JP6437464B2 - 充電式バッテリのための軽減システムを含む航空機 - Google Patents

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Description

商用航空機は一般的に、環境制御及びブレーキなどのサブシステム用の動力を供給するため、タービン推進エンジンの抽気を使用している。しかしながら、抽気の使用はタービンエンジンの効率を低下させる。しかも、抽気をサブシステムに供給するためのダクト、バルブ、制御装置は航空機の重量を増大させる。
より進んだ商用航空機では、これまで抽気によって電力供給されていたある種のサブシステムに電力を使用することができる。電力は推進エンジンによって駆動される発電機から供給される。バックアップ電力は、搭載型補助電力ユニット(APU)によって駆動される発電機から使用することができる。追加のバックアップ電力は、ラムエアタービンから使用することができる。
充電式バッテリは、バックアップ電力の別の供給源を提供する。しかしながら、初期の商用航空機で使用されていたニッケル・カドミウム(Ni−Cd)バッテリは、ある種のサブシステムにバックアップ電力を供給するのには適していない。
リチウムイオン(Li−ion)バッテリ(LIB)は一般に好まれる充電式バッテリである。コバルト酸リチウムバッテリなどのリチウムイオンバッテリは、Ni−Cdバッテリよりも軽量で高いエネルギー密度を有する。これらのバッテリにはメモリ劣化がない。
ある種のリチウムイオンバッテリには、長年の課題となっている熱暴走の問題がある。本明細書で使用されているように、熱暴走とは、温度上昇が効率の低下につながりかねない更なる温度上昇を引き起こす状態を意味する。例えば、発熱化学反応によって生成される熱は、化学反応の速度を加速することがある。複合システムの設計者は、様々な方法でこのような非効率に対処することがある。
本明細書に記載の実施形態によれば、航空機は、バッテリセルのアレイ、及び航空機の動作サイクルによる充電式バッテリの故障の影響を軽減する手段を含む充電式バッテリを備える。
本開示の一態様によれば、バッテリセルのアレイ、及び航空機の動作サイクルによる充電式バッテリの故障の影響を軽減する手段を含む充電式バッテリを備える航空機が提示される。
有利には、影響を軽減するための手段は、バッテリセルの対向する面の間に熱障壁を作るため、バッテリセル間に繊維複合体から作られる複数の誘電体セパレータを含む。
好ましくは、繊維複合体はフェノール樹脂マトリクス内に繊維を含む。
好ましくは、繊維複合体はガラス繊維フェノールを含む。
好ましくは、バッテリセルは角柱形で、誘電体セパレータは格子を形成し、更にバッテリセルは格子によって形成される空間を埋める。
有利には、影響を軽減するための手段は、下方固定プレートを含むシャーシ、下方固定プレート上のバッテリセル、バッテリセルから凝集液を集め、集めた凝集液をバッテリセルから遠ざけるように配置された複数のフローチャネルを含む下方固定プレートを含む。
好ましくは、下方固定プレートは基板を更に含み、フローチャネルは基板上に排液口を含み、各排液口は少なくとも2つのバッテリセルの部分の下方に配置されている。
好ましくは、フローチャネルは、基板の中に排液口間に延在する溝を更に含む。
好ましくは、下方固定プレートは、基板上のセルディバイダの格子、セルディバイダ間に配置されたバッテリセル、セルディバイダに沿って排液口間に延在する溝を更に含む。
有利には、各バッテリセルの側面は破断プレートを含み、当該手段は換気用の切欠きを有するフレームを含むシャーシを含み、当該バッテリセルは、その破断プレートが換気用の切欠きに一致するように配向されている。
有利には、影響を軽減するための手段は、バッテリセルから信号を受信し、当該信号を処理してバッテリセルの状態を決定するように構成されたバッテリ監視ユニット(BMU)を含み、当該信号は温度信号、電圧信号、又は電流信号のうちの少なくとも1つを含む。
好ましくは、BMUは、バッテリをマスタ/モジュールインターフェースに着脱可能に結合し、バッテリからマスタ/モジュールインターフェースに電力を提供するように構成されている。
好ましくは、BMUは更に、マスタ/モジュールインターフェースへのバッテリ電力の供給を遮断するように構成されている。
好ましくは、BMUは、熱を低減する電圧範囲内でバッテリを動作するように構成されており、過充電による損傷を防止するように更に構成されている。
有利には、影響を軽減するための手段は、金属筐体を含み、当該筐体内にバッテリがある。
好ましくは、金属筐体は、延性のある金属から作られる一又は複数の格納壁を含む。
好ましくは、金属筐体は、筐体内の圧力がバッテリの故障事象に対応するときに開くように構成されているが通常は閉じられている換気バルブを含む。
好ましくは、金属筐体は、バッテリの故障事象によって引き起こされる圧力を筐体内に蓄積し換気バルブを作動させることができる一方で、圧力平衡のために構成された少なくとも1つの開口部を有する少なくとも1つの壁を含む。
好ましくは、少なくとも1つの開口部は、バッテリの故障事象の間は筐体への空気フローの質量速度を制限するように更に構成されている。
好ましくは、影響を軽減するための手段は、換気バルブから航空機の複合外板の間隙まで延在する換気導管を更に含み、前記導管は外板の終端部を除き金属から作られ、前記終端部は電気絶縁体として機能する。
好ましくは、導管の終端部は非導電性材料から作られる、少なくとも2インチの長さを有する管を含む。
好ましくは、影響を軽減するための手段は、熱スペーサーを更に含み、終端部は管の終端で、間隙の中へ延在する部分を有するフランジ継手を更に含み、熱スペーサーはフランジ継手と複合外板との間に配置される。
有利には、充電式バッテリはコバルト酸リチウムバッテリである。
有利には、バッテリは航空機の胴体に配置され、過酷な環境条件に曝されるバッテリである。
有利には、バッテリはメインバッテリである。
有利には、バッテリは補助電力ユニット(APU)バッテリである。
有利には、影響を軽減する手段は、以下の6つの軽減特徴のうちの少なくとも2つを含む。すなわち、バッテリセルの対向する面の間に熱障壁を作るためバッテリセル間にあって、繊維複合体から作られる複数の誘電体セパレータ;下方固定プレート、下方固定プレート上のバッテリセルを含むシャーシであって、前記下方固定プレートは前記バッテリセルから凝集液を集め、集めた凝集液をバッテリセルから遠ざけるように配置された複数のフローチャネルを含むシャーシ;バッテリセルを格納するシャーシであって、バッテリセルの破断プレートに一致する換気口を含むシャーシ;バッテリを格納する金属筐体であって、延性のある金属から作られる筐体の一又は複数の格納壁を含む金属筐体;バッテリを格納する金属筐体であって、筐体内の圧力がバッテリの故障事象に対応するときに開くように構成されているが通常は閉じられている換気バルブを含む金属筐体;及び、バッテリを格納する金属筐体であって、圧力平衡のために構成された少なくとも1つの開口部を有する少なくとも1つの壁を含む金属筐体;の6つである。
好ましくは、影響を軽減する手段には、6つの軽減特徴すべてを含み、バッテリセルを格納するシャーシは筐体内に配置されており、また、当該筐体は、延性のある格納壁、筐体内の圧力がバッテリの故障事象に対応するときに開くように構成されているが通常はとじられている換気口、及び少なくとも1つの圧力平衡開口部を有する。
これらの特徴、及び機能は、種々の実施形態において単独で達成することができるか、または他の実施形態において組み合わせることができる。実施形態のさらなる詳細は、下記の説明及び図面を参照することによって理解することができる。
電気システムを含む航空機を示している。 充電式バッテリを含む電力供給システムの例を示している。 充電式バッテリセルを示している。 充電式バッテリのための軽減システムを示している。 航空機の動作サイクル中のバッテリ故障の影響を軽減する方法を示している。
航空機110の例を示す図1を参照する。航空機110は、胴体120、翼アセンブリ130、尾部140、及び推進ユニット150を含む。航空機110は電気システム160を更に含む。電気システム160は、推進ユニット150によって駆動される発電機を含む。電気システム160はまた、補助電力ユニット(APU)によって駆動される少なくとも1つの発電機を含む。発電機によって生成される電力は、電力供給バスにのせられる。電気システム160は、地上の電力を受け取るための設備を有してもよい。
電気システム160は、少なくとも1つの充電式バッテリを更に含む。バッテリは、航空機110の一又は複数のサブシステムにバックアップ電力を供給することができる。
ここで図2を参照すると、航空機200の電気システム例が示されている。電気システムは、各エンジンに2つの始動発電機210、及び2つのAPU始動発電機220を含む。電気システムは、電力供給バス230、及び遠隔電力供給ユニット240を更に含む。メインバッテリは胴体の前方部分に保存されており、APUバッテリは胴体の後方部分に保存されている。
メインバッテリは、航空機200が冷え切っているときに航空機200を始動するために使用される。例えば、メインバッテリは航空機の電子機器に電力を供給する。メインバッテリは、給油などの地上作業を支援するために使用されることがあり、航空機が牽引されるときにブレーキに電力を供給する。
APUバッテリはAPUを始動するために使用される。APU始動発電機220は、APUを始動するためAPUバッテリ(又は地上電源)から電力を取るが、この電力は始動発電機210を始動するために使用され、次いでエンジンを始動する。
バッテリは飛行中及び着陸時に、バックアップ電力源を提供する。必要であれば、バッテリは航空機の一部のサブシステムを動作するためのバックアップ電力を提供する。
バッテリは、航空機200の動作サイクル中に過酷な動作条件の影響を被りやすい。海抜ゼロから40,000フィートまでの間で動作する航空機200について検討する。比較的短い時間での1回の飛行中に、バッテリは温度と圧力の大きな変動を経験する。バッテリはまた、極端な湿度に影響されることがある。
図3を参照すると、充電式バッテリセル310の例が示されている。バッテリセル310は、正の電極320と負の電極330、電極320及び330用のケース340、並びにケース340内に密封された電解液(図示せず)を含む。
バッテリセル310は、いかなる特定の化学物質にも限定されない。例えば、限定するものではないが、リチウムイオン、金属カドミウム、及びニッケル水素などが含まれる。リチウムイオンバッテリは、金属カドミウムバッテリ及びニッケル水素バッテリと比較して、ある種の優位性(例えば、軽量、高エネルギー密度、メモリ劣化なし)をもたらす。充電式バッテリは熱暴走の影響を受けやすい。例えば、バッテリセル310はコバルト酸リチウムバッテリセル310であってもよい。
バッテリセル310は、ケース340の側面の換気口(図示せず)、及び換気口を覆う破断プレート350を有する。破断プレート350は、ケース340に抵抗溶接されるステンレス鋼膜であってもよい。破断プレート350は、事前に決められた内部セル圧力(熱暴走によって引き起こされることがある)で開き、換気口を露出させるように設計されている。換気口が露出されると、換気口を通ってケース340の内側から物質が排出されることがある。
バッテリセル310は、いかなる特定の幾何形状にも限定されない。例えば、バッテリセル310は角柱形又は円筒形であってもよい。図3は角柱形のバッテリセル310を示す。
図4を参照すると、航空機の充電式バッテリに対する軽減システム410が示されている。軽減システムは、熱暴走によるバッテリ故障の影響を軽減するように構成されている。図解のため、軽減システム410は、アレイ(例えば、4×2アレイ)に配置された角柱形のバッテリセルに関連付けて説明される。
第1の軽減特徴は、バッテリセルの対向する面の間に熱障壁を作るため、前記バッテリセル間に複数の誘電体セパレータを含む。誘電体セパレータ420は繊維複合体から作られる。繊維複合体はフェノール樹脂マトリクス内に繊維を含むことがある。例えば、繊維複合体はガラス繊維フェノールを含んでもよい。誘電体セパレータ420は格子の形態を取ってもよく、また、バッテリセルは格子によって形成される空間を埋めることができる。誘電体セパレータ420については、出願番号US 14/188663、代理人整理番号13−0341−US−NPに、更に詳細に記載されている。
第2の軽減特徴は、バッテリシャーシ430である。シャーシ430は下方固定プレートを含む。バッテリセルは下方固定プレートによって支持されている。下方固定プレートは、バッテリセルから凝集物を集め、集めた凝集物をバッテリセルから遠ざけるように配置された複数のフローチャネルを含む。
フローチャネルは下方固定プレートの基板に排液口を含むことがある。各排液口は少なくとも2つのバッテリセルの部分の下方に配置されてもよい。フローチャネルは更に、基板に溝を含んでもよい。溝は排液口の間に延在してもよい。下方固定プレートは、基板上のセルディバイダの格子を更に含み得る。バッテリセルはセルディバイダ間に配置される。溝は、セルディバイダに沿って、排液口の間に延在する。
シャーシ430はまた、換気用の切欠きを有するフレームを含んでもよい。バッテリセルは、その破断プレートが換気用の切欠きに一致するように、下方固定プレート上に配向される。
シャーシ430については、出願番号US 14/188667、代理人整理番号13−0342−US−NPに、更に詳細に記載されている。
第3の軽減特徴は、バッテリ監視ユニット(BMU)440である。BMUは、バッテリセルから信号(例えば、温度信号、電圧信号、又は電流信号)を受信するように構成され、その信号を処理してバッテリのステータスを決定する。BMU440は、バッテリをマスタ/モジュールインターフェースに着脱可能に結合するように構成されており、バッテリからマスタ/モジュールインターフェースに電力を提供する。BMU440は、マスタ/モジュールインターフェースへのバッテリ電力の供給を遮断するように更に構成されてもよい。BMUは、熱を低減する電圧範囲でバッテリを動作するように更に構成されてもよく、過充電による損傷を防止するように更に構成されている。BMU440については、2013年9月4日に提出された出願番号US 14/018047に、更に詳細に記載されている。
第4の軽減特徴は、金属筐体450である。バッテリは金属筐体450の内側にある。金属筐体450は、以下の特徴のうちのいずれか1つを有することがある。
(1)延性のある金属から作られる一又は複数の格納壁
(2)筐体内の圧力がバッテリの故障事象に対応するときに開くように構成されているが通常は閉じられている換気口バルブ
(3)バッテリの故障事象によって引き起こされる圧力を筐体450内に蓄積する一方で、圧力平衡のために構成された少なくとも1つの開口部を有する少なくとも1つの壁少なくとも1つの開口部は、バッテリの故障事象中に、筐体450への空気フローの質量速度を制限するように更に構成されてもよい。
筐体450については、出願番号US 14/188685、代理人整理番号13−0320−US−NPに、更に詳細に記載されている。
第5の軽減特徴は、換気導管を含む換気システム460である。換気導管は、換気バルブから航空機の外板の間隙まで延在する。導管は、外板の終端部を除き、金属から作られる。集端部は電気絶縁体として機能する。導管の終端部は、非導電性材料から作られる管を含んでもよい。管は少なくとも2インチの長さを有する。終端部が複合外板の間隙へ延在する部分を有するフランジ継手を含む場合、熱スペーサーはフランジ継手と複合外板との間に配置されてもよい。換気システム460については、2014年2月24日に提出された出願番号US 14/188603、代理人整理番号13−0335−US−NPに、更に詳細に記載されている。
軽減システム410は、バッテリ故障の影響を軽減するため、これら5つの特徴420〜460のうちの少なくとも1つを含む。軽減システム410の幾つかの実施形態は、これらの特徴420〜460のうちの1つだけを含む。軽減システム410の幾つかの実施形態は、これらの特徴420〜460のうちの幾つかの組み合わせを含み得る。軽減システム410の更に他の実施形態は、これらの特徴420〜460のすべてを含む。
例えば、最初の3つの特徴420〜440は、航空機の充電式バッテリに組み込まれることがある。バッテリは、換気用の切欠きを有するバッテリシャーシ430、及びフローチャネルを有する下方固定プレートを含む。誘電体セパレータ420の格子はシャーシ430の下方固定プレート上に配置され、バッテリセルは誘電体セパレータ420間の空間に配置される。バッテリセルの換気口はシャーシ430の換気用の切欠きに一致している。バッテリ監視ユニット440は追加され、シャーシ430は取り囲まれている。
幾つかの実施形態では、これらの特徴420〜440を有するバッテリはコンパートメントに配置されることがある。他の実施形態では、このバッテリは、換気システム460を利用する筐体450の中に配置されてもよい。
ここで図5を参照すると、航空機の動作サイクル中に、航空機の充電式バッテリの故障の影響を軽減する方法が示されている。この動作サイクル中に、航空機は離陸から巡航までの間に、約25,000フィートから40,000フィートを上昇し、湿度、圧力、及び温度が変化する領域を航行し、次いで約25,000フィートから40,000フィートを下降し目的地に至る。この方法は、5つの特徴420〜460のすべてを有する軽減システム410に対して記述されている。
ブロック510は、離陸前のバッテリ応力を低減する機能に対応している。バッテリ電力が地上で使用されると、BMU440は熱を低減するため狭い電圧範囲でバッテリを動作させる。BMU440はまた、過充電による損傷を防止する。
ブロック520は、飛行中のバッテリ故障の可能性を低減するため実行される機能に対応している。バッテリセル上に形成される凝集物は、フローチャネルによってシャーシ430から流出する。
筐体450内の圧力平衡は、筐体コンポーネント上の応力を軽減するために実行される。応力はまた、筐体450内側のバッテリ上でも低減される。
ブロック530はバッテリの故障事象に対応している。バッテリセルが熱暴走を経験すると、例えば、誘電体セパレータ420は、熱暴走が故障したセルから周辺のバッテリセルに伝播するのを防止する。
故障したセルから排出される物質は、シャーシ430の換気用の切欠きを経由して筐体450に入る。延性のある筐体450の壁は、筐体450に排出される物質からエネルギーを吸収する。
しかも、換気バルブは筐体内の圧力の上昇にさらされている。筐体450内の圧力がバッテリの故障事象を示唆しているときには、換気バルブが開く。高温のガスが筐体450の外へ放出され、換気システム460によって航空機外へ排出される。換気バルブが開いている間、圧力平衡開口部は筐体への空気の質量流を制限する。

Claims (16)

  1. バッテリセル(310)のアレイを含む充電式バッテリ;及び、
    航空機の動作サイクルによる前記充電式バッテリの故障の影響を軽減するための手段
    を備える航空機(110)であって、
    前記手段は、金属筐体(450)を含み、前記金属筐体(450)内に前記充電式バッテリがあり、
    前記金属筐体(450)は、前記金属筐体(450)内の圧力がバッテリの故障事象に対応するときに開くように構成されているが通常は閉じられている換気バルブを含み、
    前記手段は前記換気バルブから前記航空機の複合外板の間隙へ延在する換気導管を更に含み、前記換気導管は前記外板における終端部を除き金属から作られ、前記終端部は電気絶縁体として機能する、航空機(110)。
  2. 前記手段は、前記バッテリセル(310)の対向する面の間に熱障壁を作るため前記バッテリセル(310)間に複数の誘電体セパレータ(420)を含み、前記誘電体セパレータ(420)は繊維複合体から作られる、請求項1に記載の航空機(110)。
  3. 前記繊維複合体は、フェノール樹脂マトリクス中の繊維又はガラス繊維フェノールを含む、請求項に記載の航空機(110)。
  4. 前記バッテリセル(310)は角柱形で、前記誘電体セパレータ(420)は格子を形成し、更に前記バッテリセル(310)は前記格子によって形成される空間を埋める、請求項2又は3に記載の航空機(110)。
  5. 前記手段は、下方固定プレートを含むシャーシ(430)を含み、前記バッテリセル(310)は前記下方固定プレート上にあり、前記下方固定プレートが前記バッテリセル(310)から凝集液を集め、前記集めた凝集液を前記バッテリセル(310)から遠ざけるように配置された複数のフローチャネルを含み、
    前記下方固定プレートは、基板を更に含み、前記フローチャネルは前記基板の中に排液口を含み、各排液口は少なくとも2つのバッテリセル(310)の部分の下方に配置されている、請求項1から4のいずれか一項に記載の航空機(110)。
  6. 前記フローチャネルは、前記基板の中に溝を更に含み、前記溝は前記排液口間に延在する、請求項に記載の航空機(110)。
  7. 前記下方固定プレートは、前記基板上のセルディバイダの格子を更に含み、前記バッテリセル(310)は前記セルディバイダ間に配置され、前記溝は前記セルディバイダに沿って前記排液口間に延在する、請求項6に記載の航空機(110)。
  8. 各バッテリセル(310)の側面は破断プレートを含み、前記手段は換気用の切欠きを有するフレームを含むシャーシ(430)を含み、前記バッテリセル(310)は、その破断プレートが前記換気用の切欠きに一致するように配向されている、請求項1から7のいずれか一項に記載の航空機(110)。
  9. 前記手段は、前記バッテリセル(310)から信号を受信し、前記信号を処理して前記バッテリセル(310)の状態を決定するように構成されたバッテリ監視ユニット(BMU)(450)を含み、前記信号は温度信号、電圧信号、又は電流信号のうちの少なくとも1つを含み、
    前記BMU(450)は、前記バッテリをマスタ/モジュールインターフェースに着脱可能に結合するように構成されており、前記バッテリから前記マスタ/モジュールインターフェースに電力を提供する、請求項1から8のいずれか一項に記載の航空機(110)。
  10. 前記BMU(440)は、前記マスタ/モジュールインターフェースへのバッテリ電力の供給を遮断するように更に構成されている、請求項9に記載の航空機(110)。
  11. 前記BMU(440)は、熱を低減する電圧範囲内で前記充電式バッテリを動作するように構成されており、更に過充電による損傷を防止するように構成されている、請求項9に記載の航空機(110)。
  12. 前記金属筐体(450)は、延性のある金属から作られる一又は複数の格納壁を含む、請求項に記載の航空機(110)。
  13. 前記金属筐体(450)は、バッテリの故障事象によって引き起こされる圧力を前記金属筐体(450)内に蓄積させ、前記換気バルブを作動させる一方で、圧力平衡のために構成された少なくとも1つの開口部を有する少なくとも1つの壁を含む、請求項に記載の航空機(110)。
  14. 前記少なくとも1つの開口部は、バッテリの故障事象の間は前記金属筐体への空気フローの質量速度を制限するように更に構成されている、請求項13に記載の航空機(110)。
  15. 前記導管の前記終端部は非導電性材料から作られる管を含み、前記管は少なくとも2インチの長さを有する、請求項に記載の航空機(110)。
  16. 前記手段は熱スペーサーを更に含み、前記終端部は前記管の終端にフランジ継手を更に含み、前記フランジ継手は前記間隙へ延在する部分を有し、また、前記熱スペーサーは前記フランジ継手と前記複合外板との間に配置される、請求項15に記載の航空機(110)。
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