KR101752859B1 - 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법 - Google Patents

하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법 Download PDF

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박석희
양태현
이원용
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Abstract

본 발명은 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 태양전지 시스템과 재생연료전지 기반 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 있어서, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 전력을 공급하는 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행하는 모델링 단계(S100), 상기 모델링 단계(S100)에서의 모델링 결과에 따른 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템을 이용하여, 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 적용시켜, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 대한 비행 시뮬레이션을 수행하는 시뮬레이션 단계(S200) 및 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서의 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 적용시킨 상기 비행경로에 대한 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석하여, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크를 산출하는 분석 단계(S300)로 이루어지는 것을 특징으로 하는 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 관한 것이다.

Description

하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법 {Fuel tank design method for hybrid unmanned aerial vehicle using regenerative fuel cell system}
본 발명은 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 태양전지 시스템으로 구성된 메인 출력 시스템과 수전해 장비를 포함한 재생연료전지 시스템으로 구성된 보조 출력 시스템으로 구성되는 하이브리드 무인항공기의 고고도, 즉, 성층권 장기체공을 위한 필요 출력을 안정적으로 공급할 수 있는 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계를 위한 시뮬레이션을 수행할 수 있는 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 관한 것이다.
고고도(성층권) 장기체공 무인항공기는 기존의 대기권에서 운용하는 항공기보다 더 높은 고도에서 더 광범위한 감시 및 정찰의 군사적 임무 뿐 아니라, 기상관측, 항공촬영, 통신 중계, 재난-재해 관측, 인터넷망 구축 등의 민간 임무도 수행할 수 있다. 더불어, 성층권 장기체공 무인항공기는 인공위성보다 더 낮은 고도에서 운용하기 때문에 유지 및 관리가 용이하며, 데이터 손실 및 지연을 최소화할 수 있다.
성층권은 대기권과는 다르게 기상변화가 거의 없어서 항공기를 운용함에 있어서 가장 중요한 요수 중 하나인 안정성을 확보할 수 있다. 또한, 성층권은 대기권보다 더 많은 태양 에너지를 얻을 수 있어, 무인항공기를 구성하는 태양전지 시스템에서 더 많은 전력을 생산할 수 있다. 이에 따라, 성층권에서 무인항공기를 운용할 경우, 임무 효율을 높일 수 있어 지속적인 서비스 제공이 가능한 장점이 있다.
이러한 고고도 장기체공을 목표로 하는 무인항공기는 무인항공기가 필요로 하는 출력을 안정적이고 지속적으로 공급하기 위하여, 하이브리드 시스템을 주로 적용하고 있다.
하이브리드 시스템으로, 태양전지 시스템으로 구성된 메인 출력 시스템과 재생연료전지 시스템, 연료전지 단일 시스템, 배터리 단일 시스템 등으로 구성될 수 있는 보조 출력 시스템으로 구성된다. 보조 출력 시스템 중 연료전지 단일 시스템은 장기체공 목표에 적합하지 않으며, 배터리 단일 시스템은 상대적으로 낮은 비에너지로 인하여 무인항공기의 필요 출력을 충족시키기에는 무게가 많이 나가는 문제점이 있다.
이에 반면에, 재생연료전지 시스템은 400 ~ 1000 Wh/kg의 비교적 높은 비에너지를 갖고 있으며, 낮에 태양전지 발전으로 무인항공기의 필요 전력을 공급한 후 남는 잉여 에너지를 통해 지속적으로 연료인 수소와 산화제를 얻을 수 있어, 이를 이용하여 야간에 연료전지를 이용하여 발전하면서 무인항공기이 필요 전력을 지속적으로 공급할 수 있다.
이러한 하이브리드 시스템을 설계한 후, 하이브리드 시스템이 안정적으로 작동할 수 있는지에 대한 비행 전 검증이 반드시 수행되어야 한다.
전세계 여러 연구팀들이 하이브리드 시스템을 적용한 무인항공기를 개발하고 있다. NASA는 2003년까지 ERAST Project에서 고고도 장기체공 하이브리드 무인항공기인 Pathfinder 시리즈와 Helios를 개발하였다. 이 무인항공기는 태양전지, 배터리, 연료전지 등의 하이브리드 시스템을 적용하여, 약 15km ~ 30km(50000ft ~ 100000ft)의 고도를 최소 24시간 비행하는 것을 목표로 하였다. Pathfinder-Plus는 총 무게 315kg, 날개면적 87.12m2이며 고도 약 24km(80000ft)까지 도달하였으며, Helios는 총 무게 929kg, 날개면적 183.58m2이며 고도 약 29.5km(96863ft)까지 도달하였다.
Thales Alenia Space는 비행선 형태의 고고도 장기체공 하이브리드 무인항공기인 StratoBus를 개발하고 있으며, 이 비행선은 태양전지, 배터리, PEMFC(고분자전해질연료전지), 수전해의 하이브리드 시스템을 적용하여 20km 상공에서 5년 이상 장기체공을 목표로 하고 있다.
Boeing사에서는 태양전지, SOFC(고체산화물연료전지), 수전해의 하이브리드 시스템을 적용하여 20km 상공에서 5년 이상 장기체공할 수 있는 Solar Eagle을 개발하고 있다.
Qinetiq의 Zephyr는 태양전지와 Li-S 배터리의 하이브리드 시스템을 적용하여 2010년 7월에 고도 16.562km까지 도달하였고, 336시간 22분의 장기체공 기록을 달성하였다.
그렇지만, 이러한 성층권 장기체공 무인항공기들의 개발에도 불구하고, 성층권에서 장기체공 운용을 위해 해결해야 할 몇 가지 이슈들은 여전히 존재한다.
우선, 성층권에서는 무인항공기에 추가적으로 연료를 공급하는 것이 불가능하며, 태양전지 시스템을 이용할 경우, 태양 에너지가 없는 밤 동안에는 전력을 생산할 수 없다. 그렇기 때문에, 보조 출력 시스템이 반드시 필요하다. 또한, 성층권 장기체공 무인항공기는 영하 55도 이하의 매우 낮은 온도, 강한 자외선, 낮은 공기밀도 등과 같은 극한의 조건에서 견딜 수 있어야 한다. 고고도 장기체공 하이브리드 무인항공기의 문제점인 연료 문제를 해결하기 위하여, 보조 출력 시스템으로 재생연료전지 시스템을 적용할 경우, 태양전지가 밤 동안 전기를 생산할 수 없는 문제를 해결할 수 있다.
즉, 낮에는 태양전지 발전으로 무인항공기의 필요 전력을 공급할 수 있으며, 필요 전력을 공급하고 남은 전력을 통해 물을 전기분해하여 수소와 산소를 만들어 저장하고,
밤에는 저장한 수소와 산소를 통해 발전하여 무인항공기의 필요 전력을 공급할 수 있으며, 밤에 발전 후 생성된 물을 낮에 다시 전기분해 하는데 사용하기 때문에, 추가적인 연료가 필요치 않아 연료 문제를 해결할 수 있다.
이에 따라, 본 발명의 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법은 고고도 장기체공 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템인, 재생연료전지 시스템에 대한 다양한 경우에 대한 시뮬레이션을 수행하여, 출력 시스템의 안정성을 파악하고 결과값 분석을 통해 가장 최적의 출력 시스템의 구성을 설계함으로써, 고고도에서 안정적인 장기체공 임무를 수행할 수 있는 하이브리드 무인항공기에 적용시킬 수 있다.
즉, 무인항공기의 고고도 장기체공 목표를 달성하기 위한 기술수준의 목표치를 찾기 위하여, 무인항공기의 보조 출력 시스템인 재생연료전지 시스템의 출력 안정성을 평가하고, 다양한 경우에 대한 설계변수를 제어하면서 시뮬레이션함으로써, 설계변수가 안정적으로 지속적인 출력공급에 미치는 영향을 분석하여 장기체공 운용을 위한 필요한 설계변수의 목표치를 제공할 수 있다.
한편, 국내공개특허 제10-2012-0109563호("고고도 장기체공 무인 항공기 및 그 동작 방법", 이하 선행문헌 1)에서는 고고도 기지국 유지 능력을 갖는 고고도 장기체공 무인 항공기를 개시하고 있으나, 상술한 문제점 및 이를 해결하기 위한 방법에 대해서 전혀 언급하지 않고 있다.
국내공개특허 제10-2012-0109563호 (공개일자 2012.10.08.)
따라서, 본 발명은 상기한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 태양전지 시스템으로 구성된 메인 출력 시스템과 수전해 장비를 포함한 재생연료전지 시스템으로 구성된 보조 출력 시스템으로 구성되는 하이브리드 무인항공기의 고고도, 즉, 성층권 장기체공을 위한 필요 출력을 안정적으로 공급할 수 있는 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계를 위한 시뮬레이션을 수행할 수 있는 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법은, 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 태양전지 시스템과 재생연료전지 기반 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 있어서, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 전력을 공급하는 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행하는 모델링 단계(S100), 상기 모델링 단계(S100)에서의 모델링 결과에 따른 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템을 이용하여, 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 적용시켜, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 대한 비행 시뮬레이션을 수행하는 시뮬레이션 단계(S200) 및 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서의 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 적용시킨 상기 비행경로에 대한 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석하여, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크를 산출하는 분석 단계(S300)로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
더 나아가, 상기 모델링 단계(S100)는 상기 태양전지 시스템의 설계변수로, 상기 태양전지 조건을 설정하고, 상기 재생연료전지 시스템의 설계변수로, 상기 재생연료전지 시스템에 포함되는 연료전지 조건, 수전해 조건, 배터리 조건 및 연료탱크 조건을 설정하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성 별, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로 별로, 상기 모델링 단계(S100)에서 설정된 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템의 조건을 갖는 하이브리드 무인항공기의 필요 출력값, 태양전지 출력값, 연료전지의 출력값, 태양전지를 통해서 수전해 장비로 공급되는 출력값 및 재생연료전지 시스템의 무게에 대한 시뮬레이션을 진행하는 것을 특징으로 한다.
더불어, 상기 분석 단계(S300)는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서의 시뮬레이션 진행 결과값을 이용하여, 상기 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성 별로, 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석하여 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크를 산출하는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 있어서, 태양전지 시스템으로 구성된 메인 출력 시스템과 수전해 장비를 포함한 재생연료전지 시스템으로 구성된 보조 출력 시스템으로 구성되는 하이브리드 무인항공기의 고고도, 즉, 성층권 장기체공을 위한 필요 출력을 안정적으로 공급할 수 있는 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계를 위한 다양한 경우에 대한 설계변수를 제어하면서 시뮬레이션을 수행할 수 있어,
출력 시스템의 안정성을 파악하고 결과값 분석을 통해 설계변수가 안정적으로 지속적인 출력공급에 미치는 영향을 분석하여 장기체공 운용을 위한 필요한 설계변수의 목표치를 제공한다는 장점이 있다.
더 나아가, 가장 최적의 출력 시스템의 구성을 설계함으로써, 고고도에서 안정적인 장기체공 임무를 수행할 수 있는 하이브리드 무인항공기에 적용할 수 있는 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 대한 순서도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기에 고고도 장기체공을 위한 필요 전력을 공급하는 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템을 나타낸 구성도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 충전압이 다른 수소 연료탱크(가스탱크)의 저장량에 따른 부피를 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 충전압이 다른 산소 연료탱크의 저장량에 따른 부피를 나타낸 도면이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 충전압이 다른 수소 연료탱크의 저장량에 따른 무게를 나타낸 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 충전압이 다른 산소 연료탱크의 저장량에 따른 무게를 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 시뮬레이션 단계(S200)에서 설정된 제 1 실시예 비행경로를 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 모델링 단계(S100)에서 입력받은 설계변수에 따른 태양전지 시스템에서 생산 에너지량을 나타낸 도면이다.
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 모델링 단계(S100)에서 입력받은 설계변수에 따른 재생연료전지 시스템의 연료전지의 I-V curve와 스택 출력값을 나타낸 도면이다.
도 10 내지 도 12는 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 비행경로별, 연료탱크 구성별 비행 시간에 따른 출력값을 나타낸 도면이다.
도 13은 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 비행경로별, 연료탱크 구성별 재생연료전지 시스템의 무게를 나타낸 도면이다.
도 14는 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 특정 연료탱크 구성별 재생연료전지 시스템의 세부 무게를 나타낸 도면이다.
도 15는 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 연료탱크 구성별 시간에 따른 재생연료전지 시스템의 수소량 변화를 나타낸 도면이다.
도 16은 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 연료탱크 구성별 시간에 따른 재생연료전지 시스템의 산소량 변화를 나타낸 도면이다.
도 17은 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 연료탱크 구성별 시간에 따른 재생연료전지 시스템의 물의 양 변화를 나타낸 도면이다.
도 18은 본 발명의 일 실시예에 따른하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여 분석한 연료탱크 구성별 시간에 따른 재생연료전지 시스템의 전제 무게를 나타낸 도면이다.
이하 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명의 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법을 상세히 설명한다. 다음에 소개되는 도면들은 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 예로서 제공되는 것이다. 따라서, 본 발명은 이하 제시되는 도면들에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화될 수도 있다. 또한, 명세서 전반에 걸쳐서 동일한 참조번호들은 동일한 구성요소들을 나타낸다.
이때, 사용되는 기술 용어 및 과학 용어에 있어서 다른 정의가 없다면, 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 통상적으로 이해하고 있는 의미를 가지며, 하기의 설명 및 첨부 도면에서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대한 설명은 생략한다.
더불어, 시스템은 필요한 기능을 수행하기 위하여 조직화되고 규칙적으로 상호 작용하는 장치, 기구 및 수단 등을 포함하는 구성 요소들의 집합을 의미한다.
본 발명의 하이브리드 무인항공기는 메인 출력 시스템으로 태양전지 시스템을 구성하고, 보조 출력 시스템으로 수전해 장비를 포함한 재생연료전지 시스템을 구성할 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명의 하이브리드 무인항공기는 낮 동안 태양전지 시스템이 무인항공기가 필요로 하는 출력을 공급하고 남은 잉여 에너지를 이용하여 수소와 산소를 생성할 수 있으며, 태양전지 시스템을 운용할 수 없는 밤 동안 재생연료전지의 연료전지 시스템을 통해, 낮 동안 생성한 수소와 산소를 이용하여 전력을 생성할 수 있다. 연료전지에서 전기화학 반응을 통해 생성되는 물은 수전해 스택에서 전기분해를 통해 수소와 산소를 만드는데 사용되게 된다.
재생연료전지 시스템에 이용되는 수소와 산소를 저장하는 연료탱크(가스탱크)는 하이브리드 무인항공기에서 사용하는 수소와 산소의 양에 따라서 최적의 탱크 구성이 달라지기 때문에, 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에서는 재생연료전지 시스템에 이용되는 수소와 산소를 저장하는 연료탱크(가스탱크)의 구성을 다양한 실시예로 시뮬레이션 진행하여, 고고도 장기체공이 가능한 최적의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 산출함으로써, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공이 가능하도록 할 수 있다.
즉, 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법은 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템을 모델링한 후, 재생연료전지 시스템의 다양한 연료탱크 구성에 대한 시뮬레이션을 수행하여, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 무게를 분석하여 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템을 산출할 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법을 나타낸 순서도이며, 도 1을 참조로 하여 본 발명의 일 실시에에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 대해 상세히 설명한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법은 모델링 단계(S100), 시뮬레이션 단계(S200) 및 분석 단계(S300)를 포함하여 이루어질 수 있으며, 본 발명의 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법은 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어질 수 있다.
각 단계에 대해서 상세히 알아보자면,
상기 모델링 단계(S100)는 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 전력을 공급하는 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템의 설계변수를 입력받아 모델링을 수행할 수 있다.
상기 모델링 단계(S100)는 하이브리드 무인항공기의 제한 조건으로 전체 무인항공기의 무게를 150kg으로 제한하고, 150kg중 재생연료전지 시스템의 무게가 63kg이하로 제한 설정하게 된다. 이는 무게와 출력의 연관성, 출력과 필요 출력량의 연관성을 고려하여 출력 안정성을 위한 제한이다.
상기 모델링 단계(S100)는 상기 태양전지 시스템의 설계변수로 상기 태양전지 조건을 설정하여 입력받을 수 있으며, 태양전지의 조건은 하기의 표와 같다.
Character Description Value Unit
Figure 112016022307050-pat00001
 Solar cell area 37.5
Figure 112016022307050-pat00002
Figure 112016022307050-pat00003
 Solar cell efficiency 0.18 -
이를 통해서, 상기 모델링 단계(S100)는 태양전지의 조건으로 태양전지 면적은 하이브리드 무인항공기의 날개 면적의 75%로, 태양전지의 면적은 37.5
Figure 112016022307050-pat00004
로, 태양전지 효율은 18%로 가정하여 입력받을 수 있다. 이러한 태양전지 시스템을 통해서 하루 동안 생산되는 에너지는 도 8에 도시된 바와 같다.
상기 모델링 단계(S100)는 상기 재생연료전지 시스템의 설계변수로 상기 재생연료전지 시스템에 포한되는 연료전지 조건, 수전해 조건, 배터리 조건 및 연료탱크(가스탱크) 조건을 설정하여 입력받을 수 있다.
일반적인 재생연료전지 시스템의 제원은 하기의 표 2와 같다.
장비 무게 비고
연료전지 5.98kg 2.5kW PEMFC
수전해 17kg 1kg H2/52kW for 1hr
1kg O2/6.5kW for 1hr
배터리 71.86kg Li-ion Battery 240Wh/kg
연료전지 조건으로 2.5kW급 연료전지 스택으로, 셀 활성 면적은 60
Figure 112016022307050-pat00005
으로, 스택은 셀 40장, dead-end 타입, 자가가습, 전류밀도 2.05
Figure 112016022307050-pat00006
부근에서 최고 출력을 나타내며, 이 때의 최고 출력은 2567W로 설정할 수 있다.
상술한 연료전지 스택 운전 조건은 하기의 표 3과 같다.
Character Description Value Unit
T Temperature 343 K
Figure 112016022307050-pat00007
 Vapor saturation pressure 0.307 atm
Figure 112016022307050-pat00008
 Cathode pressure 3 atm
Figure 112016022307050-pat00009
 Anode pressure 3 atm
Figure 112016022307050-pat00010
 Effective hydrogen diffusivity 0.149
Figure 112016022307050-pat00011
Effective oxygen diffusivity 0.0295
Figure 112016022307050-pat00013
Figure 112016022307050-pat00014
 Water diffusivity in Nafion 3.81 * 10-6
Figure 112016022307050-pat00015
Figure 112016022307050-pat00016
 Transfer coefficient 0.5 -
Figure 112016022307050-pat00017
 Exchange current density 0.0001
Figure 112016022307050-pat00018
Figure 112016022307050-pat00019
 Electrolyte thickness 125
Figure 112016022307050-pat00020
Figure 112016022307050-pat00021
 Anode thickness 350
Figure 112016022307050-pat00022
Figure 112016022307050-pat00023
 Cathode thickness 350
Figure 112016022307050-pat00024
이를 통해서, 하기의 수식과 같이 연료전지 셀 전압을 산출할 수 있으며,
Figure 112016022307050-pat00025
(여기서, V : cell voltage, V,
Figure 112016022307050-pat00026
: thermodynamic equivalent potential, V,
Figure 112016022307050-pat00027
: Activation overpotential,
Figure 112016022307050-pat00028
: Ohmic overpotential,
Figure 112016022307050-pat00029
: Activation overpotential)
하기의 수식과 같이, 활성화 분극 손실을 산출할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00030
(여기서, R : gas constant, J/(mol*K),
T : temperature, ℃, K,
n : number of electrons,
Figure 112016022307050-pat00031
: transfer coefficient,
F : Faraday constant, C/mol,
io : Exchange current density, A/cm2,
PC : Cathode pressure, atm,
Figure 112016022307050-pat00032
: Cathode thickness, μm,
Figure 112016022307050-pat00033
: Effective oxygen diffusivity, cm2/s,
i : current density, A/cm2)
또한, 활성화 분극 손실에서 에노드의 활성화 손실은 캐소드의 활성화 손실보다 매우 작으므로 무시할 수 있으며, 하기의 수식과 같이 저항 손실 및 농도 손실을 산출할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00034
Figure 112016022307050-pat00035
(여기서,
Figure 112016022307050-pat00036
: area-specific resistance, Ωcm2,
iL : limiting current density, A/cm2)
연료전지 시스템에서 발생하는 출력은 하기의 수식과 같으며,
Figure 112016022307050-pat00037
(여기서, PUAV : output power of a UAV considering efficiencies, W,
Figure 112016022307050-pat00038
: power generated from fuel cell system, W,
Figure 112016022307050-pat00039
: efficiency of inverter)
이를 통해서, 실제 연료전지 시스템의 출력은 하기의 수식과 같다.
Figure 112016022307050-pat00040
(여기서, PFC,stack : power generated from fuel cell system, W,
PFC,BOP : power of BOP of fuel cell, W)
또한, 연료전지 스택에서 생산되는 에너지는 하기의 수식과 같이 정의할 수 있으며,
Figure 112016022307050-pat00041
(여기서, EFC,stack : energy generated from fuel cell stack, Wh)
연료전지 시스템에서 소비되는 수소량과 산소량은 하기의 수식과 같이 정의할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00042
(여기서,
Figure 112016022307050-pat00043
: amount of hydrogen consumption, kg/h,
Figure 112016022307050-pat00044
: amount of oxygen consumption, kg/h)
상술한 바와 같이, 상기 모델링 단계(S100)는 상기 연료전지 조건으로 상기 재생연료전지 시스템을 모델링 할 수 있다.
또한, 수전해 조건으로 하기의 수식과 같이 정의할 수 있다.
상세하게는, 수전해 시스템으로 들어오는 출력은 하기의 수식으로 정의할 수 있으며,
Figure 112016022307050-pat00045
(단,
Figure 112016022307050-pat00046
)
(여기서, PPEL : power required by the WE system to generate gases, W)
이를 통해서 수전해 스택으로 들어오는 출력은 하기의 수식으로 정의할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00047
또한, 수전해 스택으로 들어오는 에너지는 하기의 수식으로 정의할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00048
(여기서, EPEL : energy required by the WE system to generate gases, Wh)
최종적으로 수전해를 통해서 생성되는 수소와 산소량은 하기의 수식들로 정의할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00049
(여기서,
Figure 112016022307050-pat00050
: amount of hydrogen generation, kg/h,
Figure 112016022307050-pat00051
: amount of oxygen generation, kg/h)
배터리 조건으로 다수 개의 배터리로 하나의 배터리 시스템을 구성되도록 하며, 배터리의 출력 손실은 배터리의 충방전이 진행됨에 따라 발생하기 때문에, 매 시간 배터리로 충전되는 출력을 하기의 식들을 통해서 산출할 수 있다.
또한, 배터리의 운용은 배터리의 안정성과 내구성 및 운용 효율을 고려하여 SOC(State Of Charge)에 제한을 두는 것이 바람직하며, SOC의 상한값으로 0.95, 하한값으로 0.2로 설정하는 것이 바람직하다.
Figure 112016022307050-pat00052
Figure 112016022307050-pat00053
Figure 112016022307050-pat00054
Figure 112016022307050-pat00055
Figure 112016022307050-pat00056
Figure 112016022307050-pat00057
Figure 112016022307050-pat00058
Figure 112016022307050-pat00059
(여기서, E : 배터리 개회로 전압(Open circuit voltage of a battery),
DOD : 배터리 방전 깊이(Depth Of Discharge),
n : 전기 배터리 개수(the number of electric battery),
k : 시간 상수(k = 1, 2, …)(iteration number),
IBAT : 배터리 전류(current of battery),
R : 내부 저항(internal resistance),
PBAT : 배터리 전력(power of battery),
CR : 배터리에서 없어진 전하량(total charge removed from a battery),
C1 : 배터리 방전시 손실 계수(loss oefficient of a battery discharge),
CP : 배터리의 Peukert 용량(Peukert capacity of a battery),
SOC : 배터리 충전 상태(State Of Chaege),
VBAT : 배터리 전압(voltage of a battery))
더불어, 매 시간 배터리로 방전되는 출력은 하기의 식들을 통해서 산출할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00060
Figure 112016022307050-pat00061
(여기서, C2 : 배터리 충전시 손실 계수(loss coefficient of a battery charge))
마지막으로 연료탱크 조건으로는 하기의 표 4에 정의된 연료탱크 물성치를 통해서, 충전압에 따른 연료탱크에 대한 선형 근사를 진행하는 것이 바람직하다.
이에 앞서서, 연료탱크는 재생연료전지 시스템의 주요 구성 중 하나로서, 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 충전가스(산소 또는 수소)의 양과 충전압에 따라 무게가 달라지게 된다.
또한, 일반적으로 충전압이 높을수록 부피가 감소하여, 탱크의 크기가 작아지므로 무게가 더 가벼울 것 같지만, 높은 충전압을 견뎌야 하기 때문에 연료탱크 강화를 위한 추가적인 강화재료로 인해 무게는 더 무거워지게 된다.
상세하게는, 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이, 더 높은 충전압을 가진 탱크가 더 무거운 영역이 존재함을 확인할 수 있다.
도 3 내지 도 6에 도시된 바와 같이, 수소의 경우, 연료탱크 1개당 충전수소의 양이 0.978kg 이상일 경우, 700bar의 충전압을 갖는 연료탱크가 바람직하고, 그 이하일 경우, 350bar의 충전압을 갖는 연료탱크가 바람직하다.
또한, 산소의 경우, 연료탱크 1개당 충전산소의 양이 15.5kg 이상일 경우, 700bar의 충전압을 갖는 연료탱크가 바람직하고, 그 이하일 경우, 350bar의 충전압을 갖는 연료탱크가 바람직하다.
더불어, 도 5에서의 0.8kg은 수소 연료탱크를 2개 사용할 경우, 1개의 연료탱크에 들어가는 최소 수소량을 의미하며 1.9kg은 수소 연료탱크를 1개만 사용할 경우, 연료탱크에 들어가는 최소 수소량을 의미한다.
도 6에서의 6.2kg은 산소 연료탱크를 2개 사용할 경우, 1개의 연료탱크에 들어가는 최소 산소량을 의미하며 15.2kg은 수소 연료탱크를 1개만 사용할 경우, 연료탱크에 들어가는 최소 산소량을 의미한다.
탱크 부피(L) 탱크 충전 압력(bar) 탱크 무게(kg)
40 350 12.47
45 350 14
40 700 20.25
60 700 28.88
80 700 37.5
상술한 바와 같이, 상기의 표 4에 정의된 연료탱크 물성치 자료를 토대로 350bar와 700bar의 충전압을 갖는 연료탱크에 대한 1차 선형 근사를 진행할 수 있다.
350bar에서의 수소 부피는 하기의 식을 통해 산출할 수 있으며,
Figure 112016022307050-pat00062
(여기서, VH2,350bar : 압력 350bar일 때 수소 부피,
R : 기체 상수,
T : 온도,
WH2 : 수소 무게,
MH2 : 수소 몰 질량,
P350bar : 압력 350bar)
700bar에서의 수소 부피는 하기의 식을 통해 산출할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00063
(여기서, VH2,700bar : 압력 700bar일 때 수소 부피,
R : 기체 상수,
T : 온도,
WH2 : 수소 무게,
MH2 : 수소 몰 질량,
P700bar : 압력 700bar)
또한, 350bar에서의 산소 부피는 하기의 식을 통해 산출할 수 있으며,
Figure 112016022307050-pat00064
(여기서, VO2,350bar : 압력 350bar일 때 산소 부피
R : 기체 상수,
T : 온도,
WO2 : 산소 무게,
MO2 : 산소 몰 질량,
P350bar : 압력 350bar)
700bar에서의 산소 부피는 하기의 식을 통해 산출할 수 있다.
Figure 112016022307050-pat00065
(여기서, Vo2 , 700bar : 압력 700bar 일 때 산소 부피
R : 기체 상수,
T : 온도,
WO2 : 산소 무게,
MO2 : 산소 몰 질량,
P700bar : 압력 700bar)
이를 통해 산출한 350bar에서의 수소 부피에 대한 연료탱크의 무게는 하기의 식과 같으며,
Figure 112016022307050-pat00066
(여기서, WH2,tank,350bar : 압력 350bar 일 때 수소 탱크 무게)
700bar에서의 수소 부피에 대한 연료탱크의 무게는 하기의 식과 같다.
Figure 112016022307050-pat00067
(여기서, WH2,tank,700bar : 압력 700bar 일 때 수소 탱크 무게)
또한, 350bar에서의 산소 부피에 대한 연료탱크의 무게는 하기의 식과 같으며,
Figure 112016022307050-pat00068
(여기서, WO2,tank,350bar : 압력 350bar 일 때 산소 탱크 무게)
7000bar에서의 산소 부피에 대한 연료탱크의 무게는 하기의 식과 같다.
Figure 112016022307050-pat00069
(여기서, WO2,tank,350bar : 압력 700bar 일 때 산소 탱크 무게)
상기 시뮬레이션 단계(S200)는 상기 모델링 단계(S100)를 통해서 태양전지 조건, 연료전지 조건, 수전해 조건, 배터리 조건 및 연료탱크 조건을 설정하여 모델링 진행한 결과에 따른 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템을 이용하여, 다수의 미리 설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 적용시킬 수 있다.
다수의 미리 설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로에 대한 비행 시뮬레이션을 수행할 수 있다.
본 발명에서는 비행고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로의 일 실시예로 도 7에 도시된 바와 같이, 정고도를 유지하는 비행경로(비행경로 실시예)를 적용하고 있으나, 이는 상술한 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 불과하다. 고도 유지 비행, 활공 비행 및 하강 비행 등을 다양하게 적용한 비행경로를 설정할 수도 있다.
상기 비행경로에 따른 하이브리드 무인항공기에서 필요로 하는 필요 출력은 하기의 표 5와 같다.
비행경로 실시예 : 정고도 유지 비행경로
비행 모드 필요 출력(kW) 시간(hr) 비고
상승 2.8 6 -
유지 1.7 44 18km
하강 2.8 4 -
상세하게는, 비행경로 실시예는 도 7에 도시된 바와 같이, 이륙 후 상승하여 성층권(18km)에 도달한 후, 고도를 유지하는 비행경로이다.
비행경로 실시예의 경우, 상승할 때 필요한 출력은 2.8kW이며, 이륙 후 18km에 도달할 때까지 6시간동안 지속적으로 상승비행함을 확인할 수 있다.
이 후, 18km에 도달한 후, 착륙 하강 비행을 하기 전까지 44시간 동안 고도를 유지하게 되며, 이 경우 하이브리드 무인항공기에서 고도 유지를 위한 필요 출력은 1.7kW임을 확인할 수 있다.
또한, 착륙을 위한 하강비행 시, 하이브리드 무인항공기에서의 필요 출력은 2.8kW이며, 4시간동안 지속적으로 하강비행함을 확인할 수 있다.
이를 통해서, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 다수의 미리 설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성 별로 상술한 비행 고도의 변화를 갖는 미리 설정된 비행경로, 즉, 비행경로 실시예에 따라서, 상기 모델링 단계(S100)에서 설정된 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템의 조건을 갖는 하이브리드 무인항공기로 비행 시뮬레이션을 수행하게 된다.
이 때, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 비행 시뮬레이션을 통해서, 하이브리드 무인항공기에서 필요로 하는 출력값, 태양전지 출력값, 연료전지의 출력값, 태양전지를 통해서 수전해 장비로 공급되는 출력값 및 재생연료전지 시스템의 무게에 대한 비행 시뮬레이션 결과값을 출력하여, 상기 분석 단계(S300)에서 상술한 비행 시뮬레이션 결과값들을 이용하여 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크의 조건을 산출할 수 있다.
여기서, 다수의 미리 설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성은 하기의 표 6과 같다.
Case
구성 		연료탱크-제 1 실시예 연료탱크-제 2 실시예 연료탱크-제 3 실시예 연료탱크-제 4 실시예 연료탱크-제 5 실시예 연료탱크-제 6 실시예
연료전지 ○ ○ ○ ○ ○ ×
수소탱크 수 1 1 2 2 1 ×
산소탱크 수 1 2 1 2 1 ×
수전해 ○ ○ ○ ○ × ×
배터리 × × × × × ○
상기의 표 6에 대해서 상세하게는, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예는 수소 연료탱크, 산소 연료탱크의 개수에 따른 다양한 실시예이며, 연료탱크-제 5 실시예는 연료전지 단일 시스템의 실시예이고, 연료탱크-제 6 실시예는 배터리 단일 시스템의 실시예이다.
즉, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예를 적용한 하이브리드 무인항공기는 태양전지-재생연료전지 기반 무인항공기이며, 연료탱크-제 5 실시예를 적용한 하이브리드 무인항공기는 태양전지-연료전지 기반 무인항공기이고, 연료탱크-제 6 실시예를 적용한 하이브리드 무인항공기는 태양전지-배터리 기반 무인항공기이다.
또한, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 5 실시예의 수소 연료탱크, 산소 연료탱크의 상세 구성은 하기의 표 7과 같다.
Case
구성 		연료탱크-제 1 실시예 연료탱크-제 2 실시예 연료탱크 - 제 3 실시예 연료탱크-제 4 실시예 연료탱크-제 5 실시예
수소탱크 압력(bar) 700 700 350 350 700
수소탱크 부피(L) 32 32 26 26 32
수소 무게(kg) 1.9 1.9 1.6 1.6 1.9
수소탱크 무게(kg) 16.8 16.8 15.8 15.8 16.8
Case
구성 		연료탱크-제 1 실시예 연료탱크-제 2 실시예 연료탱크-제 3 실시예 연료탱크-제 4 실시예 연료탱크-제 5 실시예
산소탱크 압력(bar) 350 350 350 350 350
산소탱크 부피(L) 32 13 32 13 32
산소 무게(kg) 15.2 12.4 15.2 12.4 15.2
산소탱크 무게(kg) 9.84 7.52 9.84 7.52 9.84
상기 시뮬레이션 단계(S200)는 비행 시뮬레이션에 앞서서, 모든 실시예에 대해 이륙 전 하이브리드 무인항공기의 전체 무게는 150kg으로 동일하다고 가정함으로써, 이륙 시 필요한 출력을 동일하게 맞추어 상기 분석 단계(S300)에서 출력 시스템의 제한 무게에 가장 적합한 연료탱크 실시예를 판단할 수 있다.
상기 분석 단계(S300)는 상기 시뮬레이션 단계(S200)의 비행 시뮬레이션 결과값을 이용하여, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석할 수 있다.
즉, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 다수의 미리 설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성 별로(연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예), 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로(비행경로 실시예)로 비행 시뮬레이션을 수행하고,
상기 분석 단계(S300)는 비행 시뮬레이션 결과값인 하이브리드 무인항공기에서 필요로 하는 출력값, 태양전지 출력값, 연료전지의 출력값, 태양전지를 통해서 수전해 장비로 공급되는 출력값 및 재생연료전지 시스템의 무게을 이용하여, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석하여, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계값을 산출할 수 있다.
이 때, 재생연료전지 시스템와의 비교를 위해, 연료탱크-제 5 실시예(연료전지 시스템의 연료탱크 구성) 및 연료탱크-제 6 실시예(배터리 시스템의 연료탱크 구성)를 비행 시뮬레이션을 수행하여 이에 따른 결과값을 산출할 수 있다.
상기 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값인 하이브리드 무인항공기에서 필요로 하는 출력값, 태양전지 출력값, 연료전지의 출력값, 태양전지를 통해서 수전해 장비로 공급되는 출력값을 분석한 결과는 아래와 같다.
상세하게는, 도 10은 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예를 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성으로 적용시켜, 비행경로 실시예에 의한 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서의 시간에 따른 출력값을 나타낸 도면이다. 도 10의 붉은 선은 태양전지 출력값, 초록 선은 수전해 장비에 들어오는 총 공급 출력값, 검은 선은 하이브리드 무인항공기의 필요 출력값, 파란선은 연료전지 출력값을 의미한다.
상세하게는, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예의 경우, 주간에는 태양전지 시스템에서 하이브리드 무인항공기의 필요 출력값을 메인이 되어 공급해주면서, 부족한 출력값만큼을 재생연료전지 시스템의 연료전지가 보조해주고 있음을 알 수 있다.
또한, 태양전지 시스템에서 하이브리드 무인항공기로 공급해주고 남은 출력(잉여 출력)은 수전해 장비로 공급되어 수소와 산소를 생성함으로써, 야간에 연료전지 시스템에서 수소와 산소를 전기분해하여 하이브리드 무인항공기의 필요 출력을 공급함을 알 수 있다.
또한, 도 11은 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 5 실시예를 하이브리드 무인항공기의 연료전지 시스템의 연료탱크 구성으로 적용시켜, 비행경로 실시예에 의한 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서의 시간에 따른 출력값을 나타낸 도면이다. 도 11의 붉은 선은 태양전지 출력값, 검은 선은 하이브리드 무인항공기의 필요 출력값, 파란선은 연료전지 출력값을 의미한다.
상세하게는, 연료탱크-제 5 실시예의 경우, 주간에는 태양전지 시스템을 통해서 하이브리드 무인항공기의 필요 출력을 메인이 되어 공급해주면서, 부족한 출력만큼을 연료전지 시스템의 연료전지가 보조해주고 있으며, 야간에는 연료전지 시스템에서 하이브리드 무인항공기의 필요 출력을 공급함을 알 수 있다.
마지막으로, 도 12는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 6 실시예를 하이브리드 무인항공기의 배터리 시스템으로 적용시켜, 비행경로 실시예에 의한 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서의 시간에 따른 출력값을 나타낸 도면이다. 도 12의 붉은 선은 태양전지 출력값, 검은 선은 하이브리드 무인항공기의 필요 출력값, 파란선은 배터리 출력값을 의미한다.
상세하게는, 연료탱크-제 6 실시예의 경우, 주간에는 태양전지 시스템을 통해서 하이브리드 무인항공기의 필요 출력을 메인이 되어 공급해주면서, 부족한 출력만큼을 배터리가 보조해주고 있음을 알 수 있으며, 배터리를 통해서 하이브리드 무인항공기의 필요 출력을 공급함을 알 수 있다.
이와 같이, 상기 분석 단계(S300)에서의 비행 시뮬레이션 분석 결과, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부는 도 10 내지 도 12에 도시된 바와 같이, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 6 실시예를 적용시킨 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템 모두, 하이브리드 무인항공기에서 시간에 따라 필요로 하는 출력을 안정적으로 공급함을 알 수 있다.
또한, 상기 분석 단계(S300)에서 비행 시뮬레이션 결과값인 재생연료전지 시스템의 무게을 분석한 결과는 아래와 같다.
이 때, 상술한 바와 같이, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 6 실시예 중 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예는 태양전지-재생연료전지 기반 하이브리드 시스템이고, 연료탱크-제 5 실시예는 태양전지-연료전지 기반 하이브리드 시스템이며, 연료탱크-제 6 실시예는 태양전지-배터리 기반 하이브리드 시스템이다.
상세하게는, 도 13은 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 6 실시예를 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템으로 적용시켜, 비행경로 실시예에 의한 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서 분석한 보조 출력 시스템의 무게를 나타낸 도면이다. 도 13의 붉은 선은 미리 설정한 보조 출력 시스템의 제한 무게인 63kg을 의미한다.
상세하게는, 비행경로 실시예의 경우, 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 6 실시예 모두 보조 출력 시스템의 제한 무게 기준을 충족하지 못한 것을 알 수 있다.
하기의 표 8은 보조 출력 시스템의 제한 무게 기준을 충족하는 연료탱크-제 2 실시예, 연료탱크-제 4 실시예 및 연료탱크-제 5 실시예의 보조 출력 시스템의 상세 구성을 다시 한번 정리한 것으로서, 연료탱크-제 2 실시예, 연료탱크-제 4 실시예는 태양전지-재생연료전지 기반 하이브리드 시스템이고, 연료탱크-제 5 실시예는 태양전지-연료전지 기반 하이브리드 시스템이다.
Case
구성 		연료탱크-제 2 실시예 연료탱크-제 4 실시예 연료탱크-제 5 실시예
수소탱크 압력(bar) 700 350 700
수소탱크 부피(L) 32 26 32
수소탱크 수 1 2 1
수소 무게(kg) 1.9 1.6 1.9
수소탱크 무게(kg) 16.8 15.8 16.8
Case
구성 		연료탱크-제 2 실시예 연료탱크-제 4 실시예 연료탱크-제 5 실시예
산소탱크 압력(bar) 350 350 350
산소탱크 부피(L) 13 13 32
산소탱크 수 2 2 1
산소 무게(kg) 12.4 12.4 15.2
산소탱크 무게(kg) 7.52 7.52 9.84
도 14는 보조 출력 시스템의 제한 무게 기준을 충족하는 연료탱크-제 2 실시예, 연료탱크-제 4 실시예 및 연료탱크-제 5 실시예의 보조 출력 시스템의 상세 구성 무게를 정리한 도면이다. 도 14에 도시된 바와 같이, 연료탱크-제 2 실시예는 최소 부피 재생연료전지 시스템의 보조 출력 시스템이며, 연료탱크-제 4 실시예는 최소 무게 재생연료전지 시스템의 보조 출력 시스템이고, 연료탱크-제 5 실시예는 가장 가볍긴 하지만, 고고도 장기체공을 고려할 경우, 배터리의 비에너지가 낮아서 배터리 추가로 인해 무게가 크게 증가하기 때문에 좋은 실시예는 아니다.
수소의 경우, 수소 기체의 무게보다 수소 연료탱크의 무게가 전체 보조 출력 시스템의 무게에 큰 영향을 끼침을 확인할 수 있으며, 산수의 경우, 산소 연료탱크의 무게보다 산소 기체의 무게가 전체 보조 출력 시스템의 무게에 큰 영향을 끼침을 확인할 수 있다. 이에 따라, 보조 출력 시스템의 부피를 고려할 경우, 연료탱크-제 2 실시예를 보조 출력 시스템으로 적용시키는 것이 바람직하고, 보조 출력 시스템의 무게를 고려할 경우, 연료탱크-제 4 실시예를 보조 출력 시스템으로 적용시키는 것이 바람직하다.
도 15는 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 5 실시예를 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템으로 적용시켜 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서 분석한 시간에 따른 수소량의 변화를 나타낸 도면이고,
도 16은 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 5 실시예를 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템으로 적용시켜 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서 분석한 시간에 따른 산소량의 변화를 나타낸 도면이다.
도 17은 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예를 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템으로 적용시켜 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서 분석한 시간에 따른 물의 양의 변화를 나타낸 도면이고,
도 18은 상기 시뮬레이션 단계(S200)에서 연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예를 하이브리드 무인항공기의 보조 출력 시스템으로 적용시켜 비행 시뮬레이션을 수행함에 따른 상기 분석 단계(S300)에서 분석한 시간에 따른 전제 보조 출력 시스템의 무게 변화를 나타낸 도면이다.
도 17에 도시된 바와 같이, 고고도 장기체공을 수행할 경우, 물의 부족을 예측할 수 있으며, 도 18에 도시된 바와 같이, 보조 출력 시스템을 재생연료전지 시스템으로 구성할 경우, 모든 경우에 대해 재생연료전지 시스템의 무게 변화를 예측할 수 있다. 그렇지만, 낮 동안 물을 전기분해하여 수소와 산소를 생성하고, 밤 동안 수소와 산소를 사용하여 물을 만들어내기 때문에 가장 이상적인 경우라면, 재생연료전지 시스템의 무게 변화가 없는 것이 바람직하다.
그렇지만, 비행 시뮬레이션 결과, 수전해 장비의 낮은 성능에 인해 버려지는 수소와 산소가 존재하고, 물의 증발 및 물의 사용에 있어서의 효율 문제로 인하여, 재생연료전지 시스템의 무게는 유지되지 못하고 시간이 지남에 따라 감소함을 확인할 수 있다.
이에 따라, 전제 하이브리드 무인항공기의 무게가 변함에 따라, 필요 출력에도 변화가 발생하지만, 하이브리드 무인항공기의 무게가 증가하지 않고 감소하기 때문에, 예측된 필요 출력 이상의 출력이 요구되지는 않음을 판단할 수 있다.
다시 말하자면, 상기 시뮬레이션 단계(S200)는 다수의 미리 설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성 별로(연료탱크-제 1 실시예 내지 연료탱크-제 4 실시예), 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 미리 설정된 비행경로(비행경로 실시예)로 비행 시뮬레이션을 수행하고,
상기 분석 단계(S300)는 비행 시뮬레이션 결과값인 하이브리드 무인항공기에서 필요로 하는 출력값, 태양전지 출력값, 연료전지의 출력값, 태양전지를 통해서 수전해 장비로 공급되는 출력값 및 재생연료전지 시스템의 무게을 이용하여, 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석하여, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계값을 산출할 수 있다.
이 때, 재생연료전지 시스템와의 비교를 위해, 연료탱크-제 5 실시예(연료전지 시스템의 연료탱크 구성) 및 연료탱크-제 6 실시예(배터리 시스템의 연료탱크 구성)를 비행 시뮬레이션을 수행하여 이에 따른 결과값을 산출할 수 있다.
즉, 다시 말하자면, 본 발명의 일 실시예에 따른 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법은 성층권에서 재생연료전지와 태양전지 기반 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공 목표를 달성하기 위한, 재생연료전지 시스템에 이용되는 수소와 산소를 저장하는 연료탱크(가스탱크)의 구성을 다양한 실시예로 시뮬레이션 진행하여, 최적의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 산출함으로써, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공이 가능함을 판단할 수 있다.
이상과 같이 본 발명에서는 구체적인 구성 소자 등과 같은 특정 사항들과 한정된 실시예 도면에 의해 설명되었으나 이는 본발명의 보다 전반적인 이해를 돕기 위해서 제공된 것 일 뿐, 본 발명은 상기의 일 실시예에 한정되는 것이 아니며, 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이러한 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다.
따라서, 본 발명의 사상은 설명된 실시예에 국한되어 정해져서는 아니 되며, 후술하는 특허 청구 범위뿐 아니라 이 특허 청구 범위와 균등하거나 등가적 변형이 있는 모든 것들은 본 발명 사상의 범주에 속한다고 할 것이다.
S100 내지 S400 : 본 발명의 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법의 각 단계

Claims (4)

  1. 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 태양전지 시스템과 재생연료전지 기반 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법에 있어서,
    하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공을 위한 필요 전력을 공급하는 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템의 설계변수를 입력받으며, 입력받은 설계변수와 기저장되어 있는 설계변수 간의 기설정된 상관식들을 통해서 모델링을 수행하는 모델링 단계(S100);
    상기 모델링 단계(S100)에서의 모델링 결과에 따른 태양전지 시스템과 재생연료전지 시스템을 이용하여, 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성을 적용시켜 비행 고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 대한 비행 시뮬레이션을 수행하여, 각 비행 시뮬레이션 별 하이브리드 무인항공기에서 필요로 하는 출력값, 태양전지 출력값, 연료전지의 출력값, 태양전지를 통해서 수전해 장비로 공급되는 출력값 및 재생연료전지 시스템의 무게를 결과값으로 산출하는 시뮬레이션 단계(S200); 및
    상기 시뮬레이션 단계(S200)에 의한 각 비행 시뮬레이션의 결과값을 이용하여 상기 다수의 기설정된 재생연료전지 시스템의 연료탱크 구성별로 비행고도의 변화를 갖는 다수의 기설정된 비행경로에 따른 하이브리드 무인항공기의 필요 전력 공급 가능 여부와 재생연료전지 시스템의 목표 무게 달성 여부를 분석하여, 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공에 가장 적합한 재생연료전지 시스템의 연료탱크를 산출하는 분석 단계(S300);
    로 이루어지는 것을 특징으로 하는 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 모델링 단계(S100)는
    상기 태양전지 시스템의 설계변수로, 상기 태양전지 스펙을 포함하여 설정하고,
    상기 재생연료전지 시스템의 설계변수로, 상기 재생연료전지 시스템에 포함되는 연료전지 스펙, 수전해 스펙, 배터리 스펙 및 연료탱크 스펙을 포함하여 설정하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 무인항공기의 재생연료전지 시스템의 연료탱크 설계 방법.
  3. 삭제
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