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KR102771357B1 - 수소 연료전지 항공체 - Google Patents

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KR102771357B1
KR102771357B1 KR1020220189455A KR20220189455A KR102771357B1 KR 102771357 B1 KR102771357 B1 KR 102771357B1 KR 1020220189455 A KR1020220189455 A KR 1020220189455A KR 20220189455 A KR20220189455 A KR 20220189455A KR 102771357 B1 KR102771357 B1 KR 102771357B1
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fuel cell
tank
hydrogen tank
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권기정
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주식회사 나르마
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Abstract

본 발명은 수소 연료전지 항공체에 있어서, 제어부를 구비한 항공 몸체(10)와, 양력 및 추력을 제공하는 회전 날개(로터 블레이드, 20)와, 상기 항공 몸체(10)에 고정 설치되고 수소를 받아 전기를 생산하는 수소 연료 전지부(30)과, 상기 수소 연료 전지부(30)에 공급되는 수소를 저장하는 수소 탱크(40)와, 상기 항공 몸체(10)에 구비되고 상기 수소 탱크(40)를 고정하는 수소 탱크 파지부(50)과, 상기 수소 탱크(40)와 연결되고 항공체 고장에 의한 비상 낙하시 사출되어 펼쳐지는 낙하산(60)을 포함하여 구성되는 것을 특징으로 하는 수소 연료전지 항공체에 관한 것이다.

Description

수소 연료전지 항공체 {Hydrogen Fuel Cells Drone }
본 발명은 낙하산을 구비하여 항공체(드론, UAM) 고장에 의한 낙하(추락)시 수소 가스통의 지상 폭발에 의한 사고를 미연에 방지할 수 있는 수소 연료전지 항공체에 관한 것이다.
등록특허 제10-1904225호는 본 발명은 하이브리드 컨트롤러를 구비한 수소연료전지 드론에 관한 것으로서, 연료전지를 사용하여 비행하는 드론에 있어서, 드론에 구비되어 연료탱크로부터 수소를 공급받아 전기를 생산하는 연료전지와 상기 드론에 구비되어 전력을 공급하는 2차 전지와 상기 연료전지의 상태정보와 상기 2차 전지의 상태정보를 입력받아 상기 연료전지와 상기 2차 전지의 전력 사용여부 또는 2차 전지의 충전여부를 제어하는 하이브리드 컨트롤러 및 상기 하이브리드 컨트롤러의 판단에 따라 작동하는 구동제어시스템을 포함하여 구성되어 연료전지와 2차 전지의 전력을 효율적으로 관리하여 무게대비 비행시간을 증가시킬 수 있는 효과를 갖는 하이브리드 컨트롤러를 구비한 수소연료전지 드론을 개시한다.
본 발명은 낙하산을 구비하여 항공체(드론, UAM) 고장에 의한 낙하(추락)시 수소 가스통의 지상 폭발에 의한 사고를 미연에 방지할 수 있는 수소 연료전지 항공체를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 항공체(드론, UAM) 고장시 수소탱크를 연료전지부(연료전기 stack)로부터 분리(낙하시 낙하산의 외력 작용에 의한 수소 탱크의 자동 분리)하여 전기 생성을 중단함으로써 낙하(추락)시 충돌에 의해 고온의 연료전지부(연료전기 stack)의 폭발(전기 생성중 화재 및 폭발성이 더 강함) 및 수소 탱크의 폭발을 미연에 방지할 수 있는 수소 연료전지 항공체를 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서,
제어부를 구비한 항공 몸체(10)와, 양력 및 추력을 제공하는 회전 날개(로터 블레이드, 20)와,
상기 항공 몸체(10)에 고정 설치되고 수소를 받아 전기를 생산하는 수소 연료 전지부(30)과, 상기 수소 연료 전지부(30)에 공급되는 수소를 저장하는 수소 탱크(40)와,
상기 항공 몸체(10)에 구비되고 상기 수소 탱크(40)를 고정하는 수소 탱크 파지부(50)과, 상기 수소 탱크(40)와 연결되고 항공체 고장에 의한 비상 낙하시 사출되어 펼쳐지는 낙하산(60)을 포함하여 구성되는 것이 특징이다.
본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서, 낙하산(60)은 제1 유연성 연결수단(65, 끈)으로 상기 수소 탱크(40)와 연결되고, 제2 유연성 연결수단(66, 끈)으로 상기 항공 몸체(10)와 연결되며, 상기 항공체는 회전 날개(블레이드)를 갖는 드론(무인 항공기), 틸트 로터 드론, 수직이착륙 항공기, 또는 틸트 로터형 항공기 중 하나인 것이 바람직하다.
본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서, 수소 탱크(40)는 수소 연결부(70)을 매개로 하여 상기 수소 연료 전지부(30)와 연통 가능하게 연결되고, 항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중)에 수소 탱크(40)는 상기 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)와 연결이 해제(분리)되는 것이 바람직하다.
본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서, 수소 탱크 파지부(50)는, 항공 몸체(10)의 후방에 이격되게 구비되는 적어도 2개 이상의 탱크 홀더(51)를 포함하고, 상기 수소 탱크(40)는 상기 탱크 홀더(51)에 장착 및 탈착 가능하게 고정되는 것이 바람직하다.
본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서, 항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중) 낙하산(60)이 사출되고, 수소 탱크(40)와 연결된 제1 유연성 연결수단(65, 끈)이 낙하산(60)의 부력으로 수소 탱크(40)를 후방 또는 상향으로 당김으로써, 상기 수소 탱크(40)가 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)로부터 자동으로 연결 해제 또는 분리되는 것이 바람직하다.
본 발명에 따르는 경우 낙하산을 구비하여 항공체(드론, UAM) 고장에 의한 낙하(추락)시 수소 가스통의 지상 폭발에 의한 사고를 미연에 방지할 수 있는 수소 연료전지 항공체가 제공된다.
본 발명에 따르는 경우 항공체(드론, UAM) 고장시 수소탱크를 연료전지부(연료전기 stack)로부터 분리(낙하시 낙하산의 외력 작용에 의한 수소 탱크의 자동 분리)하여 전기 생성을 중단함으로써 낙하(추락)시 충돌에 의해 고온의 연료전지부(연료전기 stack)의 폭발(전기 생성중 화재 및 폭발성이 더 강함) 및 수소 탱크의 폭발을 미연에 방지할 수 있는 수소 연료전지 항공체가 제공된다.
도 1a는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체(틸트 로터 드론) 전체 외관도.
도 1b는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체(틸트 로터 드론) 내부 구성도.
도 2a, 도 2b는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체 중요부(수소탱크, 파지수단, 후방 몸체바, 수소연료전지부) 사시도.
도 2c는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체(수소탱크, 파지수단, 후방 몸체바, 수소연료전지부) 측면도.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체 낙하 상태도.
이하에서 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체에 대하여 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 도 1a는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체(틸트 로터 드론) 전체 외관도, 도 1b는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체(틸트 로터 드론) 내부 구성도, 도 2a, 도 2b는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체 중요부(수소탱크, 파지수단, 후방 몸체바, 수소연료전지부) 사시도, 도 2c는 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체 (수소 탱크, 파지수단, 후방 몸체바, 수소연료전지부) 측면도이고, 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체 낙하 상태도이다.
도 1a, 도 1b, 도 2a, 도 2b, 도 2c에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에 따른 수소 연료전지 항공체는 항공 몸체(10)와 회전 날개(로터 블레이드, 20)와 수소 연료 전지부(30)와 수소 탱크(40)와 수소 탱크 파지부(50)과 낙하산(60)을 포함하여 구성된다.
도시된 바와 같이, 항공 몸체(10)는 제어부를 구비한다. 회전 날개(로터 블레이드, 20)는 양력 및 추력을 제공한다. 항공체는 회전 날개(블레이드)를 갖는 드론(무인 항공기), 틸트 로터 드론, 수직이착륙 항공기, 또는 틸트 로터형 항공기 중 하나인 것이 바람직하다. 도 1a, 도 1b는 고정익, 안정성 확보를 위한 후방 날개를 갖는 틸트 로터형 무인기(드론)을 도시하고 있다.
도 2a, 도 2b, 도 2c에 도시된 바와 같이, 수소 연료 전지부(30)는 항공 몸체(10)에 고정 설치되고 수소를 받아 전기를 생산한다. 수소 탱크(40)는 수소 연료 전지부(30)에 공급되는 수소를 저장한다. 수소 탱크 파지부(50)는 상기 항공 몸체(10)에 구비되고 수소 탱크(40)를 고정한다. 수소 탱크 파지부(50)의 구성에 대하여 후술하기로 한다.
도 1a, 도 2c, 도 3에 도시된 바와 같이, 낙하산(60)은 수소 탱크(40)와 연결되고 항공체 고장에 의한 비상 낙하시 사출되어 펼쳐진다. 낙하산(60)은 회전 날개의 회전 정지(항공체 고장)에 의한 항공체의 양력 상실시 지상 추락 속도를 현격히 감소시켜서 인간 건물을 포함하는 지상의 물체의 파손을 방지하기 위함이다. 또한, 낙하산(60)은 항공체(특히, 무인 항공체 또는 드론) 추락시 지상 구보물과 수소 탱크의 충돌에 의한 수소 탱크 폭발의 위험을 감소시키기 위한 필수 구성 요소이다.
<수소 연결부, 연결 해제, 전기 생성 중단>
도시된 바와 같이, 본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서, 수소 탱크(40)는 수소 연결부(70)을 매개로 하여 상기 수소 연료 전지부(30)와 연통 가능하게 연결되고, 항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중)에 수소 탱크(40)는 상기 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)와 연결이 해제(분리)되는 것이 바람직하다.
수소 연결부(70)는 니플과 같은 원터치 결합 수단일 수 있다. 이때 수소 탱크(40)의 전진에 의해 수소 탱크(40)의 넥부(43)가 수소 연료 전지부(30)와 연결(연통)되고 수소 탱크(40)의 후진에 의해 수소 탱크(40)의 넥부(43)가 수소 연료 전지부(30)와 연결이 해제될 수 있다.
항공체 고장시, 수소 연결부(70)는 수소 탱크(40)와 수소 연료 전지부(30)의 연결(연통)을 차단한다. 예를들어, 수소 연결부(70)는 액튜에이터와 같은 전자식 병진 또는 회전수단을 구비하여 기구의 병진 또는 회전 운동 힘을 이용하여 수소 탱크(40)를 후진시켜서 니플의 결합을 해제시키거나, 구비된 밸브를 차단하여 수소 탱크(40)와 수소 연료 전지부(30)의 연결(연통)을 해제할 수 있다.
<수소 탱크 파지부>
본 발명의 수소 연료전지 항공체는 수소 연료전지 항공체에 있어서, 수소 탱크 파지부(50)는, 항공 몸체(10)의 후방에 이격되게 구비되는 적어도 2개 이상의 탱크 홀더(51, 전측 중공 탱크 홀더와 후측 중공 탱크 홀더)를 포함하고, 상기 수소 탱크(40)는 상기 탱크 홀더(51)에 장착 및 탈착 가능하게 고정되는 것이 바람직하다.
도 1b, 도 2a, 도 2b에 도시된 바와 같이, 본 발명의 일실시예에서 항공체는 항공 몸체 양측으로 연장되는 고정익과, 고정익의 양단에 각각 형성되는 틸트 로터와, 안정성 확보를 위해 테일 날개가 후단에 형성된 틸트 로터형 무인기(드론)이다. 여기서 후방 몸체바(13)가 항공 몸체를 구성하면서 후방으로 테일 날개 방향으로 직선으로 연장되어 프레임을 형성하고 수소 탱크 파지부(50)는 후방 몸체바(13)에 하향 돌출 형성되고 서로 이격되는 위치에 형성된 적어도 2개 이상의 탱크 홀더(51)를 갖는다.
도시된 바와 같이, 후방 몸체바(13)는 중공 형상의 링으로 형성되고 수소 탱크(40)는 후방 몸체바(13)에 내삽되어 고정되고 전진 운동에 의해 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)와 결합된다. 후방 방향의 외력이 작용하는 경우 수소 탱크(40)는 중공 형상의 후방 몸체바(13)에 의해 가이드 되면서 후방으로 슬라이딩 가능하게 형성된다. 일실시예에 있어서 수소 탱크(40)는 후방 몸체바(13)와 평행하도록 가로로 눕혀서 장착된다.
<사출 연결 구조 및 낙하산 외력에 의한 수소 탱크 분리 메커니즘 >
도 2c, 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 수소 연료전지 항공체에 있어서, 낙하산(60)은 제1 유연성 연결수단(65, 끈)으로 수소 탱크(40)와 연결되고, 제2 유연성 연결수단(66, 끈)으로 항공 몸체(10)와 연결된다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 낙하산(60)은 항공체의 테일 부분에 장착되고, 항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중) 낙하산(60)이 사출되고, 수소 탱크(40)와 연결된 제1 유연성 연결수단(65, 끈)이 낙하산(60)의 부력으로 수소 탱크(40)를 후방으로 당김으로써, 상기 수소 탱크(40)가 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)로부터 자동으로 연결 해제 또는 분리되는 것이 바람직하다.
좀더 구체적으로, 수소 탱크(40)와 연결된 제1 유연성 연결수단(65, 줄, 끈 또는 와이어)은 항공 몸체(10)와 연결된 제2 유연성 연결수단(66, 끈 또는 와이어, 줄)보다 먼저 부력에 의한 인장력(텐션)이 발생(짧게)하도록 구비되어, 낙하산(60)이 사출되면 제1 유연성 연결수단(65)이 수소 탱크(40)를 후방(낙하시 상향)으로 당김으로써 수소 탱크(40)가 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)로부터 자동으로 연결 해제 또는 분리되는 것이다. 이때 수소 탱크(40)는 중공 형상의 후방 몸체바(13)에 의해 가이드 되면서 후방(낙하시 중력 반대방향, 낙하산이 테일 부분에 장착되는 경우)으로 슬라이딩 형성된다.
본 발명의 일실시예에서 항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중)에 수소 탱크(40)는 상기 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)와 연결이 해제(분리)되고, 수소 탱크(40)의 넥부(43)가 개방되어 수소 가스가 공기 중으로 자동 분산되도록 구성하여 수소 탱크의 폭발을 미연에 방지할 수 있다.
본 발명은 상기에서 언급한 바람직한 실시예와 관련하여 설명됐지만, 본 발명의 범위가 이러한 실시예에 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 범위는 이하의 특허청구범위에 의하여 정하여지는 것으로 본 발명과 균등 범위에 속하는 다양한 수정 및 변형을 포함할 것이다.
아래의 특허청구범위에 기재된 도면부호는 단순히 발명의 이해를 보조하기 위한 것으로 권리범위의 해석에 영향을 미치지 아니함을 밝히며 기재된 도면부호에 의해 권리범위가 좁게 해석되어서는 안될 것이다.
10 : 항공 몸체
20 : 회전 날개
30 : 수소 연료 전지부
40 : 수소 탱크
50 : 수소 탱크 파지부
51 : 탱크 홀더
60 : 낙하산
65 : 제1 유연성 연결수단
66 : 제2 유연성 연결수단
70 : 수소 연결부

Claims (6)

  1. 수소 연료전지 항공체에 있어서,
    제어부를 구비한 항공 몸체(10)와,
    양력 및 추력을 제공하는 회전 날개(로터 블레이드, 20)와,

    상기 항공 몸체(10)에 고정 설치되고 수소를 받아 전기를 생산하는 수소 연료 전지부(30)과,
    상기 수소 연료 전지부(30)에 공급되는 수소를 저장하는 수소 탱크(40)와,

    상기 항공 몸체(10)에 구비되고 상기 수소 탱크(40)를 고정하는 수소 탱크 파지부(50)과,

    상기 수소 탱크(40)와 연결되고 항공체 고장에 의한 비상 낙하시 사출되어 펼쳐지는 낙하산(60)을 포함하여 구성되되,

    상기 낙하산(60)은 제1 유연성 연결수단(65, 끈 또는 와이어)으로 상기 수소 탱크(40)와 연결되고, 제2 유연성 연결수단(66, 끈 또는 와이어)으로 상기 항공 몸체(10)와 연결되며,

    상기 항공체는 회전 날개(블레이드)를 갖는 드론(무인 항공기), 틸트 로터 드론, 수직이착륙 항공기, 또는 틸트 로터형 항공기 중 하나이고,

    상기 수소 탱크(40)는 수소 연결부(70)을 매개로 하여 상기 수소 연료 전지부(30)와 연통 가능하게 연결되고,

    항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중)에 수소 탱크(40)는 상기 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)와 연결이 해제(분리)되고,

    상기 항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중) 낙하산(60)이 사출되고,
    수소 탱크(40)와 연결된 제1 유연성 연결수단(65, 끈)이 낙하산(60)의 부력으로 수소 탱크(40)를 후방 또는 상향으로 당김으로써,
    상기 수소 탱크(40)가 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)로부터 자동으로 연결 해제 또는 분리되는 것을 특징으로 하는 수소 연료전지 항공체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 수소 탱크 파지부(50)는,
    항공 몸체(10)의 후방에 이격되게 구비되는 적어도 2개 이상의 탱크 홀더(51)를 포함하고,
    상기 수소 탱크(40)는 상기 탱크 홀더(51)에 장착 및 탈착 가능하게 고정되는 것을 특징으로 하는 수소 연료전지 항공체.
  3. 수소 연료전지 항공체에 있어서,
    제어부를 구비한 항공 몸체(10)와,
    양력 및 추력을 제공하는 회전 날개(로터 블레이드, 20)와,

    상기 항공 몸체(10)에 고정 설치되고 수소를 받아 전기를 생산하는 수소 연료 전지부(30)과,
    상기 수소 연료 전지부(30)에 공급되는 수소를 저장하는 수소 탱크(40)와,

    상기 항공 몸체(10)에 구비되고 상기 수소 탱크(40)를 고정하는 수소 탱크 파지부(50)과,

    상기 수소 탱크(40)와 연결되고 항공체 고장에 의한 비상 낙하시 사출되어 펼쳐지는 낙하산(60)을 포함하여 구성되되,

    상기 낙하산(60)은 제1 유연성 연결수단(65, 끈 또는 와이어)으로 상기 수소 탱크(40)와 연결되고, 제2 유연성 연결수단(66, 끈 또는 와이어)으로 상기 항공 몸체(10)와 연결되며,

    상기 항공체는 회전 날개(블레이드)를 갖는 드론(무인 항공기), 틸트 로터 드론, 수직이착륙 항공기, 또는 틸트 로터형 항공기 중 하나이고,

    상기 수소 탱크(40)는 수소 연결부(70)을 매개로 하여 상기 수소 연료 전지부(30)와 연통 가능하게 연결되고,

    항공체 고장시(비상 낙하 전 또는 낙하 중)에 수소 탱크(40)는 상기 수소 연료 전지부(30) 또는 수소 연결부(70)와 연결이 해제(분리)되고,

    상기 제어부에 의해 항공 몸체(10)의 고도가 일정 이상이라고 판단되는 경우, 상기 수소 탱크(40)의 넥부(43)가 개방되어 수소 가스가 공기 중으로 자동 분출되는 것을 특징으로 하는 수소 연료전지 항공체.
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