KR20220159959A - 헬리콥터용 하이브리드 추진 시스템 - Google Patents

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KR20220159959A
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hybrid propulsion
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KR1020227029650A
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요한 베르너 헤텐코퍼
데트레브 마티아스 이븐
안드레아스 빌프리트 둠멜
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콥터그룹 아게
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Abstract

본 발명은 제어기(5, 7, 11) 및 헬리콥터의 구동 샤프트(3)와, 기어 박스에 접속된 메인 로터(1)를 구비하고, 조종사에 의해 설정된 비행 자세를 안정하게 유지할 수 있는 하이브리드 추진 시스템(4)에 관한 것이다. 하이브리드 추진 시스템은 조종사 제어기(5), 연소 엔진(VM)(6) 및 전기 모터(EM)(10)를 포함하며, 2개의 모터 모두가 구동 샤프트(3)에 직접 작용한다. VM(6)은 VM 제어기(7)에 접속되고, EM(10)은 EM 제어기(11)에 접속된다. 본 발명에 따르면, 하나의 토크 센서(17)와 하나의 태코미터(18) 각각이 구동 샤프트(3) 상에 배치되고, 작동 중에 VM 제어기(7) 및 EM 제어기(11) 모두가 현재 속도값(DZ) 및 현재 토크값(DM)을 수신할 수 있다. VM(6)이 최적 효율을 달성할 수 있는 특정 속도값(DZ0) 및 특정 토크값(DM0)이 메모리에 저장되고, EM 제어기(11)에 의해 검색될 수 있으며, 제1 값(DZ0)도 또한 VM 제어기(7)에 의해 검색될 수 있다. EM 제어기(11)에는, 제1 지시가 저장되어, 구동 샤프트(3)에 EM(10)으로부터의 가속력 또는 감속력을 연속적으로 가하고, 그 결과 VM(6)은 구동 샤프트(3)의 최적 속도(DZ0)에 도달하거나 최적 속도를 유지할 때에 최적 엔진 출력을 달성하는 구동 샤프트(3)의 토크(DM0)를 자동 발생시킨다. 본 발명은 또한 대응하는 방법에 관한 것이다.

Description

헬리콥터용 하이브리드 추진 시스템
본 발명은 제어기 및 헬리콥터의 구동 샤프트와, 기어박스에 접속된 메인 로터를 구비하고, 조종사가 설정한 비행 자세를 안정적으로 유지할 수 있는 하이브리드 추진 시스템으로서, 조종사 제어기, 연소 엔진(VM) 및 전기 모터(EM)을 포함하고, 연소 엔진 및 전기 모터 모두가 구동 샤프트(3)에 직접 작용하는 것인 하이브리드 추진 시스템에 관한 것이다. VM은, 구동 샤프트에 원하는 추진력을 제공하기 위해 연료 탱크로부터 VM으로의 연료 전달을 조절할 수 있는 VM 제어기에 접속되고, EM은 EM 제어기에 접속되며, EM 제어기는 배터리를 방전시키는 것에 의해 EM을 구동할 수도 있고, EM에 기계적인 파워를 인가하는 것에 의해 배터리를 충전할 수도 있으며, 이에 의해 구동 샤프트가 가속되거나 감속된다. 본 발명은 또한 상기한 하이브리도 추진 시스템의 작동 방법에 관한 것이다.
자동차 산업에서와 같이, 헬리콥터를 위한 추가의 전기 모터, 특히 하이브리드 구동부에 의한 추진도 또한 알려져 있다.
전술한 것과 유사한 시스템이 US 2017/0225573 A1로부터 알려져 있다. 해당시스템은 내연기관 및 이 내연기관과 메인 로터의 기어박스 사이에 배치되는 전기 모터를 포함한다. US 2018/0354635 A1에서도 마찬가지이다. 이 문헌에는, 내연기관과 전기 모터 간의 분배를 조절하기 위해 다양한 컴퓨터 시스템을 사용하는 방법도 또한 기술되어 있다.
전기 및 연소 엔진에 의해 헬리콥터를 작동시키는 다른 하이브리드 시스템이 EP 3162713로부터 알려져 있다. 이 문헌에서 설명된 조절 목적은, 연소 엔진이 가능한 한 “이동 평균 파워”라고도 알려진 “정상 상태”로 작동하도록 전기 모터에 의한 파워 피크를 흡수하는 것이다. 이것을 달성하기 위해, 사용되는 제어 신호가 고주파 부분 신호 및 저주파 부분 신호로 분할되고, 고속 고주파 신호는 전기 모터로 전송되고, 저속 저주파 신호는 연소 엔진으로 전송된다. 이에 따라, 급속한 변화는 전기 모터에 의해 관리되고, 연소 엔진은 말 그대로 보다 느린 “감쇠된” 비율의 파워 변동만 처리하면 된다. 이러한 분배의 피해는 엔진들 중 하나가 고장난 경우의 안전이다. 어느 엔진도 전체 신호를 수신하지 않기 때문에, 여전히 작동하고 있는 엔진은 비행 요건을 스스로 또는 자체적으로 처리할 수 없다. 추가의 모니터링 시스템이 엔진의 고장을 검출하고, 즉시 나머지 엔진이 전체 신호를 수신하는 것을 보장하는 조치를 개시해야만 한다. 임의의 요구되는 추가의 제어 또는 모니터링 시스템 자체는 비행 안전에 대한 위험을 나타낸다.
본 발명의 목적은 헬리콥터의 가능한 가장 안전한 작동을 보장할 수 있는 하이브리드 추진 시스템을 제공하는 것이다. 본 발명의 다른 목적은 안전한 작동을 수행할 수 있는 방법을 제공하는 것이다. 상기한 안전한 작동은 또한 최소 연료 소비로 수행되어야만 한다.
이들 목적은 각 카테고리의 첫번째 청구항의 피쳐(feature)에 의해 해결된다. 다른 유익한 변형예가 종속항에 기술된다.
본 발명에 따르면, 서두에서 설명한 하이브리드 추진 시스템에서, 적어도 하나의 토크 센서와 하나의 태코미터가 각각 구동 샤프트 상에 배치되고, VM 제어기와 EM 제어기 모두가 각각 작동 중에 현재 속도값(DZ)과 현재 토크값(DM)을 수신할 수 있다.
VM이 최적 효율에 도달하는 특정 속도값(DZ0) 및 특정 토크값(DM0)도 또한 저장된다. 이러한 값은 EM 제어기에 의해 검색될 수 있으며, 상기 값들 중 첫번째(DZ0)는 VM 제어기의 경우에도 또한 검색될 수 있다.
VM 제어기는 구동 샤프트의 미리 정해진 속도(DZ0)에 도달할 수 있고, VM으로부터의 파워의 조정에 의해 임의의 시기에 이 속도만을 일정하게 유지할 수 있는데, 이는 결국 조종사에 의해 설정된 임의의 비행 자세를 안정적으로 유지한다. EM 제어기는 또한 EM의 개입에 의해 구동 샤프트를 더욱 가속 또는 감속할 수 있고, 이로 인해 속도(DZ)가 변하며, VM 제어기는 구동 샤프트의 미리 정해진 속도(DZ0)에 다시 도달하여, 이 속도를 유지하기 위해 VM의 출력을 자동 조정한다.
제1 지시가 EM 제어기에 저장되고, 제1 지시에 따라 EM은 구동 샤프트에 상기한 유형의 가속력이나 감속력을 일정하게 인가해야만 하며, 이에 따라 VM은 구동 샤프트의 최적 속도(DZ0)에 도달하거나 유지할 때, 최적 엔진 출력에 도달하는 구동 샤프트의 토크(DM0)를 자동 발생시킨다.
EM은 바람직하게는 VM과 메인 로터(1)의 기어박스 사이에 배치된다. 속도(DZ)는 구동 샤프트의 임의의 지점에서 측정될 수 있으며, 모든 지점에서 동일하다. 구동 샤프트에 대한 VM의 로드를 결정하기 위해, 적어도 하나의 토크 센서가 VM과 EM 사이에 배치되어야만 한다. 구동 샤프트에 대한 총 로드를 결정하기 위해, EM과 기어박스 사이에 추가의 토크 센서가 배치될 수 있다. 그러나, EM 제어기를 조정하는 가장 중요한 요소는 VM과 EM 사이의 토크 센서인데, 그 이유는 이 토크 센서가 제1 지시에 따라 최대 효율로 작동되는 VM의 출력을 나타내기 때문이다.
헬리콥터의 이착륙 중에 사용되는 직접 데이터 신호 라인이 조종사 제어기와 VM 제어기 사이에 설치될 수 있다. 이러한 단계에서는, 제1 지시를 적용할 필요가 없다. 간접 연결은 헬리콥터의 비행 자세를 통해 영구적으로 존재한다: 조종사가 고도를 얻기 위해 로터 블레이드의 피치를 더 가파르게 조정하면, 더 높은 로드으로 인해 구동 샤프트의 속도(DZ)가 떨어지고, 이를 기반으로, 상시 작동 시의 파워 요구가 제1 지시에 따라 조정된다.
추가로, 연료 레벨 게이지가 연료 탱크에 배치될 수 있고, 충전 상태 표시기가 배터리에 배치될 수 있으며, 이들 각각은, EM 제어기가 작동하는 동안에 그 측정 데이터를 전송할 수 있다. 각 경우에 여전히 이용 가능한 에너지는 계산 유닛으로 계산할 수 있다. 필요하다면, EM 제어기는 제1 지시와 상이한 제2 지시에 따라 거동할 수 있다. 이것의 목적은 배터리가 과충전 또는 부족 충전되는 것을 방지하는 것, 연료를 절약하는 것, 및/또는 배출물을 줄이도록 VM을 보다 낮은 파워로 일시적으로 작동시키는 것일 수 있다.
중요한 목적은, 조종사 제어기에 의해 설정된 안정적인 비행 자세를 달성하거나 유지하기 위해, VM과 함께 VM 제어기가 임의의 시기에 구동 샤프트의 필요한 속도(DZ)만 달성하는 것이다. 이것은, VM을 지닌 헬리콥터에, 기존의 VM 제어 시스템에 개입할 필요가 없는 방식으로 EM 및 EM 제어기가 장착될 수 있다는 것을 의미한다. 그 결과, 시스템 에러의 경우에, EM 및/또는 EM 제어기가 고장나면, 헬리콥터는 VM만을 사용하여 정상적으로 비행할 수 있다.
본 발명에 따른 헬리콥터의 구동 샤프트를 위한 하이브리드 추진 시스템의 작동 방법은 본 발명에 따른 제어부를 지닌 하이브리드 추진 시스템을 사용하여 조종사에 의해 설정된 비행 자세를 보장한다. 상기 방법은 다음 단계를 수행한다:
구동 샤프트의 현재 속도값(DZ) 및 현재 토크값(DM)을 연속적으로 측정하여, EM 제어기 및 VM 제어기 모두에 전송한다. 미리 설정된 속도값(DZ0) 및 토크값(DM0)이 메모리에 저장되고, 이들 값 모두(DZ0, DM0)는 EM 제어기에 의해 검색될 수 있으며, 적어도 속도(DZ0)가 VM 제어기에 의해 검색될 수 있다. 2개의 제어기 모두가 이들 제어기에 알려진 미리 정해진 값(DZ0, DM0)으로부터의 측정값(DZ, DM)의 편차를 계속해서 계산한다.
조종사가 조종사 제어기를 통해 원하는 비행 자세에 도달하도록 구동 샤프트의 출력에 대한 변경된 요구를 생성하는 즉시, 구동 샤프트의 속도(DZ) 변경이 실시된다. VM 제어기는, 미리 정해진 속도(DZ0)를 회복하도록 하는 방식으로 미리 정해진 속도(DZ0)로부터의 현재 속도(DZ)의 편차에 기초하여 VM의 출력을 덜 빠르게 변경한다.
이것은 아래의 예에서 보다 상세히 설명된다: VM 제어기는, VM이 최적 속도(DZ0)에 도달 및 유지하기 위한 로드를 일정하게 인가하도록 조정된다. 조종사가 고도를 얻기 위해 로터 블레이드를 조정하면, 그 결과 속도(DZ)가 떨어진다. VM은 증가된 출력으로 이러한 속도(VM) 저하에 응답하고, VM에 의해 발생된 토크(DM)가 증가한다. 이것은 결국 속도(DZ) 증가의 효과를 갖는다. 속도가 미리 정해진 값(DZ0)에 다시 도달하고, 상기 속도가 유지되는 즉시, VM 제어기는 더 이상 엔진 출력을 변경해야 할 이유가 없다. VM은 계속해서 변화 없이 작동하지만, 이제 로터 블레이드가 조정되기 전보다 토크(DM)가 더 크다. 헬리콥터가 하강할 때, 이에 대응하여 역작용이 발생하고, VM에 의해 인가되는 토크(DM)가 감소한다.
그러나, 하이브리드 추진 시스템을 사용하는 본 발명에 따른 방법에서는, EM 제어기가 그 제1 지시에 따라 개입한다. 대응하는 특정값(DZ0, DM0)으로부터의 현재 속도값(DZ) 및/또는 현재 토크값(DM)의 편차에 기초하여, 상기 방법은 EM의 출력을 VM보다 빨리 변경하여, 그 출력을 미리 정해진 속도(DZ0)로 조정했을 때, VM은 최적 효율에 도달하는 미리 정해진 토크(DM0)를 인가한다. EM 제어기는 EM의 기계적인 파워를 이용하여 배터리를 충전하는 것이나 배터리 충전을 이용하여 EM을 작동시키는 것 중 어느 하나에 의해 이것을 달성한다.
전술한 예에서는 이에 따라, EM 제어기가 개입한다. 미리 정해진 속도값(DZ0) 및 미리 정해진 토크값(DM0)은 EM 제어기에 알려져 있으며, EM 제어기는 수신한 측정값에 기초하여 현재값(DZ, DM)으로부터의 각각의 차이를 계산할 수 있다.
EM 제어기는 초기에 그 제1 지시에 따라 작동한다. 따라서, 조종사가 고도를 얻기 위해 로터 블레이드를 조정하면, 전술한 바와 같이 속도가 먼저 떨어진다. 그러나, VM이 더 많은 토크를 발생시키는 것에 의해 그 출력을 증가시키기 전에, EM이 훨씬 더 신속하게 반응함으로써 추가의 로드 요건을 생성하여, 필요한 속도(DZ0)가 즉시 회복된다. 속도도 또한 연속적으로 모니터링하는 VM 제어기는 미리 정해진 속도(DZ0)로부터의 일시적이고 작은 편차 - 이는 EM에 의해 즉시 보상됨 - 만을 검출하는데, 그 이유는 EM이 필요한 로드를 즉시 공급하기 때문이다. 느린 반응 시간으로 인해, VM은 그 출력을 증가시키기 않으며, 발생된 토크(DM)를 변경하지 않고 원래대로 유지한다.
하강 중에, 조종사가 로터 블레이드의 피치를 평탄하게 하는 경우에도 또한 마찬가지이다. EM의 배터리는, VM이 속도 증가를 보상하기 전에 EM이 구동 샤프트를 감속함에 따라 충전되고, 인가하는 파워를 감소시킬 수 있다.
한편으로, 이에 따라 EM 제어기의 이러한 제1 지시는 구동 샤프트의 속도(DZ0)를 조정하고, 이에 대응하게 EM을 활성화시키는 것에 의해 속도를 계속해서 유지한다. 이것은 결국 VM의 로드가 변하는 것을 방지하여, 그 토크를 일정하게 유지한다. 이것은, 상기 토크가 미리 정해진 토크(DM0)와 동일한 동안에 바람직하다. 이 동안, 효율은 최적으로 유지된다.
다른 한편, EM 제어기는 또한 계속해서, VM에 의해 구동 샤프트에서 현재 발생된 토크(DM)가 미리 정해진 토크(DM0)에 상응하는지 확인한다. 편차는 이륙 후, 상승이나 하강 시 또는 EM이 비활성화된 후에 발생할 수 있는데, 그 이유는, 예컨대 배터리의 충전 스탯(charge stat)이 너무 낮았기 때문이다. 토크 편차가 검출된 경우, 이에 따라 EM 제어기의 제1 지시도 또한 이 측정된 토크(DM)를 다음과 같은 미리 정해진 값(DM0)으로 조정한다: 측정된 토크가 너무 높으면, EM 제어기는 DZ를 약간 더 높은 값으로 일정하게 조정한다. VM 제어기는 출력을 감소시키는 것에 의해 이에 응답하고, 이로 인해 VM에 의해 발생되는 토크가 꾸준히 감소한다. EM 제어기는, 측정된 토크(DM)가 미리 정해진 토크(DM0)에 매칭될 때까지 약간 증가된 속도를 유지한다. 이것이 달성된 즉시, EM의 출력은 미리 정해진 속도(DZ0)를 회복할 때까지 다시 급속하게 감소된다. 그 결과, 미리 정해진 토크(DM0)도 또한 유지된다. VM은 이제 최적의 효율로 작동하고, EM 제어기는 DZ를 다시 일정하게 유지하여, VM이 그 최적 출력을 변하지 않은 상태로 전달한다.
따라서, EM 제어기는 속도가 DZ < DZ0인 경우에 속도가 너무 낮은 데 응답하여 및/또는 DM > DM0인 경우에 과도한 토크에 응답하여 또는 그 반대의 경우에도, 작동 시 EM의 출력을 증가시킨다.
본 발명에 따르면, EM 제어기가 비활성화되면, 필요한 추진력이 VM을 통해 제공되기 때문에 VM 제어기가 속도를 미리 정해진 값(DZ0)으로 조정하는 것에 의해 안정한 비행 자세를 자동 보장한다. 이를 위한 조정이나 추가의 모니터링은 필요하지 않다.
바람직한 방법에서, 연료 탱크의 연료 레벨 게이지 또는 배터리의 충전 상태 표시기로부터의 측정 데이터를 이용하여, EM 제어기는 여전히 이용 가능한 에너지를 계산할 수 있고, 이에 기초하여 제1 명령으로부터 일시적으로 벗어나, 제2 지시에 따라 거동할 수 있다. 이러한 제2 지시에서, 배터리는 배터리를 보호하거나, 연료를 절약하거나, 배출물을 줄이도록 VM을 낮은 파워로 작동시키기 위해 선택적으로 충전 또는 방전될 수 있다.
이것은, 예컨대 배터리의 극심한 방전이나 과충전을 방지하는 기능을 한다. 다른 한편으로, EM은 연료 소비가 상대적으로 급격히 증가하기 때문에 더 높은 고도에서 더 자주 사용될 수 있다. 추가로, EM은 지상의 소음과 배기 배출물을 줄이기 위해 단지 이륙 및/또는 착륙 단계 동안에만 작동될 수도 있고, VM은 단지 필요한 경우에만 사용될 수 있다.
EP 3162713에서는, 2개의 엔진 사이에서 원하는 출력 분배를 달성하기 위해 조종사의 신호가 고주파 및 저주파 제어 신호로 분할되는 반면, 본 발명에서는 상시 작동 시의 출력 분할이, 측정된 속도(DZ) 및 측정된 토크(DM)를 저장된 셋포인트(DZ0, DM0)로 조정하는 것에 의해 EM의 제1 지시에 기초하여 조정된다. 상시 비행 단계에서, 이륙 및 착륙을 제외하고 2개 엔진의 제어기는 조종사로부터 제어 신호를 수신하지 않는다. EM 및 VM은, 미리 정해진 속도(DZ0)가 일정하게 유지되도록 그 출력을 조정하고, 이 경우 EM은, 임의의 편차를 우선 보정하도록 더딘 VM이 응답할 수 있는 것보다 신속하게 응답한다. EM은 또한 제1의 직접적인 추가의 양 또는 음의 파워 출력에 따라 VM에 의해 전달된 토크(DM)를 미리 정해진 값(DM0)으로 조정한다. 여기에서 설명하는 하이브리드 추진 시스템은 이에 따라, VM이 예기치 않게 고장나는 경우에도 프로세스 신뢰성을 제어하고 보장하기 용이하다.
이러한 방식으로, 하이브리드 추진 시스템은 항시 가용 연료를 가장 효율적으로 사용하는 로드 분포로 조종된다. 그러나, 이것은 복잡한 계산을 수행하여 달성되는 것이 아니라, 현재 속도값(DZ) 및 현재 토크값(DM) 각각의 결정과 미리 정해진 값(DZ0, DM0)에 대한 지식을 기초로 직접적이고 간단하게 수행된다.
EM이 고장나면, VM 제어기가 VM을 통해 미리 정해진 시간 지연으로 조종사에 의해 설정된 비행 자세에 도달하고 이 자세를 유지하는 데 각각 필요한, 구동 샤프트에 요구되는 각각의 토크를 정확하게 공급하기 때문에, 본 발명에 따른 하이브리드 추진 시스템은 종래의 VM 추진 시스템이 된다.
VM이 고장나면, 속도가 감소되며, 이것은 추가의 출력을 사용하여 EM에 의해 즉시 보상된다. 속도(DZ)를 일정하게 유지하는 것에 의해, 비행 안전도가 보장된다. EM 제어기는 또한, VM에 의해 전달되는 토크(DM)가 부재 - 이것은 VM이 작동 정지한 것을 의미함 - 하는지도 또한 결정한다. 따라서, EM은, VM이 다시 작동할 때까지 또는 헬리콥터가 착륙할 때까지 총 파워를 생성할 임무를 맡는다. 안전 비행이 항시 보장된다.
2개의 제어기 각각이 비행 자세로부터 직접 발생되는 동일한 정보를 수신하기 때문에, 엔진들 중 어느 하나가 요구되는 비행 자세를 자율적으로 보장할 수 있다. EM이 작업 분담을 매우 빠르게 감지하고 매우 신속하게 수행하기 때문에, 2개 엔진에 대한 로드 분산이 완전 자동으로 이루어져, VM이 계속해서 최적 범위로 작동할 수 있다.
추가로, 연료가 부족하면, EM 제어기는 연료 낭비를 피하기 위해 EM에 대한 로드를 증가시킨다. 배터리의 급격한 방전 또는 과충전을 방지하기 위해 제1 지시로부터의 벗어남도 또한 일어날 수 있다. EM은, 예컨대 높은 산 위로 비행하는 경우에 추가의 출력을 전달하기 위해 부스터의 용량에도 또한 기여할 수 있다. 다른 한편으로, 배터리 충전이 이것을 가능하게 하는 경우, 가용 파워의 한계를 높이거나 연료를 절약하기 위해, 희박한 공기로 인해 VM의 파워가 현저히 감소하는 고온 조건 및/또는 극한의 고도 조건에서 EM의 사용을 증가시킬 수 있다. EM은 또한, 이륙 및/또는 착륙 영역에서 소음과 배기 배출물을 줄이기 위해 이륙 및/또는 착륙 단계 중에 단독으로 작동될 수도 있다.
제1 지시는 예외적인 상황이 더 이상 존재하지 않는 즉시 재활성화된다.
후속하는 본문에서는, 도면을 참고하여 본 발명의 실시예를 보다 상세히 설명하겠다.
도 1은 본 발명에 따른 하이브리드 추진 시스템의 개략도이고,
도 2는 상승, 수평 비행, 하강 등 다양한 비행 자세에서의 로드 분포를 나타내는 그래프이다.
도 1은 본 발명의 간단한 설명에 필요한 것보다 상세히 본 발명에 따른 하이브리드 추진 시스템(4)을 보여준다. 도 1은, 구동열(3), 메인 로터(1)를 지닌 기어박스와 테일 로터(2) - 이 테일 로터는 본 발명의 목적에는 중요하지 않음 - 를 구비하는 헬리콥터의 부분 영역을 보여준다. 연소 엔진(VM)(6) 및 전기 모터(EM)(10)가 구동열(3)에 동시에 배치되며, EM(10)은 바람직하게는 VM(6)과 메인 로터(1)의 기어 박스 사이에 배치된다. 다른 구성도 또한 가능하다.
조종사 제어기(5)는 메인 로터 블레이드를 조정하기 위해 조종사의 제어 명령을 수신하는 역할을 하며, 그 결과 설정되는 엔진 출력은 구동 샤프트(3)에서 요구되는 속도(DZ0)로서 간접적으로 계산된다. 조종사 제어기와 VM 제어기(7) 사이의 디지털 신호 라인(19) - 이 신호 라인은 본 발명에 따른 비행 모드를 위해 선택적임 - 이 이륙 및 착륙 조작을 위해 사용될 수 있다.
VM(6)은 연료 탱크(8)에 접속되며, 연료 탱크는 구동 샤프트에 필요한 추진 출력을 제공하기 위해 연료 탱크(8)로부터 VM(6)으로의 연료 공급을 조정할 수 있는 VM 제어기(8)에 접속된다. EM(10)은 또한 바람직하게는 최대 전류 버퍼링부가 장착될 수 있는 파워 컨버터(12)를 통해 그리고 충전 유닛(13)을 통해 배터리(14)에 접속된다. EM(10)은 배터리(14)의 충전에 의해 작동될 수도 있고, 배터리(14)가 EM(10)의 기계적인 파워에 의해 충전될 수 있으며, 그 결과 구동 샤프트(3)가 각 경우에 가속 또는 감속된다. EM 제어기(11)는, 예컨대 파워 컨버터(12)를 통해 적어도 간접적으로 EM(10)에 접속되고, 구동 샤프트(3)에서 필요한 가속력이나 감속력을 전달하기 위해 EM을 조정할 수 있다.
추가로, 연료 레벨 게이지(9)가 연료 탱크(8) 상에 배치될 수 있고, 충전 상태 표시기(15)가 배터리(14) 상에 배치될 수 있으며, 이들 양자 모두는 작동 중에 그 측정 데이터를 계산 유닛(16)에 전송할 수 있다.
적어도 하나의 토크 센서(17)와 태코미터(18)가 각각 구동 샤프트(3)에 배치된다. 작동 중에, VM 제어기(7) 및 EM 제어기(11)가 각각 적어도 하나의 토크 센서(17)와 태코미터(18)로부터 데이터를 수신한다.
계산 유닛(16)은 EM 제어기(11) 및 VM 제어기(7)에 접속된다. 계산 유닛은 여전히 이용 가능한 에너지, 구동 샤프트(3)에 필요한 토크를 계산하고/계산하거나 EM 제어기(11)를 운영하는 데 사용된다. 계산 유닛은 미리 정해진 속도값(DZ0) 및 미리 정해진 토크값(DM0)이 저장된 데이터 메모리(20)를 포함하며, 이들 값에 기초하여 VM(6)의 최적 파워 커플링이 달성되고, VM의 효율이 이들 값에서 최대가 된다.
작동 시, VM(6) 및 EM(10)에 대한 로드 분포를 개시하는 것은 EM 제어기(11)이다. 이것은 도 2에 개략적으로 제시되어 있다.
상부 다이어그램의 점선 플롯은, 조종사 제어기(5)에 의해 각각 요구되는 시간에 따른 비행 자세, 특히 고도(H)를 나타낸다. 이 다이어그램에서, 고도 “0”은 지면인 것으로 이해해야만 한다. 실선은 약간 지연된 유효 고도(H)를 나타낸다. 제1 단계(Ⅰ)에서, 헬리콥터는 원하는 고도(H1)에 도달될 때까지 꾸준히 상승한다. 제2 단계(Ⅱ)에서, 헬리콥터는 이 고도의 레벨로 계속해서 비행하고, 제3 단계(Ⅲ)에서 헬리콥터는 다시 하강한다. 새롭게 특정된 목표에 도달하기 전에 각각의 비행 단계 사이에 소정 기간이 존재한다.
중간 다이어그램에서 플롯은 총 로드(PH), 즉 메인 로터에서의 총 토크(파선), VM(6)에서의 로드(PVM)(일점쇄선) 및 EM(10)에서의 로드(PEM)(점선)를 개략적으로 나타낸다. 저부 다이어그램은 속도(DZ)를 나타낸다.
이륙 절차 후, VM(6)은 일정한 높은 레벨로 작동한다. 제1 단계(Ⅰ)에서, EM(10)은, VM(6)이 미리 정해진 최적 로드(PVM)에 도달한 즉시, 토크(DM0)를 전달하는 것에 의해 추가의 구동부로서 기능한다. EM은, 단계Ⅰ중에 미리 정해진 고도(H1)에 도달할 때까지, 즉 조종사가 로터 블레이드의 어택각을 약간 평탄하게 할 때까지 상승하는 동안에 VM(6)을 지원한다. 헬리콥터가 안전하게 이륙할 때까지, 이륙 절차는 제1 지시 이외의 명령에 따라 수행될 수 있다.
단계 Ⅱ의 개시 시에 로터 블레이드를 평탄화함으로써 저부 다이어그램에 도시한 바와 같이 속도(DZ)가 일시적으로 약간 증가하게 된다. EM(10)은 이에 즉시 응답하여, 속도(DZ)가 셋포인트(DZ0)에 다시 매칭될 때까지 그 출력을 줄인다. 고도는 이제 전체 단계 Ⅱ에 걸쳐 일정하게 유지된다. VM(6)은 더디므로, 이러한 일시적인 변화에 응답하지 않는다. 도시한 예에서, 단계 Ⅱ에서 EM(10)에 대한 로드는 음의 값이고, 따라서 EM이 발전기로서 기능하여, VM(6)에서 나온 과량의 출력으로부터 이용 가능한 여분의 에너지를 배터리(14)로 복귀시킨다. VM(6)은 또한 단계 Ⅱ에서 그 로드를 변경하지 않는다.
단계 Ⅲ 개시 시에 하강을 준비할 때, 조종사는 다시 로터 블레이드를 약간 평탄하게 하고, 속도(DZ)를 일시적으로 다시 증가시키며, EM(10)은 그 출력을 줄이는 것에 의해 이것에 다시 응답한다. 그러나, 이때 EM은 제2 지시에 따라 속도(DZ)를 미리 정해진 값(DZ0)보다 약간 높게 조정한다. EM(10)이 계속해서 구동 샤프트(3)를 감속하기 때문에, 이제 EM(6)에서의 에너지가 훨씬 더 빨리 회수된다. 속도(DZ)가 약간 상승하기 때문에, VM(6)은 이제 그 출력을 꾸준히 줄이는 것에 의해 응답한다. 한편, EM(10)은 저부 플롯의 단계 Ⅲ에 나타낸 바와 같이 상승된 DZ를 유지한다. 현재 속도(DZ)를 나타내는 실선이 DZ0를 나타내는 파선보다 높다.
현재 속도(DZ)가 셋포인트 속도(DZ0)보다 큰 동안, VM(6)에서의 출력은 감소하고, 착륙지에서의 소음 및 배기 배출물도 또한 감소한다. 이것은 EM(10)이 전기적으로 발생되는 파워를 꾸준히 줄이고, 이에 따라 그 감속 효과도 또한 줄이는 것에 의해 달성된다.
본 발명에 따르면, 구동 샤프트(3)의 속도(DZ)는 제1 지시에 따라 단지 EM(10)에 의해서만 조정되어, VM(6)에 의해 미리 정해진 속도(DZ0)에서 DM0으로 일정하게 유지된다. 제2 지시에 따르면, 단계 Ⅲ에 도시한 바와 같이, VM(6)에 대한 로드를 선택적으로 줄이기 위해 거동은 이로부터 벗어난다. 앞서 언급한 배출물 감소 외에 다른 원인도 제1 지시로부터의 벗어남을 초래할 수 있다. 특히, 이는 배터리(14)의 충전 상태가 요구하는 경우, 배터리(14)의 의도적인 충전 및 방전이다. EM(10)은, 예컨대 높은 고도에서 증가된 파워를 일시적으로 전달하거나, 연료를 절약하는 부스터로서 도입될 수도 있다.
제2 지시는 영공 비행 고도에 따른 소음 규제에 의해 및/또는, 예컨대 제어기(11)가 배터리(14)의 충전 상태 및 탱크에 남아 있는 연료에 관한 정보를 갖고 있는 경우, 에너지 보존에 관한 정보에 기초한 계획된 비행 경로의 사전 규정에 의해 조정될 수 있다.
1 : 메인 로터를 지닌 기어박스
2 : 테일 로터
3 : 구동 샤프트
4 : 하이브리드 추진 시스템
5 : 조종사 제어기
6 : 연소 엔진(VM)
7 : VM 제어기
8 : 연료 탱크
9 : 연료 레벨 게이지
10 : 전기 모터(EM)
11 : EM 제어기
12 : 파워 컨버터
13 : 충전 유닛
14 : 배터리
15 : 충전 상태 표시기
16 : 계산 유닛
17 : 토크 센서
18 : 태코미터
19 : 데이터 신호 라인
20 : 최적 VM 속도값을 지닌 데이터 메모리
Ⅰ : 제1 단계, 상승
Ⅱ : 제2 단계, 수평 비행
Ⅲ : 제3 단계, 하강
t : 시간
H : 현재 고도
H1 : 목표 고도
P : 파워(토크에 대해 리던던트)
PH : 총 파워
PEM : EM의 출력
PVM : VM의 출력
DZ : 구동 샤프트의 측정 속도
DZ0 : 최적 속도
DM : 구동 샤프트의 측정 토크
DM0 : 목표 토크

Claims (9)

  1. 제어기(5, 7, 11) 및 헬리콥터의 구동 샤프트(3)와, 기어박스에 접속된 메인 로터(1)를 구비하고, 조종사에 의해 설정된 비행 자세를 안정하게 유지할 수 있는 하이브리드 추진 시스템(4)으로서,
    - 조종사 제어기(5)와,
    - 모두 직접 구동 샤프트(3)에 작용하는 연소 엔진(VM)(6) 및 전기 모터(EM)(10)
    를 포함하고,
    - VM(6)은, 구동 샤프트(3)에 원하는 추진 파워를 제공하기 위해 연료 탱크(8)로부터 VM(6)으로의 연료 공급을 조정할 수 있는 VM 제어기(7)에 접속되고,
    - EM(10)은, 배터리(14)를 방전하는 것에 의해 EM(10)을 작동시키거나 EM(10)에 기계적인 파워를 인가하는 것에 의해 배터리(14)를 충전할 수 있는 EM 제어기(11)에 접속되고, 이에 의해 구동 샤프트(3)가 가속되거나 감속되는 것인 하이브리드 추진 시스템에 있어서,
    - 하나 이상의 토크 센서(17) 및 태코미터(18)가 각각 구동 샤프트(3) 상에 배치되고, VM 제어기(7)와 EM 제어기(11) 모두가 작동 중에 현재 속도값(DZ) 및 현재 토크값(DM) 모두를 유지할 수 있으며,
    - VM(6)이 최적 효율을 달성할 수 있는 특정 속도값(DZ0) 및 특정 토크값(DM0)이 메모리에 저장되며, EM 제어기(11)에 의해 검색 가능하고, 제1 값(DZ0)은 VM 제어기(7)에 의해서도 또한 검색 가능하며,
    - VM 제어기(7)는 임의의 시기에 구동 샤프트(3)의 미리 정해진 속도(DZ0)에 도달할 수 있고, 조종사 제어기(5)에 의해 설정된 임의의 비행 자세를 안정하게 유지하기 위해 VM(6)의 출력을 조정하는 것에 의해 상기 미리 정해진 속도를 자율적으로 유지할 수 있으며,
    - EM 제어기(11)는 추가로 EM(10)을 개입시키는 것에 의해 구동 샤프트(3)를 가속 또는 감속시킬 수 있고, 이에 의해 VM 제어기(7)는 구동 샤프트(3)의 미리 정해진 속도(DZ0)에 도달하거나 이 미리 정해진 속도를 유지하기 위해 현재 속도(DZ)에 기초하여 VM(6)의 출력을 자동 조정할 수 있으며,
    - EM(10)으로부터의 상기한 유형의 가속력 또는 제동력을 구동 샤프트(3)에 계속해서 인가하여, 구동 샤프트(3)의 최적 속도에 도달하거나 이 최적 속도를 유지할 때에 VM(6)이 구동 샤프트(3)의 토크(DM0)를 자동 발생시키게 하는 제1 지시가 EM 제어기(11)에 저장되게 하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템.
  2. 제1항에 있어서, EM(10)은 VM(6)과 메인 로터(1)의 기어박스 사이에 배치되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 조종사 제어기(5)와 VM 제어기(7) 사이에 헬리콥터의 이착륙을 위한 직접 데이터 신호 라인(19)이 설치되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 연료 레벨 게이지(9)도 또한 연료 탱크(9)에 배치되고, 충전 상태 표시기(15)가 배터리(14)에 배치되며, 연료 레벨 게이지와 충전 상태 표시기 모두는, EM 제어기(11)가 작동하고 있는 동안 그 측정 데이터를 전달할 수 있는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템.
  5. 제4항에 있어서, 여전히 이용 가능한 에너지를 계산하기 위해 그리고 필요하다면 배터리가 과충전 또는 부족 충전되는 것을 방지하고, 연료의 낭비를 방지하며, 및/또는 배출물을 줄이도록 VM(6)을 보다 낮은 파워로 일시적으로 작동시키기 위해, 제1 지시와는 상이한 제2 지시를 산출하기 위한 계산 유닛(16)을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 따른, 제어기(5, 7, 11)를 구비하는 하이브리드 추진 시스템(4)을 사용하여 조종사에 의해 설정된 비행 자세를 보장하기 위해 헬리콥터의 구동 샤프트(3)를 위한 하이브리드 추진 시스템(4)을 작동시키는 방법에 있어서,
    - 구동 샤프트(3)의 현재 속도값 및 현재 토크값(DZ, DM)을 계속해서 측정하여 EM 제어기(11)와 VM 제어기(7) 양자 모두로 전달하는 단계,
    - 특정 속도값(DZ0) 및 특정 토크값(DM0)을 메모리에 저장하는 단계로서, 2개의 값(DZ0, DM0) 모두가 EM 제어기(11)에 의해 검색 가능하며, 적어도 특정 속도값(DZ0)이 VM 제어기(7)에 의해 검색 가능하고, 상기 제어기(7, 11)는 미리 정해진 값(DZ0, DM0)으로부터 측정값(DZ, DM)의 편차를 계속해서 계산하는 것인 단계,
    - 조종사가 원하는 비행 자세에 도달하기 위해 조종사 제어기(5)를 통해 구동 샤프트(3)의 파워에 대한 변경 가능한 요청을 생성하는 즉시, 구동 샤프트(3)의 속도(DZ) 변화도 또한 일으키는 단계,
    - 미리 정해진 속도(DZ0)를 달성하도록, 현재 속도(DZ)와 미리 정해진 속도(DZ0) 간의 편차에 기초하여, VM 제어기(7)가 VM(6)의 출력을 저속으로 변경하는 단계,
    - VM(6)이 시간 지연을 두고 그 출력을 미리 정해진 속도(DZ0)에 맞춰 조정했을 때에 최적 효율이 달성되는 미리 정해진 토크(DM0)를 가하도록, 현재 속도값(DZ) 및/또는 현재 토크값(DM)과 대응하는 미리 정해진 값(DZ0, DM0)의 차에 응답하여, EM 제어기(11)가 제1 지시에 따라, VM(6)보다 신속하게 EM(10)의 출력을 변경하는 단계,
    - 배터리(14)가 EM(10)의 기계적인 파워에 의해 충전되거나, EM(10)이 배터리(14)의 충전에 의해 작동하는 단계, 및
    - EM 제어기(11)가 비활성화될 때, VM 제어기(7)가 속도를 미리 정해진 속도(DZ0)로 조정하는 것에 기초하여 VM(7)을 통해 필요한 추진 파워를 자동 제공하고, 이에 따라 안정한 비행 자세를 보장하는 단계
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템의 작동 방법.
  7. 제5항에 따른 하이브리드 추진 시스템(4)을 사용하는 제6항에 따른 방법에 있어서,
    EM 제어기(11)는 연료 탱크(8)의 연료 레벨 게이지(9) 및/또는 배터리(14)의 충전 상태 표시기(15)로부터의 측정 데이터에 기초하여 여전히 이용 가능한 에너지의 양을 결정하고, 그 결과 EM 제어기(11)는 배터리(14)를 선택적으로 충전 또는 방전하기 위해, 배터리를 보호하기 위해, 연료를 절약하기 위해, 또는 배출물을 줄이도록 VM(6)을 낮은 파워로 일시적으로 작동시키기 위해, 제1 지시의 명령과는 상이한 제2 지시에 따라 거동하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템의 작동 방법.
  8. 제6항 또는 제7항에 있어서, 이륙 단계 및 착륙 동안에는, 착륙 영역에서 소음 및 배기 배출물을 줄이기 위해 단지 EM(10)만이 작동되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템의 작동 방법.
  9. 제6항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서, 작동 중에, EM 제어기(11)는, 속도가 너무 낮은 경우(DZ < DZ0) 및/또는 토크가 너무 높은 경우(DM > DM0)에 EM(10)의 출력을 증가시키고, 그 반대도 실시하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 추진 시스템의 작동 방법.
KR1020227029650A 2020-01-29 2021-01-26 헬리콥터용 하이브리드 추진 시스템 KR20220159959A (ko)

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