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문제 정의
- 따라서 본 연구에서는 고고도 24시간 지속비행을 위한 태양에너지, 축전지의 전기에너지, 그리고 항공기의 위치에너지를 이용한 에너지 균형조건의 개념을 정리하고, 이를 이용하여 중형 S-HALE UAV의 다분야 통합 최적설계를 수행하였다.
- 본 연구에서는 S-HALE UAV를 설계를 위하여 현재 태양광 무인기의 최장시간 체공 기록을 가지고 있는 영국의 Zephyr와 유사한 크기의 초기형상을 설정하였다. 이때 비행체의 주날개와 꼬리날개는 제작성을 고려하여 직사각형 날개로 하였다.
가설 설정
- S-HALE UAV의 불필요한 중량증가를 줄이고 효율적인 설계가 이루어지도록 SEM을 목적함수로 하여 최소값을 가지도록 설정 하였다. 그리고 S-HALE UAV의 주간 및 야간비행 중 임무수행을 고려하여 이를 위해 추가적으로 필요한 기본 에너지를 100Wh 로 가정하여 이를 제약조건에 적용 하였다. 따라서 SEM은 100Wh보다 크고, 기저형상이 가지는 SEM을 넘지 않도록 하였으며, BEM 또한 100Wh 이상을 가지도록 하였다.
- 본 연구에서 가정한 S-HALE UAV의 초기형상에 대하여 설계요구조건인 고도 20km에서 5km를 상승 및 하강 하는 조건에서 24시간 지속 비행의 가능성을 검토하였다. 에너지균형조건 분석을 위해 식 (22), (23)을 이용하여 주간비행 중 태양에너지여유(Solar Energy Margin, SEM), 그리고 야간비행 중 축전지에너지여유(Battery Energy Margin, BEM)를 계산하였다.
제안 방법
- Noth는 1km 이하의 저고도를 비행하는 날개 길이 3.2m의 소형 S UAV의 24시간 지속 비행을 위한 새로운 방법의 개념설계기법을 제안하고, 이를 이용하여 Sky-Sailor의 제작 및 시험비행을 수행하였다[1]. Rizzo 등은 S-HALE UAV의 개념 설계를 위한 수학적 모델을 제안하고, 이를 4가지 다른 항공기 형상에 적용 하였다[3].
- 위와 같은 중량분석식의 타당성 검증을 위해서 표 2와 같이 본 연구와 유사한 크기로서 탄소 섬유 소재로 제작된 태양광 추진 항공기 Goss. Penguin(유인)과 Zephyr(무인)에 대한 기체중량 분석을 수행하였다. Cruz의 중량분석식을 통해 예측된 중량은 Noth가 제안한 중량모델[1]과 Leutenegger가 제안한 중량모델[10]로부터 예측된 각각의 중량과 비교하였다.
- S-HALE UAV의 불필요한 중량증가를 줄이고 효율적인 설계가 이루어지도록 SEM을 목적함수로 하여 최소값을 가지도록 설정 하였다. 그리고 S-HALE UAV의 주간 및 야간비행 중 임무수행을 고려하여 이를 위해 추가적으로 필요한 기본 에너지를 100Wh 로 가정하여 이를 제약조건에 적용 하였다.
- S-HALE UAV의 안정성 확보를 위하여, 정적 여유(Static Margin)를 계산함으로써 세로 정안정성을 해석하였다. 정적여유는 무게중심과 중립점의 거리이며, 이를 바탕으로 정상비행 상태에서 외부 교란으로 인해 발생하는 피칭 모멘트에 대해 S-HALE UAV가 다시 평형상태로 되돌아가려는 성질이 있는지를 판단할 수 있다.
- S-HALE UAV의 에너지 균형조건을 만족시키기 위하여 태양전지로부터 생산되는 에너지, 축전지에 저장된 에너지, 비행체의 고도에 따른 가용 위치에너지 등과 비행체가 비행 중 임무수행에 필요한 에너지와 균형을 통해 장기 체공가능성을 검토하였다.
- 안정성 해석을 통해 결정해야 할 설계변수는 수평/수직 꼬리날개의 면적과 무게 중심으로부터 꼬리날개까지의 거리이다. 꼬리날개의 면적은 일반적으로 주 날개와 꼬리날개의 부피비에 의해 결정되기 때문에 본 연구에서는 부피비를 고정하고 꼬리날개까지의 동체의 길이를 결정하였다.
- 그리고 S-HALE UAV의 주간 및 야간비행 중 임무수행을 고려하여 이를 위해 추가적으로 필요한 기본 에너지를 100Wh 로 가정하여 이를 제약조건에 적용 하였다. 따라서 SEM은 100Wh보다 크고, 기저형상이 가지는 SEM을 넘지 않도록 하였으며, BEM 또한 100Wh 이상을 가지도록 하였다. 또한 비행 중 세로 정안정성의 확보를 위해 정적여유가 양수 값을 가지도록 하였으며, 중형 S-HALE UAV의 설계를 위하여 비행체의 전체무게(WUAV)는 60kg을 넘지 않도록 하였다.
- 따라서 본 논문에서는 참고문헌[7]에서 제시된 방법을 이용하여 선택된 에어포일의 성능이 날개의 공력성능 예측에 고려될 수 있도록 하였다. 공력 분포 특성은 x, y, z 방향에 대하여 속도포텐셜 Φ로 지배되며, 압축성 효과를 고려하여 식 (1)과 같은 선형 미분 방정식으로 나타낼 수 있다.
- 이때 비행체의 주날개와 꼬리날개는 제작성을 고려하여 직사각형 날개로 하였다. 또한 가볍고 유연한 날개 구조물로 인한 공탄성 효과를 줄이기 위하여 축전지는 날개 내부에 탑재하는 방식을 채택하였다.
- 따라서 SEM은 100Wh보다 크고, 기저형상이 가지는 SEM을 넘지 않도록 하였으며, BEM 또한 100Wh 이상을 가지도록 하였다. 또한 비행 중 세로 정안정성의 확보를 위해 정적여유가 양수 값을 가지도록 하였으며, 중형 S-HALE UAV의 설계를 위하여 비행체의 전체무게(WUAV)는 60kg을 넘지 않도록 하였다.
- 또한 저온 및 자외선 보호 피막 등에 의한 태양전지의 효율저하를 고려하여 효율을 18%, ηmppt는 80%, 그리고 단위 면적당 태양전지 질량을 0.5 kg/m2로 선정하여 해석을 수행하였다.
- 이 때 받음각은 평균 비행고도의 레이놀즈수에 대해 최대 #/2/CD 를 갖도록 하였다. 또한 필요출력의 계산을 위해 모터와 프로펠러 효율은 고고도 환경의 불확실성을 고려하여 각각 80%, 85%로 보수 적인 값을 설정하였다.
- 표 4에서 고정중량은 현재 상용화된 기술과 S-HALE UAV 의 임무 등을 고려하여 탑재하기에 적합한 카메라와 비행제어장치 등을 선택하여 적용하였다. 또한, 태양전지 배선 등을 고려하여 추가적인 기타중량(Miscellaneous weight)을 설정하였다.
- 본 연구에서는 6월의 북반구 성층권 환경에서 에너지 균형조건을 고려한 중형 태양광 추진 고고도 무인기(S-HALE UAV)의 다분야 통합 최적 설계를 수행하였으며, 결론은 다음과 같다.
- 와류 특이점(Vortex Singularity)의 강도가 일정하게 분포되는 200개의 패널을 분포시켜 속도 미분 함수인 포텐셜과 교란속도를 먼저 구하고이 속도의 수직 방향 성분을 고려하여 공력 영향 행렬(Aerodynamic Influence Matrix: AIC)을 계산한다. 더 자세한 사항은 참고문헌[6, 7]을 참고하도록 한다.
- 정적 여유를 계산하기 위해 먼저 무게중심은 S-HALE UAV의 주 날개, 수평 꼬리날개, 수직 꼬리날개, 동체, 추진 장치, 탑재 장비 등으로 분류하여 각각의 무게 및 위치를 통해 계산하였다. 그리고 중립점은 ∂CM, cg / ∂αa = 0 을 만족시키는 지점으로 아래의 식 (13)으로부터 중립점 hn를 구할 수 있다[11,12].
- 현재의 기술을 고려할 때 Li-S축전지의 중량비 출력은 약 350Wh/kg이지만 저온에서의 성능 저하를 고려하여 300Wh/kg의 값을 이용하였고 충/방전 효율은 90%로 선정하여 보수적으로 설계에 적용하였다.
대상 데이터
- 본 연구에서는 S-HALE UAV의 날개표면을 고려하여 유연성을 가지고 있는 박막형 필름형태의 태양전지를 선정하였다. 그리고 박막형 태양 전지 중 두께가 얇고 중량비출력(W/kg)이 높은 CIGS (CuInGaSe2) 태양전지를 이용하였다[14]. 또한 저온 및 자외선 보호 피막 등에 의한 태양전지의 효율저하를 고려하여 효율을 18%, ηmppt는 80%, 그리고 단위 면적당 태양전지 질량을 0.
- 본 연구에서 익형은 저 레이놀즈 영역에서 #/2/CD 가 우수한 것으로 잘 알려진 Daedalus 계열의 DAE31을 사용하였다. 이 때 받음각은 평균 비행고도의 레이놀즈수에 대해 최대 #/2/CD 를 갖도록 하였다.
- 본 연구에서는 S-HALE UAV의 날개표면을 고려하여 유연성을 가지고 있는 박막형 필름형태의 태양전지를 선정하였다. 그리고 박막형 태양 전지 중 두께가 얇고 중량비출력(W/kg)이 높은 CIGS (CuInGaSe2) 태양전지를 이용하였다[14].
- 태양으로부터 S-HALE UAV가 생산하는 에너지는 그림 2에서 볼 수 있듯이 우리나라와 위도가 비슷한 북위 36°, 고도 17km상공에서 6월 중·하순에 측정된 단위 면적당 태양에너지를 이용하였다.
- 초기형상 및 설계요구조건은 표 3에, 초기 중량 세분화 내용을 표 4에 나타내었다. 표 4에서 고정중량은 현재 상용화된 기술과 S-HALE UAV 의 임무 등을 고려하여 탑재하기에 적합한 카메라와 비행제어장치 등을 선택하여 적용하였다. 또한, 태양전지 배선 등을 고려하여 추가적인 기타중량(Miscellaneous weight)을 설정하였다.
데이터처리
- Penguin(유인)과 Zephyr(무인)에 대한 기체중량 분석을 수행하였다. Cruz의 중량분석식을 통해 예측된 중량은 Noth가 제안한 중량모델[1]과 Leutenegger가 제안한 중량모델[10]로부터 예측된 각각의 중량과 비교하였다.
이론/모형
- 최적화 기법은 8개의 설계변수에 대해 효율적으로 변수와 반응간의 비선형성을 표현하여 적절한 해의 도출이 가능한 순차이차계획법(Sequential Quadratic Programming, SQP)을 적용하였다[16]. 그리고 MDO기법으로는 다분야통합해석모듈의 개산비용이 크지 않고, 가장 표준적인 최적화 기법형태인 MDF(Multidisciplinary Feasible)기법을 이용하였다.
- 따라서 본 연구에서는 초경량 탄소 프리프레그(Prepreg) 모듈을 이용하여 제작된 Daedalus 인력항공기(날개길이 34m, 비행속도 7.8m/s, 레이놀즈수 2×105 ~ 5×105)의 중량분석 모델, 식 (2)~(12)를 기본식으로 이용하였다[8, 9]
- 본 연구에서는 S-HALE UAV의 공력 성능을 예측하기 위해 VLM 기법을 이용하였다. VLM은 선형 포텐셜 이론에 기반한 와류 격자법으로써 와 류선(Vortex Filament)의 중첩을 통해 양력면의 평면 형상으로부터 공기력을 구해내는 Weissinger 방법이 대표적이다.
- 본 연구에서 가정한 S-HALE UAV의 초기형상에 대하여 설계요구조건인 고도 20km에서 5km를 상승 및 하강 하는 조건에서 24시간 지속 비행의 가능성을 검토하였다. 에너지균형조건 분석을 위해 식 (22), (23)을 이용하여 주간비행 중 태양에너지여유(Solar Energy Margin, SEM), 그리고 야간비행 중 축전지에너지여유(Battery Energy Margin, BEM)를 계산하였다.
- 는 주날개-동체의 양력곡선 기울기, 그리고 ∂ε/∂α는 유도 받음각이다. 이 때 유도 받음각의 계산은 참고문헌 [12]의 경험식으로부터 계산을 하였다.
- 다분야 통합 최적설계를 위한 설계변수와 각 설계변수들의 설계공간은 표 6과 같다. 최적화 기법은 8개의 설계변수에 대해 효율적으로 변수와 반응간의 비선형성을 표현하여 적절한 해의 도출이 가능한 순차이차계획법(Sequential Quadratic Programming, SQP)을 적용하였다[16]. 그리고 MDO기법으로는 다분야통합해석모듈의 개산비용이 크지 않고, 가장 표준적인 최적화 기법형태인 MDF(Multidisciplinary Feasible)기법을 이용하였다.
성능/효과
- 1) S-HALE UAV의 24시간 지속비행을 판단하기위하여 공력, 구조, 안정성해석 등을 통한 비행체의 필요에너지, 고도에 따른 위치에너지, 태양에너지, 축전지에너지 등 가용 에너지와의 에너지 균형조건을 제시하고, 주간 및 야간비행에서 비행체의 태양에너지여유(SEM)와 축전지에너지 여유(BEM)를 도출하였다.
- 2) 다분야 통합 최적설계를 수행한 결과 SEM 을 최소화하고, BEM의 확보가 가능한 비행체의 크기 설계 결과와 중량분포, 그리고 비행전략을 얻었다. 최적화된 S-HALE UAV는 초기형상에 비해 SEM이 약 86%감소하였으며, BEM은 설계 요구조건을 만족시켜서, 최적화된 중형 S-HALE UAV는 에너지 균형을 만족하며 24시간 지속비행이 가능하다는 것을 확인하였다.
- 최적화된 비행체의 SEM은 702.Wh로 초기형상이 가지는 4920Wh에 비해 약 86% 줄어든 것을 확인 할 수 있으며, BEM은 110.Wh로 제약조건인 100Wh 이상을 만족하는 것을 볼 수 있다.
- 축전지 용량이 커짐에 따라 낮 시간 동안 충전되는 용량이 증가하여 SEM이 감소한 것을 볼 수 있다. 그리고 비행체 전체중량의 증가로 인해 필요에너지가 커졌으며, 해가 뜨기까지의 야간비행을 위한 축전지의 에너지가 충분하지는 않지만 BEM이 -0.7Wh로 대폭 향상된 것을 확인할수 있다.
- 62km를 상승 및 하강하면서 위치에너지를 이용하는 설계 결과를 얻었다. 따라서 이러한 최적설계를 통해 줄어든 태양전지와 증가된 축전지 용량, 비행체의 전체무게, 날개길이 증가로 인해 향상된 공력성능, 그리고 비행경로 등의 다양한 영향으로 인해 S-HALE UAV의 SEM을감소시키고 BEM을 확보할 수 있었다.
- 주날개와 꼬리날개의 날개길이가 초기형상에 비해 증가 하였고 주날개의 시위길이는 감소되었는데 이는 주날개의 가로세로비를 증가시켜 공력성능을 증가시키기 위한 것으로 볼 수 있다. 또한 동체길이는 초기형상에 비해 증가하였으며, 꼬리날개부피 비가 고정되어 있으므로 안정성 또한 증가한 것을 확인할 수 있다.
- 2) 다분야 통합 최적설계를 수행한 결과 SEM 을 최소화하고, BEM의 확보가 가능한 비행체의 크기 설계 결과와 중량분포, 그리고 비행전략을 얻었다. 최적화된 S-HALE UAV는 초기형상에 비해 SEM이 약 86%감소하였으며, BEM은 설계 요구조건을 만족시켜서, 최적화된 중형 S-HALE UAV는 에너지 균형을 만족하며 24시간 지속비행이 가능하다는 것을 확인하였다.
후속연구
- 그리고 이를 바탕으로 SEM 을 감소시켜 비행체의 필요에너지를 줄이고 야간비행의 부담을 줄여주는 것이 필요하다. 이러한 논리에서 태양전지와 축전지 증감에 따른 필요에너지의 변화 그리고 이에 따른 SEM 및 BEM의 변화를 고려한 최적설계가 필요하다.
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