KR102581305B1 - 통합된 파워 셀을 갖춘 항공기 날개 보 및 관련된 시스템 및 방법 - Google Patents
통합된 파워 셀을 갖춘 항공기 날개 보 및 관련된 시스템 및 방법 Download PDFInfo
- Publication number
- KR102581305B1 KR102581305B1 KR1020217013253A KR20217013253A KR102581305B1 KR 102581305 B1 KR102581305 B1 KR 102581305B1 KR 1020217013253 A KR1020217013253 A KR 1020217013253A KR 20217013253 A KR20217013253 A KR 20217013253A KR 102581305 B1 KR102581305 B1 KR 102581305B1
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- aircraft
- wing
- hole
- power cells
- individual
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title abstract description 13
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 16
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 14
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 8
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 6
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 claims description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 5
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 claims description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 23
- 239000000463 material Substances 0.000 description 8
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 4
- 239000004215 Carbon black (E152) Substances 0.000 description 3
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 3
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 229930195733 hydrocarbon Natural products 0.000 description 3
- 150000002430 hydrocarbons Chemical class 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 3
- 239000012815 thermoplastic material Substances 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N Lithium ion Chemical compound [Li+] HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000005431 greenhouse gas Substances 0.000 description 2
- 229910001416 lithium ion Inorganic materials 0.000 description 2
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 2
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N Titanium Chemical compound [Ti] RTAQQCXQSZGOHL-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000005520 electrodynamics Effects 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 1
- 229910052987 metal hydride Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N nickel Substances [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- -1 nickel metal hydride Chemical class 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 239000010936 titanium Substances 0.000 description 1
- 229910052719 titanium Inorganic materials 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
- B64C3/185—Spars
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
- B64D2041/005—Fuel cells
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
- Y02T90/40—Application of hydrogen technology to transportation, e.g. using fuel cells
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Fuel Cell (AREA)
- Hybrid Cells (AREA)
- Battery Mounting, Suspending (AREA)
- Connection Of Batteries Or Terminals (AREA)
- Gas Exhaust Devices For Batteries (AREA)
- Secondary Cells (AREA)
Abstract
통합 파워 셀을 갖춘 항공기 날개 보 및 관련된 시스템 및 방법이 개시된다. 대표적인 항공기 날개 보는 날개 길이 방향으로 연장하는 날개 보 본체를 포함하며, 또한 날개 길이 방향으로 연장하는 복수의 구멍을 가지며, 개별 구멍은 다중의 파워 셀을 수용하도록 배치된다.
Description
본 출원은 2018년 10월 10일자로 출원된 계류 중인 미국 가 출원 번호 62/744,065 호에 대해 우선권을 주장하며, 이는 그 전체가 원용에 의해 본 출원에 포함된다.
본 기술은 일반적으로 통합된 파워 셀(power cell)을 갖춘 항공기 날개 보(spar) 및 관련된 시스템 및 방법에 관한 것이다.
온실 가스 배출을 줄이기 위한 노력이 강화됨에 따라서 운송 산업은 상당한 감축이 이루어져야 하는 분야로 인식되고 있다. 운송 산업 내에서 상용 항공 운송 부문은 특히 온실 가스 배출을 줄이기 위한 분야로 인식되었다. 따라서 이러한 산업 부문은 상용 항공기에 동력을 공급하기 위한 전통적인 가스 터빈 엔진의 대안 또는 보충 수단으로서 배터리를 연구했다. 그러나 이러한 접근 방식은 더 이상 상업적으로 실현할 수 없을 정도로 항공기의 무게를 증가시키지 않고 전기 구동되는 항공기를 제조하는 방법을 포함한 여러 도전을 제기했다.
따라서, 전기 구동되는 항공기에 관한 개선된 기술이 여전히 필요하다.
도 1은 본 기술의 실시예에 따른 날개 보 설치에 적합한 항공기의 부분 개략도이다.
도 2는 본 기술의 실시예에 따라 구성된 날개 보를 갖는 항공기 날개 부분의 부분 개략도이다.
도 3은 본 기술의 실시예에 따라 구성된 내부 요소들을 예시하기 위해, 날개 외피가 제거된, 도 2에 도시된 날개의 부분 개략 등각도이다.
도 4a 내지 도 4d는 본 기술의 실시예에 따라 구성되고 통합된 대표적인 날개 보 및 관련 파워 셀의 부분 개략 등각도이다.
도 5a 및 도 5b는 본 기술의 실시예에 따라 구성된 매니폴드(manifold) 및 통기 장치를 갖는 대표적인 날개 보의 부분 개략도이다.
도 6은 본 기술의 대표적인 실시예에 따라 다중의 파워 셀을 운반하는 지지부의 부분 개략 등각도이다.
도 7은 본 기술의 대표적인 실시예에 따라 파워 셀을 수용하기 위한 인서트의 부분의 부분 개략 등각도이다.
도 8은 본 기술의 실시예에 따라 다중의 전기적 파워 셀이 수용되는 구멍을 한정하는 인서트를 갖는 날개 보의 부분 개략적인 부분 분해도이다.
도 2는 본 기술의 실시예에 따라 구성된 날개 보를 갖는 항공기 날개 부분의 부분 개략도이다.
도 3은 본 기술의 실시예에 따라 구성된 내부 요소들을 예시하기 위해, 날개 외피가 제거된, 도 2에 도시된 날개의 부분 개략 등각도이다.
도 4a 내지 도 4d는 본 기술의 실시예에 따라 구성되고 통합된 대표적인 날개 보 및 관련 파워 셀의 부분 개략 등각도이다.
도 5a 및 도 5b는 본 기술의 실시예에 따라 구성된 매니폴드(manifold) 및 통기 장치를 갖는 대표적인 날개 보의 부분 개략도이다.
도 6은 본 기술의 대표적인 실시예에 따라 다중의 파워 셀을 운반하는 지지부의 부분 개략 등각도이다.
도 7은 본 기술의 대표적인 실시예에 따라 파워 셀을 수용하기 위한 인서트의 부분의 부분 개략 등각도이다.
도 8은 본 기술의 실시예에 따라 다중의 전기적 파워 셀이 수용되는 구멍을 한정하는 인서트를 갖는 날개 보의 부분 개략적인 부분 분해도이다.
본 기술은 일반적으로 통합된 파워 셀을 갖춘 항공기 날개 보 및 관련된 시스템 및 방법에 관한 것이다. 대표적인 실시예에서, 날개 보는 파워 셀, 예를 들어 배터리(이는 전형적으로 다중 화학 전지를 포함함), 연료 전지, 및/또는 다른 저장된 에너지 장치가 내부에 삽입되고 서로 전기적으로 커플링되는 채널 또는 다른 구멍을 포함할 수 있다. 몇몇 실시예에서(예를 들어, 연료 전지의 경우에), 전지용 연료는 연료 전지 자체를 저장하는 것에 추가하여 또는 저장하는 대신에 구멍에 저장될 수 있다. 채널은 하나 이상의 파워 셀이 고장 난 경우 가스 탈출 경로를 제공하는 갭, 홈, 플루트(flute) 및/또는 다른 특징을 포함하도록 의도적으로 제작될 수 있다. 따라서 고장 난 파워 셀에서 나온 잔해물은 날개 보 내에 포함될 수 있으며 고장 난 전지에서 방출되는 가스에는 안전한 출구 경로가 제공된다. 날개 보에 파워 셀을 배치시키면 전지가 차지하는 부피를 줄일 수 있으며, 항공기 날개의 양력 중심에 또는 그 근처 및/또는 날개가 부착되는 항공기의 전체 무게 중심에 전지의 중량을 집중시킬 수 있다. 이는 차례로 파워 셀의 중량으로 인한 구조적 하중(예를 들어, 굽힘 하중)을 줄일 수 있다. 날개 보의 구성은 열전도도를 향상시키기 위해 선택될 수 있으며, 따라서 파워 셀이 작동하는 균일한 온도 환경을 제공한다.
본 기술의 실시예의 구체적인 세부 사항은 대표적인 항공기, 날개, 날개 보 및 파워 셀을 참조하여 아래에서 설명된다. 대표적인 실시예가 특정 기하학적 구조 및 구성을 참조하여 아래에서 설명되지만, 기술은 다른 기하학적 구조 및/또는 구성에도 적용될 수 있다. 몇몇 실시예는 이 부분에서 설명된 것과 상이한 구성, 구성요소 및/또는 절차를 가질 수 있고, 다른 실시예는 특정 구성요소 또는 절차를 제거할 수 있다. 따라서, 당업자는 본 기술이 추가의 특징 또는 요소를 갖는 몇몇 실시예를 포함할 수 있고/있거나 도 1 내지 도 8을 참조하여 아래에 도시되고 설명되는 여러 특징 또는 요소가 없는 몇몇 실시예를 포함할 수 있음을 이해할 것이다.
도 1은 본 기술의 실시예에 따라 구성된 날개 보를 포함하는 대표적인 항공기(100)의 부분 개략 등각도이다. 항공기(100)는 종축(104)을 따라 연장된 동체(101), 각각 날개 길이 방향 축(111)을 따라 연장된 날개(110), 꼬리부(102) 및 추진 시스템(103)을 포함할 수 있다. 추진 시스템(103)은 (도 1에 도시된 바와 같이)날개(110) 및/또는 동체(101)에 의해 운반될 수 있다. 각각의 날개(110)는 양력 축(112)의 중심을 따라 화살표(L)로 나타낸 리프트를 제공한다. 전체 항공기(100)는 항공기 무게 중심(105)을 포함하고, 양력 축(112)의 중심은 전형적으로 종축(104)을 따라 항공기 무게 중심(105)과 정렬 또는 대략적으로 정렬하도록 구성된다. 양력 축(112)의 중심을 항공기 무게 중심(105)과 정렬시킴으로써, 수평 비행을 위해 항공기를 트림(trim)하는데 필요한 공기 역학적 힘이 감소될 수 있으며, 이에 따라 항공기 항력이 감소된다.
종래의 항공기에서, 추진 시스템(103)은 가스 터빈에 의해 구동되는 터보팬 엔진(turbofan engine)을 포함하고, 이는 차례로 탄화수소-계 항공 연료에 의해 구동된다. 본 기술의 실시예에서, 탄화수소 연료는 파워 셀에 의해 제공되는 전력으로 보충되거나 그에 의해 대체될 수있다. 파워 셀은 아래에서 추가로 설명되는 바와 같이 날개(110)의 구조와 통합될 수 있다.
도 2는 도 1을 참조하여 전술된 유형의 항공기에 설치하는데 적합한 대표적인 날개(110)의 부분 개략 등각도이다. 날개(110)는 날개 길이 방향 축(111)에 일반적으로 평행하게 연장하는 날개 보 본체(129)를 차례로 포함하는 하나 이상의 날개 보(130)를 포함할 수 있다. 대표적인 실시예에서, 날개(110)는 전방 날개 보(130a) 및 후방 날개 보(130b)로 예시된 2 개의 날개 보(130)를 포함한다. 날개 보(130)는 날개(110)를 위한 1차 구조물을 제공하고, 도 1을 참조하여 전술된 항공기 동체(101)에 하중(예를 들어, 양력을 포함함)을 전달한다.
날개(110)는 다양한 비행 조건에서 양력을 제공하도록 형상화된 상부 표면(116) 및 하부 표면(117)을 갖는 외피(115)를 포함한다. 날개(110)는 공기 역학적 효율을 위해 모두 형상화된 선단 에지(113) 및 후단 에지(114)를 더 포함할 수 있다. 후단 에지(114)는 안정성 및 제어를 위한 후단 에지 장치를 포함할 수 있으며, 이는 명확성을 위해 도 2에 예시되지 않았다. 날개(110)는 날개 보(130)의 날개 길이 방향 말단에 또는 말단 근처에 날개 선단부(118)를 더 포함할 수 있다. 날개 선단부(118) 및/또는 다른 표면(예를 들어, 하부 표면(117))은 예를 들어, 내부 통풍 채널에 커플링된 통풍구(119)를 포함할 수 있으며, 이는 고장 난 파워 셀로부터 가스가 날개(110)를 안전하게 빠져나갈 수 있게 한다.
도 3은 날개의 추가로 선택된 내부 요소를 예시하기 위해 외피가 제거된, 도 2에 도시된 날개(110)의 부분 개략 등각도이다. 내부 요소는 일반적으로 전방 및 후방 날개 보(130a, 130b)를 가로질러 연장하는 다중 리브(120)를 포함할 수 있다. 하이브리드 항공(예를 들어, 탄화수소-계 연료 및 파워 셀을 모두 포함하는 항공기)에서, 날개(110)는 전형적으로 인접한 리브(120) 사이 그리고 전방 및 후방 날개 보(130a, 130b) 사이에 배치되는 다중 연료 체적(121)을 포함할 수 있다. 개별 연료 체적(121)은 유밀 코팅(fluid-tight coating)(122) 및/또는 블래더(123)를 통해 지정된 영역 내에 포함될 수 있다. 연료 체적(121)의 수 및/또는 크기는 파워 셀에 의해 제공되는 전력의 결과로써 하이브리드 항공기에서 감소될 수 있다. 파워 셀은 아래에서 추가로 설명되는 바와 같이 전방 및/또는 후방 날개 보(130a, 130b) 내부에 수용된다. 날개 보(130a, 130b)는 도 2를 참조하여 전술된 통풍구(119)와 정렬되는 가스 배출 경로(124)를 포함할 수 있다.
도 4a는 본 기술의 실시예에 따라 구성된 대표적인 전방 날개 보(130a)의 확대도이다. 후방 날개 보(130b)(도 3) 및/또는 다른 날개 보는 유사한 구성을 가질 수 있다. 전방 날개 보(130a)는 다중의 파워 셀(150), 예를 들어 화학 배터리 및/또는 연료 전지를 수용할 수 있다. 화학 배터리는 니켈 금속 수소화물 및/또는 리튬 이온 화학 물질을 포함한, 다수의 적합한 화학 물질을 포함할 수 있다. 화학 물질과 관계없이, 전방 날개 보(130a)는 파워 셀(150)에 의해 생성된 전력을 라우팅하는 하나 이상의 매니폴드(131)를 포함할 수 있다. 따라서, 각각의 매니폴드(131)는 주어진 날개 보 내에서 및/또는 다중 날개 보 사이에서 파워 셀 또는 파워 셀의 그룹을 상호 연결하는데 사용될 수 있는 대응 케이블(132)(그의 일부분이 도 4a에 도시됨)에 연결될 수 있으며, 궁극적으로 항공기 동력 장치 및/또는 항공기의 다른 전기 구동 부품에 전기 에너지를 전달한다.
대표적인 항공기 동력 장치는 전기 모터 구동 프로펠러, 덕트 팬 및/또는 비-덕트 팬을 포함한다. 다른 실시예에서, 동력 장치는 이륙, 상승 및/또는 고도 변화와 같은 높은 수요 단계의 비행을 위해 배터리 공급 전력을 사용하는 병렬 전원을 포함할 수 있다. 특정 실시예에서, 그러한 동력 장치는 모터가 프로펠러와 동일한 구동축에 부착되고 높은 수요 단계의 비행에 요구되는 대로 사용되는 터보프롭을 포함할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 전력은 주 동력 장치(예를 들어, 가스 터빈 엔진)에 의해 구동되는 부속품에 공급될 수 있다. 그러한 부속품은 펌프, 발전기, 교류 발전기 및/또는 다른 기계 구동 장치를 포함할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 이들 구성요소에 제공되는 전력은 가스 터빈 또는 다른 연소 동력 장치에 의해 제공되는 전력을 보충할 수 있다. 또 다른 실시예에서, 전력은 가스 구동 보조 전력 유닛(APU) 대신에 제공될 수 있다.
도 4b는 전방 날개 보(130a)의 선단부 영역의 확대도이다. 전방 날개 보(130a)는 다수의 적합한 횡단면 형상을 갖는 날개 보 본체(139)를 포함할 수 있다. 도 4b에 도시된 대표적인 실시예에서, 전방 날개 보(130a)는 선단부(133)와 후단부(135) 사이에 배치된 중앙부(134)를 포함한다. 이들 부분 각각은 파워 셀(150)이 내부로 삽입되는 하나 이상의 전지 구멍(136)(예를 들어, 긴 원형 원통형 형상을 가짐)을 포함할 수 있다. 개별 파워 셀(150)은 애노드(151) 및 캐소드(152)를 포함할 수 있다. 도 4b에 도시된 실시예에서, 애노드(151) 및 캐소드(152)는 종래의 손전등 배터리(flashlight battery)의 방식으로 파워 셀(150)의 반대쪽 단부에 배치된다. 따라서, 다중의 파워 셀(150)은 개별 전지 구멍(136) 내에서 단부 대 단부(end-to-end) 적층될 수 있으며, 인접한 파워 셀(150)은 직렬로 전기적으로 커플링된다. 대표적인 실시예에서, 파워 셀(150)은 표준 18650 리튬 이온 구성을 가질 수 있고, 다른 실시예에서 다른 적합한 구성을 가질 수 있다. 전지(150)는 1차 전지(예를 들어, 재충전 불가능한 전지) 및/또는 2차 전지(예를 들어, 재충전 가능한 전지)일 수 있다.
직렬로 연결된 파워 셀(150)의 수는 개별 전지의 출력 전압 및 하류 전기 부품에 제공될 원하는 출력 전압에 따라서 선택될 수 있다. 따라서, 몇몇 실시예에서, 개별 전지 구멍(136) 내에 포함된 파워 셀(150)의 서브-세트는 직렬로 연결되고, 원하는 전류 레벨을 제공하기 위해 다중 서브-세트가 병렬로 연결된다. 전지 구멍(136)은 직렬 및 병렬 상호 연결의 원하는 조합을 제공하기 위해 라우팅 회로(routing circuitry)를 수용할 수 있다. 예를 들어, 각각의 구멍(136)은 파워 셀(150)의 직렬 배열을 생성할 수 있다. 이러한 구성에서 전지의 전압이 합산되고 생성된 총 전압은 해당 구멍에서 전지에 의해 생성된 전압의 합이다. 하나 초과의 구멍(136)를 갖는 구성의 경우, 각각의 구멍(136)의 전기 출력은 하나의 구멍(136)의 파워 셀(150)을 직렬 구성으로 다른 구멍(136)의 파워 셀에 전기 연결함으로써 총 전압을 증가시키도록 구성될 수 있거나, 하나의 구멍(136)에 있는 파워 셀(136)의 전기 출력을 병렬 구성으로 다른 구멍(136)의 파워 셀에 연결함으로써 총 전류를 증가시킬 수 있다. 또한, 직렬 및 병렬 배열의 조합으로 설계자는 임의의 주어진 전기 요구 사항에 대해 선택될 수 있는 다수의 전압/전류 구성을 허용할 수 있다.
전방 날개 보(130a)에 제공된 전지 구멍(136)의 수는 날개 보에 수용된 파워 셀의 수를 증가(예를 들어, 최대화)하면서 사용 중에 적절한 구조적 하중을 운반하는 능력을 보존하도록 선택될 수 있다. 예시된 실시예에서, 전방 날개 보(138)는 직사각형의 선단부(133) 및 후단부(135)를 갖는 부분 원형 횡단면 형상을 가진다. 다른 실시예에서, 날개 보는 다른 적합한 횡단면 형상, 예를 들어 박스 형상, I-빔 형상, C-채널 형상, 원형 형상 및/또는 다른 형상을 가질 수 있다. 이들 실시예 중 어느 하나에서, 날개 보는 전형적으로 넓거나 깊은 것보다 훨씬 더 길기 때문에, 날개 보 및 전지 구멍(136)은 압출 공정을 사용하여 형성될 수 있다. 압출 공정은 표준 크기의 파워 셀(150)을 쉽게 수용할 수 있도록 균일한 방식으로 날개 보를 제작하는 경제적인 방법을 제공한다. 이러한 접근 방법은 또한, 날개 보가 라미네이트 레이-업(laminated lay-up)으로 형성되거나 구멍이 천공된 경우에 또는 전기 역학적 가공 또는 다른 절삭 제작 기술을 통해 형성되는 경우보다 자동화된 기술 및/또는 적은 개별 작업으로 날개 보를 제조하는 것을 용이하게 한다.
특정 실시예에서, 전방 날개 보(130a)는 열 전도성, 압출 가능한 재료, 예를 들어 알루미늄(예를 들어, 6061 또는 6075 알루미늄), 다른 알루미늄 합금, 티타늄, 티타늄 합금 및/또는 열가소성 재료로 형성된다. 그러한 재료는 특히 압출에 적합하고, 또한 전지 구멍(136) 내에 포함된 파워 셀(150) 사이에 열 부하를 전달하는데 충분히 열 전도성이다. 이러한 접근 방법은 파워 셀(150)이 작동하는 균일한 온도 환경을 제공할 수 있다. 전방 날개 보(130a)의 상대적으로 높은 열전도성이 또한, 파워 셀(150)로부터 외부로(예를 들어, 열이 전도 및/또는 대류를 통해 제거될 수 있는 날개 외피로) 열이 전달되게 할 수 있지만, 더 유리한 효과는 단순히 균일한 온도 환경을 제공하는 것으로 예상된다.
도 4c는 도 4b에 도시된 전방 날개 보(130a) 일부분의 확대도로, 전지 구멍(136)을 더 상세히 예시한다. 각각의 전지 구멍(136)은 전술된 가스 배출 경로(124)를 제공하는 다중 플루트, 채널 또는 홈(137)(일반적으로 홈으로 지칭됨)을 포함하는 내부 표면을 가질 수 있다. 몇몇 실시예에서, 홈(137)은 날개 보 및 전지 구멍(136)을 형성하는데 사용되는 동일한 압출 공정의 일부로서 압출될 수 있다. 다른 실시예에서, 전지 구멍(136)은 다른 기술에 따라 형성될 수 있다. 예를 들어, 전방 날개 보(130)는 대응하는 인서트를 수용하는 다중 날개 보 구멍(140)(하나가 도 4c에서 점선으로 도시됨)을 포함할 수 있고, 인서트는 플루트, 채널 또는 홈(137)을 포함할 수 있다. 인서트가 원주 방향으로 대칭이 아닌 경우, 이들은 날개 보 구멍(140)에서 적절하게 정렬하기 위한 키 또는 다른 정렬 요소를 포함할 수 있다. 추가 세부 사항은 도 7 및 도 8을 참조하여 아래에서 설명된다.
전지 구멍(136)은 미끄러질 수 있는 크기이고, 적어도 몇몇 실시예에서 파워 셀(150)을 해제 가능하게 수용할 수 있다. 따라서, 개별 파워 셀(150)은 필요에 따라 제거 및 교체 또는 서비스될 수 있다. 예를 들어, 전지 구멍(136)의 직경은 전지가 구멍(136)에 진입 및/또는 퇴출할 때 전지의 미끄럼 운동을 수용하도록 약간 큰 크기일 수 있다. 전지 구멍(136)의 대향 단부는 설치 또는 제거 중에 파워 셀(150)을 구멍 내외로 밀어내기 위해 접근될 수 있다.
도 4d는 도 4c에 도시된 전방 날개 보(130a)의 선단부의 확대도로서, 개별 홈(137) 및 인접한 홈 사이에 배치된 대응 리지(138)를 예시한다. 고장 난 파워 셀로부터 탈출 가스는 다른 전지의 과열 및 고장을 유발시킬 가능성을 감소시킨 상태에서 날개 보 및 항공기를 안전하게 빠져나가도록 화살표(G)로 나타낸 바와 같이 전지 구멍(136)을 빠져나갈 수 있다.
도 5a 및 도 5b는 본 기술의 대표적인 실시예에 따라 구성된 대표적인 날개 보(130)를 예시한다. 날개 보(130)는 일반적으로 도 4a 내지 도 4d를 참조하여 전술한 것과 유사한 형상을 가지며 날개 보(130)에 대한 단부 캡으로서 기능을 하는 대응하는 제 1 및 제 2 매니폴드(531a, 531b)로서 도시된 하나 이상의 매니폴드(531)를 포함한다. 제 1 매니폴드(531a)는 날개 보(130) 내의 파워 셀과 대응하는 제 1 케이블(132a) 사이에 전기 연결을 제공한다. 제 2 매니폴드(531b)는 날개 보(130) 내의 파워 셀과 대응하는 제 2 케이블(132b) 사이에 전기 연결을 제공한다. 제 2 매니폴드(531b)는 날개 보(130) 내의 파워 셀과 대응하는 제 2 케이블(132b) 사이에 전기 연결을 제공한다. 다른 실시예에서, 날개 보는 예를 들어, 전지가 서로 연결되는 방법에 따라서 단일 케이블 및 단일 전기 매니폴드를 포함할 수 있다. 또한, 하나 이상의 매니폴드(예를 들어, 제 2 매니폴드(531b))는 예를 들어, 내부 통풍 채널(128)(개략적으로 도시됨)을 통해 날개 보(130) 내에서 가스 출구 유동 경로(124)(도 4c)의 말단을 제공한다. 더 구체적으로, 도 5b를 참조하면, 제 2 매니폴드(531b)는 전술된 가스 배출 경로(124)와 유체 연통하는 다중 통풍구(519)를 포함할 수 있다. 각각의 통풍구(519)는 날개(110)의 하부 표면(117)(둘 다 도 2에 도시됨)을 통해 및/또는 후방 방향으로, 예를 들어 날개 후단 에지를 통해 하향 출구를 제공할 수 있다. 각각의 통풍구(519)는 정상 작동 중에 날개 하부 표면(117)에서 일반적으로 매끄러운 공기 역학적 표면을 보존하기 위해서 정상적으로 폐쇄되는 분리된 해제 가능한 커버(520)(2 개는 도 5b에 도시됨)를 포함할 수 있으며, 대응하는 구멍(136)(도 4c 참조) 내의 상태 변화에 응답하여 개방되거나 해제된다. 예를 들어, 커버(520)는 솔레노이드 또는 다른 구동기(127)(개략적으로 도시됨)에 커플링될 수 있고, 온도 센서로부터의 과열 신호에 응답하여 개방될 수 있다. 커버(520)는 구멍 내의 영향을 받는 파워 셀(들)이 교체되거나 수리된 후에 다시 수납(또는 교체)될 수 있다. 날개 보(531b)는 또한, 오류 방지 과압 수단을 포함할 수 있다. 예를 들어, 임계 압력 초과에서, 커버(120)는 예를 들어, 날려 보냄(blown away)에 의해서, 또는 힌지된 경우 개방에 의해서 해제되어 구멍(136) 내의 가스가 빠져나갈 수 있게 할 수 있다. 다른 대표적인 실시예에서, 커버(520)는 대응하는 구멍 내의 과압 상태에만 반응할 수 있다. 예를 들어, 커버(520)는 통풍구(519)에 삽입되는 열가소성 재료 또는 다른 적합한 재료로 만들어진 성형 플러그를 포함할 수 있다. 플러그는 마찰을 통해 또는 임계 압력에서 해제되는 다른 취약한 연결을 통해 고정될 수 있다.
도 6은 예를 들어, 도 4c에 도시된 구멍(136)과 같은 날개 보 구멍 내에 복수의 파워 셀(150)을 운반하도록 배열된 지지부(660)의 일부분의 부분 개략 등각도이다. 지지부(660)는 개별 파워 셀(150)을 지지부(660)에 안전하게 그리고 선택적으로 해제 가능하게 고정하는 복수의 브래킷(661)을 포함할 수 있다. 예를 들어, 지지부(660)는 각각의 파워 셀(150)용 한 쌍의 브래킷(661)을 포함할 수 있다. 지지부(660)는 또한, 파워 셀(150)과 전기 연결을 이루는 다중의 파워 셀 접점(662)을 운반하여 대응하는 구멍(136)(도 4c) 내에서 파워 셀(150)로부터 동력을 라우팅할 수 있다. 특정 실시예에서, 지지부(660)는 회로(663) 및/또는 케이블링(664)을 포함하는 인쇄 회로 기판(PCB)으로 형성된다. 회로(663)는 고체 상태 (또는 다른)온도 및/또는 압력 감지 회로, 파워 셀(150) 간의 동력 균형을 맞추기 위한 회로, 및/또는 개별 파워 셀(150)의 충전을 관리하기 위한 회로, 및/또는 전지 고장 또는 다른 과열 또는 과압 이벤트의 경우에 주어진 구멍(136)을 통풍시키기 위해 전술된 구동기를 활성화하는 회로 요소를 포함할 수 있다. 케이블링(664)은 지지부(660)와 통합될 수 있고, 다중의 파워 셀(150)을 병렬 및/또는 직렬로 연결하는데 사용될 수 있다. 몇몇 실시예에서, 케이블링(664)은 도 5a에 도시된 매니폴드(531a, 531b) 중 하나에 대한 필요성을 제거하는데 충분한 동력 라우팅(power routing)을 제공할 수 있다.
도 4c를 참조하여 전술한 바와 같이, 홈(137)은 전방 날개 보(130a)와 일체로 형성될 수 있거나, 또한 도 4c에 점선으로 도시된 날개 보 구멍(140)에 삽입되는 인서트에 형성될 수 있다. 도 7은 이러한 기능을 제공하도록 구성된 인서트(770)의 일부분의 부분 개략 등각도이다. 인서트(770)는 파워 셀(150)(도 6)이 내부에 끼워지는 전지 구멍(136)을 포함하고, 통풍용 홈(137)을 포함한다. 도 6 및 도 7을 함께 참조하면, 인서트(770)는 지지부(660)를 수용하는 갭(771)을 포함할 수 있으며, 지지부(660)에 의해 운반된 파워 셀(150)은 전지 구멍(136)에 배치된다.
특정 실시예에서, 인서트(770)는 알루미늄 또는 고온 열가소성 재료로 형성될 수 있다. 특정 실시예에서, 인서트(770)는 매우 높은 굽힘 하중의 경우를 제외하면, 구조적 하중이 파워 셀(150)로 전달되는 것을 방지하기 위해서 인서트가 내부에 배치되는 날개 보를 형성하는 재료보다 더 유연할 수 있다. 인서트(770)에 형성되거나 날개 보에 직접 형성되는 홈(137)도 유연하다. 따라서, 전지 구멍(136)이 인서트(770)에 형성되든 날개 보에 직접 형성되든, 날개 보에 의해 운반되는 구조적 하중은 파워 셀(150) 주위로 전달된다. 이러한 접근 방법은 구조적 하중이 파워 셀(150)에 손상을 일으킬 가능성을 방지하거나 적어도 제한한다. 특정 실시예에서, 홈(137) 및 선택적으로 인서트(770)는 날개 보가 그의 구조적 한계를 초과할 때까지 파워 셀(150)을 굽힘 하중 하에 배치되는 것을 방지하도록 구성될 수 있다.
도 8은 내부에 배치된 날개 보 구멍(840)을 갖는 대표적인 날개 보(830)의 부분적으로 개략적인 부분 분해도이다. 날개 보(830)는 도 8에 도시된 바와 같이 원형 형상을 가질 수 있거나, 관련된 항공기에서 하중을 운반하기 위한 다른 적절한 형상을 가질 수 있다. 개별 날개 보 구멍(840)은 복수의 홈(137)을 갖는 대응하는 인서트(770)를 수용한다. 지지부(660)는 날개 보 구멍(840) 내에 배치되는 인서트(770) 내에 파워 셀(150)을 운반한다.
본 명세서에 설명된 실시예들 중 적어도 몇몇의 특징 중 하나는 대표적인 날개 보가 날개 보를 전형적으로 설계하기 위한 구조적 능력을 케이스화(encasement), 열 관리 및/또는 위험 억제 기능과 결합할 수 있다는 점이다. 예를 들어, 위에서 논의된 바와 같이, 날개 보 또는 다른 구성요소는 파워 셀을 수용하고, 파워 셀 사이에 열을 분배하고, 및/또는 그러한 전지에 의해 생성된 가스를 통풍시키면서 고장 난 파워 셀의 파편을 포함할 수 있다. 단일 구조물이 그러한 다중 기능을 수행할 수 있는 능력은 항공기의 전체 구성을 단순화하고/하거나 항공기 중량을 줄이는 동시에 다른 기존 설계로는 이용할 수 없는 기능을 또한 제공할 수 있다.
본 명세서에 설명된 대표적인 실시예의 다른 특징은 파워 셀이 날개 횡단면의 가장 높은 하중 스테이션을 따라 정렬될 수 있다는 점이다. 따라서, 파워 셀 질량의 대부분은 날개의 양력 중심 또는 그 근처에 있으므로 모멘트 아암이 감소하여 구조적 효율성을 개선한다. 또한, 동체가 아닌 날개에 파워 셀을 배치함으로써 전지의 중량이 날개에 직접 전달되고, 이는 차례로 날개와 동체 사이의 인터페이스에 대한 구조적 요구 사항을 감소시킨다. 또한, 날개 보(및/또는 다른 구조물) 내에 파워 셀을 배치시키면 날개의 나머지 부피가 하이브리드 구성에서 연료용으로 사용될 수 있다.
본 명세서에 설명된 대표적인 실시예의 또 다른 특징은 전지 구멍 내에 포함되도록 선택된 재료가 고온 능력 및/또는 불연성 특성을 위해 의도적으로 선택될 수 있다는 점이다. 따라서, 재료(예를 들어, 지지부(660)를 포함함)는 전지 구멍 내에 있는 전지 고장의 경우에 열 폭주(thermal runaway)를 방지하거나 방지하는 것을 도울 수 있다. 예를 들어, 구멍에 배치된 재료는 고장 난 파워 셀(150)의 예상 온도를 초과하는 점화 온도를 가질 수 있다. 추가 예로서, 파워 셀이 고장 난 상황에서 추가 연소원에 기여하지 않도록 구멍 내의 모든 구성요소가 선택될 수 있다.
또 다른 특징은 날개 보가 각각 다중의 파워 셀을 포함하는 날개 길이 방향으로 연장하는 다중 구멍을 포함할 수 있다는 점이다. 이러한 특징의 장점은 하나의 파워 셀이 고장나면 그 영향이 해당 구멍에만 있는 파워 셀의 일부 또는 전부로 제한된다는 점이다. 그 결과, 비행 중에 항공기가 이용할 수 있는 전체 전력에 미치는 영향이 완화된다. 항공기가 지상에 있으면 파워 셀을 수리/교체하는데 필요한 작업이 영향을 받는 구멍(들)만으로 제한될 수 있다.
전술한 바로부터, 본 기술의 특정 실시예가 예시의 목적으로 본 명세서에 설명되었지만, 본 기술에서 벗어나지 않는 다양한 수정이 이루어질 수 있다는 것을 이해할 것이다. 예를 들어, 날개 보는 본 명세서에 개시된 것과 상이한 횡단면 형상을 가질 수 있다. 파워 셀 및/또는 이들이 끼워지는 구멍은 본 명세서에 도시되고 설명된 것 이외의 구성을 가질 수 있다. 대표적인 실시예가 날개 보와 통합되는 파워 셀의 맥락에서 위에서 논의되었지만, 다른 실시예에서 전지는 날개의 다른 구조 요소, 예를 들어 리브 및/또는 스트링거(stringer)와 통합될 수 있다. 또한, 날개 구조물과 전지를 통합하는 것이 더 효율적인 설계를 제공할 것으로 예상되지만, 몇몇 실시예에서 전지는 다른 구조물, 예를 들어 도 1에 도시된 동체 및/또는 꼬리부 구조물과 통합될 수 있다.
특정 실시예의 맥락에서 설명된 기술의 특정 양태는 다른 실시예에서 조합되거나 제거될 수 있다. 예를 들어, 대표적인 날개 보는 본 명세서에 도시되고 설명된 것과 상이한 구성을 갖는 항공기(예를 들어, 군용 항공기, 소형 및/또는 대형 항공기, 프로펠러 구동 항공기 및/또는 무인 항공기)에 통합될 수 있다. 또한, 기술의 특정 실시예와 관련된 장점이 이들 실시예의 맥락에서 설명되었지만, 다른 실시예도 그러한 장점을 나타낼 수 있으며, 모든 실시예가 본 기술의 범주 내에 속하도록 반드시 그러한 장점을 나타낼 필요는 없다. 따라서, 본 개시 및 관련 기술은 본 명세서에 명시적으로 도시되거나 설명되지 않은 다른 실시예를 포함할 수 있다.
본 명세서에서 사용되는 용어 "대략" 및 "일반적으로"는 달리 명시되지 않는 한 기준값의 ± 10% 이내의 값을 지칭한다. 원용에 의해 본 명세서에 포함된 임의의 재료가 본 개시와 상충되면, 본 개시가 지배한다.
다음의 예는 본 기술의 추가의 대표적인 실시예를 제공한다.
예
1. 항공기 날개 보로서,
날개 길이 방향으로 연장하는 날개 보 본체를 포함하며, 날개 보 본체는 일반적으로 날개 길이 방향으로 평행하게 연장하는 복수의 구멍을 가지며, 개별 구멍은 다중의 전기적 파워 셀을 수용하도록 배치되는,
항공기 날개 보.
2. 예 1에 있어서,
개별 구멍은 다중의 평행한 날개 길이 방향 홈을 포함하는 내부 표면을 가지며, 날개 보는:
개별 구멍 내에 배치되고, 인쇄 회로 기판을 포함하는 지지부;
지지부에 의해 지지되고 다중의 전기적 파워 셀을 수용하도록 배치되는 복수의 브래킷;
지지부에 의해 지지되고 다중의 전기적 파워 셀과 전기 접촉하도록 배치되는 복수의 파워 셀 접점;
인쇄 회로 기판에 의해 지지되고 다중의 전기적 파워 셀의 적어도 하나의 상태를 검출하기 위해 다중의 전기적 파워 셀에 작동 가능하게 커플링되는 회로;
개별 구멍의 단부에 배치되는 해제 가능한 캡;
해제 가능한 캡에 작동 가능하게 커플링되고 캡이 개별 구멍을 폐쇄하는 제 1 위치와 캡이 개별 구멍을 주변 환경으로 개방하는 제 2 위치 사이에서 이동 가능한 구동기; 및
개별 구멍 내의 온도가 임계 온도를 초과했다는 표시에 응답하여 구동기를 제 2 위치로 이동시키기 위해 구동기에 작동 가능하게 커플링되는 열 센서를 더 포함하는,
항공기 날개 보.
3. 예 1에 있어서,
개별 구멍은 복수의 날개 길이 방향으로 연장하는 홈을 갖는 표면을 포함하는,
항공기 날개 보.
4. 예 3에 있어서,
홈은 서로 평행한,
항공기 날개 보.
5. 예 1에 있어서,
개별 구멍 중 적어도 하나의 내부에 배치되는 인서트를 더 포함하며, 인서트는 다중의 전기적 파워 셀을 수용하도록 배치되는,
항공기 날개 보.
6. 예 1에 있어서,
개별 구멍 중 적어도 하나를 덮도록 배치된 적어도 하나의 캡을 더 포함하는,
항공기 날개 보.
7. 예 6에 있어서,
온도 센서를 더 포함하며, 캡은 온도 센서로부터의 신호에 응답하여 개방 위치로부터 폐쇄 위치로 이동 가능한,
항공기 날개 보.
8. 예 6에 있어서,
캡은 적어도 하나의 개별 구멍 내의 압력 증가에 응답하여 개방 위치로부터 폐쇄 위치로 이동 가능한,
항공기 날개 보.
9. 예 6에 있어서,
개방 위치로부터 폐쇄 위치로 캡을 이동시키기 위해 캡에 작동 가능하게 커플링되는 구동기를 더 포함하는,
항공기 날개 보.
10. 예 1에 있어서,
개별 구멍 중 적어도 하나에 배치되는 다중의 전기적 파워 셀을 더 포함하는,
항공기 날개 보.
11. 예 1에 있어서,
복수의 구멍 내의 모든 구성요소는 고장 파워 셀의 연소 온도보다 더 높은 점화 임계 값을 가지는,
항공기 날개 보.
12. 예 1에 있어서,
개별 구멍 내의 적어도 몇몇 파워 셀은 직렬로 서로 연결되는,
항공기 날개 보.
13. 예 1에 있어서,
개별 구멍 내의 적어도 몇몇 파워 셀은 서로 병렬로 연결되는,
항공기 날개 보.
14. 예 1에 있어서,
개별 구멍 내의 적어도 몇몇 파워 셀은 다른 개별 구멍 내의 적어도 몇몇 파워 셀과 병렬로 연결되는,
항공기 날개 보.
15. 예 1에 있어서,
날개 보 본체는 일반적으로 둥근 횡단면을 가지는,
항공기 날개 보.
16. 예 1에 있어서,
날개 보 본체는 2 개의 일반적으로 직사각형 부분 사이에 일반적으로 둥근 중앙 원형 부분을 포함하는 횡단면을 가지는,
항공기 날개 보.
17. 항공기 날개 보로서,
날개 길이 방향으로 연장하는 날개 보 본체; 및
개별 구멍 내에 배치되는 다중의 배터리 셀을 포함하며;
날개 보 본체는 날개 길이 방향으로 연장하는 복수의 구멍을 가지며, 개별 구멍은 날개 길이 방향으로 연장하는 홈을 갖춘 홈이 있는 벽을 가지며,
개별 개구 내의 배터리 셀은 서로 전기적으로 커플링되며, 상이한 개별 구멍으로부터의 배터리 셀은 서로 전기적으로 커플링되는,
항공기 날개 보.
18. 예 1에 있어서,
개별 구멍은 복수의 날개 길이 방향으로 연장하는 홈을 포함하는,
항공기 날개 보.
19. 예 1에 있어서,
개별 구멍 중 적어도 하나를 덮도록 배치되는 적어도 하나의 캡을 더 포함하며, 적어도 하나의 캡은 폐쇄 위치로부터 개방 위치로 이동하기 위해 압력 증가 또는 온도 증가 중 적어도 하나에 반응하는,
항공기 날개 보.
20. 예 19에 있어서,
폐쇄 위치로부터 개방 위치로 적어도 하나의 캡을 이동시키기 위해 적어도 하나의 캡에 커플링되는 구동기를 더 포함하는,
항공기 날개 보.
21. 항공기로서,
종축을 따라 연장되는 동체; 및
동체로부터 외향으로 연장하는 제 1 및 제 2 날개를 포함하며; 상기 각각의 날개는:
날개의 양력 축의 중심을 따라 날개 길이 방향으로 연장하고 항공기 무게 중심에 대해 종축을 따라 정렬되고 각각 날개 길이 방향으로 연장하는 복수의 구멍을 가지며, 각각의 구멍이 날개 길이 방향으로 연장하는 홈을 갖춘 홈이 있는 벽을 가지는 적어도 하나의 날개 보 본체;
개별 구멍 내에 배치되는 다중 배터리 셀로서, 개별 구멍 내의 배터리 전지는 서로 전기적으로 커플링되며, 상이한 개별 구멍으로부터의 배터리 전지는 서로 전기적으로 커플링되는, 다중 배터리 전지;
적어도 하나의 날개 보 본체에 의해 운반되는 배터리 전지에 전기적으로 커플링되는 적어도 하나의 매니폴드; 및
날개 보 본체에 인접하게 배치되는 연료 체적을 가지는,
항공기.
22. 예 21에 있어서,
항공기의 적어도 하나의 구멍 내부로부터 항공기 밖으로 가스를 배출시키기 위해 상기 구멍 중 적어도 하나와 유체 연통하도록 커플링되는 적어도 하나의 통풍 채널을 더 포함하는,
항공기.
23. 예 22에 있어서,
통풍 채널은 제 1 날개 또는 제 2 날개 중 적어도 하나의 하부 표면에서 항공기를 빠져나가는,
항공기.
24. 예 21에 있어서,
개별 구멍 중 적어도 하나를 덮도록 배치되는 적어도 하나의 캡을 더 포함하며, 적어도 하나의 캡은 폐쇄 위치로부터 개방 위치로 이동하기 위해 압력 증가 또는 온도 증가 중 적어도 하나에 반응하는,
항공기 날개 보.
Claims (25)
- 항공기 날개 보(wing spar)로서,
날개 길이 방향(spanwise direction)으로 연장하는 보 본체로서, 상기 보 본체는 날개 길이 방향으로 평행하게 연장하는 복수의 구멍을 가지는 압출물인 보 본체; 및
다중의 전기적 파워 셀(power cell)로서, 상기 다중의 전기적 파워 셀은 상기 복수의 구멍 중 적어도 하나에 위치하고 상기 날개 길이 방향으로 연장하는 홈을 갖춘 홈이 있는 벽에 의해 둘러싸이는 다중의 전기적 파워 셀을 포함하는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 복수의 구멍의 각각의 개별 구멍은 다중의 평행한 날개 길이 방향 홈을 포함하는 내부 표면을 가지며, 상기 항공기 날개 보는:
상기 개별 구멍 내에 배치되고, 인쇄 회로 기판을 포함하는 지지부;
상기 지지부에 의해 지지되고 상기 다중의 전기적 파워 셀을 수용하도록 배치되는 복수의 브래킷(bracket);
상기 지지부에 의해 지지되고 상기 다중의 전기적 파워 셀과 전기 접촉하도록 배치되는 복수의 파워 셀 접점;
상기 인쇄 회로 기판에 의해 지지되고 상기 다중의 전기적 파워 셀의 적어도 하나의 상태를 검출하기 위해 상기 다중의 전기적 파워 셀에 작동 가능하게 커플링되는 회로;
상기 개별 구멍의 단부에 배치되는 해제 가능한 캡;
상기 해제 가능한 캡에 작동 가능하게 커플링되고 상기 캡이 상기 개별 구멍을 폐쇄하는 제 1 위치와 상기 캡이 상기 개별 구멍을 주변 환경으로 개방하는 제 2 위치 사이에서 이동 가능한 구동기(actuator); 및
상기 개별 구멍 내의 온도가 임계 온도를 초과했다는 표시에 응답하여 상기 구동기를 상기 제 2 위치로 이동시키기 위해 상기 구동기에 작동 가능하게 커플링되는 열 센서를 더 포함하는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 복수의 구멍 중 적어도 하나는 날개 길이 방향으로 연장하는 복수의 홈을 갖는 내부 표면을 포함하고, 상기 홈은 서로 평행하며 상기 날개 길이 방향으로 연장하고, 상기 내부 표면은 다중의 전기적 파워 셀을 긴밀히 수용하도록 크기를 가지고 성형되는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 복수의 구멍 중 적어도 하나의 구멍 내부에 배치되는 인서트(insert)를 더 포함하며, 상기 인서트는 날개 길이 방향으로 연장하는 복수의 홈을 가지는 내부 표면을 가지고, 상기 홈은 서로 평행하며 상기 날개 길이 방향으로 연장하고, 상기 다중의 전기적 파워 셀은 상기 인서트의 내부 표면에 의하여 긴밀히 수용되는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 구멍 중 적어도 하나를 덮도록 배치된 적어도 하나의 캡을 더 포함하는,
항공기 날개 보. - 제 5 항에 있어서,
온도 센서를 더 포함하며, 상기 캡은 상기 온도 센서로부터의 신호에 응답하여 개방 위치로부터 폐쇄 위치로 이동 가능한,
항공기 날개 보. - 제 5 항에 있어서,
상기 캡은 적어도 하나의 상기 구멍 내의 압력 증가에 응답하여 개방 위치로부터 폐쇄 위치로 이동 가능한,
항공기 날개 보. - 제 5 항에 있어서,
개방 위치로부터 폐쇄 위치로 상기 캡을 이동하기 위해 캡에 작동 가능하게 커플링되는 구동기를 더 포함하는,
항공기 날개 보. - 삭제
- 제 1 항에 있어서,
상기 다중 전기적 파워 셀의 각각은 상기 전기적 파워 셀이 고장나는 연소 온도를 가지고 상기 복수의 구멍 내의 모든 구성요소는 고장난 전기적 파워 셀의 상기 연소 온도보다 더 높은 점화 임계 값을 가지는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 구멍의 개별 구멍 내의 상기 다중의 전기적 파워 셀 중 적어도 일부는 직렬로 서로 전기적으로 연결되는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 구멍의 개별 구멍 내의 적어도 일부의 전기적 파워 셀은 병렬로 서로 전기적으로 연결되는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 구멍의 개별 구멍 내의 적어도 일부의 전기적 파워 셀은 상기 구멍의 또 다른 개별 구멍 내의 적어도 일부의 전기적 파워 셀과 병렬로 전기적으로 연결되는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 보 본체는 둥근 횡단면을 가지는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 보 본체는 2 개의 직사각형 부분 사이에 둥근 중앙 원형 부분을 포함하는 횡단면을 가지는,
항공기 날개 보. - 제 1 항에 있어서,
상기 구멍의 개별 구멍 내의 배터리 셀은 서로 전기적으로 커플링되며, 상기 구멍의 상이한 개별 구멍으로부터의 상기 배터리 셀은 서로 전기적으로 커플링되는,
항공기 날개 보. - 항공기로서,
종축을 따라 연장되는 동체; 및
상기 동체로부터 외향으로 연장하는 제 1 및 제 2 날개를 포함하며, 각각의 날개는:
날개의 양력 축의 중심을 따라 날개 길이 방향으로 연장하고 항공기 무게 중심에 대해 종축을 따라 정렬되는, 제 1 항의 적어도 하나의 각각의 항공기 날개 보 본체;
개별 구멍 내에 배치되는 다중의 배터리 셀로서, 개별 구멍 내의 배터리 셀은 서로 전기적으로 커플링되며, 상이한 개별 구멍으로부터의 배터리 셀은 서로 전기적으로 커플링되는, 다중 배터리 셀;
상기 적어도 하나의 보 본체에 의해 운반되는 상기 배터리 셀에 전기적으로 커플링되는 적어도 하나의 매니폴드(manifold); 및
상기 보 본체에 인접하게 배치되는 연료 체적을 가지는,
항공기. - 제 17 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 구멍 내부로부터 상기 항공기 밖으로 가스를 배출시키기 위해 상기 구멍 중 적어도 하나와 유체 연통하도록 커플링되는 적어도 하나의 통풍 채널을 더 포함하는,
항공기. - 제 18 항에 있어서,
상기 통풍 채널은 상기 제 1 날개 또는 상기 제 2 날개 중 적어도 하나의 하부 표면에서 상기 항공기를 빠져나가는,
항공기.
- 삭제
- 삭제
- 삭제
- 삭제
- 삭제
- 삭제
Applications Claiming Priority (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US201862744065P | 2018-10-10 | 2018-10-10 | |
| US62/744,065 | 2018-10-10 | ||
| US16/597,741 | 2019-10-09 | ||
| US16/597,741 US11434014B2 (en) | 2018-10-10 | 2019-10-09 | Aircraft spars with integrated power cells, and associated systems and methods |
| PCT/US2019/055687 WO2020077121A1 (en) | 2018-10-10 | 2019-10-10 | Aircraft spars with integrated power cells, and associated systems and methods |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR20210071039A KR20210071039A (ko) | 2021-06-15 |
| KR102581305B1 true KR102581305B1 (ko) | 2023-09-22 |
Family
ID=70163901
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1020217013253A KR102581305B1 (ko) | 2018-10-10 | 2019-10-10 | 통합된 파워 셀을 갖춘 항공기 날개 보 및 관련된 시스템 및 방법 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11434014B2 (ko) |
| EP (1) | EP3863922A4 (ko) |
| JP (1) | JP7083208B2 (ko) |
| KR (1) | KR102581305B1 (ko) |
| CN (1) | CN112839868B (ko) |
| WO (1) | WO2020077121A1 (ko) |
Families Citing this family (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3849900A4 (en) * | 2018-09-11 | 2022-06-08 | Hanna, Mark Holbrook | UNMANNED TRANSPORT AIRCRAFT WITH DISTRIBUTED BATTERIES AND METHOD OF POWERING THEREOF |
| US11434014B2 (en) * | 2018-10-10 | 2022-09-06 | Imagine Aero Inc. | Aircraft spars with integrated power cells, and associated systems and methods |
| KR102383342B1 (ko) * | 2020-05-28 | 2022-04-06 | 조남석 | 무인항공기 |
| CN112259854A (zh) * | 2020-09-27 | 2021-01-22 | 中国第一汽车股份有限公司 | 动力电池总成及汽车 |
| US11661172B2 (en) * | 2020-12-31 | 2023-05-30 | Textron Innovations Inc. | Wing design for removable battery |
| EP4059834A1 (en) * | 2021-03-17 | 2022-09-21 | The Boeing Company | Electrical pass-through assembly for traversing a structure |
| CN117858789A (zh) | 2021-07-12 | 2024-04-09 | 想像航空有限公司 | 例如适用于机身和其他结构的制造方法和相关结构 |
| US11855302B1 (en) | 2022-05-27 | 2023-12-26 | Beta Air, Llc | Venting apparatus for battery ejecta for use in an electric aircraft |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB220383A (en) * | 1923-05-17 | 1924-08-18 | Dermot Joseph Mooney | Improvements in metal framework for aircraft |
Family Cites Families (39)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3937424A (en) * | 1973-11-16 | 1976-02-10 | Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gmbh | Electrically powered aircraft |
| US5810284A (en) * | 1995-03-15 | 1998-09-22 | Hibbs; Bart D. | Aircraft |
| US6119976A (en) * | 1997-01-31 | 2000-09-19 | Rogers; Michael E. | Shoulder launched unmanned reconnaissance system |
| US8141822B2 (en) * | 2004-09-01 | 2012-03-27 | Thomas James P | Autophagous multifunction structure-power system |
| US20080210809A1 (en) | 2006-07-20 | 2008-09-04 | Arlton Paul E | Electrical system for unmanned vehicles |
| US20080184906A1 (en) * | 2007-02-07 | 2008-08-07 | Kejha Joseph B | Long range hybrid electric airplane |
| JP2008311130A (ja) | 2007-06-15 | 2008-12-25 | Hitachi Vehicle Energy Ltd | 電源装置及びその冷却方法 |
| CN104078630B (zh) | 2009-12-24 | 2017-02-08 | 三洋电机株式会社 | 电池组 |
| RU100491U1 (ru) * | 2010-09-02 | 2010-12-20 | Закрытое акционерное общество "АЭРОКОН" | Беспилотный летательный аппарат |
| US8967529B1 (en) * | 2011-03-25 | 2015-03-03 | Odyssian Technology, Llc | Battery-structure |
| US9595910B2 (en) * | 2011-07-18 | 2017-03-14 | James L. Grimsley | Solar assembly and method of forming same |
| US9346533B2 (en) * | 2011-10-19 | 2016-05-24 | The Boeing Company | Attachment of aircraft ribs to spars having variable geometry |
| US9156559B2 (en) * | 2011-10-19 | 2015-10-13 | The Boeing Company | Segmented aircraft wing having solar arrays |
| DE102011116841B4 (de) * | 2011-10-25 | 2017-10-26 | Airbus Defence and Space GmbH | Höhenluftfahrzeug, Luftfahrzeugverband und Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugverbands |
| DE102013100545B4 (de) | 2013-01-18 | 2022-12-01 | Cayago Tec Gmbh | Wasserfahrzeug mit einer Akkumulatoreinheit |
| US20150203187A1 (en) * | 2013-04-02 | 2015-07-23 | The Boeing Company | Continuously Curved Spar and Method of Manufacturing |
| US10807728B2 (en) * | 2014-05-20 | 2020-10-20 | The Boeing Company | Solar powered airplane |
| US9845158B2 (en) * | 2014-10-17 | 2017-12-19 | X Development Llc | Aircraft battery containment pods |
| CN104554704B (zh) * | 2015-01-27 | 2016-09-28 | 新誉集团有限公司 | 可横向组装的大展弦比机翼结构及其组装方法 |
| DE102015121107A1 (de) * | 2015-12-03 | 2017-06-08 | Airbus Defence and Space GmbH | Elektrische Energiespeichervorrichtung |
| GB201522327D0 (en) * | 2015-12-17 | 2016-02-03 | Airbus Operations Ltd | Wing structure |
| CN106240798B (zh) | 2016-09-14 | 2018-05-18 | 北京航空航天大学 | 一种翼梁/储能电池一体化结构 |
| US20180099756A1 (en) * | 2016-09-25 | 2018-04-12 | Impossible Aerospace Corporation | Aircraft Battery Systems and Aircraft Including Same |
| WO2018058004A1 (en) * | 2016-09-25 | 2018-03-29 | Impossible Aerospace Corporation | Aircraft battery systems and aircraft including same |
| KR101916165B1 (ko) | 2016-10-14 | 2019-01-30 | 한국항공우주연구원 | 배터리 유닛 및 무인 비행체의 에어포일용 스파 |
| US10522874B2 (en) * | 2016-11-01 | 2019-12-31 | The Boeing Company | Solid state fiber-based battery system and method of forming same |
| EP3326917A1 (en) * | 2016-11-24 | 2018-05-30 | Airbus Operations GmbH | A structural element, a battery set, an arrangement of a structural element and a battery set, and an aerospace vehicle |
| US10468545B1 (en) * | 2017-02-28 | 2019-11-05 | Solaero Technologies Corp. | Airfoil body including a moveable section of an outer surface carrying an array of transducer elements |
| EP3435443B1 (en) * | 2017-07-25 | 2019-09-04 | Airbus Defence and Space GmbH | Battery with a flexible thin film, thin film and method of manufacturing a battery |
| FR3071817B1 (fr) * | 2017-09-29 | 2019-09-27 | Airbus Helicopters | Drone comportant au moins un moteur electrique de propulsion et une source d'energie de type pile a combustible |
| US11121557B2 (en) * | 2018-04-06 | 2021-09-14 | Aurora Flight Sciences Corporation | Power distribution system for aircraft |
| US20200017190A1 (en) * | 2018-07-12 | 2020-01-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Multi-spar wing arrangements |
| US11434014B2 (en) * | 2018-10-10 | 2022-09-06 | Imagine Aero Inc. | Aircraft spars with integrated power cells, and associated systems and methods |
| DE102018129898B4 (de) * | 2018-11-27 | 2021-02-04 | Airbus Defence and Space GmbH | Vorrichtung zum Mitführen von Treibstoff in einem Luft- und Raumfahrzeug |
| US12043126B2 (en) * | 2019-02-21 | 2024-07-23 | The Boeing Company | Structurally integrated energy supply systems for aircraft and methods of forming the structurally integrated energy supply systems |
| CA3132012A1 (en) * | 2019-03-01 | 2020-09-10 | Frank Becker | Aircraft having hybrid-electric propulsion system with electric storage located in wings |
| GB2587671A (en) * | 2019-10-02 | 2021-04-07 | Advanced Mobility Res And Development Ltd | Systems and methods for aircraft |
| WO2021158862A1 (en) * | 2020-02-06 | 2021-08-12 | Aerovironment, Inc. | D-truss wing structure for an unmanned aerial vehicle |
| US11447022B2 (en) * | 2020-05-07 | 2022-09-20 | The Boeing Company | Structural members containing energy storage |
-
2019
- 2019-10-09 US US16/597,741 patent/US11434014B2/en active Active
- 2019-10-10 JP JP2021545253A patent/JP7083208B2/ja active Active
- 2019-10-10 KR KR1020217013253A patent/KR102581305B1/ko active IP Right Grant
- 2019-10-10 EP EP19871847.0A patent/EP3863922A4/en active Pending
- 2019-10-10 WO PCT/US2019/055687 patent/WO2020077121A1/en unknown
- 2019-10-10 CN CN201980067265.4A patent/CN112839868B/zh active Active
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB220383A (en) * | 1923-05-17 | 1924-08-18 | Dermot Joseph Mooney | Improvements in metal framework for aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2020077121A1 (en) | 2020-04-16 |
| KR20210071039A (ko) | 2021-06-15 |
| EP3863922A4 (en) | 2022-06-15 |
| EP3863922A1 (en) | 2021-08-18 |
| US20200140103A1 (en) | 2020-05-07 |
| CN112839868A (zh) | 2021-05-25 |
| JP2022508686A (ja) | 2022-01-19 |
| JP7083208B2 (ja) | 2022-06-10 |
| US11434014B2 (en) | 2022-09-06 |
| CN112839868B (zh) | 2024-09-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR102581305B1 (ko) | 통합된 파워 셀을 갖춘 항공기 날개 보 및 관련된 시스템 및 방법 | |
| KR101993069B1 (ko) | 항공기 배터리 격납 포드들 | |
| US11370557B2 (en) | Aircraft | |
| US20210269152A1 (en) | Distributed electric energy pods network and associated electrically powered vehicle | |
| US20040211862A1 (en) | Unmanned aerial vehicle with integrated wing battery | |
| US10138899B2 (en) | Electric propulsion assembly for an aircraft | |
| EP4061715A2 (en) | Systems and methods for aircraft | |
| US12054266B2 (en) | Integrated electric nacelle system and method | |
| EP2959521B1 (en) | Aircraft including mitigation system for rechargeable batteries | |
| US20200223545A1 (en) | Aircraft control system | |
| EP2500269A1 (en) | Aircraft capable of hovering | |
| US12049297B2 (en) | Electric ducted fan propulsor | |
| US11370323B2 (en) | Aircraft with energy battery for cruise and power battery for take-off and landing | |
| US11817567B2 (en) | System for battery temperature management in an electric aircraft | |
| US20230415904A1 (en) | Method for converting an airplane with thermic reaction propulsion motor to electrical reaction propulsion airplane and the electric airplane thereof | |
| JP2024509111A (ja) | 燃料タンクおよび燃料電池を含む航空機翼 | |
| Colozza et al. | GaAs/Ge Solar Powered Aircraft, 1998 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
| GRNT | Written decision to grant |