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전동 무인기 구동용 화학수소화물 기반 200W급 연료전지 시스템 개발
김태규(Taegyu Kim),심주형(Ju-hyeong Sim),김진철(Jincheol Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 연구에서는 전동 무인기 구동용 화학수소화물 기반 200W급 연료전지 시스템을 개발하였다. 연료전지 시스템은 고분자 전해질막 연료전지와 수소원으로 수소화붕소나트륨(NaBH4) 알칼리 용액을 사용한 수소발생기로 구성된다. 수소발생기는 유지보수와 취급이 용이하도록 탈부착이 가능한 모듈형태로 제작되었다. 또한 일체형 컴팩트한 수소발생기는 연료전지 시스템을 높은 에너지밀도가 가능하게 하였다. 전체 통합된 연료전지 시스템은 다양한 작동조건에서 평가되었다. 또한 무인기 구동 시 급격한 동력부하가 요구될 때 안정한 출력을 발생하기 위해 연료전지와 배터리이 하이브리드 동력 시스템을 고안하였다. 개발된 연료전지 시스템은 425 W-hr/kg의 에너지밀도를 가짐으로써, 기존 배터리로는 가능하지 않았던 높은 항속시간을 제공할 수 있다. Chemical hydride-based 200W fuel cell system for electric unmanned aerial vehicles (UAVs) was developed in the present study. The fuel cell system consists of a polymer electrolyte membrane fuel cell (PEMFC) and a hydrogen generator using sodium borohydride (NaBH4) alkaline solution as a hydrogen source. The hydrogen generator was fabricated as a detachable module to make easy to handle and use for maintenance and repair. Moreover, the all-in-one compact hydrogen generator made it high energy density that the fuel cell system. The fully-integrated fuel cell system was evaluated at the various operating conditions. Hybrid power system of a fuel cell and battery was contrived to generate a stable power output when the sudden power load is needed. The developed fuel cell system had a specific energy density pf 425 W-hr/kg which provides a high endurance that not possible by existing batteries.
DBD 플라즈마 구동기를 이용한 원통모델의 공기저항저감
이창욱(Changwook Lee),심주형(Ju-hyeong Sim),한성현(Sunghyun Han),윤수환(Su Hwan Yun),김태규(Taegyu Kim) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회지 Vol.19 No.1
Dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator was designed to reduce aerodynamic drag in a cylindrical model and wind tunnel test was performed at various wind velocities. In addition, computational fluid dynamics (CFD) analysis and flow visualization were used to investigate the effect of the plasma on the flow stream in the cylinderical model. At low wind velocity, the plasma actuator had no effects because flow separation did not appear. The aerodynamic drag was reduced by 14% at 14 m/s and by 27% at 17 m/s, respectively. It was confirmed by CFD analysis and flow visualization that the DBD plasma actuator decreased in pressure difference around the cylindrical model, thus decreasing the magnitude of wake vortex.