본 논문에서는 연료전지, 태양전지, 배터리를 동력원으로 사용하는 전기추진시스템의 전력특성변화에 대한 시뮬레이션에 관하여 기술하였다. 각 전력원을 통합하여 400 W급 전기 추진시스템에 대하여 모델링 및 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 능동 제어로직이 없어도 배터리는 시동 및 과도상태에서 다른 동력원에 비해 빠른 출력반응을 보였으며, 연료전지와 태양전지는 순항영역에서 주 전력 공급원의 역할을 수행함을 확인하였다. 비행 후 동지때 SOC는 24.2%이고, 하지에는 93%로 시스템 안정성 확보 및 효율적인 동력분배 차원에서 적정 SOC를 유지하기 위하여 능동 전력제어가 필요함을 알 수 있다.
본 논문에서는 연료전지, 태양전지, 배터리를 동력원으로 사용하는 전기추진시스템의 전력특성변화에 대한 시뮬레이션에 관하여 기술하였다. 각 전력원을 통합하여 400 W급 전기 추진시스템에 대하여 모델링 및 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 능동 제어로직이 없어도 배터리는 시동 및 과도상태에서 다른 동력원에 비해 빠른 출력반응을 보였으며, 연료전지와 태양전지는 순항영역에서 주 전력 공급원의 역할을 수행함을 확인하였다. 비행 후 동지때 SOC는 24.2%이고, 하지에는 93%로 시스템 안정성 확보 및 효율적인 동력분배 차원에서 적정 SOC를 유지하기 위하여 능동 전력제어가 필요함을 알 수 있다.
It is conducted that power characteristic variation simulation of electric propulsion system that uses fuel cells, solar cells and a battery as power sources. Combining each power source, 400W electric propulsion system have been modeled and verified. In result, without active control logic, it is c...
It is conducted that power characteristic variation simulation of electric propulsion system that uses fuel cells, solar cells and a battery as power sources. Combining each power source, 400W electric propulsion system have been modeled and verified. In result, without active control logic, it is confirmed that battery's power response is faster than other power sources at starting and transient condition, fuel cell and solar cell are a major electrical power during cruise condition. After completing flight, SOC is 24.2% at the winter solstice and is 93% at the summer solstice, It is revealed that active power control for sustaining proper SOC is necessary as a securing the system safety and effective power distribution.
It is conducted that power characteristic variation simulation of electric propulsion system that uses fuel cells, solar cells and a battery as power sources. Combining each power source, 400W electric propulsion system have been modeled and verified. In result, without active control logic, it is confirmed that battery's power response is faster than other power sources at starting and transient condition, fuel cell and solar cell are a major electrical power during cruise condition. After completing flight, SOC is 24.2% at the winter solstice and is 93% at the summer solstice, It is revealed that active power control for sustaining proper SOC is necessary as a securing the system safety and effective power distribution.
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문제 정의
따라서 본 연구는 능동적 제어로직이 적용된 전력제어 시뮬레이션으로 발전시켜나가기 위한 선행 연구로써 각 전력원 및 시스템의 모델링 및 검증을 수행하고, 주어진 동력 시나리오에서 수동적인 전력제어를 통해 각 전력원의 출력 및 상태에 대한 변동특성을 시뮬레이션을 통해 알아보고자 한다.
본 연구는 능동적 제어로직이 적용된 전력제어 시뮬레이션으로 발전시켜 나가기 위한 선행연구로써, 각 전력원 및 시스템을 모델링 및 검증을 수행하였다. 시뮬레이션 결과 각 전력원들의 성능은 적절히 모사됨을 확인하였고, 이러한 전력원들을 결합하여 Passive 전력제어 시스템을 구성하여 비행기의 요구동력 시나리오 대하여 시뮬레이션을 수행하여 각 전력원들의 출력 특성 변화를 알아보았다.
가설 설정
그림 8, 9에서 0에서 240초까지 모터요구전력 변하는 경우에 이어 4시간 30분 동안 420 W로 순항하고자 할 경우 그림 10과 같이 태양광 강도의 변화를 적용하여 태양전지로부터 생성되는 출력의 변화에 따라 시스템의 출력 변동 특성은 동지와 하지의 경우 각각 그림 11, 12와 같다. 여기서 연료전지로 공급되는 수소와 산소의 분압은 각각 1 atm, 0.21 atm으로 비행 전 구간에서 일정하다고 가정하였다. 동지에는 태양전지로부터의 최대 출력이 86 W로 낮아 배터리와 연료전지에서 많은 출력을 낸다.
제안 방법
모터의 구동 전압도 전원 버스 전압이 된다. 모터, 배터리, 연료전지, 태양전지가 모두 전원 버스에 묶이므로, 각 구성품들의 운전 영역의 전압 매칭되도록 구성품의 제작 사양을 결정하였다. 대상으로 하는 전원버스 전압은 25.
본 연구는 능동적 제어로직이 적용된 전력제어 시뮬레이션으로 발전시켜 나가기 위한 선행연구로써, 각 전력원 및 시스템을 모델링 및 검증을 수행하였다. 시뮬레이션 결과 각 전력원들의 성능은 적절히 모사됨을 확인하였고, 이러한 전력원들을 결합하여 Passive 전력제어 시스템을 구성하여 비행기의 요구동력 시나리오 대하여 시뮬레이션을 수행하여 각 전력원들의 출력 특성 변화를 알아보았다.
여기에 항법 장치 및 payload 의 동력 20 W를 포함하여 총 420 W의 순항 동력이 필요하다. 전기비행기 내의 전원소스로는 연료전지, 태양전지, 배터리를 사용하여 필요한 용량 해석을 수행하였으며, 각 전력원의 용량은 해석으로부터 구한 최적 사양 값으로 날개 면적, 활용 가능한 제품의 사양 등을 고려하여 결정하였다[1].
, 셀 온도 25 ℃ 표준 시험조건에서 측정한 데이터로 50직렬에 대한 결과이다. 태양전지 Simulink모델에대한 검증을 수행하고자 50직렬에 대하여 Matlab/ Simulink를 사용하여 태양전지 모델링을 수행하였다. 시뮬레이션으로부터 얻은 전류-전압(I-V) 커브는 그림 3과 같으며, 외기온도 25 ℃에서 태양광의 세기가 다른 경우에 대한 결과이다.
대상 데이터
제작사의 데이터를 기반으로 하는 배터리의 성능을 예측하기 위한 kinetic battery model은 문헌[7~8]에 의해 개발되었다. 본 논문에서 배터리 모델은 Matlab/Simulink에서 제공하는 라이브러리에 있는 블록을 사용하였으며, 배터리의 Simulink 모델에 대한 검증을 수행하고자 PQ4550XQ제품에 대하여 단전지 10개를 직렬로 연결한 경우에 대하여 표 3과 같이 배터리 블록 파라메터를 선정하였다.
본 연구는 하이브리드 전기추진시스템의 전력 특성변화 시뮬레이션에 대한 것으로 연구 대상인 소형 무인기용 전기비행기는 연료전지와 태양전지, 배터리와 같이 다양한 전력원으로부터 추진 요구전력을 공급받는다. 이 때문에 전력원의 구성이 단순한 경우에 비하여 복잡한 전력제어가 필요하다.
전기비행기에 사용하고자 하는 태양전지는 SUNPOWER사의 C60제품으로 표 1은 C60제품에 대하여 태양광 강도는 1,000 W/m2 , 셀 온도 25 ℃ 표준 시험조건에서 측정한 데이터로 50직렬에 대한 결과이다. 태양전지 Simulink모델에대한 검증을 수행하고자 50직렬에 대하여 Matlab/ Simulink를 사용하여 태양전지 모델링을 수행하였다.
전기비행기에서 사용하고자 하는 연료전지는 PEM 형으로 Horizon사의 AeroPack제품이다. 연료전지 모델링을 위하여 표 2의 파라메터를 사용하였다.
전기 추진 무인기에 사용하고자 하는 배터리팩은 리튬-이온 폴리머 타입으로 ENERLAND사의 PQ4550XQ 단전지 7개를 직렬로 연결하여 제작한 모듈이다. Nominal 전압 35.
성능/효과
그 결과 특별한 능동전력제어 없이도 배터리의 경우 다른 전력원에 비해 순간 출력이 필요한 경우에 부족한 출력을 보완해주는 전력원으로 역할을 수행하며, 연료전지와 태양전지는 순항영역에서 주 전력을 공급하여, 전력원별 특성에 맞는 운전이 수행됨을 확인 하였다.
배터리 출력이 크게 공급되는 영역인 0에서 30초 및 200에서 210초 영역에서 SOC(State Of Charge) 및 배터리 전압이 떨어지지만 모터의 순항 요구전력에 해당하는 120초에서 200초 영역에서는 연료전지에서 280W, 태양전지에서 100W를 공급함에 따라 그림 9를 통해 이 영역에서 배터리의 SOC 감소가 좀 더 완만해짐을 확인할 수 있다.
하지의 경우 태양전지에서 최대 178 W의 출력을 내므로 배터리의 경우 충전을 하며 비행할 수 있다. 순항 및 착륙 시에서 주 공급전력원으로는 태양전지로부터의 출력은 모두 사용하고 나머지는 연료전지의 출력을 주로 사용하며 동지와 하지의 경우 모두 착륙 시 200 W로 낮은 추진요구전력에 대하여 배터리는 충전하면서 비행할 수 있음을 확인할 수 있다. 동지와 하지일 때 사용된 에너지의 비율은 표 4와 같다.
시뮬레이션 결과는 제작사에서 제공한 데이터와 잘 일치함을 알 수 있다.
오전 10시에서 오후 2시 30분까지 4시간 30분 동안 비행에 대한 시뮬레이션을 수행한 결과, 동지에 비해 하지 때 태양전지로부터 약 46.9% 높은 출력이 나와 이 시간 동안 태양전지와 연료전지의 출력만으로도 비행이 가능하므로 배터리는 충전을 하면서 비행 가능함을 확인하였다.
시뮬레이션으로부터 얻은 전류-전압(I-V) 커브는 그림 3과 같으며, 외기온도 25 ℃에서 태양광의 세기가 다른 경우에 대한 결과이다. 제작사의 데이터와 비교한 결과, 태양전지의 성능 특성이 적절히 모사됨을 알 수 있다. 태양전지의 운전 특성은 출력 측에 걸리는 부하 전압이 높아지더라도 어느 지점까지는 전류가 거의 일정하게 유지되는 특징을 보인다.
주어진 비행프로파일에 대하여 비행 완료 후 남은 SOC를 비교한 결과 동지에는 비상상황을 대비하여 시스템의 안전성 확보가 필요함을 알 수 있고, 하지의 경우 효율적인 전력배분이 필요함을 알 수 있었다. 이를 위해 향후 능동전력제어 시스템에 대한 시뮬레이션을 수행할 예정이며, 좀 더 상세한 비행 시나리오나, 순간적인 기동(자세 변화에 따른 태양전지의 출력변화에 따른 영향)등에 대하여 시뮬레이션 모델 보완 등을 통해 더 정밀한 시뮬레이션을 수행할 예정이다.
후속연구
주어진 비행프로파일에 대하여 비행 완료 후 남은 SOC를 비교한 결과 동지에는 비상상황을 대비하여 시스템의 안전성 확보가 필요함을 알 수 있고, 하지의 경우 효율적인 전력배분이 필요함을 알 수 있었다. 이를 위해 향후 능동전력제어 시스템에 대한 시뮬레이션을 수행할 예정이며, 좀 더 상세한 비행 시나리오나, 순간적인 기동(자세 변화에 따른 태양전지의 출력변화에 따른 영향)등에 대하여 시뮬레이션 모델 보완 등을 통해 더 정밀한 시뮬레이션을 수행할 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
전기비행기의 전력제어를 수행하는 것은 무엇인가?
전기비행기의 전력제어를 수행하는 것은 PMS (Power Management System)로 전기비행체의 추진 시스템 및 각종 장비들에 전력을 공급하며, 이러한 전력 공급을 위하여 각 전력원들을 적절히 제어하여 효율적으로 관리하는 시스템이다.
능동적인 전력 제어가 없을 때 생기는 장단점은 무엇인가?
PMS의 가장 간단한 형태는 능동적인 전력제어가 없이 각 구성품의 보호기능만 수행하고, 각 전력원의 출력은 시스템의 특성에 따라 수동적으로 이루어지는 것이다. 이 경우 능동적인 전력 제어는 없으므로 효율 측면에서 최적화되지는 않 으나, PMS가 간단해지고 무게가 줄어들기 때문에 경량화 측면에서는 유리한 이점이 있다.
각 전력을 통합해 400 W급 전기 추진시스템을 모델링 및 시뮬레이션한 결과는 무엇인가?
각 전력원을 통합하여 400 W급 전기 추진시스템에 대하여 모델링 및 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 능동 제어로직이 없어도 배터리는 시동 및 과도상태에서 다른 동력원에 비해 빠른 출력반응을 보였으며, 연료전지와 태양전지는 순항영역에서 주 전력 공급원의 역할을 수행함을 확인하였다. 비행 후 동지때 SOC는 24.2%이고, 하지에는 93%로 시스템 안정성 확보 및 효율적인 동력분배 차원에서 적정 SOC를 유지하기 위하여 능동 전력제어가 필요함을 알 수 있다.
Lorenzo, E., 1994, "Solar Electricity Engineering of Photovoltaic Systems," Artes Graficas Gala, S.L., Spain
Anca D. Hansen, Poul Sorensen, Lars H. Hansen and Henrik Bindner, 2000, "Models for have Stand-Alone statement System," National Riso Laboratory, Roskilde
P. Buasri and Z. M. Salameh, "An Electrical Circuit Model for A Proton Exchange Membrane Fuel Cell," IEEE 2006:1-4244-0493-2.
Dongjing, Lee and Li Wang, "Dynamic and Steady-State Performance of PEM Fuel Cells under Various Loading Conditions," IEEE 2007: 1-4244-1298-6
Xu Qingshan, Wang Nianchu, Katsuhiro Ichiyanagi, Kazuto Yukita, 2008, "PEM Fuel Cell Modeling and Parameter Influences of Performance Evaluation." DRPT2008
Manwell, J.F. & McGowan, J.G., 1993, "Lead acid battery storage model for hybrid energy systems," Solar Energy, 50(5), pp.399-405
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