KR20230147654A - 배터리 항공기 통합 - Google Patents

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KR20230147654A
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엔젤 플라자
요르그 웨버
악셀 디트리히
게르트 프리치
제이슨 던슨
펠릭스 셰일
아민 아더
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릴리움 게엠베하
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Abstract

본 발명은, 동체(12), 적어도 한 쌍의 날개(14, 16)들, 및 항공기(10)의 전기 시스템에 전원을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하고, 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩(24)을 포함하고, 각 배터리 팩(24)은 다수의 개별 배터리 모듈(26)들을 포함하고, 배터리 모듈들은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링되고, 적어도 하나의 배터리 팩(24)은 동체(12)의 내부 공간(18)을 정의하는 내부 구조 벽(20)과 동체(12)의 외부 페어링 벽(22) 사이에 배치되는, 항공기(10)에 관련된 것이고, 동체(12), 적어도 한 쌍의 날개(14, 16) 및 항공기(10)의 전기 시스템에 전력을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하고, 각 배터리 팩(24)은 다수의 개별 배터리 모듈(26)을 포함한다, 이들은 서로 직접적 또는 간접적으로 결합되고, 동체(12)는 다수의 장착 브래킷(42)을 포함하는 랙 장착 메커니즘(40)을 구비하며, 각각은 배터리 모듈(26) 중 하나를 항공기(10)에 교환 가능하게 장착하기 위한 항공기(10)에 관한 것이고, 동체(12), 적어도 한 쌍의 날개(14, 16) 및 항공기(10)의 전기 시스템에 전력을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하고, 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩(24)을 포함하고, 각각의 배터리 팩(24)은 서로 직접적 또는 간접적으로 결합된 다수의 개별 배터리 모듈(26)을 포함하며, 각각의 배터리 팩(24)은 소정 수의 배터리 모듈(26)을 전기적으로 연결하여 얻어진 가상 배터리 팩(24)인 항공기(10)에 관한 것이다.

Description

배터리 항공기 통합
본 발명은 동체, 적어도 한 쌍의 날개들, 및 항공기의 전기 시스템에 전력을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하는 항공기에 관한 것으로, 여기서 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩을 포함하며, 각 배터리 팩은 서로 직접적 또는 간접적으로 결합된 다수의 개별 배터리 모듈을 포함한다.
일반적으로 배터리 팩들은 다수의 배터리 모듈들로 구성되며, 이는 다시 다수의 배터리 셀들로 구성된다. 배터리 시스템들이 항공기에 포함된 경우(예: 전원 공급), 배터리 팩들에는 작동 환경으로부터 배터리 셀들 및/또는 모듈들을 보호하고 오류 시나리오들에서 배터리 셀 및/또는 모듈들로부터 승객들을 보호하기 위한 특정 기능이 포함되어야 한다. 이러한 기능은 추가 "유용하지 않은 질량(non-useful mass)"의 특성으로 인해 시스템의 유효 에너지 밀도를 감소시킨다. 그러나 이 추가 질량이 감소되어야 한다.
전통적인 항공우주에서는 추진 전원 공급 장치용 배터리 시스템들을 사용하지 않았으므로 이 주제에 관한 선행 기술은 드물다. 그러나 전기 수직 이륙 및 착륙(EVTOL) 항공기를 개시하는 WO 2019/232472 A1은 6개의 분산 배터리 팩 시스템을 제안하며, 각 팩은 각 밀폐형 팩 구조 내에 여러 배터리 모듈을 갖는 밀폐형 구조이다. WO 2019/232472 A1에서는 배터리 팩들이 승객실(compartment)/조종석(cockpit) 아래에 배치(arrange)되지만 주로 항공기 날개에 배치된다. 이러한 배치는 날개 단면에서 상대적으로 큰 수직 치수를 갖는 상당히 두꺼운 날개의 문제를 야기하며, 이는 항공기의 공기 역학에 부정적인 영향을 미칠 수 있다.
자동차 배터리 시스템들의 먼 관련 분야의 선행 기술에서, 배터리 배치의 주제는 일반적으로 모든 배터리 모듈들을 차량 아래의 공통 구조 인클로저(enclosure)(종종 "스케이트보드"라는 용어가 사용됨)에 중앙에 패키징함으로써 해결된다.
그러나 배터리 모듈들을 하나의 팩으로 그룹화하는 것은 여러 인클로저들이 더 높은 질량으로 이어지는 중복 구조 전략이다. 더욱이, 배터리 모듈들의 촘촘한 패킹으로 인해 모듈 간 열폭주 전파를 방지하기 어려워 추가적인 질량이 필요하다.
또한 유지보수 관점에서 배터리 모듈 하나에 결함이 있는 경우, 배터리 팩을 꺼내서 열고, 배터리 모듈을 교체한 다음, 배터리 팩을 다시 닫고 다시 설치해야 하므로, 교체에 상당한 비용이 소요된다. 배터리 팩 자체는 작업자가 다루기에는 너무 무거워서 특수 장비가 필요할 수 있다. 또한, 승객들 아래 및 날개들 내부에 배터리를 배치하는 것은, 배터리 고장으로 인해 화재가 발생할 경우, 승객들이 위험에 노출될 수 있고 승객실 또는 조종석 아래 및 날개 내부에 접근하기가 쉽지 않기 때문에 불리하다. 이 사실은 또한 배터리들 교체와 같은 유지 관리상의 단점을 수반한다.
이러한 배경에 비추어 볼 때, 본 발명은 종래 기술의 문제점을 극복하고, 안전성과 성능 및 유지보수 능력을 충분히 갖추면서도 가능한 한 경량화된 항공기용 배터리 시스템을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명의 제1 양태에 따르면, 본 목적은 동체, 적어도 한 쌍의 날개들 및 항공기의 전기 시스템에 전력을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하는 항공기에 의해 달성되며, 여기서 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩들을 포함하고, 각 배터리 팩은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링된 다수의 개별 배터리 모듈들을 포함하며, 적어도 하나의 배터리 팩은 동체의 내부 공간을 정의하는 내부 구조 벽과 동체의 외부 페어링 벽 사이에 배치된다.
이러한 배치는 작업자와 적어도 하나의 배터리 팩 사이에 항공기 외벽만 존재하기 때문에 외부에서 적어도 하나의 배터리 팩에 접근할 수 있기 때문에 유지 관리가 가능하다. 따라서 대규모 장비 없이도 쉽게 교체가 가능하다. 시스템의 유지보수성이 향상되면 차량 가동 중단 시간(down time)이 단축된다. 특히,동체의 내부 공간은 항공기의 승객실 및/또는 수하물실 및/또는 조종석일 수 있다.
본 발명의 전체 개시에 있어서, 배터리 셀은 배터리가 취할 수 있는 가장 작은 포장 형태를 의미한다. 셀은 에너지를 저장하는 데 적합하며 양극 및 음극 형태의 두 개 이상의 단자를 포함한다. 배터리 모듈은 일반적으로 하우징이나 다른 인클로저와 같은 모듈 구조에서 직렬 또는 병렬로 연결된 여러 셀들로 구성된다. 일반적으로 셀 스택은 하우징에 들어있다. 배터리 팩은 프레임이나 하우징 등의 팩 구조에서 모듈을 서로 연결하여 조립되며 일반적으로 폐쇄형 유닛이나 구조를 구성한다.
본 발명의 바람직한 실시예에서, 동체는 동체를 둘러싸는 외부 페어링 벽과 동체 내에 형성된 내부 공간을 포함할 수 있고, 여기서, 내부 공간은, 그 바닥 부분에서, 복수의 항공기 좌석이 장착되는 바닥 플레이트로서, 바닥 플레이트는 동체의 내부 공간을 아래쪽으로 제한하고, 항공기의 날개 평면에 실질적으로 평행한 바닥면을 정의하는 바닥 플레이트, 및 그 측 및 상부 부분들에서, 동체의 내부 공간을 측방향 및 상향으로 제한하는 내부 구조 벽에 의해 정의될 수 있으며, 적어도 하나의 배터리 팩은 바닥 평면에 직교하는 방향으로, 적어도 부분적으로, 바람직하게는 완전히, 바닥 플레이트 위의 높이에 배치될 수 있다. 따라서, 적어도 하나의 배터리 팩이 항공기 외벽 등에 있는 개구를 통해 외부로부터 쉽게 접근 가능하므로, 특히 배터리 시스템과 관련하여 항공기의 유지보수성이 더욱 향상될 수 있다. 또한, 적어도 하나의 배터리 팩은 배터리 팩을 교체하거나 유지 관리할 때 작업자가 편안하게 접근할 수 있는 지면 위 수직 방향의 높이에 배치된다. 따라서 대규모 장비 없이도 쉽게 교체할 수 있으며 시스템의 유지 관리성이 향상되어 항공기 가동 중단 타임이 단축될 수 있다.
바람직하게는, 배터리 시스템은 적어도 2개의 배터리 팩들을 포함할 수 있으며, 항공기의 종축에 대하여, 동체의 양측 상에서, 배터리 팩들 중 적어도 하나는 동체의 내부 구조 벽과 동체의 외부 페어링 벽 사이에 배치될 수 있다. 동체 양측 상에 배터리 팩들을 배치하면 특히 항공기의 무게 중심을 기준으로 균일한 분포가 가능하다.
본 발명의 바람직한 실시예에서, 배터리 시스템은 복수의 배터리 팩들을 포함할 수 있고, 복수의 배터리 팩들은 2 개의 배터리 팩 그룹들로 분할되고, 항공기의 종축에 대하여, 동체의 양측 상에서, 2 개의 배터리 팩 그룹들 중 하나가 동체의 내부 구조 벽과 동체의 외부 페어링 벽 사이에 배치될 수 있다. 이러한 배치는 항공기의 무게 중심에 대해 균일한 분포를 허용한다. 또한 배터리 팩들을 두 그룹들로 나누면 승객실 아래와 항공기 날개 내부에 배치하는 것보다 시스템 복잡성이 줄어든다. 예를 들어, 배터리 팩이 동체 내부 구조 벽과 동체 외부 페어링 벽 사이에 동체 양측 상에 하나씩 두 그룹들으로 서로 가깝게 배치되므로, 배터리 모듈들 및/또는 배터리 팩들을 연결하는 케이블 길이를 줄일 수 있다. 따라서 더 적은 수의 부품들을 생산해야 하므로 전체 시스템의 비용이 낮아진다.
본 발명의 제 2 양태에 따르면, 인용된 목적은 항공기에 의해 달성되고, 특히 제1 양태에 따르면, 동체, 적어도 한 쌍의 날개들 및 항공기의 전기 시스템에 전력을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함할 수 있으며, 여기서 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩을 포함하고, 각 배터리 팩은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링되는 다수의 개별 배터리 모듈들을 포함하며, 동체에는 다수의 장착 브래킷들을 포함하는 랙 장착 메커니즘이 제공되며, 각각은 배터리 모듈들 중 하나를 항공기에 교환 가능하게 장착하기 위한 것이다.
일반적으로 배터리 모듈들은 팩 레벨 구조로 둘러싸여 있으며, 이는 항공기에 장착된다. 이러한 배터리 팩들은 상당히 크고 무거워서 유지 관리나 교체 시 취급이 어렵다. 그러나, 본 발명의 제2 양태에 따른 배치는 개별 배터리 모듈들에 대한 "빠른 교체" 솔루션이다. 이를 통해 항공기는 운항에 더 많은 시간을 할애하고 유지보수에 소요되는 시간을 줄일 수 있다. 또한 시스템을 더 작은 모듈들로 분할하면 특수 리프팅 장비 없이도 한 명의 작업자가 배터리 모듈을 취급/설치/제거할 수 있다. 결과 시스템은 중첩된 구조가 없기 때문에 가볍다. 셀 선택과 낮은 무게로 인해 고성능 시스템이다. 장애가 단일 모듈에 포함되어 시스템 전체에 전파되지 않으므로 안전하다. 대용량 장비 없이도 단일 배터리 모듈 교체가 가능해 유지관리가 용이하다. 또한 팩을 단일 모듈들/유닛들로 분할하면 항공기 표면에 더 적합하게 되어 사용 가능한 볼륨을 더 잘 활용할 수 있다. 이는 항공기 단면을 줄여 항력을 줄이고 성능을 향상시킨다. 전반적으로 시스템의 유지보수성이 향상되면 차량 가동 중단 시간이 줄어든다. 랙 장착 메커니즘은 배터리 모듈을 항공기에 교환 가능하게 장착하는 데 적합한 임의의 메커니즘일 수 있다. 이러한 맥락에서 "교환 가능하게 장착"이란 배터리 모듈을 항공기에서 개별적으로 제거한 후 다시 설치하거나 다른, 특히 유사하거나 동일한 배터리 모듈로 교체할 수 있음을 의미한다.
본 발명의 바람직한 실시예에서, 배터리 시스템은 배터리 모듈들을 통해 열 전달 유체를 순환시키는 열 관리 시스템을 더 포함할 수 있고, 배터리 모듈들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는, 중공 볼트의 내부 채널을 통해 해당 배터리 모듈 내의 열 전달 유체를 위한 해당 배터리 모듈의 내부 채널 시스템으로부터의 입구 또는 출구를 구성하는 적어도 하나의 중공 볼트를 더 포함할 수 있고, 열 관리 시스템은 중공 스터드의 내부 채널을 통해 해당 배터리 모듈로 또는 해당 배터리 모듈로부터 열 전달 유체를 공급 또는 수용하도록 구성된 적어도 하나의 중공 스터드를 포함할 수 있고, 중공 스터드의 내부 채널은 중공 볼트의 내부 채널에 연결되도록 구성될 수 있고, 중공 스터드의 내부 채널은, 중공 스터드의 연장 방향으로 실질적으로 연장하는 제1 채널 부분, 및 제1 채널 부분에 인접하고, 중공 스터드의 연장 방향과 다른 방향으로, 바람직하게는 중공 스터드의 연장 방향에 대하여 약간 90° 경사된 방향 및/또는 중공 볼트의 연장 방향과 평행한 방향으로, 연장하는 제2 채널 부분을 포함할 수 있고, 및/또는, 중공 볼트의 내부 채널은 중공 볼트의 연장 방향으로 실질적으로 연장하는 제1 채널 부분, 및 제1 채널 부분에 인접하고, 중공 볼트의 연장 방향과 다른 방향으로, 바람직하게는 중공 볼트의 연장 방향에 대하여 약 90° 경사된 방향 및/또는 중공 스터드의 연장 방향에 평행한 방향으로 연장하는 제2 채널 부분를 포함할 수 있다. 따라서, 동체 측 상에는 이미 배터리 모듈을 향한 유체의 회전 또는 편향이 수행될 수 있는 중공 스터드가 제공된다. 이러한 기하학적 구조로 인해 중공 스터드의 내부 채널이 배터리 모듈 측 상에 있는 중공 볼트의 내부 채널과 정렬될 수 있다. 이 배치는 최소한의 부품들로 유체 방향을 변경하는 매우 가벼운 방법을 제공한다. 대안적으로, 위에서 언급한 바와 같이 유체가 중공 볼트의 내부 채널 내에서 편향될 수도 있다.
특히, 배터리 모듈들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는, 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트를 포함할 수 있고, 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트의 각각은 해당 배터리 모듈로부터 반대쪽을 향하는 단부에 환형 커넥터 부분을 구비할 수 있고, 제1 중공 볼트는 해당 배터리 모듈의 내부 채널 시스템에 대한 입구를 구성할 수 있고, 제2 중공 볼트는 각각 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트의 내부 채널을 통해 해당 배터리 모듈의 내부 채널 시스템으로부터의 출구를 구성할 수 있고, 열 관리 시스템은 제1 중공 스터드 및 제2 중공 스터드를 포함하고, 각 중공 스터드는 내부 채널을 구비하고, 내부 채널은 중공 스터드의 연장 방향으로 실질적으로 연장하는 제1 채널 부분 및 제1 채널 부분에 인접하고 중공 스터디의 연장 방향과 다른 방향으로, 바람직하게는 중공 스터드의 연장 방향에 대해 약 90° 경사된 방향으로 배터리 모듈을 향해 연장하는 제2 채널 부분을 포함할 수 있고, 제1 중공 스터드 및 제2 중공 스터드의 내부 채널들을 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트들의 내부 채널들에 각각 연결하도록, 제1 중공 스터드 및 제2 중공 스터드의 단부들은 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트의 환형 커넥터 부분에 각각 수용되도록 구성될 수 있다. 이러한 바람직한 배치에 따르면, 두 가지 기능이 수행될 수 있다. 제1 기능으로, 중공 볼트의 환형 커넥터 부분은 중공 스터드의 끝 부분을 수신하여 배터리 모듈을 동체에 기계적으로 고정하는 역할을 하며, 이는 다시 열 관리 시스템에서 냉각 또는 열 전달 유체를 배터리 모듈에 공급한다. 따라서 제2 기능으로 냉각 중에 냉각 유체용 입구 및 출구 커넥터가 제공될 수 있다.
바람직하게는, 랙 장착 메커니즘은 동체에 관련된 적어도 하나의 장착 프레임을 포함할 수 있고, 배터리 모듈들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는 랙 장착 메커니즘의 장착 프레임에 구비된 적어도 하나의 상보적인 슬라이더 시트에 슬라이딩 가능하게 맞물리는 적어도 하나의 슬라이더 부분을 더 포함하여, 랙 장착 메커니즘의 장착 프레임의 연장 방향을 따라 배터리 모듈의 슬라이딩 동작이 가능하도록 할 수 있다. 동체 측에 안착된 상보적인 슬라이더와 슬라이딩 가능하게 맞물리는 배터리 모듈 측의 슬라이더 부분은 개별 배터리 모듈을 신속하게 교환 가능하게 장착하기 위한 쉬운 방법을 제공한다. 따라서, 항공기의 유지보수가 더욱 단순화되고 개선될 수 있다.
또한, 랙 장착 메커니즘은 동체에 관련된 적어도 하나의 장착 프레임을 더 포함할 수 있으며, 배터리 모듈들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부가 랙 장착 메커니즘에서 적어도 하나의 배터리 모듈을 제 위치에 고정하도록 구성된 적어도 하나의 블라인드 커넥터를 더 포함할 수 있 적어도 하나의 블라인드 커넥터는 바람직하게는 배터리 모듈의 양 측에 제공되는 작은 핀 또는 돌출부의 형태로 구현될 수 있으며, 동체와 관련된 부분의 상보적인 홈과 맞물리도록 구성될 수 있다. 특히 슬라이더 부분과 함께 블라인드 커넥터는 배터리 모듈을 교환 가능하게 장착하기 위한 또 다른 유리한 "빠른 교체" 솔루션을 제공한다. 따라서, 항공기의 유지보수가 더욱 단순화되고 개선될 수 있다.
항공기의 동체에는 배터리 모듈을 항공기에 교환 가능하게 장착할 수 있는 랙 장착 메커니즘이 제공되지만, 배터리 시스템은 배터리 모듈들을 통해 열 전달 유체를 순환시키는 열 관리 시스템을 더 포함할 수 있고, 적어도 다수, 바람직하게는 모든 배터리 모듈들은, 해당 배터리 모듈 내의 열 전달 유체를 위해 해당 배터리 모듈의 내부 채널 시스템에 연결되고, 열 관리 시스템에 연결되도록 된, 유체 유입 커넥터 및 유체 배출 커넥터를 포함할 수 있고, 적어도 다수, 바람직하게는 모든 장착 브래킷들은 각각 해당 배터리 모듈의 유체 입구 및 출구를 위한 대응하는 커넥터를 포함할 수 있다. 따라서 배터리 시스템은특히 랙 장착 메커니즘을 통한 빠른 연결을 사용하여 항공기의 열 관리 시스템에 자동으로 연결될수 있다. 따라서 배터리 모듈 수준의 냉각과 같은 보호 조치를 통합하여 불필요한 구조적 오버헤드(overhead)를 제거할 수 있다. 이는 더 나은 열폭주 안전성으로 이어질 수 있다.
본 발명의 제3 양태에 따르면, 상기 인용된 목적은 특히 제1 양상 및/또는 제2 양상에 따른 항공기에 의해 달성되는데, 항공기는 동체, 적어도 한 쌍의 날개들 및 항공기의 전기 시스템에 전력을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하며, 여기서 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩을 포함하고, 각 배터리 팩은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링된 다수의 개별 배터리 모듈들을 포함하며, 각 배터리 팩들은 소정의 수의 배터리 모듈을 전기적으로 연결하여 얻어진 가상 배터리 팩이다.
즉, 본 발명의 제3 양태에 따르면, 배터리 모듈들은 하우징 등과 같은 팩 레벨 구조에 내장되지 않는다. 따라서, 개별 배터리 팩들이 구조물에 포함되지 않고 항공기 내, 특히 양측 상에 분산되는 분산형 배터리 팩 네트워크가 제공된다. 배터리 팩은 가상으로만 존재한다. 즉, 배터리 모듈들을 전기적으로 연결함으로써만 존재한다. 가상 팩 네트워크는 배터리 모듈 수준에서 모든 보호 조치를 통합하여 불필요한 구조적 오버헤드를 제거한다. 또한, 모듈들 간 장애 전파 방지가 기계적으로 분리되어 있어 더욱 용이한다. 가상 팩 네트워크는 전체 팩은 물론 개별 배터리 모듈들에 대한 "빠른 교체" 솔루션이다. 이를 통해 항공기는 운항에 더 많은 시간을 할애하고 유지보수에 소요되는 시간을 줄일 수 있다. 또한 시스템을 더 작은 모듈들로 분할하면 특수 리프팅 장비 없이도 한 명의 작업자가 배터리 모듈을 취급/설치/제거할 수 있다. 팩을 단일 단위로 분할하면 항공기 표면에 더 적합하게 되어 사용 가능한 볼륨을 더 잘 활용할 수 있다. 이는 항공기 단면을 줄여 항력을 줄이고 성능을 향상시킨다. 결과 시스템은 중첩된 구조가 없기 때문에 가볍다. 셀 선택과 낮은 무게로 인해 고성능 시스템이다. 장애가 단일 모듈에 포함되어 시스템 전체에 전파되지 않으므로 안전하다. 대규모 장비 없이도 단일 모듈이나 배터리팩 교체가 가능해 유지관리가 용이하다.
본 발명의 제1, 제2 및/또는 제3 양태에 따르면, 각각의 배터리 팩들의 배터리 모듈들은 특히 항공기 외부를 향하는 버스 바에 의해 직렬로 전기적으로 연결될 수 있다. 이러한 배치는 유지 관리를 용이하게 한다. 더욱이, 배터리 모듈은 특히 동일하거나 적어도 유사할 수 있다. 이 경우, 모듈들을 설치하기 전에 거꾸로 회전시켜서 모든 모듈들을 전기적으로 직렬로 연결하고 터미널이 항공기 양측 상의 바깥쪽을 향하도록 할 수 있다. 따라서 시스템이 덜 복잡해지고, 모듈 연결에 필요한 케이블 길이를 대폭 줄이는 등 더 적은 부품을 사용할 수 있으며, 전체적으로 가볍고 비용 효율적인 시스템을 구현할 수 있다.
본 발명의 유익한 실시예에서, 각각의 배터리 모듈들은 특정 장착 위치에서 항공기 동체에 개별적으로 고정될 수 있다. 특히 빠른 연결 기능이 있는 랙 장착 메커니즘을 사용할 수 있다.
이 경우, 동체에는 배터리 모듈들 중 하나를 상호 교환적으로 고정하기 위한 다수의 장착 위치들이 제공될 수 있으며, 상기 장착 위치들의 수는 배터리 모듈들의 수보다 커서, 모든 배터리 모듈들이 장착된 상태에서, 적어도 하나의 장착 위치가 비어 있는 상태로 유지되도록 할 수 있다.
고용량 배터리 어셈블리들은 일반적으로 일체형으로 구성되지 않고 다수의 개별 배터리 모듈들로 구성되며, 본 발명에 따른 항공기의 구성에서는 무게 중심을 조정하기 위해 항공기의 동체 내에 위치한 장착 어셈블리의 상이한 장착 위치들에 따라 배치될 수 있다. 일반적으로 항공기에서는 가능한 한 큰 배터리 용량을 갖는 것이 바람직하지만, 본 발명에 따른 항공기에서는 빈 장착 위치들 및/또는 변위 어셈블리가 항공기에 추가 중량을 거의 추가하지 않기 때문에, 배터리 모듈을 재배치하여 항공기의 무게 중심을 조정할 수 있다는 이점이 있으며, 따라서 적용 가능한 경우 장착 어셈블리 내의 빈 장착 위치도 큰 단점 없이 달성할 수 있으며, 빈 장착 위치들이나 변위 어셈블리들이 제공되지 않는 소형 장착 어셈블리와 비교하여 기본적으로 장착 어셈블리와 배터리 모듈들의 전기 용량 단위당 거의 동일한 질량으로 결합할 수 있다는 이점이 있다.
본 발명의 바람직한 실시예에서, 항공기는 전기 추진 유형일 수 있다. 전기 추진형 항공기의 배터리 질량은 항공기 전체 질량의 약 1/3일 수 있다. 따라서, 본 발명에 의해 제공되는 경량 시스템은 전기 추진 방식의 항공기에 매우 유리하게 적용 가능하다.
본 발명의 훨씬 더 바람직한 실시예에서, 항공기는 전기 수직 이착륙 항공기일 수 있다. 전기 수직 이착륙(EVTOL) 항공기는 가능한 한 자주 작동하도록 설계되었기 때문에 배터리 팩/모듈은 일반적인 배터리 전기 자동차(BEV)보다 더 빨리 노후화되고 교체가 더 많이 필요한다. 또한 일반적인 BEV는 전원 공급이 제한되어도 치명적인 오류가 발생하지 않는 반면, EVTOL 항공기는 오류로 인해 전원을 사용할 수 없는 경우 착륙할 수 없기 때문에 배터리 모듈의 안전 중요성은 더욱 심각한다. 따라서, 본 발명은 EVTOL 항공기에 매우 유리하게 적용 가능하다.
이제 본 발명의 바람직한 실시예들이 도면들을 참조하여 더욱 상세하게 설명될 것이다.
도 1는 본 발명의 바람직한 실시예들에 따른 항공기의 사시도를 도시한다.
도 2는 도 1의 항공기의 평면도를 도시한다.
도 3은 도 1의 항공기의 측면도를 도시한다.
도 4는 도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 항공기에 포함된 배터리 시스템의 배터리 모듈의 사시도를 나타낸다.
도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 항공기의 동체에 의해 구성된 랙 장착 메커니즘의 사시도를 도시한다.
도 6은 본 발명의 제2 실시예에 따른 항공기에 의해 구성된 배터리 시스템의 배터리 모듈의 사시도를 도시한다.
도 7은 도 7의 배터리 모듈의 추가 투시도를 도시한다.
도 8은 본 발명의 제2 실시예에 따른 배터리 시스템의 열 관리 시스템의 중공 스터드의 단면도를 도시한다.
도 1에서, 본 발명의 제1 실시예에 따른 항공기는 일반적으로 참조 번호 10으로 지칭되며, 동체(12)와 제1 쌍의 날개(14) 및 제2 쌍의 날개(16)를 포함한다. 날개들에는 다수의 엔진들이 부착될 수 있다. 항공기(10)는 예를 들어, 엘리베이터 또는 랜딩 기어(도시되지 않음)와 같이 종래의 항공기에서 알려진 다른 컴포넌트들을 더 포함할 수 있다. 외부 페어링 벽(22)이 동체(12)를 둘러싸고, 동체(12) 내부에 적어도 한 사람, 예를 들어 조종사 및/또는 하나 또는 여러 명의 승객을 수용하기 위한 내부 공간(18)이 형성된다. 특히, 내부 공간(18)은 조종석(18a), 승객실(18b) 및 수하물실(18c)로 구분될 수 있다. 내부 구조 벽(20)은 내부 공간(18)을 에워싼다.
동체(12)의 길이 방향은 항공기(10)의 진행 방향(X)을 정의한다. 스팬 방향 또는 Y 방향은 진행 방향 X에 직교하고 날개 평면에 평행한 방향이다. VTOL 항공기의 경우 설정된 방향인 수직축은 X 방향 및 Y 방향에 직교, 즉 날개 평면에 직교하도록 정의된다. 날개 평면 또는 XY 평면은 도 2의 도면 평면이다. XZ 평면은 도 3의 도면 평면이다.
항공기(10)는 항공기(10)의 전기 시스템에 전력을 제공하기 위한 배터리시스템을 더 포함한다. 본 발명의 바람직한 실시예에 따르면, 항공기(10)는 수직 이착륙 항공기이므로, 배터리 시스템은 항공기(10)의 추진을 위한 전력을 제공하도록 구성될 수 있다.
배터리시스템은 적어도 하나의 배터리 팩(24)을 포함하고, 각각의 배터리 팩(24)은 특히 직렬로 연결된 다수의 개별 배터리 모듈(26)들을 포함한다(예를 들어 도 3 참조).
도 2에서 더 잘 볼 수 있듯이, 배터리시스템은 복수의 배터리 팩(24)들을 포함한다. 본 발명에서, 배터리 팩(24)들은 특히 가상 배터리 팩(24)이며, 이는 여러 배터리 모듈(26)들을 전기적으로 연결함으로써만 팩이 존재한다는 것을 의미한다. 이러한 가상 배터리 팩(24)은 단일 모듈(26)들을 둘러싸는 어떠한 하우징이나 팩 구조도 포함하지 않는다. 단일 배터리 모듈(26)들은 도 4를 참조하여 후술하는 바와 같이 항공기(10)에 차례로 장착된다.
복수의 배터리 팩(24)들은 2 개 그룹들의 배터리 팩(24l, 24r)들로 분할될 수 있다. X 방향에 평행한 항공기(10)의 종축(L)에 대해, 동체(12)의 양측 상에서, 2 개 그룹들의 배터리 팩(24l, 24r)들 중 하나가 동체(12)의 내부 구조 벽(20)과 동체(12)의 외부 페어링 벽(22) 사이에 배치된다.
본 발명의 바람직한 실시예들에서, 각각의 그룹(24l, 24r)은 6개의 배터리 팩(24)들을 포함한다. 제1 내지 제4 배터리 팩(24)들은 승객실(18b) 옆에 배치되고, 제5 및 제6 배터리 팩(24)들은 수하물실(18c) 옆에 배치되며, 유지보수를 위해 외부에서 쉽게 접근할 수 있도록 한 쌍의 날개(14)들 아래에 배치하는 것이 바람직하다(도 1 또는 도 3 참조). 본 발명의 바람직한 실시예에서, 배터리 팩(24)들의 그룹(24l, 24r)들은 동체(12)의 양측 상에 종축(L)에 대해 실질적으로 대칭적으로 배치된다. 도시된 예에서, 제1 팩은 Z 방향에서 제2 팩 위에 배치된다. 제1 및 제2 팩들은 진행 방향 또는 X 방향의 전방에 배치된다. 제3 팩들은 Z 방향으로 제4 팩들보다 위쪽에 배치되고, 제3 및 제4 팩들은 X 방향으로 더 뒤쪽에 배치된다. 이에 인접하여, 제5 팩들과 제6 팩들은 X방향으로 나란히 배치되고, 제6팩은 X방향 후방 위치에 배치된다. 이 예에서, 각각의 가상 배터리 팩(24)은 2x3 어레이로 배치된 6개의 배터리 모듈(26)들을 포함할 수 있다.
도 3은 항공기(10)의 측면도로서, 특히 배터리 팩(24)과 하나의(왼쪽 방향에서) 배터리 팩 그룹(24l)의 모듈(26)의 배치 및 전기 연결을 도시한 도면이다. 전술한 바와 같이, 다른(오른쪽) 그룹(24r)은 특히 종축(L)에 대해 그룹(24l)과 대칭적일 수 있지만, 배터리 모듈(26)들이 거꾸로 장착되어 단자들이 외부를 향하도록 하여 동일한 모듈들을 사용할 수 있어 유지보수 및/또는 교체가 용이하다는 점을 제외하면, 동일한 모듈들이 거꾸로 장착될 수 있다. 도 3에서, 양극 팩 커넥터는 플러스 기호로 표시되고 음극 팩 커넥터는 원 안의 마이너스 기호로 표시된다. 파이로퓨즈와 배터리 관리 마스터의 위치는 파이로퓨즈 기호로 표시된다. 볼 수 있는 바와 같이, 분산형 전원 분배 유닛(28)들은 날개(14)들과 후방 배터리 팩(24l)들의 Z 방향 아래 및 트렁크(18c)의 Y 방향 옆에 배치된다.
동체(12)는 외부 페어링 벽(22)에 의해 둘러싸여 있고 내부 공간(18)은 동체(12) 내에 형성된다. 내부 공간(18)의 바닥 부분에는 항공기(10)의 날개 평면(XY)과 실질적으로 평행하게 연장하는 바닥 평면(P)을 정의하고 내부 공간(18)을 Z 방향 아래쪽으로 제한하는 바닥 플레이트(60)가 배치될 수 있다. 내부 공간(18)의 바닥 플레이트(60)에는 다수의 항공기 좌석(70)들, 예를 들어 조종석(18a)내에 1개 또는 2개의 조종사의 좌석(70)들과 승객실(18b) 내에 다수의 승객의 좌석(70)들이 장착될 수 있다. 내부 공간(18)의 상부 부분들 측에서, 내부 구조 벽(20)은 Y 방향으로 측방향으로 그리고 Z 방향으로 상향으로 동체(12)의 내부 공간(18)을 제한한다.
도 3에서 볼 수 있는 바와 같이, 적어도 하나의 배터리 팩(24)은 적어도 부분적으로, 바람직한 실시예에서는 완전히, 바닥 평면(P)에 직교하는 Z 방향으로 바닥 플레이트(60) 상부의 높이에 배치되어, 예를 들어 배터리 팩(24)의 교환 가능성 관점에서 항공기(10)의 배터리 시스템의 유지보수를 용이하게 한다.
도 4는 본 발명의 제1 실시예에 따른 배터리 모듈(26)들 중 하나를 도시한다. 배터리 모듈(26)은 튜브형 인클로저(30), 전방 단부 플레이트(30a) 및 후방 단부 플레이트(30b)로 형성된 하우징을 포함하며, 2개의 단부 플레이트들은 인클로저(30)의 전방 개구와 후방 개구를 폐쇄한다. 하우징에는 셀 스택이 수용될 수 있다.
냉각 및/또는 가열을 위해, 하우징(30) 내의 배터리 모듈(26)에 내부 채널 시스템이 제공될 수 있다. 내부 채널 시스템은 배터리 모듈(26)을 외부 열 관리 시스템에 연결하기 위한 유체 커넥터 배치에 양 단부들이 연결될 수 있다. 내부 채널 시스템을 유체 커넥터 배치의 유체 입구 커넥터(34) 및 유체 출구 커넥터(36)에 연결하기 위해 두 개의 유체 라인이 전방 플레이트(30a)에 내장되어 있다.
도 4에도 도시된 바와 같이, 배터리 모듈(26)을 항공기(10) 상에 위치시키고 고정하기 위해, 항공기(10)의 장착 브래킷(42)의 원통형 장착 핀(50)을 위한 가이드 레일(도시되지 않음)이 전방 엔드 플레이트(30a)에, 예를 들어 그 하부에 제공될 수 있고, 추가 장착 브래킷(48)의 장착 플레이트(51)를 위한 유사한 가이드 레일(32)이 후방 엔드 플레이트(30b)에, 예를 들어 그 상부에 제공될 수 있다.
장착 브래킷(42, 48)은 각 장착 브래킷(42, 48)들을 항공기 동체에 제공된 대응 장착 구조(미도시)에 고정하기 위해 적합한 패스너가 통과될 수 있는 구멍(52o)들을 갖는 고정 플레이트(52)를 포함할 수 있다. 장착 플레이트(51)를 후방 엔드 플레이트(30b)에 고정하기 위해, 예를 들어, 가이드 레일(32) 내에 삽입되고 가이드 레일(32)을 넘어 돌출된 장착 플레이트(51)의 원위 단부 부분에 제공된 구멍(199)을 통해 간단한 R-핀(도시되지 않음)을 삽입할 수 있다.
장착 브래킷(42)은 또한 배터리 모듈(26)에 제공된 유체 커넥터(34, 36)들과 커플링되도록 된 자체 밀봉 및 바람직하게는 드리플리스(dripless) 푸시-투(push-to) 커넥트 카운터-커넥터(44, 46)들을 더 포함한다. 입구와 출구(44h, 46h)들은 항공기(10)의 열 관리 시스템으로 이어진다.
가이드 레일들과 푸시-투-커넥트 유체 커넥터(34, 36)들은 서로 평행하게 배치되어 배터리 모듈(26)을 해당 방향을 따라 해당 장착 브래킷들에 밀어 넣음으로써 배터리 모듈(26)을 항공기에 부착하고 동시에 열 관리 시스템에 연결할 수 있도록 한다.
원통형 장착 핀(50)이 매우 정밀하기 때문에, 유체 커넥터(34, 36)들과 대응하는 카운터-커넥터(44, 46)들 사이의 연결이 올바르게 수행될 수 있다. 그러면, 모든 공차 스택 업은 장착 플레이트(51)와 배터리 모듈(26) 후방의 해당 가이드 레일(32) 사이의 유격에 의해 보상된다. 추가적으로, 장착 브래킷(42) 상에 제공된 카운터-커넥터(44, 46)들은 공차를 보상하기 위해 부동 기능을 가질 수 있다.
더욱이, 원통형 장착 핀(50)과 전방 단부 플레이트(30a)에 제공된 대응 가이드 레일 사이의 회전 자유도 및 장착 플레이트(51)와 가이드 레일(32) 사이의 유격은 비행 하중, 이 경우 동체 구조의 굽힘 및 전단 변형이 가해질 때 동체의 굽힘 모드들로부터 모듈을 분리하는 역할을 한다.
도 5 내지 도 8은 본 발명의 추가 실시예 또는 적어도 그 일부에 따른 랙 장착 메커니즘(140) 및 배터리 모듈(126)을 도시한다.
이하, 본 발명의 추가(제2) 실시예는 주로 제1 실시예와 다른 범위 내에서만 보다 상세하게 설명될 것이다. 그렇지 않으면, 위에 제공된 제1 실시예의 설명을 참조한다. 또한, 도 1 내지 도 3에서, 제2 실시예에 따른 배터리 모듈(126)은 제1 실시예에 따른 배터리 모듈을 대체할 수 있으며 참조 부호(26)로 표시됨을 유의하여야 한다.
도 5는 본 발명의 제2 실시예에 따른 항공기(10)의 동체(12)를 포함하는 랙 장착 메커니즘(140)을 도시한다. 랙 장착 메커니즘(140)은 바람직하게는 장착 레일들 및 복수의 배터리 모듈(126)을 수용하기 위한 복수의 장착 브래킷들을 갖는 2개의 대향하는 장착 프레임(140A, 140B)들을 포함한다. 예시적으로, 배터리 모듈(126)들 중 하나가 장착 프레임(140a, 140b)들에 장착된 상태로 도시된다.
도 6은 본 발명의 제2 실시예에 따른 배터리 모듈(126)들 중 하나를 도시한다. 배터리 모듈(126)은 또한 튜브형 인클로저(130), 전방 단부 플레이트(130a) 및 후방 단부 플레이트(130b)로 형성된 하우징을 포함하며, 2개의 단부 플레이트들은 인클로저(130)의 전방 개구 및 후방 개구를 폐쇄한다. 하우징에는 셀 스택이 수용될 수 있다.
냉각 및/또는 가열을 위해, 하우징(130) 내의 배터리 모듈(126) 내에 내부 채널 시스템이 제공될 수 있다. 내부 채널 시스템은 배터리 시스템의 외부 열 관리 시스템과 연결될 수 있다. 이러한 연결은 제1 중공 볼트(134) 및 제2 중공 볼트(136)에 의해 실현될 수 있으며, 이는 배터리 모듈(126)의 전방 단부 플레이트(130a)에 배치될 수 있다. 제1 중공 볼트(134)는 배터리 모듈(126)의 내부 채널 시스템에 대한 입구로서 기능하는 내부 채널(135)을 포함할 수 있고, 제2 중공 볼트(136)는 배터리 모듈(126)의 내부 채널 시스템으로부터 출구로서 기능하는 내부 채널을 포함할 수 있다. 따라서, 열 관리 시스템은 제1 중공 볼트(134)의 내부 채널(135)을 통해 배터리 모듈(126)의 내부 채널 시스템에 열 전달 유체를 공급할 수 있고, 열 전달 유체는 제2 중공 볼트(136)의 내부 채널을 통해 배출되거나 그 반대의 경우도 가능하다.
특히, 열 전달 유체는 열 관리 시스템으로부터 제1 중공 볼트의 내부 채널을 통해 배터리 모듈(126)의 상부에 배치된 상부 냉각 플레이트(도시되지 않음)의 내부 채널들로 전달되고, 이어서 바이패스 라인(138)을 통해 배터리 모듈(126)의 하부에 배치된 하부 냉각 플레이트의 내부 채널들로 전달된 후, 제2 중공 볼트의 내부 채널을 통해 배터리 모듈(126)로부터 다시 열 관리 시스템으로 전달될 수 있다.
도 7에서 볼 수 있는 바와 같이, 본 발명의 제2 실시예에 따른 배터리 모듈(126)은, 바람직하게는 배터리 모듈(126) 하우징(130)의 후방 단부 플레이트(130b)로부터 돌출되는 슬라이더 탭(151) 형태의 슬라이더 부분(151)을 더 포함할 수 있다. 탭(151)은 장착 프레임(140a)의 연장 방향을 따라 배터리 모듈(126)의 슬라이딩 운동을 허용하도록 랙 장착 메커니즘(140)의 장착 프레임(140a)들 중 하나에 제공된 상보적인 슬라이더 안착과 슬라이딩 가능하게 결합할 수 있다.
또한, 배터리 모듈(126)은 적어도 하나의 블라인드 커넥터(152)를 더 포함할 수 있으며, 본 실시예에서는 2개의 블라인드 커넥터(152)들이 배터리 모듈(126) 하우징(130)의 후면에 배치되고 랙 장착 메커니즘(140)에 배터리 모듈(126)을 제자리에 고정하도록 구성된다. 블라인드 커넥터(152)들은 동체 측의 상보적인 홈들과 맞물리도록 구성된 작은 핀들 또는 돌출부(152)들의 형태로 구현되는 것이 바람직하며, 특히 장착 프레임(140a, 140b)들 중 하나 또는 둘 모두에 제공되거나 랙 장착 메커니즘(140)의 다른 요소에 제공될 수 있다.
도 8을 참조하여, 열 관리 시스템과 배터리 모듈(126) 사이의 연결, 특히 배터리 모듈(126)에 제공된 중공 볼트(134, 136)들이 설명될 것이다. 도 8은 중공 볼트(134)와 연결될 중공 스터드(144)의 단면도를 도시한다. 열 전달 유체는 열 관리 시스템으로부터 나오는 호스(160)를 통해 중공 스터드(144)의 내부 채널(145)로 공급된다.
내부 채널(145)은 호스(160)에 인접하고 실질적으로 중공 스터드(144)의 연장 방향(S)으로 연장하는 제1 채널 부분(145a)을 포함할 수 있다. 제1 채널 부분(145a)에 인접하게, 중공 볼트(134)의 연장 방향(B)으로 배터리 모듈(126)을 향해 연장하는 제2 채널 부분(145b)이 마련될 수 있다. 특히, 중공 스터드 볼트의 연장 방향(B) 및 이에 따른 제2 채널 부분(145b)의 연장 방향은 중공 스터드(144)의 연장 방향(S)에 대해 대략 90°기울어질 수 있다.
따라서, 배터리 모듈(126)을 향한 열 전달 유체의 회전은 이미 중공 스터드(144)에서, 특히 내부 채널(145)의 제1 채널 부분(145a)와 제2 채널 부분(145b) 사이의 전이부에서 발생할 수 있다. 따라서, 스터드(144)의 내부 채널(145)의 경사는 스터드 구멍이 배터리 모듈(126)의 볼트(134)의 구멍과 정렬되도록 허용한다.
또는, 중공 스터드(144)의 내부 채널(145) 대신에, 중공 볼트(134, 136)의 내부 채널(135)은 서로 다른 연장 방향을 갖는 2개의 채널 부분들을 포함할 수 있으며, 특히 중공 볼트(134, 136)의 내부 채널(135) 내에서 유체를 편향 또는 회전시키기 위해 서로에 대하여 기울어져 있을 수 있다. 그러나 중공 스터드(144) 내에 이미 유체가 회전하는 것이 바람직하다.
도 6을 다시 참조하면, 배터리 모듈(126)의 제1 및 제2 중공 볼트(134, 136)들은 각각 배터리 모듈(126)로부터 돌출하는 단부 부분(134e, 136e)들에 환형 커넥터 부분(134a, 136a)을 포함할 수 있다. 이들 환형 커넥터 부분(134a, 136a)은 제1 및 제2 중공 스터드(144)의 각각의 단부 부분(144e)들을 수용하도록 구성될 수 있다. 다만, 제1 중공 스터드(144)만 도시되었으나, 제2 중공 스터드(144)의 구조는 제1 중공 스터드(144)와 동일할 수도 있다.
이러한 방식으로, 열 관리 시스템으로부터 열 전달 유체를 공급하는 중공 스터드(144)는 배터리 모듈(126), 특히 중공 볼트(134, 136)들의 환형 커넥터 부분(134a, 136a)들에 연결될 수 있고, 또한 제1 중공 스터드(144)의 내부 채널(145), 특히 경사 제2 채널부(145B)는 제1 중공 볼트(134)의 내부 채널(135)에 연결될 수 있고, 제2 중공 스터드의 내부 채널은 제2 중공 볼트(136)의 내부 채널(135)에 연결될 수 있다.
따라서, 본 발명의 제2 실시예에 따라 사용되는 열 관리 시스템과 배터리 모듈(126) 사이의 연결부는, 첫째, 동체(12)에 대한 배터리 모듈(126)의 기계적 고정 역할을 하고, 둘째, 냉각 시에는 열 전달 유체의 입구 및 출구 역할을 한다.

Claims (16)

  1. 동체(12), 적어도 한 쌍의 날개(14, 16)들, 및 항공기(10)의 전기 시스템에 전원을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하고,
    - 상기 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩(24)을 포함하고,
    - 각 배터리 팩(24)은 다수의 개별 배터리 모듈(26)들을 포함하고, 배터리 모듈들은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링되고,
    - 적어도 하나의 배터리 팩(24)은 상기 동체(12)의 내부 공간(18)을 정의하는 내부 구조 벽(20)과 상기 동체(12)의 외부 페어링 벽(22) 사이에 배치되는, 항공기(10).
  2. 제1항에 있어서,
    - 상기 동체(12)는 상기 동체(12)를 둘러싸는 상기 외부 페어링 벽(22)과 상기 동체(12) 내에 형성되는 내부 공간(18)을 포함하며,
    상기 내부 공간(18)은,
    상기 내부 공간(18)의 바닥 부분에, 복수의 항공기 좌석(70)들이 장착되는 바닥 플레이트(60)로서, 상기 바닥 플레이트(60)는 상기 동체(12)의 내부 공간(18)을 아래쪽으로 제한하고, 상기 항공기(10)의 날개 평면(XY)에 실질적으로 평행한 바닥 평면( P)을 정의하는, 바닥 플레이트(60); 및
    상기 내부 공간(18)의 측 및 상부 부분들에서, 상기 동체(12)의 상기 내부 공간(18)을 측방향 및 상향으로 제한하는 상기 내부 구조 벽(20);
    에 의해 정의되고,
    - 적어도 하나의 배터리 팩(24)은, 상기 바닥 평면(P)에 직교하는 방향(Z)으로, 적어도 부분적으로, 바람직하게는 완전히, 상기 바닥 플레이트(60) 위의 높이에 배치되는, 항공기(10).
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 배터리 시스템은 적어도 2 개의 배터리 팩(24)을 포함하고,
    상기 항공기(10)의 종축(L)에 대하여, 상기 동체(12)의 양측 상에서, 상기 배터리 팩(24)들 중 적어도 하나가 상기 동체(12)의 상기 내부 구조 벽(20)과 상기 동체(12)의 상기 외부 페어링 벽(22) 사이에 배치되는, 항공기(10).
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 배터리 시스템은 복수의 배터리 팩(24)들을 포함하며, 상기 복수의 배터리 팩(24)들은 2 개의 배터리 팩 그룹(24l, 24r)들로 분할되고,
    상기 항공기(10)의 종축(L)에 대하여, 상기 동체(12)의 양측 상에서, 2 개의 배터리 팩 그룹(24l, 24r)들 중 하나가 상기 동체(12)의 상기 내부 구조 벽(20)과 상기 동체(12)의 상기 외부 페어링 벽(22) 사이에 배치되는, 항공기(10).
  5. 특히 제1항 내지 제 4항 중 어느 한 항에 따른, 항공기(10)에 있어서,
    동체(12), 적어도 한 쌍의 날개(14, 16)들, 및 상기 항공기(10)의 전기 시스템에 전원을 공급하기 위한 배터리 시스템을 포함하고,
    - 상기 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩(24)을 포함하고,
    - 각 배터리 팩(24)은 다수의 개별 배터리 모듈(26; 126)들을 포함하고, 상기 배터리 모듈(26)들은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링되어 있고,
    - 상기 동체(12)는 다수의 장착 브래킷(42; 142)들을 포함하는 랙 장착 메커니즘(40; 140)을 구비하며, 각각의 랙 장착 메커니즘(40; 140)은 상기 배터리 모듈(26; 126)들 중 하나를 상기 항공기(10)에 교환 가능하게 장착하는,
    항공기(10).
  6. 제5항에 있어서,
    상기 배터리 시스템은 상기 배터리 모듈(126)들을 통해 열 전달 유체를 순환시키는 열 관리 시스템을 더 포함하고,
    상기 배터리 모듈(126)들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는, 중공 볼트(134, 136)의 내부 채널(135)을 통해 해당 배터리 모듈(126) 내의 열 전달 유체를 위한 해당 배터리 모듈(126)의 내부 채널 시스템으로부터의 입구 또는 출구를 구성하는 적어도 하나의 중공 볼트(134, 136)를 더 포함하고,
    상기 열 관리 시스템은 중공 스터드(144)의 내부 채널(145)을 통해 해당 배터리 모듈(126)로 또는 해당 배터리 모듈(126)로부터 상기 열 전달 유체를 공급 또는 수용하도록 구성된 적어도 하나의 중공 스터드(144)를 포함하고,
    상기 중공 스터드(144)의 상기 내부 채널(145)은 상기 중공 볼트(134, 136)의 상기 내부 채널(135)에 연결되도록 구성되고,
    상기 중공 스터드(144)의 내부 채널(145)은, 상기 중공 스터드(144)의 연장 방향(S)으로 실질적으로 연장하는 제1 채널 부분(145a), 및 상기 제1 채널 부분(145a)에 인접하고, 상기 중공 스터드(144)의 상기 연장 방향(S)과 다른 방향(B)으로, 바람직하게는 상기 중공 스터드(144)의 상기 연장 방향(S)에 대하여 약간 90° 경사된 방향 및/또는 상기 중공 볼트(134, 136)의 상기 연장 방향(B)과 평행한 방향(B)으로, 연장하는 제2 채널 부분(145b)을 포함하고,
    및/또는
    상기 중공 볼트(134, 136)의 상기 내부 채널(135)은 상기 중공 볼트(134, 136)의 연장 방향으로 실질적으로 연장하는 제1 채널 부분, 및 상기 제1 채널 부분에 인접하고, 상기 중공 볼트(134, 136)의 상기 연장 방향과 다른 방향으로, 바람직하게는 상기 중공 볼트(134, 136)의 상기 연장 방향에 대하여 약 90° 경사된 방향 및/또는 상기 중공 스터드의 상기 연장 방향에 평행한 방향으로 연장하는 제2 채널 부분을 포함하는, 항공기(10).
  7. 제6항에 있어서,
    상기 배터리 모듈(126)들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는, 상기 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트(134, 136)를 포함하고, 상기 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트의 각각은 해당 배터리 모듈(126)로부터 반대쪽을 향하는 단부(134e, 136e)에 환형 커넥터 부분(134a, 136a)을 구비하고, 상기 제1 중공 볼트(134)는 해당 배터리 모듈(126)의 상기 내부 채널 시스템에 대한 입구를 구성하고, 상기 제2 중공 볼트(136)는 각각 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트(134, 136)의 내부 채널(135)을 통해 해당 배터리 모듈(126)의 내부 채널 시스템으로부터의 출구를 구성하고,
    상기 열 관리 시스템은 제1 중공 스터드 및 제2 중공 스터드(144)를 포함하고, 각 중공 스터드(144)는 내부 채널(145)을 구비하고, 상기 내부 채널은 상기 중공 스터드(144)의 연장 방향(S)으로 실질적으로 연장하는 제1 채널 부분(145a) 및 상기 제1 채널 부분(145a)에 인접하고 상기 중공 스터디의 연장 방향(S)과 다른 방향(B)으로, 바람직하게는 상기 중공 스터드(144)의 연장 방향(S)에 대해 약 90° 경사된 방향(B)으로 배터리 모듈(162)을 향해 연장하는 제2 채널 부분(145b)을 포함하고,
    상기 제1 중공 스터드 및 상기 제2 중공 스터드(144)의 상기 내부 채널(145)들을 상기 제1 중공 볼트 및 상기 제2 중공 볼트(134, 136)들의 상기 내부 채널(135)들에 각각 연결하도록, 상기 제1 중공 스터드 및 제2 중공 스터드(144)의 단부(144e)들은 상기 제1 중공 볼트 및 제2 중공 볼트(134, 136)의 환형 커넥터 부분(134a, 136a)에 각각 수용되도록 구성되는, 항공기(10).
  8. 제5항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 랙 장착 메커니즘(140)은 상기 동체(12)에 관련된 적어도 하나의 장착 프레임(140a, 140b)을 포함하고,
    상기 배터리 모듈(126)들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는 상기 랙 장착 메커니즘(140)의 상기 장착 프레임(140a, 140b)에 구비된 적어도 하나의 상보적인 슬라이더 시트에 슬라이딩 가능하게 맞물리는 적어도 하나의 슬라이더부(151)를 더 포함하여, 상기 랙 장착 메커니즘(140)의 상기 장착 프레임(140a, 140b)의 연장 방향을 따라 상기 배터리 모듈(126)의 슬라이딩 동작이 가능하도록 하는, 항공기(10).
  9. 제5항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 랙 장착 메커니즘(140)은 상기 동체(12)에 관련된 적어도 하나의 장착 프레임(140a, 140b)을 포함하고,
    상기 배터리 모듈(126)들 중 적어도 하나, 바람직하게는 전부는 상기 랙 장착 메커니즘(140)에서 적어도 하나의 상기 배터리 모듈(126)을 제 위치에 고정하도록 구성된 적어도 하나의 블라인드 커넥터(152)를 더 포함하는, 항공기(10).
  10. 제5항에 있어서,
    - 상기 배터리 시스템은 상기 배터리 모듈(26)들을 통해 열 전달 유체를 순환시키는 열 관리 시스템을 더 포함하고,
    - 적어도 다수, 바람직하게는 모든 배터리 모듈(26)들은, 해당 배터리 모듈(26) 내의 열 전달 유체를 위해 해당 배터리 모듈(26)의 내부 채널 시스템에 연결되고, 상기 열 관리 시스템에 연결되도록 된, 유체 유입 커넥터(34) 및 유체 배출 커넥터(36)를 포함하고
    - 적어도 여러 개, 바람직하게는 모든 장착 브래킷(42)들은 각각 해당 배터리 모듈(26)의 유체 입구 및 출구(34, 36)들을 위한 대응하는 커넥터(44, 46)를 포함하는, 항공기(10).
  11. 특히 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 따른, 항공기(10)에 있어서,
    동체(12), 적어도 한 쌍의 날개(14, 16)들 및 항공기의 전기 시스템에 전원을 공급하기 위한 배터리 시스템(10)을 포함하고,
    - 상기 배터리 시스템은 적어도 하나의 배터리 팩(24)을 포함하고,
    - 상기 배터리 팩(24)들의 각각은 다수의 개별 배터리 모듈(26)들로 구성되며, 배터리 모듈들은 서로 직접적 또는 간접적으로 커플링되고,
    - 상기 배터리 팩(24)들의 각각은 소정의 개수의 상기 배터리 모듈(26)을 전기적으로 연결하여 얻은 가상 배터리 팩(24)인, 항공기(10).
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 배터리 팩(24)들의 각각의 상기 배터리 모듈(26)들은 특히 상기 항공기(10)의 외부를 향하는 버스 바들에 의해 직렬로 전기적으로 연결되는, 항공기(10).
  13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 배터리 모듈(26)들은 특정 장착 위치에서 상기 항공기(10)의 상기 동체(12)에 개별적으로 고정되는, 항공기(10).
  14. 제13항에 있어서,
    상기 동체(12)는, 각각 상기 배터리 모듈(26)들 중 하나를 교환적으로 고정하기 위한 다수의 장착 위치들을 구비하고, 상기 장착 위치들의 수는 상기 배터리 모듈(26)들의 수보다 커서, 모든 배터리 모듈(26)들이 장착된 상태에서, 상기 장착 위치들 중 적어도 하나가 비어 있는 상태로 유지되도록 하는, 항공기(10).
  15. 제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 항공기(10)는 전기 추진 유형인, 항공기(10).
  16. 제1항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 항공기(10)는 전기 수직 이착륙 항공기(10)인, 항공기(10).
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