KR20220092064A

KR20220092064A - 비행체의 보조 추진 장치

Info

Publication number: KR20220092064A
Application number: KR1020200183448A
Authority: KR
Inventors: 정우석; 김귀택; 전윤철; 조현기
Original assignee: 현대자동차주식회사; 기아 주식회사
Priority date: 2020-12-24
Filing date: 2020-12-24
Publication date: 2022-07-01
Also published as: DE102021208305A1; US20220204178A1; CN114671032A; US11993392B2; US20240270403A1

Abstract

본 발명은 비행체에 탑재된 엔진; 상기 엔진의 동력으로 구동될 수 있도록 설치된 제너레이터; 상기 엔진 또는 제너레이터에 의해 구동될 수 있도록 설치된 압축기; 상기 제너레이터에서 발전된 전기를 저장할 수 있도록 구비된 배터리; 상기 제너레이터에서 발전된 전기를 상기 배터리와 메인 추진 장치로 배분할 수 있도록 구비된 전력분배기; 상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 동체의 외부로 분출시킬 수 있도록 구비된 적어도 하나 이상의 노즐장치를 포함하여 구성된다.

Description

비행체의 보조 추진 장치{AUXILIARY PROPULSION DEVICE FOR AIRCRAFT}

본 발명은 UAM(Urban Air Mobility)과 같은 비행체에 사용될 수 있는 보조 추진 장치에 관한 기술이다.

UAM 등과 같은 비행체는 메인 추진 장치의 고장 시에 추진력을 보조 또는 대체할 수 있는 보조 추진 장치가 함께 구비되면, 안전성을 크게 향상시킬 수 있지만, 일반적으로 탑재 중량이 커지고 탑승 공간이 축소되며, 동체의 항력을 증가시키며, 항속거리를 감소시키는 부작용이 있다.

상기 발명의 배경이 되는 기술로서 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 2017/0057621 A1 US 2020/0300166 A1

본 발명은 비행체의 양력 및 순항에 필요한 보조 추진력을 원활하고 유연하게 제공할 수 있도록 하여, 비행체의 안전성 및 비행성능을 향상시키도록 하면서도, 동체의 항력 증가 및 탑승 공간의 축소를 최소화하고, 항속거리를 증대시킬 수 있도록 하는 비행체의 보조 추진 장치를 제공함에 그 목적이 있다.

상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명 비행체의 보조 추진 장치는,

비행체에 탑재된 엔진;

상기 엔진의 동력으로 구동될 수 있도록 설치된 제너레이터;

상기 엔진 또는 제너레이터에 의해 구동될 수 있도록 설치된 압축기;

상기 제너레이터에서 발전된 전기를 저장할 수 있도록 구비된 배터리;

상기 제너레이터에서 발전된 전기를 상기 배터리와 메인 추진 장치로 배분할 수 있도록 구비된 전력분배기;

상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 동체의 외부로 분출시킬 수 있도록 구비된 적어도 하나 이상의 노즐장치;

를 포함하여 구성된 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명은 상기 엔진으로부터 제너레이터로 전달되는 동력을 단속할 수 있도록 구비된 제1클러치;

상기 제1클러치와 직렬로 설치되어, 상기 엔진으로부터 상기 제1클러치를 통해 압축기로 전달되는 동력을 단속할 수 있도록 구비된 제2클러치;

를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 엔진의 출력축과 상기 제1클러치 및 제2클러치는 동심축을 이루어 배치되고;

상기 제1클러치와 제2클러치 사이의 중간축을 통해 상기 제너레이터로 동력을 전달할 수 있도록 구성될 수 있다.

상기 엔진의 고장 시, 상기 제1클러치를 해제하고 제2클러치만 체결한 상태에서, 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동시키도록 구성된 컨트롤러;

를 더 포함하여 구성될 수 있다.

상기 노즐장치는

상기 비행체의 동체 하측으로 고압가스를 분출시킬 수 있도록 구비된 양력 형성용 노즐장치와;

상기 동체의 후방으로 고압가스를 분출시킬 수 있도록 구비된 추력 형성용 노즐장치;

를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 양력 형성용 노즐장치는

동체의 전방 하측에 구비된 전방노즐과, 동체의 후방 하측에 구비된 후방노즐을 포함하여 구성될 수 있다.

상기 전방노즐과 후방노즐은 서로 대칭되게 마주하는 선형으로 이루어질 수 있다.

상기 전방노즐은 상기 압축기와 전방가스관으로 연결되고;

상기 전방가스관에는 상기 전방노즐로 분출될 고압가스의 유량을 조절하는 전방가스밸브가 구비되며;

상기 전방노즐과 전방가스관의 사이에는 고압가스를 일시 저장하는 전방탱크가 구비되어, 상기 선형의 전방노즐에서 고르게 고압가스를 분출하도록 구성될 수 있다.

상기 후방노즐은 상기 압축기와 후방가스관으로 연결되고;

상기 후방가스관에는 상기 후방노즐로 분출될 고압가스의 유량을 조절하는 후방가스밸브가 구비되며;

상기 후방노즐과 후방가스관의 사이에는 고압가스를 일시 저장하는 후방탱크가 구비되어, 상기 선형의 후방노즐에서 고르게 고압가스를 분출하도록 구성될 수 있다.

상기 추력 형성용 노즐장치는

순항 추력을 형성하도록 고압가스를 동체 후방으로 분출하도록 구비된 추력노즐;

상기 추력노즐과 압축기를 연결하는 추력가스관;

상기 추력가스관에 설치된 추력가스밸브;

을 포함하여 구성될 수 있다.

또한, 상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명 비행체의 보조 추진 장치 제어방법은,

상기 메인 추진 장치에 이상이 발생되면, 상기 제2클러치를 체결하는 단계;

상기 엔진의 고장 여부를 판단하는 단계;

상기 엔진이 고장인 경우 상기 제1클러치를 해제하고 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동하는 단계;

상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 노즐장치로 분사하여 비행체의 추력을 보조하는 단계;

를 포함하여 구성된 것을 특징으로 한다.

또한, 본 발명은 상기 엔진의 고장 여부 판단 결과, 엔진이 정상인 경우, 상기 제1클러치를 연결하여, 상기 엔진의 동력으로 상기 압축기를 구동하는 단계;

를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 비행체의 수직 이착륙 중 상기 메인 추진 장치에 이상이 발생되면, 상기 제2클러치를 체결하는 단계;

상기 엔진의 고장 여부를 판단하는 단계;

상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 양력 형성용 노즐장치로 분사하여 상기 비행체의 이착륙을 돕는 단계;

를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 비행체의 순항 중 추력이 부족한 경우,

상기 제2클러치를 체결하는 단계;

상기 엔진이 고장이 아니면, 상기 제1클러치를 체결하여, 상기 엔진의 동력으로 상기 압축기를 구동하는 단계;

상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 추력 형성용 노즐장치로 분사하여 상기 비행체의 추력을 보조하는 단계;

를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 비행체가 해상에 착륙한 후 육상까지 기동이 필요한 경우,

상기 제2클러치를 체결하는 단계;

상기 엔진이 고장이 아니면, 상기 제1클러치를 체결하여 상기 엔진의 동력으로 상기 압축기를 구동하고, 상기 엔진이 고장이면, 상기 제1클러치를 해제하고 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동하는 단계;

상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 양력 형성용 노즐장치로 분사하여 비행체의 부력을 보조하고, 상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 추력 형성용 노즐장치로 분사하여 비행체의 수상 기동을 위한 추력을 보조하는 단계;

를 포함하여 구성될 수 있다.

본 발명은 비행체의 양력 및 순항에 필요한 보조 추진력을 원활하고 유연하게 제공할 수 있도록 하여, 비행체의 안전성 및 비행성능을 향상시키도록 하면서도, 동체의 항력 증가 및 탑승 공간의 축소를 최소화하고, 항속거리를 증대시킬 수 있도록 한다.

또한, 비행체가 해상에 착륙하여 육상까지 기동이 필요한 경우, 이에 필요한 비행체의 부력 및 추력을 보조할 수 있도록 하여, 별도의 인양 작업 없이 비행체의 육상 회수가 가능하도록 한다.

도 1은 본 발명에 따른 비행체의 보조 추진 장치가 탑재된 비행체를 예시한 도면,
도 2는 도 1의 상측에서 관측한 도면으로서, 엔진과 압축기 및 제너레이터의 연결구조를 설명한 도면,
도 3은 도 1의 주요 부분을 도시한 상세도,
도 4는 도 1의 보조 추진 장치의 구성을 비행체의 측면에서 관측한 도면,
도 5는 도 1의 보조 추진 장치의 구성을 비행체의 하측에서 관측한 도면,
도 6은 도 5의 보조 추진 장치를 다른 각도에서 관측한 도면,
도 7 내지 도 10은 각각 본 발명에 따른 비행체의 보조 추진 장치 제어방법들을 예시한 순서도이다.

본 명세서 또는 출원에 개시되어 있는 본 발명의 실시 예들에 대해서 특정한 구조적 내지 기능적 설명들은 단지 본 발명에 따른 실시 예를 설명하기 위한 목적으로 예시된 것으로, 본 발명에 따른 실시 예들은 다양한 형태로 실시될 수 있으며 본 명세서 또는 출원에 설명된 실시 예들에 한정되는 것으로 해석되어서는 아니 된다.

본 발명에 따른 실시 예는 다양한 변경을 가할 수 있고 여러가지 형태를 가질 수 있으므로 특정실시 예들을 도면에 예시하고 본 명세서 또는 출원에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명의 개념에 따른 실시 예를 특정한 개시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다.

제1 및/또는 제2 등의 용어는 다양한 구성 요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성 요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안된다. 상기 용어들은 하나의 구성 요소를 다른 구성 요소로부터 구별하는 목적으로만, 예컨대 본 발명의 개념에 따른 권리 범위로부터 이탈되지 않은 채, 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소는 제1 구성요소로도 명명될 수 있다.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. 반면에, 어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "직접 연결되어" 있다거나 "직접 접속되어" 있다고 언급된 때에는, 중간에 다른 구성요소가 존재하지 않는 것으로 이해되어야 할 것이다. 구성요소들 간의 관계를 설명하는 다른 표현들, 즉 "~사이에"와 "바로 ~사이에" 또는 "~에 이웃하는"과 "~에 직접 이웃하는" 등도 마찬가지로 해석되어야 한다.

본 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시 예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다. 본 명세서에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 설시된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부분품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미이다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미인 것으로 해석되어야 하며, 본 명세서에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.

이하, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예를 설명함으로써, 본 발명을 상세히 설명한다. 각 도면에 제시된 동일한 참조부호는 동일한 부재를 나타낸다.

도 1 내지 도 6을 참조하면, 본 발명 비행체의 보조 추진 장치의 실시예는, 비행체에 탑재된 엔진(1); 상기 엔진(1)의 동력으로 구동될 수 있도록 설치된 제너레이터(3); 상기 엔진(1) 또는 제너레이터(3)에 의해 구동될 수 있도록 설치된 압축기(5); 상기 제너레이터(3)에서 발전된 전기를 저장할 수 있도록 구비된 배터리(7); 상기 제너레이터(3)에서 발전된 전기를 상기 배터리(7)와 메인 추진 장치(M)로 배분할 수 있도록 구비된 전력분배기(9); 상기 압축기(5)에서 제공되는 고압가스를 동체의 외부로 분출시킬 수 있도록 구비된 적어도 하나 이상의 노즐장치를 포함하여 구성된다.

즉, 본 발명의 보조 추진 장치는 상기 압축기(5)에서 발생된 고압가스를 상기 노즐장치를 통해 분출하도록 함으로써, 상기 비행체에 필요한 양력과 추력을 보조할 수 있도록 하는 것이다.

여기서, 상기 메인 추진 장치(M)는 도 1에 예시된 바와 같이 종래의 UAM 등에 사용되는 프로펠러와 상기 프로펠러를 구동하는 모터 및 상기 모터를 구동하는 인버터 등을 포함하여 구성될 수 있다.

상기 메인 추진 장치(M)의 모터에 제공되는 전력은 상기 배터리(7)로부터 제공될 수 있으며, 상기 엔진(1)의 동력으로 구동되는 상기 제너레이터(3)에서 발생된 전력을 직접 공급하여 구동하는 것도 가능하다.

또한, 상기 제너레이터(3)는 상술한 바와 같이 상기 압축기(5)를 구동하는 회전력을 발생시킬 수 있도록 전기 모터로도 기능할 수 있는 것을 의미한다.

참고로, 도면에서 S는 승객이 탑승할 수 있는 시트를 표현한 것으로서, 상기 시트들이 배치된 공간이 비행체의 탑승공간을 의미하는 것으로 볼 수 있다.

상기 엔진(1)으로부터 제너레이터(3)로 전달되는 동력을 단속할 수 있도록 제1클러치(11)가 구비되고, 상기 제1클러치(11)와 직렬로 설치되어, 상기 엔진(1)으로부터 상기 제1클러치(11)를 통해 압축기(5)로 전달되는 동력을 단속할 수 있도록 제2클러치(13)가 구비된다.

따라서, 상기 제1클러치(11)만 체결된 상태에서는 상기 엔진(1)의 동력은 상기 제너레이터(3)에만 전달되고, 상기 압축기(5)에는 전달되지 않으며, 이는 보조 추진력이 필요하지 않을 경우에 사용되는 상태이다.

한편, 상기 제1클러치(11)를 해제되고 제2클러치(13)만 체결된 상태에서는, 상기 제너레이터(3)와 압축기(5)만 동력을 전달할 수 있는 상태로서, 엔진(1)을 배제한 상태에서 상기 제너레이터(3)가 상기 압축기(5)를 구동하도록 함으로써, 엔진(1) 고장 시, 엔진(1)의 드래그를 배제한 상태로 상기 제너레이터(3)가 발생시키는 회전력이 압축기(5)를 구동하는 데에만 사용되도록 할 수 있다.

상기 엔진(1)의 출력축(15)과 상기 제1클러치(11) 및 제2클러치(13)는 동심축을 이루어 배치되고, 상기 제1클러치(11)와 제2클러치(13) 사이의 중간축(17)을 통해 상기 제너레이터(3)로 동력을 전달할 수 있도록 구성된다.

즉, 상기와 같이 엔진(1)의 출력축(15), 제1클러치(11), 제2클러치(13), 압축기(5) 입력축(19)이 모두 동심축을 이루어 배치되면, 상기 엔진(1)의 동력으로 상기 압축기(5)를 구동하는 상황에서 동력전달 손실을 최소화할 수 있는 가장 간단한 구성이 되는 것이다.

한편, 상기 중간축(17)으로부터 상기 제너레이터(3)로의 동력 전달은, 벨트나 체인 또는 외접기어열 등과 같은 다양한 동력전달장치(21)에 의해 이루어지도록 구성할 수 있다.

본 발명은 상기 엔진(1)의 고장 시, 상기 제1클러치(11)를 해제하고 제2클러치(13)만 체결한 상태에서, 상기 배터리(7)의 전력으로 상기 제너레이터(3)를 구동하여 상기 압축기(5)를 구동시키도록 구성된 컨트롤러(23)를 포함하여 구성될 수 있다.

즉, 상기 컨트롤러(23)는 상기 엔진(1)의 상태가 압축기(5) 구동에 도움이 되기 보다는, 상기 제너레이터(3)로 압축기(5)를 구동하는 데에 오히려 방해가 될 수 있는 상황이라고 판단되면, 상기 제1클러치(11)를 해제하여 엔진(1)을 상기 중간축(17)으로부터 분리하고, 상기 제2클러치(13)만 체결하여, 상기 제너레이터(3)가 상기 중간축(17)을 구동하면 그 동력을 상기 압축기(5)의 입력축(19)으로 전달할 수 있도록 하는 것이다.

물론, 상기 컨트롤러(23)는 비행체에 탑재된 다른 제어기의 일부로 구성되거나 별도로 구성될 수 있을 것이다.

상기 노즐장치는 상기 비행체의 동체(25) 하측으로 고압가스를 분출시킬 수 있도록 구비된 양력 형성용 노즐장치와; 상기 동체의 후방으로 고압가스를 분출시킬 수 있도록 구비된 추력 형성용 노즐장치를 포함하여 구성될 수 있다.

즉, 본 실시예에서는 비행체의 수직 이착륙에 도움을 줄 수 있는 양력을 형성하는 양력 형성용 노즐장치와, 비행체의 순항에 필요한 추력을 보조할 수 있는 추력 형성용 노즐장치를 모두 구비하도록 한 것이다.

상기 양력 형성용 노즐장치는 동체의 전방 하측에 구비된 전방노즐(27)과, 동체의 후방 하측에 구비된 후방노즐(29)을 포함하여 구성된다.

즉, 비행체의 동체(25)가 도시된 바와 같이 전후 방향으로 긴 형상을 가지고 있는 상태에서, 그 전방측의 하측에 상기 전방노즐(27)을 구비하고, 그 후방측의 하측에 상기 후방노즐(29)을 구비하여, 상기 전방노즐(27)과 후방노즐(29)에서 함께 고압가스를 분출하여 양력을 발생시키면, 상기 비행체의 동체(25)가 전후 방향으로 기울어지지 않고, 수평 상태를 유지하면서, 수직 이착륙에 필요한 안정된 양력을 보조 받을 수 있도록 하는 것이다.

상기 전방노즐(27)과 후방노즐(29)은 서로 대칭되게 마주하는 선형으로 이루어질 수 있다.

여기서, 상기 "선형"은 직선, 원호 등과 같은 것을 포함하는 의미로 사용된 것으로서, 도 5를 참조하면, 상기 전방노즐(27)과 후방노즐(29)은 서로 대칭되게 마주하는 원호 형상으로 형성되어 있다.

상기와 같이 전방노즐(27)과 후방노즐(29)이 서로 대칭되게 마주하는 선형으로 이루어지면, 상기 전방노즐(27)과 후방노즐(29)에서 동시에 분출되는 고압가스에 의해 상기 비행체의 자세를 안정되게 유지하면서 수직 이착륙에 필요한 양력을 공급하는 효과를 얻을 수 있다.

상기 전방노즐(27)은 상기 압축기(5)와 전방가스관(31)으로 연결되고; 상기 전방가스관(31)에는 상기 전방노즐(27)로 분출될 고압가스의 유량을 조절하는 전방가스밸브(33)가 구비되며; 상기 전방노즐(27)과 전방가스관(31)의 사이에는 고압가스를 일시 저장하는 전방탱크(35)가 구비되어, 상기 선형의 전방노즐(27)에서 고르게 고압가스를 분출하도록 구성된다.

따라서, 상기 압축기(5)가 고압가스를 생성하는 상태에서, 상기 전방가스밸브(33)를 조절하면, 상기 전방노즐(27)에서 분출되는 고압가스를 조절하여 비행체에 작용하는 양력을 조절할 수 있는 것이며, 이때 상기 전방탱크(35)는 상기 압축기(5)로부터 상기 전방가스관(31)을 통해 전달된 고압가스가 상기 선형의 전방노즐(27)로 고르게 분출될 수 있도록 버퍼링하는 역학을 하는 것이다.

상기 후방노즐(29)은 상기 압축기(5)와 후방가스관(37)으로 연결되고; 상기 후방가스관(37)에는 상기 후방노즐(29)로 분출될 고압가스의 유량을 조절하는 후방가스밸브(39)가 구비되며; 상기 후방노즐(29)과 후방가스관(37)의 사이에는 고압가스를 일시 저장하는 후방탱크(41)가 구비되어, 상기 선형의 후방노즐(29)에서 고르게 고압가스를 분출하도록 구성된다.

따라서, 상기 압축기(5)가 고압가스를 생성하는 상태에서, 상기 후방가스밸브(39)를 조절하면, 상기 후방노즐(29)에서 분출되는 고압가스를 조절하여 비행체에 작용하는 양력을 조절할 수 있는 것이며, 이때 상기 후방탱크(41)는 상기 압축기(5)로부터 상기 후방가스관(37)을 통해 전달된 고압가스가 상기 선형의 후방노즐(29)로 고르게 분출될 수 있도록 버퍼링하는 역학을 하는 것이다.

여기서, 상기 전방가스관(31)과 후방가스관(37)은 도시된 바와 같이 비교적 자유로운 굴곡을 형성하면서 고압가스를 전달할 수 있도록 구성되어, 비행체의 탑승공간 확보가 용이하도록 한다.

또한, 상기 엔진(1)과 압축기(5)를 도시된 바와 같이 동체(25)의 중앙 상측에 배치하고, 엔진(1)으로 공급되는 공기를 유입시키는 엔진흡기구(43)를 동체(25)의 상측에 구비하며, 엔진(1)으로부터 배출되는 공기를 배출시키도록 동체(25)의 상측으로 약간 돌출된 엔진배기구(45)를 구비하여, 엔진(1)으로의 공기 유입 및 배출이 간단한 구성으로 원활하게 이루어지도록 구성하면서, 탑승공간에 방해되지 않도록 하고 있다.

한편, 상기 압축기(5)로 공기를 공급하기 위한 압축기흡기구(47)를 상기 엔진(1) 후방에 별도로 구비하여, 압축기(5)에서 필요로 하는 공기의 원활한 공급이 가능하도록 하고 있다.

상기 추력 형성용 노즐장치는 순항 추력을 형성하도록 고압가스를 동체(25) 후방으로 분출하도록 구비된 추력노즐(49); 상기 추력노즐(49)과 압축기(5)를 연결하는 추력가스관(51); 상기 추력가스관(51)에 설치된 추력가스밸브(53)를 포함하여 구성된다.

따라서, 상기 압축기(5)가 구동되는 상태에서 상기 추력가스밸브(53)를 조절하면, 상기 추력노즐(49)을 통해 분출되는 고압가스를 조절할 수 있어서, 비행체의 순항에 도움을 주는 추력의 형성을 조절할 수 있다.

상기한 바와 같은 비행체의 보조 추진 장치 제어방법은, 도 7에 예시한 바와 같이, 상기 메인 추진 장치(M)에 이상이 발생되면, 상기 제2클러치(13)를 체결하는 단계(S10); 상기 엔진(1)의 고장 여부를 판단하는 단계(S20); 상기 엔진(1)이 고장인 경우 상기 제1클러치(11)를 해제하고 상기 배터리(7)의 전력으로 상기 제너레이터(3)를 구동하여 상기 압축기(5)를 구동하는 단계(S30); 상기 압축기(5)에서 제공되는 고압가스를 상기 노즐장치로 분사하여 비행체의 추력을 보조하는 단계(S40)를 포함하여 구성될 수 있다.

상기 엔진(1)의 고장 여부 판단 결과, 엔진(1)이 정상인 경우, 상기 제1클러치(11)를 연결하여, 상기 엔진(1)의 동력으로 상기 압축기(5)를 구동하는 단계(S50)를 수행할 수 있다.

즉, 보조 추진 장치에 의한 보조 추력이 필요한 상황이 되면, 상기 제2클러치(13)를 체결하여 압축기(5)를 구동할 준비를 하고, 엔진(1)의 고장 여부에 따라 상기 제1클러치(11)를 연결하여 엔진(1)의 동력으로 압축기(5)를 구동하거나 상기 제1클러치(11)를 해제하여 제너레이터(3)로 압축기(5)를 구동하여, 상기 노즐장치로 분사할 고압가스를 상기 압축기(5)로 생산하도록 하는 것이다.

상기 비행체의 수직 이착륙 중, 본 발명 비행체의 보조 추진 장치 제어방법은, 도 8에 예시된 바와 같이, 상기 메인 추진 장치(M)에 이상이 발생되면, 상기 제2클러치(13)를 체결하는 단계(S110); 상기 엔진(1)의 고장 여부를 판단하는 단계(S120); 상기 엔진(1)이 고장인 경우 상기 제1클러치(11)를 해제하고 상기 배터리(7)의 전력으로 상기 제너레이터(3)를 구동하여 상기 압축기(5)를 구동하는 단계(S130); 상기 압축기(5)에서 제공되는 고압가스를 상기 양력 형성용 노즐장치로 분사하여 상기 비행체의 이착륙을 돕는 단계(S140)를 포함하여 구성될 수 있다.

또한, 상기 비행체의 순항 중 추력이 부족한 경우, 본 발명 비행체의 보조 추진 장치 제어방법은, 도 9에 예시된 바와 같이, 상기 제2클러치(13)를 체결하는 단계(S210); 상기 엔진(1)이 고장이 아니면, 상기 제1클러치(11)를 체결하여, 상기 엔진(1)의 동력으로 상기 압축기(5)를 구동하는 단계(S220); 상기 압축기(5)에서 제공되는 고압가스를 상기 추력 형성용 노즐장치로 분사하여 상기 비행체의 추력을 보조하는 단계(S230)를 포함하여 구성될 수 있다.

또한, 비행체가 해상에 착륙하게 된 후 육상으로 기동이 필요한 경우에, 본 발명 비행체의 보조 추진 장치 제어방법은, 도 10에 예시된 바와 같이, 상기 제2클러치(13)를 체결하는 단계(S310); 상기 엔진(1)이 고장이 아니면, 상기 제1클러치(11)를 체결하여 상기 엔진(1)의 동력으로 상기 압축기(5)를 구동하고, 상기 엔진(1)이 고장이면, 상기 제1클러치(11)를 해제하고 상기 배터리(7)의 전력으로 상기 제너레이터(3)를 구동하여 상기 압축기(5)를 구동하는 단계(S320); 상기 압축기(5)에서 제공되는 고압가스를 상기 양력 형성용 노즐장치로 분사하여 비행체의 부력을 보조하고, 상기 압축기(5)에서 제공되는 고압가스를 상기 추력 형성용 노즐장치로 분사하여 비행체의 수상 기동을 위한 추력을 보조하는 단계(S330)를 포함하여 구성될 수 있다.

본 발명은 특정한 실시예에 관련하여 도시하고 설명하였지만, 이하의 특허청구범위에 의해 제공되는 본 발명의 기술적 사상을 벗어나지 않는 한도 내에서, 본 발명이 다양하게 개량 및 변화될 수 있다는 것은 당업계에서 통상의 지식을 가진 자에게 있어서 자명할 것이다.

1; 엔진
3; 제너레이터
5; 압축기
7; 배터리
9; 전력분배기
11; 제1클러치
13; 제2클러치
15; 출력축
17; 중간축
19; 입력축
21; 동력전달장치
23; 컨트롤러
25; 동체
27; 전방노즐
29; 후방노즐
31; 전방가스관
33; 전방가스밸브
35; 전방탱크
37; 후방가스관
39; 후방가스밸브
41; 후방탱크
43; 엔진흡기구
45; 엔진배기구
47; 압축기흡기구
49; 추력노즐
51; 추력가스관
53; 추력가스밸브
M; 메인 추진 장치

Claims

비행체에 탑재된 엔진;
상기 엔진의 동력으로 구동될 수 있도록 설치된 제너레이터;
상기 엔진 또는 제너레이터에 의해 구동될 수 있도록 설치된 압축기;
상기 제너레이터에서 발전된 전기를 저장할 수 있도록 구비된 배터리;
상기 제너레이터에서 발전된 전기를 상기 배터리와 메인 추진 장치로 배분할 수 있도록 구비된 전력분배기;
상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 동체의 외부로 분출시킬 수 있도록 구비된 적어도 하나 이상의 노즐장치;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 1에 있어서,
상기 엔진으로부터 제너레이터로 전달되는 동력을 단속할 수 있도록 구비된 제1클러치;
상기 제1클러치와 직렬로 설치되어, 상기 엔진으로부터 상기 제1클러치를 통해 압축기로 전달되는 동력을 단속할 수 있도록 구비된 제2클러치;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 2에 있어서,
상기 엔진의 출력축과 상기 제1클러치 및 제2클러치는 동심축을 이루어 배치되고;
상기 제1클러치와 제2클러치 사이의 중간축을 통해 상기 제너레이터로 동력을 전달할 수 있도록 구성된 것
을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 2에 있어서,
상기 엔진의 고장 시, 상기 제1클러치를 해제하고 제2클러치만 체결한 상태에서, 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동시키도록 구성된 컨트롤러;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 2에 있어서,
상기 노즐장치는
상기 비행체의 동체 하측으로 고압가스를 분출시킬 수 있도록 구비된 양력 형성용 노즐장치와;
상기 동체의 후방으로 고압가스를 분출시킬 수 있도록 구비된 추력 형성용 노즐장치;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 5에 있어서,
상기 양력 형성용 노즐장치는
동체의 전방 하측에 구비된 전방노즐과, 동체의 후방 하측에 구비된 후방노즐을 포함하여 구성된 것
을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 6에 있어서,
상기 전방노즐과 후방노즐은 서로 대칭되게 마주하는 선형으로 이루어진 것
을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 7에 있어서,
상기 전방노즐은 상기 압축기와 전방가스관으로 연결되고;
상기 전방가스관에는 상기 전방노즐로 분출될 고압가스의 유량을 조절하는 전방가스밸브가 구비되며;
상기 전방노즐과 전방가스관의 사이에는 고압가스를 일시 저장하는 전방탱크가 구비되어, 상기 선형의 전방노즐에서 고르게 고압가스를 분출하도록 구성된 것
을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 7에 있어서,
상기 후방노즐은 상기 압축기와 후방가스관으로 연결되고;
상기 후방가스관에는 상기 후방노즐로 분출될 고압가스의 유량을 조절하는 후방가스밸브가 구비되며;
상기 후방노즐과 후방가스관의 사이에는 고압가스를 일시 저장하는 후방탱크가 구비되어, 상기 선형의 후방노즐에서 고르게 고압가스를 분출하도록 구성된 것
을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 5에 있어서,
상기 추력 형성용 노즐장치는
순항 추력을 형성하도록 고압가스를 동체 후방으로 분출하도록 구비된 추력노즐;
상기 추력노즐과 압축기를 연결하는 추력가스관;
상기 추력가스관에 설치된 추력가스밸브;
을 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치.
청구항 2 내지 10항 중 어느 한 항의 비행체의 보조 추진 장치를 제어하는 방법에 있어서,
상기 메인 추진 장치에 이상이 발생되면, 상기 제2클러치를 체결하는 단계;
상기 엔진의 고장 여부를 판단하는 단계;
상기 엔진이 고장인 경우 상기 제1클러치를 해제하고 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동하는 단계;
상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 노즐장치로 분사하여 비행체의 추력을 보조하는 단계;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치 제어방법.
청구항 11에 있어서,
상기 엔진의 고장 여부 판단 결과, 엔진이 정상인 경우, 상기 제1클러치를 연결하여, 상기 엔진의 동력으로 상기 압축기를 구동하는 단계;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치 제어방법.
청구항 5 내지 10항 중 어느 한 항의 비행체의 보조 추진 장치를 제어하는 방법에 있어서,
상기 비행체의 수직 이착륙 중 상기 메인 추진 장치에 이상이 발생되면, 상기 제2클러치를 체결하는 단계;
상기 엔진의 고장 여부를 판단하는 단계;
상기 엔진이 고장인 경우 상기 제1클러치를 해제하고 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동하는 단계;
상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 양력 형성용 노즐장치로 분사하여 상기 비행체의 이착륙을 돕는 단계;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치 제어방법.
청구항 13에 있어서,
상기 비행체의 순항 중 추력이 부족한 경우,
상기 제2클러치를 체결하는 단계;
상기 엔진이 고장이 아니면, 상기 제1클러치를 체결하여, 상기 엔진의 동력으로 상기 압축기를 구동하는 단계;
상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 추력 형성용 노즐장치로 분사하여 상기 비행체의 추력을 보조하는 단계;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치 제어방법.
청구항 13에 있어서,
상기 비행체가 해상에 착륙한 후 육상까지 기동이 필요한 경우,
상기 제2클러치를 체결하는 단계;
상기 엔진이 고장이 아니면, 상기 제1클러치를 체결하여 상기 엔진의 동력으로 상기 압축기를 구동하고, 상기 엔진이 고장이면, 상기 제1클러치를 해제하고 상기 배터리의 전력으로 상기 제너레이터를 구동하여 상기 압축기를 구동하는 단계;
상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 양력 형성용 노즐장치로 분사하여 비행체의 부력을 보조하고, 상기 압축기에서 제공되는 고압가스를 상기 추력 형성용 노즐장치로 분사하여 비행체의 수상 기동을 위한 추력을 보조하는 단계;
를 포함하여 구성된 것을 특징으로 하는 비행체의 보조 추진 장치 제어방법.