KR20230072937A - 연료 전지 시스템 및 이를 이용한 제어 방법 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 연료 전지 시스템 및 이를 이용한 제어 방법에 관한 것으로, 비행체의 비행을 위한 로터에 연결된 프로펠러 날개, 상기 프로펠러 날개의 회전에 의해 발생되는 하강 기류에 의해 냉각수의 열을 방출시키도록 배치된 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 및 상기 비행체의 운전 모드에 기초하여 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상에 상기 냉각수를 제공하도록 제어하는 제어부를 포함할 수 있다.

Description

연료 전지 시스템 및 이를 이용한 제어 방법{FUEL CELL SYSTEM AND CONTORL METHOD USING THE SAME}
본 발명은 비행체에 이용되는 연료 전지 시스템 및 이를 이용한 제어 방법에 관한 것이다.
연료 전지는 고효율의 청정 에너지원으로서, 점차 그 사용 영역이 확대되어 가고 있으며, 여러 종류의 연료 전지 중에서 특히 고분자 전해질 연료 전지(PEMFC. Polymer Electrolyte Membrane Fuel Cell)는 다른 형태의 연료 전지에 비해 낮은 온도에서도 작동하고, 시동 시간이 짧으며 부하 변화에 대한 빠른 응답 특성을 가지고 있다.
또한, 고분자 전해질 연료 전지는 효율이 높고 전류 밀도 및 출력 밀도가 크다. 반응가스(수소 및 공기 중 산소)의 압력 변화에 덜 민감하며 다양한 범위의 출력을 낼 수 있다. 이런 이유로 무공해 차량의 동력원, 자가 발전용, 이동용 및 군사용 전원 등 다양한 분야에서 응용될 수 있다.
한편, 실제 차량(Vehicle)이나 드론(Drone)에서 필요한 전위를 얻기 위해서는 필요한 전위만큼 단위 셀을 적층하여야 하며, 이렇게 단위 셀을 적층한 것을 스택(또는 연료전지 스택)이라 한다. 1 개의 단위 셀에서 발생하는 전위는 약1.2V로서, 다수의 셀을 직렬로 적층하여 부하에 필요한 전력을 공급하고 있다.
각 단위 셀은 막전극 접합체(MEA:Membrane Electrode Assembly)를 포함하며, 막전극 접합체에서 수소이온이 전달되는 고분자 전해질막을 사이에 두고 양측으로 수소가 공급되는 애노드 전극과 공기(산소)가 공급되는 캐소드 전극이 구비된다. 또한 촉매층을 포함하는 애노드 전극 및 캐소드 전극의 바깥쪽에는 가스 확산층이 배치되며, 이러한 막전극 접합체와 반응가스 및 냉각수 유로가 형성된 분리판을 순차적으로 적층한 것이 연료전지 스택이다.
연료 전지 시스템은 전기 에너지를 생산하며, 이에 대한 반응 부산물로 열을 발생시키므로, 스택의 온도 상승을 방지하기 위해서 스택을 냉각시키는 장치가 필수적이다.
본 발명의 실시예는 비행체에 이용되는 연료 전지 시스템에서 발생되는 열을 효율적으로 방출할 수 있는 연료 전지 시스템 및 그의 제어 방법을 제공하고자 한다.
본 발명의 기술적 과제들은 이상에서 언급한 기술적 과제들로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 과제들은 아래의 기재들로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
본 발명의 실시예에 따른 연료 전지 시스템은, 비행체의 비행을 위한 로터에 연결된 프로펠러 날개, 상기 프로펠러 날개의 회전에 의해 발생되는 하강 기류에 의해 냉각수의 열을 방출시키도록 배치된 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 및 상기 비행체의 운전 모드에 기초하여 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상에 상기 냉각수를 제공하도록 제어하는 제어부를 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 비행체의 운전 모드는, 초기 기동 모드, 비상 운전 모드, 정상 운전 모드 및 최대 출력 모드를 포함하며, 상기 제어부는, 상기 초기 기동 모드 및 상기 비상 운전 모드일 경우 상기 냉각수가 상기 메인 라디에이터에 제공되도록 제어하고, 상기 정상 운전 모드일 경우 상기 냉각수가 상기 서브 라디에이터에 제공되도록 제어하며, 상기 최대 출력 모드일 경우 상기 냉각수가 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터에 제공되도록 제어할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 연료 전지 시스템은, 상기 냉각수를 상기 메인 라디에이터로 전달하거나 상기 냉각수가 상기 메인 라디에이터로 전달되는 것을 차단하는 제 1 냉각수 밸브 및 상기 냉각수를 상기 서브 라디에이터로 전달하거나 상기 냉각수가 상기 서브 라디에이터로 전달되는 것을 차단하는 제 2 냉각수 밸브를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 초기 기동 모드 또는 상기 비상 운전 모드일 경우 상기 제 1 냉각수 밸브를 열림 상태로 전환시키고, 상기 제 2 냉각수 밸브를 닫힘 상태로 전환시킬 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 정상 운전 모드일 경우 상기 제 1 냉각수 밸브를 닫힘 상태로 전환시키고 상기 제 2 냉각수 밸브를 열림 상태로 전환시킬 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 최대 출력 모드일 경우 상기 제 1 및 제 2 냉각수 밸브를 열림 상태로 전환시킬 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 냉각수를 순환시키기 위한 냉각수 펌프를 더 포함하며, 상기 제어부는, 외부 공기 온도에 기초하여 상기 냉각수 펌프의 회전수를 제어할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 제어부는, 상기 외부 공기 온도가 높아질수록 상기 냉각수 펌프의 회전수를 증가시키고, 상기 외부 공기 온도가 낮아질수록 상기 냉각수 펌프의 회전수를 감소시킬 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 냉각수는, 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상과, 온도 제어 밸브, 스택 냉각수 펌프, 바이패스 밸브, 및 연료 전지 스택을 통해 순환될 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 냉각수는, 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상과, 스택 냉각수 펌프, 연료 전지 스택 및 유로 전환 밸브를 통해 순환될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 제어 방법은, 비행체의 초기 기동시 메인 라디에이터를 통해 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계, 상기 비행체의 비상 운전 모드, 정상 운전 모드, 최대 출력 운전 모드 중 하나의 운전 모드가 선택되는 단계 및 선택된 운전 모드에 따라 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상을 통해 상기 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터는, 상기 비행체의 비행을 위한 프로펠러 회전에 의해 발생되는 하강 기류에 의해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 배치될 수 있다.
일 실시예에 있어서, 선택된 운전 모드에 따라 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상을 통해 상기 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계는, 상기 비상 운전 모드가 선택될 경우 상기 메인 라디에이터를 통해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 제어하는 단계, 상기 정상 운전 모드가 선택될 경우 상기 서브 라디에이터를 통해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 제어하는 단계 및 상기 최대 출력 운전 모드가 선택될 경우 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터를 통해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 제어하는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 연료 전지 시스템의 제어 방법은, 상기 선택된 운전 모드에 따라 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상을 통해 상기 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계 이후, 상기 비행체의 운전 종료 여부를 판단하는 단계를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 비행체의 운전 종료 여부를 판단하는 단계는,
상기 비행체의 운전이 종료되지 않았다고 판단될 경우 상기 비행체의 비상 운전 모드, 정상 운전 모드, 최대 출력 운전 모드 중 하나의 운전 모드가 선택되는 단계가 다시 수행될 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 제어 방법은, 상기 비행체의 운전 모드에 따라 냉각수 펌프의 초기 회전수가 설정되는 단계, 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높은지를 판단하는 단계, 상기 냉각수 온도가 상기 타겟 온도보다 높을 경우 상기 냉각수 온도와 상기 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내인지를 판단하는 단계 및 상기 냉각수 온도와 상기 타겟 온도의 차가 상기 기설정된 온도차보다 클 경우 상기 냉각수 펌프의 회전수를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 연료 전지 시스템의 제어 방법은, 상기 냉각수 온도가 상기 타겟 온도보다 낮고, 상기 냉각수 온도와 상기 타겟 온도의 차가 상기 기설정된 온도차보다 클 경우 상기 냉각수 펌프의 회전수를 감소시키는 단계를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 연료 전지 시스템의 제어 방법은, 상기 외부 공기 온도에 기초하여 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 재설정하는 단계를 더 포함할 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 외부 공기 온도에 기초하여 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 재설정하는 단계는, 상기 외부 공기 온도가 현재 설정된 적용 범위 이내일 경우 현재 설정된 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 유지하는 단계 및 상기 외부 공기 온도가 상기 현재 설정된 적용 범위를 이탈한 경우 상기 외부 공기 온도에 따른 설정 적용 범위를 선택하고, 선택된 적용 범위에 따라 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 재설정하는 단계를 포함할 수 있다.
본 기술은 비행체에 이용되는 연료 전지 시스템에서 발생되는 열을 효율적으로 방출할 수 있는 장점이 있다.
이 외에, 본 문서를 통해 직접적 또는 간접적으로 파악되는 다양한 효과들이 제공될 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템이 적용된 비행체의 구성을 나타내는 도면이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 구성을 나타내는 도면이다.
도 3은 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 구성을 나타내는 도면이다.
도 4 및 5는 본 발명의 일 실시에에 따른 연료 전지 시스템의 제어 동작을 설명하기 위한 순서도를 나타내는 도면이다.
이하, 본 발명의 일부 실시예들을 예시적인 도면을 통해 상세하게 설명한다. 각 도면의 구성요소들에 참조부호를 부가함에 있어서, 동일한 구성요소들에 대해서는 비록 다른 도면상에 표시되더라도 가능한 한 동일한 부호를 가지도록 하고 있음에 유의해야 한다. 또한, 본 발명의 실시예를 설명함에 있어, 관련된 공지 구성 또는 기능에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 실시예에 대한 이해를 방해한다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략한다.
본 발명의 실시예의 구성 요소를 설명하는 데 있어서, 제 1, 제 2, A, B, (a), (b) 등의 용어를 사용할 수 있다. 이러한 용어는 그 구성 요소를 다른 구성 요소와 구별하기 위한 것일 뿐, 그 용어에 의해 해당 구성 요소의 본질이나 차례 또는 순서 등이 한정되지 않는다. 또한, 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 의미를 가진다. 일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가진 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다.
이하, 도 1 내지 도 5을 참조하여, 본 발명의 실시예들을 구체적으로 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템이 적용된 비행체의 구성을 나타내는 도면이다.
도 1을 참조하면, 연료 전지 시스템이 적용된 비행체는 비행체의 비행을 위한 로터 회전에 따라 프로펠러 날개(200)에서 발생되는 하강기류(풍력)가 연료 전지 시스템(100)의 라디에이터(110, 120, 130)를 거치도록, 라디에이터(110, 120, 130)가 배치되는 구성을 나타낸 것일 수 있다.
이때, 라디에이터(110, 120, 130)는 메인 라디에이터(110)와 2 개의 서브 라디에이터(120, 130)를 포함하는 것을 도 1에 도시하였지만, 메인 라디에이터(110)와 서브 라디에이터(120, 130)의 개수를 한정하는 것은 아니다.
메인 라디에이터(110)는 쿨링 팬(111)을 포함할 수 있다.
이때, 쿨링 팬(111)은 프로펠러 날개(200)에서 발생되는 하강 기류로 인해 회전하지 않도록 하강 기류의 방향과 수직으로 배치될 수 있다.
또한, 메인 라디에이터(110)와 서브 라디에이터(120, 130) 각각은 연료전지 스택(도 2, 143)에서 발생되는 열을 방출하기 위한 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장품(도 2, 152)에서 발생되는 열을 방출하기 위한 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 포함할 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 비행체에 적용된 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템은 비행체의 비행을 위한 프로펠러 날개에서 발생되는 하강기류를 이용하여 열을 방출하기 위한 메인 라디에이터(110), 서브 라디에이터(120, 130)를 포함할 수 있다.
또한, 메인 라디에이터(110)와 서브 라이디에이터(120, 130)는 쿨링 팬(111)의 유무로 구분될 수 있다.
이때, 쿨링 팬(111)은 프로펠러 날개에서 발생되는 하강 기류로 인해 회전하지 않도록 하강 기류의 방향과 수직인 방향으로 메인 라디에이터(110)에 배치될 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 구성을 나타내는 도면이다.
도 2를 참조하면, 연료 전지 시스템(100)은 메인 라디에이터(110), 제 1 서브 라디에이터(120), 제 2 서브 라디에이터(130), 스택 냉각수 펌프(141), 바이패스밸브(142), 연료 전지 스택(143), 히터(144), 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147), 온도 제어 밸브(148), 전장 냉각수 펌프(151), 전장품(152), 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155) 및 제어부(160)를 포함할 수 있다.
메인 라디에이터(110)는 스택 라디에이터(STACK RAD), 전장 라디에이터(ELEC RAD) 및 쿨링 팬(111)을 포함할 수 있다.
메인 라디에이터(110)에 포함된 스택 라디에이터(STACK RAD)는 제 1 스택 냉각수 밸브(145)를 통해 유입되는 냉각수의 열을 외부 공기로 방출할 수 있다.
메인 라디에이터(110)에 포함된 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 통해 유입되는 냉각수의 열을 외부 공기로 방출시킬 수 있다.
쿨링 팬(111)은 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)에 외부 공기를 공급할 수 있다.
이때, 쿨링 팬(111)은 제어부(160)의 제어에 의해 회전할 수 있고, 회전시 외부 공기를 메인 라디에이터(110)에 공급할 수 있다.
제 1 서브 라디에이터(120)는 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 포함할 수 있다.
제 1 서브 라디에이터(120)의 스택 라디에이터(STACK RAD)는 제 2 냉각수 밸브(146)를 통해 유입되는 냉각수의 열을 외부 공기로 방출할 수 있다.
제 1 서브 라디에이터(120)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 제 2 전장 냉각수 밸브(154)를 통해 유입되는 냉각수의 열을 외부 공기로 방출시킬 수 있다.
제 2 서브 라디에이터(130)는 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 포함할 수 있다.
제 2 서브 라디에이터(130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)는 제 3 냉각수 밸브(147)를 통해 유입되는 냉각수의 열을 외부 공기로 방출할 수 있다.
제 2 서브 라디에이터(130)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 제 3 전장 냉각수 밸브(155)를 통해 유입되는 냉각수의 열을 외부 공기로 방출시킬 수 있다.
이때, 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD), 제 1 서브 라디에이터(120)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 제 2 서브 라디에이터(130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)를 거친 냉각수는 온도 제어 밸브(148)에 유입될 수 있다.
또한, 메인 라디에이터(110)의 전장 라디에이터(ELEC RAD), 제 1 서브 라디에이터(120)의 전장 라디에이터(ELEC RAD) 및 제 2 서브 라디에이터(130)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 거친 냉각수는 전장 냉각수 펌프(141)에 유입될 수 있다.
온도 제어 밸브(148)는 연료 전지 스택(143)만을 거친 냉각수와 연료 전지 스택(143), 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)들을 거친 냉각수를 유입 받을 수 있다.
온도 제어 밸브(148)는 제어부(160)의 제어에 의해, 연료 전지 스택(143)만을 거쳐 유입되는 냉각수의 양과 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)들을 거친 냉각수의 양을 제어하여 스택 냉각수 펌프(141)에 제공되는 냉각수의 온도를 제어할 수 있다.
즉, 온도 제어 밸브(148)는 연료 전지 스택(143)만을 거치는 유로로부터 유입되는 냉각수와 연료 전지 스택(143), 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)들을 거치는 유로로부터 유입되는 냉각수를 스택 냉각수 펌프(141)에 제공할 수 있다.
스택 냉각수 펌프(141)는 연료 전지 스택(143)에서 발생되는 열을 방출시키기 위해, 바이패스 밸브(142), 연료 전지 스택(143), 히터(144), 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD), 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 온도 제어 밸브(148)를 거치는 냉각수를 순환시킬 수 있다.
스택 냉각수 펌프(141)는 제어부(160)의 제어에 의해 회전수가 제어될 수 있으며, 제어부(160)의 제어에 따른 회전수에 기초하여 냉각수의 순환 속도를 증감시킬 수 있다.
바이패스 밸브(142)는 스택 냉각수 펌프(141)로부터 제공되는 냉각수를 제어부(160)의 제어에 따라 연료 전지 스택(143)으로 전달하거나 히터(144)로 전달할 수 있다.
히터(144)는 바이패스 밸브(142)로부터 냉각수가 제공될 경우, 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수의 온도를 상승시킬 수 있다.
제 1 스택 냉각수 밸브(145)는 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수를 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD)로 전달하거나, 냉각수가 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD)에 전달되는 것을 차단할 수 있다.
제 2 스택 냉각수 밸브(146)는 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수를 제 1 서브 라디에이터(120)의 스택 라디에이터(STACK RAD)로 전달하거나, 냉각수가 제 1 서브 라디에이터(120)의 스택 라디에이터(STACK RAD)로 전달되는 것을 차단할 수 있다.
제 3 스택 냉각수 밸브(147)는 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수를 제 2 서브 라디에이터(130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)로 전달하거나, 냉각수가 제 2 서브 라디에이터(130)의 스택 라디에이터(STACK RAD)로 전달되는 것을 차단할 수 있다.
전장 냉각수 펌프(151)는 전장품(152)에서 발생되는 열을 방출시키기 위해, 메인 라디에이터(110)의 전장 라디에이터 냉각수를 순환시킬 수 있다.
전장 냉각수 펌프(151)는 제어부(160)의 제어에 따라 회전수가 제어될 수 있으며, 제어부(160)의 제어에 따른 회전수에 의해 전장품(152)에서 발생되는 열을 방출시키기 위한 냉각수의 순환 속도를 증감시킬 수 있다.
제 1 전장 냉각수 밸브(153)는 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수를 메인 라디에이터(110)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)로 전달하거나, 냉각수가 메인 라디에이터(110)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)에 전달되는 것을 차단할 수 있다.
제 2 전장 냉각수 밸브(154)는 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수를 제 1 서브 라디에이터(120)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)로 전달하거나, 냉각수가 제 1 서브 라디에이터(120)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)로 전달되는 것을 차단할 수 있다.
제 3 전장 냉각수 밸브(155)는 제어부(160)의 제어에 따라 냉각수를 제 2 서브 라디에이터(130)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)로 전달하거나, 냉각수가 제 2 서브 라디에이터(130)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)로 전달되는 것을 차단할 수 있다.
메인 라디에이터(110)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 통해 전달되는 냉각수의 열을 외부 공기로 배출시킬 수 있다.
제 1 서브 라디에이터(120)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 제 2 전장 냉각수 밸브(154)를 통해 전달되는 냉각수의 열을 외부 공기로 배출시킬 수 있다.
제 2 서브 라디에이터(130)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 제 3 전장 냉각수 밸브(155)를 통해 전달되는 냉각수의 열을 외부 공기로 배출시킬 수 있다.
이때, 메인 라디에이터(110)의 전장 라디에이터(ELEC RAD), 제 1 서브 라디에이터(120)의 전장 라디에이터(ELEC RAD) 및 제 2 서브 라디에이터(130)의 전장 라디에이터(ELEC RAD)에 의해 열이 방출된 냉각수는 전장 냉각수 펌프(151)로 유입될 수 있다.
제어부(160)는 외부 공기 온도 및 비행체의 운전 모드에 기초하여 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147), 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155), 스택 냉각수 펌프(141) 및 전장 냉각수 펌프(151)를 제어할 수 있다.
예를 들어, 제어부(160)는 외부 공기 온도 및 비행체의 운전 모드에 기초하여 스택 냉각수 펌프(141) 및 전장 냉각수 펌프(151) 각각의 회전수를 제어할 수 있다.
또한, 제어부(160)는 비행체의 운전 모드에 기초하여 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147) 및 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155) 각각을 열림 상태 또는 닫힘 상태로 전환시킬 수 있다.
더욱 상세히 설명하면, 제어부(160)는 비행체의 운전 모드에 의해 회전수 범위가 결정되고, 결정된 회전수 범위 이내에서 외부 공기 온도에 따라 스택 냉각수 펌프(141) 및 전장 냉각수 펌프(151) 각각의 회전수를 증가 또는 감소시킬 수 있다.
제어부(160)는 비행체의 운전 모드에 의해 회전수 범위가 결정되고, 결정된 회전수 범위 이내에서 외부 공기 온도가 낮아질수록 스택 냉각수 펌프(141) 및 전장 냉각수 펌프(151) 각각의 회전수를 감소시킬 수 있다.
한편, 제어부(160)는 비행체의 운전 모드에 의해 회전수 범위가 결정되고, 결정된 회전수 범위 이내에서 외부 공기 온도가 높아질수록 스택 냉각수 펌프(141) 및 전장 냉각수 펌프(151)의 각각의 회전수를 증가시킬 수 있다.
비행체의 운전 모드는 초기 기동 모드, 비상 운전 모드, 정상 운전 모드 및 최대 출력 모드를 포함할 수 있다.
제어부(160)는 비행체의 운전 모드가 초기 기동 모드 또는 비상 운전 모드일 경우 제 1 스택 냉각수 밸브(145) 및 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 열림 상태로 전환시키고, 제 2 및 제 3 스택 냉각수 밸브(146, 147) 및 제 2 및 제 3 전장 냉각수 밸브(154, 155)를 닫힘 상태로 전환시킬 수 있다.
이때, 제 1 스택 냉각수 밸브(145) 및 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 통해 메인 라디에이터(110)에 냉각수가 유입될 경우, 제어부(160)는 쿨링팬(111)을 회전시킬 수 있다. 따라서, 냉각수는 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 통해 열을 방출시킬 수 있다.
제어부(160)는 비행체의 운전 모드가 정상 운전 모드일 경우 제 2 및 제 3 스택 냉각수 밸브(146, 147) 및 제 2 및 제 3 전장 냉각수 밸브(154, 155)를 열림 상태로 전환시키고, 제 1 스택 냉각수 밸브(145) 및 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 닫힘 상태로 전환시킬 수 있다.
이때, 제 2 및 제 3 스택 냉각수 밸브(146, 147) 및 제 2 및 제 3 전장 냉각수 밸브(154, 155)를 통해 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)에 냉각수가 유입될 경우, 제어부(160)는 쿨링팬(111)의 회전을 중지시킬 수 있다. 따라서, 냉각수는 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 통해 열을 방출시킬 수 있다.
제어부(160)는 비행체의 운전 모드가 최대 출력 모드일 경우 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147) 및 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155)를 열림 상태로 전환시킬 수 있다.
이때, 제어부(160)는 쿨링팬(111)을 회전시킬 수 있으며, 냉각수는 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)를 통해 열을 방출시킬 수 있다.
도 3은 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 구성을 나타내는 도면이다.
도 3를 참조하면, 본 발명의 다른 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템은 메인 라디에이터(110), 제 1 서브 라디에이터(120), 제 2 서브 라디에이터(130), 스택 냉각수 펌프(141), 연료 전지 스택(143), 히터(144), 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147), 유로 전환 밸브(149), 전장 냉각수 펌프(151), 전장품(152), 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155) 및 제어부(160)를 포함할 수 있다.
도 3에 도시된 메인 라디에이터(110), 제 1 서브 라디에이터(120), 제 2 서브 라디에이터(130), 스택 냉각수 펌프(141), 연료 전지 스택(143), 히터(144), 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147), 전장 냉각수 펌프(151), 전장품(152), 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155) 및 제어부(160)는 도 2에 도시된 메인 라디에이터(110), 제 1 서브 라디에이터(120), 제 2 서브 라디에이터(130), 스택 냉각수 펌프(141), 연료 전지 스택(143), 히터(144), 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147), 전장 냉각수 펌프(151), 전장품(152), 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155) 및 제어부(160)와 동일한 동작을 수행하는 구성들일 수 있으므로, 각 구성에 대한 상세한 설명은 도 2의 각 구성에 대한 설명으로 대신한다.
유로 전환 밸브(149)는 제어부(160)의 제어에 의해, 도 2의 바이패스밸브(142) 및 온도 제어 밸브(148)가 수행하던 동작을 수행할 수 있다.
예를 들어, 유로 전환 밸브(149)는 제어부(160)의 제어에 의해, 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)를 거친 냉각수의 양을 조절하여 스택 냉각수 펌프(141)에 유입시키고, 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)를 거치지 않고 오프(off)된 히터(144)를 거친 냉각수의 양을 조절하여 스택 냉각수 펌프(141)에 유입시켜, 스택 냉각 펌프(141)에 유입되는 냉각수의 온도를 조절할 수 있다.
또한, 유로 전환 밸브(149)는 제어부(160)의 제어에 의해, 냉각수가 연료 전지 스택(143) 및 히터(144) 중 하나를 거쳐 냉각수가 순환되도록 냉각수의 유로를 제어할 수 있다.
도 4 및 5는 본 발명의 일 실시에에 따른 연료 전지 시스템의 제어 동작을 설명하기 위한 순서도를 나타내는 도면이다.
특히, 도 4은 비행체의 운전 모드에 따라 냉각수를 메인 라디에이터(110), 제 1 서브 라디에이터(120) 및 제 2 서브 라디에이터(130) 중 적어도 하나 이상을 통해 순환시키는 동작을 설명하기 위한 도면이다.
도 4을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 순환 제어 방법은, 초기 기동 모드 단계(S1), 제 1 밸브 제어 단계(S2), 운전 모드 선택 단계(S3), 비상 운전 모드 적용 단계(S4), 제 2 밸브 제어 단계(S5), 정상 운전 모드 적용 단계(S6), 제 3 밸브 제어 단계(S7), 최대 출력 운전 모드 적용 단계(S8), 제 4 밸브 제어 단계(S9) 및 운전 종료 여부 판단 단계(S10)를 포함할 수 있다.
초기 기동 모드 단계(S1)는 비행체가 시동될 경우 선택되는 모드일 수 있다.
이때, 연료 전지 스택(143)는 전기 에너지를 생산하여 비행체의 로터에 전기 에너지를 공급함으로써, 로터를 회전시킬 수 있다. 로터의 회전에 의해 프로펠러 날개(200)가 회전하고, 프로펠러 날개(200)의 회전에 의해 하강 기류가 형성되고 비행체는 이륙할 수 있다.
제 1 밸브 제어 단계(S2)는 초기 기동 모드시 연료 전지 스택(143) 및 전장품(152)의 안정적인 열 관리를 위해, 냉각수가 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)에 제공되도록 제 1 스택 냉각수 밸브(145) 및 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 열림 상태로 전환시키는 단계 및 쿨링팬(111)을 동작시키는 단계를 포함할 수 있다.
운전 모드 선택 단계(S3)는 초기 기동 모드 단계(S1) 이후 비행체의 운전자 또는 비행체의 시스템으로부터 비상 운전 모드(S4), 정상 운전 모드(S6) 및 최대 출력 운전 모드(S8) 중 하나의 운전 모드가 선택되는 단계를 포함할 수 있다.
만약, 운전 모드 선택 단계(S3)에서 비상 운전 모드(S4)가 선택될 경우 제 2 밸브 제어 단계(S5)가 수행될 수 있다.
또한, 운전 모드 선택 단계(S3)에서 정상 운전 모드(S6)가 선택될 경우, 제 3 밸브 제어 단계(S7)가 수행될 수 있다.
또한, 운전 모드 선택 단계(S3)에서 최대 출력 운전 모드(S8)가 선택될 경우, 제 4 밸브 제어 단계(S9)가 수행될 수 있다.
제 2 밸브 제어 단계(S5)는 비상 운전 모드시 연료 전지 스택(143) 및 전장품(152)의 안정적인 열 관리를 위해, 냉각수가 메인 라디에이터(110)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)에 제공되도록 제 1 스택 냉각수 밸브(145) 및 제 1 전장 냉각수 밸브(153)를 열림 상태로 전환시키는 단계 및 쿨링팬(111)을 동작시키는 단계를 포함할 수 있다.
제 3 밸브 제어 단계(S7)는 정상 운전 모드시 냉각수가 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)에 제공되도록 제 2 및 제 3 스택 냉각수 밸브(146, 147) 및 제 2 및 제 3 전장 냉각수 밸브(154, 155)를 열림 상태로 전환시키는 단계를 포함할 수 있다. 이때, 프로펠러 날개(200)의 회전으로 인한 하강 기류를 이용하여 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)의 스택 라디에이터(STACK RAD) 및 전장 라디에이터(ELEC RAD)는 냉각수의 열을 방출할 수 있다.
제 4 밸브 제어 단계(S9)는 최대 출력 운전 모드시 냉각수가 메인 라디에이터(110) 및 제 1 및 제 2 서브 라디에이터(120, 130)에 제공될 수 있도록 제 1 내지 제 3 스택 냉각수 밸브(145, 146, 147) 및 제 1 내지 제 3 전장 냉각수 밸브(153, 154, 155)를 모두 열림 상태로 전환시키는 단계 및 쿨링팬(111)를 동작시키는 단계를 포함할 수 있다.
제 4 밸브 제어 단계(S9)는 최대 출력 운전 모드시 연료 전지 스택(143) 및 전장품(152)의 열이 최대로 방출될 수 있도록 모든 라디에이터(110, 120, 130)에 냉각수를 제공할 수 있다.
제 2 내지 제 4 밸브 제어 단계(S5, S7, S9) 중 하나의 단계가 수행된 이후 운전 종료 여부 판단 단계(S10)가 수행될 수 있다.
운전 종료 여부 판단 단계(S10)는 비행체의 운전이 종료되었는지를 판단하는 단계를 포함할 수 있다.
만약, 운전 종료 여부 판단 단계(S10)에서 비행체의 운전이 종료되지 않았다고 판단되면(No) 운전 모드 선택 단계(S3)부터 다시 수행될 수 있다.
한편, 운전 종료 여부 판단 단계(S10)에서 비행체의 운전이 종료되었다고 판단되면(Yes) 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 순환 제어 방법은 종료될 수 있다.
도 5는 비행체의 운전 모드 및 외부 공기(외기) 온도에 기초한 연료 전지 시스템의 냉각수 펌프를 제어하는 방법을 도시한 것일 수 있다.
이때, 도 5는 비행체의 운전 모드 및 외기 온도에 따라 냉각수 펌프의 회전수를 제어함으로써, 냉각수의 순환 속도를 제어하는 방법일 수 있다.
냉각수 펌프는 도 2에 도시된 스택 냉각수 펌프(141) 및 전장 냉각수 펌프(151)를 포함하는 의미일 수 있다.
온도 적용 범위 Temp<A1 A1< Temp < A2 ... Temp>An
운전 모드 초기 기동 또는 비상 운전 B0 B1 ... Max
정상 운전 C0 C1 ... Max
최대 출력 운전 D0 D1 ... Max
표 1은 외기 온도 및 비행체의 운전 모드에 따른 냉각수 펌프의 회전수 초기 선택 값을 나타낸 것일 수 있다. 이때, 스택 냉각수 펌프(141)와 전장 냉각수 펌프(151) 각각의 운전 모드별 회전수는 서로 다를 수 있다.
예를 들어, 외기 온도(Temp)가 A1보다 낮을 경우 초기 기동 또는 비상 운전 모드시 냉각수 펌프의 초기 회전수는 B0로 설정될 수 있고, 정상 운전 모드시 냉각수 펌프의 초기 회전수는 C0로 설정될 수 있으며, 최대 출력 운전시 냉각수 펌프의 초기 회전수는 D0로 설정될 수 있다.
또한, 외기 온도(Temp)가 A1보다 높고 A2보다 낮을 경우 초기 기동 또는 비상 운전 모드시 냉각수 펌프의 초기 회전수는 B1로 설정될 수 있고, 정상 운전 모드시 냉각수 펌프의 초기 회전수는 C1로 설정될 수 있으며, 최대 출력 운전시 냉각수 펌프의 초기 회전수는 D1로 설정될 수 있다.
또한, 외부 온도(Temp)가 An보다 높을 경우 초기 기동 또는 비상 운전 모드, 정상 운전 모드, 최대 출력 운전 모드에서 냉각수 펌프의 초기 회전수는 최대값(Max)로 설정될 수 있다.
이때, 외기 온도(Temp)가 높아질수록 각 운전 모드의 냉각수 펌프의 초기 회전수는 증가할 수 있다.
즉, B0보다 B1이 높은 값일 수 있고, C0보다 C1이 높은 값일 수 있으며, D0보다 D1이 높을 값일 수 있다.
표 1 및 도 5를 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 펌프를 제어하는 방법을 설명하면 다음과 같다.
본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 펌프 제어 방법은, 초기 기동 모드 또는 비상 운전 모드 선택 단계(S11), 정상 운전 모드 선택 단계(S12), 최대 출력 모드 선택 단계(S13), 냉각수 펌프 회전수 선택 단계(S14), 냉각수 펌프 회전수 입력 단계(S15), 온도 비교 단계(S16), 제 1 온도차 판단 단계(S17), 회전수 증가 단계(S18), 제 2 온도차 판단 단계(S19), 회전수 감소 단계(S20), 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21) 및 적용 범위 선택 단계(S22)를 포함할 수 있다.
초기 기동 모드 또는 비상 운전 모드 선택 단계(S11), 정상 운전 모드 선택 단계(S12), 최대 출력 모드 선택 단계(S13) 중 하나의 운전 모드가 선택될 수 있다.
냉각수 펌프 회전수 선택 단계(S14)는 선택된 운전 모드에 따른 냉각수 펌프의 초기 회전수를 선택하는 단계를 포함할 수 있다.
표 1을 참조하면, 냉각수 펌프 회전수 선택 단계(S14)는 선택된 운전 모드에 따라 표 1의 값들 중 하나의 값이 선택될 수 있다.
냉각수 펌프 회전수 입력 단계(S15)는 표1의 값들 중 선택된 하나의 값이 냉각수 펌프의 초기 회전수로 설정되는 단계일 수 있다.
이때, 냉각수 펌프의 초기 회전수가 설정되면, 냉각수 펌프는 설정된 초기 회전수로 동작할 수 있다.
온도 비교 단계(S16)는 측정된 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높은지를 판단하는 단계를 포함할 수 있다.
이때, 측정된 냉각수 온도는 연료 전지 스택(143)에 유출되는 냉각수의 온도를 측정한 것일 수 있다.
만약, 온도 비교 단계(S16)에서 측정된 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높지 않을 경우(No) 제 1 온도차 판단 단계(S17)가 수행될 수 있다.
한편, 온도 비교 단계(S16)에서 측정된 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높을 경우(Yes) 제 2 온도차 판단 단계(S19)가 수행될 수 있다.
제 1 온도차 판단 단계(S17)는 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내인지를 판단하는 단계를 포함할 수 있다.
만약, 제 1 온도차 판단 단계(S17)에서 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내일 경우(Yes) 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)가 수행될 수 있다.
한편, 제 1 온도차 판단 단계(S17)에서 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내가 아닐 경우(No) 회전수 감소 단계(S18)가 수행될 수 있다.
회전수 감소 단계(S18)는 냉각수 펌프의 회전수를 감소시키는 단계를 포함할 수 있다. 회전수 감소 단계(S18)가 수행된 이후 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)가 수행될 수 있다.
즉, 측정된 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높지 않고, 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내이면 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
한편, 측정된 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높지는 않고, 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내가 아닐 경우(기설정된 온도차보다 클 경우) 냉각수 펌프의 회전수를 감소시킨 이후, 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
제 2 온도차 판단 단계(S19)는 측정된 냉각수 온도가 타겟 온도보다 높은 상태에서 측정된 외기 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내인지를 판단하는 단계를 포함할 수 있다.
만약, 제 2 온도차 판단 단계(S19)에서 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내일 경우(Yes) 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
한편, 제 2 온도차 판단 단계(S19)에서 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내가 아닐 경우(No, 기설정된 온도차보다 클 경우) 회전수 증가 단계(S20)가 수행될 수 있다.
회전수 증가 단계(S20)는 냉각수 펌프의 회전수를 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
즉, 냉각수 온도가 타겟 온도보다 기설정된 온도차 이상으로 높을 경우 냉각수 펌프의 회전수를 증가시킨 이후, 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
한편, 냉각수 온도가 타겟 온도보다 기설정된 온도차 미만만큼 높을 경우 외기 온도 적용 범위 변화 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
결국, 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 펌프 제어 방법은, 운전 모드에 의해 냉각수 펌프의 초기 회전수가 설정된 이후 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이상일 경우 냉각수 펌프의 회전수를 증가 또는 감소시킨 이후 외기 온도 적용 범위 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 펌프 제어 방법은, 운전 모드에 의해 냉각수 펌프의 초기 회전수가 설정된 이후 측정된 냉각수 온도와 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내일 경우 냉각수 펌프의 회전수를 증감하지 않고 외기 온도 적용 범위 판단 단계(S21)를 수행시킬 수 있다.
외기 온도 적용 범위 판단 단계(S21)는 측정된 외기 온도(Temp)가 표1에 도시된 온도 구간 중 현재 선택된 온도 구간을 이탈하였는지를 판단하는 단계를 포함할 수 있다.
만약, 외기 온도 적용 범위 판단 단계(S21)에서 측정된 외기 온도가 선택된 온도 구간을 이탈하였을 경우(Yes) 측정된 외기 온도에 따른 온도 구간을 선택하는 적용 범위 선택 단계(S22)가 수행될 수 있다.
한편, 외기 온도 적용 범위 판단 단계(S21)에서 측정된 외기 온도가 선택된 온도 구간을 이탈하지 않았을 경우(No) 냉각수 펌프의 초기 회전수를 유지되는 단계(S15)가 수행될 수 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명의 일 실시예에 따른 연료 전지 시스템의 냉각수 제어 방법은 운전 모드 및 외기 온도에 기초하여 냉각수 펌프의 회전수를 제어함으로써, 연료 전지 시스템의 열 관리 효율을 높일 수 있고, 열 관리에 필요한 전력 소모를 최소화시킬 수 있다.
이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다.
따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호 범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.

Claims (19)

  1. 비행체의 비행을 위한 로터에 연결된 프로펠러 날개;
    상기 프로펠러 날개의 회전에 의해 발생되는 하강 기류에 의해 냉각수의 열을 방출시키도록 배치된 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터; 및
    상기 비행체의 운전 모드에 기초하여 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상에 상기 냉각수를 제공하도록 제어하는 제어부;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 비행체의 운전 모드는,
    초기 기동 모드, 비상 운전 모드, 정상 운전 모드 및 최대 출력 모드를 포함하며,
    상기 제어부는,
    상기 초기 기동 모드 및 상기 비상 운전 모드일 경우 상기 냉각수가 상기 메인 라디에이터에 제공되도록 제어하고,
    상기 정상 운전 모드일 경우 상기 냉각수가 상기 서브 라디에이터에 제공되도록 제어하며,
    상기 최대 출력 모드일 경우 상기 냉각수가 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터에 제공되도록 제어하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  3. 청구항 2에 있어서,
    상기 냉각수를 상기 메인 라디에이터로 전달하거나 상기 냉각수가 상기 메인 라디에이터로 전달되는 것을 차단하는 제 1 냉각수 밸브; 및
    상기 냉각수를 상기 서브 라디에이터로 전달하거나 상기 냉각수가 상기 서브 라디에이터로 전달되는 것을 차단하는 제 2 냉각수 밸브를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  4. 청구항 3에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 초기 기동 모드 또는 상기 비상 운전 모드일 경우 상기 제 1 냉각수 밸브를 열림 상태로 전환시키고, 상기 제 2 냉각수 밸브를 닫힘 상태로 전환시키는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  5. 청구항 3에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 정상 운전 모드일 경우 상기 제 1 냉각수 밸브를 닫힘 상태로 전환시키고 상기 제 2 냉각수 밸브를 열림 상태로 전환시키는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  6. 청구항 3에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 최대 출력 모드일 경우 상기 제 1 및 제 2 냉각수 밸브를 열림 상태로 전환시키는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 냉각수를 순환시키기 위한 냉각수 펌프를 더 포함하며,
    상기 제어부는,
    외부 공기 온도에 기초하여 상기 냉각수 펌프의 회전수를 제어하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  8. 청구항 7에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 외부 공기 온도가 높아질수록 상기 냉각수 펌프의 회전수를 증가시키고,
    상기 외부 공기 온도가 낮아질수록 상기 냉각수 펌프의 회전수를 감소시키는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  9. 청구항 1에 있어서,
    상기 냉각수는,
    상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상과, 온도 제어 밸브, 스택 냉각수 펌프, 바이패스 밸브, 및 연료 전지 스택을 통해 순환되는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  10. 청구항 1에 있어서,
    상기 냉각수는,
    상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상과, 스택 냉각수 펌프, 연료 전지 스택 및 유로 전환 밸브를 통해 순환되는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템.
  11. 비행체의 초기 기동시 메인 라디에이터를 통해 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계;
    상기 비행체의 비상 운전 모드, 정상 운전 모드, 최대 출력 운전 모드 중 하나의 운전 모드가 선택되는 단계; 및
    선택된 운전 모드에 따라 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상을 통해 상기 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계;
    를 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  12. 청구항 10에 있어서,
    상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터는,
    상기 비행체의 비행을 위한 프로펠러 회전에 의해 발생되는 하강 기류에 의해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 배치되는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  13. 청구항 11에 있어서,
    선택된 운전 모드에 따라 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상을 통해 상기 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계는,
    상기 비상 운전 모드가 선택될 경우 상기 메인 라디에이터를 통해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 제어하는 단계;
    상기 정상 운전 모드가 선택될 경우 상기 서브 라디에이터를 통해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 제어하는 단계; 및
    상기 최대 출력 운전 모드가 선택될 경우 상기 메인 라디에이터 및 상기 서브 라디에이터를 통해 상기 냉각수의 열이 방출되도록 제어하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  14. 청구항 11에 있어서,
    상기 선택된 운전 모드에 따라 상기 메인 라디에이터 및 서브 라디에이터 중 적어도 하나 이상을 통해 상기 냉각수의 열을 방출하도록 제어하는 단계 이후,
    상기 비행체의 운전 종료 여부를 판단하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  15. 청구항 14에 있어서,
    상기 비행체의 운전 종료 여부를 판단하는 단계는,
    상기 비행체의 운전이 종료되지 않았다고 판단될 경우 상기 비행체의 비상 운전 모드, 정상 운전 모드, 최대 출력 운전 모드 중 하나의 운전 모드가 선택되는 단계가 다시 수행되는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  16. 상기 비행체의 운전 모드에 따라 냉각수 펌프의 초기 회전수가 설정되는 단계;
    냉각수 온도가 타겟 온도보다 높은지를 판단하는 단계;
    상기 냉각수 온도가 상기 타겟 온도보다 높을 경우 상기 냉각수 온도와 상기 타겟 온도의 차가 기설정된 온도차 이내인지를 판단하는 단계; 및
    상기 냉각수 온도와 상기 타겟 온도의 차가 상기 기설정된 온도차보다 클 경우 상기 냉각수 펌프의 회전수를 증가시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  17. 청구항 16에 있어서,
    상기 냉각수 온도가 상기 타겟 온도보다 낮고, 상기 냉각수 온도와 상기 타겟 온도의 차가 상기 기설정된 온도차보다 클 경우 상기 냉각수 펌프의 회전수를 감소시키는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  18. 청구항 17에 있어서,
    상기 외부 공기 온도에 기초하여 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 재설정하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
  19. 청구항 18에 있어서,
    상기 외부 공기 온도에 기초하여 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 재설정하는 단계는,
    상기 외부 공기 온도가 현재 설정된 적용 범위 이내일 경우 현재 설정된 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 유지하는 단계; 및
    상기 외부 공기 온도가 상기 현재 설정된 적용 범위를 이탈한 경우 상기 외부 공기 온도에 따른 설정 적용 범위를 선택하고, 선택된 적용 범위에 따라 상기 냉각수 펌프의 초기 회전수를 재설정하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 연료 전지 시스템의 제어 방법.
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