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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 Vehicle 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.43 no.12, 2015년, pp.1097 - 1107  

김보성 (Department of Mechanical Engineering, Hanyang University) ,  박정규 (Department of Mechanical Engineering, Hanyang University) ,  윤승현 (Department of Mechanical Engineering, Hanyang University) ,  조수영 (Department of Electrical Engineering, Hanyang University) ,  하주형 (Graduate School of Automotive Engineering, Kookmin University) ,  박규성 (Graduate School of Automotive Engineering, Kookmin University) ,  이근호 (Graduate School of Automotive Engineering, Kookmin University) ,  원성홍 (Department of Electrical System, Dongyang-Mirae University) ,  문창모 (Aerospace Business Development Division, Hankuk Carbon Co., LTD.) ,  조진수 (Department of Mechanical Engineering, Hanyang University)

초록
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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.

Abstract AI-Helper 아이콘AI-Helper

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...

주제어

AI 본문요약
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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.
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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.
질의응답 정보가 도움이 되었나요?

참고문헌 (24)

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  24. Blanchard, M., Jutras, A. Blouin, E., St-Pierre, V., and Leclerc, M., "A new generation of two stroke engine," 2005 SAE International, 2005. 

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