JP2024506981A - 電池式航空機統合化 - Google Patents

Abstract

本発明は航空機（１０）に関し、航空機（１０）は胴体（１２）と、翼（１４，１６）と、少なくとも１つの電池パック（２４）を備えた電池システムとを備え、電池パック（２４）は、胴体（１２）の内部空間（１８）を画定する内側構造壁（２０）と、胴体の外側フェアリング壁（２２）との間に配置される。また、本発明は航空機（１０）に関し、航空機（１０）は胴体（１２）と、翼（１４，１６）と、少なくとも１つの電池パック（２４）を備えた電池システムとを備え、各電池パック（２４）は個別の電池モジュール（２６）を多数備え、胴体（１２）は電池モジュール（２６）のためのラック装着機構（４０）を備える。また、本発明は航空機（１０）に関し、航空機（１０）は胴体（１２）と、翼（１４，１６）と、個別の電池モジュール（２６）を多数有する少なくとも１つの電池パック（２４）を備えた電池システムとを備え、各電池パック（２４）は仮想電池パック（２４）であり、仮想電池パック（２４）は所定の数の電池モジュール（２６）を電気的に接続することによって得られる。【選択図】図２

Description

発明の詳細な説明

［技術分野］
本発明は航空機に関し、胴体と、少なくとも１対の翼と、航空機の電気系統に電力を供給する電池システムとを備えている航空機に関するものであり、電池システムは少なくとも１つの電池パックを備えており、各電池パックは、個別の電池モジュールを多数備えていて、電池モジュールは互いに直接的または間接的に連結している。
［背景技術］
一般的に、電池パックは多数の電池モジュールで構成されており、電池モジュールは複数の電池セルからなる。電池システムが例えば電力供給のために航空機内に搭載されている場合、電池セル及び／またはモジュールを動作環境から保護するとともに、故障の想定において電池セル及び／またはモジュールから乗客を保護するために、電池パックは特定の機能を有していなければならない。これらの機能は、余分な「役に立たない質量」という性質により、システムの実効エネルギー密度を低下させる。しかし、この余分な質量は減らすべきである。

これまでの航空宇宙産業では、推進力供給の目的で電池システムは使われてこなかった。よって、この論題に関する先行技術はまれである。しかし、国際公開第２０１９／２３２４７２（Ａ１）号は電動垂直離着陸型（ｅｌｅｃｔｒｉｃ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅ－ｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ：ＥＶＴＯＬ）航空機を開示しており、６つの分散型電池パックからなるシステムを提案していて、各パックは密閉構造であり、複数の電池モジュールが各密閉パック構造内部に存在している。国際公開第２０１９／２３２４７２（Ａ１）号では、電池パックは客室／操縦室の下に配置されているが、主には航空機の翼の内部にある。このように配置すると、翼の断面の垂直寸法が比較的大きい、かなり厚い翼になるという問題が生じ、航空機の空気力学に悪影響を及ぼす可能性がある。

わずかに関連する分野である自動車の電池システムの先行技術において、電池配置の課題は、通例では、車両の下にある共通の構造筐体（「スケートボード」という語がよく用いられる）内の中心に全ての電池モジュールをパッケージ化することによって解決されている。

しかし、電池モジュールを１パックにグループ化することは冗長な構造的対応策であり、複数の筐体があることで質量が増す結果となる。さらに、電池モジュールを密にパッキングすると、モジュール間の熱暴走の伝播の阻止が難しくなるので、さらなる質量が必要になる。

また、保守の観点から、１つの電池モジュールが故障している場合、電池パックを取り出して開ける必要があり、電池モジュールを交換する必要があり、そして電池パックを再度閉じて再取り付けする必要があると考えられるため、交換はかなり費用のかかる作業であろう。電池パック自体は作業者が取り扱うには重すぎるので、特殊な機器が必要であろう。さらに、電池を翼内部だけではなく乗客の下に配置することは、電池故障のために火災が起きた場合に不利である。なぜなら、乗客を危険にさらすおそれがあり、また、客室や操縦室の下、及び翼内部は簡単に到達できる位置ではないからである。また、これにより、例えば電池を交換する際など、保守にとっても不利になる。
［発明の概要］
上記背景技術に鑑み、本発明の目的は、先行技術の問題を克服し、可能な限り軽量でありながら、十分な安全性、性能、及び保守容易性機能も有している電池システムを有する航空機を提供することである。

本発明の第１の態様によれば、本目的は、胴体と、少なくとも１対の翼と、航空機の電気系統に電力を供給する電池システムとを備えている航空機であり、電池システムは少なくとも１つの電池パックを備えており、各電池パックは個別の電池モジュールを多数備えていて、電池モジュールは互いに直接的または間接的に連結しており、少なくとも１つの電池パックは、胴体の内部空間を画定する内側構造壁と、胴体の外側フェアリング壁との間に配置されている、航空機によって達成される。

このような配置は、作業者と少なくとも１つの電池パックとの間には航空機の外壁しか存在しないので、少なくとも１つの電池パックが外側から到達可能であり、そのため保守可能である。したがって、電池パックは大規模な機器がなくても容易に交換可能である。システムの保守容易性がより良くなった結果、航空機の稼働不能時間がより短くなる。特に、胴体の内部空間は、航空機客室及び／または荷物室及び／または操縦室であってもよい。

本発明の開示全体を通じて、電池セルとは、１つの電池が取り得る最小のパッケージ化形状を指す。セルは、エネルギーを蓄積するのに適しており、正極と負極の形態の少なくとも２つの端子を備えている。電池モジュールは、ハウジングまたは他の筐体といったモジュール構造内において、一般的に直列または並列のどちらかで接続されている数個のセルからなる。典型的には、ハウジング内にセルスタックが密閉されている。電池パックは、フレームやハウジング等のパック構造内でモジュールを互いに接続することによって組み立てられており、典型的には閉鎖ユニットまたは構造を構成している。

本発明の好適な実施形態において、胴体は、胴体を取り囲む外側フェアリング壁と、胴体の内部に形成されている内部空間とを備えていてもよく、内部空間は、底部では、複数の航空機用座席が搭載されている底板によって画定されていてもよく、底板は、胴体の内部空間を下方向に限定するとともに、航空機の翼面にほぼ平行な底面を画定しており、側部及び上部では、胴体の内部空間を横方向及び上方向に限定する内側構造壁によって画定されていてもよく、少なくとも１つの電池パックは、底面と直交している方向において、少なくとも部分的に、好ましくは完全に、底板よりも上方の高さに配置されている。したがって、少なくとも１つの電池パックは、外側から、航空機の外壁等のみにある開口を通じて容易に到達可能であるので、航空機の保守容易性、特にその電池システムに対する保守容易性をさらに向上させることができる。さらに、少なくとも１つの電池パックは垂直方向において地面より上の高さ位置に配置されており、これは、電池パックを交換したり保守したりする際に作業者が無理なく届くことができる位置である。したがって、電池パックは大規模な機器を用いることなく容易に交換でき、システムの保守容易性がより良くなった結果、今度は航空機の稼働不能時間がより短くなる。

好ましくは、電池システムは少なくとも２つの電池パックを備えていてもよく、航空機の長手方向軸に対して、胴体の各側において、電池パックのうちの少なくとも１つは、胴体の内側構造壁と胴体の外側フェアリング壁との間に配置されていてもよい。電池パックを胴体の各側に配置することにより、特に航空機の重心に対して均等な分散が可能になる。

本発明の有益な実施形態において、電池システムは複数の電池パックを備えていてもよく、複数の電池パックは２組の電池パックに分けられており、航空機の長手方向軸に対して、胴体の各側において、２組の電池パックのうちの一方は、胴体の内側構造壁と胴体の外側フェアリング壁との間に配置されていてもよい。このように配置することにより、航空機の重心に対して均等な分散が可能になる。さらに、電池パックを２グループに分割した結果、航空機の客室の下とさらに翼内部に配置する場合に比べて、システムの複雑さが軽減される。例えば、電池パックが、胴体の内側構造壁と外側フェアリング壁との間において胴体の各側に１つずつの２つのグループに分かれて、互いに近い位置に配置されているので、電池モジュール及び／または電池パックを接続しているケーブルのケーブル長を短くすることができる。このため、製造が必要な部品が少なくなり、その結果システム全体のコストが低減される。

本発明の第２の態様によれば、上述の目的は、特に第１の態様に係る航空機であり、胴体と、少なくとも１対の翼と、航空機の電気系統に電力を供給する電池システムとを備えている航空機であって、電池システムは少なくとも１つの電池パックを備えており、各電池パックは個別の電池モジュールを多数備えていて、電池モジュールは互いに直接的または間接的に連結しており、胴体には、各々が電池モジュールのうちの１つを航空機に交換可能に搭載する多数の装着ブラケットを備えたラック装着機構が設けられている、航空機によって達成される。

典型的には、電池モジュールはパックレベルの構造内に密閉されており、この構造が今度は航空機に搭載されている。このような電池パックはかなり大型で重く、したがって保守や交換を行わなければならない場合に取り扱いが難しい。しかし、本発明の第２の態様に係る配置は、個々の電池モジュールに対する「迅速に交換する」解である。これにより、航空機は、稼働に費やす時間をより長く、そして保守に費やす時間をより短くすることが可能になる。また、システムを離散化してより小さなモジュールにすることにより、１人の作業者が、特別な吊り上げ装置を使うことなく、電池モジュールを取り扱い／取り付け／取り外しすることが可能になる。その結果得られるシステムは、ネスト化された構造を有してはいないので、軽量であり、セルが選択できて軽量であることから高性能なシステムである。本システムは、故障は個々のモジュールに閉じ込められてシステムにわたって伝播しないので安全であり、大規模な機器を用いずに個々の電池モジュールを交換できるので保守可能である。パックを離散化して個々のモジュール／ユニットにしていることにより、航空機表面により適合することも可能になり、利用可能な体積をより良く活用できる。これにより、航空機の断面積が低減し、空気抵抗が減少して性能が向上する。全体的に見て、システムの保守容易性がより良くなった結果、航空機の稼働不能時間がより短くなる。ラック装着機構は、電池モジュールを航空機に交換可能に搭載するのに適している任意の機構であってもよい。この文脈において、「交換可能に搭載する」は、航空機から電池モジュールを個別に取り外し、その後に再び取り付けることができる、または他の、特に類似または同一の電池モジュールに交換できることを意味している。

本発明の好適な実施形態において、電池システムはさらに、熱伝導流体を電池モジュール内を通って循環させる熱管理システムを備えていてもよく、電池モジュールのうちの少なくとも１つ、好ましくは全ては、少なくとも１つの中空ボルトを備えていてもよく、中空ボルトは、対応する電池モジュール内部の熱伝導流体のための、対応する電池モジュールの内部流路系への、または内部流路系からの、中空ボルトの内部流路を介する入口または出口を構成しており、熱管理システムは少なくとも１つの中空スタッドを備えていてもよく、中空スタッドは、中空スタッドの内部流路を介して、対応する電池モジュールへ、または対応する電池モジュールから、熱伝導流体を供給または受容するように構成されており、中空スタッドの内部流路は中空ボルトの内部流路に接続されるように構成されていて、中空スタッドの内部流路は、ほぼ中空スタッドの延長方向に延びている第１流路部分と、第１流路部分に隣接し、中空スタッドの延長方向とは異なる方向に、好ましくは中空スタッドの延長方向に対して約９０°傾いていて、かつ／または中空ボルトの延長方向に平行である方向に延びている第２流路部分とを備えており、かつ／または、中空ボルトの内部流路は、ほぼ中空ボルトの延長方向に延びている第１流路部分と、第１流路部分に隣接し、中空ボルトの延長方向とは異なる方向に、好ましくは中空ボルトの延長方向に対して約９０°傾いていて、かつ／または中空スタッドの延長方向に平行である方向に延びている第２流路部分とを備えている。したがって、胴体の側には中空スタッドが設けられており、そこで既に流体の方向を、電池モジュールへ向けて回転または変更することができる。この形状によって、中空スタッドの内部流路を、電池モジュールの側の中空ボルトの内部流路に合わせて整列させることができる。このように配置することで、最も少ない数の部品で流体の方向を変える非常に軽量な手法が提示される。代替として、上記で述べたように、流体は中空ボルトの内部流路内で向きが変えられてもよい。

特に、電池モジュールのうちの少なくとも１つ、好ましくは全ては、第１及び第２中空ボルトを備えていてもよく、第１及び第２中空ボルトの各々が、対応する電池モジュールから離れる方向を向く端部に輪状コネクタ部分を有しており、第１及び第２中空ボルトの内部流路をそれぞれ介し、第１中空ボルトは対応する電池モジュールの内部流路系への入口を構成しており、第２中空ボルトは対応する電池モジュールの内部流路系からの出口を構成しており、熱管理システムは第１及び第２中空スタッドを備えていてもよく、各中空スタッドは内部流路を有し、内部流路は、ほぼ中空スタッドの延長方向に延びている第１流路部分と、第１流路部分に隣接し、中空スタッドの延長方向とは異なる方向に、好ましくは中空スタッドの延長方向に対して約９０°傾いている方向に、電池モジュールに向かって延びている第２流路部分とを備えており、第１及び第２中空スタッドの端部は、第１及び第２中空ボルトの輪状コネクタ部分内にそれぞれ受容されて、第１及び第２中空スタッドの内部流路を第１及び第２中空ボルトの内部流路にそれぞれ接続するように構成されている。この好適な配置によれば、２つの機能を実行可能である。第１の機能として、中空ボルトの輪状コネクタ部分は、中空スタッドの端部を受容することによって電池モジュールを胴体に機械的に固定する役割を果たし、この結果、電池モジュールに熱管理システムからの冷却または熱伝導流体を供給する。よって、第２の機能として、冷却中に、冷却流体の入口及び出口コネクタを設けておくことができる。

好ましくは、ラック装着機構は、胴体に付随している少なくとも１つの装着フレームを備えていてもよく、電池モジュールのうちの少なくとも１つ、好ましくは全てはさらに、ラック装着機構の装着フレームに設けられた少なくとも１つの相補的なスライダー部着座部に摺動自在に嵌合する、少なくとも１つのスライダー部を備えていてもよく、これにより、ラック装着機構の装着フレームの延長方向に沿って電池モジュールの摺動動作が可能になる。電池モジュール側にあるスライダー部が、胴体側にある相補的なスライダー部着座部に摺動自在に嵌合することによって、個別の電池モジュールを迅速に交換可能に搭載する簡単な手法が提示される。したがって、航空機の保守をさらに簡素化して改善することができる。

さらに、ラック装着機構は、胴体に付随している少なくとも１つの装着フレームを備えていてもよく、電池モジュールのうちの少なくとも１つ、好ましくは全てはさらに、少なくとも１つの電池モジュールをラック装着機構における所定の位置に固定するように構成されている、少なくとも１つの隠れコネクタを備えていてもよい。少なくとも１つの隠れコネクタは、好ましくは、電池モジュールのいずれかの側に設けられており、胴体に付随する部分における相補的な凹部に嵌合するように構成されている、小型ピンまたは突起の形状で具現化してもよい。隠れコネクタは、特にスライダー部と共に、電池モジュールを交換可能に搭載するための別の効果的な「迅速に交換する」解を提示する。したがって、航空機の保守をさらに簡素化して改善することができる。

航空機の胴体には、電池モジュールを航空機に交換可能に搭載できるようにするラック装着機構が設けられている一方で、電池システムはさらに、熱伝導流体を電池モジュール内を通って循環させる熱管理システムを備えていてもよく、少なくとも数個、好ましくは全ての電池モジュールは流体入口コネクタと流体出口コネクタを備えていてもよく、流体入口コネクタ及び流体出口コネクタは、対応する電池モジュール内部の熱伝導流体のために、対応する電池モジュールの内部流路系に接続され、かつ、熱管理システムに接続されるように構成されていて、少なくとも数個、好ましくは全ての装着ブラケットは、対応する電池モジュールの流体入口及び出口に対する相手コネクタをそれぞれ備えていてもよい。したがって、特にラック装着機構を用いた迅速接続を利用して、電池システムを航空機の熱管理システムに自動的に接続することができる。よって、例えば冷却といった保護対策を電池モジュールレベルで組み込むことによって、不必要な構造上のオーバーヘッド（付随的コスト）を排除することができる。これは熱暴走に対する安全性を高めることにつながり得る。

本発明の第３の態様によれば、上述の目的は、特に第１及び／または第２の態様に係る航空機であって、胴体と、少なくとも１対の翼と、航空機の電気系統に電力を供給する電池システムとを備えている航空機であって、電池システムは少なくとも１つの電池パックを備えており、電池パックの各々は、個別の電池モジュールを多数備えていて、電池モジュールは互いに直接的または間接的に連結しており、電池パックの各々は仮想電池パックであって、仮想電池パックは所定の数の電池モジュールを電気的に接続することによって得られる。

すなわち、本発明の第３の態様によれば、電池モジュールは、例えばハウジング等のパックレベルの構造内に密閉されていない。こうして、電池パックの分散型ネットワークが設けられており、そこでは個別の電池パックは、ある構造内に密閉されているのではなく、航空機内、特に両側に分散されている。電池パックが仮想的にのみ存在している、つまり、電池モジュール同士をともに電気的に接続することによって存在している。この仮想パックネットワークは、全ての保護対策を電池モジュールレベルで組み込むことによって、不必要な構造上のオーバーヘッドを排除する。また、モジュール同士は機械的に分離されているので、モジュール間での故障の伝播に対する防御がより容易である。仮想パックネットワークは、パック全体にとって、さらには個別の電池モジュールにとっても「迅速に交換する」解である。これにより、航空機にとって、稼働に費やす時間をより長く、そして保守に費やす時間をより短くすることが可能になる。また、システムを離散化してより小さなモジュールにすることにより、１人の作業者が、特別な吊り上げ装置を使うことなく、電池モジュールを取り扱い／取り付け／取り外しすることが可能になる。パックを離散化して個々のユニットにしていることにより、航空機表面により適合することも可能になり、利用可能な体積をより良く活用できる。これにより、航空機の断面積が低減し、空気抵抗が減少して性能が向上する。その結果得られるシステムは、ネスト化された構造を有してはいないので、軽量であり、セルが選択できて軽量であることから高性能なシステムである。本システムは、故障が個々のモジュールに閉じ込められてシステムにわたって伝播しないので安全であり、大規模な機器を用いずに個々の電池モジュールまたは電池パックを交換できるので保守可能である。

本発明の第１、第２、及び／または第３の態様によれば、電池パックの各々の電池モジュールは、特に航空機の外側に向いているバスバーによって直列に電気的に接続されていてもよい。このように配置することにより保守を行いやすくなる。さらに、電池モジュールは、特に同一であってもよく、または少なくとも類似していてもよい。この場合、取り付ける前にモジュールを上下反対に回転してもよく、このようにすることにより、全てのモジュールを直列に、端子を航空機の各側において外向きにした状態で電気的に接続することができる。よって、より複雑でないシステムが可能になり、使用が必要な部品が少なくなり、例えば、モジュール同士を接続しているケーブル長を激減することができて、軽量でより費用対効果が大きい全体システムを実現できる。

本発明の有益な実施形態において、電池モジュールの各々は、ある特定の装着位置において、航空機の胴体に個別に固定されていてもよい。特に、迅速接続のあるラック装着機構を使用してもよい。

この場合、胴体には、各々が電池モジュールのうちの１つを交換可能に保持するための装着位置が多数設けられており、全ての電池モジュールが装着された状態において、装着位置の少なくとも１つがまだ空きの状態であるように、装着位置の数は電池モジュールの数より多い。

大容量電池アセンブリは、通常、一体となって構築されてはおらず、個別の電池モジュールを多数備えており、本発明に係る航空機の構成において、航空機の重心を調整するために、電池モジュールは、航空機の胴体内部に位置する装着アセンブリ内の異なる装着位置に応じて配置されてもよい。通常は航空機内の電池容量を可能な限り大きくすることが望まれるが、本発明に係る航空機では、空の装着位置及び／または変位アセンブリは航空機に追加の重量をほぼ全く加えないので、電池モジュールを再配置することによって、また、当てはまる場合には、装着アセンブリ内部の空の装着位置によっても間接的に、航空機の重心を調整することができるという利点が、大きな欠点もなく達成することができ、その場合、空の装着位置も変位アセンブリも設けられていない、より小さな装着アセンブリと比較して、装着アセンブリと電池モジュールとを合わせた電気容量の単位当たりの質量は基本的にほぼ同じである。

本発明の好適な実施形態において、航空機は電気推進型であってもよい。電気推進型航空機において、電池の質量は航空機全体の質量の約３分の１であることもある。したがって、本発明が提供するような軽量システムは、電気推進型航空機に非常に効果的に適用可能である。

本発明のさらにより好適な実施形態において、航空機は電動垂直離着陸型航空機であってもよい。電動垂直離着陸型（ｅｌｅｃｔｒｉｃ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅ－ｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ：ＥＶＴＯＬ）航空機は可能な限り頻回に稼働することが意図されているので、電池パック／モジュールは老朽化がより早くなり、標準的なバッテリー式電気自動車（ｂａｔｔｅｒｙ ｅｌｅｃｔｒｉｃ ｖｅｈｉｃｌｅ：ＢＥＶ）よりも多く交換が必要になる。また、標準的なＢＥＶは電力供給が制限されても破滅的失敗を被ることはないが、ＥＶＴＯＬ航空機は故障のために電力が得られなくなると着陸できなくなってしまうので、電池モジュールの安全の臨界点はより厳しくなる。したがって、本発明はＥＶＴＯＬ航空機に非常に効果的に適用可能である。

次に、本発明の好適な実施形態を図面を参照しながら詳細に説明する。
図１は本発明の好適な実施形態に係る航空機の斜視図を示したものである。 図２は図１の航空機の平面図を示したものである。 図３は図１の航空機の側面図を示したものである。 図４は、本発明の第１実施形態に係る航空機が備えている電池システムの電池モジュールの斜視図を示したものである。 図５は、本発明の第２実施形態に係る航空機の胴体が備えているラック装着機構の斜視図を示したものである。 図６は、本発明の第２実施形態に係る航空機が備えている電池システムの電池モジュールの斜視図を示したものである。 図７は図７の電池モジュールの別の斜視図を示したものである。 図８は、本発明の第２実施形態に係る電池システムの熱管理システムの中空スタッドの断面図を示したものである。

図１において、本発明の第１実施形態に係る航空機は大まかに参照符号１０で示されており、胴体１２と、第１翼対１４及び第２翼対１６とを備えている。各翼には複数のエンジンが取り付けられていてもよい。航空機１０はさらに、従来の航空機において知られているような他の構成要素、例えば昇降舵や着陸装置（図示せず）等を有していてもよい。外側フェアリング壁２２によって胴体１２を取り囲み、胴体１２の内部に、少なくとも１人の人間、例えばパイロット及び／または１人または数人の乗客を収容する内部空間１８を形成する。特に、内部空間１８は、操縦室１８ａ、客室１８ｂ、及び荷物室１８ｃに区画されていてもよい。内側構造壁２０によって内部空間１８を取り囲んでいる。

胴体１２の長手方向は、航空機１０の機首方向Ｘを規定する。翼幅方向つまりＹ方向は、機首方向Ｘと直交し、かつ翼面に平行な向きである。ＶＴＯＬ航空機の場合は設定方向である垂直軸は、Ｘ方向及びＹ方向に直交する、つまり翼面に直交するように規定される。翼面つまりＸＹ面は図２の描画平面であり、ＸＺ面は図３の描画平面である。

航空機１０はさらに、航空機１０の電気系統に電力を供給する電池システムを備えている。本発明の好適な実施形態によれば、航空機１０は、航空機１０の推進のために電池システムが電気出力を供給するように構成可能である垂直離着陸型航空機である。

電池システムは少なくとも１つの電池パック２４を備えており、各電池パック２４は個別の電池モジュール２６を多数備えていて、電池モジュール２６は特に直列に接続されている（例えば図３参照）。

図２でより良くわかるように、電池システムは複数の電池パック２４を備えている。本発明では、電池パック２４は特に仮想電池パック２４であり、これは、１つのパックは数個の電池モジュール２６同士を電気的に接続することによってのみ存在していることを意味している。このような仮想電池パック２４は、個別のモジュール２６を封入するハウジングやパック構造を全く備えていない。個別の電池モジュール２６は、下記において図４を参照して説明するように航空機１０に搭載されている。

複数の電池パック２４は、２組の電池パック２４ｌ，２４ｒに分けられていてもよい。Ｘ方向に平行である航空機１０の長手方向軸Ｌに対して、胴体１２の各側において、胴体１２の内側構造壁２０と胴体１２の外側フェアリング壁２２の間に、２組の電池パック２４ｌ，２４ｒのうちの一方が配置されている。

本発明の好適な実施形態において、各組２４ｌ，２４ｒは６つの電池パック２４を備えている。第１～第４電池パック２４は客室１８ｂの横に配置されており、第５、第６電池パック２４は荷物室１８ｃの横に、保守のために外側から確実に到達しやすくするために好ましくは翼対１４（図１または図３参照）の下方に配置されている。本発明の好適な実施形態では、電池パック２４の組２４ｌ，２４ｒは、胴体１２の各側に長手方向軸Ｌに対してほぼ対称に並べられている。図示されている例では、第１パックはＺ方向において第２パックの上に配置されている。第１パックと第２パックは機首方向つまりＸ方向において前方に配置されている。第３パックはＺ方向において第４パックの上に配置されていて、第３パックと第４パックはＸ方向においてさらに後方に配置されている。これらに隣接して、第５パックと第６パックがＸ方向において並んで配置されており、第６パックがＸ方向において後方位置にある状態である。本例において、各仮想電池パック２４は、２ｘ３アレイに並べられた６つの電池モジュール２６を備えていてもよい。

図３は航空機１０の側面図であり、特に電池パックの１つの組２４ｌ（機首方向左側）の電池パック２４及びモジュール２６の配置の電気的接続を示したものである。上述されているように、他方（右側）の組２４ｒは、保守及び／または交換がより簡単であるように、端子を外側に向けた状態の同一モジュールが使用できるように、電池モジュール２６が上下反対に搭載されていてもよいことを除いて、特に長手方向軸Ｌに対して組２４ｌと対称であってもよい。図３において、正極パックコネクタはプラス記号で、負極パックコネクタは丸で囲んだマイナス記号で表されている。パイロヒューズ及び電池の管理マスタの位置はパイロヒューズ記号で表されている。図から分かるように、分散型配電ユニット２８が、Ｚ方向において翼１４及び後方の電池パック２４ｌの下方で、かつＹ方向において荷物室１８ｃの横に配置されている。

胴体１２は外側フェアリング壁２２によって取り囲まれており、内部空間１８は胴体１２の内部に形成されている。内部空間１８の底部には、底板６０が配置されていてもよく、底板６０は、航空機１０の翼面ＸＹにほぼ平行に広がる底面Ｐを規定するとともに、Ｚ方向における下方向において内部空間１８を限定する。複数の航空機用座席７０、例えば、操縦室１８ａ内にある１つまたは２つのパイロット用座席７０と、客室１８ｂ内にある多数の乗客用座席７０とが、内部空間１８の底板６０に搭載されていてもよい。内部空間１８の側部及び上部において、内側構造壁２０は、Ｙ方向における横方向及びＺ方向における上方向において胴体１２の内部空間１８を限定する。

図３から分かるように、少なくとも１つの電池パック２４は、底面Ｐと直交しているＺ方向において、少なくとも部分的に、本好適な実施形態では完全に、底板６０よりも上方の高さに配置されており、例えば電池パック２４の交換可能性の点で、航空機１０の電池システムの保守をより簡単に行うことができる。

図４は、本発明の第１実施形態に係る電池モジュール２６のうちの１つを図示したものである。電池モジュール２６は、管状筐体３０から形成されたハウジングと、前端板３０ａ及び後端板３０ｂとを備えており、この２つの端板が筐体３０の前部開口と後部開口をそれぞれ閉鎖している。ハウジング内にはセルスタックが格納されていてもよい。

冷却及び／または加熱のために、内部流路系をハウジング３０の内部において電池モジュール２６に設けることができる。内部流路系は両端で、電池モジュール２６を外部の熱管理システムに接続する流体コネクタ構造に接続されてもよい。前板３０ａには、内部流路系を流体コネクタ構造の流体入口コネクタ３４と流体出口コネクタ３６とに接続する２つの流体ラインが埋め込まれている。

図４にも示されているように、電池モジュール２６を航空機１０上に配置して固定するために、航空機１０の装着ブラケット４２の円筒形装着ピン５０のためのガイドレール（図示せず）を、前端板３０ａに、例えばその下部に設けることができる。また、別の装着ブラケット４８の装着板５１のための同様のガイドレール３２を、後端板３０ｂに、例えばその上部に設けることができる。

装着ブラケット４２，４８は、穴５２ｏのある締結板５２を備えることができ、適切な締結具を穴５２ｏに通すことで、各装着ブラケット４２，４８を、航空機の胴体に設けられた対応する装着構造（図示せず）に固定することができる。装着板５１を後端板３０ｂに固定するために、例えば、ガイドレール３２に挿入され、ガイドレール３２を越えて突出した装着板５１の遠位端に設けられた穴１９９に、簡素なＲピン（図示せず）を貫通させることができる。

さらに、装着ブラケット４２は、自己密封式で好ましくは滴だれのない、プッシュ－コネクト方式（つまり、押して接続する方式）の相手コネクタ４４，４６を備えており、相手コネクタ４４，４６は、電池モジュール２６上に備えられている流体コネクタ３４，３６に連結するように構成されている。入口及び出口４４ｈ，４６ｈは航空機１０の熱管理システムに通じている。

ガイドレール及びプッシュ－コネクト方式の流体コネクタ３４，３６は、互いに向きが平行であるので、この向きに沿って電池モジュール２６を対応する装着ブラケット上へ摺動させることによって、電池モジュール２６の航空機への取り付けと熱管理システムへの接続を同時に行うことができる。

円筒形装着ピン５０は非常に精密であるので、流体コネクタ３４，３６と対応する相手コネクタ４４，４６との接続を正確に行うことができる。したがって、全許容誤差の積み重ねは、装着板５１と、電池モジュール２６の背面側にある対応するガイドレール３２との間の遊びによって補償される。さらに、装着ブラケット４２に設けられた相手コネクタ４４，４６は、浮動する機能を有することによって許容誤差を補償することができる。

さらに、円筒形装着ピン５０と前端板３０ａに設けられた対応するガイドレールとの間の回転自由度、及び装着板５１とガイドレール３２との間の遊びは、飛行荷重、この場合では胴体構造の屈曲変形や剪断変形に晒された場合に、胴体の曲げモードからモジュールを切り離す働きをする。

図５～８は、本発明の別の実施形態に係るラック装着機構１４０及び電池モジュール１２６、または少なくともその部品を図示したものである。

以下において、別の（第２の）実施形態を、第１実施形態と異なる範囲のみを主として詳細に説明する。第１実施形態と同様の場合は、上述の第１実施形態の説明を参照する。また、図１～３において、第２実施形態に係る電池モジュール１２６は、参照記号２６で記されている第１実施形態に係る電池モジュールから置き換えられてもよいことに注意されたい。

図５は、本発明の第２実施形態に係る航空機１０の胴体１２が備えているラック装着機構１４０を図示したものである。ラック装着機構１４０は好ましくは対向する２つの装着フレーム１４０ａ，１４０ｂを備えていて、装着フレーム１４０ａ，１４０ｂは、複数の電池モジュール１２６を収容するため、装着レールと、複数の装着ブラケットとを有している。例示として、電池モジュール１２６のうちの１つが、装着フレーム１４０ａ，１４０ｂに搭載された状態で図示されている。

図６は、本発明の第２実施形態に係る電池モジュール１２６のうちの１つを図示したものである。電池モジュール１２６もまた、管状筐体１３０から形成されたハウジングと、前端板１３０ａ及び後端板１３０ｂとを備えており、この２つの端板が筐体１３０の前部開口と後部開口をそれぞれ閉鎖している。ハウジング内には、セルスタックが格納されていてもよい。

冷却及び／または加熱のために、内部流路系をハウジング１３０の内部にある電池モジュール１２６内に設けてもよい。内部流路系は、電池システムの外部の熱管理システムに接続されてもよい。このような接続は、電池モジュール１２６の前端板１３０ａに配置されていてもよい第１中空ボルト１３４と第２中空ボルト１３６とによって実現してもよい。第１中空ボルト１３４は、電池モジュール１２６の内部流路系への入口として機能する内部流路１３５を備えていてもよく、第２中空ボルト１３６は、電池モジュール１２６の内部流路系からの出口として機能する内部流路を備えていてもよい。よって、熱管理システムは、第１中空ボルト１３４の内部流路１３５を介して、電池モジュール１２６の内部流路系に熱伝導流体を供給することができ、一方その熱伝導流体は、第２中空ボルト１３６の内部流路を介して放出されることができる。またその逆も可能である。

特に、熱伝導流体は、熱管理システムから第１中空ボルトの内部流路を通って、電池モジュール１２６の上部に配置された上部冷却板（図示せず）の内部流路内へと流れ、次にバイパスライン１３８を通って、電池モジュール１２６の下部に配置された下部冷却板（図示せず）の内部流路内へと流れ、そして第２中空ボルトの内部流路を通って電池モジュール１２６の外に流れ出て、熱管理システムに戻ってもよい。

図７から分かるように、本発明の第２実施形態に係る電池モジュール１２６はさらに、電池モジュール１２６のハウジング１３０の後端板１３０ｂから突出している、好ましくは摺動タブ１５１の形状をしたスライダー部１５１を備えていてもよい。タブ１５１は、ラック装着機構１４０の装着フレーム１４０ａのうちの１つに設けられている相補的なスライダー部着座部に摺動自在に嵌合することによって、電池モジュール１２６が装着フレーム１４０ａの延長方向に沿って摺動動作が行えるようにしていてもよい。

さらに、電池モジュール１２６は、電池モジュール１２６のハウジング１３０の裏側に配置されていて、電池モジュール１２６をラック装着機構１４０における所定の位置に固定するように構成されている、少なくとも１つの隠れコネクタ１５２、本明細書に記載している実施形態では２つの隠れコネクタ１５２、をさらに備えていてもよい。隠れコネクタ１５２は、好ましくは、胴体の側に、特に装着フレーム１４０ａ，１４０ｂの一方または両方に、もしくはラック装着機構１４０の他の要素に、設けられている凹部に、相補的に嵌合するように構成されている小型ピンまたは突起１５２の形状で具現化してもよい。

図８を参照して、熱管理システムと電池モジュール１２６との接続、特に電池モジュール１２６に設けられた中空ボルト１３４，１３６との接続を説明する。図８は、中空ボルト１３４と接続される中空スタッド１４４の断面図を示したものである。熱伝導流体は、熱管理システムから繋がっているホース１６０を通じて、中空スタッド１４４の内部流路１４５内へと供給される。

内部流路１４５は、ホース１６０に隣接しており、ほぼ中空スタッド１４４の延長方向Ｓに延びている、第１流路部分１４５ａを備えていてもよい。第１流路部分１４５ａに隣接して第２流路部分１４５ｂを設けてもよく、第２流路部分１４５ｂは中空ボルト１３４の延長方向Ｂに電池モジュール１２６に向かって延びている。特に、中空スタッドボルトの延長方向Ｂは、第２流路部分１４５ｂの延長方向とともに、中空スタッド１４４の延長方向に対して約９０°傾いていてもよい。

したがって、熱伝導流体が電池モジュール１２６へと向かう回転は既に、中空スタッド１４４内、特に内部流路１４５の第１流路部分１４５ａと第２流路部分１４５ｂとの移行部分で行われ得る。よって、スタッド１４４の内部流路１４５の傾きにより、スタッドの穴を電池モジュール１２６のボルト１３４の穴に整合させることが可能になる。

代替として、中空スタッド１４４の内部流路１４５の代わりに、中空ボルト１３４，１３６の内部流路１３５が、延長方向が互いに異なる２つの流路部分を備えていてもよく、特に、中空ボルト１３４，１３６の内部流路１３５内で流体の方向をそらせ、または流体を回転させるために、２つの流路部分は互いに対して傾いていてもよい。しかし、流体の回転は既に中空スタッド１４４内部で起こっている方が好ましい。

図６に戻って、電池モジュール１２６の第１及び第２中空ボルト１３４，１３６はそれぞれ、電池モジュール１２６から突出した端部１３４ｅ，１３６ｅに、輪状コネクタ部分１３４ａ，１３６ａを備えていてもよい。これらの輪状コネクタ部分１３４ａ，１３６ａは、第１及び第２中空スタッド１４４のそれぞれの端部１４４ｅを受容するように構成されていてもよい。第１中空スタッド１４４のみを図示しているが、第２中空スタッドの構造も第１中空スタッド１４４と同じであってもよいことに注意されたい。

このようにして、熱管理システムから熱伝導流体を供給する中空スタッド１４４を、電池モジュール１２６、特に中空ボルト１３４，１３６の輪状コネクタ部分１３４ａ、１３６ａに接続することができ、さらには、第１中空スタッド１４４の内部流路１４５、特に傾斜した第２流路部分１４５ｂを第１中空ボルト１３４の内部流路１３５に、また、第２中空スタッドの内部流路を第２中空ボルト１３６の内部流路１３５に、それぞれ接続することができる。

したがって、本発明の第２実施形態に従って用いられている熱管理システムと電池モジュール１２６との接続は、まず、電池モジュール１２６を胴体１２に機械的に固定する役割を果たし、さらに、冷却中においては熱伝導流体の入口と出口としての役割を果たす。

Claims (16)

1. 航空機（１０）であって、胴体（１２）と、少なくとも１対の翼（１４，１６）と、前記航空機（１０）の電気系統に電力を供給する電池システムとを備える航空機（１０）であって、
   前記電池システムは少なくとも１つの電池パック（２４）を備え、
   各電池パック（２４）は個別の電池モジュール（２６）を多数備え、前記電池モジュール（２６）は互いに直接的または間接的に連結され、
   前記少なくとも１つの電池パック（２４）は、前記胴体（１２）の内部空間（１８）を画定する内側構造壁（２０）と、前記胴体（１２）の外側フェアリング壁（２２）との間に配置される、航空機（１０）。
2. 前記胴体（１２）は、前記胴体（１２）を取り囲む前記外側フェアリング壁（２２）と、前記胴体（１２）の内部に形成される前記内部空間（１８）とを備え、
   前記内部空間（１８）は、
   その底部では、複数の航空機用座席（７０）が搭載される底板（６０）によって画定され、前記底板（６０）は、前記胴体（１２）の前記内部空間（１８）を下方向に限定するとともに、前記航空機（１０）の翼面（ＸＹ）にほぼ平行な底面（Ｐ）を画定し、
   その側部及び上部では、前記内側構造壁（２０）が前記胴体（１２）の前記内部空間（１８）を横方向及び上方向に画定し、
   前記少なくとも１つの電池パック（２４）は、前記底面（Ｐ）と直交している方向（Ｚ）において少なくとも部分的に、好ましくは完全に、前記底板（６０）よりも上方の高さに配置される、請求項１に記載の航空機（１０）。
3. 前記電池システムは少なくとも２つの電池パック（２４）を備え、
   前記航空機（１０）の長手方向軸（Ｌ）に対して、前記胴体（１２）の各側において、前記電池パック（２４）のうちの少なくとも１つは、前記胴体（１２）の前記内側構造壁（２０）と前記胴体（１２）の前記外側フェアリング壁（２２）との間に配置される、請求項１または２に記載の航空機（１０）。
4. 前記電池システムは複数の電池パック（２４）を備え、前記複数の電池パック（２４）は２組の電池パック（２４ｌ，２４ｒ）に分けられ、
   前記航空機（１０）の長手方向軸（Ｌ）に対して、前記胴体（１２）の各側において、前記２組の電池パック（２４ｌ，２４ｒ）のうちの一方は、前記胴体（１２）の前記内側構造壁（２０）と前記胴体（１２）の前記外側フェアリング壁（２２）との間に配置される、先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）。
5. 航空機（１０）であって、特に先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）であり、胴体（１２）と、少なくとも１対の翼（１４，１６）と、前記航空機（１０）の電気系統に電力を供給する電池システムとを備える航空機（１０）であり、
   前記電池システムは少なくとも１つの電池パック（２４）を備え、
   各電池パック（２４）は個別の電池モジュール（２６；１２６）を多数備え、前記電池モジュール（２６；１２６）は互いに直接的または間接的に連結され、
   前記胴体（１２）には、各々が前記電池モジュール（２６；１２６）のうちの１つを前記航空機（１０）に交換可能に搭載する多数の装着ブラケット（４２；１４２）を備えたラック装着機構（４０；１４０）が設けられる、航空機（１０）。
6. 前記電池システムはさらに、熱伝導流体を前記電池モジュール（１２６）内を通って循環させる熱管理システムを備え、
   前記電池モジュール（１２６）のうちの少なくとも１つ、好ましくは全ては、少なくとも１つの中空ボルト（１３４，１３６）を備え、前記中空ボルト（１３４，１３６）は、前記対応する電池モジュール（１２６）内部の熱伝導流体のための、前記対応する電池モジュール（１２６）の内部流路系への、または前記内部流路系からの、前記中空ボルト（１３４，１３６）の内部流路（１３５）を介する入口または出口を構成し、
   前記熱管理システムは少なくとも１つの中空スタッド（１４４）を備え、前記中空スタッド（１４４）は、前記中空スタッド（１４４）の内部流路（１４５）を介して、前記対応する電池モジュール（１２６）へ、または前記対応する電池モジュール（１２６）から、前記熱伝導流体を供給または受容するように構成され、
   前記中空スタッド（１４４）の前記内部流路（１４５）は前記中空ボルト（１３４，１３６）の前記内部流路（１３５）に接続されるように構成され、
   前記中空スタッド（１４４）の前記内部流路（１４５）は、ほぼ前記中空スタッド（１４４）の延長方向（Ｓ）に延びている第１流路部分（１４５ａ）と、前記第１流路部分（１４５ａ）に隣接し、前記中空スタッド（１４４）の延長方向（Ｓ）とは異なる方向（Ｂ）に、好ましくは前記中空スタッド（１４４）の延長方向（Ｓ）に対して約９０°傾き、かつ／または前記中空ボルト（１３４，１３６）の延長方向（Ｂ）に平行である方向（Ｂ）に延びる第２流路部分（１４５ｂ）とを備え、
   かつ／または、
   前記中空ボルト（１３４，１３６）の前記内部流路（１３５）は、ほぼ前記中空ボルト（１３４，１３６）の延長方向に延びている第１流路部分と、前記第１流路部分に隣接し、前記中空ボルト（１３４，１３６）の延長方向とは異なる方向に、好ましくは前記中空ボルト（１３４，１３６）の延長方向に対して約９０°傾き、かつ／または前記中空スタッドの延長方向に平行である方向に延びる第２流路部分とを備える、請求項５に記載の航空機（１０）。
7. 前記電池モジュール（１２６）のうちの少なくとも１つ、好ましくは全ては、第１及び第２中空ボルト（１３４，１３６）を備え、前記第１及び第２中空ボルト（１３４，１３６）の各々が、前記対応する電池モジュール（１２６）から離れる方向を向く端部（１３４ｅ，１３６ｅ）に輪状コネクタ部分（１３４ａ，１３６ａ）を有し、前記第１及び第２中空ボルト（１３４，１３６）の前記内部流路（１３５）をそれぞれ介し、前記第１中空ボルト（１３４）は前記対応する電池モジュール（１２６）の前記内部流路系への入口を構成し、前記第２中空ボルト（１３６）は前記対応する電池モジュール（１２６）の前記内部流路系からの出口を構成し、
   前記熱管理システムは第１及び第２中空スタッド（１４４）を備え、各中空スタッド（１４４）は内部流路（１４５）を有し、前記内部流路（１４５）は、ほぼ前記中空スタッド（１４４）の延長方向（Ｓ）に延びる第１流路部分（１４５ａ）と、前記第１流路部分（１４５ａ）に隣接し、前記中空スタッド（１４４）の延長方向（Ｓ）とは異なる方向（Ｂ）に、好ましくは前記中空スタッド（１４４）の延長方向（Ｓ）に対して約９０°傾く方向（Ｂ）に、前記電池モジュール（１２６）に向かって延びる第２流路部分（１４５ｂ）とを備え、
   前記第１及び第２中空スタッド（１４４）の端部（１４４ｅ）は、前記第１及び第２中空ボルト（１３４，１３６）の前記輪状コネクタ部分（１３４ａ，１３６ａ）内にそれぞれ受容されて、前記第１及び第２中空スタッド（１４４）の前記内部流路（１４５）を前記第１及び第２中空ボルト（１３４，１３６）の前記内部流路（１３５）にそれぞれ接続するように構成される、請求項６に記載の航空機（１０）。
8. 前記ラック装着機構（１４０）は、前記胴体（１２）に付随する少なくとも１つの装着フレーム（１４０ａ，１４０ｂ）を備え、
   前記電池モジュール（１２６）のうちの少なくとも１つ、好ましくは全てはさらに、前記ラック装着機構（１４０）の前記装着フレーム（１４０ａ，１４０ｂ）に設けられた少なくとも１つの相補的なスライダー部着座部に摺動自在に嵌合する、少なくとも１つのスライダー部（１５１）を備え、これにより、前記ラック装着機構（１４０）の前記装着フレーム（１４０ａ，１４０ｂ）の延長方向に沿って前記電池モジュール（１２６）の摺動動作が可能になる、請求項５から７のいずれか１項に記載の航空機（１０）。
9. 前記ラック装着機構（１４０）は、前記胴体（１２）に付随する少なくとも１つの装着フレーム（１４０ａ，１４０ｂ）を備え、
   前記電池モジュール（１２６）のうちの少なくとも１つ、好ましくは全てはさらに、前記少なくとも１つの電池モジュール（１２６）を前記ラック装着機構（１４０）における所定の位置に固定するように構成される、少なくとも１つの隠れコネクタ（１５２）を備える、請求項５から８のいずれか１項に記載の航空機（１０）。
10. 前記電池システムはさらに、熱伝導流体を前記電池モジュール（２６）内を通って循環させる熱管理システムを備え、
    少なくとも数個、好ましくは全ての電池モジュール（２６）は流体入口コネクタ（３４）と流体出口コネクタ（３６）を備え、前記流体入口コネクタ（３４）及び前記流体出口コネクタ（３６）は、前記対応する電池モジュール（２６）内部の熱伝導流体のために前記対応する電池モジュール（２６）の内部流路系に接続され、かつ、前記熱管理システムに接続されるように構成され、
    少なくとも数個、好ましくは全ての装着ブラケット（４２）は、前記対応する電池モジュール（２６）の前記流体入口及び出口（３４，３６）に対する相手コネクタ（４４，４６）をそれぞれ備える、請求項５に記載の航空機（１０）。
11. 航空機（１０）であって、特に先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）であって、胴体（１２）と、少なくとも１対の翼（１４，１６）と、前記航空機（１０）の電気系統に電力を供給する電池システムとを備えている航空機（１０）であって、
    前記電池システムは少なくとも１つの電池パック（２４）を備え、
    前記電池パック（２４）の各々は、個別の電池モジュール（２６）を多数備え、前記電池モジュール（２６）は互いに直接的または間接的に連結され、
    前記電池パック（２４）の各々は仮想電池パック（２４）であり、前記仮想電池パック（２４）は所定の数の前記電池モジュール（２６）を電気的に接続することによって得られる、航空機（１０）。
12. 前記電池パック（２４）の各々の前記電池モジュール（２６）は、特に前記航空機（１０）の外側に向いているバスバーによって直列に電気的に接続される、先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）。
13. 前記電池モジュール（２６）の各々は、ある特定の装着位置において、前記航空機（１０）の前記胴体（１２）に個別に固定される、先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）。
14. 前記胴体（１２）には、各々が前記電池モジュール（２６）のうちの１つを交換可能に保持するための前記装着位置が多数設けられ、全ての電池モジュール（２６）が装着された状態において、前記装着位置の少なくとも１つが空の状態であるように、前記装着位置の数は前記電池モジュール（２６）の数より多い、請求項１３に記載の航空機（１０）。
15. 前記航空機（１０）は電気推進型である、先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）。
16. 前記航空機（１０）は電動垂直離着陸型航空機（１０）である、先行する請求項のいずれか１項に記載の航空機（１０）。

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