KR101815287B1 - 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템 - Google Patents

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Abstract

본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템은, 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지를 생성하는 연료전지; 상기 연료전지의 출력단에 연결되어, 상기 연료전지가 출력하는 직류전압을 승압시키는 DC-DC 부스트 컨버터; 상기 DC-DC 부스트 컨버터의 출력단에 연결되며, 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지가 저장된 배터리; 및 상기 DC-DC 부스트 컨버터의 출력단 및 상기 배터리의 출력단에 연결되며, 상기 DC-DC 부스트 컨버터 및 상기 배터리로부터 각각 전기에너지를 공급받아, 상기 전기에너지를 기계적 에너지로 변환하여 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는 무인항공기 구동부;를 포함하여 구성될 수 있다. 본 발명에 의하면, 연료전지와 배터리가 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는 무인항공기 구동부에 전기에너지를 함께 공급할 수 있기 때문에, 무인항공기의 크기나 무게 증가는 최소화하면서도 무인항공기의 비행시간은 크게 늘릴 수 있게 된다.

Description

무인항공기용 하이브리드 전력 시스템{HYBRID POWER SYSTEM FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE}
본 발명은 무인항공기 구동부에서 무인항공기의 비행에 필요한 추진력(propulsion)을 발생시키기 위하여, 연료전지(fuel cell)와 배터리가 상기 무인항공기 구동부에 전기에너지를 함께 공급하도록 설계된 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템에 관한 것이다.
무인항공기는 당초 군사용으로 개발되었으나, 현재는 군사용뿐만 아니라 일반 기업이나 개인 등 민간분야에도 널리 확산되어 다방면으로 이용되고 있다. 예를 들어, 무인항공기는 무선전파를 통해 작동되기 때문에 사람이 접근하기 힘든 위험지역에 투입되어 각종 정보를 수집하거나 무인 택배 서비스를 제공한다.
다만, 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위해 무인항공기에 탑재되어 있는 에너지 저장 장치(예를 들어, 배터리)는 그 전력 용량이 제한되어 있어 무인항공기의 비행시간에 큰 제약을 가져오게 된다. 이에 따라, 무인항공기의 비행시간을 늘리기 위한 방안으로서 에너지 저장 장치의 용량을 늘리는 방안을 고려해 볼 수 있으나, 이 경우에는 무인항공기의 크기와 무게도 크게 증가시킨다는 문제점이 있다.
한편, 근래 들어 배터리와 연료전지의 조합을 활용한 전력 시스템이 하이브리드 전기 자동차(HEV) 분야에서 활발히 연구 개발되고 있다. 다만 이 분야에서 주로 연구 개발되고 있는 주제는 수소 압력 탱크를 필수적으로 요구하는 양성자 교환막(Proton Exchange Membrane; PEM) 연료전지 기술로서, 이 기술을 무인항공기의 전력 시스템에 그대로 적용(즉, 무인항공기에 수소 압력 탱크를 구비)할 경우에는 이 역시 무인항공기의 크기와 무게를 크게 증가시키는 요인이 되고 만다.
한국등록특허공보 제10-1052599호(공개일: 2011.07.22.)
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로서, 본 발명은 무인항공기의 비행에 필요한 전기에너지 공급원으로서 배터리뿐만 아니라 연료전지를 함께 구비시킴으로써, 무인항공기의 크기와 무게 증가는 최소화하면서도 무인항공기의 비행시간은 크게 늘릴 수 있는 전력 시스템을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
또한, 본 발명은 연료전지가 출력하는 직류전압을 승압시킴으로써 연료전지에 의해 공급되는 전기에너지를 증가시킬 수 있는 전력 시스템을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템은, 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지를 생성하는 연료전지; 상기 연료전지의 출력단에 연결되어, 상기 연료전지가 출력하는 직류전압을 승압시키는 DC-DC 부스트 컨버터; 상기 DC-DC 부스트 컨버터의 출력단에 연결되며, 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지가 저장된 배터리; 및 상기 DC-DC 부스트 컨버터의 출력단 및 상기 배터리의 출력단에 연결되며, 상기 DC-DC 부스트 컨버터 및 상기 배터리로부터 각각 전기에너지를 공급받아, 상기 전기에너지를 기계적 에너지로 변환하여 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는 무인항공기 구동부;를 포함하여 구성될 수 있다.
여기서, 상기 배터리는 리튬-폴리머 전지인 것이 바람직하다.
여기서, 상기 연료전지는 애노드 전극이 금속이고, 캐소드 전극에는 공기 중의 산소가 공급되는 금속 공기 연료전지인 것이 바람직하며, 이 때 상기 애노드 전극은 마그네슘에 알루미늄 또는 아연이 도핑된 합금인 것이 바람직하다.
그리고 상기 DC-DC 부스트 컨버터는 단상 DC-DC 부스트 컨버터일 수 있으며, 상기 단상 DC-DC 부스트 컨버터는, 일단이 상기 연료전지의 일단과 연결되는 인덕터; 일단은 상기 인덕터의 타단과 연결되고, 타단은 상기 무인항공기 구동부의 일단에 연결되는 다이오드; 일단은 상기 인덕터의 타단 및 상기 다이오드의 일단과 연결되고, 타단은 상기 연료전지의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 타단과 연결되는 스위치; 및 일단은 상기 다이오드의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 일단과 연결되고, 타단은 상기 연료전지의 타단, 상기 스위치의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 타단과 연결되는 커패시터;를 포함하여 구성될 수 있다.
또는, 상기 DC-DC 부스트 컨버터는 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터일 수 있으며, 상기 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터는, 일단이 상기 연료전지의 일단과 연결되는 인덕터부; 일단은 상기 인덕터부의 타단과 연결되고, 타단은 상기 무인항공기 구동부의 일단에 연결되는 다이오드부; 일단은 상기 인덕터부의 타단 및 상기 다이오드부의 일단과 연결되고, 타단은 상기 연료전지의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 타단과 연결되는 스위치부; 및 일단은 상기 다이오드부의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 일단과 연결되고, 타단은 상기 연료전지의 타단, 상기 스위치부의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 타단과 연결되는 커패시터;를 포함하여 구성될 수 있다.
본 발명에 의하면 무인항공기 구동부가 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는데 있어서, 배터리 이외에 연료전지가 상기 무인항공기 구동부에 전기에너지를 공급하기 때문에, 무인항공기의 크기와 무게 증가는 최소화하면서도 무인항공기의 비행시간은 크게 늘릴 수 있게 된다.
또한, 본 발명은 연료전지가 출력하는 직류전압을 DC-DC 부스트 컨버터로 승압시키도록 구성되기 때문에, DC-DC 부스트 컨버터가 없는 전력 시스템에 비해 무인항공기 구동부에 보다 큰 전기에너지를 전달해줄 수 있으며, 이에 따라 무인항공기의 비행시간을 크게 늘릴 수 있게 된다.
도 1은 본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 2는 단상 DC-DC 부스트 컨버터를 이용한 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템을 나타낸 도면이다.
도 3은 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터를 이용한 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템을 나타낸 도면이다.
도 4는 도 3에 나타낸 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터 중 스위치부의 구동 신호 시퀀스를 나타낸 도면이다.
도 5는 도 2에 나타낸 단상 DC-DC 부스트 컨버터의 입력 리플 전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이다.
도 6은 도 3에 나타낸 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터의 입력 리플 전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이다.
도 7은 도 3에 나타낸 전력 시스템에서의 부하전류, 연료전지전류 및 배터리전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이다.
도 8은 도 3에 나타낸 전력 시스템에서 연료전지 및 DC-DC 부스트 컨버터를 제외한 시스템에서의 부하전류 및 배터리전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이다.
도 9는 도 3에 나타낸 전력 시스템에서의 배터리 충전상태(State Of Charge; SOC)와, 도 3에 나타낸 전력 시스템에서 연료전지 및 DC-DC 부스트 컨버터를 제외한 전력 시스템에서의 배터리 충전상태를 시뮬레이션을 통해 서로 비교하여 나타낸 결과이다.
이하, 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템에 대해 상세하게 설명한다. 첨부한 도면들은 통상의 기술자에게 본 발명의 기술적 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것으로서, 본 발명은 첨부한 도면들만으로 한정되는 것이 아니라 본 발명의 기술적 사상을 변화시키지 않는 범위 내에서 다른 형태로 구체화될 수 있다. 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있는 공지 기능 및 구성에 대해서는 그 상세한 설명을 생략하기로 한다.
도 1은 본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템을 개략적으로 나타낸 도면이다.
도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템은, 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지를 생성하는 연료전지(100), 연료전지(100)의 출력단에 연결되어 연료전지(100)가 출력하는 직류전압을 승압시키는 DC-DC 부스트 컨버터(200), DC-DC 부스트 컨버터(200)의 출력단에 연결되며 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지가 저장되어 있는 배터리(300), DC-DC 부스트 컨버터(200)의 출력단 및 배터리(300)의 출력단에 연결되며, DC-DC 부스트 컨버터(200) 및 배터리(300)로부터 각각 전기에너지를 공급받아 상기 전기에너지를 기계적 에너지로 변환하여 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는 무인항공기 구동부(400)를 포함하여 구성될 수 있다.
여기서, 배터리(300)는 재충전하여 사용하는 것이 불가한 1차전지 또는 재충전하여 사용할 수 있는 2차전지를 의미하며, 2차전지로는 니켈-카드뮴 전지, 리튬이온 전지, 니켈-수소 전지, 리튬-설파 전지, 리튬-폴리머 전지 등을 이용할 수 있다. 다만 본 발명에 따른 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템에는 이들 배터리(300) 중에서 리튬-폴리머 전지를 사용하는 것이 바람직한데, 이는 리튬-폴리머 전지는 다른 배터리에 비해 얇은 형태로 제작이 가능하고 에너지 밀도가 크기 때문에 크기 대비 전력 생성효율이 가장 우수하기 때문이다.
무인항공기 구동부(400)는 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는 역할을 하며, 예를 들어 전기에너지(또는, 전력)를 공급받아 이를 기계적 에너지로 변환시키는 구동모터(driving motor) 등이 이에 해당될 수 있다.
무인항공기의 비행을 위해 종래에는 무인항공기 구동부(400)에 배터리(300)만을 연결한 시스템, 즉 배터리(300)에 저장된 전기에너지만을 무인항공기 구동부(400)에 공급하여 추진력을 발생시키도록 한 시스템을 사용해 왔다. 하지만 이 경우에는 배터리(300)의 전력 용량이 제한되어 있어 무인항공기의 비행시간에 큰 제약을 가하게 된다. 이에 따라, 본 발명에서는 무인항공기의 크기, 무게 및 가격을 크게 증가시키지 않으면서도 무인항공기의 비행시간은 늘리기 위하여, 배터리(300) 이외에 연료전지(100)를 전기에너지의 공급원으로서 추가한 하이브리드 전력 시스템을 제안한다.
연료전지(100)는 전극(애노드 전극 및 캐소드 전극) 및 전해질을 같은 용기 속에 넣고, 애노드 전극 및 캐소드 전극에서 발생하는 산화환원 반응에 따라 전기에너지를 얻는다. 하이브리드 전기자동차 분야에서 일반적으로 사용되는 연료전지는 수소와 산소의 반응에 의해 전기에너지를 얻는 형태이나, 이 경우에는 수소 압력 탱크가 필수적으로 요구되기 때문에 무인항공기와 같은 소형 기기에서 이와 같은 형태의 연료전지를 사용하게 되면 무인항공기의 크기, 무게 및 가격을 크게 증가시키게 되는 요인이 된다.
이에 따라, 본 발명에 따른 전력 시스템에서 사용되는 연료전지(100)는 금속 공기 연료전지(Metal Air Fuel Cell; MAFC)인 것이 바람직하다.
금속 공기 연료전지는 전해질 내에서 금속과 공기 중의 산소가 서로 반응하여 생성되는 전자를 집전하여 전기에너지를 생성하는 것으로, 이러한 금속 공기 연료전지는 다른 형태의 연료전지에 비해 전기화학 에너지 변환 효율이 높다. 또한, 금속 공기 연료전지는 전자를 생성하기 위한 반응계의 구조가 간소하여(예를 들어, 수소를 에너지원으로 사용하지 않으므로 별도의 수소 압력 탱크를 구비할 필요가 없음) 무인항공기와 같은 소형기기에 탑재될 경우 다른 형태의 연료전지에 비해 소비전력의 절감 및 무게의 경량화를 이룰 수 있게 된다.
금속 공기 연료전지의 전극 중에서 캐소드 전극(통상 공기 캐소드(air cathode)라고 칭해짐)에는 공기 중의 산소 공급이 이루어진다. 금속 공기 연료전지가 높은 에너지 변환 효율을 갖기 위해서는 캐소드 전극에서의 화학반응이 신속하게 이루어져야 하고 캐소드 전극이 높은 전기전도성을 가져야 하는데, 이를 위해 캐소드 전극은 카본시트의 일측에 금속망을 구비하여 이루어지는 것이 바람직하다.
한편, 금속 공기 연료전지의 전극 중에서 애노드 전극은 금속으로 이루어지며, 애노드 전극과 캐소드 전극 사이에서는 산화환원반응이 일어나 애노드 전극에 집전된 전자가 캐소드 전극으로 이동하면서 전기에너지를 발생시키게 된다.
금속 공기 연료전지에서 애노드 전극은 그 자체가 에너지원으로 작용하기 때문에, 애노드 전극으로 사용될 금속을 선택하는 것은 매우 중요하다. 이론적으로 마그네슘(Mg)은 수소에 비해 높은 유도전류 용량(Faradic capacity; 2.2Ag g-1), 높은 비에너지(specific energy; 6.8kWh kg-1) 및 높은 음의 표준전극전위(negative standard electrode potential; -2.3V)를 갖기 때문에, 금속 공기 연료전지의 애노드 전극으로서 마그네슘을 사용하는 것이 바람직하다.
다만, 실제 사용에 있어서 마그네슘 전극의 음 전위는 마그네슘 상에 형성되는 패시브 층(passive layer)인 Mg(OH)2로 인해 화학반응이 일어나는 표면적이 작고 불순물에 의한 자체 부식이 일어나기 쉽다.
따라서, 이러한 마그네슘 전극의 특성을 개선하기 위해서는 순(pure) 마그네슘(99.9 wt%)에 알루미늄(Al) 또는 아연(Zn)과 같은 금속 원소가 도핑된 합금을 애노드 전극으로 사용하는 것이 바람직하며, 이러한 합금으로 이루어진 애노드 전극을 금속 공기 연료전지에 사용할 경우에는 다른 종류의 애노드 전극을 사용한 금속 공기 연료전지에 비해 애노드 전극과 캐소드 전극 간 산화환원반응이 크게 활성화될 수 있어 금속 공기 연료전지가 비교적 높은 에너지 변환 효율을 가질 수 있고, 부식 저항(corrosion resistance)이 커져 애노드 전극에서 발생하는 자체 부식이 크게 감소될 수 있다.
금속 공기 연료전지에 사용되는 전해질로는 NaCl, MgCl2 등이 있으며, 동일한 시간동안 많은 양의 전기에너지를 얻기 위해서는 용기 내에 고 활성화된 고체 전해질 촉매(solid electrolyte catalyst)를 투입하는 것이 바람직하다.
통상적으로 연료전지(100)는 정상상태(steady state) 중에는 전력 특성이 우수하나, 순간적인 피크 전력이 요구되는 경우에는 동적 응답(dynamic response) 특성이 다소 느리게 나타난다. 이에 따라, 연료전지(100)를 DC 버스(DC bus)를 통해 DC-DC 부스트 컨버터(200)와 연결시키는 것이 바람직하다.
도 2는 단상 DC-DC 부스트 컨버터를 이용한 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템을 나타낸 도면이다.
즉, 도 2에 나타낸 DC-DC 부스트 컨버터(200)는 단상 DC-DC 부스트 컨버터이며, 상기 단상 DC-DC 부스트 컨버터는, 일단이 연료전지(100)의 일단과 연결되는 인덕터(21), 일단은 인덕터(21)의 타단과 연결되고 타단은 무인항공기 구동부(400)의 일단에 연결되는 다이오드(22), 일단은 인덕터(21)의 타단 및 다이오드(22)의 일단과 연결되고 타단은 연료전지(100)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 타단과 연결되는 스위치(예를 들어, MOSFET, IGBT 등)(23), 일단은 다이오드(22)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 일단과 연결되고 타단은 연료전지(100)의 타단, 스위치(23)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 타단에 연결되는 커패시터(24)를 포함하여 구성될 수 있다. 여기서, 배터리(300)는 구체적으로 그 일단(양극)이 다이오드(22)의 타단, 커패시터(24)의 일단 및 무인항공기 구동부(400)의 일단과 연결되고, 배터리(300)의 타단(음극)은 연료전지(100)의 타단, 스위치(23)의 타단, 커패시터(24)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 타단과 연결된다.
스위치(23)가 온(ON) 상태일 경우에는 연료전지(100), 인덕터(21) 및 스위치(23)로 구성된 루프를 따라서만 전류가 흐르게 되며, 이 때 인덕터(21)에는 자기장의 형태로 전기에너지가 저장되게 된다.
그 후 스위치(23)가 오프(OFF) 상태가 되면 인덕터(21)에 역기전력이 발생하게 되면서 연료전지(100)의 전압과 인덕터(21)의 전압이 서로 더해진 전압(즉, 연료전지(100)가 출력하는 직류전압이 승압됨)이 무인항공기 구동부(400)에 가해지게 되며, 인덕터(21)에 저장된 전기에너지가 다이오드(22)를 통해 무인항공기 구동부(400)에 전달된다. 이 때, 커패시터(24)는 승압된 전압을 충전하고 평활화하는 역할을 한다.
한편, 도 3은 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터를 이용한 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템을 나타낸 도면이다.
즉, 도 3에 나타낸 DC-DC 부스트 컨버터(200)는 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터이며, 상기 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터는, 3개의 인덕터(L1, L2, L3)가 서로 병렬로 연결되어 있으며 일단이 연료전지(100)의 일단과 연결되는 인덕터부(210), 일단은 인덕터부(210)의 타단과 연결되고 타단은 무인항공기 구동부(400)의 일단에 연결되는 다이오드부(220), 일단은 인덕터부(210)의 타단 및 다이오드부(220)의 일단과 연결되고 타단은 연료전지(100)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 타단과 연결되는 스위치부(예를 들어, 스위치부를 구성하는 각 스위치는 MOSFET, IGBT 등일 수 있음)(230), 일단은 다이오드부(220)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 일단과 연결되고 타단은 연료전지(100)의 타단, 스위치부(230)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 타단에 연결되는 커패시터(240)를 포함하여 구성될 수 있다. 여기서, 커패시터(240)는 승압된 전압을 충전하고 평활화하는 역할을 한다. 그리고 배터리(300)는 구체적으로 그 일단(양극)이 다이오드부(220)의 타단, 커패시터(240)의 일단 및 무인항공기 구동부(400)의 일단과 연결되고, 배터리(300)의 타단(음극)은 연료전지(100)의 타단, 스위치부(230)의 타단, 커패시터(240)의 타단 및 무인항공기 구동부(400)의 타단과 연결된다.
도 4는 도 3에 나타낸 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터 중 스위치부의 구동 신호 시퀀스를 나타낸 도면으로서, 스위칭 제어(switching control)는 각 스위치마다 120˚ 간격으로 이루어지도록 설정하였고, 모든 스위치(Sw1, Sw2, Sw3)의 듀티 사이클(duty cycle)은 서로 동일한 것으로 설정하였다.
우선, t < T0 구간에서는 스위치부(230)를 구성하는 세 개의 스위치 Sw1, Sw2, Sw3가 모두 오프 상태에 있기 때문에, 인덕터부(210)에 저장되는 전기에너지는 존재하지 않는다.
다음으로 t=T0에서는 세 개의 스위치 중 Sw1만 턴온(turn on)되며, 이에 따라 T0 ≤ t < T1 구간에서는 인덕터부(210)를 구성하는 세 개의 인덕터 중 L1을 흐르는 전류가 증가하게 되며, 이 때 인덕터 L1에는 자기장의 형태로 전기에너지가 저장되게 된다.
다음으로 t=T1에서는 Sw1이 턴오프(turn off)되며, 이에 따라 T1≤ t < T2 구간에서는 L1에 저장된 전기에너지가 다이오드부(220)를 구성하는 세 개의 다이오드 중 D1을 통해 무인항공기 구동부(400)에 전달된다.
다음으로 t=T2에서는 Sw2가 턴온되며, 이에 따라 T2≤ t < T3 구간에서는 인덕터부(210)를 구성하는 세 개의 인덕터 중 L2를 흐르는 전류가 증가하게 되며, 이 때 인덕터 L2에는 자기장의 형태로 전기에너지가 저장되게 된다.
다음으로 t=T3에서는 Sw2가 턴오프되며, 이에 따라 T3≤ t < T4 구간에서는 L2에 저장된 전기에너지가 다이오드부(220)를 구성하는 세 개의 다이오드 중 D2를 통해 무인항공기 구동부(400)에 전달된다.
다음으로 t=T4에서는 Sw3가 턴온되며, 이에 따라 T4≤ t < T5 구간에서는 인덕터부(210)를 구성하는 세 개의 인덕터 중 L3를 흐르는 전류가 증가하게 되며, 이 때 인덕터 L3에는 자기장의 형태로 전기에너지가 저장되게 된다.
다음으로 t=T5에서는 Sw3가 턴오프되며, 이에 따라 t ≥ T5 구간에서는 L3에 저장된 에너지가 다이오드부(220)를 구성하는 세 개의 다이오드 중 D3를 통해 무인항공기 구동부(400)에 전달된다.
이하에서는, 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템에서 연료전지(100)의 출력단에 연결되는 DC-DC 부스트 컨버터(200)가 도 2에 나타낸 단상 DC-DC 부스트 컨버터일 경우와, 도 3에 나타낸 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터일 경우의 차이에 대하여 살펴보기로 한다.
도 5는 도 2에 나타낸 단상 DC-DC 부스트 컨버터의 입력 리플 전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이고, 도 6은 도 3에 나타낸 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터의 입력 리플 전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이다. 이 때, DC-DC 부스트 컨버터(200)의 입력전압 및 입력전류(즉, 연료전지(100)의 출력전압 및 출력전류)는 12.6V, 37.99A로 동일하게 설정하였다.
도 5에 의하면 단상 DC-DC 부스트 컨버터의 입력 리플 전류는 140mA로 나타났으며, 이 때 부스트 컨버터의 전체 효율은 88%였다. 이에 반해 도 6에 의하면 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터의 입력 리플 전류는 6mA로 나타났으며, 이 때 부스트 컨버터의 전체 효율은 94.1%였다. 이에 의하면, 본 발명에 따른 전력 시스템에서 연료전지(100)가 출력하는 직류전압을 승압시키기 위해서는 단상 DC-DC 부스트 컨버터보다 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터를 사용하는 것이 입력 리플 전류 및 부스트 컨버터의 효율 측면에서 보다 유리하다는 것을 알 수 있다.
한편, 도 7은 도 3에 나타낸 전력 시스템에서의 부하전류, 연료전지전류 및 배터리전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과이다. 도 7에 의하면 연료전지전류(즉, 연료전지(100)에서 생성되어 DC-DC 부스트 컨버터(200)를 거쳐 무인항공기 구동부(400) 측으로 흐르는 전류; Ic)는 약 3초 내에 30A까지 도달하였으며 그 이후에는 전 구간에서 거의 일정한 값을 나타낸다는 것을 알 수 있다. 그리고 부하전류(즉, 무인항공기 구동부(400) 측으로 유입되는 전류)는 배터리전류(즉, 배터리(300)에서 무인항공기 구동부(400) 측으로 흐르는 전류; Ibat)와 크기만 다를 뿐 동일한 분포를 보이며, 상기 부하전류의 크기는 연료전지전류의 크기와 배터리전류의 크기를 합산한 값에 해당한다는 것을 알 수 있다.
이에 반해, 도 8은 도 3에 나타낸 전력 시스템에서 연료전지 및 DC-DC 부스트 컨버터를 제외한 시스템, 즉 배터리(300)만이 무인항공기 구동부(400)와 연결된 전력 시스템에서의 부하전류 및 배터리전류를 시뮬레이션을 통해 나타낸 결과로서, 도 8에 의하면 부하전류는 배터리전류와 오버랩된다는 것을 알 수 있는데, 이는 곧 배터리(300)에 의해 제공되는 전류가 그대로 무인항공기 구동부(400)에 유입된다는 것을 의미한다.
그리고 도 9는 도 3에 나타낸 전력 시스템에서의 배터리 충전상태(State Of Charge; SOC)와, 도 3에 나타낸 전력 시스템에서 연료전지 및 DC-DC 부스트 컨버터를 제외한 전력 시스템에서의 배터리 충전상태를 시뮬레이션을 통해 서로 비교하여 나타낸 결과이다.
도 9에 의하면, 시간에 따른 배터리(300)의 충전상태를 고려해 보았을 때, 도 3에 나타낸 전력 시스템(dual mode)에서는 무인항공기의 비행시간이 약 40분 가량이나, 도 3에 나타낸 전력 시스템에서 연료전지 및 DC-DC 부스트 컨버터를 제외한 전력 시스템(single mode)에서는 무인항공기의 비행시간이 약 8분 가량인 것을 알 수 있다. 즉, 본 발명에 의한 전력 시스템에 의하면 연료전지(100) 및 DC-DC 부스트 컨버터(200)를 구비함으로써 무인항공기의 크기와 무게 증가는 최소화하면서도 무인항공기의 비행시간은 크게 늘릴 수 있다는 것을 알 수 있다.
이상, 본 발명의 바람직한 실시형태에 대해 설명하였으나, 본 발명은 상기 실시형태로 한정되지 않고 본 발명의 기술적 사상 및 범위 내에서 당 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의하여 다양한 변형 및 변경이 가능한 것은 자명하다.
100: 연료전지
200: DC-DC 부스트 컨버터
300: 배터리
400: 무인항공기 구동부

Claims (6)

  1. 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지를 생성하는 연료전지;
    상기 연료전지의 출력단에 연결되어, 상기 연료전지가 출력하는 직류전압을 승압시키는 DC-DC 부스트 컨버터;
    상기 DC-DC 부스트 컨버터의 출력단에 연결되며, 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 제공하기 위한 전기에너지가 저장된 배터리; 및
    상기 DC-DC 부스트 컨버터의 출력단 및 상기 배터리의 출력단에 연결되며, 상기 DC-DC 부스트 컨버터 및 상기 배터리로부터 각각 전기에너지를 공급받아, 상기 전기에너지를 기계적 에너지로 변환하여 상기 무인항공기의 비행에 필요한 추진력을 발생시키는 무인항공기 구동부;를 포함하고,
    상기 DC-DC 부스트 컨버터는 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터이며,
    상기 3상 인터리브드 DC-DC 부스트 컨버터는,
    일단이 상기 연료전지의 일단과 연결되는 인덕터부;
    일단은 상기 인덕터부의 타단과 연결되고, 타단은 상기 무인항공기 구동부의 일단에 연결되는 다이오드부;
    일단은 상기 인덕터부의 타단 및 상기 다이오드부의 일단과 연결되고, 타단은 상기 연료전지의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 타단과 연결되는 스위치부; 및
    일단은 상기 다이오드부의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 일단과 연결되고, 타단은 상기 연료전지의 타단, 상기 스위치부의 타단 및 상기 무인항공기 구동부의 타단과 연결되는 커패시터;를 포함하는 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 배터리는 리튬-폴리머 전지인 것을 특징으로 하는 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 연료전지는 애노드 전극이 금속이고, 캐소드 전극에는 공기 중의 산소가 공급되는 금속 공기 연료전지인 것을 특징으로 하는 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 애노드 전극은 마그네슘에 알루미늄 또는 아연이 도핑된 합금인 것을 특징으로 하는 무인항공기용 하이브리드 전력 시스템.
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