제1부 비행체 기술 기반

1.25 열관리: 배터리·모터·인버터·항공전자 냉각

1.25.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

전기 추진은 손실이 곧 열이다. 효율 0.88의 체인은 호버에서 전력의 12 %를 열로 버리고, 그 열을 내보내는 속도가 연속 출력을 정한다. 1.17.4가 "호버가 열 설계점"이라는 결론을 이미 얻었다. 이 장은 그 열이 어떤 경로로 어디까지 가고, 온도가 얼마로 오르며, 무엇이 그것을 막는지를 숫자로 따라간다.

배우는 것:

• 발열원과 크기 — 배터리·모터·인버터·항공전자의 열, 호버와 순항의 3.8배 차이, 배터리 발열 가정의 차이.
• 열저항 네트워크 — 온도 상승 $\Delta T=PR$, 시간 상수 $\tau=RC$, 대류가 밀도와 풍속에 의존하는 방식. 열 용량이 호버의 몇 분을 흡수한다.
• 냉각 방식 — 자연·강제 공랭, 액체 냉각, 상변화 재료, 히트파이프, 전도 냉각과 액체 냉각의 사이징 계산.
• 호버·순항·고도·온도 — 같은 모터가 호버에서 약 5~6분 만에 한계에 닿는 조건, 고도에서 공랭이 나빠지는 정도, 저온 예열.
• 배터리 열 — 한 번의 임무가 올리는 온도, 급속 충전이 더 큰 열이라는 사실, 냉각과 열폭주 방호가 부딪치는 지점.
• 신뢰성과 시험 — 아레니우스 관계, 부품별 온도 한계, 열 시험의 구성.

선수 지식: 추진 체인과 발열량은 1.17.4, 모터 손실은 1.18, 배터리는 1.21, 배터리 출력 능력은 1.22.6, 밀도 고도는 1.20.6과 1.1.3을 본다. 열폭주의 방호 설계 자체는 1.21.8과 15.5가 맡고 이 장은 냉각과의 관계만 작성한다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 1.25.4~1.25.7의 모형과 계산을, 인증 담당자는 1.25.9·1.25.12를, 운항·정비 담당자는 1.25.7의 호버 열 버짓과 1.25.8의 충전 열을, 군 연구자는 1.25.11을 본다.

기준 시점과 정직성. 이 장은 2026년 10월을 기준으로 작성한 기술 장이고, 사용된 지식은 2026년 중반까지다. 계산은 가정한 모터와 가상 eVTOL에 대한 교육용 모형이며 열 용량·열저항·열전달 계수는 가정이거나 경험식이다. 배터리 발열은 두 장의 가정에서 값이 다르다. 1.17.4는 배터리 효율 0.96을 가정해 호버 발열을 14.5 kW로, 1.21.6은 고출력 셀 모형(호버 4.5C에서 효율 0.94, 낮은 충전 상태에서 0.92)으로 약 23 kW로 보았다. 차이는 배터리 효율·방전율(C-rate)·충전 상태의 가정에서 오며 어느 쪽이 틀린 것이 아니다. 이 장은 1.17.4의 값에서 출발하고 1.21.6의 값을 상한 쪽 대안으로 함께 보인다. 경험 범위는 (경험 범위), 확인하지 못한 것은 (확인 필요)로 표시했다.

1.25.2 개념·직관 — 열은 효율의 이면이다

손실은 열이 되고, 열은 세 가지를 정한다. 연속 출력(냉각이 따라가는 만큼만 계속 낼 수 있다), 수명(온도가 열화 속도를 지수로 키운다), 안전(배터리 열폭주). 온도는 열량이 아니라 열량과 방열 능력의 비로 정해지고, 열 용량은 그 사이에서 시간을 번다. 짧은 호버는 열 용량이 삼키고, 긴 호버는 방열 능력이 감당해야 한다.

세 축에서 요구는 이렇게 다르다.

• 군용 드론은 극한 온도(사막·한대)에서 견디고 열 시그니처를 줄여야 한다. 냉각 흡기와 방열이 적외선 시그니처와 부딪친다(5.6).
• 민간 UAS는 소형 모터·전자 변속기(ESC)를 대개 자연·강제 공랭으로 식힌다. 여름 지상 대기와 직사광선이 문제다.
• AAM은 고출력과 장시간 호버 요건 때문에 액체 냉각을 사용하는 경우가 많고, 냉각 계통이 안전 필수 장비가 된다. 승객이 있으므로 한계 온도의 입증이 인증 대상이다(15.5·17.14).

1.25.3 발열원과 크기

열원은 네 가지다. 배터리는 내부 저항에 전류의 제곱을 곱한 줄 발열 $I^2R$(여기에 반응의 엔트로피 열)을 낸다. 모터는 동손($I^2R$), 철손(자속의 변화 주파수), 기계 손실을 낸다. 인버터는 도통 손실(스위치 저항에 전류 제곱)과 스위칭 손실(스위칭 때 전압과 전류가 중첩되는 시간, 스위칭 주파수에 비례)을 낸다. 항공전자는 소비 전력이 거의 전부 열이 된다.

1.17.4의 가상 eVTOL(로터 한 개 호버 20 kW, 순항 8 kW, 16개)의 열이다. 호버 값은 1.17.4 표에서 가져왔고, 순항의 배전·인버터는 같은 장의 순항 단계 효율(0.995·0.980)로 이 장에서 계산했다(파이썬).

호버가 순항의 3.8배다. 모터(16.8 kW)와 배터리(14.6 kW, 1.17은 14.5 kW로 반올림했다)가 가장 큰 두 덩어리다. 앞의 정직성 문단의 두 가정을 나란히 놓으면 다음과 같다.

같은 호버인데 값이 다른 것은 배터리 효율, 방전율, 충전 상태를 다르게 가정했기 때문이다. 이 장의 모터·인버터 계산은 둘에 영향을 받지 않고, 배터리 계산(1.25.8)은 두 값을 모두 사용한다.

1.25.4 열 경로와 열저항 네트워크

열이 열원에서 대기까지 가는 길은 직렬로 이어진 열저항의 사슬이다. 아래 그림은 네 열원의 경로를 보이고, 아래 칸은 호버와 순항의 대비를 요약한다.

집중 정수 모델. 정상 상태에서는 전도·대류 저항을 더하면 온도 상승이 나온다. 과도에서는 열 용량 $C$가 시간 지연을 만든다.

$$\Delta T=P\,R_{th},\qquad R_{th}=\sum_i R_i,\qquad T(t)=T_a+P\,R_{th}\left(1-e^{-t/\tau}\right),\quad \tau=R_{th}\,C$$

결론: 호버가 $\tau$보다 훨씬 짧으면 온도는 정상 상태에 닿지 못한다. 열 용량이 호버를 삼키는 것이다. 그러나 호버가 $\tau$의 몇 배로 이어지면 정상 상태의 높은 온도에 이른다.

대류는 풍속과 밀도에 의존한다. 공기 쪽 열전달 계수는 평판 위 난류 대류의 거친 경험식으로 어림한다($V$는 m/s, $\rho/\rho_0$는 해면 대비 밀도비).

$$h\approx 7\left(\frac{\rho}{\rho_0}\,V\right)^{0.8}\ \mathrm{W/(m^2\,K)}$$

호버에서는 상대풍이 없고 밀도가 낮은 곳에서는 $h$가 더 줄어든다. 이것이 호버의 열이 가혹한 두 번째 이유다. 첫째는 열원이 크다는 것이다.

1.25.5 수치 예시 — 모터 권선의 온도는 어디까지 오르나

1.17.4의 모터(호버 손실 1.05 kW, 순항 0.33 kW)를 4 kg급 모터로 두고 권선과 하우징의 2절점 네트워크로 풀었다(파이썬, 양의 오일러 적분). 가정은 다음과 같다.

고온·고지는 1.20.6 워크스루의 조건(밀도 고도 약 2,510 m)과 같다. 정상 상태 온도는 다음과 같다.

시간 상수는 호버에서 하우징이 약 180초, 순항에서 약 41초이고 권선과 하우징 사이는 약 17초다. 아래 그림이 임무 프로파일의 응답이다.

읽을 것 네 가지.

1. 정격은 정상 상태가 아니라 임무 프로파일로 정한다. 호버의 정상 상태 권선 온도는 고온·고지에서 179 °C로 한계(155 °C)를 넘지만, 임무에서는 최고 115 °C에 그친다. 열 용량이 호버의 몇 분을 흡수하고 순항이 식힌다. 1.17.4가 "정격은 연속이 아니라 호버 구간의 열 용량으로 정한다"고 한 결론의 계산이다.
2. 연속 호버의 한계는 약 6분이다. 고온·고지에서 외기 온도로 식은 모터가 쉬지 않고 호버하면 352초(약 5.9분) 만에 155 °C에 닿고, 순항을 마친 직후에서 시작하면 334초다. 기준 조건에서는 정상 상태가 151 °C라 한계에 닿지 않지만 여유가 4 K뿐이다. 호버 대기(착륙 허가 지연)·복행·회항 때의 열 버짓이 비행 한계가 된다(15.14·16.5).
3. 고온·고지는 정상 상태를 28 K 올린다. 하우징 열저항이 $(\rho/\rho_0)^{-0.8}$로 늘고(1.22배) 외기도 10 K 높기 때문이다. 같은 임무의 최고 온도는 100에서 115 °C로 오르는 데 그친다. 한계의 여유는 55 K에서 40 K로 줄었다.
4. 순항이 식히는 속도가 호버 반복의 간격을 정한다. 하우징의 순항 시간 상수가 약 41초라 순항 몇 분이면 외기 가까이 식는다. 호버 직후 순항 없이 두 번째 호버(복행)에 들어가면 시작 온도가 높아 여유가 줄어든다.

1.25.6 냉각 방식

액체 냉각을 사이징해 본다. 1.17.4의 로터 한 개의 인버터와 모터는 호버에서 합 1.59 kW를 낸다. 냉각수(비열 3.4 kJ/kg·K)가 10 K 오르게 하면 필요한 유량은 $\dot m=Q/(c\,\Delta T)=0.047$ kg/s, 곧 분당 약 2.6 L다. 기체 전체(16개)의 호버 열 43.5 kW를 한 루프로 보낸다고 상한을 잡으면(냉각수 65 °C·외기 40 °C, 평균 차 25 K 가정) 방열기가 감당할 열전달 능력은 $UA=Q/\Delta T\approx1.74$ kW/K다. 총괄 열전달 계수 60 $\mathrm{W/(m^2\,K)}$로 보면 핀 포함 면적이 약 29 $\mathrm{m^2}$다. 공기 쪽은 온도가 15 K 오르게 하면 유량이 2.9 kg/s(약 2.4 $\mathrm{m^3/s}$)이고, 호버에서 압력 상승 300 Pa·팬 효율 0.5이면 팬 전력이 약 1.4 kW(호버 열의 3 %)다. 순항에서는 팬 없이 램에어를 사용하고 열이 11.5 kW로 줄지만 냉각 항력이 붙는다(1.26의 성능 계산이 받는다).

1.25.7 호버와 순항, 고도, 고온, 저온

호버 대 순항. 위 모터 계산의 요약이다. 호버는 열이 3.2배(모터 1.05 대 0.33 kW)이고 상대풍이 없어 하우징 열저항이 4배 남짓(0.082 대 0.019 K/W), 정상 상태 권선의 외기 대비 상승이 126 K 대 12 K다. 시간 상수는 180초 대 41초다. 리프트+크루즈형에서 호버용 로터의 모터는 순항 중 정지해 열이 없지만 기류도 없다(1.11). 같은 모터를 호버와 순항에 사용하는 전환형은 위 표와 같다(1.12).

고도. 밀도가 줄면 공랭의 $h$가 $(\rho/\rho_0)^{0.8}$로 줄어 열저항이 늘어난다. 외기 온도를 25 °C로 고정해 밀도 효과만 분리하면(ISA 밀도, 1.1.3) 다음과 같다.

해면에서 여유가 4 K였던 호버가 1,000 m에서 이미 한계(155 °C)를 넘는다. 표준대기에서는 고도가 오르면 기온이 내려 일부 상쇄되지만 뜨거운 날의 고지(밀도 고도가 높은 곳)에서는 그렇지 않다. 공랭이 약해지는 만큼 방열기와 팬이 커져야 하고, 이것이 고지·고온 운용 한계(1.32)가 열 한계에서 나오는 이유다.

고온. 정상 상태에서는 외기 온도가 그대로 더해진다(외기 +10 K이면 권선 +10 K). 직사광선 아래 지상 대기는 항전과 팩을 외기보다 높은 온도로 데워 운용 시작 온도를 올린다(열 소크).

저온. 모터와 전자는 저온이 오히려 유리하지만 배터리는 반대다. 0 °C에서 셀 저항이 약 3배가 되어 낼 수 있는 출력이 줄고(1.21.5), 충전 상태가 낮으면 호버 전력을 못 낸다(1.22.6: 0 °C의 신품 팩은 SoC 50 %에서 간신히 낸다). 충전은 약 0 °C 아래에서 리튬 석출 위험으로 금지된다(1.21.7). 그래서 저온 운용은 팩 예열이 필요하다(1.25.8).

1.25.8 배터리 열관리와 열폭주 방호

1.25.8.1 한 번의 임무가 올리는 온도

팩 500 kg, 셀·팩의 평균 비열 1,000 J/(kg·K)이면 열 용량 $C=5.0\times10^{5}$ J/K다(1.21.6의 팩과 같은 규모). 앞의 임무(호버 1분, 상승 3분, 순항 25분, 하강 3분, 착륙 호버 1.5분)에서 열이 전류의 제곱에 비례해 달라진다고 두고 열을 단열로 모으면 다음과 같다(파이썬).

읽을 것: 한 번의 임무는 팩 질량이 흡수하는 열이다. 시작 25 °C에서 끝 온도는 41 °C(1.17.4 가정) 또는 48 °C(1.21.6 가정)다. 단열은 상한이라 팩 표면에서 일부가 빠져나가지만, 충전 상한(약 45 °C, 1.25.9의 표)을 기준으로 보면 두 가정에서 결론이 달라진다. 41 °C는 바로 충전할 수 있고 48 °C는 식힌 뒤에야 충전할 수 있다. 두 가정의 7 K 차이가 회전 시간에 닿는다. 그래서 임무 중 배터리 냉각은 열이 한계에 가는 일이 아니라 임무 사이에 식혀 충전 시작 온도를 맞추는 일이다.

1.25.8.2 급속 충전이 더 큰 열이다

충전은 같은 저항을 지나는 전류가 크고 시간이 길다. 1.22.6의 팩(107 mΩ, 108 Ah)으로 정전류 충전의 줄 발열 $I^{2}R$만 계산했다(엔트로피 열과 종단 전압 구간은 뺐다).

열량은 $I^{2}Rt\propto C^{2}\cdot(1/C)=C$로 충전율에 비례한다. 2C 충전의 열(9.0 MJ)은 한 번의 임무 열(8.2~11.5 MJ)과 같은 크기이고, 3C·수명 말이면 임무의 2배다. 충전 중 온도 상승을 10 K로 묶으려면 2C에서 약 2.2 kW, 수명 말 3C에서 약 14 kW를 냉각수로 빼야 한다. 급속 충전의 열이 배터리 냉각의 설계점이 되는 이유이고, 충전 시간이 열 설계의 결과다(15.9).

1.25.8.3 예열

저온에서는 팩을 데워야 한다. −5 °C의 팩을 25 °C로 올리려면 $C\Delta T=5.0\times10^{5}\times30=15$ MJ, 곧 4.2 kWh(명판 84 kWh의 5.0 %)가 든다. 10 kW 히터로 25분, 20 kW로 12분이다. 충전 전원이 있는 지상에서는 지상 전력으로 데우고, 비행 중 저온이면 배터리의 자체 발열과 단열이 함께 사용된다. 예열은 BMS와 지상 지원이 묶이는 임무다(1.22.6·14.27).

1.25.8.4 냉각과 열폭주 방호가 부딪친다

냉각은 셀의 열을 빨리 빼야 하고, 열폭주 방호는 한 셀의 열을 이웃으로 보내지 않아야 한다. 두 요구가 열전도율에서 반대 방향이다. 1.21.8.2의 계산에서 직접 접촉(약 1 W/m·K)은 이웃 셀이 5초 안에 한계에 닿고, 단열 격벽은 207~1,035초가 걸렸다. 열을 잘 빼는 구조는 열을 잘 옮긴다. 방호 설계의 원리 수준 해법은 다음과 같다(1.21.8.3).

• 이방성 열 경로. 셀에서 냉각판으로는 높은 전도, 셀과 셀 사이에는 낮은 전도가 되도록 경로를 나눈다.
• 국소 상변화 방벽. 폭주 열을 흡수하는 재료를 셀 사이에 둔다. 그러나 전부 흡수하려 들면 무겁다. 21700 셀 하나의 전기 에너지가 18 Wh(65 kJ, 1.21.8)이고 PCM이 약 200 kJ/kg이면 셀당 0.33 kg이 든다. 5,184개 셀이면 1,700 kg으로 팩 질량의 3배를 넘는다. 폭주 에너지 전부를 PCM으로 흡수하는 것은 불가능하고, 전파를 늦추는 용도로만 사용한다.
• 배기 경로와 냉각수 격리. 분출 가스가 냉각 계통을 뚫지 않게 하고, 냉각수 누설이 고전압 절연을 해치지 않게 한다(1.19).

결론: 냉각 설계와 방호 설계는 따로 풀 수 없다. 배터리 열 경로는 두 요구를 함께 만족하는 방향성으로 설계하고 입증한다(15.5).

1.25.9 신뢰성과 시험

온도는 열화 속도를 아레니우스 식으로 키운다. 기준 온도 대비 상대 속도는 다음과 같다.

$$\frac{\text{속도}(T)}{\text{속도}(T_{\mathrm{ref}})}=\exp\!\left[\frac{E_a}{k_B}\left(\frac{1}{T_{\mathrm{ref}}}-\frac{1}{T}\right)\right]$$

$E_a$는 활성화 에너지, $k_B$는 볼츠만 상수, $T$는 절대 온도다. 아래 그림은 배터리 열화 속도를 25 °C 기준으로 보인다. 활성화 에너지 50 kJ/mol(1.21.7의 가정)이면 35 °C에서 약 1.9배, 45 °C에서 약 3.6배, 60 °C에서 약 8배다.

모터 절연은 흔히 10 K 오를 때마다 수명이 절반이라는 경험칙으로 어림한다(활성화 에너지로는 약 1.1 eV에 해당한다). 같은 식이 배터리 캘린더 열화(10 K에 약 1.9배)와 전해 커패시터에도 대략 맞는다. 고온에 머무는 시간이 수명을 정한다. 호버 몇 분의 높은 온도는 수명에 적게 들어가고, 뜨거운 날 오래 서 있는 지상 대기가 크게 들어간다.

시험. 열 시험은 네 가지로 나눈다. ① 정상 열 시험(일정 부하에서 열저항 측정), ② 과도 열 시험(시간 상수·열 용량), ③ 임무 프로파일 시험(호버·순항 반복과 호버 지속 한계 확인), ④ 환경 시험(고온·저온·고도·열 충격). 측정은 열전대와 열화상(적외선)이다. 환경 시험의 규격은 RTCA DO-160의 온도·고도·온도 변화 절과 MIL-STD-810의 고온·저온·저압·온도 충격·태양 복사 방법이 있고 상세는 8.9가 다룬다(1.25.12).

1.25.10 설계 트레이드오프

냉각 방식을 정하는 세 갈래가 있다.

① 열 용량과 공랭에 의존한다. 정격을 임무 프로파일로 정하고 자연·강제 공랭을 사용한다. 장점: 가볍고 고장이 적다. 단점: 호버 지속 시간이 비행 한계가 되고 고온·고지에서 여유가 줄어든다. 이 입장을 취하는 쪽: 소형 UAS와 호버가 짧은 임무의 개발자.

② 전 계통을 액체 냉각한다. 장점: 온도가 균일하고 지속 호버와 급속 충전을 감당한다. 단점: 펌프·배관·냉각수 질량, 누설과 고장 모드, 호버 방열기의 팬. 이 입장을 취하는 쪽: 대형 eVTOL 개발자.

③ 혼합한다. 배터리·인버터는 액체 냉각, 모터는 열 용량과 공랭, 첨두에는 상변화 재료를 사용한다.

견해: 대형 AAM에서는 ③이 질량과 고장 면에서 균형이 좋다고 본다. 근거는 두 계산이다. 첫째, 모터는 1.25.5에서 임무 최고 115 °C로 한계에 40 K 여유가 있어 열 용량과 공랭으로 정격을 정할 수 있었다. 둘째, 배터리는 급속 충전의 열(2C에서 9.0 MJ, 수명 말 3C에서 21.6 MJ)이 임무 열보다 커서 균일한 온도와 능동 냉각이 필요하다. 다만 ①로 정한 모터는 호버 지속 시간이 운용 한계가 되고 고온·고지에서 6분 안팎이라는 점을 운항 규정이 받아야 한다. 이는 가정한 모터에서의 판단이며 실제 설계는 열 시험으로 입증해야 한다.

1.25.11 세 축 비교

군용에서는 냉각용 흡기와 방열기가 적외선 시그니처에 노출된다. 열을 숨기려고 냉각을 줄이면 한계 온도에 가까워지는 균형이 필요하다.

1.25.12 관련 규격·프로토콜

유료 규격은 요지만 다뤘고 판 기호를 확인하지 못한 것은 표시했다. 규격의 지형은 9.1에 있다.

1.25.13 관련 규제·인증 요구와의 연결

• 환경 인증 — 고온·저온·고도 시험으로 장비의 열 한계를 입증한다(8.9).
• eVTOL 배터리 — 열 관리와 열폭주 방호는 배터리 인증의 입증 항목이다(15.5·20.5).
• 운용 한계 — 비행 교범의 최대 외기 온도, 밀도 고도, 호버 지속 시간 한계가 열 설계에서 나온다(1.32·16.5).
• 회항과 대기 — 호버 대기와 복행의 열 버짓이 대체 착륙지·연료(에너지) 정책과 연결된다(15.14).
• 지상 충전 — 충전 열과 냉각이 처리용량과 회전 시간을 정한다(15.9·14.27).
• 정비와 계속감항 — 냉각수 누설, 팬·펌프 고장, 열 사이클 피로는 정비 항목이다(20.18·20.23).
• 군 — 열 시그니처와 환경 규격이 요구다(5.6·20.19).

1.25.14 함정과 한계

이 장의 한계를 밝힌다.

• 모터는 2절점 집중 정수 모델이고 유효 풍속·핀 면적·열 용량은 가정이다. 권선 내부의 온도 구배와 자석 온도는 넣지 않았다.
• 대류 식 $h\approx7V^{0.8}$은 거친 경험식이다. 실제 핀·덕트 형상의 열전달은 해석과 시험으로 구해야 한다.
• 배터리 열은 줄 발열만 보았고 반응의 엔트로피 열·온도 의존 저항·종단 전압 구간은 넣지 않았다. 팩 내부의 온도 구배도 다루지 않았다.
• 인버터·항공전자의 냉각은 계산하지 않고 열량만 보았다.
• 아레니우스의 활성화 에너지는 가정이고 부품마다 다르다.

1.25.15 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. 1.17.4의 열 표에서 호버가 순항의 3.8배인 이유를 열원별로 설명하라.
2. 1.17.4와 1.21.6의 배터리 호버 발열(14.5 kW 대 약 23 kW)이 다른 이유를 한 문장으로 말하라.
3. 열저항 $R$과 열 용량 $C$로 $\tau=RC$를 구하고, 호버가 $\tau$보다 짧을 때 온도가 정상 상태에 닿지 못하는 이유를 설명하라.
4. 고온·고지에서 연속 호버의 한계가 약 6분인 계산 과정을 따라가라. 해면 기준과 무엇이 다른가?
5. 급속 충전의 열이 $C$-rate에 비례하는 이유는 무엇이고, 충전 중 온도 상승을 10 K로 묶으려면 몇 kW를 빼야 하는가?
6. 냉각 설계와 열폭주 방호가 열전도율에서 왜 반대 요구를 하며, 이방성 열 경로가 어떻게 해결하는가?

연구 질문 — 이 장에서 파생되는 열린 주제(25.7에 모은다)

1. 호버 열 버짓의 입증과 표기 — 연속 호버 한계 시간을 어떤 시험으로 입증하고, 비행 교범의 한계(외기 온도·밀도 고도별 호버 지속 시간)로 어떻게 표기할 것인가?
2. 이방성 열 경로의 공개 설계 사례 — 냉각과 열폭주 전파 방호를 함께 만족하는 구조의 공개 시험 데이터는 어디까지 있는가?
3. 밀도 고도에 따른 공랭 성능의 공개 시험 — 소형·중형 모터의 고도별 열저항 데이터는 이 장의 $(\rho/\rho_0)^{0.8}$ 모형과 얼마나 맞는가?
4. 충전 열과 수명의 최적 프로파일 — 수명 말 저항에서 충전 열을 줄이면서 충전 시간을 충족하는 프로파일은 무엇인가?

1차 출처(이 장)

• Incropera, F. P.; DeWitt, D. P.; Bergman, T. L.; Lavine, A. S., Fundamentals of Heat and Mass Transfer, 7th ed., Wiley, 2011.
• Lienhard IV, J. H.; Lienhard V, J. H., A Heat Transfer Textbook, Phlogiston Press (판 확인 필요).
• Bernardi, D.; Pawlikowski, E.; Newman, J., "A general energy balance for battery systems," Journal of The Electrochemical Society, vol. 132, 1985.
• Bandhauer, T. M.; Garimella, S.; Fuller, T. F., "A critical review of thermal issues in lithium-ion batteries," Journal of The Electrochemical Society, vol. 158, no. 3, 2011.
• Boglietti, A.; Cavagnino, A.; Staton, D.; Shanel, M.; Mueller, M.; Mejuto, C., "Evolution and modern approaches for thermal analysis of electrical machines," IEEE Transactions on Industrial Electronics, vol. 56, no. 3, 2009.
• Feng, X. 외, 열폭주 문헌 요약, Energy Storage Materials, 2018(1.21.8이 인용).
• IEC 60085, IEC 60034-1, RTCA DO-160G, MIL-STD-810H.

출처를 찾고 판을 추적하는 방법은 0.9에서 다룬다. 배터리와 모터의 1차 출처는 1.21·1.18에 있다.

다음 장: 1.26에서 제1부의 기술을 임무 한 장으로 묶는다. 이륙에서 착륙까지 에너지 버짓을 세우고, 탑재량-항속 곡선과 바람·고도·온도의 영향, 불확실성과 마진을 계산한다. 이 장의 열 버짓(호버 지속 한계)과 1.22의 에너지 불확실성이 그 버짓의 항목으로 들어간다.