• 한국산학기술학회논문지
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• 제22권5호
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• pp.15-21
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• 2021

전기동력을 기반으로 하는 전기추진비행기는 화석연료 사용에 따른 CO2 발생을 줄여서 지구온난화에 대응할 수 있고 에너지의 효율적 사용을 통해서 장기적으로 비행기의 운용비용을 줄일 수 있다. 이런 이유로, 미국과 유럽연합 등 선진 항공국가에서는 미래의 완전한 전기비행기 구현을 위한 혁신적 기술개발을 선도적으로 진행하고 있다. 현재, 국내에서는 기존 2인승 엔진 비행기를 전기추진비행기로 개조하는 연구개발이 진행 중에 있다. 개조대상 비행기는 KLA-100으로써 엔진 장착공간과 부조종사 공간을 활용하여 배터리 팩을 설치하고, 30분의 비행시험을 목표로 하고 있다. 해당 목표를 달성하기 위해서는 배터리 성능이 보장되어야 하는데, 개조 비행기에는 비출력 150Wh/kg, 중량 200kg 그리고 C-rate 3~4인 리튬-이온(Li-ion) 배터리가 설치된다. 본 논문에서는 설계된 배터리 팩이 장착된 전기추진비행기의 비행 가능성을 사전에 점검하고자 한다. 이를 위해 30분 비행 프로파일을 시동 및 활주단계, 이륙단계, 상승단계, 순항단계, 하강단계, 착륙 및 활주단계로 구분하고, 각 단계에서 요구되는 배터리 용량을 계산하여 최종 목표로 하고 있는 30분 비행 가능 여부를 평가하였다. 또한, 비행속도에 따른 비행 가능시간과 항속거리를 분석하여 전기추진비행기용 배터리 팩의 비행성능을 파악하였다.

• 한국태양에너지학회:학술대회논문집
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• 한국태양에너지학회 2012년도 춘계학술발표대회 논문집
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• pp.313-318
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• 2012

In the present study, the preliminary study on a small solar-powered RC airplane are performed for the development of a long-endurance solar-powered UAV. Solar energy enables the solar-powered UAV to fly longer or eternally. The solar-powered UAV transfers the solar energy to electric energy and this energy is used for the flight and the battery charge. To increase the flying time, the efficiency of the solar-cell power system must be increased and the required power for flight must be minimized. Hence, the system integration including solar cell and controller, the power system design, and the aerodynamic and structural designs of the UAV is very important. The present study have performed the design, manufacture, and flight test of the small solar-powered UAV for the preliminary study of the long-endurance solar-powered UAV. From this study, the system integration technology of the solar-powered UAV design is established, and the possibility and the issue points for the development of the long-endurance solar-powered UAV are discussed.

• 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.

• 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.