• 한국군사과학기술학회지
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• 제25권5호
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• pp.539-544
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• 2022

This research shows the test performance of a 6 kW-scale hybrid electric power system for the high endurance drone. The power system is composed of a two-stroke reciprocal engine, starter-generator and battery, and they are integrated as one power unit. The engine is designed to provide the house for holding the starter-generator at the end of a crankshaft in turn the engine and starter-generator can maintain the same speed during the operational period. In this way, the generated power is readily controlled by just manipulating an engine throttle movement. Moreover, the starter-generator can initiate an engine operation with an aid of battery power until the combustion process becomes stabilized. In consequence, integration mechanism between an engine and generator is simplified, which results in weight reduction achieved. The duty of back-up battery is to provide a starting power to generator via a system controller in addition to covering momentarily power shortage. Therefore, the electric power system is vindicated to provide 6 kW power through a ground test.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2022년도 추계학술대회
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• pp.344-346
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• 2022

최근 자율운항기술개발이 활발하게 이루어짐에 따라 자율운항선 실증이 증가하고 있으며, 또한 자율운항선의 효율적 운용 특히 운항의 안전성을 위해 입출항 시기의 적절성 또한 중요해지고 있다. 이에 해상교통혼잡도를 예측하고자 하였고, AIS 빅데이터를 통해 선박별항적을 분석 및 분류하고자 하였다. 장기적 관점에서 PORT-MIS 선박입출항현황 데이터(호출번호, 입항일시, 출항일시, 전출항지, 차항지, 계선지)를 과거 AIS 빅데이터와 연결시켜 과거 항적 중 가장 가까운 항적을 찾고자 하였다. 그리고 당시 소요 시간을 반영하여 12개의 시간대별로 어느 시점에 어느 위치 구간에 선박들이 놓이게 될지 예측하였고, 특히 입출항 시기의 적절성에 핵심이 되는 13개로 모델링된 영역에 몇 개의 선박들이 항로를 지나는지에 따라 혼잡도(원활, 혼잡, 정체)를 구분하였다. 또한, 본 연구에서는 단기적 관점에서 실제 AIS가 수신된 후에도 유사한 항적을 검사해가며 혼잡도를 예측하고자 하였고, 이러한 장단기적 혼잡도 예측을 통해 미래 자율운항선입출항 지원 서비스의 안전과 그 적절성을 제공하고자 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권8호
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• pp.699-705
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• 2015

항공기가 적은 동력으로 장시간 체공을 하기 위해서는 높은 양항비(Lift Drag Ratio)와 구조경량화가 요구된다. 일반적으로 고고도 장기체공 비행기에는 가로세로비가 큰 날개가 적용된다. 또한 기체의 주요 구조물에 고강도, 고강성 탄소섬유복합재료를 사용하고, 날개의 표피(Skin)에 박막(Membrane) 소재인 얇은 마일러(Mylar)를 사용된다. 그 결과 날개 구조물이 다른 구조물에 비하여 유연해진다. 그리고 박막 소재인 얇은 마일러의 강성이 동적 안정성에 영향을 미치게 된다. 본 연구에서는 비선형 갭(Gap) 요소를 사용하여 마일러의 박막 특성을 모사하였다. 그리고 비선형해석 결과를 이용하여 등가강성을 갖는 선형 쉘(Shell) 요소로 등가모델링 하는 방법을 제시하였다. 선형 등가 쉘 모델은 멤브레인 요소법를 이용한 비선형해석 결과와 비교하여 결과의 타당성을 검증하였다. 제안된 선형등가 쉘 모델은 모드 해석에 적용하여 마일러의 기계적 물성이 고유진동수에 미치는 영향을 평가하였다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제21권2호
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• pp.70-80
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• 2016

The comparison of two commercial codes(FLUENT and STAR-CCM+) and an open-source code(OpenFOAM) are carried out for the aerodynamic analysis of flight vehicles at low speeds. Tailless blended-wing-body UCAV, main wing and propeller of HALE UAV(EAV-3) are chosen as geometries for the investigation. Using the same mesh, incompressible flow simulations are carried out and the results from three different codes are compared. In the linear region, the maximum difference of lift and drag coefficients of UCAV are found to be less than 2% and 5 counts, respectively and shows good agreement with wind tunnel test data. In a stall region, however, the reliability of RANS simulation is found to become poor and the uncertainty according to code also increases. The effect of turbulence models and meshes generated from different tools are also examined. The transition model yields better results in terms of drag which are much closer to the test data. The pitching moment is confirmed to be sensitive to the existence and the location of transition. For the case of EAV-3 wing, the difference of results with ${\kappa}-{\omega}$ SST model is increased when Reynolds number becomes low. The results for the propeller show good agreement within 1% difference of thrust. The reliability and uncertainty of three codes is found to be reasonable for the purpose of engineering use. However, the physical validity and reliability of results seem to be carefully examined when ${\kappa}-{\omega}$ SST model is used for aerodynamic simulation at low speeds or low Reynolds number conditions.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권7호
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• pp.505-511
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• 2020

원형 복합재 튜브를 고고도 장기체공 무인기의 주요 스파에 사용하였다. 본 논문에서는 수정된 Brazier 방법을 이용하여 비대칭으로 보강된 원형 스파의 파단하중을 예측할 수 있는 이론적인 모델을 제안하였다. 이 모델을 이용하여 비대칭으로 보강된 원형스파의 최대 허용 굽힘 모멘트를 예측하였다. 해석 결과로부터 원형 스파의 상단에 위치한 보강된 캡은 최대 허용 굽힘 모멘트를 증가시키는 것을 알 수 있다. 4점 굽힘 실험을 수행하여 스파 캡이 파손하중에 미치는 영향을 평가하였고 제안된 모델과 비교하였다. 그리고 수치해석을 수행하여 보강된 원형 스파의 거동을 분석하였다. 제안된 이론적인 모델은 실험 및 수치해석 결과와 잘 일치함을 보였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.59-65
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• 2016

Korea Aerospace Research Institute (KARI) is developing an electric-driven HALE UAV in order to secure system and operational technologies since 2010. Based on the 5 years of flight tests and design experiences of the previously developed electric-driven UAVs, KARI has designed EAV-3, a solar-powered HALE UAV. EAV-3 weighs 53 kg, the structure weight is 21 kg, and features a flexible wing of 19.5 m in span with the aspect ratio of 17.4. Designing the main wing and empennage of the EAV-3 the amount of the bending due to the flexible wing, 404 mm at 1-G flight condition based on T-800 composite material, and side wind effects due to low cruise speed, V_cr = 6 m/sec, are carefully considered. Also, unlike the general aircraft there is no center of gravity shift during the flight. Thus, the static margin cuts down to 28.4% and center of gravity moves back to 31% of the Mean Aerodynamic Chord (MAC) comparing to the previously developed scale-down HALE UAVs, EAV-2 and EAV-2H, to minimize a trim drag and enhance a performance of the EAV-3. The first flight of the EAV-3 has successfully conducted on the July 29, 2015 and the test flight above the altitude 14 km has efficiently achieved on the August 5, 2015 at the Goheung aviation center.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제18권4호
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• pp.469-477
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• 2015

In this study, the characteristics of main wind direction, vertical temperature and wind speed profile near the Moseulpo airfield for HALE UAV(High Altitude Long Endurance Unmaned Aerial Vehicle) is investigated. The results are summarized as follows, main wind direction is governed by air mass according to season and local wind such as land-sea breeze. The directions of landing and take-off of HALE UAV will be selected as the south-east direction in June ~ August, north-west direction in October ~ March, and south-east direction at daytime in April ~ May, September. Annual variation of temperature at 100 hPa showed that temperature in summer season is lower than winter season. On the other hands, wind speed at 250 hPa in winter season is higher than summer season. The threshold values of temperature and wind speed for HALE UAV flight are $-75^{\circ}C$ and $90ms^{-1}$, which were determined by 5 % frequency value($1.96{\sigma}$), respectively.

• 한국가스학회지
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• 제19권6호
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• pp.22-27
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• 2015

최근 고고도 장기체공 무인기의 개발이 활발하게 진행되고 있는 가운데, 중량당 에너지 밀도가 높아서 왕복동 엔진의 연료로서 적합한 수소 연료를 적용하는 것이 경제성과 기술성 측면에서 유리한 것으로 검토되었다. 본 연구에서는 2.4리터급 왕복동 가솔린엔진을 수소엔진으로 개조하기 위하여 수소연료를 공급하기 위한 실험장치를 구축하고 수소연료 공급이 가능한 인젝터를 장착하였으며 범용 엔진제어기를 이용하여 엔진을 구동시킴으로써 시동 및 공회전 시의 연소 특성을 파악하였다. 안전하게 엔진 시동성을 확보하였고 공회전 상태를 유지할 수 있는 조건을 탐색하였다. 또한 공회전 상태에서 공연비와 점화 타이밍을 변경해보면서 연소 안정성을 비롯한 기본적인 연소 특성을 살펴봄으로써 향후 수소엔진을 활용한 무인기의 동력원을 개발하기 위한 기초를 마련하였다.

• 대기
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• 제27권3호
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• pp.359-370
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• 2017

In this study, the oceanic Total Precipitable Water (TPW) retrieval algorithm at 16 km altitude of High Altitude Long Endurance Unmanned Aerial Vehicle (HALE UAV) is described. Empirical equation based on Wentz method (1995) that uses the 18.7 and 22.235 GHz channels is developed using the simulated brightness temperature and SeeBor training dataset. To do radiative simulation, Satellite Data Simulator Unit (SDSU) Radiative Transfer Model (RTM) is used. The data of 60% (523) and 40% (349) in the SeeBor training dataset are used to develop and validate the TPW retrieval algorithm, respectively. The range of coefficients for the TPW retrieval at the altitude of 3~18 km with 3 km interval were 153.69~199.87 (${\alpha}$), 54.330~58.468 (${\beta}$), and 84.519~93.484 (${\gamma}$). The bias and RMSE at each altitude were found to be about $-0.81kg\;m^{-2}$ and $2.17kg\;m^{-2}$, respectively. Correlation coefficients were more than 0.9. Radiosonde observation has been generally operated over land. To validate the accuracy of the oceanic TPW retrieval algorithm, observation data from the Korea Meteorological Administration (KMA) Gisang 1 research vessel about six clear sky cases representing spring, autumn, and summer season is used. Difference between retrieved and observed TPW at 16 km altitude were in the range of $0.53{\sim}1.87kg\;m^{-2}$, which is reasonable for most applications. Difference in TPW between retrieval and observation at each altitude (3~15 km) is also presented. Differences of TPW at altitudes more than 6 km were $0.3{\sim}1.9kg\;m^{-2}$. Retrieved TPW at 3 km altitude was smaller than upper level with a difference of $-0.25{\sim}0.75kg\;m^{-2}$ compared to the observed TPW.