KR20150127571A - 전기 저장 시스템용 공중 급전 장치 및 이러한 장치가 장착된 항공기 - Google Patents

전기 저장 시스템용 공중 급전 장치 및 이러한 장치가 장착된 항공기 Download PDF

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Abstract

본 발명의 전기 추진 항공기의 탑재 배터리(6)를 충전하기 위한 시스템은 충전 항공기(1), 충전 항공기를 전기 추진 항공기에 임시적으로 전기 접속하기 위한 수단(2, 3a, 3b, 4), 전기 추진 항공기 내의 충전 레귤레이션 장치(5)를 구비하는 것을 특징으로 한다.

Description

전기 저장 시스템용 공중 급전 장치 및 이러한 장치가 장착된 항공기{IN-FLIGHT REFUELLING DEVICE FOR ELECTRIC STORAGE SYSTEM AND AIRCRAFT EQUIPPED WITH SUCH A DEVICE}
발명의 분야
본 발명은 탑재 전기 저장 시스템을 구비한 전기 추진 항공기의 공중 급전 장치 및 이러한 장치가 장착된 항공기와 전기 추진 항공기의 배터리를 충전하기 위한 방법에 관한 것이다. 상기 장치는 충전하는 항공기와 충전할 항공기와 적절한 연결 수단을 제공한다.
기술적 배경
리튬을 기본으로 하는 배터리가 시장에 론칭된 후, 배터리 내에 전기 화학적 형태로 저장된 전기 에너지로 작동되는 항공기 또는 헬리콥터 제품들이 등장하는 사례가 증가되어 왔다.
포함되어 있는 전기 모터의 동력이 매우 중요하다는 것이 명백하기 때문에 기내에 전기 에너지의 입력이 매우 중요하다.
문제는, 단기 및 중기일지라도, 배터리 기술은 가솔린 또는 석유를 사용하는 것과 유사한 지속 레벨을 허용하지 못한다는 것이다.
이러한 항공기의 운항 반경을 증가시키기 위하여, 미국 항공기 회사 플라이트 오브 더 센튜리는 전기 추진으로 계속 비행하는 모선 항공기와 모선과 한 쌍인 배터리를 지지하고 전력을 전달하는 드론 형태의 수용 비행 장치를 제안하였다.
일단 방전되면, 드론은 모선으로부터 분리되고 비행을 계속하기 위하여 다른 드론이 제자리를 취하는 동안 충전 스테이션으로 날아간다.
상기 회사에 의해 제안된 다른 해결책은 중량을 점차적으로 감소시킴으로써 지원 항공기의 운항 반경을 증가시키는 분리되어 버려지는 복수의 부품을 배터리 팩 내에 구비하는 항공기를 제안하였다.
다른 연구들은 레이저 또는 마이크로파를 기본으로 하는 원격 에너지 전달 기술에 초점이 맞아 있다.
공중 급유는 열 추진 항공기 분야에서 공지되어 있는 데; 하나의 항공기가 급유기로 작용하고 제2 항공기가 피급유기 작용하게 된다. 공중 급유 장치는 급유 항공기로부터 조정되는 강성 붐(boom) 형태 또는 급유 붐을 통하여 급유될 항공기에 가요성 파이프의 단부에 배스킷을 가지는 두 가지 형태의 것이 있다. 후자 형태는 프랑스 공군에 의해 사용되는 시스템이다. 급유 항공기는 급유될 항공기들에게 최대량의 연료를 공급하기 위한 높은 용량의 항공기이다. 급유 항공기는 이들 중, 한 형태의 공중 급유 장치를 뒤에 끌고 다닌다.
발명의 간단한 설명
본 발명의 목적은 미션 형식이 결정된, 공중 충전 처리를 거쳐 전기로 구동되는 항공기의 전력 보유량을 증가시키는 데 있다. 이러한 작업은 단일 비행에 여러번 반복될 수 있다.
본 발명은 탑재 배터리의 무게를 증가시키지 않고 추가의 항공기의 무게 줄이거나 계류하기 위한 복잡한 구조를 하지 않으면서 항공기의 임무 시간(혹은 횟수)을 주목할만하게 연장할 수 있다.
이를 위하여, 본 발명은 재충전 항공기, 전기 추진 항공기에 충전 항공기를 임시로 전기적으로 연결하기 위한 수단과, 전기 추진 항공기 내의 충전 레귤레이션 장치를 구비한 전기로 구동되는 항공기 내에서 탑재 배터리를 충전하기 위한 시스템을 제공한다.
바람직하게는, 충전 항공기와 임시 연결 수단은 엔진 또는 전기 추진 항공기의 동력 공급 전류와 배터리 충전 전류를 공급하고 전송하도록 구성되어 있다.
탑재 배터리는 충전 시스템에 의해 충전되는 쾌속 충전 배터리를 구비하는 것이 바람직하다.
임시 연결 수단은 비상시와 재급유 후에 안전하게 분리되기에 적절하면서 난기류에 저항하도록 구성되는 것이 바람직하다.
임시 연결 수단은 두 개의 보족의 플러그인 커넥터를 구비하는 것이 바람직한데, 하나는 플렉시블 케이블 또는 충전 항공기로부터의 붐이고, 다른 하나는 전기 추진 항공기의 접합 장치이며, 두 개의 플러그인 커넥터를 연결하기 위한 전자기 장치를 구비하는 것이 바람직하다.
충전 레귤에이션 장치는 탑재 배터리의 셀과 팩에 충전을 평활화시키는 회로를 구비하는 것이 바람직하다.
제1 실시예에 따라서, 충전 항공기는 전기 추진 항공기의 추진 배터리를 충전하기에 적절한 전기 에너지 발생 시스템이 장착된다.
바람직한 실시예에 따라서, 충전 레귤레이션 장치는 충전 중에 전류, 전압 및 배터리 셀의 온도를 모니터하는 배터리를 제어하기 위한 장치이고, 이는 충전을 차단하고, 과전압인 경우에 파일럿에게 경고하고, 셀이 과충전 또는 과도한 고전압일 때, 차단하도록 결정하고, 배터리 충전 전류를 자체로 제어하도록 충전 항공기의 충전기와 통신하도록 구성되어 있다.
전기 에너지 생성 시스템은 발전기 및/또는 연료 전지가 결합된 열 엔진을 구비한다.
다른 실시예 또는 대체 실시예에 따라서, 전기 에너지 생성 시스템은 배터리 또는 복수의 소스를 구비한 하이브리드 시스템을 구비한다.
특별한 실시예에 따라서, 충전 항공기는 드론이다.
전기 추진 항공기는, 예를 들면 백업 시스템으로서 석유 또는 수소로부터 전기 에너지를 발생시키는 탑재 시스템을 더 구비한다.
특히 바람직한 실시예에 따라서, 충전 항공기, 충전 항공기를 전기 추진 항공기와 연결하기 위한 임시 전기 연결 수단, 전기 추진 항공기 내의 충전 레귤레이션 장치는 일시에 탑재 배터리의 모든 팩을 충전하도록 구성된다.
다른 실시예 또는 보충 실시예에 따라서, 충전 항공기는 그 자체가 전기 추진기이다.
본 발명은 또한 선행하는 장치 중의 어느 하나에 기재된 시스템에 의해 전기 추진 항공기의 배터리를 충전하는 하는 방법에 있어서,
- 전기 추진 항공기 또는 그 항공기의 조종사는 배터리의 낮은 충전 상태를 검출하고 가장 인접한 충전 항공기와 접촉하고,
- 전기 추진 항공기 또는 그 항공기의 조종사는 재충전 영역 내의 전환 지역에 대한 지식을 확보하고 도달하기 위한 비행 시간을 산출하고 충전시에 남아 있는 보존 전력을 체크하고,
- 전기 추진 항공기는 전기 추진 항공기의 수단에 맞는 임시 전기 접속 수단을 장착한 전기 케이블을 풀어 충전 항공기에 접근하고,
- 전기 추진 항공기와 충전 항공기 간에 전기 접속을 달성하고,
- 전기 추진 항공기는 탑재 배터리의 충전 단계를 활성화하고,
- 배터리 충전 후반부에, 전기 추진 항공기는 전기 접속 수단을 분리하고 해제를 명령하는 단계를 구비한다.
본 발명의 다른 장점 및 잇점은 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 비한정적인 실시예를 읽으면 명백해질 것이다.
도 1은 전기 추진 항공기의 배터리를 충전 항공기로 충전하는 단계를 개략적으로 도시한 도면이다.
도 2는 본 발명의 임시 접속 수단의 제1의 예증적인 실시예를 도시한 단면도이다.
도 3은 도 2의 수단을 도시한 사시도이다.
도 4는 임시 접속 수단의 제2 실시예를 도시한 정면도이다.
본 발명은 비행 중 충전할 수 있는 전기 추진 항공기(10) 내의 탑재 배터리(6)를 충전하기 위한 시스템을 제안한다.
도 1에 개략적으로 도시된 상기 시스템은 충전 항공기(1)와, 비행 중에 충전할 수 있는 전기 추진 항공기에 충전 항공기를 일시적으로 전기적 접속을 하기 위한 수단(2, 3a, 3b, 4)과, 전기 추진 항공기 내의 충전 레귤레이션 장치(5)를 구비한다.
본 실시예에 따른 임시 전기 접속 수단은 본원에서 작용 항공기인 충전 항공기에 의해 지지되는 가요성 전기 케이블(2)과, 케이블의 단부에서의 제1 접속 요소(3a)와 배터리가 충전될 항공기(10)로부터 붐(4)의 단부에 배치된 제2 접속 수단(3b)을 구비한다.
전기 케이블은 종래 기술에서 석유가 급유되는 충전될 항공기의 정면을 향하여 위치하는 가요성 케이블이고, 이를 안정화시키고 충전될 배터리를 가지는 전기 추진 항공기(10)로부터 붐(4)의 단부에 배치된 제2 접속 수단을 위한 안내 콘(cone) 형태의 배스킷을 포함한다.
전기 케이블은 또한 충전 항공기 내의 조작자에 의해 제어되는 붐에 의해 대체될 수 있다.
임시 접속 수단은 도 2 및 도 3에 특히 상세하게 도시된 두 개의 보족의 플러그인 커넥터(3a, 3b)를 구비한다.
도 2에 도시된 바와 같이, 임시 전기 접속 수단은 비상시와 충전 완료시 안전하게 분리되기에 적절하면서 난기류에 견딜 수 있도록 설계된다.
이를 위하여, 본원에서 보족의 플러그인 커넥터(3a, 3b)는 와이어(351)에 의해 항공기 내의 제어 장치에 링크된 두 개의 플러그인 커넥터를 결합되도록 하기 위한 전자석(35)을 가지는 전자기 장치를 구비한다.
본 실시예에 따르면, 보족의 플러그인 커넥터는 자동 쎈터링 테이퍼진 커플링 윤곽(36, 37)과 단부 접속 원형 동축 접점(31a, 31, 31c)을 구비한다.
충전 항공기 측에는, 상기 접점들은 충전 장치의 전기 도체(311a, 331b, 311c)에 의해 연결된다.
충전될 항공기 측에는, 상기 접점들은 충전 균형 장치(5)에 도체(312a, 312b, 312c)에 의해 연결되고 엔진 또는 항공기 엔진의 전원 공급 회로에 연결된다.
여기에서, 접점(31a)은 배터리들을 조합하여 충전하는 매스(mass) 접점일 수 있고 엔진 또는 엔진들에 전원을 공급하는 매스 접점일 수 있고 접점(31b)은 배터리 충전 접점이고 접점(31c)은 충전하는 동안에 항공기의 전기 엔진에 전력을 공급하는 접점이다.
4개의 접점을 고려해 볼 수 있는 데, 2개의 접점은 배터리를 충전하고, 다른 2개는 충전하는 동안에 동력을 엔진에 공급하기 위한 것이 가능하다.
접속은 난기류에도 단단해야만 하고 안전하게 로킹되고 충전 후에 안전하게 언로킹되고 충전하는 동안에 비상의 경우에 신속하게 분리할 수 있어야 한다. 여기에서, 전자기 커플링 수단으로 구성하는 것이 가능하다.
여기에서, 스프링(38)에 의해 현수되는 판 상에 접점 지지체 중의 하나를 장착하는 것은 접점들이 서로 지지되는 것을 보장한다.
여기에서, 전기 추진 항공기의 전기 충전 플러그인 커넥터(3b)는 아암(4) 상에 배치되나 항공기의 노우즈(nose)에 배치될 수도 있다.
도 3은 플러그인 커넥터를 도시하는 데, 3a는 케이블 측이고, 3b는 서로 대향하는 테이퍼진 커플링 부품(36, 37)을 가지는 전기 추진 항공기 측의 것이다.
한 번에 모든 탑재된 배터리팩을 충전하기 위하여, 배터리팩의 충전을 평균화시키는 회로(5)와 셀(cell)은 전기 추진 항공기 내에 탑재된 회로이다.
도 4는 충전하기 적절한 다른 플러그인 커넥터(100)를 도시하고 있는 데, 상기 플러그인 커넥터는 중심부의 외주연으로부터 동심원 형상의 환형의 자기 장치(101), 환형의 플러스 접점(102)(전압은 250볼트를 고려할 수 있다)과, 환형의 절연 기판(103)과, 환형의 그라운드 트랙(104)과, 환형의 절연 기판(105)과, 충전기와 배터리 충전 관리 시스템 사이의 중앙 데이터 전송 접점을 구비한다.
충전 항공기와 임시 접속 수단은 전기 추진 항공기의 탑재 배터리(6)를 위한 충전 전류에 부가하여 전기 추진 항공기의 엔진(7) 또는 엔진들을 위한 동력 공급 전류를 공급하고 전송하도록 설치된다. 위에서 본 바와 같이, 이는 하나 이상의 부가적인 접점으로 이루어질 수 있다.
충전 레귤레이션 장치(5)는 탑재 배터리의 셀(61)과 팩에 충전을 균형화시키기 위한 회로를 구비한다. 이는 충전 가능한 전기 추진 항공기의 탑재 중량을 증가시킬지라도 임시 연결용 와이어링을 단순화시킬 수 있다.
충전 레귤레이션 장치는, 예를 들면 BMS(Battery Management System) 형식의 것이며, 이는 배터리 충전 레귤레이션 장치의 더 많은 능력을 실현하게 하는 제어 장치이다.
통상적으로, BMS는 충전 중에 전류, 전압 및 배터리 셀의 온도를 모니터하는 소위 스마트 장치이다.
BMS는 셀이 과충전, 과전압, 온도가 과도하게 높을 경우에 충전기로부터 분리 또는 분리하도록 조종사에게 알려 줄 수 있다.
BMS는 또한 배터리 충전 전류를 자체적으로 제어하도록 충전 항공기의 충전기와 통신할 수 있다. 이는 컴퓨터 버스(예를 들면, CAN버스) 또는 아나로그 제어 장치에 의해 실행될 수 있다. 끝으로, 배터리 팩을 구성하는 셀들 사이의 능동 또는 수동 균형화 수단이 병합될 수 있다.
이상적으로는, 전기 추진 항공기에 충전 항공기를 일시적으로 전기적으로 접속하기 위한 충전 항공기(1), 충전 항공기를 전기 추진 항공기에 임시로 전기적으로 접속하는 수단(2, 3a, 3b, 4), 전기 추진 항공기의 충전 레귤레이션 장치(5)는 한번에 탑재 배터리의 모든 팩을 충전하도록 구성된다.
항공기의 배터리를 충전하기 위하여, 전기 추진 항공기가 비행하는 동안에, 조종사는 배터리를 신속하게 충전할 수 있는 충전 항공기에 접속할 것을 결정한다.
2 x 10 Kw 엔진을 가진 항공기로 2 x 30 Kw 배터리(250V x 120A)와 3C의 충전비율로 충전하기 위한 배터리에 기초하면, 충전 시간은 80% 충전에 15분 정도 걸릴 것이다.
위에서 본 바와 같이, 충전 항공기는 충전 국면 중에 전기 추진 항공기의 엔진에 전력을 또한 공급할 수 있다.
이러한 전력의 공급은 전용 케이블과 필요한 전류를 전송하고 필요한 전압을 전송하기 위한 접점(31b)을 통하여 제공될 수 있다.
충전 항공기는 발전기, 연료 전지, 배터리 또는 복수의 소스를 가지는 하이브리드 시스템에 결합되는 열 엔진일 수 있는 전기 에너지 생성 시스템(100)을 구비하는 항공기일 수 있다.
동일 형식의 에너지 생성 시스템이 장착된 드론일 수도 있다. 드론은 전력을 생산하기 위하여 이용가능한 중량과 더 많은 공간을 가지는 것이 가능하다.
충전 항공기도 전기 추진 항공기일 수 있다.
통상적인 석유 재급유의 경우에서와 같이, 재급유 영역은 미리 결정되고 알아야만 하고, 어떠한 이유에서든 충전이 실패인 경우에서의 안전은:
- 충전시 잔류 전력량,
- 충전 고도,
- 충전 지역의 전환 지형의 완벽한 이해 및 도달 시간을 계산하는 데 있어서 적어도 3개의 인자를 고려해야 한다.
본 발명의 시스템은 상기 목적을 위하여 훈련된 두 사람의 조종사 또는 이러한 기능을 하도록 구성된 자동 조종 기능이 필요하다.
더욱이, 본 발명의 시스템은 완속 충전 배터리보다 낮은 에너지 밀도를 가지는 급속 충전 배터리를 가지도록 설계되고 이는 항공기의 설계 중량이 이에 의해 영향을 받을 수 있다는 것을 의미한다.
급속 충전 배터리는 이륙과 상승과 같은 높은 동력 수요 국면에 사용될 수 있다. 일단 충전이 되면, 이들 배터리는 충전 후에 비행을 계속할 수 있다.
높은 에너지 밀도를 가진 배터리와 완속 충전 배터리를 조합하는 것이 가능하나, 이 경우에 완속 충전 배터리는 에너지를 많이 소비하는 이륙과 비행 시작 국면에, 급속 충전 배터리는 나머지 비행에 이용된다.
충전 단계는 이륙시 사용되는 배터리보다 조금의 에너지를 공급하는 급속 충전 배터리에 실행된다.
본 발명은 수행될 미션에 따라 배터리의 선택을 최적화하는 것이 가능하다.
본 발명의 실시는:
- 충전될 항공기(10)는 배터리의 충전 상태가 낮은 것을 검출하고 가장 인접한 충전 항공기(1)와 접촉하고,
- 충전될 항공기(10)는 충전 영역 내의 전환 영역을 완벽하게 알고 도착 시간을 산출할 수 있고, 충전 시에 잔류 전력량을 체크하고,
- 충전될 항공기(10)는 충전 항공기(1)의 전자기 로킹 장치(3b)가 장착되고 적용될 수 있는 전기 케이블(2)을 해제하는 충전 항공기에 접근하고,
- 충전될 항공기(10)는 탑재 배터리(6)를 충전하는 단계를 활성화하고,
- 배터리(6)를 충전하는 종점에 충전될 항공기(10)는 약간 속력을 낮추고, 그 결과로 케이블(2)에 가해지는 기계적인 인장은 플러그인 커넥터(3a, 3b)들 사이의 전자석의 인력보다 큰 힘이 작용하게 되어 전기적 접속(3a, 3b)이 해제되게 하여 이루어진다.
더욱이, 본 발명의 전기 추진 항공기는, 예를 들면 연료 전지의 수소로부터 전기 에너지를 발생시키는 것이 가능한 발전기에 결합된 작은 열 엔진 또는 예를 들면 터보 발전기와 같은 석유 엔진으로부터 전기 에너지를 발생시킬 수 있는 탑재 시스템을 더 구비할 수 있다. 이러한 시스템은 항공기의 동력 저장을 개선 또는 배터리의 완전한 방전의 경우에 백업을 제공하나, 이는 탑재 중량이 부가되게 되고 추진 시스템의 복잡성이 부가된다.
배터리 용량은 2 내지 4C의 충전율로 200Wh/Kg 정도의 것이나, 1000Wh/Kg의 배터리를 가진 항공기는 10C의 충전율, 2Mw의 엔진 동력, 1.6Mwh의 배터리 용량, 10% 잔류로 1시간 비행, 6 내지 7분의 충전 시간으로 설계할 수 있다.
또한, 초전도체 온도로 작동되는 엔진과 케이블을 사용할 수 있다.
본 발명은 모든 형식의 전기 추진 항공기, 항공기, 헬리콥터에 적용할 수 있다. 본 발명은 적절한 치수, 중거리 미션, 장거리 미션에도 사용할 수 있는 드론을 제안하는 데, 이 경우에 자체가 자동인 충전 항공기와 연결된 탑재 자동 시스템으로 관리된다.

Claims (16)

  1. 전기 추진 항공기(10) 내에 탑재된 배터리(6)를 충전하기 위한 시스템에 있어서,
    충전 항공기(1)와, 상기 충전 항공기를 상기 전기 추진 항공기에 임시적으로 전기 접속을 위한 수단(2, 3a, 3b, 4)과, 상기 전기 추진 항공기 내의 충전 레귤레이션 장치(5)를 구비한 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 충전 항공기와 임시 접속 수단은 전기 추진 항공기의 엔진(7) 또는 엔진들에 전력 공급 전류를 공급하고 전송하도록 구성되고 또한 전기 추진 항공기의 탑재 배터리(6)에 충전 전류를 공급하고 전송하도록 구성된 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  3. 청구항 1 또는 청구항 2에 있어서,
    상기 탑재 배터리(6)는 충전 시스템에 의해 충전되는 급속 충전 배터리를 구비하는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  4. 청구항 1 내지 청구항 3 중 어느 한 항에 있어서,
    임시 전기 접속 수단(2, 3a, 3b, 4)은 비상의 경우와 충전 종단에 안전하게 분리될 수 있기에 적절하면서 난기류에 견디도록 설계된 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  5. 청구항 4에 있어서,
    임시 전기 접속 수단의 하나는 충전 항공기로부터 가요성 케이블 또는 붐(2)에 의해 지지되고, 다른 하나는 전기 추진 항공기의 접합 장치(4)에 의해 지지되는 두 개의 보족의 플러그인 커넥터(3a, 3b)와, 상기 두 개의 플러그인 커넥터를 결합하기 위한 전자기 장치를 구비하는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  6. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    충전 레귤레이션 장치는 탑재 배터리의 팩과 셀(61)에 충전을 평균화하기 위한 회로를 구비한 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  7. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    충전 레귤레이션 장치는 충전하는 동안에 전류, 전압 및 배터리 셀의 온도를 모니터하는 배터리 제어를 위한 장치이고, 과전압, 셀의 과충전 또는 과도하게 높은 온도일 경우에 충전기로부터 분리 또는 조종사가 분리하도록 구성되어 있고, 배터리 충전 전류를 자체로 제어하도록 충전 항공기의 충전기와 통신하도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  8. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 충전 항공기는 전기 추진 항공기의 추진 배터리를 충전하기에 적절한 전기 에너지 생성 시스템(100)이 장착되어 있는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  9. 청구항 8에 있어서,
    상기 전기 에너지 생성 시스템(100)은 발전기가 결합되어 있는 열엔진을 구비하는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  10. 청구항 8 또는 청구항 9에 있어서,
    상기 전기 에너지 생성 시스템(100)은 연료 전지를 구비하는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  11. 청구항 8 내지 청구항 10중 어느 한 항에 있어서,
    상기 전기 에너지 생성 시스템(100)은 배터리 또는 복수의 소스를 가지는 하이브리드 시스템인 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  12. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 충전 항공기(1)는 드론인 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  13. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 전기 추진 항공기는 석유 또는 수소로부터 전기 에너지를 생성하기 위한 탑재 시스템을 구비하는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  14. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 충전 항공기(1), 상기 충전 항공기를 전기 추진 항공기에 접속하기 위한 임시 전기 접속 수단(2, 3a, 3b, 4), 상기 전기 추진 항공기 내의 충전 레귤레이션 장치(5)는 한 번에 모든 탑재 배터리의 팩을 충전하도록 구성된 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  15. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 충전 항공기(1)는 그 자체가 전기로 추진되는 항공기인 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기 내에 장착된 배터리를 충전하기 위한 시스템.
  16. 선행 청구항들 중 어느 한 항에 기재된 시스템에 의해 전기 추진 항공기의 배터리를 충전하는 방법에 있어서,
    - 전기 추진 항공기 또는 그 항공기의 조종사는 배터리의 낮은 충전 상태를 검출하고 가장 인접한 충전 항공기와 접촉하고,
    - 전기 추진 항공기 또는 그 항공기의 조종사는 재충전 영역 내의 전환 지역에 대한 지식을 확보하고 도달하기 위한 비행 시간을 산출하고 충전시에 남아 있는 보존 전력을 체크하고,
    - 전기 추진 항공기는 전기 추진 항공기의 수단에 맞는 임시 전기 접속 수단을 장착한 전기 케이블을 풀어 충전 항공기에 접근하고,
    - 전기 추진 항공기와 충전 항공기 간에 전기 접속을 달성하고,
    - 전기 추진 항공기는 탑재 배터리의 충전 단계를 활성화하고,
    - 배터리 충전 후반부에, 전기 추진 항공기는 전기 접속 수단을 분리하고 해제를 명령하는 단계를 구비하는 것을 특징으로 하는 전기 추진 항공기의 배터리를 충전하는 방법.
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