WO2020096254A1

WO2020096254A1 - 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법

Info

Publication number: WO2020096254A1
Application number: PCT/KR2019/014336
Authority: WO
Inventors: 문창모; 문지호
Original assignee: 문창모; 문지호
Priority date: 2018-11-07
Filing date: 2019-10-29
Publication date: 2020-05-14
Also published as: EP3878752A1; CN113056422A; US20210387723A1; EP3878752A4; EP3878752B1

Abstract

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 발전기(20)와 전력 관리 장치(40)와 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 모터(80)에 제공하도록 제어할 수 있고, 상기 비행체(1)가 순항 비행 또는 천이 비행할 때 제2 프로펠러(82)의 추력을 증가시키고 상기 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되도록 제어할 수 있다.

Description

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법

본 발명은 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에 관한 것이다.

헬리콥터와 같은 회전날개에 기반을 둔 수직이착륙 항공기는 별도의 이착륙 시설이나 장비가 필요하지 않은 장점이 있으나, 고속 비행, 장기 체공 및 고고도 성능에서는 동급의 고정익 기체보다 성능이 낮다.

전기 모터부터 제트 엔진까지 다양한 추진시스템의 선정이 가능한 고정익 기체와 비교하면, 엔진의 축 마력에 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 왕복 엔진은 출력 대 중량 비율이 2 내외로 매우 작다. 수직이착륙에 필요한 동력을 공급하기 위해서, 엔진의 부피와 무게가 동급의 고정익 기체와 비교하면 매우 커지게 되고, 항공기 건조 중량(empty weight) 대비 추진시스템의 무게가 과도하여 임무에 필요한 유상 하중(payload) 및 체공 시간(Endurance time)을 확보하기 어렵다.

따라서 소형 항공기에는 배터리와 전기 모터를 이용한 추진시스템을 널리 사용하고 있으나, 낮은 에너지 밀도를 가지는 현재 배터리 기술의 한계 때문에 임무에 필요한 충분한 체공시간을 제공할 수 없는 형편이다.

장기 체공을 위해서는 비 에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 동력 장치가 요구되지만, 수직이착륙을 위해서는 비 동력(specific power)이 높은 에너지원과 이를 변환할 수 있는 장치가 요구된다.

그러나, 비 에너지와 비 동력이 모두 높은 에너지원 및 동력 발생장치가 없으므로 일반적으로 장기 체공을 위해 비 에너지(specific energy)가 높은 에너지원과 동력 발생장치를 항공기에 탑재한다.

항공기의 수직이착륙에는 많은 에너지가 필요하고, 동력 발생장치를 포함한 추진시스템은 수직이착륙에도 충분한 동력을 공급할 수 있도록 설계되어야 하므로, 이러한 구성은 전체 추진시스템의 무게를 비행에 필요한 무게보다 매우 무거우므로 항공기 무게 및 추진시스템의 비효율을 일으킬 수 있다.

최근에는, 비 에너지가 높은 에너지원과 비 동력이 높은 에너지원을 동시에 이용함으로써, 추진시스템의 무게를 줄이고, 효율을 높이며, 더욱 긴 체공시간을 제공하기 위한 노력이 계속되고 있다.

또한, 수직이착륙과 관련하여, 항공기 관련 당업자가 이해하고 있는 바와 같이, 수직이착륙 비행은 상당히 안정성이 떨어지는 비행 방법이다. 수직이착륙 항공기는 수직방향으로 이륙해서 순항 비행으로 천이하는 과정을 필연적으로 겪을 수 밖에 없다. 그런데, 이 천이 과정이 상당히 안정성이 떨어지고 위험하다. 특히, 틸트로트 방식의 수직이착륙 항공기는 아직 안정적인 순항 비행에 들어가지도 않았는데, 구동원을 불안하게 공중에서 틸팅해야 한다는 필연적인 구조적 문제점을 안고 있다.

예를 들어, 미해병대가 운용하고 있는 대표적인 틸트로터 항공기인 V-22 오스프리의 경우, 이륙 후 천이하는 과정에서 추락한 사례가 많고, 심지어 일본 오키나와에서는 오스프리의 안정성 논란을 이유로 미군의 오스프리 배치를 반대하는 대규모 시위도 있었다. (일본 “오키나와 오스프리 배치, 미군에 재검토 요청” 2013.8.5 경향신문 http://news.khan.co.kr/kh_news/khan_art_view.html?art_id=201308052211075, '오스프리'가 뭐길래일본에서 10만 반대 시위 [분석] 미국산 사고뭉치 수직이착륙기 오키나와 배치에 반발 2012.9.10, 프레시안 http://www.pressian.com/news/article.html?no=64120#09T0 참조, ) 즉, 다른 수많은 고정익기와 달리 틸팅을 하는 수직이착륙기는 비행 안정성이 떨어짐을 일반인도 인지하고 있다고 할 것이다.

[선행기술문헌]

[특허문헌]

(특허문헌 1) KR 10-2011-0112402 A

(특허문헌 2) KR 10-1667330 B1

(특허문헌 3) KR 10-1615486 B1

(특허문헌 4) KR 10-1638964 B1

따라서 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 수직이착륙과 순항 비행 간의 추력의 큰 차이를 해결하여 가용 에너지를 효율적으로 이용할 수 있는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법을 제공하는 데 그 목적이 있다.

상기 배경에서 이해되는 것과 같이, 본 발명은 틸트로터 방식을 회피함으로써, 틸팅하기 위한 기계 구조를 근본적으로 제외할 수 있다. 이를 통해 항공기 중량을 줄이는 대신 항속거리는 늘릴 수 있다. 또한, 구동원의 틸팅 과정을 제외함으로써 안정적인 수직이착륙 및 순항 비행을 구현할 수 있다.

상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 동체(2)에 고정익(4)을 갖는 비행체(1); 상기 비행체(1)에 설치되고, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 엔진(10); 상기 엔진(10)에 연결되어 전력을 생산하는 발전기(20); 상기 전력을 관리하는 전력 관리 장치(40); 상기 전력 관리 장치(40)로부터 제공된 전력이 충전되는 배터리 관리 시스템(60); 상기 고정익(4)에 설치되고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원을 받아 작동하는 모터(80); 상기 모터(80)로 작동하는 제1 프로펠러(81); 상기 엔진(10)으로 작동하는 제2 프로펠러(82); 및 상기 엔진(10)과 상기 발전기(20)와 상기 모터(80)와 상기 제2 프로펠러(82)의 작동을 제어하는 제어부(50);를 포함하고,

상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 모터(80)에 상기 발전기(20)와 상기 전력 관리 장치(40)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공하도록 제어하는 것;을 포함한다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 상기 제어부(50)는, 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 상기 제어부(50)는, 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82)의 동력 연결을 차단하도록 제어할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 순항 비행 또는 천이 비행할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력을 증가시키고 상기 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되도록 제어할 수 있다.

상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법은, 동력을 생산하는 제1 단계; 상기 동력으로 발전기(20)를 작동시켜 전력을 생산하는 제2 단계; 전력 관리 장치(40)로 비행체(1)의 각 구성에 전력을 분배하여 제공하는 제3 단계; 상기 전력의 일부가 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되는 제4 단계; 및 상기 모터(80)로 제1 프로펠러(81)의 작동시키는 제5 단계;를 포함하고,

상기 비행체(1)가 수직 상승 또는 수직 하강할 때, 상기 발전기(20)와 상기 전력 관리 장치(40)와 상기 배터리(62)로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공되도록 제어하는 것;을 포함한다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어방법은, 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때, 순항을 위한 제2 프로펠러(82)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어되는 것을 포함할 수 있다. 더욱 상세하게, 제2 프로펠러(82)의 받음각을 0도에서 90도 또는 음의 값을 갖도록 조정가능하다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어방법은, 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82)의 동력 연결을 차단하도록 제어되는 것;을 포함할 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어방법은, 상기 비행체(1)가 순항 비행 또는 천이 비행할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력을 증가시키고 상기 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되도록 제어하는 것;을 포함할 수 있다.

기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다.

위와 같이 이루어진 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 수직 이착륙할 때 엔진에서 발생한 동력이 제2 프로펠러로 전달되더라도 패더링(Feathering) 상태가 유지되어 동력 손실을 줄일 수 있고, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 제2 프로펠러의 받음각(Angle of attack)을 조절하여 원하는 추력을 조절할 수 있으며, 순항 비행할 때 제2 프로펠러의 받음각(Angle of attack)을 조절하여 필요한 추력을 발생시킬 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 받음각 고정형 프로펠러가 채택되었을 때 클러치 장치를 추가함으로써, 수직 이착륙할 때 엔진에서 제2 프로펠러로 동력 전달을 차단하여 동력 손실을 줄일 수 있고, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 클러치 장치로 제2 프로펠러로 동력을 전달하며 엔진 제어 장치를 제어하여 엔진 출력을 조절할 수 있으며, 순항 비행할 때 클러치 장치로 제2 프로펠러에 동력을 전달하고 수직 이륙 및 수직 착륙을 위한 제1 프로펠러는 항공기 진행 방향과 일치시켜 에너지를 효율적으로 분배 및 이용할 수 있다.

한편, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 이착륙을 위하여 수직 상승 또는 수직 하강할 때, 제1 프로펠러를 이용할 수 있고, 제1 프로펠러의 작동에 엔진과 발전기와 전력 관리 장치로부터 출력되는 전원을 동시에 사용함으로써 배터리의 용량을 줄일 수 있고, 이로써 배터리 무게를 감소할 수 있으며, 배터리 감소만큼 항공기의 무게를 줄일 수 있다.

또한, 본 출 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용한 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 틸트로터 방식을 회피함으로써, 틸팅하기 위한 기계 구조를 근본적으로 제외할 수 있고, 이를 통해 항공기 중량을 줄이는 대신 항속거리는 늘릴 수 있다. 아울러, 구동원의 틸팅 과정을 제외함으로써 안정적인 수직이착륙 및 순항 비행을 구현할 수 있다. 구체적으로, 종래발명인 틸트로터 방식의 항공기가 틸팅을 수행하는 기계적 메커니즘은 상당히 복잡하고, 틸팅 과정에서 비행제어 난이도가 높아 기체의 비행 안정도가 떨어졌던 것에 비해, 본 출 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용한 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은 프로펠러의 피치제어 등을 통해 천천히 추력을 높이면서 안정적인 천이 비행을 수행할 수 있다.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에서 피치 컨트롤 프로펠러 장착 형식을 설명하기 위한 도면이다.

도 2는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에서 클러치 장치 장착 형식을 설명하기 위한 도면이다.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 계통도를 설명하기 위한 도면이다.

도 4 및 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 예를 설명하기 위한 도면이다.

도 6 및 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 다른 예를 설명하기 위한 도면이다.

도 8 및 도 9는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 또 다른 예를 설명하기 위한 도면이다.

본 발명의 이점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예를 참조하면 명확해질 것이다.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예에 대하여 상세하게 설명한다. 이하에서 설명되는 실시예는 본 발명의 이해를 돕기 위하여 예시적으로 나타낸 것이며, 본 발명은 여기서 설명되는 실시예와 다르게 다양하게 변형되어 실시될 수 있음이 이해되어야 할 것이다. 다만, 본 발명을 설명하면서 관련된 공지 기능 혹은 구성요소에 대한 자세한 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우 그 상세한 설명 및 구체적인 도시를 생략한다. 또한, 첨부된 도면은 발명의 이해를 돕기 위하여 실제 축척대로 도시한 것이 아니라 일부 구성요소의 크기가 과장되게 도시할 수 있다.

한편, 제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 상기 구성요소들은 상기 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 상기 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다. 예를 들어, 본 발명의 권리 범위를 벗어나지 않으면서 제1 구성요소는 제2 구성요소로 명명될 수 있고, 유사하게 제2 구성요소도 제1 구성요소로 명명될 수 있다.

다른 한편, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 설정된 용어들로서 이는 생산자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있으므로 그 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.

명세서 전체에 걸쳐 동일 참조 부호는 동일 구성요소를 지칭한다.

이하, 도 1부터 도 5를 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법에 관해서 설명한다. 도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에서 피치 컨트롤 프로펠러 장착 형식을 설명하기 위한 도면이다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체(1), 엔진(10), 발전기(20), 전력 관리 장치(40), 배터리 관리 시스템(60), 모터(80), 제1, 2 프로펠러(81, 82) 및 제어부(50)를 포함하여 구성할 수 있다.

상기 비행체(1)는 도 4부터 도 9에 나타낸 바와 같이 동체(2)에 고정익(4)을 갖는 구성일 수 있다.

상기 엔진(10)은 상기 비행체(1)에 설치될 수 있고, 좀 더 상세하게는 상기 고정익(4)에 설치될 수 있으며, 연료를 연소시켜 동력을 생산할 수 있다.

상기 발전기(20, ISG: Integrated starter generator)는 상기 엔진(10)에 연결될 수 있고 엔진 출력으로 작동하여 전력을 생산할 수 있다.

상기 발전기(20)는 시동 모터(starter)의 기능을 겸할 수 있고, 이로써 엔진(10)을 기동할 때 발전기(20)에 전원을 공급하여 엔진(10)을 시동할 수 있다.

상기 전력 관리 장치(40, PMU: Power management unit)는 상기 전력을 관리할 수 있고, 좀 더 상세하게는 생산되는 전력과 잉여 전력과 배터리 충전 전력 등을 관리할 수 있다.

상기 배터리 관리 시스템(60)은 제1 배터리(62)를 포함하여 구성할 수 있고, 상기 전력 관리 장치(40)로부터 제공된 전력이 상기 제1 배터리(62)에 충전될 수 있다.

상기 모터(80)는 상기 고정익(4) 또는 동체(2)에 설치될 수 있고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원을 받아 작동할 수 있다.

상기 제1 프로펠러(81)는 상기 모터(80)로 작동할 수 있다. 한편, 상기 제1 프로펠러(81)는 수직 방향으로 설치될 수 있고, 비행체(1)의 비행 목적에 따라 적절한 기울기로 기울어지도록 설치될 수 있다.

상기 제2 프로펠러(82)는 상기 엔진(10)으로 작동할 수 있다.

한편으로, 도 1에 나타낸 바와 같이, 제2 프로펠러(82)는 피치 제어 장치(100)가 갖춰질 수 있고, 피치 제어 장치(100)로 제2 프로펠러(82)의 받음각(Angle of attack)을 조절할 수 있다.

다른 한편으로, 도 2에 나타낸 바와 같이, 엔진(10)과 제2 프로펠러(82)의 사이에 클러치 장치(102)가 갖춰질 수 있고, 클러치 장치(102)는 엔진(10)으로부터 제2 프로펠러(82)로 전달되는 동력을 단절시키거나 연결할 수 있다.

상기 제어부(50)는 상기 엔진(10)과 상기 발전기(20)와 상기 모터(80)와 상기 제2 프로펠러(82)의 작동을 제어할 수 있다.

상기 제어부(50)는 엔진 제어 장치(30), 전력 관리 장치(40), 마스터 제어 유닛(Master control unit), 항공 제어 시스템(90), 비행 제어 장치(FCC: flight control computer) 등에 의하여 구현될 수 있다.

상기 엔진 제어 장치(30)는 엔진(10)의 회전수를 제어할 수 있고, 좀 더 상세하게는 스로틀 서버(12)를 개폐 제어하여 엔진(10)의 출력을 제어할 수 있다.

상기 마스터 제어 유닛은 비행체(1)를 총괄하여 제어할 수 있고, 항공 제어 시스템(90) 및 비행 제어 장치 등은 비행체(1)의 운항에 관하여 제어할 수 있고, 예를 들면 비행체(1)의 속도, 압력, 통신, 비행체의 자세 등을 제어하는 데에 이용될 수 있다.

상기 제어부(50)는 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 모터(80)에 상기 발전기(20)와 상기 전력 관리 장치(40)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공하도록 제어할 수 있다.

위와 같이 구성되는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 이착륙을 위하여 비행체(1)가 수직 상승 또는 수직 하강할 때, 제1 프로펠러(81)를 이용할 수 있고, 제1 프로펠러(81)의 작동에 엔진(10)과 발전기(20)와 전력 관리 장치(40)로부터 출력되는 전원을 동시에 사용함으로써 배터리의 용량을 줄일 수 있다.

이로써 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 배터리 무게를 감소할 수 있으며, 배터리 감소만큼 항공기의 무게를 줄일 수 있다.

[부호의 설명]

1: 비행체 2: 동체

4: 고정익 10: 엔진

12: 스로틀 서보 14: 연료 시스템

20: 발전기 22: 센서

30: 엔진 제어 장치 40: 전력 관리 장치

50: 마스터 제어 장치 60: 배터리 관리 시스템

62, 94: 제1, 2 배터리 70: 전자 속도 제어 장치

72: 전원 라인 74: 부하 검출 라인

80: 모터 81, 82: 제1, 2 프로펠러

90: 항공 제어 시스템 92: 제어 액추에이터

94: 제2 배터리 100: 피치 제어 장치

102: 클러치 장치

이하, 도 1을 참조하여 제어부(50)의 전자 제어 예를 설명한다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 수직 이착륙할 때 제1 프로펠러(81)를 이용한다. 먼저 엔진(10)은 엔진 제어 장치(30)의 제어에 따라 연료 시스템(14)으로부터 연료를 받아 동력을 출력한다.

발전기(20)는 제어부(50)에 의하여 제어될 수 있고, 상기 동력으로 작동하여 전기를 생산할 수 있다.

발전기(20)에서 생산된 전력은 전력 관리 장치(40)에 의하여 관리될 수 있고, 예를 들면 전력을 필요로 하는 것으로 배전할 수 있고, 과잉 전력이 생산되는지 모니터링하여 과잉 전력이 생산되면 엔진 제어 장치(30)를 통하여 엔진(10) 출력을 감소시키도록 제어할 수 있다.

전력 관리 장치(40)는 배터리 관리 시스템(60)으로 전력을 제공하고 배터리 관리 시스템(60)은 일부 전원을 제1 배터리(62)에 충전하고 다른 일부 전원은 모터(80)에 제공할 수 있다.

한편, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 여러 개의 모터(80)가 설치될 수 있고, 모터(80)마다 전자 속도 제어 장치(70)가 갖춰질 수 있다.

상기 각 전자 속도 제어 장치(70)는 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전력을 받을 수 있고, 상기 각 전자 속도 제어 장치(70)는 제어부(50) 또는 상기 항공 제어 시스템(90)의 명령에 따라 각 모터(80)의 속도를 개별 제어할 수 있고, 이로써 비행체(1)의 자세를 안정화할 수 있다.

한편, 피치 제어 장치(100)는 제2 프로펠러(82)가 엔진(10)과 연결되어 작동하더라도 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조절하여 제2 프로펠러의 날이 항공기의 진행방향과 평행한 유지되도록 하고, 다시 말해, 받음각을 90도에 근접하도록하여 이로써 제2 프로펠러(82)가 작동하더라도 엔진(10)에서 생성된 동력 손실을 줄일 수 있다.

또한, 피치 제어 장치(100)는 제2 프로펠러(82)가 엔진(10)과 연결되어 작동하더라도 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조절하여 제2 프로펠러의 날이 항공기의 진행방향과 수직하게 유지되도록 하고, 다시 말해, 받음각을 0도에 근접하도록하여 이로써 제2 프로펠러(82)가 작동하더라도 엔진(10)에서 생성된 동력 손실을 줄일 수 있다.

상기 제어부(50)는 상기 피치 제어 장치(100)를 제어함으로써, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어될 수 있다. 좀 더 상세하게는 제2 프로펠러(82)의 받음각이 0도에 근접하도록 제어될 수 있고, 이로써 제2 프로펠러(82)에 의한 추력이 “0”값이 되어 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않을 수 있다. 이후, 제2 프로펠러(82)의 받음각을 양의 값을 갖도록 조정하여 점진적인 추력을 얻을 수 있다. 제2 프로펠러(82)의 받음각이 "0"에 가깝기 때문에 엔진의 최대출력으로 제2 프로펠러를 회전한다고 하더라도 추력이 발생하지 않고, 엔진에서 발생하는 동력의 최대한을 전력 생산에 사용할 수 있다. 또한, 비행 안정성 및 점진적인 추력을 얻는 것과 관련하여, 제2 프로펠러(82)의 받음각을 0도 부근에서 양의 값을 갖도록 조정하는 것이, 90도 부근에서 값을 줄이는 방법보다 바람직하다.

한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행 또는 순항 비행할 때 제2 프로펠러(82)를 이용할 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조절하여 원하는 추력을 조절할 수 있다.

마찬가지로 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 순항 비행할 때 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조절하여 필요한 추력을 발생시킬 수 있다.

더욱 상세하게, 수직이륙 혹은 착륙과 순항비행 사이의 천이비행 시 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 제2 프로펠러(82)의 받음각을 80 ~ 90도 상태 또는 0도에 가까운 상태에서 제2 프로펠러(82)의 받음각을 25도 내외로 천천히 조정하여 서서히 추력을 얻게 할 수 있다. 이를 통하여 본 발명에 따른 항공기는 서서히 안전하게 천이비행에서 순항 비행으로 진입할 수 있고, 종래의 틸트로터 방식의 항공기가 천이 비행 과정에서 비행 안정성이 떨어지는 문제점을 획기적으로 줄일 수 있다. 나아가, 상기와 같이 피치제어를 통해 추력을 조정하는 경우, 엔진과 제2 프로펠러 간의 동력 연결을 클러치를 통해 제어할 때, 제2 프로펠러의 회전 속도를 조정하기 위해 과도하게 클러치를 사용하여 발생할 수 있는 클러치의 마모 등을 회피할 수 있다.

나아가, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는 제2 프로펠러(82)의 받음각을 음의 값이 갖도록 조정하여 반대방향의 추력(thrust reversal)을 얻을 수 있다. 이를 통하여, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용한 수직 이착륙 항공기는, 수직 이착륙시 항공기의 뒷쪽에서 앞으로 불어오는 배풍(Tail wind)에 능동적으로 대항하여 안정적으로 수직이착륙할 수 있다.

나아가, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 복수 개의 제2 프로펠러(82) 각각에 대해서 피치제어 할 수 있다. 이를 통하여, 수직 이륙하여 호버링(hovering)한 상태에서 제2 프로펠러의 피치값을 각각 다르게 조정하여 공중에서 정지 회전이 가능하며 진행방향을 변경할 수 있다.

이와 같이, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 능동적으로 각각의 제2 프로펠러(82)의 받음각을 0도에서 음의 값 혹은 양의 값을 갖도록 조정할 수 있어, 안정적으로 수직 이륙 및 착륙할 수 있고, 수직 이륙에서 천이비행 과정, 천이비행에서 수직 착륙 과정에서 비행 안정성을 높일 수 있다. 이를 통해, 항공기 내부의 탑승객 등의 멀미 등의 유발을 막을 수 있다. 상기 효과는 예시이며, 본 발명의 효과는 이에 한정되지 않음은 자명하다.

나아가, 본 발명에 따른 수직 이착륙 항공기의 고정익(4)의 소정의 위치에는 풍향 또는 풍량 센서(미도시)를 구비할 수 있다. 바람직하게 고정익(4)의 끝인 단부에 풍향 또는 풍량 센서를 구비하여, 항공기를 기준으로 어느 쪽에서 어느 정도의 바람이 불어오는지 센싱할 수 있고 이를 통하여 수직 이륙 및 착륙 시 능동적으로 각각의 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조정하여 안정적으로 수직 이착륙할 수 있다.

비행체(1)가 비행할 때에 양향비가 10이라고 가정하면, 순항에 필요한 추력은 수직 상승 또는 수직 하강할 때의 10분의 1 수준일 수 있고, 가속하거나 경사 비행(Dash flight)할 때 대략 5분의 1 수준일 수 있다.

즉, 비행체(1)가 수직 상승하거나 수직 하강할 때 많은 에너지가 필요하지만, 천이 비행하거나 순항 비행할 때는 상대적으로 에너지 소모가 적을 수 있고, 이로써 잉여 에너지가 생성될 수 있다. 잉여 에너지는 전기 에너지일 수 있고, 이러한 잉여 전력은 제1 배터리(62)에 충전될 수 있다.

상기 제어부(50)는 비행체(1)가 순항 비행 또는 천이 비행할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력을 증가시킬 수 있고 상기 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 제1 배터리(62)에 충전되도록 제어할 수 있다. 제1 배터리(62)가 충전됨으로써 비행체(1)의 채공 시간을 좀 더 증가시킬 수 있다.

다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 제1 프로펠러(81)와 제2 프로펠러(82)를 모두 사용할 수 있고, 비행체(1)의 비행 형태에 따라 제1 프로펠러(81)에 제공하는 전기 에너지와 제2 프로펠러(82)에 제공되는 기계적 에너지의 비율은 제어부(50)에서 제어될 수 있다.

또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 받음각 고정형 프로펠러가 채택되었을 때 클러치 장치(102)를 추가할 수 있고, 이는 도 2를 참조하여 설명한다. 도 2는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에서 클러치 장치 장착 형식을 설명하기 위한 도면이다.

상기 제어부(50)는 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82)의 동력 연결을 차단하도록 제어할 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 클러치 장치(102)를 작동시켜 엔진(10)에서 제2 프로펠러(82)로 동력 전달을 차단할 수 있고, 이로써 동력 손실을 줄일 수 있다. 상기 제어부(50)는 상기 클러치 장치(102)의 작동을 제어할 수 있다.

그리고 엔진(10)에서 생산된 기계적 에너지 전부가 발전기(20)에 제공되어 전기 생산을 증가시킬 수 있고, 이로써 모터(80)에다 대용량이면서 안정적으로 전원 공급이 가능하게 할 수 있다. 나아가 모터(80)의 안정적 작동으로 제1 프로펠러(81)가 양호하게 작동함으로써 비행체(1)의 수직 상승 또는 수직 하강이 더욱 원활하게 구현될 수 있다.

한편으로, 모터(80)마다 전자 속도 제어 장치(70)가 갖춰질 수 있다.

한편으로, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 클러치 장치(102)를 작동시켜 엔진(10)과 제2 프로펠러(82)를 연결하여 제2 프로펠러(82)가 추력을 증가시킬 수 있도록 한다. 엔진(10)은 엔진 제어 장치(30)를 제어하여 엔진 출력을 조절할 수 있으며, 순항 비행할 때 클러치 장치(102)로 엔진(10)의 동력을 제2 프로펠러(82)에 전달할 수 있다.

한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 순항 비행할 때 제1 프로펠러(81)가 항공기 진행 방향과 일치시키도록 기울어질 수 있고, 이로써 에너지를 효율적으로 분배 및 이용할 수 있다.

도 3은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 계통도를 설명하기 위한 도면이다. 앞서 설명된 기술 설명과 중복된 설명은 생략한다.

엔진(10)은 피치 제어 장치(100) 또는 클러치 장치(102)가 갖춰질 수 있다.

상기 피치 제어 장치(100)로 제2 프로펠러(82)의 받음각(Angle of attack)을 조절할 수 있고, 상기 클러치 장치(102)는 엔진(10)으로부터 제2 프로펠러(82)로 전달되는 동력을 단절시키거나 연결할 수 있다. 두 클러치 장치(102) 및 피치 제어 장치(100)를 모두 구비(미도시)할 수 있음은 물론이다.

발전기(20)는 센서(22)가 더 갖춰질 수 있고, 센서(22)는 전력 관리 장치(40)와 연결될 수 있다. 센서(22)는 발전기(20)를 모니터링할 수 있고, 검출된 제1 검출 값을 바탕으로 제어부(50)가 현재 전력 생산이 적정한지 아닌지를 판단할 수 있다.

제어부(50)는 전력 생산이 부족하면 엔진 제어 장치(30)를 통하여 스로틀 서보(12)를 개방하도록 제어하고 이로써 엔지 회전수를 증가시킬 수 있다.

반대로 제어부(50)는 전력이 과잉 생산이면 엔진 제어 장치(30)를 통하여 스로틀 서보(12)를 폐쇄하도록 제어하고 이로써 엔진 회전수를 감소시킬 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 여러 개의 모터(80)가 설치될 수 있고, 모터(80)마다 전자 속도 제어 장치(70)가 갖춰질 수 있다. 각 전자 속도 제어 장치(70)는 제어부(50)의 명령에 따라 각 모터(80)의 속도를 개별 제어할 수 있고, 이로써 비행체(1)의 자세를 안정화할 수 있다.

또한, 배터리 관리 시스템(60)의 제1 배터리(62)는 각 전자 속도 제어 장치(70)에 전원을 공급할 수 있다. 한편, 각 전자 속도 제어 장치(70)는 제2 배터리(94)에 전원 라인(72)으로 연결되어 전원을 받을 수 있다.

상기 제2 배터리(94)는 제어 액추에이터(92)를 구동시키기 위하여 전원을 제공할 수 있다. 상기 제어 액추에이터(92)는 항공 제어 시스템(90)으로부터 명령을 받아 작동할 수 있다. 제어 액추에이터(92)는 비행체(1)의 비행에 필요한 각종 장치를 작동시킬 수 있고, 예를 들면 가동익을 작동시키거나 꼬리 날개를 작동시킬 수 있다. 상기 제2 배터리(94)는 전력 관리 장치(40)로부터 전기가 충전될 수 있다.

한편, 상기 전원 라인(72)은 상기 각 전자 속도 제어 장치(70)에서 전원을 소비하는 정도에 따라 부하가 변화할 수 있다. 상기 전원 라인(72)에 부하 검출 라인(74)이 연결될 수 있고, 부하 검출 라인(74)은 상기 전원 라인(72)에 형성된 부하 값이 제2 검출 값으로 검출되어 상기 전력 관리 장치(40) 또는 제어부(50)에 제공될 수 있다.

상기 제2 검출 값이 증가하면 전력 소비가 증가하는 것으로 판단할 수 있고, 이러하면 제어부(50)는 엔진(10)의 엔진 출력을 증가시키도록 제어할 수 있다. 반대로 상기 제2 검출 값이 감소하면 전력 소비가 감소하는 것으로 판단하여 엔진(10)의 엔진 출력을 감소시키도록 제어할 수 있다.

즉. 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 제1 프로펠러(81)를 작동시키는 데에 소비되는 전력을 실시간으로 검출하여 엔진(10)의 엔진 출력을 제어함으로써 최적의 전력을 생산할 수 있다.

이하, 도 4부터 도 9를 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 다양한 실시예를 설명한다.

도 4 및 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 예를 설명하기 위한 도면이다. 도 4는 비행체(1)의 평면도이고, 도 5는 비행체(1)의 측면도이다.

도 4 및 도 5에 나타낸 바와 같이, 동체(2)의 전방 양쪽에 고정익(4)이 갖춰지고, 양쪽 고정익(4)의 전방과 후방에 모터(80)가 대략 수직 방향으로 설치되며, 모터(80)마다 제1 프로펠러(81)가 갖춰질 수 있고, 양쪽 고정익(4)에 엔진(10)이 수평 방향으로 설치되며 각 엔진(10)에 제2 프로펠러(82)가 갖춰질 수 있다.

도 6 및 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 다른 예를 설명하기 위한 도면이다. 도 6은 비행체(1)의 평면도이고, 도 7은 비행체(1)의 측면도이다.

도 6 및 도 7에 나타낸 바와 같이, 동체(2)의 양쪽에 고정익(4)이 갖춰지고, 양쪽 고정익(4)의 전방과 후방에 모터(80)가 대략 수직 방향으로 설치되며, 모터(80)마다 제1 프로펠러(81)가 갖춰질 수 있고, 양쪽 고정익(4)에 엔진(10)이 수평 방향으로 설치되며 각 엔진(10)에 제2 프로펠러(82)가 갖춰질 수 있다. 또한, 비행체(1)의 후방에 엔진(10)과 제2 프로펠러(82)가 더 갖춰질 수 있다.

도 8 및 도 9는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 또 다른 예를 설명하기 위한 도면이다. 도 8은 비행체(1)의 평면도이고, 도 9는 비행체(1)의 측면도이다.

도 8 및 도 9에 나타낸 바와 같이, 동체(2)의 후방 양쪽에 고정익(4)이 갖춰지고, 양쪽 고정익(4)의 전방과 후방에 모터(80)가 대략 수직 방향으로 설치되며, 모터(80)마다 제1 프로펠러(81)가 갖춰질 수 있고, 양쪽 고정익(4)에 엔진(10)이 수평 방향으로 설치되며 각 엔진(10)에 제2 프로펠러(82)가 갖춰질 수 있다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 도 4부터 도 9를 참조하여 설명한 바와 같이, 비행체(1)의 구조가 다양하더라도 적용이 가능할 수 있다.

이상 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 설명하였지만, 본 발명이 속하는 기술분야의 해당 업계 종사자는 본 발명이 그 기술적 사상이나 필수적 특징을 변경하지 않고 다른 구체적인 형태로 실시될 수 있다는 것을 이해할 수 있을 것이다.

그러므로 이상에서 기술한 실시예는 모든 면에서 예시적인 것이며 한정적인 것이 아닌 것으로서 이해되어야 하고, 본 발명의 범위는 후술하는 청구범위에 의하여 나타내어지며, 청구범위의 의미 및 범위 그리고 그 등가개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 비행체를 수직 이착륙 비행, 천이 비행 및 순항 비행 등의 비행을 제어하는 데에 이용할 수 있다.

따라서 본 발명은, 수직이착륙과 순항 비행 간의 추력의 큰 차이를 해결하여 가용 에너지를 효율적으로 이용할 수 있는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법을 제공하는 데 이용될 수 있다.

또한, 본 발명은 틸트로터 방식을 회피함으로써, 틸팅하기 위한 기계 구조를 근본적으로 제외할 수 있다. 이를 통해 항공기 중량을 줄이는 대신 항속거리는 늘리는데 이용될 수 있다. 또한, 구동원의 틸팅 과정을 제외함으로써 안정적인 수직이착륙 및 순항 비행을 구현하는데 이용될 수 있다.

Claims

동체(2)에 고정익(4)을 갖는 비행체(1);

상기 비행체(1)에 설치되고, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 엔진(10);

상기 엔진(10)에 연결되어 전력을 생산하는 발전기(20);

상기 전력을 관리하는 전력 관리 장치(40);

상기 전력 관리 장치(40)로부터 제공된 전력이 충전되는 배터리 관리 시스템(60);

상기 고정익(4)에 설치되고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원을 받아 작동하는 모터(80);

상기 모터(80)로 작동하는 제1 프로펠러(81);

상기 엔진(10)으로 작동하는 제2 프로펠러(82);

상기 제2 프로펠러(82)의 받음각(Angle of attack)을 조절할 수 있는 피치 제어 장치(100); 및

상기 엔진(10)과 상기 발전기(20)와 상기 모터(80)와 상기 제2 프로펠러(82)의 작동을 제어하는 제어부(50);를 포함하고,

상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 모터(80)에 상기 발전기(20)와 상기 전력 관리 장치(40)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공하도록 제어하고,

상기 제2 프로펠러(81)가 제2 방향으로 추진력을 발생시키도록 상기 엔진(10)은 상기 비행체(1)에 고정되고,

상기 제1 프로펠러(82)가 제1 방향으로 추진력을 발생시키도록 상기 모터(80)는 상기 고정익(4)에 고정되고,

상기 제1 방향 및 상기 제2 방향은 서로 동일하지 않은 방향이고,

상기 피치 제어 장치(100)는 수직이착륙 항공기가 수직이착륙 시, 원하는 추력을 생성하기 위해 상기 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조정하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
제1항에 있어서,

상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어하는 것;

을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
제1항에 있어서,

상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82)의 동력 연결을 차단하도록 제어되는 것;

을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
제1항에 있어서,

상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 순항 비행 또는 천이 비행할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력을 증가시키고 상기 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되도록 제어하는 것

을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
동력을 생산하는 제1 단계;

상기 동력으로 발전기(20)를 작동시켜 전력을 생산하는 제2 단계;

전력 관리 장치(40)로 비행체(1)의 각 구성에 전력을 분배하여 제공하는 제3 단계;

상기 전력의 일부가 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되는 제4 단계; 및

모터(80)로 제1 프로펠러(81)의 작동시키는 제5 단계;를 포함하고,

상기 비행체(1)가 수직 상승 또는 수직 하강할 때, 상기 발전기(20)와 상기 전력 관리 장치(40)와 상기 배터리(62)로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공되도록 제어하고,

상기 제2 프로펠러(82)가 제2 방향으로 추진력을 발생시키도록 상기 엔진(10)은 상기 비행체(1)에 고정되고,

상기 제1 프로펠러(81)가 제1 방향으로 추진력을 발생시키도록 상기 모터(80)는 상기 고정익(4)에 고정되고,

상기 제1 방향 및 상기 제2 방향은 서로 동일하지 않은 방향이고,

피치 제어 장치(100)는 수직이착륙 항공기가 수직이착륙 과정에서 원하는 추력을 생성하기 위해 상기 제2 프로펠러(82)의 받음각을 조정하는,

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법.
제5항에 있어서,

상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때, 순항을 위한 상기 제2 프로펠러(82)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어되는 것;

을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법.
제6항에 있어서,

상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82)의 동력 연결을 차단하도록 제어되는 것;

을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법.
제6항에 있어서,

상기 비행체(1)가 순항 비행 또는 천이 비행할 때 상기 제2 프로펠러(82)의 추력을 증가시키고 상기 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리(62)에 충전되도록 제어하는 것;

을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기용 제어 방법.
동체(2)에 고정익(4)을 갖는 비행체(1);

상기 비행체(1)에 설치되고, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 엔진(10);

상기 엔진(10)에 연결되어 전력을 생산하는 발전기(20);

상기 전력을 관리하는 전력 관리 장치(40);

상기 전력 관리 장치(40)로부터 제공된 전력이 충전되는 배터리 관리 시스템(60);

상기 고정익(4)에 설치되고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원을 받아 작동하는 모터(80);

상기 모터(80)로 작동하는 제1 프로펠러(81);

상기 엔진(10)으로 작동하는 제2 프로펠러(82);

상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82) 사이에 위치하고, 상기 엔진(10)으로부터 상기 제2 프로펠러(82)로 전달되는 동력을 단절시키거나 연결하는 클러치 장치(102); 및

상기 엔진(10)과 상기 발전기(20)와 상기 모터(80)와 상기 제2 프로펠러(82) 및 상기 클러치 장치(102)의 작동을 제어하는 제어부(50);를 포함하고,

상기 제어부(50)는 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 모터(80)에 상기 발전기(20)와 상기 전력 관리 장치(40)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공하도록 제어하고,

상기 제2 프로펠러(82)가 제2 방향으로 추진력을 발생시키도록 상기 엔진(10)은 상기 비행체(1)에 고정되고,

상기 제1 프로펠러(81)가 제1 방향으로 추진력을 발생시키도록 상기 모터(80)는 상기 고정익(4)에 고정되고,

상기 제1 방향 및 상기 제2 방향은 서로 동일하지 않은 방향이고,

상기 제어부(50)는 상기 클러치 장치(102)를 통하여 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 엔진(10)과 상기 제2 프로펠러(82)의 동력 연결을 차단하도록 제어하는, 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.