KR20160115864A - Wing structure for aircraft with structural battrery - Google Patents
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Abstract
Description
본 발명은 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 태양광 발전에 의해 축전된 구조전지 또는 구조전지 자체에 의해 전력을 공급할 수 있는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE
화석연료가 점점 고갈됨에 따라 세계적으로 에너지 절감에 대한 관심이 늘어나고 있다. 그 중 자원의 소모 없이 지속적으로 사용할 수 있는 Green energy에 대한 관심은 폭발적인 상황이다. 이러한 Green energy의 큰 갈래 중 하나인 태양전지 또한 주목받으며 다양한 곳에서 사용되고 있으며, 항공기에 태양전지를 적용하여 항공기 운항 에너지를 절감하려는 시도도 활발히 진행되고 있다.As fossil fuels are getting depleted, there is a growing interest in energy conservation around the world. Interest in green energy, which can be continuously used without consuming resources, is an explosive situation. Solar cells, which are one of the big breakthroughs of green energy, are also attracting attention and are being used in various places. Attempts are also being actively made to reduce the operating energy of aircraft by applying solar cells to aircraft.
예를 들어 항공기 날개의 상부 스킨에 태양전지를 적용하는 기술은 현재 UAV(Unmanned Aerial Vehicle) 수준에서 많이 활용되고 있다. 또한 Solar Flight의 Sunseeker 시리즈의 경우에는 1∼2명의 인원을 태울 수 있는 개인용 비행기 수준의 태양전지를 이용한 항공기를 제작하기도 하였다.For example, the technology of applying solar cells to the upper skin of an aircraft wing is currently being utilized at the level of UAV (Unmanned Aerial Vehicle). In addition, the Sunseeker series of Solar Flight also produced aircraft using solar-powered personal airplanes capable of carrying one to two people.
하지만 현재 태양전지를 적용한 항공기에서 큰 문제로 지목되고 있는 것은 태양전지 자체의 비용이 높다는 것과 그 효율이 높지 않다는 것이다. 이러한 문제를 해결하기 위해 태양전지 자체의 효율을 높이는 방향의 연구가 진행되고 있으나, 아직까지 큰 결실은 얻지 못하고 있다. However, it is pointed out that solar cells have high cost and high efficiency. In order to solve these problems, studies are being carried out to increase the efficiency of the solar cell itself, but no large defects have yet been obtained.
특히 태양전지에서 발생되는 전기를 실제 동력으로 사용하기 위해서는 태양전지에서 발생된 전기에너지를 저장하기 위한 배터리도 항공기 내에 설치하여야 하는데, 이처럼 항공기에 상당한 무게를 갖는 태양전지 패널 및 배터리를 설치하게 되면 태양광 발전을 통해 얻는 에너지의 양보다 태양전지 패널 및 배터리의 무게를 감당하기 위해 소모되는 에너지가 더 높아 실효성이 없다는 문제점이 발생한다.In particular, in order to use electricity generated from a solar cell as a real power source, a battery for storing electric energy generated from the solar battery should be installed in the airplane. If the solar battery panel and the battery, There is a problem that the energy consumed to cover the weight of the solar cell panel and the battery is higher than the amount of energy obtained through the photovoltaic generation, resulting in ineffectiveness.
또한, 항공기 날개에 태양전지를 설치하게 되면, 항공기 날개의 파손을 방지하기 위해서는 그 늘어난 만큼의 하중을 견딜 수 있는 별도의 구조물을 설치하여야 하는 문제점이 발생한다.In addition, when a solar cell is installed on an aircraft wing, a separate structure capable of withstanding the increased load is required to prevent damage to the aircraft wing.
또한 항공기 내에 설치되는 배터리로 인해 항공기 내부 공간 활용성 측면에서도 문제가 있다.In addition, there is a problem in terms of utilization of the internal space of the aircraft due to the battery installed in the aircraft.
본 발명은 상기한 바와 같은 제반 문제점을 개선하기 위해 안출된 것으로서, 그 목적은 새로운 개념의 구조전지를 기존의 태양광 발전이 가능한 항공기의 날개 구조물에 적용하도록 한 것에 있다. 즉 이미 항공기의 날개 스킨에 적용되고 있는 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재의 날개 구조물 제작 기술에, 층상형으로 적층한 새로운 개념의 구조전지를 상기 복합재와 일체화 하는 성형으로 적용함으로써, 보다 저렴한 비용의 날개 구조물 제작과, 태양전지 패널로부터 수집된 전기에너지를 별도의 축전지 구조물이 없이 상기 태양전지 패널 하부에 적용된 항공기 날개 상부 스킨 및 하부 스킨에서 저장이 가능하고 동시에 하중지지가 가능한 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물을 제공함에 그 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to solve all of the above problems, and it is an object of the present invention to apply a new conceptual structure battery to an existing wing structure of an aircraft capable of solar power generation. That is, in the technology of making a wing structure of a carbon fiber reinforced plastic (CFRP) composite which is already applied to an aircraft wing skin, a new conceptual structure battery laminated with a layered structure is applied to a molding integrated with the composite material, A wing structure, and an aircraft having a structure cell capable of storing the electric energy collected from the solar panel in the upper skin and lower skin of the aircraft wing applied to the lower portion of the solar cell panel without a separate battery structure, The purpose is to provide a wing structure.
또한 날개 하부 스킨과 상부 스킨을 하중 경로(Load Path) 구조로 제작할 수 있어 전체 항공기 날개 구조물의 경량화를 달성할 수 있는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물을 제공함에 그 목적이 있다.It is also an object of the present invention to provide a wing structure for an aircraft to which a structural cell capable of achieving weight reduction of an entire aircraft wing structure can be manufactured with a load path structure of a wing lower skin and an upper skin.
또한 본 발명의 다른 목적은 상기 상부 스킨과 하부 스킨뿐만 아니라 그 사이의 공간에도 층상형 구조전지를 배치한 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물을 제공함에 있다.It is another object of the present invention to provide a wing structure for an aircraft to which a structural battery in which a layered structure battery is arranged in a space as well as the upper and lower skins is applied.
상기한 바와 같은 목적을 달성하기 위해 본 발명의 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물은, 상부의 태양전지 패널과 하부의 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 구성된 항공기 날개의 상부 스킨과, 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 일체화 된 항공기 날개의 하부 스킨으로 구성되어, 상기 태양전지 패널에 의해 수집된 전기에너지를 구조전지에 저장하는 것을 특징으로 하고 있다.In order to achieve the above object, an airplane wing structure to which the structural battery of the present invention is applied includes an upper skin of an aircraft wing composed of an upper solar cell panel and a structural battery having a layered structure of a lower layer structure, And a lower skin of an aircraft wing integrated with a structural cell in the form of a composite material of a top-shape structure, and the electric energy collected by the solar cell panel is stored in the structural battery.
또 상부의 태양전지 패널과 하부의 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 구성된 항공기 날개의 상부 스킨; 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 일체화 된 항공기 날개의 하부 스킨; 및 상기 상부 스킨과 하부 스킨 사이 공간에 배치되는 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 구성되어, 상기 태양전지 패널에 의해 수집된 전기에너지를 구조전지에 저장하는 것을 다른 특징으로 하고 있다.An upper skin of an aircraft wing comprising an upper solar cell panel and a structural cell in the form of a composite material of a lower layered structure; A lower skin of an aircraft wing integrated with a structural cell in the form of a layered structure; And a structural battery in the form of a composite material having a layered structure disposed in a space between the upper skin and the lower skin, wherein the electric energy collected by the solar cell panel is stored in the structural battery.
또 항공기 날개의 상부 스킨과 하부 스킨 및 상기 상부 스킨과 하부 스킨 사이 공간이 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 일체화 되어, 상기 구조전지에 저장된 전기에너지를 항공기의 연료로 공급하는 것을 또 다른 특징으로 하고 있다.And the space between the upper skin and the lower skin of the aircraft wing and the space between the upper skin and the lower skin is integrated with a structural battery in the form of a composite material in the form of a layered structure to supply electric energy stored in the structural battery to the fuel of the aircraft, .
또 상기 태양전지 패널은 항공기 날개의 망(Web)을 형성하는 리브(Rib) 패널과 날개보(Spar) 패널의 안쪽마다 배치되어 구성되는 것이 바람직하다.Preferably, the solar cell panel is disposed inside each of a rib panel and a spar panel that form a web of an aircraft wing.
또 상기 구조전지는 항공기 날개의 날개보(Spar) 패널 이후의 상부 스킨의 하부와 하부 스킨으로 구성되는 것이 바람직하다.Preferably, the structural cell is composed of a lower skin and a lower skin of the upper skin after the spar panel of the aircraft wing.
또 상기 상부 스킨의 하부 또는 하부 스킨은 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 내부에 구조전지가 포함되어 일체화 된 스킨패널로 구성되는 것이 바람직하다.In addition, the lower or lower skin of the upper skin is preferably composed of a skin panel integrated with a structural cell in a carbon fiber reinforced plastic (CFRP).
또 상기 상부 스킨의 구조전지는 절연을 위해 내부층의 아라미드 섬유와 그래핀 산화물(GO)을 코팅한 외부층의 탄소섬유로 구성된 절연재료를 포함하며, 상기 외부층의 탄소섬유 최외각 층에 폴리머 필름을 적층하여 결합하는 것이 바람직하다.In addition, the structural cell of the upper skin includes an insulating material composed of carbon fibers of an outer layer coated with aramid fibers of an inner layer and graphene oxide (GO) for insulation, and a polymer It is preferable to laminate and bond the films.
또 상기 구조전지는 단위셀 전지를 적층하여 구성되는 것이 바람직하다.In addition, it is preferable that the structural cell is formed by laminating unit cell cells.
상기 날개 구조물은 인공위성, 전기자동차, 로봇의 하중을 받는 구조물에 적용하는 것이 바람직하다.The wing structure is preferably applied to structures receiving loads of artificial satellites, electric vehicles, and robots.
상술한 바와 같이 본 발명에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물은 상부스킨을 태양전지와 구조전지로 구성하고 하부스킨을 구조전지로 일체화하여 구성함으로써, 항공기 날개에 가해지는 하중을 견딜 수 있으며 기계적인 강도를 유지할 수 있는 효과가 있다.As described above, the airplane wing structure to which the structural battery according to the present invention is applied can consist of a solar cell and a structural battery, and the lower skin can be integrated with a structural battery to withstand a load applied to an aircraft wing. The strength can be maintained.
또한, 배터리에 해당하는 구조전지를 항공기 날개의 상부 스킨과 하부스킨 또는 상부 스킨과 하부 스킨 사이 공간에 설치함으로써 항공기 날개 내부의 공간 효율성을 극대화 할 수 있는 효과가 있다.In addition, space efficiency in the interior of the aircraft wing can be maximized by installing the structural battery corresponding to the battery in the space between the upper skin and the lower skin of the aircraft wing or between the upper skin and the lower skin.
또한 종래 태양광 발전 항공기의 날개 구조물보다 저렴한 비용으로 날개 구조물을 제작할 수 있고, 태양전지 패널로부터 수집된 전기에너지를 별도의 축전지 구조물이 없이 상기 태양전지 패널 하부에 적용된 항공기 날개 상부 스킨 및 하부 스킨에서 저장이 가능하고 동시에 하중지지가 가능한 효과가 있다.In addition, it is possible to manufacture a wing structure at a lower cost than a conventional wing structure of a photovoltaic power generation aircraft, and to reduce the electric energy collected from the solar cell panel to the upper and lower skins of the aircraft wing applied to the lower portion of the solar cell panel, It is possible to store and simultaneously support the load.
또한 날개 하부 스킨과 상부 스킨을 하중 경로(Load Path) 구조로 제작할 수 있어 전체 항공기 날개 구조물의 경량화를 달성할 수 있는 효과가 있다.In addition, since the lower skin of the wing and the upper skin can be formed by the load path structure, the weight of the entire wing structure can be reduced.
도 1은 본 발명에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에서의 하중 지지 개념을 나타낸 도면
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 단면도와 평면도 및 내부구조도
도 3은 본 발명의 제2 실시예에 따른 구조전지가 적용될 수 있는 항공기용 날개 구조물을 나타낸 도면 및 날개부 단면도
도 4는 종래 구조전지와 본 발명에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 비교를 나타낸 도면1 is a view showing a load supporting concept in an airplane wing structure to which a structural battery according to the present invention is applied;
FIG. 2 is a sectional view, a plan view, and an internal structural view of a wing structure for an aircraft to which the structural battery according to the first embodiment of the present invention is applied
3 is a view showing an aircraft wing structure to which a structural battery according to a second embodiment of the present invention can be applied,
4 is a view showing a comparison between a conventional structure battery and a wing structure for an aircraft to which the structural battery according to the present invention is applied;
본 발명의 장점 및 특징, 그리고 그것들을 달성하는 방법은 첨부되는 도면과 함께 상세하게 후술되어 있는 실시예들에 한정되는 것이 아니라 서로 다른 다양한 형태로 구현될 것이며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것으로, 본 발명은 청구항의 범주에 의해 정의될 뿐이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The above and other features and advantages of the present invention will become more apparent by describing in detail exemplary embodiments thereof with reference to the attached drawings in which: It is intended that the invention be described in its entirety by reference to the appended claims and their equivalents.
또한, 본 발명을 설명함에 있어 관련된 공지 기술 등이 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있다고 판단되는 경우 그에 관한 자세한 설명은 생략하기로 한다.In the following description, well-known functions or constructions are not described in detail since they would obscure the invention in unnecessary detail.
이하 도면을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예들을 보다 상세하게 설명한다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Reference will now be made in detail to preferred embodiments of the present invention, examples of which are illustrated in the accompanying drawings.
도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에서의 하중 지지 개념을 나타낸 도면이다.FIG. 1 is a view showing a load supporting concept in a wing structure for an aircraft to which a structural battery according to a first embodiment of the present invention is applied.
도 1에 도시한 바와 같이, 운항 중인 항공기의 날개 구조물은 지속적인 인장(Tension), 압축(Compression) 하중과 이로 인한 굽힘 모멘트(Bending Moment)를 받는다. 이와 같이 인장 및 압축 하중과 굽힘 모멘트를 받는 항공기의 날개 구조물(1)을 태양전지 패널과 함께 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재로 제작된 전력 저장 기능을 가진 층상형 복합재 구조전지로 제작하게 된다.As shown in Fig. 1, the wing structure of the aircraft in operation is subjected to continuous tension, compression load and bending moment caused thereby. In this way, the wing structure (1) of the aircraft receiving the tensile, compressive load and bending moment is fabricated as a layered composite structure cell having a power storage function made of a carbon fiber reinforced plastic (CFRP)
이와 같이 상기 항공기 날개 구조물의 하부 스킨은 인장 하중을 주로 받는다. 따라서 본 발명에서는 항공기 날개 구조물에 구조전지를 적용할 때, 인장 하중을 크게 받는 항공기 날개의 하부 구조는 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재 안에 구조전지가 완전하게 일체화 된 형태로 제작이 가능하고, 압축하중을 크게 받는 항공기 날개의 상부 구조는 기존의 태양전지가 설치된 태양전지 패널의 날개 상부 스킨 구조 아래에 구조전지가 있고 이를 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재 스킨패널이 지지하는 형태로 구성하게 된다.Thus, the lower skin of the aircraft wing structure is mainly subjected to a tensile load. Accordingly, in the present invention, when a structural battery is applied to an aircraft wing structure, the lower structure of an aircraft wing, which receives a large tensile load, can be manufactured in a form in which a structural cell is completely integrated into a carbon fiber reinforced plastic (CFRP) The structure of the upper part of the aircraft wing having a large load is composed of a structure cell under the upper skin structure of the wing of the solar cell panel in which the conventional solar cell is installed and the structure cell is supported by the carbon fiber reinforced plastic (CFRP) composite skin panel.
이렇게 본 발명에서와 같은 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물(1)이 되려면 날개 상부 및 하부 스킨을 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재 구조로 만들고, 상부 스킨의 내피와 하부스킨의 외피 중간층에 구조전지 셀을 적층하여 스킨 망(web)을 따라서 지속적인 하중 경로(load path)를 형성하도록 일체화 한 것이다.In order to form the
한편 항공기 운항 시의 추가적인 에너지원의 활용으로써, 낙뢰 등으로 모인 전하를 외피에서 내피로 흘려 보내주어 전기에너지를 저장하고, 이를 날개의 연료탱크 부위에 전지를 설치하여 시스템의 전기 모터와 연결, 추진 동력으로 사용하는 개념도 적용이 가능할 것이다.On the other hand, as an additional energy source at the time of aircraft operation, electric charge collected from lightning is flowed from the outer skin to the endothelium to store electric energy, and a battery is installed in the fuel tank area of the wing to connect with the electric motor of the system It is possible to apply the concept of using as power.
다음은 구조전지를 적용하여 제작한 본 발명의 항공기의 날개 구조물의 구성 및 기능을 상세히 설명하도록 한다.Hereinafter, the structure and function of the airplane wing structure of the present invention manufactured by applying the structural battery will be described in detail.
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 단면도와 평면도 및 내부구조도를 도시한 것이다.FIG. 2 is a sectional view, a plan view, and an internal structural view of a wing structure for an aircraft to which the structural battery according to the first embodiment of the present invention is applied.
도 2에 도시한 바와 같이, 본 발명의 제1 실시예에 따른 항공기용 날개 구조물은 리브(Rib) 패널과 날개보(Spar) 패널을 교차하여 구성되는 망(Web)과 상기 망의 상부를 덮는 상부 스킨(2)과 하부를 덮는 하부 스킨(3)으로 구성되는 항공기 날개(1a)에서, 상기 상부 스킨(2)을 태양전지 패널(4)과 층상형의 구조의 복합재 형태로 된 구조전지(5)로 구성하고, 하부 스킨(3)을 상기 층상형의 구조의 복합재 형태로 된 구조전지(5)를 일체화하여 구성한 것이다. 여기서 상기 태양전지 패널(4)과 구조전지(5)는 상기 태양전지 패널(4)에 의해 수집된 빛에너지를 구조전지(5)에 전기에너지로 저장할 수 있도록 서로 전기적으로 연결되어 있다.As shown in FIG. 2, the aircraft wing structure according to the first embodiment of the present invention includes a web that is formed by crossing a rib panel and a spar panel, The upper skin 2 and the lower skin 3 covering the upper skin 2 and the lower skin 3. The upper skin 2 is sandwiched between the solar cell 4 and a structural cell in the form of a layered structure 5), and the lower skin (3) is formed by integrating the structural cell (5) in the form of a composite material having the layered structure. The solar cell panel 4 and the
상기 태양전지 패널(4)과 구조전지(5)는 항공기 날개(1a)의 리딩 에지(Leading edge)와 리브(Rib) 사이에는 적용하지 않고 상기 리브(Rib) 이후의 트레일링 에지(Trailing edge) 사이의 상부 스킨 또는 상부 스킨 및 하부 스킨에 적용하여 일체화 한 것이다.The solar cell panel 4 and the
상기 상부 스킨(2)은 층상형의 구조의 복합재 형태로 된 구조전지(5)의 상부에 태양에너지를 가장 효율적으로 사용할 수 있는 태양전지 패널(4)을 부착하여 구성하며, 도 2의 평면도에 도시한 바와 같이, 상기 태양전지 패널(4)은 교차하는 리브(Rib) 패널과 날개보(Spar) 패널의 안쪽마다 각각 배치한다. 상기 하부 스킨(3)은 구조전지(5)의 적층패널과 리브(Rib) 패널 및 날개보(Spar) 패널이 하중 경로(Load Path)가 유지되도록 층상형의 복합재 구조로 설계되어 있어 연속적으로 하중을 지지하는 구조로 되어 있다.The upper skin 2 is constructed by attaching a solar cell panel 4 which can most efficiently use solar energy to the upper part of a
따라서 상기 구조전지(5)는 상부 스킨(2)의 하부 및 하부 스킨(3)을 층상형 구조의 복합재 형태로 적용한 것이다. 즉 도 2의 내부 구조도에 도시한 바와 같이, 망 에지(Web edge)에 세워진 날개보(Spar)의 안쪽의 하부 스킨(3)을 층상형 복합재의 상기 구조전지로 적용하여 제작한 것이다.Therefore, the
이와 같이 본 발명의 제1 실시예에 따른 항공기용 날개 구조물은 항공기 날개(1a)의 상기 상부 스킨(2) 자체를 태양전지 패널(4)과 함께 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재로 제작된 전력 저장 기능을 가진 층상형 복합재 구조전지(5)로 제작한 것이고, 하부 스킨(3) 자체를 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재로 제작된 전력 저장 기능을 가진 층상형 복합재 구조전지(5)로 제작한 것이다.As described above, according to the first embodiment of the present invention, the upper skin 2 of the
도 3은 본 발명의 제2 실시예에 따른 구조전지가 적용될 수 있는 항공기용 날개 구조물을 나타낸 도면 및 날개부 단면도를 도시한 것이다.3 is a cross-sectional view illustrating a wing structure for an aircraft to which a structural battery according to a second embodiment of the present invention can be applied and a wing section.
도 3에 도시한 바와 같이, 기존의 항공기는 날개에 연료를 저장하고 공급하는 시스템으로 되어 있고, 주요 구성은 날개 박스(Wing Box)의 중앙 탱크(Center Tank)(6), 좌우 날개의 메인 탱크(Main Tanks)(7), 날개 끝단의 벤팅(venting) 및 드레인(drain)을 위한 서지 탱크(Surge Tanks)(8)로 되어 있다. 현대의 항공기에서는 구조 경량화를 위해서 대부분 메인 탱크(Main Tank)(7) 등을 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank) 형태로 채택하고 있으며, 여기에 항공기 운항 시에 연료의 슬로싱(Sloshing)에 의해 엔진에 연료공급이 중단되는 것을 방지하기 위하여 엔진 아래, 날개 인보드(inboard) 영역에 콜렉터 탱크(Collector Tank)(9)를 위치시킨다.As shown in FIG. 3, the conventional aircraft is a system for storing and supplying fuel to the wing. The main configuration includes a center tank 6 of a wing box, a main tank 6 of left and right wings, (Main tanks) 7, and surge tanks 8 for venting and draining the wing tips. In modern aircraft, most of the main tanks (7) are used in the form of integral fuel tanks in order to lighten the structure. In this case, during the operation of the aircraft, by sloshing of the fuel, A collector tank 9 is disposed in the inboard area of the engine under the engine to prevent the fuel supply from being interrupted.
항공기 날개에 연료를 저장하고 공급하는 시스템은 항공기의 안정성/안전성 증대에 영향을 주며, 근래의 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank)의 경우에도 연료의 누수 방지를 위해서 패스너(Fastener)가 조립된 볼팅(Bolting)과 리벳팅(Rivetting) 부위에 까다로운 밀봉재(Sealant)의 적용과 다수의 점검판(Access Panel)의 설치가 요구된다.A system for storing and supplying fuel to an aircraft wing affects the stability / safety of the aircraft. In the case of a modern integrated fuel tank, a fastener (bolster) Bolting and riveting require the application of a rigid seal and the installation of multiple access panels.
본 발명의 제2 실시예에 따른 항공기용 날개 구조물에서는 항공기 날개(1b)의 상부 스킨을 태양전지 패널과 층상형 복합재 구조전지로 하고, 하부 스킨을 층상형 복합재 구조전지로 하는 것은 상기한 제1 실시예의 항공기용 날개 구조물과 동일하게 구성한다. 다만 도 3의 단면도에 도시한 바와 같이, 항공기 날개(1b)의 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank)(10) 내부 구조를 상기한 층상형 복합재 형태로 적층하여 구조전지화 한 것이다. 즉 상기 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank) 자체를 상기한 층상형 복합재 구조전지(5a)로 한 것이라 할 수 있다.In the airplane wing structure according to the second embodiment of the present invention, the upper skin of the aircraft wing 1b is made of a solar cell panel and a layered composite structure cell, and the lower skin is made of a layered composite structure cell, The same as the airplane wing structure of the embodiment. However, as shown in the sectional view of FIG. 3, the internal structure of the
이와 같이 본 발명의 제2 실시예에 따른 항공기용 날개 구조물은 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재로 제작된 전력 저장 기능을 가진 층상형 복합재 구조전지를 항공기 날개(1b) 구조 전체에 적용하여 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank)를 대체한 것이다. 또한 항공기 날개(1b)의 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank)를 복합재 구조로 전지화 할 경우, 상기한 슬로싱(Sloshing) 현상을 방지할 수 있으며, 전해질 시스템이 액체이면 상기 슬로싱(Sloshing) 현상을 방지할 수 없지만, 본 발명의 제2 실시예에서는 일체형 연료탱크(Integral Fuel Tank) 자체를 준고체 또는 고체로 하기 때문에 상기 슬로싱(Sloshing) 현상을 방지할 수 있다.As described above, the airplane wing structure according to the second embodiment of the present invention can be applied to a whole structure of an aircraft wing 1b by using a layered composite structure cell having a power storage function and made of a carbon fiber reinforced plastic (CFRP) Tank (Integral Fuel Tank). In addition, when the integral fuel tank of the aircraft wing 1b is batteryized into a composite structure, the sloshing phenomenon can be prevented. When the electrolyte system is liquid, the sloshing phenomenon However, according to the second embodiment of the present invention, since the integral fuel tank itself is made a semi-solid or solid, the sloshing phenomenon can be prevented.
상기한 본 발명의 제2 실시예에 따른 구조전지 복합재를 항공기 날개(1b)의 외피(Outer Skin)와 내부 구조에 적용 시에 외피는 외부 하중을 지지하고, 내피는 내부 하중을 지지하는 동시에 내피와 일체화된 전지는 연료 대신 에너지 저장 기능을 갖게 되어 연료 공급 시스템의 구조를 단순화 할 수 있다. 또한 이로 인한 경량화가 가능하며, 날개의 경량화는 항공기의 공기역학적 특성과 운항 성능 등에 영향을 줄 수 있다. 상술한 바에 의한 본 발명의 제2 실시예에 따른 구조전지 복합재를 항공기 날개(1b)에 적용 시에 이점은 기존의 연료 대신 에너지 저장 기능을 가질 경우, 항공기 주요 구조의 단순화를 통한 안정성 증대와 경량화가 가능하고, 이를 통한 운항 효율의 증대를 예상할 수 있다.When the structural battery composite material according to the second embodiment of the present invention is applied to the outer skin and the inner structure of the aircraft wing 1b, the outer sheath supports the outer load, the inner sheath supports the inner load, The battery integrated with the fuel cell has an energy storage function instead of the fuel, so that the structure of the fuel supply system can be simplified. It is also possible to reduce the weight of the wing, and the weight reduction of the wing can affect the aerodynamic characteristics of the aircraft and the operational performance. The advantage of applying the structural battery composite material according to the second embodiment of the present invention to the aircraft wing 1b is that when the fuel cell has an energy storage function instead of the conventional fuel, the stability of the main structure of the aircraft is simplified, And it is expected that the efficiency of the operation can be increased through this.
한편 본 발명의 제3 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물은 상기 제2 실시예의 항공기용 날개 구조물과 비교하여 태양전지 패널을 제외한 구성이 모두 동일하게 이루어진 것이다. 즉 본 발명의 제3 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에서는 태양전지 패널이 없이 층상형의 구조의 복합재 형태로 된 구조전지만 가지고 상기 날개 구조물을 구성한 것이다. 이와 같이 태양전지 패널이 없기 때문에 항공기 운항에 필요한 연료로 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지에 미리 축전된 전기에너지를 이용하게 된다.The airplane wing structure to which the structural battery according to the third embodiment of the present invention is applied is the same as the airplane wing structure according to the second embodiment except for the solar panel. That is, in the airplane wing structure to which the structure battery according to the third embodiment of the present invention is applied, the wing structure is constituted only by a structural battery having a layered structure without a solar cell panel. Because there is no solar cell panel in this way, the electric energy stored in the layered structure of the structural cell is used as the fuel required for the operation of the aircraft.
상기한 본 발명의 제1 내지 제3 실시예의 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에서와 같이, 구조전지가 날개 구조물에 완전하게 매립되어 하중 지지 기능을 수행하기 위해서는 전기적으로 절연이 필요한 영역이 발생하게 된다.As in the case of the airplane wing structure to which the structure battery of the first to third embodiments of the present invention is applied, in order for the structural battery to be completely embedded in the wing structure to perform the load supporting function, do.
따라서 상기 구조전지의 전기 절연재료로써 구조물 외부의 내부층에는 탄소섬유보다 가볍고 절연특성이 우수하며 고배향성의 결정 구조를 나타냄으로써 재료의 물성 및 구조제어가 용이한 아라미드 섬유(Aramid Fiber)를 사용하고, 구조물 외부의 상기 아라미드 섬유의 외부층에는 탄소섬유에 그래핀 산화물(GO) 코팅하여 최외각 층으로 보호필름을 적층하여 결합한 것을 사용하게 된다. 여기서 탄소섬유는 수분에 강하나 아라미드 섬유는 수분에 취약하므로, 상기 탄소섬유는 구조물 외피에, 상기 아라미드 섬유는 구조물 내부에 나노물질을 코팅하여 절연층으로 활용한다. 다만 상기 탄소섬유는 절연성이 약하므로 이를 보완하기 위해 보호필름을 적층하는 것이 바람직하며, 이러한 보호필름으로는 폴리머 필름과 같은 합성수지 필름을 사용할 수 있다.Therefore, as an electrically insulating material of the structural cell, an inner layer outside the structure is made of aramid fiber which is lighter than carbon fiber, has excellent insulation property and exhibits a highly oriented crystal structure, and is easy to control the physical properties and structure of the material , And the outer layer of the aramid fiber outside the structure is coated with a carbon fiber by graphene oxide (GO), and a protective film is laminated and bonded to the outermost layer. Here, since the carbon fiber is strong against moisture, but the aramid fiber is vulnerable to moisture, the carbon fiber is coated on the outer surface of the structure, and the aramid fiber is coated on the inside of the structure to utilize it as an insulating layer. However, since the carbon fiber has low insulation, it is preferable to laminate a protective film in order to compensate for the insufficiency. As such a protective film, a synthetic resin film such as a polymer film can be used.
도 4는 종래 전지와 본 발명에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 비교를 나타낸 도면이다.4 is a view showing a comparison between a conventional battery and a wing structure for an aircraft to which the structural battery according to the present invention is applied.
도 4에 도시한 바와 같이, 종래 전형적인 전지는 셀(Shell) 위에 전지를 부착하는 방식으로 제작되나, 본 발명의 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에서는 상부 스킨의 경우 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재에 해당하는 셀(Shell) 내부에 전형적인 구조전지가 포함되어, 임베딩(embedding)이 부분적으로 로드 베어링(load bearing)이 된다. 이에 본 발명의 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 상부 스킨의 하부 스킨 구조는 절연 구조의 내측에 다층으로 적층된 단위 셀 전지가 배치되는 패널 형태, 즉 날개 구조물의 상부 스킨의 하부가 패널 형태를 이루게 된다.As shown in FIG. 4, a typical conventional battery is manufactured by attaching a battery to a shell, but in the case of an aircraft wing structure to which the structural battery of the present invention is applied, a carbon fiber reinforced plastic (CFRP) A typical structural cell is included in a shell corresponding to the load cell, and the embedding partly becomes a load bearing. Therefore, the lower skin structure of the upper skin of the airplane wing structure to which the structural battery of the present invention is applied has a panel shape in which the unit cell cells stacked in multiple layers are disposed inside the insulation structure, that is, .
또한 하부 스킨의 경우 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 복합재에 해당하는 셀(Shell) 자체를 개선된 구조전지와 일체화 한 것으로, 그 자체가 로드 베어링(load bearing)이 된다. 이에 본 발명의 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 하부 스킨의 스킨 구조는 셀(Shell)과 함께 다층으로 적층된 단위 셀 전지가 배치되는 패널 형태를 이루게 된다.In the case of the lower skin, the shell, which is a carbon fiber reinforced plastic (CFRP) composite material, is integrated with an improved structural battery, and it becomes a load bearing itself. Accordingly, the skin structure of the lower skin of the airplane wing structure to which the structural battery of the present invention is applied has a panel shape in which a multi-layer stacked unit cell cell is disposed together with a shell.
이와 같이 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 하부 스킨과 태양전지가 적용된 날개 구조물의 상부 스킨으로 구성된 본 발명의 날개 구조물의 제조방법은 도 5에 도시한 바와 같이, 항공기 날개 및 동체 구조, 전기추진 비행기(EAV), 전기차(EV), 인공위성 구조물의 다기능 복합재 구조체 등 하중을 받는 다양한 구조물에 응용이 가능하다. 즉 본 발명은 다양한 분야에 사용될 수 있다. 예를 들면, 초소형 무인항공기 Micro-UAV, 전기추진무인항공기 EAV, 임무형 무인항공기 UAV, 인공위성 탑재체 등의 우주구조물, 로봇, 전기자동차 등 광범위한 분야에 걸쳐 다양한 응용 및 적용이 가능하다.As shown in FIG. 5, the method for manufacturing a wing structure of the present invention, which is composed of a lower skin of an airplane wing structure to which a structural battery is applied and an upper skin of a wing structure to which a solar cell is applied, It can be applied to various structures under load such as airplane (EAV), electric car (EV), and multifunction composite structure of satellite structure. That is, the present invention can be used in various fields. For example, various applications and applications are possible in a wide range of fields such as micro-UAV micro-UAV, electric propulsion unmanned airplane EAV, mission-type UAV UAV, satellite payload and other space structures, robots, and electric vehicles.
또한 전기 자동차의 경우 리튬이온전지 단위 셀(unit cell)을 이용하여 모듈단위의 전지 팩(Battery Pack)으로 제조하여 사용하고 있다. 이를 본 발명의 구조전지 개념으로 대체할 경우, 상당한 시장 창출의 효과가 전망된다.Also, in the case of an electric vehicle, a battery pack of a module unit is manufactured by using a unit cell of a lithium ion battery. If this is replaced by the structural battery concept of the present invention, considerable market creation effects are expected.
또한 기존의 위성체는 구조체에 전자 장비를 부착하는 형태이나, 과학기술위성 3호에 적용된 다기능 복합구조체는 경량화를 위해 구조체에 전자장비를 내장하는 형태이다. 기존의 위성체 내부의 독립적으로 구성된 전기, 전자계, 구조 및 열제어계를 복합재 패널에 내장하여 부피 및 질량 대비 실제 전기. 전자 기능의 비율을 획기적으로 증가시킴과 동시에 공간 효율성을 극대화하고 있다.In addition, existing satellites attach electronic equipment to the structure, but the multifunctional composite structure applied to Science and Technology Satellite No. 3 is equipped with electronic equipment in the structure for light weight. The electric, electromagnetic, structural and thermal control systems of the existing satellites are built in the composite panel, so that the actual electricity versus volume and mass. The ratio of electronic functions is dramatically increased and space efficiency is maximized.
그러나 우주용 리튬이온 전지 셀의 제작을 원하는 국내 사업체의 부재로, 미국 야드니 사의 리튬이온 셀을 이용하고 있다. 이에 본 발명에서 제시하는 구조전지 개념을 국산 과학기술위성 3호와 같은 위성체에 적용 시 이러한 중요 부품의 대외 의존도를 낮추고, 다기능 복합 구조체에 리튬이차전지 개념을 일체화 한 전원 일체 구조로써 시스템 레벨의 다기능성을 극대화 할 수 있으므로 우주용 구조물에서의 높은 활용성과 사업성이 기대된다.However, in the absence of a domestic business that desires to produce space-use lithium ion battery cells, lithium ion cells of Yardney Company of USA are used. Accordingly, when the concept of the structural battery proposed in the present invention is applied to a satellite such as the Korean Science and Technology Satellite No. 3, the external dependency of these important components is lowered, and the power supply integrated structure in which the concept of the lithium secondary battery is integrated with the multifunctional composite structure, Because it can maximize functionality, it is expected to have high utilization and business feasibility in space structure.
상기한 바와 같은 본 발명의 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에 의하면 항공기 날개의 상부 스킨의 태양전지를 통해 태양에너지를 효율적으로 흡수하고 이를 구조전지에 저장하여 이용함으로써, 에너지 절감을 이룰 수 있다는 효과가 있다.According to the airplane wing structure to which the structural battery of the present invention as described above is applied, it is possible to efficiently absorb solar energy through the solar cell of the upper skin of the aircraft wing and store it in the structural battery, .
또한 경량이면서 기계적 하중을 견딜 수 있는 구조전지를 항공기 날개의 하부스킨에 적용함으로써, 항공기 날개에 가해지는 하중을 견딜 수 있으며 기계적인 강도를 유지하여 항공기 날개의 구조적 안정성을 확보할 수 있다는 특징적인 장점이 있다.In addition, by applying a structural battery that can withstand a light weight and mechanical load to the lower skin of an aircraft wing, it can withstand the load applied to the wing of the aircraft and maintain the mechanical strength, thereby securing the structural stability of the wing. .
뿐만 아니라, 전지에 해당하는 구조전지를 항공기 날개 하부 스킨에 설치함으로써, 항공기 내부 공간 효율성을 극대화할 수 있다.In addition, by installing the structural battery corresponding to the battery on the lower skin of the aircraft wing, it is possible to maximize the internal space efficiency of the aircraft.
앞서 설명한 본 발명의 상세한 설명에서는 본 발명의 바람직한 실시 예들을 참조하여 설명하였지만, 해당 기술 분야의 숙련된 당업자 또는 해당 기술 분야에 통상의 지식을 갖는 자라면 후술될 특허 청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 기술 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.While the present invention has been described in connection with what is presently considered to be practical and exemplary embodiments, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments, but, on the contrary, It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims.
1a,1b : 항공기 날개
2 : 상부 스킨
3 : 하부 스킨
4 : 태양전지 패널
5,5a : 구조전지
6 : 중앙 탱크
7 : 메인 탱크
8 : 서지 탱크
9 : 콜렉터 탱크
10 : 일체형 연료탱크1a, 1b: aircraft wing 2: upper skin
3: Bottom skin 4: Solar panel
5,5a: Structure battery 6: Central tank
7: main tank 8: surge tank
9: Collector tank 10: Integrated fuel tank
Claims (11)
상기 태양전지 패널에 의해 수집된 전기에너지를 구조전지에 저장하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.A lower skin of an aircraft wing integrated with an upper skin of an aircraft wing composed of an upper solar cell panel and a structural battery in the form of a composite material of a layered structure of a lower layer and a structural battery of a layered structure,
Wherein the electrical energy collected by the solar cell panel is stored in a structural cell.
층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 일체화 된 항공기 날개의 하부 스킨; 및
상기 상부 스킨과 하부 스킨 사이 공간에 배치되는 층상형 구조의 복합재 형태로 된 구조전지로 구성되어,
상기 태양전지 패널에 의해 수집된 전기에너지를 구조전지에 저장하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.An upper skin of an aircraft wing comprising an upper solar cell panel and a structural cell in the form of a composite of a lower layered structure;
A lower skin of an aircraft wing integrated with a structural cell in the form of a layered structure; And
And a structural battery in the form of a composite material of a layered structure disposed in a space between the upper skin and the lower skin,
Wherein the electrical energy collected by the solar cell panel is stored in a structural cell.
상기 구조전지에 저장된 전기에너지를 항공기의 연료로 공급하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.A space between the upper and lower skins of the aircraft wing and the space between the upper and lower skins is integrated with a structural battery in the form of a layered structure,
Wherein the electric energy stored in the structural battery is supplied as fuel to the aircraft.
상기 태양전지 패널은 항공기 날개의 망(Web)을 형성하는 리브(Rib) 패널과 날개보(Spar) 패널의 안쪽마다 배치되어 구성됨을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.3. The method according to claim 1 or 2,
Wherein the solar cell panel is disposed inside each of a rib panel and a spar panel that form a web of an aircraft wing.
상기 구조전지는 항공기 날개의 날개보(Spar) 패널 이후의 상부 스킨의 하부와 하부 스킨으로 구성됨을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.4. The method according to any one of claims 1 to 3,
Wherein the structural cell comprises a lower skin and a lower skin of an upper skin after a spar panel of an aircraft wing.
상기 상부 스킨의 하부 또는 하부 스킨은 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 내부에 구조전지가 포함되어 일체화 된 스킨패널로 구성됨을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.4. The method according to any one of claims 1 to 3,
Wherein the lower or the lower skin of the upper skin is constituted by a skin panel integrated with a carbon fiber reinforced plastic (CFRP) structure battery.
상기 상부 스킨의 구조전지는 절연을 위해 외부층에 아라미드 섬유로 된 절연재료를 포함하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.4. The method according to any one of claims 1 to 3,
Characterized in that the structural cell of the upper skin comprises an insulating material of aramid fibers in the outer layer for insulation.
상기 상부 스킨의 구조전지는 아라미드 섬유의 외부층에 그래핀 산화물(GO)을 코팅한 탄소섬유를 포함하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.8. The method of claim 7,
Wherein the structural cell of the upper skin comprises carbon fibers coated with graphene oxide (GO) on the outer layer of the aramid fiber.
상기 외부층의 탄소섬유 최외각 층에 절연을 위해 보호필름을 적층하여 결합한 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.9. The method of claim 8,
And a protective film is laminated and bonded to the outermost layer of the carbon fiber of the outer layer for insulation.
상기 구조전지는 단위셀 전지를 적층하여 구성됨을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.4. The method according to any one of claims 1 to 3,
Wherein the structural cell is formed by laminating unit cell cells.
상기 날개 구조물은 인공위성, 전기자동차, 로봇의 하중을 받는 구조물에 적용하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.4. The method according to any one of claims 1 to 3,
Wherein the wing structure is applied to a structure receiving loads of artificial satellites, electric vehicles, and robots.
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20180041423A (en) * | 2016-10-14 | 2018-04-24 | 한국항공우주연구원 | The battery unit and unmanned aircraft airfoil for spa |
| WO2018087213A1 (en) | 2016-11-14 | 2018-05-17 | Politecnico Di Milano | Aircraft with electric batteries, in particular a hybrid aircraft |
| CN109760819A (en) * | 2018-12-24 | 2019-05-17 | 中国兵器工业导航与控制技术研究所 | A kind of structure battery component of aircraft and aircraft |
| CN113955073A (en) * | 2021-10-19 | 2022-01-21 | 西北工业大学 | A filled type battery case structure for aircraft wallboard structure |
| CN115520370A (en) * | 2022-09-22 | 2022-12-27 | 中国商用飞机有限责任公司 | Wing system integrated with power battery module and electric airplane |
| WO2023038318A1 (en) * | 2021-09-13 | 2023-03-16 | 한국항공우주연구원 | Electric propulsion aircraft |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20140079641A (en) | 2012-12-18 | 2014-06-27 | 한국항공우주연구원 | Solar cell wing of unmanned aerial vehicle |
-
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Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20140079641A (en) | 2012-12-18 | 2014-06-27 | 한국항공우주연구원 | Solar cell wing of unmanned aerial vehicle |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR20180041423A (en) * | 2016-10-14 | 2018-04-24 | 한국항공우주연구원 | The battery unit and unmanned aircraft airfoil for spa |
| WO2018087213A1 (en) | 2016-11-14 | 2018-05-17 | Politecnico Di Milano | Aircraft with electric batteries, in particular a hybrid aircraft |
| CN110035953A (en) * | 2016-11-14 | 2019-07-19 | 米兰综合工科大学 | Aircraft with battery, especially hybrid power aeroplane |
| CN109760819A (en) * | 2018-12-24 | 2019-05-17 | 中国兵器工业导航与控制技术研究所 | A kind of structure battery component of aircraft and aircraft |
| WO2023038318A1 (en) * | 2021-09-13 | 2023-03-16 | 한국항공우주연구원 | Electric propulsion aircraft |
| CN113955073A (en) * | 2021-10-19 | 2022-01-21 | 西北工业大学 | A filled type battery case structure for aircraft wallboard structure |
| CN113955073B (en) * | 2021-10-19 | 2023-10-20 | 西北工业大学 | A filled battery case structure for aircraft wallboard structure |
| CN115520370A (en) * | 2022-09-22 | 2022-12-27 | 中国商用飞机有限责任公司 | Wing system integrated with power battery module and electric airplane |
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