상승 비행에 의해 위치에너지를 축적하는 태양동력 장기체공 무인기에 대하여 설계 인자 분석을 수행하였다. 위치에너지 축적을 위한 비행과 관련된 인자인 최저 및 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각을 분석 대상으로 하였다. 태양동력 무인기 구성품의 중량 모델을 이용하여 항공기 크기 및 중량을 결정하고 비행 중 생산 및 소모하는 에너지를 계산함으로써 임무 수행에 필요한 배터리 용량을 결정하였다. 각 설계 인자값과 무인기 중량의 관계를 연구하였다. 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각에는 설계가 가능하도록하는 범위가 존재하며 이 범위 내에서 총 중량을 최소화하는 최적값이 존재하였다.
상승 비행에 의해 위치에너지를 축적하는 태양동력 장기체공 무인기에 대하여 설계 인자 분석을 수행하였다. 위치에너지 축적을 위한 비행과 관련된 인자인 최저 및 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각을 분석 대상으로 하였다. 태양동력 무인기 구성품의 중량 모델을 이용하여 항공기 크기 및 중량을 결정하고 비행 중 생산 및 소모하는 에너지를 계산함으로써 임무 수행에 필요한 배터리 용량을 결정하였다. 각 설계 인자값과 무인기 중량의 관계를 연구하였다. 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각에는 설계가 가능하도록하는 범위가 존재하며 이 범위 내에서 총 중량을 최소화하는 최적값이 존재하였다.
Design parameter analysis is performed for a solar-powered UAV, storing potential energy by climb flight. Parameters related to the flight for saving potential energy, i.e. minimum & maximum altitudes for level flight, gliding & climbing angle, design point speed & altitude, gliding & climbing start...
Design parameter analysis is performed for a solar-powered UAV, storing potential energy by climb flight. Parameters related to the flight for saving potential energy, i.e. minimum & maximum altitudes for level flight, gliding & climbing angle, design point speed & altitude, gliding & climbing start time are investigated as design parameters. Weight and size of the UAV are determined using a weight model for the components of the solar-powered UAVs. Produced energy and consumed energy are calculated using these weight and size, yielding the required weight of the battery for a given mission. Relationship between the total weight of the UAV and each parameter is investigated. For the parameters listed above, there exist their ranges only where the design is possible. And there exist optimal values of these parameters minimizing the total weight.
Design parameter analysis is performed for a solar-powered UAV, storing potential energy by climb flight. Parameters related to the flight for saving potential energy, i.e. minimum & maximum altitudes for level flight, gliding & climbing angle, design point speed & altitude, gliding & climbing start time are investigated as design parameters. Weight and size of the UAV are determined using a weight model for the components of the solar-powered UAVs. Produced energy and consumed energy are calculated using these weight and size, yielding the required weight of the battery for a given mission. Relationship between the total weight of the UAV and each parameter is investigated. For the parameters listed above, there exist their ranges only where the design is possible. And there exist optimal values of these parameters minimizing the total weight.
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문제 정의
본 연구에서는 위치 에너지를 축적하는 태양에너지 장기 체공 항공기에 대해서 주로 위치 에너지 축적을 위한 임무 경로와 관련된 설계 인자에 대해 설계 공간을 분석하였다. 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각에 대한 분석 결과 이러한 값에는 항공기 설계가 가능한 특정 범위가 존재하고 항공기 전체 중량을 최소화하는 최적값이 존재하였다.
본 연구에서는 이렇게 위치에너지를 축적하는 태양동력 장기체공 무인기를 대상으로 위치에너지 축적을 위한 비행과 관련한 여러 인자에 대해 인자값 변화에 따른 무인기 크기 및 중량 변화를 계산하였다. 이를 위하여 에너지 저장량과 소모량을 모델링에 의해 계산하는 방법을 이용하였다.
본 연구에서는 한 인자의 값 변화가 나머지 인자의 설계 가능 범위 혹은 최적값에 주는 영향에 관해서는 다루지 않았다. 향후에는 이러한 영향을 살펴보고 나아가 설계 최적화를 수행하는 연구가 필요한 것으로 판단된다.
태양전지를 사용하는 항공기의 설계 공간 분석은 문헌 [3]에서 일부 설계 인자에 대해 상세히 수행되어 있다. 본 연구에서는 해당 문헌에서 분석하지 않은, 위치에너지 저장 및 사용과 관련되는 인자들을 중심으로 분석하였다.
이를 위하여 에너지 저장량과 소모량을 모델링에 의해 계산하는 방법을 이용하였다. 이로부터 이러한 인자에 대해 무인기의 설계가 가능한 범위가 있는지의 여부, 인자의 최적값이 존재하는지의 여부 등 설계 인자와 관련한 특성을 파악하고자 하였다.
가설 설정
Isun 및 Φsun은 식 (9)~(10)과 같이 최대값이 Imax 및 Φmax이며 낮 동안 sine 함수 형태로 변화하고 일출 시각 trise 이전과 일몰 시각 tset 이후에는 0으로 가정하였다.
비행 기간 전체에서의 Ebatt의 최소값이 식 (4)에서의 Ebatt,min이다. 배터리는 이륙 시점(t0)에 완전 충전되었다고 가정하였다. Ebatt는 완전 충전 시의 양을 초과할 수는 없음을 고려하였다.
)의 총 6개 구성품으로 구성된다고 가정하였다. 이 중 mctrl 및 mpl은 항공기 크기에 관계없이 일정하게 주어진다고 가정하였다. 나머지 구성품의 중량은 식 (2)~(5)와 같이 설계 인자에 따라 변하는 것으로 모델링하였다.
항공기는 제어컴퓨터(중량 mctrl), 탑재물(mpl), 구조물(mstruct), 태양전지(msc), 배터리(mbatt), 추진 장치(mprop)의 총 6개 구성품으로 구성된다고 가정하였다. 이 중 mctrl 및 mpl은 항공기 크기에 관계없이 일정하게 주어진다고 가정하였다.
제안 방법
각 설계 인자3의 변화에 따른 비교를 위하여 기준 설계를 정하였다. 기준 설계에는 Table 1과 같은 구성품 성능값 및 임무 관련 인자값을 사용하였으며, 14일 체공으로 하였다.
본 연구에서 항공기는 위치에너지를 축적하고 사용하기 위해 상승, 수평 및 활강 비행을 총 24시간을 주기로 하여 반복한다(Fig. 2 참고). 상승, 수평, 활강 비행 시 추진 장치가 발생시켜야 하는 동력 Pprop,m은 각각 식 (12)~(14)와 같다.
②계산된 항공기에 대하여 체공 기간 동안 태양전지가 생산하는 에너지와 항공기가 소모하는 에너지를 계산함으로써 배터리의 에너지 잔량을 계산한다. 에너지 생산량 및 소모량은 대체로 문헌 [4]의 방법을 따르되 고도에 따른 수평 비행 속도 변화를 반영하도록 수정하였으며, 2.3절에 개략적으로 기술하였다.
여기에서는 설계점(t1 =12시, t2 =20시)을 기준으로 t1과 t2의 시간 간격(8시간)은 일정하게 두고 t1을 변화시켜서 이 인자들의 영향을 살펴보았다. 그 결과가 Fig.
본 연구에서는 이렇게 위치에너지를 축적하는 태양동력 장기체공 무인기를 대상으로 위치에너지 축적을 위한 비행과 관련한 여러 인자에 대해 인자값 변화에 따른 무인기 크기 및 중량 변화를 계산하였다. 이를 위하여 에너지 저장량과 소모량을 모델링에 의해 계산하는 방법을 이용하였다. 이로부터 이러한 인자에 대해 무인기의 설계가 가능한 범위가 있는지의 여부, 인자의 최적값이 존재하는지의 여부 등 설계 인자와 관련한 특성을 파악하고자 하였다.
① 먼저 입력값 및 초기 가정값을 사용하여 항공기의 크기와 중량을 계산한다. 항공기 크기와 중량은 각 구성품을 모델링하여 계산하였으며, 구체적인 방법은 대체로 문헌 [3]을 따랐으나, 2.2절에 다시 요약하여 기술하였다.
성능/효과
의 함수이다(e는 Oswald 계수로 상수). 결과적으로 활강 시간은 cL,gl의 함수이며, cL,gl이 배터리 중량 및 항공기 전체 중량에 영향을 미침을 예측할 수 있다. Fig.
본 연구에서는 위치 에너지를 축적하는 태양에너지 장기 체공 항공기에 대해서 주로 위치 에너지 축적을 위한 임무 경로와 관련된 설계 인자에 대해 설계 공간을 분석하였다. 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각에 대한 분석 결과 이러한 값에는 항공기 설계가 가능한 특정 범위가 존재하고 항공기 전체 중량을 최소화하는 최적값이 존재하였다. 항공기 중량은 이 인자들에 매우 민감하기 때문에 구체적인 항공기 설계에서 이 인자들의 영향을 반드시 검토할 필요가 있다.
후속연구
본 연구에서는 한 인자의 값 변화가 나머지 인자의 설계 가능 범위 혹은 최적값에 주는 영향에 관해서는 다루지 않았다. 향후에는 이러한 영향을 살펴보고 나아가 설계 최적화를 수행하는 연구가 필요한 것으로 판단된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
장기체공 무인기의 용도는?
장기체공 무인기는 지상 관측, 대기 분석, 정찰 등 다양한 용도로 사용 가능하여 세계적으로 활발한 연구가 이루어져 왔다. 특히 종래에는 군사 목적의 정찰을 제외한 다른 용도는 과학 연구 목적인 관계로 상업적 이익은 크지 않은 것으로 인식되었으나 최근에는 통신 및 방송용 위성을 대체하는 용도로 사용하는 개념이 제시되어 상업적 활용도도 클 것이란 분석이 나오고 있다[1].
현재 기술 수준에서 태양에너지로 장기체공하고자 할 때 발생하는 에너지 저장 문제에 대한 해결방법을 한가지 설명하시오.
이를 해결하는 방법 중 하나는 태양전지가 낮 동안 생산하는 에너지 중 일부를 위치 에너지 형태로 저장하고 대신 그만큼 배터리 크기를 줄이는 것이다. 즉, 낮 동안 태양에너지를 이용하여 고도를 상승시켜 위치 에너지를 저장하고 야간에는 일정 시간 동안 배터리 소모 없이 활강 비행하며 위치 에너지를 소모함으로써 더 작은 배터리로도 야간을 지낼 수 있게 하는 것이다.
통신 및 방송용 무인기의 경쟁력은 무엇에 결정되는가?
통신 및 방송용 무인기로서는 비행 고도가 높을수록, 체공 시간이 길수록 경쟁력이 높아진다. 비행 고도는 최소한 유인 항공기 공역보다 높아야 하므로 15 km 이상이 되어야 한다.
참고문헌 (4)
Ed Herlik et al., "UAVs for Commercial Applications Global Market & Technologies Outlook 2011-2016", MiG LLC, 2010
http://records.fai.org, cited on 20th June 2011
Andre Noth, "Design of Solar Powered Airplanes for Continuous Flight", Ph. D. Thesis, Ecole Polytechnique Federale de Lausanne, Suisse, 2008
이주호, 이창관, 임세실, 김금성, 한재홍, "태양에너지 기반 장기체공 무인기 주요 치수 결정 방법론", 한국항공우주학회지, 제 38권 제 8 호, 2010, pp. 757-766.
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