JP2020200025A

JP2020200025A - 航空機の構造構成要素の中に統合されたエネルギーサブシステム

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Publication number: JP2020200025A
Application number: JP2020078781A
Authority: JP
Inventors: ロジャーディー．ベルナール，; D Bernhardt Roger
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 2019-06-11
Filing date: 2020-04-28
Publication date: 2020-12-17
Anticipated expiration: 2040-04-28
Also published as: US11530026B2; US20200391843A1; EP3750794B1; EP3750794A1; JP7507593B2; CN112061373A; CN112061373B

Abstract

【課題】航空機などの輸送体の構造構成要素の中に統合された機内バッテリ貯蔵ならびに機内エネルギーサブシステム用の方法及び装置を提供する。【解決手段】本開示は、輸送体用の構造部材を提供する。構造部材は、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材１２５を備え、フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体、フランジから延在する複数のウェブ部材、本体の上に形成された回路基板、及び本体の上に形成されたバスバーを含み、区画が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画は、バッテリ１１５を受け入れるようにサイズ決定されている。【選択図】図１

Description

本開示の態様は、航空機の構造構成要素の中に統合された機内バッテリ貯蔵ならびに機内エネルギーサブシステム用の方法及び装置を提供する。

航空機又は他の輸送体用のバッテリ及びエネルギーシステムの他の要素は、従来、航空機又は他の輸送体のペイロードの部分としてパッケージされている。この従来のパッケージングは、通常、防爆構造及び／又は防火構造内に少なくとも部分的に封入されたバッテリを含む。したがって、バッテリならびにバッテリを包含する構造の重量は、航空機又は他の輸送体にペイロード重量を追加し、それは、エネルギーシステムの重量によって消費される更なる動力を補償するために、より多くの動作動力の必要性をもたらす。

本開示は、航空機などの輸送体の構造構成要素の中に統合された機内バッテリ貯蔵ならびに機内エネルギーサブシステム用の方法及び装置を提供する。

一実施態様では、輸送体用の構造部材が提供される。構造部材は、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（finned spar member）を備え、フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体、フランジから延在する複数のウェブ部材、本体の上に形成された回路基板、及び本体の上に形成されたバスバーを含み、区画が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画は、バッテリを受け入れるようにサイズ決定されている。

別の一実施態様では、航空機スパー（spar：翼桁）が提供される。航空機スパーは、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材を含む。フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体、フランジから延在する複数のウェブ部材、本体の上に形成された回路基板、及び本体の上に形成されたバスバーを含み、区画が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画は、複数のバッテリを受け入れるようにサイズ決定されている。

別の一実施態様では、輸送体用の機内エネルギーサブシステムが提供される。機内エネルギーサブシステムは、複数のバッテリを備えた構造部材を備える。構造部材は、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材を備える。フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体、フランジから延在する複数のウェブ部材、本体の上に形成された回路基板、及び本体の上に形成されたバスバーを含み、複数のバッテリのうちのあるバッテリは、隣接するウェブ部材の間に形成された区画内で圧縮されている。

本開示の上述の特徴が詳細に理解されるように、上で簡単に要約したものよりも更に詳細な本開示の説明が、幾つかが添付の図面において例示されている態様を参照することによってなされ得る。

構造的に翼を支持するスパーの一実施形態を有する翼の概略断面図である。バッテリを有さないスパーの断面図である。図２Ａのスパーの断面分解図である。本明細書で開示される機内エネルギーサブシステムの一実施形態の概略図である。フィン付きスパー部材のうちの１つの等角図である。

本開示は、航空機などの輸送体やクラフトの構造構成要素の中に統合された機内バッテリ貯蔵ならびに機内エネルギーサブシステム用の方法及び装置を提供する。本明細書で説明される機内エネルギーサブシステムは、航空機のスパーや他の構造部材内で使用され得る。本明細書で説明されるスパーや他の構造部材は、細い胴体及び太い胴体の旅客機などのより大きな航空機までを含んで、小さい遠隔操作輸送体、ドローン、又は他の同様な航空機などの、任意のサイズの航空機上で利用され得る。本明細書で説明される機内エネルギーサブシステムは、使用中に航空機のエンジン、モータ、又は任意の他の電気システムに給電するために利用され得る。

図１は、構造的に翼１００を支持するスパー１０５として示されている、構造部材の一実施形態を有する翼１００の概略断面図である。スパー１０５は、翼１００の長さの一部分に沿って（Ｘ方向に）延在し、航空機の胴体のフレームなどの航空機の支持部材（図示せず）に連結されている。図１で描かれている翼１００は、主たる又は一次的な構造部材としてスパー１０５を有する尾部又は垂直安定板であってもよい。

本実施形態におけるスパー１０５は、機内エネルギーサブシステム１１０を備える。機内エネルギーサブシステム１１０は、複数のフィン付きスパー部材１２５の間に設けられた区画１２０内に取り付けられた複数のバッテリ１１５を備える。区画１２０とフィン付きスパー部材１２５は、図２Ａ及び図２Ｂでより明瞭に示されている。

複数のフィン付きスパー部材１２５のそれぞれは、翼１００用の主たる又は一次的な構造部材（例えば、スパー１０５）を形成するように共に統合される。複数のフィン付きスパー部材１２５は、区画１２０への個々のバッテリ１１５の設置又は区画１２０からの個々のバッテリ１１５の除去を容易にするために、取り外し可能である。フィン付きスパー部材１２５のそれぞれは、３Ｄ印刷や押し出し成形プロセスによって形成される熱可塑性材料などの、ポリマー材料から作製されてよい。他の実施形態では、フィン付きスパー部材１２５が、アルミニウムなどの軽量金属材料又はポリマー／炭素繊維複合材などの複合材料から作製されてよい。

一実施例では、バッテリ１１５のそれぞれが、リチウムイオンバッテリである。一実施例では、機内エネルギーサブシステム１１０内で使用されるバッテリ１１５が、「ポーチセル（pouch cell）」であり、直列に接続されてよい。特定の一実施例では、バッテリ１１５が、２４ボルトを生成するために直列に接続された６つのセルを備え、各６つのセルのパックが、スパー１０５の長さに沿って（Ｘ方向に）並列に接続されている。

バッテリ１１５は、個々のセルに対する損傷が、スパー１０５や翼１００を発火させたり又は傷付けたりすることがないように、更に、他のバッテリ１１５の動作に影響を与えないように十分に小さくてよい。例えば、１つのバッテリポーチに孔が開いたり、又はさもなければ１つのバッテリポーチが損傷を受けたりした場合、ポーチ内での爆発性のガスの蓄積は、爆発や発火をもたらすのに十分なものではない。一実施例では、バッテリ１１５のそれぞれが、約２インチ掛ける約２インチであってよい。

スパー１０５は、１以上の電力管理デバイス１３０も含んでよい。電力管理デバイス１３０は、充電、短絡防御、健全性モニタリング、ならびに他の電力管理及び／又は保守ユーティリティーを制御するように構成されてよい。バッテリ１１５用の回路が、フィン付きスパー部材１２５の一部分内又は上に設けられる。機内エネルギーサブシステム１１０の回路の一実施例が、図２Ａ、図２Ｂ、及び図３において示されている。

複数のフィン付きスパー部材１２５が、バッテリ１１５のそれぞれに対して係合し、わずかな圧力又は圧縮を提供するようになっている。フィン付きスパー部材１２５によってバッテリ１１５に印加される圧縮は、バッテリ１１５の劣化を防止する。フィン付きスパー部材１２５に対するバッテリ１１５の圧縮は、バッテリ１１５をスパー１０５の構造部材の中に統合することもする。例えば、圧縮されたバッテリのそれぞれは、フィン付きスパー部材１２５に対する圧縮によって、フィン付きスパー部材１２５の内部における任意の構造強度のために利用される。フィン付きスパー部材１２５とバッテリ１１５との間の圧縮されない又は「緩い」連結とは逆に、フィン付きスパー部材１２５の構造強度が高められるように、圧縮は、効果的にスパー１０５をパック又はロードする。

図２Ａは、バッテリ１１５を有さないスパー１０５の断面図であり、図２Ｂは、図２Ａのスパー１０５の断面分解図である。スパー１０５は、図１で示されているように、複数のフィン付きスパー部材１２５を含む。図示されている実施形態では、スパー１０５が、図２Ａで示されているように、スパー１０５を形成するために共に留められた２つのフィン付きスパー部材１２５を含む。図２Ｂでは、２つのフィン付きスパー部材１２５が、バッテリ１１５が設置又は除去され得るような様態で分離されている。

図２Ａ及び図２Ｂの実施形態では、フィン付きスパー部材１２５が、実質的に同一であり、互いに交換可能である。フィン付きスパー部材１２５のそれぞれは、本体２００とフランジ２０５を含む。本体２００の一部分は、フランジ２０５から延在する複数のウェブ部材２０７を含む。本体２００は、フランジ２０５に連結されたウェブとして考えることができる。フィン付きスパー部材１２５は、図２Ａで示されているように共に連結され、本体２００とフランジ２０５は、「Ｉ」ビームのような支持部材を形成する。

フィン付きスパー部材１２５のそれぞれは、図２Ｂの矢印の方向に撓み且つ反発する複数の可撓性部分２１０を含む。可撓性部分２１０は、フランジ２０５の（図２Ｂで示されている）内面２２０上に形成された保持部材２１５を圧縮し、それらに連結されている。フィン付きスパー部材１２５を相互連結するために、一方のフィン付きスパー部材１２５は、その長さ方向（図２Ｂで示されているＸ軸）に沿って１８０度回転し、共に固定される。

図１で示されている機内エネルギーサブシステム１１０用の回路が、図２Ａ及び図２Ｂで概略的に示されている。例えば、導体２２５が、フィン付きスパー部材１２５のそれぞれの本体２００に連結され又は本体２００内に形成される。更に、バスバー２３０が、フィン付きスパー部材１２５のそれぞれの本体２００と連結又は統合される。フィン付きスパー部材１２５が、金属材料から作製され又は導電性材料（炭素繊維など）を含む実施形態では、フィン付きスパー部材１２５から導体２２５を電気的に絶縁するために、フィン付きスパー部材１２５のそれぞれの本体２００と導体２２５との間に、誘電体層（図示せず）が設けられてよい。

更に、ある実施形態では、フィン付きスパー部材１２５が、内部又は上部に埋め込まれた発電デバイス２３５を含む。発電デバイス２３５は、電力管理デバイス１３０を介して、機内エネルギーサブシステム１１０に接続されてよい。翼１００のスパー１０５が飛行中に曲がるときなどに、スパー１０５の構造的な曲げから発電するように、発電デバイス２３５のそれぞれが利用される。発電デバイス２３５のそれぞれは、圧電デバイスであってよい。

フィン付きスパー部材１２５のそれぞれは、フランジ２０５内に形成された開口部２４０を含む。開口部２４０は、スパー１０５の重量を低減させるために利用されてよい。開口部２４０は、スパー１０５に翼１００を取り付けるためにも使用される。スロット２４５も、フィン付きスパー部材１２５のそれぞれの本体２００内に形成される。スロット２４５は、フィン付きスパー部材１２５を連結又は連結解除するときに、可撓性部分２１０の側方の動きを提供するために使用される。スペーサ２５０が、可撓性部分２１０の間に設けられてよい。

図３は、本明細書で開示される機内エネルギーサブシステム１１０の一実施形態の概略図である。機内エネルギーサブシステム１１０は、第１の組の回路基板３００Ａ〜３００Ｆ、第２の組の回路基板３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び第３の組の回路基板３１０Ａ〜３１０Ｆとして示されている、複数の回路基板を含む。第１の組の回路基板３００Ａ〜３００Ｆ、第２の組の回路基板３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び第３の組の回路基板３１０Ａ〜３１０Ｆは、図２Ａ及び図２Ｂで示されているフィン付きスパー部材１２５内又は上に形成された導体２２５である。バスバー２３０も、図３で示されており、図２Ａ及び図２Ｂで示されているように、フィン付きスパー部材１２５内又は上に形成されてよい。

第１の組の回路基板３００Ａ〜３００Ｆ、第２の組の回路基板３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び第３の組の回路基板３１０Ａ〜３１０Ｆのそれぞれは、図２Ａ及び図２Ｂで示されている導体２２５として、フィン付きスパー部材１２５内又は上に形成された金属導体を含む。第１の組の回路基板３００Ａ〜３００Ｆ、第２の組の回路基板３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び第３の組の回路基板３１０Ａ〜３１０Ｆ、並びにバスバー２３０は、アルミニウム、銅、又は何らかの他の導体材料であってよい。

回路基板３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆのそれぞれは、マイクロコントローラ、センサ、又は任意の他の種類の電子デバイスなどの、他のスタンドアローン電子デバイスであってよい。

第１の組の回路基板３００Ａ〜３００Ｆ、第２の組の回路基板３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び第３の組の回路基板３１０Ａ〜３１０Ｆのそれぞれは、直列に接続されており、集合的な組が、バスバー２３０に並列に接続されている。３つの組の回路基板だけが示されたが、（図１で示されている）スパー１０５の長さに沿って、更なる組の回路基板が設けられてよい。バスバー２３０は、電力ならびにデータを運んでよい。

図４は、フィン付きスパー部材１２５のうちの１つの等角図である。複数の第１の開口部２４０が、フランジ２０５の上に示されている。スロット２４５とスペーサ２５０が、可撓性部分２１０に隣接して示されている。複数の第２の開口部４００も、スロット２４５の間で示されている。第２の開口部４００は、第１の開口部２４０に類似している。一方のフィン付きスパー部材１２５の第１の開口部２４０は、スパー１０５へと組み立てられたときに、他方のフィン付きスパー部材１２５の第２の開口部４００と実質的に整列する。第１の開口部２４０と第２の開口部４００の一部分は、翼１００をスパー１０５に取り付けるために使用されるファスナ向けに利用される。

ある実施形態では、機内エネルギーサブシステム１１０を有する航空機などの輸送体用の構造部材を備えた装置が、本明細書で開示される。他の実施形態では、機内エネルギーサブシステム１１０のための方法が開示される。該方法は、バッテリをフィン付きスパー部材１２５に取り付けること、フィン付きスパー部材１２５とバッテリを共に取り付けてスパー１０５を形成すること、及びスパー１０５を航空機に取り付けることを含み、この取り付けは、スパー１０５内のバッテリと航空機の電気システムとの間の電気接続を形成する。

例示的な実施形態
以下は、例示的な実施形態である。特に、以下の実施例内の参照番号は、単なる例示である。更に、以下の実施例又は以下の特許請求の範囲内で単一請求項の従属が示されている場合であっても、複数の請求項の従属を含む全ての請求項の従属関係が、本開示の範囲内に含まれる。

実施形態１：
輸送体用の構造部材であって、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、本体の上に設けられた回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに回路基板に電気接続された本体の上に設けられたバスバー（２３０）を含み、区画（１２０）が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画は、バッテリ（１１５）を受け入れるようにサイズ決定されている、構造部材。

実施形態２：
構造部材が、航空機スパー（１０５）である、実施形態１の構造部材。

実施形態３：
複数のウェブ部材のそれぞれが、撓み且つ反発する可撓性部分（２１０）を含む、実施形態１の構造部材。

実施形態４：
可撓性部分は、フランジに隣接して形成された保持部材（２１５）と相互作用する、実施形態３の構造部材。

実施形態５：
バスバーに接続された、フィン付きスパー部材の上に形成された複数の導体（２２５）を更に備える、実施形態１の構造部材。

実施形態６：
複数のフィン付きスパー部材は、第１のフィン付きスパー部材と第２のフィン付きスパー部材を備え、第１のフィン付きスパー部材と第２のフィン付きスパー部材のそれぞれが、実質的に同一である、実施形態１の構造部材。

実施形態７：
第１のフィン付きスパー部材が、相互連結位置では、第１のフィン付きスパー部材の長さ方向に沿って第２のフィン付きスパー部材に対して１８０度回転している、実施形態６の構造部材。

実施形態８：
複数の第１の開口部（２４０）が、第１のフィン付きスパー部材のフランジ内に形成され、複数の第２の開口部（４００）が、第２のフィン付きスパー部材のフランジ内に形成され、開口部の少なくとも一部分が、翼に連結されるファスナを受け入れるようになっている、実施形態６の構造部材。

実施形態９：
複数の第１の開口部のそれぞれが、相互連結位置にある複数の第２の開口部のそれぞれと実質的に整列する、実施形態８の構造部材。

実施形態１０：
互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、本体に取り付けられた回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに本体の上に形成されたバスバー（２３０）を含み、区画（１２０）が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画は、複数のバッテリ（１１５）を受け入れるようにサイズ決定されている、航空機スパー（１０５）。

実施形態１１：
複数のウェブ部材のそれぞれが、撓み且つ反発する可撓性部分（２１０）であって、フランジの保持部材（２１５）に取り付けられるように構成された可撓性部分（２１０）を含む、実施形態１０の航空機スパー。

実施形態１２：
可撓性部分が、２つの可撓性部分を備え、それらの間にスロット（２４５）が設けられている、実施形態１１の航空機スパー。

実施形態１３：
バスバーに接続された、フィン付きスパー部材の上に形成された複数の導体（２２５）を更に備える、実施形態１０の航空機スパー。

実施形態１４：
複数のフィン付きスパー部材が、実質的に互いに同一である、第１のフィン付きスパー部材と第２のフィン付きスパー部材を備える、実施形態１０の航空機スパー。

実施形態１５：
第１のフィン付きスパー部材が、相互連結位置では、第１のフィン付きスパー部材の長さ方向に沿って第２のフィン付きスパー部材に対して１８０度回転している、実施形態１４の航空機スパー。

実施形態１６：
輸送体用の機内エネルギーサブシステム（１１０）であって、複数のバッテリ（１１５）を備えた構造部材（１０５）を備え、構造部材が、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、フィン付きスパー部材のそれぞれは、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、本体の上に形成された回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに本体の上に設けられたバスバー（２３０）を含み、複数のバッテリのうちのあるバッテリが、隣接するウェブ部材の間に形成された区画（１２０）内で圧縮されている、機内エネルギーサブシステム。

実施形態１７：
複数のバッテリのうちの複数の群は、構造部材に沿って直列に接続されている、実施形態１６の機内エネルギーサブシステム。

実施形態１８：
複数のバッテリのうちの複数の群は、バスバーに並列に接続されている、実施形態１７の機内エネルギーサブシステム。

実施形態１９：
複数のバッテリとバスバーとに接続された、構造部材に連結された電力管理デバイス（１３０）を更に備える、実施形態１６の機内エネルギーサブシステム。

実施形態２０：
構造部材に連結された複数の発電デバイス（２３５）を更に備える、実施形態１６の機内エネルギーサブシステム。

前述の説明は、当業者が本明細書で説明された様々な実施形態を実施することを可能にするために提供されている。本明細書で説明された実施形態及び実施例は、特許請求の範囲内で説明される実施形態の範囲、適用性を制限しない。これらの実施形態に対する様々な修正が、当業者には明らかであろう。そして、本明細書で規定された一般的な原理は、他の実施形態に適用可能である。例えば、本開示の範囲から逸脱することなしに、説明された要素の機能及び構成を変更することができる。様々な実施例は、様々な手順又は構成要素を適切に省略し、代替し、又は追加することができる。また、ある実施例に関して説明された特徴は、幾つかの他の実施例で組み合わせることができる。更に、本開示の範囲は、本明細書で説明された開示の様々な態様に加えて、又はそれ以外の、他の構造、機能、又は構造及び機能を使用して実施されるような装置又は方法をカバーすることを意図している。本明細書で開示された開示の任意の態様は、ある請求項の１以上の要素によって具現化され得ることを理解するべきである。

更に、本開示は、下記の条項による実施形態を含む。
条項１．
輸送体用の構造部材であって、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、前記フィン付きスパー部材のそれぞれが、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、前記本体の上に設けられた回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに前記回路基板に電気接続された前記本体の上に設けられたバスバー（２３０）を含み、区画（１２０）が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画が、バッテリ（１１５）を受け入れるようにサイズ決定されている、構造部材。
条項２．
前記構造部材が、航空機スパー（１０５）である、条項１の構造部材。
条項３．
前記複数のウェブ部材のそれぞれが、撓み且つ反発する可撓性部分（２１０）を含む、条項１の構造部材。
条項４．
前記可撓性部分が、前記フランジに隣接して形成された保持部材（２１５）と相互作用する、条項３の構造部材。
条項５．
前記バスバーに接続された、前記フィン付きスパー部材の上に形成された複数の導体（２２５）を更に備える、条項１の構造部材。
条項６．
前記複数のフィン付きスパー部材が、第１のフィン付きスパー部材と第２のフィン付きスパー部材を備え、前記第１のフィン付きスパー部材と前記第２のフィン付きスパー部材のそれぞれが、実質的に同一である、条項１の構造部材。
条項７．
前記第１のフィン付きスパー部材が、相互連結位置では、前記第１のフィン付きスパー部材の長さ方向に沿って前記第２のフィン付きスパー部材に対して１８０度回転している、条項６の構造部材。
条項８．
複数の第１の開口部（２４０）が、前記第１のフィン付きスパー部材の前記フランジ内に形成され、複数の第２の開口部（４００）が、前記第２のフィン付きスパー部材の前記フランジ内に形成され、前記開口部の少なくとも一部分が、翼に連結されるファスナを受け入れるようになっている、条項６の構造部材。
条項９．
前記複数の第１の開口部のそれぞれが、相互連結位置にある前記複数の第２の開口部のそれぞれと実質的に整列する、条項８の構造部材。
条項１０．
互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、前記フィン付きスパー部材のそれぞれが、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、前記本体に取り付けられた回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに前記本体の上に形成されたバスバー（２３０）を含み、区画（１２０）が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画が、複数のバッテリ（１１５）を受け入れるようにサイズ決定されている、航空機スパー（１０５）。
条項１１．
前記複数のウェブ部材のそれぞれが、撓み且つ反発する可撓性部分（２１０）であって、前記フランジの保持部材（２１５）に取り付けられるように構成された可撓性部分（２１０）を含む、条項１０の航空機スパー。
条項１２．
前記可撓性部分が、２つの可撓性部分を備え、前記２つの可撓性部分の間にスロット（２４５）が設けられている、条項１１の航空機スパー。
条項１３．
前記バスバーに接続された、前記フィン付きスパー部材の上に形成された複数の導体（２２５）を更に備える、条項１０の航空機スパー。
条項１４．
前記複数のフィン付きスパー部材が、実質的に互いに同一である、第１のフィン付きスパー部材と第２のフィン付きスパー部材を備える、条項１０の航空機スパー。
条項１５．
前記第１のフィン付きスパー部材が、相互連結位置では、前記第１のフィン付きスパー部材の長さ方向に沿って前記第２のフィン付きスパー部材に対して１８０度回転している、条項１４の航空機スパー。
条項１６．
輸送体用の機内エネルギーサブシステム（１１０）であって、複数のバッテリ（１１５）を備えた構造部材（１０５）を備え、前記構造部材が、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、前記フィン付きスパー部材のそれぞれが、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、前記本体の上に形成された回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに前記本体の上に設けられたバスバー（２３０）を含み、前記複数のバッテリのうちのあるバッテリが、隣接するウェブ部材の間に形成された区画（１２０）内で圧縮されている、機内エネルギーサブシステム。
条項１７．
前記複数のバッテリのうちの複数の群が、前記構造部材に沿って直列に接続されている、条項１６の機内エネルギーサブシステム。
条項１８．
前記複数のバッテリのうちの前記複数の群が、バスバーに並列に接続されている、条項１７の機内エネルギーサブシステム。
条項１９．
前記複数のバッテリと前記バスバーとに接続された、前記構造部材に連結された電力管理デバイス（１３０）を更に備える、条項１６の機内エネルギーサブシステム。
条項２０．
前記構造部材に連結された複数の発電デバイス（２３５）を更に備える、条項１６の機内エネルギーサブシステム。

以下の特許請求の範囲は、本明細書で示されている実施形態に限定されることを意図しないが、特許請求の範囲の言語と一貫した完全な範囲が与えられることを意図している。請求項内では、単一の要素へ言及が、別段の定めがなければ「ただ１つ」を意味することを意図しないが、むしろ「１以上」を意味することを意図している。別段の定めがなければ、「幾つかの」という用語は、１以上を指す。如何なるクレーム要素も、その要素が「〜する手段（means for）」というフレーズを用いて明示的に挙げられているか、又は方法クレームの場合にはその要素が「〜するステップ（step for）」というフレーズを用いて挙げられていない限り、35U.S.C.§112(f)の規定に基づいて解釈されることはない。当業者に知られている、又は後に当業者に知られるようになる、本開示全体にわたって説明される様々な態様の要素に対する構造的及び機能的等価物は全て、参照により本明細書に明示的に組み込まれ、特許請求の範囲に含まれるものとする。更に、本明細書に開示されているものは全て、かかる開示が特許請求の範囲に明示的に記載されているかどうかに関係なく、公に捧げることを意図したものではない。

Claims

輸送体用の構造部材であって、互いに連結された複数のフィン付きスパー部材（１２５）を備え、前記フィン付きスパー部材のそれぞれが、本体（２００）、フランジ（２０５）から延在する複数のウェブ部材（２０７）、前記本体の上に設けられた回路基板（３００Ａ〜３００Ｆ、３０５Ａ〜３０５Ｆ、及び３１０Ａ〜３１０Ｆ）、並びに前記回路基板に電気接続された前記本体の上に設けられたバスバー（２３０）を含み、区画（１２０）が、隣接するウェブ部材の間に形成され、各区画が、バッテリ（１１５）を受け入れるようにサイズ決定されている、構造部材。
前記構造部材が、航空機スパー（１０５）である、請求項１に記載の構造部材。
前記複数のウェブ部材のそれぞれが、撓み且つ反発する可撓性部分（２１０）を含む、請求項１又は２に記載の構造部材。
前記可撓性部分が、前記フランジに隣接して形成された保持部材（２１５）と相互作用する、請求項３に記載の構造部材。
前記バスバーに接続された、前記フィン付きスパー部材の上に形成された複数の導体（２２５）を更に備える、請求項１から４のいずれか一項に記載の構造部材。
前記複数のフィン付きスパー部材が、第１のフィン付きスパー部材と第２のフィン付きスパー部材を備え、前記第１のフィン付きスパー部材と前記第２のフィン付きスパー部材のそれぞれが、実質的に同一である、請求項１から５のいずれか一項に記載の構造部材。
前記第１のフィン付きスパー部材が、相互連結位置では、前記第１のフィン付きスパー部材の長さ方向に沿って前記第２のフィン付きスパー部材に対して１８０度回転している、請求項６に記載の構造部材。
複数の第１の開口部（２４０）が、前記第１のフィン付きスパー部材の前記フランジ内に形成され、複数の第２の開口部（４００）が、前記第２のフィン付きスパー部材の前記フランジ内に形成され、前記開口部の少なくとも一部分が、翼に連結されるファスナを受け入れるようになっている、請求項７に記載の構造部材。
前記複数の第１の開口部のそれぞれが、相互連結位置にある前記複数の第２の開口部のそれぞれと実質的に整列する、請求項８に記載の構造部材。
前記複数のフィン付きスパー部材（１２５）が、前記構造部材に連結された複数の発電デバイス（２３５）を更に備える、請求項１から９のいずれか一項に記載の構造部材。