[논문]내연기관 기반 드론용 하이브리드 엔진 시스템 설계

강병규; 김근배

doi:10.20910/jase.2020.14.5.42

내연기관 기반 드론용 하이브리드 엔진 시스템 설계
The Design of a Hybrid Engine System Based on a Reciprocal Engine For Unmanned Aerial Vehicles 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.14 no.5, 2020년, pp.42 - 48

초록
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본 논문은 2행정 피스톤 엔진 기반 발전기 및 배터리로 구성된 드론용 전기추진시스템 설계 과정에 대해 다룬다. 연구의 목적은 하이브리드 시스템의 높은 에너지 밀도를 이용하여 비행시간을 증가 시키고 화석연료 사용량을 줄임으로써 환경 변화에 대처함에 있다. 시스템은 6 kW의 출력을 생산할 수 있고, 엔진 RPM 제어를 통해 부하 요구에 맞는 출력 조절이 가능하다. 또한 배터리를 추가 장착함으로써 출력 보완재 역할 뿐만 아니라 비상시 제한된 시간 내 주 전력으로 사용할 수 있다. 또한 발전기를 엔진 크랭크축에 직접 연결함으로써 설계 복잡성을 줄여 동체 내 공간 활용성을 증대 시켰다.

Abstract ▼ AI-Helper

This research illustrates how the hybrid engine system comprising of a two-cycle reciprocal engine with an integrated generator and a battery is prepared for the design process. The purpose of this research is to increase flight endurance taking advantage of the high energy density of hybrid propulsion systems as well as to cope with current environmental issues by reducing fossil fuel. The hybrid system is designed to offer 6 kW power, and the power can be adjusted by controlling the engine's RPM in accordance with load variations. In addition, the battery is adopted to offer extra electric power that this hybrid system cannot cover, and can function as the main power source in limited time in the case of an emergency situation. Besides that, the generator is directly mounted on an engine crank-shaft, and in turn, they can share the same RPM. Thus, it is hypothesized that this integration method can make a compact design possible by reducing space for the installation in the fuselage of UAVs.

주제어

표/그림 (12)

그림 Fig. 1 The Serial Hybrid Electric Propulsion System
표 Table 1 Property of a Hybrid Engine System
그림 Fig. 2 Engine Control Unit Diagram
그림 Fig. 3 The Configuration of Out-Runner Type AC Generator
그림 Fig. 4 Power Control Diagram In Controller
그림 Fig. 5 The Design Condition of Engine Speed for The Power
그림 Fig. 6 Engine Configuration, Unit: mm
그림 Fig. 7 The Design Constraint Between Compression Ratio with Efficiency and Torque
그림 Fig. 8 Engine Power Variation in Accordance with RPM
그림 Fig. 9 The Result of Output Power in Accordance with Generator's RPM
그림 Fig. 10 Battery Status at Motoring a Engine
그림 Fig. 11 Control Logic For Power Adjustment

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 6.5 kW급의 발전기 출력을 생산하기 위해 엔진 스로틀 60%에서 8.2 kW급의 출력을 낼 수 있는 2행정 엔진을 설계하였다. 시스템의 출력은 발전기의 운용범위에서 결정되며 일반적 운용영역을 5000 ~ 7000 RPM으로 설정하고 엔진 설계를 진행하였다.
본 연구에서는 내연기관 기반 드론용 하이브리드 전기추진시스템을 설계하였다. 2행정 피스톤 엔진과 발전기 일체형으로 내연기관을 구성하여 시스템 무게 및 부피를 절감하였고, 발전기는 엔진 회전속도에 따라 최대 6.
본 연구에서는 엔진/발전기 및 배터리로 구성된 드론용 직렬식 하이브리드 전기추진시스템 설계 과정에 대하여 다룬다. 이 시스템의 엔진/발전기는 주 동력원으로 6 kw 이상의 출력을 공급할 수 있으며, 배터리는 보조 동력원으로 부가동력 또는 비상시 전력을 공급할 수 있도록 설계 하였다.

제안 방법

발전기의 정격전력은 엔진 회전속도 6200 RPM에서 50 V, 120 A의 전력이 발생하도록 외전형 타입으로 설계를 진행 하였고, 극수 및 슬롯의 조합은 해석을 통해 16극 15슬롯으로 설계하였다. 극수와 슬롯수는 발전기의 성능, 진동, 소음 등에 영향을 주기 때문에 각각의 조합에 대한 성능 검토 후 해당 조합으로 선정하였다.
연료펌프는 3bar의 일정한 압력으로 레귤레이터를 통해 연료를 인젝터에 공급하고 엔진 제어장치는 RPM에 따라 점화시기와 연료 분사량을 조절하여 엔진 성능을 조절한다. 또한 시스템 제어기와 엔진 제어장치는 스로틀 서보 위치 정보를 공유하여 시스템 제어기에서 엔진 운용 상황에 따라 최종 출력을 조절할 수 있도록 설계 하였다. Fig.
제어기는 엔진 스로틀 회전수를 제어하여 발전기에서 발생한 전력을 조절하며, 발전기 전력과 배터리의 전력을 비교하여 부하와 배터리에 전력을 공급하도록 알고리즘을 구현하였다. 또한 엔진 시동 시 배터리 전력인 직류를 교류로 변화하여 엔진 시동 모터로 이용할 수 있도록 제어 기능을 추가하였다. 제어기는 PWM 제어를 통해 엔진 스로틀 서보모터를 제어하여 발전기 출력을 조절하며 엔진/발전기 출력 및 배터리의 저장에너지를 통합하여 시스템이 요구하는 부하에 따라 안정적으로 전력을 제어할 수 있도록 설계하였다.
제어기는 PWM 제어를 통해 엔진 스로틀 서보모터를 제어하여 발전기 출력을 조절하며 엔진/발전기 출력 및 배터리의 저장에너지를 통합하여 시스템이 요구하는 부하에 따라 안정적으로 전력을 제어할 수 있도록 설계하였다. 또한 엔진 시동 시 제어기에 발전기 속도 제어 로직을 탑재하여 초기 응답특성 및 최소한의 전력 소비를 위한 설계도를 구현하였다. 또한 시스템에 전류 및 온도센서 등을 부착하여 발전기, 엔진, 배터리 등의 각 구성품간 실시간 상태정보를 확인할 수 있도록 하여 제어 안정성을 높였다.
제어기는 엔진과 발전기 배터리를 통합 제어하며, 기본적으로 정류기, 인버터, 컨버터로 구성된다. 또한 엔진/발전기 출력 및 배터리 저장에너지의 상태에 따라 요구 부하에 대응하며 시스템 상태정보를 감시하여 시스템 제어를 총괄한다. 제어기의 주 기능은 엔진의 속도를 안정적으로 제어하여 속도에 따라 출력되는 3상의 AC전압을 정류하여 부하에 공급하고, 배터리 상태에 따라 충전과 방전을 제어하는 것이다.
발전기는 자석을 포함한 회전자와 코일을 포함한 고정자로 구성되며, RPM 측정을 위한 홀센서가 부착되어 있다. 발전기 사양은 16극 15슬롯으로 정격 효율 90%로 설계 하였고, 회전자와 고정자 사이의 공극(Magnetic Air Gap)은 0.8 mm로 자기장의 효율을 극대화시킴과 동시에 발전기의 무게와 부피를 최소화 하였다. 회전자는 엔진 크랭크축에 연결되어 엔진 시동 시 모터링 기능과 시동 후 부하에 필요한 전력을 생산한다.
발전기는 엔진의 출력을 이용하여 전기에너지로 변환시킬 뿐만 아니라 엔진 시동 시 배터리로부터 전력을 공급받아 엔진 시동 기능까지 수행해야 하기 때문에 발전기의 중량과 효율이 중요한 설계 요소이다. 발전기의 정격전력은 엔진 회전속도 6200 RPM에서 50 V, 120 A의 전력이 발생하도록 외전형 타입으로 설계를 진행 하였고, 극수 및 슬롯의 조합은 해석을 통해 16극 15슬롯으로 설계하였다. 극수와 슬롯수는 발전기의 성능, 진동, 소음 등에 영향을 주기 때문에 각각의 조합에 대한 성능 검토 후 해당 조합으로 선정하였다.
배터리 모듈은 12개의 전지를 직렬연결로 구성하여, 비상시 120 A 이상의 전류를 발생하고, 6 kW의 전력을 최대 3분 이상 공급하도록 설계하였다. 이는 발전기와의 출력 연동 설계로 배터리 전압 강하를 최소화함으로써 비행임무 시간을 증가 시킬 수 있다.
엔진 시동은 배터리의 동력으로 발전기를 구동시켜 점화시키며, 엔진의 회전수가 증가함에 따라 발전기 출력도 증가하여, 이때 발생한 전력과 배터리 상태를 비교하여 엔진/발전기의 RPM을 제어한다. 배터리는 배터리 관리시스템(BMS: Battery Management System)을 통해 비상 전력과 시스템 부품에 필요한 전력을 제공하며 엔진/발전기의 전력 상황에 따라 충전 및 방전을 반복하도록 설계하였다. 제어기 기능 중 컨버터는 배터리 전력을 센서 및 엔진 부가장치에 공급하기 위한 step-dow n 방식의 장치이며, 정류기는 발전기에서 발생한 AC 전력을 부하에서 요구되는 DC 전력으로 변환하는 장치이다.
시스템 운영 출력은 발전기의 운용 범위인 6000 RPM ~ 7000 RPM에서 결정되며 이는 스로틀 60% ~ 95%에서의 출력을 의미한다. 시스템 전압은 50 V로 엔진출력 스로틀 60%에서 발생하며 배터리의 전압과 발전기 전압을 비교하여 부하 조건에 따라 충전과 방전이 발생하도록 제어기 설계를 하였다. 정상 운용조건에서는 엔진/발전기에서 발생한 전력만으로 부하로 공급하게 하고 엔진/발전기 고장 시 제안된 시간범위 내 배터리 비상 전력을 사용한다.
2 kW급의 출력을 낼 수 있는 2행정 엔진을 설계하였다. 시스템의 출력은 발전기의 운용범위에서 결정되며 일반적 운용영역을 5000 ~ 7000 RPM으로 설정하고 엔진 설계를 진행하였다. Fig.
5는 엔진 회전수에 따른 출력 설계 조건을 나타낸다. 엔진 출력은 시스템 최대연속출력 요구조건에 따라 시스템을 구성하는 구성품의 동력전달 손실을 검토하여 결정하였다. 예를 들어 엔진의 정격연속출력은 발전기 효율, 제어기 정유 효율 및 연결 배선 손실을 고려하여 출력값을 선정하였고 출력값 계산식은 아래와 같다.
엔진 토크는 시동 시 2000 RPM에서 5 N/m 힘이 필요하도록 설계하였고 정격연속추력 구간인 6200 RPM에서는 13 N/m의 토크를 발생하도록 설계하였다. 엔진토크는 발전기 구동에 있어 중요한 설계요소이며 엔진/발전기 운용 시 엔진에서 발생한 토크는 발전기에서 필요한 토크보다 여유 마진을 가져야 엔진 꺼짐과 같은 운용상의 문제가 발생하지 않는다.
설계 점에서 성능 구현을 위한 엔진 실린더 크기는 해석을 통해 Bore 및 Stroke 크기를 각각 50 mm와 45 mm 결정하였고, 실린더 부피는 176 cc로 설계하였다. 연료는 전자식 분사 방식을(EFI: Electronic Fuel Injection) 사용하여 Carburetor 대비 상대적으로 높은 연비를 개선하였다. Fig.
2 kW이며 동일 회전수에서 발전기는 제어기를 통해 6 kW의 출력을 발생시킨다. 운영환경 온도는 배터리 운용환경을 고려하여 설정 하였으며, 운용 고도는 1 km에서 운용 가능하도록 설계하였다. 시스템 무게는 8 kg으로 엔진/발전기 일체형 설계로 최소화 하고 연료 소모량은 480 g/kW/h으로 정격 연속출력에서 사용되는 연료량을 의미한다.
본 연구에서는 엔진/발전기 및 배터리로 구성된 드론용 직렬식 하이브리드 전기추진시스템 설계 과정에 대하여 다룬다. 이 시스템의 엔진/발전기는 주 동력원으로 6 kw 이상의 출력을 공급할 수 있으며, 배터리는 보조 동력원으로 부가동력 또는 비상시 전력을 공급할 수 있도록 설계 하였다. 제어기는 엔진/발전기에서 발생한 전력을 부하의 조건에 따라 공급할 수 있게 설계하였고, 시스템의 각 부품에 대한 상태 점검을 할 수 있도록 기능을 추가 하였다.
또한 엔진 시동 시 배터리 전력인 직류를 교류로 변화하여 엔진 시동 모터로 이용할 수 있도록 제어 기능을 추가하였다. 제어기는 PWM 제어를 통해 엔진 스로틀 서보모터를 제어하여 발전기 출력을 조절하며 엔진/발전기 출력 및 배터리의 저장에너지를 통합하여 시스템이 요구하는 부하에 따라 안정적으로 전력을 제어할 수 있도록 설계하였다. 또한 엔진 시동 시 제어기에 발전기 속도 제어 로직을 탑재하여 초기 응답특성 및 최소한의 전력 소비를 위한 설계도를 구현하였다.
제어기는 엔진 스로틀 회전수를 제어하여 발전기에서 발생한 전력을 조절하며, 발전기 전력과 배터리의 전력을 비교하여 부하와 배터리에 전력을 공급하도록 알고리즘을 구현하였다. 또한 엔진 시동 시 배터리 전력인 직류를 교류로 변화하여 엔진 시동 모터로 이용할 수 있도록 제어 기능을 추가하였다.
이 시스템의 엔진/발전기는 주 동력원으로 6 kw 이상의 출력을 공급할 수 있으며, 배터리는 보조 동력원으로 부가동력 또는 비상시 전력을 공급할 수 있도록 설계 하였다. 제어기는 엔진/발전기에서 발생한 전력을 부하의 조건에 따라 공급할 수 있게 설계하였고, 시스템의 각 부품에 대한 상태 점검을 할 수 있도록 기능을 추가 하였다. 직렬식 하이브리드 전원장치 설계는 아래 Fig.

대상 데이터

또한 발전기에서 발생하는 손실 중에 권선에서 발생하는 열량이 가장 크기 때문에 권선의 길이와 직경을 조절하여 코일의 직경을 1.7 mm로 선정하였다. 영구자석은 외부 기자력(Magneto-Motive Force)에 의해 증자 또는 감자되어 동작점이 변하게 된다.
설계 점에서 성능 구현을 위한 엔진 실린더 크기는 해석을 통해 Bore 및 Stroke 크기를 각각 50 mm와 45 mm 결정하였고, 실린더 부피는 176 cc로 설계하였다. 연료는 전자식 분사 방식을(EFI: Electronic Fuel Injection) 사용하여 Carburetor 대비 상대적으로 높은 연비를 개선하였다.
출력 제어 로직은 엔진 시동 후 발전기 회전 정보를 감지하고 실제 출력 값과 비교하여 스로틀 제어를 통해 원하는 출력을 발생시킨다. 전력부(Power Driver)는 전류 제어를 위한 전류 센서가 부착되었고 모터링 및 발전모드를 위한 6개의 MOSFET으로 구성하였다. 제어로직은 Fig.

이론/모형

엔진토크는 발전기 구동에 있어 중요한 설계요소이며 엔진/발전기 운용 시 엔진에서 발생한 토크는 발전기에서 필요한 토크보다 여유 마진을 가져야 엔진 꺼짐과 같은 운용상의 문제가 발생하지 않는다. 엔진 내구성은 FAR 33 기준에 의거 설계를 진행하였으며 평가 방법은 150시간 연속 운용이다.

성능/효과

본 연구에서는 내연기관 기반 드론용 하이브리드 전기추진시스템을 설계하였다. 2행정 피스톤 엔진과 발전기 일체형으로 내연기관을 구성하여 시스템 무게 및 부피를 절감하였고, 발전기는 엔진 회전속도에 따라 최대 6.5 kW 출력을 발생한다. 시스템 운영 출력은 발전기의 운용 범위인 6000 RPM ~ 7000 RPM에서 결정되며 이는 스로틀 60% ~ 95%에서의 출력을 의미한다.
또한 시스템에 전류 및 온도센서 등을 부착하여 발전기, 엔진, 배터리 등의 각 구성품간 실시간 상태정보를 확인할 수 있도록 하여 제어 안정성을 높였다. 그 결과 제어기는 엔진의 속도 제어를 안정적으로 하고 속도에 따라 출력되는 발전기의 3상 전압을 제어하여 부하 및 배터리에 전력을 공급한다. 출력 제어 로직은 엔진 시동 후 발전기 회전 정보를 감지하고 실제 출력 값과 비교하여 스로틀 제어를 통해 원하는 출력을 발생시킨다.
본 연구에서 제작된 엔진은 자연흡기방식으로 4행정 엔진과 달리 흡입과 배기가 BDC (Bottom Deadline Center)를 대칭으로 이루어지기 때문에 포터를 열고 닫는 시간 조절에 설계 제한이 있으며, 흡기와 배기포트가 같이 열려 있는 구간이 있어 흡입된 공기가 바로 배기로 배출되지 않게 세부형상 설계와 포트타임시간 조절이 중요하다. 따라서 시뮬레이션으로 흡기 및 배기 포트의 열고 닫힘을 해석 하였고 정격출력 구간인 6200 RPM에서 8.2 kW이상의 출력이 발생 하여 설계 조건을 충족함을 확인하였다. Fig.
또한 엔진 시동 시 제어기에 발전기 속도 제어 로직을 탑재하여 초기 응답특성 및 최소한의 전력 소비를 위한 설계도를 구현하였다. 또한 시스템에 전류 및 온도센서 등을 부착하여 발전기, 엔진, 배터리 등의 각 구성품간 실시간 상태정보를 확인할 수 있도록 하여 제어 안정성을 높였다. 그 결과 제어기는 엔진의 속도 제어를 안정적으로 하고 속도에 따라 출력되는 발전기의 3상 전압을 제어하여 부하 및 배터리에 전력을 공급한다.
이는 시동 시 발전기가 외부 배터리로부터 전력을 공급받아 엔진을 시동 시키며, 시동 후 엔진에서 발생한 동력으로 발전기를 구동시킨다는 의미이다. 또한 엔진/발전기 일체형 설계로 부피 및 무게 감소뿐만 아니라 크랭크축 길이의 최소화로 진동 문제도 개선하였다. Fig.
따라서 본 연구에서 개발된 하이브리드 전기추진 시스템은 스로틀 작동범위 및 배터리팩 운영시간에 따라 다양한 비행운용 시나리오 적용이 가능하다. 또한 화석연료 사용을 최소화함으로써 연료효율을 높이고 배출가스를 감소시켜 전통적인 내연기관에 비해 친환경적이며 하이브리드 시스템 구성으로 시스템운영 시간을 증가시켰다.
4에 따르면 제어기는 엔진 시동 초기 배터리 전력을 이용하여 발전기를 구동시키며, 발전기가 일정한 회전속도를 유지하면 발전기에서 발생한 전력을 6개의 트랜지스터를 통해 3상의 출력을 조절한다. 여기서 트랜지스터는 스위치 역할을 하며, 비상시 갑작스런 시스템 고장으로 인해 외부에서 발생한 전력이 순간 다른 시스템으로 흘러가는 것을 방지하기 위해 콘덴서(Capacitor)를 추가 장착하여 시스템 안전성을 높였다.

후속연구

정상 운용조건에서는 엔진/발전기에서 발생한 전력만으로 부하로 공급하게 하고 엔진/발전기 고장 시 제안된 시간범위 내 배터리 비상 전력을 사용한다. 따라서 본 연구에서 개발된 하이브리드 전기추진 시스템은 스로틀 작동범위 및 배터리팩 운영시간에 따라 다양한 비행운용 시나리오 적용이 가능하다. 또한 화석연료 사용을 최소화함으로써 연료효율을 높이고 배출가스를 감소시켜 전통적인 내연기관에 비해 친환경적이며 하이브리드 시스템 구성으로 시스템운영 시간을 증가시켰다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	하이브리드 엔진 시스템의 구성은 어떻게 되는가?	하이브리드 엔진 시스템 구성은 엔진본체, 엔진 제어장치(ECU: Electronic Control Unit), 연료펌프, 스로틀 서보 등으로 구성되며, 엔진 제어장치는 실린더 헤드 온도, 엔진유입 공기 온도, 외부 공기 압력, 엔진 RPM 및 스로틀 서보 위치 등의 센서 정보를 감시하여 제어기로 전송한다. 연료펌프는 3bar의 일정한 압력으로 레귤레이터를 통해 연료를 인젝터에 공급하고 엔진 제어장치는 RPM에 따라 점화시기와 연료 분사량을 조절하여 엔진 성능을 조절한다.
	내연기관을 이용한 항공용 전기추진시스템의 작동원리는 무엇인가?	이러한 규제와 산업체의 요구에 대응하기 위해 전기추진 관련 기술의 필요성은 점차 높아지고 있다. 기존 내연기관을 이용한 항공용 전기추진시스템의 작동원리는 엔진의 회전축에 프로펠러를 직접연결을 했던 방식과 달리 엔진은 발전기를 구동시키고 발전기에서 발생한 에너지로 모터에 연결된 프로펠러를 회전시켜 추진력을 발생시킨다. 이러한 구조는 기존 시스템 대비 장치 배열이 유연하여, 동체 설계 시 효율적인 설계가 가능하다[1].
	하이브리드 엔진 시스템의 구성 중 연료펌프는 어떤 역할을 하는가?	하이브리드 엔진 시스템 구성은 엔진본체, 엔진 제어장치(ECU: Electronic Control Unit), 연료펌프, 스로틀 서보 등으로 구성되며, 엔진 제어장치는 실린더 헤드 온도, 엔진유입 공기 온도, 외부 공기 압력, 엔진 RPM 및 스로틀 서보 위치 등의 센서 정보를 감시하여 제어기로 전송한다. 연료펌프는 3bar의 일정한 압력으로 레귤레이터를 통해 연료를 인젝터에 공급하고 엔진 제어장치는 RPM에 따라 점화시기와 연료 분사량을 조절하여 엔진 성능을 조절한다. 또한 시스템 제어기와 엔진 제어장치는 스로틀 서보 위치 정보를 공유하여 시스템 제어기에서 엔진 운용 상황에 따라 최종 출력을 조절할 수 있도록 설계 하였다.

참고문헌 (4)

J. Yun, J. Jang. J. Park, C. Bae, "The Piston Motion Variation Affected by Spark Timing and Equivalence Ratio in a 2-Stroke Linear Engine," Korean Society of Automotive Engineers, Conference A0077, Sep. 2019.
B.G. Gang, W. Jung, S. Kwon, "Transient behavior of proton exchange membrane fuel cells over a cobalt-phosphorous/nickel foam catalyst with sodium borohydride," International Journal of Hydrogen Energy, Vol 41, pp. 524-533, Dec. 2016.

상세보기
K. Kim, B. Lee, P. Park, "Technology Trends on the Electric Propulsion System for Aircraft," Current Industrial and Technological Trends in Aerospace, Vol 14(1), pp.70-82, July. 2016.
W. Kim, H. Gwon, D. Kim, K. Lee, Y. Jung, "Generating Power Design of 5 kW Serial Hybrid Engine for Electrical Propelled Aircraft," Korean Society of Propulsion Engineers, 2018-2119.

저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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