KR20220038573A - 항공기 전기 추진 모터 및 모터 제어기를 위한 보호 시스템 - Google Patents

항공기 전기 추진 모터 및 모터 제어기를 위한 보호 시스템 Download PDF

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KR20220038573A
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프레더릭 라콕스
유진 브이. 솔로도브닉
비아체슬라프 코지코프
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더 보잉 컴파니
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Abstract

장애의 발생에 대한 응답으로 전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법이 제공된다. 이 방법은, 모터 제어기에 전기적으로 결합되고 프로펠러에 기계적으로 결합되는 모터에 의해 재생되는 전류를 재지향시키기 위해 모터 제어기 내의 인버터들의 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 단계를 포함한다. 이 방법은 모터가 전류를 재생하고 있는 동안 프로펠러를 페더링하는 단계를 더 포함한다. 보호 로직은 고전압 직류 버스에서의 장애들, 모터 제어기에서의 장애들, 및 모터에서의 장애들을 포함하는 상이한 타입들의 장애들을 해결하도록 설계된다.

Description

항공기 전기 추진 모터 및 모터 제어기를 위한 보호 시스템{PROTECTION SYSTEM FOR AIRCRAFT ELECTRIC PROPULSION MOTOR AND MOTOR CONTROLLER}
본 개시내용은 일반적으로 전기 전력 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.
전기 구동식 추진 시스템들을 갖는 항공기(이하, "전기 항공기")에는 전기 전력을 기계 동력으로 변환하는 전기 모터들이 장착된다. 예를 들어, 전기 모터는 항공기 상의 하나 이상의 프로펠러들을 회전하여 추력을 제공할 수 있다. 보다 구체적으로, 전기 모터는 자기장에 와이어의 루프들(이하, "고정자 권선들")을 갖는다. 전류가 고정자 날개들을 통과하게 될 때, 자기장은 회전자에 토크를 가하고, 이는 샤프트를 회전시킨다. 전기 에너지는 프로세스에서 기계 작용으로 변환된다.
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 상당한 양의 전력을 제공하도록 설계된다. 일 구현에서, 배터리는 발전기 소스(들)에 의해 또한 공급되는 고전압 직류(HVDC: high-voltage direct-current) 버스에 연결된다. 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 230 VAC 전력의 정류로부터 유도된다.
항공기를 위한 전전기(all-electric) 또는 하이브리드 전기 추진 시스템들에서는, 항공기에 추력을 제공하기 위해 대형 전기 모터들이 사용된다. 영구 자석 전기 모터들이 전기 추진을 위해 선택되는데, 영구 자석 전기 모터들은 구성이 간단하고, 다른 모터 타입들보다 더 효율적으로 작동하며, 통상적으로 다른 모터 타입들과 비교하여 더 낮은 중량을 갖기 때문이다. PM 전기 모터들은 모터 제어기에 의해 구동된다. 모터 제어기의 기능은 HVDC 배터리 전력을 전기 추진 모터를 구동하는 데 필요한, 가변 주파수/가변 크기의 적어도 3상 AC 전력으로 변환하는 것이다. 모터 제어기의 다른 중요한 기능은 고장 상태들로부터 시스템을 보호하는 것이다. 하이브리드 또는 하이브리드 전기 추진 시스템들의 고장 상태들은 바람직하지 않은 고전류 및 고 에너지 상태들을 야기할 수 있다.
고전력 모터 제어기들 및 모터들을 이용하는 항공기들을 위해, 최첨단 보호 아키텍처들이 과거에 개발되었다. 그러나 부하들의 성질, 전력 레벨들, 부하들의 임계성, 접지 방식들 등이 하이브리드 전기 추진 애플리케이션과 매우 상이하다. 전력 레벨들은 다음과 같이 더 낮다: 가장 큰 모터 제어기 부하에 대한 100㎾ 대 전기 추진 부하들에 대한 500㎾ 내지 1000㎾. 이는 더 높은 결함 에너지 레벨들을 야기한다. 그러한 하나의 항공기에서는, 고전력 모터들 및 모터 제어기 부하들 중 어느 것도 항공기 추진 기능들을 수행하지 않는다. 기능들의 대부분은 환경 제어 시스템, 전기 모터 펌프, 엔진 시동, 보조 동력 유닛 시동 및 램 팬(ram fan)을 수반하였다. 기능들 중 어느 것도 중요하지 않았다. 어떠한 안전성 포함(safety implication)들도 없이 하나 또는 두 개의 모터 부하들을 잃는 것이 용인될 수 있었다. 추가로, 접지 방식은 전기 추진을 위해 구현되고 있는 것과 상이하다. 접지 방식은 고장이 어떻게 그리고 얼마나 빨리 검출될 수 있는지, 그리고 검출을 위해 사용되는 센서들의 타입에 영향을 미친다. 상이한 타입들의 모터 부하는 고장 후에 전력이 흐르는 방향에 영향을 미칠 수 있고, 따라서 결함 후(post-fault) 로직이 구현될 필요가 있다. 이전 시스템들(유도 또는 권선형 회전자 머신들 대 대형 영구 자석)의 상이한 타입들의 모터들은 보호 및 그 로직에 영향을 미친다. 마지막으로, 하나의 모터를 구동하는 모터 제어기들의 수 및 모터 상(phase)들의 수가 또한 보호 로직에 영향을 미친다. 통상적인 비-전기 추진 애플리케이션에서는, 단일 모터 제어기가 단일 3상 모터를 구동한다. 전기 추진의 경우, 높은 전력 레벨들로 인해, 모터들은 흔히 다상(12, 18 등)으로 만들어진다. 따라서 다수의 모터 제어기들이 단일 모터를 구동하고 있다. 이는 또한 모터 제어기들 사이의 보호 로직 및 그 조정에 영향을 미친다.
아래에서 다소 상세히 개시되는 청구 대상은 항공기 전기 추진을 위한 결함 허용(fault-tolerant) 전력 시스템 아키텍처에 관한 것이다. 보다 구체적으로, 항공기 전기 추진 모터 구동 시스템을 보호하기 위한 시스템들 및 방법들이 개시된다. 본 명세서에서 제안되는 아키텍처는 또한 항공기에 대한 고전력 추진 요건들 및 시스템 제어 가능성 및 이용 가능성에 대한 항공 우주 요건들을 충족시킨다. 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 "열화"로 지칭된다. 결함 허용 설계는, 시스템의 어떤 부품이 고장 난 경우, 시스템이 완전히 고장 나기보다는, 가능하게는 저하된 레벨로 시스템의 의도된 동작을 계속할 수 있게 한다.
본 명세서에 개시되는 항공기 전기 추진 모터 구동 시스템들은 하나 이상의 전기 모터들에 전력을 공급하기 위해 배터리로부터의 직류(DC)를 교류(AC)로 변환하는 모터 제어기를 포함한다. 모터 제어기는 다수의 세트들의 인버터들 및 개개의 인버터 제어기들을 포함하며, 개개의 인버터 제어기들은 인버터 전력 스위치들의 스위치 상태들을 제어한다. 모터 제어기는 HVDC 버스를 통해 배터리(또는 다수의 배터리 모듈들을 포함하는 배터리 시스템)로부터 DC 전력을 수신한다. HVDC 버스 상에서 결함이 발생한 상황에서, 배터리는 결함에 피드(feed)할 뿐만 아니라 모터 제어기를 통해 결함에 피드한다.
HVDC 버스 상의 결함이 검출되면, 보호 회로는 (미국 특허출원 제16/862,212호에 개시된 바와 같이) 고전압 DC 버스 입력을 갖는 업스트림 접촉기를 개방시키는 지시를 내림으로써 모터로의 전력을 차단한다. 그러나 결함 후에 배터리가 분리되더라도, 스피닝 모터가 모터 제어기를 통해 결함에 피드되는 전류를 재생한다. 모터 제어기 내의 모든 스위치들이 개방되더라도, 모터 제어기 환류(freewheeling) 다이오드들은 여전히 연결되어 있으며; 다이오드들은 정류기로서 작용하고, 회전 모터로부터의 회생 전력이 결함에 피드할 수 있게 한다. 모터는 추진에 사용되는 대형 모터이기 때문에, 재생된 전류들은 매우 커서 수천 암페어에 이를 수 있다. 프로펠러 및 모터를 계속 회전시키는 공기력(air force)들은 크고, 프로펠러가 프로펠러 피치 제어기(이하 "조속기(governor)")에 의해 페더링(feather)(프로펠러 블레이드들이 기류와 거의 평행하도록 프로펠러 블레이드들의 피치가 조정됨을 의미함)될 때까지 모터를 계속 회전시킬 것이다. 프로펠러를 페더링하는 것은 대략 10초가 걸릴 수 있다. 대략 10초 동안 수천 암페어로 결함에 피드하는 것은 항공기 구조에 과도한 에너지를 유도하며, 이는 가능하게는 바람직하지 않은 결과들을 갖는다. 고 에너지 고장에 대한 항공기 구조 노출을 제한하는 것이 바람직하다.
결함 허용 아키텍처에서 HVDC 버스 상의 결함들에 대해, 완전한 시스템 셧다운을 지시하기보다는 열화된 전기 추진 모터 동작을 계속하는 것이 유리할 수 있으며; 그러한 고장 상태 하에서의 안전한 동작이 여전히 가능하다. 제어된 시스템 셧다운을 위해 제2 정상(healthy) 채널을 사용하는 것이 또한 가능하여, 리던던트 채널들을 갖는 아키텍처에 대한 고장 상태 하에서 전기 추진 시스템의 연장된(수 초 또는 수 분) 동작을 가능하게 한다.
본 명세서에서 제안된 혁신적인 기술에 따르면, 모터 제어기 스위치들은 HVDC 버스 결함이 발생한 후에 능동 단락(ASC: active short circuit)을 겪게 된다. 모터 제어기 스위치들을 단락시키는 것은 결함 대신 모터 제어기로 재생된 전류를 재지향시키는 효과를 갖는다. 재생된 전류는 전기 추진 모터와 모터 제어기 사이에서 순환할 것이다. 모터 제어기의 ASC는 수 밀리초 내에 매우 신속하게 지시될 수 있다. 전기 추진 모터 및 모터 제어기는 여전히 액체에 의해 능동적으로 냉각되고; 따라서 모터와 모터 제어기 사이에서 순환하는 단락 전류의 가열 효과가 냉각 시스템에 의해 능동적으로 관리된다. 결함 후에 그리고 ASC가 지시된 후에, 프로펠러 피치 제어기(조속기)는 통상적인 시간 간격의 코스에 걸쳐 잘 알려진 방식으로 프로펠러를 페더링한다. 프로펠러가 페더링된 후에, 모터 스핀을 발생시키는 프로펠러 상의 공기력들이 크게 감소된다. 모터는 회전을 멈추고, 그에 따라 전력의 재생을 중단한다. 전력 재생이 중단되면, 모터 제어기 스위치들은 선택적으로 ASC 상태에서 다시 개방 상태로 지시될 수 있다.
고전류/고 에너지 상태들을 생성할 수 있는 다른 가능한 고장들은 다음과 같다: 전력 스위치가 모터 제어기와 모터 사이의 피더들에서 단락, 상간(phase-to-phase) 또는 3상 단락들, 및 모터 권선 간(turn-to-turn) 단락에 실패한다. 인버터의 상부 및 하부 전력 디바이스들을 통해 흐르는 큰 단락 전류로 양의(positive) 레일(rail)과 음의(negative) 레일 사이에서 단락이 검출되면 슛스루(shoot-through)가 발생할 수 있다. 본 개시내용은 또한 모터 또는 모터 제어기에서 결함이 발생할 때 시스템을 보호하기 위한 보호 로직을 제안한다.
항공기 전기 추진 모터 구동 시스템을 보호하기 위한 시스템들 및 방법들의 다양한 실시예들이 아래에 다소 상세히 설명될 것이지만, 이러한 실시예들 중 하나 이상은 다음의 양상들 중 하나 이상을 특징으로 할 수 있다.
아래에서 상세하게 개시되는 청구 대상의 한 양상은 결함의 발생에 대한 응답으로 전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법이며, 이 방법은: 모터 제어기에 전기적으로 결합되고 프로펠러에 기계적으로 결합되는 모터에 의해 재생되는 전류를 재지향시키기 위해 모터 제어기 내의 인버터들의 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 단계; 및 모터가 전류를 재생하고 있는 동안 프로펠러를 페더링하는 단계를 포함한다.
아래에 상세히 개시되는 청구 대상의 다른 양상은 전기 추진 유닛이며, 이 전기 추진 유닛은: 배터리; 배터리로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스; DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기 ― 모터 제어기는 복수의 인버터들을 포함함 ―; 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터; AC 모터에 기계적으로 결합된 프로펠러 ― 프로펠러는 조정 가능한 피치를 갖는 프로펠러 블레이드들을 포함함 ―; 페더링 동작 동안 프로펠러 블레이드들의 피치를 조정하도록 구성된 조속기; 및 동작들을 수행하도록 구성된 제어 시스템을 포함하며, 이 동작들은: AC 모터에 의해 재생되는 전류를 재지향시키기 위해 모터 제어기 내의 인버터들의 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 동작; 및 모터가 전류를 재생하고 있는 동안 프로펠러를 페더링하도록 조속기를 활성화하는 동작을 포함한다.
아래 상세히 개시되는 청구 대상의 추가 양상은 복수의 인버터들을 포함하는 모터 제어기의 단계적 제어 셧다운(staged controlled shutdown)을 위한 방법이며, 이 방법은: (a) 모터 제어기의 각각의 인버터에서 전력 스위치들의 한 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계; (b) 모터 제어기로부터 배터리를 분리하기 위해 배터리 접촉기들을 개방하는 단계; (c) 모터 제어기의 각각의 인버터에서 DC 링크 커패시터를 방전시키는 단계; 및 (d) DC 링크 커패시터들이 방전된 후에 모터 제어기 내의 모든 개방 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함한다.
또 다른 양상은 전력 스위치 개방 결함에 대한 응답으로 전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법이며, 이 방법은: (a) 모터 제어기의 인버터에서 하나의 행에서의 전력 스위치 개방 결함을 검출하는 단계; (b) 약계자(field weakening) 동작 동안 전력 스위치 개방 결함이 발생했는지 여부를 결정하는 단계; 및 (c) 단계(b)에서 이루어진 결정에 따라 보호 조치를 취하는 단계를 포함한다. 단계(c)는, 약계자 동작 동안 전력 스위치 개방 결함이 발생하지 않았다면 인버터의 다른 전력 스위치들을 개방하는 단계를 포함한다. 약계자 동작 동안 전력 스위치 개방 결함이 발생했다면, 단계(c)는: 인버터의 다른 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계; 모터 제어기로부터 배터리를 분리하기 위해 배터리 접촉기들을 개방하는 단계; 인버터에서 DC 링크 커패시터를 방전시키는 단계; 및 DC 링크 커패시터들이 방전된 후에 한 행 내의 모든 정상 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함한다.
추가 양상은 직전 단락에서 설명된 동작들을 수행하도록 구성된 제어 시스템을 포함하는 전기 추진 유닛이다. 항공기 전기 추진 모터 구동 시스템을 보호하기 위한 시스템들 및 방법들의 다른 양상들이 아래에서 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 1은 HVDC 버스 상의 결함, 및 HVDC 버스를 통해 배터리 시스템으로부터 DC 전력을 수신하는 DC-AC 변환기를 포함하는 항공 우주 전기 추진 시스템에 대한 전력 흐름을 도시하는 도면이다.
도 2는 2개의 채널들을 가진 모터 제어기를 갖는 항공 우주 전기 추진 시스템의 하나의 HVDC 버스 상의 결함을 도시하고, 결함에 대한 응답으로 안전 모드가 호출될 때 결함이 있는 채널에서의 전력 스위치들의 상태를 또한 도시하는 도면이다.
도 3은 일 실시예에 따라, 액체 냉각제를 사용하여 모터 제어기 및 모터로부터 열을 제거하도록 구성된 냉각 시스템의 일부 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다.
도 4는 하나의 제안된 구현에 따라 프로펠러의 회전 속도를 제어하기 위한 알고리즘의 단계들을 식별하는 흐름도이다.
도 5는 다른 실시예에 따른 제어기들이 제어 영역 네트워크들을 통해 통신하는 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처를 나타내는 도면이다.
도 6은 HVDC 버스 결함이 발생한 전기 추진 제어 아키텍처를 나타내는 도면이며, 이 결함은 모터에 의해 재생되는 단락 전류에 의해 피드되고 있다.
도 7은 모터에 의해 재생되는 단락 전류에 의해 HVDC 버스 결함이 피드되고 있는 동안 전력 스위치들이 개방된 상태로 유지되는 모터 제어기의 하나의 인버터를 도시하는 도면이다.
도 8은 3개의 전력 스위치들의 상부 행이 개방된 상태로 유지되는 동안 HVDC 버스 결함에 대한 응답으로 3개의 전력 스위치들의 하부 행이 폐쇄된 모터 제어기의 하나의 인버터를 도시하는 도면이다.
도 9는 HVDC 버스 결함에 대한 응답으로 폐쇄된 모터 제어기의 3개의 전력 스위치들의 행을 도시하는 도면이다.
도 9a는 능동 단락의 개시 이전 및 이후에 모터 제어기 내의 인버터의 하나의 하부 스위치 및 하부 스위치의 상보적인 상부 스위치를 통해 흐르는 개개의 전류들에 대한 시간 대 전류를 도시하는 그래프이다.
도 9b는 전력 모듈이 열 싱크에 연결될 때 열 저항들의 스택업(stack-up)을 도시하는 트리 도면이다.
도 10은 HVDC 버스 결함에 대한 응답으로 6개의 모든 전력 스위치들이 폐쇄된 모터 제어기의 하나의 인버터를 도시하는 도면이다.
도 10a는 모터 제어기 내의 인버터의 하나의 하부 스위치 및 하부 스위치의 상보적인 상부 스위치를 통해 흐르는 개개의 전류들에 대한 시간 대 전류를 도시하는 그래프이다.
도 11은 HVDC 버스 결함의 검출에 대한 응답으로 보호 기능을 수행하도록 구성된 전기 추진 제어기 및 모터 제어기 인버터를 포함하는, 일 실시예에 따른 전기 추진 유닛의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 12는 일 실시예에 따라 보호 기능에 의해 수행되는 방법의 단계들을 식별하는 흐름도이다.
도 13은 4-채널 모터 제어기의 하나의 채널이 단락된 전력 스위치를 갖는 전기 추진 유닛의 일부 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 14는 모터 제어기의 인버터에서 단락된 전력 스위치의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성된 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 15는 도 14에 도시된 전력 스위치 단락 결함 시나리오에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위한 방법의 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다.
도 16은 3상 AC 모터의 고정자 권선에서의 권선 간 결함의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성되는 제1 실시예에 따른 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 17은 고정자 권선에서의 권선 간 결함에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위해 도 16에 도시된 보호 시스템에 의해 사용되는 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다.
도 18은 3상 AC 모터의 고정자 권선에서의 권선 간 결함의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성되는 제2 실시예에 따른 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 19는 고정자 권선에서의 권선 간 결함에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위해 도 18에 도시된 보호 시스템에 의해 사용되는 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다.
도 20은 3상 AC 모터의 고정자 권선에서의 권선 간 결함의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성되는 제3 실시예에 따른 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 21은 고정자 권선에서의 권선 간 결함에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위해 도 20에 도시된 보호 시스템에 의해 사용되는 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다.
도 22는 모터 제어기의 인버터에서 전력 스위치 개방 결함의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성된 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다.
도 23은 일 실시예에 따라 도 22에 도시된 전력 스위치 개방 결함의 결과들을 개선하기 위한 보호 로직을 도시하는 도면이다.
이하, 서로 다른 도면들의 비슷한 엘리먼트들이 동일한 참조 번호들을 갖는 도면들에 대해 참조가 이루어질 것이다.
항공기 전기 추진 모터 구동 시스템을 보호하기 위한 시스템들 및 방법들의 예시적인 실시예들이 아래에 다소 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.
본 명세서에 개시되는 항공기 전기 추진 모터 구동 시스템들은, 프로펠러의 회전을 구동하는 전기 모터, 직류(DC)를 교류(AC)로 변환하도록 구성된 하나 이상의 모터 제어기들, 및 DC 전원(예컨대, 배터리 시스템)을 포함한다. DC 전원은 예를 들어, 고전압 DC(HVDC) 전원을 형성하기 위해 저전압 DC 전원의 전압 레벨을 증가시키거나 또는 점진적으로 높이기 위한 DC-DC 변환기를 포함할 수 있다. 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, DC-DC 변환기는 DC 전류 전원의 전압 레벨을 변경하는 데 사용되는 전기 또는 전기 기계 디바이스이다. 다음에, 고전압 DC 전류 전력이 모터 제어기의 하나 이상의 인버터들에 피드되어 고전압 AC 전원을 형성할 수 있다.
인버터는 직류를 교류로 변경하는 전력 전자 디바이스 또는 회로이다. 하나의 단순한 인버터 회로에서, DC 전력은 1차 권선의 중앙 탭을 통해 변압기에 연결된다. 스위치는, 1차 권선의 일 단부 그리고 다음에는 다른 단부를 통한 2개의 교번 경로들을 따라 전류가 DC 전원으로 다시 흐를 수 있게 하도록 왔다갔다 빠르게 스위칭된다. 변압기의 1차 권선에서의 전류 방향의 교번은 2차 회로에서 교류를 생성한다. 제안된 하나의 구현에 따르면, 각각의 인버터는 스위치 시스템, 한 세트의 인덕터들, 한 세트의 커패시터들, 및 전자기 간섭 필터를 포함한다. 스위치 시스템은 인버터의 타입에 따라 상이한 수의 스위치들(이하, "전력 스위치들")을 포함할 수 있다. 전력 스위치들 각각은 예를 들어, 제한 없이, 바이폴라 트랜지스터 디바이스, 금속 산화물 반도체 전계 효과 트랜지스터(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.
인버터들은 단상 인버터들 및 3상 인버터들을 포함하는(그러나 이에 제한되지 않음) 다양한 형태들을 취할 수 있다. 3상 인버터들(이하, "3상 인버터들")은 AC 전력 송신과 같은 고전력 애플리케이션들에 그리고/또는 가변 주파수 구동 애플리케이션들에 사용된다. 기본 3상 인버터는 3개의 단상 인버터들로 구성되며, 이러한 인버터들 각각은 3개의 부하 단자들 중 하나에 연결된 중심점과 직렬인 2개의 스위치들로 구성된다. 가장 기본적인 제어 방식의 경우, 3상 레그(leg)들의 6개의 스위치들의 동작은 하나의 스위치가 기본 출력 파형의 각각의 60도 지점에서 동작하도록 조정된다. 이는 6개의 스텝들을 갖는 라인 간(line-to-line) 출력 파형을 생성한다. 6-스텝 파형은, 3의 배수들인 고조파들이 제거되도록, 구형파의 양의 섹션과 음의 섹션 사이에 영전압 스텝을 갖는다. 캐리어 기반 PWM 기법들이 6-스텝 파형들에 적용될 때, 파형의 기본적인 전체 형상 또는 포락선은 유지되어 제3 고조파 및 제3 고조파의 배수들은 상쇄된다. 더 높은 전력 정격들을 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 12-스텝 파형을 획득하도록 위상 시프트된다. 추가 인버터들이 조합된다면, 3개의 인버터들로 18-스텝 인버터가 획득되는 식이다. 인버터들은 대개, 상승된 전압 또는 전류 정격들을 달성할 목적으로 조합되지만, 파형의 품질도 역시 개선된다.
도 1은 단일 추진기(2)를 갖는 통상적인 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처의 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다. 추진기(2)는 DC 전력을 AC 전력으로 변환하는 모터 제어기(50)에 의해 부분적으로 형성된다. 따라서 본 명세서에서 사용되는 "모터 제어기"라는 용어는 (도 1에 도시되지 않은) DC-AC 변환기를 포함한다. 추진기(2)는 복수의 또는 세트들의 AC 전력 라인들(6)을 통해 모터 제어기(50)로부터 AC 전력을 수신하는 AC 모터(30)를 더 포함한다. 추진기(2)는 AC 모터(30)에 의해 회전하도록 구동되는 프로펠러(32)를 더 포함한다. 프로펠러(32)는 AC 모터(30)의 (도 1에 도시되지 않은) 출력 샤프트에 기계적으로 결합되는 프로펠러 샤프트(34), 및 복수의 프로펠러 블레이드들(36)을 포함한다. 추진기(2)는 프로펠러 블레이드들(36)의 피치를 변화시킴으로써 프로펠러(32)의 일정한 회전 속도를 유지하도록 구성되는 조속기(42)를 더 포함한다. 유압 조속기들은 프로펠러(32) 내의 유압 메커니즘들을 통한 엔진 오일의 유동을 제어하기 위해 유압 밸브(54)를 사용함으로써 이를 달성한다.
일부 구현들에서, 모터 제어기(50)는 AC 모터(30)의 고정자 권선들의 개개의 세트들에 AC 전류를 제공하기 위한 다수의 채널들을 갖는다. 모터 제어기(50)의 각각의 채널은 한 세트의 전력 스위치들을 갖는 (도 1에 도시되지 않은) 개개의 인버터 및 전력 스위치들의 상태들을 제어하는 (도 1에 도시되지 않은) 인버터 제어기를 포함한다. 전력 스위치들은 AC 모터(30)의 고정자 권선들에 연결된다. 모터 제어기(50)는 인버터들에 의해 출력된 AC 전력 신호들의 전압들 및 전류들을 측정하는 (도 1에 도시되지 않은) 센서들의 다수의 쌍들을 더 포함하며, 센서 데이터는 개개의 인버터 제어기들에 피드백된다. 인버터들의 동작은 인버터 제어기들에 의해 제어되며, 인버터 제어기들은 (도 1에 도시되지 않은) 스위치 신호 라인들을 통해 인버터들에 스위치 제어 신호들을 전송하고 인버터들로부터 스위치 상태 신호들을 수신한다. 모터 제어기(50)의 인버터들은 DC 전력을 AC 모터(30)를 위한 다상 AC 전력으로 변환한다. 인버터들 및 인버터 제어기들은 조합하여, 모터 제어기(50)의 일부인 DC-AC 변환기를 형성한다. 보다 구체적으로, 인버터 제어기는 최적의 기계적 토크 출력을 달성하기 위해 모터(30)에 소싱될 필요가 있는 기준 전류들 및 전압들로서 기능하는 펄스 폭 변조된 신호들을 생성한다. 이러한 기준 신호들은, 인버터 제어기에 의해 제어되는 인버터의 전력 스위치들의 게이트 드라이버들에 전송되는 지시들을 생성하는 PWM 생성 함수를 사용하여 변조된다.
도 1에 도시된 시스템에서, HVDC 전원은 배터리(18)이다. 예를 들어, 배터리(18)는 배터리 팩을 형성하도록 배열된 다수의 배터리 모듈들(24)을 포함할 수 있다. 도 1에 도시된 예시적인 구현에서, 배터리(18)는 개개의 접촉기들(8)을 통해 양의 DC 버스 바(busbar)(38a) 및 음의 DC 버스 바(38b)에 병렬로 연결된 다수의 배터리 스트링들을 포함한다. 양의 DC 버스 바(38a)를 통해 흐르는 DC 전류는 전류 센서(16)에 의해 측정된다. 각각의 배터리 스트링은 직렬로 연결된 복수의 배터리 모듈들(24)을 포함한다. 각각의 배터리 스트링을 통해 흐르는 DC 전류는 (도 1에 도시되지 않은) 개개의 전류 센서에 의해 측정된다. 각각의 배터리 모듈(24)은 (도 1에 도시되지 않은) 개별 셀들의 병렬/직렬 배열이다. 각각의 배터리 모듈(24)은 (도 1에 도시되지 않은) 연관된 모듈 모니터링 유닛에 의해 모니터링될 수 있다. 각각의 모듈 모니터링 유닛은 가상 셀 전압 및 개별 셀 온도를 독립적으로 측정하기 위한 센서들을 포함한다. 모듈 모니터링 유닛은 또한 밸런싱 회로들을 포함한다.
시스템은, 배터리(18)로부터 저전압 DC 전력을 수신하고 그 저전압 DC 전력을 고전압 DC 전력으로 변환하도록 구성되는 (도 1에 도시되지 않은) DC 전압 변환 시스템을 더 포함한다. 도 1에 도시된 시스템은 DC 전압 변환 시스템으로부터의 고전압 DC 전력을 모터 제어기(50)로 전달하도록 연결되는 HVDC 버스(4)를 더 포함한다. 예를 들어, HVDC 버스(4)는 DC 전압 변환 시스템으로부터 HVDC 전력을 수신하도록 각각 연결된 한 쌍의 HVDC 버스 바들을 포함할 수 있다.
(도면들에 도시되지 않은) DC 전압 변환 시스템은 전압 변환기 및 변환기 제어기를 포함한다. 변환기 제어기는 특정 스위칭 변조 알고리즘들, 예를 들어 펄스 폭 변조, 위상 시프트 변조 및 인터리빙된 변조, 또는 2개 또는 3개의 조합 등에 따라 제어 신호들을 생성한다. 전압 변환기는 앞서 언급한 특정 변조 방법들 중 하나를 사용하여, 예를 들어 효율 개선, 전류 리플 감소, 잡음 최소화 등의 관점에서 특정 전기 성능 요건들을 달성하면서, 입력 전압에서의 입력 전류를 출력 전압에서의 출력 전류로 변환하도록 변환기 제어기에 의해 제어된다.
도 1에 도시된 시스템은 또한 배터리 관리 시스템(22)을 포함한다. 배터리(18)의 동작은 배터리 관리 시스템(22)에 의해 관리된다. 배터리(18)에 통합된 각각의 모듈 모니터링 유닛은 가상 셀 전압 및 개별 셀 온도를 나타내는 센서 데이터를 배터리 관리 시스템(22)에 전달한다. 배터리 관리 시스템(22)은 또한 전류 센서(16)로부터 데이터를 수신한다. 배터리 관리 시스템(22)은 중복 보호들, 고장 안전(fail-safe) 동작, 및 배터리 스트링들의 선택적 셧다운을 보장하도록 구성될 수 있다. 배터리 관리 시스템(22)은 배터리 과충전 보호를 제공하도록 또는 배터리 열 폭주로 이어질 수 있는 다른 이벤트들 또는 이벤트들의 조합을 미연에 방지하도록 추가로 구성될 수 있다. 보다 구체적으로, 선택된 접촉기들(8)의 스위칭 상태들은 배터리 스트링들 중 하나의 배터리 스트링에서의 결함 상태(예컨대, 단락)의 검출에 대한 응답으로 개방되도록 배터리 관리 시스템(22)에 의해 제어될 수 있다.
도 1에서 확인되는 바와 같이, 시스템은 엔진 제어 유닛(ECU: engine control unit)(10)을 더 포함한다. 엔진 제어 유닛(10)은 모터 제어기(50) 내부의 (도 1에 도시되지 않은) 인버터 제어기들과 인터페이스한다. 모터 제어기(50)의 인버터 제어기들은 엔진 제어 유닛(10)으로부터 제어 신호들을 수신하고 피드백 신호들을 엔진 제어 유닛(10)에 전송하도록 통신 가능하게 결합된다. 엔진 제어 유닛(10)은 모든 인버터 제어기들에 대한 감독 및 조정의 역할을 수행한다. 아래에서 다소 상세히 설명되는 바와 같이, 엔진 제어 유닛(10)은 도 1에 도시된 항공기 전기 추진 모터 구동 시스템의 전체 동작을 제어하는 (도 1에 도시되지 않은) 전기 추진 제어기에 통신 가능하게 결합된다.
도 1은 HVDC 버스(4) 상에서 결함(3)(예컨대, 단락)이 발생한 상황을 도시한다. 이 예에서, HVDC 버스(4)는 1000-1600VDC의 공칭 전압을 공급하고 1000 ADC의 공칭 전류를 전달할 수 있다. 그러한 결함의 경우, 배터리(18)는 7000ADC만큼 높을 수 있는 큰 결함 전류를 공급할 수 있다(오른쪽을 가리키는 화살표로 표시됨). 이전에 언급된 바와 같이, 배터리(18)가 결함에 피드할 뿐만 아니라, AC 모터(30)가 모터 제어기(50)를 통해 결함에 피드한다. 예를 들어, 단락 전류(ISC = 7000ADC)는 AC 모터(30)에 의해 재생될 수 있다(왼쪽을 가리키는 화살표로 표시됨).
도 2는 모터 제어기(50)가 2개의 채널들(46a, 46b)을 갖는 추진기(2')를 도시하는 도면이다. 채널(46a)은 제1 배전판(20a) 및 제1 HVDC 버스(4a)를 통해 제1 배터리(18a)에 의해 생성된 DC 전력을 수신하는 반면, 채널(46b)은 제2 배전판(20b) 및 제2 HVDC 버스(4b)를 통해 제2 배터리(18b)에 의해 생성된 DC 전력을 수신한다. 제1 배터리(18a) 및 제2 배터리(18b)는 개개의 배터리 관리 시스템들(22a, 22b)에 의해 관리되고 보호된다. 제1 배전판(20a) 및 제2 배전판(20b) 각각은 배터리 접촉기들(48)의 개개의 쌍을 포함하며, 이들은 폐쇄된 경우에는 제1 배터리(18a) 및 제2 배터리(18b)를 제1 HVDC 버스(4a) 및 제2 HVDC 버스(4b)에 각각 연결하고, 개방된 경우에는 제1 배터리(18a) 및 제2 배터리(18b)를 제1 HVDC 버스(4a) 및 제2 HVDC 버스(4b)로부터 각각 분리한다. 모터 제어기(50)의 하나의 채널은 결함의 경우에 디세이블될 수 있는 한편, 다른 채널은 계속 동작한다. 이러한 구성은 본 명세서에서 전기 추진 시스템에 대한 열화된 동작 모드로 지칭된다.
도 2에 도시된 예에서, AC 모터(30)는 2x3상 AC 모터이다. 도 2에서 확인되는 바와 같이, AC 모터(30)는 AC 전력 라인들(6)을 통해 채널들(46a, 46b)로부터 AC 전력을 수신한다. 각각의 전류 센서들(16)은 AC 전력 라인들(6)을 통해 흐르는 전류를 측정한다. AC 모터(30)는 회전자(28) 및 공극(air gap)만큼 회전자(28)로부터 분리된 고정자를 포함한다. 예시적인 고정자는 개개의 인버터들로부터 AC 전력을 수신하는 스타-연결(star-connected) 3상 고정자 권선들(26a, 26b)의 각각의 세트들을 포함한다. 회전자(28)는 (도면들에 도시되지 않은) 다수의 권선들 또는 영구 자석 어레이를 가지며, 권선들 또는 영구 자석 어레이는 고정자 권선들에 의해 생성되는 자기장과 상호 작용하여, 프로펠러 샤프트(34)를 회전시키는 힘을 발생시킨다. AC 모터(30)는, 회전자(28)의 전기 주파수 및 각도 포지션을 검출하고 각속도 신호(w) 및 포지션 신호를 제어 시스템에 출력하는 (도 2에 도시되지 않은) 각속도 및 포지션 센서를 더 포함한다. 각속도 신호(w)는 모터의 기계적 회전 속도(이는 또한 프로펠러의 속도임)에 비례한다. 포지션 신호는 회전자(28)의 각도 포지션을 나타낸다.
추진을 위한 전기 모터들은 영구 자석 모터들일 수 있다. 영구 자석 모터들은 높은 전력 밀도, 높은 효율 및 낮은 중량의 이점들을 갖는다. 전기 항공기에 대해 낮은 중량을 유지하는 것이 중요하다. 따라서 고-전력-밀도 컴포넌트들이 시스템에서 사용된다. 그러나 영구 자석 모터들은 특별한 절차들 및 신중하게 설계된 고장 격리를 요구하는 바람직하지 않은 특정 고장 모드들을 갖는다. 고장들 동안의 영구 자석 모터들의 하나의 단점은, 모터의 일부로서 항상 존재하는 영구 자석들에 의해 계자 여기(field excitation)가 생성되기 때문에, 모터 자기 여기가 제거될 수 없다는 점이다. 예를 들어, 모터 권선들에 권선 간 단락이 존재한다면, 모터 제어기를 오프 전환함으로써 모터로부터 전력을 제거하는 것으로는 충분하지 않다. 모터가 여전히 회전하기 때문에 그리고 회전하는 자석들로 인해 계자 여기가 여전히 존재하기 때문에, 단락과 함께 모터 권선에 여전히 전류가 생성될 것이며, 결함에 계속 피드할 것이다. 본 명세서에서 제안된 결함 허용 시스템은 결함 검출에 대한 응답으로 특별한 조치들을 취함으로써 앞서 말한 어려움을 극복한다.
도 2에 도시된 단순화된 구현에서, 채널(46a)은 (3개의 위상들과 각각 연관된 3개의 쌍들의 전력 스위치들을 포함하는) 제1 인버터(14a) 및 DC 링크 커패시터(40a)를 포함하는 반면, 채널(46b)은 (3개의 쌍들의 전력 스위치들을 또한 포함하는) 제2 인버터(14b) 및 DC 링크 커패시터(40b)를 포함한다. 제1 인버터(14a) 및 제2 인버터(14b)는 스타-연결 고정자 권선들(26a, 26b)의 개개의 세트들에 3상 AC 전력을 제공하도록 연결된다. 인버터들(14a, 14b) 내의 전력 스위치들의 상태들은 (도 2에 도시되지 않은) 개개의 인버터 제어기들에 의해 제어된다. 인버터 제어기들은 엔진 제어 유닛(10)에 통신 가능하게 결합된다. 예를 들어, 인버터들(14a 및 14b)의 전력 스위치들의 상태들은 정상 동작 동안 AC 모터(30)에 6상 AC 전력을 제공하도록 제어될 수 있다. 그러나 도 2는, 모터 제어기(50)의 채널(46a)이 정상적으로 동작하고 있는 한편, 채널(46b)은 정상적으로 동작하고 있는 것이 아니라, 오히려 아래에서 설명되는 이유들로 인버터(14b)의 전력 스위치들 모두가 폐쇄되는 상태에 놓인 상황을 도시한다.
도 2에서 확인되는 바와 같이, 전기 추진 시스템은, 추력 제어 레버 및 피치 제어 레버(도 2에는 도시되지 않지만, 도 4의 추력 제어 레버(21) 및 피치 제어 레버(23) 참조)로부터 파일럿 추력 및 피치 입력들을 수신하는 전기 추진 제어기(12)를 더 포함한다. 전기 추진 제어기(12)는 속도 및 포지션 센서로부터 프로펠러 회전의 속도에 비례하는 신호(w)를 수신한다. 전기 추진 제어기(12)는 또한 전류 센서들(16)로부터 측정된 전류들을 나타내는 신호들을 수신한다. 전기 추진 제어기(12)는 센서들 및 파일럿 입력들로부터의 정보에 기반하여 인버터들의 동작을 제어하기 위한 명령들을 엔진 제어 유닛(10)에 전송한다. 전기 추진 제어기(12)는 또한 배터리 관리 시스템들(22a, 22b)과 인터페이스한다. 전기 추진 제어기(12)는 디지털 토크 지시 신호들을 엔진 제어 유닛(10)에 전송하고 아날로그 피치 지시 신호들을 조속기(42)에 전송하도록 구성된다. 전기 추진 제어기(12)는 또한, 배전판들(20a, 20b) 상의 배터리 접촉기들(48)의 상태들을 제어하도록 구성된다.
도 2에 도시된 아키텍처에 따르면, 시스템은 전기 추진 제어기(12)에 의해 제어된다. 전기 추진 제어기(12)는 추력 제어 레버(21) 및 피치 제어 레버(23)를 통해 파일럿으로부터의 입력들을 받는다. 최적의 추진 시스템 동작을 위해, 추력 및 피치 지시들에 관계없이 프로펠러 속도가 일정하게 유지될 필요가 있다. 전기 추진 제어기(12)는 속도 센서로부터 프로펠러 속도를 표시하는 센서 데이터를 수신하고, 측정된 속도를 기준 속도 신호와 비교하고, 엔진 제어 유닛(10)에 전송되는 토크 지시를 생성한다.
도 3은 하나의 제안된 구현에 따라 프로펠러(32)의 회전 속도를 제어하기 위한 알고리즘(80)(이하 "제어 알고리즘(80)")의 단계들을 식별하는 흐름도이다. 제어 알고리즘(80)의 단계들(86, 88, 90)은 전기 추진 제어기(12)에 의해 수행되며; 제어 알고리즘(80)의 토크 루프(92)는 엔진 제어 유닛(10)에 의해 수행된다. 도 3에서 확인되는 바와 같이, 전기 추진 제어기(12)는 파일럿 인터페이스 디바이스(82)로부터 기준 프로펠러 회전 속도(w_ref)를 수신한다. 파일럿 인터페이스 디바이스(82)는 "속도" 지시 또는 "동작 보호" 지시일 수 있는 파일럿 입력에 의존하는 값을 갖는 기준 프로펠러 회전 속도(w_ref)를 출력하도록 구성되는 룩업 테이블(84)을 포함한다. "동작 보호" 지시는 파일럿이 임의의 비상 상황 동안 프로펠러를 수동으로 셧다운하기를 원할 때 사용된다. 이 신호가 사용될 때, 기준 속도(w_ref)는 0으로 설정될 것이다. 전기 추진 제어기(12)는 또한 속도 및 포지션 센서로부터 신호(w)를 수신한다. 그 다음, 신호(w)는 기준(w_ref)과 비교된다(단계(86)). 속도 에러 신호가 생성되고, 속도 에러 신호를 토크 기준 신호로 변환하는 속도 제어기 전달 함수(Cp)에 피드된다(단계(88)). 속도 제어기(Cp)는 속도 제한 함수(Wmax)를 포함하여, 프로펠러 회전 속도는 과속 상태를 방지하기 위해 Wmax 제한을 초과할 수 없다(단계(90)). 전기 추진 제어기(12)로부터의 출력 신호는 엔진 제어 유닛(10)에 의해 수신되는 토크 기준(T_ref)을 나타내는 신호이다. 엔진 제어 유닛(10)의 토크 루프(112)는 지시된 토크에 비례하는 적절한 전류 기준 신호를 생성하기 위해 이 토크 기준을 사용한다. 전류 기준 신호는 모터 제어기(50)에 전송된다. 이런 식으로, 피드백 속도 제어 루프가 폐쇄된다.
도 2를 다시 참조하면, 모터 제어기(50)는 특정 결함들에 대한 응답으로 모터 제어기(50)가 안전 모드에서 동작하게 하도록 구성되는 보호 회로(44)를 포함한다. 보호 회로(44)는 하드웨어 기반이다. 보호 회로(44)는 통상적으로 아날로그 회로들에 의해 구현된다. 보호 회로(44)는 전기 추진 제어기(12)로부터 수신된 지시에 대한 응답으로 인버터(14a) 또는 인버터(14b)의 전력 스위치들을 각각 폐쇄하게 하는 스위치 제어 신호들을 발행할 수 있으며, 그 지시는 결국 결함 검출에 대한 응답으로 내려진다. 보다 구체적으로, 보호 회로(44)는 전력 스위치들의 게이트 드라이버들에 저전력 입력을 전송한다.
도 2는 HVDC 버스(4b) 상에서 결함(3)(예컨대, 단락)이 발생했고(이하 "HVDC 버스 결함(3)") 보호 시스템이 응답한 상황을 도시한다. HVDC 버스 결함(3)은 버스 접촉기(48)를 통해 그리고 HVDC 버스(4b) 내로 흐르는 전류를 감지하는 전류 센서(16)(도 1 참조)에 의해 제공되는 전류 정보에 부분적으로 기초하여 검출되는 차동 보호 결함일 수 있다. 차동 보호는 지정된 구역 또는 장비 부품에 대한 유닛 타입 보호이다. 이는, 구역 내부의 결함들이 발생할 때에만 차동 전류(입력 전류와 출력 전류 간의 차이)가 높을 것이라는 사실에 기반한다.
도 2에 도시된 HVDC 버스 결함(3)의 검출에 대한 응답으로, 전기 추진 제어기(12)는, 보호 회로(44)가 전력 스위치들(14b) 모두를 폐쇄하게 하고 배전판(20b) 상의 버스 접촉기들(20)이 개방되게 하도록 구성된다. 보다 구체적으로, 전력 스위치들(14b)은 HVDC 버스 결함(3)이 발생한 후에 능동 단락(ASC)을 겪게 된다. 전력 스위치들(14b)을 단락시키는 것은 HVDC 버스 결함(3) 대신 AC 모터(30)로부터 재생된 전류를 모터 제어기(50)로 재지향시키는 효과를 갖는다. 재생된 전류는 AC 모터(30)와 모터 제어기(50) 사이에서 순환할 것이다. 보다 구체적으로, AC 모터(30)에서 생성된 전류는 전력 스위치들(14b)로 이동하여 모터와 전력 스위치들 사이에서 순환한다. 통상적으로, 전력 스위치들(14b)은 고전류를 처리하도록 설계된 솔리드 스테이트 디바이스들(예컨대, 트랜지스터들)이다. 전력 스위치들은 액체 냉각제(오일, 물과 프로필렌 글리콜의 혼합물, 또는 임의의 다른 매질들)에 의해 능동적으로 냉각되며, 이는 전력 디바이스들을 통해 흐르는 결함 전류에 의해 생성되는 열을 제거하는 가장 효율적인 방법이다. AC 모터(30)는 또한 유사한 액체 냉각제에 의해 능동적으로 냉각된다. 따라서 AC 모터(30)에 의해 생성된 모든 에너지가 모터 및 전력 스위치들의 손실들을 통해 소산되고, 이어서 능동 냉각 시스템에 의해 제거된다.
모터 제어기(50)의 채널(46b)의 ASC는 수 밀리초 내에 매우 신속하게 지시될 수 있다. AC 모터(30) 및 모터 제어기(50)는 여전히 액체에 의해 능동적으로 냉각되기 때문에, AC 모터(30)와 모터 제어기(50)의 채널(46b) 사이에서 순환하는 단락 전류의 가열 효과는 냉각 시스템에 의해 능동적으로 관리된다. 결함이 발생한 후 그리고 ASC가 지시된 후에, 전기 추진 제어기(12)는 통상적인 시간 간격의 코스에 걸쳐 잘 알려진 방식으로 프로펠러(32)를 페더링하도록 조속기(42)에 명령한다. 프로펠러(32)가 페더링된 후에, AC 모터(30)를 회전시키게 하는 프로펠러(32) 상의 공기력들이 크게 감소된다. AC 모터(30)는 회전을 멈추고, 그에 따라 전력의 재생을 중단한다. 전력 재생이 중단되면, 전력 스위치들(14b)은 선택적으로, ASC 상태에서 다시 개방 상태로 전환하도록 지시될 수 있다.
도 4는 일 실시예에 따라, 액체 냉각제를 사용하여 모터 고정자(25)로부터 열을 제거하고 전력 스위치들(14)로부터 열을 제거하도록 구성된 냉각 시스템(70)의 일부 컴포넌트들을 식별하는 블록도이다. 화살촉을 갖는 라인들은 액체 냉각제를 전달하는 파이프들을 표시한다. 액체 냉각제는 펌프(60)에 의해 순환된다. 액체 냉각제는 펌프(60)를 빠져나가 흐름 분할기(64)에 진입한다. 흐름 분할기(64)는 액체 냉각제를 모터 고정자(36)를 통해 흐르는 부분 및 전력 스위치들(14)에 열 전도 결합되는 냉각판(62)을 통해 흐르는 부분으로 분할한다. 모터 고정자(36)를 통한 흐름은 (도 3에 도시되지 않은) 고정자 권선들을 냉각시키고; 냉각판(62)을 통한 흐름은 전력 스위치들(14)을 냉각시킨다. 고온 액체 냉각제는 혼합기(66) 내로, 그 다음 열 교환기(68)를 통해 펌핑된다. 고온 액체 냉각제가 열 교환기(68)를 통해 흐를 때, 고온 액체 냉각제는 (열 싱크로서 작용하는) 주변 공기에 의해 냉각된다. 이어서, 냉각된 액체 냉각제는 다시 펌프(60)로 흘러 하나의 회로를 완성한다.
도 5는 다른 실시예에 따른 항공 우주 전기 추진 시스템 아키텍처를 나타내는 도면이다. 전기 추진 제어기(12)는 추력 제어 레버(21) 및 피치 제어 레버(23)로부터 파일럿 입력들을 수신한다. 전기 추진 제어기(12)는 제1 제어기 영역 네트워크(CAN1)를 통해 배터리 관리 시스템(22)과 그리고 제2 제어기 영역 네트워크(CAN2)를 통해 엔진 제어 유닛(10)과 통신한다. 전기 추진 제어기(12)는 프로펠러(32)의 페더링을 제어하기 위해 조속기(42)에 아날로그 제어 신호들을 전송한다. 전기 추진 제어기(12)는 디스플레이를 위한 정보를 이더넷 연결을 통해 비행 디스플레이 유닛(56)에 전송한다.
정상 동작에서, 배터리(18)는 모터 제어기(50)에 HVDC 전력을 제공한다. 모터 제어기(50)는 DC 전력을 AC 전력으로 변환하고, AC 모터(30)의 회전을 구동한다. 엔진 제어 유닛(10)은 전기 추진 제어기(12)로부터 실행/정지 및 토크 지시들을 수신한다. 전기 추진 제어기(12)는 파일럿 입력들 및 프로펠러의 속도를 모니터링한다. 추력을 요구하는 파일럿 입력에 대한 응답으로, 전기 추진 제어기(12)는 모터 제어기(50)에 대한 토크 지시를 계산한다. 모터 제어기(50)는 적절한 크기들 및 위상들을 갖는 AC 전류들을 모터(30)에 인가함으로써 응답하며, 이는 프로펠러(32)를 회전시키기 위한 토크를 생성한다. 조속기(42)는 프로펠러 블레이드들(36)의 피치를 변경함으로써 프로펠러(32)의 회전 속도를 조정한다. 파일럿이 더 많은 추력을 요구하는 경우, 전기 추진 제어기(12)는 모터 제어기(50)에 더 많은 토크를 지시한다. 프로펠러(32)는 자신의 속도를 증가시키는 경향이 있지만, 조속기(42)는 속도 증가에 반응하고, 결국 블레이드 피치를 증가시키며, 이는 파일럿에 의해 지시된 대로 추력 증가를 야기한다. 따라서 프로펠러의 속도는 모든 동작에 걸쳐 일정하게 유지되고, 프로펠러 추력은 모터 토크 및 프로펠러 피치 설정들을 변경함으로써 변경된다.
도 5는 또한 일 실시예에 따라 항공기 상의 전기 추진 유닛 장비를 접지하기 위한 방식을 도시한다. 전류 리턴 네트워크는 전류 리턴 네트워크(72)로서 기능하는 알루미늄 구조를 포함한다. 지상 전력 시스템들에서, 장비는 건물들 및 설비들에 접지되고, 그러한 건물들은 결국, 통상적으로 구리 봉들, 배관 등을 통해 지면에 접지된다. 항공기 상에는, 지면이 없으므로, 이는 전도성 및 경량 구조(통상적으로 알루미늄)로 대체된다. 이것은 모든 전기 장비가 접지되는 경우이다. 전류 리턴 네트워크(72)는 "고 임피던스 접지"로 지칭되는 접지 개념에 따라 대형 1-MOhm 저항기를 통해 배터리 시스템의 중간점에 연결된다. 모터 제어기(50)의 인클로저 및 모터 하우징은 또한 전류 리턴 네트워크(72)에 접지된다. 접지 방식들은 흔히, 다양한 장비 부품들 내부의 보호들이 어떻게 작동하는지 그리고 어떤 타입의 보호가 선택되는지에 영향을 미친다.
고전력 전기 추진 유닛은 함께 결합된 다수의 모터들 및 모터 제어기들을 포함할 수 있다. 추가로, 각각의 모터 제어기(50)는 다수의 인버터들을 포함할 수 있고, 각각의 인버터는 복수의 전력 스위치들을 포함한다. 각각의 인버터의 전력 스위치들은 3상 AC 전력을 모터에 공급하도록 스위칭된다.
예를 들어, 도 6은 인버터(14a)로부터 3상 AC 전력을 수신하는 스타-연결 고정자 권선들(26a) 및 AC 전력 라인들(6)을 통해 인버터(14b)로부터 3상 AC 전력을 수신하는 스타-연결 고정자 권선들(26b)을 포함하는 AC 모터(30)를 도시한다. 3상 권선들의 각각의 세트는 자체적인 인버터 또는 모터 제어기에 의해 구동된다. 이는 모터 권선들을 통한 추진을 위해 높은 토크를 생성하는 데 필요한 높은 전류들의 통과를 완화하도록 이루어진다. 다수의 권선들을 갖는 모터들은 또한, 결함 허용도와 같은 시스템 레벨에서 추가 이점들을 제공할 수 있다. 모터의 하나의 권선에서의 고장의 경우, 추진 시스템은 감소된 용량으로 다른 권선들을 사용하여 여전히 동작할 수 있다. 다수의(3개, 4개, 6개 등의) 스타-연결 3상 고정자 권선들을 갖는 모터들 및 모터 제어기들이 개발될 수 있고, 그에 따라 단일 채널의 고장이 존재하는 경우, 결함 허용도를 증가시키고 추진 시스템에 대한 전체적인 영향을 감소시킬 수 있다.
도 6은 예를 들어, HVDC 버스(4)의 양의 전압 레일과 음의 전압 레일 사이에서 발생할 수 있는 HVDC 버스 결함(3)을 도시한다. 배터리 보호(퓨즈 및/또는 스트링 접촉기들(8))는 매우 신속하게 반응하고, 배터리(18)는 HVDC 버스 결함(3)으로부터 분리된다. 배터리 보호 기능이 반응하기 전에, HVDC 버스 결함(3)이 배터리(18)로부터 소싱된다. 그러나 배터리(18)가 HVDC 버스(4)로부터 분리된 이후에도, (프로펠러(32) 상에 작용함으로써 표시되는) 큰 공기력들이 모터(30)를 계속 회전시켜, 인버터들(14a, 14b)의 모든 전력 스위치들이 개방되더라도, 모터(30)가 결함에 피드되는 AC 전력을 생성하게 한다. 결과는 HVDC 버스 결함(3)에 피드하는 단락 전류(Isc)이다.
HVDC 버스 결함(3)이 검출되면, 전기 추진 제어기(10)는 프로펠러(32) 상의 공기력들을 감소시키고 모터 스핀을 정지시키기 위해 프로펠러 블레이드들(36)의 피치를 변경함으로써 프로펠러(32)를 페더링하도록 조속기(42)에 지시한다. 프로펠러 페더링 프로세스는 최대 10초가 걸릴 수 있으며, 그동안 모터(30)는 대략 정전류원으로서 작용하고, 어떠한 조치도 취해지지 않는다면 결함에 계속 피드한다. 이를테면, 도 2에 도시된 결함 중복 아키텍처들의 경우, 프로펠러(32)는 페더링되지 않을 수 있고, 하나의 채널에 고장이 있는 동작이 언제까지나 계속될 수 있다.
도 7은 모터(30)에 의해 재생되는 단락 전류에 의해 HVDC 버스 결함(3)이 피드되고 있는 동안 모터 제어기(50) 내의 하나의 인버터(14)의 회로를 도시하는 도면이다. 모터 제어기(50)의 각각의 인버터는 3개의 전력 스위치들(15a)의 상부 행 및 3개의 전력 스위치들(15b)의 하부 행을 포함한다. 모터 제어기(50)는 또한 DC 링크 커패시터(40) 및 도면들에 도시되지 않은 다른 프론트엔드 회로를 포함한다. 상부 행의 제1 전력 스위치 및 하부 행의 제1 전력 스위치는 모터(30)의 제1 고정자 권선에 연결되고; 상부 행의 제2 전력 스위치 및 하부 행의 제2 전력 스위치는 모터(30)의 제2 고정자 권선에 연결되고; 상부 행의 제3 전력 스위치 및 하부 행의 제3 전력 스위치는 모터(30)의 제3 고정자 권선에 연결된다. 제1 고정자 권선, 제2 고정자 권선 및 제3 고정자 권선은 120도만큼 분리된 개개의 각도 포지션들에 있다. 인버터에 의한 과도한 전류 흡수 하에서도 그 변동들을 제한하면서, 보다 안정적인 DC 전압을 제공하기 위해 DC 링크 커패시터들이 사용된다. 실제로, DC 링크 커패시터는 온 상태에서 오프 상태로의 그리고 그 반대로의 MOSFET 스위치들의 전환에 의해 야기된 스위칭 손실들을 보상하기 위한 필터로서 작용한다.
도 7은 또한 도 6에 도시된 시스템에 대한 모터(30)의 등가 회로를 도시한다. 모터(30)의 각각의 등가 회로는 기전력(E), 저항(R) 및 인덕턴스(L)를 포함한다. 기전력 소스는 전압 소스와 유사하며, 기전력(E)은 모터(30)가 (도 7의 화살표들(74)로 표시된) 외부 공기력들, 이를테면 프로펠러(32)를 돌리는 바람에 의해 회전될 때 생성된다. 기전력(E)은 다음의 식을 사용하여 계산될 수 있으며:
E = Kt × Speed,
여기서 Kt는 모터 토크 상수이고, "속도"는 모터의 기계적 속도이다. 단락 전류(Isc)는 다음의 식을 사용하여 계산될 수 있으며:
Isc = E/(L2w2 + R2)1/2
Figure pat00001
Kt /L.
여기서 각속도(w)는 모터 전류의 전기 주파수이다. 따라서 단락 전류(Isc)는 역 기전력(E)에 비례하고 모터 인덕턴스(L)에 반비례한다.
HVDC 버스 결함(3)의 발생 시에, 모터(30)는 프로펠러(32)가 완전히 페더링되고 모터(30)가 회전을 중단할 때까지 항상 정전류원으로서 작용한다. 대략 10초의 시간 간격 동안, 조속기(42)가 프로펠러(32)를 페더링하고 있는 동안, 프로펠러 블레이드들(36)의 피치가 변하고 모터(30)의 속도가 점진적으로 감소된다. 감소된 속도는 모터(30)에 의해 더 낮은 기전력(E)이 생성되게 한다. 그러나 동시에, 모터(30)의 임피던스는 또한 속도에 비례하여 감소되고 있다. 따라서 감소된 속도로 더 낮은 EMF가 생성되더라도, 모터(30)가 결함에 대한 감소하는 임피던스 소스가 되고 있기 때문에 결함 전류는 여전히 동일하다. 따라서 결함 전류는 속도가 0에 가까울 때까지 모터 속도와 독립적이다. 어떠한 조치도 없이, 수천 암페어가 수 초 동안 결함에 피드될 수 있으며, 고전류는 바람직하지 않다.
단락 전류(Isc)의 크기는 모터 설계에 좌우된다. 예를 들어, 단락 전류가 공칭 동작 전류와 동일한 모터를 설계하는 것이 가능하다. 그러나 이런 식으로 설계된 모터는 모터 토크 상수(Kt)를 감소시키기 위해 고정자와 회전자 사이의 더 큰 공극 그리고 더 큰 인덕턴스(L)를 가져야 한다. 더 큰 공극은 더 많은 자속 누설을 생성하고, 따라서 동일한 공칭 전력을 달성하기 위해, 모터(30)는 권선들에서 더 많은 자석들 및 더 많은 턴들을 가질 것이다. 이는 더 무겁고, 더 크고, 덜 최적인 모터 설계들로 이어진다.
따라서 더 최적의 그리고 더 높은 전력 밀도의 항공 우주 모터들의 경우, 본 개시내용은 동일한 공칭 전력을 달성하기 위해 더 작은 공극, 더 큰 모터 토크 상수(Kt) 및 더 작은 인덕턴스(L)를 갖는 설계들을 제안한다. 그러나 그러한 모터 설계들에 대한 단락 전류는 더 높을 것이다. 최대 토크 및 최대 속도에서의 모터(30)의 공칭 동작 전류가 단위당(p.u.: per unit) 1.0이라면, 전력 밀도에 대한 최적의 모터 설계들은 모터(30)의 단락 전류가 1.2 내지 1.5p.u. 범위 내에 있도록 선택될 수 있다. (단위당 표기법에서, 물리량은 크기에 대한 기준 값인 기본 값의 일부로서 표현된다.)
프로펠러 페더링 동안 결함에 피드하는 모터 재생 전류의 양을 감소시키기 위해, 본 명세서에서 제안된 혁신적인 기술은 모터 제어기(50)의 전력 스위치들을 단락시킴으로써 결함으로부터 전류를 전환시킨다. 모터 제어기(50)의 그러한 하나의 능동 단락 회로(ASC)가 도 8에 도시되는데, 여기서 모터 제어기(50)의 각각의 인버터의 3개의 전력 스위치들(15b)의 하부 행은 폐쇄되는 한편, 3개의 전력 스위치들(15a)의 상부 행은 개방된 상태로 유지된다. 각각의 인버터의 3개의 전력 스위치들(15a)의 상부 행을 폐쇄하는 한편, 전력 스위치들(15b)의 하부 행은 개방된 상태로 유지되는 것이 또한 가능하다. (도 6에 도시된) 배터리(18)가 여전히 모터 제어기(50)에 연결될 수 있기 때문에, 임의의 인버터의 6개의 모든 전력 스위치들을 폐쇄하는 것은 가능하지 않은데, 이 경우, 배터리 소스는 모터 제어기(50)를 통해 단락되어, 그러한 높은 전류를 견디도록 설계되지 않은 전력 스위치들을 통해 수천 암페어를 전송할 수 있기 때문이다.
모터 제어기(50)를 보호하기 위한 방법의 하나의 제안된 구현에 따르면, 각각의 인버터의 전력 스위치들의 상부 또는 하부 행을 폐쇄함으로써 능동 단락이 호출될 수 있다. 도 9는 HVDC 버스 결함(3)의 검출에 대한 응답으로 안전 동작 모드로의 전환 시에 폐쇄된 인버터(14)의 3개의 인버터 전력 스위치들(15)의 하나의 행을 도시하는 도면이다. 이러한 결함 상태에서, 모터(30)가 단락될 때, 최적의 전력 밀도 설계에 대한 모터 단락 전류(Isc)는 1.2 내지 1.5p.u.이다. 예를 들어, 모터 단락 전류(Isc)는 모터(30)의 최대 공칭 동작 전류(Inom)(1.0p.u.)의 1.2배 내지 1.5배이다. 이 전류가 3개의 전력 스위치들(15)의 세트를 통해 전도될 때, 단락 전류(Isc)는 최대 공칭 동작 전류의 √2 × 1.2 내지 √2 × 1.5 범위에 있을 것이다. 각각의 스위치에서 소산되는 전력(Pdis)은 전류의 제곱에 비례하는데(Pdis = RonIsc 2, 여기서 Ron은 스위치의 ON 저항임), 즉 (√2 × 1.2)2 = 2.9 내지 (√2 × 1.5)2 = 4.5이다. 따라서 모터 제어기(50)의 3개의 전력 스위치들(15)을 통한 ASC 동안, 스위치들 각각을 통한 전력 소산은 거의 3배 내지 5배만큼 증가된다. 스위치 접합부 온도(Tj)가 소산된 전력에 비례하기 때문에, 전력 스위치들(15)의 접합부 온도가 상승하기 시작할 것이다. 온도가 스위치 정격(통상적으로 175℃)을 초과하기 때문에, 스위치들이 손상될 수 있다. 따라서 ACS 상태가 너무 오래(수 초) 지속된다면, 폐쇄된 전력 스위치들(15)이 손상될 수 있다. 완전한 프로펠러 페더링(10초)을 대기하는 동안 이 상태를 유지하는 것은 가능하지 않다. 다른 해결책은 큰 단락 전류를 견디도록 전력 스위치들을 대형화하는 것이다. 그러나 이는 모터 제어기(50)의 중량 및 크기의 상당한 증가를 야기할 것이며, 이는 항공 우주 전기 추진 애플리케이션에 대해서는 용인될 수 없다.
도 9a는 하나의 인버터에서 하부 스위치들(S1) 중 하나 및 이러한 하부 스위치의 상보적인 상부 스위치(S2)를 통해 흐르는 개개의 전류들에 대한 시간 대 전류를 도시하는 그래프이다. 그래프 상에서, 화살표로 표시되는 시간 순간에 (스위치(S2)를 포함하는) 상부 스위치들에서 능동 단락(ASC)이 개시된다. 스위치(S1)를 통하는 전류는 점선 파형으로 표시되고; 스위치(S2)를 통하는 전류는 실선 파형으로 표시된다. (ASC 이전의) 정상 동작 동안, 스위치들(S1, S2)은 정현파 사이클의 개개의 절반만을 전도한다. ASC 후에, 하부 스위치(S1)가 개방되고 더 이상 전도하지 않는다. 그러나 상부 스위치(S2)는 단락되고, 이제 하프 사이클 대신 전체 사이클을 전도한다. 더욱이, 모터(30)에 의해 재생되는 단락 전류로 인한 피크 전류(Ip)는 더 높다(1.2p.u.).
이전에 언급된 바와 같이, 전력 스위치들 대부분은 최대 접합 온도에 대해 175℃로 정격화된다. 따라서 인버터 설계에 대한 제약들 중 하나는 단락 동안의 접합부 온도가 175℃를 초과할 수 없다는 것이다. 유사한 설계 제약들이 모터에 적용된다. 모터(30)의 구리 권선들에서의 전력 손실은 모터에서의 단락 전류(Isc)의 제곱에 비례하며, 이는 단락 동안의 공칭 동작 전류의 1.2배이다. 따라서 모터(30) 내의 구리 권선들의 온도는 230℃를 초과할 수 없다.
도 9b는 전력 모듈이 열 싱크에 연결될 때 열 저항들의 스택업을 도시하는 트리 도면이다. 전력 디바이스(또는 전력 스위치)의 접합부에서의 열원들(76)은 원형 화살표들로 표시된다. 전력 디바이스의 접합부는 전력 모듈 내부에 있다. 모듈(Rth_Mod) 내부에 열 저항(Rth_Mod)이 있다. 전력 모듈은 열 계면 재료(TIM: thermal interface material)(이를테면, 서멀 그리스(thermal grease))를 통해 열 싱크에 연결된다. Rth_TIM은 열 계면 재료의 열 저항을 나타내고, Rth_Heatsink는 열 싱크의 열 저항을 나타낸다. 전력 디바이스의 접합 온도가 자신의 정격 최대 허용 접합 온도(통상적으로 175℃)를 초과하지 않을 것임을 보장하기 위해 모든 열 저항들을 고려하는 것이 중요하다.
모터 제어기(50)를 보호하기 위한 방법의 다른 제안된 구현에 따르면, 인버터(14)의 6개의 모든 전력 스위치들을 폐쇄함으로써 능동 단락이 호출될 수 있다. 도 10은 인버터(14)의 3개의 전력 스위치들(15a)의 상부 행 및 3개의 전력 스위치들(15b)의 하부 행을 도시하는 도면이다. HVDC 버스 결함(3)의 검출에 대한 응답으로 6-스위치-폐쇄(SSC: six-switches-closed) 동작 모드로의 전환 시에 6개의 모든 스위치들이 폐쇄되었다. 이러한 결함 상태에서, 모터(30)가 단락될 때, 최적의 전력 밀도 설계에 대한 모터 단락 전류(Isc)는 또 1.2 내지 1.5p.u.이다. 예를 들어, 모터 단락 전류(Isc)는 모터(30)의 최대 공칭 동작 전류(Inom)(1.0p.u.)의 1.2배 내지 1.5배이다. 그러나 이 전류가 6개의 모든 스위치들을 통해 분배될 때, 각각의 스위치를 통과하는 전류는 2씩 감소되는데, 즉 각각의 스위치를 통과하는 단락 전류(Isc)는 최대 공칭 동작 전류의 √2 × 0.6 내지 √2 × 0.75 범위에 있을 것이다. 각각의 스위치에서 소산되는 전력(Pdis)은 전류의 제곱에 비례하는데, 즉 스위치를 통하는 공칭 동작 전류보다 낮거나 그에 매우 가까운 (√2 × 0.6)2 = 0.72 내지 (√2 × 0.75)2 = 1.1이다. 이러한 조건에서, 전력 스위치들(15a, 15b)은 언제까지나 동작할 수 있다.
도 10a는 6개의 모든 스위치들이 폐쇄된 인버터에서 하부 스위치들(S1) 중 하나 및 이러한 하부 스위치의 상보적인 상부 스위치(S2)를 통해 흐르는 개개의 전류들에 대한 시간 대 전류를 도시하는 그래프이다. 그래프 상에서, 화살표로 표시되는 시간 순간에 (스위치(S2)를 포함하는) 상부 스위치들에서 능동 단락(ASC)이 개시된다. 스위치(S1)를 통하는 전류는 점선 파형으로 표시되고; 스위치(S2)를 통하는 전류는 실선 파형으로 표시된다. (ASC 이전의) 정상 동작 동안, 스위치들(S1, S2)은 정현파 사이클의 개개의 절반만을 전도한다. ASC 이후, 하부 스위치(S1) 및 상부 스위치(S2)가 단락되고, 이제 하프 사이클 대신 전체 사이클을 전도한다. 더욱이, 모터(30)에 의해 재생되는 단락 전류로 인한 피크 전류(Ip)는 더 낮다(0.6p.u.). 따라서 시스템이 정상 동작 동안 전체 양의 손실들을 처리하도록 설계되기 때문에, 스위치의 접합부 온도는 최대 허용 가능 접합부 온도를 초과하지 않을 것이다.
일 실시예에 따르면, 전기 추진 제어기(12)는 도 11에 도시된 바와 같이, HVDC 버스 결함(3)의 검출에 대한 응답으로 보호 기능을 수행하도록 구성된다. 그 보호 기능에 의해 수행되는 방법(100)은 도 12에 도시된 동작들의 시퀀스를 포함한다. HVDC 버스(4) 상의 결함이 검출되면, 모터 제어기(50)의 3개의(상부 또는 하부) 전력 스위치들의 ASC(즉, 폐쇄)가 전기 추진 제어기(12)에 의해 지시된다(단계(102)). 동시에 또는 거의 동시에, 전기 추진 제어기(12)는 배터리 접촉기들(48)이 개방되도록 지시하고, DC 링크 커패시터(40)가 블리드(bleed)된다(단계(104)). 버스 접촉기들(48)이 (통상적으로는, 50msec 미만 이내에) 개방인 것으로 확인되면, 전기 추진 제어기(12)는 3개의 스위치들의 폐쇄에서 6개의 스위치들의 폐쇄로 진행하도록 모터 제어기(50)에 지시한다(단계(108)). 즉, 개방된 상태로 유지되는 모든 전력 스위치들이 이제 폐쇄된다. 그러나 배터리(18)가 여전히 모터 제어기(50)에 연결되어 있다면, 6개의 스위치들 모두를 단락시키는 것은 가능하지 않다. HVDC 버스 결함 상태에서는, 배터리(18)로부터 흐르는 큰 전류가 있을 것이다. 따라서 배터리(18)는 SSC 모드를 활성화하기 전에 분리되어야 한다.
버스 접촉기 개방 동안, 스위치들 상의 열 응력을 감소시키기 위해, 3개의 스위치들의 폐쇄 상태를 하부 전력 스위치들(15b)에서 상부 전력 스위치들(15a)로(그리고 그 반대로) 주기적으로 변경하는 것이 또한 가능하다. 예를 들어, 버스 접촉기 개방 시간이 50msec라면, 버스 접촉기들이 개방 포지션에 있는 것으로 확인될 때까지, 모터 제어기(50)의 상부 3개의 스위치들(15a)을 10msec 동안 폐쇄된 상태로 유지하고, 그 다음 10msec 동안 상부 스위치들을 개방하고 하부 스위치들을 폐쇄하는 등이 가능하다. 버스 접촉기들(48)이 개방된 것으로 확인되면, 모터 제어기(50)는 SSC 모드로 지시된다.
추가로, HVDC 버스 결함(3)의 검출에 대한 응답으로, 전기 추진 제어기(12)는 프로펠러(32)의 페더링을 시작하도록 조속기(42)(도 6 참조)에 지시한다. 전기 추진 제어기(12)는 또한 프로펠러 속도(w)를 모니터링한다. 프로펠러(32)가 완전히 페더링될 때, 모터의 속도는 0에 가깝게 떨어지고 모터(30)로부터 어떠한 재생 에너지도 나오지 않는다. 모터 제어기(50)를 SSC 모드로 유지하는 것은 또한 모터(30)에 제동 토크를 인가하며, 이는 또한 모터 및 프로펠러 회전 속도를 0으로 유지하는 것을 돕는다. 그 결과, 모터(30) 및 인버터(14)는 안전 동작 모드에 있다.
이중 모터 구동 프로펠러들(엔진들)을 갖는 항공기의 경우, 고장 난 추진 채널의 프로펠러(32)를 페더링하는 것이 중요하다. 항공기는 여전히 하나의 엔진으로 비행할 수 있다. 그러나 고장 난 추진 채널의 프로펠러(32)가 페더링되지 않는다면, 이러한 상태는 일정 시간 후에 항공기를 제어할 수 없게 할 수 있는 큰 비대칭 추력을 생성한다.
고전류/고 에너지 상태들을 생성할 수 있는 다른 가능한 고장들은 다음과 같다: 전력 스위치가 모터 제어기(50)와 모터(30) 사이의 피더들에서 단락, 상간 또는 3상 단락, 및 권선에서의 모터 권선 간 단락에 실패한다.
도 13은 모터 제어기(50)가 4개의 채널들(46a-46d)을 갖는 전기 추진 유닛의 일부 컴포넌트들을 도시하는 도면이다. 각각의 채널은 인버터를 포함한다. 채널들(46a, 46b) 내의 인버터들(14a 및 14b)만이 각각 도 13에 보인다. 도 13에 도시된 시나리오에서, 인버터(14a)는 전력 스위치들(15a)의 상부 행에 단락된 전력 스위치(가장 좌측)를 갖는다.
일반적으로, 전력 전자 산업에서 수년에 걸쳐 개발된 바와 같이, 슛스루가 있을 때, 전력 디바이스 레벨에 대한 탈포화(desaturation) 보호가 작동된다. 상부 및 하부 전력 디바이스들을 통해 흐르는 큰 단락 전류로 양의 레일과 음의 레일 사이에서 단락이 검출되면 슛스루가 발생할 수 있다. 정상 동작에서, 동일한 위상 레그의 상부 및 하부 스위치들은 결코 동시에 온되지 않는다. 상부 및 하부 스위치들은 항상 위상이 어긋나게 동작해야 하는데, 즉 상부 스위치가 폐쇄될 때 하부 스위치가 개방되고, 그 반대의 경우도 마찬가지이다. 슛스루 상태 동안, 상부 및 하부 전력 스위치들 모두는 임의의 비정상적인 이유들로 인해 폐쇄된다. 슛스루 상태에 대한 가능한 이유들은, 스위치들 모두를 온 포지션으로 지시하는 소프트웨어 에러들, 프로세서 래치업(latch-up)들, 게이트 드라이버에 대한 잘못된 턴-온 지시를 생성하는 전자기 간섭 등일 수 있다. 슛스루는 바람직하지 않은 상태이기 때문에, 이는 매우 빠르게 검출되고 클리어되어야 하며, 이는 탈포화 보호를 사용하여 달성될 수 있다.
탈포화 보호는 디바이스 지시 상태에 따라 전력 디바이스에 걸친 전압을 지속적으로 모니터링하는 아날로그 회로이다. 전력 디바이스가 온 상태에 있을 때, 디바이스 양단의 전압은 낮아야 하고; 전력 디바이스가 오프 상태에 있을 때, 디바이스 양단의 전압은 높아야 한다. 상부 또는 하부의 위상 레그 내의 전력 디바이스들 중 하나가 오프여야 하므로, 전력 디바이스들 모두에 걸친 전압이 동시에(함께) 낮을 때 슛스루 상태가 검출된다. 이 경우, 전력 스위치들 모두는 수 마이크로초 내에 신속하게 오프 상태로 지시되고, 6-스위치 인버터(14)의 다른 스위치들 모두는 또한 오프 상태로 지시된다. 모터 제어기의 하나의 전력 스위치가 단락에 실패하면, 오프 상태로 지시될 때 전력 스위치가 개방될 수 없기 때문에, 탈포화 보호가 트리거될 것이다. 탈포화 보호는 인버터(14)의 6개의 모든 전력 스위치들을 개방할 것이다.
앞서 말한 보호 절차는 컴퓨터에 의해 시뮬레이션되었다. 결함이 시뮬레이션될 때, 큰 전자기 토크 리플이 생성되었다. 탈포화 보호가, 먼저 모터 제어기(50)의 제1 인버터에 대해 6개의 스위치들을 개방(SSO)한 다음, 다른 인버터들(도 13에 도시된 예에서 제2 인버터 내지 제4 인버터)을 개방하도록 지시한 후, 이때 모든 전력 스위치들(15a, 15b)이 개방되고 모터(30)는 하향 회전한다. 그러나 모터(30)가 하향 회전하는 데는 수 초가 걸리며, 그 시간 동안 모터(30)가 에너지를 재생하며, 이 에너지가 고장 난 전력 스위치 및 전도성 환류 다이오드들(58)을 통해 순환하고 있다. 시뮬레이션은, 이 상태가 매우 높은 주파수의 토크 리플(크기가 플러스/마이너스 1000Nm)을 생성한다는 것을 나타냈다. 이러한 고주파 토크 리플은 모터(30) 및 프로펠러 샤프트(34)의 모든 기계적 인터페이스들에 존재한다. 그 리플이 수 초 동안 지속된다면, 리플은 모터(30) 및 프로펠러 샤프트(34)의 구조적 무결성에 악영향을 미칠 수 있다. 이러한 바람직하지 않은 상태의 지속기간을 최소화하기 위해, 본 개시내용은 혁신적인 보호 로직을 제안한다.
도 14는 일 실시예에 따른 보호 서브시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이며, 이 서브시스템은 모터 제어기(50)의 인버터들 중 임의의 인버터에서 단락된 전력 스위치의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성된 제어기들을 포함한다. 보다 구체적으로, 도 14는 모터 제어기(50)의 하나의 채널(46b) 내의 가장 좌측 전력 스위치에서 전력 스위치 단락 결함(7)이 발생한 시나리오를 도시한다. 모터 제어기(50)는 복수의 인버터들(도 14는 2개의 인버터들(14a, 14b)을 도시함)을 포함하며, 각각의 인버터는 벡터 제어 기능을 수행하도록 구성되는 엔진 제어 유닛(10)으로부터 기준 직교 전류 및 직류를 나타내는 신호들을 수신하는 개개의 인버터 제어기에 의해 제어된다. 자속 기준 제어(field-oriented control)로 또한 지칭되는 벡터 제어는, 3상 AC 전기 모터의 고정자 전류들(직교 전류(Iq) 및 직류(Id))이 벡터로 시각화될 수 있는 2개의 직교 페이저(phasor) 컴포넌트들로서 식별되는 가변 주파수 구동 제어 방법이다. 하나의 컴포넌트는 모터의 자속을 정의하고, 다른 컴포넌트는 토크를 정의한다.
Id/Iq 제어기(17)(엔진 제어 유닛(10)의 일부)가 전기 추진 제어기(12)에 의해 주어진 자속 및 토크 기준들로부터 대응하는 전류 컴포넌트 기준들(Iq, Id)을 계산한다. 도 14의 Id 및 Iq 화살표들은 Id 및 Iq 값들을 변화시킴으로써, 일부 특정 모터 및 모터 제어기 특성들이 변화됨을 의미한다. Id 및 Iq 값들은 제어 특성들에 영향을 미치고, 따라서 변화를 통해 하드웨어 응답에 영향을 미친다. 보다 구체적으로, (도 14에 도시되지 않은) 인버터 제어기는 직교 및 직류 에러 신호들에 기초하여 직교 및 직류 전압들을 계산한다. 자속 기준 제어는 높은 정확도 및 대역폭으로 3상 AC 모터들의 토크를 제어하기 위한 강력한 제어 전략이다. 이는 하드웨어 또는 소프트웨어로 구현될 수 있다. 이 모터 제어 기능은 회전자 포지션에 관한 정보를 필요로 한다. 이러한 정보는(예를 들어, 리졸버들과 같은) 포지션 센서들을 사용함으로써 획득될 수 있다. 그러나 센서리스 모터 제어가 또한 변형으로서 이용될 수 있다. 센서리스 제어는 회전자 포지션 감지를 위해 센서들에 의존하는 대신에, 모터 제어기 내부의 수학적 모델 또는 "관찰자"가 모터 전류들 및 전압들로부터 회전자 포지션을 도출하는 데 사용되는 경우이다.
도 14에 도시된 Id/Iq 제어기(17)는 2개의 모드들: 공칭(도 14의 "Nom") 모드 및 비상(도 14의 "Emer") 모드로 동작한다. 공칭 모드 동안의 제어기 동작은 본 개시내용의 범위 내에 있지 않다. 비상 모드에서, Id/Iq 제어기(17)는 DC 링크 커패시터(40)를 방전시키기 위해 계산되는 기준 전류들(Iq, Id)을 생성한다. 특히, Id/Iq 제어기(17)는 큰 직류(Id)를 지시한다. 이는 모터(30)에서 토크를 생성하지 않을 것이지만, 이는 DC 링크 커패시터(40)를 신속하게 방전시킬 것이므로, SSC 모드(6개의 스위치들이 폐쇄됨)로 들어가는 것이 안전하다.
전력 스위치 단락 결함(7)에 대한 응답으로 모터 제어기(50)의 모든 인버터들에 대해 SSO 모드를 호출하는 대신에, 본 개시내용은 안전 모드로의 단계적 제어 셧다운을 제안한다. 도 15는 일 실시예에 따라, 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위한 방법(100a)의 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다. 먼저, 보호 로직은, 전력 스위치 단락 결함(7)의 검출에 대한 응답으로 단락된 전력 스위치가 전력 스위치들(15a)의 상부 행의 일부인지 또는 전력 스위치들(15b)의 하부 행의 일부인지를 결정하도록 구성된다. 이어서, 동일한 행의 다른 2개의 전력 스위치들에 대해 ASC가 지시된다(단계(102a)). 한편으로, 전력 스위치들(15a)의 상부 행의 전력 스위치가 단락에 실패한다면, 상부 행의 다른 2개의 전력 스위치들(15a)이 개방 상태에서 폐쇄 상태로 전환하도록 지시된다. 다른 한편으로, 전력 스위치들(15b)의 하부 행의 전력 스위치가 단락에 실패한다면, 하부 행의 다른 2개의 전력 스위치들(15b)이 개방 상태에서 폐쇄 상태로 전환하도록 지시된다. 결과는, 보호 기능이 모터(30)를 단락시키고 모터(30)가 제동을 시작하게 한다. 두 번째로, 배터리 접촉기들(48)이 개방되도록 지시된다(단계(104)). 배터리 접촉기들(48)이 개방 상태에 있는 것으로 확인되면, 큰 직류(Id)를 지시하여(단계(106)), 모터(30)에 큰 직류(Id)를 전송함으로써 모터 제어기(50)의 모든 정상 채널들 내의 DC 링크 커패시터들(40)이 방전된다. 모터(30)에서 토크를 생성하는 직교 전류(Iq)와 달리, 직류(Id)는 토크를 생성하는 것이 아니라, 대신에 회전자(28)의 영구 자석들의 자계를 감소시키는 데 사용되는 에너지를 생성한다. 이는 수 밀리초 내에 DC 링크 커패시터들(40)의 신속한 방전을 가능하게 한다. DC 링크 커패시터를 방전시키기 위한 대안적인 방식들이 있으며, 이는 도 19 및 도 21에서 상세히 설명된다(아래에서 다소 상세히 논의된다). 마지막으로, 결함 없는 인버터들 앞의 DC 링크 커패시터들(40)이 방전되었을 때, 개방된 상태로 유지되는 모터 제어기(50)의 각각의 인버터 내의 모든 스위치들은 폐쇄하도록 지시된다(단계(108)). 이는 큰 토크 및 전류 리플을 갖는 위험한 상태의 지속기간을 최소화하는 모터(30)의 신속한 제동을 가능하게 한다. DC 링크 커패시터들(40)을 방전시키는 것은, 지상에서의 후속 유지보수 동작들에서 고장 난 장비의 직원들에 의한 안전한 핸들링을 위해 필요하다.
어느 위치에서 어떤 타입의 결함이 검출되는지를 구별하는 것이 중요하다. 각각의 실패가 각자의 특정 서명을 갖기 때문에 그렇게 구별하는 것이 가능하다. 모터 제어기(50)는 모든 필요한 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 개방이 되도록 "안전 상태 모드"가 선택된다.
AC 모터의 고정자 권선들에서 발생할 수 있는 하나의 일반적인 결함은 권선 간 결함이다. 이는, 동일한 고정자 권선(코일)의 2개의 턴들 사이의 절연이 파괴되어 단락을 생성할 때 발생한다. 고정자 권선들에 대해 발생할 수 있는 다른 결함은 상간 결함이다. 이는, 대개 동일한 슬롯에서 서로 인접하게 놓인 2개의 개별 상들 사이에서 절연이 파괴되는 것으로부터 기인한다. 3상 결함은 3개의 스타-연결 고정자 권선들이 단락되는 상태이다.
도 16은 3상 AC 모터(30)의 고정자 권선에서의 권선 간 결함(9)의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성되는 제1 실시예에 따른 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다. 도 16에 도시된 보호 시스템은, 결함이 없는 인버터들에서만 DC 링크 커패시터들(40)을 방전시키는 대신에, 큰 직류(Id)를 지시함으로써 모든 인버터들 내의 DC 링크 커패시터들(40)이 방전된다는 점에서만 도 14에 도시된 보호 시스템과 상이하다. 모터 상간 결함 또는 모터 3상 결함이 발생할 때에도 동일한 응답이 또한 호출된다.
도 17은 고정자 권선에서의 권선 간 결함(9)에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위해 도 16에 도시된 보호 시스템에 의해 사용되는 방법(100b)의 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다. 먼저, 보호 로직은 모터(30)의 권선 간 결함(9)이 발생했는지 여부를 결정하도록 구성된다. 이어서, 각각의 인버터의 동일한 행(상부 또는 하부)에 있는 3개의 전력 스위치들에 대해 ASC가 지시된다(단계(102)). 결과는, 보호 기능이 모터(30)를 단락시키고 모터(30)가 제동을 시작하게 한다. 두 번째로, 배터리 접촉기들(48)이 개방되도록 지시된다(단계(104)). 배터리 접촉기들(48)이 개방 상태에 있는 것으로 확인되면, 큰 직류(Id) 요구를 지시(단계(106))함으로써 모터 제어기(50)의 모든 채널들 내의 DC 링크 커패시터들(40)이 방전된다. 마지막으로, 모든 채널들의 DC 링크 커패시터들(40)이 방전되었을 때, 개방된 상태로 유지되는 모터 제어기(50)의 각각의 인버터(14) 내의 모든 스위치들은 폐쇄하도록 지시된다(단계(108)). SSC 상태가 존재할 때, 모터 및 모터 제어기는 안전 동작 모드(44)에 있다. 이는 큰 토크 및 전류 리플을 갖는 위험한 상태의 지속기간을 최소화하는 모터(30)의 신속한 제동을 가능하게 한다. DC 링크 커패시터들(40)을 방전시키는 것은 또한, 지상에서의 후속 유지보수 동작들에서 고장 난 장비의 직원들에 의한 안전한 핸들링을 위해 필요하다.
도 18은 3상 AC 모터(30)의 고정자 권선에서의 권선 간 결함(9)의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성되는 제2 실시예에 따른 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다. 도 18에 도시된 보호 시스템은, 큰 직류(Id)를 지시함으로써 DC 링크 커패시터들(40)을 방전시키는 대신에, 보호 시스템이 전력 스위치들의 다른(단락되지 않은) 행에 있는 3개의 전력 스위치들은 선형 모드에 배치함으로써 DC 링크 커패시터들(40)을 방전시키도록 구성된다는 점에서만 도 16에 도시된 보호 시스템과 상이하다. 전기 추진 제어기(12)로부터 (도 18에 도시되지 않은) 엔진 제어 유닛으로 그리고 그런 다음 엔진 제어 유닛으로부터 (도 18에 도시되지 않은) 인버터 제어기로의 제어 신호들의 체인은 화살표(19)로 표시된다. (화살표(19)는 전기 추진 제어기(12)로부터 인버터로 직접 전송되는 신호를 나타내지 않으며; 그러한 직접적인 통신은 발생하지 않는다.) 모터 상간 결함 또는 모터 3상 결함이 발생할 때에도 동일한 응답이 또한 호출된다.
도 18에서 화살표(19)로 표현된 (스위치 상태 지시들을 포함하는) 제어 신호들의 시퀀스는 전력 스위치들(15a)의 상부 행을 선형 모드에 배치한다(이는 전력 스위치들의 하부 행이 이미 단락된 것으로 가정함). 통상적으로, 전력 전자 스위치들은 폐쇄 모드 또는 개방 모드로 동작된다. 선형 모드에서, 전력 스위치는 폐쇄되거나 개방되는 것이 아니라, 오히려 중간 상태에 있다. 전력 스위치가 개방될 때, 그 저항은 매우 크고 스위치를 통해 흐르는 전류가 없다. 전력 스위치가 폐쇄될 때, 그 저항은 매우 작고 스위치를 통해 흐르는 큰 전류가 있다. 선형 모드에서, 스위치의 저항은, 전력 스위치가 반-폐쇄 또는 반-개방 포지션에 있는 동안 매우 큰 저항 값과 매우 작은 저항 값 사이의 값을 갖는다. 스위치의 이러한 상태는 특정 전압 신호를 스위치의 게이트에 인가함으로써 달성될 수 있다. DC 링크 커패시터(40)를 방전시키기 위해 선형 모드를 사용하는 이점은, 선형 모드에서 스위치 저항을 제어함으로써 커패시터 방전 전류가 제어될 수 있다는 점이다. 커패시터를 방전시킬 때 전력 스위치들이 (완전히) 폐쇄 상태로 전환하도록 지시된다면, 이는 커패시터를 과열시키고 손상시킬 수 있는 매우 큰 방전 전류를 야기할 것이다. DC 링크 커패시터(40)의 제어된 전류 방전을 사용함으로써, 방전 전류가 제한되고, 커패시터 가열이 또한 제한되며 일정 시간에 걸쳐 연장된다.
도 19는 고정자 권선에서의 권선 간 결함(9)에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위해 도 18에 도시된 보호 시스템에 의해 사용되는 방법(100c)의 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다. 먼저, 보호 로직은 모터(30)의 권선 간 결함(9)이 발생했는지 여부를 결정하도록 구성된다. 이어서, 각각의 인버터의 동일한 행(상부 또는 하부)에 있는 3개의 전력 스위치들에 대해 ASC가 지시된다(단계(102)). 두 번째로, 배터리 접촉기들(48)이 개방되도록 지시된다(단계(104)). 배터리 접촉기들(48)이 개방 상태에 있지만 최대 허용 값 미만인 전압을 갖는 것으로 확인되면, 모터 제어기(50)의 모든 채널들 내의 DC 링크 커패시터들(40)은 상부 또는 하부 행의 3개의 전력 스위치들을 선형 모드에 배치함으로써 방전된다(단계(110)). 따라서 DC 링크 커패시터(40)는 하나의 행의 3개의 스위치들을 선형 모드에서 배치함으로써 방전되는 한편, 다른 행의 3개의 스위치들은 모터(30)를 단락시키는 데 사용된다. 마지막으로, 모든 인버터들의 DC 링크 커패시터들(40)이 방전되었을 때, 개방된 상태로 유지되는 각각의 인버터(14) 내의 모든 스위치들은 폐쇄하도록 지시된다(단계(108)).
도 20은 3상 AC 모터(30)의 고정자 권선에서의 권선 간 결함(9)의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성되는 제3 실시예에 따른 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다. 모터 제어기(50)의 각각의 채널은 솔리드 스테이트 스위치(78)와 직렬로 연결된 방전 저항기(79)를 포함하며, 직렬 연결된 엘리먼트들은 DC 링크 커패시터(40)와 병렬로 연결된다. 이 예에서, DC 링크 커패시터들(40)은 방전되어 솔리드 스테이트 스위치(78)에 폐쇄를 지시한다. 전기 추진 제어기(12)로부터 (도 18에 도시되지 않은) 엔진 제어 유닛으로 그리고 그런 다음 엔진 제어 유닛으로부터 솔리드 스테이트 스위치(78)에 대한 (도 18에 도시되지 않은) 구동 회로로의 제어 신호들의 체인은 화살표(13)로 표시된다. (화살표(13)는 전기 추진 제어기(12)로부터 프론트엔드 회로로 직접 전송되는 신호를 나타내지 않으며; 그러한 직접적인 통신은 발생하지 않는다.) 모터 상간 결함 또는 모터 3상 결함이 발생할 때에도 동일한 응답이 또한 호출된다.
도 21은 고정자 권선에서의 권선 간 결함(9)에 대한 응답으로 전기 추진 유닛의 단계적 제어 셧다운을 위해 도 20에 도시된 보호 시스템에 의해 사용되는 방법(100d)의 보호 로직 시퀀스를 도시하는 흐름도이다. 먼저, 보호 로직은 모터(30)의 권선 간 결함(9)이 발생했는지 여부를 결정하도록 구성된다. 이어서, 각각의 인버터의 동일한 행(상부 또는 하부)에 있는 3개의 전력 스위치들에 대해 ASC가 지시된다(단계(102)). 두 번째로, 배터리 접촉기들(48)이 개방되도록 지시된다(단계(104)). 배터리 접촉기들(48)이 개방 상태에 있는 것으로 확인될 때, 모터 제어기(50)의 각각의 채널 내의 DC 링크 커패시터(40)는 솔리드 스테이트 스위치(79)의 폐쇄에 대한 응답으로 방전 저항기(79)에 의해 방전된다(단계(112)). DC 링크 커패시터들(40)이 방전된 후, 개방된 상태로 유지되는 각각의 인버터(14) 내의 모든 스위치들은 폐쇄하도록 지시된다(단계(108)).
모터 제어기(50)의 다른 가능한 비정상 상태는 전력 스위치가 개방에 실패하는 경우이다. 컴퓨터 시뮬레이션의 결과들은, 전력 스위치 개방 결함이 일반적으로 AC인 모터 전류에서 많은 양의 DC 함량을 야기하며, 이는 큰 모터 전류 불균형 또는 큰 DC 링크 전류 리플을 발생시킨다는 것을 보여주었다. 따라서 전력 스위치 개방 결함의 검출(감지)은 이러한 특성들의 존재 또는 이러한 특성들의 조합에 기반할 수 있다. 컴퓨터 시뮬레이션은 전력 스위치 개방 결함 상태 동안 모터 속도 및 토크에 상당한 영향을 미치지는 않는 것으로 나타났다.
전력 스위치가 개방에 실패한다면, 스위치는 개방 상태에서 폐쇄 상태로 전환하도록 제어될 수 없고, 항상 개방 상태로 유지된다. 이 결함의 영향은 두 가지이다. 먼저, 모터 상 전류들(Ia, Ib, Ic)이 높은 DC 함량을 가질 것이다. 일반적으로, 모터 전류들은 정현파 AC 전류들에 가깝지만, 하나의 스위치가 개방된 상태로 유지된다면, 이러한 AC 전류들은 위아래로 시프트될 것이고 DC 컴포넌트를 가질 것이다. 추가로, DC 입력에서, 다수의 인버터들 및 다수의 DC 링크 커패시터들이 있기 때문에, 모터 제어기들의 입력에서 DC 링크 커패시터들 사이에 순환 전류가 있을 것이다.
도 22는 일 실시예에 따라 모터 제어기(50)의 인버터(14)에서 전력 스위치 개방 결함(11)의 결과들을 개선하기 위해 보호 조치를 취하도록 구성된 보호 시스템의 컴포넌트들을 도시하는 도면이다. 시스템은 보호 로직으로 구성된다. 하나의 제안된 구현에서, 보호 로직은 프로세서가 보호 제어 알고리즘을 수행하기 위해 실행하는 코드의 형태이다. 전력 스위치 개방 결함(11)은, 모터 전류 내의 큰 DC 함량의 존재, 모터 위상 전류들의 큰 불균형, 큰 DC 전류 리플, 또는 이러한 조건들의 조합에 의해, 위에서 설명된 바와 같이 검출될 수 있다. 이어서, 호출되는 보호 클리어링 로직은 결함이 발생했을 때의 전기 추진 시스템의 동작 조건에 의존한다. 보다 구체적으로, 약계자 동작 동안 결함이 발생했다면, 즉 많은 양의 Id 전류가 모터(30)에 주입되었을 때, 보호 시퀀스의 최종 단계는 인버터 내의 모든 스위치들의 ASC이다. 결함이 약계자 없이 발생했다면― Id 전류가 주입되지 않았을 때 ―, 보호 시퀀스의 마지막 단계는 모터 제어기(50)에서 SSO(6개의 스위치들의 개방)이어야 한다.
모터(30)의 공칭 동작 속도를 유지할 필요가 있을 때, DC 링크 전압이 비교적 낮으면, 약계자가 사용된다. 모터 속도는 모터 제어기(50)에 의해 제공되는 전압에 비례한다. 모터 속도가 빠를수록, 모터(30)에 의해 생성되는 역 기전력(EMF)이 더 높아질 것이다. 모터 제어기(50)가 특정 속도로 모터(30)를 구동할 수 있기 위해서는, 모터 제어기(50)가 모터 역 EMF에 의해 생성된 전압보다 더 큰 전압을 모터(30)에 제공해야 한다. 그러나 DC 링크 전압이 낮을 때, 모터 제어기(50)는 모터 역 EMF에 의해 생성된 전압을 극복할 수 없다. 이 경우, 약계자 모터 제어 기법이 이용되지 않으면 모터(30)의 속도가 떨어질 것이다. 모터 자속 기준 제어에서, Iq 모터 전류 컴포넌트는 토크를 생성하고 있는 한편, Id 컴포넌트는 자기장을 효과적으로 감소시키고, 그에 따라 회전 모터에 의해 생성된 역 EMF를 감소시키는 모터 전압을 생성하고 있다. 따라서 일반적으로, DC 링크 전압이 충분히 높을 때, 모터 제어기(50)의 Id 전류에 대한 기준점을 0으로 설정하고, Iq 컴포넌트로서 전체 가용 모터 제어기 전류를 사용하여 모터(30)로부터 최대 가용 토크를 추출하는 것이 더 효율적이다. 그러나 DC 링크 전압이 낮고 모터 속도를 유지할 필요가 있을 때, 모터 역 EMF를 감소시켜 낮은 DC 전압 상태 하에서 동작을 가능하게 하기 위해 Id 전류가 주입될 수 있다. Iq 전류는 또한 이러한 상태 하에서, 그러나 통상적으로는 감소된 레벨로 주입되는데, 이는 모터(30)가 토크 생성을 위해가 아니라 자신의 속도를 유지할 수 있게 하기 위해 총 가용 전류의 일부가 사용되기 때문이다. 약계자 동작 동안 전체 토크를 전달하기 위해 모터 제어기 전류 능력을 크게 하는 것이 또한 가능하다.
모터(30)가 약계자 영역에서 구동될 때, 즉 DC 링크 전압이 낮을 때, 모터 역 EMF를 감소시키고 낮은 레벨로 유지하기 위해 Id 전류가 주입되고, 이때 모터 제어기(50)가 갑자기 동작을 중단하고 SSO 조건을 채택한다면, Id 전류는 더는 모터(30)에 주입되지 않는다. 이 조건 하에서, 모터(30)는 동일한 속도로 계속 회전하고, 이 지점에서, 생성된 모터 역 EMF에 대응할 것이 없기 때문에(Id 전류가 0임), 모터 역 EMF가 갑자기 증가한다. 그 다음, 재생된 전압이 모터 제어기(50)의 환류 다이오드들(58)을 통해 정류되고, 결과적인 전압은 배터리(18)에 의해 제공되는 DC 링크 전압보다 상당히 더 높다. 이것이 발생하면, 모터(30)가 제어 불가능하게 배터리(18)에 전력을 다시 재생한다. 배터리(18)가 저 임피던스 소스이고, 재생된 전력이 상당하기 때문에, 결과는 배터리(18)로 다시 흐르는 큰 전류가 된다. 이 전류는 배터리 공칭 충전 전류보다 훨씬 더 클 수 있다. 이러한 바람직하지 않은 조건은 배터리 과충전 및 후속적인 과열 및 열 폭주로 이어질 수 있다. 따라서 약계자 동작 동안, 모터 제어기(50)에 대한 SSO 전략이 사용될 수 없다. 대신에, 모터(30)가 단락되고, 모터(30) 및 모터 제어기(50)에서만 재생된 전류가 순환되도록 ASC가 이용되어야 한다. 그러나 모터(30)가 약계자 동작 모드에 있지 않을 때, 배터리(18)에 덜 유해한 SSO 전략을 이용하는 것이 더 양호하다. 또한, SSO 전략은 ASC가 이용되는 경우에서와 같이 전기 추진 시스템에 추가 제동 항력을 생성하지 않는다.
도 23은 일 실시예에 따라 도 22에 도시된 전력 스위치 개방 결함(11)의 결과들을 개선하기 위한 보호 로직을 도시하는 도면이다. 재생된 전류(Iregen)가 한계 전류보다 크다면 안전 모드(44)가 호출된다. 약계자 동작 영역에 있지 않다면, 모터 제어기(50)는 SSO 모드로 전환하도록 지시되고, 전기 추진 시스템은 완전한 시스템 셧다운을 지시하기보다는 열화된 전기 추진 모터 동작을 계속할 수 있다. 모터(30)가 약계자 모드에서 동작되고 있다면, 모터 제어기(50)는, 3개의 스위치들의 다른 행이 전력 스위치 개방 결함을 가질 때, 인버터의 3개의 스위치들의 하나의 행을 폐쇄하는 ASC 모드로 지시된다. 이어서, 배터리 접촉기들(48)이 개방되도록 지시되고, DC 링크 커패시터(40)는 위에서 논의되고 도 16 - 도 21에 도시된 기법들 중 하나를 사용하여 방전된다. 최종 단계에서, ASC 모드의 모터 제어기(50)는 인버터의 모든 정상(개방 결함 없음) 스위치들을 폐쇄하도록 지시한다.
다양한 실시예들과 관련하여 항공기 전기 추진 모터 구동 시스템을 보호하기 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.
본 명세서에 개시되는 전기 추진 제어기 및 엔진 제어 유닛(일명, 엔진 제어기)은 하드웨어 또는 소프트웨어와 결합된 하드웨어를 사용하여 구현될 수 있다. 예를 들어, 제어기는 구성 가능한 하드웨어, 프로그래밍 가능한 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 중앙 처리 유닛, 마이크로프로세서 또는 디지털 신호 프로세서를 포함할 수 있다. 프로그램 가능 디바이스는 제어기의 하나 이상의 기능들을 구현하기 위해 프로그램 명령들의 형태로 소프트웨어 또는 펌웨어를 실행하도록 구성될 수 있다. 프로그램 명령들은 프로그램 가능 디바이스에 의한 실행을 위해 또는 프로그램 가능 디바이스로의 전달을 위해 임의의 적절한 비-일시적 유형의 컴퓨터 판독 가능 저장 매체에 저장될 수 있다.
청구항들에서 사용되는 바와 같이, "제어 시스템"이라는 용어는 하나 이상의 제어기들을 포함한다. 예를 들어, 제어 시스템은 전기 추진 제어기, 엔진 제어 유닛 및 복수의 인버터 제어기들을 포함할 수 있다.
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 인코딩된 단계들을 포함할 수 있다. 이러한 명령들은 처리 또는 컴퓨팅 시스템에 의해 실행될 때 시스템 디바이스로 하여금, 본 명세서에서 설명한 방법들의 적어도 일부를 수행하게 한다.
주: 다음 단락들은 본 개시내용의 추가 양상들을 설명한다:
A1. 전력 스위치 개방 결함에 대한 응답으로 전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법으로서, 이 방법은:
(a) 모터 제어기의 인버터에서 하나의 행에서의 전력 스위치 개방 결함을 검출하는 단계;
(b) 약계자 동작 동안 전력 스위치 개방 결함이 발생했는지 여부를 결정하는 단계; 및
(c) 단계(b)에서 이루어진 결정에 따라 보호 조치를 취하는 단계를 포함한다.
A2. 단락 A1에서 언급된 방법에서, 단계(c)는, 약계자 동작 동안 전력 스위치 개방 결함이 발생하지 않았다면 인버터의 다른 전력 스위치들을 개방하는 단계를 포함한다.
A3. 단락 A1에서 언급된 방법에서, 약계자 동작 동안 전력 스위치 개방 장애가 발생했다면, 단계(c)는:
인버터의 다른 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계;
모터 제어기로부터 배터리를 분리하기 위해 배터리 접촉기들을 개방하는 단계;
인버터에서 DC 링크 커패시터를 방전시키는 단계; 및
DC 링크 커패시터들이 방전된 후에 한 행 내의 모든 정상 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함한다.
A4. 단락 A3에서 언급된 방법에서, 단계(a)는 모터 전류 내의 큰 DC 함량, 모터 위상 전류들의 큰 불균형, 큰 DC 전류 리플, 또는 이러한 조건들의 조합을 검출하는 단계를 포함한다.
A5. 전기 추진 유닛은:
배터리;
배터리로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스;
DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기;
모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터;
AC 모터에 기계적으로 결합된 프로펠러; 및
동작들을 수행하도록 구성된 제어 시스템을 포함하며, 이 동작들은:
(a) 모터 제어기의 인버터에서 하나의 행에서의 전력 스위치 개방 결함을 검출하는 동작;
(b) 약계자 동작 동안 전력 스위치 개방 결함이 발생했는지 여부를 결정하는 동작; 및
(c) 동작(b)에서 이루어진 결정에 따라 보호 조치를 취하는 동작을 포함한다.

Claims (15)

  1. 결함의 발생에 대한 응답으로 전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법으로서,
    모터 제어기에 전기적으로 결합되고 프로펠러에 기계적으로 결합되는 모터에 의해 재생되는 전류를 재지향시키기 위해 상기 모터 제어기 내의 인버터들의 전력 스위치들에서 단락(short circuit)들을 활성화하는 단계; 및
    상기 모터가 전류를 재생하고 있는 동안 상기 프로펠러를 페더링(feather)하는 단계를 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 모터 제어기로부터 배터리를 분리하기 위해 배터리 접촉기들을 개방하는 단계를 더 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 결함은 하나의 인버터의 전력 스위치들의 행 내의 하나의 전력 스위치에서의 단락이고,
    상기 방법은 상기 모터 제어기의 다른 인버터에서 DC 링크 커패시터를 방전시키는 단계를 더 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 단계는:
    상기 배터리 접촉기들을 개방하기 전에 단락되는 하나의 전력 스위치를 포함하는 전력 스위치들의 행에서 다른 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계; 및
    상기 DC 링크 커패시터가 방전된 후에 상기 모터 제어기 내의 모든 개방 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  5. 제3 항에 있어서,
    상기 결함은 상기 모터의 고정자에서의 단락이고,
    상기 방법은 상기 모터 제어기의 모든 인버터들에서 DC 링크 커패시터들을 방전시키는 단계를 더 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  6. 제5 항에 있어서,
    상기 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 단계는:
    상기 배터리 접촉기들을 개방하기 전에 각각의 인버터에서 전력 스위치들의 한 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계; 및
    상기 DC 링크 커패시터들이 방전된 후에 상기 모터 제어기 내의 모든 개방 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  7. 제3 항에 있어서,
    상기 결함은 DC 버스 결함이고,
    전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 단계는:
    상기 배터리 접촉기들을 개방하기 전에 각각의 인버터에서 전력 스위치들의 한 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계; 및
    상기 DC 링크 커패시터들이 방전된 후에 상기 모터 제어기 내의 모든 개방 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함하는,
    전기 추진 시스템을 보호하기 위한 방법.
  8. 배터리;
    상기 배터리로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 DC 버스;
    상기 DC 버스로부터 DC 전력을 수신하도록 연결된 모터 제어기 ― 상기 모터 제어기는 복수의 인버터들을 포함함 ―;
    상기 모터 제어기로부터 AC 전력을 수신하도록 연결된 AC 모터;
    상기 AC 모터에 기계적으로 결합된 프로펠러 ― 상기 프로펠러는 조정 가능한 피치를 갖는 프로펠러 블레이드들을 포함함 ―;
    페더링 동작 동안 상기 프로펠러 블레이드들의 피치를 조정하도록 구성된 조속기(governor); 및
    동작들을 수행하도록 구성된 제어 시스템을 포함하며,
    상기 동작들은:
    상기 AC 모터에 의해 재생되는 전류를 재지향시키기 위해 상기 모터 제어기 내의 인버터들의 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 동작; 및
    상기 모터가 전류를 재생하고 있는 동안 상기 프로펠러를 페더링하도록 상기 조속기를 활성화하는 동작을 포함하는,
    전기 추진 유닛.
  9. 제8 항에 있어서,
    상기 제어 시스템은 상기 모터 제어기로부터 상기 배터리를 분리하기 위해 배터리 접촉기들의 개방을 활성화하도록 추가로 구성되는,
    전기 추진 유닛.
  10. 제9 항에 있어서,
    상기 제어 시스템은 상기 모터 제어기의 인버터에서 DC 링크 커패시터의 방전을 활성화하도록 추가로 구성되는,
    전기 추진 유닛.
  11. 제10 항에 있어서,
    상기 전력 스위치들에서 단락들을 활성화하는 것은:
    상기 배터리 접촉기들을 개방하기 전에 각각의 인버터에서 전력 스위치들의 한 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 것; 그리고
    상기 DC 링크 커패시터가 방전된 후에 상기 모터 제어기 내의 모든 개방 전력 스위치들을 폐쇄하는 것을 포함하는,
    전기 추진 유닛.
  12. 복수의 인버터들을 포함하는 모터 제어기의 단계적 제어 셧다운(staged controlled shutdown)을 위한 방법으로서,
    (a) 상기 모터 제어기의 각각의 인버터에서 전력 스위치들의 한 행 내의 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계;
    (b) 상기 모터 제어기로부터 배터리를 분리하기 위해 배터리 접촉기들을 개방하는 단계;
    (c) 상기 모터 제어기의 각각의 인버터에서 DC 링크 커패시터를 방전시키는 단계; 및
    (d) 상기 DC 링크 커패시터들이 방전된 후에 상기 모터 제어기 내의 모든 개방 전력 스위치들을 폐쇄하는 단계를 포함하는,
    모터 제어기의 단계적 제어 셧다운을 위한 방법.
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 단계(c)는 큰 직류(Id)를 지시하는 단계를 포함하는,
    모터 제어기의 단계적 제어 셧다운을 위한 방법.
  14. 제12 항에 있어서,
    상기 단계(c)는 상기 인버터의 전력 스위치들의 다른 행 내의 전력 스위치들을 선형 모드에 배치하는 단계를 포함하는,
    모터 제어기의 단계적 제어 셧다운을 위한 방법.
  15. 제12 항에 있어서,
    상기 단계(c)는 상기 DC 링크 커패시터와 병렬로 연결되는 방전 저항기에 직렬로 연결되는 솔리드 스테이트 스위치를 폐쇄하는 단계를 포함하는,
    모터 제어기의 단계적 제어 셧다운을 위한 방법.
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