는 시스템을 포괄하도록 넓게 해석되어야 한다. 이전 문장에서 사용된 바와 같이, "컴퓨터" 및 "프로세서"라는 용어들은 모두, 처리 유닛(예컨대, 중앙 처리 유닛)을 갖는 디바이스들 및 처리 유닛에 의해 판독 가능한 프로그램을 저장하기 위한 어떤 형태의 메모리(즉, 컴퓨터 판독 가능 매체)를 의미한다. 예를 들어, "제어기"라는 용어는 프로세서 코어, 메모리 및 프로그래밍 가능한 입력/출력 주변 장치들을 포함하는 집적 회로 상의 소형 컴퓨터를 포함하지만 이에 제한되지 않는다. 프로세서는 다음 타입들: 중앙 처리 유닛, 마이크로컨트롤러, 축소 명령 세트 컴퓨터 프로세서, 주문형 집적 회로, 프로그래밍 가능 로직 회로, 필드 프로그래밍 가능 게이트 어레이, 디지털 신호 프로세서, 및/또는 본 명세서에서 설명된 기능들을 실행할 수 있는 임의의 다른 회로 또는 처리 디바이스 중 하나일 수 있다. 첨부된 청구항들에서 언급되는 "스위칭 수단"이라는 용어에 대응하는 구조는 접점들, 중계기들 및 이들의 구조적 등가물들을 포함한다.
본 명세서에서 설명된 방법들은 제한 없이 저장 디바이스 및/또는 메모리 디바이스를 포함하는 비-일시적 유형의 컴퓨터 판독 가능 저장 매체에 구현된 실행 가능 명령들로서 인코딩될 수 있다. 이러한 명령들은 처리 또는 컴퓨팅 시스템에 의해 실행될 때 시스템 디바이스로 하여금, 본 명세서에서 설명한 방법들의 적어도 일부를 수행하게 한다.
이하에 제시되는 프로세스 청구항들은, 청구항들에서 기술되는 단계들의 일부 또는 전부가 수행되는 특정 순서를 나타내는 조건들을 청구항 표현이 명시적으로 특정하거나 언급하지 않는 한, 그러한 단계들이 알파벳 순서로(청구항들에서의 임의의 알파벳 순서는 이전에 기술된 단계들을 참조하기 위한 목적으로만 사용됨) 또는 그러한 단계들이 기술된 순서로 수행될 것을 요구하는 것으로 해석되지 않아야 한다. 프로세스 청구항들은, 청구항 표현이 그러한 해석을 배제하는 조건을 명시적으로 언급하지 않는 한, 동시에 또는 교대로 수행되는 2개 이상의 단계들의 어떠한 부분들도 배제하는 것으로 해석되지 않아야 한다. 예를 들어, 모터 권선에서의 턴-투-턴 결함의 경우, 업스트림 버스 접촉기는 전력 스위치들(58a)이 함께 단락되기 전 또는 후에 개방될 수 있다.
주: 다음 단락들은 본 개시내용의 추가 양상들을 설명한다:
A1. DC 전원, DC 전원으로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스, DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기, 및 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터를 포함하는 시스템에서:
AC 모터는 회전자, 고정자, 고정자 상의 제1 각도 포지션에 있는 제1 권선, 고정자 상에서 제1 각도 포지션과는 다른 제2 각도 포지션에 있는 제2 권선, 그리고 고정자 상에서 제1 각도 포지션 및 제2 각도 포지션과는 다른 제3 각도 포지션에 있는 제3 권선을 포함하고; 그리고
모터 제어기는 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 그리고 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 AC 전력을 공급하도록 연결된 인버터, 및 동작들을 수행하도록 구성된 제어기를 포함하며, 이 동작들은:
(a) 시스템 동작 중에 AC 전력의 3개의 위상들이 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 순서대로 공급되도록 인버터에서 제1 스위치, 제2 스위치 및 제3 스위치를 제어하는 동작;
(b) 시스템 동작 중에 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선 중 하나에서 턴-투-턴 결함을 검출하는 동작; 및
(c) 턴-투-턴 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 동작을 포함한다.
A2. 단락 A1에서 언급된 시스템은, AC 모터의 회전자에 결합되는 샤프트를 갖는 프로펠러를 더 포함한다.
A3. DC 전원, DC 전원으로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스, 및 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 전기 추진 유닛을 포함하는 항공기에서:
전기 추진 유닛은 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기, 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터, 및 AC 모터에 동작 가능하게 결합된 AC 모터의 회전자에 결합되는 샤프트를 갖는 프로펠러를 포함하고;
AC 모터는 회전자, 고정자, 고정자 상의 제1 각도 포지션에 있는 제1 권선, 고정자 상에서 제1 각도 포지션과는 다른 제2 각도 포지션에 있는 제2 권선, 그리고 고정자 상에서 제1 각도 포지션 및 제2 각도 포지션과는 다른 제3 각도 포지션에 있는 제3 권선을 포함하고; 그리고
모터 제어기는 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 그리고 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 AC 전력을 공급하도록 연결된 인버터, 및 동작들을 수행하도록 구성된 제어기를 포함하며, 이 동작들은:
(a) 시스템 동작 중에 AC 전력의 3개의 위상들이 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선에 순서대로 공급되도록 인버터에서 제1 스위치, 제2 스위치 및 제3 스위치를 제어하는 동작;
(b) 시스템 동작 중에 모터 제어기 또는 모터 제어기에 대한 입력에서 결함을 검출하는 동작; 및
(c) 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 개방하는 동작을 포함한다.

Claims (15)

  1. 모터 제어기의 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치로부터 각각 제1 위상, 제2 위상 및 제3 위상을 갖는 AC 전력 신호들을 수신하고 있는 AC 모터의 고정자 상의 제1 권선, 제2 권선 및 제3 권선 중 하나에서 턴-투-턴(turn-to-turn) 결함을 검출하는 단계; 및
    상기 턴-투-턴 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 단계를 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용(fault-tolerant) 동작을 위한 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치는 3개의 상단 전력 스위치들 및 3개의 하단 전력 스위치들을 갖는 인버터의 상단 전력 스위치들인,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치는 3개의 상단 전력 스위치들 및 3개의 하단 전력 스위치들을 갖는 인버터의 하단 전력 스위치들인,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치를 냉각판에 열적으로 결합하는 단계;
    액체 냉각제로 상기 냉각판을 냉각시키는 단계; 및
    상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치를 통해 단락 전류가 흐르고 있는 동안, 상기 냉각판을 통해 상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치로부터 상기 액체 냉각제로 열을 전도하는 단계를 더 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  5. 제1 항에 있어서,
    상기 AC 모터는, 상기 AC 모터의 단락 전류가 상기 AC 모터에 대한 공칭 동작 전류와 거의 동일하도록 인덕턴스 및 임피던스를 갖는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 턴-투-턴 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로, DC 버스와 상기 모터 제어기 사이에 배치되는 접촉기를 개방하는 단계를 더 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 모터 제어기를 저하 모드에서 동작하게 재구성하도록 구성되는 전자 추진 제어기에 상기 턴-투-턴 결함을 보고하는 단계, 및 상기 보고에 대한 응답으로 상기 모터 제어기를 상기 저하 모드에서 동작하도록 재구성하는 단계를 더 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  8. DC 버스로부터의 DC 전력을 AC 모터용 AC 전력으로 변환하도록 구성되고 연결되는 모터 제어기에서 또는 상기 모터 제어기의 입력에서 결함을 검출하는 단계; 및
    상기 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 개방하는 단계를 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  9. 제8 항에 있어서,
    상기 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로, 상기 DC 버스와 상기 모터 제어기 사이에 배치되는 접촉기를 개방하는 단계를 더 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  10. 제8 항에 있어서,
    상기 모터 제어기를 저하 모드에서 동작하게 재구성하도록 구성되는 전자 추진 제어기에 턴-투-턴 결함을 보고하는 단계, 및 상기 보고에 대한 응답으로 상기 모터 제어기를 상기 저하 모드에서 동작하도록 재구성하는 단계를 더 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  11. AC 모터의 동작, 및 DC 버스로부터의 DC 전력을 상기 AC 모터용 AC 전력으로 변환하도록 구성되고 연결되는 모터 제어기의 동작을 모니터링하는 단계;
    모니터링하는 동안 결함을 검출하는 단계;
    상기 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로, 상기 DC 버스와 상기 모터 제어기 사이에 배치되는 접촉기를 개방하는 단계;
    상기 결함의 결함 타입을 결정하는 단계; 및
    상기 모터 제어기의 인버터에 상기 결함 타입에 의존하는 안전 상태 모드를 명령하는 단계를 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  12. 제11 항에 있어서,
    상기 결함 타입은 상기 AC 모터의 고정자 권선에서의 턴-투-턴 결함이고, 상기 안전 상태 모드는 상기 모터 제어기의 제1 전력 스위치, 제2 전력 스위치 및 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 것인,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  13. 제11 항에 있어서,
    상기 결함 타입은 상기 모터 제어기에서의 차동 보호 결함이고, 상기 안전 상태 모드는 상기 모터 제어기에서 전력 스위치들을 개방하는 것인,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  14. 제11 항에 있어서,
    상기 모터 제어기를 저하 모드에서 동작하게 재구성하도록 구성되는 전자 추진 제어기에 상기 결함을 보고하는 단계, 및 상기 보고에 대한 응답으로 상기 모터 제어기를 상기 저하 모드에서 동작하도록 재구성하는 단계를 더 포함하는,
    항공기 전기 추진기의 결함 허용 동작을 위한 방법.
  15. DC 전원, 상기 DC 전원으로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스, 상기 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기, 및 상기 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터를 포함하는 시스템으로서,
    상기 AC 모터는 회전자, 고정자, 상기 고정자 상의 제1 각도 포지션에 있는 제1 권선, 상기 고정자 상에서 제1 각도 포지션과는 다른 제2 각도 포지션에 있는 제2 권선, 그리고 상기 고정자 상에서 제1 각도 포지션 및 제2 각도 포지션과는 다른 제3 각도 포지션에 있는 제3 권선을 포함하고; 그리고
    상기 모터 제어기는 상기 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 그리고 상기 제1 권선, 상기 제2 권선 및 상기 제3 권선에 AC 전력을 공급하도록 연결된 인버터, 및 동작들을 수행하도록 구성된 제어기를 포함하며,
    상기 동작들은:
    (a) 시스템 동작 중에 AC 전력의 3개의 위상들이 상기 제1 권선, 상기 제2 권선 및 상기 제3 권선에 순서대로 공급되도록 상기 인버터에서 제1 스위치, 제2 스위치 및 제3 스위치를 제어하는 동작;
    (b) 시스템 동작 중에 상기 제1 권선, 상기 제2 권선 및 상기 제3 권선 중 하나에서 턴-투-턴 결함을 검출하는 동작; 및
    (c) 상기 턴-투-턴 결함을 검출하는 것에 대한 응답으로 상기 제1 전력 스위치, 상기 제2 전력 스위치 및 상기 제3 전력 스위치를 함께 단락시키는 동작을 포함하는,
    시스템.
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