KR20220055991A - 항공운송수단용 추력장치 - Google Patents

항공운송수단용 추력장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20220055991A
KR20220055991A KR1020200140628A KR20200140628A KR20220055991A KR 20220055991 A KR20220055991 A KR 20220055991A KR 1020200140628 A KR1020200140628 A KR 1020200140628A KR 20200140628 A KR20200140628 A KR 20200140628A KR 20220055991 A KR20220055991 A KR 20220055991A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
thrust device
engine
gravity
center
motor
Prior art date
Application number
KR1020200140628A
Other languages
English (en)
Inventor
정우석
이희광
홍현석
전현우
Original Assignee
현대자동차주식회사
기아 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 현대자동차주식회사, 기아 주식회사 filed Critical 현대자동차주식회사
Priority to KR1020200140628A priority Critical patent/KR20220055991A/ko
Priority to DE102021204444.1A priority patent/DE102021204444A1/de
Priority to US17/307,721 priority patent/US11591082B2/en
Priority to CN202110534083.2A priority patent/CN114476092A/zh
Publication of KR20220055991A publication Critical patent/KR20220055991A/ko

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0041—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors
    • B64C29/0058—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors with vertical jet
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0083—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by several motors of different type
    • 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
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • 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
    • B64D27/16—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type
    • B64D27/20—Aircraft characterised by the type or position of power plants of jet type within, or attached to, fuselages
    • 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
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/09—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure
    • B64D31/10—Initiating means actuated automatically in response to power plant failure for preventing asymmetric thrust
    • 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
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
    • 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
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/04—Arrangement thereof in or on aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0041—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors
    • B64C29/005—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by jet motors the motors being fixed relative to the fuselage
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)

Abstract

본 발명은 메인추력장치 외에 보조적인 추진력을 생성 가능한 추력장치를 추가하여 비행체의 안전한 이착륙이 가능한 기술에 관한 것으로, 본 발명에서는, 동체의 좌우에 고정된 날개; 상기 날개에 설치되어 추진력을 생성하는 로터; 엔진과 배터리에서 동력을 공급받는 모터를 이용하여 상기 로터에 구동력을 제공하는 메인추력장치; 및 상기 동체에 설치되어 보조적인 추진력을 생성하고, 무게중심이 기체의 무게중심과 일치하도록 설치된 보조추력장치;를 포함하여 구성되는 항공운송수단용 추력장치가 소개된다.

Description

항공운송수단용 추력장치{Device for generating thrust for air transport}
본 발명은 메인추력장치 외에 보조적인 추진력을 생성 가능한 추력장치를 추가하여 비행체의 안전한 이착륙이 가능하도록 한 항공운송수단용 추력장치에 관한 것이다.
전기 추진 방식 수직 이착륙 기체가 등장하기 전 제트엔진 혹은 엔진 기반의 수직 이착륙 기체들은 주로 틸팅 팬 타입이 적용되어 왔다.
이때, 엔진의 개수는 엔진 고장을 고려한 이중화, 롤방향 자세 안정성 등의 이슈로 인해 엔진/덕티드 팬이 4대 이상 탑재된 수직 이착륙 기체가 고안되어 왔다.
이들은 엔진 시스템을 4대 이상 탑재하기 때문에 상당히 복잡한 시스템을 갖게 되며, 팬의 특성상 전진 기동시 유동박리 등으로 인한 큰 성능 저하 및 비행 안정성 저하라는 문제를 갖고 있다.
특히, 수직 이착륙 기체는 별도의 활주로가 필요 없이 수직 이착륙이 가능하여, 고가의 항공 인프라 없이도 서비스를 가능하게 해주는 큰 장점이 있으나, 비행체 기동 중 사고율이 높아 안전성 보장에 대한 방안이 요구되고 있다.
상기의 배경기술로서 설명된 사항들은 본 발명의 배경에 대한 이해 증진을 위한 것일 뿐, 이 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 이미 알려진 종래기술에 해당함을 인정하는 것으로 받아들여져서는 안 될 것이다.
US 5131605 A US 5115996 A
본 발명은 전술한 바와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출한 것으로, 메인추력장치 외에 보조적인 추진력을 생성 가능한 추력장치를 추가하여 비행체의 안전한 이착륙이 가능하도록 한 항공운송수단용 추력장치를 제공하는 데 있다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 구성은, 동체의 좌우에 고정된 날개; 상기 날개에 설치되어 추진력을 생성하는 로터; 엔진과 배터리에서 동력을 공급받는 모터를 이용하여 상기 로터에 구동력을 제공하는 메인추력장치; 및 상기 동체에 설치되어 보조적인 추진력을 생성하고, 무게중심이 기체의 무게중심과 일치하도록 설치된 보조추력장치;를 포함하는 것을 특징으로 할 수 있다.
상기 보조추력장치는 마이크로 제트엔진으로, 상기 마이크로 제트엔진이 무게중심의 전방 및 후방에 각각 대칭되게 설치될 수 있다.
상기 무게중심이 날개의 전방에 위치하도록 구성할 수 있다.
상기 마이크로 제트엔진은 날개의 전방과 후방에 각각 설치될 수 있다.
상기 마이크로 제트엔진은 날개의 전방 좌우와, 날개의 후방 좌우에 대칭되게 설치될 수 있다.
상기 엔진이 무게중심의 전방에 설치되고; 상기 엔진에 연료를 공급하는 연료탱크가 무게중심의 후방에 설치될 수 있다.
상기 엔진이 무게중심의 후방에 설치되고; 상기 엔진에 연료를 공급하는 연료탱크가 엔진의 전방에 설치될 수 있다.
상기 엔진이 무게중심과 최대한 가깝게 설치될 수 있다.
수직 이착륙 기동과정에서 메인추력장치에 의한 추력 생성량이 부족한 경우, 마이크로 제트엔진을 작동하여 추력 부족분을 보상하도록 제어하는 제어기;를 더 포함할 수 있다.
상기 제어기는 상기 마이크로 제트엔진의 작동 전에 각 모터에 공급되는 전력을 균일하게 제어할 수 있다.
상기 제어기는, 모터에 전력을 공급하는 배터리 SOC가 기준값 이하시, 인버터 제어를 통해 각 모터의 공급전력을 균일하게 제어할 수 있다.
상기 제어기는, 로터 또는 모터의 고장시, 고장이 발생한 로터 또는 모터와 대칭되게 위치한 모터의 전력을 차단하여, 각 모터의 공급전력을 균일하게 제어할 수 있다.
상기한 과제 해결수단을 통해 본 발명은, 보조추력장치로서 연료공급에 의해 구동되는 마이크로 제트엔진을 사용함으로써, 전기적 추력장치와 별도 운영이 가능하여 추력장치의 이중화가 가능해지게 되는바, 전기추진시스템의 오류 등에 대해 비행체의 강건한 수직 이착륙 기동을 보장할 수 있는 장점이 있다.
더불어, 마이크로 제트엔진이 메인추력장치에 사용되는 엔진의 연료시스템을 공유함으로써, 마이크로 제트엔진 탑재를 위한 부수적인 부품의 무게를 줄여 기체 중량을 감소시키는 효과가 있다.
또한, 마이크로 제트엔진은 연소 과정을 동반한 추력장치이기 때문에 로터 대비 디스크로딩이 매우 높아 작은 직경의 엔진을 활용하면서도 전체 비행체 무게의 20% 수준에 해당하는 추력을 발생시킬 수 있어 보조추력장치 고려에 따른 비행체의 설계변경을 최소화하는 효과도 있다.
도 1은 본 발명에 따른 항공운송수단의 전체 시스템 구성을 예시한 도면.
도 2는 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치의 배치구조를 예시한 제1실시예 구성.
도 3은 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치의 배치구조를 예시한 제2실시예 구성.
도 4는 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치의 배치구조를 예시한 제3실시예 구성.
도 5는 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치의 배치구조를 예시한 제4실시예 구성.
도 6은 본 발명에 따른 보조추력장치의 사용 프로세스를 예시한 도면.
도 7은 본 발명에 따른 보조추력장치의 다른 사용 프로세스를 예시한 도면.
본 발명의 바람직한 실시예를 첨부된 도면에 의하여 상세히 설명하면 다음과 같다.
도 1은 본 발명에 따른 항공운송수단의 전체 시스템 구성을 예시한 도면이다.
도면을 참조하면, 본 발명의 항공운송수단용 추력장치는, 동체(1)의 좌우에 고정된 날개(3); 상기 날개(3)에 설치되어 추진력을 생성하는 로터(17); 엔진(7)과 모터(15)를 이용하여 상기 로터(17)에 구동력을 제공하는 메인추력장치; 및 상기 동체(1)에 설치되어 보조적인 추진력을 생성하고, 무게중심(CG)이 기체의 무게중심(CG)과 일치하도록 설치된 보조추력장치;를 포함하여 구성이 된다.
구체적으로 살펴보면, 동체(1)에 연료탱크(5)와 엔진(7)이 설치되고 연료탱크(5)에서 공급되는 연료를 엔진(7)에서 연소시켜 동력을 생성한다.
그리고, 상기 엔진(7)에서 생성되는 동력이 동체(1)에 설치된 제너레이터(9)를 통해 전력으로 변환된다.
아울러, 날개(3)의 내부에 배터리(13)가 설치되고, 상기 제너레이터(9)에 의해 변환된 전력이 전력분배기(11)를 통해 배터리(13)의 전력과 합쳐지게 된다.
그리고, 상기 좌우 날개(3)에 복수의 로터(17)가 대칭되게 설치되고, 각 로터(17)에 모터(15)가 독립적으로 설치될 수 있으며, 각 모터(15)가 배터리(13)에 연결되어 전력을 공급받도록 구성이 된다.
이에, 배터리(13)의 전력이 각 모터(15)로 분배되어 로터(17)를 구동시키게 됨으로써, 메인추력장치를 통해 항공운송수단(이하, '비행체'로 칭함)를 추진 작동시킬 수 있게 된다.
다만, 기체의 수직 이착륙 과정에서 메인추력장치의 추진력이 부족한 경우, 보조추력장치를 통해 비행체를 추진 작동시킬 수 있다.
즉, 메인추력장치는 날개(3)에 설치되는 반면, 보조추력장치는 동체(1)에 설치됨으로써 보조추력장치의 추진력 발생위치가 메인추력장치의 추진력 발생위치와 겹쳐지지 않고, 특히 전체 비행체의 무게중심(CG)과 보조추력장치의 무게중심(CG)이 서로 일치하기 때문에 보조추력장치에 의한 추력 생성시 롤링 또는 피칭 없이 기체를 안정적으로 수직 이착륙시킬 수 있게 된다.
아울러, 상기 보조추력장치로 마이크로 제트엔진(19)의 적용이 가능한 것으로, 상기 마이크로 제트엔진(19)이 무게중심(CG)의 전방 및 후방에 각각 대칭되게 설치될 수 있다.
이러한, 마이크로 제트엔진(19)은 상기 연료탱크(5) 내의 연료를 공급받아 구동이 된다.
즉, 보조추력장치는 최소화된 무게와 부피를 가져 전체 시스템에 큰 영향을 주지 않으면서도 비행체의 안전성 보장을 위해 충분한 추력을 제공해야 한다.
이에, 추력 대비 중량비가 상대적으로 작은 마이크로 제트엔진(19)을 보조추력장치로 활용함으로써, 기체 무게 대비하여 높은 추력을 제공할 수 있고, 또한 연료탱크(5)를 엔진(7)과 공유함으로써 보조추력장치의 무게를 감소시키는 것은 물론, 구조를 간소화하여 보조추력장치의 탑재 위치에 대한 자유도를 높일 수 있게 된다.
한편, 도 2는 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치를 배치한 제1실시예 구성이고, 도 3은 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치를 배치한 제2실시예 구성이며, 도 4는 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치를 배치한 제3실시예 구성이고, 도 5는 본 발명에 따른 메인추력장치와 보조추력장치를 배치한 제4실시예 구성을 나타낸 도면이다.
이에, 각 실시예 구성을 도시한 도면을 참조하면, 기체의 무게중심(CG)이 날개(3)의 전방에 위치하도록 구성이 된다.
예컨대, 도 2 및 도 3과 같이 날개(3)가 동체(1)의 중간부분에 고정된 타입의 기체의 경우, 상기 무게중심(CG)이 상기 날개(3)의 앞쪽에 위치하면서 동체(1)의 중앙부분에 위치하게 된다.
또한, 도 4 및 도 5와 같이 날개(3)가 동체(1)의 후방에 고정된 타입의 기체의 경우에도, 상기 무게중심(CG)이 상기 날개(3)의 앞쪽에 위치하면서 동체(1)의 중앙부분에 위치하게 된다.
그리고, 상기 마이크로 제트엔진(19)은 날개(3)의 전방과 후방에 각각 설치된다.
구체적으로, 상기 마이크로 제트엔진(19)은 날개(3)의 전방 좌우와, 날개(3)의 후방 좌우에 대칭되게 설치되는 구조가 된다.
즉, 동체(1) 내에 무게중심(CG)을 기준으로 대칭되게 4개의 마이크로 제트엔진(19)이 분포하게 되는 것으로, 상기 마이크로 제트엔진(19)이 날개(3)와 동체(1) 간에 결합을 방해하지 않도록 날개(3) 전방 좌우에 1쌍의 마이크로 제트엔진(19)이 설치되고, 날개(3) 후방 좌우에 1쌍의 마이크로 제트엔진(19)이 설치된다.
한편, 엔진(7)과 연료탱크(5)의 위치가 무게중심(CG)을 고려하여 배치될 수 있다.
일례로, 도 2 및 도 4에 도시한 바와 같이, 상기 엔진(7)이 무게중심(CG)의 전방에 설치되고; 상기 엔진(7)에 연료를 공급하는 연료탱크(5)가 무게중심(CG)의 후방에 설치될 수 있다.
즉, 엔진(7)이 무게중심(CG)의 전방에 위치하는 배치구조로서, 연료탱크(5)는 상기 무게중심(CG)을 기준으로 엔진(7)과 반대 위치에 설치하게 된다.
다른 예시로서, 도 3 및 도 5에 도시한 바와 같이, 상기 엔진(7)이 무게중심(CG)의 후방에 설치되고; 상기 엔진(7)에 연료를 공급하는 연료탱크(5)가 엔진(7)의 전방에 설치될 수 있다.
이때에는, 상기 엔진(7)이 무게중심(CG)과 최대한 가깝게 설치될 수 있다.
즉, 엔진(7)이 무게중심(CG)의 후방에 위치하는 배치구조로서, 비행 중 연료 소모를 통한 연료탱크(5) 내 연료 무게 감소를 고려하여 엔진(7)을 무게중심(CG) 후방에 위치시키되, 엔진(7)을 무게중심(CG)과 최대한 가깝게 설치하게 된다.
한편, 도 6은 본 발명에 따른 보조추력장치의 사용 프로세스를 예시한 도면이고, 도 7은 본 발명에 따른 보조추력장치의 다른 사용 프로세스를 예시한 도면으로, 본 발명에서 보조추력장치로 사용되는 마이크로 제트엔진(19)은, 메인추력장치의 추력이 부족한 경우 작동하도록 제어할 수 있다.
이를 위해, 본 발명에서는 비행체의 수직 이착륙 기동과정에서 메인추력장치에 의한 추력 생성량이 부족한 경우, 마이크로 제트엔진(19)을 작동하여 추력 부족분을 보상하도록 제어하는 제어기(21);를 더 포함하여 구성이 된다.
특히, 상기 제어기(21)는 상기 마이크로 제트엔진(19)의 작동 전에 각 모터(15)에 공급되는 전력을 균일하게 제어하도록 구성할 수 있다.
참고로, 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 제어기(21)는 차량의 다양한 구성 요소의 동작을 제어하도록 구성된 알고리즘 또는 상기 알고리즘을 재생하는 소프트웨어 명령어에 관한 데이터를 저장하도록 구성된 비휘발성 메모리(도시되지 않음) 및 해당 메모리에 저장된 데이터를 사용하여 이하에 설명되는 동작을 수행하도록 구성된 프로세서(도시되지 않음)를 통해 구현될 수 있다. 여기서, 메모리 및 프로세서는 개별 칩으로 구현될 수 있다. 대안적으로는, 메모리 및 프로세서는 서로 통합된 단일 칩으로 구현될 수 있다. 프로세서는 하나 이상의 프로세서의 형태를 취할 수 있다.
더불어, 본 발명에서 메인추력장치에 의한 추력 생성량이 부족한 경우의 바람직한 예시로서, 모터(15)에 전력을 공급하는 배터리(13) SOC가 기준값 이하인 경우일 수 있다.
이 경우, 인버터 제어를 통해 각 모터(15)의 공급전력을 균일하게 제어할 수 있다.
아울러, 본 발명에서 메인추력장치에 의한 추력 생성량이 부족한 경우의 다른 예시로서, 로터(17) 또는 모터(15)가 고장인 경우일 수 있다.
이 경우, 고장이 발생한 로터(17) 또는 모터(15)와 대칭되게 위치한 모터(15)의 전력을 차단하여, 각 모터(15)의 공급전력을 균일하게 제어할 수 있다.
즉, 비행체의 수직 이착륙 기동 중 로터(17)의 파손, 배터리(13)의 낮은 SOC, 분산 전기 추진 시스템의 오작동과 같은 비상 상황이 발생하는 경우, 보조추력장치가 작동되어 부족한 추력을 보충하게 되고, 이에 비행체의 안전한 이착륙 기동을 수행하게 된다.
이하에서, 도 6을 참조하여, 수직 이착륙 기동 중 모터(15)에 공급되는 전력이 불안정 상황에서 마이크로 제트엔진(19)을 통해 추력을 보조하는 작동을 설명한다.
비행체의 수직 이착륙 기동 중 낮은 배터리(13) SOC 또는 전력 공급이 불안정한 상황 발생하는 경우, 기체의 무게중심(CG)을 기준으로 추력이 평형을 이루도록 인버터를 통한 모터(15) 제어를 통해 전체 모터(15)에 제공되는 전력이 균일하게 되도록 조절한다.
이 후, 마이크로 제트엔진(19)을 작동시킨다.
이에, 마이크로 제트엔진(19)에서 약 2개 로터(17) 수준의 추력을 제공하여 비행체의 중량을 지지함으로써, 추력 부족분을 보상하여 비행체의 추력을 조절하게 된다.
따라서, 비행체의 안전한 수직 이착륙 기동을 보조할 수 있게 된다.
계속해서, 도 7을 참조하며, 수직 이착륙 기동 중 로터(17) 혹은 모터(15)의 고장이 발생하여 추력 불균형이 발생하는 상황에서 마이크로 제트엔진(19)을 작동하여 추력을 보조하는 작동을 설명한다.
비행체의 수직 이착륙 기동 중 로터(17) 파손 혹은 모터(15)의 고장으로 비행체의 좌우 추력이 불균형한 상황이 발생하는 경우, 고장이 발생한 로터(17) 혹은 모터(15)의 작동을 중지시킨 후, 무게중심(CG)을 기준으로 이와 대칭되는 위치에 있는 모터(15)의 전력 공급을 차단한다.
이 후, 마이크로 제트엔진(19)을 작동시킨다.
이에, 마이크로 제트엔진(19)에서 약 2개 로터(17) 수준의 추력을 제공하여 비행체의 중량을 지지함으로써, 추력 부족분을 보상하여 비행체의 추력을 조절하게 된다.
따라서, 비행체의 안전한 수직 이착륙 기동을 보조할 수 있게 된다.
상술한 바와 같이, 본 발명은 보조추력장치로서 연료공급에 의해 구동되는 마이크로 제트엔진(19)을 사용함으로써, 전기적 추력장치와 별도 운영이 가능하여 추력장치의 이중화가 가능해지게 되는바, 전기추진시스템의 오류 등에 대해 비행체의 강건한 수직 이착륙 기동을 보장할 수 있게 된다.
더불어, 마이크로 제트엔진(19)이 메인추력장치에 사용되는 엔진(7)의 연료시스템을 공유함으로써, 마이크로 제트엔진(19) 탑재를 위한 부수적인 부품의 무게를 줄여 기체 중량을 감소시킬 수 있다.
또한, 마이크로 제트엔진(19)은 연소 과정을 동반한 추력장치이기 때문에 로터(17) 대비 디스크로딩이 매우 높아 작은 직경의 엔진(7)을 활용하면서도 전체 비행체 무게의 20% 수준에 해당하는 추력을 발생시킬 수 있어 보조추력장치 고려에 따른 비행체의 설계변경을 최소화할 수 있게 된다.
한편, 본 발명은 상기한 구체적인 예에 대해서만 상세히 설명되었지만 본 발명의 기술사상 범위 내에서 다양한 변형 및 수정이 가능함은 당업자에게 있어서 명백한 것이며, 이러한 변형 및 수정이 첨부된 특허청구범위에 속함은 당연한 것이다.
1 : 동체
3 : 날개
5 : 연료탱크
7 : 엔진
9 : 제너레이터
11 : 전력분배기
13 : 배터리
15 : 모터
17 : 로터
19 : 마이크로 제트엔진
21 : 제어기
CG : 무게중심

Claims (12)

  1. 동체의 좌우에 고정된 날개;
    상기 날개에 설치되어 추진력을 생성하는 로터;
    엔진과 모터를 이용하여 상기 로터에 구동력을 제공하는 메인추력장치; 및
    상기 동체에 설치되어 보조적인 추진력을 생성하고, 무게중심이 기체의 무게중심과 일치하도록 설치된 보조추력장치;를 포함하는 항공운송수단용 추력장치.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 보조추력장치는 마이크로 제트엔진으로, 상기 마이크로 제트엔진이 무게중심의 전방 및 후방에 각각 대칭되게 설치된 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 무게중심이 날개의 전방에 위치하도록 구성한 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  4. 청구항 2에 있어서,
    상기 마이크로 제트엔진은 날개의 전방과 후방에 각각 설치되는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  5. 청구항 2에 있어서,
    상기 마이크로 제트엔진은 날개의 전방 좌우와, 날개의 후방 좌우에 대칭되게 설치되는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  6. 청구항 1에 있어서,
    상기 엔진이 무게중심의 전방에 설치되고;
    상기 엔진에 연료를 공급하는 연료탱크가 무게중심의 후방에 설치되는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 엔진이 무게중심의 후방에 설치되고,
    상기 엔진에 연료를 공급하는 연료탱크가 엔진의 전방에 설치되는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  8. 청구항 6에 있어서,
    상기 엔진이 무게중심과 최대한 가깝게 설치되는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  9. 청구항 2에 있어서,
    수직 이착륙 기동과정에서 메인추력장치에 의한 추력 생성량이 부족한 경우, 마이크로 제트엔진을 작동하여 추력 부족분을 보상하도록 제어하는 제어기;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  10. 청구항 9에 있어서,
    상기 제어기는 상기 마이크로 제트엔진의 작동 전에 각 모터에 공급되는 전력을 균일하게 제어하는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  11. 청구항 10에 있어서,
    상기 제어기는, 모터에 전력을 공급하는 배터리 SOC가 기준값 이하시, 인버터 제어를 통해 각 모터의 공급전력을 균일하게 제어하는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
  12. 청구항 10에 있어서,
    상기 제어기는, 로터 또는 모터의 고장시, 고장이 발생한 로터 또는 모터와 대칭되게 위치한 모터의 전력을 차단하여, 각 모터의 공급전력을 균일하게 제어하는 것을 특징으로 하는 항공운송수단용 추력장치.
KR1020200140628A 2020-10-27 2020-10-27 항공운송수단용 추력장치 KR20220055991A (ko)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200140628A KR20220055991A (ko) 2020-10-27 2020-10-27 항공운송수단용 추력장치
DE102021204444.1A DE102021204444A1 (de) 2020-10-27 2021-05-04 Vorrichtung zur schuberzeugung für den lufttransport
US17/307,721 US11591082B2 (en) 2020-10-27 2021-05-04 Apparatus for generating thrust for air transport
CN202110534083.2A CN114476092A (zh) 2020-10-27 2021-05-17 产生用于航空运输的推力的设备

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020200140628A KR20220055991A (ko) 2020-10-27 2020-10-27 항공운송수단용 추력장치

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20220055991A true KR20220055991A (ko) 2022-05-04

Family

ID=81076761

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020200140628A KR20220055991A (ko) 2020-10-27 2020-10-27 항공운송수단용 추력장치

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11591082B2 (ko)
KR (1) KR20220055991A (ko)
CN (1) CN114476092A (ko)
DE (1) DE102021204444A1 (ko)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11840351B2 (en) * 2021-04-05 2023-12-12 Beta Air, Llc Aircraft for self-neutralizing flight

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5115996A (en) 1990-01-31 1992-05-26 Moller International, Inc. Vtol aircraft
US5131605A (en) 1991-06-12 1992-07-21 Grumman Aerospace Corporation Four engine VTOL aircraft

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3041018A (en) * 1958-04-18 1962-06-26 Short Brothers & Harland Ltd Aircraft adapted for vertical take-off and landing
FR1340226A (fr) * 1962-08-04 1963-10-18 Snecma Procédé et dispositif accroissant la sécurité des aérodynes comportant de multiples turbo-réacteurs de sustentation
EP2625098A4 (en) * 2010-10-06 2018-01-17 Donald Orval Shaw Aircraft with wings and movable propellers
US10086931B2 (en) * 2016-08-26 2018-10-02 Kitty Hawk Corporation Multicopter with wide span rotor configuration
CN106828945B (zh) * 2017-01-23 2019-02-15 中国人民解放军防空兵学院 油电混合旋翼无人机多动力源解耦与矢量控制装置及方法
US10737797B2 (en) * 2017-07-21 2020-08-11 General Electric Company Vertical takeoff and landing aircraft

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5115996A (en) 1990-01-31 1992-05-26 Moller International, Inc. Vtol aircraft
US5131605A (en) 1991-06-12 1992-07-21 Grumman Aerospace Corporation Four engine VTOL aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
DE102021204444A1 (de) 2022-04-28
US20220126998A1 (en) 2022-04-28
CN114476092A (zh) 2022-05-13
US11591082B2 (en) 2023-02-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11066161B2 (en) Electrically or hybrid powered multirotor aircraft with optimized energy consumption
US11873085B2 (en) VTOL aircraft with tilting rotors and tilting ducted fans
US10676188B2 (en) Tiltrotor aircraft having a downwardly tiltable aft rotor
US8317126B2 (en) Aircraft having a lift/propulsion unit
JP2023134581A (ja) 電力システムアーキテクチャとこれを用いたフォールトトレラントｖｔｏｌ航空機
US6561455B2 (en) Vertical take-off and landing, aerodynamically self-sustained horizontal flight hybrid aircraft
US6340133B1 (en) System to transform a horizontal take-off and self-sustained horizontal flight airplane into self-sustained horizontal flight, vertical landing and take-off, hybrid integrated airplane
WO2019122926A1 (en) A tandem wing tail-sitting aircraft with tilting body
US20200164975A1 (en) Tilting duct compound helicopter
JP2008518828A (ja) 高揚力の分散型アクティブフローコントロールシステムおよび方法
US20180362169A1 (en) Aircraft with electric and fuel engines
JP2023533068A (ja) 電気航空機における配電のシステムおよび方法
US3038683A (en) Vtol aircraft
US20210078702A1 (en) Aircraft having support stays for wings in which hydrogen pipes or electrical conductors are arranged
KR20220055991A (ko) 항공운송수단용 추력장치
US20200324908A1 (en) Electric drive system for an aircraft with a minimal yawing moment
KR20230154169A (ko) 전기 분배 추진 시스템이 장착된 비행선
US20210122465A1 (en) Vtol aircraft
WO2024035711A1 (en) Aircraft with hybrid parallel and series propulsion system
WO2019145704A1 (en) Airborne urban mobility vehicle
US3622104A (en) Aircraft
JP7478551B2 (ja) 推進装置、および飛行体
US11993392B2 (en) Auxiliary propulsion apparatus for air vehicle
US20230391449A1 (en) Aircraft
US11939049B2 (en) Air mobility vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination