• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers A
• /
• v.37 no.7
• /
• pp.913-919
• /
• 2013

Magnesium alloys are known to be hard-forming materials at room temperature owing to their material structure. This study analyzes the optimal temperature conditions of warm-forming and the forming process by using a high-pressure laminating test and FM analysis, respectively. The effect of temperature on the fatigue limit was examined from the collected specimens by analyzing the material properties after the fatigue test. The material formed at a temperature of $230^{\circ}C$ shows occasional defects, but the best forming quality was obtained at $270^{\circ}C$. The optimal temperature for the forming process was found to be $250^{\circ}C$ considering the material quality and thermal efficiency. The overall fatigue life of specimens decreases with an increase in the processing temperature. The fatigue limit of AZ31 formed at $250^{\circ}C$ was approximately 100 MPa after $10^6$ cycles.

• Journal of the Korea Convergence Society
• /
• v.8 no.6
• /
• pp.9-16
• /
• 2017

Researchers are now faced with a limited flight time of the hoverable UAV due to the sluggish technological advances of the Li-Po energy density and try to find a bypassing solution for the fully autonomous hoverable UAV mission planning. Although there are several candidate solutions, automated wireless charging is the most likely and realistic candidate and we are focusing on the autolanding strategy of the hoverable UAV in this paper since it is the main technology of it. We developed a hoverable UAV flight simulator including Li-Po battery pack simulator using MATLAB/Simulink and UAV flight and battery states are analyzed. The maximum motor power measured as 1,647 W occurs during the takeoff and cell voltage decreases down to 3.39 V during the procedure. It proves that the two Li-Po battery packs having 22 Ah and connected in series forming 12S1P are appropriate for the autolanding mission planning.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.50 no.12
• /
• pp.819-828
• /
• 2022

Sensitivity of aircraft sizing depending on battery performance was studied for a generic quad tilt rotor type electric vertical takeoff and landing vehicle. The mission requirements proposed by Uber Elevate and NASA were used for initial sizing, and the calculated gross weight is ranged between 5,000lb and 11,000lb for battery specific energy range of 200-400Wh/kg in pack level and continuous discharge rate range of 4-5C. For the assumed gross weight of 7,000lb, the required battery performance was calculated with two different criteria: available power and energy, and the effects of battery specific energy and discharge rate are analyzed. The maximum discharge rate is also recommended considering failure cases such as one battery pack inoperative and one prop rotor inoperative.

• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
• /
• 2023.01a
• /
• pp.341-342
• /
• 2023

배터리 기술 고도화 및 기술표준 강화에 따라 완성차 제조사와 배터리 업계간 활발한 협업이이어질 전망이다. 또한 기존 배터리 제조사들이 활발한 증설 및 밸류 체인 확장을 통한 기술가격 경쟁력 격차 유지에 적극적으로 나서고 있어, 향후 시장 주도권 경쟁이 가속화될 것으로 전망된다. 배터리의 온도 상승은 배터리 효율을 낮추는 원인이며, 배터리 온도 제어가 전기자동차 차량의 전체 성능 향상에 중요한 부분이라고 할 수 있다. 본 연구는 실제 Battery Pack 실험 전 열유동해석을 통해 배터리온도 상승추이 및 냉각효율 검증을 진행하는 과정에서 발생하는 과도한 시간 소요를 줄이기 위해 Machine Learning 을 활용하여 검증 효율 및 설계 효율을 높이는데 그 목적이 있으며, CFD를 활용한 배터리 효율 최적화 설계를 하는 기존 모델 대비 30%~50%정도의 성능향상을 예측할 수 있다.

• Proceedings of the KIPE Conference
• /
• 2018.07a
• /
• pp.474-475
• /
• 2018

본 논문은 충 방전 실험을 통해 온도와 C-rate에 따른 24S1P 배터리팩 내부 저항 변화와 용량을 비교분석하였다. 충전 및 방전 전류의 크기와 온도의 변화에 따라 변하는 내부 저항과 용량의 변화를 비교분석하기 위해 다양한 온도 조건($-5^{\circ}C$, $25^{\circ}C$, $55^{\circ}C$)에서 SOC별(0.04C, 1/3C) HPPC 테스트를 진행하였다. 실험을 통해 얻은 데이터로 1차 RC 등가모델을 통하여 온도와 C-rate에 따른 저항, 용량 변화를 분석하였다.

• Proceedings of the KIPE Conference
• /
• 2018.07a
• /
• pp.153-155
• /
• 2018

본 논문에서는 여러개의 셀들로 구성된 대용량 배터리팩을 충/방전시 나타나는 저 SOC영역에서의 셀간 편차 발생을 줄이기 위해 저 SOC영역에서 사용 가능한 전류값을 제한하여 셀간 편차발생을 방지하는 방법을 제안하고자 한다.

• Proceedings of the KIPE Conference
• /
• 2014.07a
• /
• pp.289-290
• /
• 2014

3kWh 급 가정용 Energy Storage System (ESS)는 배터리 팩의 수명 관리상 배터리팩의 전압을 48V의 공칭전압으로 설계하는 것이 일반적이다. 상용 변압기를 사용하여 48V의 낮은 직류 링크 전압을 갖는 ESS를 220V 교류 계통과 연계하기 위하여는 30V 정도의 낮은 인버터 출력단 교류전압을 220V로 승압하여야 한다. 이 경우 ESS의 교류 측 전압 및 전류 파형을 정형적으로 만들어주기 위한 LC 필터 요소로서 저전압/대전류 용 필터 인덕터를 제작하는 것이 쉽지 않다. 다시 말해, 성능이 보장된다면 교류 측 LC 필터를 상용 변압기의 고전압 측에 설치하는 것이 바람직하다. 본 논문에서는 상용 변압기를 사용하는 가정용 ESS의 교류 측 필터의 설치 위치에 따른 설계 및 제작 시 고려 사항과 특성에 대하여 연구하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
• /
• 2024.01a
• /
• pp.339-341
• /
• 2024

본 논문에서는 전기 자동차 배터리 팩 설계에서 성능 예측을 위해 전산유체해석 및 Long Short-Term Memory (LSTM)를 활용한다. 두 계산 모두의 예측이 상당한 유사성을 나타내며, 전산유체해석은 시스템 유체 역학을 고려한 상세한 물리 모델을 제공하고, LSTM은 시계열 데이터를 기반으로 한 딥러닝 모델로 효과적으로 패턴을 파악, 향후 온도 상승을 예측한다. 결과는 두 접근 모두가 효과적인 예측을 제공하며 향후 전기 자동차 배터리 팩 설계 및 최적화에서 종합적인 접근의 필요성을 강조한다. 특히, LSTM 기반 예측에 소요되는 시간은 계산 유체 역학의 약 25%로, 약 일주일 정도로 빠르게 확인 가능하다. 이는 현대 산업 환경에서 시간적 효율성이 중요한 측면을 강조하며, 계산 유체 역학의 상세한 물리 모델링과 LSTM의 빠른 예측 속도를 결합한 설계 방법론을 제안한다.

• Journal of the Korea Academia-Industrial cooperation Society
• /
• v.22 no.5
• /
• pp.15-21
• /
• 2021

Electrically powered airplanes can reduce CO₂ emissions from fossil fuel use and reduce airplane costs in the long run through efficient energy use. For this reason, advanced aviation countries such as the United States and the European Union are leading the development of innovative technologies to implement the full-electric airplane in the future. Currently, the research and development to convert existing two-seater engine airplanes to electric-powered airplanes are underway domestically. The airplane converted to electric propulsion is the KLA-100, which aims to carry out a 30-minute flight test with a battery pack installed using the engine mounting space and copilot space. The lithium-ion battery installed on the airplane converted to electric propulsion was designed with a specific power of 150Wh/kg, weight of 200kg, and a C-rate 3~4. This study confirmed the possibility of a 30-minute flight with a designed battery pack before conducting a flight test of a modified electrically propelled airplane. The battery performance was verified by dividing the 30-minute flight profile into start/run stage, take-off stage, climbing stage, cruise stage, descending stage, and landing/run stage. The final target of the 30-minute flight was evaluated by calculating the battery capacity required for each stage. Furthermore, the flight performance of the electrically propelled airplane was determined by calculating the flight availability time and navigation distance according to the flight speed.

• Journal of Energy Engineering
• /
• v.20 no.1
• /
• pp.1-7
• /
• 2011

The performance and life-cycle costs of electric vehicle(EV) and hybrid electric vehicle(HEV) depend inherently on battery packs. Temperature uniformity in a pack is an important factor for obtaining optimum performance for an EV or HEV battery pack, because uneven temperature distribution in a pack leads to electrically unbalanced battery cells and reduced pack performance. In this work, a three-dimensional modeling was carried out to investigate the effects of operating conditions on the thermal behavior of a lithium-ion battery pack for an EV or HEV application. Thermal conductivities of various compartments of the battery were estimated based on the equivalent network of parallel/series thermal resistances of battery components. Heat generation rate in a cell was calculated using the modeling results of the potential and current density distributions of a battery cell.