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KR100807036B1 - 액체 수소 성층권 항공기 - Google Patents

액체 수소 성층권 항공기 Download PDF

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KR100807036B1
KR100807036B1 KR1020027013167A KR20027013167A KR100807036B1 KR 100807036 B1 KR100807036 B1 KR 100807036B1 KR 1020027013167 A KR1020027013167 A KR 1020027013167A KR 20027013167 A KR20027013167 A KR 20027013167A KR 100807036 B1 KR100807036 B1 KR 100807036B1
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wing
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fuel cell
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힙스바트디.
커틴로버트에프.주니어
스완슨카일디.
벨릭폴
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에어로바이론먼트 인크
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Abstract

가리지 않는 하방 조망으로 통신기관 플랫폼을 지지하면서 연장된 기간동안 저수준의 동력을 소비하며 광범위한 비행 속도를 가지도록 구성된 항공기가 개시된다. 항공기는 날개의 전연과 리플렉스된 후연에서 연장가능한 슬랫을 포함한다. 항공기는 두 단부와 중심점 사이에서 횡방향으로 연장하는 비행하는 날개를 포함한다. 날개는 스윕되어 있으며 상대적으로 일정한 익현을 가진다. 항공기는 또한 연료 전지를 경유하여 동력을 제공하도록 구성된 동력 모듈을 포함한다. 연료전지는 연료로서 액체 수소를 저장하나 연료전지에서 가스상의 수소를 사용한다. 연료탱크 히터는 연료 탱크에서 연료의 비등을 제어하기 위하여 사용된다. 본 발명의 항공기는 날개에 고정되는 4면체를 형성하는 복수의 지지대를 포함하는 지지대 구조를 포함한다.
항공기, 날개, 양력, 익형, 액체 수소

Description

액체 수소 성층권 항공기{LIQUID HYDROGEN STRATOSPHERIC AIRCRAFT}
본 발명은 2000년 4월 3일에 출원된 제60/194,137호와, 2000년 10월 18일에 출원된 제60/241,713호의 2개의 미국 가특허 출원들을 기초로 우선권을 주장하고, 이 두 출원은 참조되어 본 명세서에 합체된다.
본 발명은 일반적으로 항공기와 그 부품 장치에 관한 것이고, 더 상세하게는 엄격한 범위의 고도(tight altitude)와 방어선 경계(perimeter boundary) 내에서 장시간 고공 정위치 유지(high-altitude stationkeeping)할 수 있는 개선된 고성능 항공기 시스템에 관한 것이다.
통신 대역폭에 대한 요구에서의 세계적 규모로의 확장이 위성과 지상 스테이션 사이의 대역폭 요구 조건을 상승시키고 있다. 이 위성-대-지상 대역폭(satellite-to-ground bandwidth)을 증가시키는 한가지 방법은 둘 사이의 신호들을 중계하도록 구성된 하나 이상의 고공 플랫폼(High Altitude Platform; HAPs)을 개입시키는 것이다. 고공 플랫폼은 보다 큰 대역폭을 제공한다는 다른 여러 이점들 뿐만 아니라 보다 낮은 동력 전달, 보다 좁은 빔폭을 허용한다. 그러나, 많은 세트의 설계 요구 조건으로 인해, 매우 효과적인 고공 플랫폼을 만드는데 있어서 수년간의 설계 노력들이 근래에 와서야 결실을 맺기 시작하고 있다.
특히, 한번에 수 일, 수 주일 또는 심지어 수 개월 동안 떠 있을 수 있으며, 상당한 통신 페이로드(payload)(예를 들면, 1kw이상의 전력을 소비하는 100kg이상의 페이로드)를 운반할 수 있는 성층권 항공기를 가지는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 이 비행 능력은 태양 동력원이 거의 기능하지 않는 최저 햇빛 조건 또는 심지어 제로 조건에서도 유지될 수 있을 것이다. 또한, 이 항공기는 그 중량을 한정하여 비행 지속 시간을 최대화하도록 원격 조종 가능하게 되는 것이 바람직하다.
통신 페이로드는 넓은 시계(field of view)로, 바람직하게는 가려지지 않은 시계로 하향 조망하도록 구성되는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 이 항공기는 온화한 날씨 조건을 이용하기 위해 이륙하거나 착륙하기 위한 원격 사이트와 자신의 스테이션 사이를 이동하기에 적합한 비교적 고속의 비행을 할 수 있을 것이다. 동시에, 이 항공기는 강풍과 고요한 상태 모두에서 엄격한 범위이고 고공인 스테이션을 유지할 수 있는 것이 바람직하며, 따라서 비교적 고속인 비행 및 비교적 저속인 비행과, 페이로드의 하향-감시(downward-looking)(그리고, 바람직하게는 몇몇 실시예에서 상향-감시 조망)를 유지하면서 작은 회전 반경을 요구한다. 이 엄중한 설계 사양들을 만족시키기 위하여, 바람직하게는 항공기의 동력 시스템의 성능, 관제 시스템 및 기체 구조(airframe configuration)가 모두 종래 기술에 비해 개선되었다.
동력 시스템들
통상, 종래 항공기는 석유계 화석 연료인 항공 연료를 사용하여 동력을 공급받았다. 종래 기술은 유인 정기 여객기(manned airliner)와 초음속 성층권 비행을 위한 연료로서 액체 수소의 잠재적인 사용을 언급한다. 성층권 소형 비행선(blimp)용 연료로서 액체 수소를 사용하는 가능성을 언급한 25년 된 종래 기술도 있다.
참조로서 본 명세서에 합체된 미국 특허 제5,810,284호('284특허)는 긴 지속시간의 성층권 비행에서의 이 기술 분야를 상당히 진보시킨 무인이며, 태양-동력식 항공기를 개시하고 있다. 이 항공기는 낮에는 태양 동력으로 비행하고, 자신의 스테이션을 유지하기 위하여 밤에 사용할 부가적인 동력을 재생식 연료 전지 배터리 안에 저장한다. 연료 전지 배터리는 물로부터 분해되고 결합되는 수소와 산소의 가스상 원소들을 포함하는 폐쇄계이다.
'284 특허에 개시된 항공기는 저중량이고 매우 큰 종횡비를 가지며, 스윕되지 않고 날개 방향 하중이 가해진 전익 비행기(unswept, span-loaded, flying wing)이다. 섹션들 사이에서 지지되는 비틀림 하중을 최소화하도록 구획된 날개를 따라 복합 전기 엔진들이 배치되어 있다. 섹션들은 대부분 또는 모두가 연료 전지에 의해 사용되는 요소들을 포함하는데 쓰이는 중공 스파(hollow spar)를 포함한다. 큰 수직 안전판(fin)들은 섹션의 내부 단부들로부터 아래쪽으로 연장된다. 날개들은 직사광 및 반사광 모두를 최대로 이용하기 위하여 투명한 상면 및 하면 내에 양면 태양 전지판을 포함한다.
이용 가능한 태양 동력이 매우 제한된 때에는, 전술한 기술들이 장시간 고공 정위치 유지 비행을 제공할 수 없다.
관제 부품들
여러 부품들이 관제(controlling flight) 용도로 공지되어 있다. 각 부품은 고유한 장점과 단점을 갖는다.
많은 현대의 소형 항공기와 몇몇 세일플레인(sailplane)들은 캠버(camber)를 증가시키기 위해 그리고, 더 큰 양력 계수들을 얻으며, 이에 따라 저속에서 적절한 양력을 얻기 위한 간단한 플랩(flap)을 사용한다. 이러한 플랩은 전형적으로 고속 비행중 항력을 감소시키고, 강한 난류중 날개가 차후에 경험할 최대 G 로드를 감소시키기 위하여 후퇴되거나 정형된다(faired). 플랩을 사용하거나 또는 고양력용으로 설계된 많이 캠버된 에어포일을 사용하는 중요한 특징은 연장된 플랩 또는 많이 캠버된 에어포일이 큰 음의 피치 모멘트를 날개에 제공하는 것이다. 이것은 전체적인 수송 수단의 안정과 날개의 비틀림에 영향을 미친다. 실로, 고 종횡비 날개에서 음의 피치 모멘트로 인한 날개의 외부에서의 비틀림은 심각한 구조적 문제와 관제 문제를 야기할 수 있다.
정기 여객기들은 그들의 속도 범위를 넓히기 위하여 슬롯된(slotted) 플랩 또는 파울러(Fowler) 플랩과 복잡한 플랩 및 전연 슬랫(slat)을 사용한다. 소형 비행기들은 필요시 자동으로 열리는 슬랫을 이용한다. 행글라이더들은 고속 비행동안 캠버를 감소시키기 위하여 팽팽하게 되는 가요성의 에어포일을 이용한다. 어떤 것은 날개 후방에서 뒤쪽으로 당겨지고 펼쳐지는 가요성 플랩 재료로 만들어진다. 일부 항공기의 특징적인 날개는 비행시 변할 수 있는, 심지어 고속 비행중 비행 방향에 수직이 되지 않도록 전체 날개를 회전할 때도 변할 수 있는 스윕(sweep)을 특징으로 한다.
실속(stall) 없이 저속 비행을 유지하기 위하여, 바로 뒤에서 와류들을 잠재적으로 안정시키기 위하여 저속 비행시에 날개 꼭대기로부터 힌지식으로 위로 선회되는 큰 중실(solid) 또는 다공성의 면들이 공지되어 있다. 이는 실속에 도달하기 전에 증가된 양력 계수를 제공할지도 모른다. 다양한 와류 발생기들과 와류 차단기들이 실속의 개시를 지연하거나 또는 실속된 날개의 부분을 격리하기 위하여 사용된다. 더욱이, 다양한 실속 경보/작동기는 항공기가 상대적으로 그들의 실속 속도에 근접하여 작동하는 것을 허용한다. 또한, 에어포일과 날개 형상의 몇몇 조합들은 부드러운 실속을 특징으로 하며, 이에 따라 수송 수단은 실속의 개시중에 급격한 항력 증가 또는 양력 감소 없이 실속 경계에서 작동할 수 있다. 심지어 실험적인 항공기도, 날개가 더 빠른 속도에서 고속에서 날개가 주 양력을 제공할 때 항력을 감소시키거나 또는 잠재적으로 양력을 증가시키며 회전 모멘트를 제한하는 메커니즘을 구비하여, 저속 비행을 허용하도록 회전 장치를 이용한다. 전술한 많은 메커니즘은 중량 및 신뢰성을 희생하여 이 강화된 저속 제어를 제공한다.
일부 하이테크 항공기에서, 초-능동 제어(highly-active control)가 광범위한 속도와 방위에 걸친 안정적인 작동을 유지하는데 사용된다. 이것은 날개 및 에어포일의 형상을 바꾸는 자연 비행체들의 비행 특징을 모방한 것이다. 항공기에서, 이러한 시스템들은 고장을 허용하지 않을 뿐만 아니라 복잡하고, 잠재적으로 무겁고 고가이다.
기체 형상
광범위한 속도 범위, 저 동력, 경량, 가려지지 않은 통신 플랫폼 조망, 단순함, 및 신뢰성에 대한 요구 조건들은 중요한 트레이드오프(tradeoff)의 도전을 제공한다. 많이 캠버된 에어포일은 최저 비행 속도를 낮추는 것을 돕지만, 날개 비틀림의 공기탄성적 효과에 악영향을 주는 큰 음의 피치 모멘트를 수반한다.
또한, 항공기의 전체적인 기체 형상과 그 에어포일과 제어 표면의 설계 사이에는 고유의 관계가 있다. 전형적인 항공기는, 피치 안정을 위해, 날개보다 더 큰 양력 계수에서 작동하고 더 일찍 실속하는 날개 앞에 있는 커나드(canard)를 사용하여, 또는 꼬리 모멘트[즉, (날개로부터 꼬리 날개까지의 거리인 모멘트 아암)×(꼬리 날개 상에 발생되는 수직력)]를 사용하여 음의(즉, 기수 하강) 피치 모멘트를 오프셋시킨다. 날개끝 소용돌이들의 상방 흐름에 장착된 꼬리들은 날개 하향기류에 배치된 꼬리들보다 훨씬 작을 수 있으나, 상방 흐름에 꼬리를 배치하는 데에 구조상 어려움이 있다.
상업용 정기 여객기들은 항력과 가혹한 돌풍 로드를 낮추기 위하여 고속 비행중 수축되는 플랩과 슬랫의 복합 배열로 착륙과 이륙을 위한 고 양력 계수(CL)의 요구조건을 처리한다. 강성 날개 구조와, 꼬리의 영역 및 모멘트 아암으로부터의 피치 제어 능력은 이러한 접근을 가능하게 한다. 그러나, 이러한 접근은 본 항공기가 연장된 기간동안 지속하기에 충분한 연료를 운반하고 여전히 경제적이여야 한다는 요구 조건에 상반된다.
본 발명의 항공기를 위한 매우 특별한 요구 조건과 과학 기술의 도전은 기존 항공기 설계에 의해서는 만족되지 않았었다. 따라서, 연장된 기간동안 저수준의 동력을 소비하고, 넓고 가려지지 않는 조망을 갖는 통신 플랫폼을 지지하고, 단순함과 신뢰성을 특징으로 하는, 정위치 유지 및 광범위한 속도에 걸친 비행을 모두 할 수 있는 경량의 항공기에 대한 명확한 필요가 존재한다. 그러한 발명의 실시예들은 고공 플랫폼으로서 기능할 수 있다. 본 발명의 실시예들은 이러한 그리고 다른 필요의 여러 조합들을 만족하고 추가의 관련된 이점들을 제공한다.
본 발명은 관련된 방법 뿐만 아니라 항공기, 항공기 부품들 그리고 항공기 서브 시스템을 제공한다. 본 발명의 여러 가지 실시예들은 연장된 기간동안 저 수준의 동력을 소비하면서 광범위한 속도에 걸쳐 비행을 제공할 수 있으며, 이에 의해 단순함과 신뢰성을 가짐과 동시에 가려지지 않는 하방 조망을 갖는 통신 플랫폼을 지지한다.
일 변형예에서, 본 발명의 날개는 가요성 날개를 가진 성층권 항공기 또는 세일플레인에 의해서 경험된 레이놀즈수에서 대략 1.5의 양력 계수를 얻도록 적절한 캠버를 갖는 것을 특징으로 한다. 날개는 전연과 후연을 형성하며, 후연은 상방으로 연장될 수 있는 후연 플랩 또는 리플렉스된 부분(reflexed portion) 중 어느 하나를 포함한다. 리플렉스된 부분 또는 플랩은 캠버에도 불구하고 0 이상의 피치 모멘트를 날개에 제공하도록 구성된다. 이 특징은 유리하게도 많은 실시예에서 가요성 날개로 저속 비행을 허용한다.
이 특징은 날개의 전연에 있는 연장 가능한 슬랫에 의하여 증대된다. 결합된 이들 특징들은 실속 속도 바로 위의 공기속도에서 0.3이상 그리고 바람직하게는 0.4 이상으로 전형적으로 증가시키면서 날개의 우수한 양력 계수를 제공한다. 그 수축 가능함을 이용하여 슬랫은 날개의 캠버에 의하여 달리 형성된 날개의 에어포일의 일부가 될 수 있다. 슬랫들은 날개의 피치 모멘트에 대한 무시할 수 있는 또는 유익한 효과를 가지기 때문에 편리하다. 플랩들은 슬랫들 이상으로 CL을 증가시킬 수도 있지만, 이는 장래에 보상을 위해 무겁고 항력을 발생시키는 대응책을 요구하게 될 가능성이 있는 음의 피치 모멘트의 희생에 의해 이루어진다.
본 발명의 또 다른 변형예에서, 항공기는 실질적으로 동체 또는 보조 날개 없이 중심점과 두 단부 사이에서 횡방향으로 연장하는 비행 날개를 포함한다. 날개는 스윕되었으며 상대적으로 일정한 코드(chord)를 갖는다. 또한, 항공기는 항공기용 동력을 제공하도록 구성된 동력 모듈과, 4면체를 형성하는 복수의 지지대를 포함하는 지지대 구조를 포함한다. 이 4면체는 중심점과 각 단부의 횡방향 중간에 구조적으로 강성인 또는 강화된 지점들에서 날개와 지지 접촉하는 코너들을 갖는다. 또한, 4면체는 구조적으로 강성인 또는 강화된 날개의 중심점과 지지 접촉하는 코너를 갖는다. 유리하게도, 비행 날개는 후연에서의 리플렉스 및 많이 캠버된 에어포일을 갖도록 구성된다. 날개는 슬랫들도 갖는다. 이런 특징들은 많은 실시예들에게 광범위한 속도로 고공 비행할 수 있는 능력을 제공한다.
본 발명의 제3변형예는 항공기와, 수소와 같은 반응 물질로부터 동력을 발생시키기 위한 항공기와 관련된 동력 시스템이다. 동력 시스템은 가스상 반응 물질을 사용하여 동력을 발생시키도록 구성된 연료 전지를 포함하며, 연료 전지는 가스상의 반응 물질이 유동(flux)의 작동 속도로 공급될 것을 요구하는 동력 발생 속도에서 작동하도록 구성된다. 동력 시스템은 액체상의 반응 물질도 함유하도록 구성된 탱크를 포함하며, 탱크는 반응 물질의 비등 속도를 증가시키기 위한 열원을 포함한다. 탱크는 반응 물질의 비등 속도에 의하여 결정된 속도로 연료 전지에 그 반응 물질을 공급하도록 구성되고, 열원은 연료 전지에 결과로 생긴 가스상 반응 물질을 유동의 작동 속도로 공급하기에 적합한 레벨로 반응 물질의 비등 속도를 증가시키도록 구성된다. 이러한 항공기의 이점은 동력 발생을 과도하게 희생시키지 않으면서 최소화된 시스템 중량, 체적 및 복잡성을 제공하는 것이다.
본 발명의 제4변형예에서, 제3변형예의 동력 시스템은 외부 탄소층을 가지는 내부 알루미늄 탱크 라이너와, 외부 탄소층을 가지는 외부 알루미늄 탱크 라이너와, 그리고 서로에 대한 알루미늄 탱크 라이너들의 상대 위치를 유지하기 위하여 내부 및 외부 알루미늄 탱크 라이너들 사이에서 연장하는 연결구들을 포함한다. 내부 및 외부 탱크 라이너들 사이의 체적은 탱크의 내용물들과 외부 환경사이의 열전달을 최소화하기 위하여 비워진다. 내부 및 외부층들 사이의 연결구들은 탱크의 내용물들과 외부 환경사이의 직접적인 열전도를 최소화하기 위하여 그 벽들에 구멍들을 갖도록 구성된다.
본 발명의 제5변형예에서, 항공기는 수소 공급원, 산소 공급원, 그리고 동력을 발생시키기 위해 산소 공급원으로부터의 산소와 수소 공급원으로부터의 수소를 결합하도록 구성된 연료 전지를 포함한다. 연료 전지는 바람직하기로는 1기압 미만의 압력에서, 더 바람직하기로는 대략 1.38 내지 2.07 N/cm2(2 내지 3psia)에서 수소와 산소를 결합시키도록 구성된다. 이것은 유리하게도 보다 간단한 연료 전지 기술로 성층권 비행을 가능하게 한다.
본 발명의 상기 관점들의 바람직한 실시예들과 그 특징들의 여러 조합들은 정위치 유지 모드에서 1kw이상의 전력을 소비하는 100kg이상의 페이로드를 운반하며, 이륙/착륙 날씨가 온화한 원격 장소에서 작동할 수 있으면서 상당한 기간동안 높이 떠 있을 수 있는 성층권에서 비행할 수 있는 무인 항공기를 제공한다.
본 발명의 다른 특징들과 이점들은 실시예들에 의하여 본 발명의 원리들을 예시하는 첨부 도면과 함께 바람직한 실시예들의 후술하는 상세한 설명으로부터 명백해질 것이다.
도1a는 본 발명의 특징을 예시하는, 엔진 덮개가 숨기는 연료 탱크를 노출시키기 위하여 엔진 덮개를 제거한 항공기의 제1 실시예의 사시도이다.
도1b는 제 위치에 엔진 덮개를 갖는 도1a에 도시된 실시예의 정면도이다.
도1c는 도1b에 도시된 실시예의 우측면도이다.
도1d는 90도 회전한, 도1b에 도시된 실시예의 평면도이다.
도2는 도1a에 도시된 실시예용 연료 전지 시스템의 시스템도이다.
도3은 도1a에 도시된 실시예에서 연료 탱크 벽의 부분 단면도이다.
도4는 도3에 도시된 연료 탱크 벽에 사용된 크로스 셀 연결구(cross cell connector)의 부분 단면도이다.
도5는 도1a에 도시된 실시예 중 날개의 단면도이다.
도6은 도1a에 도시된 변형 실시예 중 날개의 단면도이다.
도7a는 본 발명의 특징을 예시하는 항공기의 제3실시예의 평면도이다.
도7b는 도7a에 도시된 실시예의 배면도이다.
도8은 본 발명의 특징을 구현한 항공기의 제4실시예의 평면도이다.
도9는 본 발명의 특징을 구현한 항공기의 제5실시예의 평면도이다.
도10a는 본 발명의 특징을 구현한 항공기의 제6실시예의 평면도이다.
도10b는 도10a에 도시된 실시예의 배면도이다.
도11a는 본 발명의 특징을 구현한 항공기의 제7실시예의 저면도이다.
도11b는 도11a에 도시된 실시예의 정면도이다.
도11c는 도11a에 도시된 변형 실시예의 저면도이다.
바람직한 항공기의 제1 실시예
본 발명에 따르는, 장시간 동안 엄격한 범위의 고도와 방어선 경계 내에서 고공 정위치 유지를 할 수 있는 제1의 바람직한 고성능 항공기 실시예(101)가 도1a 내지 도1d 및 도4에 도시되어 있다. 항공기는 날개(103), 꼬리 날개(105) 및 복수의 모터(107)를 포함한다. 바람직하게는, 피치(pitch)와 요(yaw)를 제어하는데 필요한 모멘트 아암을 제공하도록, 꼬리 날개가 날개로부터 연장부(109) 상에 매달리게 된다. 그러므로, 연장부의 길이는 꼬리 날개의 표면적과 필요한 피치 모멘트 및 요 모멘트에 기초할 것이다.
연료 탱크(111)는 트러스, 와이어, 또는 트러스와 와이어를 사용하여 날개 아래에 현수된다. 통신 페이로드(115)를 포함하는 페이로드부(113)는 연료 탱크의 하부(117)로부터 앞쪽으로 연장되고, 트러스, 와이어, 지지대(118), 또는 이들로 구성된 임의의 조합을 사용하여 현수된다. 바람직하게는, 항공기가 연료 탱크와 페이로드부를 둘러싸는 단일의 공기역학적 본체를 형성하는 (내용물을 노출시키기 위해 도1a에는 도시되지 않은) 엔진 덮개부 또는 동체부(119)를 포함한다.
바람직하게는, 날개(103)가 날개끝에서 날개끝까지 61m(200피트)만큼 연장하며, 스윕되지 않는다. 날개는 3.05m(10피트)의 일정한 코드를 가지며, 따라서 20의 종횡비를 갖는 것이 바람직하다. 따라서, 날개는 20정도의 종횡비를 갖는다. 날개의 좌우 측면들은 각각 상반각(dihedral)을 갖지 않는 내측 부분(121)과 양의 상반각을 갖는 외측 부분(123)을 구비한다. 날개는 전체 항공기 무게를 제한하기 위하여 비틀림 방향으로 가요성이다.
바람직한 항공기의 제1 실시예 : 연료와 동력 시스템
날개의 내측 부분(121)의 각 측면은 4개의 전기 모터(107)를 장착하고, 날개의 외측 부분(123)의 각 측면은 5개의 전기 모터를 장착하여, 총 18개의 전기 모터를 갖는다. 도2를 참조하면, 바람직하게는 항공기는 연료로서 가스상 수소를 사용하는 수소-공기 연료 전지 시스템에 의해 동력이 공급된다. 이 시스템은 산소와 가스상 수소의 반응 물질을 결합하여 전력과 물을 산출하는 연료 전지(131)를 포함한다. 연료 전지는 인버터(133)에 동력을 공급하는데, 이 인버터는 연료 전지용 산소를 제공하도록 외부 공기를 압축하는 압축기(137)를 구동시키는 모터(135)를 구동한다. 공기와 수소는 연료 전지 내에서 결합하여 프로펠러 모터를 구동하는 인버터(139)와 압축기의 인버터 양자 모두를 위해 동력을 발생시킨다.
이 바람직한 실시예는 대략 10.3N/cm2(15psi)에서 가스상 수소로 작동하도록 구성될 수 있다. 그러나, 1기압보다 큰 공기압에서 작동하도록 복합적인 열 및 기계 시스템으로 설계된 전형적인 수소 동력 시스템과 달리, 본 실시예는 바람직하기로는 1.38 또는 2.07 N/cm2(2 또는 3psia)로 낮춰진 내압에서 작동하도록 설계되어, 고공 비행 중의 신뢰성을 증가시키면서 시스템의 중량과 비용을 상당히 감소시킬 수 있다.
연료 전지는 수소 공급원으로서 연료 탱크(111)에 저장된 액체 수소를 사용한다. 액체로 연료를 저장하는 것은 적절한 항공기 형상에 맞도록 충분히 작은 체적에 저장되도록 연료를 제공하는 것이다. 바람직하게는, 연료를 운반하기 위하여 필요한 극저온의 용기(들)는 상대적으로 경량이다.
가스상 수소 탱크 등의 다른 공지된 수소 공급원은 본 발명의 범위 내에 있다. 전술한 것처럼, 연료 전지는 산소 공급원으로서 주위 공기를 사용한다. 산소 탱크 등의 다른 공지된 산소 공급원도 본 발명의 범위 내에 있다.
도1a, 도3, 도4를 참조하면, 연료 탱크는 바람직하기로는 내부 탄소층(153)이 위에 형성된 내부 알루미늄 탱크 라이너(151)와 외부 탄소층(157)이 위에 형성된 외부 알루미늄 탱크 라이너(155)를 포함한다. 내부 알루미늄 층의 내경은 바람직하기로는 1.22m(4 피트)이다. 이러한 탱크는 바람직하기로는 대략 535kg(1,180파운드)의 액체 수소를 수용할 것이다.
코어 셀(171)들은 내부 및 외부 알루미늄 탱크 라이너들(151, 155) 상에 접착되고 이들 사이로 연장되어 이들을 연결한다. 이들 셀들은 셀들의 벽에 배출구(173)들을 가지며, 바람직하기로는 6각형이다. 내부 및 외부 알루미늄 탱크 라이너들 사이에서 진공이 형성되어, 연료와 외부 환경사이의 열전달을 최소화한다. 배출구들은 직접적인 열전도 통로를 최소화한다. 바람직하게는, 각 셀은 대향하는 측면들 사이에서 10.2cm(4 인치)만큼 연장된다. 연료 탱크는 바람직하기로는 주위의 순환하는 공기로부터 대류를 통하여 28W 이하를 수용하도록 액체 수소 연료를 단열한다.
연료 전지는 수소가 관련 유동의 작동 속도로 공급될 것을 요구하는 하나 이상의 동력 발생 속도들에서 작동하도록 구성된다. 바람직하게는, 대류에 의해 단열된 탱크벽을 통하여 액체 수소에 수용된 열은, 액체 수소가 관련 유동의 작동 속도에서 가스상 수소를 발생시키도록 요구되는 하나 이상의 (및 바람직하게는 모든) 예상 비등 속도보다 낮은 비등 속도로 비등하게 한다. 그러나, 만약 하이브리드 동력 시스템(예를 들면, 연료 전지와 태양 전지 시스템의 조합)이 사용된다면, 0의 비등 속도가 선호될 때가 있을 수 있다.
연료 전지에 대류 비등 속도를 상회하는 수용 가능한 속도로 수소를 제공하기 위하여, 열이 연료 탱크(111)로 전달되거나 또는 열원에 의하여 연료 탱크 내에서 발생된다. 열원은 연료 전지에 가스상 수소를 유동의 작동 속도로 공급하기에 적합한 하나 이상의 바람직한 비등 속도로 액체 수소의 비등 속도를 증가시키도록 구성된다. 연료 탱크는 연료 전지에 수소의 비등 속도에 관련된 또는 비등 속도에 의하여 결정된 속도로 수소를 공급하도록 구성되고, 이에 따라 동력 발생 필요에 적합한 동력 발생 속도로 연료 전지를 작동시킨다.
바람직하게는, 열원이 전기 발열 소자이다. 바람직하게는, 연료 탱크에 있는 연료가 최소한 10일 또는 그 이상의 기간 동안 항공기의 비행을 계속하기 위하여 이 기간에 걸쳐 비등된다. 바람직하게는, 이 기간 동안 액체 수소를 비등시키는데 1.5 KW의 히터 동력이 필요하다. 바람직하게는, 히터는 필요시 상승된 수준의 히터 동력이 쉽게 이용 가능하도록 구성된다.
전술한 연료 및 추진 시스템에 따라 1,814kg(4,000파운드)의 총중량을 가진 항공기는 1,097m(3,600피트) 영역 내에서 초당 39.6m(130피트)의 속도와, 필요시 초당 54.9m(180피트)의 잠재적인 대시 속도로, 18.3km(60,000피트) MSL에서 체공할 수 있는 것으로 평가된다. 체공 지름 내에서 유지하기 위하여, 항공기는 선회 비행으로 15도까지 선회 경사(bank)질 것이다.
바람직한 항공기의 제1 실시예 : 에어포일 캠버
도5를 참조하면, 바람직한 실시예의 날개는 저속 비행에서 높은 양력을 제공하는 많이 캠버된 에어포일(201)을 갖는 것이 바람직하다. 에어포일의 캠버는 에어포일이 본 발명의 성층권 항공기와 세일플레인에 의하여 전형적으로 경험된 레이놀즈수에서 약 1.5의 양력 계수를 얻도록 허용한다.
많이 캠버된 에어포일의 사용에 있어서 중요한 관점은 그들이 날개 상에 큰 음의 피치 모멘트를 발생시킨다는 것이다. 대안으로서의 변형예에서, 이 실시예는 저속 비행에서 많이 캠버된 에어포일을 만드는 플랩(203)을 사용한다.(도6 참조)
바람직한 항공기의 제1 실시예 : 변형예1 - 강성 날개
제1 바람직한 실시예의 제1변형예에서, 꼬리 날개는 에어포일의 음의 피치 모멘트의 전체 모멘트에 반작용하는 모멘트를 제공한다. 날개의 외측 영역에 있는 날개의 구조와 지지대들(118)과 슬랫과의 연결은 과도한 날개의 비틀림을 방지하기 위하여 날개에 구조적인 지지와 강성을 제공한다.
바람직한 항공기의 제1 실시예 : 변형예2 - 모멘트의 반작용
제1 바람직한 실시예의 제2변형예에서, 날개는 슬랫, 리플렉스된 후연, 또는 슬랫과 리플렉스된 후연을 포함하여, 날개의 음의 피치 모멘트의 전체적인 효과에 반응하도록 양성 종요 모멘트를 제공한다.
이 변형예에서, 바람직한 실시예의 날개는 종래의 연장하는 전연 슬랫들(205)을 포함한다. 슬랫들은 실속이전에 CL을 증가시키고, 선택적으로는 상대적인 풍향, 압력, 또는 풍향과 압력에 의하여 자율적으로 배치될 수 있다. 몇몇 슬랫의 변형예의 배치는 작은 피치 모멘트 변화를 일으킬 수 있다. 이러한 영향이 통상의 항공기에서는 적절하지 않지만, 본 실시예에서는 많이 캠버된 에어포일(또는 도6에 도시된 바와 같은 플랩)을 사용함으로써 생기는 등의 상당한 피치-하강 날개 비틀림을 방지하는데 있어서 중요하다. 또한, 슬랫들은 본 발명의 에어포일이 더 저속인 비행에서 더 큰 CL을 얻을 수 있도록 하고, 더 고속에서는 수축되어 항력을 차단하고 돌풍의 로드를 제한할 수 있다.
바람직하기로는 큰 CL의 비행 동안에는 자율적으로 연장되고 작은 CL의 비행 동안에는 수축하는 슬랫(205)의 사용이 피치 모멘트에 대해 무시할 수 있거나 심지어 바람직한 영향을 가지면서, 0.4 또는 심지어 그 이상만큼 최대 CL을 증가시킬 수 있다. 슬랫 기술을 포함하는 정기 여객기들에 의하여 증명된 바와 같이, 철저한 설계와 실행으로 저속 및 고속 모두에서 항력이 최소화될 수 있다.
부가적으로, 이 변형예에서, 날개의 에어포일(201)은 그 후연에서 리플렉스 부(207)와 결합하여, 바람직하기로는 날개가 큰 캠버를 가진다 하더라도 0 또는 약간 양의 피치 모멘트를 발생하도록 구성된다. 사실상, 이것은 매우 짧은 모멘트 아암으로 에어포일 자체 내에서 표준의 하향 로드된 꼬리를 흉내낸다. 이러한 에어포일은 플랩에 의하여 발생된 날개의 비틀림 문제를 피하면서 고속에서 적절히 낮은 항력으로 저속용의 높은 최대 CL을 달성할 수 있다.
일반적으로 다른 실시예들
본 발명의 바람직한 실시예들은 다양한 잠재적인 용도들을 가지는데, 그 중 주된 것은 지상의 실체물, 공중의 실체물, 위성 실체물, 또는 이들로 구성된 임의의 조합에 있어서 실체물들 사이의 통신을 용이하게 하는 무선 중계국을 운반하는 것이다. 무선 중계 목적을 위하여, 이런 실시예들은 수평하게(그리고 방위각으로) 안정되어 조망을 방해하는 날개나 꼬리 없이 수평선 아래 25°의 모든 방향으로 "외부를 관찰할(see out)" 수 있는 안테나 플랫폼을 지지해야만 한다. 선택적으로, 안테나 플랫폼은 비행중의 사용을 위해 하강될 수 있으며, 착륙, 이륙 및 육상이동(taxiing) 중 지면과 접촉하는 것을 피하기 위하여 상승될 수 있다.
항공기의 실시예들에 대한 공통적인 역할은, 고위도 지방에서 겨울동안 이용 가능한 태양빛의 낮은 각도 및 긴 밤과 관련된 것과 같이, 강한 바람, 제한된 태양 복사, 또는 강한 바람과 제한된 태양 복사로 인해 일부 장소에서 1년 중 일부 기간 동안 또는 1년 내내 정위치 유지할 수 없는 미국 특허 제5,810,284호('284특허)에 개시된 것과 같은 태양 동력식 항공기를 대체하는 것일 것이다.
바람직한 항공기는 무인이며, 제한된 경계 내에서 정밀하게 정위치 유지할 수 있다. 무인이므로 항공기는 자율 시스템 또는 원격 조종에 의하여 제어되는 것이 바람직하다.
정밀하게 정위치 유지하기 위하여, 항공기는 바람이 약할 때 느리게 날 것이고, 일반적으로 연속적으로 비행할 것이다. 또한, 항공기는 강한 바람에서는 정위치 유지를 하기에, 그리고 온화한 날씨 조건을 가진 비행장까지 상당한 거리를 비행하기에 충분히 빠르게 날 것이다. 항공기는 완전 적재되었을 때(즉, 가득 연료 공급된 단계인 비행 초기에) 정점 고도에서 충분한 상승 능력을 가져서 대기의 하방 흐름 내에서 자신의 고도를 유지할 것이다.
바람직한 항공기는 16.764 내지 21.336km(55,000 내지 70,000피트)사이의 고도 근처에서 통상적으로 정위치 유지할 것이다. 이용 가능한 속도 범위는 20mph IAS(지시 대기 속도) 미만에서의 실속 속도로부터 19.8km(65,000피트)에서 약 70 내지 140mph TAS(진짜 대기 속도)인 40mph IAS 이상까지의 범위일 것이다.
일반적인 다른 실시예들: 연료 및 동력 시스템들
본 발명의 바람직한 실시예들은 연료 전지 내에서 대기중 산소와 반응하는 액체 수소에 의해서 연료 공급된다. 이 연료는 높은 에너지 함유량을 제공한다. 이에 따라, 이들 실시예는 바람직하게는 제로 태양 조건에서도 작동할 수 있다. 전술하는 그리고 후술하게 될 변형예들을 포함하여 다른 실시예들은 다른 연료를 사용하도록 구성될 수 있으며, 액체 형태로 저장된 가스상 연료를 사용하는 것이 바람직하다.
선택적으로, 항공기의 실시예들은 광대한 이용 가능한 태양 복사를 가지는 조건에서 그 비행을 연장하기 위하여 태양 전지를 포함할 수 있다. 또한, 재생식 연료 전지, 종래 가연 연료, 또는 재생식 연료 전지와 종래 가연 연료를 사용하는 것(예를 들어, 터빈 또는 왕복 기관)을 포함하여 동력 공급원들의 다른 하이브리드 조합이 사용될 수 있는데, 이들은 본 발명의 범위 내에 있다. 종래의 가연 연료는 (보통 조금 압축하여) 주위의 공기로부터 연소 산소를 얻는 것이 바람직하다.
동력 공급원에 의해 발생된 기계 동력은 프로펠러 구동 전기 모터용 전기를 공급하는 부착된 발전기와 프로펠러 중 어느 하나를 직접 구동할 수 있다. 발전기는 통신, 제어 및 페이로드 작동을 위하여 바로 필요할 것이다. 다중-모터 제어 논리 유닛은 각각의 상황이 필요로 함에 따라 다중 동력 공급원으로부터의 동력을 혼합할 수 있다. 또한, 실시예들이 바람직하게는 수송 수단 통신 및 제어를 위해 여분의 동력을 공급하는 소형의 배터리 에너지 시스템을 가질 것이다. 또한, 착륙 조작을 더 안전하게 하기 위하여 이 배터리 동력이 사용될 수 있다.
일반적으로 다른 실시예들: 구성
부분적으로, 본 발명은 전체 수송 수단 형상에 관한 것이다. 각 실시예의 구성은 수많은 트레이드오프 고찰(numerous tradeoff consideration)에 적용된다. 바람직하게는 저속 비행 성능이 가벼운 항공기 중량, 넓은 날개 면적, 및 날개 에어포일의 큰 최대 양력 계수를 사용하여 얻어진다. 저속에서 요구되는 동력은 유도 항력을 감소시키는 큰 날개 스팬(span)을 사용하여 얻어진다. 바람직하게는 고속 비행이 적절하게 설계된 프로펠러 뿐만 아니라 더 빠른 동력 발생 속도, 날개 에어포일의 더 작은 양력 계수, 더 좁은 날개 면적, 매우 균형잡힌 디자인(clean design)과 외부 구조를 사용하여 얻어진다. 연료가 소비됨에 따른 항공기의 CG(무게중심) 이동과 항공기의 회전 관성 변화는 적절하게 연료 탱크를 관리함으로써 제한될 수 있다.
소정의 스팬에 대해 더 큰 에어포일 코드를 사용하여, 더 넓은 날개 면적과 감소된 실속 속도가 달성될 수 있다. "두꺼운" 날개의 부가된 중량이 이러한 이점을 무효로 할 수도 있지만, 조금은 줄어든 동력 요구 조건도 있다. 그럼에도 불구하고, 본 발명의 실시예들의 바람직한 역할을 위해, 심지어 별도 동력을 희생하더라도 약한 풍속 동안 정위치 유지하는데 필요한 조정의 정도를 감소시킬 수 있으며, 이에 따라 효율을 증가시킬 수 있다. 작동 요구 조건에 의존해서, 통상의 최적화 연구는 최종 설계에 대한 가장 유용한 코드 타협안을 결정할 수 있다.
이러한 상충하는 설계 표준들을 수용하고, 그리고 이에 의하여 바람직한 실시예에서 넓은 속도 범위를 제공하기 위하여, 바람직하게는 항공기가 저속 비행 영역과 고속 비행 영역간 형상 변화를 갖는 것을 특징으로 한다. 속도 범위의 정도는 정위치 유지의 요구 조건에 따라 변할 것이다. (횡방향 및 수직방향 모두에 대해) 덜 엄중한 정위치 유지 요구 조건은, 바람의 프로파일이 동작 또는 이동에 이로운 경우 항공기가 상이한 고도로 이동하고 더 효율적이고 부드러운 회전으로 작동 가능하게 할 수 있으며, 이에 따라 더 엄격한 범위의 정위치 유지의 요구 조건보다 더 좁은 속도 범위를 요구한다.
통상, 종래의 수송 수단은, 피치 안정을 위해 날개보다 큰 양력 계수에서 작동하고 더 빨리 실속하는 날개의 전방에 있는 커나드에 의하여, 큰 꼬리 모멘트[(꼬리 힘)×(날개와 꼬리 사이의 모멘트 아암)]에 의하여, 또는 커나드와 큰 꼬리 모멘트에 의하여 주로 피치 안정 및 요 안정이 부여된다. 날개끝 소용돌이의 상방 흐름에 있게 장착된 꼬리들은 날개 세류(wing downwash)에 배치된 보통의 꼬리보다 훨씬 더 작을 수 있지만, 그런 "외측 꼬리(outboard tail)"에는 구조적인 어려움들이 있다.
연료 적재물이 소비됨에 따라, 항공기의 CG(무게중심)와 회전 관성은 변할 것이다. 이러한 영향은 적절한 연료 탱크 관리에 의해 제한될 수 있다.
일반적으로 다른 실시예 : 기체 부품들
부분적으로, 본 발명은 항공기의 에어포일의 특정 설계에 관련된다. 비틀림에 대한 가요성 날개는 본 발명의 많은 실시예들의 특징이다. 본 발명의 전형적인 에어포일은 항공기에 의하여 통상 경험되는 레이놀즈수에서 약 1.5의 양력 계수를 얻도록 허용하는 충분한 캠버를 갖는다. 전술한 것처럼, 바람직하게는 저속 비행 상황 및 고속 비행 상황간 항공기의 일부의 형상 변화가 있다. 캠버 변화 장치는 비교적 간단하며 에어포일 형상을 바꾸는데 유용한 장치이다.
고 양력용으로 설계된 많이 캠버된 에어포일과 플랩 중 어느 하나를 사용하는 중요한 점은 이러한 (하향 연장되는 경우의) 플랩과 에어포일이 날개 상에 큰 음의 피치 모멘트를 야기한다는 것이다. 이는 항공기 전체의 안정성 및 날개의 비틀림 편차 모두에 영향을 미친다. 음의 피치 모멘트로 인해 날개의 바깥쪽 부분에서의 날개 비틀림은 본 발명의 바람직한 실시예들에서 공통적인 비틀림에 대한 가요성이고 스팬이 긴 날개에 심각한 문제일 수 있다.
항공기의 전체 안정성과 관련하여, 이 문제는 본 발명의 범위 내에서 커나드 또는 탠덤(tandem) 또는 꼬리가 있는 항공기 접근법에 의하여 처리될 수 있다. 그 구성은 에어포일의 음의 피치 효과를 극복하기에 충분한 피치 안정성을 생성할 수 있다. 전면은 작은 상향 돌풍으로 인해 배면보다 적은 비율의 양력 증가를 가질 필요가 있다. 이것은 전면이 배면보다 더 큰 CL에서 작동하게 함으로써 달성된다. 배면이 전면의 세류 항적(downwash wake)에서 작동하고 있음을 주목해야 한다. 표준 구성에서는, 이러한 사실이 단지 꼬리의 안정화 효과를 감소시키지만 수송 수단은 여전히 안정적인 상태이다. 커나드 구성에 대해서는, 세류 효과가 훨씬 더 문제가 되며, 배면보다 전면에서 더 큰 CL을 요구하며, 전체적인 수송 수단의 비효율 및 실속 문제 모두를 일으킨다.
음의 피치 모멘트에 의하여 야기된 더 큰 문제는, 비틀림에 대한 가요성 날개에 있어서 날개가 피치 모멘트 하에서 심하게 비틀릴 수 있다는 것이다. 심지어 이러한 비틀림은 바람직하지 않은 보조 날개-반전 결과(aileron-reversal effect)의 원인인 외측 날개에서 음의 순 양력(net negative lift)을 일으킬 수 있다.
본 발명의 많은 실시예들은 '284 특허에 개시된 것과 같은 가요성 있는 날개 디자인 외관을 포함한다. 이러한 여러 실시예들은 이 문제를 방지하기 위한 하나 이상의 메커니즘을 사용한다.
제1 바람직한 실시예에서 주목한 바와 같이, 슬랫들은 CL(양력 계수)을 0.3만큼, 또는 심지어 실속 개시전에 0.4 이상만큼 많이 증가시킬 뿐만 아니라 몇몇 실시예에서 음의 피치 모멘트들을 방지하는 메커니즘을 제공한다. 마찬가지로, 제1 바람직한 실시예에서 사용된 것처럼, 리플렉스된 에어포일은 몇몇 실시예에서 음의 피치 모멘트를 더 방지한다. 철저한 설계로, 이들 메커니즘 중 하나 또는 양자 모두가 고속에서는 상당히 낮은 항력을 가지며 저속용에 대해서 큰 최대 CL을 달성하는데 사용될 수 있다. 더욱 더 높은 최대 CL을 가능케 할 소용돌이를 유도하도록, 소용돌이 발생기가 슬랫들의 후방, 아래면 상에 사용될 수 있다.
아래 부가적인 바람직한 실시예에서 더 상세히 설명하겠지만, 음의 피치 모멘트의 효과를 제한하기 위해, 몇몇 실시예들에서 다른 메커니즘이 마련되었다. 이러한 메커니즘에는 "섹션" 꼬리 또는 커나드 및 스윕된 비행 날개가 포함된다.
슬랫되고, 많이 캠버되며, 리플렉스된 에어포일은 제1 바람직한 실시예와 같은 본 발명의 표준 항공기 타입의 실시예 및 전익 비행기 양자 모두에서 사용될 수 있다. 만약 전익 비행기의 날개가 스윕된다면, 더 큰 피치 감쇠 및 안정성을 부여한다. 또한, 이것은 기체를 종단하는 세장형 탱크(elongated-fore-aft tank)로부터의 연료 인출(fuel withdrawn)로 CG를 변경시킨다.
추가적인 바람직한 실시예
제1 바람직한 실시예와 아래의 추가적인 바람직한 실시예 양자 모두는, 본 명세서에 기술된 항공기 부품 특징부 및 동력 시스템의 상이한 조합들을 포함하는 변형예를 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 모터들의 개수 및 배치와 같은 개별적인 상세 사항은 단순함을 위하여 몇몇 도면에서 도시하지 않았다.
바람직한 항공기의 제2 실시예
본 발명의 제2 바람직한 실시예는, '284특허에 개시되고 도시된 날개 방향 하중이 가해진 전익 비행기의 구조적 특징을 포함하는 항공기에 전술한 특징들을 여러가지로 조합시키는 것을 포함한다. 특히, 주목할 것은 이 실시예의 변형예들은 제1 바람직한 실시예에 관해 전술한 압력들에서 작동하는 연료 전지를 포함한다는 것이다. 부가적으로, 이 실시예의 변형예는 액체 수소를 함유하도록 구성된 연료 전지 저장 탱크와, 결정된 비등 속도로 또는 소정의 비등 속도로 액체 수소를 끓이는 히터를 포함한다.
이 항공기는, 선택된 에어포일에 의하여 통상 매우 작은 양의 피치 모멘트를 갖는 매우 가요성인 날개 세그먼트에 그 특징이 있다. 제2 바람직한 실시예의 변형예가 많이 캠버된 에어포일, 플랩, 슬랫, 리플렉스된 후연, 또는 이들로 구성된 임의의 조합을 포함할 수 있는 반면, 이 실시예는 큰 캠버를 사용하기 위한 아주 효율적인 플랫폼이 되는 것으로 판명되지는 않았다.
바람직한 항공기의 제3 실시예
도7a와 도7b를 참조하면, 본 실시예에서, 날개(301)가 다수의 서브섹션(303)으로 나누어지는데, 도면에는 6개가 도시되어 있다. 각각의 서브섹션은 그 섹션의 많이 캠버된 에어포일(또는 플랩)의 음의 피치 모멘트가 반응되도록 허용하는 꼬리를 갖는다. 4개의 외측 섹션은 개별적인 꼬리(305)를 갖는 것이 바람직하며, 2개의 내측 섹션은 횡방향으로 연장하는 꼬리(307)를 공유한다. 선택적으로, 본 바람직한 실시예의 섹션별 구조는 전술한 바람직한 실시예, '284 특허, 또는 전술한 바람직한 실시예와 '284 특허에 개시된 항공기의 많은 특징부 및 특징을 채택할 수 있다.
이러한 다중-꼬리 조립체에서, 대칭 위치된 2개의 "본체", 또는 수직 안전판(309)들은 각각 액체 수소 저장소와 연료 전지 시스템을 보유한다. 바람직하게는, 두 시스템이 대칭성과 신뢰성 양자 모두를 위해 사용된다. 두 수직 안전판은 공유된 횡방향으로 연장하는 꼬리(307)를 지지한다. 또한, 두 수직 안전판은 더 양호하게 가려지지 않는 조망을 위해 하향으로 연장되며, 착륙을 위하여 상향으로 수축할 수 있는 통신 플랫폼(311)과 착륙 장치를 지지한다.
본 실시예가 비행에서 롤(roll)함에 따라, 외측 서브섹션은 국부 유동에 대해 지향하려는 경향이 있고 이에 따라 롤 감쇠를 줄이는 경향이 있을 것이라는 점에 주목해야 한다. 단부의 서브섹션 유닛 상의 꼬리의 능동 제어는 이 문제를 해결하기 위해 사용될 수 있다. 그러나, 능동 제어 시스템의 사용은 시스템 복잡성을 증가시키고 이에 따라 신뢰성을 감소시킨다.
항공기는 수송 수단 피치 안정성 및 제한된 날개 비틀림 양자 모두를 위하여 제공되는, 바람직하기로는 날개의 서브섹션(303)의 각각을 위한 피치 모멘트를 처리하기 위하여 날개(301)에 걸쳐 분산된 충분한 꼬리를 갖는다. 본 실시예의 날개가 섹션 피치 모멘트 영향 하에서 날개가 심하게 비틀리는 것을 방지하기에 충분한 비틀림 강성을 갖도록 설계된다면, 4개의 외측 개별 꼬리(305)들 중 일부 또는 전부가 제거될 수 있고, 횡방향으로 연장하는 중앙의 꼬리(307)는 심지어 플랩 전개시에도 수송 수단의 피치 안정성을 제공할 수 있다.
바람직한 항공기의 제4 실시예
도8을 참조하면, 본 실시예에서, 종래 항공기 설계는 동체(403)를 지지하고, 다수의 서브섹션(405)으로 나누어지는 가요성의 날개(401)를 구비한다. 제3 바람직한 실시예와 유사하게, 각 서브섹션은 그 섹션의 많이 캠버된 에어포일(또는 플랩)의 음의 피치 모멘트가 반응되도록 허용하는 날개-꼬리(407)를 갖는다. 날개-꼬리의 주 목적은, 전체 항공기 피치 모멘트가 동체 상에 장착된 (도시하지 않은) 꼬리에 의하여 반응될 때 국부적인 날개 비틀림을 방지하는 것이다.
날개는 가요성이기 때문에, 롤 감쇠는 날개가 롤 중 비틀릴 때 감소된다. 이러한 영향은 섹션들이 강한 스파 상에서 회전하면 감소될 수 있고, 두 날개끝 섹션은 비틀림에 대해 강성인 스파에 단단하게 부착되어 롤에 감쇠를 제공한다. 날개는 본 실시예의 변형예에서 스윕될 수 있다.
바람직한 항공기의 제5 실시예
도9를 참조하면, 본 실시예에서, 제3 바람직한 실시예에서 갖춰질 것과 같이 길고 통상 가요성인 날개(501)가 일부는 단순히 스파일 수 있는 복수의 소형 "동체"(505)에 의하여 횡방향으로 연장하는 꼬리(503)에 연결된다. 꼬리는 대체로 전체 날개에 걸쳐 횡방향으로 연장된다. 바람직하게는, 2개의 주 동체(507)는 연료 및 동력 모듈을 포함한다. 이에 따라, 항공기는 심지어 날개상의 플랩을 사용할 때에도 스팬 전체에 걸쳐 피치 안정성을 갖는다.
능동 제어가 사용되지 않는 한, 본 실시예의 꼬리 섹션과 날개의 비틀림 가요성은 롤 중 처짐을 제한하기에 충분한 강성이 되도록 적절하게 제조될 필요가 있다. 위에서 지적한 바와 같이, 가능한 능동 제어를 피하는 것이 바람직하다.
모든 실시예에 대하여 지적한 것처럼, 본 실시예는 슬랫과 플랩(예를 들면, 슬롯된 플랩)의 다른 조합을 가지는 변형예를 포함할 수 있다. 이들에는 작은 코드와 중간 속도에서 제로의 양력을 갖는 꼬리를 갖는데 특징이 있는 변형예가 포함된다.
바람직한 항공기의 제6 실시예
도10a와 도10b를 참조하면, 본 실시예에서, 길고 통상적인 가요성인 날개 (601)가 제3 바람직한 실시예에서 갖춰진 것과 같이, 복수의(즉, 4개의) "동체"(605)에 의해서 횡방향으로 연장하는 꼬리(603)에 연결되고, 각각은 적합한 모멘트 아암을 제공하여 꼬리를 지지하기도 하는 연료/동력 모듈이다. 각각의 날개의 외측 단부(607)는 최외측 동체를 넘어서 대략 7.62m(25피트) 연장되고, 플랩/보조 날개 처짐은 내부의 날개 방향 하중이 가해진 27.4m(90피트)의 날개에서 사용되는 것의 대략 1/2로 제한된다. 이 구조는 보조 날개의 반전이 바람직하게 지시된 대기 속도보다 훨씬 더 빠른 속도에서만 발생하게 한다.
또한, 4개의 동체(605)는 단순한 착륙 장치(예를 들면, 각 동체상의 2개의 작은 후퇴 가능한 바퀴)의 장착을 제공한다. 무선 중계 포드(pod)는, 항공기의 30°선회 경사가 수평선 아래 20°를 초과하는 포드의 시계를 가로막지 않는 수준으로 비행시 하강될 수 있다.
제3 내지 제6 실시예의 변형예
본 발명의 범위내에서의 또 다른 접근법은, 전술한 제3 내지 제6 실시예가 꼬리들보다는 커나드를 갖도록 변경하는 것이다. 더 작은 CL이 날개의 배면에서 요구된다는(즉, 조기의 실속하는 전면을 갖는다는) 사실에 주목해야 한다. 이것은 아마 꼬리를 갖는 전술한 변형예보다 더 큰 수준의 항력을 야기할 것이다.
바람직한 항공기의 제7 실시예
도11a와 도11b를 참조하면, 제7 바람직한 실시예는 압축 스트러트로 형성된 6요소 4면체 프레임(703)과 날개(701)를 가지는 스윕된 전익 비행기의 설계이다. 연료 및 동력 모듈(705)과 무선 플랫폼(707)은 중앙에 배치되고 바람직하게는 4면체 프레임에 의하여 지지된다. 4면체 프레임은 연료 및 동력 모듈과 라디오 플랫폼의 중량이 쉽게 취급되게 하면서, 날개의 내측 부분에 큰 강도를 부가한다. 안정 장치 또는 제어 표면은 연료 및 동력 모듈 상에 선택적으로 장착되어 추가적인 안정성, 제어, 또는 안정성과 제어를 부가할 수 있다.
4면체 프레임(703)의 3개 요소는 날개(701)의 양쪽 측면들을 따라 연장되며, 바람직하기로는 날개의 주 스파(spar)들에 의해 형성된 평면 내에 있는 것이 바람직하다. 이 3개의 스파-비행기 요소 중 2개의 날개에 기초한 요소들(721)은 스파를 따라 기수에 있는 공통의 구조적으로 강화된 위치에서 연장되거나 또는 스파 자체로 구성된다. 3개의 스파-비행기 요소 중 세번째 것은 대략 15.2 또는 18.3m(50 또는 60피트) 떨어져 있는 스파 위치들로부터 연장하는 스파들 사이에서 횡방향 연장하는 요소(723)이다. (도시되지 않은) 항공기의 중간 부분의 연장된 날개 코드 안으로 4면체의 횡방향 요소를 결합하는 것에는 이점이 있을 수 있다. 본 실시예의 날개 스팬이 42.7m(140피트)(대략 14-17.5의 범위에 종횡비를 가짐)라면, 4면체의 외측 외팔보 날개 요소는 횡방향으로 각각 12.2m 또는 13.7m(40 또는 45피트) 연장될 것인데, 이 거리는 스윕을 고려할 때 다소 더 긴 거리이나, 여전히 일관된 양호한 비틀림 및 굽힘 강도를 갖는 비교적 짧은 거리이다.
4면체 프레임(703)의 남아있는 3개의 요소는 공통 지점(725)까지 하향 연장된다. 이 3개의 하향 연장 요소 중 2개의 측면 하강 요소(727)는 횡방향 연장하는 요소(723)의 두 단부로부터 아래로 연장되고, 반면에 이들 3개의 하향 연장 요소 중 세번째의 중심 하강 요소(729)는 2개의 날개에 기초한 요소(721)가 만나는 항공기의 기수에서 스파의 공통된 구조적으로 강성인 또는 강화된 부분으로부터 아래로 연장된다.
외부로 노출된 압축 스트러트의 항력은 공기 역학과 관련되며, 이들은 공기 역학적으로 설계되어야 한다. 날개 내에 있는 압축 스트러트의 일부를 생략하면, 나머지 노출된 요소들은 대략 30.5m(100피트) 이하의 노출된 스트러트 길이를 나타낸다. 0.30m(1피트)의 코드와, 대략 0.01의 Cdo를 부여하는 저 항력 형상으로, 0.093m2(1ft2)의 등가 편평 플레이트만이 노출된 요소에 의하여 비행기에 부가된다.
본 실시예의 비교적 단순한 구성에서는, 피치 및 요의 제어가 날개끝 엘러번에 의하여 달성될 수 있거나, 또는 더 바람직하기로는 날개의 4분의 1의 코드를 따라 축 둘레를 회전하는 날개끝에 의하여 달성될 수 있다. 이 회전-날개끝 타입의 제어는 전익 비행기와 재래식 항공기에서 성공적으로 수행되어 왔다.
스윕된 전익 비행기의 많은 변형예의 이점은, 적절한 날개 비틀림(및 이에 따른 양력 분산)에 의하여 날개끝이 추력을 발생하게 하고 역 요(adverse yaw)를 야기하지 않고 경사 선회 회전을 가능하게 하면서 올려흐름(upwash)을 특징으로 하는 영역에 날개끝이 있을 수 있다는 것이다. 이는 수직면의 항력없이 수행될 수 있다.
또한, 본 실시예의 많은 변형예는 뛰어난 피치 안정성을 가질 것이며, 이에 따라 캠버를 증가시키는 양의 플랩 등으로부터의 적절한 음의 피치 모멘트를 가질 능력을 제공한다. 이들 부분이 CG 앞쪽에 있다면, 구조 피치 안정성은 에어포일 피치 불안정성의 영향을 더 용이하게 조정할 수 있다. 바람직하게는, 항공기의 본 실시예는 하중을 분산하기 위한 강한 4면체 구조의 이점을 완전히 취하면서 리플렉스와 슬랫을 갖춘 캠버된 에어포일을 포함한다. 따라서, 본 실시예의 전익 비행기 상에 사용된 캠버된/리플렉스된/슬랫된 에어포일의 조합이 특히 바람직하다.
제11c를 참조하면, 제7 바람직한 실시예의 변형예에서, 2개의 동력 포드(751)가 횡방향으로 연장하는 4면체 요소(723)의 단부에서의 최외측에 위치되어 항공기를 날개 방향 하중이 가해진 스윕된 전익 비행기가 되게 한다.
실시예의 추가 변형예
전술한 실시예는, 각각의 날개가 등가의 단엽비행기 날개의 코드의 1/2을 갖는 등의 복엽비행기와 같은 다중-날개 항공기로 되도록 각각 변경될 수 있다. 코드가 절반이 되므로, 수송 수단 성능은 거의 동일하게 유지되겠으나 날개의 음의 피치 모멘트 영향은 감소될 것이다. 대형 박스 트러스는 비틀림 및 굽힘 강성을 달성하는데 그리고 아마도 날개 중량을 줄이는데 있어서 장점을 갖는다. 그렇지만, 스트러트와 와이어 및 이들의 날개와의 교차들로 인해 항력의 손실이 있다.
2.44m(8') 코드와 30.5m(100피트) 날개 스팬을 가져서 12.5의 종횡비를 갖는 [0.007의 유해 항력 계수를 가지는 0.3의 고속 CL에서 74.3m2(800ft2)인 따라서 항력 면적이 0.52m2(5.6ft2)인] 날개는 2개 날개에 의하여 형성된 박스를 안정화시키는데 183m(600피트)의 1.59mm(1/16") 피아노선(piano wire)을 갖는 2개의 1.22m(4피트) 코드 날개를 갖는 구비한 복엽비행기와 동일시된다면, 와이어의 항력 면적은 0.279m2(3ft2)이상이 될 것이다. 스트러트 항력과, 에어포일용의 더 작은 레이놀즈수가 항력에 부가된다는 사실을 고려하면, 날개 항력 면적은 2배를 초과하게 되며 그 실시예에 대한 고속 비행을 방해할 것이다.
전술한 기술로부터, 장기간 동안 저수준의 동력을 소모하면서, 가려지지 않는 통신 플랫폼을 지지하고, 단순함과 신뢰성을 나타내면서 광범위한 속도로 비행 및 정위치 유지를 모두 할 수 있는 경량의 항공기에 대한 다수의 실시예를 제공한다.
본 발명의 특별한 형태가 예시되고 기술되면서, 본 발명의 기술사상과 범위에서 벗어남이 없이 부가적인 변화와 수정이 이루어질 수 있다는 것이 명백할 것이다. 따라서, 본 발명은 바람직한 실시예만을 참조로 상세하게 기술되었지만 이 기술분야에서 통상의 기술을 가진 사람들은 본 발명으로부터 벗어남이 없이 여러 수 정이 이루어질 수 있다는 것을 이해할 것이다. 따라서 본 발명은 제한하려는 것이 아닌, 후술하는 청구의 범위를 참조로 한정된다.

Claims (17)

  1. 동체나 꼬리 날개 없이 중심점으로부터 두 단부 쪽으로 횡방향 연장되고, 스윕되어 있으며 일정한 코드를 갖는 비행 날개(701)와,
    항공기용 동력을 제공하도록 된 제1 동력 모듈(705)과,
    복수의 지지대(721, 723, 727, 729)를 포함하는 지지대 구조(703)를 포함하고,
    지지대들은 중심점과 각 단부 사이의 횡방향에서의 중간 지점들에서 날개와 지지 접촉하는 코너들을 가지는 4면체를 이루며, 또 4면체는 날개의 중심점과 지지 접촉하는 코너를 가지며,
    날개는 음의 피치 모멘트를 갖는 에어포일을 가지고, 날개의 후연에서 리플렉스(207)를 구비하게 구성되며,
    날개에는 슬랫(205)이 구비되게 구성되는 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 항공기용 동력을 제공하도록 된 제2 동력 모듈(751)을 더 포함하고, 제1 동력 모듈과 제2 동력 모듈(751)은 4면체 코너들이 중심점과 각 단부 사이의 횡방향에서의 중간 지점들에서 날개와 지지 접촉하는 위치 부근에서 날개를 따라 횡방향으로 위치되는 항공기.
  3. 동체나 꼬리 날개 없이 중심점으로부터 두 단부 쪽으로 횡방향 연장되고, 스윕되어 있으며 일정한 코드를 갖는 비행 날개(701)와,
    항공기용 동력을 제공하도록 된 제1 동력 모듈(705)과,
    복수의 지지대(721,723,727,729)를 포함하는 지지대 구조(703)를 포함하고,
    지지대들은 중심점과 각 단부 사이의 횡방향에서의 중간 지점들에서 날개와 지지 접촉하는 코너들을 가지는 4면체를 이루며, 또 4면체는 날개의 중심점과 지지 접촉하는 코너를 가지는 항공기.
  4. 제3항에 있어서, 항공기용 동력을 제공하도록 된 제2 동력 모듈(751)을 더 포함하고, 제1 동력 모듈과 제2 동력 모듈(751)은 4면체 코너들이 중심점과 각 단부사이의 횡방향에서의 중간 지점들에서 날개와 지지 접촉하는 위치 부근에서 날개를 따라 횡방향으로 배치되는 항공기.
  5. 제3항에 있어서, 날개는 20 이상의 종횡비를 갖는 것을 특징으로 하는 항공기.
  6. 수소 공급원과,
    산소 공급원과,
    동력을 발생시키기 위하여 산소 공급원으로부터의 산소와 수소 공급원으로부터의 수소를 결합시키도록 된 연료 전지(131)를 포함하며,
    연료 전지는 1기압 미만의 압력으로 각각 공급된 수소와 산소를 결합시키도록 구성된 항공기.
  7. 제6항에 있어서, 연료 전지에 의하여 발생된 동력으로부터 추력을 제공하도록 구성된 항공기 엔진을 더 포함하는 항공기.
  8. 제6항 또는 제7항에 있어서, 상기 항공기는 16.764 km 내지 21.336 km (55,000 내지 70,000피트)의 고도에서 정위치 유지하는 비행 조건으로 작동하도록 된 항공기.
  9. 제6항 또는 제7항에 있어서, 상기 연료 전지는 대략 1.38 N/cm2 내지 2.07 N/cm2 (2 내지 3psia)의 내압에서 작동하도록 된 항공기.
  10. 제6항 또는 제7항에 있어서, 태양이 비행기를 비추고 있을 때 항공기의 연료 전지 또는 배터리 동력을 보조하도록 된 날개 장착식 태양 전지를 더 포함하는 항공기.
  11. 제6항 또는 제7항에 있어서,
    연료 전지는 수소를 유동의 작동 속도로 공급 압력에서 공급하는데 필요한 동력 발생 속도에서 작동하도록 구성되며,
    수소 공급원은 액체 수소를 함유하는 탱크(111)이며, 탱크는 액체 수소의 비등 속도를 증가시키기 위한 열원을 포함하며,
    열원은 기상 반응 물질을 유동의 작동 속도로 연료 전지에 공급하는데 적합한 수준으로 수소의 비등 속도를 상승시키는 항공기.
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Families Citing this family (86)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2795043B1 (fr) * 1999-06-21 2001-10-19 Cit Alcatel Vehicule volant a haute altitude servant de relais hertzien et procede pour la mise a poste de ce vehicule
US7802756B2 (en) 2000-02-14 2010-09-28 Aerovironment Inc. Aircraft control system
US6347719B1 (en) * 2000-07-14 2002-02-19 Hughes Electronics Corporation Light weight hydrogen tank
US6568633B2 (en) * 2000-08-24 2003-05-27 James P. Dunn Fuel cell powered electric aircraft
US6615165B2 (en) * 2001-09-27 2003-09-02 Ernest A. Carroll Cable connections between an unmanned aircraft and a detachable data handling module
US6755378B2 (en) * 2001-11-30 2004-06-29 Sesa Americom, Inc. System and method for controlling a space-borne propulsion system
US20040069897A1 (en) * 2002-01-28 2004-04-15 Corcoran William L. Zero emitting electric air vehicle with semi-annular wing
TW513770B (en) 2002-02-26 2002-12-11 Advanced Semiconductor Eng Wafer bumping process
ES2262917T3 (es) * 2002-04-16 2006-12-01 Airbus Deutschland Gmbh Sistema para la produccion de agua a bordo de una aeronave.
AU2003279695A1 (en) 2002-04-17 2004-02-25 Aerovironment, Inc. Closed loop energy storage system
US6908702B2 (en) * 2002-05-03 2005-06-21 Ion America Corporation Fuel cell for airship power generation and heating
US6854688B2 (en) * 2002-05-03 2005-02-15 Ion America Corporation Solid oxide regenerative fuel cell for airplane power generation and storage
US7169493B2 (en) 2003-04-30 2007-01-30 Proton Energy Systems, Inc. Fuel cell system with thermal management and method of operation thereof
CN100405642C (zh) * 2004-02-17 2008-07-23 葛永乐 水下氢燃料电池动力装置
US7249733B2 (en) * 2004-10-29 2007-07-31 Harris Corporation Lighter-than-air aircraft including a closed loop combustion generating system and related methods for powering the same
US7464895B2 (en) * 2004-10-29 2008-12-16 Harris Corporation Lighter-than-air aircraft and related methods for powering the same
FR2879562B1 (fr) * 2004-12-20 2008-05-16 Airbus France Sas Dispositif pour emettre une autorisation d'agir sur le fonctionnement d'un moteur d'aeronef et systeme de controle de moteur comportant un tel dispositif
US7219854B2 (en) * 2005-03-04 2007-05-22 Information Systems Laboratories, Inc. Cycloidal hybrid advanced surface effects vehicle
US20070158500A1 (en) * 2006-01-06 2007-07-12 Ion America Corporation Solid oxide fuel cell system for aircraft power, heat, water, and oxygen generation
DE102006027707A1 (de) * 2006-06-14 2007-12-20 Airbus Deutschland Gmbh Heckstruktur für ein Luft- oder Raumfahrzeug
US7806365B2 (en) * 2006-07-05 2010-10-05 The Boeing Company Long endurance hydrogen powered vehicle
US7762495B2 (en) * 2007-07-25 2010-07-27 The Boeing Company Solar powered aerial vehicle
WO2009036465A1 (en) * 2007-09-14 2009-03-19 Aurora Flight Sciences Corporation Non-planar adaptive wing solar aircraft
DE102007061991B4 (de) * 2007-12-21 2009-12-03 Airbus Deutschland Gmbh Brennstoffzellensystemmodul, Set von Brennstoffzellensystemmodulen und Verwendung eines Brennstoffzellensystemmoduls in einem Luftfahrzeug
US8201773B1 (en) 2008-07-02 2012-06-19 The United States Of America As Represented By Secretary Of The Navy Flexible self-erecting substructures for sensor networks
US20100021778A1 (en) * 2008-07-25 2010-01-28 Lynntech, Inc. Fuel cell emergency power system
CN105966616B (zh) * 2009-06-05 2019-06-11 威罗门飞行公司 飞行器飞行机构和控制方法
DE102011116841B4 (de) * 2011-10-25 2017-10-26 Airbus Defence and Space GmbH Höhenluftfahrzeug, Luftfahrzeugverband und Verfahren zum Betreiben eines Luftfahrzeugverbands
US8448898B1 (en) * 2012-04-30 2013-05-28 Sunlight Photonics Inc. Autonomous solar aircraft
US20150183520A1 (en) * 2012-07-20 2015-07-02 Andrew Charles Elson Unmanned aerial vehicle and method for launching
GB2504132A (en) 2012-07-20 2014-01-22 Andrew Charles Elson A solar powered UAV launched from a high altitude balloon
CN103287569B (zh) * 2013-05-15 2015-04-22 西北工业大学 非跑道场地起降和可悬停的升推式大尺度太阳能无人机
KR101466881B1 (ko) * 2013-05-21 2014-12-02 한국과학기술연구원 액체 수소를 이용하는 무인 항공기 동력 공급 장치
US9957037B2 (en) 2013-07-10 2018-05-01 X Development Llc High altitude aircraft with integrated solar cells, and associated systems and methods
JP5943289B2 (ja) * 2013-10-30 2016-07-05 優章 荒井 垂直離着陸飛行体
EP2887169A1 (en) * 2013-12-18 2015-06-24 The Boeing Company Lightweight gas pressure regulator
WO2015143098A2 (en) * 2014-03-18 2015-09-24 Joby Aviation, Inc. Aerodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft with pivoting rotors and stowing rotor blades
CN103847964B (zh) * 2014-03-20 2016-01-20 西北工业大学 一种可螺旋飞行的弧形翼飞行器
US10807728B2 (en) * 2014-05-20 2020-10-20 The Boeing Company Solar powered airplane
EP3031730B1 (fr) * 2014-12-12 2019-09-04 Airbus (Sas) Aéronef et procédé d'aménagement d'un tel aéronef
CN104608914B (zh) * 2014-12-12 2016-08-17 宁波高新区甬晶微电子有限公司 一种智能多用途救援无人飞行器
US9751614B1 (en) * 2015-02-20 2017-09-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Aeroelastic wing shaping using distributed propulsion
WO2016138173A1 (en) 2015-02-24 2016-09-01 Karem Aircraft, Inc. Methods for providing a durable solar powered aircraft with a variable geometry wing
EP3261924A4 (en) * 2015-02-24 2018-07-25 Karem Aircraft, Inc. Solar powered aircraft with a variable geometry wing and telecommunications networks utilizing such aircraft
CN105000183B (zh) * 2015-06-29 2017-01-18 中国气象局气象探测中心 自航式下投探空系统
CN105752317A (zh) * 2015-07-03 2016-07-13 苏州峰通光电有限公司 一种太阳能飞行器及其控制器的控制方法
JP6640729B2 (ja) * 2015-07-06 2020-02-05 エスゼット ディージェイアイ テクノロジー カンパニー リミテッドＳｚ Ｄｊｉ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｃｏ．，Ｌｔｄ Ｕａｖの燃料電池に関するシステム及び方法
WO2017130137A1 (en) 2016-01-29 2017-08-03 Openstratosphere Sa Stratospheric drone
KR101666373B1 (ko) * 2016-02-17 2016-10-17 한국에너지기술연구원 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 비행경로 산출 방법
CN106081062B (zh) * 2016-07-02 2018-01-19 朱幕松 太阳能无人机
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
CN106184697B (zh) * 2016-09-14 2019-02-05 北京航空航天大学 一种直线贯穿构架式复合材料机身结构
JP6570095B2 (ja) * 2016-09-22 2019-09-04 トップ フライト テクノロジーズ， インコーポレイテッド 乗り物推進のための発電および分配
US10843808B2 (en) * 2016-11-29 2020-11-24 Insitu, Inc. Methods and apparatus for cryogenic fuel bayonet transfers
GB201709886D0 (en) * 2017-06-21 2017-08-02 Elson Space Eng Ese Ltd Aerial vehicle tether
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
US10836480B2 (en) * 2017-10-26 2020-11-17 Raytheon Company Flight vehicle
FR3077269A1 (fr) * 2018-02-01 2019-08-02 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant une structure primaire de mat d'accrochage fixee a un caisson de voilure a l'aide d'une liaison boulonnee
JP2019170014A (ja) * 2018-03-22 2019-10-03 株式会社Ｓｏｋｅｎ 電源装置およびこれを用いた飛行装置
JP7271823B2 (ja) * 2018-07-09 2023-05-12 日本Ｆｃ企画株式会社 航空機
CN109572996B (zh) * 2018-12-04 2022-04-19 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种考虑温度变化的尾翼抗鸟撞附加蒙皮前缘结构
GB2580686A (en) * 2019-01-24 2020-07-29 Stratospheric Platforms Ltd Fuel storage systems for unmanned aircraft
US11411236B2 (en) 2019-02-21 2022-08-09 ZeroAvia, Inc. On-board oxygen booster for peak power in fuel cell systems
US11444295B2 (en) 2019-02-21 2022-09-13 ZeroAvia, Inc. Multi-stage turbocharging compressor for fuel cell systems
JP7177746B2 (ja) * 2019-04-24 2022-11-24 Ｈａｐｓモバイル株式会社 制御装置、システム、プログラム、及び制御方法
JP6823113B2 (ja) * 2019-07-12 2021-01-27 エスゼット ディージェイアイ テクノロジー カンパニー リミテッドＳｚ Ｄｊｉ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｃｏ．，Ｌｔｄ Ｕａｖの燃料電池に関するシステム及び方法
US12341225B2 (en) 2019-11-17 2025-06-24 ZeroAvia, Inc. Integrated hydrogen-electric engine
AU2020399618A1 (en) 2019-12-09 2022-06-23 Aerovironment, Inc. Systems and methods for starting a sensorless motor
US11708153B2 (en) 2020-02-22 2023-07-25 ZeroAvia, Inc. Electric acceleration assist for short takeoff and landing capabilities in fixed-wing aircraft
KR102129601B1 (ko) * 2020-02-24 2020-07-02 국방과학연구소 예인 음탐기
WO2021257567A1 (en) * 2020-06-15 2021-12-23 Joby Aero, Inc. High efficiency hydrogen fueled high altitude thermodynamic fuel cell system and aircraft using same
GB2601153A (en) * 2020-11-19 2022-05-25 Voltitude Ltd Method and apparatus for dropsonde deployment
CN112977879A (zh) * 2021-04-01 2021-06-18 中国航天空气动力技术研究院 一种气弹试验平台
US12037939B2 (en) * 2021-04-01 2024-07-16 ZeroAvia, Ltd. Dynamic optimization of system efficiency for an integrated hydrogen-electric engine
JP7435535B2 (ja) * 2021-04-26 2024-02-21 トヨタ自動車株式会社 飛行体
US12188434B2 (en) 2021-09-06 2025-01-07 Sirinor As Zero emission supersonic fan engine
US11542870B1 (en) 2021-11-24 2023-01-03 General Electric Company Gas supply system
US11967743B2 (en) 2022-02-21 2024-04-23 General Electric Company Modular fuel cell assembly
US12170390B2 (en) 2022-02-21 2024-12-17 General Electric Company Systems and method of operating a fuel cell assembly, a gas turbine engine, or both
US11891178B2 (en) 2022-04-28 2024-02-06 Jetzero, Inc. Blended wing body aircraft with a combustion engine and method of use
US12145712B2 (en) 2022-05-12 2024-11-19 Herns Louis High-altitude wind turbine aircraft system and method of use
CN114933010B (zh) * 2022-07-08 2025-04-29 西安交通大学 一种基于赋形燃料电池组件的机翼动力一体化装置
CN115027663B (zh) * 2022-08-10 2022-11-22 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种通过射流实现的机翼融合控制方法
US12091173B2 (en) * 2022-09-30 2024-09-17 Wing Aviation Llc UAV with distributed propulsion and blown control surfaces
US12221899B2 (en) 2023-06-15 2025-02-11 General Electric Company Methods and apparatuses for blade locking
US12000404B1 (en) 2023-08-30 2024-06-04 ZeroAvia, Inc. Inrunner axial compressor

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3346718A (en) 1965-07-27 1967-10-10 Gerald J Cooley Electrically heated cryogenic liquid vaporizing apparatus
US5106035A (en) 1989-12-29 1992-04-21 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft propulsion system using air liquefaction and storage
US5810284A (en) 1995-03-15 1998-09-22 Hibbs; Bart D. Aircraft

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE648122C (de) * 1937-07-22 Versuchsanstalt Fuer Luftfahrt Tragfluegel, insbesondere fuer schwanzlose Flugzeuge
DE582542C (de) * 1929-12-14 1934-01-15 Alexander Lippisch Pfeilfoermiger Tragfluegel, insbesondere fuer schwanzlose Flugzeuge
GB375515A (en) 1930-06-04 1932-06-30 Jean Frederic Georges Marie Le Tail-less aeroplane constituted by a three-element wing
US3438597A (en) * 1967-04-03 1969-04-15 Witold A Kasper Aircraft
DE2803041A1 (de) * 1978-01-25 1979-08-02 Dieter Paff Schwanzloses flugzeug
US4403755A (en) * 1980-02-14 1983-09-13 Gutsche Gunter E Method and apparatus for use in harnessing solar energy to provide initial acceleration and propulsion of devices
US4415133A (en) * 1981-05-15 1983-11-15 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Solar powered aircraft
US4722773A (en) 1984-10-17 1988-02-02 The Dow Chemical Company Electrochemical cell having gas pressurized contact between laminar, gas diffusion electrode and current collector
US4568442A (en) 1985-02-01 1986-02-04 The Dow Chemical Company Gas diffusion composite electrode having polymeric binder coated carbon layer
US4697761A (en) * 1985-09-16 1987-10-06 Long David E High altitude reconnaissance platform
US4768738A (en) * 1986-10-08 1988-09-06 Friedrich Weinert Flexible solar skin in combination with an airplane
US4742977A (en) * 1986-11-03 1988-05-10 Crowell Robert L Wing structure with self-induced camber
US4907764A (en) 1988-06-08 1990-03-13 Long David E Infrared radiation powered lightweight aircraft
US4863813A (en) 1988-09-15 1989-09-05 Bell Communications Research, Inc. Primary source of electrical energy using a mixture of fuel and oxidizer
CA1312648C (en) 1988-12-22 1993-01-12 Richard F. Buswell Fuel cell power plant
US5178968A (en) 1991-03-18 1993-01-12 International Fuel Cells Corporation Extruded fuel cell stack shunt current prevention arrangement
US5304430A (en) * 1993-02-22 1994-04-19 Hughes Aircraft Company Acid-base concentration cell for electric power generation
US5374010A (en) * 1993-09-23 1994-12-20 E.G.R. Company Deflected slipstream vertical lift airplane structure
US5544847A (en) * 1993-11-10 1996-08-13 The Boeing Company Leading edge slat/wing combination
US5547777A (en) 1994-02-23 1996-08-20 Richards Engineering Fuel cell having uniform compressive stress distribution over active area
US5678783A (en) 1994-05-05 1997-10-21 Wong; Alfred Y. System and method for remediation of selected atmospheric conditions and system for high altitude telecommunications
US5709961A (en) 1996-06-06 1998-01-20 Lynntech, Inc. Low pressure fuel cell system
US6054228A (en) 1996-06-06 2000-04-25 Lynntech, Inc. Fuel cell system for low pressure operation
BR9914560A (pt) * 1998-10-14 2001-06-26 Ida Tech Llc Reformador de vapor, e, processo para produzir hidrogênio que contenha concentrações de monóxido de carbono e de dióxido de carbono abaixo de um nìvel mìnimo definido
US6364251B1 (en) * 2000-05-19 2002-04-02 James H. Yim Airwing structure
US6347719B1 (en) 2000-07-14 2002-02-19 Hughes Electronics Corporation Light weight hydrogen tank

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3346718A (en) 1965-07-27 1967-10-10 Gerald J Cooley Electrically heated cryogenic liquid vaporizing apparatus
US5106035A (en) 1989-12-29 1992-04-21 Aurora Flight Sciences Corporation Aircraft propulsion system using air liquefaction and storage
US5810284A (en) 1995-03-15 1998-09-22 Hibbs; Bart D. Aircraft

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