CN112839868A - 带有集成动力单元的飞机翼梁以及相关联的系统和方法 - Google Patents

Abstract

本申请描述了带有集成动力单元的飞机翼梁以及相关联的系统和方法。代表性飞机机翼翼梁包括翼梁主体，该翼梁主体在翼展方向上延伸并且具有也在翼展方向上延伸的多个孔，其中单独孔定位为容纳多个电力单元。

Description

带有集成动力单元的飞机翼梁以及相关联的系统和方法

相关申请的交叉引用

本申请要求于2018年10月10日提交的第62/744,065号在审美国临时申请的优先权，其全部内容通过引用并入本文。

技术领域

本发明技术大体上针对带有集成动力单元的飞机翼梁以及相关联的系统和方法。

背景技术

随着减少温室气体排放的努力的加强，运输行业已确定为应当做出显著减少的领域。在运输行业内，商业航空运输部门已经特别地被确定为减少温室气体排放的领域。因此，该行业部门已研究电池作为传统燃气涡轮发动机的替代或补充，以用于为商业飞机供应动力。然而，这种方法产生了多个挑战，包括如何制造电动飞机而使飞机的重量不增加至不能商用的程度。因此，仍然需要针对电动飞机来改进技术。

附图说明

图1是根据本发明技术实施例的适用于安装翼梁的飞机的局部示意性图示。

图2是具有根据本发明技术实施例来配置的翼梁的飞机机翼的一部分的局部示意性图示。

图3是图2中所示的机翼的局部示意性等距图示，其中移除了机翼蒙皮，以示出根据本发明技术实施例来配置的内部元件。

图4A-4D是根据本发明技术实施例来配置并集成的代表性机翼翼梁和相关联的动力单元的局部示意性等距图示。

图5A和5B是具有根据本发明技术实施例来配置的歧管和排气装置的代表性机翼翼梁的局部示意性图示。

图6是根据本发明技术代表性实施例的承载多个动力单元的支撑件的局部示意性等距图示。

图7是根据本发明技术代表性实施例的用于容纳动力单元插入件的一部分的局部示意性等距图示。

图8是根据本发明技术实施例的具有插入件的翼梁的局部示意性、局部分解图示，该插入件限定了容纳多个电力单元的孔。

具体实施方式

本发明技术大体上针对带有集成动力单元的飞机翼梁以及相关联的系统和方法。在代表性实施例中，翼梁可以包括通道或其他孔，在所述通道或其他孔中插入诸如电池(通常含有多个化学电池)、燃料电池和/或其他存储能量的装置的动力单元并将所述动力单元电联接到彼此。在一些实施例中(例如，在燃料电池的情况下)，除了存储燃料电池自身之外或代替存储燃料电池自身，用于电池的燃料可以存储在孔中。可以有意地制造通道以包括间隙、凹槽、褶皱和/或其他特征，所述间隙、凹槽、褶皱和/或其他特征在动力电池中的一个或更多个发生故障的情况下提供气体逸出路径的。因此，能够使来自故障动力单元的碎屑容纳在翼梁内，同时为故障单元所发出的气体提供了安全的离开路径。将动力单元定位在翼梁中能够减少单元所占据的空间，并且能够将单元的重量集中在飞机机翼的升力中心处或其附近，和/或集中在附接机翼的飞机的总重心处。这进而能够减少由动力单元的重量所导致的结构载荷(例如，弯曲载荷)。可以选择翼梁的组成以增强热导率，由此提供动力单元运行的均匀温度环境。

下面参考代表性飞机、机翼、翼梁和动力单元来描述本发明技术实施例的具体细节。尽管下面参考特定几何结构和配置来描述代表性实施例，但是本发明技术也可以应用到其他几何结构和/或配置。一些实施例的配置、组件和/或过程可以与该部分中所描述的不同，并且其他实施例可以消除特定的组件或过程。因此，本领域普通技术人员应当理解，本发明技术可以包括带有附加特征或元件的一些实施例，和/或可以包括没有下面参考图1-8所示出并描述的特征或元件中的几个的一些实施例。

图1是包括根据本发明技术实施例来配置的翼梁的代表性飞机100的局部示意性等距图示。飞机100可以包括沿纵向轴线104延长的机身101、各自沿翼展方向轴线111延长的机翼110、尾翼102和推进系统103。推进系统103可以由机翼110来承载(如图1中所示)和/或由机身101来承载。每个机翼110都沿升力中心轴线112提供由箭头L表示的升力。整个飞机100包括飞机重心105，其中升力中心轴线112通常配置为与飞机重心105沿纵向轴线104对准或近似对准。通过将升力中心轴线112与飞机重心105进行对准，能够减少配平飞机以进行平飞所需的空气动力，由此减少了飞机阻力。

在常规飞机中，推进系统103包括由燃气轮机进行驱动的涡扇发动机，燃气轮机进而由烃基航空燃料来供应动力。在本发明技术实施例中，烃燃料可以通过动力单元提供的电力来补充或者替换。如下面进一步详细描述的，动力单元可以与机翼110的结构集成。

图2是适合于安装在以上参考图1所描述的类型的飞机上的代表性机翼110的局部示意性等距图示。机翼110可以包括一个或更多个翼梁130，翼梁又包括大致平行于翼展方向轴线111来延伸的翼梁主体129。在一个代表性实施例中，机翼110包括两个翼梁130，示为前翼梁130a和后翼梁130b。翼梁130为机翼110提供基本结构，并向以上参考图1所描述的飞机机身101来传递载荷(例如，包括升力)。

机翼110包括蒙皮115，该蒙皮具有上表面116和下表面117，该上表面和下表面成形为在各种飞行条件下提供升力。机翼110还可以包括前缘113和后缘114，该前缘和后缘均成形为用于提高空气动力效率。后缘114可以包括用于稳定性和控制的后缘装置，为了清楚起见在图2中未示出所述后缘装置。机翼110还可以包括翼梁130的翼展方向末端处或其附近的翼尖118。翼尖118和/或其他表面(例如，下表面117)可以包括排气口119，例如联接到内部排气通道的排气口，所述内部排气通道允许来自故障动力单元的气体安全地离开机翼110。

图3是图2中所示机翼110的局部示意性等距图示，其中移除了蒙皮以示出机翼的另外的所选择的内部元件。内部元件可以包括多个肋120，该多个肋基本横向于前翼梁130a和后翼梁130b延伸。在混合动力飞机(例如，包括烃基燃料和电力单元的飞机)中，机翼110可以包括多个燃料空间121，该多个燃料空间通常定位在相邻的肋120之间以及前翼梁130a和后翼梁130b之间。各个燃料空间121可以通过流体密封涂层122和/或囊状物123包含在指定区域内。因为电力单元提供动力，所以在混合动力飞机中燃料空间121的数量和/或尺寸能够减小。如下面进一步描述的，动力单元容纳在前翼梁130a和/或后翼梁130b内。翼梁130a、130b可以包括与以上参考图2所描述的排气口119对准的气体离开路径124。

图4A是根据本发明技术实施例来配置的代表性前翼梁130a的放大图示。后翼梁130b(图3)和/或其他翼梁可以具有类似的构造。前翼梁130a可以容纳多个动力单元150，例如化学电池和/或燃料电池。化学电池可以包括许多合适的化学物质中的任何一种，包括镍金属氢化物化学物质和/或锂离子化学物质。无论何种化学物质，前翼梁130a都可以包括一个或更多个歧管131，其路由动力单元150所生成的电力。因此，每个歧管131都可以连接到相对应的线缆132(线缆部分如图4A所示)，该线缆可以用于将给定翼梁内和/或多个翼梁间的动力单元或动力单元组进行互连，并且最终将电能输送到飞机动力装置和/或飞机的其他电驱动组件。

代表性的飞机动力装置包括电动机驱动的螺旋桨、函道风扇和/或非函道风扇。在其他实施例中，动力装置可以包括平行动力源，该平行动力源使用电池供应的电力以用于飞行的高要求阶段，例如起飞、爬升和/或高度改变。在特定实施例中，这种动力装置可以包括涡轮螺旋桨发动机，其中电机附接到与螺旋桨相同的驱动轴，并根据飞行的高要求阶段的需要来使用。在另外的实施例中，可以将电力供应给在其他情况下由主动力装置(例如，燃气涡轮发动机)进行驱动的配件。这些配件可以包括泵、发电机、交流发电机和/或其他机械驱动的装置。在另外的实施例中，提供给这些组件的电力可以补充由燃气轮机或其他燃烧动力装置提供的动力。在另外的实施例中，可以提供电力以代替气体驱动的辅助动力单元(APU)。

图4B是前翼梁130a的尖端区域的放大图示。前翼梁130a可以包括具有多个合适的横截面形状的翼梁主体139。在图4B所示的代表性实施例中，前翼梁130a包括定位在前缘部分133与后缘部分135之间的中心部分134。这些部分中的每个都可以包括一个或更多个单元孔136(例如，具有细长的圆柱形形状)，动力单元150插入到该单元孔中。单个动力单元150可以包括阳极151和阴极152。在图4B所示的实施例中，阳极151和阴极152以常规手电筒电池的方式定位在动力单元150的相反端处。因此，多个动力单元150可以端对端地堆叠在单个单元孔136内，其中相邻的动力单元150串联地电联接。在一个代表性实施例中，动力单元150可以具有标准的18650锂离子配置，并且在其他实施例中，可以具有其他合适的配置。单元150可以是一次电池(例如，非可充电电池)和/或二次电池(例如，可充电电池)。

可以根据各个单元的输出电压以及待提供给下游电气组件的期望输出电压，来选择串联连接的动力单元150的数量。因此，在一些实施例中，包含在单个单元孔136内的动力单元150的子集进行串联连接，并且多个子集进行并联连接以提供期望电流水平。单元孔136可以容纳路由电路以提供串联和并联互连的期望组合。例如，每个孔136都可以创建动力单元150的串联布置。在这种配置中，对单元的电压进行求和，并且所产生的总电压是该孔中的单元所产生的电压之和。对于具有一个以上孔136的配置而言，每个孔136的电输出可以配置为通过以串联配置将一个孔136的动力单元150电连接到另一孔136的动力单元来增加总电压，或者，可以通过以并联配置将一个孔136中的动力单元136的电输出连接到另一个孔136的的动力单元来增加总电流。此外，串联布置和并联布置的组合允许了设计者采用可以针对任何给定电气要求来选择的多种电压/电流配置。

可以选择设置在前翼梁130a中的单元孔136的数量，以增加(例如，最大化)容纳在翼梁中的动力单元的数量，同时保持翼梁承载适当的使用中的结构载荷的能力。在所示的实施例中，前翼梁138具有局部圆形的横截面形状，其带有矩形的前缘部分133和后缘部分135。在其他实施例中，翼梁可以具有其他合适的横截面形状，例如盒形状、I-梁形状、C-通道形状、圆形形状和/或其他形状。在这些实施例的任一个中，因为翼梁通常要远远长于其宽度或深度，所以可以使用挤压工艺来形成翼梁和单元孔136。挤压工艺提供了一种均匀地制造翼梁的经济性方式，以便容易地容纳标准尺寸的动力单元150。与利用层压叠层来形成翼梁或者经由电动加工钻孔或形成孔或者其他减材制造技术相比，这种方法也有助于利用自动化技术来制造翼梁，和/或利用更少的单个操作来制造翼梁。

在特定实施例中，前翼梁130a由导热、可挤压材料形成，例如铝(例如，6061或6075铝)、其他铝合金、钛、钛合金和/或热塑性材料。这些材料特别适合于挤压，并且在单元孔136中所包含的动力单元150间具有足够的热导性以传输热负荷。该方法可以提供动力单元150运行的均匀温度环境。虽然机翼前翼梁130a的相对高的热导率也可以允许热量从动力单元150中向外传递(例如，进入机翼蒙皮中，其中可以通过传导和/或对流来排热)，但是期望地更有益的效果是简单地提供均匀温度的环境。

图4C是图4B中所示的前翼梁130a的一部分的放大图示，其更详细地示出单元孔136。每个单元孔136可以具有内表面，该内表面包括多个褶皱、通道或凹槽137(通常称为凹槽)，其提供上述气体离开路径124。在一些实施例中，可以将凹槽137挤压作为用于形成翼梁和单元孔136的同一挤压工艺的一部分。在其他实施例中，单元孔136可以根据其他技术来形成。例如，前翼梁130可以包括多个翼梁孔140(在图4C中以虚线示出了一个)，该翼梁孔容纳相对应的插入件，并且插入件可以包括褶皱、通道或凹槽137。如果插入件不圆周对称，则插入件可以包括在翼梁孔140中适当对准的键或其他对准元件。下面参考图7和图8来描述其他细节。

单元孔136的尺寸可以设置为可滑动的，并且在至少一些实施例中，可释放地容纳动力单元150。因此，根据需要，可以拆卸并更换或维护各个动力单元150。例如，单元孔136的直径可以略微过大，以在单元进入和/或退出孔136时容纳单元的滑动运动。可以进入单元孔136的相反端以在安装或拆卸期间推动动力单元150进入或退出孔。

图4D是图4C中所示的前翼梁130a的尖端部分的放大图示，其示出了各个凹槽137以及定位在相邻凹槽之间的相对应的脊138。如箭头G所指示，从故障动力单元中逸出的气体可以离开单元孔136，从而安全地从翼梁和飞机离开并减少了导致其他单元过热和故障的可能性。

图5A-5B示出了根据本发明技术代表性实施例来配置的代表性翼梁130。翼梁130的形状大致类似于以上参考图4A-4D所描述的形状，并且包括一个或更多个歧管531，其示为相对应的第一歧管531a和第二歧管531b，该第一歧管和第二歧管用作翼梁130的端盖。第一歧管531a提供了翼梁130内的动力单元与相对应的第一线缆132a之间的电连接。第二歧管531b提供了翼梁130内的动力单元与相对应的第二线缆132b之间的电连接。在其他实施例中，翼梁可以例如根据单元连接到彼此的方式包括单个线缆和单个电歧管。另外，一个或更多个歧管(例如，第二歧管531b)例如凭借内部排气通道128(示意性地示出)提供翼梁130内的气体离开流动路径124(图4C)的末端。更具体地，参考图5B，第二歧管531b可以包括与上述气体离开路径124进行流体连通的多个排气口519。每个排气口519都可以提供穿过机翼110的下表面117(图2中示出这两者)和/或在向后方向上例如穿过机翼后缘的、面向下方的出口。每个排气口519可以包括单独的、可释放的盖520(图5B中示出两个)，该盖通常封闭以在正常操作期间在机翼下表面117处保持大致平滑的空气动力学表面，然后响应于相对应孔136内的条件变化而打开或释放(参见图4C)。例如，盖520可以联接到螺线管或其他致动器127(示意性地示出)，并且可以响应于来自温度传感器的超温信号而打开。在孔内受影响的动力单元进行替换或修复之后，可以重新收起(或替换)盖520。翼梁531b还可以包括故障-安全的过压设置。例如，在阈值压力以上，盖120可以例如通过将其吹离而被释放或者如果是铰接的则打开，以允许孔136内的气体逸出。在另一代表性实施例中，盖520可以仅响应于相对应的孔内的过压状态。例如，盖520可以包括由热塑性材料或另一合适材料来制成的模制塞，该模制塞插入排气口519中。该塞可以通过摩擦或在阈值压力下释放的另一脆弱连接进行固定。

图6是支撑件660的一部分的局部示意性等距图示，该支撑件布置为在翼梁孔(例如图4C中所示的孔136)内承载多个动力单元150。支撑件660可以包括多个支架661，其牢固并且可选地可释放地将各个动力单元150固定到支撑件660。例如，支撑件660可以包括针对每个动力单元150的成对的支架661。支撑件660还可以承载多个动力单元触点662，其与动力单元150进行电接触，以在相对应的孔136(图4C)内路由来自动力单元150的动力。在特定实施例中，支撑件660由包括电路663和/或布线664的印刷电路板(PCB)形成。电路663可以包括固态(或其他)温度和/或压力感测电路、用于平衡动力单元150间的动力和/或在其他情况下用于管理各个动力单元150的充电的电路，和/或激活上述致动器以在单元故障或其他超温或过压情况下对给定孔136进行排气的电路元件。布线664可以与支撑件660集成，并且可以用于并联和/或串联地连接多个动力单元150。在一些实施例中，布线664可以提供足够的动力路由以消除对图5A中所示的歧管531a、531b中之一的需要。

如以上参考图4C所描述的，凹槽137可以与前翼梁130a一体形成，或者可以在插入到翼梁孔140(也在图4C中以虚线示出)中的插入件中形成。图7是配置为提供该功能的插入件770的一部分的局部示意性等距图示。插入件770包括动力单元150(图6)被装配进的单元孔136并且包括用于排气的凹槽137。一起参照图6和图7，插入件770可以包括容纳支撑件660的间隙771，其中动力单元150由定位在单元孔136中的支撑件660来承载。

在特定实施例中，插入件770可以由铝或高温热塑性材料形成。在特定实施例中，插入件770可以比形成该插入件所在的翼梁的材料更柔软，以在除了非常高的弯曲载荷的情况下避免将结构载荷转移到动力单元150。凹槽137无论是形成在插入件770中还是直接形成在翼梁中，都是柔软的。因此，无论单元孔136是形成在插入件770中，还是直接形成在翼梁中，由翼梁所承载的结构载荷在动力单元150周围传递。该方法防止或至少限制了结构载荷导致动力单元150损坏的可能性。在特定实施例中，凹槽137以及可选地，插入件770可以配置为避免将动力单元150置于弯曲载荷下，直至翼梁已经超过其结构极限。

图8是代表性翼梁830的局部示意性、局部分解图示，该翼梁具有定位在其中的翼梁孔840。翼梁830可以具有如图8所示的圆形形状或者用于在相关联飞机中承载载荷的其他合适的形状。各个翼梁孔840容纳具有多个凹槽137的相对应插入件770。支撑件660承载插入件770内的电力单元150，该插入件定位在翼梁孔840内。

本文描述的至少一些实施例的一个特征是代表性翼梁可以将通常设计翼梁所针对的结构能力，与封装、热管理和/或危险遏制功能进行组合。例如，如上所述，翼梁或其他组件可以容纳动力单元、在动力单元间分配热量，和/或容纳来自故障动力单元的碎屑，同时排出由这些单元所产生的气体。针对单一结构来执行这些多个功能的能力能够简化飞机的整体构造和/或降低飞机重量，同时还提供通过其他常规设计不可用的功能。

本文所描述的代表性实施例的另一特征是动力单元可以沿机翼横截面的最高载荷站来对准。因此，动力单元的大量质量位于机翼升力中心处或其附近，并且因此具有减小的力矩臂，从而提高结构效率。此外，通过将动力单元定位在机翼中而非机身中，通过机翼直接承载单元的重量，这进而减少了对机翼与机身之间界面的结构要求。此外，将动力单元定位在翼梁(和/或其他结构)内实现了将机翼中的剩余空间用于混合配置中的燃料。

本文所描述的代表性实施例的又一特征是可以有意地选择包括在单元孔内的所选择的材料，以用于高温能力和/或非易燃性质。因此，材料(例如，包括支撑件660)可以避免或帮助避免在单元孔内单元发生故障的情况下的热失控。例如，定位在孔中的材料可以具有高于故障电力单元150的期望温度的起燃温度。作为另一示例，可以选择孔内的所有组件，以便在电力单元已经发生故障的情况下不贡献附加的燃烧源。

又一特征是，翼梁可以包括多个翼展方向延伸的孔，每个孔都包含多个动力单元。该特征的一个优点是，如果一个动力单元发生故障，则影响仅限于该孔中的动力单元的一些或全部。因此，在飞行期间，减轻了对飞机可用的整体动力的影响。一旦飞机在地面上，修复/更换动力单元所需的工作就能够仅限于受影响的孔。

从前述内容中，应当理解，本文出于说明目的已经描述了本发明技术的特定实施例，但是可以在不偏离本发明技术的情况下进行各种修改。例如，翼梁的横截面形状可以与本文所公开的横截面形状不同。动力单元和/或装配这些动力电池的孔可以具有除本文所示出和所描述的配置之外的配置。虽然以上在与机翼翼梁集成的动力单元的上下文中已经讨论了代表性实施例，但在其他实施例中，单元可以与机翼的诸如肋和/或桁条之类的其他结构元件集成。此外，虽然期望的是将单元与机翼结构集成将会提供更有效的设计，但在一些实施例中，单元可以与诸如图1中所示的机身和/或尾翼的结构之类的其他结构集成。

在特定实施例的上下文中所描述的本发明技术的某些方面可以在其他实施例中组合或消除。例如，代表性翼梁可以集成到具有与本文所示出和所描述的配置不同的飞机(例如，军用飞机、更小型的飞机或更大型的飞机、螺旋桨驱动飞机和/或无人驾驶飞机)中。此外，虽然在这些实施例的上下文中已经描述了与本发明技术的某些实施例相关联的优点，但是其他实施例也可以表现出这样的优点，并且并非所有实施例都必须表现出这样的优点以落入本发明技术的范围内。因此，本公开和相关联的技术能够涵盖本文未明确地示出或描述的其他实施例。

如在本文中所使用的，除非另有说明，否则术语“近似”和“大致”是指参考值±10％内的值。如果通过引用并入本文的任何材料与本公开相冲突，则以本发明为准。

以下示例提供了本发明技术的附加代表性实施例。

示例

1、一种飞机机翼翼梁，包括：

在翼展方向上延伸的翼梁主体，所述翼梁主体具有在翼展方向上大致平行延伸的多个孔，其中单独孔定位为容纳多个电力单元。

2、根据示例1所述的翼梁，其中单独孔具有内表面，所述内表面包括多个、平行的、翼展方向的凹槽，并且其中所述翼梁还包括：

定位在所述单独孔中的支撑件，所述支撑件包括印刷电路板；

多个支架，所述多个支架由所述支撑件来承载并定位为容纳所述多个电力单元；

多个动力单元触点，所述多个动力电池触点由所述支撑件来承载并定位为与所述多个电力单元进行电接触；

由所述印刷电路板来承载的电路，所述电路可操作地联接到所述多个电力单元，以检测所述多个电力单元的至少一个状态；

定位在所述单独孔端部处的可释放盖；

致动器，其可操作地联接到所述可释放盖并且在第一位置与第二位置之间可移动，在所述第一位置所述盖封闭所述单独孔，在所述第二位置所述盖将所述单独孔向周围环境打开；以及

热传感器，其可操作地联接到致动器以响应于所述单独孔内的温度已超过阈值温度的指示来将所述致动器移动到所述第二位置。

3、根据示例1所述的翼梁，其中单独孔包括具有多个翼展方向延伸的凹槽的表面。

4、根据示例3所述的翼梁，其中所述凹槽彼此平行。

5、根据示例1所述的翼梁，还包括定位在所述单独孔中的至少之一中的插入件，并且其中将所述插入件定位为容纳所述多个电力单元。

6、根据示例1所述的翼梁，还包括定位为覆盖所述单独孔中的至少之一的至少一个盖。

7、根据示例6所述的翼梁，还包括温度传感器，并且其中所述盖响应于来自所述温度传感器的信号，从打开位置可移动到封闭位置。

8、根据示例6所述的翼梁，其中所述盖响应于所述至少一个单独孔内的压力增加，从打开位置可移动到封闭位置。

9、根据示例6所述的翼梁，还包括致动器，所述致动器可操作地联接到所述盖，以将所述盖从打开位置移动到封闭位置。

10、根据示例1所述的翼梁，还包括定位在所述单独孔中的至少之一中的多个电力单元。

11、根据示例1所述的翼梁，其中所述多个孔内的所有组件的起燃阈值高于故障电力单元的燃烧温度。

12、根据示例1所述的翼梁，其中单独孔内的至少一些电力单元串联连接到彼此。

13、根据示例1所述的翼梁，其中单独孔内的至少一些电力单元并联连接到彼此。

14、根据示例1所述的翼梁，其中单独孔内的至少一些电力单元与另一单独孔内的至少一些电力单元进行并联连接。

15、根据示例1所述的翼梁，其中所述翼梁主体具有大致为圆形的横截面。

16、根据示例1所述的翼梁，其中所述翼梁主体的横截面包括位于两个大致矩形部分之间的大致为圆形的中心圆形部分。

17、一种飞机机翼翼梁，包括：

在翼展方向上延伸的翼梁主体，所述翼梁主体具有在翼展方向上延伸的多个孔，其中单独孔具有凹槽壁，其中凹槽在翼展方向上延伸；以及

定位在单独孔中的多个电池单元，其中单独孔内的电池单元电联接到彼此，并且其中来自不同的单独孔的电池单元电联接到彼此。

18、根据示例1所述的翼梁，其中单独孔包括多个翼展方向延伸的凹槽。

19、根据示例1所述的翼梁，还包括定位为覆盖所述单独孔中的至少之一的至少一个盖，所述至少一个盖响应于压力增加或者温度增加中的至少之一，来从封闭位置移动到打开位置。

20、根据示例19所述的翼梁，还包括致动器，所述致动器联接到所述至少一个盖，以将所述至少一个盖从封闭位置移动到打开位置。

21、一种飞机，其包括：

沿纵向轴线延长的机身；

从所述机身向外延伸的第一机翼和第二机翼，每个机翼都具有：

至少一个翼梁主体，所述至少一个翼梁主体在翼展方向上沿机翼的升力中心轴线延伸并沿所述纵向轴线与飞机重心对准，其中每个翼梁主体都具有在翼展方向上延伸的多个孔，其中单独孔具有凹槽壁，其中凹槽在翼展方向上延伸；

定位在单独孔中的多个电池单元，其中单独孔内的电池单元电联接到彼此，并且其中来自不同的单独孔的电池单元电联接到彼此；

至少一个歧管，所述至少一个歧管电联接到由所述至少一个翼梁主体来承载的电池单元；以及

定位为邻近于翼梁主体的燃料空间。

22、根据示例21所述的飞机，还包括至少一个排气通道，所述至少一个排气通道与所述孔中的至少一个流体连通地联接，以将气体从所述至少一个孔内排出飞机外。

23、根据示例22所述的飞机，其中所述排气通道在所述第一机翼或所述第二机翼中至少之一的下表面处离开飞机。

24、根据示例21所述的翼梁，还包括定位为覆盖所述单独孔中的至少之一的至少一个盖，所述至少一个盖响应于压力增加或者温度增加中的至少之一，来从封闭位置移动到打开位置。

Claims (25)

1.一种飞机机翼翼梁，包括：

在翼展方向上延伸的翼梁主体，所述翼梁主体具有在翼展方向上大致平行延伸的多个孔，其中单独孔定位为容纳多个电力单元。

2.根据权利要求1所述的翼梁，其中单独孔具有内表面，所述内表面包括多个、平行的、翼展方向的凹槽，并且其中所述翼梁还包括：

定位在所述单独孔中的支撑件，所述支撑件包括印刷电路板；

多个支架，所述多个支架由所述支撑件来承载并定位为容纳所述多个电力单元；

多个动力单元触点，所述多个动力电池触点由所述支撑件来承载并定位为与所述多个电力单元进行电接触；

由所述印刷电路板来承载的电路，所述电路可操作地联接到所述多个电力单元，以检测所述多个电力单元的至少一个状态；

定位在所述单独孔端部处的可释放盖；

致动器，其可操作地联接到所述可释放盖并且能够在第一位置与第二位置之间移动，在所述第一位置所述盖封闭所述单独孔，在所述第二位置所述盖将所述单独孔向周围环境打开；以及

热传感器，其可操作地联接到致动器以响应于所述单独孔内的温度已超过阈值温度的指示来将所述致动器移动到所述第二位置。

3.根据权利要求1所述的翼梁，其中单独孔包括具有多个翼展方向延伸的凹槽的表面。

4.根据权利要求3所述的翼梁，其中所述凹槽彼此平行。

5.根据权利要求1所述的翼梁，还包括定位在所述单独孔中的至少之一中的插入件，并且其中将所述插入件定位为容纳所述多个电力单元。

6.根据权利要求1所述的翼梁，还包括定位为覆盖所述单独孔中的至少之一的至少一个盖。

7.根据权利要求6所述的翼梁，还包括温度传感器，并且其中所述盖响应于来自所述温度传感器的信号，能够从打开位置移动到封闭位置。

8.根据权利要求6所述的翼梁，其中所述盖响应于所述至少一个单独孔内的压力增加，能够从打开位置移动到封闭位置。

9.根据权利要求6所述的翼梁，还包括致动器，所述致动器可操作地联接到所述盖，以将所述盖从打开位置移动到封闭位置。

10.根据权利要求1所述的翼梁，还包括定位在所述单独孔中的至少之一中的多个电力单元。

11.根据权利要求1所述的翼梁，其中所述多个孔内的所有组件的起燃阈值高于故障电力单元的燃烧温度。

12.根据权利要求1所述的翼梁，其中单独孔内的至少一些电力单元串联连接到彼此。

13.根据权利要求1所述的翼梁，其中单独孔内的至少一些电力单元并联连接到彼此。

14.根据权利要求1所述的翼梁，其中单独孔内的至少一些电力单元与另一单独孔内的至少一些电力单元进行并联连接。

15.根据权利要求1所述的翼梁，其中所述翼梁主体具有大致为圆形的横截面。

16.根据权利要求1所述的翼梁，其中所述翼梁主体的横截面包括位于两个大致矩形部分之间的大致为圆形的中心圆形部分。

17.一种飞机机翼翼梁，包括：

在翼展方向上延伸的翼梁主体，所述翼梁主体具有在翼展方向上延伸的多个孔，其中单独孔具有凹槽壁，其中凹槽在翼展方向上延伸；以及

定位在单独孔中的多个电池单元，其中单独孔内的电池单元电联接到彼此，并且其中来自不同单独孔的电池单元电联接到彼此。

18.根据权利要求1所述的翼梁，其中单独孔包括多个翼展方向延伸的凹槽。

19.根据权利要求1所述的翼梁，还包括定位为覆盖所述单独孔中的至少之一的至少一个盖，所述至少一个盖响应于压力增加或者温度增加中的至少之一，来从封闭位置移动到打开位置。

20.根据权利要求19所述的翼梁，还包括致动器，所述致动器联接到所述至少一个盖，以将所述至少一个盖从封闭位置移动到打开位置。

21.一种飞机，其包括：

沿纵向轴线延长的机身；

从所述机身向外延伸的第一机翼和第二机翼，每个机翼都具有：

至少一个翼梁主体，所述至少一个翼梁主体在翼展方向上沿机翼的升力中心轴线延伸并沿所述纵向轴线与飞机重心对准，其中每个翼梁主体都具有在翼展方向上延伸的多个孔，其中单独孔具有凹槽壁，其中凹槽在翼展方向上延伸；

定位在单独孔中的多个电池单元，其中单独孔内的电池单元电联接到彼此，并且其中来自不同单独孔的电池单元电联接到彼此；

至少一个歧管，所述至少一个歧管电联接到由所述至少一个翼梁主体来承载的电池单元；以及

定位为邻近于翼梁主体的燃料空间。

22.根据权利要求21所述的飞机，还包括至少一个排气通道，所述至少一个排气通道与所述孔中的至少一个流体连通地联接，以将气体从所述至少一个孔内排出飞机外。

23.根据权利要求22所述的飞机，其中所述排气通道在所述第一机翼或所述第二机翼中至少之一的下表面处离开飞机。

24.根据权利要求21所述的翼梁，还包括定位为覆盖所述单独孔中的至少之一的至少一个盖，所述至少一个盖响应于压力增加或者温度增加中的至少之一，来从封闭位置移动到打开位置。

25.根据权利要求24所述的翼梁，还包括致动器，所述致动器联接到所述至少一个盖，以将所述至少一个盖从封闭位置移动到打开位置。

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