[국내논문]전기 추진 항공기에 적용하기 위한 고온초전도 모터의 초기 사이징 Preliminary Sizing of a High Temperature Superconducting Motor for the Application to Electrically Propelled Aircraft원문보기
본 연구에서는 전기 항공기에 사용하기 적합한 높은 출력밀도를 발생시키는 고온초전도 모터를 설계하고 이를 항공기에 적용하는 것이 가능한지를 확인하는 연구를 수행하였다. 설계된 모터는 이트륨 바륨 구리 산화물 판, 비스무트-2223 산화물로 이루어진 초전도 코일을 사용하고, 철심을 사용하지 않는 공기 냉각 전기저항성 전기자를 사용하였다. 고온 초전도 판과 코일 쌍을 회전축 방향으로 증가시켜, 180 마력, 2700 분당회전수의 출력을 발생시키는 세스나급 항공기에 사용하는 O-360엔진과 18000 마력, 5000 분당회전수의 B-737급 항공기에 사용하는 CFM56엔진을 대체할 수 있는 동일 출력을 발생시키도록 설계하였다. 또한 기존 엔진의 출력밀도와 고온초전도 모터의 출력밀도를 비교하여 고온초전도 모터의 항공기 적용가능성을 평가하였다.
본 연구에서는 전기 항공기에 사용하기 적합한 높은 출력밀도를 발생시키는 고온초전도 모터를 설계하고 이를 항공기에 적용하는 것이 가능한지를 확인하는 연구를 수행하였다. 설계된 모터는 이트륨 바륨 구리 산화물 판, 비스무트-2223 산화물로 이루어진 초전도 코일을 사용하고, 철심을 사용하지 않는 공기 냉각 전기저항성 전기자를 사용하였다. 고온 초전도 판과 코일 쌍을 회전축 방향으로 증가시켜, 180 마력, 2700 분당회전수의 출력을 발생시키는 세스나급 항공기에 사용하는 O-360엔진과 18000 마력, 5000 분당회전수의 B-737급 항공기에 사용하는 CFM56엔진을 대체할 수 있는 동일 출력을 발생시키도록 설계하였다. 또한 기존 엔진의 출력밀도와 고온초전도 모터의 출력밀도를 비교하여 고온초전도 모터의 항공기 적용가능성을 평가하였다.
In this research, a high temperature superconducting(HTS) motor is designed which is adequate for an electrical aircraft by generating high power density and the potentiality of its application to an aircraft is studied. The designed motor is based on YBCO plates, HTS coils composed of Bi-2223, and ...
In this research, a high temperature superconducting(HTS) motor is designed which is adequate for an electrical aircraft by generating high power density and the potentiality of its application to an aircraft is studied. The designed motor is based on YBCO plates, HTS coils composed of Bi-2223, and ironless air cooled resistive armature. The HTS motor is designed to generate power equivalent to O-360 engine with 180HP at 2700RPM which is used for Cessna and equivalent to CFM56 engine with 18000HP at 5000RPM which is used for B-737. Also, power densities of HTS motors are compared with power densities of aircraft engines so that we can estimate the potentiality of the HTS motor as an aircraft engine.
In this research, a high temperature superconducting(HTS) motor is designed which is adequate for an electrical aircraft by generating high power density and the potentiality of its application to an aircraft is studied. The designed motor is based on YBCO plates, HTS coils composed of Bi-2223, and ironless air cooled resistive armature. The HTS motor is designed to generate power equivalent to O-360 engine with 180HP at 2700RPM which is used for Cessna and equivalent to CFM56 engine with 18000HP at 5000RPM which is used for B-737. Also, power densities of HTS motors are compared with power densities of aircraft engines so that we can estimate the potentiality of the HTS motor as an aircraft engine.
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문제 정의
본 연구에서는 현재 세계 여러 연구기관에서 활발하게 연구 중인 고온초전도 물질인 YBCO, Bi-2223과 고온초전도 모터 설계이론을 바탕으로 항공기에 적합한 고온초전도 모터를 설계하였다. 본 논문에 기준이 되는 Cessna급 항공기의 134 kW, 2700 RPM의 O-360엔진과 B-737급 항공기의 13,400 kW, 5000 RPM의 CFM56엔진을 대체할 수 있는 동일 성능의 고온초전도 모터를 설계한 결과 기준이 되는 엔진의 무게, 부피보다 더 작고 가벼운 모터를 설계 할 수 있었으며, 기준 엔진에 비해 높은 출력밀도 성능을 보이는 모터설계가 이론적으로 가능함을 보일 수 있었다.
가설 설정
전기적 저항에 영향을 받는 지수 n은 저항에 반비례하는 값으로 저항이 작을수록 큰 값을 갖는다. 초전도 물질의 경우 초전도 발생 온도에서 저항이 0이며, 그때의 전류는 항상 임계전류를 따른다는 Bean의 임계상태 모델로 가정하게 된다. 식 (1)은 초전도물질의 전류밀도와 전기장에 관한 식으로 초전도 현상이 발생하는 상태에서는 항상 Bean의 임계상태 모델로 가정할 수 있다.
따라서 최적의 고온초전도 모터의 설계를 위해 30°K의 온도를 모터의 동작온도로 가정하였다.
O-360과 마찬가지 이유로 최적의 고온초전도 모터 설계를 위하여 YBCO판과 Bi-2223코일 쌍을 12개로 하였으며, 모터의 작동 온도는 30°K으로 가정하였다.
그러나 이러한 이론적인 결과는 고온초전도 물질들이 최적의 전류밀도를 보이는 절대온도 30°K가 모터의 작동 시 지속적으로 유지되며, 기존의 고온초전도 실험값을 통해 결정되는 요소들이 최적 값을 갖는다는 가정 하에서 전기모터의 가장 기본적인 모터의 성능에 따른 무게와 부피만 계산하여 비교하였다.
제안 방법
무부하 상태이거나 전기적 부하가 일정할 때 YBCO판의 길이와 회전부의 반지름의 변화를 통해 원하는 토크를 발생시킬 수 있도록 설계 한다. 인덕터 내부의 권선배열을 결정하기 위하여 계산되는 값 #는 아래의 식으로 계산된다.
먼저 고온초전도 모터를 적용할 대상 항공기에 적합한 엔진의 출력(Power)과 회전력(RPM)의 값을 입력 하면, 출력과 회전력을 이용한 토크계산식을 통해 토크 값을 계산하게 된다. 이후 식(6)을 통해 주어진 토크 값을 이용하여 무부하 상태 인덕터 자기장의 자속밀도 #를 계산하게 된다.
#, Karm, Ltotal 값을 통해 고온초전도 모터를 구성하는 고온초전도 물질, 전기자 그리고 백아이언(Back-iron)의 직경을 계산한 후 각 부분을 구성하는 물질에 따른 밀도를 이용하여 고온초전도 물질, 전기자, 백아이언의 무게와 부피를 계산한다[5-8]. 마지막으로 고온초전도 모터의 총 무게와 크기를 계산하여 본 연구에서 최종적으로 구하고자 하는 고온초전도 모터의 출력밀도(Power density)를 계산하게 된다.
10). 고온초전도 모터 사이징 프로그램에서의 Input에는 모터가 발생시켜야 하는 출력과 회전력의 값을 입력하도록 하였으며, Output에는 주어진 입력 값과 고온초전도 모터 설계 이론을 바탕으로 총 무게, 부피, 출력밀도 값을 계산하도록 하였다. Experiment Data 1과 Experiment Data 2는 지금까지 연구되어진 YBCO판과 Bi-2223 그리고 고온초전도 모터 설계에 관한 연구 논문과 실험들을 통해 확인한 값들을 저장한 데이터들이다.
Experiment Data 1과 Experiment Data 2는 지금까지 연구되어진 YBCO판과 Bi-2223 그리고 고온초전도 모터 설계에 관한 연구 논문과 실험들을 통해 확인한 값들을 저장한 데이터들이다. Experiment Data 1에는 고온초전도 물질과 백아이언에 관한 실험값들을 분류하여 정리하였으며, Experiment Data 2에는 전기자와 관련된 연구를 통한 실험값 그리고 고온초전도 모터에 사용되는 물질들의 최고 성능을 발생시키는 온도 값을 입력하도록 하였다. 그리고 Calculate 1과 Calculate 2는 Input 값과 Experiment Data 1, 2를 사용하여 계산되는 값을 보여주도록 하였다.
Calculate 1의 결과를 바탕으로 YBCO판의 무게, 전기자 권선의 무게, 백아이언의 무게를 계산하여 모터 전체의 무게를 결정하게 된다. 계산된 값들을 토대로 Output에서 본 논문에서 구하고자 하는 고온초전도 모터의 크기와 무게 그리고 출력밀도를 계산 한다.
위에서 언급된 HTS-B 모터를 항공기 엔진으로 사용하는 연구를 수행하였다. 설계 대상 항공기와 엔진으로는 Cessna급 항공기의 O-360 엔진(Fig.
부피를 갖도록 설계하였다. 모터 동작 온도의 경우 기본적으로 고온초전도 물질인 YBCO판과 Bi-2223코일은 90°K근처의 절대온도에서 저항이 0인 특성을 보인다고 연구 보고되었다.
대상 데이터
고온초전도 모터 사이징 프로그램에서의 Input에는 모터가 발생시켜야 하는 출력과 회전력의 값을 입력하도록 하였으며, Output에는 주어진 입력 값과 고온초전도 모터 설계 이론을 바탕으로 총 무게, 부피, 출력밀도 값을 계산하도록 하였다. Experiment Data 1과 Experiment Data 2는 지금까지 연구되어진 YBCO판과 Bi-2223 그리고 고온초전도 모터 설계에 관한 연구 논문과 실험들을 통해 확인한 값들을 저장한 데이터들이다. Experiment Data 1에는 고온초전도 물질과 백아이언에 관한 실험값들을 분류하여 정리하였으며, Experiment Data 2에는 전기자와 관련된 연구를 통한 실험값 그리고 고온초전도 모터에 사용되는 물질들의 최고 성능을 발생시키는 온도 값을 입력하도록 하였다.
위에서 언급된 HTS-B 모터를 항공기 엔진으로 사용하는 연구를 수행하였다. 설계 대상 항공기와 엔진으로는 Cessna급 항공기의 O-360 엔진(Fig. 11)과 B-737급 항공기의 CFM56 엔진(Fig. 12)을 선정하였다.
1453 kW/kg의 출력밀도를 갖게 된다. CFM56 엔진은 13400 kW의 출력과 5000 RPM의 회전속도를 가지며, 무게는 1940 kg, 부피는 4.309 m3이다. 따라서 6.
Table 3은 O-360엔진과 동일한 출력과 회전속도를 발생시키는 고온초전도 모터 HTS-1을 설계한 결과이다. 고온초전도 모터 HTS-1의 경우 YBCO판과 Bi-2223코일의 쌍을 4개로 하였다. 판과 코일의 쌍이 4개 미만이거나 4개를 초과 할 경우 설계한 모터의 크기와 무게가 출력 대비 크게 증가하는 현상이 발생하여 최소한의 무게와
이론/모형
초전도 현상을 보이는 온도에서 초전도 물질의 자속밀도 특성은 아래의 Faraday-Maxwell 방정식을 통해 설명할 수 있다.
7). 고온초전도 모터 설계는 P. J. Masson의 연구와 고온초전도 모터 설계 이론[5-12]에 따라 모터의 토크(T)를 자기장의 자속밀도와 전기자(armature)의 전기적 부하에 관한 식으로 나타낸다.
성능/효과
두 HTS-A와 HTS-B 모터를 비교하면 본 논문에서 사이징 한 HTS-B모터가 무게는 약 25 kg 정도 더 많고 부피도 7 m3 더 큰 결과 값을 보인다. 즉, 본 논문의 사이징 결과보다 더욱 작고 가벼운 고온초전도 모터를 설계 할 수 있고 따라서 본 논문의 고온초전도 모터를 항공기에 적용할 때 어느 정도 마진을 더 갖게 된다는 것을 의미한다.
더 큰 결과 값을 보인다. 즉, 본 논문의 사이징 결과보다 더욱 작고 가벼운 고온초전도 모터를 설계 할 수 있고 따라서 본 논문의 고온초전도 모터를 항공기에 적용할 때 어느 정도 마진을 더 갖게 된다는 것을 의미한다.
13의 그래프는 Cessna급 항공기에 적용되는 O-360 엔진과 동일 출력과 회전력을 발생시키도록 설계된 고온초전도 모터 HTS-1의 사이징 결과를 비교한 것이다. O-360엔진을 기준으로 백분율로 나타내었을 때 무게의 경우 O-360엔진은 117 kg, HTS-1 모터의 무게는 49.7 kg로 고온초전도 모터로 설계한 경우 무게가 약 58 %감소함을 보였다. 부피의 경우 O-360엔진은 0.
0182 m3으로 약 95%정도 감소함을 보인다. 그 결과 출력밀도는 O-360엔진이 1.1453 kW/kg, HTS-1모터가 2.6962 kW/kg으로 고온초전도 모터의 출력밀도가 135% 증가함을 보인다.
14의 그래프는 B-737급 항공기에 적용되는 CFM56 엔진과 동일한 출력과 회전력을 발생시키도록 설계된 고온초전도 모터 HTS-2의 사이징 결과를 비교한 것이다. CFM56엔진을 기준으로 백분율로 나타내었을 때 무게의 경우 CFM56 엔진은 1940 kg, HTS-2 모터의 무게는 764 kg으로 고온초전도 모터로 설계한 경우 무게가 약 61 %감소함을 보였다. 부피의 경우 CFM56엔진은 4.
261 m3으로 약 71% 감소하였다. 그 결과 출력밀도는 CFM56엔진이 6.9072 kW/kg, HTS-2모터가 17.539 kW/kg으로 고온초전도 모터의 출력밀도가 154 % 증가하였다.
두 종류의 고온초전도 모터의 사이징 결과 기존의 항공기 엔진보다 작은 부피와 가벼운 무게로 더 높은 출력밀도를 발생시킴을 알 수 있었다. 이러한 결과는 기존의 모터들이 갖는 낮은 출력밀도로는 적용하기 힘들었던 항공기에 전기모터를 적용하여 화석연료의 엔진들이 발생시켰던 추력성능을 만족시킴으로써 기존의 화석연료로 작동하는 항공기를 전기 동력 항공기로 대체할 수 있는 가능성을 보여준다.
두 종류의 고온초전도 모터의 사이징 결과 기존의 항공기 엔진보다 작은 부피와 가벼운 무게로 더 높은 출력밀도를 발생시킴을 알 수 있었다. 이러한 결과는 기존의 모터들이 갖는 낮은 출력밀도로는 적용하기 힘들었던 항공기에 전기모터를 적용하여 화석연료의 엔진들이 발생시켰던 추력성능을 만족시킴으로써 기존의 화석연료로 작동하는 항공기를 전기 동력 항공기로 대체할 수 있는 가능성을 보여준다. 그러나 B-737급 항공기에 사용되는 CFM56엔진과 같은 덕트팬 엔진에 적용될 경우 위와 같이 덕트팬 엔진과 전기 모터의 무게를 통한 출력밀도를 단순 비교하는 것은 부족한 측면도 있다.
본 연구에서는 현재 세계 여러 연구기관에서 활발하게 연구 중인 고온초전도 물질인 YBCO, Bi-2223과 고온초전도 모터 설계이론을 바탕으로 항공기에 적합한 고온초전도 모터를 설계하였다. 본 논문에 기준이 되는 Cessna급 항공기의 134 kW, 2700 RPM의 O-360엔진과 B-737급 항공기의 13,400 kW, 5000 RPM의 CFM56엔진을 대체할 수 있는 동일 성능의 고온초전도 모터를 설계한 결과 기준이 되는 엔진의 무게, 부피보다 더 작고 가벼운 모터를 설계 할 수 있었으며, 기준 엔진에 비해 높은 출력밀도 성능을 보이는 모터설계가 이론적으로 가능함을 보일 수 있었다.
후속연구
모터가 엔진의 팬을 회전시키는 역할을 하므로 덕트팬 엔진에서 덕트와 팬의 무게를 제외한 나머지 무게와 비교하는 것이 좀 더 합리적이라 할 수 있다. 따라서 추후 연구를 통해 기존 덕트팬 엔진과 고온초전도 모터에 덕트팬 형상을 적용한 사이징을 통해 고온초전도 모터의 엔진 적용 가능성을 비교 분석할 예정이다.
추후 본 연구에서 설계한 고온초전도 모터의 설계 이론과 사이징 프로그램을 바탕으로 냉각계통에 대한 추가적인 설계를 통해 항공기의 출력과 회전력에 따른 최적화된 고온초전도 모터설계 프로그램을 연구할 예정이다. 또한 설계된 모터를 기준으로 항공기의 임무 수행 시 기존항공기의 엔진과 연료계통을 전기 항공기로 대체할 경우 필요하게 되는 연료전지, 배터리, 극저온 냉각계통을 포함한 전기 항공기의 전반적인 설계를 통해 전기 에너지의 대체 가능성과 전기 항공기의 설계 타당성 연구를 수행할 계획이다.
추후 본 연구에서 설계한 고온초전도 모터의 설계 이론과 사이징 프로그램을 바탕으로 냉각계통에 대한 추가적인 설계를 통해 항공기의 출력과 회전력에 따른 최적화된 고온초전도 모터설계 프로그램을 연구할 예정이다. 또한 설계된 모터를 기준으로 항공기의 임무 수행 시 기존항공기의 엔진과 연료계통을 전기 항공기로 대체할 경우 필요하게 되는 연료전지, 배터리, 극저온 냉각계통을 포함한 전기 항공기의 전반적인 설계를 통해 전기 에너지의 대체 가능성과 전기 항공기의 설계 타당성 연구를 수행할 계획이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
화석연료를 사용하는 항공기 엔진은 어떻게 환경에 영향을 미치는가?
기존 항공기의 추진은 화석 연료를 연소시킴으로써 운항에 필요한 추력을 발생시키는 방식으로 이루어진다. 화석연료를 사용하는 항공기 엔진은 항공기의 비행 시 탄소(C)와 질소산화물(NOx)을 배출하여 지구 온난화와 오존층을 파괴는 물론 저 고도 비행 시 항공기 엔진에서 발생하는 소음으로 인해 환경오염을 일으키는 원인이 되고 있다. 최근 화석연료의 고갈과 환경오염의 증가로 기존 항공기의 연료를 대체하여 사용할 환경 친화적인 기술 적용의 필요성이 대두되고 있다.
기존 항공기의 추진은 어떤 방식으로 이루어지는가?
기존 항공기의 추진은 화석 연료를 연소시킴으로써 운항에 필요한 추력을 발생시키는 방식으로 이루어진다. 화석연료를 사용하는 항공기 엔진은 항공기의 비행 시 탄소(C)와 질소산화물(NOx)을 배출하여 지구 온난화와 오존층을 파괴는 물론 저 고도 비행 시 항공기 엔진에서 발생하는 소음으로 인해 환경오염을 일으키는 원인이 되고 있다.
항공기의 전기추진시스템의 장점은 무엇인가?
이에 적합한 대안으로 고려되고 있는 방식이 바로 전기를 이용한 추진시스템이다. 전기추진시스템의 경우 연료전지, 배터리 등을 이용하여 전기를 발생시키고, 그 전기로 모터를 구동시키는 방식을 사용하므로, 비행 시 온실효과와 오존층파괴의 원인이 되는 탄소(C) 및 질소산화물(NOx)의 배출이 없고 소음이 적으며 복잡한 기계적 구조가 필요하지 않아 적용이 쉽다는 장점을 가지고 있다.
참고문헌 (12)
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