KR20170010295A - 하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 - Google Patents

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기 Download PDF

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백선호
맹창준
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김민준
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Abstract

하이브리드 전기 추진시스템을 이용하는 수직이착륙 항공기가 개시된다. 일 실시예에 따른 하이브리드 수직이착륙 항공기는 엔진, 상기 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하는 발전기, 상기 발전기에서 생산된 전력을 저장하는 배터리, 위치 변동이 가능한 적어도 하나의 추력 발생 장치, 상기 배터리에 저장된 전력 또는 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받으며, 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터 및 상기 적어도 하나의 추력 발생 장치의 현재 위치를 확인하고, 상기 확인된 적어도 하나의 추력 발생 장치의 현재 위치에 기초하여, 상기 모터에 공급되는 전력을 나타내는 요구동력을 결정하고, 상기 결정된 요구동력에 기초하여, 상기 모터에 공급하는 전력에서, 상기 배터리에 저장된 전력과 상기 배터리에 저장되지 않은 전력의 양을 결정하는 제어부를 포함할 수 있다.

Description

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

Claims (1)

  1. 하이브리드 수직이착륙 항공기에 있어서,
    엔진;
    상기 엔진에서 공급되는 동력을 이용하여 전력을 생산하는 발전기;
    상기 발전기에서 생산된 전력을 저장하는 배터리;
    위치 변동이 가능한 적어도 하나의 추력 발생 장치; 및
    상기 배터리에 저장된 전력 또는 상기 발전기에서 생산되되 상기 배터리에 저장되지 않은 전력 중 적어도 하나를 공급받아, 상기 적어도 하나의 추력 발생 장치에 동력을 제공하는 모터
    를 포함하는,
    하이브리드 수직이착륙 항공기.
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