고정익 수직이착륙 무인항공기를 위한 하이브리드-전기 추진시스템의 타당성 연구 Feasibility Study of a Series Hybrid-Electric Propulsion System for a Fixed Wing VTOL Unmanned Aerial Vehicle원문보기
일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사 비교분석을 수행하였다. 연구를 위한 고정익 수직이착륙 무인항공기로 I사(社)의 65 kg급 수직이착륙 P-무인기를 사용하였다. 개발한 발전제어 및 전력제어 알고리즘의 타당성과 항속시간을 예측하기 위해 Matlab/simulink$^{(R)}$를 이용한 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 알고리즘이 비교적 잘 작동하는 것을 확인하였고, 직렬 하이브리드-전기 시스템이 임무형상을 만족하는 7시간의 항속시간을 충분히 만족 할 수 있을 것으로 예측하였다.
일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사 비교분석을 수행하였다. 연구를 위한 고정익 수직이착륙 무인항공기로 I사(社)의 65 kg급 수직이착륙 P-무인기를 사용하였다. 개발한 발전제어 및 전력제어 알고리즘의 타당성과 항속시간을 예측하기 위해 Matlab/simulink$^{(R)}$를 이용한 시뮬레이션을 수행하였다. 그 결과 알고리즘이 비교적 잘 작동하는 것을 확인하였고, 직렬 하이브리드-전기 시스템이 임무형상을 만족하는 7시간의 항속시간을 충분히 만족 할 수 있을 것으로 예측하였다.
General VTOL aircraft uses gas turbine engine which has high power to weight ratio. However, in the VTOL UAV in small sector, the gas turbine as a prime mover is not adequate because of the limitation of the high fuel consumption ratio of the gas turbine. In this research, The Series Hybrid-Electric...
General VTOL aircraft uses gas turbine engine which has high power to weight ratio. However, in the VTOL UAV in small sector, the gas turbine as a prime mover is not adequate because of the limitation of the high fuel consumption ratio of the gas turbine. In this research, The Series Hybrid-Electric Propulsion System(SHEPS) has been proposed and technology survey & comparison analysis has conducted to constitute propulsion system for engine, electric motor and battery. To achieve this object a 65kg-class P-UAV from "Company I" was used. And to estimate the validity of power control algorithm and developed power management control, Matlab/simulink$^{(R)}$ has been used for the simulation. As a result, the developed algorithm worked comparatively well and the research has predicted that SHEPS was satisfied enough for 7 hour of endurance for mission profile.
General VTOL aircraft uses gas turbine engine which has high power to weight ratio. However, in the VTOL UAV in small sector, the gas turbine as a prime mover is not adequate because of the limitation of the high fuel consumption ratio of the gas turbine. In this research, The Series Hybrid-Electric Propulsion System(SHEPS) has been proposed and technology survey & comparison analysis has conducted to constitute propulsion system for engine, electric motor and battery. To achieve this object a 65kg-class P-UAV from "Company I" was used. And to estimate the validity of power control algorithm and developed power management control, Matlab/simulink$^{(R)}$ has been used for the simulation. As a result, the developed algorithm worked comparatively well and the research has predicted that SHEPS was satisfied enough for 7 hour of endurance for mission profile.
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문제 정의
본 연구에서는 65 kg 고정익 수직이착륙 무인항공기의 직렬 하이브리드-전기 추진시스템에 대해 연구를 진행하였다. 연구항공기로 I 社의 P-무인기를 선정하였으며, 기술 조사와 분석을 통해 다음과 같은 타당성을 확인하였다.
본 연구에서는 I社의 P-무인기를 대상으로 직렬 하이브리드-전기 추진시스템에 대한 연구를 수행하였다. P-무인기의 형상은 Fig.
본 연구에서는 최대이륙중량 65 kg인 고정익 수직이착륙 무인항공기의 7시간 임무상황을 만족할 수 있는 하이브리드-전기 추진시스템을 구성하였다. 시스템 구성방법으로 다수의 프로펠러를 가진 항공기에 적합한 직렬 하이브리드-전기추진 방식을 선정하였다.
가설 설정
Figure 12에 제시된 프로그램은 연산시간이 크게 소요된다. 연산시간 단축을 위해 Fig. 13과 같이 항공기가 수직이륙 후 별도의 상승비행(climb) 없이 수평비행(Steady Flight)을 하는 것으로 가정하여 시뮬레이션을 수행하였다. 요구동력 변화에 대응하여 제어기가 정상적으로 반응하는지 확인하기 위해 80초 전후로 약 20초간 고출력을 가지게끔 부하를 조정하여 총 120초간 시뮬레이션을 수행하였다.
제안 방법
Figure 12에 제시된 프로그램은 발전제어 알고리즘 검증을 위해 사용된 인버터 모델로 인하여 연산속도가 느리다. 따라서 항공기 체공시간 계산을 위해, 발전제어 및 인버터 모델을 아래와같이 간단한 조건문으로 대체한 프로그램을 통해 항공기의 체공시간을 예측하였다.
본 연구에서는 효율적인 에너지 관리를 위하여, 기존 하이브리드 차량에서 널리 사용되는 Inverter 방식의 전력제어유닛을 사용하였다. 발전제어(모터제어), 엔진 스로틀 제어 및 시스템 전체 전력제어를 1 개의 보드에서 구현함으로써 시스템의 부피 및 무게 감소를 꾀하였다. Fig.
따라서 항공기 임무목표와 유상하중 등을 고려하여 설계되어야 한다. 수직이착륙과 상승비행에 필요한 고방전 배터리 무게 8 kg을 제외하고 체공시간을 비교분석하였다. 단일 엔진만을 이용한 시스템의 경우, 엔진의 부피가 너무 크므로, 본 연구에서는 제외하였다.
시뮬레이션에 사용된 하이브리드-전기 추진시스템 구성요소의 성능정보를 Table 2에 각각 나타내었다. 엔진은 4행정기관과 2행정 기관을 모두 비교하였다. 4행정 엔진의 경우 고도상승에 따른 엔진출력저하와 연료소비율을 고려하여, 순항 시 요구되는 동력보다 높은 출력을 가지는 엔진을 선정하였다.
13과 같이 항공기가 수직이륙 후 별도의 상승비행(climb) 없이 수평비행(Steady Flight)을 하는 것으로 가정하여 시뮬레이션을 수행하였다. 요구동력 변화에 대응하여 제어기가 정상적으로 반응하는지 확인하기 위해 80초 전후로 약 20초간 고출력을 가지게끔 부하를 조정하여 총 120초간 시뮬레이션을 수행하였다.
수평비행 시에는 배터리를 충전하고, 충전이 완료된 후에는 발전기에서 생산된 전력만을 이용하여 수평비행을 수행한다. 전기추진 항공기의 저소음 특성을 활용하기 위해 저고도 정찰 시에는 엔진과 발전기를 정지시키고, 배터리의 저장된 에너지만으로 약 30 ~ 40 분간의 정찰임무가 가능하도록 설계하였다.
전력제어유닛은 3 상 발전제어 및 엔진 스로틀 제어를 통한 엔진-발전기 회전수 제어를 통해 요구되는 배터리 충전 전류를 부하에 따라 효율적으로 공급할 수 있게 설계하였다. 전력제어는 Fig. 9과 같이 부하의 수준과 배터리의 충전 상태에 따라서 배터리 측으로 입력되는 전류 및 전압을 조절할 수 있게 알고리즘으로 구성하였다.
전력제어유닛은 3 상 발전제어 및 엔진 스로틀 제어를 통한 엔진-발전기 회전수 제어를 통해 요구되는 배터리 충전 전류를 부하에 따라 효율적으로 공급할 수 있게 설계하였다. 전력제어는 Fig.
하이브리드-전기 추진시스템의 타당성 확인과 개발된 전력제어알고리즘의 검증을 위하여 Fig. 1, 2와 같이 하이브리드-전기 추진시스템 시뮬레이션 프로그램을 작성하였다. 항공기 성능정보, 엔진, 발전기, 배터리 성능 데이터가 입력되었다.
현재까지 상용화된 엔진, 전기모터, 배터리 기술 분석을 통해 적합한 구성품을 선정하였으며, Matlab/Simulink®를 통해 전력 공급시스템 시뮬레이션을 진행하였다.
대상 데이터
엔진은 4행정기관과 2행정 기관을 모두 비교하였다. 4행정 엔진의 경우 고도상승에 따른 엔진출력저하와 연료소비율을 고려하여, 순항 시 요구되는 동력보다 높은 출력을 가지는 엔진을 선정하였다. 엔진은 Simulink 내의 look-up table을 이용하여 엔진 rpm, torque, BSFC 등을 모델링 하였으며, 고도 상승에 따른 엔진 출력저하는 Anderson[23]이 제시한 보정계수를 적용하였다.
본 연구에서 사용된 발전기는 항공기용 BLDC 모터의 권선을 개조하여 사용하였다. 이러한 방법은 발전기의 효율이 다소 감소되나, 높은 출력 밀도를 얻을 수 있으며, 개발비용이 저렴한 장점을 갖는다.
따라서 하이브리드-전기 추진 항공기 설계 시 배터리의 무게를 최소화하기 위한 노력이 요구되며, 항공기의 임무형상과 요구동력을 고려하여 배터리의 용량이 최적화 되어야 한다. 본 연구에서는 항공기가 순항고도에 도달하고, 비상 시 수직이착륙이 가능한 배터리 용량으로 배터리팩을 구성하였다.
본 연구에서는 효율적인 에너지 관리를 위하여, 기존 하이브리드 차량에서 널리 사용되는 Inverter 방식의 전력제어유닛을 사용하였다. 발전제어(모터제어), 엔진 스로틀 제어 및 시스템 전체 전력제어를 1 개의 보드에서 구현함으로써 시스템의 부피 및 무게 감소를 꾀하였다.
Figure 5에 무인항공기용 소형 왕복엔진의 출력대 중량비에 대한 그래프를 나타내었다. 엔진 성능 데이터는 각 항공기 엔진 제조사의 제공데이터와 shepherd社의 UAV hand book에 기재된 엔진데이터를 재가공하였다[16]. 2행정 엔진의 평균 출력대 중량비는 1.
본 연구에서는 65 kg 고정익 수직이착륙 무인항공기의 직렬 하이브리드-전기 추진시스템에 대해 연구를 진행하였다. 연구항공기로 I 社의 P-무인기를 선정하였으며, 기술 조사와 분석을 통해 다음과 같은 타당성을 확인하였다.
7에 항공기용 BLDC 모터의 출력대 중량비를 나타내었다. 전기모터 데이터는 모터 제조사의 제공데이터와 shepherd社의 UAV hand book에 기재된 데이터를 재가공하였다[16]. 항공기용 BLDC 모터의 출력대 중량비는 평균 3.
이론/모형
발전기는 Ansys Maxwell에서 계산된 파라미터를 기반으로, Simulink 내의 PMSM(Permanent Magnet Synchronous Machine)모델을 이용하여 모델링하였다. Li-Po 배터리는 별도의 모델링없이, Simulink의 Generic Battery 모델 중 Lithium-ion 배터리 모델을 적용하였다. 배터리 파라미터는 KOKAM社에서 제시하는 파리미터를 적용하였다.
엔진은 Simulink 내의 look-up table을 이용하여 엔진 rpm, torque, BSFC 등을 모델링 하였으며, 고도 상승에 따른 엔진 출력저하는 Anderson[23]이 제시한 보정계수를 적용하였다. 발전기는 Ansys Maxwell에서 계산된 파라미터를 기반으로, Simulink 내의 PMSM(Permanent Magnet Synchronous Machine)모델을 이용하여 모델링하였다. Li-Po 배터리는 별도의 모델링없이, Simulink의 Generic Battery 모델 중 Lithium-ion 배터리 모델을 적용하였다.
8에 발전제어(모터제어) 알고리즘을 가시화하였다. 발전제어는 기존 모터제어에서 널리 사용되는 벡터제어 기법[19]을 사용하였다.
Li-Po 배터리는 별도의 모델링없이, Simulink의 Generic Battery 모델 중 Lithium-ion 배터리 모델을 적용하였다. 배터리 파라미터는 KOKAM社에서 제시하는 파리미터를 적용하였다.
본 연구에서는 Fig. 2와 같이 직렬 하이브리드 방식을 채택하였다. 내연기관엔진(Internal Combustion Engine, IC Engine)은 영구자석발전기(Permanent Magnet Synchronous Generator, PMSG)만을 구동하며, 발전기로부터 생산된 전력은 전력제어기(Power Management Unit, PMU)로부터 배터리와 항전 시스템(Avionics System)에 공급된다.
배터리의 안전한 사용과 수명 확보를 위해서는 배터리 관리 시스템(Battery Management System, BMS)이 요구된다. 본 연구에서는 KOKAM社의 배터리 관리 시스템을 사용하였으며, 배터리의 상태정보를 전력제어유닛으로 전송하고, 셀의 전압을 조절하는 역할을 수행한다.
본 연구에서는 최대이륙중량 65 kg인 고정익 수직이착륙 무인항공기의 7시간 임무상황을 만족할 수 있는 하이브리드-전기 추진시스템을 구성하였다. 시스템 구성방법으로 다수의 프로펠러를 가진 항공기에 적합한 직렬 하이브리드-전기추진 방식을 선정하였다. 현재까지 상용화된 엔진, 전기모터, 배터리 기술 분석을 통해 적합한 구성품을 선정하였으며, Matlab/Simulink®를 통해 전력 공급시스템 시뮬레이션을 진행하였다.
4행정 엔진의 경우 고도상승에 따른 엔진출력저하와 연료소비율을 고려하여, 순항 시 요구되는 동력보다 높은 출력을 가지는 엔진을 선정하였다. 엔진은 Simulink 내의 look-up table을 이용하여 엔진 rpm, torque, BSFC 등을 모델링 하였으며, 고도 상승에 따른 엔진 출력저하는 Anderson[23]이 제시한 보정계수를 적용하였다. 발전기는 Ansys Maxwell에서 계산된 파라미터를 기반으로, Simulink 내의 PMSM(Permanent Magnet Synchronous Machine)모델을 이용하여 모델링하였다.
직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 이용한 항속시간 예측을 위해 Fig. 3에 제시된 임무형상과, Breguet endurance equation [23]을 이용하여 순항시간을 계산하였다. 추진시스템 효율과 최적의 양항비를 갖는 순항조건을 가정하여 앞서 제안된 4행정 기관, 2행정 기관, 전기추진을 비교해 Fig.
성능/효과
1) 단일 왕복엔진을 이용한 추진시스템은 엔진 무게와 동력전달계통의 무게로 항공기 이륙중량의 26 %의 높은 비율을 차지한다. 반면, BLDC 전기모터는 4행정 왕복엔진보다 출력대 중량비가 3 배가량 높기 때문에, 추진시스템의 무게를 4 배 이상 감소시킬 수 있는 이점이 있다.
2) 방전율을 고려한 배터리의 에너지밀도는 140 Wh/kg으로 화석연료에 비해 약 60 배 이상 낮다. 임무시간을 만족하기 위해 배터리만을 단일 에너지원으로 사용할 경우, 비현실적인 배터리 무게를 요구하나 큰 동력이 요구되는 수직이착륙 및 상승비행에만 사용할 경우 요구되는 배터리 무게는 약 8 kg이다.
3) 직렬 하이브리드-전기 추진시스템의 시뮬레이션 결과, 개발한 알고리즘으로 발전제어 및 전력제어가 가능함을 확인 하였다.
4) 선정된 엔진을 이용한 항속시간 분석 결과, 전기 추진에 비해 이점을 갖는 비행시간은 각각 40분, 47으로 나타났으며, 정비성, 경제성 등을 고려하였을 때, 2시간 이내의 비행에는 2행정 엔진이 이점을 갖는 것을 확인하였다.
2 kW의 전기모터를 이용하여 유인항공기용 병렬 하이브리드-전기시스템에 대한 연구를 진행하였다. Alatus Motor-Glider에 장착된 이 시스템은 2010년 첫 유인비행에 성공하여, 내연기관과 전기모터를 이용한 시스템의 가능성을 확인하였다.
항공기의 요구 동력, 즉 전력부하 수준이 낮아짐에 따라 발전되는 전류량은 시스템의 요구전류량 보다 낮아지고 남는 전류는 배터리의 충전에 사용된다. 또한 80초 전후의 요구전력 상승에 대응하여, PMU가 DC-link로 공급하는 전류가 증가함을 알 수 있으며, 부족한 전류는 배터리 시스템을 통해 공급된다.
NASA Langley Research Center의 Fredericks[9]등은 항속거리와 시간, 소음을 줄이기 위한 연구로써 다양한 종류의 수직이착륙 고정익 무인항공기를 제안하였다. 또한 수직이착륙 항공기의 큰 요구동력 차이로 발생하는 낮은 에너지 효율을 높이기 위해 하이브리드-전기 추진시스템이 적합함을 발표하였다. 제안된 항공기의 개념과 하이브리드-전기추진기술을 통해 전통적인 고정익 무인항공기보다 4배 이상의 순항 효율을 증가시킬 수 있음을 보였다.
현재까지 상용화된 엔진, 전기모터, 배터리 기술 분석을 통해 적합한 구성품을 선정하였으며, Matlab/Simulink®를 통해 전력 공급시스템 시뮬레이션을 진행하였다. 또한, 선정된 엔진의 항속시간 비교를 통해 임무시간을 만족할 수 있는 타당성을 확인하였다.
4행정 하이브리드-전기 추진이 2행정 하이브리드-전기 추진에 비해 이점을 갖는 체공시간은 약 1시간 40분이다. 본 연구에 제시된 체공시간은 순항속도를 기준으로 예측되었으므로, 약간의 로이터 비행을 포함하여 체공시간을 2시간 이내로 목표하였을 시, P-무인기는 2행정 기관으로 하이브리드-전기 추진 시스템을 구성하는 것이 보다 이점을 갖는 것으로 판단된다. 일반적으로 2행정 기관이 기계적 요소가 간단하고, 정비성, 가격, 수명등에 있어서 4행정 엔진에 비해 장점을 가지기 때문이다[24].
그러나 엔진, 발전기, 전력제어유닛에서 전력손실이 병렬 하이브리드 방식보다 큰 단점을 가진다. 본 연구에서 사용된 시스템의 전력변환 효율은 최적의 양항비를 가질 때 약 85 %이다.
15와 같이 DC-link단 전압도 낮아짐을 확인할 수 있다. 부하전류가 PMU의 공급전류량보다 낮아지는 60초 전후에서는 전압 수준도 상승하고, Fig. 14와 같이 SOC 수준도 다시 상승함을 확인할 수 있다.
시뮬레이션 결과를 종합해볼 때, 본 연구에서 개발한 직렬 하이브리드-전기 추진을 위한 발전 제어 알고리즘 및 전력제어 알고리즘이 정상적으로 작동하는 것으로 확인 할 수 있었다. 따라서 본 연구에서 확인한 타당성 검증을 바탕으로, 연구에 제안된 고정익 수직이착륙 무인항공기인 P-UAV의 직렬 하이브리드-전기 추진시스템의 구현이 가능할 것으로 판단된다.
Cambridge 대학의 Friedrich 등[8]은 8 kW의 엔진과 12 kW 전기모터를 병렬로 구성하여 초소형 유인 항공기용 하이브리드-전기 추진시스템을 연구하였다. 시뮬레이션과 지상실험을 통해 타당성을 검증하였으며, 기존 왕복엔진방식에 비해 약 30%정도 연료를 감소시킬 수 있는 효과를 나타냈다.
P-무인기의 이륙중량은 65 kg이며, 목표항속시간은 7시간이다. 이를 만족하는 연료량으로 4행정 엔진은 8 kg, 2행정 엔진은 16 kg가 필요할 것으로 예측되었다.
또한 수직이착륙 항공기의 큰 요구동력 차이로 발생하는 낮은 에너지 효율을 높이기 위해 하이브리드-전기 추진시스템이 적합함을 발표하였다. 제안된 항공기의 개념과 하이브리드-전기추진기술을 통해 전통적인 고정익 무인항공기보다 4배 이상의 순항 효율을 증가시킬 수 있음을 보였다.
52 kW의 전기모터를 병렬로 연결한 하이브리드-전기시스템에 대한 연구를 수행하였다. 하이브리드-전기 추진시스템을 이용함으로써 기존 왕복엔진을 이용한 시스템 보다 12 %의 연료를 저감하는 효과를 나타내었다.
후속연구
시뮬레이션 결과를 종합해볼 때, 본 연구에서 개발한 직렬 하이브리드-전기 추진을 위한 발전 제어 알고리즘 및 전력제어 알고리즘이 정상적으로 작동하는 것으로 확인 할 수 있었다. 따라서 본 연구에서 확인한 타당성 검증을 바탕으로, 연구에 제안된 고정익 수직이착륙 무인항공기인 P-UAV의 직렬 하이브리드-전기 추진시스템의 구현이 가능할 것으로 판단된다.
만약 높은 비에너지와 비동력이라는 상반되는 두 가지 특성을 하나의 추진시스템에 모두 적용할 수 있다면, 엔지니어는 다양한 에너지원과 에너지 변환장치를 이용하여 추진시스템을 최적화할 것이다. 이러한 방법의 일환으로 최근에 하이브리드-전기 추진시스템(Hybrid-Electric Propulsion System)이 제안 되었다.
향후 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 구성한 P-무인기의의 지상시험과 비행시험을 2015년 하반기와 2016년 상반기에 진행할 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
일반적인 수직이착륙 항공기가 사용하는 엔진은?
일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다.
높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진이 소형 항공기에 부적합한 이유는?
일반적인 수직이착륙 항공기는 높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진을 사용한다. 그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사 비교분석을 수행하였다.
높은 출력대 중량비의 가스터빈엔진이 소형 항공기에 적합하지 않아 논문에서 제안한 방식은?
그러나 높은 연료 소모율로 인해 소형 항공기에는 적합하지 않다. 본 연구에서는 직렬 하이브리드-전기 추진시스템을 대안으로 제안하였으며, 시스템을 구성할 소형엔진과 전기모터, 배터리에 대한 기술조사 비교분석을 수행하였다. 연구를 위한 고정익 수직이착륙 무인항공기로 I사(社)의 65 kg급 수직이착륙 P-무인기를 사용하였다.
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