Small unmanned aerial vehicles have been developed to reconnaissance and surveillance mission. Thus, the flight endurance is the most important performance. Electric propulsion system has been used for concealment of small UAVs. Rechargeable battery mainly selected as an energy source in aspect of easy of handling. The flight endurance of battery UAV was limited to 3 hours due to the low energy density of the battery.
Aerodynamic performance improvement through revision of aircraft shape was a general
method to improve the flight endurance capability of UAVs. This method requires the cost and time-consuming for new platform production. In this paper, we suggested a reverse design method based on the performance improvement of the propulsion power system. Many research groups have focused on the best performance of their power system, although they have been studied flight endurance improvement by new energy sources such as a fuel cell. There was also no design standard about the design method of the new power source for the existing vehicles. The purpose of this paper is to establish the design criteria about hybrid power systems improving the flight endurance performance and suggest the optimal power system for arbitrary shapes of aerial vehicles.
Required power and weight margin must be predicted for the design of the power system. Total weight, wing area, and aspect ratio are selected as shape parameters affecting aircraft shape and required power. Mass budget model of airframe, propulsion system, and payload based on shape parameters were derived from existing data of small UAVs, and verified against the models of other research groups. The required power and weight margin against parameters were calculated. A hybrid power source composed of a NaBH4 fuel cell system and a Li-Poly battery were proposed as alternative power system for improvement of flight endurance. The mass budget of NaBH4 fuel cell system was derived by using AeroPak. By using the final mass budget model, flight endurance by the power ratio of the fuel cell system was evaluated. The required power density of the system should not exceed the allowable power density
of the power sources. The power density of the proposed fuel cell system depends on the required power, and is 92-104 W/kg. The required power density of the total system was calculated to confirm the boundary area for the fuel cell hybrid system. The design boundary region was confirmed for the small UAV design. In high wing surface area in comparison to the total weight, weight margin was zero, and the required power density was infinite. The required power density based on the total weight increase was rapidly decreased. As the wing area increase, the required power is decreased, but airframe mass was increased. The effect of increase of airframe mass in comparison to decrease of the required power was dominant. Hence, the required power density was increased. Gradient of power density against wing
surface area was increased at high aspect ratio model. The required power density has
generally 100-200 W/kg ranges, and the fuel cell hybrid power system was available in this region.
We tried to ensure a key variable to decide the optimal power source for long flight
endurance. The flight endurance according to the power ratio between Li-Poly battery and the fuel cell system was evaluated. The contours of the flight endurance crossed at 1.9 h. Secondary battery shows better flight performance than the fuel cell system in the aerial vehicles below the cross-contour. However, the fuel cell system shows superior flight performance in the aerial vehicles above the cross-contour. The performance cross-contour was not critically affected by geometric parameters. The cross-contour was the design boundary for the optimal hybrid system configuration.
소형 무인 항공기는 소규모 지역의 정찰 및 감시를 수행해왔다. 따라서 체공 성능이 가장 중요한 성능요소 중 하나이다. 소형 무인기의 은닉성을 유지하기 위해 전기 추진방식이 주로 사용되어 왔다. 동력원으로는 취급이 용이한 2차전지가 주로 사용되어 왔다. 2차전지 무인기의 최대 체공시간은 전지의 낮은 에너지 밀도로 인해서 3 시간 미만으로 제한되어왔다.
이러한 무인기의 체공성능을 향상하기 위한 일반적인 방법으로 항공기 형상에 근거한 공기역학적 성능향상법이 사용되어왔다. 이 방법은 새로운 플랫폼 개발을 위한 시간 및 비용 손실을 가진다. 본 논문에서는 추진기관의 성능향상에 근거한 역 설계법을 제시하였다. 많은 연구 그룹에서 연료전지와 같은 새로운 에너지원을 이용한 체공 향상법에 대해 연구를 수행해 왔음에도, 동력 시스템의 최대 성능에만 초점이 맞추어져 왔다. 따라서 현재 무인기로의 접목을 위해 새로운 동력 시스템에 대한 설계 기준이 제시되지 못했다. 본 논문의 목적은 체공 성능을 향상시키기 위한 하이브리드 동력 시스템의 설계 기준을 정립하고, 무인 항공기의 형상별 최적의 동력 시스템을 제시하는데 있다.
동력 시스템의 설계를 위해서 시스템의 요구 동력과 무게 여유가 예측되어야한다. 이륙 중량, 날개면적, 종횡비를 항공기 형상과 요구 동력에 영향을 주는 형상 변수로 선정하였다. 기존 소형 무인기의 자료로부터 기체, 추진시스템, 페이로드에 대한 무게 분포 모델을 도출하고 기존 연구 그룹의 모델과의 비교를 통해서 모델 검증을 수행하였다. 체공능력을 향상하기 위한 대체 동력시스템으로서, NaBH4 연료전지 시스템과 Li-Poly 전지로 구성되는 하이브리드 시스템을 제안하였다. NaBH4 연료전지 시스템의 무게 분포 모델은 KASIT 수소발생기와 AeroPak을 이용하여 확립하였다. 최종 무게 분포 모델을 활용하여, 연료전지 시스템의 동력 비율에 따른 체공시간을 예측하였다.
시스템의 요구동력 밀도는 동력 시스템의 허용 동력 밀도를 초과해서는 안된다. 사용된 연료전지 시스템의 동력 밀도는 요구동력에 따라 92~104 W/kg로 변한다. 연료전지 하이브리드 시스템을 위한 설계 영역을 확인하기 위하여 시스템의 요구동력 밀도를 계산하였다. 우선 소형 무인기의 설계 경계 영역을 확인하였다. 이륙 중량 대비 높은 날개 면적에서는 무게 여유가 0 이며, 요구 동력 밀도는 무한의 값을 가진다. 이러한 요구 동력 밀도는 이륙중량의 증가에 따라 감소하였다. 또한 날개 면적이 증가함에 따라서 요구 동력은 감소하지만 기체 무게는 증가하였다. 이때 요구 동력의 감소 대비 기체 무게 증가의 영향이 지배적이다. 따라서 요구 동력은 증가하였다. 날개 면적에 대한 동력 밀도 변화율은 높은 종횡비에 있어서 증가하였다. 총 시스템의 요구 동력 밀도는 100 - 200 W/kg 범위로, 연료전지 사용을 위해서는 하이브리드 시스템을 사용해야 한다.
장기 체공을 위한 최적의 동력원의 선정에 있어서 핵심변수를 확인하였다. Li-poly 전지와 연료전지 사이의 동력 비율에 따른 체공 성능을 확인하였다. 형상에 따른 각각의 체공시간은 1.9 시간을 기준으로 교차를 보였다. 2차전지는 해당 교차궤적 이하에 있는 무인기 형상에서 연료전지 보다 높은 체공성능을 보인다. 하지만 성능 교차 궤적 이상의 무인기에 있어서 높은 체공 성능을 보인다. 이러한 성능 교차 궤적은 항공기 형상에 크게 영향을 받지 않았다. 따라서 성능 교차 궤적이 최적의 하이브리드 구성을 위한 설계 기준으로 확인되었다.
