WO2017014508A1 - 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 - Google Patents

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 Download PDF

Info

Publication number
WO2017014508A1
WO2017014508A1 PCT/KR2016/007760 KR2016007760W WO2017014508A1 WO 2017014508 A1 WO2017014508 A1 WO 2017014508A1 KR 2016007760 W KR2016007760 W KR 2016007760W WO 2017014508 A1 WO2017014508 A1 WO 2017014508A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
power
battery
landing aircraft
motor
stored
Prior art date
Application number
PCT/KR2016/007760
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
박정규
조진수
김보성
윤승현
원성홍
정태철
조수영
이근호
박규성
하주형
문창모
백선호
맹창준
이한기
김민준
이다인
Original Assignee
주식회사 한국카본
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 주식회사 한국카본 filed Critical 주식회사 한국카본
Priority to US15/321,699 priority Critical patent/US9932118B2/en
Priority to EP16828012.1A priority patent/EP3299295B1/en
Publication of WO2017014508A1 publication Critical patent/WO2017014508A1/ko
Priority to US15/898,208 priority patent/US10099794B2/en
Priority to US15/898,203 priority patent/US10035604B2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/33—Supply or distribution of electrical power generated by combustion engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/30—Supply or distribution of electrical power
    • B64U50/34—In-flight charging
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the following embodiments relate to a vertical takeoff and landing aircraft using a hybrid electric propulsion system.
  • Hybrid vertical take-off and landing aircraft may provide a high flight efficiency as the required power is determined based on the current position of the thrust generating device.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may provide a low noise flight without generating noise of an engine and a generator by supplying only a power stored in a battery to a motor in a silent mode.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft controls the first thrust generator powered by the engine and the second thrust generator powered by the generator according to the vertical flight and the horizontal flight. Efficiency can be provided.
  • Hybrid vertical take-off and landing aircraft is an engine, a generator for generating power using the power supplied from the engine, a battery for storing the power produced by the generator, the power stored in the battery and the generator is produced in the At least one of the power not stored in the battery is supplied, and the motor for supplying power to at least one thrust generating device and only the power stored in the battery to the motor, by controlling the output of the motor to control the sustainable time Selects a silence mode or a normal mode for supplying power to the motor not stored in the battery, and based on the selected mode, the power of the power stored in the battery
  • a control unit for determining an amount and an amount of power not stored in the battery. It can hamhal.
  • Hybrid vertical take-off and landing aircraft may provide a high flight efficiency as the required power is determined based on the current position of the thrust generating device.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may provide a low noise flight without generating noise of an engine and a generator by supplying only a power stored in a battery to a motor in a silent mode.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft controls the first thrust generator powered by the engine and the second thrust generator powered by the generator according to the vertical flight and the horizontal flight. Efficiency can be provided.
  • FIG. 1 is a view for explaining a hybrid vertical take-off and landing aircraft according to an embodiment.
  • Figure 2 is a block diagram showing a propulsion system of a hybrid vertical landing and landing aircraft according to an embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram illustrating a BMS according to an embodiment.
  • FIG. 4 is a block diagram illustrating a propulsion system of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft in a series hybrid mode according to an embodiment.
  • FIG. 5 is a view for explaining a position change of the propulsion generating apparatus according to an embodiment.
  • FIG. 6 is a view showing the mission shape of the hybrid vertical take-off and landing aircraft according to an embodiment.
  • FIG. 7 is a view showing the mission shape of the hybrid vertical take-off and landing aircraft according to another embodiment.
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating a method for controlling power of a hybrid vertical landing and landing aircraft according to an embodiment.
  • FIG. 9 is a block diagram illustrating a propulsion system of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft in a series hybrid system according to another exemplary embodiment.
  • FIG. 10 is a flowchart illustrating an entry into a silence mode according to an embodiment.
  • FIG. 11 is a flowchart illustrating a control method of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft according to another exemplary embodiment.
  • FIG. 12 is a view for explaining a hybrid vertical take-off and landing aircraft of the hybrid hybrid method according to an embodiment.
  • FIG. 13 is a block diagram illustrating a propulsion system of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft according to an embodiment.
  • FIG. 14 is a diagram for describing first to third sections, according to an exemplary embodiment.
  • FIG. 15 is a flowchart illustrating a control method of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft according to an embodiment
  • Hybrid vertical take-off and landing aircraft is an engine, a generator for generating power using the power supplied from the engine, a battery for storing the power produced by the generator, the power stored in the battery and the generator is produced in the At least one of the power not stored in the battery is supplied, and the motor for supplying power to at least one thrust generating device and only the power stored in the battery to the motor, by controlling the output of the motor to control the sustainable time Selects a silence mode or a normal mode for supplying power to the motor not stored in the battery, and based on the selected mode, the power of the power stored in the battery
  • a control unit for determining an amount and an amount of power not stored in the battery. It can hamhal.
  • FIG. 1 is a view for explaining a hybrid vertical take-off and landing aircraft according to an embodiment.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may be represented as an aircraft having wings that generate lift and perform takeoff and landing in a vertical direction. Accordingly, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may be capable of taking off and landing even where there is no runway.
  • Hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may include fixed blades 111 and 112 fixed to the fuselage of the aircraft and rotary blades 121, 122 and 123 to generate thrust while rotating.
  • the rotor blades 121, 122, 123 may include propellers, rotors, or ducted pans.
  • Hybrid vertical take-off and landing aircraft 100 may have a greater range and flight time than a rotorcraft such as a helicopter.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may not require an additional takeoff and landing device such as an injection device.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may require more power than a fixed wing aircraft during takeoff and landing. Accordingly, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may use a battery having a high specific power.
  • hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 may power rotorcraft 121, 122, 123 in a hybrid fashion.
  • the hybrid scheme may include a serial hybrid scheme, a parallel hybrid scheme, and a hybrid hybrid scheme.
  • the tandem hybrid system drives the rotor blades 121, 122, and 123 by using an electric motor, and the engine supplies power to the generator, and the generator uses the power supplied from the engine.
  • To produce power and may refer to a method in which the motor drives the rotor blades 121, 122, and 123 with the power produced by the generator.
  • the parallel hybrid method is a method in which an engine and a motor drive the rotor blades 121, 122, and 123 together, and a generator produces electric power using the power supplied from the engine and is produced in the generator.
  • the motor may drive the rotor blades 121, 122, and 123 using the electric power, and may mean a method of driving the rotor blades 121, 122, and 123 with the power of the engine.
  • the hybrid hybrid system is a mixture of the serial hybrid system and the parallel hybrid system, and some of the rotor blades 121, 122, and 123 are driven in the series hybrid system, and the rotor blades 121, 122,
  • the rest of 123 may refer to a method of driving in a parallel hybrid method.
  • the rotor blades 121 and 122 may be tilted depending on the flight operation of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100. For example, when the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 100 takes off or lands vertically, the rotor blades 121 and 122 may be tilted in an upward direction, and when flying horizontally, the rotor blades 121 and 122 may fly horizontally. ) Can be tilted in the forward direction.
  • Figure 2 is a block diagram showing a propulsion system of a hybrid vertical landing and landing aircraft according to an embodiment.
  • the propulsion system 200 of the hybrid vertical landing and landing aircraft includes a fuel tank 210, an engine 220, a generator 230, a power controller 240, a controller 250, a battery 260, a motor.
  • Driver 270 and motor 280 may be included.
  • the propulsion system 200 may further include a propeller. As the propulsion system 200 is in series hybrid, the propeller may be driven by a motor 280 that uses power as a power source without being powered from the engine 230.
  • the fuel tank 210 may supply fuel to the engine 220.
  • the fuel tank 210 may be variously designed within a capacity range that may satisfy the target flight time.
  • the fuel tank 210 may be designed to be free from damage and leak fuel in all conditions that may occur in the mission situation of the aircraft.
  • the engine 220 may generate mechanical power by burning the fuel supplied from the fuel tank 210. In a tandem hybrid approach, engine 220 may be driven to provide power for the generator to produce power.
  • the output of the engine 220 may be variously designed within an output range capable of supplying sufficient power for cruising the hybrid vertical takeoff and landing aircraft.
  • the engine 220 may be turned on or off by the generator 230.
  • the generator 230 may generate power by using the power supplied from the engine 220.
  • the generator 230 may be an Integrated Starter and Generator (ISG).
  • the generator 230 may convert power of the engine 220 into electrical energy, or may convert electrical energy into mechanical energy. At this time, the generator 230 may convert the power of the engine 220 into three-phase AC power. In this case, the line to line voltage of the three-phase AC power may be lower than the voltage of the battery 260.
  • the generator 230 may control the start of the engine 220 by controlling the power supply to the engine 220. For example, when the generator 230 does not produce power, the generator 230 may turn off the engine 220 by shutting off the power supply to the engine 220, and the generator 230 may generate power. At this time, the generator 230 may supply power to the engine 220 to start the engine 220.
  • the power controller 240 may control the power produced and supplied by the propulsion system 200.
  • the power control unit 240 may be represented by a power management unit (PMU) or a power control unit (PCU).
  • the power controller 240 may monitor the amount of power required by the propulsion system 200 and control the generator 230 based on the monitoring result to supply the power required by the propulsion system 200.
  • the power control unit 240 may include a converter that converts AC power into DC power.
  • the converter may include a three phase inverter, and the three phase inverter may convert three phase AC power produced by the generator into DC power.
  • the power control unit 240 may supply the converted DC power to the battery 260 or the auxiliary battery.
  • the power control unit 240 may supply DC power lower than DC power supplied to the battery 260 to the auxiliary battery.
  • the power control unit 240 may directly supply the converted DC power to the motor 280.
  • the power controller 240 may determine whether to generate power from the generator 230 in consideration of the power stored in the battery 260 and the amount of power to be supplied to the motor 280.
  • the power control unit 240 may control the throttle and the generator 230 of the engine 220 to control the start of the engine.
  • the power control unit 240 may adjust the RPM of the engine 220 by controlling the throttle signal of the engine 220 through a converter (for example, a three-phase inverter), and control the torque of the generator through the converter. can do.
  • a converter for example, a three-phase inverter
  • the power control unit 240 is produced in the fuel level (fuel level) indicating the amount of fuel remaining in the fuel tank 210, the RPM of the engine 220, the rotor position of the generator 230, the generator 230 The information on the voltage and current of the power, and the voltage and current provided from the battery 260 to the motor drive 270 may be monitored.
  • the controller 250 may control all components related to the flight of the propulsion system 200.
  • the controller 250 may control the fuel tank 210, the engine 220, the generator 230, the power controller 240, the battery 260, and the motor driver 270.
  • the controller 250 may monitor a state of the battery, such as a fuel level of the fuel tank 210, an amount of power stored in the battery 260, and a temperature of the battery 260.
  • the controller 250 may include a communication system, identification system, navigation system, autopilot, electronic aviation management system, collision avoidance device, radar, and the like.
  • the controller 250 may be represented by avionics.
  • controller 250 and the power controller 240 are expressed as separated, but the present invention is not limited thereto.
  • the controller 250 and the power controller 240 may be configured as one unit.
  • the battery 260 may store the DC power converted by the power controller 240 and supply the stored DC power to the motor 280.
  • the battery 260 may be a lithium polymer (Li-Po) battery and may include a plurality of cells.
  • the battery 260 may be controlled by a battery management system (BMS). The battery 260 and the BMS will be described in detail with reference to FIG. 3.
  • the motor driver 270 may control the motor 280.
  • the motor driver 270 may receive a control signal from the controller 250 or the power controller 240 and control the motor 280 according to the received control signal.
  • the motor 280 may receive power from at least one of the power control unit 240 or the battery 260, and drive the propeller of the hybrid vertical landing and landing aircraft.
  • the motor 280 may be a BLDC motor or a PMSM motor.
  • FIG. 3 is a diagram illustrating a BMS according to an embodiment.
  • the BMS 310 may monitor a state of the battery 320 and control the battery 320.
  • the BMS 310 may control the charging state of the plurality of battery cells included in the battery 320 and the voltage for each cell to be equal.
  • the BMS 310 may control the temperature of the battery 320 using the cell heating module 351 and the cell cooling module 352 of the temperature control module 350.
  • the BMS 310 may control the temperature of the battery 320 in consideration of the altitude change of the hybrid vertical take-off and landing aircraft.
  • the BMS 310 may prevent overcharging of the battery 320.
  • the battery 320 may supply power to the motor 370 through the current measuring unit 330, the connecting unit 340, and the motor driver 360.
  • the current measuring unit 330 may measure the current level supplied from the battery 320 to the motor 370.
  • the BMS 310 controls the connection unit 340 to be in an on state so that the motor 370 supplies power from the battery 320. You can get it.
  • the BMS 310 controls the connection unit 340 to be in an off state so that the battery 320 may be turned off.
  • the power supply to the motor 370 may be cut off.
  • the BMS 310 may estimate a state of health (SoH), a state of charge (SoC), a state of function (SoF), and the like of the plurality of battery modules.
  • SoH state of health
  • SoC state of charge
  • SoF state of function
  • the life state indicates how much the performance of the battery 320 is degraded as compared to the time of manufacture
  • the charge state indicates information on the amount of charge contained in the battery 320
  • the functional state indicates that the performance of the battery 320 is previously determined. It can show information about how well a given condition is met.
  • the BMS 310 may provide a life state, a charge state, and a function state to the power controller or the controller.
  • FIG. 4 is a block diagram illustrating a propulsion system of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft in a series hybrid mode according to an embodiment.
  • the propulsion system 400 of the hybrid vertical landing and landing aircraft includes an engine 410, a generator 420, a controller 430, a battery 440, a motor 450, and a thrust generator 460. can do.
  • the propulsion system 400 of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft of FIG. 4 may be applied to the hybrid vertical takeoff and landing aircraft described in FIGS. 1 to 3.
  • the engine 410 burns fuel to generate mechanical power, and supplies the generated power to the generator.
  • the generator 420 may generate power by using the power supplied from the engine 410.
  • generator 420 may include an integrated starting generator (ISG).
  • ISG integrated starting generator
  • An integrated starting generator can produce alternating current power using the power supplied from the engine.
  • the battery 440 may store the power produced by the generator 420. In this case, the power stored in the battery 440 may be DC power. The battery 440 may supply power to the motor 450 under the control of the controller 430.
  • the thrust generating device 460 generates a thrust, the hybrid vertical take-off and landing aircraft can fly by the generated thrust.
  • the number of the thrust generating device 460 may be at least one.
  • the rotor blades 121, 122, and 123 of FIG. 1 may be included in the thrust generator 460.
  • the thrust generator 460 may be positional change.
  • the position does not mean an absolute position of the thrust generating device 460, but may be defined as a direction in which a rotation axis (or a center (for example, a core)) of the thrust generating device 460 faces. Accordingly, the current position of the thrust generator 460 may vary depending on the direction in which the rotation axis of the thrust generator 460 faces.
  • the motor 450 may receive at least one of power stored in the battery 440 or power generated in the generator 420 but not stored in the battery 440, and may provide power to the thrust generator 460.
  • the motor 450 may be supplied with the required power indicating the power supplied to the motor 450 under the control of the controller 430.
  • the motor 450 may be a BLDC motor or a PMSM motor.
  • the controller 430 may control the engine 410, the generator 420, the battery 440, the motor 450, and the thrust generator 460.
  • the controller 430 may convert the AC power produced by the generator 420 into DC power.
  • the controller 430 may include a converter, and the converter may convert AC power produced by the integrated starting generator into DC power.
  • the controller 430 may control the position of the thrust generator 460 to be variable.
  • the control unit 430 is the position of the thrust generator 460 between the first direction from the tail of the hybrid vertical take-off and landing aircraft to the nose of the hybrid vertical take-off and landing aircraft, and the second direction which is a vertical upward direction of the first direction, that is, the thrust
  • the direction in which the rotation axis of the generator 460 faces may be moved.
  • the first direction may indicate a forward direction, which is a direction in which the hybrid vertical takeoff and landing aircraft proceeds to fly
  • the second direction may indicate an upward direction, which is a vertical direction in the direction in which the hybrid vertical takeoff and landing aircraft proceeds. .
  • the rotation axis of the thrust generator 460 facing the first direction may be defined as a first position of the thrust generator 460, and the rotation axis of the thrust generator 460 facing the second direction may be defined as the thrust generator ( 460 may be defined as a second position.
  • the controller 430 may move the position of the thrust generator 460 to the second position when the hybrid vertical takeoff and landing aircraft takes off or lands vertically.
  • the thrust generator 460 When the position of the thrust generator 460 moves to the second position and the rotation axis of the thrust generator 460 faces the second direction, the thrust generator 460 generates the thrust in the vertical direction of the hybrid vertical landing and landing aircraft. And, as thrust is generated in the vertical direction, it may be advantageous for the hybrid vertical takeoff and landing aircraft to make a vertical takeoff and landing.
  • the controller 430 may determine the position of the thrust generator 460. Can be moved to a location. When the position of the thrust generator 460 moves to the first position and the rotation axis of the thrust generator 460 faces the first direction, the thrust generator 460 generates thrust in the horizontal direction of the hybrid vertical landing and landing aircraft. And, as thrust is generated in the horizontal direction, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may be advantageous for horizontal flight.
  • a level flight for example, a cruise flight or a reiter flight
  • the controller 430 may determine the position of the thrust generator 460. Can be moved to a location. When the position of the thrust generator 460 moves to the first position and the rotation axis of the thrust generator 460 faces the first direction, the thrust generator 460 generates thrust in the horizontal direction of the hybrid vertical landing and landing aircraft. And, as thrust is generated in the horizontal direction, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may be advantageous for horizontal flight.
  • the controller 430 may move the position between the thrust generating device 460 between the first position and the second position without limiting the position to the first position and the second position.
  • the control unit 430 may shift the direction in which the rotation axis of the thrust generating device 460 is directed from the second direction to the first direction according to the altitude and the flight speed,
  • the direction in which the rotation axis of the thrust generator 460 faces according to the altitude and the flight speed may be shifted from the first direction to the second direction.
  • the controller 430 may check the current position of the thrust generating device 460 and determine the required power based on the identified current position of the thrust generating device 260.
  • the controller 430 may control the position of the thrust generator 460, the controller 430 may check the current control position of the thrust generator 460 to check the current position of the thrust generator 460. have. In addition, the controller 430 may check information on the current position of the thrust generator 460 from the thrust generator 460.
  • the flight distance of the hybrid vertical take-off and landing aircraft may vary according to the current position of the thrust generator 460. For example, when the current position of the thrust generating device 460 is the first position, when the hybrid vertical takeoff and landing aircraft supplies a predetermined amount of power to the motor 450 to perform horizontal flight, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft is vertical. There may be more movement than when flying. Similarly, when the hybrid vertical takeoff and landing aircraft supplies the motor 450 with a predetermined amount of power when the current position of the thrust generator 460 is the second position, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly vertically. The amount of movement may be smaller than that.
  • the thrust in the thrust generating device 460 may occur in the horizontal direction, the thrust generated in the horizontal direction may act as a resistive force in the vertical flight It may be because.
  • the thrust generated in the vertical direction when the current position of the thrust generating device 460 is the second position may act as a low force in the horizontal flight.
  • the output of the motor 460 in the vertical flight is determined by the motor 460 in the vertical flight. It may need to be more than output.
  • the output of the motor 460 of the propulsion system 400 may vary according to the current position of the thrust generator 460, and accordingly, the controller 430 may be based on the current position of the thrust generator 460.
  • the output of the motor 450 may be determined.
  • the controller 430 may determine the required power based on the current position of the thrust generator 460.
  • the threshold output amount of the motor 450 may be determined depending on the current position of the thrust generating device 460. For example, the first threshold output amount indicating the threshold output amount of the motor 450 in the horizontal flight and the second threshold output amount indicating the threshold output amount of the motor 450 in the vertical flight may be set in advance.
  • the control unit 450 controls the output of the motor 450 to be equal to or less than the first threshold output amount
  • the thrust generating device When 460 is the second position, the controller 450 may control the output of the motor 450 to be equal to or less than the second threshold output amount.
  • the control unit 430 receives a steering signal of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft through a communication interface, and controls the output of the motor 450 in consideration of the current position of the thrust generating device 460 according to the steering signal.
  • the required power may be determined based on the output of the motor 450 to be controlled.
  • the communication interface refers to an interface through which the propulsion system 400 communicates with an external device.
  • the communication interface may be included in the controller 430.
  • the steering signal may include a steering command for controlling the acceleration, deceleration, or altitude change of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft, and may include a steering command for controlling the target altitude, target speed, or target acceleration of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft. It may be.
  • the propulsion system 400 may receive a steering signal from a ground station.
  • the power demand of the motor 450 may be determined depending on the current location of the thrust generator 460. For example, when the current position of the thrust generating device 460 is the first position, the electric power demand of the motor 450 when the hybrid vertical take-off and landing aircraft is flying horizontally is the power of the motor 450 when the vertical flying is performed. It may be less than the power requirement. This is because, when the current position of the thrust generating device 460 is the first position, when the vertical flight is performed, the thrust generated in the horizontal direction acts as a low force, thereby increasing the load of the motor 450. Can be.
  • the controller 430 may control the output of the motor 450 according to the steering signal based on the power demand of the motor 450 that varies according to the current position of the thrust generator 460.
  • the controller 430 may control the output of the motor 450 to reach at least one of a target altitude, a target speed, and a target acceleration of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft included in the steering signal in consideration of the current position of the thrust generator.
  • a target altitude a target altitude
  • a target speed a target speed
  • a target acceleration of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft included in the steering signal in consideration of the current position of the thrust generator.
  • the controller 430 may set the output of the motor to 1.5 kW
  • the controller 430 may set the output of the motor to 4 kW.
  • the controller 430 may determine the amount of power stored in the battery 440 and the amount of power not stored in the battery 440 based on the determined required power.
  • the controller 430 may supply only the power stored in the battery 440 to the motor 450, supply only the power not stored in the battery 440 to the motor 450, or the battery 440 according to the determined amount of power.
  • the power stored in the control unit may be controlled to supply the motor 450 with power not stored in the battery 440.
  • the controller 430 may preferentially supply the motor 450 with power not stored in the battery 440 over power stored in the battery 440. This may be to improve fuel efficiency of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft. For example, when the amount of power required is greater than the amount of power not stored in the battery 440, the controller 430 supplies all of the power not stored in the battery 440 to the motor 450, and the battery The power corresponding to the difference between the amount of required power among the power stored in 440 and the amount of power not stored in the battery 440 may be controlled to be supplied to the motor 450. In another example, when the amount of power required is equal to the amount of power not stored in the battery 440, the controller 430 may supply only the power not stored in the battery 440 to the motor 450.
  • the controller 430 supplies only the power not stored in the battery 440 to the motor 450, and the battery ( Of the power not stored in 440, the remaining power may be supplied to the motor 450 and the remaining power may be stored in the battery 440.
  • the controller 430 may preferentially supply power stored in the battery 440 to the motor 450 over power not stored in the battery 440. For example, when the hybrid vertical take-off and landing aircraft lands, the controller 430 may preferentially supply power stored in the battery 440 to the motor 450 over power not stored in the battery 440. This may be to consume power stored in the battery 440 before the hybrid vertical takeoff and landing aircraft lands to improve fuel efficiency. For example, when the amount of power required is greater than the amount of power stored in the battery 440, the controller 430 supplies all of the power stored in the battery 440 to the motor 450, and supplies the battery 440 to the battery 440.
  • the power corresponding to the difference between the amount of power required and the amount of power stored in the battery 440 may be controlled to be supplied to the motor 450.
  • the controller 430 may control to supply only the power stored in the battery 440 to the motor 450.
  • the controller 430 is represented as one unit, but the controller 430 may be configured of a first controller and a second controller.
  • the present invention is not limited thereto, and the controller 430 may include a plurality of units.
  • the first control unit may correspond to the control unit 250 of FIG. 2
  • the second control unit may correspond to the power control unit 240 of FIG. 2.
  • the first control unit may control the operation of the second control unit, the movement of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft, and the communication between the hybrid vertical takeoff and landing aircraft and the ground station.
  • the first controller may determine a current position of the thrust generator 460 and determine the required power based on the identified current position of the thrust generator 460.
  • the second controller may determine the amount of power stored in the battery 440 and the amount of power not stored in the battery 440 based on the determined required power. In addition, the second controller may adjust the amount of power generated by the generator 420 and the amount of power stored in the battery 440 based on the required power.
  • the second control unit includes a converter, and the converter converts the AC power produced by the integrated starting generator into DC power, and stores the converted DC power in the battery 440 or directly supplies the DC power to the motor 450. Can be.
  • the second controller can supply the converted DC power to the auxiliary battery.
  • the first controller may be driven by receiving DC power from the auxiliary battery.
  • the second control unit may control the integrated starting generator to adjust the amount of AC power production. For example, if the amount of power required is less than the amount of power produced in the integrated starting generator but not stored in the battery, the integrated starting generator can be controlled to produce power by the amount of required power.
  • FIG. 5 is a view for explaining a position change of the propulsion generating apparatus according to an embodiment.
  • the thrust generators 520 and 530 of the hybrid vertical landing and landing aircraft 510 may have a variable position.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 510 performs horizontal flight such as cruise flight and Reuter flight
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 510 advances the direction in which the rotation axis of the thrust generators 520 and 530 faces, as shown in (a). It can tilt in the forward direction.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 510 performs vertical flight, such as vertical takeoff and vertical landing
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 510 is a direction in which the rotation axes of the thrust generating devices 520 and 530 face, as shown in (b). Can be tilted in an upward direction.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft 510 checks the current positions of the thrust generators 520 and 530, and based on the current positions of the thrust generators 520 and 530, the hybrid vertical take-off and landing aircraft 510 generates required power indicating the power supplied to the motor. The amount of power stored in the battery and the amount of power not stored in the battery can be determined based on the determined power requirements.
  • FIG. 6 is a view showing the mission shape of the hybrid vertical take-off and landing aircraft according to an embodiment.
  • the horizontal axis of the graph of FIG. 6 may represent a displacement, and the vertical axis may represent an altitude.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft assumes the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 510 shown in FIG. 5.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly by controlling the thrust generator.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may determine the required power based on the current position of the thrust generating device, and determine the amount of power stored in the battery and the amount of power produced by the generator but not stored in the battery based on the determined required power. .
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may take off vertically.
  • the rotation axis of the thrust generating device may face the upward direction.
  • a hybrid vertical takeoff and landing aircraft may determine, at the required power, the amount of power stored in the battery and the amount of power not stored in the battery at 2 kW each.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly a flight from time 612 to time 613.
  • the rotation axis of the thrust generating device may transition from the upward direction to the forward direction, or may be fixed in the upward direction or the forward direction.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may fly up for 10 minutes, and at the required power, determine the power stored in the battery as 1 kW and the amount of power not stored in the battery as 2 kW.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may cruise from the viewpoint 613 to the viewpoint 614 or from the viewpoint 615 to the viewpoint 616.
  • the axis of rotation of the thrust generating device may face the forward direction.
  • a hybrid vertical takeoff and landing aircraft can fly at a speed of 80 km / h, and at the required power, determine the power stored in the battery at 1 kW and the amount of power not stored in the battery at 1 kW. have.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may enter a dash mode in which speed is accelerated.
  • a hybrid vertical takeoff and landing aircraft in dash mode, can fly at a speed of 120 km / h, and at the required power, it determines the power stored in the battery at 1 kW and the amount of power not stored in the battery at 2 kW. You can decide.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may cruise the aircraft by supplying only the power not stored in the battery to the motor.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may fly a Reuters from the viewpoint 614 to the viewpoint 615.
  • the axis of rotation of the thrust generating device may face the forward direction.
  • a hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly a Reuters using only power that is not stored in the battery, while charging power from the generator to the battery while simultaneously delivering power from the generator but not stored in the battery to the motor. It may be.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may enter a silence mode in which only the power stored in the battery is supplied to the motor. In this case, the vertical takeoff and landing aircraft may turn off the engine and not generate power from the generator.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly descent from time 616 to time 617.
  • the rotation axis of the thrust generating device may transition from the forward direction to the upward direction, or may be fixed in the upward direction or the forward direction.
  • a hybrid vertical take-off and landing aircraft may fly down using only power that is not stored in the battery, and may charge power generated by the generator to the battery while simultaneously transmitting power generated by the generator but not stored in the battery to the motor. have.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may land vertically.
  • the rotation axis of the thrust generating device may face the upward direction.
  • hybrid vertical takeoff and landing aircraft may preferentially supply the motor with power stored in a battery to improve fuel economy.
  • FIG. 7 is a view showing the mission shape of the hybrid vertical take-off and landing aircraft according to another embodiment.
  • the horizontal axis of the graph of FIG. 7 may represent a range, and the vertical axis may represent an altitude.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft assumes the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 510 shown in FIG. 5.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft can fly by controlling the thrust generator.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may determine the required power based on the current position of the thrust generating device, and determine the amount of power stored in the battery and the amount of power produced by the generator but not stored in the battery based on the determined required power. .
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may take off vertically.
  • the rotation axis of the thrust generating device may face the upward direction.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly a flight from point 712 to point 713.
  • the rotation axis of the thrust generating device may transition from the upward direction to the forward direction, or may be fixed in the upward direction or the forward direction.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may cruise from the viewpoint 713 to the viewpoint 714.
  • the axis of rotation of the thrust generating device may face the forward direction.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may enter a dash mode in which speed is accelerated.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may cruise the aircraft by supplying only the power not stored in the battery to the motor.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly descent from the viewpoint 714 to the viewpoint 717.
  • the rotation axis of the thrust generating device may transition from the forward direction to the upward direction, or may be fixed in the upward direction or the forward direction.
  • a hybrid vertical take-off and landing aircraft may fly down using only power that is not stored in the battery, and may charge power generated by the generator to the battery while simultaneously transmitting power generated by the generator but not stored in the battery to the motor. have.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly from Reuters 715 to a point in time 716.
  • a hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly a Reuters using only power that is not stored in the battery, while charging power from the generator to the battery while simultaneously delivering power from the generator but not stored in the battery to the motor. It may be.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may enter a silence mode in which only the power stored in the battery is supplied to the motor. In this case, the vertical takeoff and landing aircraft may turn off the engine and not generate power from the generator.
  • the hybrid vertical landing and landing aircraft may land vertically. At this time, the rotation axis of the thrust generating device may face the upward direction.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may again take off vertically.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft fly up from point 722 to point 723, then cruise from point 723 to point 724, and fly to Reuters from point 724 to point 725.
  • the cruise flight may be performed again from the viewpoint 725 to the viewpoint 726.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may enter a silence mode in which only the power stored in the battery is supplied to the motor.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly descent from the viewpoint 726 to the viewpoint 727, and land vertically from the viewpoint 727 to the viewpoint 728.
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating a method for controlling power of a hybrid vertical landing and landing aircraft according to an embodiment.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may identify a current position of at least one thrust generating device capable of changing a position.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may determine the required power according to the required flight state based on the identified current position of the at least one thrust generating device (820).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may determine the amount of the first power and the second power in the power supplied to the motor that powers the at least one thrust generating device based on the determined required power.
  • the first power may represent the power stored in the battery among the power generated by the generator using the power supplied from the engine
  • the second power may represent power not stored in the battery among the power produced by the generator.
  • FIG. 9 is a block diagram illustrating a propulsion system of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft in a series hybrid system according to another exemplary embodiment.
  • the propulsion system 900 of the hybrid vertical landing and landing aircraft may include an engine 910, a generator 920, a controller 930, a battery 940, and a motor 950.
  • the propulsion system 900 of FIG. 9 may be applied to the hybrid vertical takeoff and landing aircraft described in FIGS. 1 to 3.
  • the engine 910 may burn fuel to generate mechanical power, and supply the generated power to the generator.
  • the generator 920 may generate power by using the power supplied from the engine 910.
  • generator 920 may include an integrated starting generator (ISG).
  • ISG integrated starting generator
  • An integrated starting generator can produce alternating current power using the power supplied from the engine.
  • the battery 940 may store the power produced by the generator 920. In this case, the power stored in the battery 940 may be DC power. The battery 940 may supply power to the motor 950 under the control of the controller 930.
  • the motor 950 may receive at least one of power stored in the battery 940 or power generated by the generator 920 and not stored in the battery, and may provide power to at least one thrust generator.
  • the motor 950 may be supplied with the required power indicating the power supplied to the motor 950 under the control of the controller 930.
  • the motor 450 may be a BLDC motor or a PMSM motor.
  • the controller 930 may control the engine 910, the generator 920, the battery 940, and the motor 950.
  • the controller 930 may convert the AC power produced by the generator 920 into DC power.
  • the controller 930 may include a converter (eg, a three-phase inverter), and the converter may convert AC power produced by the integrated starting generator into DC power.
  • the controller 930 may select an operation mode of the propulsion system 900.
  • the operation mode may include a silence mode and a normal mode.
  • the silence mode may mean an operation mode in which only the power stored in the battery is supplied to the motor and the power generated in the generator but not stored in the battery is not supplied to the motor. Since the generator does not need to generate power in the silence mode, in the silence mode, the controller 930 may control the generator 920 to stop generating power and control the engine 910 to be turned off. Accordingly, noise generated in the hybrid vertical takeoff and landing aircraft can be reduced.
  • the normal mode may refer to an operation mode in which power that is not stored in the battery 940 is supplied to the motor 950. Accordingly, in the normal mode, the control unit 940 supplies only the power not stored in the battery to the motor 950, or the power not stored in the battery 940 together with the power stored in the battery 940. Can be controlled to supply.
  • the normal mode may include a dash mode.
  • the dash mode may mean an operation mode in which the hybrid vertical take-off and landing aircraft is accelerated. Accordingly, the required power of the motor 950 may increase in the dash mode.
  • the controller 930 may receive a steering signal using a communication interface.
  • the steering signal may include a steering command for controlling the operation mode.
  • the controller 930 may extract a steering command from the steering signal and select a silence mode or a normal mode according to the steering command.
  • the steering signal may also include information about the coordinates or time at which the hybrid vertical takeoff and landing aircraft enters the silence mode.
  • the controller 930 may select the silence mode in response to the arrival of the coordinate or time to enter the silence mode included in the steering signal. For example, if the steering signal includes a control command to enter a silence mode from point A to point B, the controller 930 selects a silence mode as an operation mode when the hybrid vertical landing and landing aircraft reaches point A, When the hybrid vertical landing and landing aircraft reaches point B, the normal mode can be selected as the operating mode.
  • the controller 930 may store the power to be used in the silence mode in the battery 940 before reaching the coordinate or time for entering the silence mode included in the steering signal.
  • the control unit 930 in the normal mode, by adjusting the power output of the generator 920, when reaching the coordinates or time to enter the silence mode included in the control signal, to enter the silence mode, generator 920 Can be stored in the battery.
  • the controller 930 estimates the estimated time of arrival to point A, and stores the power produced by the generator 920 in the battery 940 by the estimated time of arrival, using the current yield of power of the generator 920.
  • silence mode it is possible to determine whether the flight can be performed for a predetermined duration. If it is determined that the flight is not possible, the controller 930 may increase the power output of the generator 920 and store the generated power in the battery 940 for a predetermined duration in the silence mode. The amount of power to fly can be secured.
  • the steering signal may also include information about the duration of the silence mode.
  • the steering signal may include a control command to continue the silence mode for 5 minutes.
  • the controller 930 may determine whether the silence mode can be maintained for a duration. If it is determined that the silence mode cannot be maintained for a duration, the output of the generator 920 is adjusted before reaching the coordinate or time for entering the silence mode included in the steering signal, so that the silence mode has a duration. The produced power can be stored in the battery 940 so that it can be maintained for a while.
  • the steering signal may also include information about the coordinates or time at which the hybrid takeoff and landing aircraft is out of silence mode.
  • the controller 930 may select the normal mode in response to the arrival of the coordinates or time out of the silence mode included in the steering signal. For example, when the control signal includes a control command to leave the silence mode after 10 minutes, the controller 930 may select a normal mode as an operation mode 10 minutes after receiving the control signal.
  • the steering signal may include a steering command for controlling the acceleration, deceleration, or altitude change of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft, and may include a steering command for controlling the target altitude, target speed, or target acceleration of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft. It may be.
  • the controller 930 may control the output of the motor 950 according to the steering signal, and determine the required power of the motor 950 based on the output of the controlled motor 950.
  • the controller 930 controls the output of the motor 950 to control the output power of the motor 950 when the amount of power required is greater than the amount of power stored in the battery in the silence mode. It can be lowered below the amount of. For example, when the power corresponding to 80 km / h is 4 kW, the power corresponding to 60 km / h is 3 kW, when the amount of required power is 4 kW, and the power stored in the battery is 3 kW, the control unit 930 requires By reducing the amount of power to 3 kW, the speed of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft can be controlled to 60 km / h.
  • the output of the motor 950 may correspond to the power stored in the battery 940. Accordingly, when the amount of power required is greater than the power stored in the battery 940, the motor 950 may not be supplied with the required power from the battery 940. Therefore, the controller 930 may control the amount of power required to supply only the power stored in the battery 940 to the motor 950.
  • the controller 930 may supply only the power stored in the battery 940 to the motor 950 when the required power is less than or equal to the power stored in the battery 940.
  • the controller 930 may control an output of the motor 950 to control the duration of silence mode.
  • a sustainable time for maintaining the silent mode may be limited.
  • the controller 930 may estimate the sustain time of the silence mode by comparing the required power with the power stored in the battery 940.
  • the controller 930 may transmit information related to the silence mode to a steering device for controlling the hybrid vertical landing and landing aircraft through the communication interface.
  • the controller 930 may include a notification message including information on the amount of power stored in the battery 940, the duration of the silence mode, the amount of power required, and the amount of change in the sustained time according to the change in the required power. Can be sent to a steering unit that controls a hybrid takeoff and landing aircraft.
  • the controller 930 may transmit a notification message through a communication interface.
  • the controller 930 may generate a notification message including information on the amount of power stored in the battery 940, the duration of the silence mode, and the like, and transmit the generated notification message to a steering device for controlling the hybrid vertical landing and landing aircraft. have.
  • the controller 930 may lower the amount of power required to be less than or equal to the current demanded power. As the amount of current demand power is lowered, the amount of power supplied to the motor 950 of the battery 940 may be reduced, so that the duration of the silence mode may be increased.
  • the steering signal may include information on at least one of the target signal or the target acceleration of the hybrid vertical take-off and landing aircraft.
  • the controller 930 controls the output of the motor 950 to reach at least one of the target signal or the target acceleration, and indicates the power supplied to the motor 950 based on the output of the controlled motor 950. You can determine the required power. For example, when the hybrid vertical take-off and landing aircraft flies at a speed of 60 km / h, the control signal received by the controller 930 may include a control command to fly at a target speed of 120 km / h. In this case, since the hybrid vertical take-off and landing aircraft has to be accelerated, the controller 930 may select a dash mode among the normal modes as an operation mode.
  • the controller 930 increases the output of the motor 950 so that the hybrid vertical takeoff and landing aircraft reaches a speed of 120 km / h, and corresponds to the increased output of the motor 950. Can determine the required driving force. Also, in order to supply power corresponding to the required power to the motor 950, the controller 930 may combine the power stored in the battery 940 and the power generated in the generator 920 but not stored in the battery 940. 950 may be supplied.
  • the controller 930 is represented as one unit, but the controller 930 may be configured of a first controller and a second controller.
  • the present invention is not limited thereto, and the controller 930 may include a plurality of units.
  • the first control unit may correspond to the control unit 250 of FIG. 2
  • the second control unit may correspond to the power control unit 240 of FIG. 2.
  • the first controller may select a silence mode or a normal mode as an operation mode of the propulsion system 900.
  • the second controller may determine the amount of power stored in the battery 940 and the amount of power not stored in the battery 940 based on the selected mode.
  • FIG. 10 is a flowchart illustrating an entry into a silence mode according to an embodiment.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may receive a steering signal through a communication interface (1010).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may check the silence entry command included in the steering signal (1020).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may check the amount of power stored in the battery and the amount of power required (1030).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may determine whether the amount of power stored in the battery is greater than the amount of power required (1040). As a result, when the amount of power stored in the battery is less than the amount of power required, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may set the amount of power required to be less than or equal to the power stored in the battery (941).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may determine whether the duration of the silence mode is greater than or equal to a predetermined duration (1050).
  • the predetermined duration may include a predetermined basic duration or a duration included in the steering signal.
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft may charge the battery so that the duration is longer than the predetermined duration in the normal mode (1051).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft can control the power output of the generator according to the amount of power to charge the battery.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may again determine whether the duration of the silence mode is greater than or equal to a predetermined duration.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may enter the silence mode when the duration of the silence mode is equal to or longer than a predetermined duration.
  • FIG. 11 is a flowchart illustrating a control method of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft according to another exemplary embodiment.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft is an operation mode, in which a power generated in a silent mode or a generator that supplies only power stored in a battery to a motor and controls a sustained time by adjusting the output of the motor is not stored in the battery.
  • the normal mode of supplying the motor to the motor can be selected.
  • the battery stores the power produced by the generator using the power supplied from the engine
  • the motor is supplied with at least one of the power stored in the battery and the power produced in the generator but not stored in the battery
  • at least one Power may be provided to the thrust generating device (1110).
  • the hybrid vertical landing and landing aircraft may determine the amount of power stored in the battery and the amount of power not stored in the battery based on the selected mode, 1120.
  • FIG. 12 is a view for explaining a hybrid vertical take-off and landing aircraft of the hybrid hybrid method according to an embodiment.
  • the hybrid vertical landing and landing aircraft 1210 may include a first rotor blade 1220 and a second rotor blade 1231, 1232, and 1233.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 1210 may power the first rotor blades 1220 and the second rotor blades 1231, 1232, and 1233 in a hybrid hybrid manner.
  • the first rotor blades 1220 may be connected to the engine to be directly powered from the engine, and the second rotor blades 1231, 1232, 1233 may be supplied with the power produced by the generator.
  • the generator may receive power from the engine to produce power.
  • the energy conversion loss of the generator is reduced to fuel Efficiency may be increased and thrust of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft 1210 may be increased.
  • FIG. 13 is a block diagram illustrating a propulsion system of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft according to an embodiment.
  • the propulsion system 1300 of the hybrid vertical landing and landing aircraft includes an engine 1310, a generator 1320, a controller 1330, a battery 1340, a motor 1350, and a first thrust generator 1360. And a second thrust generator 1370.
  • the propulsion system 1300 of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft of FIG. 13 may be applied to the hybrid vertical takeoff and landing aircraft described with reference to FIGS. 1 to 3.
  • the engine 1310 may burn fuel to generate mechanical power, and supply the generated power to the generator.
  • the engine 1310 may power the generator 1320, may power the first thrust generator 1360, and at the same time the generator 1320 and the first thrust generator 1360. It can also power the car.
  • the generator 1320 may generate electric power by using the power supplied from the engine 1310.
  • generator 1320 may include an integrated starting generator (ISG).
  • ISG integrated starting generator
  • An integrated starting generator can produce alternating current power using the power supplied from the engine.
  • the battery 1340 may store the power produced by the generator 1320. In this case, the power stored in the battery 1340 may be DC power.
  • the battery 1340 may supply power to the motor 1350 under the control of the controller 1330.
  • the first thrust generator 1360 may be directly connected to the engine 1310 and generate thrust using power supplied from the engine 1310. Accordingly, the first thrust generator 1360 may be driven using fuel other than electricity as a power source.
  • the first thrust generating device 1360 may be fixed in position, or the position may be varied.
  • the positions of the first thrust generator 1360 and the second thrust generator 1370 do not mean the absolute positions of the first thrust generator 1360 and the second thrust generator 1370, but the first position.
  • the rotation axis (or the center) of the thrust generator 1360 and the second thrust generator 1370 may be defined in a direction facing.
  • the first thrust generating device 1360 may be installed in the nose of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft.
  • the first rotary blade 1130 of FIG. 11 may be included in the first thrust generator 1360.
  • the second thrust generator 1370 may be driven by the motor 1350 to generate thrust.
  • the number of the second thrust generating device 1370 may be at least one.
  • the second rotary blades 1131, 1132, and 1133 of FIG. 11 may be included in the second thrust generator 1370.
  • the second thrust generating device 1370 may be changed in position.
  • the motor 1350 may receive at least one of power stored in the battery 1340 or power generated in the generator 1320 but not stored in the battery 1340, and may provide power to the second thrust generator 1370. have.
  • the motor 1350 may be supplied with the required power indicating the power supplied to the motor 1350 under the control of the controller 1330.
  • the motor 450 may be a BLDC motor or a PMSM motor.
  • the controller 1330 may control the position of the first thrust generator 1360 or the second thrust generator 1370 to be changed.
  • the controller 1330 may include a first thrust generating device 1360 between a first direction toward the nose of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft and a second direction that is a vertical upward direction in the first direction.
  • the position of the second thrust generator 1370 that is, the direction in which the rotation axis of the first thrust generator 1360 or the second thrust generator 1370 faces may be moved.
  • the first direction may indicate a forward direction, which is a direction in which the hybrid vertical takeoff and landing aircraft proceeds to fly
  • the second direction may indicate an upward direction, which is a vertical direction in the direction in which the hybrid vertical takeoff and landing aircraft proceeds. .
  • the rotation axis of the first thrust generator 1360 or the second thrust generator 1370 facing the first direction may be defined as a first position of the first thrust generator 1360 or the second thrust generator 1370.
  • the rotational axis of the first thrust generator 1360 or the second thrust generator 1370 may face the second direction in a second position of the first thrust generator 1360 or the second thrust generator 1370. It can be defined as.
  • controller 1330 may control the engine 1310 to supply power to at least one of the first thrust generator 1360 or the generator 1320.
  • the first thrust generating device 1360 may generate the thrust in the horizontal direction.
  • the second thrust generating device 1370 may generate thrust in the horizontal direction or the vertical direction according to the position. Accordingly, the controller 1330 controls the second thrust generator 1370 to be driven when the hybrid vertical take-off and landing aircraft performs vertical flight, and generates the first thrust generator 1360 and the second thrust when performing the horizontal flight.
  • Device 1370 can be controlled to be driven together
  • the controller 1330 is based on at least one of the horizontal movement distance, the vertical movement distance or the ratio of the horizontal movement distance and the vertical movement distance that the hybrid vertical take-off and landing aircraft should move for a predetermined time. ) May be controlled to supply power to the first thrust generator 1360.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may vertically fly during a time interval in which the vertical movement distance is greater than the horizontal movement distance and the ratio of the vertical movement distance and the horizontal movement distance is greater than the threshold ratio. Since the first thrust generator 1360 may generate thrust in the horizontal direction, the controller 1330 may control the engine 1310 not to supply power to the first thrust generator 1360 during the time period. Can be.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may perform horizontal flight during a time interval in which the vertical movement distance is equal to or less than the horizontal movement distance, or when the ratio of the vertical movement distance and the horizontal movement distance is equal to or less than the threshold ratio. Since the first thrust generator 1360 generates thrust in the horizontal direction, and the second thrust generator 1370 may generate thrust in the horizontal direction according to the position, the controller 1330 controls the engine during the time period. The 1310 may control to supply power to at least one of the first thrust generator 1360 or the generator 1320.
  • the controller 1330 is the second thrust based on at least one of the horizontal movement distance, the vertical movement distance or the ratio of the horizontal movement distance and the vertical movement distance that the hybrid vertical landing and landing aircraft should move for a predetermined time.
  • the position of the generator 1370 may be changed. For example, for example, during a time interval in which the vertical movement distance is greater than the horizontal movement distance and the ratio of the vertical movement distance and the horizontal movement distance is greater than the threshold ratio, the controller 1330 may determine that the rotation axis of the second thrust generating device 1370 is The facing direction may be moved in the second direction. Accordingly, the second thrust generating device 1370 may generate thrust in the vertical direction.
  • the controller 1330 controls the direction in which the axis of rotation of the second thrust generating device 1370 faces during a time interval in which the vertical movement distance is equal to or less than the horizontal movement distance or the ratio of the vertical movement distance and the horizontal movement distance is equal to or less than the threshold ratio. It can be moved in the first direction. Accordingly, the second thrust generating device 1370 may generate thrust in the horizontal direction.
  • the controller 1330 may receive a steering signal of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft through a communication interface.
  • the steering signal may include a steering command for controlling acceleration, deceleration or altitude change, target altitude, target speed or target acceleration.
  • the controller 1330 may extract a steering command from the steering signal and estimate a horizontal movement distance, a vertical movement distance, or a ratio of the horizontal movement distance and the vertical movement distance from the steering command.
  • the controller 1330 may detect the first section, the second section, and the third section of the entire flight time of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft.
  • the first section means a section in which the thrust is generated by the first thrust generating device 1360
  • the second section means a section in which the thrust for vertical movement is generated by the second thrust generating device 1370
  • the third section may refer to a section in which thrust for horizontal movement is generated by the second thrust generating device 1370.
  • the controller 1330 may detect the first section based on whether the engine 1310 supplies power to the first thrust generator 1360. For example, the controller 1330 determines the section in which the engine 1310 supplies power to the first thrust generator 1360 as the first section in the entire flight time, and the engine 1310 in the first thrust. The section in which power is not supplied to the generator 1360 may be excluded from the first section.
  • the controller 1330 may detect the second section and the third section based on the position of the second thrust generating device 1370.
  • the controller 1330 determines a time interval while the rotation axis of the second thrust generator 1370 is in the second direction during the entire flight time, and the rotation axis of the second thrust generator 1370 is the first interval.
  • the time interval during the direction may be determined as the third interval.
  • the controller 1330 may control the section in which the first section and the second section overlap to be shorter than the section in which the first section and the third section overlap. Accordingly, the thrust of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft is not distributed, and the thrust of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft is efficiently generated, thereby improving the flight efficiency of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft.
  • the controller 1330 determines the amount of power that the engine 1310 supplies to the generator 1320 based on the amount of power stored in the battery 1340, and the engine 1310 determines the generator 1320.
  • the amount of power supplied to the first thrust generator 1370 by the engine 1310 may be determined based on the amount of power supplied to the first thrust generator 1370. For example, when the battery 1340 is capable of storing 2.5 kW of power, when the power stored in the battery 1340 is 2.0 kW, the controller 1330 may cause the engine 1310 to generate a maximum output of the generator 1320. 70% and 30% of the maximum output to the first thrust generating device 1360 can be controlled.
  • the controller 1330 may allow the engine 1310 to supply 70% of the maximum output to the generator 1320. And 30% of the maximum output to the first thrust generator 1360.
  • the controller 1330 may determine the required power based on the current position of the second thrust generating device 1370. Since the controller 1330 may control the position of the second thrust generator 1370, the second thrust generator 1370 may be configured by checking a control command that most recently controlled the position of the second thrust generator 1370. You can check your current location. In addition, the controller 1330 may check the information on the current position of the second thrust generator 1370 from the second thrust generator 1370.
  • the controller 1330 may determine the output of the motor 1350 and determine the required power corresponding to the output of the motor 1350 based on the current position of the second thrust generating device 1370.
  • the controller 1330 may determine the amount of power supplied to the generator 1320 by the engine 1310 based on the required power and the amount of power stored in the battery 1340. For example, when the required power is 4 kW and the power stored in the battery 1340 is 2.5 kW, the generator 1320 may generate 1.5 kW of power. In this case, the controller 1330 may control the engine 1310 to transmit 60% of the maximum power to the generator 1320, and to transmit 40% of the maximum power to the first thrust generator 1360. In addition, when the required power is 3kW and the power stored in the battery 1340 is 2.5kW, the generator 1320 may produce 0.5kW of power. In this case, the controller 1330 may control the engine 1310 to transmit 30% of the maximum output to the generator 1320, and 70% of the maximum output to the first thrust generator 1360.
  • the controller 1330 may include a power controller.
  • the power controller may control the generator 1320 to control the amount of power produced, and convert the DC power generated from the power produced by the generator 1320.
  • the power control unit may include a converter (for example, a three-phase inverter), and the converter may convert AC power produced by the generator 1320 to DC power.
  • the power control unit may supply DC power to the battery 1340, or may supply DC power to the motor 1350.
  • the controller 1330 is represented as one unit, but the controller 1330 may be configured of a first controller and a second controller.
  • the present invention is not limited thereto, and the controller 1330 may be configured of a plurality of units.
  • the first control unit may correspond to the control unit 250 of FIG. 2
  • the second control unit may correspond to the power control unit 240 of FIG. 2.
  • the controller 1330 may fly using only the power stored in the battery 1340.
  • the controller 1330 may enter a silence mode in which only the power stored in the battery 1340 is supplied to the motor 1350.
  • the controller 1330 may stop the operation of the engine 1310 by controlling the generator 1320 to stop the supply of power to the first thrust generator 1360 and the generator 1320 of the engine 1310. .
  • the controller 1330 may supply power stored in the battery 1340 to the motor 1350.
  • FIG. 14 is a diagram for describing first to third sections, according to an exemplary embodiment.
  • the horizontal axis of the graph 1400 may represent a range, and the vertical axis may represent an altitude.
  • the horizontal axis of the graphs 1410 to 1430 may represent time.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft assumes the vertical takeoff and landing aircraft 1210 shown in FIG. 12.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft can fly by controlling a first thrust generator powered by an engine and a second thrust generator powered by a motor.
  • the motor may be supplied with at least one of power stored in the battery or power generated in the generator but not stored in the battery.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may take off vertically from the time point 1401 to the time point 1402, and may fly up from the time point 1402 to the time point 1403. Accordingly, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may perform vertical flight at the time point 1402 at the time point 1401, and simultaneously perform vertical flight and horizontal flight at the time point 1403 at the time point 1402.
  • the hybrid vertical landing and landing aircraft may cruise from point 1403 to point 1404, reuter flight from point 1404 to point 1405, and cruise from point 1405 to point 1406. You can fly. Accordingly, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft at the time point 1406 at the time point 1403 may make a horizontal flight.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly down from time point 1406 to time point 1407, and may land vertically from time point 1407 to time point 1408. Accordingly, the hybrid vertical takeoff and landing aircraft at the time point 1406 may simultaneously perform vertical flight and horizontal flight at the time point 1406, and may perform vertical flight at the time point 1408 at the time point 1407.
  • the first thrust generating device may generate thrust when the hybrid vertical takeoff and landing aircraft performs horizontal flight. Accordingly, as shown in the graph 1410, the first section in which thrust is generated by the first thrust generating device may be detected as a section between the viewpoint 1402 and the viewpoint 1407.
  • the second thrust generating device may generate a thrust for vertical movement when the hybrid vertical take-off and landing aircraft to fly vertically. Accordingly, as shown in the graph 1420, the second section in which the thrust for vertical movement is generated by the second thrust generating device is a section between the viewpoint 1401 and the viewpoint 1403, and the viewpoint 1406 and the viewpoint 1408. It can be detected as a section between.
  • the second thrust generating device may generate a thrust for the horizontal movement when the hybrid vertical take-off and landing aircraft in the horizontal flight. Accordingly, as shown in the graph 1430, a third section in which thrust for horizontal movement is generated by the second thrust generating device may be determined as a section between the viewpoint 1402 and the viewpoint 1407.
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may fly shorter than a section where the first section and the third section overlap with the first section and the second section.
  • FIG. 15 is a flowchart illustrating a control method of a hybrid vertical takeoff and landing aircraft according to an embodiment
  • the hybrid vertical takeoff and landing aircraft may receive a steering signal of the hybrid vertical takeoff and landing aircraft using a communication interface (1510).
  • the hybrid vertical take-off and landing aircraft has the engine at least one of the first thrust generator or the generator so that the section where the first section and the second section overlap is shorter than the section where the first section and the third section overlap based on the steering signal. It may be controlled to supply power to the (1520).
  • the first section represents a section in which the thrust is generated by the first thrust generator is powered by the engine
  • the second section is driven by the motor and is at least one second thrust generating device
  • a thrust section for vertical movement may be represented
  • a third segment may indicate a section in which thrust for horizontal movement is generated by the second thrust generator.
  • the engine may power at least one of the first thrust generator or the generator, and the generator may generate power by using the power supplied from the engine, and may supply the generated power to the motor or the battery.
  • the motor may receive at least one of power stored in the battery or power generated in the generator but not stored in the battery, and may provide power to the second thrust generator.
  • the method according to the embodiment may be embodied in the form of program instructions that can be executed by various computer means and recorded in a computer readable medium.
  • the computer readable medium may include program instructions, data files, data structures, etc. alone or in combination.
  • the program instructions recorded on the media may be those specially designed and constructed for the purposes of the embodiments, or they may be of the kind well-known and available to those having skill in the computer software arts.
  • Examples of computer-readable recording media include magnetic media such as hard disks, floppy disks, and magnetic tape, optical media such as CD-ROMs, DVDs, and magnetic disks, such as floppy disks.
  • Examples of program instructions include not only machine code generated by a compiler, but also high-level language code that can be executed by a computer using an interpreter or the like.
  • the hardware device described above may be configured to operate as one or more software modules to perform the operations of the embodiments, and vice versa.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기가 개시된다. 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 엔진, 상기 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하는 발전기, 상기 발전기에서 생산된 전력을 저장하는 배터리, 상기 배터리에 저장된 전력 및 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터 및 상기 배터리에 저장된 전력만을 상기 모터에 공급하고, 상기 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스(silence) 모드 또는 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는 노멀(normal) 모드를 선택하고, 상기 선택된 모드에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력의 양 및 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 제어부를 포함할 수 있다.

Description

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
아래의 실시예들은 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에 관한 것이다.
헬리콥터와 같은 회전익에 기반한 수직이착륙 항공기는 별도의 이착륙 시설 및 장비가 필요하지 않는 장점이 있으나, 고속비행, 장기체공 및 고고도 성능에 있어서는 동급의 고정익기에 비해 성능이 떨어진다. 전기 모터부터 제트 엔진까지 다양한 추진시스템의 선정이 가능한 고정익기에 비해, 엔진의 축마력에만 의존하는 수직이착륙 항공기는 기체의 중량이 작을수록 추진시스템의 선택이 제한된다. 특히, 최대이륙중량 (Maximum take-off weight: MTOW)이 10~300kg 내외로 작은 소형 항공기에 널리 사용되는 왕복엔진의 경우 출력대 중량비가 2 내외로 매우 작다. 따라서, 수직이착륙에 필요한 동력을 공급하기 위해서, 엔진의 부피와 무게가 동급의 고정익기에 비해 매우 커지게 되고, 항공기 건조중량(empty weight) 대비 추진 시스템의 무게가 과도하여 임무에 필요한 유상하중(payload) 및 체공시간(Endurance time)을 확보하기 어렵다. 따라서, 소형 항공기에는 배터리와 전기모터를 이용한 추진시스템을 널리 사용하고 있으나, 낮은 에너지 밀도를 가지는 현재 배터리 기술의 한계로 인해, 임무에 필요한 충분한 체공시간을 제공할 수 없는 형편이다.
장기체공을 위해서는 비에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 동력장치가 요구되지만, 수직이착륙을 위해서는 비동력(specific power)이 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 장치가 요구된다. 그러나, 비에너지와 비동력이 모두 높은 에너지원 및 동력발생장치가 없으므로 일반적으로 장기체공을 위해 비에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 동력발생장치를 항공기에 탑재한다. 항공기의 수직이착륙에는 많은 에너지가 필요하고, 동력발생장치를 포함한 추진시스템은 수직이착륙에도 충분한 동력을 공급할 수 있게 설계되어야 하므로, 이러한 구성은 전체 추진시스템의 무게를 비행에 필요한 무게보다 매우 크게 하여 항공기 무게 및 추진시스템의 비효율을 야기한다.
최근에는, 비에너지가 높은 에너지원과 비동력이 높은 에너지원을 동시에 이용함으로써, 추진 시스템의 무게를 줄이고, 효율을 높이며, 보다 긴 체공시간을 제공하기 위한 노력이 계속되고 있다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 추력 발생 장치의 현재 위치에 기초하여 요구동력을 결정함에 따라 높은 비행효율을 제공할 수 있다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 사일런스 모드에서 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급함에 따라, 엔진 및 발전기의 소음을 발생시키지 않고, 저소음의 비행을 제공할 수 있다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직 비행 및 수평 비행에 따라, 엔진에서 동력을 공급받는 제1 추력 발생 장치 및 발전기에서 생산되는 전력을 동력으로 공급받는 제2 추력 발생 장치를 제어하여 높은 비행효율을 제공할 수 있다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 엔진, 상기 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하는 발전기, 상기 발전기에서 생산된 전력을 저장하는 배터리, 상기 배터리에 저장된 전력 및 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터 및 상기 배터리에 저장된 전력만을 상기 모터에 공급하고, 상기 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스(silence) 모드 또는 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는 노멀(normal) 모드를 선택하고, 상기 선택된 모드에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력의 양 및 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 제어부를 포함할 수 있다.
본 발명의 과제의 해결 수단이 상술한 해결 수단들로 제한되는 것은 아니며, 언급되지 아니한 해결 수단들은 본 명세서 및 첨부된 도면으로부터 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 추력 발생 장치의 현재 위치에 기초하여 요구동력을 결정함에 따라 높은 비행효율을 제공할 수 있다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 사일런스 모드에서 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급함에 따라, 엔진 및 발전기의 소음을 발생시키지 않고, 저소음의 비행을 제공할 수 있다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직 비행 및 수평 비행에 따라, 엔진에서 동력을 공급받는 제1 추력 발생 장치 및 발전기에서 생산되는 전력을 동력으로 공급받는 제2 추력 발생 장치를 제어하여 높은 비행효율을 제공할 수 있다.
도 1은 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다.
도 2 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 3은 일 실시예에 따른 BMS를 설명하기 위한 도면이다.
도 4는 일 실시예에 따른 직렬 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 5는 일 실시예에 따른 추진 발생 장치의 위치 변화를 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 임무 형상을 나타낸 도면이다.
도 7은 다른 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 임무 형상을 나타낸 도면이다.
도 8은 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 전력 제어 방법을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 9는 다른 일 실시예에 따른 직렬 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 10은 일 실시예에 따른 사일런스 모드로의 진입을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 11은 다른 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 12는 일 실시예에 따른 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다.
도 13은 일 실시예에 따른 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 14는 일 실시예에 따른 제1 구간 내지 제3 구간을 설명하기 위한 도면이다.
도 15는 일 실시예에 따른 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 엔진, 상기 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하는 발전기, 상기 발전기에서 생산된 전력을 저장하는 배터리, 상기 배터리에 저장된 전력 및 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터 및 상기 배터리에 저장된 전력만을 상기 모터에 공급하고, 상기 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스(silence) 모드 또는 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는 노멀(normal) 모드를 선택하고, 상기 선택된 모드에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력의 양 및 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 제어부를 포함할 수 있다.
이하, 실시예들을 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 그러나, 본 발명이 일 실시예들에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 또한, 각 도면에 제시된 동일한 참조 부호는 동일한 부재를 나타낸다.
1. 하이브리드 수직이착륙 항공기
도 1은 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다.
도 1을 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 수직 방향으로 이륙과 착륙을 수행하며 양력을 발생시키는 날개를 가지는 항공기로 나타낼 수 있다. 이에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 활주로가 없는 곳에서도 이륙 및 착륙이 가능할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 항공기의 동체에 고정된 고정익(111, 112) 및 회전 운동을 하면서 추력을 발생시키는 회전익(121, 122, 123)을 포함할 수 있다. 예를 들어, 회전익(121, 122, 123)은 프로펠러, 로터 또는 덕티드팬을 포함할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 헬리콥터와 같은 회전익 항공기에 비하여 항속거리와 비행시간이 클 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 사출장치와 같은 추가적인 이착륙장치가 불필요할 수 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 이착륙시 고정익 항공기에 비해 많은 동력을 요구할 수 있다. 이에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 높은 비동력을 가지는 배터리를 이용할 수 있다.
일 실시예에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)는 하이브리드 방식으로 회전익(121, 122, 123)에 동력을 공급할 수 있다. 여기서, 하이브리드 방식은 직렬 하이브리드 방식, 병렬 하이브리드 방식 및 복합 하이브리드 방식을 포함할 수 있다.
하이브리드 수직이착륙 항공기(100)에서, 직렬 하이브리드 방식은 전기 모터를 이용하여 회전익(121, 122, 123)을 구동하는 방식으로, 엔진이 발전기에 동력을 공급하고, 발전기가 엔진으로부터 공급받은 동력을 이용하여 전력을 생산하고, 발전기에서 생산된 전력으로 모터가 회전익(121, 122, 123)를 구동하는 방식을 의미할 수 있다.
하이브리드 수직이착륙 항공기(100)에서, 병렬 하이브리드 방식은 엔진 및 모터가 함께 회전익(121, 122, 123)을 구동하는 방식으로, 발전기가 엔진으로부터 공급받은 동력을 이용하여 전력을 생산하고, 발전기에서 생산된 전력으로 모터가 회전익(121, 122, 123)를 구동할 뿐 아니라, 엔진의 동력으로도 회전익(121, 122, 123)를 구동하는 방식을 의미할 수 있다.
하이브리드 수직이착륙 항공기(100)에서, 복합 하이브리드 방식은 직렬 하이브리드 방식과 병렬 하이브리드 방식을 혼합한 방식으로, 회전익(121, 122, 123) 중 일부는 직렬 하이브리드 방식으로 구동되고, 회전익(121, 122, 123) 중 나머지는 병렬 하이브리드 방식으로 구동되는 방식을 의미할 수 있다.
일 실시예에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)의 비행 동작에 따라, 회전익(121, 122)은 틸팅(tilting)될 수 있다. 일 예로, 하이브리드 수직이착륙 항공기(100)가 수직으로 이륙하거나 수직으로 착륙할 때, 회전익(121, 122)은 상승(upward) 방향으로 틸팅될 수 있고, 수평으로 비행할 때, 회전익(121, 122)은 전진(forward) 방향으로 틸팅될 수 있다.
하이브리드 수직이착륙 항공기(100)의 구성, 동작 및 실시예에 대한 구체적인 내용은 아래에서 상세히 설명한다.
2. 직렬 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기
도 2 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 2를 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템(200)은 연료 탱크(210), 엔진(220), 발전기(230), 전력 제어부(240), 제어부(250), 배터리(260), 모터 드라이버(270) 및 모터(280)를 포함할 수 있다. 또한, 추진 시스템(200)는 프로펠러를 더 포함할 수 있다. 추진 시스템(200)가 직렬 하이브리드 방식임에 따라, 프로펠러는 엔진(230)으로부터 동력을 공급받지 않고, 전력을 동력원으로 하는 모터(280)에 의해 구동될 수 있다.
연료 탱크(210)는 엔진(220)에 연료를 공급할 수 있다. 연료 탱크(210)는 목표 비행시간을 만족할 수 있는 용량 범위 내에서 다양하게 설계될 수 있다. 또한, 연료 탱크(210)는 항공기의 임무 상황에서 발생할 수 있는 모든 조건에서 파손이 없고, 연료를 누설하지 않게 설계될 수 있다.
엔진(220)은 연료 탱크(210)로부터 공급받은 연료를 연소하여 기계적인 동력을 발생시킬 수 있다. 직렬 하이브리드 방식에서, 엔진(220)은 발전기가 전력을 생산하기 위한 동력을 제공하기 위해 구동될 수 있다.
엔진(220)의 출력은 하이브리드 수직이착륙 항공기의 순항에 필요한 전력을 충분히 공급할 수 있는 출력 범위 내에서 다양하게 설계될 수 있다. 또한, 엔진(220)은 발전기(230)에 의하여 시동이 켜지거나 꺼질 수 있다.
발전기(230)는 엔진(220)으로부터 공급받은 동력을 이용하여 전력을 생산할 수 있다. 일 실시예에서, 발전기(230)는 일체형 시동 발전기(Integrated Starter and Generator: ISG)일 수 있다. 발전기(230)는 엔진(220)의 동력을 전기 에너지로 변환할 수도 있고, 전기 에너지를 기계 에너지로 변환할 수도 있다. 이 때, 발전기(230)는 엔진(220)의 동력을 3상 교류 전력으로 변환할 수 있다. 이 경우, 3상 교류 전력의 선간(line to line) 전압은 배터리(260)의 전압보다 낮을 수 있다. 또한, 발전기(230)는 엔진(220)으로의 동력 공급을 제어하여 엔진(220)의 시동을 제어할 수 있다. 일 예로, 발전기(230)가 전력을 생산하지 않을 때, 발전기(230)는 엔진(220)으로의 동력 공급을 차단하여 엔진(220)의 시동을 끌 수 있고, 발전기(230)가 전력을 생산할 때, 발전기(230)는 엔진(220)으로 동력을 공급하여 엔진(220)의 시동을 킬 수 있다.
전력 제어부(240)는 추진 시스템(200)에서 생산되고 공급되는 전력을 제어할 수 있다. 전력 제어부(240)는 PMU(Power Management Unit) 또는 PCU(Power Control Unit)로 표현될 수 있다. 전력 제어부(240)는 추진 시스템(200)가 요구하는 전력량을 모니터링하고, 모니터링 결과를 기초로 발전기(230)를 제어하여 추진 시스템(200)이 요구하는 전력을 공급할 수 있다.
일 실시예에서, 전력 제어부(240)는 교류 전력을 직류 전력으로 변환하는 변환기를 포함할 수 있다. 일 예로, 변환기는 3상 인버터(3 phase inverter)를 포함할 수 있고, 3상 인버터는 발전기에서 생산된 3상 교류 전력을 직류 전력으로 변환할 수 있다. 전력 제어부(240)는 변환된 직류 전력을 배터리(260) 또는 보조 배터리에 공급할 수 있다. 예를 들어, 전력 제어부(240)는 배터리(260)에 공급되는 직류 전력보다 낮은 직류 전력을 보조 배터리에 공급할 수 있다. 또한, 전력 제어부(240)는 변환된 직류 전력을 모터(280)에 직접 공급할 수 있다.
또한, 전력 제어부(240)는 배터리(260)에 저장된 전력, 모터(280)에 공급되어야 하는 전력의 양을 고려하여 발전기(230)에서 전력을 생산할지 여부를 결정할 수 있다.
또한, 전력 제어부(240)는 엔진(220)의 스로틀 및 발전기(230)를 제어하여 엔진의 시동을 제어할 수 있다. 예를 들어, 전력 제어부(240)는 변환기(일 예로, 3상 인버터)를 통하여 엔진(220)의 스로틀 신호를 제어하여 엔진(220)의 RPM을 조절할 수 있고, 변환기를 통하여 발전기의 토크를 제어할 수 있다.
또한, 전력 제어부(240)는 연료 탱크(210)의 잔존 연료량을 나타내는 연료 레벨(fuel level), 엔진(220)의 RPM, 발전기(230)의 로터 포지션(rotor position), 발전기(230)에서 생산되는 전력의 전압 및 전류, 배터리(260)에서 모터 드라이브(270)에 제공하는 전압 및 전류에 대한 정보를 모니터링 할 수 있다.
제어부(250)는 추진 시스템(200)의 비행과 관련된 모든 구성을 제어할 수 있다. 일 실시예에서, 제어부(250)는 연료 탱크(210), 엔진(220), 발전기(230), 전력 제어부(240), 배터리(260) 및 모터 드라이버(270)를 제어할 수 있다. 제어부(250)는 연료 탱크(210)의 연료 레벨(fuel level) 및 배터리(260)에 저장된 전력량, 배터리(260)의 온도와 같은 배터리의 상태를 모니터링 할 수 있다. 또한, 제어부(250)는 통신 시스템, 식별 시스템, 항법 시스템, 자동 조종 장치, 전자 항공 관리 시스템, 충돌 방지 장치, 레이더 등을 포함할 수 있다. 제어부(250)는 에비오닉스(avionics)로 표현될 수 있다.
도 2에 도시된 블록도에서는 제어부(250)와 전력 제어부(240)가 분리된 것으로 표현되었지만, 이에 한정되지 않고, 제어부(250)와 전력 제어부(240)는 하나의 유닛으로 구성될 수 있다.
배터리(260)는 전력 제어부(240)에서 변환된 직류 전력을 저장하고, 저장된 직류 전력을 모터(280)에 공급할 수 있다. 일 실시예에서, 배터리(260)는 리튬 폴리머(Li-Po) 배터리일 수 있고, 복수개의 셀을 포함할 수 있다. 또한, 배터리(260)는 BMS(Battery Management System)에 의해 제어될 수 있다. 배터리(260) 및 BMS에 대해서는 도 3에서 상세하게 설명한다.
모터 드라이버(270)은 모터(280)를 제어할 수 있다. 일 실시예에서, 모터 드라이버(270)는 제어부(250) 또는 전력 제어부(240)로부터 제어 신호를 수신하고, 수신한 제어 신호에 따라 모터(280)를 제어할 수 있다.
모터(280)는 전력 제어부(240) 또는 배터리(260) 중 적어도 하나로부터 전력을 공급받고, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 프로펠러를 구동시킬 수 있다. 일 실시예에서, 모터(280)는 BLDC 모터 또는 PMSM 모터일 수 있다.
도 3은 일 실시예에 따른 BMS를 설명하기 위한 도면이다.
도 3을 참조하면, BMS(310)는 배터리(320)의 상태를 모니터링하고, 배터리(320)를 제어할 수 있다. BMS(310)는 배터리(320)에 포함된 복수 개의 배터리 셀간의 충전 상태, 셀별 전압이 균등하도록 제어할 수 있다. 또한, BMS(310)는 온도 제어 모듈(350)의 셀 히팅 모듈(351) 및 셀 쿨링 모듈(352)를 이용하여 배터리(320)의 온도를 제어할 수 있다. 일 실시예에서, 배터리(320)의 성능 유지를 위하여, BMS(310)는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 고도 변화를 고려하여 배터리(320)의 온도를 제어할 수 있다.
또한, BMS(310)는 배터리(320)의 과충전을 방지할 수 있다. 일 실시예에서, 배터리(320)는 전류 측정부(330), 연결부(340) 및 모터 드라이버(360)을 통해서 모터(370)에 전력을 공급할 수 있다. 전류 측정부(330)는 배터리(320)로부터 모터(370)로 공급되는 전류 레벨을 측정할 수 있다. 전류 측정부(330)에서 측정되는 전류 레벨이 미리 정해진 임계량 이하인 경우, BMS(310)는 연결부(340)가 온(on) 상태가 되도록 제어하여 모터(370)가 배터리(320)로부터 전력을 공급받도록 할 수 있다. 전류 측정부(330)에서 측정되는 전류 레벨이 미리 정해진 임계량을 초과하는 경우, 과충전을 방지하기 위하여, BMS(310)는 연결부(340)가 오프(off) 상태가 되도록 제어하여 배터리(320)의 모터(370)로의 전력 공급을 차단할 수 있다.
또한, BMS(310)는 복수 개의 배터리 모듈의 수명 상태(State of Health: SoH), 충전 상태(State of Charge: SoC), 기능 상태(State of Function: SoF) 등을 추정할 수 있다. 여기서, 수명 상태는 배터리(320)의 성능이 제조 시에 비해 어느 정도 열화되었는지를 나타내고, 충전 상태는 배터리(320)에 수용된 전하량에 대한 정보를 나타내고, 기능 상태는 배터리(320)의 성능이 미리 정해진 조건에 얼마나 부합되는지에 대한 정보를 나타낼 수 있다. 또한, BMS(310)는 수명 상태, 충전 상태, 기능 상태를 전력 제어부 또는 제어부에 제공할 수 있다.
3. 추력 발생 장치의 위치가 가변적인 하이브리드 수직이착륙 항공기
도 4는 일 실시예에 따른 직렬 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 4를 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템(400)는 엔진(410), 발전기(420), 제어부(430), 배터리(440), 모터(450) 및 추력 발생 장치(460)를 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 도 4의 , 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템(400)에는 도 1 내지 도 3에서 설명된 하이브리드 수직이착륙 항공기에 대한 내용이 적용될 수 있다.
엔진(410)은 연료를 연소하여 기계적인 동력을 발생시키고, 발생된 동력을 발전기에 공급할 수 있다.
발전기(420)는 엔진(410)에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산할 수 있다. 일 실시예에서, 발전기(420)는 일체형 시동 발전기(ISG)를 포함할 수 있다. 일체형 시동 발전기는 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 교류 전력을 생산할 수 있다.
배터리(440)는 발전기(420)에서 생산된 전력을 저장할 수 있다. 이 때, 배터리(440)에 저장되는 전력은 직류 전력일 수 있다. 배터리(440)는 제어부(430)의 제어에 따라, 모터(450)에 전력을 공급할 수 있다.
추력 발생 장치(460)는 추력을 발생시키고, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 발생되는 추력에 의하여 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치(460)의 개수는 적어도 하나 이상일 수 있다. 일 예로, 도 1의 회전익(121, 122, 123)은 추력 발생 장치(460)에 포함될 수 있다.
추력 발생 장치(460)는 위치 변동이 가능할 수 있다. 여기서, 위치는 추력 발생 장치(460)의 절대 위치를 의미하는 것이 아니라, 추력 발생 장치(460)의 회전축(또는 중심(예를 들어, 코어(core)))이 향하는 방향으로 정의될 수 있다. 이에 따라, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치는 추력 발생 장치(460)의 회전축이 향하는 방향에 따라 가변될 수 있다.
모터(450)는 배터리(440)에 저장된 전력 또는 발전기(420)에서 생산되되 배터리(440)에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 추력 발생 장치(460)에 동력을 제공할 수 있다. 모터(450)는 제어부(430)의 제어에 따라, 모터(450)에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 공급받을 수 있다. 일 실시예에서, 모터(450)는 BLDC 모터 또는 PMSM 모터일 수 있다.
제어부(430)는 엔진(410), 발전기(420), 배터리(440), 모터(450) 및 추력 발생 장치(460)를 제어할 수 있다. 일 실시예에서, 제어부(430)는 발전기(420)에서 생산된 교류 전력을 직류 전력으로 변환할 수 있다. 예를 들어, 제어부(430)는 변환기를 포함하고, 변환기는 일체형 시동 발전기에서 생산되는 교류 전력을 직류 전력으로 변환할 수 있다.
또한, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 위치가 가변되도록 제어할 수 있다. 제어부(430)는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 꼬리에서 하이브리드 수직이착륙 항공기의 기수를 향하는 제1 방향과 제1 방향의 수직 상승 방향인 제2 방향의 사이에서 추력 발생 장치(460)의 위치, 즉, 추력 발생 장치(460)의 회전축이 향하는 방향을 이동시킬 수 있다. 여기서, 제1 방향은 하이브리드 수직이착륙 항공기가 비행을 진행하는 방향인 전진(forward) 방향을 나타내고, 제2 방향은 하이브리드 수직이착륙 항공기가 진행하는 방향의 수직 방향인 상승(upward) 방향을 나타낼 수 있다. 추력 발생 장치(460)의 회전축이 제1 방향을 향하는 것은 추력 발생 장치(460)의 제1 위치로 정의될 수 있고, 추력 발생 장치(460)의 회전축이 제2 방향을 향하는 것은 추력 발생 장치(460)의 제2 위치로 정의될 수 있다.
제어부(430)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수직으로 이륙하거나 수직으로 착륙할 경우, 추력 발생 장치(460)의 위치를 제2 위치로 이동시킬 수 있다. 추력 발생 장치(460)의 위치가 제2 위치로 이동하여 추력 발생 장치(460)의 회전축이 제2 방향을 향하는 경우, 추력 발생 장치(460)는 추력을 하이브리드 수직이착륙 항공기의 수직 방향으로 발생시킬 수 있고, 수직 방향으로 추력이 발생됨에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수직이착륙을 하기에 유리할 수 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수평 비행(level flight) (예를 들어, 크루즈(cruise) 비행 또는 로이터(loiter) 비행)을 할 경우, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 위치를 제1 위치로 이동시킬 수 있다. 추력 발생 장치(460)의 위치가 제1 위치로 이동하여 추력 발생 장치(460)의 회전축이 제1 방향을 향하는 경우, 추력 발생 장치(460)는 추력을 하이브리드 수직이착륙 항공기의 수평 방향으로 발생시킬 수 있고, 수평 방향으로 추력이 발생됨에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수평 비행을 하기에 유리할 수 있다.
또한, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 위치를 제1 위치 및 제2 위치로 한정하지 않고, 제1 위치와 제2 위치 사이로 이동시킬 수 있다. 일 실시예에서, 제어부(430)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 상승하는 경우, 고도 및 비행속도에 따라 추력 발생 장치(460)의 회전축이 향하는 방향을 제2 방향에서 제1 방향으로 전이할 수 있고, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 하강하는 경우, 고도 및 비행속도에 따라 추력 발생 장치(460)의 회전축이 향하는 방향을 제1 방향에서 제2 방향으로 전이할 수 있다.
제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 현재 위치를 확인하고, 확인된 추력 발생 장치(260)의 현재 위치에 기초하여 요구동력을 결정할 수 있다.
제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 위치를 제어할 수 있으므로, 가장 최근에 추력 발생 장치(460)의 위치를 제어한 제어 명령을 확인하여 추력 발생 장치(460)의 현재 위치를 확인할 수 있다. 또한, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)로부터 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 대한 정보를 확인할 수 있다.
동일한 양의 전력이 모터(450)에 공급될 때, 추력 발생 장치(460)이 현재 위치에 따라 하이브리드 수직이착륙 항공기의 비행 거리가 달라질 수 있다. 예를 들어, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제1 위치일 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 미리 정해진 양의 전력을 모터(450)에 공급하여 수평 비행을 할 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수직 비행할 경우보다 이동량이 많을 수 있다. 마찬가지로, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제2 위치일 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 미리 정해진 양의 전력을 모터(450)에 공급하여 수평 비행을 할 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수직 비행할 경우보다 이동량이 적을 수 있다. 이는, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제1 위치일 때, 추력 발생 장치(460)에서 추력이 수평 방향으로 발생할 수 있고, 수평 방향으로 발생되는 추력은 수직 비행에 있어서 저항력으로 작용할 수 있기 때문일 수 있다. 또한, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제2 위치일 때 수직 방향으로 발생되는 추력은, 수평 비행에 있어서 저향력으로 작용할 수 있다. 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제1 위치일 때, 수직 비행시 이동량과 수평 비행시 이동량이 같아지기 위해서는, 수직 비행시의 모터(460)의 출력이 수직 비행시의 모터(460)의 출력보다 많아야 할 수 있다. 즉, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 따라 추진 시스템(400)의 모터(460)의 출력이 달라질 수 있고, 이에 따라, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 기초하여, 모터(450)의 출력을 결정할 수 있다. 또한, 모터(460)의 출력은 요구동력과 상응하므로, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 기초하여 요구동력을 결정할 수 있다.
일 실시예에서, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 따라, 모터(450)의 임계 출력량이 결정될 수 있다. 예를 들어, 수평 비행시의 모터(450)의 임계 출력량을 나타내는 제1 임계 출력량과 수직 비행시의 모터(450)의 임계 출력량을 나타내는 제2 임계 출력량이 미리 설정될 수 있다. 추력 발생 장치(460)의 현재 위치의 확인 결과, 추력 발생 장치(460)가 제1 위치인 경우, 제어부(450)는 제1 임계 출력량 이하로 모터(450)의 출력을 제어하고, 추력 발생 장치(460)가 제2 위치인 경우, 제어부(450)는 제2 임계 출력량 이하로 모터(450)의 출력을 제어할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(430)는 통신 인터페이스를 통하여 하이브리드 수직이착륙 항공기의 조종 신호를 수신하고, 조종 신호에 따라 추력 발생 장치(460)의 현재 위치를 고려하여 모터(450)의 출력을 제어하고, 제어되는 모터(450)의 출력을 기초로 요구동력을 결정할 수 있다. 여기서, 통신 인터페이스는 추진 시스템(400)이 외부 장치와의 통신을 수행하는 인터페이스를 의미하는 것으로, 일 예로, 통신 인터페이스는 제어부(430)에 포함될 수 있다. 또한, 조종 신호는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 가속, 감속 또는 고도 변화 등을 제어하는 조종 명령을 포함할 수도 있고, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 목적 고도, 목적 속도 또는 목적 가속도 등을 제어하는 조종 명령을 포함할 수도 있다. 일 예로, 추진 시스템(400)은 지상국으로부터 조종 신호를 수신할 수 있다.
일 실시예에서, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 따라, 모터(450)의 전력 요구량이 결정될 수 있다. 예를 들어, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제1 위치일 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수평 비행을 하는 경우의 모터(450)의 전력 요구량은 수직 비행을 하는 경우의 모터(450)의 전력 요구량 보다 적을 수 있다. 이는, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제1 위치일 때, 수직 비행을 하는 경우, 수평 방향으로 발생하는 추력이 저향력으로 작용하여, 모터(450)의 부하(load)가 증가하기 때문일 수 있다. 또한, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제2 위치일 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수평 비행을 하는 경우의 모터(450)의 전력 요구량은 수직 비행을 하는 경우의 모터(450)의 전력 요구량보다 많을 수 있다. 이에 따라, 제어부(430)는 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 따라 가변되는 모터(450)의 전력 요구량에 기초하여, 조종 신호에 따라 모터(450)의 출력을 제어할 수 있다.
또한, 제어부(430)는 추력 발생 장치의 현재 위치를 고려하여, 조종 신호에 포함된 하이브리드 수직이착륙 항공기의 목적 고도, 목적 속도 및 목적 가속도 중 적어도 하나에 도달하도록 모터(450)의 출력을 제어할 수 있다. 예를 들어, 조종 신호에 포함된 목적 속도가 80km/h 일 때, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제1 위치인 경우, 제어부(430)는 모터의 출력을 1.5kW로 설정할 수 있고, 추력 발생 장치(460)의 현재 위치가 제2 위치인 경우, 제어부(430)는 모터의 출력을 4kW로 설정할 수 있다.
또한, 제어부(430)는 결정된 요구동력에 기초하여, 모터에 공급하는 전력에서 배터리(440)에 저장된 전력 및 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다. 제어부(430)는 결정된 전력의 양에 따라, 배터리(440)에 저장된 전력만을 모터(450)에 공급하거나, 배터리(440)에 저장되지 않은 전력만을 모터(450)에 공급하거나 또는 배터리(440)에 저장된 전력과 함께 배터리(440)에 저장되지 않은 전력을 모터(450)에 공급하도록 제어할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(430)는 배터리(440)에 저장된 전력보다 배터리(440)에 저장되지 않은 전력을 우선적으로 모터(450)에 공급할 수 있다. 이는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 연료 효율을 향상시키기 위함일 수 있다. 예를 들어, 제어부(430)는 요구동력의 양이 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 양보다 클 경우, 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 전부를 모터(450)에 공급하고, 배터리(440)에 저장된 전력 중 요구동력의 양과 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 양의 차이에 대응하는 전력을 모터(450)에 공급하도록 제어할 수 있다. 다른 예에서, 제어부(430)는 요구동력의 양이 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 양과 같을 경우, 배터리(440)에 저장되지 않은 전력만을 모터(450)에 공급할 수 있다. 또 다른 예에서, 제어부(430)는 요구동력의 양이 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 양보다 작을 경우, 배터리(440)에 저장되지 않은 전력만을 모터(450)에 공급하고, 배터리(440)에 저장되지 않은 전력 중 모터(450)에 공급하고 남은 전력을 남은 전력을 배터리(440)에 저장하도록 제어할 수 있다.
다른 일 실시예에서, 제어부(430)는 배터리(440)에 저장된 전력을 배터리(440)에 저장되지 않은 전력보다 우선적으로 모터(450)에 공급할 수 있다. 예를 들어, 제어부(430)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 착륙을 하는 경우, 배터리(440)에 저장된 전력을 배터리(440)에 저장되지 않은 전력보다 우선적으로 모터(450)에 공급할 수 있다. 이는, 연료 효율을 향상시키기 위하여, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 착륙하기 전에 배터리(440)에 저장된 전력을 소모시키기 위함일 수 있다. 예를 들어, 제어부(430)는 요구동력의 양이 배터리(440)에 저장된 전력의 양보다 클 경우, 배터리(440)에 저장된 전력의 전부를 모터(450)에 공급하고, 배터리(440)에 저장되지 않은 전력 중 요구동력의 양과 배터리(440)에 저장된 전력의 양의 차이에 대응하는 전력을 모터(450)에 공급하도록 제어할 수 있다. 다른 예에서, 제어부(430)는 요구동력의 양이 배터리(440)에 저장된 전력의 양과 같거나 작을 경우, 배터리(440)에 저장된 전력만을 모터(450)에 공급하도록 제어할 수 있다.
도 4의 예에서는 제어부(430)가 하나의 유닛으로 표현되었지만, 제어부(430)는 제1 제어부 및 제2 제어부로 구성될 수 있다. 또한, 이에 한정되지 않고, 제어부(430)는 복수의 유닛으로 구성될 수도 있다. 일 예로, 제1 제어부는 도 2의 제어부(250)에 상응할 수 있고, 제2 제어부는 도 2의 전력 제어부(240)에 상응할 수 있다.
제1 제어부는 제2 제어부의 동작과 하이브리드 수직이착륙 항공기의 운동 및 하이브리드 수직이착륙 항공기와 지상국간의 통신을 제어할 수 있다. 또한, 제1 제어부는 추력 발생 장치(460)의 현재 위치를 확인하고, 확인된 추력 발생 장치(460)의 현재 위치에 기초하여, 요구동력을 결정할 수 있다.
제2 제어부는 결정된 요구동력에 기초하여, 모터(450)에 공급하는 전력에서, 배터리(440)에 저장된 전력 및 배터리(440)에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다. 또한, 제2 제어부는 요구동력에 기초하여 발전기(420)에서 생산되는 전력의 양 및 배터리(440)에 저장되는 전력의 양을 조절할 수 있다.
또한, 제2 제어부는 변환기를 포함하고, 변환기는 일체형 시동 발전기에서 생산되는 교류 전력을 직류 전력으로 변환하고, 변환된 직류 전력을 배터리(440)에 저장하거나 모터(450)에 직접 직류 전력을 공급할 수 있다. 또한, 제2 제어부는 변환된 직류 전력을 보조 배터리에 공급할 수 있다. 제1 제어부는 보조 배터리로부터 직류 전력을 공급받아 구동될 수 있다.
또한, 제2 제어부는 일체형 시동 발전기를 제어하여 교류 전력의 생산량을 조절할 수 있다. 예를 들어, 요구동력의 양이 일체형 시동 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력의 양보다 작을 경우, 요구동력의 양 만큼 전력을 생산하도록 일체형 시동 발전기를 제어할 수 있다.
도 5는 일 실시예에 따른 추진 발생 장치의 위치 변화를 설명하기 위한 도면이다.
도 5를 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)의 추력 발생 장치(520, 530)는 위치가 가변될 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)가 크루즈 비행, 로이터 비행과 같은 수평 비행을 할 경우, (a)와 같이, 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)는 추력 발생 장치(520, 530)의 회전축이 향하는 방향을 전진(forward) 방향으로 틸팅할 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)가 수직 이륙, 수직 착륙과 같은 수직 비행을 할 경우, (b)와 같이, 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)는 추력 발생 장치(520, 530)의 회전축이 향하는 방향을 상향(upward) 방향으로 틸팅할 수 있다. 이는, 추력 발생 장치(520, 530)을 틸팅함으로써, 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)가 비행하고자 하는 방향으로 추력을 발생시키기 위함일 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)는 추력 발생 장치(520, 530)의 현재 위치를 확인하고, 추력 발생 장치(520, 530)의 현재 위치에 기초하여, 모터에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 결정하고, 결정된 요구동력에 기초하여, 모터에 공급하는 전력에서, 배터리에 저장된 전력 및 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다.
도 6은 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 임무 형상을 나타낸 도면이다.
도 6을 참조하면, 도 6의 그래프의 가로축은 변위(Range)를 나타내고, 세로축은 고도를 나타낼 수 있다. 도 6에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 도 5에 도시된 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)을 가정한다. 시점(611 내지 618)에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 추력 발생 장치를 제어하여 비행을 할 수 있다. 이 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 추력 발생 장치의 현재 위치를 기초로 요구동력을 결정하고, 결정된 요구동력에 기초하여 배터리에 저장된 전력 및 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다.
시점(611)에서 시점(612)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직으로 이륙할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 상승 방향을 향할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 요구동력에서, 배터리에 저장된 전력 및 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 각각 2kW씩으로 결정할 수 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(612)에서 시점(613)까지 상승(climb) 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 상승 방향에서 전진 방향으로 전이할 수도 있고, 상승 방향 또는 전진 방향으로 고정할 수도 있다. 일 예로, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 10분동안 상승 비행을 할 수 있고, 요구동력에서, 배터리에 저장된 전력을 1kW로 결정하고, 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 2kW로 결정할 수 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(613)부터 시점(614)까지 또는 시점(615)부터 시점(616)까지 크루즈 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 전진 방향을 향할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 80km/h의 속도를 유지하며 비행을 할 수 있고, 요구동력에서, 배터리에 저장된 전력을 1kW로 결정하고, 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 1kW로 결정할 수 있다. 또한, 시점(615)부터 시점(616)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 속도를 급가속하는 대시(dash) 모드에 진입할 수 있다. 예를 들어, 대시 모드에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 120km/h의 속도로 비행을 할 수 있고, 요구동력에서, 배터리에 저장된 전력을 1kW로 결정하고, 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 2kW로 결정할 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 모터에 공급하여 크루즈 비행을 할 수도 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(614)부터 시점(615)까지 로이터 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 전진 방향을 향할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 이용하여 로이터 비행을 할 수도 있고, 발전기에서 생산되는 전력을 배터리에 충전하면서 동시에 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력을 모터에 전달할 수도 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급하는 사일런스(silence) 모드에 진입할 수 있다. 이 경우, 수직 이착륙 항공기는 엔진의 시동을 끄고, 발전기에서 전력 생산을 하지 않을 수 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(616)에서 시점(617)까지 하강(descent) 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 전진 방향에서 상승 방향으로 전이할 수도 있고, 상승 방향 또는 전진 방향으로 고정할 수도 있다. 일 예로, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 이용하여 하강 비행을 할 수도 있고, 발전기에서 생산되는 전력을 배터리에 충전하면서 동시에 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력을 모터에 전달할 수도 있다.
또한, 시점(617)부터 시점(618)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직으로 착륙할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 상승 방향을 향할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 연비를 향상시키기 위해, 배터리에 저장된 전력을 우선적으로 모터에 공급할 수 있다.
도 7은 다른 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 임무 형상을 나타낸 도면이다.
도 7을 참조하면, 도 7의 그래프의 가로축은 변위(range)를 나타내고, 세로축은 고도를 나타낼 수 있다. 도 7에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 도 5에 도시된 하이브리드 수직이착륙 항공기(510)을 가정한다. 시점(711 내지 728)에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 추력 발생 장치를 제어하여 비행을 할 수 있다. 이 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 추력 발생 장치의 현재 위치를 기초로 요구동력을 결정하고, 결정된 요구동력에 기초하여 배터리에 저장된 전력 및 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다.
시점(711)에서 시점(712)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직으로 이륙할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 상승 방향을 향할 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(712)에서 시점(713)까지 상승(climb) 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 상승 방향에서 전진 방향으로 전이할 수도 있고, 상승 방향 또는 전진 방향으로 고정할 수도 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(713)부터 시점(714)까지 크루즈 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 전진 방향을 향할 수 있다. 또한, 시점(713)에서 시점(714)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 속도를 급가속하는 대시(dash) 모드에 진입할 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 모터에 공급하여 크루즈 비행을 할 수도 있다.
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(714)부터 시점(717)까지 하강(descent) 비행을 할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 전진 방향에서 상승 방향으로 전이할 수도 있고, 상승 방향 또는 전진 방향으로 고정할 수도 있다. 일 예로, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 이용하여 하강 비행을 할 수도 있고, 발전기에서 생산되는 전력을 배터리에 충전하면서 동시에 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력을 모터에 전달할 수도 있다. 또한, 하강 비행을 할 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(715)에서 시점(716)까지, 로이터 비행을 할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 이용하여 로이터 비행을 할 수도 있고, 발전기에서 생산되는 전력을 배터리에 충전하면서 동시에 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력을 모터에 전달할 수도 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급하는 사일런스(silence) 모드에 진입할 수 있다. 이 경우, 수직 이착륙 항공기는 엔진의 시동을 끄고, 발전기에서 전력 생산을 하지 않을 수 있다. 또한, 시점(717)부터 시점(718)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직으로 착륙할 수 있다. 이 때, 추력 발생 장치의 회전축은 상승 방향을 향할 수 있다.
또한, 시점(721)에서 시점(722)까지, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 다시 수직으로 이륙할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(722)에서 시점(723)까지 상승 비행을 한 후, 시점(723)에서 시점(724)까지 크루즈 비행을 하고, 시점(724)에서 시점(725)까지 로이터 비행을 하며, 시점(725)에서 시점(726)까지 다시 크루즈 비행을 할 수 있다. 일 예로, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 로이터 비행 또는 크루즈 비행을 하는 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급하는 사일런스 모드에 진입할 수 있다. 또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(726)에서 시점(727)까지 하강(descent) 비행을 하고, 시점(727)부터 시점(728)까지 수직으로 착륙할 수 있다.
도 8은 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 전력 제어 방법을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 8을 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 위치 변동이 가능한 적어도 하나의 추력 발생 장치의 현재 위치를 확인할 수 있다(810).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 확인된 적어도 하나의 추력 발생 장치의 현재 위치에 기초하여 요구되는 비행상태에 따른 요구동력을 결정할 수 있다(820).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 결정된 요구동력에 기초하여, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터에 공급하는 전력에서, 제1 전력 및 제2 전력의 양을 결정할 수 있다(830). 여기서, 제1 전력은 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 발전기에서 생산된 전력 중 배터리에 저장된 전력을 나타내고, 제2 전력은 발전기에서 생산된 전력 중 배터리에 저장되지 않은 전력을 나타낼 수 있다.
도 8에 도시된 하이브리드 수직이착륙 항공기의 전력 제어 방법에는 도 1 내지 도 7을 통해 설명된 내용이 그대로 적용될 수 있으므로, 보다 상세한 내용은 생략한다.
4. 하이브리드 수직이착륙 항공기의 동작 모드
도 9은 다른 일 실시예에 따른 직렬 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 9을 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템(900)은 엔진(910), 발전기(920), 제어부(930), 배터리(940) 및 모터(950)를 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 도 9의 추진 시스템(900)에는 도 1 내지 도 3에서 설명된 하이브리드 수직이착륙 항공기에 대한 내용이 적용될 수 있다.
엔진(910)은 연료를 연소하여 기계적인 동력을 발생시키고, 발생된 동력을 발전기에 공급할 수 있다.
발전기(920)는 엔진(910)에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산할 수 있다. 일 실시예에서, 발전기(920)는 일체형 시동 발전기(ISG)를 포함할 수 있다. 일체형 시동 발전기는 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 교류 전력을 생산할 수 있다.
배터리(940)는 발전기(920)에서 생산된 전력을 저장할 수 있다. 이 때, 배터리(940)에 저장되는 전력은 직류 전력일 수 있다. 배터리(940)는 제어부(930)의 제어에 따라, 모터(950)에 전력을 공급할 수 있다.
모터(950)는 배터리(940)에 저장된 전력 또는 발전기(920)에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공할 수 있다. 모터(950)는 제어부(930)의 제어에 따라, 모터(950)에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 공급받을 수 있다. 일 실시예에서, 모터(450)는 BLDC 모터 또는 PMSM 모터일 수 있다.
제어부(930)는 엔진(910), 발전기(920), 배터리(940) 및 모터(950)를 제어할 수 있다. 일 실시예에서, 제어부(930)는 발전기(920)에서 생산된 교류 전력을 직류 전력으로 변환할 수 있다. 예를 들어, 제어부(930)는 변환기(일 예로, 3상 인버터)를 포함하고, 변환기는 일체형 시동 발전기에서 생산되는 교류 전력을 직류 전력으로 변환할 수 있다.
제어부(930)는 추진 시스템(900)의 동작 모드를 선택할 수 있다. 여기서, 동작 모드는 사일런스(silence) 모드 및 노멀(normal) 모드를 포함할 수 있다. 사일런스 모드는 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급하고, 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력은 모터에 공급하지 않는 동작 모드를 의미할 수 있다. 사일런스 모드에서는 발전기가 전력을 생산하지 않아도 되므로, 사일런스 모드에서, 제어부(930)는 발전기(920)가 전력 생산을 중단하도록 제어하고, 엔진(910)의 시동이 꺼지도록 제어할 수 있다. 이에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기에서 발생하는 소음이 감소될 수 있다.
노멀 모드는 배터리(940)에 저장되지 않은 전력을 모터(950)에 공급하는 동작 모드를 의미할 수 있다. 이에 따라, 노멀 모드에서, 제어부(940)는 배터리에 저장되지 않은 전력만을 모터(950)에 공급하거나, 배터리(940)에 저장된 전력과 함께 배터리(940)에 저장되지 않은 전력을 모터(950)에 공급하도록 제어할 수 있다. 또한, 노멀 모드는 대시 모드를 포함할 수 있다. 대시 모드는 하이브리드 수직이착륙 항공기를 급가속하는 동작 모드를 의미할 수 있다. 이에 따라, 대시 모드에서는 모터(950)의 요구동력이 증가할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(930)는 통신 인터페이스를 이용하여 조종 신호를 수신할 수 있다. 이 때, 조종 신호는 동작 모드를 제어하는 조종 명령을 포함할 수 있다. 제어부(930)는 조종 신호로부터 조종 명령을 추출하고, 조종 명령에 따라 사일런스 모드 또는 노멀 모드를 선택할 수 있다.
또한, 조종 신호는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 사일런스 모드에 진입하는 좌표 또는 시간에 대한 정보를 포함할 수 있다. 이 경우, 제어부(930)는 조종 신호에 포함된 사일런스 모드에 진입하는 좌표 또는 시간에의 도달에 응답하여 사일런스 모드를 선택할 수 있다. 예를 들어, 조종 신호가 지점 A부터 지점 B까지 사일런스 모드에 진입하라는 제어 명령을 포함한 경우, 제어부(930)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 지점 A에 도달할 때, 동작 모드로 사일런스 모드를 선택하고, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 지점 B에 도달할 때, 동작 모드로 노멀 모드를 선택할 수 있다.
또한, 제어부(930)는 조종 신호에 포함된 사일런스 모드에 진입하는 좌표 또는 시간에 도달하기 전에, 사일런스 모드에서 사용할 전력을 배터리(940)에 저장할 수 있다. 이를 위해, 제어부(930)는 노멀 모드에서, 발전기(920)의 전력 생산량을 조절하여, 조종 신호에 포함된 사일런스 모드에 진입하는 좌표 또는 시간에 도달할 때, 사일런스 모드에 진입하도록, 발전기(920)에서 생산된 전력을 배터리에 저장할 수 있다. 위의 예에서, 제어부(930)는 지점 A까지의 예상 도달 시간을 추정하고, 현재 발전기(920)의 전력 생산량으로, 발전기(920)에서 생산된 전력을 예상 도달 시간까지 배터리(940)에 저장할 경우 사일런스 모드에서 미리 정해진 지속 시간동안 비행을 할 수 있는지 여부를 판단할 수 있다. 판단 결과, 비행을 할 수 없다고 판단될 경우, 제어부(930)는 발전기(920)의 전력 생산량을 증가시킬 수 있고, 생산된 전력을 배터리(940)에 저장하여, 사일런스 모드에서 미리 정해진 지속 시간동안 비행을 할 수 있는 전력량을 확보할 수 있다.
또한, 조종 신호는 사일런스 모드의 지속 시간에 대한 정보를 포함할 수 있다. 예를 들어, 조종 신호는 5분 동안 사일런스 모드를 지속하라는 제어 명령을 포함할 수 있다. 이 경우, 노멀 모드에서, 제어부(930)는 사일런스 모드가 지속 시간 동안 유지될 수 있는지 여부를 판단할 수 있다. 판단 결과, 사일런스 모드가 지속 시간 동안 유지될 수 없다고 판단될 경우, 조종 신호에 포함된 사일런스 모드에 진입하는 좌표 또는 시간에 도달하기 전에, 발전기(920)의 생산량을 조절하여, 사일런스 모드가 지속 시간 동안 유지될 수 있도록, 생산된 전력을 배터리(940)에 저장할 수 있다
또한, 조종 신호는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 사일런스 모드에 벗어나는 좌표 또는 시간에 대한 정보를 포함할 수 있다. 이 경우, 제어부(930)는 조종 신호에 포함된 사일런스 모드에 벗어나는 좌표 또는 시간에의 도달에 응답하여 노멀 모드를 선택할 수 있다. 예를 들어, 조종 신호가 10분 후에 사일런스 모드에서 벗어나라는 제어 명령을 포함한 경우, 제어부(930)는 조종 신호를 수신한 후 10분 뒤에, 동작 모드로 노멀 모드를 선택할 수 있다.
또한, 조종 신호는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 가속, 감속 또는 고도 변화 등을 제어하는 조종 명령을 포함할 수도 있고, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 목적 고도, 목적 속도 또는 목적 가속도 등을 제어하는 조종 명령을 포함할 수도 있다. 제어부(930)는 조종 신호에 따라 모터(950)의 출력을 제어하고, 제어되는 모터(950)의 출력을 기초로 모터(950)의 요구동력을 결정할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(930)는 사일런스 모드에서, 요구동력의 양이 배터리에 저장된 전력의 양 보다 클 경우, 모터(950)의 출력을 제어하여 요구동력의 양을 배터리(940)에 저장된 전력의 양 이하로 낮출 수 있다. 예를 들어, 80km/h에 대응하는 전력이 4kW이고, 60km/h에 대응하는 전력이 3kW일 때, 요구동력의 양이 4kW이고, 배터리에 저장된 전력이 3kW일 경우, 제어부(930)는 요구동력의 양을 3kW로 낮춰 하이브리드 수직이착륙 항공기의 속도를 60km/h로 조절할 수 있다. 사일런스 모드에서는, 배터리(940)에 저장된 전력만을 모터(930)에 공급함에 따라, 모터(950)의 출력은 배터리(940)에 저장된 전력과 상응할 수 있다. 이에 따라, 요구동력의 양이 배터리(940)에 저장된 전력보다 클 경우, 모터(950)는 배터리(940)로부터 요구동력만큼의 전력을 공급받을 수 없다. 따라서, 제어부(930)는 요구동력의 양을 제어하여, 모터(950)에 배터리(940)에 저장된 전력만을 공급할 수 있다.
또한, 제어부(930)는 사일런스 모드에서, 요구동력의 양이 배터리(940)에 저장된 전력의 양 이하일 경우, 배터리(940)에 저장된 전력만을 모터(950)에 공급할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(930)는 모터(950)의 출력을 제어하여 사일런스 모드의 지속 가능 시간을 제어할 수 있다. 사일런스 모드의 경우, 배터리(940)에 저장된 전력만을 사용하므로, 사일런스 모드를 지속할 수 있는 지속 가능 시간이 제한적일 수 있다. 또한, 요구동력이 많을 경우, 지속 가능 시간은 줄어들 수 있고, 요구동력이 적을 경우에는 배터리(930)에 저장된 전력의 소모량이 줄어듦에 따라, 지속 가능 시간이 증가할 수 있다. 이에 따라, 제어부(930)는 요구동력과 배터리(940)에 저장된 전력을 비교하여 사일런스 모드의 지속 가능 시간을 추정할 수 있다.
또한, 제어부(930)는 통신 인터페이스를 통하여, 사일런스 모드와 관련된 정보를 하이브리드 수직이착륙 항공기를 조종하는 조종 장치에 전송할 수 있다. 예를 들어, 제어부(930)는 배터리(940)에 저장된 전력의 양, 사일런스 모드의 지속 가능 시간, 요구동력의 양, 요구동력의 변화에 따른 지속 가능 시간의 변화량 등의 정보를 포함하는 알림 메시지를 하이브리드 수직이착륙 항공기를 조종하는 조종 장치에 전송할 수 있다. 일 실시예에서, 추정된 지속 가능 시간이 소정의 시간 이하일 경우, 제어부(930)는 통신 인터페이스를 통하여 알림 메시지를 전송할 수 있다. 예를 들어. 제어부(930)는 배터리(940)에 저장된 전력의 양, 사일런스 모드의 지속 가능 시간 등에 대한 정보를 포함하는 알림 메시지를 생성하고, 생성된 알림 메시지를 하이브리드 수직이착륙 항공기를 조종하는 조종 장치에 전송할 수 있다.
또한, 추정된 지속 가능 시간이 소정의 시간 이하일 경우, 제어부(930)는 요구동력의 양을 현재 요구동력의 양 이하로 낮출 수 있다. 현재 요구동력의 양이 낮춰짐에 따라 배터리(940)의 모터(950)로의 전력 공급량이 감소될 수 있으므로, 사일런스 모드의 지속 가능 시간이 증가할 수 있다.
또한, 조종 신호는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 목적 신호 또는 목적 가속도 중 적어도 하나에 대한 정보를 포함할 수 있다. 이 경우, 제어부(930)는 목적 신호 또는 목적 가속도 중 적어도 하나에 도달하도록 모터(950)의 출력을 제어하고, 제어되는 모터(950)의 출력을 기초로 모터(950)에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 결정할 수 있다. 예를 들어, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 60km/h의 속도로 비행을 할 때, 제어부(930)가 수신한 조종 신호가 120km/h의 목적 속도로 비행하라는 조종 명령을 포함할 수 있다. 이 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기가 급가속되어야 하므로, 제어부(930)는 노멀 모드 중 대시 모드를 동작 모드로 선택할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기가 대시 모드로 진입함에 따라, 제어부(930)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 120km/h의 속도에 도달하도록 모터(950)의 출력을 증가시키고, 증가된 모터(950)의 출력에 상응하는 요구동력을 결정할 수 있다. 또한, 요구동력에 상응하는 전력을 모터(950)에 공급하기 위해, 제어부(930)는 배터리(940)에 저장된 전력 및 발전기(920)에서 생산되되 배터리(940)에 저장되지 않은 전력을 함께 모터(950)에 공급할 수 있다.
도 9의 예에서는 제어부(930)가 하나의 유닛으로 표현되었지만, 제어부(930)는 제1 제어부 및 제2 제어부로 구성될 수 있다. 또한, 이에 한정되지 않고, 제어부(930)는 복수의 유닛으로 구성될 수도 있다. 일 예로, 제1 제어부는 도 2의 제어부(250)에 상응할 수 있고, 제2 제어부는 도 2의 전력 제어부(240)에 상응할 수 있다.
제1 제어부는 추진 시스템(900)의 동작 모드로 사일런스 모드 또는 노멀 모드를 선택할 수 있다.
제2 제어부는 선택된 모드에 기초하여, 모터(950)에 공급되는 전력에서, 배터리(940)에 저장된 전력의 양 및 배터리(940)에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다.
도 10은 일 실시예에 따른 사일런스 모드로의 진입을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 10을 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 통신 인터페이스를 통하여 조종 신호를 수신할 수 있다(1010).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 조종 신호에 포함된 사일런스 진입 명령을 확인할 수 있다(1020).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장된 전력의 양 및 요구동력의 양을 확인할 수 있다(1030).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리에 저장된 전력의 양이 요구동력의 양 이상인지 여부를 판단할 수 있다(1040). 판단 결과, 배터리에 저장된 전력의 양이 요구동력의 양보다 작은 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 요구동력의 양을 배터리에 저장된 전력 이하로 설정할 수 있다(941).
또한, 판단 결과, 배터리에 저장된 전력의 양이 요구동력의 양 이상인 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 사일런스 모드의 지속 가능 시간이 소정의 지속시간 이상인지 여부를 판단할 수 있다(1050). 여기서, 소정의 지속시간은 미리 정해진 기본 지속 시간 또는 조종 신호에 포함된 지속 시간을 포함할 수 있다. 판단 결과, 사일런스 모드의 지속 가능 시간이 소정의 지속시간보다 작은 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 노멀 모드에서, 지속 가능 시간이 소정의 지속시간 이상이 되도록, 배터리를 충전할 수 있다(1051). 이 때, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 배터리를 충전해야 하는 전력의 양에 따라 발전기의 전력 생산량을 제어할 수 있다. 배터리를 충전한 후, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 사일런스 모드의 지속 가능 시간이 소정의 지속시간 이상인지 여부를 다시 판단할 수 있다.
또한, 판단 결과, 사일런스 모드의 지속 가능 시간이 소정의 지속시간 이상인 경우, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 사일런스 모드에 진입할 수 있다(1060).
도 11은 다른 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 11을 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 동작 모드로, 배터리에 저장된 전력만을 모터에 공급하고, 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스 모드 또는 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력을 모터에 공급하는 노멀 모드를 선택할 수 있다. 여기서, 배터리는 배터리는 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 발전기에서 생산된 전력을 저장하고, 모터는 배터리에 저장된 전력 및 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공할 수 있다(1110).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 선택된 모드에 기초하여, 모터에 공급되는 전력에서, 배터리에 저장된 전력의 양 및 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정할 수 있다(1120).
도 11에 도시된 하이브리드 수직이착륙 항공기의 제어 방법에는 도 1 내지 도 10을 통해 설명된 내용이 그대로 적용될 수 있으므로, 보다 상세한 내용은 생략한다.
5. 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기
도 12는 일 실시예에 따른 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다.
도 12를 참조하면, (a) 및 (b)와 같이, 하이브리드 수직이착륙 항공기(1210)는 제1 회전익(1220) 및 제2 회전익(1231, 1232, 1233)을 포함할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기(1210)는 복합 하이브리드 방식으로 제1 회전익(1220) 및 제2 회전익(1231, 1232, 1233)에 동력을 공급할 수 있다. 일 실시예에서, 제1 회전익(1220)은 엔진과 연결되어, 엔진으로부터 직접 동력을 공급받을 수 있고, 제2 회전익(1231, 1232, 1233)은 발전기에서 생산된 전력을 공급받을 수 있다. 여기서, 발전기는 엔진으로부터 동력을 공급받아 전력을 생산할 수 있다. 제1 회전익(1220)이 엔진으로부터 직접 동력을 전달받고, 제2 회전익(1231, 1232, 1233)이 엔진으로부터 생성된 동력이 변환된 전력을 전달받음에 따라, 발전기의 에너지 변환 손실이 감소되어 연료 효율성이 높아질 수 있고, 하이브리드 수직이착륙 항공기(1210)의 추력이 증가될 수 있다.
도 13은 일 실시예에 따른 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 13을 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템(1300)는 엔진(1310), 발전기(1320), 제어부(1330), 배터리(1340), 모터(1350), 제1 추력 발생 장치(1360) 및 제2 추력 발생 장치(1370)를 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 도 13의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추진 시스템(1300)에는 도 1 내지 도 3에서 설명된 하이브리드 수직이착륙 항공기에 대한 내용이 적용될 수 있다.
엔진(1310)은 연료를 연소하여 기계적인 동력을 발생시키고, 발생된 동력을 발전기에 공급할 수 있다. 일 실시예에서, 엔진(1310)는 발전기(1320)에 동력을 공급할 수도 있고, 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급할 수도 있고, 동시에 발전기(1320)와 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급할 수도 있다.
발전기(1320)는 엔진(1310)에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산할 수 있다. 일 실시예에서, 발전기(1320)는 일체형 시동 발전기(ISG)를 포함할 수 있다. 일체형 시동 발전기는 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 교류 전력을 생산할 수 있다.
배터리(1340)는 발전기(1320)에서 생산된 전력을 저장할 수 있다. 이 때, 배터리(1340)에 저장되는 전력은 직류 전력일 수 있다. 배터리(1340)는 제어부(1330)의 제어에 따라, 모터(1350)에 전력을 공급할 수 있다.
제1 추력 발생 장치(1360)는 엔진(1310)과 직접 연결되고, 엔진(1310)에서 공급되는 동력을 이용하여 추력을 발생시킬 수 있다. 이에 따라, 제1 추력 발생 장치(1360)는 전기가 아닌 연료를 동력원으로 하여 구동될 수 있다. 일 실시예에서, 제1 추력 발생 장치(1360)는 위치가 고정될 수도 있고, 위치가 변동될 수도 있다. 여기서, 제1 추력 발생 장치(1360) 및 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치는 제1 추력 발생 장치(1360) 및 제2 추력 발생 장치(1370)의 절대 위치를 의미하는 것이 아니라, 제1 추력 발생 장치(1360) 및 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축(또는, 중심)이 향하는 방향으로 정의될 수 있다. 또한, 일 예로 제1 추력 발생 장치(1360)는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 기수에 설치될 수 있다. 일 예로, 도 11의 제1 회전익(1130)은 제1 추력 발생 장치(1360)에 포함될 수 있다.
제2 추력 발생 장치(1370)는 모터(1350)에 의해 구동되어 추력을 발생시킬 수 있다. 이 때, 제2 추력 발생 장치(1370)의 개수는 적어도 하나 이상일 수 있다. 일 예로, 도 11의 제2 회전익(1131, 1132, 1133)은 제2 추력 발생 장치(1370)에 포함될 수 있다. 또한, 제2 추력 발생 장치(1370)는 위치 변동이 가능할 수 있다.
모터(1350)는 배터리(1340)에 저장된 전력 또는 발전기(1320)에서 생산되되 배터리(1340)에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 제2 추력 발생 장치(1370)에 동력을 제공할 수 있다. 모터(1350)는 제어부(1330)의 제어에 따라, 모터(1350)에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 공급받을 수 있다. 일 실시예에서, 모터(450)는 BLDC 모터 또는 PMSM 모터일 수 있다.
제어부(1330)는 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치가 가변되도록 제어할 수 있다. 예를 들어, 제어부(1330)는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 꼬리에서 하이브리드 수직이착륙 항공기의 기수를 향하는 제1 방향과 제1 방향의 수직 상승 방향인 제2 방향의 사이에서 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치, 즉, 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 향하는 방향을 이동시킬 수 있다. 여기서, 제1 방향은 하이브리드 수직이착륙 항공기가 비행을 진행하는 방향인 전진(forward) 방향을 나타내고, 제2 방향은 하이브리드 수직이착륙 항공기가 진행하는 방향의 수직 방향인 상승(upward) 방향을 나타낼 수 있다. 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 제1 방향을 향하는 것은 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 제1 위치로 정의될 수 있고, 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 제2 방향을 향하는 것은 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 제2 추력 발생 장치(1370)의 제2 위치로 정의될 수 있다.
또한, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 발전기(1320) 중 적어도 하나에 동력을 공급하도록 제어할 수 있다.
일 실시예에서, 제1 추력 발생 장치(1360)의 위치가 고정되고, 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치가 가변적인 경우, 제1 추력 발생 장치(1360)는 수평 방향으로 추력을 발생시킬 수 있고, 제2 추력 발생 장치(1370)는 위치에 따라 수평 방향 또는 수직 방향으로 추력을 발생시킬 수 있다. 이에 따라, 제어부(1330)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수직 비행을 할 때 제2 추력 발생 장치(1370)가 구동되도록 제어하고, 수평 비행을 할 때 제1 추력 발생 장치(1360)과 제2 추력 발생 장치(1370)가 함께 구동되도록 제어할 수 있다
또한, 일 실시예에서, 제어부(1330)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 소정의 시간 동안 이동하여야 하는 수평 이동 거리, 수직 이동 거리 또는 수평 이동 거리와 수직 이동 거리의 비율 중 적어도 하나에 기초하여 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급하도록 제어할 수 있다. 일 예로, 수직 이동 거리가 수평 이동 거리보다 크고, 수직 이동 거리와 수평 이동 거리의 비율이 임계 비율보다 큰 시간 구간 동안, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직 비행을 할 수 있다. 제1 추력 발생 장치(1360)는 수평 방향으로 추력을 발생시킬 수 있으므로, 제어부(1330)는 상기 시간 구간 동안, 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급하지 않도록 제어할 수 있다. 다른 일 예로, 수직 이동 거리가 수평 이동 거리 이하이거나, 수직 이동 거리와 수평 이동 거리의 비율이 임계 비율 이하인 시간 구간 동안, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수평 비행을 할 수 있다. 제1 추력 발생 장치(1360)는 수평 방향으로 추력을 발생시키고, 제2 추력 발생 장치(1370)는 위치에 따라 수평 방향으로 추력을 발생시킬 수 있으므로, 제어부(1330)는 상기 시간 구간 동안, 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360) 또는 발전기(1320) 중 적어도 하나에 동력을 공급하도록 제어할 수 있다.
또한, 일 실시예에서, 제어부(1330)는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 소정의 시간 동안 이동하여야 하는 수평 이동 거리, 수직 이동 거리 또는 수평 이동 거리와 수직 이동 거리의 비율 중 적어도 하나에 기초하여 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치를 변경할 수 있다. 일 예로, 일 예로, 수직 이동 거리가 수평 이동 거리보다 크고, 수직 이동 거리와 수평 이동 거리의 비율이 임계 비율보다 큰 시간 구간 동안, 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 향하는 방향을 제2 방향으로 이동시킬 수 있다. 이에 따라, 제2 추력 발생 장치(1370)는 수직 방향으로 추력을 발생시킬 수 있다. 다른 일례로, 수직 이동 거리가 수평 이동 거리 이하이거나, 수직 이동 거리와 수평 이동 거리의 비율이 임계 비율 이하인 시간 구간 동안, 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 향하는 방향을 제1 방향으로 이동시킬 수 있다. 이에 따라, 제2 추력 발생 장치(1370)는 수평 방향으로 추력을 발생시킬 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(1330)는 통신 인터페이스를 통하여 하이브리드 수직이착륙 항공기의 조종 신호를 수신할 수 있다. 여기서, 조종 신호는 가속, 감속 또는 고도 변화, 목적 고도, 목적 속도 또는 목적 가속도 등을 제어하는 조종 명령을 포함할 수 있다. 제어부(1330)는 조종 신호로부터 조종 명령을 추출하고, 조종 명령으로부터 수평 이동 거리, 수직 이동 거리 또는 수평 이동 거리와 수직 이동 거리의 비율을 추정할 수 있다.
또한, 제어부(1330)는 하이브리드 수직이착륙 항공기의 전체 비행 시간에서 제1 구간, 제2 구간 및 제3 구간을 검출할 수 있다. 여기서, 제1 구간은 제1 추력 발생 장치(1360)에 의해 추력이 발생되는 구간을 의미하고, 제2 구간은 제2 추력 발생 장치(1370)에 의해 수직 이동을 위한 추력이 발생되는 구간을 의미하고, 제3 구간은 제2 추력 발생 장치(1370)에 의해 수평 이동을 위한 추력이 발생되는 구간을 의미할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급하는지 여부를 기초로 제1 구간을 검출할 수 있다. 예를 들어, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급하는 구간을 구간을 전체 비행 시간에서 제1 구간으로 결정하고, 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1360)에 동력을 공급하지 않는 구간을 제1 구간에서 제외할 수 있다.
또한, 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치를 기초로 제2 구간 및 제3 구간을 검출할 수 있다. 제어부(1330)는 전체 비행 시간 중 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 제2 방향을 향하는 동안의 시간 구간을 제2구간으로 결정하고, 제2 추력 발생 장치(1370)의 회전축이 제1 방향을 향하는 동안의 시간 구간을 제3 구간으로 결정할 수 있다.
제어부(1330)는 제1 구간과 제2 구간이 겹치는 구간이 제1 구간과 제3 구간이 겹치는 구간보다 짧도록 제어할 수 있다. 이에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추력이 분산되지 않고, 효율적으로 하이브리드 수직이착륙 항공기의 추력이 발생됨으로써, 하이브리드 수직이착륙 항공기의 비행 효율이 향상될 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(1330)는 배터리(1340)에 저장된 전력의 양을 기초로 엔진(1310)이 발전기(1320)에 공급하는 동력의 양을 결정하고, 엔진(1310)이 발전기(1320)에 공급하는 동력의 양을 기초로 엔진(1310)이 제1 추력 발생 장치(1370)에 공급하는 동력의 양을 결정할 수 있다. 예를 들어, 배터리(1340)가 2.5kW의 전력을 저장할 수 있을 때, 배터리(1340)에 저장된 전력이 2.0kW인 경우, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 발전기(1320)에 최대 출력의 70%를 전달하고, 제1 추력 발생 장치(1360)에 최대 출력의 30%를 전달하도록 제어할 수 있다. 또한, 배터리에 저장된 전력이 2.0kW인 경우, 발전기(1320)가 배터리(1340)에 전력을 공급하지 않아도 되므로, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 발전기(1320)에 최대 출력의 70%를 전달하고, 제1 추력 발생 장치(1360)에 최대 출력의 30%를 전달하도록 제어할 수 있다.
또한, 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)의 현재 위치에 기초하여, 요구동력을 결정할 수 있다. 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치를 제어할 수 있으므로, 가장 최근에 제2 추력 발생 장치(1370)의 위치를 제어한 제어 명령을 확인하여 제2 추력 발생 장치(1370)의 현재 위치를 확인할 수 있다. 또한, 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)로부터 제2 추력 발생 장치(1370)의 현재 위치에 대한 정보를 확인할 수 있다.
동일한 양의 전력이 모터(1350)에 공급될 때, 제2 추력 발생 장치(1370)이 현재 위치에 따라 하이브리드 수직이착륙 항공기의 비행 거리가 달라질 수 있다. 이에 따라, 제어부(1330)는 제2 추력 발생 장치(1370)의 현재 위치에 기초하여, 모터(1350)의 출력을 결정하고, 모터(1350)의 출력에 상응하는 요구동력을 결정할 수 있다.
또한, 제어부(1330)는 요구동력 및 배터리(1340)에 저장된 전력의 양을 기초로 엔진(1310)이 발전기(1320)에 공급하는 동력의 양을 결정할 수 있다. 예를 들어, 요구동력이 4kW이고, 배터리(1340)에 저장된 전력이 2.5kW일 때, 발전기(1320)는 1.5kW의 전력을 생산할 수 있다. 이 경우, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 발전기(1320)에 최대 출력의 60%를 전달하고, 제1 추력 발생 장치(1360)에 최대 출력의 40%를 전달하도록 제어할 수 있다. 또한, 요구동력이 3kW이고, 배터리(1340)에 저장된 전력이 2.5kW일 때, 발전기(1320)는 0.5kW의 전력을 생산할 수 있다. 이 경우, 제어부(1330)는 엔진(1310)이 발전기(1320)에 최대 출력의 30%를 전달하고, 제1 추력 발생 장치(1360)에 최대 출력의 70%를 전달하도록 제어할 수 있다.
일 실시예에서, 제어부(1330)는 전력 제어부를 포함할 수 있다. 전력 제어부는 발전기(1320)를 제어하여 전력의 생산량을 제어하고, 발전기(1320)에서 생산되는 전력을 직류 전력을 변환할 수 있다. 일 예로, 전력 제어부는 변환기(예를 들어, 3상 인버터)를 포함하고, 변환기는 발전기(1320)에서 생산되는 교류 전력을 직류 전력을 변환할 수 있다. 또한, 전력 제어부는 배터리(1340)에 직류 전력을 공급할 수도 있고, 모터(1350)에 직류 전력을 공급할 수도 있다.
또한, 도 13의 예에서는 제어부(1330)가 하나의 유닛으로 표현되었지만, 제어부(1330)는 제1 제어부 및 제2 제어부로 구성될 수 있다. 또한, 이에 한정되지 않고, 제어부(1330)는 복수의 유닛으로 구성될 수도 있다. 일 예로, 제1 제어부는 도 2의 제어부(250)에 상응할 수 있고, 제2 제어부는 도 2의 전력 제어부(240)에 상응할 수 있다.
또한, 제어부(1330)는 배터리(1340)에 저장된 전력만을 이용하여 비행을 할 수 있다. 예를 들어, 제어부(1330)는 배터리(1340)에 저장된 전력만을 모터(1350)에 공급하는 사일런스 모드에 진입할 수 있다. 이 경우, 제어부(1330)는 발전기(1320)를 제어하여 엔진(1310)의 동작을 정지시켜 엔진(1310)의 제1 추력 발생 장치(1360) 및 발전기(1320)로의 동력 공급을 중단할 수 있다. 이에 따라, 제어부(1330)는 배터리(1340)에 저장된 전력을 모터(1350)에 공급할 수 있다.
도 14는 일 실시예에 따른 제1 구간 내지 제3 구간을 설명하기 위한 도면이다.
도 14를 참조하면, 그래프(1400)의 가로축은 변위(range)을 나타내고, 세로축은 고도를 나타낼 수 있다. 그래프(1410 내지 1430)의 가로축은 시간을 나타낼 수 있다. 도 14에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 도 12에 도시된 수직이착륙 항공기(1210)를 가정한다. 시점(1401 내지 1408)에서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 엔진으로부터 동력을 공급받는 제1 추력 발생 장치 및 모터에 의해 동력을 공급받는 제2 추력 발생 장치를 제어하여 비행을 할 수 있다. 이 때, 모터는 배터리에 저장된 전력 또는 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받을 수 있다.
하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(1401)에서 시점(1402)까지 수직으로 이륙할 수 있고, 시점(1402)에서 시점(1403)까지 상승 비행을 할 수 있다. 이에 따라, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(1401)에서 시점(1402)에서 수직 비행을 하고, 시점(1402)에서 시점(1403)에서는 수직 비행과 수평 비행을 동시에 할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(1403)에서 시점(1404)까지 크루즈 비행을 할 수 있고, 시점(1404)에서 시점(1405)까지 로이터 비행을 할 수 있고, 시점(1405)에서 시점(1406)까지 크루즈 비행을 할 수 있다. 이에 따라, 시점(1403)에서 시점(1406)에서 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수평 비행을 할 수 있다. 하이브리드 수직이착륙 항공기는 시점(1406)에서 시점(1407)까지 하강 비행을 할 수 있고, 시점(1407)에서 시점(1408)까지 수직으로 착륙할 수 있다. 이에 따라, 시점(1406)에서 시점(1407)에서 하이브리드 수직이착륙 항공기는 수직 비행과 수평 비행을 동시에 할 수 있고, 시점(1407)에서 시점(1408)에서 수직 비행을 할 수 있다.
제1 추력 발생 장치는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수평 비행을 할 때 추력을 발생시킬 수 있다. 이에 따라, 그래프(1410)과 같이, 제1 추력 발생 장치에 의해 추력이 발생되는 제1 구간은 시점(1402)과 시점(1407) 사이의 구간으로 검출될 수 있다.
또한, 제2 추력 발생 장치는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수직 비행을 할 때 수직 이동을 위한 추력을 발생할 수 있다. 이에 따라, 그래프(1420)과 같이, 제2 추력 발생 장치에 의해 수직 이동을 위한 추력이 발생되는 제2 구간은 시점(1401)과 시점(1403) 사이의 구간 및 시점(1406)과 시점(1408) 사이의 구간으로 검출될 수 있다.
또한, 제2 추력 발생 장치는 하이브리드 수직이착륙 항공기가 수평 비행을 할 때 수평 이동을 위한 추력을 발생할 수 있다. 이에 따라, 그래프(1430)과 같이, 제2 추력 발생 장치에 의해 수평 이동을 위한 추력이 발생되는 제3 구간은 시점(1402)과 시점(1407) 사이의 구간으로 결정될 수 있다.
그래프(1410 내지 1430)에서 나타난 바와 같이, 따라서, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 제1 구간과 제2 구간이 겹치는 구간이 제1 구간과 제3 구간이 겹치는 구간보다 짧게 비행을 할 수 있다.
도 15는 일 실시예에 따른 복합 하이브리드 방식의 하이브리드 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 동작 흐름도이다.
도 15를 참조하면, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 통신 인터페이스를 이용하여 하이브리드 수직이착륙 항공기의 조종 신호를 수신할 수 있다(1510).
또한, 하이브리드 수직이착륙 항공기는 조종 신호에 기초하여, 제1 구간과 제2 구간이 겹치는 구간이 제1 구간과 제3 구간이 겹치는 구간 보다 짧도록, 엔진이 제1 추력 발생 장치 또는 발전기 중 적어도 하나에 동력을 공급하도록 제어할 수 있다(1520). 여기서, 제1 구간은 엔진으로부터 동력을 공급받는 제1 추력 발생 장치에 의해 추력이 발생되는 구간을 나타내고, 제2 구간은 모터에 의해 구동되고 위치 변동이 가능한 적어도 하나의 제2 추력 발생 장치에 의해 수직 이동을 위한 추력이 발생되는 구간을 나타내고, 제3 구간은 제2 추력 발생 장치에 의해 수평 이동을 위한 추력이 발생되는 구간을 나타낼 수 있다. 또한, 엔진은 제1 추력 발생 장치 또는 발전기 중 적어도 하나에 동력을 공급하고, 발전기는 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하고, 모터 또는 배터리에 생산된 전력을 공급할 수 있다. 또한, 모터는 배터리에 저장된 전력 또는 발전기에서 생산되되 배터리에 저장되지 않는 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 제2 추력 발생 장치에 동력을 제공할 수 있다.
도 15에 도시된 하이브리드 수직이착륙 항공기의 전력 제어 방법에는 도 1 내지 도 14를 통해 설명된 내용이 그대로 적용될 수 있으므로, 보다 상세한 내용은 생략한다.
실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 실시예를 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 실시예의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
이상과 같이 실시예들이 비록 한정된 실시예와 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.
그러므로, 다른 구현들, 다른 실시예들 및 특허청구범위와 균등한 것들도 후술하는 특허청구범위의 범위에 속한다.

Claims (20)

  1. 하이브리드 수직이착륙 항공기에 있어서,
    엔진;
    상기 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하는 발전기;
    상기 발전기에서 생산된 전력을 저장하는 배터리;
    상기 배터리에 저장된 전력 및 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터; 및
    상기 배터리에 저장된 전력만을 상기 모터에 공급하고, 상기 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스(silence) 모드 또는 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는 노멀(normal) 모드를 선택하고,
    상기 선택된 모드에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력의 양 및 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 제어부
    를 포함하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는,
    통신 인터페이스를 통하여 수신한 조종 신호를 기초로, 상기 사일런스 모드 또는 상기 노멀 모드를 선택하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 조종 신호에 따라 상기 모터의 출력을 제어하고,
    상기 제어되는 모터의 출력을 기초로 상기 모터에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 결정하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 사일런스 모드에서,
    상기 요구동력의 양이 상기 배터리에 저장된 전력의 양 보다 클 경우, 상기 모터의 출력을 제어하여 상기 요구동력의 양을 상기 배터리에 저장된 전력의 양 이하로 낮추는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  5. 제3항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 사일런스 모드에서,
    상기 요구동력의 양이 상기 배터리에 저장된 전력의 양 이하일 경우, 상기 배터리에 저장된 전력만을 상기 모터에 공급하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 사일런스 모드에서,
    상기 발전기의 전력 생산을 중단하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  7. 제3항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 사일런스 모드에서,
    상기 요구동력과 상기 배터리에 저장된 전력을 비교하여 상기 사일런스 모드의 지속 가능 시간을 추정하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 추정된 지속 가능 시간이 소정의 시간 이하일 경우, 통신 인터페이스를 통하여 알림 메시지를 전송하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  9. 제7항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 추정된 지속 가능 시간이 소정의 시간 이하일 경우, 상기 요구동력의 양을 현재 요구동력의 양 이하로 낮추는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 사일런스 모드에서, 상기 배터리의 저장된 전력의 양이 소정의 전력의 양으로 감소될 경우, 상기 노멀 모드를 선택하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  11. 제2항에 있어서,
    상기 조종 신호는,
    상기 하이브리드 수직이착륙 항공기가 상기 사일런스 모드에 진입하는 좌표 또는 시간에 대한 정보를 포함하고,
    상기 제어부는,
    상기 하이브리드 수직이착륙 항공기의 상기 좌표 또는 상기 시간에의 도달에 응답하여, 상기 사일런스 모드를 선택하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  12. 제2항에 있어서,
    상기 조종 신호는,
    상기 하이브리드 수직이착륙 항공기가 상기 사일런스 모드에서 벗어나는 좌표 또는 시간에 대한 정보를 포함하고,
    상기 제어부는,
    상기 하이브리드 수직이착륙 항공기의 상기 좌표 또는 상기 시간에의 도달에 응답하여, 상기 노멀 모드를 선택하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  13. 제11항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 노멀 모드에서,
    상기 좌표 또는 상기 시간에 도달하기 전에, 상기 발전기의 전력 생산량을 조절하여, 상기 좌표 또는 상기 시간에 도달할 때, 상기 사일런스 모드에 진입하도록 상기 생산된 전력을 상기 배터리에 저장하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  14. 제12항에 있어서,
    상기 조종 신호는,
    상기 사일런스 모드의 지속 시간에 대한 정보를 포함하고,
    상기 제어부는,
    상기 노멀 모드에서,
    상기 사일런스 모드가 상기 지속 시간 동안 유지될 수 있는지 여부를 판단하고,
    상기 사일런스 모드가 상기 지속 시간 동안 유지될 수 없다고 판단될 경우, 상기 좌표 또는 상기 시간에 도달하기 전에, 상기 발전기의 전력 생산량을 조절하여, 상기 사일런스 모드가 상기 지속 시간 동안 유지될 수 있도록, 상기 생산된 전력을 상기 배터리에 저장하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  15. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 노멀 모드에서,
    상기 배터리에 저장되지 않은 전력만을 상기 모터에 공급하거나, 상기 배터리에 저장된 전력과 함께 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  16. 제2항에 있어서,
    상기 노멀 모드는,
    상기 하이브리드 수직이착륙 항공기를 급가속하는 대시(dash) 모드를 포함하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  17. 제16항에 있어서,
    상기 조종 신호는 상기 하이브리드 수직이착륙 항공기의 목적 속도 또는 목적 가속도 중 적어도 하나에 대한 정보를 포함하고,
    상기 제어부는,
    상기 목적 속도 또는 목적 가속도 중 적어도 하나에 도달하도록 상기 모터의 출력을 제어하고,
    상기 제어되는 모터의 출력을 기초로 상기 모터에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 결정하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  18. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는,
    상기 배터리에 저장된 전력만을 상기 모터에 공급하고, 상기 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스(silence) 모드 또는 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는 노멀(normal) 모드를 선택하는 제1 제어부; 및
    상기 선택된 모드에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력의 양 및 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 제2 제어부
    를 포함하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
  19. 배터리 - 상기 배터리는 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 발전기에서 생산된 전력을 저장함 - 에 저장된 전력만을 모터 - 상기 모터는 상기 배터리에 저장된 전력 및 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공함 - 에 공급하고, 상기 모터의 출력을 조절하여 지속 가능 시간을 제어하는 사일런스 모드 또는 상기 배터리에 저장되지 않은 전력을 상기 모터에 공급하는 노멀 모드를 선택하는 단계; 및
    상기 선택된 모드에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력의 양 및 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 단계
    를 포함하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기의 제어 방법.
  20. 제19항의 방법을 수행하기 위한 프로그램이 기록된 컴퓨터로 판독 가능한 기록 매체.
PCT/KR2016/007760 2015-07-17 2016-07-15 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 WO2017014508A1 (ko)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/321,699 US9932118B2 (en) 2015-07-17 2016-07-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid electric propulsion system
EP16828012.1A EP3299295B1 (en) 2015-07-17 2016-07-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid electric propulsion system
US15/898,208 US10099794B2 (en) 2015-07-17 2018-02-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid-electric propulsion system
US15/898,203 US10035604B2 (en) 2015-07-17 2018-02-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid-electric propulsion system

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR10-2015-0101979 2015-07-17
KR1020150101979A KR101615486B1 (ko) 2015-07-17 2015-07-17 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기

Related Child Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US15/321,699 A-371-Of-International US9932118B2 (en) 2015-07-17 2016-07-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid electric propulsion system
US15/898,208 Continuation US10099794B2 (en) 2015-07-17 2018-02-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid-electric propulsion system
US15/898,203 Continuation US10035604B2 (en) 2015-07-17 2018-02-15 Vertical take-off and landing aircraft using hybrid-electric propulsion system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017014508A1 true WO2017014508A1 (ko) 2017-01-26

Family

ID=55919408

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/KR2016/007760 WO2017014508A1 (ko) 2015-07-17 2016-07-15 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기

Country Status (4)

Country Link
US (3) US9932118B2 (ko)
EP (1) EP3299295B1 (ko)
KR (1) KR101615486B1 (ko)
WO (1) WO2017014508A1 (ko)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190009540A (ko) * 2017-07-19 2019-01-29 (주)얼티밋드론 드론용 보조 장치
US11059598B2 (en) 2017-06-01 2021-07-13 Moog Inc. Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone loading gear
US11920441B2 (en) 2019-03-18 2024-03-05 Magnetic Variation Services, Llc Steering a wellbore using stratigraphic misfit heat maps

Families Citing this family (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6253126B2 (ja) * 2014-03-26 2017-12-27 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 電動化航空機及び電動化航空機の回生電力の制御方法
EP3657468A1 (en) 2014-08-29 2020-05-27 Zunum Aero, Inc. System and methods for implementing regional air transit network using hybrid-electric aircraft
USD856899S1 (en) * 2017-11-10 2019-08-20 Jetoptera, Inc. Airframe for an unmanned aerial vehicle
USD868627S1 (en) * 2018-04-27 2019-12-03 Jetoptera, Inc. Flying car
USD887950S1 (en) * 2017-11-10 2020-06-23 Jetoptera, Inc. Flying car
EP3455130A4 (en) * 2016-05-13 2020-03-18 Top Flight Technologies, Inc. PASSENGER-FREE AIR VEHICLE POWERED BY A HYBRID GENERATOR SYSTEM
WO2018175349A1 (en) 2017-03-19 2018-09-27 Zunum Aero, Inc. Hybrid-electric aircraft, and methods, apparatus and systems for facilitating same
US11065979B1 (en) 2017-04-05 2021-07-20 H55 Sa Aircraft monitoring system and method for electric or hybrid aircrafts
US11063323B2 (en) 2019-01-23 2021-07-13 H55 Sa Battery module for electrically-driven aircraft
US10854866B2 (en) 2019-04-08 2020-12-01 H55 Sa Power supply storage and fire management in electrically-driven aircraft
US11148819B2 (en) 2019-01-23 2021-10-19 H55 Sa Battery module for electrically-driven aircraft
US10322824B1 (en) 2018-01-25 2019-06-18 H55 Sa Construction and operation of electric or hybrid aircraft
US11008111B2 (en) * 2017-06-26 2021-05-18 General Electric Company Propulsion system for an aircraft
USD856898S1 (en) * 2017-11-10 2019-08-20 Jetoptera, Inc. Airframe for an unmanned aerial vehicle
USD876988S1 (en) * 2018-01-25 2020-03-03 Skyeton Usa, Inc. Unmanned aerial vehicle
USD875840S1 (en) * 2018-02-07 2020-02-18 Apex Toys (Shenzhen) Co., Ltd. Toy aircraft
USD843306S1 (en) * 2018-03-12 2019-03-19 Kitty Hawk Corporation Aircraft
USD843919S1 (en) 2018-03-12 2019-03-26 Kitty Hawk Corporation Aircraft
WO2020022266A1 (ja) * 2018-07-25 2020-01-30 株式会社ナイルワークス ドローン、ドローンの制御方法、および、ドローン制御プログラム
FR3084318B1 (fr) 2018-07-25 2020-06-26 Airbus Helicopters Procede et dispositif de gestion de l'energie d'une installation motrice hybride d'un aeronef multirotor
USD868668S1 (en) 2018-08-22 2019-12-03 volans-i, Inc Aircraft
KR102004227B1 (ko) 2018-11-07 2019-07-30 문창모 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법
EP3878752B1 (en) * 2018-11-07 2024-04-17 Changinaviation Co., Ltd Vertical takeoff and landing aircraft using hybrid electric propulsion system and control method therefor
KR102279741B1 (ko) 2019-07-12 2021-07-20 (주)창인에이비에이션 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법
JP7049234B2 (ja) * 2018-11-15 2022-04-06 本田技研工業株式会社 ハイブリッド飛行体
CN110001973B (zh) * 2019-01-02 2023-12-19 南京航空航天大学 轻型固定翼无人机的混合动力推进系统与控制方法
EP3931091A4 (en) * 2019-03-01 2023-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. DISTRIBUTED PROPULSION CONFIGURATIONS FOR AIRCRAFT WITH MIXED PROPULSION SYSTEMS
WO2020185274A2 (en) * 2019-03-01 2020-09-17 United Technologies Advanced Projects, Inc. Normal mode operation of hybrid electric propulsion systems
EP3931093A4 (en) 2019-03-01 2022-12-07 Pratt & Whitney Canada Corp. AIRPLANE WITH A HYBRID ELECTRIC PROPULSION SYSTEM WITH FUSELAGE-HOUSED POWER STORAGE
KR101970601B1 (ko) 2019-03-13 2019-04-19 문창모 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
FR3095806B1 (fr) * 2019-05-06 2021-08-20 Safran Helicopter Engines Système de propulsion hybride pour aéronef à décollage et atterrissage verticaux
EP3798130B1 (en) 2019-09-30 2023-03-01 Hamilton Sundstrand Corporation Systems and methods for battery ventilation
GB2587671A (en) * 2019-10-02 2021-04-07 Advanced Mobility Res And Development Ltd Systems and methods for aircraft
US11034245B1 (en) * 2020-04-08 2021-06-15 Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company System and method for generating power
US11794917B2 (en) 2020-05-15 2023-10-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Parallel control loops for hybrid electric aircraft
US11958622B2 (en) 2020-05-15 2024-04-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Protection functions
US11952139B2 (en) * 2021-05-14 2024-04-09 Rolls-Royce Corporation Voltage controlled aircraft electric propulsion system
FR3123324B1 (fr) * 2021-05-31 2023-04-21 Airbus Helicopters Procédé d’aide au pilotage d’un giravion en hautes altitudes grâce à l’apport d’une puissance mécanique provenant d’une installation motrice électrique
FR3128200A1 (fr) * 2021-10-20 2023-04-21 Zipair Dispositif volant hybride
US11770084B2 (en) 2021-10-22 2023-09-26 Honeywell International Inc. Voltage regulation of high voltage direct current systems
KR102490173B1 (ko) 2022-01-04 2023-01-19 (주)창인에이비에이션 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법
JP2023147342A (ja) * 2022-03-30 2023-10-13 本田技研工業株式会社 航空機の制御装置
US11634232B1 (en) * 2022-04-30 2023-04-25 Beta Air, Llc Hybrid propulsion systems for an electric aircraft
US11639230B1 (en) * 2022-04-30 2023-05-02 Beta Air, Llc System for an integral hybrid electric aircraft

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010137844A (ja) * 2008-12-12 2010-06-24 Honeywell Internatl Inc ダクテッドファン無人航空システム用のハイブリッド動力
CN103982352A (zh) * 2013-11-30 2014-08-13 淮北市天路航空科技股份有限公司 一种用于无人机的发电启动一体式的发动机
KR20140114875A (ko) * 2012-01-12 2014-09-29 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드 틸트식 추진 유닛을 가진 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품
KR20150048661A (ko) * 2013-10-28 2015-05-07 더 보잉 컴파니 항공기 전기 모터 시스템
KR20150058197A (ko) * 2012-09-23 2015-05-28 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품

Family Cites Families (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4610410A (en) * 1983-07-22 1986-09-09 Rolls-Royce Limited Compound helicopter and powerplant therefor
US4955560A (en) * 1989-03-30 1990-09-11 Nishina Edward T Electro motor helicopter
US5823468A (en) * 1995-10-24 1998-10-20 Bothe; Hans-Jurgen Hybrid aircraft
DE19745492B4 (de) * 1997-10-15 2005-06-09 Wobben, Aloys, Dipl.-Ing. Senkrecht startendes Flugzeug
US6655631B2 (en) * 2000-07-28 2003-12-02 John Frederick Austen-Brown Personal hoverplane with four tiltmotors
GB0108659D0 (en) * 2001-04-06 2001-05-30 Westland Helicopters Improvements in or relating to aircrafts
US9776715B2 (en) * 2002-10-01 2017-10-03 Andrew H B Zhou Amphibious vertical takeoff and landing unmanned device
US6843447B2 (en) * 2003-01-06 2005-01-18 Brian H. Morgan Vertical take-off and landing aircraft
TWI330218B (en) * 2004-10-29 2010-09-11 Tai Her Yang Split serial-parallel hybrid dual-power drive system
US7857254B2 (en) * 2004-12-22 2010-12-28 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for utilizing stored electrical energy for VTOL aircraft thrust enhancement and attitude control
JP4167667B2 (ja) * 2005-03-24 2008-10-15 ヤマハ発動機株式会社 ハイブリッド二輪車
US8636241B2 (en) * 2005-04-20 2014-01-28 Richard H. Lugg Hybrid jet/electric VTOL aircraft
JP4240112B2 (ja) * 2006-11-13 2009-03-18 トヨタ自動車株式会社 垂直離着陸機
DE102006056355A1 (de) * 2006-11-29 2008-06-05 Airbus Deutschland Gmbh Antriebsvorrichtung zum Betrieb mit mehreren Kraftstoffen für ein Flugzeug
DE102006056354B4 (de) * 2006-11-29 2013-04-11 Airbus Operations Gmbh Hybridantrieb für ein Flugzeug
DE102006056356A1 (de) * 2006-11-29 2008-06-05 Airbus Deutschland Gmbh Antriebsvorrichtung mit mehreren Energiewandlern für ein Flugzeug
DE102007055336A1 (de) * 2007-01-15 2008-08-21 GIF Gesellschaft für Industrieforschung mbH Flugzeugpropellerantrieb, Verfahren zum Antreiben eines Flugzeugpropellers und Verwendung eines Lagers eines Flugzeugpropellerantriebs sowie Verwendung einer Elektromaschine
US20080184906A1 (en) * 2007-02-07 2008-08-07 Kejha Joseph B Long range hybrid electric airplane
DE102007017332A1 (de) * 2007-04-11 2008-10-16 Flight - Design - GmbH Flugsportgeräte Luftfahrzeug
US8931732B2 (en) * 2007-11-30 2015-01-13 Sikorsky Aircraft Corporation Electric powered rotary-wing aircraft
US8727271B2 (en) * 2008-01-11 2014-05-20 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system
FR2931456B1 (fr) * 2008-05-26 2010-06-11 Snecma Aeronef a alimentation en energie hybride.
WO2010123601A1 (en) * 2009-01-27 2010-10-28 Kuhn Ira F Jr Purebred and hybrid electric vtol tilt rotor aircraft
GB0904875D0 (en) * 2009-03-20 2009-05-06 Geola Technologies Ltd Electric vtol aircraft
FR2952907B1 (fr) * 2009-11-26 2011-12-09 Eurocopter France Installation motrice, helicoptere comportant une telle installation motrice, et procede mis en oeuvre par cette installation motrice
DE102010021024B4 (de) * 2010-05-19 2014-07-03 Eads Deutschland Gmbh Hauptrotorantrieb für Hubschrauber
DE102010021025B4 (de) * 2010-05-19 2014-05-08 Eads Deutschland Gmbh Hubschrauber mit Hybridantrieb
DE102010021022A1 (de) * 2010-05-19 2011-11-24 Eads Deutschland Gmbh Kippflügel-Flugzeug
DE102010021026A1 (de) * 2010-05-19 2011-11-24 Eads Deutschland Gmbh Hybrides Antriebs- und Energiesystem für Fluggeräte
FR2962404B1 (fr) * 2010-07-08 2012-07-20 Eurocopter France Architecture electrique pour aeronef a voilure tournante a motorisation hybride
EP2625098A4 (en) * 2010-10-06 2018-01-17 Donald Orval Shaw Aircraft with wings and movable propellers
US9212625B2 (en) * 2010-11-19 2015-12-15 Rudolph Allen SHELLEY Hybrid gas turbine propulsion system
US8851415B1 (en) * 2011-04-26 2014-10-07 Richard H. Lugg Magnetic aerodynamic generation lift integrated flight technology with joint electric thrust
EP2551198B1 (en) * 2011-07-29 2013-11-13 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
US10427784B2 (en) * 2011-12-05 2019-10-01 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for improving transition lift-fan performance
EP2610176B1 (en) * 2011-12-28 2018-02-07 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Electrical powered tail rotor of a helicopter
DE102012209807A1 (de) * 2012-06-12 2013-12-12 Siemens Aktiengesellschaft Flugzeug und Verfahren zum Herstellen eines Flugzeugs
CA2820254C (en) * 2012-07-09 2020-02-18 Mcmaster University Hybrid powertrain system
FR2993243B1 (fr) * 2012-07-12 2014-07-11 Eurocopter France Architecture d'alimentation hybride en puissance mecanique d'un rotor, geree a partir du reseau de bord d'un giravion
FR2994687B1 (fr) * 2012-08-27 2014-07-25 Eurocopter France Procede d'assistance d'un pilote d'un aeronef monomoteur a voilure tournante lors d'une phase de vol en autorotation
FR2997382B1 (fr) * 2012-10-29 2014-11-21 Eurocopter France Procede de gestion d'une panne moteur sur un aeronef multimoteur muni d'une installation motrice hybride
CA2903986A1 (en) * 2013-03-05 2014-09-12 Embry-Riddle Aeronautical University, Inc. Hybrid assembly for an aircraft
EP2971594B1 (en) * 2013-03-14 2020-01-08 Rolls-Royce Corporation Hybrid turbo electric aero-propulsion system control
US9180964B2 (en) * 2013-03-15 2015-11-10 Bell Helicopter Textron Inc. Autorotative enhancement system
US9193451B2 (en) * 2013-04-22 2015-11-24 Ival O. Salyer Aircraft using turbo-electric hybrid propulsion system for multi-mode operation
US10569892B2 (en) * 2013-05-06 2020-02-25 Sikorsky Aircraft Corporation Supplemental power for reduction of prime mover
US9248908B1 (en) * 2013-06-12 2016-02-02 The Boeing Company Hybrid electric power helicopter
US9708059B2 (en) * 2014-02-19 2017-07-18 The United States Of America As Represented By The Adminstrator Of The National Aeronautics And Space Administration Compound wing vertical takeoff and landing small unmanned aircraft system
US9643729B2 (en) * 2014-06-20 2017-05-09 Electronair Llc Energy cell regenerative system for electrically powered aircraft
EP3657468A1 (en) * 2014-08-29 2020-05-27 Zunum Aero, Inc. System and methods for implementing regional air transit network using hybrid-electric aircraft
FR3027286B1 (fr) * 2014-10-20 2018-01-05 Safran Helicopter Engines Systeme propulsif hybride d'un aeronef multi-moteur
CA2958375A1 (en) * 2016-05-06 2017-11-06 Rolls-Royce Corporation Optionally hybrid power system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010137844A (ja) * 2008-12-12 2010-06-24 Honeywell Internatl Inc ダクテッドファン無人航空システム用のハイブリッド動力
KR20140114875A (ko) * 2012-01-12 2014-09-29 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드 틸트식 추진 유닛을 가진 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품
KR20150058197A (ko) * 2012-09-23 2015-05-28 이스라엘 에어로스페이스 인더스트리즈 리미티드 항공기 조종을 위한 시스템, 방법 및 컴퓨터 프로그램 제품
KR20150048661A (ko) * 2013-10-28 2015-05-07 더 보잉 컴파니 항공기 전기 모터 시스템
CN103982352A (zh) * 2013-11-30 2014-08-13 淮北市天路航空科技股份有限公司 一种用于无人机的发电启动一体式的发动机

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11059598B2 (en) 2017-06-01 2021-07-13 Moog Inc. Auxiliary power system for rotorcraft with folding propeller arms and crumple zone loading gear
KR20190009540A (ko) * 2017-07-19 2019-01-29 (주)얼티밋드론 드론용 보조 장치
KR101955803B1 (ko) * 2017-07-19 2019-03-08 (주)얼티밋드론 드론용 보조 장치
US11920441B2 (en) 2019-03-18 2024-03-05 Magnetic Variation Services, Llc Steering a wellbore using stratigraphic misfit heat maps

Also Published As

Publication number Publication date
US20180237146A1 (en) 2018-08-23
US20180178921A1 (en) 2018-06-28
US20170210481A1 (en) 2017-07-27
US10099794B2 (en) 2018-10-16
KR101615486B1 (ko) 2016-04-26
US9932118B2 (en) 2018-04-03
EP3299295A1 (en) 2018-03-28
EP3299295A4 (en) 2018-05-23
US10035604B2 (en) 2018-07-31
EP3299295B1 (en) 2021-01-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017014508A1 (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
WO2020096254A1 (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법
KR101667330B1 (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
US9611049B2 (en) Electrical power supply device for aircraft with electric propulsion
KR101638964B1 (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
WO2020184934A1 (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
WO2016182115A1 (ko) 선박 및 그 전력 운용 방법
CN110155344B (zh) 混合动力无人直升机能量控制系统及具其的直升机
US11939075B2 (en) Systems and methods for power distribution in a drone aircraft
US11110811B2 (en) Thin haul hybrid electric propulsion system
GB2576250A (en) Aircraft
US20220017064A1 (en) Hybrid propulsion system power management
WO2022019517A1 (ko) 연료전지의 전력 제어 시스템 및 방법
KR20170010295A (ko) 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
US20180171874A1 (en) Turbine engine rapid reactivation method and system
WO2023132478A1 (ko) 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법
EP4012870A1 (en) Systems and methods for power management and control of multiple power sources
US20230202664A1 (en) Flying object control device
CN110683059A (zh) 飞行器
US20190382112A1 (en) Battery pod unmanned aerial vehicle
KR20040018612A (ko) 전기에너지를 이용하는 비행선용 추진시스템
US20230312119A1 (en) Control system and control method, and aircraft
US20230307730A1 (en) Estimating system and estimation method and aircraft
US20240034477A1 (en) Temperature control system and temperature control method and aircraft
US20230318505A1 (en) Aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 15321699

Country of ref document: US

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16828012

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE