WO2020184934A1 - 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 - Google Patents

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 Download PDF

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WO2020184934A1
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lift
vehicle
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문창모
문지호
김성수
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문창모
용비에이티(주)
문지호
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Definitions

  • the present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid electric propulsion system.
  • An energy source with high specific energy and a power device capable of converting it are required for long-term flight, but an energy source with high specific power and a device capable of converting it are required for vertical takeoff and landing. .
  • vertical take-off and landing aircraft using a hybrid electric propulsion system use the power of the engine and battery power to operate the propeller, such as an abnormality in the engine, a failure of the generator installed in the engine, or the main battery power is unstable. If an abnormality occurs, the amount of power available may be insufficient and normal vertical landing may be difficult.
  • conventional vertical take-off and landing aircraft or fixed-wing aircraft lose flight control in an emergency, resulting in a sudden increase in flight speed, and as a result, there is a problem of seriously colliding with the ground, and in this case, most of the passengers generally lead to death.
  • Patent Document 1 KR 10-2011-0112402 A
  • Patent Document 2 KR 10-1667330 B1
  • Patent Document 4 KR 10-1638964 B1
  • the technical problem to be achieved by the present invention is to provide a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid electric propulsion system, which can make an emergency landing when it is determined that normal vertical landing is difficult due to insufficient mobilization power.
  • a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid electric propulsion system for achieving the above technical problem is a first variable pitch control for controlling the pitch of the lift propeller 111 to generate lift in the vehicle 1 Device 121; A second variable pitch control device 122 for controlling the pitch of the thrust propeller 112 to generate thrust in the vehicle 1; A control unit 50 mounted on the aircraft 1 and controlling using the emergency battery 72 when an abnormality occurs in the battery management system 60; And an airborne control system 90 for controlling the attitude of the aircraft 1 and setting a flight route; and
  • the automatic change to the destination selects the nearest landing site not overpassed in the flight route as the first priority, and the first priority landing site is emergency. If it's too far to fly, it might be choosing the nearest landing area as second priority.
  • the automatic change to the destination is a first feature that will interfere with the glide flight to the destination or a second feature that cannot land. If this exists, it may be to search and select the landing site again to avoid the first and second features.
  • the vehicle 1 descends in the second control step (S2) to increase the flight speed to maintain the lift of the vehicle 1
  • the first variable pitch control device 121 is controlled so that the second variable pitch control device 122 is controlled so that air resistance to the flight of the aircraft 1 is minimized.
  • the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system when the vehicle 1 reaches a height capable of vertical landing in the fourth control step (S4), the lift propeller 111
  • the first variable pitch control device 121 may be controlled so that the lift force gradually decreases
  • the second variable pitch control device 122 may be controlled so that the thrust does not act on the aircraft at the moment of landing.
  • the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system according to the embodiment of the present invention made as described above is provided so that a propeller with a rotation axis arranged in a vertical direction is fixed to the main wing, and the propeller adjusts the pitch angle to minimize air resistance.
  • Aileron, rudder, elevator, etc. can be used to narrow the no-fly area as much as possible, thereby realizing a safe vertical landing of the vehicle.
  • FIG. 1 is a view for explaining a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid electric propulsion system according to an embodiment of the present invention.
  • 4 to 6 are diagrams for explaining a space in which the vertical take-off and landing aircraft can attempt vertical landing.
  • FIG. 7 is a schematic diagram for explaining the operation of the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system according to an embodiment of the present invention.
  • the aircraft 1 may have a main wing 4, an auxiliary wing 5 and a vertical wing 6 in the fuselage 2.
  • the main wing 4 may be equipped with an aileron 91, and the aileron 91 may be controlled by the aviation control system 90, and increase or decrease the left and right lift of the aircraft 1 according to the attitude of the aileron 91 (Rolling) can be made.
  • the vertical wing 6 may have a rudder 93 installed, and the rudder 93 may be controlled by the aviation control system 90, and the flight direction of the aircraft 1 is switched according to the attitude of the rudder 93 Can be.
  • the engine 10 may be installed on the flight vehicle 1, more specifically, may be installed on the fuselage 2, and may generate power by burning fuel.
  • the engine 10 receives fuel from the fuel system 14 under the control of the engine control device 30 and outputs power.
  • the engine control device 30 may control the number of revolutions of the engine 10, and more specifically, may control the output of the engine 10 by controlling a throttle server.
  • the generator 20 (ISG: Integrated starter generator) may be connected to the engine 10 and may be operated as an engine output to generate electric power.
  • the generator 20 may also function as a starter, and thus, when starting the engine 10, power is supplied to the generator 20 to start the engine 10.
  • the power management unit 40 may manage the power, and in more detail, may manage generated power, surplus power, battery charging power, and the like.
  • the power produced by the generator 20 can be managed by the power management device 40, for example, it can be distributed as power is required, and if excess power is produced by monitoring whether excess power is produced, the engine control device It is possible to control to reduce the engine 10 output through 30.
  • the battery management system 60 may include a main battery 62, and power provided from the power management device 40 may be charged in the main battery 62.
  • the lift propeller 111 may operate as the motor 80.
  • the lifting propeller 111 may be fixedly disposed in a vertical direction with respect to the body 2, the rotation shaft, whereby the lifting propeller 111 can generate a lift force to the aircraft (1).
  • the tilting structure may be excluded beforehand, and thus it may be advantageous in reducing the weight of the vehicle 1. Since the structure of the tilting structure is complex, the overall weight of the aircraft is increased, and the tilting structure can reduce flight stability when the aircraft rushes from vertical take-off and landing to cruising.
  • the lift propeller 111 is controlled by the first variable pitch control device 121 to adjust the angle of attack, and the lift force may be increased or decreased as the angle of attack of the lift propeller 112 changes.
  • the thrust propeller 112 may operate as the engine 10.
  • the thrust propeller 112 may generate thrust in the vehicle 1.
  • the thrust propeller 112 may be controlled by the second variable pitch control device 122 to adjust an angle of attack, and the thrust may increase or decrease as the angle of attack of the thrust propeller 112 changes. .
  • the aviation control system 90 is mounted on the aircraft 1 to collect and receive information from various sensors, control various electronic control devices, and determine whether or not the electronic control device is abnormal based on the collected information. can do.
  • the control unit 50 may be implemented by an engine control device 30, a power management device 40, a master control unit, an aviation control system 90, or the like.
  • the motor 80 When the vehicle 1 is vertically taken off and landed, the motor 80 is supplied with power from the generator 20, the power management device 40, and the battery management system 60 at the same time. ) Can be controlled to provide.
  • the various electric signal values controlled by the battery management system 60 to be output are abnormal, an output problem occurs in the engine 10, or the engine control device 30 This can be known as the case where (10) cannot be controlled normally.
  • the generator 20 When the engine 10 is stopped, the generator 20 does not produce power, and the battery is not charged.
  • the flight control system 90 may control the attitude of the aircraft 1 and set a flight route. Controlling the posture of the aircraft 1 may be implemented by controlling the aileron 91, the elevator 92, the rudder 93, and the like.
  • the first control step S1 is a step of resetting the destination.
  • the vehicle 1 can receive power using the emergency battery 72, but the amount of power is limited, so the destination is reset to a safe landing site as close as possible.
  • the vehicle 1 can glide to the first space (CEP-1) required for landing or to the point (T) where it enters the wider second space (CEP-2) in consideration of safety. As shown in Fig. 5, it is possible to enter the first and second spaces CEP-1 and CEP-2 from any direction.
  • the second control step S2 can be controlled to maintain lift and minimize air resistance of the flight.
  • the vehicle 1 may glide due to the inertia of its own speed or by natural wind, but it may be unstable, so it is possible to maintain lift by operating the lift propeller 111.
  • the thrust propeller 112 may reduce resistance by changing the pitch angle to be parallel to the flight direction.
  • a descending flight may be performed.
  • the lift force when reaching over a destination in which an emergency landing can be attempted, the lift force may be improved, and the nose may be controlled to change to an upward direction. That is, when approaching the landing point, the aircraft control system changes the nose upward.
  • the fourth control step S4 may be a step of controlling the lift force to gradually decrease, and controlling the second variable pitch control device 122 so that thrust does not act on the aircraft at the moment of landing.
  • the destination is set as the most safe landing site and the power of the emergency battery 72 is maximized. You can try to land vertically while saving and ensuring safety.
  • A is the minimum altitude at which the vehicle flying in place can safely land.
  • B is the maximum altitude that can be safely landed during takeoff.
  • C is an altitude and a speed at which a safe landing is possible.
  • the air vehicle 1 showing a fixed wing shape may be an air vehicle having a fixed wing, such as the main wing 4 or the auxiliary wing 5.
  • A-1 is the minimum altitude at which the aircraft flying in place can safely land, and it can be seen that the height H is significantly lowered compared to A of FIG. 2.
  • B is the maximum altitude that can be safely landed when taking off.
  • C-1 is an altitude and speed at which safe landing is possible. It can be seen that the height H is significantly lowered compared to C of FIG. 2.
  • CEP-1 of FIG. 4 is a first space required for the aircraft 1 to land, and CEP-2 of FIG. 4 is a second space that is wider in consideration of safety.
  • H in FIG. 4 is the height (H) when the vehicle 1 attempts an emergency landing.
  • the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system uses a lift propeller 111 during vertical take-off and landing.
  • the control unit 50 controls the first and second variable pitch control devices 121 and 122, so that the thrust of the thrust propeller 112 is not at all in the flight of the vehicle 1 when the vehicle 1 takes off and lands vertically. Can be controlled to reduce so as not to affect.
  • the angle of attack of the thrust propeller 112 may be controlled to be close to 0 degrees, whereby the thrust by the thrust propeller 112 becomes a "0" value, which has no effect on the flight of the aircraft 1 I can not give it.
  • the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system may use the thrust propeller 112 when performing a transition flight or cruise flight.
  • the desired thrust can be adjusted by adjusting the angle of attack of the thrust propeller 112 at the transition flight altitude during transition flight.
  • the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system can generate the necessary thrust by adjusting the angle of attack of the thrust propeller 112 during cruise flight.
  • the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid electric propulsion system can use both the lift propeller 111 and the thrust propeller 112 when the transition flight, and the flight type of the aircraft 1 Accordingly, the ratio of the electric energy provided to the lift propeller 111 and the mechanical energy provided to the thrust propeller 112 may be controlled by the controller 50.
  • the aviation control system 90 warns the pilot to know that it is an emergency situation, receives a destination manually by the pilot, and automatically enters if there is no input within the set time. It could be changing to a destination.
  • the embodiment of the present invention can induce a safe vertical landing by automatically changing a destination in the air control system 90 if there is no input of a destination within a set time.
  • the set time may be limited to within 5 to 10 seconds immediately after notifying the emergency situation. That is, even if the pilot does not notice the warning for unknown reasons, the safety of the pilot can be ensured by changing the destination as quickly as possible.
  • the automatic change to the destination is to select the nearest landing site that is not overlooked in the flight route as first priority, and when the first priority landing site is too far for emergency flight, the closest landing site is selected as second priority. I can.
  • the first destination may be input again.
  • the flight route may be generally set to the shortest distance while avoiding the no-fly zone with respect to the destination. Since the amount of power of the emergency battery 72 is limited, the destination must be selected within a flight distance.
  • the vertical take-off and landing aircraft can induce a safe landing by automatically selecting an optimal landing site destination in consideration of distance and flight direction.
  • the automatic change to the destination is a first feature that will interfere with the glide flight to the destination or a first feature that cannot be landed. If there are two features, the first and second features may be searched for and selected again to avoid the first and second features.
  • the first feature may be a mountain, a building, or a sculpture that may be hit when the aircraft glides through it.
  • the second geographical feature may be a river, a river, a bridge, a village, a city, or the like.
  • the first and second features can be identified in the map data of the automatic navigation system, so that the aircraft can search for a landing destination that can minimize the risk of an accident.
  • the first variable pitch control device 121 is controlled to maintain the lift force of the vehicle 1, and the second variable pitch control device 121 is controlled to minimize air resistance to the flight of the vehicle 1 It may be to control the pitch control device 122.
  • the lift force may decrease.
  • the vertical take-off and landing aircraft increases the speed using gravity while flying down, thereby increasing the lift force. It can rise again by increasing it, and it is possible to compensate for the lift by controlling to increase the lift of the lift propeller 111.
  • the thrust propeller 112 can reduce air resistance to a minimum by adjusting the direction of the blade to be parallel to the flight direction, thereby ensuring a safer flight.
  • the first variable pitch control device 121 is configured to increase the lift of the lift propeller 111 when the vehicle 1 approaches a destination where an emergency landing can be attempted. Control, and the aerial control system 90 may control the nose to be switched in an upward direction.
  • the first variable pitch control device 121 is controlled so that the lift force of the lift propeller 111 gradually decreases when the vehicle 1 reaches a height capable of vertical landing, and landing It may be to control the second variable pitch control device 122 so that the thrust does not act on the aircraft at the moment.
  • the vertical take-off and landing aircraft can slowly attempt vertical landing after vertical landing or gliding, and since thrust is not generated in the vehicle 1 immediately after landing, it can stay in place at the landing position. .
  • a target landing site is set to glide to the landing site, and the first space required for the aircraft 1 to land (CEP -1) Or, in consideration of safety, descend to create lift after passing through the point (T) entering the wider second space (CEP-2), and when it is lowered to a predetermined height, the nose is raised and the flight speed rises. And then you can try to make an emergency landing in the vertical direction again.
  • the vertical take-off and landing aircraft can perform a stable landing close to the normal vertical take-off and landing in an emergency situation, and the aircraft suddenly falls to the ground due to a malfunction of a power source such as a thrust or a lift driving device or a battery. Extreme situations leading to occupant death can be avoided.
  • a power source such as a thrust or a lift driving device or a battery.

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Abstract

본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 엔진(10), 발전기(20), 엔진제어장치(30), 파워 관리장치(40), 제어부(50), 배터리 관리 시스템(60), 메인 배터리(62) 등에 이상이 발생하여 정상 비행이 곤란하면, 목적지로 변경하는 제1 제어 단계(S1); 상기 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)까지 활공 비행하고, 상기 지점(T)을 통과한 후에 양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어하는 제2 제어 단계(S2); 양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 제3 제어 단계(S3); 및 양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 제4 제어 단계(S4);를 포함하여 비행체에 작용할 충격을 최소화하여 수직 착륙할 수 있다. [대표도] 도 7

Description

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기
본 발명은 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에 관한 것이다.
헬리콥터와 같은 회전익에 기반을 둔 수직이착륙 항공기는 별도의 이착륙 시설이나 장비가 필요하지 않은 장점이 있으나, 고속 비행, 장기 체공 및 고고도 성능에서는 동급의 메인 날개 기체와 비교하면 성능이 낮다.
전기 모터부터 제트 엔진까지 다양한 추진시스템의 선정이 가능한 메인 날개 기체에 비교하여 엔진의 축 마력에 의존하는 수직이착륙 항공기는 기체의 중량이 작을수록 추진시스템의 선택이 제한된다.
특히, 최대이륙중량(Maximum take-off weight: MTOW)이 10kg~300kg 내외로 작은 소형 항공기에 널리 사용되는 왕복 엔진은 출력 대비 중량 비율이 2 내외로 매우 작다. 수직이착륙에 필요한 동력을 공급하기 위해서, 엔진의 부피와 무게가 동급의 메인 날개 기체와 비교하면 매우 커지게 되고, 항공기 건조 중량(empty weight)과 비교하여 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.
한편으로, 수직 이착륙 항공기는 메인 날개에 프로펠러를 설치하되 그 프로펠러의 회전축을 수평 자세에서 수직 자세로 전환할 수 있도록 하는 틸팅(Tilting) 구조를 적용하고 있다. 상기 틸팅 구조는 수직 이착륙 항공기가 수직 이착륙하고자 할 때 프로펠러 회전축이 수직 자세를 취하도록 하고, 수직 이착륙 항공기가 순항 비행하고자 할 때 프로펠러 회전축이 수평 자세를 취하도록 하며, 비행 자세에 따라 프로펠러 회전축의 기울기를 가변시킬 수 있다. 그러나 상기 틸팅 구조는 수많은 기계 구성요소가 필요하고, 이로써 비행 중량이 증가하므로 장시간 비행하는 데에 불리한 문제가 있다.
다른 한편으로, 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는 엔진의 동력과 배터리 전원을 이용하여 프로펠러를 작동시키는데, 엔진에 이상이 발생하거나, 엔진에 장착된 발전기가 고장이거나, 메인 배터리 전원이 불안정한 등의 이상이 발생하면 사용할 수 있는 전력량이 부족하여 정상적인 수직 착륙이 곤란할 수 있다. 구체적으로, 종래 수직이착륙 항공기 혹은 고정익 항공기는 비상시 비행 제어를 잃게 되어 급격히 추락 비행 속도가 증가하게 되고, 그 결과 지면과 심각하게 충돌하는 문제점이 있으며, 이 경우 일반적으로 탑승객 대부분이 사망에 이르게 된다.
본 발명은 이러한 문제점을 해결, 특히 고정익 수직이착륙 비행 플랫폼에서 비상시 안정하게 착륙할 방법을 제공하기 위한 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, 동원 가능한 전력량이 부족하여 정상적인 수직 착륙이 어렵다고 판단될 때 비상 착륙할 수 있는, 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기를 제공하는데, 그 목적이 있다.
상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체(1)에 양력을 발생시키도록 양력 프로펠러(111)의 피치를 제어하는 제1 가변 피치 제어장치(121); 비행체(1)에 추력을 발생시키도록 추력 프로펠러(112)의 피치를 제어하는 제2 가변 피치 제어장치(122); 비행체(1)에 탑재되어 배터리 관리 시스템(60)에 이상이 발생하면 비상 배터리(72)를 이용하여 제어하는 제어부(50); 및 비행체(1)의 자세를 제어하고 비행 항로를 설정하는 항공 제어 시스템(90);을 포함하고,
목적지를 재설정하는 제1 제어 단계(S1);
상기 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)까지 활공 비행하고, 상기 지점(T)을 통과한 후에 양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어하는 제2 제어 단계(S2);
양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 제3 제어 단계(S3); 및
양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 제4 제어 단계(S4);를 포함한다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제1 제어 단계(S1)에서 항공제어시스템(90)은 조종사가 비상 상황임을 알 수 있도록 경고하고 조종사에 의하여 수동으로 목적지를 입력받으며, 설정된 시간 내에 입력이 없으면 자동으로 목적지로 변경하는 것을 포함할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 비행 항로에서 지나치지 않은 가장 가까운 착륙장을 1순위로 선택하고, 1순위의 착륙장이 비상 비행하기에 너무 멀 때 가장 가까운 착륙장을 2순위로 선택하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 목적지까지의 활공 비행에 방해될 제1 지형지물 또는 착륙할 수 없는 제2 지형지물이 존재하면, 상기 제1, 2 지형지물을 회피하도록 착륙장을 다시 탐색하여 선택하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제2 제어 단계(S2)에서 상기 비행체(1)가 강하하여 비행 속도를 높여 상기 비행체(1)의 양력을 유지하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하며, 비행체(1)의 비행에 공기 저항이 최소화하도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제3 제어 단계(S3)에서 상기 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 접근하면 상기 양력 프로펠러(111)의 양력이 향상하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 상기 항공 제어 시스템(90)은 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 것일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 제4 제어 단계(S4)에서 상기 비행체(1)가 수직 착륙할 수 있는 높이에 도달하면 양력 프로펠러(111)의 양력이 점차 감소하도록 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다.
위와 같이 이루어진 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 회전축이 수직 방향으로 배치된 프로펠러가 메인 날개에 고정되도록 제공되고, 프로펠러는 피치 각도를 조절하여 공기 저항을 최소화하며, 에일러론, 러더, 엘리베이터 등의 조정면을 활용할 수 있어 비행 금지 영역을 최대한 좁힐 수 있고, 이로써 비행체의 안전한 수직 착륙을 구현할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다.
도 2 및 도 3은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙할 때 수직 착륙이 가능한 고도와 속도의 상관 그래프이다.
도 4부터 도 6은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙을 시도할 수 있는 공간을 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 작동을 설명하기 위한 계통도 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 대해 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.
[부호의 설명]
1: 비행체 2: 동체
4: 메인 날개 5: 보조 날개
6: 수직 날개
10: 엔진 14: 연료 시스템
20: 발전기 30: 엔진 제어장치
40: 파워 관리장치 50: 제어부
60: 배터리 관리 시스템 62: 메인 배터리
70: 항공 시스템 배터리
72: 비상 배터리 80: 모터
90: 항공 제어 시스템 91: 에일러론(Aileron)
92: 엘리베이터(Elevator) 93: 러더(Rudder)
111: 양력 프로펠러 112: 추력 프로펠러
121,122: 제1, 2 가변 피치 제어장치
이하, 도 1부터 도 7을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기에 관해서 설명한다. 도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기를 설명하기 위한 도면이다. 도 2 및 도 3은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙할 때 수직 착륙할 수 있는 고도와 속도의 상관 그래프이다. 도 4부터 도 6은 수직이착륙 항공기가 수직 착륙을 시도할 수 있는 공간을 설명하기 위한 도면이다. 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 작동을 설명하기 위한 계통도 도면이다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 비행체(1), 엔진(10), 발전기(20), 파워 관리 장치(40), 제어부(50), 배터리 관리 시스템(60), 모터(80), 항공제어시스템(90), 양력 프로펠러(111) 및 추력 프로펠러(112)를 포함하여 구성할 수 있다.
상기 비행체(1)는 동체(2)에 메인 날개(4)와 보조 날개(5)와 수직 날개(6)를 갖는 구성일 수 있다.
메인 날개(4)는 에일러론(91)이 설치될 수 있고, 에일러론(91)은 항공 제어 시스템(90)으로 제어될 수 있으며, 에일러론(91)의 자세에 따라 비행체(1)의 좌우 양력을 증감(Rolling)시킬 수 있다.
보조 날개(5)는 엘리베이터(92)가 설치될 수 있고, 엘리베이터(92)는 항공 제어 시스템(90)으로 제어될 수 있으며, 엘리베이터(92)의 자세에 따라 비행체(1)의 기수가 올려지거나 내려질 수 있다.
수직 날개(6)는 러더(93)가 설치될 수 있고, 러더(93)는 항공 제어 시스템(90)으로 제어될 수 있으며, 러더(93)의 자세에 따라 비행체(1)의 비행 방향이 전환될 수 있다.
상기 엔진(10)은 상기 비행체(1)에 설치될 수 있고, 좀 더 상세하게는 상기 동체(2)에 설치될 수 있으며, 연료를 연소시켜 동력을 생산할 수 있다. 엔진(10)은 엔진 제어장치(30)의 제어에 따라 연료 시스템(14)으로부터 연료를 받아 동력을 출력한다. 상기 엔진 제어장치(30)는 엔진(10)의 회전수를 제어할 수 있고, 좀 더 상세하게는 스로틀 서버를 제어하여 엔진(10)의 출력을 제어할 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 파워 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.
발전기(20)에서 생산된 전력은 파워 관리 장치(40)에 의하여 관리될 수 있고, 예를 들면 전력이 있어야 하는 것으로 배전할 수 있고, 과잉 전력이 생산되는지 감시하여 과잉 전력이 생산되면 엔진 제어장치(30)를 통하여 엔진(10) 출력을 감소시키도록 제어할 수 있다.
상기 배터리 관리 시스템(60)은 메인 배터리(62)를 포함하여 구성할 수 있고, 상기 파워 관리 장치(40)로부터 제공된 전력이 상기 메인 배터리(62)에 충전될 수 있다.
파워 관리 장치(40)는 배터리 관리 시스템(60)으로 전력을 제공하고 배터리 관리 시스템(60)은 일부 전원을 메인 배터리(62)에 충전하고 다른 일부 전원은 모터(80)에 제공할 수 있다.
상기 모터(80)는 상기 동체(2), 상기 메인 날개(4) 및 상기 보조 날개(5)에 설치될 수 있고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원을 받아 작동할 수 있다.
상기 양력 프로펠러(111)는 상기 모터(80)로 작동할 수 있다. 한편, 상기 양력 프로펠러(111)는 회전축이 동체(2)를 기준으로 수직 방향으로 고정 배치될 수 있고, 이로써 양력 프로펠러(111)는 비행체(1)에 양력을 발생시킬 수 있다.
상기 양력 프로펠러(111) 또는 상기 모터(80)의 자세는 고정되어 있으므로, 종전에 틸팅 구조를 배제할 수 있어 비행체(1)의 무게를 경량화하는 데에 유리할 수 있다. 틸팅 구조가 갖는 구조가 복잡하여 기체의 전체 중량을 늘리고, 또한, 틸팅 구조를 통해 항공기가 수직이착륙 상태에서 순항 상태로 돌입할 때의 비행 안정성을 떨어뜨릴 수 있다.
양력 프로펠러(111)는 제1 가변 피치 제어장치(121)로 제어되어 받음 각도(Angle of attack)를 조절할 수 있고, 양력 프로펠러(112)의 받음 각도가 변화함에 따라 양력이 증감될 수 있다.
상기 추력 프로펠러(112)는 상기 엔진(10)으로 작동할 수 있다. 추력 프로펠러(112)는 비행체(1)에 추력을 발생시킬 수 있다. 또한, 추력 프로펠러(112)는 제2 가변 피치 제어장치(122)로 제어되어 받음 각도(Angle of attack)를 조절할 수 있고, 추력 프로펠러(112)의 받음 각도가 변화함에 따라 추력이 증감될 수 있다.
상기 항공제어시스템(90)은 비행체(1)에 탑재되어 각종 감지기로부터 정보를 수집하여 입력받고, 각종 전자제어기기를 제어할 수 있으며, 각 수집되는 정보를 바탕으로 전자제어기기의 이상 여부를 판단할 수 있다.
좀 더 상세하게는, 배터리 관리 시스템(60)에 이상이 발생하면 비상 배터리(72)를 이용하여 제어할 수 있다.
상기 제어부(50)는 상기 엔진(10)과 상기 발전기(20)와 상기 모터(80)와 상기 추력 프로펠러(112)의 작동을 제어할 수 있다.
상기 제어부(50)는 엔진 제어장치(30), 파워 관리 장치(40), 마스터 제어 유닛(Master control unit), 항공 제어 시스템(90) 등에 의하여 구현될 수 있다.
상기 마스터 제어 유닛은 비행체(1)를 총괄하여 제어할 수 있고, 항공 제어 시스템(90) 및 비행 제어장치 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 파워 관리 장치(40)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 모터(80)에 제공하도록 제어할 수 있다.
배터리 관리 시스템(60)의 이상 여부는, 배터리 관리 시스템(60)으로 제어되어 출력될 각종 전기신호 값이 비정상이거나, 엔진(10)에 출력에 문제가 발생하거나, 엔진 제어장치(30)에서 엔진(10)을 정상적으로 제어하지 못하는 경우 등으로 알 수 있다.
엔진(10)이 정지되면 발전기(20)는 전원을 생산하지 못하고, 배터리 충전은 이루어지지 않는다.
또한, 배터리 관리 시스템(60)에 문제가 발생하면 배터리에 이상이 없음에도 전력이 정상적으로 출력되지 않을 수 있다.
어느 경우이든 양력 프로펠러(111)와 추력 프로펠러(112)를 정상적으로 작동시킬 수 없으므로 정상적인 비행이 곤란하여 비상 착륙을 시도하여야 한다.
항공 제어 시스템(90)은 비행체(1)의 자세를 제어하고 비행 항로를 설정할 수 있다. 비행체(1)의 자세를 제어하는 것은, 에일러론(91), 엘리베이터(92), 러더(93) 등을 제어함으로써 구현될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 앞서 설명한 바와 같이, 비상 상황이 발생하면 비행체(1)를 최대한 신속하고 안전하게 착륙시킬 수 있다.
이하에서 도 4부터 도 6을 참조하여 제어 단계별로 좀 더 상세하게 설명한다.
제1 제어 단계(S1)는 목적지를 재설정하는 단계이다. 비행체(1)에는 비상 배터리(72)를 이용하여 전력을 받을 수 있지만, 전력량에 한계가 있으므로 최대한 가깝고 안전한 착륙장으로 목적지를 재설정한다.
이후, 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)까지 활공 비행할 수 있고, 도 5에 나타낸 바와 같이, 제1, 2 공간(CEP-1, CEP-2)에는 사방 어느 방향에서라도 진입할 수 있다.
특히, 비행체(1)의 고도가 너무 높아 비상 착륙을 시도하기에 사고 위험 부담이 있는 때 제1, 2 공간(CEP-1, CEP-2)에 진입하기 전에 선회 비행 또는 활공 비행을 하여 비행체(1)의 고도를 낮추어 도 5에 나타낸 바와 같이, 제1, 2 공간(CEP-1, CEP-2)에는 사방 어느 방향에서라도 진입하여 비상 착륙을 시도할 수 있다.
제2 제어 단계(S2)는 양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어할 수 있다. 좀 더 상세하게는 비행체(1)의 자체 속도의 관성으로 또는 자연 바람에 의하여 활공 비행할 수 있지만, 불안정할 수 있으므로 양력 프로펠러(111)를 작동시켜 양력을 유지할 수 있다. 또한, 추력 프로펠러(112)는 피치 각도를 비행 방향과 평행하도록 변화시켜 저항을 줄일 수 있다.
제2 제어 단계(S2)를 진행하는 동안에 하강 비행이 이루어질 수 있다.
제3 제어 단계(S3)는 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 도달하면 양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어할 수 있다. 즉, 착륙 지점에 근접하면 항공 제어 시스템으로 기수를 상향으로 변화시킨다.
제4 제어 단계(S4)는 양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 단계일 수 있다.
위와 같이 구성되는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 전원 공급에 이상이 발생하면, 가장 안전하다고 판단되는 착륙장으로 목적지를 설정하고 비상 배터리(72)의 전력을 최대한 아끼면서 안전을 확보한 상태로 수직 착륙을 시도할 수 있다.
도 2를 참조하여 회전익 항공기(Helicopter)의 비상 착륙할 때 안전 착륙을 위한 자동 비행을 설명한다.
도 2는 비행체의 높이(H)와 비행 속도(V)의 상관관계 선도(kn)에 따라 착륙할 수 있는 고도와 속도를 나타낸 것이다.
도 2에서 A는 제자리 비행하는 비행체가 안전하게 착륙할 수 있는 최소 고도이다.
도 2에서 B는 이륙할 때 안전 착륙할 수 있는 최대 고도이다.
도 2에서 C는 안전 착륙할 수 있는 고도와 속도이다.
도 2에서 D는 비행체의 속도가 너무 빨라 착륙할 수 없는 영역이다.
도 3은 고정익 형태를 보이는 비행체의 높이(H)와 비행 속도(V)의 상관관계 선도(kn-1)에 따라 착륙할 수 있는 고도와 속도를 나타낸 것이다. 고정익 형태를 보이는 비행체(1)는 메인 날개(4) 또는 보조 날개(5)처럼 고정 날개를 갖는 비행체일 수 있다.
도 3을 참조하여 고정익 비행체의 비상 착륙할 때 안전 착륙을 위한 자동 비행을 설명한다.
도 3에서 A-1은 제자리 비행하는 비행체가 안전하게 착륙할 수 있는 최소 고도이고, 이는 도 2의 A와 비교하면 높이(H)가 현저하게 낮아짐을 알 수 있다.
도 3에서 B는 이륙할 때 안전 착륙할 수 있는 최대 고도이다.
도 3에서 C-1는 안전 착륙할 수 있는 고도와 속도이다. 이는 도 2의 C와 비교하면 높이(H)가 현저하게 낮아짐을 알 수 있다.
도 3에서 D-1은 비행체의 속도가 너무 빨라 착륙할 수 없는 영역이다. 이는 도 2의 D와 비교하면 속도(V)가 현저하게 빠름을 알 수 있다.
즉, 도 2와 도 3의 비교에서 알 수 있듯이, 고정익을 갖는 비행체(1) 또는 고정익과 회전익을 모두 갖는 비행체(1)는 회전익만을 갖는 비행체에 비교하여 안전 착륙을 금지하는 영역이 감소하는 것을 알 수 있고, 훨씬 다양한 환경에서 비상 착륙을 시도할 수 있으며, 이착륙을 시도할 수 있는 영역이 넓어지는 이점이 있다.
앞서 설명된 착륙장에 근접하는 것에 대하여 도 4부터 도 6을 참조하여 부가 설명한다.
도 4에는 비행체(1)에 고장이 발생하여 비행체(1)는 활공 비행을 시도하고 비상 착륙을 시도하는 시점(T)부터 나타낸다.
도 4의 a는 자동 비상 착륙을 시도하는 비행체(1)가 지면(G)에 대한 접근 각도이다.
도 4의 CEP-1은 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간이고, 도 4의 CEP -2는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간을 설정한 것이다.
도 4의 H는 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 때의 높이(H)이다.
즉, 상기 접근 각도와 높이가 만나는 지점(T)에 비행체(1)가 도달하면 착륙장에 접근한 것으로 이해할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 수직 이착륙할 때 양력 프로펠러(111)를 이용한다.
상기 제어부(50)는 상기 제1, 2 가변 피치 제어장치(121, 122)를 제어함으로써, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(112)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어될 수 있다. 좀 더 상세하게는 추력 프로펠러(112)의 받음 각도가 0도에 근접하도록 제어될 수 있고, 이로써 추력 프로펠러(112)에 의한 추력이 "0" 값이 되어 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않을 수 있다.
한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행 또는 순항 비행할 때 추력 프로펠러(112)를 이용할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 추력 프로펠러(112)의 받음 각도(Angle of attack)를 조절하여 원하는 추력을 조절할 수 있다.
마찬가지로 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 순항 비행할 때 추력 프로펠러(112)의 받음각(Angle of attack)을 조절하여 필요한 추력을 발생시킬 수 있다.
한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 양력 프로펠러(111)와 추력 프로펠러(112)를 모두 사용할 수 있고, 비행체(1)의 비행 형태에 따라 양력 프로펠러(111)에 제공하는 전기 에너지와 추력 프로펠러(112)에 제공되는 기계적 에너지의 비율은 제어부(50)에서 제어될 수 있다.
다른 한편으로, 상기 제1 제어 단계(S1)는, 항공제어시스템(90)은 조종사가 비상 상황임을 알 수 있도록 경고하고, 조종사에 의하여 수동으로 목적지를 입력받으며, 설정된 시간 내에 입력이 없으면 자동으로 목적지로 변경하는 것일 수 있다.
비행체(1)는 비행 속도가 매우 빠르므로 빠른 결정이 필요할 수 있고, 조종사가 머뭇거리다가 중요한 판단을 놓칠 수 있다. 이러한 관점에서 본 발명의 실시예는, 설정된 시간 내에 목적지 입력이 없으면 항공제어시스템(90)에서 자동으로 목적지를 변경하여 안전한 수직 착륙을 유도할 수 있다.
상기 설정된 시간은 비상 상황을 알린 직후부터 5초에서 10초 이내로 제한하는 것일 수 있다. 즉, 알 수 없는 이유로 조종사가 경고를 알아차리지 못하더라도 최대한 신속하게 목적지를 변경함으로써 조종사의 안전을 확보할 수 있다.
또 다른 한편으로, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 비행 항로에서 지나치지 않은 가장 가까운 착륙장을 1순위로 선택하고, 1순위 착륙장이 비상 비행하기에 너무 멀 때 가장 가까운 착륙장을 2순위로 선택하는 것일 수 있다.
한편으로, 최초의 목적지가 현 상황에서 최적의 목적지라고 판단되면 최초의 목적지가 다시 입력될 수 있다.
즉, 비행 항로는 일반적으로 목적지에 대하여 비행 금지구역을 회피한 상태로 대부분 최단 거리로 설정될 수 있는데, 비상 배터리(72)의 전력량이 한정되어 있으므로 비행 가능한 거리 내에서 목적지를 선택하여야 한다.
지리에 능숙하고 비행 경험이 많은 조종사이거나 노련한 조종사라면 최적의 목적지를 쉽게 찾을 수 있지만, 비상 상황에서는 누구나 당황할 수 있고, 적절한 목적지를 알고 있더라도 제대로 입력할 수 없는 상황이 발생할 수 있다.
따라서 본 발명의 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는 거리와 비행 방향을 고려하여 최적의 착륙장 목적지를 자동으로 선택하여 안전한 착륙을 유도할 수 있다.
또 다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기는, 상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은, 목적지까지의 활공 비행에 방해될 제1 지형지물 또는 착륙할 수 없는 제2 지형지물이 존재하면, 상기 제1, 2 지형지물을 회피할 수 있도록 착륙장을 다시 탐색하여 선택하는 것일 수 있다.
상기 제1 지형지물은 도 6에 나타낸 바와 같이, 비행체가 활공 비행할 때 부딪힐 가능성이 있는 것으로 예를 들면 산, 빌딩, 조형물 등일 수 있다.
상기 제2 지형지물은 도 6에 나타낸 바와 같이, 강, 하천, 다리, 마을, 도시 등일 수 있다.
상기 제1, 2 지형지물은 자동 항법 장치의 지도 데이터에서 확인할 수 있으므로 비행체가 사고 위험 부담을 최소화할 수 있는 착륙 목적지를 탐색할 수 있다.
만일, 도 6에 나타낸 바와 같이, 추천된 착륙장의 주변에 제1, 2 지형지물이 존재하는 경우에, 제1 지점(T1)의 진입을 포기하고, 새로이 설정된 착륙장의 제2 지점(T2)을 향하여 활공 비행할 수 있다.
상기 제2 제어 단계(S2)는, 상기 비행체(1)의 양력을 유지하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하며, 비행체(1)의 비행에 공기 저항이 최소화하도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
즉, 비상 상황에서 비행체(1)가 비행할 때 비행 속도가 느려지면 양력이 감소할 수 있는데, 본 발명의 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는, 하강 비행하면서 중력을 이용하여 속도를 높이고 이로써 양력을 증가시켜 다시 떠오를 수 있고, 양력 프로펠러(111)의 양력을 증가시키도록 제어함으로써 양력을 보완할 수 있다. 또한, 추력 프로펠러(112)는 블레이드의 방향을 비행 방향과 평행하게 조절함으로써 공기 저항을 최소로 줄일 수 있어 좀 더 안전한 비행을 확보할 수 있다.
상기 제3 제어 단계(S3)는, 상기 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 접근하면 상기 양력 프로펠러(111)의 양력이 향상하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 상기 항공 제어 시스템(90)은 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 것일 수 있다.
이로써 비행체(1)의 비행 방향으로 진행하려는 관성 운동에 대하여 저항을 작용시켜 비행체(1)의 비행 속도를 좀 더 빠르게 감소시킬 수 있고, 양력 프로펠러(111)는 양력이 향상하도록 작동함으로써 비행체(1)가 수직 착륙할 때 급격한 추락을 방지할 수 있다.
상기 제4 제어 단계(S4)는, 상기 비행체(1)가 수직 착륙할 수 있는 높이에 도달하면 양력 프로펠러(111)의 양력이 점차 감소하도록 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것일 수 있다.
이로써 본 발명의 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는, 천천히 수직 착륙 혹은 글라이딩 후 수직 착륙을 시도할 수 있고, 착륙한 직후에 비행체(1)에 추력이 발생하지 않으므로 착륙한 위치에서 제자리에 머무를 수 있다.
이를 통하여, 본 발명의 다른 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는, 고장 등으로 정상적인 비행이 곤란할 때, 목표 착륙장을 설정하여 착륙장까지 활공 비행하고, 비행체(1)가 착륙하는 데 필요한 제1 공간(CEP-1) 또는 안전을 고려하여 좀 더 넓은 제2 공간(CEP-2)에 진입한 지점(T)을 통과한 후에 강하하여 양력을 만들고, 소정의 높이로 낮아지면 기수를 들어올려 상승하면서 비행 속도를 감소시키며, 이후 다시 수직 방향으로 비상 착륙을 시도할 수 있다.
즉, 본 발명의 다른 실시예에 따른 수직이착륙 항공기는 비상 상황에서 정상적인 수직이착륙에 가깝게 안정적인 착륙을 수행할 수 있고, 추력이나 양력 구동 장치 혹은 배터리 등 동력원의 오작동으로 비행체가 급격하게 지상으로 추락하여 탑승자가 사망에 이르는 극단적인 상황을 피할 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 항공기는, 비행체를 비상 수직 착륙을 제어하는 데에 이용할 수 있다.

Claims (7)

  1. 비행체(1)에 양력을 발생시키도록 양력 프로펠러(111)의 피치를 제어하는 제1 가변 피치 제어장치(121);
    상기 비행체(1)에 추력을 발생시키도록 추력 프로펠러(112)의 피치를 제어하는 제2 가변 피치 제어장치(122);
    상기 비행체(1)에 탑재되어 배터리 관리 시스템(60)에 이상이 발생하면 비상 배터리(72)를 이용하여 제어하고, 상기 비행체(1)의 자세를 제어하고 비행 항로를 설정하는 항공 제어 시스템(90);을 포함하고,
    목적지를 재설정하는 제1 제어 단계(S1);
    양력을 유지하고 비행의 공기 저항이 최소화하도록 제어하는 제2 제어 단계(S2);
    양력이 향상하도록 제어하고, 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 제3 제어 단계(S3); 및
    양력이 점차 감소하도록 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 제4 제어 단계(S4);
    를 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1 제어 단계(S1)는,
    항공제어시스템(90)은 조종사가 비상 상황임을 알 수 있도록 경고하고
    조종사에 의하여 수동으로 목적지를 입력받으며,
    상기 경고한 시각부터 설정된 시간 내에 입력이 없으면 자동으로 목적지로 변경하는 것
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은,
    비행 항로에서 지나치지 않은 가장 가까운 착륙장을 1순위로 선택하고,
    1순위의 착륙장이 비상 비행하기에 너무 멀 때 가장 가까운 착륙장을 2순위로 선택하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 자동으로 목적지로 변경하는 것은,
    목적지까지의 활공 비행에 방해될 제1 지형지물 또는 착륙할 수 없는 제2 지형지물이 존재하면, 상기 제1, 2 지형지물을 회피하도록 착륙장을 다시 탐색하여 선택하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 제2 제어 단계(S2)는,
    상기 비행체(1)가 강하하여 비행 속도를 높여 상기 비행체(1)의 양력을 유지하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하며, 비행체(1)의 비행에 공기 저항이 최소화하도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제3 제어 단계(S3)는,
    상기 비행체(1)가 비상 착륙을 시도할 수 있는 목적지 상공에 접근하면 상기 양력 프로펠러(111)의 양력이 향상하도록 상기 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 상기 항공 제어 시스템(90)은 기수를 상향 방향으로 전환하도록 제어하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 제4 제어 단계(S4)는,
    상기 비행체(1)가 수직 착륙할 수 있는 높이에 도달하면 양력 프로펠러(111)의 양력이 점차 감소하도록 제1 가변 피치 제어장치(121)를 제어하고, 착지하는 순간에 비행체에 추력이 작용하지 않도록 상기 제2 가변 피치 제어장치(122)를 제어하는 것;
    을 포함하는 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기.
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