• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권3호
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• pp.76-85
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• 2024

최근 전 세계적으로 볼 때 소형 무인기에 의한 테러 및 전쟁 활용도가 높아지고 있어 소형 무인기를 대상으로 하는 대공 사격 훈련의 필요성이 더욱 대두 되고 있는 반면, 실제 우리나라의 대공 표적기 사격 훈련은 소음 등의 민원으로 인해 제한되는 사례가 많다. 본 논문에서 효율적인 대공 사격 훈련과 사격장 소음 민원의 해소를 위한, 전기 동력 기반의 직접 타격 형 고속 저소음 소형 대공 표적기의 개발 및 시험 내용을 설명한다. 사격 훈련 시 요구되는 비행 속도 및 비행시간 만족을 위해 비행체 사이징을 수행하고, 해석 프로그램을 사용하여 공력 성능 해석을 수행하였다. 성능해석을 바탕으로 모터 추진시스템 선정 및 가변피치 프로펠러 시스템 설계를 수행하여 성능 시험을 지상시험장치에서 수행 하였고, 최종적으로 비행 시험을 통해 목표 비행 속도, 비행시간 및 비행 소음도를 확인 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.65-70
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• 2010

전기모터와 배터리로 구성된 추진장치를 사용하는 소형무인항공기는 무게가 8kg 이하로 손으로 던져 이륙이 가능하고 운용이 간편하면서도 실시간으로 영상정보를 전송할 수 있어 활용이 증가하고 있다. 하지만 이러한 소형무인항공기의 비행 성능에 대한 해석방법이나 해석결과는 별로 알려진 게 없다. 본 논문에서는 전기추진방식의 무인항공기 연구를 위해 제작한 소형무인항공기의 성능해석방법을 기술하고 결과를 도출한다. 비행체의 공력 데이터는 실제 비행시험으로부터 얻은 활공성능 데이터를 이용하여 구하고 비행속도에 따른 요구추력과 요구동력을 예측한다. 배터리를 동력원으로 사용하는 경우의 항속거리와 항속시간을 예측하는 방법을 제시하고 결과를 도출한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권11호
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• pp.940-947
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• 2012

연구대상으로 삼은 중형 전기추진 무인기는 무게 18.5 kg, 날개 길이 6.4 m급의 저속 장기체공형으로 태양전지, 연료전지, 배터리를 전력원으로 사용한다. 이륙시간에 따라 태양전지의 에너지 총량이 달라지므로 체공을 최대화하기 위한 최적의 이륙시간을 선정해야 한다. 이를 위해 전압매칭을 통해 각 전력원을 선정하여 모델링을 수행하였으며 단품 성능시험을 통해 검증 후 시뮬레이션을 수행하였다. 이륙시간이 오전 6시, 오전 2시일 때 각각 최대 37.5시간, 최소 27.6시간동안 전력공급이 가능하였다. 배터리 SOC의 사용범위를 25~80%로 제한하도록 연료전지의 작동을 제어할 경우 각각 0.31시간, 0.63시간동안 더 전력공급이 가능하며 각 전력원은 최적 운전점에서 작동함을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 추계학술대회 논문집
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• pp.218-219
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• 2013

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권4호
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• pp.631-640
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• 2016

A dual-mode power management for a hybrid-electric UAV with a cruise power of 200W is proposed and empirically verified. The subject vehicle is a low-speed long-endurance UAV powered by a solar cell, a fuel cell, and a battery pack, which operate in the same voltage bounds. These power sources of different operational characteristics can be managed in two different methods: passive management and active management. This study proposes a new power management system named PMS2, which employs a bypass circuit to control the individual power sources. The PMS2 normally operates in active mode, and the bypass circuit converts the system into passive mode when necessary. The output characteristics of the hybrid system with the PMS2 are investigated under simulated failures in the power sources and the conversion of the power management methods. The investigation also provides quantitative comparisons of efficiencies of the system under the two distinct power management modes. In the case of the solar cell, the efficiency difference between the active and the passive management is shown to be 0.34% when the SOC of the battery is between 25-65%. However, if the SOC is out of this given range, i.e. when the SOC is at 90%, using active management displays an improved efficiency of 6.9%. In the case of the fuel cell, the efficiency of 55% is shown for both active and passive managements, indicating negligible differences.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권10호
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• pp.959-965
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• 2011

본 논문에서는 소형 무인기의 전기추진 시스템에 대한 모델링 및 전력 시뮬레이션에 관하여 기술하였다. 각 전력원 모델링 및 시뮬레이션을 위해 Matlab/Simulink를 사용하였고, 연료전지와 배터리를 주 전력원으로 사용하는 200 W급 전기추진 시스템에 대하여 4시간 30분의 비행 시험결과와 시뮬레이션 한 결과를 비교하였다. 그 결과, 시뮬레이션은 각 전력원의 성능 및 동특성을 적절히 모사하였고, 이를 통해 다른 급의 전기추진 시스템에 대한 전력특성변화를 예측하는 도구로 활용 가능함을 알 수 있었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.311-324
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• 2015

This study presents computational analyses for low-drag aerodynamic design that are applied to modify a long-endurance UAV. EAV-2 is a test-bed for a hybrid electric power system (fuel cell and solar cell) that was developed by the Korean Aerospace Research Institute (KARI) for use in future long-endurance UAVs. The computational investigation focuses on designing a wing with a reduced drag since this is the main contributor of the aerodynamic drag. The airfoil and wing aspect ratio of the least drag are defined, the fuselage configuration is modified, and raked wingtips are implemented to further reduce the profile and induced drag of EAV-2. The results indicate that the total drag was reduced by 54% relative to EAV-1, which was a small-sized version that was previously developed. In addition, static stabilities can be achieved in the longitudinal and lateral-directional by this low-drag configuration. A long-endurance flight test of 22 hours proves that the low-drag design for EAV-2 is effective and that the average power consumption is lower than the objective cruise powerof 200 Watts.

• 한국수소및신에너지학회논문집
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• 제34권6호
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• pp.758-766
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• 2023

Multi-copter of unmanned aerial vehicle (UAV) was initially developed as strategic technology in the only military field, but it is developing into an industrial field with a wide range of applications in the civil sector based on the development and convergence of aviation technology and information and communication technology. Currently, the degree of utilization of multi-copter is increasing in various industries for the purpose of performing classic tactical missions, logistics transportation, farm management, internet supply, video filming, weather management, life-saving, etc, and active technology development responding to market demand. Existing commercial multi-copter mainly use an electric energy propulsion system consisting of an electric battery and a brushless direct current (BLDC) motor. It is the limitations for usage in the flying time (up to 20 minutes) and payload (less than 20 kg). this study aims to overcome these limitations and expand the commercialization of engine-powered multi-copter of UAV in various industries in the futures.

• 한국항공운항학회지
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• 제27권4호
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• pp.1-8
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• 2019

Recently, development of long endurance electric powered airplane has been conducted worldwidely. Light structural weight of a main wing with sufficient structural integrity is essential for long endurance flight. Since a main wing with a slender spar can occur catastrophic fracture under the flight, it is important to establish a design and verification method for both the weight reduction and structural integrity. In this paper, structural design and analysis of the main wing of HALE UAV with tubular spar reinforced with a bulkhead were introduced. The static strength test of the main wing was performed to verify structural integrity under the static load. Then, the experimental result was compared with an analytical result from a finite element analysis. It was concluded that the developed light weight main wing would have sufficient structural integrity under the flight operation.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.708-713
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• 2013

한국항공우주연구원(KARI)은 고고도 전기추진 장기체공 무인기(EAV-3)를 개발하고 있는 중 이다. 우선 고고도 상승 기술 시연을 위한 축소형 비행체 EAV-2H를 개발하였고 EAV-2H로 초도 비행시험을 수행한 결과 측풍에 대한 방향 안정성 및 조종성의 향상이 요구되므로 Advanced Aircraft Analysis(AAA)를 이용한 수직 꼬리날개와 방향타의 재설계를 진행하였다. 방향 조종성을 개선하기위해 방향타의 크기를 기존의 평균 방향타 시위대 수직 꼬리날개 시위 $C_r/C_v(%)=30$을 $C_r/C_v(%)=60$로 늘려 EAV-2H가 가지는 측풍에 대한 방향 조종성(${\beta}(deg)=25^{\circ}$, $v_1(m/sec)=3.54$)을 개선하였다. 또한, 측풍에 의해 발생하는 측력(side force)의 영향을 최소화하기위해 EAV-2H의 수직미익 크기를 기존 대비 15% 줄여(최소한의 방향 안정성 확보, $Cn_{\beta}=0.0588rad^{-1}$), $C_{y_{\beta}}$는 15% $C_{y_r}$는 22% 감소시킴으로써 측풍이 EAV-2H에 미치는 영향을 최소화 하였다. 설계된 EAV-2H의 꼬리날개의 성능은 비행 시험을 통해 검증하였고 그 결과를 적용하여 고고도 장기체공 전기추진 무인기(EAV-3)의 꼬리날개를 설계하였다.