KR20160115864A - 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에 관한 것으로서, 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 저장한 것이며, 상부스킨을 태양전지와 구조전지로 구성하고 하부스킨을 구조전지로 일체화하여 구성함으로써, 항공기 날개에 가해지는 하중을 견딜 수 있으며 기계적인 강도를 유지할 수 있는 효과가 있다.
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.
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.
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.
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.
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.
또한, 항공기 날개에 태양전지를 설치하게 되면, 항공기 날개의 파손을 방지하기 위해서는 그 늘어난 만큼의 하중을 견딜 수 있는 별도의 구조물을 설치하여야 하는 문제점이 발생한다.
또한 항공기 내에 설치되는 배터리로 인해 항공기 내부 공간 활용성 측면에서도 문제가 있다.
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.
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.
또한 본 발명의 다른 목적은 상기 상부 스킨과 하부 스킨뿐만 아니라 그 사이의 공간에도 층상형 구조전지를 배치한 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물을 제공함에 있다.
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.
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.
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.
또 상기 태양전지 패널은 항공기 날개의 망(Web)을 형성하는 리브(Rib) 패널과 날개보(Spar) 패널의 안쪽마다 배치되어 구성되는 것이 바람직하다.
또 상기 구조전지는 항공기 날개의 날개보(Spar) 패널 이후의 상부 스킨의 하부와 하부 스킨으로 구성되는 것이 바람직하다.
또 상기 상부 스킨의 하부 또는 하부 스킨은 탄소섬유 강화 플라스틱(CFRP) 내부에 구조전지가 포함되어 일체화 된 스킨패널로 구성되는 것이 바람직하다.
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.
또 상기 구조전지는 단위셀 전지를 적층하여 구성되는 것이 바람직하다.
상기 날개 구조물은 인공위성, 전기자동차, 로봇의 하중을 받는 구조물에 적용하는 것이 바람직하다.
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.
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.
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.
또한 날개 하부 스킨과 상부 스킨을 하중 경로(Load Path) 구조로 제작할 수 있어 전체 항공기 날개 구조물의 경량화를 달성할 수 있는 효과가 있다.
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 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 도면
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.
또한, 본 발명을 설명함에 있어 관련된 공지 기술 등이 본 발명의 요지를 흐리게 할 수 있다고 판단되는 경우 그에 관한 자세한 설명은 생략하기로 한다.
이하 도면을 참조하여, 본 발명의 바람직한 실시예들을 보다 상세하게 설명한다.
도 1은 본 발명의 제1 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물에서의 하중 지지 개념을 나타낸 도면이다.
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.
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.
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.
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.
다음은 구조전지를 적용하여 제작한 본 발명의 항공기의 날개 구조물의 구성 및 기능을 상세히 설명하도록 한다.
도 2는 본 발명의 제1 실시예에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 단면도와 평면도 및 내부구조도를 도시한 것이다.
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.
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.
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.
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.
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.
도 3은 본 발명의 제2 실시예에 따른 구조전지가 적용될 수 있는 항공기용 날개 구조물을 나타낸 도면 및 날개부 단면도를 도시한 것이다.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
도 4는 종래 전지와 본 발명에 따른 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물의 비교를 나타낸 도면이다.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
뿐만 아니라, 전지에 해당하는 구조전지를 항공기 날개 하부 스킨에 설치함으로써, 항공기 내부 공간 효율성을 극대화할 수 있다.
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.
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 연료탱크
3 : 하부 스킨 4 : 태양전지 패널
5,5a : 구조전지 6 : 중앙 탱크
7 : 메인 탱크 8 : 서지 탱크
9 : 콜렉터 탱크 10 : 일체형 연료탱크
Claims (11)
- 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 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 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 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 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 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 제1항 또는 제2항에 있어서,
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. - 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 구조전지는 항공기 날개의 날개보(Spar) 패널 이후의 상부 스킨의 하부와 하부 스킨으로 구성됨을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
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. - 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 상부 스킨의 구조전지는 절연을 위해 외부층에 아라미드 섬유로 된 절연재료를 포함하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 제7항에 있어서,
상기 상부 스킨의 구조전지는 아라미드 섬유의 외부층에 그래핀 산화물(GO)을 코팅한 탄소섬유를 포함하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 제8항에 있어서,
상기 외부층의 탄소섬유 최외각 층에 절연을 위해 보호필름을 적층하여 결합한 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 구조전지는 단위셀 전지를 적층하여 구성됨을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물. - 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 날개 구조물은 인공위성, 전기자동차, 로봇의 하중을 받는 구조물에 적용하는 것을 특징으로 하는 구조전지가 적용된 항공기용 날개 구조물.
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