KR20230125223A - 하이브리드 동력원을 구비한 항공기 - Google Patents

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KR20230125223A
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끌레망 디넬
브누와 페랑
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어센던스 플라이트 테크놀로지
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Abstract

본 발명은 하이브리드 동력원이 구비된 항공기에 관한 것으로, 2개의 수평 구동 유닛(6, 24, 26), 수직 공동 유닛(10)이 전원 공급 버스를 포함하고 전원 공급 버스의 출력부는 (스위치(28)를 통해 적어도 2개의 수직 구동 유닛(10)에 연결될 수 있는) 단일 수평 구동 장치(6)와 연결될 수 있는 4개의 수직 구동 유닛(10, 42, 44, 52, 54, 50), 한편으로는 대응하는 수직 구동 유닛(10) 각각의 입력부에 의해 각각의 전원 공급 버스에 연결되고, 다른 한편으로는 각각의 수직 구동 유닛(10)의 각각의 출력부를 통해 각각의 수평 구동 유닛(6)에 연결되는 2개의 전력 생성원(18), 및 수직 구동 유닛(10) 및/또는 수평 구동 유닛(6)의 전력 요구 사항에 따라 전력 생성원(18)에 전력 제어명령을 전송하도록 배열된 전력 공급 제어부(4)를 포함하고, 전력 생성원(18)은 또한 수직 구동 유닛의 동력원(50)을 재충전하기에 적합하다.

Description

하이브리드 동력원을 구비한 항공기
본 발명은 항공기 분야에 관한 것으로, 특히 전기-추진식 수직 이착륙 항공기 분야에 관한 것이다.
항공 산업은 현재 많은 격변을 겪고 있는데, 부분적으로는 환경과 관련된 요구 사항이 진화하고 있는 것과 연관되고 부분적으로는 전기-추진식 항공기의 개발과 연관된다. 특히 새로운 이동 수단으로서 매우 흥미로운 전망을 제공하기 때문에 VTOL(Vertical Take-Off and Landing, 수직 이착륙) 분야는 특히 역동적이다.
이와 같이 VTOL은 꽤 오래된 분야이지만(이미 1921년에 개발됨), VTOL의 전기화로 인해 규정뿐만 아니라 제공되는 새로운 해법이 폭발적으로 증가했다. 특히 최신 규정(참조 예: SC-VTOL-01 특수 조건 수직 이착륙(VTOL) 항공기; 2019년 7월 2일 발행)에서는 고장 발생 후의 비상 착륙이 아니라 비행의 연속성("계속적인 안전 비행 및 착륙"이라고 함)을 보장할 수 있도록 추진 수단 및 비행, 엔진, 동력원 및 전체 전기 시스템과 관련된 모든 시스템의 중복성을 요구한다. 이것은 "단일-고장-안전(one-fail-safe)", 즉 "단일 고장 허용(tolerant of a single fault)"이라고도 한다.
이러한 규정은 합리적인 비용을 유지하면서도 실행이 가능한지 여부와 관련하여 특히 많은 문제점을 가지고 있다. 실제로 모든 부품이 2배가 되면 추가적인 중량을 감당하기 위해 오버사이즈가 필요하기 때문에 비용은 2배 이상으로 늘어나게 되는데, 이는 그만큼 무게가 가벼워진 항공기의 모든 비행능력을 재검토해야 한다는 의미이기도 하다.
따라서 다른 해법을 찾아야 한다. 대부분의 해법은 두 가지 원칙을 기반으로 하며, 두 가지 원칙이 함께 사용될 수 있다.
- 작동 시점을 상세히 관리하는 전용 모듈을 사용하여 배터리 팩 레벨에서의 에너지를 매우 정교하게 관리하는 것으로, US 9 586 690 문헌에 이러한 유형의 해법이 설명되어 있다.
- 이륙 및 착륙 시에만 배터리를 사용하기 위해 수평 추력기(thrusters)에 전력을 공급하는 전력 생성원(power generation source)을 사용하여, 전기-추진식 해법의 범위 및 내구성을 높일 수 있는 것으로, WO 2020/016510 및 EP 3 628 593 문헌에 이러한 유형의 해법이 설명되어 있다.
그러나 이러한 해법은 완전히 만족스럽지 않으며, 특히 단일-고장-안전 해법을 달성할 수 없다.
본 발명은 이러한 상황을 개선하는 것을 목표로 한다. 이를 위해, 본 발명은 하이브리드 동력원을 구비한 항공기를 제공하며, 상기 항공기는, 각각의 전기 모터에 의해 각각 구동되는 적어도 2개의 수평 구동 추력기가 형성하는 적어도 2개의 각각의 수평 구동 유닛, 각각의 전기 모터에 의해 각각 구동되는 적어도 4쌍의 수직 이착륙 로터 및 한 쌍의 수직 이착륙 로터의 각각의 전기 모터에 각각 연결되는 적어도 4개의 동력원을 구비하고, 각 쌍의 로터가 대응하는 전기 모터 및 동력원과 함께 형성하는 수직 구동 유닛으로, 각각의 수직 구동 유닛은 출력부가 단일 수평 구동 유닛에 연결될 수 있는 전력 공급 버스를 포함하고, 수직 구동 유닛의 수는 수평 구동 유닛의 입력부에 배치된 각각의 스위치를 통해 각각의 수평 구동 유닛이 적어도 2개의 수직 구동 유닛에 연결될 수 있도록 하는, 상기 수직 구동 유닛, 적어도 2개의 전력 생성원으로, 각각은 한편으로는 대응하는 수직 구동 유닛의 각각의 입력부에 의해 각각의 전력 공급 버스에 연결되고, 다른 한편으로는 각각의 수직 구동 유닛의 각각의 출력부를 통해 각각의 수평 구동 유닛에 연결되는, 상기 전력 생성원, 수직 구동 유닛 및/또는 수평 구동 유닛의 전력 요구에 따라 전력 생성원에 전력 제어명령을 보내도록 배치된 적어도 하나의 전력 공급 제어부로서, 수직 구동 유닛 및/또는 수평 구동 유닛의 전력 요구와 전력 생성원에 의해 방출되는 전력 사이의 차이에 따른 전기를 동력원이 전력 제어명령에 기반하여 공급하며, 전력 생성원은 동력원이 수동적으로 제어되도록 동력원을 재충전하기에 더 적합한, 상기 제어부를 포함한다.
이러한 항공기는 그 구조가 중복성을 생성할 수 있으므로 부품의 크기를 최적화하면서도 단일-고장-안전을 보장하기 때문에 특히 유리하다. 따라서, 본 발명에 따른 항공기는 단일-고장-안전의 구현과 관련된 추가 비용을 최소화하고 그리고 동력원이 비행의 각 단계에서 실제적으로 보완적인 진정한 하이브리드 구조를 구현한다.
다양한 실시예에 따라, 본 발명은 다음 특징 중 하나 이상을 가질 수 있다:
- 수직 구동 유닛의 동력원은 배터리이며,
- 전력 생성원은 터빈 발전기 및 AC-DC 변환기를 포함하며,
- 전력 생성원은 수소 연료 전지 및 DC-DC 변환기를 포함하고,
- 항공기는 수평 구동 유닛, 수직 구동 유닛 및 전력 생성원의 각각을 항공기의 잔여 전기 회로에 연결하는 전기 접촉기를 더 포함하며,
- 수평 구동 유닛, 수직 구동 유닛 및 전력 생성원 각각의 각 부품은 전기 접촉기에 의해 각 부품이 속하는 수평 구동 유닛, 수직 구동 유닛 또는 전력 생성원의 다른 부품에 연결되고,
- 항공기는 수평 구동 유닛, 수직 구동 유닛 및 이들을 연결하는 전기 버스에 연결하는 전력 생성원 각각의 입력부 및/또는 출력부에 다이오드를 더 포함하며, 및
- 다이오드가 전력 생성원에 대해 접촉기의 상류 측에 배치된다.
본 발명의 다른 특징 및 이점은 예시적이고 비제한적인 목적을 위해 제공된 실시예로부터 주어지는 다음의 설명을 읽을 때 더 잘 나타날 것이다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기의 전기 구조의 개략도를 도시하고,
도 2는 비행 시퀀스의 예를 도시하는 것으로, 어떤 부품이 어떤 단계에서 활성화되고 관련된 전기 충전 레벨이 무엇인지를 도시하며,
도 3은 이륙 또는 착륙 동안 수직 구동 유닛 고장 시의 구성 예를 도시하고,
도 4는 전력 생성원 고장 시의 구성 예를 도시하고,
도 5는 수평 구동 유닛 고장 시의 구성 예를 도시하고,
도 6은 항공기에서 구현되는 전력 제어 관리 알고리즘의 예를 도시한다.
이하의 도면 및 상세한 설명은 본질적으로 특정 요소를 포함한다. 따라서, 이들은 본 발명을 더 잘 이해하기 위해 사용될 수 있을 뿐만 아니라, 필요한 경우 이들의 정의에 기여할 수도 있다.
본 상세한 설명은 저자의 권리 및/또는 저작권에 의해 보호되기 쉬운 요소를 포함할 수 있다. 권리 보유자는 이 특허 문서 또는 그 설명이 공식 문헌에 나타나는 것과 동일하게 재생산되는 것에 대해서 이의를 제기하지 않는다. 나머지는 권리 보유자의 권리를 완전히 유지한다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기(2)는 제어부(4), 2개의 수평 구동 유닛(6 및 8), 4개의 수직 구동 유닛(10, 12, 14 및 16), 및 2개의 전력 생성원(18 및 20)을 포함한다.
본 명세서에 기술된 예에서, 수평 구동 유닛(6)(각각 8)은 DC-AC 변환기(22)(각각 32), 전기 모터(24)(각각 34) 및 프로펠러가 구비된 추력기(26)(각각 36)를 포함한다. 추력기(26)(각각 36)는 항공기가 실질적으로 수평 방향으로 전진할 수 있도록 구비된다. 여기에 설명된 예에서, 추력기(26)(각각 36)는 비행 모드에서 80kW의 전력을 소비한다.
수평 구동 유닛(6)(각각 8)은 아래에서 설명되는 바와 같이 입력부에서 스위치(28)(각각 38)에 연결되어 수직 구동 유닛(10)(각각 14) 또는 (12)(각각 16)의 출력부에 이 입력부를 연결할 수 있도록 한다.
수직 구동 유닛(10)(각각 12, 14, 16)은 모터(52)(각각 56, 82, 86)에 의해 구동되는 회전자(42)(각각 46, 72, 76), 모터(54)(각각 58, 84, 88)에 의해 구동되는 회전자(44)(각각 48, 74, 78)를 포함한다. 모터(52 및 54)는 각각의 DC-AC 변환기(62 및 64)(각각 66 및 68, 92 및 94, 96 및 98)로부터 전력을 공급받는다. DC-AC 변환기(62 및 64)(각각 66 및 68, 92 및 94, 96 및 98)는 수직 구동 유닛(10)(각각 12, 14, 16)의 전기 버스에 연결되며, 전기 버스는 전력 생성원(18)의 전기 배전 버스에 연결된 입력부, 전력 생성원(20)의 전기 배전 버스에 연결된 입력부 뿐만 아니라 배터리(50)(각각 60, 80, 90)에 연결된다. 최종적으로, 각각의 수직 구동 유닛(10 및 12)(각각 14 및 16)의 전기 버스는 스위치(28)(각각 38)에 연결된, 수직 구동 유닛 각각의 출력부에 연결된다. 이하에서 알 수 있는 바와 같이, 배터리(50, 60, 80 및 90)는 그들 용량의 100%를 출력할 때 함께 600kW를 출력한다.
본 명세서에 기술된 예에서, 각각의 전력 생성원(18)(각각 20)은 한편으로는 터빈 발전기(100)(각각 102) 및 AC-DC 변환기(104)(각각 106)를 포함한다. 여기에 설명된 예에서, 각 터빈 발전기는 용량의 100%에서 40kW를 출력할 수 있다. 대안적으로, 전력 생성원은 다른 DC 또는 AC 전력 생성원일 수 있고, AC-DC 변환기 또는 DC-DC 변환기가 뒤에 연결될 수 있다. 따라서 이러한 전력 생성원은 기존 연료, 바이오 연료 또는 합성 연료로 구동되는 터보 발전기를 기반으로 할 수 있다. 여전히 대안적으로, 연료 전지와 같은 수소-기반 에너지원이 사용될 수 있다.
아래에서 볼 수 있는 바와 같이, 제어부(4)는 한편으로는 전력 생성원(18 및 20), 다른 한편으로는 스위치(28 및 38) 및 도 1에 도시되지 않은 다양한 보호 요소를 제어하도록 배열된 저전압 장치이다. 도 2 내지 도 6에서 자세히 설명한다.
도 1을 분석하면, 모든 모터 및 전기적 부품은 중복된 것으로 보인다. 따라서, 후술하는 바와 같이 단일-고장-안전을 확보할 수 있다. 실제로, 2개의 수평 구동 유닛, 동일한 수평 구동 유닛에 연결되어 2개의 하위 그룹을 형성하는 4개의 수직 구동 유닛 및 2개의 전력 생성원이 존재한다.
그러나 이러한 상당히 종래의 이중화를 넘어서, 본 발명의 이점을 달성할 수 있게 하는 것은 각각의 수직 구동 유닛에 특정한 전기 버스뿐만 아니라 각각의 전력 생성원에 특정한 전기 배전 버스가 함께하는 것이다.
실제로, 아래에서 볼 수 있는 바와 같이, 도 1의 항공기의 특정 구조는 병치(juxtaposition)로 구성되는 기존의 해법과 대조적으로, 전기적 동력원의 진정한 하이브리드화를 허용한다. 따라서 전력 요구 사항에 따라, 배터리와 전력 생성원 모두가 함께 작동할 수 있다. 그러나 그 이상으로, 이러한 구조는 배터리를 단순한 "에너지 버퍼"로 취급할 수 있다. 보호 기능을 활성화하고 상태를 보고하는 것과 같은 배터리 시스템 자체의 BMS(Battery Management System)를 작동시키는 데 필요한 기본적인 인텔리전스 이외의 소프트웨어적인 또는 하드웨어적인 인텔리전스가 필요없는, 완전히 수동적인 방식으로 배터리가 처리된다. 이러한 점은 기존의 모든 해법과 완전히 반대되는 것으로, 부품이 배터리의 작동을 최적화하고 제어를 수행하기 위해 특별히 의도되거나, 또는 부품이 배터리의 잠재적인 약점을 보상하기 위해 의도되지만, 배타적인 대안으로, 즉, 배터리 없이 이 부품이 동시에 작동할 수 있다.
도 2는 도 1의 항공기로 비행하는 동안의 에너지 소모 사이클을 도시한다. 이 도면에 도시된 바와 같이, 항공기가 수직으로 이륙하는 1차 동작(200)으로 비행이 시작된다. 이 단계에서, 수직 구동 유닛의 로터가 작동하고 소비되는 에너지의 대부분을 차지한다. 수평 구동 유닛은 안정성을 위해 작동할 가능성이 높지만 에너지 소비는 무시할 수 있다. 배터리로부터 최대 600kW까지, 전력 생성원으로부터 최대 80kW까지 전력을 공급받는다. 따라서 비행 시작 시점에 75% 내지 90% 사이로 채워진 배터리는 용량의 55% 내지 70%로 전환된다. 이 단계의 끝에서, 항공기는 이륙 지점에서 약 50피트, 즉 약 15m의 고도 차이에 있다.
그 후, 동작(210)에서, 항공기는 50피트 내지 150피트 사이에서 수직 비행에서 수평 비행으로 점진적으로 전환을 하고, 그 다음에, 항공기는 종래의 항공기와 유사한 상승을 수행한다. 이 단계에서, 로터는 점진적으로 정지되고, 일단 수평 순항에 도달하면 소비량이 680kW에서 80kW로 떨어진다. 배터리와 전력 생성원은 최대치로 계속 작동하고, 배터리는 계속해서 소모되어 수평 순항 단계에 도달하면 10%내지 30%까지 감소된다.
수평 비행은 배터리를 사용하지 않는 동작(220) 동안에 수행된다. 전력 생성원은 최대치로 계속 작동하고 생산된 80kW는 제어부에 의해 제어되는 수평 구동 유닛 간에 공유되며, 여기에서 소비되지 않는 전력은 배터리를 충전하는 데 사용된다. 고도 1000피트(약 300m) 이상에서, 이 단계에서는 배터리를 약 50%까지 충전할 수 있다.
그 후, 하강은 동작(230)에서 발생하며, 전력 생성원은 배터리를 충전하기 위해 100% 사용된다. 이를 통해 배터리를 100% 충전할 수 있다. 이 단계에서는 어떤 모터 부품도 에너지를 소비하지 않는다.
그 후, 수평 비행에서 수직 비행으로의 전환은 동작(240)에서 수행되며, 여기서 소비량은 점진적으로 약 340kW로 전환되고 배터리 충전은 100%로부터 85% 내지 95% 사이까지로 점진적으로 전환된다.
마지막으로, 동작(250)에서는 중력을 이용하는 장점을 가지되, 이륙과 같이 로터만을 작동하여 수직 착륙을 수행한다. 따라서 배터리는 동작(200)의 시작 시점에서와 같이 75%에서 90% 사이까지 계속해서 방전된다.
따라서 항공기는 두 비행 사이에 지상에서 재충전할 필요가 없으므로 유용성이 높아진다. 또한, 전력 생성원은 항상 최대로 작동하고(도 6에 보여질 예외적인 경우가 있음), 전력 생성원이 충분한 전력을 공급하지 못하는 경우에 배터리가 보완하는 역할을 수행하는 것이 명확히 보인다. 유사하게, 가능한 한 빨리, 배터리가 최대한 많이 충전되어 착륙을 위한 충분한 전기 에너지를 보장한다.
대안적으로, 시간이 충분히 이격된 두 비행 사이에 지상에서 항공기 배터리를 충전할 수 있다. 이 경우에, 제어부(4)는 다양한 단계 동안에 동력 공급에 대해 보다 정교한 절충을 수행할 수 있는데, 이는 에너지 공급의 분배를 수정하고 범위를 늘리고 소음 공해와 오염물질 방출을 제한하기 위해 터빈 발전기의 작동을 증가킨다.
배터리 제어는 본 발명의 구조로 인하여 수동 방식으로 관리된다. 회전자 또는 수평 구동 유닛이 80kW 미만을 인출하는 경우, 배터리는 자연스럽게 사용되지 않으며, 초과 전류는 배터리를 충전하는데 사용될 수 있다(동작 220 또는 230에서와 같이). 만일 더 많은 전력이 요청되는 경우에, 배터리가 자연스럽게 사용된다.
본 발명의 구조로 인하여 배터리의 오버사이징이 상당히 낮게 유지될 수 있다는 점도 또한 제기된다. 실제로, 동작(220)이 끝날 때 충전량의 10%에서 30% 사이가 배터리에 남아 있는 것은 우연이 아니다. 이는 배터리가 제거되는 고장과 같은 단일-고장-안전을 유지할 수 있음을 보장한다.
도 3은 수직 구동 유닛 중 하나의 배터리 또는 다른 전기 부품의 고장 사례를 도시한다. 간략화를 위해 전력 생성원(18)에서 나오는 에너지와 수직 구동 유닛(12)만을 도시하였으나 다른 구성요소들은 유사하게 동작한다.
도시된 경우에 있어서, 제1 수직 구동 유닛(10)은 모터(52 또는 54) 중 하나의 전기적 고장으로 인해 스위치가 오프된다. 이는 특히 동작(200, 210, 240 또는 250) 중 하나 동안 작동 불능되는 것이다.
우선, 각 전기 부품은 회로의 잔여 부분과 격리하도록 제어될 수 있는 접촉기(contactor)에 의해 보호된다는 점에 유의해야 하다. 따라서, 이 실시예에서, 각각의 전력 생성원에 특정한 전기 배전 버스에 연결된 입력부에 있는, 도시되지 않은 2개의 접촉기가 수직 구동 유닛(10)(각각 12, 14, 16)을 격리하고 그리고 전기적인 문제가 외부로부터 수직 구동 유닛(10)(각각 12, 14, 16) 쪽으로 전파되는 것을 방지한다. 이는 또한 스위치(28, 38)가 구비된 수평 구동 유닛뿐만 아니라 도시되지 않은 스위치를 구비한 전력 생성원의 경우에도 마찬가지이다. 또한, 이러한 전기 서브셋 내부의 각 부품은 도시되지 않은 스위치에 의해 부품이 속하는 전기 서브셋의 잔여 부분에도 연결되므로, 예를 들어 배터리(50)가 오작동하는 경우에, 배터리를 즉시 분리하지 않고 잔여 수직 구동 유닛(10)으로부터 차단할 수 있다.
여기에 설명된 예에서, 접촉기는 다이오드(미도시)를 사용할 수 있으며, 접촉기는 전기적인 문제 및 특히 단락의 경우에 수동적인 방식으로 수직 구동 유닛을 격리하여 전기적인 문제가 수직 구동 유닛(10)(각각 12, 14, 16)에서 외부로 전파되는 것을 방지할 수 있다.
또한, 배터리(50, 60, 80, 90)는 오버사이즈된다(oversized). 동시에 제어부(4)는 스위치(28)가 수직 구동 유닛(12)의 출력부에 연결되도록 한다. 따라서 배터리는 최대 100kW까지 사용된다. 또한, 전력 생성원은 종래의 동작 시점을 넘어 몇 분 동안에 110% 또는 120%로 사용될 수 있다. 이는, 배터리의 과사용과 함께, 수직 구동 유닛(10)의 분리와 관련된 80kW의 손실을 보상할 수 있게 한다. 전력 생성원(18)에서 나오는 전기가 따라가는 경로는 굵은 화살표로 표시된다.
따라서, 약간 오버사이징된 배터리를 가지고 이륙(또는 비상 착륙)이 보장되고 위험 없이 수행될 수 있다.
도 4는 전력 생성원 중 하나가 손실된 다른 고장 사례를 도시한다. 여기에서도 일부 동력원 부품만 도시되지만 나머지는 유사하게 작동한다.
이 도면에 도시된 바와 같이, 전력 생성원(18)의 전기 배전 버스에 연결된 수직 구동 유닛의 입력부는 제어부(4)에 의해 개방된 접촉기 덕분에 격리된다(isolated). 또한, 잔여 전력 생성원은 기존의 작동 시점 이후에 사용되며 배터리는 70kW 범위, 즉 수평 구동 유닛에서 일반적으로 소비하는 전력의 90% 범위의 전력 공급을 유지하는 데 사용된다.
여기에서도, 착륙 전 하강 단계에서 배터리를 재충전할 수 있으므로 단일-고장-안전이 보장된다. 또한, 배터리의 25% 오버사이징은 정상 용량의 90%에서 수평 비행을 계속할 수 있는 충분한 에너지를 보장한다.
도 5는 수평 구동 유닛이 손상된 또 다른 고장 사례를 도시한다. 이 경우에, 잔여 수평 구동 유닛은 손상을 고려한 고도 및 속도 프로파일을 갖는 수평 순항을 유지하기 위해 최대 용량으로 사용된다. 배터리는 갑작스러운 과소비의 경우에 버퍼로 사용될 수 있다.
도 6은 다양한 상황에 따라 전력 제어를 관리하기 위해 제어부(4)에 의해 구현될 수 있는 알고리즘을 도시한다.
알고리즘은 회전자 및/또는 추진기에 대한 작동 시점(operating point)을 수신하는 동작(600)에서 시작하는 사이클로 구성된다.
그 후, 동작(610)에서, 로터 및/또는 추력기는 이 동작에 해당하는 전류를 인출한다. 이 동작은 터빈 발전기가 100%로 제어되는지 여부를 결정하기 위한 동작(620)의 테스트로 이어진다. 제어되지 않는 경우에, 제어부(4)는 발전기를 최대로 올리고, 속도가 증가함에 따라, 동작(630)에서 배터리가 요구되는 전류를 보상한다. 터빈 발전기가 최대로 올라가면 동작(640)에서 제어부(4)는 동작(610)의 전류 인출을 위해 전력 생산이 충분한지 여부를 결정한다. 충분하지 않은 경우, 전체 부하가 다음 작동 시점까지 유지되고, 배터리가 로드된다. 충분한 경우에는, 동작(650)에서 제어부(4)는 배터리가 충전될 필요가 있는지를 검증한다. 필요한 경우에 전체 부하가 유지되고 초과 전력은 다음 동작 시점까지 배터리를 충전하는 데 사용된다. 그렇지 않은 경우에는, 작동(660)에서 제어부(4)는 다음 작동 시점까지 터빈 발전기의 작동을 감소시킨다.
앞서 언급한 전력 소비량은 예시적이고 비제한적인 목적으로만 제공되었다. 전기적인 구조는 항공기 비행과 관련된 실제 요구 사항에 따라 조정되어야 한다.
전술한 바와 같이 동력원은 고전력/소용량 형태이고, 반면에 전력 생성원은 고용량/저전력 형태이다. 이는 동력원이 에너지 버퍼로 사용되고 전력 생성원이 수평 비행의 소비량과 관련하여 크기가 지정되고 에너지 버퍼를 재충전할 수 있다는 사실에서 비롯된다.
모든 전기 회로가 상호 연결되지만 보호 장치에 의해 독립적이 되는 전술된 구조로 인하여 구현된 이중성(duality)은 부품의 크기를 최적화하면서 단일-고장-안전을 보장하는 중복성을 생성할 수 있다. 따라서, 본 발명에 따른 항공기는 단일-고장-안전과 관련된 추가 비용을 최소화하고 비행의 각 단계에서 동력원이 진정으로 보완적인 진정한 하이브리드 구조를 구현한다.
또한, 도면들은 항공기의 전기 다이어그램을 도시하는 점을 유의해야 한다. 따라서, 회전자(42 및 44, 46 및 48, 52 및 54, 56 및 58)가 나란히 도시되어 있음에도 불구하고, 이는 기계적인 관점에서 반드시 그런 것은 아니다. 실제로, 로터는 수직 구동 유닛에 쌍으로 조립되어 고장이 발생해도 항공기가 불안정해지지 않는다. 따라서, 동일한 수직 구동 유닛의 로터는 일반적으로 항공기 중심에 대해 대칭으로 배치된다.
또한, 도면들은 2개의 추력기, 8개의 로터 및 2개의 터빈 발전기를 구비한 항공기를 도시하지만, 그들의 수는 다를 수 있다. 실제로 2개 이상의 추력기가 있을 수 있으며, 수평 구동 유닛 당 2개 이상의 수직 구동 유닛이 있을 수 있다. 유사하게, 추가적인 복원력(resilience)을 보장하기 위해 제어부(4)를 두 배로 늘릴 수도 있다.
마지막으로, 주어진 수직 구동 유닛이 하나의 수평 구동 유닛에만 연결될 수 있다는 사실은 구조의 제어를 단순화할 수 있다. 실제로, 이 원칙은 동일한 수평 구동 유닛에 연결된 서로 다른 수직 구동 유닛의 수에 따라 중복성 및 크기를 조정할 수 있다. 그리고 복원력은 수평 구동 유닛의 스위치에 의해 구성되며, 간단한 방법으로 달성될 수 있다. 이는 수직 구동 유닛이 다수 개의 수평 구동 유닛에 연결될 수 있는 방식보다 훨씬 더 효율적이며, 이는 정상 모드 및 성능 저하 모드 모두에서 주요 제어 문제를 내포한다.
대안적으로, 상기 제안된 바와 같이, 항공기는 지상에서 충전될 수 있어서, 이륙 시 동력원이 100% 완전 충전된다. 이를 통해 항공기의 범위를 확대함으로써 다른 비행 계획을 구현할 수 있을 뿐만 아니라 저고도 이착륙 단계 동안 소음 배출과 오염물질 배출을 제한할 수 있다.

Claims (8)

  1. 하이브리드 동력원을 구비한 항공기로서,
    - 각각의 전기 모터(24, 34)에 의해 각각 구동되는 적어도 2개의 수평 구동 추력기(26, 36)가 형성하는 적어도 2개의 각각의 수평 구동 유닛(6, 8),
    - 각각의 전기 모터(52, 54, 56, 58, 82, 84, 86, 88)에 의해 각각 구동되는 적어도 4쌍의 수직 이착륙 로터(42, 44, 46, 48, 72, 74, 76, 78), 및 한 쌍의 수직 이착륙 로터(42, 44, 46, 48, 72, 74, 76, 78)의 각각의 전기 모터(52, 54, 56, 58, 82, 84, 86, 88)에 각각 연결되는 적어도 4개의 동력원(50, 60, 80, 90)을 구비하고, 각 쌍의 로터(42, 44, 46, 48, 72, 74, 76, 78)가 대응하는 전기 모터(52, 54, 56, 58, 82, 84, 86, 88) 및 동력원과 함께 형성하는 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)으로, 각각의 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)은 출력부가 단일 수평 구동 유닛(6, 8)에 연결될 수 있는 전력 공급 버스를 포함하고, 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)의 수는 수평 구동 유닛(6, 8)의 입력부에 배치된 각각의 스위치(28, 38)를 통해 각각의 수평 구동 유닛이 적어도 2개의 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)에 연결될 수 있도록 하는, 상기 수직 구동 유닛,
    - 적어도 2개의 전력 생성원(18, 20)으로, 각각은 한편으로는 대응하는 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)의 각각의 입력부에 의해 각각의 전력 공급 버스에 연결되고, 다른 한편으로는 각각의 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)의 각각의 출력부를 통해 각각의 수평 구동 유닛(6, 8)에 연결되는, 상기 전력 생성원,
    - 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16) 및/또는 수평 구동 유닛(6, 8)의 전력 요구에 따라 전력 생성원(18, 20)에 전력 제어명령을 보내도록 배치된 적어도 하나의 전력 공급 제어부(4)로서, 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16) 및/또는 수평 구동 유닛(6, 8)의 전력 요구와 전력 생성원(18, 20)에 의해 방출되는 전력 사이의 차이에 따른 전기를 동력원(50, 60, 80, 90)이 전력 제어명령에 기반하여 공급하며, 전력 생성원(18, 20)은 동력원(50, 60, 80, 90)이 수동적으로 제어되도록 동력원(50, 60, 80, 90)을 재충전하기에 더 적합한, 상기 제어부
    를 포함하는, 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16)의 동력원(50, 60, 80, 90)은 배터리인, 항공기.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    전력 생성원(18, 20)은 터빈 발전기(100, 102) 및 AC-DC 변환기(104, 106)를 포함하는, 항공기.
  4. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    전력 생성원(18, 20)은 수소 연료 전지(100, 102) 및 DC-DC 변환기(104, 106)를 포함하는, 항공기.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    수평 구동 유닛(6, 8), 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16) 및 전력 생성원(18, 20)의 각각을 항공기의 잔여 전기 회로에 연결하는 전기 접촉기를 더 포함하는, 항공기.
  6. 제5항에 있어서,
    수평 구동 유닛(6, 8), 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16) 및 전력 생성원(18, 20) 각각의 각 부품은 전기 접촉기에 의해 각 부품이 속하는 수평 구동 유닛(6, 8), 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16) 또는 전력 생성원(18, 20)의 다른 부품에 연결되는, 항공기.
  7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
    수평 구동 유닛(6, 8), 수직 구동 유닛(10, 12, 14, 16) 및 이들을 연결하는 전기 버스에 연결하는 전력 생성원(18, 20) 각각의 입력부 및/또는 출력부에 다이오드를 더 포함하는, 항공기.
  8. 제7항과 조합하여 고려되는 제5항 또는 제6항에 있어서,
    다이오드가 전력 생성원에 대해 접촉기의 상류 측에 배치되는, 항공기.
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