KR20240013944A - 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 및 추력 제어방법 - Google Patents

연료전지 시스템을 탑재한 항공기 및 추력 제어방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 연료전지 시스템을 탑재한 항공기에 관한 것으로, 본 발명의 일 실시예로서 연료전지 시스템을 탑재한 항공기는 전후 방향으로 위치하는 동체, 상기 동체의 전단에 위치하는 전방 수평안전판, 상기 동체의 중심부의 양측면에 연장되어 위치되는 주익, 상기 동체의 후단에 위치하는 후방 수평안전판, 상기 주익을 기준으로 상기 동체 후방에 인접하여 위치하고, 상기 주익에 위치하는 나셀로 구동력을 인가하도록 구성되는 연료전지 시스템 및 상기 연료전지 시스템으로부터 인가되는 전기 에너지를 나셀로 전달하는 제어부를 포함하고, 상기 주익의 전단과 가까운 상기 동체에 항공기의 무게중심이 위치하도록 구성되며, 상기 항공기의 외기조건에 대응하여 상기 연료전지 시스템 내부로 유입되는 공기의 유량을 제어하도록 구성되는 항공기를 제공한다.

Description

연료전지 시스템을 탑재한 항공기 및 추력 제어방법{Aircraft having Fuel Cell System and the Method of thereof}
본 발명은 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 및 추력 제어방법에 관한 것으로, 더 바람직하게, 연료전지 시스템을 통해 나셀을 구동하는 항공기의 외기조건을 고려하여 연료전지 스택의 구동을 위해 유입되는 공기의 유량을 제어하기 위한 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 및 추력 제어방법에 관한 것이다.
항공기는 비행을 수행하기 위해 연료 공급이 필수적으로 요구된다. 더욱이, 연료 공급이란 통상적으로 비행유를 공급하여 엔진을 구동하여 추진력을 인가받는 것이 통례이다.
다만, 최근에는 항공사업에서는 연료의 소비 감소가 요구되고 있다. 따라서 기내용 전력 공급원으로서 에너지 변환 효율이 높은 연료전지 시스템이 도입되는 것이 예상된다.
연료전지 시스템은 사용되는 전해질의 종류에 따라서 인산형 연료전지(PAFC; phosphoric acid fuel cell), 용융탄산염형연료전지(MCFC; molten carbonate fuel cell), 고체산화물형 연료전지(SOFC; solid oxide fuel cell), 고분자 전해질형 연료전지(PEMFC; polymer electrolyte membrane fuel cell), 알칼리형 연료전지(AFC; alkaline fuel cell) 및 직접 메탄올 연료전지(DMFC) 등으로 분류될 수 있고, 사용되는 연료의 종류와 함께 작동온도, 출력범위 등에 따라서 이동전원용, 수송용, 분산발전용 등의 다양한 응용분야에 적용될 수 있다. 이중, 고분자 전해질형 연료전지는 내연기관을 대신하도록 개발되고 있는 항공기 분야에 적용되고 있다.
이처럼, 최근에는 수소와 산소의 화학반응을 통해 자체 전기를 생산하고 나셀을 구동하여 항공기의 추진력을 생성하기 위한 연구를 수행하고 있다. 보다 구체적으로, 항공기는 수소가 저장되는 수소저장탱크(H2 Tank), 수소와 산소의 산화환원반응을 통해 전기를 생산하는 연료전지 시스템, 생성된 물을 배수하기 위한 각종 장치, 연료전지 스택에서 생산된 전기를 저장하는 고전압 배터리, 생산된 전기를 변환 및 제어하는 컨트롤러, 구동력을 발생시키는 모터 등을 포함한다.
연료전지 시스템은, 전기에너지를 발생시키는 연료전지 스택, 연료전지 스택에 연료(수소)를 공급하는 연료공급장치, 연료전지 스택에 전기화학반응에 필요한 산화제인 공기(산소)를 공급하는 공기공급장치를 포함하여 구성된다.
이처럼, 연료전지 시스템을 항공기의 구동 시스템으로 채용할 경우, 다음과 같은 제한이 있다. 즉 동체 내부에 위치하는 캐빈과, 연료전지 시스템의 위치 관계에 따른 무게 중심점의 이동을 고려되어야 하며, 더욱이, 수소 공급을 수행하기 위한 수소저장탱크의 위치관계, 연료전지 스택을 통해 발생된 전기 에너지를 주익에 위치하는 다수의 나셀로 전달하기 위한 레이아웃이 검토되어야 한다.
또한, 연료전지 시스템으로 유입되는 외부 공기가 유동되는 유입구와 이를 이용하여 연료전지 스택으로 전달되는 공기의 압축량 등을 설정하기 위한 연료전지 시스템의 레이아웃이 검토되어야 할 필요성이 대두되고 있다.
특허문헌1: 대한민국 등록특허 제1660652호
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로, 본 발명은 주익에 위치하는 나셀을 구동하기 위한 전기 에너지를 연료전지 시스템으로부터 생성하는 항공기를 제공하는데 그 목적이 있다.
또한, 본 발명은 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량을 외기조건에 대응하여 설정하기 위한 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 및 추력 제어방법를 제공하기 위한 것이다.
또한, 본 발명은 항공기 운항에 있어 공기 밀도에 변화에 대응하여 연료전지 시스템으로 유입되는 공기량을 제어하기 위한 항공기를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 목적들은 이상에서 언급한 목적으로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 본 발명의 다른 목적들은 하기의 설명에 의해서 이해될 수 있으며, 본 발명의 실시예에 의해 보다 분명하게 알 수 있다. 또한 본 발명의 목적들은 특허청구범위에 나타낸 수단 및 그 조합에 의해 실현될 수 있다.
상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 연료전지를 탑재한 항공기는 전후 방향으로 위치하는 동체; 상기 동체의 중심부의 양측면에 연장되어 위치되는 주익; 상기 주익을 기준으로 상기 동체 후방에 인접하여 위치하고, 상기 주익에 위치하는 나셀로 구동력을 인가하도록 구성되는 연료전지 시스템; 및 상기 연료전지 시스템으로부터 인가되는 전기 에너지를 나셀로 전달하는 제어부;를 포함하고, 상기 항공기의 외기조건에 대응하여 상기 연료전지 시스템 내부로 유입되는 공기의 유량을 제어하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 상기 연료전지 시스템은, 외부 공기가 유입되도록 구성되는 유입부; 상기 유입부와 인접하여 위치하는 블로워; 상기 블로워 후방에 위치하여 상기 유입부를 통해 유입된 공기를 압축하는 압축기; 상기 유입부와 유체연결되는 연료전지 스택; 상기 연료전지 스택의 유입단과 배출단 사이에 형성되는 공기 재순환루프; 및 상기 연료전지 스택과 유체연결되는 수소저장탱크;를 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 상기 주익에 위치하여 저장된 전기 에너지를 상기 나셀로 전달하는 고전압 배터리;를 더 포함하고, 상기 제어부는 상기 연료전지 시스템 및 상기 고전압 배터리를 통해 나셀로 전기 에너지를 전달하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 상기 외기조건은, 상기 항공기의 고도, 외부 공기의 온도 및 항공기의 항속 중 적어도 하나 이상을 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 상기 제어부는 상기 외기조건에 따라 상기 항공기의 고도에 따라 설정된 블로워의 회전수를 결정하고, 외기온도가 설정 온도보다 높거나 또는 상기 항공기의 속도가 상대적으로 낮아지는 경우 상기 블로워의 회전수를 상승 보정하여 상기 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량이 증가하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 상기 제어부는 상기 외기조건에 따라 상기 항공기의 고도에 따라 설정된 블로워의 회전수를 결정하고, 외기온도가 설정 온도보다 낮거나 또는 상기 항공기의 속도가 상대적으로 높아지는 경우 상기 블로워의 회전수를 하강 보정하여 상기 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량이 증가하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 상기 제어부는 상기 연료전지 스택의 배출단에서 측정되는 산소농도가 설정값 보다 큰 경우 상기 공기 재순환루프를 구동하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기를 제공한다.
또한, 본 발명의 또 다른 일 실시예로서, 연료전지 시스템을 탑재한 항공기의 추력 제어방법은, 제어부에서 항공기의 추력을 제공하기 위한 요구 전류량을 산출하는 단계; 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계; 산출된 공기 유량에 따라 유입부에 위치하는 블로워의 회전수를 설정하는 단계; 상기 블로워 회전에 따라 유입되는 실제 공기 유량을 측정하는 단계; 및 측정된 실제 공기 유량과 산출된 공기의 유량을 비교하여 유량을 보정하는 단계;를 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법을 제공한다.
또한, 상기 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계에서, 상기 제어부는 항공기의 고도 정보에 따라 설정된 공기 밀도를 기반으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계; 및 상기 제어부는 외기온도를 기반으로 유입되는 공기의 유량을 보상하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법을 제공한다.
또한, 상기 제어부는 외기온도를 기반으로 유입되는 공기의 유량을 보상하는 단계에서, 상기 제어부는 항공기의 고도 정보에 따른 설정 온도와 외기 온도의 온도차이를 판단하는 단계; 및 상기 온도차이가 0보다 큰 경우 블로워 회전수를 증가하는 보상을 수행하고, 상기 설정 온도차이가 0보다 작은 경우, 블로워 회전수를 감소하는 보상을 수행하는 단계;를 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법을 제공한다.
또한, 상기 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계에서, 상기 제어부는 항공기의 항속을 고려하여 상기 블로워의 회전량을 설정하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법을 제공한다.
또한, 상기 제어부는 외기조건으로서, 산소농도가 설정값 보다 큰 경우 공기 재순환루프의 재순환 블로워를 구동하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법을 제공한다.
또한, 상기 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계에서, 상기 외기의 산소농도가 설정값 보다 큰 경우, 공기 재순환루프의 재순환 블로워를 구동하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법을 제공한다.
본 발명은 앞서 본 실시예와 하기에 설명할 구성과 결합, 사용관계에 의해 다음과 같은 효과를 얻을 수 있다.
본 발명은 동체 내부의 연료전지 시스템 및 나셀의 배치를 제공하여 종방향 정 안정성을 제공하는 효과를 갖는다.
또한, 본 발명은 외기조건을 고려하여 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량을 제어할 수 있어 시스템 효율이 증대되는 효과를 갖는다.
더욱이, 본 발명은 산소농도 조건을 고려하여 연료전지 스택의 재순환루프를 구동하는바, 효율적인 시스템의 운용을 수행하는 효과를 갖는다.
도 1은 본 발명의 일 실시예로서, 항공기 동체의 연료전지 시스템의 레이아웃을 상면도로 도시하고 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예로서, 연료전지 시스템의 결합관계를 블록도로 도시하고 있다.
도 3은 본 발명의 일 실시예로서, 연료전지 스택의 유동 루프를 도시하고 있다.
도 4a는 본 발명의 일 실시예로서, 고도에 따른 연료전지 스택의 공기유량제어방법을 흐름도로 도시하고 있다.
도 4b는 본 발명의 일 실시예로서, 온도 조건에 따른 연료전지 스택의 공기유량제어방법을 흐름도로 도시하고 있다.
도 5는 본 발명의 일 실시예로서, 연료전지 스택의 공기재순환루프를 도시하고 있다.
도 6은 본 발명의 일 실시예로서, 고도, 온도 변화에 따른 공기 밀도의 변화를 도시하고 있다.
도 7은 본 발명의 일 실시예로서, 고도, 온도 변화에 따른 공기 블로워 회전수 변화를 도시하고 있다.
도 8은 본 발명의 일 실시예로서, 비행 속도 변화에 따른 공기 블로워 회전수 변화를 도시하고 있다.
도 9은 본 발명의 일 실시예로서, 공기중 산소농도 변화에 따라 공기 재순환블로워의 회전수 변화를 도시하고 있다.
이하, 본 발명의 실시 예를 첨부된 도면들을 참조하여 더욱 상세하게 설명한다. 본 발명의 실시 예는 여러 가지 형태로 변형할 수 있으며, 본 발명의 범위가 아래의 실시 예들로 한정되는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 실시 예는 당업계에서 평균적인 지식을 가진 자에게 본 발명을 더욱 완전하게 설명하기 위해 제공되는 것이다.
또한, 명세서에 기재된 "...부", "...시스템", "...셀" 등의 용어는 적어도 하나의 기능이나 동작을 처리하는 단위를 의미하며, 이는 하드웨어나 소프트웨어 또는 하드웨어 및 소프트웨어의 결합으로 구현될 수 있다.
또한, 명세서에 기재된 "설정값"은 제어부(8e)에 저장된 임의의 수치로, 이는 사용환경에 따라 결정될 수 있다.
또한, 명세서에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 실시예를 한정하려는 의도가 아니다. 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
또한, 본 명세서에서 구성의 방향을 전방 또는 후방으로 구분한 것은 동체(5)의 진행방향을 고려하여 진행방향과 가까운 일단을 전방, 진행방향과 먼 일단을 후방으로 구분하여 기재한 것으로 상대적인 방향을 의미하는 것이다.
이하, 실시예를 첨부된 도면들을 참조하여 상세히 설명하기로 하며, 첨부 도면을 참조하여 설명함에 있어, 동일하거나 대응하는 구성 요소는 동일한 도면번호를 부여하고 이에 대해 중복되는 설명은 생략하기로 한다.
본 발명은 연료전지 시스템(8)을 탑재한 항공기에 관한 것으로, 동체(5)에 위치하는 케빈(7)과, 케빈(7) 후단에 위치하는 연료전지 시스템(8) 및 주익(2)에 위치하는 나셀(13, 14, 15, 16)간의 레이아웃에 관한 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시예로서, 항공기 동체(5)의 상면도를 도시하고 있는바, 연료전지 시스템(8)의 위치 및 연료전지 시스템(8)을 탑재한 항공기 동체(5)에 형성되는 무게중심점(25)을 도시하고 있다.
도시된 바와 같이, 항공기는 길이 방향으로 길게 위치하는 동체(5)를 포함하고, 동체(5)의 전단에 위치하는 전방 수평안전판(1), 동체(5)의 길이 방향 중심부의 양측면에 연장되어 위치되는 주익(2) 및 동체(5)의 후단에 위치하는 후방 수평안전판(3)을 포함한다. 후장 수평안전판(3)과 수직으로 위치하는 수직안정판(4)을 포함하며 수직안정판(4)은 동체(5)의 길이 방향 좌우 회전이 가능하도록 제어될 수 있다.
동체(5)의 전방 일단에는 항공기의 조정석(6)이 위치하도록 구성되고, 조정석(6)과 인접하여 위치하는 케빈(7) 영역을 포함한다. 케빈(7) 영역은 승객 또는 적재물이 위치될 수 있는바, 다양한 방식으로 이용될 수 있다.
또한, 동체(5)의 길이 방향 중심부에 위치하는 주익(2)을 기준으로 동체(5) 후방에 인접하여 위치하고, 상기 주익(2)에 위치하는 나셀(13, 14, 15, 16)로 구동력을 인가하도록 구성되는 연료전지 시스템(8)을 포함한다.
나셀(13, 14, 15, 16)은 동체(5)를 기준으로 양측면으로 연장되어 위치하는 각각의 주익(2)에 적어도 하나 이상 위치될 수 있다. 본 발명의 일 실시예에서 나셀(13, 14, 15, 16)은 일측에 위치하는 주익(2)을 기준으로 2개로 구성되고, 동체(5)의 길이방향을 중심으로 서로 대응되는 주익(2)에 동일한 개수의 나셀(13, 14, 15, 16)을 포함하도록 구성된다.
더욱이, 주익(2)에 위치하는 나셀(13, 14, 15, 16)은 프로펠러(21, 22, 23, 24)를 포함하고, 연료전지 시스템(8)으로부터 인가되는 전기에너지를 프로펠러(21, 22, 23, 24)로 전달하기 위한 보조 EPU(Electric Propulsion Unit)(17, 18, 19, 20)를 포함하여 구성될 수 있다.
즉, 연료전지 시스템(8)으로부터 생성된 전기에너지는 보조 EPU(17, 18, 19, 20)를 통해 프로펠러(21, 22, 23, 24)의 회전력으로 인가되는바, 항공기의 추진력으로 전환될 수 있다. 프로펠러(21, 22, 23, 24)는 항공기 후방을 바라보도록 주익(2)에 위치되고, 보조 EPU(17, 18, 19, 20)는 나셀(13, 14, 15, 16) 하우징 내측에 위치하여 프로펠러(21, 22, 23, 24)가 회전되도록 연료전지 시스템(8)과 통전되도록 구성된다.
또한, 본 발명의 일 실시예로서, 항공기의 무게중심점(25)은 주익(2)의 전단과 가까운 상기 동체(5)위치하도록 구성된다. 더 바람직하게, 항공기의 동체(5)를 기준으로 주익(2)을 포함하는 동체(5)의 중심부 전방에 무게중심점(25)이 위치하도록 구성될 수 있다. 해당 무게중심점(25)의 경우, 케빈(7)의 후단과 인접한 위치에 형성될 수 있다.
케빈(7)과 연료전지 시스템(8) 사이에는 방화벽(10)을 포함하여 구성될 수 있는바, 연료전지 시스템(8)이 탑재된 동체(5)와 케빈(7) 사이가 서로 분리되도록 구성된다.
연료전지 시스템(8)의 후단에는 연료전지 스택(8d)으로 수소를 공급할 수 있도록 구성되는 수소저장탱크(9)를 포함한다. 더 바람직하게, 수소저장탱크(9)는 동체(5)의 테일과 가까운 일단에 위치하도록 구성된다.
또한, 본 발명에서 동체(5) 양측면으로 연장되는 주익(2)에 위치하는 고전압 배터리(11, 12)를 포함할 수 있다. 고전압 배터리(11, 12)는 연료전지 스택(8d)과 통전되도록 구성되고, 연료전지 스택(8d)에 의해 충전이 되도록 구성된다. 충전된 고전압 배터리(11, 12)는 각각 인접한 주익(2)에 위치하는 나셀(13, 14, 15, 16)로 전기 에너지를 전달할 수 있도록 구성된다. 즉, 연료전지 시스템(8)의 제어부(8e)는 연료전지 스택(8d)으로부터 발생된 전기 에너지를 이용하여 나셀(13, 14, 15, 16)을 구동하고, 전기 에너지가 추가로 요구되는 경우 고전압 배터리(11, 12)를 이용하여 나셀(13, 14, 15, 16)의 구동력을 보완하도록 구성된다. 더욱이, 제어부(8e)는 고전압 배터리(11, 12)의 충전량이 설정값 이하인 경우 연료전지 스택(8d)을 통해 고전압 배터리(11, 12)를 재 충전하도록 구성된다.
더욱이, 본 발명의 고전압 배터리(11, 12)는 나셀(13, 14, 15, 16)과 인접한 주익(2)에 위치하도록 구성되며, 연료전지 시스템(8)은 주익(2)이 결합되는 동체(5)와 인접하여 위치되는바, 나셀(13, 14, 15, 16), 고전압 배터리(11, 12) 및 연료전지 시스템(8)을 통전시키기 위한 케이블의 길이를 최소화할 수 있도록 위치가 설정된다.
도 2는 본 발명의 연료전지 시스템(8) 및 고전압 배터리(11, 12)의 연결관계를 블록도로 도시하고 있다.
도시된 바와 같이, 동체(5)의 중심부 후단에 위치하는 연료전지 시스템(8) 및 수소저장탱크(9)를 포함하며, 각각의 주익(2)에 위치하는 고전압 배터리(11, 12)를 도시하고 있다. 연료전지 시스템(8)의 후방에 인접하여 위치하는 수소저장탱크(9)는 수소감지센서(미도시)를 포함하여 수소저장탱크(9) 내부의 수소 충전량을 실시간 측정할 수 있으며, 수소가 배기 가능하도록 연료전지 스택(8d)과 유체연결되는 매니폴드를 포함한다. 또한, 수소저장탱크(9)는 동체(5) 외부 또는 수소저장탱크(9) 외부로부터 수소가 주입될 수 있도록 수소 리셉터클(미도시)를 포함할 수 있다. 수소저장탱크(9)의 매티폴드는 압력 제거를 수행하기 위한 압력제거 밸브 또는 레귤레이터를 포함하여 구성될 수 있다.
수소저장탱크(9)에 저장된 수소는 연료전지 스택(8d)으로 유입될 수 있도록 구성되고, 연료전지 스택(8d)을 통해 전기 에너지가 생성되도록 구성된다.
더욱이, 본 발명의 연료전지 시스템(8)은 외부 공기가 유입되도록 구성되는 유입부(8a)를 포함한다. 유입부(8a)는 동체(5)의 상단과 인접한 위치에 형성될 수 있으며, 항공기 추진시 외부 공기가 연료전지 시스템(8) 내부로 유입되도록 구성된다. 더 바람직하게, 연료전지 스택(8d) 내부로 외부 공기와 수소가 유입되어 반응을 통해 전기 에너지를 생성하도록 구성된다. 반응이 완료된 이후 연료전지 스택(8d)으로부터 배출되는 수소, 공기 및 반응수는 연료전지 시스템(8)의 배출구를 통해 동체(5) 외부로 배출된다.
더욱이, 연료전지 스택(8d)로부터 인가되는 전기 에너지를 나셀(13, 14, 15, 16)로 전달하는 제어부(8e)를 포함하는바, 제어부(8e)는 나셀(13, 14, 15, 16)에 위치하는 보조 EPU(17, 18, 19, 20)와 통신하여 발생된 전기 에너지를 나셀(13, 14, 15, 16) 또는 고전압 배터리(11, 12)로 통전하도록 구성된다. 또한, 제어부(8e)는 추력 요청에 대응하여 연료전지 스택(8d)으로 유입되는 수소 및 산소의 유량을 제어한다.
더욱이, 제어부(8e)는 항공기의 항속, 고도에 따른 공기 밀도 및 온도에 따른 공기 밀도에 대응하여 유입부(8a) 후단에 위치하는 블로워(8b)의 회전력을 제어한다. 뿐만 아니라, 연료전지 스택(8d)의 배출단의 산소 밀도에 따라 공기 재순환루프(30)의 구동을 수행하기 위한 재순환 블로워(31)의 구동량을 제어하도록 구성된다.
더 바람직하게, 제어부(8e) 및 보조 EPU(17, 18, 19, 20)는 운전자의 요청에 대응하여 연료전지 시스템(8)의 구동량 및 나셀(13, 14, 15, 16)의 에너지 사용량을 설정하도록 구성된다. 뿐만 아니라, 제어부(8e)는 고전압 배터리(11, 12)의 충전량을 측정하고, 설정값 이하의 충전량이 측정되는 경우 연료전지 스택(8d)을 통해 고전압 배터리(11, 12)를 충전하도록 구성된다.
또한, 나셀(13, 14, 15, 16)에 위치하는 보조 EPU(17, 18, 19, 20)의 전기 에너지 요청에 대응하여 제어부(8e)는 연료전지 스택(8d)을 구동하여 전기 에너지를 생성하고, 추가로 필요한 전기 에너지는 고전압 배터리(11, 12)를 통해 나셀(13, 14, 15, 16)로 통전하도록 구성될 수 있다.
이처럼, 고전압 배터리(11, 12)는 연료전지 스택(8d)의 구동을 백업할 수 있도록 상시 충전상태를 유지할 수 있다.
연료전지 스택(8d)은 유입부(8a)를 통해 외부 공기가 유입되도록 구성되는바, 유입구 후단에 위치하는 블로워(8b), 블로워(8b) 후단에 위치하는 압축기를 포함할 수 있다. 본 발명에 따른 압축기는 연료 전지 시스템으로 흡입되는 유입가스(공기)를 압축시켜 연료전지 스택(8d)으로 공급하기 위해 마련된다.
또한, 블로워(8b)에서 분기된 공기는 열교환기(8f)로 유입될 수 있으며, 열교환기(8f) 및 연료전지 스택(8d)를 순환하는 냉매 루프로 연결될 수 있다. 따라서, 연료전지 스택(8d) 내부의 반응 온도를 설정할 수 있도록 구성된다.
참고로, 연료전지 스택(8d)은 연료(예를 들어, 수소)와 산화제(예를 들어, 공기)의 산화환원반응을 통해 전기를 생산할 수 있는 다양한 구조로 형성될 수 있다.
일 예로, 연료전지 스택(8d)은, 수소 이온이 이동하는 전해질막을 중심으로 막의 양쪽에 전기화학반응이 일어나는 촉매전극층이 부착된 막전극접합체(MEA:Membrane Electrode Assembly)(미도시), 반응기체들을 고르게 분포시키고 발생된 전기에너지를 전달하는 역할을 수행하는 기체확산층(GDL:Gas Diffusion Layer)(미도시), 반응기체들 및 냉각수의 기밀성과 적정 체결압을 유지하기 위한 가스켓 및 체결기구(미도시), 그리고 반응기체들 및 냉각수를 이동시키는 분리판(bipolar plate)(미도시)을 포함한다.
보다 구체적으로, 연료전지 스택(8d)에서 연료인 수소와 산화제인 공기(산소)가 분리판의 유로를 통해 막전극 접합체의 애노드(anode)와 캐소드(cathode)로 각각 공급되는데, 수소는 애노드로 공급되고, 공기는 캐소드로 공급된다.
애노드로 공급된 수소는 전해질막의 양쪽에 구성된 전극층의 촉매에 의해 수소 이온(proton)과 전자(electron)로 분해되며, 이 중 수소 이온만이 선택적으로 양이온교환막인 전해질막을 통과하여 캐소드로 전달되고, 동시에 전자는 도체인 기체확산층과 분리판을 통해 캐소드로 전달된다.
캐소드에서는 전해질막을 통해 공급된 수소 이온과 분리판을 통해 전달된 전자가 공기공급장치에 의해 캐소드로 공급된 공기 중 산소와 만나서 물을 생성하는 반응을 일으킨다. 이때 일어나는 수소 이온의 이동에 기인하여 외부 도선을 통한 전자의 흐름이 발생하며, 이러한 전자의 흐름으로 전류가 생성된다.
이렇게 생성된 전자의 흐름을 통해 전기 에너지를 생성하여 이를 통해 나셀(13, 14, 15, 16)의 구동력을 인가하도록 구성된다. 더 바람직하게, 나셀(13, 14, 15, 16)에 위치하는 프로펠러(21, 22, 23, 24)를 회전시켜 항공기의 추진력이 발생되도록 구성된다.
연료전지 스택(8d)에서 반응된 부산물로서, 생성된 물과 공기는 배출부(8g)를 통해 동체(5) 외부로 배출되도록 구성된다.
도 3은 본 발명의 일 실시예로서, 연료전지 스택(8d) 및 연료전지 스택(8d)과 체결되는 공기유량 제어루프 및 공기 재순환루프(30)의 연결관계를 도시하고 있다.
본 발명의 연료전지 시스템(8)의 유입부(8a)는 동체(5)의 상단과 인접하여 위치하고, 동체(5) 상단을 따라 유동되는 외부 공기의 적어도 일부가 연료전지 시스템(8) 내부로 유입되도록 구성된다.
더욱이, 제어부(8e)는 센서부(미도시)를 통해 유입되는 외부 공기의 산소농도 및 습도를 산출하고, 산출된 산소농도 및 습도에 따라 블로워(8b) 및 압축기를 구동하도록 구성된다. 또한, 제어부(8e)는 항공기의 외기온도를 판단하여 열교환기(8f)의 구동을 수행하도록 구성되는바, 연료전지 스택(8d)을 유동하는 냉매의 온도를 설정하도록 구성된다.
연료전지 스택(8d)은 유입단를 통해 공기중 산소가 공급되도록 구성되고, 유입부(8a) 후단에 위치하는 블로워(8b), 블로워(8b) 후단에 위치하는 가습기를 포함할 수 있다. 따라서, 유입부(8a)를 따라 연료전지 시스템(8)으로 유입되는 공기의 유량은 블로워(8b)에 의해 제어되고, 더욱이, 가습기를 통해 습도가 제어되도록 구성된다. 더 바람직하게, 블로워(8b)와 가습기 사이에는 유량계를 포함하여 연료전지 시스템(8) 내로 유입된 공기의 유량을 측정할 수 있도록 구성된다. 즉, 제어부(8e)는 연료전지 스택(8d)으로 유입되는 공기의 유량 및 가습량을 제어할 수 있으며, 외기조건에 대응하여 블로워(8b)의 구동량을 제어할 수 있도록 구성된다.
더욱이, 연료전지 스택(8d) 반응 후 잔존 산소 배출을 수행할 수 있는 산소배출장치(34) 및 반응수 배출을 수행하는 반응수 퍼징장치(33)가 연결될 수 있다. 또한, 연료전지 스택(8d)의 공기 배출단으로부터 연료전지 스택(8d)의 유입단으로 연결되는 재순환루프를 포함할 수 있는바, 제어부(8e)는 연료전지 스택(8d) 배출단의 공기를 연료전지 스택(8d)으로 재 유입되도록 순환을 설정할 수 있다. 또한, 연료전지 스택(8d)의 배출단에 위치하여 공기 배출을 수행하기 위한 산소 배출장치(34)를 더 포함할 수 있다.
제어부(8e)는 수소저장탱크(9)로부터 연료전지 스택(8d)으로 수소가 공급되도록 제어되는 밸브를 포함하여 연료전지 스택(8d)으로 유입되는 수소의 유량을 제어할 수 있다. 뿐만 아니라, 연료전지 스택(8d)에서 반응 후 잔존 수소 및 반응수가 배출될 수 있도록 구성되는 수소 퍼징장치(32), 공기 퍼징장치(35) 및 반응수 퍼징장치(33)를 포함할 수 있다.
이처럼, 제어부(8e)는 항공기의 추진력 요청에 대응하여 연료전지 스택(8d)으로 유입되는 공기의 유량, 습도를 제어하고 수소의 유량을 제어할 수 있다. 더욱이, 제어부(8e)는 항공기 외기조건으로서, 항공기의 고도, 유입되는 공기의 습도 및 온도와 항공기의 항속을 고려하여 유입부(8a)를 통해 유입되는 공기의 유량을 제어할 수 있도록 구성된다.
본 발명의 일 실시예에서, 제어부(8e)는 공기의 밀도를 기반으로 블로워(8b)의 회전수를 제어하도록 구성될 수 있는바, 항공기의 고도센서(미도시)를 통해 상대적으로 높은 고도에서는 공기 밀도가 상대적으로 낮아 블로워(8b)의 회전수를 증가한다. 즉, 제어부(8e)에 저장된 설정값보다 큰 고도인 경우, 고도센서에 따른 공기 밀도 정보를 기반으로 블로워(8b)의 회전수를 제어하도록 구성된다. 더 바람직하게, 제어부(8e)는 항공기의 비행 고도에 대응하여 공기 밀도의 설정값을 저장하고, 해당 항공기의 실제 고도에 대응하여 설정된 공기 밀도를 기반으로 블로워(8b)의 회전량을 제어하도록 구성될 수 있다.
또한, 제어부(8e)는 항공기의 온도 센서(미도시)에서 측정되는 외기온도를 기반으로 블로워(8b)를 제어한다. 즉, 측정된 외기 온도가 제어부(8e)에 저장된 고도에 따른 온도와 비교하여 상대적으로 낮은 온도가 측정되는 경우 블로워(8b)의 회전수를 증가한다. 이와 반대로, 제어부(8e)에 저장된 고도에 따른 온도와 비교하여 상대적으로 높은 온도가 측정되는 경우 블로워(8b)의 회전수를 증가한다. 더 바람직하게, 제어부(8e)에 설정된 고도 및 온도를 기반으로 공기 밀도 설정값을 기반으로 실제 측정되는 온도 차이에 대응하여 제어부(8e)는 블로워(8b)의 회전량을 제어하도록 구성될 수 있다.
이처럼, 제어부(8e)는 항공기의 고도 정보를 기반으로 블로워(8b)의 회전량을 제어하고 추가적으로 온도센서에서 측정되는 외기 정보를 기반으로 블로워(8b)의 회전량을 보상하도록 구성된다.
더욱이, 제어부(8e)는 항공기의 항속에 대응하여 블로워(8b)의 회전량을 제어하도록 구성된다. 일예로, 제어부(8e)는 항공기 항속이 상대적으로 빠른 경우 블로워(8b)의 회전수를 감소하는 제어를 수행하고, 항공기 항속이 상대적으로 느린 경우 블로워(8b)의 회전수를 증가하는 제어를 수행한다. 항공기의 항속은 제어부(8e)에 저장되어 있는 설정값을 기준으로 판단하며, 설정된 항속과 현재 비행기의 항속을 비교하여 그 차이값에 대응하여 블로워(8b)의 제어를 수행한다. 더 바람직하게, 제어부(8e)는 고도에 따라 설정된 블로워(8b)의 회전수를 기반으로 항공기 항속에 따라 상기 블로워(8b)의 회전수를 보상하도록 구성된다.
이처럼, 본 발명의 제어부(8e)는 외기조건으로서, 항공기의 고도 조건, 외부공기의 밀도, 외기 온도 및 항공기의 항속 중 적어도 하나 이상의 인자를 고려하여 블로워(8b)의 회전수를 제어하도록 구성된다.
정리하면, 제어부(8e)는 상기 외기조건으로서 상기 설정 온도를 포함하는 항공기의 고도에 따라 블로워(8b)의 회전수를 결정하고, 설정 온도와 비교하여 외기온도가 높아지거나 또는 상기 항공기의 속도가 상대적으로 낮아지는 경우 상기 블로워(8b)의 회전수를 상승 보정하도록 구성된다. 더욱이, 제어부(8e)는 설정 온도와 비교하여 외기온도가 낮아지거나 또는 상기 항공기의 속도가 상대적으로 높아지는 경우 상기 블로워(8b)의 회전수를 하강 보정하도록 구성된다.
더욱이, 제어부(8e)는 공기 블로워(8b) 후단에 위치하는 유량계를 통해 실제 유입되는 공기의 유량을 측정하고, 요청된 공기의 유량과 비교하여 추가 유량이 필요한 경우, 유입부(8a)를 통해 외부로부터 유입되는 공기의 유량을 보정하도록 구성된다.
이렇게 제어부(8e)에서 추력을 얻기 위해 요청된 유량이 유입되는 경우, 연료전지 시스템(8)의 연료전지 스택(8d)으로부터 전기 에너지를 생산하고, 나셀(13, 14, 15, 16)로 전기 에너지가 전달되도록 구성된다.
공기 재순환루프(30)의 경우, 연료전지 스택(8d)으로 공기가 유입되는 유입단 및 연료전지 스택(8d)의 공기가 배출되는 배출단에 사이에 형성되는 공기재순환유로를 포함하고, 공기재순환유로는 공기 퍼징장치(35)와 유체연결되도록 구성된다.
제어부(8e)는 연료전지 스택(8d)으로 공급된 공기의 산소농도를 측정하고, 측정된 산소농도가 제어부(8e)에 설정된 농도보다 큰 경우 공기재순환유로에 위치하는 재순환 블로워(31)의 구동량을 제어하여 배출 공기를 연료전지 스탯의 유입구로 재순환 시키도록 구성된다.
이와 반대로, 제어부(8e)에서 측정된 배출 공기의 산소농도가 설정값보다 작은 경우, 수분 분리기에서 건조한 공기와 물을 분리하여 항공기 동체(5)의 외부로 배출하도록 구성된다.
즉, 이는 연료전지 스택(8d)에서 배출된 공기의 산소농도에 따라 사용된 공기를 재순환시켜 연료전지 스택(8d)의 반응 성능을 높이는 효과를 제공할 수 있다.
도 4a는 본 발명의 일 실시예로서, 외기조건에 대응하여 유입되는 공기의 유량을 제어하는 제어단계를 도시하고 있다.
제어부에서 항공기의 추력에 따라 요구되는 전기 에너지(요구 전류량)을 산출하고(S100), 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 판단하는 단계(S200)를 수행한다.
연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 판단하는 단계에서 항공기의 고도, 외기 온도 및 항속을 고려하여 공기량을 판단하는 단계를 포함한다(S700). 더 바람직하게, 본 발명의 제어부는 설정된 온도를 포함한 고도변화시 블로워의 회전수를 저장하고, 이를 기반으로 연료전지 스택의 요구 공기량을 판단하도록 구성된다. 더욱이, 제어부에 저장된 고도변화시 블로워의 회전수는 설정 온도와 외기온도차이에 따라 보상된다.
또한, 외기 온도 및 항속을 고려하는 단계(S700)에서 항속이 설정된 속도보다 큰 경우, 블로워의 회전수를 저감하고, 설정된 속도보다 작은 경우 블로워 회전수를 증가하는 제어를 수행한다. 즉, 요구 공기량을 판단하는 경우, 항속을 고려하여 블로워의 회전량을 설정하도록 구성된다.
연료전지 스택으로 유입되는 유량이 설정되는 경우, 연료전지 스택의 반응을 수행하고(S300), 산출된 공기 유량에 대응하여 유입부에 위치하는 블로워의 회전수를 설정하는 단계(S400)를 포함한다.
이후, 블로워 후단에 위치하는 유량계를 통해 실제 유입부로 유동되는 공기의 유량을 측정하고(S500), 요구 전류량에 대응되는 전기 에너지가 출력될 수 있도록 연료전지 스택으로 유입되는 공기 유량을 보정하도록 구성된다(S600).
더욱이, 도 4b에서는 본 발명의 일 실시예로서, 연료전지 스택의 유입 공기량 산출을 수행하는 단계를 보다 자세히 도시하고 있다.
제어부에 저장된 블로워 회전수는 설정된 온도에 따라 고도 변화시 가변되도록 구성된다. 즉, 제어부는 항공기 고도에 따른 블로워 회전수를 저장하고, 해당 항공기가 소정의 고도에 위치하는 경우, 블로워의 회전수를 적용하도록 구성된다(S210).
더욱이, 해당 고도에서 설정된 온도와 항공기의 외기 온도의 온도차이를 판단하는 단계를 수행한다(S220). 해당 단계에서 온도차이가 0보다 큰 값을 갖는 경우(S230), 블로워의 회전수가 증가되는 제어를 수행한다(S240). 이와 반대로, 온도차이가 0보다 작은 경우(S250), 블로워의 회전수가 감소되는 제어를 수행한다(S260).
이처럼, 동일한 고도에서 설정된 온도와 실제 외기 온도를 비교하여 블로워의 회전수를 제어하도록 구성되는바, 이는 공기 밀도의 차이에 따라 연료전지 스택으로 유입되는 산소 유량을 충분히 공급하여 나셀로 인가되는 요구 전류량을 생성하기 위함이다.
도 5에서는 외기 산소농도에 따라 연료전지 스택의 유입단과 배출단 사이에 형성되는 공기 재순환루프의 구동을 도시하고 있다.
산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계(S200)에서 공기 재순환루프를 구동하는 경우를 고려하여 블로워의 회전수를 설정하도록 구성된다. 즉, 공기 재순환루프를 구동하는 경우 블로워를 통해 유입부에서 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량이 감소될 수 있다. 즉, 외기조건으로서, 공기중 산소농도를 고려하여 유입부 후단에 위치하는 블로워의 회전량을 제어하도록 구성된다.
더 바람직하게, 본 발명의 일 실시예에서 고도, 온도 및 항속 조건에 따라 블로워 구동을 수행하여 연료전지 스택으로 공기를 공급하고(S1000), 공급된 연료전지 스택을 통해 전기 에너지를 생성하도록 반응을 수행한다(S2000).
이후, 센서부를 통해 측정되는 외기 산소농도가 설정값보다 큰 경우(S3000) 공기 재순환루프의 재순환 블로워를 구동하여 연료전지 스택의 배출단으로부터 배출된 공기가 연료전지 스택의 유입단으로 유동되도록 제어된다(S4000). 더욱이, 공기 재순환루프가 구동되는 경우, 설정된 블로워의 회전수가 작아지도록 제어부에 의해 제어되는바, 공기 재순환루프를 통해 연료전지 스택 유입단으로 유동되는 공기가 존재하는바, 외부 공기의 유입을 줄이도록 구성된다.
이와 반대로 외기 산소농도가 설정값보다 작은 경우(S3000), 해당 로직이 종료된다.
이처럼, 본 발명은 산소농도 조건을 외기조건으로 고려하여 연료전지 스택내로 유입되는 공기의 유량을 제어할 수 있으며, 블로워의 회전수를 보상하도록 구성된다.
도 6은 본 발명의 일 실시예로서, 고도에 따른 공기의 밀도 변화를 도시하고 있으며, 더욱이 온도 변화에 따른 동일한 고도에서의 공기 밀도 변화를 도시하고 있다. 또한, 도 7은 고도 변화 및 외기온도 변화에 대응하여 블로워(8b)의 회전량을 제어하는 데이터를 도시하고 있다.
항공기의 운행 고도가 높아질수록 공기의 밀도는 감소되는바, 제어부(8e)는 낮은 공기밀도에서 유입부(8a) 후단에 위치하는 블로워(8b)의 구동 회전수가 높아지도록 제어된다. 더욱이, 제어부(8e)는 항공기 고도에 따라 공기 밀도 감소량을 저장하고 이를 기반으로 블로워(8b)의 회전수를 제어할 수 있다.
더욱이, 제어부(8e)는 항공기 운항 고도에 따른 블로워(8b) 회전수를 설정함과 더불어, 온도센서를 통해 측정되는 외기온도에 대응하여 블로워(8b)의 회전수를 보정할 수 있다. 즉, 도시된 바와 같이, 동일한 고도에 설정된 기준온도와 비교하여, 상대적으로 높은 온도를 갖는 경우 공기 밀도가 낮아지는바, 제어부(8e)는 설정된 블로워(8b) 회전수보다 회전수가 높도록 블로워(8b)의 구동량을 보정한다.
또한, 항공기의 외기가 설정된 기준온도와 비교하여 상대적으로 낮은 온도를 갖는 경우 공기 밀도가 높아지는바, 제어부(8e)는 설정된 블로워(8b) 회전수보다 회전수가 낮도록 블로워(8b)의 구동량을 제어한다.
도 8에서는 항공기의 항속이 증가할 수록 블로워(8b)의 구동 회전수가 작아지는 변화를 도시하고 있다.
제어부(8e)는 항공기의 속도센서를 통해 항속을 측정하고, 제어부(8e)에 설정값보다 항속이 증가할수록 유입부(8a) 후단에 위치하는 블로워(8b)의 구동 회전수를 감속하도록 구성된다. 즉, 항속이 증가함에 따라서 블로워(8b) 미구동시에도 상대적으로 낮은 항속에 비교하여 유입부(8a)를 통해 유입되는 공기량이 증가하는바, 블로워(8b)로 인가되는 구동력을 저감할 수 있다.
또한, 제어부(8e)는 설정된 항속과 비교하여 측정된 항공기의 항속이 작은 경우, 블로워(8b)로 인가되는 구동력을 증가시켜 연료전지 스택(8d) 내부로 유입되는 공기량을 증가하도록 제어된다.
이처럼, 본 발명의 제어부(8e)는 항공기 항속에 대응하여 블로워(8b)의 구동회전수를 저감하는 보정을 수행하여, 연료전지 시스템(8)으로 유입되는 공기의 유량을 제어하도록 구성된다.
더욱이, 도 9에서는 산소농도 변화에 따른 공기 재순환루프(30)의 구동 변화를 도시하고 있다.
연료전지 스택(8d)의 배출단의 공기중 산소농도가 높은 경우 공기 재순환루프(30)에 위치하는 재순환 블로워(펌프)의 회전수를 증가하여 재순환유로를 통해 연료전지 스택(8d) 유입구로 순환되는 공기의 유량을 증가하도록 구성된다.
본 발명의 일 실시예에서, 제어부(8e)에 측정된 공기중 산소농도가 설정값 보다 큰 경우, 유입부(8a)를 통해 연료전지 시스템(8)으로 유입된 공기는 연료전지 스택(8d)의 유입구에서 연료전지 스택(8d)의 연료극쪽 공급매니폴드로 이동하고, 연료전지 스택(8d)의 연료극쪽 배출매니폴드를 통해 중간순환루프를 따라 다시 연료전지 스택(8d)의 유입구로 유동된다. 이후 연료전지 스택(8d)으로부터 배출된 공기는 배출부(8g)를 통해 항공기 동체(5) 외부로 배출되도록 구성된다.
도시된 바와 같이, 산소농도가 제어부(8e)에 설정된 설정값 보다 높은 경우, 공기재순환유로에 위치하는 재순환 블로워(31)의 구동량을 증가시켜 연료전지 스택(8d) 배출단에 유동되는 공기가 연료전지 스택(8d) 유입단으로 재 순환되도록 제어될 수 있다.
이상의 상세한 설명은 본 발명을 예시하는 것이다. 또한 전술한 내용은 본 발명의 바람직한 실시 형태를 나타내어 설명하는 것이며, 본 발명은 다양한 다른 조합, 변경 및 환경에서 사용할 수 있다. 즉 본 명세서에 개시된 발명의 개념의 범위, 기술한 개시 내용과 균등한 범위 및/또는 당업계의 기술 또는 지식의 범위내에서 변경 또는 수정이 가능하다. 기술한 실시예는 본 발명의 기술적 사상을 구현하기 위한 최선의 상태를 설명하는 것이며, 본 발명의 구체적인 적용 분야 및 용도에서 요구되는 다양한 변경도 가능하다. 따라서 이상의 발명의 상세한 설명은 개시된 실시 상태로 본 발명을 제한하려는 의도가 아니다. 또한 첨부된 청구범위는 다른 실시 상태도 포함하는 것으로 해석되어야 한다.
1: 전방 수평안전판
2: 주익
3: 후방 수평안전판
4: 수직안정판
5: 동체
6: 조정석
7: 케빈
8: 연료전지 시스템
8a: 유입부
8b: 블로워
8c: 압축기
8d: 연료전지 스택
8e: 제어부
8f: 열교환기
8g: 배출부
9: 수소저장탱크
10: 방화벽
11, 12: 고전압 배터리
13, 14, 15, 16: 나셀
17, 18, 19, 20: 보조 EPU
21, 22, 23, 24: 프로펠러
25: 무게중심점
30: 공기 재순환루프
31: 재순환 블로워
32: 수소 퍼징장치
33: 반응수 퍼징장치
34: 산소 배출장치
35: 공기 퍼징장치
40: 가습기

Claims (13)

  1. 전후 방향으로 위치하는 동체;
    상기 동체의 중심부의 양측면에 연장되어 위치되는 주익;
    상기 주익을 기준으로 상기 동체 후방에 인접하여 위치하고, 상기 주익에 위치하는 나셀로 구동력을 인가하도록 구성되는 연료전지 시스템; 및
    상기 연료전지 시스템으로부터 인가되는 전기 에너지를 나셀로 전달하는 제어부;를 포함하고,
    상기 항공기의 외기조건에 대응하여 상기 연료전지 시스템 내부로 유입되는 공기의 유량을 제어하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 연료전지 시스템은,
    외부 공기가 유입되도록 구성되는 유입부;
    상기 유입부와 인접하여 위치하는 블로워;
    상기 블로워 후방에 위치하여 상기 유입부를 통해 유입된 공기를 압축하는 압축기;
    상기 유입부와 유체연결되는 연료전지 스택;
    상기 연료전지 스택의 유입단과 배출단 사이에 형성되는 공기 재순환루프; 및
    상기 연료전지 스택과 유체연결되는 수소저장탱크;를 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 주익에 위치하여 저장된 전기 에너지를 상기 나셀로 전달하는 고전압 배터리;를 더 포함하고,
    상기 제어부는 상기 연료전지 시스템 및 상기 고전압 배터리를 통해 나셀로 전기 에너지를 전달하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  4. 제 1항에 있어서,
    상기 외기조건은,
    상기 항공기의 고도, 외부 공기의 온도 및 항공기의 항속 중 적어도 하나 이상을 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  5. 제 4항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 외기조건에 따라 상기 항공기의 고도에 따라 설정된 블로워의 회전수를 결정하고, 외기온도가 설정 온도보다 높거나 또는 상기 항공기의 속도가 상대적으로 낮아지는 경우 상기 블로워의 회전수를 상승 보정하여 상기 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량이 증가하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  6. 제 4항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 외기조건에 따라 상기 항공기의 고도에 따라 설정된 블로워의 회전수를 결정하고, 외기온도가 설정 온도보다 낮거나 또는 상기 항공기의 속도가 상대적으로 높아지는 경우 상기 블로워의 회전수를 하강 보정하여 상기 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량이 증가하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  7. 제 2항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 연료전지 스택의 배출단에서 측정되는 산소농도가 설정값 보다 큰 경우 상기 공기 재순환루프를 구동하도록 구성되는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기.
  8. 제어부에서 항공기의 추력을 제공하기 위한 요구 전류량을 산출하는 단계;
    산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계;
    산출된 공기 유량에 따라 유입부에 위치하는 블로워의 회전수를 설정하는 단계;
    상기 블로워 회전에 따라 유입되는 실제 공기 유량을 측정하는 단계; 및
    측정된 실제 공기 유량과 산출된 공기의 유량을 비교하여 유량을 보정하는 단계;를 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법.
  9. 제 8항에 있어서,
    상기 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계에서,
    상기 제어부는 항공기의 고도 정보에 따라 설정된 공기 밀도를 기반으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계; 및
    상기 제어부는 외기온도를 기반으로 유입되는 공기의 유량을 보상하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법.
  10. 제 9항에 있어서,
    상기 제어부는 외기온도를 기반으로 유입되는 공기의 유량을 보상하는 단계에서,
    상기 제어부는 항공기의 고도 정보에 따른 설정 온도와 외기 온도의 온도차이를 판단하는 단계; 및
    상기 온도차이가 0보다 큰 경우 블로워 회전수를 증가하는 보상을 수행하고, 상기 설정 온도차이가 0보다 작은 경우, 블로워 회전수를 감소하는 보상을 수행하는 단계;를 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법.
  11. 제 8항에 있어서,
    상기 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 시스템으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계에서,
    상기 제어부는 항공기의 항속을 고려하여 상기 블로워의 회전량을 설정하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법.
  12. 제 8항에 있어서,
    상기 제어부는 외기조건으로서, 산소농도가 설정값 보다 큰 경우 공기 재순환루프의 재순환 블로워를 구동하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법.
  13. 제 8항에 있어서,
    상기 산출된 요구 전류량에 대응하여 외기조건을 고려하여 연료전지 스택으로 유입되는 공기의 유량을 산출하는 단계에서,
    상기 외기의 산소농도가 설정값 보다 큰 경우, 공기 재순환루프의 재순환 블로워를 구동하는 단계;를 더 포함하는 연료전지 시스템을 탑재한 항공기 추력 제어방법.
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