KR102559847B1 - 전기추진 항공기 - Google Patents

Abstract

본 발명의 한 실시예에 따른 전기추진 항공기는 동력수단을 구비한 동체, 상기 동체에서 날개 끝으로 뻗친 전방 스파(front spar)와 후방 스파(rear spar), 그리고 상기 후방 스파에서 상기 전방 스파로 연장되고 상기 전방 스파 및 상기 후방 스파에 결합된 복수 개의 리브(rib)를 포함하며, 상기 전방 스파, 상기 후방 스파, 및 상기 복수 개의 리브에 의해 각각 구획되는 복수 개의 개별공간에 복수 개의 전고체 배터리가 장착되고, 상기 전방 스파 및 상기 후방 스파는 상기 복수 개의 전고체 배터리의 직렬 연결부재로 사용되고, 상기 복수 개의 리브는 상기 복수 개의 전고체 배터리의 병렬 연결부재로 사용되며, 상기 복수 개의 전고체 배터리의 표면은 상기 날개의 스킨으로 사용되는 것을 특징으로 한다.

Description

전기추진 항공기{Electric aircraft}

본 발명은 전기추진 항공기에 관한 것으로, 상세하게는 항공기 날개 부분을 전고체 배터리로 구현한 전기추진 항공기에 관한 것이다.

전고체 배터리(solid state battery)는 전기를 흐르게 하는 배터리 양극과 음극 사이의 전해질이 액체가 아닌 고체로 된 차세대 2차 전지이다. 현재 가장 많이 사용되는 리튬이온 배터리는 액체 전해질로 에너지 효율이 좋지만, 수명이 상대적으로 짧고 전해질이 가연성 액체여서 고열에 폭발할 위험이 크다. 이에 반하여, 전고체 배터리는 전해질이 고체이기 때문에 충격에 의한 누액 위험이 없고, 인화성 물질이 포함되지 않아 발화 가능성이 작아 상대적으로 안전하다. 또한, 자유 변형이 가능한 특성, 공기 중에 내부가 노출되어도 안정성 유지 가능한 특성이 있고, 넓은 면적에 적용하기 위한 파우치 형태의 풀셀 전고체 배터리 제조기술 등이 확보된 상황이다.

그런데 현재 대부분의 전기추진 항공기는 리튬이온 배터리와 같은 액체 전해질형 전지를 에너지 저장장치로 활용하고 있어, 항공기 구조상 제한적인 형태로 적용되고 있고, 또한 항공기 중량에 부정적인 영향을 미치고 있다. 즉, 기존의 배터리, 태양광 및 연료전지, 기타 하이브리드 시스템을 활용하는 전기추진 시스템을 적용한 기존 항공기에서는 날개 및 동체의 스킨과 그 지지구조를 그대로 유지함으로써 중량에 부정적인 효과를 야기하고 있었다.

미국특허공개공보 제2014-0179535호 (공개일: 2014.06.26)

본 발명의 목적은 항공기 날개 부분을 전고체 배터리로 구현하여, 상술한 바와 같은 기존 전기추진 항공기의 단점을 개선하고 전고체 배터리를 날개 스킨으로 활용하는 전기추진 항공기를 제공하는 것이다.

상기의 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 한 실시예에 따른 전기추진 항공기는 동력수단을 구비한 동체, 상기 동체에서 날개 끝으로 뻗친 전방 스파(front spar)와 후방 스파(rear spar), 그리고 상기 후방 스파에서 상기 전방 스파로 연장되고 상기 전방 스파 및 상기 후방 스파에 결합된 복수 개의 리브(rib)를 포함하며, 상기 전방 스파, 상기 후방 스파, 및 상기 복수 개의 리브에 의해 각각 구획되는 복수 개의 개별공간에 복수 개의 전고체 배터리가 장착되고, 상기 전방 스파 또는 상기 후방 스파는 상기 복수 개의 전고체 배터리의 직렬 연결부재로 사용되고, 상기 복수 개의 리브는 상기 복수 개의 전고체 배터리의 병렬 연결부재로 사용되며, 상기 복수 개의 전고체 배터리의 표면은 상기 날개의 스킨으로 사용되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 복수 개의 개별공간 각각에는 복수 개의 전고체 배터리가 상기 전방 스파에서 상기 후방 스파 방향으로 병렬로 연결되고, 서로 이웃하는 개별공간에 각각 배치된 복수 개의 전고체 배터리는 서로 직렬로 연결되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 동력수단은, 상기 복수 개의 전고체 배터리 중, 상기 동체에 제일 가까이 위치하는 전고체 배터리에 제1 케이블을 통하여 전기적으로 연결되고, 상기 동체에 가장 멀리 위치하는 전고체 배터리에 제2 케이블을 통하여 전기적으로 연결되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 제2 케이블은 상기 전방 스파에 고정되고, 상기 전방 스파를 따라 연장되는 것을 특징으로 한다.

또한, 서로 이웃하는 개별공간에 각각 배치된 복수 개의 전고체 배터리는 제3 케이블을 사용하여 서로 직렬로 연결되며, 상기 제3 케이블은 각각의 리브에 고정 장착된 것을 특징으로 한다.

상술한 구성을 가진 본 발명의 실시예에 따른 전기추진 항공기는 다음과 같은 효과를 가진다.

본 실시예에 따른 전기구동 항공기는 기존의 배터리, 태양광 및 연료전지, 기타 하이브리드시스템을 활용하는 전기추진시스템을 적용한 항공기에서 날개 및 동체의 스킨과 그 지지구조를 그대로 유지함으로써 중량의 손실이 있었던 단점을 개선하였다.

또한, 날개의 스파, 리브는 전고체 배터리를 장착하는 지지대로 활용하고, 전고체 배터리의 표면을 이용하여 날개의 스킨을 대신하였다.

한편, 본 발명은 명시적으로 기재되지는 않았지만 상술한 구성으로부터 기대할 수 있는 다른 효과도 물론 포함한다.

도 1은 본 발명의 한 실시예에 따른 전기추진 항공기의 주요 구성의 평면 모식도이다.
도 2는 통상의 항공기 날개 구조를 나타내는 도면이다.

이하, 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.

도 1은 본 발명의 한 실시예에 따른 전기추진 항공기의 주요 구성의 평면 모식도이다. 참고로, 도 1에는 본 발명과 관련된 주요 구성만 표시하였으며, 설명의 편의상 본 발명의 요지와 무관한 구성은 도시 생략하였다. 또한, 이하에서는 본 발명의 요지에 국한하여 설명을 하며, 본 발명의 요지와 무관한 구성에 대해서는 설명을 생략하거나 간단히 한다.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 한 실시예에 따른 전기추진 항공기(이하, 본 '전기추진 항공기'라 한다)는 동력수단 예를 들면, 구동모터 시스템(미도시)을 구비한 동체(1), 동체(1)에서 날개 끝으로 뻗친 전방 스파(front spar)(2)와 후방 스파(rear spar)(3), 그리고 후방 스파(3)에서 전방 스파(2)로 연장되고 전방 스파(2) 및 후방 스파(3)에 결합된 복수 개의 리브(rib)(4)를 포함한다.

주지된 바와 같이, 통상의 항공기 날개 구조를 보여주는 도 2를 참고하면, 스파 즉, 전방 스파(100) 및 후방 스파(300)는 날개보라고 불리기도 하며, 날개의 굽힘에 의하여 생기는 하중을 담당하는 지지대에 해당한다. 그리고 리브(200)는 날개골 형상을 이루도록 날개의 앞전(리딩에지)으로부터 후방 날개보 또는 뒷전(트레일링 에지) 방향으로 배치되고, 날개가 캠버를 갖도록 모양을 만들어주며, 하중을 스파에 전달하는 기능을 한다.

도 1을 참고하면, 본 전기추진 항공기에서, 전방 스파(2), 후방 스파(3), 및 복수 개의 리브(4)에 의해 각각 구획되는 복수 개의 개별공간(S1,S2,…,Sn)에는 복수 개의 전고체 배터리(B1,B2,…,Bn)가 각각 장착된다. 구체적으로 각각의 복수 개의 개별공간(S1,S2,…,Sn)에는 복수 개의 전고체 배터리가 병렬로 장착된다. 본 실시예에서는, 예시적으로 각각의 개별공간(S1,S2,…,Sn)에 4개의 전고체 배터리가 병렬로 장착된 것을 예시하고 있으나 필요에 따라 그 개수는 변동될 수 있다. 한편, 이들 전고체 배터리를 고정하는 구조는, 본 발명의 요지와는 무관하며, 브라켓, 패스너, 힌지 등 다양한 방식의 공지의 체결 및 고정수단을 사용할 수 있음은 자명한 사실이다. 그리고 도 1에서 설명의 편의를 위하여, 배터리 사이에 공간이 크게 형성되어 있으나, 도 1 기준 지면 방향으로의 공기 유동을 최소화하기 위하여, 배터리 사이의 공간이 최소화되도록 배터리 크기 및 그 배치를 정하는 것이 바람직하다.

도 1에 도시된 바와 같이, 전방 스파(2) 또는 후방 스파(3)는 복수 개의 전고체 배터리의 직렬 연결부재로 사용되고, 복수 개의 리브(4)는 복수 개의 전고체 배터리의 병렬 연결부재로 사용된다.

구체적으로, 복수 개의 개별공간(S1,S2,…,Sn) 각각에는 복수 개의 전고체 배터리가 전방 스파(2)에서 후방 스파(3) 방향으로 병렬로 연결된다. 각각의 개별공간에는 4개의 전고체 배터리가 병렬 연결되어 있음이 예시되어 있다.

그리고 서로 이웃하는 개별공간에 각각 배치된 복수 개의 전고체 배터리는 서로 직렬로 연결된다. 예를 들면, 개별공간(S1)에 배치된 복수 개의 전고체 배터리(B1)와, 개별공간(S2)에 배치된 복수 개의 전고체 배터리(B2)는 서로 직렬로 연결된다. 이를 위하여 제3 케이블(7)이 사용되며, 제3 케이블(7)은 각각의 리브(4)에 고정 장착될 수 있다.

한편, 본 전기추진 항공기에서는 복수 개의 전고체 배터리의 표면은 날개의 스킨으로 기능을 할 수 있다. 즉, 본 실시예에서, 복수 개의 전고체 배터리가 배치된 날개의 표면은 기존의 항공기에서와 같은 날개 스킨을 구비하지 않고, 복수 개의 전고체 배터리를 외부 형상을 날개 표면에 대응하는 컨투어(contour)를 이루도록 가공하여 배치함으로써, 항공기 중량 감소에 기여할 수 있다. 이는 형태를 자유로이 구현할 수 있는 전고체 배터리의 특성을 활용하여 원하는 외곽 형상을 가지도록 구현할 수 있는 것이다.

본 실시예에서, 동력수단 예를 들면, 구동모터시스템은, 복수 개의 전고체 배터리 중, 동체(1)에 제일 가까이 위치하는 전고체 배터리(B1)에 제1 케이블(5)을 통하여 전기적으로 연결되고, 동체(1)에 가장 멀리 위치하는 전고체 배터리(Bn)에 제2 케이블(6)을 통하여 전기적으로 연결된다. 여기서, 제2 케이블(6)은 전방 스파(2)에 고정되고, 전방 스파(2)를 따라 연장된다. 제2 케이블(6)은 코팅 밴드 와이어(coated band wire)일 수 있다. 물론, 전방 스파(2) 대신에 후방 스파(3)를 따라 제2 케이블(6)이 연장되도록 할 수도 있을 것이다.

이상에서와같이, 본 실시예에 따른 전기구동 항공기는 기존의 배터리, 태양광 및 연료전지, 기타 하이브리드시스템을 활용하는 전기추진시스템을 적용한 항공기에서 날개 및 동체의 스킨과 그 지지구조를 그대로 유지함으로써 중량의 손실이 있었던 단점을 개선하였다. 또한, 날개의 스파, 리브는 전고체 배터리를 장착하는 지지대로 활용하고, 전고체 배터리의 표면을 이용하여 날개의 스킨을 대신하였다.

이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.

1...동체,
2...전방 스파(front spar)
3...후방 스파(rear spar)
4...복수 개의 리브(rib)
S1,S2,…,Sn...복수 개의 개별공간
B1,B2,…,Bn...복수 개의 전고체 배터리

Claims (5)

1. 동력수단을 구비한 동체, 상기 동체에서 날개 끝으로 뻗친 전방 스파(front spar)와 후방 스파(rear spar), 그리고 상기 후방 스파에서 상기 전방 스파로 연장되고 상기 전방 스파 및 상기 후방 스파에 결합된 복수 개의 리브(rib)를 포함하는 전기추진 항공기로서,
   상기 전방 스파, 상기 후방 스파, 및 상기 복수 개의 리브에 의해 각각 구획되는 복수 개의 개별공간에 복수 개의 전고체 배터리가 장착되고,
   상기 전방 스파 또는 상기 후방 스파는 상기 복수 개의 전고체 배터리의 직렬 연결부재로 사용되고, 상기 복수 개의 리브는 상기 복수 개의 전고체 배터리의 병렬 연결부재로 사용되며,
   상기 복수 개의 전고체 배터리의 표면은 상기 날개의 스킨으로 사용되는
   전기추진 항공기.
2. 제1항에서,
   상기 복수 개의 개별공간 각각에는 복수 개의 전고체 배터리가 상기 전방 스파에서 상기 후방 스파 방향으로 병렬로 연결되고,
   서로 이웃하는 개별공간에 각각 배치된 복수 개의 전고체 배터리는 서로 직렬로 연결되는
   전기추진 항공기.
3. 제2항에서,
   상기 동력수단은,
   상기 복수 개의 전고체 배터리 중, 상기 동체에 제일 가까이 위치하는 전고체 배터리에 제1 케이블을 통하여 전기적으로 연결되고, 상기 동체에 가장 멀리 위치하는 전고체 배터리에 제2 케이블을 통하여 전기적으로 연결되는
   전기추진 항공기.
4. 제3항에서,
   상기 제2 케이블은 상기 전방 스파에 고정되고, 상기 전방 스파를 따라 연장되는
   전기추진 항공기.
5. 제4항에서,
   서로 이웃하는 개별공간에 각각 배치된 복수 개의 전고체 배터리는 제3 케이블을 사용하여 서로 직렬로 연결되며, 상기 제3 케이블은 각각의 리브에 고정 장착된 전기추진 항공기.
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