전기동력 무인기 EAV-2H+ 비행운영프그램 개발

안석민,유혁,최형식,김성욱,정연득,김승호 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

한국항공우주연구원에서는 2010년부터 고고도 장기체공을 비행을 위한 전기동력무인기 기술을 개발해왔다. 경량화는 모든 항공기의 개발에 항시 중요하지만, 전기동력무인기의 유연체인 특성과 고고도 상승 및 유지비행을 위하여, 구조 및 추진 분야 외에도 제어/항법관련의 구성품들의 소형화/경량화의 필요가 있다. 본 논문에서는 EAV-2H+ 무인항공기에 적용된 OFP의 개발 과정과 비행시험 결과를 기술하였다. Electrically powered Unmanned Aerial Vehicle have been developed in order to acquire core technology to extend its capability for High Altitude Long Endurance UAV. It is always emphasized to minimize the weight in any aircraft development. However the weight is more critical for electrical aircraft for HALE UAV to reach high altitude and to increase the endurance. In this paper, the development process is introduced for EAV-2H+ OFP, which is light weight and smaller size considering the size of aircraft in which the OFP installed.

전기동력무인기 프로펠러 블레이드에 관한 연구

우대현,박일경,신정우,박상욱,김성준,안석민 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

본 연구에서는 전기동력무인기의 프로펠러 블레이드에 대한 구조해석을 수행하였다. 전기동력무인기의 프로펠러 블레이드는 순항조건에서 구조 안정성을 만족하여야 한다. 또한, 경량화를 위해 카본/글라스 복합재료가 적용되었으며, 스킨 샌드위치 구조로 이루어지는 형태를 채택하였다. 구조 안전성을 평가하기 위하여 상용 유한 요소 해석 코드인 나스트란을 활용하여 구조해석을 수행하였다. In this study, structural analysis of the propeller blade for electric powered UAV. Propeller blade of electric powered UAV at cruise conditions shall meet the structural stability. The carbon/glass composite material was used for the skin sandwich structural type was adopted for improvement of lightness. In order to investigate the structural safety and stability, stress analysis was performed by finite element analysis code MSC. NASTRAN.

전기동력무인기 미익부 구조 건전성 평가

신정우,박상욱,박일경,이무형,김성준,안석민 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

최근 전기동력을 이용한 장기체공 항공기 개발이 세계적으로 활발히 이루어지고 있다. 특히, 장기 체공을 위해서는 태양전지를 이용한 전기동력기술 및 경량 비행체 설계기술 개발이 반드시 필요하다. 비행체 구조물에서 표피가 차지하는 무게 비중이 크기 때문에 표피를 매우 얇게 설계하거나 마일러 필름을 사용하는 것은 경량구조 설계에서 필수적이다. 본 논문에서는 마일러 필름 사용의 전 단계로서 얇은 복합재 표피를 이용해 전기동력무인기 미익부를 설계하고, 해석을 통해 구조 건전성을 평가하는 과정을 간략히 소개한다. 시편시험을 통해 구조설계 및 해석에 필요한 복합재료의 물성치를 확보하고, 하중해석과 구조해석을 통해 구조 건전성을 평가하였으며 그 결과를 제시한다. Recently, development of long endurance electric powered airplane has been conducted worldwidely. Especially, electric powered propulsion and light weight airframe design techniques with solar cells are essential for long endurance flight. Because skin structures are relatively heavy in weight for the aircraft structure, it is essential for the light weight airframe design to use very thin skin or mylar film skin. In this paper, it is briefly shown that empennage skin structure of electric powered UAV is designed using thin composite material prior to use the mylar film and its structural integrity is verified by analysis. Material properties which are needed for structural design and analysis are obtained from the coupon test. Loads analysis and structural analysis for the empennage structure of the electric powered UAV are conducted and the results are presented.

전기동력무인기 플러터 해석

이상욱,신정우,박상욱,백승길 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

한국항공우주연구원에서는 높은 고도에서 장시간 체공할 수 있는 전기동력무인기를 개발하고 있다. 장시간 체공을 위해서는 높은 양항비를 얻기 위해 가로세로비가 큰 날개를 사용하고, 구조 설계 시 경량화 요구조건이 일반 항공기보다 훨씬 가혹하여 항공기 구조물이 매우 유연해진다. 유연한 구조물은 비행 중 항공기의 치명적인 파손까지 야기할 수 있는 플러터 현상에 취약해진다. 본 연구에서는 한국항공우주연구원에서 개발 중인 전기동력무인기의 공탄성 안정성을 확인하기 위해 전기체 모델을 이용해 수행한 플러터 해석 과정과 주요 결과를 기술하였다. Electric powered UAV for high altitude and long endurance mission is under development by Korea Aerospace Research Institute (KARI). Long endurance requirement necessitates high lift over drag (L/D) aerodynamic characteristics and lightweight structures, leading to highly flexible structure, especially for wing with high aspect ratio. These highly flexible structure increase the danger of catastrophic aircraft failure due to flutter. In this paper, flutter analysis procedures and results using full airframe dynamic FE model for electric powered UAV to substantiate the aeroelastic stability requirements are presented.

전기동력무인기 주익 정적시험 및 결과 분석

신정우,박상욱,박일경,이무형,우대현,김성준,안석민 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

최근 전기동력을 이용한 장기체공 항공기 개발이 세계적으로 활발히 이루어지고 있다. 특히, 장기 체공을 위해서는 태양전지를 이용한 전기동력기술 및 경량 비행체 설계기술 개발이 반드시 필요하다. 비행체 구조물에서 표피가 차지하는 무게 비중이 크기 때문에 표피를 마일러 필름과 같은 얇은 재료를 사용하는 것이 경량구조 설계에서 필수적이다. 본 논문에서는 마일러 필름을 이용해 설계/제작된 전기동력무인기 주익의 구조 건전성을 평가하기 위한 정적구조시험 과정을 간략히 설명한다. 정적시험 결과와 해석 결과를 분석하여 해석 결과를 보정하고 그 결과를 제시한다. Recently, development of long endurance electric powered airplane has been conducted worldwidely. Especially, electric powered propulsion and light weight airframe design techniques with solar cells are essential for long endurance flight. Because skin structures are relatively heavy in weight for the aircraft structures, it is essential for the light weight airframe design to use very thin material such as mylar film. In this paper, static strength test of wing which is designed and fabricated with mylar film is briefly shown. Correlation between structural test and analysis are conducted and the results are presented.

전기동력무인기 훨 플러터 해석

이상욱,신정우,박상욱,김태욱,김승호 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

한국항공우주연구원에서 개발 중인 날개 스팬 20m급의 대형 전기동력무인기에 대한 훨 플러터 해석과정 및 결과에 대해 기술하였다. 이를 위해 프로펠러 훨 운동으로 인해 발생하는 비정상 공기력을 계산하여 플러터 해석에 적용하는 방법을 설명하였다. 해당 항공기의 플러터 특성은 전기체 모델을 이용한 플러터 해석 및 모드 분석을 통해 확인하였다. 또한, 설계 비행영역 및 프로펠러 회전수 등을 고려해 다양한 해석조건에서 훨 효과를 고려한 플러터 해석을 수행하여, 해당 항공기가 관련 규정에서 요구하고 있는 플러터 속도 마진을 보유하고 있는지 확인하였다. Whirl flutter analysis procedure and results for KARI electric powered UAV whose wing span is about 20m are described. For this purpose, the method to compute the unsteady aerodynamics due to propeller whirl motion and to apply this effect to flutter analysis is explained. The flutter characteristics of the aircraft under consideration are investigated by flutter mode analysis based on the flutter analysis results for full airframe dynamic FE model. In addition, by performing whirl flutter analyses for various conditions covering the design flight envelope and propeller rotational speed, it is checked if the aircraft has sufficient flutter margin to satisfy the aeroelastic stability requirements specified in the relevant regulation.

전기동력무인기 주익 구조 설계 및 건전성 평가

박상욱,신정우,박일경,이무형,우대현,김성준,안석민 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

최근 전기동력을 이용한 장기체공 항공기 개발이 세계적으로 활발히 이루어지고 있다. 장기 체공을 위해서는 태양전지를 이용한 전기동력기술 및 경량 비행체 설계기술 개발이 반드시 필요하다. 특히, 비행체 주익 구조물은 비행체의 중량을 대부분을 차지하므로 고분자 필름과 경량 복합재료를 이용한 설계가 필수적이다. 본 논문에서는 중형 전기동력 무인항공기의 주익의 경량화 및 구조 건전성 확보를 위하여 Mylar Film과 섬유강화 복합재료를 적용한 주익 설계 및 평가 과정을 소개하였다. EAV-2H 임무를 고려한 하중해석 및 구조해석을 통하여 구조 건전성 평가 결과를 제시하였다. Recently, development of long endurance electric powered airplane has been conducted worldwidely. Electric powered propulsion system with solar cell and light weight airframe design techniques are important for long endurance flight. Especially, the main wing should be designed with light-weight polymer film and composite material since the skin structures are relatively heavy in weight for the aircraft structure. In this paper, the design of the main wing of electric powered UAV was conducted using Mylar film and fiber reinforced composite in order to achieve weight reduction and structural integrity of the structure. Loads analysis and structural analysis of the main wing structure were performed and their results were presented.

전기동력무인기 주익 구조 건전성 및 태양전지 성능 평가

신정우,최익현,이무형,윤동환,황인희,김성준,안석민 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

최근 전기동력을 이용한 항공기 개발이 세계적으로 활발히 이루어지고 있다. 특히 고고도 장기 체공을 위해서는 태양전지를 이용한 전기동력기술 및 경량 비행체 설계기술 개발은 반드시 필요하다. 태양전지는 단결정과 비정질 2가지 종류로 크게 나뉜다. 단결정 태양전지는 효율은 좋으나 깨어지기 쉬운 단점이 있다. 전기동력무인기는 무게가 가볍고 효율이 높아야 하므로 주익 스팬은 길고 유연할 수 밖에 없다. 이러한 유연한 주익에 효율이 높은 단결정 태양전지를 부착하여 사용하는 것은 매우 어렵다. 본 논문에서는 단결정 태양전지를 부착한 유연 주익의 구조시험과 태양전지의 성능시험에 대해 설명하고 그 결과를 도시한다. Development of the electric powered airplane has been performed worldwidely. Especially, electric powered propulsion and light weight airframe design techniques with solar cells are essential for the high altitude and long endurance flight. Two types of solar cell, mono-crystalline and amorphous, are mainly used. The mono-crystalline solar cell has good electricity generation ability but easy to be broken because of its brittleness. The wing of the electric powered airplane has very high aspect ratio and low stiffness because it has to be light in weight and have high aerodynamic efficiency. Therefore, it is very difficult to use the mono-crystalline solar cell on this flexible wing. In this paper, structural verification and performance test of the wing with the mono-crystalline solar cells is described and the results are presented.

장기체공 전기동력무인기 주익 Spar 구조 해석

박상욱,신정우,김태욱 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

전기동력무인기의 체공 효율 증가를 위해서는 구조 경량화가 필수적이다. 전기동력무인기의 복합재 중공 봉 Spar와 같이 고 세장비의 구조물은 운항 중 비선형 파괴가 유발될 수 있으므로, 이에 대한 구조건전성 검증 기법 개발이 필요하다. 본 논문에서는 Spar에 대해 비선형 해석 기법을 적용한 구조해석과 정적 구조시험을 수행하여 구조적 특성을 분석하였다. 본 연구에서 도출한 비선형 해석 과정으로 극한 하중 하에서의 복합재 중공 봉 Spar의 비선형적 구조 거동을 예측할 수 있었다. Since a spar of electric powered UAV which consists of thin and slender structure can cause catastrophic failure during the flight, it is important to develop verification method of structural integrity of the spar with the light weight design. In this paper, process of structural analysis using non-linear finite element method was introduced and the analysis result was compared to the experimental result from the static test of the spar. It was found that the developed process of structural analysis could predict well the non-linear structural behavior of the spar under ultimate load.

고고도 장기체공 전기 동력 무인기용 프로펠러 성능 평가

박동훈,김상곤,이융교,김철완 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

한국항공우주연구원 고고도 장기체공 축소형 전기 동력 무인기(EAV-2H+)의 프로펠러 성능을 상용 전산유체역학 코드인 FLUENT를 사용하여 해석하였다. 두 가지 난류 모델을 평가하고, 추력계수, 동력계수 및 효율 곡선 결과를 풍동시험 및 Propeller Designer 예측 결과와 비교하였다. 전체 전진비에 걸쳐 해석과 시험의 성능 곡선 경향성이 잘 일치하였다. 정량적으로는 해석 결과의 추력계수, 동력계수, 효율이 시험 대비 평균 약 0.006, 0.002, 2.8% 정도 낮은 값을 나타내었다. 낮은 RPM 영역 및 고고도 조건에 대한 해석을 수행하여 낮은 레이놀즈수에 의한 성능 계수 감소 가능성을 확인 하였다. Performance of a propeller for KARI Electric-Powered HALE UAV (EAV-2H+) is analyzed by using commercial CFD code FLUENT. Two turbulence models are evaluated and curves of thrust coefficient, power coefficient and efficiency are compared with those from wind tunnel experiment and Propeller Designer prediction. The tendency of performance curves shows good agreement throughout overall advance ratio. Quantitatively, thrust coefficient, power coefficients and efficiency are found to be approximately 0.006, 0.002, and 2.8% lower than experimental data. The possibility of decrease of performance coefficients due to low Reynolds number is confirmed through the analyses for low RPM range and high altitude condition.