• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권2호
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• pp.1-9
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• 2019

본 논문에서는 고고도 장기체공 무인항공기의 임무 비행을 위한 방향축 유도, 제어 알고리즘에 대해 기술 하였다. 먼저 방향축 제어 알고리즘은 임무 기간 중 무인항공기가 전진비행을 할 수 없을 맞바람에 대해 제어 변수를 전환하는 알고리즘을 설계하였다. 유도법칙은 항로점 비행을 위해 Fly-over, Fly-by, Hold 속성에 대한 각각의 알고리즘을 적용하였다. 무인항공기의 비선형 시뮬레이션을 통해 각 유도, 제어 알고리즘의 설계 결과를 확인하였다. 본 연구는 설계 결과를 토대로 실제 임무 비행을 수행하는 것을 목적으로 한다. 따라서 본 연구 내용을 기반으로 비행 시험을 통해 설계한 유도 제어 알고리즘의 비행 운용성을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권5호
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• pp.56-64
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• 2017

고고도 장기체공 항공기는 기상조건이 크게 변하지 않는 성층권 내에서 장기간 임무를 수행하며, 비교적 저속으로 순항할 수 있는 추진기관을 선택하여야 한다. 다단 터보차저 시스템과 왕복동 엔진으로 구성된 추진기관은 고도와 상관없이 동일한 추력을 내는 고효율 추진기관으로 알려져 있으며, 이러한 특성으로 인해 여러 고고도 항공기의 추진기관으로 활용되었다. 본 논문에서는 주로 국외에서 개발된 다단 터보차저 시스템이 장착된 왕복동 엔진을 추진기관으로 사용한 항공기 현황을 소개하고, 해당 추진기관 중 가장 중요한 역할을 담당하는 다단 터보차저 시스템에 대한 국내외 연구개발 동향을 살펴보도록 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.523-535
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• 2012

태양광 추진 항공기는 감시, 지구 모니터링, 통신 등에 대기 오염 없이 그리고 가까운 장래에 인공위성과의 가격 경쟁력까지 갖추게 될 수 있어 미래의 고고도 장기체공 임무수행을 위해 더욱더 그 중요성이 증대되고 있다. 그러나 전통적인 항공기 사이징 방법들은 태양광 추진 항공기에 바로 적용될 수 없다. 본 연구에서는 다양한 동력 시스템 구성품들이 태양광 추진 장기 체공 항공기의 사이징에 어떤 영향을 미치는지를 파악하기 위하여 에너지 균형 및 구속조건 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 동력 생성과 연료전지의 재생 에너지 저장을 위한 광전지 모듈을 동력 시스템 구성품으로 고려하였다. 또한 본 연구 결과를 검증하기 위해 고고도 무인기에 이 새로운 사이징 기법을 적용하여 결과를 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권1호
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• pp.50-55
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• 2011

본 연구에서는 고고도 장기 체공 항공기 날개의 스팬과 주날개보의 형상을 설계변수로 동시에 고려하는 공력-구조 동시 설계를 수행하였다. 이 때 공기역학적 성능 최대화와 중량 최소화를 한 번에 수행하기 위해 다목적 최적화를 이용하였다. 설계 대상이 된 날개는 구조적 대변형이 발생되므로 전산유체역학과 유한요소법을 이용하여 비선형 정적 공탄성 해석을 수행하였다. 설계를 위한 해석에 요구되는 계산 비용을 감소시키기 위해 반응면을 구성하였으며 이를 위해 실험계획법이 이용되었다. 또한 본 연구에서는 대변형이 발생되지 않은 형상과 대변형이 발생한 형상의 공력 성능을 비교하여 대변형이 발생하는 경우 설계를 위해 반드시 변형이 고려되어야 함을 검증하였다.

• 신재생에너지
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• 제7권3호
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• pp.59-66
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• 2011

Recently, an UAV using green energy for propulsion has been developed due to exhaustion of fossil fuel. This aircraft runs on electric motors rather than internal combustion engines, with electricity coming from fuel cells, solar cells, ultracapacitors, and/or batteries. Especially solar cells are installed in HALE UAV and flight tests are performed in the stratosphere. Although the solar powered UAV has the advantage of zero emission, its energy conversion efficiency is low and operation time is limited. Therefore, the solar powered UAV has been designed to operate with the secondary battery obtaining flexibility of energy management. In this study, we suggest the new operational concept of the solar powered UAV using directed-energy rayed from the surface of earth to UAV. An UAV is able to secure additional power through attaching solar cell to the lower surface of elevator. As a result, the additional energy supplied by directed-energy can improve the energy management and operational flexibility of the solar powered UAV.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권6호
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• pp.468-477
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• 2014

본 연구에서는 태양광 고고도 무인항공기가 어떻게 태양광 에너지만을 이용해서 지상에서 이륙, 상승비행을 하여 임무고도인 18 km 지점까지 도달할 수 있는지에 관한 연구를 수행하였다. 주익면적 $35.98m^2$와 가로세로비 25의 글라이더 형태의 항공기가 기준 항공기 형상으로 사용되었다. 미국 나사의 공개 프로그램인 OpenVSP와 XFLR5을 사용하여 형상변수 및 양력계수와 항력계수를 계산하였으며, 태양광으로부터의 가용에너지와 상승비행에 필요한 에너지 균형을 통해 항공기의 상승비행을 예측하였다. 각 고도에서 비행속도를 최소화하여 최소시간 상승비행이 가능하도록 하였고 이륙시간에 따른 임무고도 도달까지의 총소요시간과 소모되는 에너지량을 예측하였다. 또한 편서풍과 비행속도에 의한 항공기의 이동거리를 계산하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.47-58
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• 2014

본 연구에서는 대체에너지로 태양광과 수소재생연료전지를 사용하는 고고도 장기체공 무인기의 초기 사이징을 수행하였다. 박스 윙 형태의 형상 대신 해외에서 연구가 많이 진행되어 상대적으로 기본 자료들이 풍부한 글라이더 형태의 형상을 선택하였다. 이륙중량 150 kg 급으로 추진 시스템은 모터와 프로펠러, 태양광 전지, 전기분해를 통해 재충전이 가능한 액체수소 연료전지로 구성되어있다. 하루 동안 순항 비행 시 필요한 최소 요구 에너지와 낮 시간으로부터 얻을 수 있는 태양광 에너지와의 에너지 균형을 고려하여 가로세로비, 날개 길이, 면적 등 항공기 설계변수를 변화시키면서 전체 이륙중량을 추정하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권10호
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• pp.927-934
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• 2011

상승 비행에 의해 위치에너지를 축적하는 태양동력 장기체공 무인기에 대하여 설계 인자 분석을 수행하였다. 위치에너지 축적을 위한 비행과 관련된 인자인 최저 및 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각을 분석 대상으로 하였다. 태양동력 무인기 구성품의 중량 모델을 이용하여 항공기 크기 및 중량을 결정하고 비행 중 생산 및 소모하는 에너지를 계산함으로써 임무 수행에 필요한 배터리 용량을 결정하였다. 각 설계 인자값과 무인기 중량의 관계를 연구하였다. 최고 수평 비행 고도, 활강 및 상승 각도, 설계점 속도 및 고도, 활강 및 상승 시작 시각에는 설계가 가능하도록하는 범위가 존재하며 이 범위 내에서 총 중량을 최소화하는 최적값이 존재하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권7호
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• pp.590-600
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• 2012

본 논문에서는 태양전지나 연료전지와 같은 전기 에너지원을 사용하는 항공기에 적용할 수 있는 일반화된 사이징 방법에 대해 연구를 수행하였다. 다중 추진 시스템이나 에너지원이 사용되는 경우를 고려하여 다중 동력경로를 모델링하였고 소모성 에너지와 비소모성 에너지 중량을 각 임무 단계의 중량변화 계산에 반영하였다. 구속조건의 분석에서 기존의 추력 대 중량비 대신 동력 대 중량비를 선택하여 동력 균형 및 에너지 균형의 사이징 과정에 사용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권11호
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• pp.908-914
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• 2013

본 연구에서는 소형 태양광 무인항공기를 개발하여 비행시험을 수행하였다. 태양광 무인기는 날개에 설치된 태양전지로부터 전력을 생산하고, 생산된 전력의 일부를 비행동력으로 사용하며, 나머지를 일몰 후 비행을 위해 배터리에 저장을 한다. 태양광 무인항공기는 공기역학적으로 매우 효율이 높아야 하며, 구조적으로 경량이면서 고강도를 가져야 한다. 또한, 태양광 무인기의 전기추진시스템과 태양광 발전시스템도 높은 효율을 가져야 한다. 본 연구에서는 12시간 이상의 연속 비행을 위한 태양광 무인항공기 및 태양광 시스템을 개발하고, 그 성능을 파악하기 위해 비행시험을 수행하였다. 가을과 겨울철의 비행시험 결과 본 연구에서 개발한 태양광 무인항공기의 사계절 모두 12시간 이상의 연속비행이 가능함을 알 수 있었다.