WO2023132478A1 - 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법 - Google Patents
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- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
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- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
Definitions
- the present invention relates to a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system.
- the aircraft uses a lithium polymer battery and an electric motor with high instantaneous maximum output efficiency during takeoff and landing, and a reciprocating engine using fossil fuel with high energy density during transition flight and cruise flight. It uses a turboshaft engine.
- Patent Document 1 KR 10-2011-0112402 A
- Patent Document 2 KR 10-1667330 B1
- Patent Document 3 KR 10-1615486 B1
- Patent Document 4 KR 10-1638964 B1
- Patent Document 5 KR 10-2004227 B1
- the technical problem to be achieved by the present invention is a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system that allows the first and second generators to generate power when the aircraft is in the headwind or descends to charge the battery pack and thereby increase the flight time and to provide a control method thereof.
- another object of the present invention is to provide a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system capable of efficiently using available energy by resolving a large difference in thrust between vertical take-off and landing and cruise flight and a control method thereof.
- Another object of the present invention is to provide a method for improving safety while supplementing the weaknesses of conventionally known vertical take-off and landing aircraft.
- Another object of the present invention is to add a generator function and a boosting electric motor function to an electric motor for starting when using a reciprocating engine or a turbo shaft engine using fossil fuel, and to provide a clutch to the engine to enable this. It is to be able to properly transmit and cut off power, so that it can be efficiently selected and utilized with various operating options in consideration of the characteristics of lithium polymer batteries that can have high energy density engine output and instantaneous maximum output. .
- Another object of the present invention is to satisfy the noise level required in a residential or commercial area by enabling a fossil fuel engine that provides a cause of noise to be restarted during idling, stop, and flight as necessary.
- Another object of the present invention is to improve weight efficiency and energy efficiency, and the propeller for vertical takeoff and landing, which is exposed to the outside during cruising and is a factor that increases air resistance, not only reduces air resistance, but also descends when the wind blows. , Using it as a propeller for wind power generation, improving the electric motor for take-off and landing to be used as a generator, controlling it to ascend with minimum energy, generating power while repeating descent and ascent flight, enabling the battery to be charged, so that the flight time can be reduced. , to increase the flight time or flight distance.
- Another object of the present invention is to make the propeller for vertical take-off and landing fixed without tilting during vertical take-off and landing and transition flight, and to independently respond to wind gusts in the front and rear directions during vertical take-off and landing. It is possible to have, and to increase the response speed to the control, the propeller for forward propulsion can generate thrust by an electric motor independently of the power of the engine.
- another object of the present invention is to additionally mount a flap, which is a high-lift device, and a winglet that can reduce induced drag to the improved control and mechanical device when emergency landing is required due to engine failure,
- the purpose is to improve the control system for a safe emergency landing by using the short-distance landing method and the vertical landing in sequence to remove the cause of the accident in advance and secure the emergency landing capability.
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system and its control method according to the embodiment of the present invention can fundamentally exclude the mechanical structure for adjusting the vertical angle by avoiding the tilt rotor method. This increases the range at the cost of reducing the weight of the aircraft.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system and a control method thereof according to an embodiment of the present invention can realize stable vertical take-off and landing and cruise flight by excluding the vertical angle adjustment process of the drive source.
- flaps and winglets are installed on the main wing to enable vertical take-off and landing (VTOL) at altitudes where ground effect works, and power is transmitted using an electronically controlled clutch. is blocked, so that the failed engine does not act as a brake, and the hybrid engine method has been improved so that it can be operated purely electrically.
- VTOL vertical take-off and landing
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system for achieving the above technical problem includes a thrust propeller 81 generating thrust to an aircraft 1; a lifting propeller 82 generating lift to the aircraft 1; An engine 10 installed on the aircraft 1 and generating power by burning fuel; a clutch device 16 for transmitting power of the engine 10 to the thrust propeller 81; A first generator 20 that rotates the thrust propeller 81 when the aircraft 1 descends or flies against the wind, and generates electric power with rotational force of the thrust propeller 81; A second generator 80 for generating electric power by rotational force of the lift propeller 82 when the lift propeller 82 rotates when the vehicle 1 descends or flies against the wind; a battery management system 60 for stably charging the battery with the electricity generated from the first and second generators 20 and 80; A battery pack 62 composed of a lithium polymer battery having an emergency battery package in parallel, a charging rate of at least 2 C-Rate or more, and a discharge rate of
- control unit 90 of the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system may stop the engine or operate the engine in an idling state to reduce unexpected engine failure or intentional noise.
- first generator as an electric motor to operate, or when the first generator 20 operates as a generator using the power of wind, bi-directional power transmission between the engine 10 and the first generator 20
- the clutch device 16 may be controlled to cut off power so that this does not happen.
- controller 90 of the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system controls the thrust of the thrust propeller 81 to fly the aircraft 1 when the aircraft 1 vertically takes off and lands.
- the angle of attack can be controlled to decrease so as not to affect it at all.
- controller 90 of the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system increases the thrust of the thrust propeller 81 when the vehicle 1 is in cruise flight or transition flight, and the control unit 90 increases the thrust of the thrust propeller 81 and
- the battery pack 62 of the battery management system 60 may be controlled to charge surplus power generated by one generator 20 .
- the battery pack 62 of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system configures emergency batteries in parallel and has a charging rate of 2 C when managed by the battery management system 60. It is faster than the -Rate, and the discharge rate can be faster than the maximum 60 C-Rate.
- the first generator 20 of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system provides thrust within the limit of the allowable moment of inertia of the clutch 16 in addition to the output of the engine 10. It can operate as an increasing motor or as a pure motor independent of the engine 10.
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system further includes a first power management device 30 for managing power by receiving a command from the control unit 90, and managing the first power.
- the device 30 manages the power produced by the first generator 20, distributes power to electronic components requiring power, and monitors whether excess power is produced, and when excess power is produced, the control unit 90 and It may be to control the output of the engine 10 to be reduced through the engine control device 30 .
- a method for controlling a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system operates a thrust propeller 81 using power from an engine 10 or electricity from a battery pack 62, and a battery pack 62
- a second generator 20 that generates the first generator 20 with the rotational force of the thrust propeller 81 and generates the second generator 80 with the rotational force of the lift propeller 82 when the aircraft 1 is flying in a headwind or descends.
- the clutch device ( 16) in the second step (S2), can be powered off.
- the thrust of the thrust propeller 81 has no effect on the flight of the aircraft 1 when the vehicle 1 takes off and lands vertically.
- the angle of attack can be controlled to decrease so as not to give
- control method of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system increases the thrust of the thrust propeller 81 when the vehicle 1 is in cruising flight or transitional flight, and the first generator The surplus power generated in step 20 may be controlled to be charged in the battery pack 62 of the battery management system 60 .
- the controller 90 of the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system when an emergency landing is required due to difficulty in normal flight due to an unexpected engine failure, is performed in a pure electric manner using the remaining battery capacity in the hybrid method. Optimization and operation, gliding flight to the open area where emergency landing is possible at the closest distance to avoid collision with ground features, and high-lift flaps are installed on the main wings to reduce induced drag.
- An electronic clutch device (STOL) method is used to approach vertical take-off and landing (VTOL) when the vehicle is within the ground effect altitude. 16) can be used to block power transmission so that the failed engine does not act as a load (Brake).
- the feathering state is maintained to reduce power loss.
- the desired thrust can be adjusted by adjusting the angle of attack of the second propeller at the transition flight altitude when the transition is in flight, and the angle of attack of the second propeller can be adjusted when the transition is in cruise flight. thrust can be generated.
- the 'feathering state' used in the present invention refers to a case in which thrust is not generated because the blades of the propeller are almost parallel to or perpendicular to the ground surface in the traveling direction of the aircraft.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system and a control method thereof using a hybrid propulsion system and a control method thereof according to an embodiment of the present invention, by adding a clutch device capable of electronic control, cut off power transmission from the engine to the second propeller during vertical take-off and landing, resulting in power loss. can be reduced, and power is transmitted to the second propeller by the clutch device at the transition flight altitude when the transition is in flight, and the engine output can be adjusted by controlling the engine control device, and power is applied to the second propeller by the clutch device during cruise flight.
- the first propeller for vertical take-off and vertical landing can efficiently distribute and use energy by matching the aircraft's traveling direction.
- a vertical takeoff and landing aircraft using a hybrid propulsion system and a control method thereof may use a first propeller when vertically ascending or descending for takeoff and landing, and the second propeller adjusts the angle of attack by When controlled not to generate thrust by rotating in the feathering state, the operation of the first propeller simultaneously uses the electricity output from the engine, generator, and power management device, and enables charging / discharging at a high C-Rate, thereby increasing the capacity of the battery. can be reduced, and thereby the weight of the battery can be reduced, and the weight of the aircraft can be reduced by the reduction of the battery.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system and a control method thereof can fundamentally exclude a mechanical structure for adjusting the vertical angle by avoiding the tilt rotor method, thereby reducing the weight of the aircraft. Instead, the range can be increased.
- stable vertical take-off and landing and cruise flight can be implemented.
- the mechanical mechanism for adjusting the vertical angle of the tiltrotor-type aircraft which is a conventional invention, is quite complicated, and the flight control difficulty is high during the vertical angle adjustment process, resulting in poor flight stability.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system and its control method can perform stable transition flight while slowly increasing thrust through propeller pitch control.
- STOL Short Takeoff and Landing
- VTOL Vertical Takeoff and Landing
- FIG. 1 is a diagram for explaining a system diagram of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- FIGS. 2 and 3 are views for explaining an example of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- FIGS. 4 and 5 are views for explaining another example of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- FIGS. 6 and 7 are views for explaining another example of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- FIG. 8 is a view for explaining a control method of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention, and is an example of a flight path viewed from the side, and an example in which a vertical take-off and landing aircraft repeatedly ascends and descends.
- FIG. 9 is a view for explaining a control method of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention, and is an example of a flight path viewed from above, and an example of a vertical take-off and landing aircraft operating in a zigzag manner.
- FIG. 10 is a diagram for explaining a method of controlling a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention, and is an example of a flight path viewed from above, and an example in which a vertical take-off and landing aircraft turns around a specific target. .
- FIG. 11 is a view for explaining a control method of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention, when a normal vertical landing is impossible and an emergency landing is required with minimum remaining battery power, safely lands It is an example showing the process step by step, and it is an example applicable to vertical take-off and landing aircraft.
- first and second may be used to describe various components, but the components should not be limited by the terms. These terms are only used for the purpose of distinguishing one component from another. For example, a first element may be termed a second element, and similarly, a second element may be termed a first element, without departing from the scope of the present invention.
- flight body 2 fuselage
- FIGS. 1 to 3 is a view for explaining a pitch control propeller mounting type in a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system includes an air vehicle 1, a battery management system 60, a thrust propeller 81, a lift propeller 82, a control unit 90, and a thrust system 100.
- Compound Hybrid Propulsion System for Cruising Compound Electric Propulsion System for VTOL.
- the air vehicle 1 may have a fixed wing 4 on the fuselage 2 .
- the thrust system 100 is a configuration for applying thrust to the aircraft 1, and includes an engine 10, a clutch device 16, a first generator 20, and a first power management device 30. can be configured.
- the engine 10 may be installed on the aircraft 1, and more particularly, may be installed on the fixed wing 4, and may generate power by burning fuel.
- the engine 10 may have a fuel injection control device 12 installed, and the fuel of the fuel system 14 may be precisely injected into the engine 10 according to the control of the fuel injection control device 12. there is.
- the engine 10 may be a reciprocate engine capable of output control through a fuel injection control device 12, and the fuel injection control device 12 may be an electronic fuel injection unit.
- the fuel injection amount of the reciprocating engine may be controlled according to a control signal from the control unit 90 .
- the engine 10 may be a turbo shaft engine that may include a reducer
- the fuel injection control device 12 may be a full authority digital engine control unit. and the fuel injection amount of the turboshaft engine may be controlled according to a control signal from the control unit 90 .
- the clutch device 16 connects the engine 10 and the first generator 20 under the control of the control unit 90 and transmits power or blocks power.
- the first generator 20 (ISGM: Integrated starter generator motor) may be connected to the engine 10 and may generate electric power by operating with engine output.
- ISGM Integrated starter generator motor
- the first generator 20 may also function as a starter, and thereby start the engine 10 by supplying electricity to the first generator 20 when the engine 10 is started.
- the first generator 20 may also function as a boosting motor, whereby in addition to the power of the engine 10, electricity is supplied to the first generator 20 so that the thrust propeller 81 operates as a clutch.
- the thrust can be further increased within the Moment of Inertia allowed by the device 16.
- the first power management unit 30 may manage the power, and more specifically, manage the generated power, remaining power, battery charging power, etc., and start the first generator. When functioning as a motor or boosting motor, it manages to supply necessary power from the battery pack 62.
- the power produced by the first generator 20 can be managed by the first power management device 30, for example, can be distributed to electronic components that require power, and excessive power is monitored by monitoring When excessive power is produced, the control unit 90 and the engine control device 30 may control the output of the engine 10 to be reduced.
- the battery management system 60 may include a battery pack 62 , and power provided from the first power management device 30 may be charged in the battery pack 62 .
- the lift system 110 is a configuration for applying lift to the vehicle 1, and may include a second power management device 40, an electronic speed control device 70, and a second generator 80. there is.
- the second power management device 40 charges the battery pack 62 of the battery management system 60 with the electrical energy produced by the second generator 80 under the control of the controller 90, and the lift propeller ( 82) has a pitch control device and can adjust the angle of attack, the controller 90 can adjust the power generation efficiency to the maximum condition.
- the second generator 80 may be installed on the fixed wing 4 or the fuselage 2, receive electricity from the battery management system 60, and individually connected electronic speed control controlled by the control unit 90.
- Device 70 is operable to generate the necessary lift.
- the second generator 80 can have both a power generation function and an electric motor function, operates as an electric motor when supplied with electrical energy, and can generate power when rotational force of the lifting propeller 82 is input.
- the lift propeller 82 may operate as the second generator 80 .
- the lift propeller 82 may be installed in a vertical direction, it may be installed to be inclined at an appropriate inclination according to the flight purpose of the vehicle (1).
- the thrust propeller 81 may operate with the engine 10 .
- the thrust propeller 81 may be equipped with a pitch control device, and the angle of attack of the thrust propeller 81 may be adjusted with the pitch control device.
- the controller 90 may control the fuel injection control device 12 , the first and second power management devices 30 and 40 , and the battery management system 60 of the engine 10 .
- each second generator 80 may be equipped with an electronic speed control device 70.
- Each of the electronic speed control devices 70 may receive power directly from the battery pack 62 under the control of the battery management system 60, and each of the electronic speed control devices 70 may be controlled by the control unit 90 or the According to the command of the control unit 90, the speed of each second generator 80 can be individually controlled, so that the necessary lift is generated through the lift propeller 82, and at the same time, the aircraft 1 during vertical take-off and landing and transition flight position can be stabilized.
- the controller 90 may be implemented by an engine control unit, a master control unit, a flight control computer (FCC), or the like.
- FCC flight control computer
- the engine control device may control the number of revolutions of the engine 10 and, more specifically, may control the output of the engine 10 by opening and closing a throttle server or controlling a fuel injection pump.
- the master control unit can collectively control the aircraft 1, and the controller 90 and the flight control device can control the operation of the aircraft 1, for example, the speed of the aircraft 1, It can be used to control pressure, communication, aircraft posture, etc.
- the controller 90 controls power from the first generator 20, the first power management device 30, and the battery management system 60 to the second generator 80 when the aircraft 1 vertically takes off and lands. At the same time, it can be controlled to provide to the second generator (80).
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system according to the embodiment of the present invention configured as above may use the lift propeller 82 when the aircraft 1 vertically ascends or descends for take-off and landing, and the thrust propeller (The capacity of the battery can be reduced by simultaneously using electricity output from the engine 10, the first generator 20, and the first power management device 30 for the operation of 81).
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system according to the embodiment of the present invention can reduce the weight of the battery and reduce the weight of the aircraft by the amount of the battery.
- the flight vehicle 1 has power buses 63, 64, and 65 so that the battery management system 60 can make the voltage required by the entire system through a current stabilizer (including a DC-DC converter function) and supply it stably.
- the necessary voltage can be provided to the system by configuring, and the power bus (63, 64, 65) is connected to various instrument panels, engine auxiliary devices, attitude control devices, convenience facilities, etc. to supply electricity to each component that consumes electricity.
- can supply Second current stabilizers 66 , 67 , and 68 may be disposed between the battery management system 60 and the power buses 63 , 64 , and 65 .
- the first and second current stabilizers 66, 67, and 68 serve to stabilize the current to a rated voltage.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system uses a lift propeller 82 during vertical take-off and landing.
- the engine 10 receives fuel from the fuel system 14 under the control of the control unit 90 and outputs power.
- the pitch control device adjusts the angle of attack of the thrust propeller 81 even when the thrust propeller 81 is operated in connection with the engine 10 so that the wings of the thrust propeller 81 remain parallel to the direction of travel of the aircraft, In other words, the angle of attack is made close to 90 degrees, whereby the power loss generated by the engine 10 can be reduced even when the thrust propeller 81 operates.
- the controller 90 controls the pitch control device so that the thrust of the thrust propeller 81 does not affect the flight of the aircraft 1 at all when the aircraft 1 takes off and lands vertically.
- the angle of attack of the thrust propeller 81 can be controlled to approach 0 degrees, whereby the thrust by the thrust propeller 81 becomes a "0" value and does not affect the flight of the aircraft 1 at all. may not be Thereafter, the angle of attack of the thrust propeller 81 may be adjusted to have a positive value to obtain gradual thrust. Since the angle of attack of the thrust propeller 81 is close to “0”, even if the thrust propeller 81 is rotated at the maximum output of the engine, no thrust is generated, and the maximum amount of power generated by the engine can be used for power generation. In addition, with regard to obtaining flight stability and gradual thrust, adjusting the angle of attack of the thrust propeller 81 to have a positive value around 0 degree may be more preferable than a method of reducing the value around 90 degree.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system may use the thrust propeller 81 during transition flight or cruise flight.
- desired thrust can be adjusted by adjusting the angle of attack of the thrust propeller 81 at the transition flight altitude during transition flight.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system may generate necessary thrust by adjusting the angle of attack of the thrust propeller 81 during cruise flight.
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system according to the embodiment of the present invention during vertical take-off or transitional flight between landing and cruise flight sets the angle of attack of the thrust propeller 81 to 80 to 90 degrees or 0 degrees.
- the angle of attack of the thrust propeller 81 can be slowly adjusted to around 25 degrees to gradually obtain thrust.
- the aircraft according to the present invention can gradually and safely enter the cruise flight from the transition flight, and can drastically reduce the problem that the flight stability of the conventional tiltrotor type aircraft is reduced during the transition flight process.
- the clutch device when adjusting the thrust through the pitch control as described above, when the power connection between the engine and the thrust propeller 81 is controlled through the clutch device, the clutch device is excessively adjusted to adjust the rotational speed of the thrust propeller 81. Wear and the like of the clutch device 16 that may occur by using (16) can be avoided.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system may obtain thrust reversal in the opposite direction by adjusting the angle of attack of the thrust propeller 81 to have a negative value.
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system according to the embodiment of the present invention can stably perform vertical take-off and landing by actively opposing the tail wind blowing forward from the rear of the aircraft during vertical take-off and landing.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system may control pitch for each of the plurality of thrust propellers 81 .
- the pitch value of the thrust propeller 81 can be adjusted differently, or the rotation speed can be adjusted differently to stop rotation in the air and change the direction of travel.
- the vertical take-off and landing aircraft using the hybrid propulsion system according to the embodiment of the present invention can actively adjust the angle of attack of each thrust propeller 81 to have a negative value or a positive value at 0 degrees, stably vertical It can take off and land, and flight stability can be improved during the transition process from vertical take-off and the process of vertical landing from transition flight. Through this, it is possible to prevent motion sickness or the like to passengers inside the aircraft.
- the above effect is an example, and it is obvious that the effect of the present invention is not limited thereto.
- a wind direction or air volume sensor may be provided at a predetermined position of the fixed wing 4 of the vertical take-off and landing aircraft according to the present invention.
- a wind direction or air volume sensor is installed at the end of the fixed wing (4), so that it can detect how much wind is blowing from which side with respect to the aircraft, and through this, each thrust propeller (81) actively during vertical take-off and landing The angle of attack can be adjusted to achieve stable vertical take-off and landing.
- the thrust required for cruising may be 1/10 of that of vertical ascent or vertical descent, and approximately 5 minutes during acceleration or dash flight. It may be 1 level of
- the remaining energy may be electrical energy, and the remaining power may be charged in the battery pack 62 .
- the control unit 90 can improve the thrust of the thrust propeller 81 when the vehicle 1 is in cruising flight or transitional flight, and the surplus power generated by the first generator 20 is the battery management system 60 ) can be controlled to be charged in the battery pack 62. As the battery pack 62 is charged, the flying time of the aircraft 1 can be further increased.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system sums the output of the engine 10 and the output of the first generator 20 during transition flight through the thrust propeller 81. It can be used, and the ratio of the electrical energy provided to the thrust propeller 81 and the mechanical energy provided to the thrust propeller 81 according to the flight form of the aircraft 1 is added within the allowable moment of inertia limit of the clutch device 16 It can be controlled by the control unit 90.
- all of the mechanical energy produced by the engine 10 may be provided to the first generator 20 to increase electricity production, thereby enabling the first generator 20 to supply power stably with a large capacity.
- the thrust propeller 81 operates well due to the stable operation of the first generator 20, the vertical ascent or vertical descent of the aircraft 1 can be more smoothly implemented.
- the clutch device 16 is operated at the transition flight altitude to connect the engine 10 and the thrust propeller 81 so that the thrust propeller 81 can improve thrust.
- the controller 90 can control the fuel injection control device 12 to adjust the engine output of the engine 10, and the power of the engine 10 is transmitted to the thrust propeller 81 by the clutch device 16 during cruise flight. can be conveyed
- FIG. 1 is a diagram for explaining a system diagram of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention. Descriptions overlapping with the previously described technical descriptions will be omitted.
- Engine 10 may be equipped with a pitch control device or clutch device 16 .
- the angle of attack of the thrust propeller 81 can be adjusted by the pitch control device, and the clutch device 16 can disconnect or connect power transmitted from the engine 10 to the thrust propeller 81. .
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system may have both a clutch device 16 and a pitch control device 100.
- the first generator 20 may further include a sensor, and the sensor may be connected to the first power management device 30 .
- the sensor may monitor the first generator 20, and based on the detected first detection value, the control unit 90 may determine whether current power production is appropriate or not.
- control unit 90 controls the fuel injection control device 12 to increase the amount of fuel injection, thereby increasing the number of engine revolutions.
- control unit 90 may control the fuel injection control device 12 to reduce the amount of fuel injection and thereby reduce the number of revolutions of the engine.
- each second generator 80 may be installed, and each second generator 80 may be equipped with an electronic speed control device 70.
- Each electronic speed control device 70 may individually control the speed of each second generator 80 according to the command of the control unit 90, thereby stabilizing the posture of the aircraft 1.
- the battery pack 62 can configure batteries in parallel, and when managed by the battery management system 60, the charging rate is faster than 2 C-Rate and the discharging rate is higher than maximum 60 C-Rate. It can be fast, which allows you to respond more effectively to emergencies.
- the battery pack 62 of the battery management system 60 may supply electricity to each electronic speed control device 70 at a level around a fast discharge rate of 30 C-Rate.
- each electronic speed control device 70 configures a separate power bus and is connected to each power line to receive electricity.
- the power buses 63, 64, and 65 may provide electricity to various electronic devices in order to operate them.
- Various electronic equipment may operate by receiving a command from the control unit 90 .
- Electricity from the battery management system 60 may be connected to the power buses 63 , 64 , and 65 .
- the load value may change according to the degree of electricity consumption in each of the electronic speed control devices 70 .
- the load value may be provided to the second power management device 40 or the control unit 90 .
- control unit 90 may control the engine output of the engine 10 to increase. Conversely, when the load value decreases, it is determined that power consumption decreases, and the engine output of the engine 10 may be controlled to decrease.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system detects in real time the power consumed to operate the thrust propeller 81 and controls the engine output of the engine 10 to produce optimal power.
- FIGS. 2 to 7 various embodiments of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 2 to 7 .
- FIGS. 2 and 3 are views for explaining an example of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- Figure 2 is a plan view of the aircraft (1)
- Figure 3 is a side view of the aircraft (1).
- fixed blades 4 are provided on both sides of the front of the fuselage 2, and a second generator 80 is installed in a substantially vertical direction in front and rear of both fixed blades 4,
- Each second generator 80 may be equipped with a lifting propeller 82, and the engines 10 may be installed horizontally on both fixed blades 4, and each engine 10 may be equipped with a thrust propeller 81.
- FIGS. 4 and 5 are views for explaining another example of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- Figure 4 is a plan view of the aircraft (1)
- Figure 5 is a side view of the aircraft (1).
- fixed blades 4 are provided on both sides of the fuselage 2, and a second generator 80 is installed in a substantially vertical direction in front and rear of both fixed blades 4,
- Each of the two generators 80 may be equipped with a lift propeller 82, and the engines 10 may be installed horizontally on both fixed blades 4, and each engine 10 may be equipped with a thrust propeller 81.
- the engine 10 and the thrust propeller 81 may be further provided at the rear of the aircraft 1.
- FIGS. 6 and 7 are views for explaining another example of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention.
- Figure 6 is a plan view of the aircraft (1)
- Figure 7 is a side view of the aircraft (1).
- fixed blades 4 are provided on both sides of the rear of the fuselage 2, and a second generator 80 is installed in a substantially vertical direction in front and rear of both fixed blades 4,
- Each second generator 80 may be equipped with a lifting propeller 82, and the engines 10 may be installed horizontally on both fixed blades 4, and each engine 10 may be equipped with a thrust propeller 81.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system according to an embodiment of the present invention and a control method thereof will be described with reference to FIGS. 8 to 10 .
- the aircraft 1 may descend or fly in the face of the wind.
- the thrust propeller 81 is rotated due to the headwind, and the first generator 20 generates power by the rotational force of the thrust propeller 81 to produce electric power.
- the lift propeller 82 can rotate due to the wind, and the second generator 80 generates power by the rotational force of the lift propeller 82 to generate power. can produce
- the battery management system 60 may be charged with electricity generated from the first and second generators 20 and 80 .
- control unit 90 may control the first and second generators 20 and 80 to generate power.
- the aircraft 1 may fly upward or fly while receiving a tailwind.
- the vehicle 1 may repeat a specific elevation section (H), a descent section (D) and an ascent section (U).
- the first horizontal movement distance of the ascending section U may be shorter than the second horizontal movement distance of the descending section D.
- the reason why the first horizontal movement distance is shorter than the second horizontal movement distance may be that flight is performed using thrust and lift in the ascending section (U).
- the controller 90 controls the first and second generators 20 and 80 to operate as electric motors when the aircraft 1 flies upward or flies with a tailwind.
- 9 is an example in which the wind (w) is blowing in a specific direction when the flight path (P) flies in a zigzag manner in a specific area.
- first and second generators 20 and 80 may operate as generators to form thrust and lift, respectively.
- the 10 is an example in which the aircraft 1 has a flight path (P) in which the aircraft 1 rotates round and round with a specific area at the center, and the wind (w) is blowing in a specific direction.
- P flight path
- w wind
- first path P1 receiving a head wind in a certain section
- second path P2 receiving a tail wind in some other section
- the aircraft 1 When the aircraft 1 receives a headwind along the first path P1, it can attempt power generation in the first and second generators 20 and 80 while flying down, and conversely, the aircraft 1 moves along the second path P2
- the first and second generators 20 and 80 may operate as electric motors to form thrust and lift, respectively.
- the first and second generators 20 and 80 generate electricity when the aircraft faces headwind or descends, so that the battery pack 62 ), which has the effect of increasing the flight time.
- the control unit 90 may control the clutch device 16 to cut off power so that power is not transmitted from the engine 10 to the thrust propeller 81 when the first generator 20 generates and operates. That is, when the rotor of the first generator 20 is about to rotate, the power generation capability of the first generator 20 can be improved by eliminating resistance that can act from the engine 10 .
- a control method of a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system will be described step by step.
- the thrust propeller 81 is operated using the power of the engine 10 or the electricity of the battery pack 62, and the lift propeller 82 is operated using the electricity of the battery pack 62. This is the stage of flying.
- the vehicle 1 may be in a normal flight state such as vertical take-off and landing flight, transition flight, and cruise flight.
- the first generator 20 is generated by the rotational force of the thrust propeller 81 when the aircraft 1 flies in the descending section D or flies with a headwind, and the lift propeller 82
- This step is to generate the second generator 80 with rotational power.
- a third step (S3) is a step of charging the battery pack 62 with the power generated by the first and second generators 20 and 80 in the second step (S2).
- the fourth step (S4) operates the thrust propeller 81 by using the power of the engine 10 or the electricity of the battery pack 62 when the aircraft 1 hits the tailwind or flies the ascending section U, , This is a step of flying by operating the lift propeller 82 using the electricity of the battery pack 62.
- the power may be cut off by operating the clutch device 16 so that power is not transmitted from the engine 10 to the thrust propeller 81. That is, as described above, the first generator 20 may be physically disconnected from the engine 10 and the rotor may be in a no-load state, whereby the first generator 20 rotates more easily to increase generation capacity. can contribute to increasing
- a vertical takeoff and landing aircraft using a hybrid propulsion system may take off purely electrically with the engine 10 turned off due to a noise problem.
- vertical take-off can be achieved by the operation of the lift propeller 82 up to an appropriate altitude that can solve the noise problem, and vertical take-off by pure electric method. , transition flight, cruise flight.
- the clutch device 16 is operated by power connection, the first generator 20 is operated to start the engine of the engine 10, and the engine Cruise flight can be initiated using power.
- the first generator 20 can be operated in a no-load state when flying in a headwind or descending section D, and if additional output is required in addition to the engine output, the first generator 20 can be operated as an electric motor to increase output.
- engine start may be performed after possible vertical take-off in consideration of flight safety, before a transitional flight, or after a transitional flight, when a stable cruising flight is conducted.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system may take off in a hybrid manner with the engine 10 turned on.
- the engine 10 is operated in an idle state. can do.
- the vehicle 1 When performing vertical take-off with the clutch device 16 connected to power, when there is a headwind, the vehicle 1 is directed toward the headwind and the engine output is controlled to a level capable of overcoming the headwind.
- the first generator 20 acts as an electric motor in addition to the engine thrust to output the output to the allowable inertia of the clutch device 16 It can be added and used within the moment.
- the vertical take-off is performed with the clutch device 16 power off, the vertical take-off is performed purely electrically until reaching the appropriate altitude for the transition flight. Thereafter, thrust can be implemented with engine output by starting transitional flight or connecting the clutch device 16 in a hovering state.
- the first generator 20 is operated as a motor to connect the blocked clutch device 16, use the engine output, and reduce the transition flight time so that the output can be used additionally.
- the thrust propeller 81 is operated by operating the electric motor of the first generator 20 to fly. can do.
- the lift propeller 82 is operated to generate lift, and the lift generated from the fixed wing 4 according to the forward speed in the cruising flight direction is controlled through the control unit 90.
- the second generator 80 operates as an electric motor, and a difference in thrust between the plurality of lifting propellers 82 occurs, or at the same time, the ailerons, flaps, and tails mounted on the fixed wings 4 of the fixed-wing type flight vehicle
- the elevator and rudder mounted on the wing may be automatically controlled using the controller 90 or the flight control computer.
- the clutch device 16 When the engine 10 is turned on (On) and the clutch device 16 is power-connected, only the engine thrust is used, and the engine 10 is turned off (Off) in the hovering position for vertical landing , the clutch device 16 may be subject to vertical landing conditions for the decision to disengage.
- the transition flight When there should be no noise problem in the vertical landing condition, when the engine 10 is turned off and the clutch device 16 is powered off, the transition flight must be performed, the first generator 20 for cruise By operating the electric motor to generate thrust with the thrust propeller (81), it is possible to cruise flight.
- the second generator 80 is operated as an electric motor, and the lift propeller Vertical upward thrust is gradually increased using (82), and the second generator 80 can be automatically controlled through the control unit 90 or flight control device.
- the necessary lift can be secured only by the sum of the lift generated from the plurality of lift propellers 82 .
- the aircraft 1 operates the second generator 80 as an electric motor, and the thrust difference of the plurality of lifting propellers 82 and the ailerons and flaps mounted on the fixed wing 4 of the fixed-wing aircraft at the same time Elevator and rudder mounted on the wing and tail can be automatically controlled using the control unit 90 or flight control device.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system and a control method thereof can operate a thrust propeller 81 using engine output and electric energy to perform a cruise flight, and such control This method can be used when rapid acceleration or rapid ascent flight is required.
- the emergency landing (Emergency Landing) of the vehicle (1) determines the emergency landing.
- the aircraft (1) utilizes flaps, which are high-lift devices mounted on the main wings just before emergency landing, to fly to a specific altitude (H1) at which Ground Effect can be expected by using the short-distance landing (STOL) method of fixed-wing aircraft.
- flaps which are high-lift devices mounted on the main wings just before emergency landing, to fly to a specific altitude (H1) at which Ground Effect can be expected by using the short-distance landing (STOL) method of fixed-wing aircraft.
- STOL short-distance landing
- the lift propeller When reaching a certain altitude (H1) at which ground effect can be expected, the lift propeller is used to fly horizontally at the minimum distance to overcome inertia.
- the aircraft 1 completes the transition flight phase of checking the target landing site through a brief hovering at the same altitude, absorbs shock by maximizing the capacity of the remaining battery, and proceeds to the emergency landing phase.
- the decision on the emergency landing in step 11 (S11) can be made by the pilot of the boarding aircraft or the remote pilot at the ground control center when the engine is out of order, and the remote pilot at the ground control center when the pilot is unable to operate due to health problems.
- authorized controllers at the air traffic control center may determine when a suspicious flight is carried out for terrorist purposes or outside the authorized flight area.
- the decision on the emergency landing site can be automatically provided as a priority by calculating the flight distance according to the amount of remaining battery at the candidate site where it is determined that an emergency landing is possible on the pre-approved flight route, and boarding aircraft within a limited time It can be selected by the pilot or remote pilot, and automatically selects the nearest emergency landing site if the limited selection time is exceeded.
- the flight to the emergency landing site descends in a gliding method, and the battery pack 62 can be charged using the power generation function of the first generator 20 during descending flight.
- STOL Short Take-off and Landing
- flaps which are high-lift devices, and winglets that reduce induced drag, so that the emergency landing is performed at a point close to the target point. It flies close to ground effect in a fixed-wing method, and enables transitional flight and hovering by using remaining battery electricity for a very short time. Subsequently, it is possible to have an emergency landing function in a vertical landing method at an altitude of the span of the main wing within the ground effect.
- a descending speed for a normal vertical landing may be determined in consideration of the amount of electricity remaining in the battery, and a descending speed may be determined to enable maximum shock absorption.
- the lift propeller 82 can be operated efficiently in a short time by maximizing the remaining power amount of the battery pack 62 and the high discharge rate, for example, around 30 C-Rate, so as to absorb the momentary shock of landing on the ground. 2
- the generator 80 can be automatically controlled through the control unit 90 and the speed control device 70.
- a vertical take-off and landing aircraft using a hybrid propulsion system and a control method thereof according to an embodiment of the present invention can be used to control flight such as vertical take-off and landing flight, transition flight and cruise flight.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Electric Propulsion And Braking For Vehicles (AREA)
Abstract
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 비행체(1)에 추력을 발생시키는 추력 프로펠러(81); 비행체(1)에 양력을 발생시키는 양력 프로펠러(82); 비행체(1)에 설치되고, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 엔진(10); 엔진(10)의 동력을 추력 프로펠러(81)에 전달하는 클러치 장치(16); 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 추력 프로펠러(81)가 회전되고 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 전력을 생산하는 제1 발전기(20); 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 양력 프로펠러(82)가 회전되면 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 전력을 생산하는 제2 발전기(80); 제1, 2 발전기(20, 80)로부터 생산된 전기가 충전되는 배터리 관리 시스템(60); 및 비행체(1)가 상승 비행하거나 배풍을 맞으며 비행할 때 제1, 2 발전기(20, 80)가 전동기로 작동하도록 제어하는 제어부(90)를 포함한다. [대표도] 도 1
Description
본 발명은 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기에 관한 것이다.
헬리콥터와 같은 회전날개에 기반을 둔 수직 이착륙 항공기는 별도의 이착륙 시설이나 장비가 필요하지 않은 장점이 있으나, 고속 비행, 장기 체공 및 고고도 성능에서는 동급의 고정익 기체보다 성능이 낮다.
수직 이착륙은 헬리콥터처럼 하고, 천이 비행과 순항비행은 고정익 형태로 하는 승강 순항(Lift & Cruise) 방식의 비행체를 채택한다.
또한, 비행체는, 중량효율을 개선하기 위해, 이착륙할 때는 순간 최대출력효율이 높은 리튬 폴리머 배터리와 전기모터를 사용하고, 천이 비행과 순항비행을 할 때는 에너지밀도가 높은 화석연료를 이용한 왕복 엔진 또는 터보 샤프트 엔진을 활용하고 있다.
한편으로, 종래에 비행체는 안정적인 천이 비행 기술의 개발, 도심지역에서의 소음문제 해결, 에너지 효율의 극대화 하기 위해 공기저항의 저감, 천이 비행과 수직 이착륙하는 순간의 발생할 수 있는 사고 요인을 제거, 비상 상황일 때 안전하게 수직 착륙할 수 있는 해결책을 제시하는 기술개발이 시급한 상태이다.
[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
(특허문헌 5) KR 10-2004227 B1
(특허문헌 6) KR 10-2279741 B1
따라서 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 비행체가 맞바람을 맞거나 하강 비행할 때 제1, 2 발전기가 발전하도록 하여 배터리 팩을 충전하고 이로써 비행시간을 늘릴 수 있도록 하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법을 제공하는 데 있다.
또한, 본 발명의 다른 목적은, 수직 이착륙과 순항비행 간의 추력의 큰 차이를 해결하여 가용 에너지를 효율적으로 이용할 수 있는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법을 제공하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 종래에 알려진 수직이착륙 항공기의 약점을 보완하면서, 안전성을 높이는 방법을 제시하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 화석연료를 사용하는 왕복 엔진 또는 터보 샤프트 엔진을 사용할 때, 시동용 전동모터에 발전기 기능과 부스팅(Boosting)용 전동모터 기능을 추가하고, 이를 가능케 하도록 엔진에 클러치를 적절하게 동력을 전달하고, 차단할 수 있게 하여, 에너지밀도가 높은 엔진의 출력과 순간 최대출력을 높게 가질 수 있는 리튬폴리머 배터리의 특성을 고려한 다양한 운용 옵션을 가지고 효율적으로 선택하여 활용할 수 있게 하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 소음의 원인을 제공하는 화석연료 엔진을 필요에 따라, 무부하(idling), 정지, 비행 중 재시동할 수 있도록 하여 주거 또는 상업지역에서 요구하는 소음 수준을 만족할 수 있도록 하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 중량효율 및 에너지 효율을 향상하는 방안으로 순항 중 외부로 노출되어 공기저항을 높이는 요인이 되는 수직이착륙용 프로펠러가 공기저항을 줄일 뿐만 아니라, 맞바람 불 때는 하강비행을 하며, 풍력발전용 프로펠러로 사용하여, 이착륙용 전동모터가 발전기 겸용이 되도록 개선하고, 최소의 에너지로 상승하도록 제어하여, 하강과 상승비행을 반복하면서 발전하여, 배터리를 충전할 수 있게 하여, 체공 시간, 비행시간 또는 비행거리를 늘릴 수 있게 하는 데 있다.
본 발명의 또 다른 목적은, 수직 이착륙과 천이 비행하는 동안 수직 이착륙용 프로펠러가 기울기 작동(Tilting)하지 않고 고정식으로 하고, 수직 이착륙하는 동안 전후 방향의 돌풍(Wind Gust)에 대한 대응능력을 독립적으로 가질 수 있고, 제어에 대한 반응 속도록 높일 수 있도록, 전방 추진용 프로펠러가 엔진의 동력과 무관하게 독립적으로 전동모터에 의해 추력을 낼 수 있도록 하는 데 있다.
또한, 본 발명의 또 다른 목적은, 엔진 고장으로 비상착륙이 필요할 때 개선된 제어 및 기계 장치에 고양력 장치인 플랩(Flap)과 유도 항력을 줄일 수 있는 윙렛(Winglet)을 추가로 장착하여, 단거리 착륙방식과 수직 착륙을 차례대로 이용해서 안전하게 비상 착륙하도록 제어시스템을 개선하여, 사고 발생의 원인을 사전에 제거하고, 비상착륙능력을 확보할 수 있도록 하는 데 있다.
상기 배경에서 이해되는 것과 같이, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 틸트로터 방식을 회피함으로써, 상하 각도 조정하기 위한 기계 구조를 근본적으로 제외할 수 있다. 이를 통해 항공기 중량을 줄이는 대신 항속거리는 늘릴 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 구동원의 상하 각도 조정 과정을 제외함으로써 안정적인 수직 이착륙 및 순항비행을 구현할 수 있다.
또한, 엔진 고장으로 정상적인 비행이 어려워 비상착륙이 필요할 경우, 잔여 배터리 용량으로, 지상 지형물의 충돌을 회피할 수 있는 가장 가까운 거리의 비상착륙이 가능한 개활지까지 활공 비행(Gliding)하여, 단거리 이착륙(STOL)방식으로 접근하다, 지면효과(Ground Effect)가 작용하는 고도에서 수직이착륙(VTOL)방식이 가능하도록 주익에 플랩(Flap)과 윙렛(Winglet)을 장착하고, 전자제어가 가능한 클러치를 이용해 동력전달을 차단하여, 고장이 난 엔진이 부하(Brake) 역할을 하지 못하도록 했으며, 하이브리드엔진 방식에서 순수 전기식으로 운용할 수 있도록 개선했다.
상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 비행체(1)에 추력을 발생시키는 추력 프로펠러(81); 상기 비행체(1)에 양력을 발생시키는 양력 프로펠러(82); 상기 비행체(1)에 설치되고, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 엔진(10); 상기 엔진(10)의 동력을 상기 추력 프로펠러(81)에 전달하는 클러치 장치(16); 상기 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)가 회전되고 상기 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 전력을 생산하는 제1 발전기(20); 상기 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 상기 양력 프로펠러(82)가 회전되면 상기 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 전력을 생산하는 제2 발전기(80); 상기 제1, 2 발전기(20, 80)로부터 생산된 전기가 배터리에 안정적으로 충전되도록 하는 배터리 관리 시스템(60); 비상용 배터리 패키지를 병렬형으로 갖고 있고, 충전속도는 최소 2 C-Rate 이상을 갖고 있으며, 방전속도는 60 C-Rate까지 낼 수 있는 리튬폴리머 배터리로 구성된 배터리 팩(62); 및 상기 비행체(1)가 상승 비행하거나 배풍을 맞으며 비행할 때 상기 제1, 2 발전기(20, 80)가 전동기로 작동하도록 제어하는 제어부(90)를 포함한다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 상기 제어부(90)는, 예기치 못한 엔진 고장 또는 의도적으로 소음을 줄이기 위해 엔진을 정지하거나 엔진을 무부하(Idling) 상태에서 순수 전기식으로 운용하기 위해 제1 발전기를 전동모터로 활용할 때, 또는 상기 제1 발전기(20)가 바람의 힘을 이용해 발전기로 작동할 때에는 엔진(10)과 제1 발전기(20)와의 사이에서 양방향 동력전달이 되지 않도록 상기 클러치 장치(16)를 동력 단절하도록 제어할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 상기 제어부(90)는 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 받음각이 감소하도록 제어할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 상기 제어부(90)는 상기 비행체(1)가 순항비행 또는 천이 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력을 증가시키고 상기 제1 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)에 충전되도록 제어할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 상기 배터리 팩(62)은, 비상용 배터리를 병렬로 구성하고, 배터리 관리 시스템(60)에 의해 관리될 때 충전속도는 2 C-Rate보다 빠르고, 방전속도는 최대 60 C-Rate보다 빠를 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 상기 제1 발전기(20)는, 상기 엔진(10)의 출력에 추가하여 클러치(16)의 허용 관성모멘트 한도 내에서 추력을 증가시키는 전동기로 작동하거나, 상기 엔진(10)과 무관하게 순수한 전동기로 작동할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 상기 제어부(90)의 명령을 받아 전력을 관리하는 제1 전력 관리 장치(30)를 더 포함하고, 상기 제1 전력 관리 장치(30)는, 제1 발전기(20)에서 생산된 전력을 관리하고, 전력을 필요로 하는 전자기기 구성요소로 배전하며, 과잉 전력이 생산되는지 감시하여 과잉 전력이 생산되면 제어부(90)과 엔진 제어 장치(30)를 통하여 엔진(10) 출력을 감소시키도록 제어하는 것일 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법은, 엔진(10)의 동력 또는 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시키고, 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 비행하는 제1 단계(S1); 비행체(1)가 맞바람을 맞거나 하강 비행할 때 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 제1 발전기(20)를 발전하고, 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 제2 발전기(80)를 발전하는 제2 단계(S2); 상기 제2 단계(S2)에서 제1, 2 발전기(20, 80)에 의해 발전된 전력을 상기 배터리 팩(62)에 충전하는 제3 단계(S3); 및 비행체(1)가 배풍을 맞거나 상승 비행할 때 엔진(10)의 동력 또는 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시키고, 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 비행하는 제4 단계(S4)를 포함한다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법은, 상기 제2 단계(S2)에서, 엔진(10)에서 추력 프로펠러(81)에 동력이 전달되지 않도록 클러치 장치(16)를 동력 단절작동 시킬 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법은, 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 받음각이 감소하도록 제어할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법은, 상기 비행체(1)가 순항비행 또는 천이 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력을 증가시키고 상기 제1 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)에 충전되도록 제어할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 상기 제어부(90)는, 예기치 못한 엔진 고장으로 정상적인 비행이 어려워 비상착륙이 필요할 경우, 하이브리드 방식에서 잔여 배터리 용량 이용한 순수 전기식으로 최적화하여 운용하고, 지상 지형물의 충돌을 회피할 수 있는 가장 가까운 거리의 비상착륙이 가능한 개활지까지 활공 비행(Gliding)하여, 주익에 고양력 장치인 플랩(Flap)을 장착하고, 유도 항력을 줄일 수 있는 윙렛(Winglet)을 장착하여 단거리 이착륙(STOL)방식으로 접근하다, 비행체가 지면효과(Ground Effect)가 작용하는 고도 안에 들어온 상태에서, 수직이착륙(VTOL)방식이 가능하도록, 전자식의 클러치 장치(16)를 이용해 동력전달을 차단하여 고장이 난 엔진이 부하(Brake) 역할을 하지 못하도록, 제어할 수 있다.
기타 실시예들의 구체적인 사항들은 상세한 설명 및 도면들에 포함되어 있다.
위와 같이 이루어진 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 비행체가 맞바람을 맞거나 하강 비행할 때 제1, 2 발전기가 발전하도록 하여 배터리 팩을 충전하고 이로써 비행시간을 늘릴 수 있는 효과가 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 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.
본 발명에서 사용되는 '패더링 상태'는 프로펠러의 블레이드가 항공기의 진행 방향에 즉, 지표면과 거의 평행하거나, 지표면과 거의 수직이어서 추력이 발생하지 않는 경우를 지칭한다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 전자제어가 가능한 클러치 장치를 추가함으로써, 수직 이착륙할 때 엔진에서 제2 프로펠러로 동력전달을 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 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 이착륙을 위하여 수직 상승 또는 수직 하강할 때, 제1 프로펠러를 이용할 수 있고, 제2 프로펠러가 받음각을 조절하여 패더링 상태에서 회전하여 추력 발생을 하지 않도록 제어할 때는 제1 프로펠러의 작동에 엔진과 발전기와 전력 관리 장치로부터 출력되는 전기를 동시에 사용하는 것과 높은 C-Rate에서 충/방전이 가능케 함으로써 배터리의 용량을 줄일 수 있고, 이로써 배터리 무게를 감소할 수 있으며, 배터리 감소만큼 항공기의 무게를 줄일 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용한 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 틸트로터 방식을 회피함으로써, 상하 각도 조정하기 위한 기계 구조를 근본적으로 제외할 수 있고, 이를 통해 항공기 중량을 줄이는 대신 항속거리는 늘릴 수 있다. 아울러, 구동원의 상하 각도 조정 과정을 제외함으로써 안정적인 수직 이착륙 및 순항비행을 구현할 수 있다. 구체적으로, 종래발명인 틸트로터 방식의 항공기가 상하 각도 조정을 수행하는 기계적 메커니즘은 상당히 복잡하고, 상하 각도 조정 과정에서 비행 제어 난도가 높아 기체의 비행 안정도가 떨어졌던 것에 비해, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용한 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은 프로펠러의 피치 제어 등을 통해 천천히 추력을 높이면서 안정적인 천이 비행을 수행할 수 있다.
또한, 엔진 고장으로 순항비행 중에 엔진의 잉여출력으로 배터리 충전이 불가능하고, 지속적인 순항비행도 불가능한 상태에서, 잔여 배터리 용량으로 가장 가까운 거리의 개활지까지 순수 전기식으로 운용하여, 비상으로 수직 착륙을 위해, 목표 착륙지점의 상공에서 정지 비행 후 하강 비행하여 수직 착륙하는 방식은 잔여 배터리 부족으로 매우 위험할 수 있기에, 단거리 이착륙(STOL: Short Takeoff and Landing)과 수직 이착륙(VTOL: Vertical Takeoff and Landing)방식을 연결해서 하는 것이 수직 착륙 간 발생할 수 있는 돌풍(Wind Gust)과 같은 외란에도 안정적으로 착륙하는 방법이 될 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 계통도를 설명하기 위한 도면이다.
도 2 및 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 예를 설명하기 위한 도면이다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 다른 예를 설명하기 위한 도면이다.
도 6 및 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 또 다른 예를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 도면으로써, 비행경로를 옆에서 바라본 예시이고, 수직이착륙 항공기가 상승과 하강을 반복하는 예이다.
도 9는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 도면으로써, 비행경로를 위에서 내려다본 예시이고, 수직이착륙 항공기 지그재그로 운항하는 예이다.
도 10은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 도면으로써, 비행경로를 위에서 내려다본 예시이고, 수직이착륙 항공기가 특정 목표를 중심으로 선회하는 예이다.
도 11은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기의 제어 방법을 설명하기 위한 도면으로써, 정상적인 수직 착륙이 불가하여, 최소의 배터리 잔여 전력으로 비상착륙을 해야 하는 경우, 안전하게 착륙하는 과정을 단계별로 보여주는 예시이고, 수직이착륙 항공기에 적용 가능한 예이다.
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.
[부호의 설명]
1: 비행체 2: 동체
4: 고정익
10: 엔진 12: 연료 분사 제어 장치
14: 연료 시스템 16: 클러치 장치
20: 발전기(ISGM) 30, 40: 제1, 2 전력 관리 장치
60: 배터리 관리 시스템
62: 배터리 팩(LIPO Battery Package)
63, 64, 65: 제1, 2, 3 파워 버스
66, 67, 68: 제1, 2, 3 전류 안정기(DC-DC Converter)
70: 전자 속도 제어 장치 80: 모터(IMG)
82: 양력 프로펠러 81: 추력 프로펠러
90: 제어부
100: 추력 시스템 110: 양력 시스템
이하, 도 1부터 도 3을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법에 관해서 설명한다. 도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기에서 피치 컨트롤 프로펠러 장착 형식을 설명하기 위한 도면이다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 비행체(1), 배터리 관리 시스템(60), 추력 프로펠러(81), 양력 프로펠러(82), 제어부(90), 추력 시스템(100: Compound Hybrid Propulsion System for Cruising), 양력 시스템(110: Compound Electric Propulsion System for VTOL)을 포함하여 구성할 수 있다.
상기 비행체(1)는 도 2부터 도 7에 나타낸 바와 같이 동체(2)에 고정익(4)을 갖는 구성일 수 있다.
상기 추력 시스템(100)은, 비행체(1)에 추력을 작용하기 위한 구성으로써, 엔진(10), 클러치 장치(16), 제1 발전기(20) 및 제1 전력 관리 장치(30)를 포함하여 구성할 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 엔진(10)은 연료 분사 제어 장치(12)가 설치될 수 있고, 연료 분사 제어 장치(12)의 제어에 따라 연료 시스템(14)의 연료를 엔진(10)에 정밀하게 분사하도록 제어할 수 있다.
상기 엔진(10)은 연료 분사 제어 장치(12)를 통해 출력제어가 가능한 왕복 엔진(Reciprocate Engine)일 수 있고, 연료 분사 제어 장치(12)는 전자 연료 분사 유닛(Electric Fuel Injection Unit)일 수 있으며 제어부(90)의 제어 신호에 따라 왕복 엔진의 연료 분사 양을 제어할 수 있다.
또한, 상기 엔진(10)은 감속기가 포함되어 있을 수 있는 터보샤프트 엔진(Turbo shaft Engine)일 수 있고, 연료 분사 제어 장치(12)는 전체 권한 디지털 엔진 제어 유닛(Full Authority Digital Engine Control unit)일 수 있으며 제어부(90)의 제어 신호에 따라 터보샤프트 엔진의 연료 분사량을 제어할 수 있다.
상기 클러치 장치(16)는 제어부(90)의 제어에 따라 상기 엔진(10)과 상기 제1 발전기(20)를 연결하며 동력을 전달하거나 동력을 차단할 수 있다.
상기 제1 발전기(20, ISGM: Integrated starter generator motor)는 상기 엔진(10)에 연결될 수 있고 엔진 출력으로 작동하여 전력을 생산할 수 있다.
상기 제1 발전기(20)는 시동 모터(starter)의 기능을 겸할 수 있고, 이로써 엔진(10)을 기동할 때 제1 발전기(20)에 전기를 공급하여 엔진(10)을 시동할 수 있다.
상기 제1 발전기(20)는 부스팅(Boosting) 모터의 기능을 겸할 수 있고, 이로써 엔진(10)의 동력에 추가하여, 제1 발전기(20)에 전기를 공급하여 추력 프로펠러(81)가, 클러치 장치(16)가 허용하는 관성모멘트(Moment of Inertia) 이내에서 추력을 추가로 증가시킬 수 있다.
제1 전력 관리 장치(30, PMU: Power management unit)는 상기 전력을 관리할 수 있고, 좀 더 상세하게는 생산되는 전력과 나머지 전력과 배터리 충전 전력 등을 관리할 수 있고, 제1 발전기가 시동 모터 또는 부스팅 모터의 기능을 할 때, 필요한 전력을 배터리 팩(62)에서 공급할 수 있도록 관리한다.
제1 발전기(20)에서 생산된 전력은 제1 전력 관리 장치(30)로 관리될 수 있고, 예를 들면 전력을 필요로 하는 전자기기 구성요소로 배전할 수 있고, 과잉 전력이 생산되는지 감시하여 과잉 전력이 생산되면 제어부(90)과 엔진 제어 장치(30)를 통하여 엔진(10) 출력을 감소시키도록 제어할 수 있다.
상기 배터리 관리 시스템(60)은 배터리 팩(62)을 포함하여 구성할 수 있고, 상기 제1 전력 관리 장치(30)로부터 제공된 전력이 상기 배터리 팩(62)에 충전될 수 있다.
상기 양력 시스템(110)은, 비행체(1)에 양력을 작용하기 위한 구성으로써, 제2 전력 관리 장치(40)와 전자 속도 제어 장치(70)와 제2 발전기(80)를 포함하여 구성할 수 있다.
상기 제2 전력 관리 장치(40)는 제어부(90)의 제어에 따라 제2 발전기(80)에서 생산된 전기 에너지를 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)에 충전하도록 하고, 양력 프로펠러(82)가 피치 제어 장치가 있어 받음각을 조정할 수 있는 경우에는 제어부(90)에 의해 발전효율이 최대의 조건으로 조정할 수 있다.
상기 제2 발전기(80)는 상기 고정익(4) 또는 동체(2)에 설치될 수 있고, 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전기를 받고, 제어부(90)에 의해 제어되는 개별로 연결된 전자 속도 제어 장치(70)로 필요한 양력을 발생시키도록 작동할 수 있다.
상기 제2 발전기(80)는 발전기능과 전동기능을 겸할 수 있고, 전기 에너지를 공급받으면 전동기로 작동하고, 양력 프로펠러(82)의 회전력이 입력되면 발전할 수 있다.
상기 양력 프로펠러(82)는 상기 제2 발전기(80)로 작동할 수 있다. 한편, 상기 양력 프로펠러(82)는 수직 방향으로 설치될 수 있고, 비행체(1)의 비행 목적에 따라 적절한 기울기로 기울어지도록 설치될 수 있다.
상기 추력 프로펠러(81)는 상기 엔진(10)으로 작동할 수 있다.
한편으로, 추력 프로펠러(81)는 피치 제어 장치가 갖춰질 수 있고, 피치 제어 장치로 추력 프로펠러(81)의 받음각(Angle of attack)을 조절할 수 있다.
상기 제어부(90)는 상기 엔진(10)의 연료 분사 제어 장치(12), 제1, 2 전력 관리 장치(30, 40) 및 배터리 관리 시스템(60)을 제어할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 여러 개의 제2 발전기(80)가 설치될 수 있고, 제2 발전기(80)마다 전자 속도 제어 장치(70)가 갖춰질 수 있다.
상기 각 전자 속도 제어 장치(70)는 상기 배터리 관리 시스템(60)의 제어를 받는 배터리 팩(62)으로부터 직접 전력을 받을 수 있고, 상기 각 전자 속도 제어 장치(70)는 제어부(90) 또는 상기 제어부(90)의 명령에 따라 각 제2 발전기(80)의 속도를 개별 제어할 수 있어, 양력 프로펠러(82)를 통해 필요한 양력을 발생하도록 하고, 동시에 수직이착륙과 천이 비행하는 동안 비행체(1)의 자세를 안정화할 수 있다.
상기 제어부(90)는 엔진 제어 장치, 마스터 제어 유닛(Master control unit), 비행 제어 장치(FCC: flight control computer) 등에 의하여 구현될 수 있다.
상기 엔진 제어 장치는 엔진(10)의 회전수를 제어할 수 있고, 좀 더 상세하게는 스로틀 서버를 개폐 또는 연료 분사펌프를 제어하여 엔진(10)의 출력을 제어할 수 있다.
상기 마스터 제어 유닛은 비행체(1)를 총괄하여 제어할 수 있고, 제어부(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(90)는 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 제2 발전기(80)에 상기 제1 발전기(20)와 상기 제1 전력 관리 장치(30)와 상기 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전원이 동시에 상기 제2 발전기(80)에 제공하도록 제어할 수 있다.
위와 같이 구성되는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 이착륙을 위하여 비행체(1)가 수직 상승 또는 수직 하강할 때, 양력 프로펠러(82)를 이용할 수 있고, 추력 프로펠러(81)의 작동에 엔진(10)과 제1 발전기(20)와 제1 전력 관리 장치(30)로부터 출력되는 전기를 동시에 사용함으로써 배터리의 용량을 줄일 수 있다.
이로써 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 배터리 무게를 감소할 수 있으며, 배터리 감소만큼 항공기의 무게를 줄일 수 있다.
또한, 비행체(1)는 배터리 관리 시스템(60)에는 전체 시스템이 요구하는 전압을 전류 안정기(DC-DC Converter 기능을 포함)를 통해 만들고, 안정적으로 공급할 수 있도록 파워 버스(63, 64, 65)를 구성하여 필요한 전압을 시스템에 제공할 수 있고, 파워 버스(63, 64, 65)는 각종 계기판, 엔진 보조 장치, 자세 제어 장치, 편의 시설 등에 연결되어 전기를 소비하도록 하는 각 구성요소에 전기를 공급할 수 있다. 배터리 관리 시스템(60)과 파워 버스(63, 64, 65)의 사이에는 제2 전류 안정기(66, 67, 68)가 배치될 수 있다.
상기 제1, 2 전류 안정기(66, 67, 68)는 전류를 정격 전압으로 안정화하는 작용을 한다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 수직 이착륙할 때 양력 프로펠러(82)를 이용한다. 먼저 엔진(10)은 제어부(90)의 제어에 따라 연료 시스템(14)으로부터 연료를 받아 동력을 출력한다.
한편, 피치 제어 장치는 추력 프로펠러(81)가 엔진(10)과 연결되어 작동하더라도 추력 프로펠러(81)의 받음각을 조절하여 추력 프로펠러(81)의 날개가 항공기의 진행 방향과 평행하게 유지되도록 하고, 다시 말해, 받음각을 90도에 근접하도록 하며, 이로써 추력 프로펠러(81)가 작동하더라도 엔진(10)에서 생성된 동력 손실을 줄일 수 있다.
상기 제어부(90)는 상기 피치 제어 장치를 제어함으로써, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 감소 제어될 수 있다. 좀 더 상세하게는 추력 프로펠러(81)의 받음각이 0도에 근접하도록 제어될 수 있고, 이로써 추력 프로펠러(81)에 의한 추력이 "0" 값이 되어 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않을 수 있다. 이후, 추력 프로펠러(81)의 받음각을 양의 값을 갖도록 조정하여 점진적인 추력을 얻을 수 있다. 추력 프로펠러(81)의 받음각이 "0"에 가까우므로 엔진의 최대출력으로 추력 프로펠러(81)를 회전한다고 하더라도 추력이 발생하지 않고, 엔진에서 발생하는 동력의 최대한을 전력 생산에 사용할 수 있다. 또한, 비행 안정성 및 점진적인 추력을 얻는 것과 관련하여, 추력 프로펠러(81)의 받음각을 0도 부근에서 양의 값을 갖도록 조정하는 것이, 90도 부근에서 값을 줄이는 방법보다 바람직할 수 있다.
항공기가 수직 이착륙할 때, 엔진의 출력을 이용할 필요가 없거나, 소음문제로 인해 엔진(10)을 Idling 상태에서 운용할 때는 클러치 장치(16)를 차단함으로 추력 프로펠러(81)를 정지 상태에서도 운용하도록 선택할 수 있다.
한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 천이 비행 또는 순항 비행할 때 추력 프로펠러(81)를 이용할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 추력 프로펠러(81)의 받음각을 조절하여 원하는 추력을 조절할 수 있다.
마찬가지로 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 순항 비행할 때 추력 프로펠러(81)의 받음각을 조절하여 필요한 추력을 발생시킬 수 있다.
더욱 상세하게, 수직 이륙 혹은 착륙과 순항비행 사이의 천이 비행 시 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 추력 프로펠러(81)의 받음각을 80~90도 상태 또는 0도에 가까운 상태에서 추력 프로펠러(81)의 받음각을 25도 내외로 천천히 조정하여 서서히 추력을 얻게 할 수 있다. 이를 통하여 본 발명에 따른 항공기는 서서히 안전하게 천이 비행에서 순항비행으로 진입할 수 있고, 종래의 틸트로터 방식의 항공기가 천이 비행 과정에서 비행 안정성이 떨어지는 문제점을 획기적으로 줄일 수 있다. 나아가, 상기와 같이 피치 제어를 통해 추력을 조정하는 경우, 엔진과 추력 프로펠러(81) 간의 동력 연결을 클러치 장치를 통해 제어할 때, 추력 프로펠러(81)의 회전 속도를 조정하기 위해 과도하게 클러치 장치(16)를 사용하여 발생할 수 있는 클러치 장치(16)의 마모 등을 회피할 수 있다.
나아가, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는 추력 프로펠러(81)의 받음각을 음의 값이 갖도록 조정하여 반대 방향의 추력(thrust reversal)을 얻을 수 있다. 이를 통하여, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용한 수직 이착륙 항공기는, 수직 이착륙할 때 항공기의 뒤쪽에서 앞으로 불어오는 배풍(Tail wind)에 능동적으로 대항하여 안정적으로 수직 이착륙할 수 있다.
나아가, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 복수 개의 추력 프로펠러(81) 각각에 대해서 피치 제어할 수 있다. 이를 통하여, 수직 이륙하여 제자리 비행(hovering)한 상태에서 추력 프로펠러(81)의 피치 값을 각각 다르게 조정하거나, 회전 속도를 다르게 조정하여 공중에서 정지 회전이 가능하며 진행 방향을 변경할 수 있다.
이처럼, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 능동적으로 각각의 추력 프로펠러(81)의 받음각을 0도에서 음의 값 혹은 양의 값을 갖도록 조정할 수 있어, 안정적으로 수직 이륙 및 착륙할 수 있고, 수직 이륙에서 천이 비행 과정, 천이 비행에서 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 소정 위치에는 풍향 또는 풍량 센서(미도시)를 갖출 수 있다. 바람직하게 고정익(4)의 끝인 단부에 풍향 또는 풍량 센서를 갖추어, 항공기를 기준으로 어느 쪽에서 어느 정도의 바람이 불어오는지 감지할 수 있고 이를 통하여 수직 이륙 및 착륙 시 능동적으로 각각의 추력 프로펠러(81)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, 순항 비행할 때는 상대적으로 에너지 소모가 적을 수 있고, 이로써 나머지 에너지가 생성될 수 있다. 나머지 에너지는 전기 에너지일 수 있고, 이러한 나머지 전력은 배터리 팩(62)에 충전될 수 있다.
상기 제어부(90)는 비행체(1)가 순항비행 또는 천이 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력을 향상시킬 수 있고 상기 제1 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)에 충전되도록 제어할 수 있다. 배터리 팩(62)이 충전됨으로써 비행체(1)의 체공 시간을 좀 더 증가시킬 수 있다.
다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 천이 비행할 때 엔진(10)의 출력과 제1 발전기(20)의 출력을 합하여 추력 프로펠러(81)를 통해 모두 사용할 수 있고, 비행체(1)의 비행 형태에 따라 추력 프로펠러(81)에 제공하는 전기 에너지와 추력 프로펠러(81)에 제공되는 기계적 에너지의 비율은 클러치 장치(16)의 허용 관성모멘트 한도 내에서 추가하여 제어부(90)에서 제어될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 클러치 장치(16)를 작동시켜 엔진(10)에서 추력 프로펠러(81)로 동력전달을 차단할 수 있고, 이로써 동력 손실을 줄일 수 있다.
그리고 엔진(10)에서 생산된 기계적 에너지 전부가 제1 발전기(20)에 제공되어 전기 생산을 증가시킬 수 있고, 이로써 제1 발전기(20)가 대용량이면서 안정적으로 전원 공급이 가능하게 할 수 있다. 나아가 제1 발전기(20)의 안정적 작동으로 추력 프로펠러(81)가 양호하게 작동함으로써 비행체(1)의 수직 상승 또는 수직 하강이 더욱 원활하게 구현될 수 있다.
한편으로, 천이 비행할 때 천이 비행 고도에서 클러치 장치(16)를 작동시켜 엔진(10)과 추력 프로펠러(81)를 연결하여 추력 프로펠러(81)가 추력을 향상시킬 수 있도록 한다. 제어부(90)는 연료 분사 제어 장치(12)를 제어하여 엔진(10)의 엔진 출력을 조절할 수 있으며, 순항 비행할 때 클러치 장치(16)로 엔진(10)의 동력을 추력 프로펠러(81)에 전달할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 계통도를 설명하기 위한 도면이다. 앞서 설명된 기술 설명과 중복된 설명은 생략한다.
엔진(10)은 피치 제어 장치 또는 클러치 장치(16)가 갖춰질 수 있다.
상기 피치 제어 장치로 추력 프로펠러(81)의 받음각(Angle of attack)을 조절할 수 있고, 상기 클러치 장치(16)는 엔진(10)으로부터 추력 프로펠러(81)로 전달되는 동력을 단절시키거나 연결할 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는 클러치 장치(16)와 피치 제어 장치(100)를 모두 갖출 수 있다.
제1 발전기(20)는 센서가 더 갖춰질 수 있고, 센서는 제1 전력 관리 장치(30)와 연결될 수 있다. 센서는 제1 발전기(20)를 감시할 수 있고, 검출된 제1 검출 값을 바탕으로 제어부(90)가 현재 전력 생산이 적정한지 아닌지를 판단할 수 있다.
전력 생산이 부족하면, 제어부(90)는 연료 분사 제어 장치(12)를 제어하여 연료 분사량을 늘리도록 제어하고 이로써 엔지 회전수를 증가시킬 수 있다.
반대로 전력이 과잉 생산이면, 제어부(90)는 연료 분사 제어 장치(12)를 제어하여 연료 분사량을 줄이고 이로써 엔진 회전수를 감소시킬 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 여러 개의 제2 발전기(80)가 설치될 수 있고, 제2 발전기(80)마다 전자 속도 제어 장치(70)가 갖춰질 수 있다. 각 전자 속도 제어 장치(70)는 제어부(90)의 명령에 따라 각 제2 발전기(80)의 속도를 개별 제어할 수 있고, 이로써 비행체(1)의 자세를 안정화할 수 있다.
한편으로, 상기 배터리 팩(62)은, 배터리를 병렬로 구성할 수 있고, 배터리 관리 시스템(60)에 의해 관리될 때 충전속도는 2 C-Rate보다 빠르고, 방전속도는 최대 60 C-Rate보다 빠른 것일 수 있으며, 이로써 비상 상황에 더욱 효과적으로 대응할 수 있다.
또한, 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)은 빠른 방전속도 30 C-Rate 전후 수준에서 각 전자 속도 제어 장치(70)에 전기를 공급할 수 있다.
한편, 각 전자 속도 제어 장치(70)는 별도의 파워 버스를 구성하여 각 전원 라인으로 연결되어 전기를 받을 수 있다.
상기 파워 버스(63, 64, 65)는 각종 전자장비를 작동시키기 위하여 각종 전자장비에 전기를 제공할 수 있다.
각종 전자장비는 제어부(90)로부터 명령을 받아 작동할 수 있다.
각종 전자장비는 비행체(1)의 비행에 필요할 수 있고, 예를 들면 가동익을 작동시키거나 꼬리 날개를 작동시킬 수 있다. 상기 파워 버스(63, 64, 65)는 배터리 관리 시스템(60)으로부터 전기가 연결될 수 있다.
한편, 상기 각 전자 속도 제어 장치(70)에서 전기를 소비하는 정도에 따라 부하 값이 변화할 수 있다. 부하 값이 검출되면 부하 값은 상기 제2 전력 관리 장치(40) 또는 제어부(90)에 제공될 수 있다.
상기 부하 값이 증가하면 전력 소비가 증가하는 것으로 판단할 수 있고, 이러하면 제어부(90)는 엔진(10)의 엔진 출력을 증가시키도록 제어할 수 있다. 반대로 상기 부하 값이 감소하면 전력 소비가 감소하는 것으로 판단하여 엔진(10)의 엔진 출력을 감소시키도록 제어할 수 있다.
즉. 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 추력 프로펠러(81)를 작동시키는 데에 소비되는 전력을 실시간으로 검출하여 엔진(10)의 엔진 출력을 제어함으로써 최적의 전력을 생산할 수 있다.
이하, 도 2부터 도 7을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 다양한 실시예를 설명한다.
도 2 및 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 예를 설명하기 위한 도면이다. 도 2는 비행체(1)의 평면도이고, 도 3은 비행체(1)의 측면도이다.
도 2 및 도 3에 나타낸 바와 같이, 동체(2)의 전방 양쪽에 고정익(4)이 갖춰지고, 양쪽 고정익(4)의 전방과 후방에 제2 발전기(80)가 대략 수직 방향으로 설치되며, 제2 발전기(80)마다 양력 프로펠러(82)가 갖춰질 수 있고, 엔진(10)이 양쪽 고정익(4)에 수평 방향으로 설치되며 각 엔진(10)에 추력 프로펠러(81)가 갖춰질 수 있다.
도 4 및 도 5는 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 다른 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 양쪽에 고정익(4)이 갖춰지고, 양쪽 고정익(4)의 전방과 후방에 제2 발전기(80)가 대략 수직 방향으로 설치되며, 제2 발전기(80)마다 양력 프로펠러(82)가 갖춰질 수 있고, 엔진(10)이 양쪽 고정익(4)에 수평 방향으로 설치되며 각 엔진(10)에 추력 프로펠러(81)가 갖춰질 수 있다. 또한, 비행체(1)의 후방에 엔진(10)과 추력 프로펠러(81)가 더 갖춰질 수 있다.
도 6 및 도 7은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 또 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 후방 양쪽에 고정익(4)이 갖춰지고, 양쪽 고정익(4)의 전방과 후방에 제2 발전기(80)가 대략 수직 방향으로 설치되며, 제2 발전기(80)마다 양력 프로펠러(82)가 갖춰질 수 있고, 엔진(10)이 양쪽 고정익(4)에 수평 방향으로 설치되며 각 엔진(10)에 추력 프로펠러(81)가 갖춰질 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 도 2부터 도 7을 참조하여 설명한 바와 같이, 비행체(1)의 구조가 다양하더라도 적용이 가능할 수 있다.
도 8부터 도 10을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법을 설명한다.
도 8에 하강 구간(D)으로 나타낸 바와 같이, 상기 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 수 있다. 하강 구간(D)에서 상기 추력 프로펠러(81)가 맞바람 때문에 회전되고, 상기 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 제1 발전기(20)가 발전하여 전력을 생산할 수 있다.
또한, 상기 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 상기 양력 프로펠러(82)가 맞바람 때문에 회전할 수 있고, 상기 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 제2 발전기(80)는 발전하여 전력을 생산할 수 있다.
배터리 관리 시스템(60)은 상기 제1, 2 발전기(20, 80)로부터 생산된 전기가 충전될 수 있다.
즉, 도 8에 비행체(1)가 하강 구간(D)에서 제어부(90)는 제1, 2 발전기(20, 80)가 발전하도록 제어할 수 있다.
또한, 도 8에 상승 구간(U)으로 나타낸 바와 같이, 비행체(1)가 상승 비행하거나 배풍을 받으며 비행할 수 있다.
또한, 도 8에서 승강 구간(H)으로 나타낸 바와 같이, 비행체(1)는 특정한 승강 구간(H)을 하강 구간(D)과 상승 구간(U)을 반복할 수 있다. 상승 구간(U)의 제1 수평 이동 거리는 하강 구간(D)의 제2 수평 이동 거리보다 짧을 수 있다. 제1 수평 이동 거리가 제2 수평 이동 거리보다 짧은 이유는 상승 구간(U)에서 추력과 양력을 이용하여 비행하기 때문일 수 있다.
상기 제어부(90)는 상기 비행체(1)가 상승 비행하거나 배풍을 맞으며 비행할 때 상기 제1, 2 발전기(20, 80)가 전동기로 작동하도록 제어한다.
도 9는 비행경로(P)가 특정 지역을 지그재그로 비행할 때 바람(w)이 특정한 방향으로 불고 있는 예시이다.
도 9에 나타낸 바와 같이 비행경로(P)가 지그재그로 변할 때, 어느 구간에는 맞바람을 받는 제1 경로(P1)가 있고, 다른 어떤 구간에서는 배풍을 받는 제2 경로(P2)가 있을 수 있다.
비행체(1)가 제1 경로(P1)를 따라 맞바람을 받을 때는 하강비행 하면서 제1, 2 발전기(20, 80)에서 발전을 시도할 수 있다. 반대로 비행체(1)가 제2 경로(P2)를 따라 배풍을 받으면 제1, 2 발전기(20, 80)는 각각 추력과 양력을 형성시키도록 발전기로 작동할 수 있다.
도 10은 비행체(1)가 특정한 지역을 중심에 두고 빙글빙글 도는 비행경로(P)가 있고, 바람(w)은 특정한 방향으로 불고 있는 예이다.
이로써 비행체(1)가 특정 지역에서 선회 비행을 할 때, 어느 구간에는 맞바람을 받는 제1 경로(P1)가 있고, 다른 어떤 구간에서는 배풍을 받는 제2 경로(P2)가 있을 수 있다.
비행체(1)가 제1 경로(P1)를 따라 맞바람을 받을 때는 하강비행 하면서 제1, 2 발전기(20, 80)에서 발전을 시도할 수 있고, 반대로 비행체(1)가 제2 경로(P2)를 따라 배풍을 받으면 제1, 2 발전기(20, 80)는 각각 추력과 양력을 형성시키도록 전동기로 작동할 수 있다.
따라서 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 비행체가 맞바람을 맞거나 하강 비행할 때 제1, 2 발전기(20, 80)가 발전하도록 하여 배터리 팩(62)을 충전하고 이로써 비행시간을 늘릴 수 있는 효과가 있다.
상기 제어부(90)는, 상기 제1 발전기(20)가 발전 작동할 때 엔진(10)에서 추력 프로펠러(81)에 동력이 전달되지 않도록 상기 클러치 장치(16)를 동력 단절하도록 제어할 수 있다. 즉, 제1 발전기(20)의 회전자가 회전하려고 할 때, 엔진(10)으로부터 작용할 수 있는 저항을 없앰으로써 제1 발전기(20)의 발전 능력을 향상시킬 수 있다.
본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법을 단계별로 설명한다.
제1 단계(S1)는 엔진(10)의 동력 또는 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시키고, 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 비행하는 단계이다. 제1 단계(S1)는 비행체(1)가 수직 이착륙 비행, 천이 비행 및 순항비행 등의 일반적인 비행상태일 수 있다.
제2 단계(S2)는 비행체(1)가 하강 구간(D)을 비행하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 제1 발전기(20)를 발전하고, 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 제2 발전기(80)를 발전하는 단계이다.
제3 단계(S3)는 상기 제2 단계(S2)에서 제1, 2 발전기(20, 80)에 의해 발전된 전력을 상기 배터리 팩(62)에 충전하는 단계이다.
제4 단계(S4)는 비행체(1)가 배풍을 맞거나 상승 구간(U)을 비행할 때 엔진(10)의 동력 또는 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시키고, 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 비행하는 단계이다.
한편으로, 상기 제2 단계(S2)에서, 엔진(10)에서 추력 프로펠러(81)에 동력이 전달되지 않도록 클러치 장치(16)를 작동시켜 동력을 단절시킬 수 있다. 즉, 제1 발전기(20)는 앞서 설명한 바와 같이 엔진(10)과 물리적으로 동력 연결이 차단되어 회전자가 무부하 상태일 수 있고, 이로써 제1 발전기(20)는 좀 더 수월하게 회전하여 발전용량을 증가시키는 데에 이바지할 수 있다.
다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 소음문제로 엔진(10)을 끈(Off) 상태에서 순수 전기식으로 이륙할 수 있다.
좀 더 상세하게는 클러치 장치(16)를 동력전달을 단절한 상태에서, 소음문제를 해결할 수 있는 적정 고도에 이르기까지는 양력 프로펠러(82)의 작동으로 수직 이륙할 수 있고, 순수한 전기방식으로 수직 이륙, 천이 비행, 순항 비행할 수 있다.
이후, 비행체(1)가 소음문제가 해결될 수 있는 고도에 다다르면, 클러치 장치(16)를 동력 연결 작동하도록 하고, 제1 발전기(20)를 작동시켜 엔진(10)의 엔진 시동을 걸며, 엔진 동력을 이용하여 순항비행을 시작할 수 있다.
이후, 앞서 설명한 바와 같이 맞바람을 받거나 하강 구간(D)을 비행할 때 제1 발전기(20)는 무부하 상태로 운용할 수 있고, 만약, 엔진 출력에 더해서 추가적인 출력이 필요하면 제1 발전기(20)를 전동기로 작동시켜 출력을 높일 수 있다.
한편으로, 엔진 시동은, 비행 안전을 고려하여 가능한 수직 이륙 후, 천이 비행하기 전에 하거나, 천이 비행이 끝난 후, 안정적으로 순항(Cruising) 비행을 할 때 수행할 수 있다.
다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 엔진(10)을 켠(On) 상태에서 하이브리드 방식으로 이륙할 수 있다.
좀 더 상세하게 설명하면, 클러치 장치(16)를 동력 연결한 상태에서 제1 발전기(20)를 이용하여 엔진(10)을 엔진 시동을 건 후, 엔진(10)을 아이들(Idling) 상태에서 운용할 수 있다.
클러치 장치(16)를 동력 연결한 상태에서 수직 이륙을 하면, 맞바람이 있을 때 비행체(1)의 방향을 맞바람을 향한 상태에서 선택하고, 맞바람을 이겨낼 수 있는 수준으로 엔진 출력을 제어한다.
이후, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기는, 천이 비행을 할 때, 엔진 추력에 더하여 제1 발전기(20)를 전동기로 작용시켜 출력을 클러치 장치(16)의 허용 관성모멘트 이내에서 추가하여 사용할 수 있다.
한편으로, 클러치 장치(16)를 동력 차단한 상태에서 수직 이륙하면, 천이 비행을 위한 적정 고도에 이르기까지 순수한 전기식으로 수직 이륙을 실행한다. 이후, 천이 비행을 시작하거나 제자리 비행(Hovering) 상태에서 클러치 장치(16)를 연결하여, 엔진 출력으로 추력을 구현할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기가 수직 이륙 후 정상적으로 천이 비행 할 때의 제어 방법을 설명한다.
<순항비행 방향으로 추력확보 방법>
엔진(10)을 켠(On) 상태에서 수직 이륙한 경우에는, 차단된 클러치 장치(16)를 연결하고, 엔진 출력을 이용하며, 천이 비행시간을 줄이기 위해 제1 발전기(20)를 전동기로 작동시켜 출력을 추가로 사용할 수 있다.
소음문제로 엔진(10)을 끄고(Off), 클러치 장치(16)를 동력 단절한 상태에서 천이 비행을 해야 할 때는, 제1 발전기(20)의 전동기 작동으로 추력 프로펠러(81)를 작동시켜 비행할 수 있다.
<양력 확보 방법>
비행체(1)가 실속속도를 초과할 때까지는 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 양력을 발생시키고, 순항비행 방향의 전진 속도에 따라 고정익(4)에서 발생하는 양력을 제어부(90)를 통하여 제어할 수 있다.
이후, 비행체(1)의 비행속도가 실속속도보다 적당한 수준을 초과한 상태에서 고정익(4)에서 발생하는 양력만을 이용하여 비행할 수 있다.
<자세 제어 방법>
제2 발전기(80)가 전동기로 작동하고, 다수의 양력 프로펠러(82) 간의 추력 차이가 발생하거나, 동시에 고정익 형태 비행체의 고정익(4)에 장착된 에일런(Aileron)과 플랩(Flap)과 꼬리 날개에 장착된 엘리베이터(Elevator)와 러더(Rudder)를 제어부(90) 또는 비행 제어 장치(Flight Control Computer)를 이용해 자동 제어할 수 있다.
또한, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기가 순항비행 중에 수직 착륙하기 위하여 천이 비행할 때의 제어 방법을 설명한다.
<순항비행 방향으로의 추력확보 방법>
엔진(10)을 켠(On) 상태이고, 클러치 장치(16)를 동력 연결한 상태에서는, 엔진 추력만을 이용하며, 수직 착륙을 위해 제자리 비행(Hovering) 위치에서 엔진(10)을 끄고(Off), 클러치 장치(16)는 동력 차단에 관한 결정은 수직 착륙 조건에 따를 수 있다.
수직 착륙 조건에 소음문제를 발생시키지 않아야 할 때, 엔진(10)을 끄고(Off), 클러치 장치(16)를 동력 차단한 상태에서 천이 비행을 해야 하는 때는, 순항을 위한 제1 발전기(20)를 전동기로 작동시켜 추력 프로펠러(81)로 추력을 발생시켜 순항 비행할 수 있다.
<양력 확보 방법>
비행체(1)가 실속속도에 진입하기 전에, 순항비행 방향의 전진 속도의 감소에 따라 고정익(4)에서 발생하는 양력의 감소를 고려하여, 제2 발전기(80)를 전동기로 작동시키고, 양력 프로펠러(82)를 이용하여 수직 상승 추력을 점진적으로 증가시키며, 제2 발전기(80)는 제어부(90) 또는 비행 제어 장치를 통해 자동 제어할 수 있다.
비행체(1)는 수직 착륙 직전에 제자리 비행(Hovering)할 때는, 다수의 양력 프로펠러(82)에서 발생하는 양력의 합으로만 필요한 양력을 확보할 수 있다.
<자세 제어 방법>
비행체(1)는 제2 발전기(80)를 전동기 작동시키고, 다수의 양력 프로펠러(82)의 추력 차이와, 동시에 고정익 형태 비행체의 고정익(4)에 장착된 에일런(Aileron)과 플랩(Flap)과 꼬리 날개에 장착된 엘리베이터(Elevator)와 러더(Rudder)를 제어부(90) 또는 비행 제어 장치를 이용해 자동 제어할 수 있다.
또 다른 한편으로, 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 엔진 출력과 전기 에너지를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시켜 순행 비행할 수 있고, 이러한 제어 방법은 급히 가속하거나 급상승 비행이 필요할 때 사용할 수 있다.
<비상착륙 방법>
도 11을 참조하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 비상착륙 방법을 설명한다.
비상착륙이 필요하면, 엔진(10)의 상태와 관계없이 순수 전기식으로 비상착륙 후보지를 선택하여 글라이딩(Gliding) 방식으로 비행할 수 있으며, 비상착륙에 필요한 전력을 동시에 추가로 확보하여 피해를 최소화할 수 있다.
제11 단계(S11) 비상착륙 결정:
비상착륙을 시도해야 될 경우는, 엔진이 고장으로 목표 착륙지까지 순수 전기식 방식으로 비행 및 수직 착륙이 불가능하거나, 조종사의 건강 이상으로 조종 불가하거나, 테러목적의 비행으로 인지되어 지상통제소에서 원격으로 조종하여 비상착륙을 해야 하거나, 지상 피해도 최소화하는 방안을 고려하여 안전지대에 비상착륙을 해야 하는 때가 있을 수 있다.
도 11의 예시에서 보여주는 것과 같이, 비행체(1)의 비상착륙(Emergency Landing)은 비상착륙 결정한다.
제12 단계(S12) 하강 활공 비행:
비상착륙 목적지 근처까지 순수 전기식 또는 하강 활공 비행한다
제13 단계(S13) 단거리 착륙(STOL) 방식의 천이 비행
비행체(1)는 비상착륙 직전 주익에 장착된 고양력 장치인 플랩까지 활용하여 고정익 항공기의 단거리 착륙(STOL)방식으로 지면효과(Ground Effect)를 기대할 수 있는 특정 고도(H1)에 이르기까지 비행할 수 있다. 도 11에 기재된 부호 LF는 비상 착륙하기 위한 비행거리이다.
지면효과(Ground Effect)를 기대할 수 있는 특정 고도(H1)에 도달하면 양력 프로펠러의 이용하여 관성을 이겨내기 위한 최소거리의 수평 비행한다.
제14 단계(S14) 충격 흡수 및 비상착륙
이어서, 비행체(1)는 같은 고도에서 잠깐의 제자리 비행(Hovering)을 통해 목표 착륙지를 확인하는 방식의 천이 비행 단계를 마친 후, 잔여 배터리의 용량을 최대한 활용하여 충격 흡수하며, 비상착륙 하는 단계로 구성할 수 있다.
제11 단계(S11)의 비상착륙에 관한 결정은, 엔진 고장일 때 탑승 항공기 조종사 또는 지상통제소의 원격조종사가 결정할 수 있고, 조종사의 건강 이상으로 조종 불가할 때 지상통제소의 원격조종사가 결정할 수 있으며, 테러목적 또는 허가된 비행지역을 벗어나서 의심스러운 비행을 할 때 항공법에 따라 관제소에서 승인된 관제사가 결정할 수 있다.
비상 착륙장에 대한 결정은, 사전에 승인된 비행경로 상에 비상착륙이 가능하다고 판단된 후보지를 잔여 배터리의 양에 따라 비행 가능 거리를 산출하여 우선순위로 자동 제공할 수 있고, 제한된 시간 내에 탑승 항공기 조종사 또는 원격조종사가 선택할 수 있으며, 제한된 선택 시간을 초과한 경우에는 자동으로 가장 가까운 거리의 비상 착륙지를 선택할 수 있다.
비상 착륙장까지의 비행은, 가능한 글라이딩(Gliding) 방식으로 하강 비행하며, 하강 비행할 때 제1 발전기(20)의 발전기능을 이용하여 배터리 팩(62)을 충전할 수 있다.
한편으로 단거리 비상착륙(STOL: Short Take-off and Landing)은, 고정익(4)에 고양력 장치인 플랩(Flap)과 유도 항력을 줄이는 작은 날개(Winglet)를 장착하여 비상착륙목표지점 근접한 지점의 지면효과(Ground Effect)까지 고정익 방식으로 근접비행하고, 매우 짧은 시간 동안 잔여 배터리 전기를 이용하여 천이 비행과 제자리 비행(Hovering)할 수 있도록 한다. 이어서 지면효과(Ground Effect) 이내 주익의 길이(Span) 수준의 고도에서 수직 착륙방식으로 비상착륙 기능을 갖게 할 수 있다.
다른 한편으로, 수직 착륙할 때는, 배터리 잔류 전기량을 고려하여, 정상적인 수직 착륙을 위한 하강 속도를 결정하고, 최대한 충격 흡수가 가능하도록 하강 속도 결정할 수 있다.
지상에 착지라는 순간 충격 흡수가 가능하도록 배터리 팩(62)의 잔여 전력량과 높은 방전속도 예컨대 30 C-Rate 전후 수준으로 최대한 활용하여 양력 프로펠러(82)를 짧은 시간에 효율적으로 작동시킬 수 있고, 제2 발전기(80)는 제어부(90)와 속도제어장치(70)를 통해 자동 제어할 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 예시적이며 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 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기 및 그 제어 방법은, 비행체를 수직 이착륙 비행, 천이 비행 및 순항비행 등의 비행을 제어하는 데에 이용할 수 있다.
Claims (11)
- 비행체(1)에 추력을 발생시키는 추력 프로펠러(81);상기 비행체(1)에 양력을 발생시키는 양력 프로펠러(82);상기 비행체(1)에 설치되고, 연료를 연소시켜 동력을 생산하는 엔진(10);상기 엔진(10)의 동력을 상기 추력 프로펠러(81)에 전달하는 클러치 장치(16);상기 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)가 회전되고 상기 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 전력을 생산하는 제1 발전기(20);상기 비행체(1)가 하강하거나 맞바람을 맞으며 비행할 때 상기 양력 프로펠러(82)가 회전되면 상기 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 전력을 생산하는 제2 발전기(80);상기 제1, 2 발전기(20, 80)로부터 생산된 전기가 충전되는 배터리 관리 시스템(60); 및상기 비행체(1)가 상승 비행하거나 배풍을 맞으며 비행할 때 상기 제1, 2 발전기(20, 80)가 전동기로 작동하도록 제어하는 제어부(90);을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 제1항에 있어서,상기 제어부(90)는, 상기 제1 발전기(20)가 바람의 힘으로 발전 작동할 때 엔진(10)에서 추력 프로펠러(81)에 동력이 전달되지 않도록 상기 클러치 장치(16)를 동력 단절하도록 제어하는 것을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 제1항에 있어서,상기 제어부(90)는, 상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 받음각이 감소하도록 제어하는 것;을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 제1항에 있어서,상기 제어부(90)는 상기 비행체(1)가 순항비행 또는 천이 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력을 증가시키고 상기 제1 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)에 충전되도록 제어하는 것을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 제4항에 있어서,상기 배터리 팩(62)은,배터리를 병렬로 구성하고, 배터리 관리 시스템(60)에 의해 관리될 때 충전속도는 2 C-Rate보다 빠르고, 방전속도는 최대 60 C-Rate보다 빠른 것을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 제1항에 있어서,상기 제1 발전기(20)는, 상기 엔진(10)의 출력에 추가하여 클러치(16)의 허용 관성모멘트 한도 내에서 추력을 증가시키는 전동기로 작동하거나, 상기 엔진(10)과 무관하게 순수한 전동기로 작동하는 것을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 제1항에 있어서,상기 제어부(90)의 명령을 받아 전력을 관리하는 제1 전력 관리 장치(30); 를 더 포함하고,상기 제1 전력 관리 장치(30)는,제1 발전기(20)에서 생산된 전력을 관리하고, 전력을 필요로 하는 전자기기 구성요소로 배전하며, 과잉 전력이 생산되는지 감시하여 과잉 전력이 생산되면 제어부(90)과 엔진 제어 장치(30)를 통하여 엔진(10) 출력을 감소시키도록 제어하는 것을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기.
- 엔진(10)의 동력 또는 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시키고, 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 비행하는 제1 단계(S1);비행체(1)가 맞바람을 맞거나 하강 비행할 때 추력 프로펠러(81)의 회전력으로 제1 발전기(20)를 발전하고, 양력 프로펠러(82)의 회전력으로 제2 발전기(80)를 발전하는 제2 단계(S2);상기 제2 단계(S2)에서 제1, 2 발전기(20, 80)에 의해 발전된 전력을 상기 배터리 팩(62)에 충전하는 제3 단계(S3); 및비행체(1)가 배풍을 맞거나 상승 비행할 때 엔진(10)의 동력 또는 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 추력 프로펠러(81)를 작동시키고, 배터리 팩(62)의 전기를 이용하여 양력 프로펠러(82)를 작동시켜 비행하는 제4 단계(S4);를 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법.
- 제8항에 있어서,상기 제2 단계(S2)에서, 엔진(10)에서 추력 프로펠러(81)에 동력이 전달되지 않도록 클러치 장치(16)를 작동시켜 동력을 단절시키는 것;을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법.
- 제8항에 있어서,상기 비행체(1)가 수직 이착륙할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력이 비행체(1)의 비행에 전혀 영향을 주지 않도록 받음각이 감소하도록 제어하는 것;을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법.
- 제8항에 있어서,상기 비행체(1)가 순항비행 또는 천이 비행할 때 상기 추력 프로펠러(81)의 추력을 증가시키고 상기 제1 발전기(20)에서 생산된 여유 전력이 상기 배터리 관리 시스템(60)의 배터리 팩(62)에 충전되도록 제어하는 것;을 포함하는 하이브리드 추진시스템을 이용하는 수직 이착륙 항공기의 제어 방법.
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