재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법

재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법 {Stratospheric long endurance simulation method for Unmanned Aerial Vehicle based on regenerative fuel cells and solar cells}

본 발명은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)의 고고도, 즉, 성층권 장기체공 임무 적용 가능 여부를 판단하기 위한 시뮬레이션을 수행할 수 있는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에 관한 것이다.

성층권 장기체공 하이브리드 무인항공기는 기존의 대기권에서 운용하는 항공기보다 더 높은 고도에서 더 광범위한 감시 및 정찰의 군사적 임무 뿐 아니라, 기상관측, 항공촬영, 통신중계, 재난-재해 관측, 인터넷망 구축 등의 민간 임무도 수행할 수 있다. 더불어, 성층권 장기체공 하이브리드 무인항공기는 인공위선보다 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, 하이브리드 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.

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 87.12m ² 이며 고도 약 24km(80000ft)까지 도달하였으며, Helios는 총 무게 929kg, 날개면적 183.58m ² 이며 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 21.562km까지 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 전력 시스템이 반드시 필요하다. 또한, 성층권 장기체공 무인항공기는 영하 56.5도의 매우 낮은 온도, 강한 자외선, 낮은 공기밀도 등과 같은 극한의 조건에서 견딜 수 있어야 한다. 특히, 낮은 공기밀도 조건하에서 무인항공기의 양력은 대기권보다 작기 때문에, 성층권에서 무인항공기를 날리기 위해서는 무인항공기를 아주 가볍게 만들거나 날개면적을 넓혀야 한다.

이를 위해서, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 재생연료전지와 태양전지의 하이브리드 시스템을 무인항공기에 적용시키고 있다.

재생연료전지의 수전해 시스템을 통해, 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. 따라서, 본 발명의 재생연료전지와 태양전지의 하이브리드 시스템을 적용한 무인항공기는 추가적인 연료 공급이 필요치 않아 상술한 문제점을 해결하기 위한 좋은 해결책이 될 수 있다.

또한, 재생연료전지 시스템의 비에너지는 400 ~ 1000 Wh/kg으로 리튬-이온 배터리 시스템의 비에너지인 240 Wh/kg보다 높다. 이는 동일한 에너지를 제공함에 있어서, 재생연료전지 시스템이 배터리 시스템보다 더 가벼움을 의미한다.

이에 따라, 재생연료전지를 무인항공기에 적용할 경우, 배터리를 적용한 무인항공기보다 더 가볍게 무인항공기를 제작할 수 있음을 의미한다.

그렇지만, 현재 기술수준의 재생연료전지 시스템은 초경량 제작을 위한 기술적 난이도가 높고, 수전해의 수소/산소 생산 효율이 낮아서 장기체공 임무달성이 매우 어렵다.

따라서, 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 무인항공기의 고고도 장기체공 목표를 달성하기 위한 기술수준의 목표치를 찾기 위하여, 무인항공기의 체공능력에 영향을 미치는 특정 설계변수를 설정하고, 각각의 특정 설계변수를 제어하면서 시뮬레이션함으로써, 설계변수가 체공시간에 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.

따라서, 본 발명은 상기한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기(UAV, Unmanned Aerial Vehicle)의 고고도, 즉, 성층권 장기체공 임무 적용 가능 여부를 판단하기 위한 시뮬레이션을 수행할 수 있는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법을 제공하는 것이다.

본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은, 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어지는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에 있어서, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 설계변수들을 입력하는 변수 입력 단계(S100), 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수들을 이용하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 모델링을 수행하는 모델링 단계(S200) 및 상기 모델링 단계(S200)에서 모델링 결과를 분석하여, 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수들 중 선택되는 어느 하나의 설계변수들을 제어하며 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행하는 분석 단계(S300)로 이루어지는 것을 특징으로 한다.

이 때, 상기 변수 입력 단계(S100)는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 설계변수로 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적 및 재생연료전지의 수전해 성능으로 설정하는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 모델링 단계(S200)는 무인항공기의 무게, 양력, 최소속도, 추력, 무인항공기에 작용하는 항력을 이용하여, 무인항공기의 출력 및 필요 에너지를 산출하고, 무인항공기의 날개면적에 대비하여 기설정된 범위만큼 태양전지 면적으로 설정하여, 태양전지의 출력, 태양전지가 생성하는 에너지를 산출하고, 재생연료전지에 포함되는 연료전지의 셀 전압을 설정하여, 연료전지가 생성하는 에너지, 연료전지를 통해서 소비되는 수소와 산소의 양, 연료전지를 통해서 생성되는 물의 양을 산출하고, 재생연료전지에 포함되는 수전해로 전달되는 에너지를 설정하여, 수전해를 통해서 생성되는 수소와 산소의 양, 수전해를 통해서 소비되는 물의 양을 산출하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 모델링을 수행하는 것을 특징으로 한다.

더불어, 상기 분석 단계(S300)는 상기 모델링 단계(S200)에서의 모델링 결과를 분석하여, 상기 설계변수인 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적 및 재생연료전지의 수전해 성능 중 선택되는 어느 하나의 설계변수를 고정 제어시킨 후, 다른 설계변수들을 변경 제어하여 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행하는 것을 특징으로 한다.

더 나아가, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 상기 분석 단계(S300)에서 진행한 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 진행 결과를 분석하여, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 가능 여부를 판단하는 타당성 검증 단계(S400)를 더 포함하여 구성되는 것을 특징으로 한다.

상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에 있어서, 무인항공기의 고고도 장기체공 목표를 달성하기 위한 기술수준의 목표치를 찾기 위하여, 무인항공기의 체공능력에 영향을 미치는 특정 설계변수를 설정하고, 각각의 특정 설계변수를 제어하면서 시뮬레이션함으로써, 설계변수가 체공시간에 미치는 영향을 분석하여 장기체공 운용을 위한 필요한 설계변수의 목표치를 제공한다는 장점이 있다.

도 1은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 작용하는 각종 힘을 나타내는 예시도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에 대한 순서도이다.
도 3은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 날개에 형성된 태양전지의 시간에 따른 단위면적당 출력을 나타낸 도면이다.
도 4는 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 연료전지 모듈의 성능곡선을 나타낸 도면이다.
도 5는 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법의 분석 단계(S300)에서 제어된 설계변수에 따라 설계된 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 비행경로를 나타낸 도면이다.
도 6은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 무게에 따른 비행시간 비교값을 나타낸 도면이다.
도 7은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기 체공 시뮬레이션 방법의 분석 단계(S300)에서 무인항공기의 날개면적, 수전해 성능을 기준값으로 고정하고, 무인항공기의 무게만을 변경하였을 때, 시간에 따른 수소량과 출력량을 나타낸 도면이다.
도 8은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 날개면적에 따른 비행시간 비교값을 나타낸 도면이다.
도 9는 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기 체공 시뮬레이션 방법의 분석 단계(S300)에서 무인항공기의 무게와 수전해 성능을 기준값으로 고정하고, 무인항공기의 날개면적만을 변경하였을 때, 시간에 따른 수소량과 출력량을 나타낸 도면이다.
도 10은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 수전해 성능에 따른 비행시간 비교값을 나타낸 도면이다.
도 11은 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기 체공 시뮬레이션 방법의 분석 단계(S300)에서 무인항공기의 무게와 날개면적을 기준값으로 고정하고, 무인항공기의 수전해 성능만을 변경하였을 때, 시간에 따른 수소량과 출력량을 나타낸 도면이다.

이하 첨부한 도면들을 참조하여 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 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.

성층권은 대기가 안정적이고 대기권에 비해 태양 에너지를 더 많이 얻을 수 있어, 무인항공기가 성층권에서 비행하면 비행 안정성과 임무 효율성이 향상된다. 그렇지만 극한의 기후 조건과 추가적인 연료 공급이 불가능한 점은 성층권에서 무인항공기를 운용하기 위해 해결해야 할 문제점이다.

이러한 문제점을 해결하기 위해서는, 무인항공기의 무게를 최소화하고, 출력 시스템의 성능을 향상시켜야 한다.

재생연료전지 시스템은 낮 동안 태양전지의 잉여 에너지를 이용하여, 수전해 시스템을 동작시켜 수소와 산소를 만들어 저장하고, 태양전지를 이용할 수 없는 밤 동안 수소와 산소를 이용하여 연료전지를 동작시켜 무인항공기에 필요출력을 제공할 수 있다. 이를 통해서, 상술한 추가적인 연료 공급의 문제점을 해결할 수 있따.

또한, 재생연료전지 시스템의 비에너지는 400 ~ 1000 Wh/Kg으로 리튬이온 배터리 시스템의 비에너지인 240 Wh/Kg보다 높아서 동일한 에너지를 공급한다고 가정할 경우, 배터리 시스템 보다 가벼운 장점이 있다.

그렇지만, 현재 기술수준의 재생연료전지 시스템은 곧바로 무인항공기에 장착하여 고고도 장기체공 임무에 적용하기에는 무리가 있기 때문에, 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법을 통해서, 재생연료전지와 태양전지 기반 하이브리드 무인항공기의 고고도, 즉, 성층권 장기체공 임무 적용 가능 여부를 판단할 수 있다.

본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 목표고도인 18km에서 재생연료전지와 연료전지 기반 하이브리드 무인항공기의 고고도 장기체공 타당성을 조사하기 위하여, 특정 설계변수를 모델링하여 설계 조건을 제어할 경우, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공이 가능함을 확인할 수 있다.

도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법을 나타낸 순서도이며, 도 2를 참조로 하여 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에 대해서 상세히 설명한다.

본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 변수 입력 단계(S100), 모델링 단계(S200) 및 분석 단계(S300)를 포함하여 이루어질 수 있으며, 본 발명의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 컴퓨터를 포함하는 연산처리수단에 의하여 실행되는 프로그램 형태로 이루어질 수 있다.

각 단계에 대해서 상세히 알아보자면,

상기 변수 입력 단계(S100)는 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 설계변수들을 입력할 수 있으며, 설계변수들로 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적 및 재생연료전지의 수전해 성능들을 입력할 수 있다.

상기 무인항공기의 무게는 무인항공기의 필요출력에 영향을 주고, 이로 인하여 수소와 산소 사용량에 영향을 주게 된다.

상기 무인항공기의 날개면적은 양력과 태양전지 면적에 영향을 준다. 양력은 무인항공기의 필요출력에 영향을 주고, 태양전지 면적은 무인항공기에 공급되는 에너지와 수전해 시스템으로 공급되는 에너지에 영향을 주어, 수전해 시스템을 통한 수소와 산소의 생성량에 영향을 준다.

상기 무인항공기의 재생연료전지의 수전해 성능의 경우, 태양전지를 통해서 하루동안 수전해로 공급되는 에너지가 한정되어 있기 때문에, 수전해의 성능(단위 수소/산소 생성무게 당 필요한 에너지)은 수소와 산소의 전체 생성량에 영향을 준다.

상술한 바와 같이, 특정 설계변수들은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 체공시간에 영향을 크게 미칠 수 있기 때문에, 설계변수들로 설정하는 것이 바람직하다.

여기서, 도 1은 무인항공기에 작용하는 각종 힘을 나타낸 도면으로, L은 무인항공기에 작용한 양력, T는 무인항공기의 추력, W는 무인항공기의 무게, D는 무인항공기에 작용하는 항력을 의미한다.

하기의 표 1은 비행고도에 따른 밀도, 중력가속도, 온도, 점도를 나타낸 국제 표준 대기표이며, 하기의 표 2는 상기 모델링 단계(S200)에서 모델링 계산을 수행하기 위한 파라미터를 정리한 표이다.

상기 모델링 단계(S200)는 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수들을 이용하여, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 모델링을 수행할 수 있다.

상세하게는, 상기 모델링 단계(S200)는 무인항공기의 무게(W), 무인항공기에 작용한 양력(L), 무인항공기의 최소속도(v), 무인항공기의 추력(T), 무인항공기에 작용하는 항력(D)을 이용하여, 무인항공기의 출력 및 필요 에너지를 산출하고,

무인항공기의 날개면적에 대비하여 기설정된 범위만큼 태양전지 면적으로 설정하여, 태양전지의 출력, 태양전지가 생성하는 에너지를 산출하고,

재생연료전지에 포함되는 연료전지의 셀 전압을 설정하여, 연료전지가 생성하는 에너지, 연료전지를 통해서 소비되는 수소와 산소의 양, 연료전지를 통해서 생성되는 물의 양을 산출하고,

재생연료전지에 포함되는 수전해로 전달되는 에너지를 설정하여, 수전해를 통해서 생성되는 수소와 산소의 양, 수전해를 통해서 소비되는 물의 양을 산출하여,

재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 모델링을 수행할 수 있다.

상세하게는, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기는 항공역학의 기본적인 식들을 이용하여 모델링을 수행할 수 있다.

상기 표 1 및 표 2에 정리된 파라미터를 기준으로 모델링을 수행할 수 있다.

무인항공기의 무게(W)는 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

W = mg

무인항공기의 양력(L)은 무게와 관련이 있기 때문에, 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

L = Wcos(θ)

무인항공기의 최소속도(v)는 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

v =

(여기서, W : weight, N,

m : mass, kg,

g : gravitational acceleration, m/s ² ,

A _{wing :} area, m ² ,

: air density, kg/(m*s),

C _{L :} lift coefficient,

L : lift force, N,

v : minimum velocity, m/s)

무인항공기에 작용하는 항력(D)은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

D =

(여기서, D : drag force, N,

C _D : drag coefficient)

무인항공기의 추력(T)은 무게와 항력에 관련이 있기 때문에, 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

T = Wsin(θ) + D

(여기서, T : thrust force, N)

이를 통해서, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 출력을 계산할 수 있으며, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 출력(P _UAV )은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

P _UAV =

(여기서, P _UAV : output power of a UAV considering efficiencies, W,

: thrust force, N,

: propeller efficiency,

: motor efficiency)

이에 따라, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기가 필요로 하는 에너지(E _UAV )는 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

E _UAV =

(여기서, E _UAV : output energy of a UAV, Wh)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 태양전지 면적은 무인항공기의 날개면적에 대비하여 설정하는 것이 바람직하며, 본 발명에서의 태양전지 면적은 무인항공기의 날개면적의 75%로 설정하는 것이 바람직하다.

도 3은 태양전지의 시간에 따른 단위면적당 출력값(P _PVA )를 나타낸 도면이다. 태양전지의 면적과 효율을 반영하여, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 태양전지의 출력(P _PV )은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

P _PV =

(여기서, P _PV : power considering the area of the PV cells and their efficiency, W,

: efficiency according to environmental factors)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 태양전지가 생산하는 에너지(E _PV )는 하기의 식으로 산출할 수 있다.

E _PV =

(여기서, E _PV : total generated energy from PV cells, Wh)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 재생연료전지에 포함되는 연료전지 시스템은 2.5kW급 PEMFC로 설정하는 것이 바람직하며, 연료전지 스택은 데드-앤드 타입으로 운전되며 셀의 수는 40장, 활성화 면적은 60cm ² 로 설정하는 것이 바람직하다.

도 4는 연료전지 스택의 성능곡선을 나타낸 도면이다. 이와 같이, 연료전지 스택은 전류밀도 2.05A/cm2에서 약 2.5kW의 최대전력을 얻을 수 있다.

하기의 표 3은 이러한 연료전지의 운전조건을 정리한 표이다.

연료전지의 셀 전압은 열역학적 평형전위(

이러한 연료전지의 셀 전압(V _cell )을 하기의 식들을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서, V _cell : cell voltage, V,

: thermodynamic equivalent potential, V,

: Activation

overpotential

,

: Ohmic

overpotential

,

: Activation

overpotential

,

R : gas constant, J/(mol*K),

T : temperature, ℃, K,

n : number of electrons,

: transfer coefficient,

F : Faraday constant, C/mol,

i _o : Exchange current density, A/cm ² ,

P ^C : Cathode pressure, atm,

: Cathode thickness,

μm

,

: Effective oxygen

diffusivity

,

cm

²

/s,

i : current density, A/cm ² ,

: area-specific resistance,

Ωcm

²

,

i _L : limiting current density, A/cm ² )

재생연료전지에 포함되는 연료전지 시스템의 출력은 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기가 필요로 하는 출력만큼 공급되며, 무인항공기에서 필요로 하는 출력은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서,

: power generated from fuel cell system, W,

: efficiency of inverter)

재생연료전지에 포함되는 연료전지 시스템으로부터 생성되는 출력은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서, P _FC,stack : power generated from fuel cell system, W,

P _FC,BOP : power of BOP of fuel cell, W)

연료전지 스택으로부터 생성되는 에너지는 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서, E _FC,stack : energy generated from fuel cell stack, Wh)

재생연료전지에 포함되는 연료전지 시스템을 통해서 소비되는 수소와 산소의 양은 하기의 식들을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서,

: amount of hydrogen consumption, kg/h,

: amount of oxygen consumption, kg/h)

재생연료전지에 포함되는 연료전지 시스템에서 전기화학 반응을 통해서 생성되는 물의 생성량은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서,

: amount of water generation, kg/h)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 재생연료전지에 포함되는 수전해 시스템은 태양 에너지를 이용할 수 있는 낮 동안, 태양전지로부터 생산된 에너지가 무인항공기가 필요로 하는 에너지 출력에 대해 공급한 후, 남는 잉여 에너지를 사용하여 물을 전기분해하여 하게 된다. 이를 통해서, 산소와 수소를 생산하게 된다.

이러한 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 재생연료전지에 포함되는 수전해 시스템을 통해서 얻는 출력은 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서, P _PEL : power required by the WE system to generate gases, W)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 재생연료전지에 포함되는 수전해 시스템을 통해서 얻는 에너지는 하기의 식을 통해서 산출할 수 있다.

(여기서, E _PEL : energy required by the WE system to generate gases, Wh)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 재생연료전지에 포함되는 수전해 시스템에서 생산되는 수소와 산소의 질량은 수전해 시스템으로 공급되는 에너지와, 수소와 산소 1kg을 생산하는데 필요한 에너지의 비로 정의되며, 하기의 식들을 통해서 산출되어 정의될 수 있다.

(여기서,

: amount of hydrogen generation, kg/h,

: water electrolysis performance, kWh/kg H

₂

,

: amount of oxygen generation, kg/h,

: water electrolysis performance, kWh/kg O

₂

)

상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에 구비한 재생연료전지에 포함되는 수전해 시스템에서 전기분해를 수행하면서 소비하는 물의 소비량은 하기의 식으로 정의될 수 있다.

(여기서,

: amount of water consumption, kg/h)

상기 모델링 단계(S100)는 상술한 식들을 이용한 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 모델링을 수행할 수 있다.

상기 분석 단계(S300)는 상기 모델링 단계(S200)에서의 모델링 결과를 분석할 수 있다. 즉, 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수들 중 선택되는 어느 하나의 설계변수들을 제어하며 고고도 장기체공 시큘레이션을 진행할 수 있다.

상세하게는, 상기 분석 단계(S300)는 상기 모델링 단계(S200)에서의 모델링 결과를 분석하여, 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수인 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적 및 재생연료전지의 수전해 성능 중 선택되는 어느 하나의 설계변수를 기준값으로 고정시키고, 다른 2가지의 설계변수들을 변경 제어하면서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행하게 된다.

이 때, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법에서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션은 무인항공기의 상승각은 10도로 고정하는 것이 바람직하며, 무인항공기의 날개의 Aspect ratio는 20~22로, 태양전지의 장착 면적은 날개면적의 75%로, 물은 수전해 시스템을 통해 전기분해되어 순수한 수소와 산소로 분해되고, 수소와 산소는 연료전지 시스템을 통해 전기화학 반응하면서 소비되어 순수한 물로 바뀐다고 가정하는 것이 바람직하다.

더불어, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기에는 1일 수평비행에 필요한 수소와 산소를 만들 수 있을 정도의 물만 싣고 이륙한다고 설정하는 것이 바람직하며, 체공시간은 하루(24시간)를 1주기로 하여, 2주기 사이클(48시간)을 넘기는 시간인 50시간을 기준으로 50시간 이상으로 체공이 가능할 경우를 장기체공으로 정의하는 것이 바람직합니다.

상기 분석 단계(S300)에서 제어하는 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수들의 제어 가능한 세부 범위는 하기의 표 4와 같이 나타낼 수 있다.

상기 분석 단계(S300)는 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적, 재생연료전지의 수전해 성능에 대한 기존 연구 결과를 참고로 하여, 설정 제어를 위한 무인항공기의 무게의 기준값은 350kg으로, 무인항공기의 날개면적의 기준값은 150m ² 으로, 재생연료전지의 수전해 성능의 기준값은 80kWh/1kg H ₂ 로 설정하는 것이 바람직하다. 이를 통해서, 상기 분석 단계(S300)는 상기 기준값들을 토대로 상기 변수 입력 단계(S100)에서 입력된 설계변수들 중 선택되는 어느 하나의 설계변수를 다양한 조건으로 변경하면서 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행하면서, 나머지 두 개의 설계변수는 상기 기준값으로 고정시켜 진행함으로써, 정확한 시뮬레이션 진행이 가능하다.

도 5는 상기 설계변수들이 기준값으로 형성될 경우의 무인항공기의 비행경로를 나타낸 그래프이다. 즉, 무인항공기의 무게를 350kg으로, 무인항공기의 날개면적을 150m ² 으로, 재생연료전지의 수전해 성능을 80kWh/1kg H ₂ 로 설정할 경우의 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기 비행경로를 나타낸 그래프이다. 이 때, 무인항공기의 무게와 날개면적에 따라 출력이 상이해지기 때문에, 고도 18km에 도달하는 시간은 변경될 수 있다.

제 1 실시예

상기 분석 단계(S300)는 무인항공기의 날개면적, 재생연료전지의 수전해 성능을 상기 기준값으로 고정시키고, 무인항공기의 무게만을 변경하면서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행할 수 있다.

도 6 및 도 7은 무인항공기의 날개면적, 재생연료전지의 수전해 성능을 상기 기준값으로 고정시키고, 무인항공기의 무게만을 변경했을 때, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 결과값으로서, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 체공시간과 시간에 따른 수소량과 출력량을 나타낸 그래프이다.

상세하게는, 무인항공기의 날개면적, 재생연료전지의 수전해 성능을 상기 기준값으로 고정시킬 경우, 도 6에 도시된 바와 같이, 무인항공기의 무게 350kg까지는 장기체공이 가능하다. 이에 반하여, 450kg과 550kg은 무게가 증가함에 따라, 무인항공기의 필요출력도 증가하기 때문에, 기준값으로 고정된 무인항공기의 날개면적, 재생연료전지의 수전해 성능으로는 필요출력을 충족시키면서 동시에 하루동안 사용할 수소와 산소를 생산할 수 없기 때문에, 장기체공이 불가능하다.

또한, 장기체공이 가능한 무인항공기의 무게 350kg과 장기체공이 불가능한 무인항공기의 무게 450kg을 비교할 경우, 도 7과 같이 나타낼 수 있다.

도 7에 도시된 바와 같이, 무인항공기의 무게가 350kg일 경우, 수소량이 모자라지 않고 일정한 패턴을 그리면서 무인항공기의 필요출력을 지속적으로 공급해주기 때문에, 무인항공기의 장기체공이 가능한 반면에, 무인항공기의 무게가 450kg일 경우, 이륙 후 다음날 해가 뜨기 전에 수소를 모두 사용하기 때문에, 밤 동안 필요한 출력을 공급할 수 없어 장기체공이 불가능하다.

제 2 실시예

상기 분석 단계(S300)는 무인항공기의 무게, 재생연료전지의 수전해 성능을 상기 기준값으로 고정시키고, 무인항공기의 날개면적만을 변경하면서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행할 수 있다.

도 8 및 도 9는 무인항공기의 무게, 재생연료전지의 수전해 성능을 상기 기준값으로 고정시키고, 무인항공기의 날개면적만을 변경했을 때, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 결과값으로서, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 체공시간과 시간에 따른 수소량과 출력량을 나타낸 그래프이다.

상세하게는, 무인항공기의 무게, 재생연료전지의 수전해 성능을 상기 기준값으로 고정시킬 경우, 도 8에 도시된 바와 같이, 무인항공기의 날개면적 150m ² 이상에서는 장기체공이 가능하다. 이에 반하여, 무인항공기의 날개면적 50m ² 에서는 무인항공기의 무게에 비해 날개면적이 너무 작고, 이에 형성되는 태양전지의 면적 또한 작기 때문에 무인항공기의 필요출력을 충족시킬 수 없어 이륙조차 불가능하다. 또한, 무인항공기의 날개면적 100m ² 에서는 이륙은 가능하지만, 태양전지 시스템을 통해서 수전해 시스템으로 공급하는 잉여 에너지가 줄어들어, 수전해 시스템을 통해서 생성하는 수소량이 감소하여 밤 동안 연료전지 시스템을 통해서 무인항공기가 체공이 불가능하다.

더불어, 장기체공이 가능한 무인항공기의 날개면적 150m ² 과 장기체공이 불가능한 무인항공기의 날개면적 100m ² 을 비교할 경우, 도 9와 같이 나타낼 수 있다.

도 9에 도시된 바와 같이, 무인항공기의 날개면적 150m ² 일 경우, 태양전지 시스템을 통해서 수전해 시스템으로 전달되는 잉여 에너지가 충분하여, 수전해 시스템에서 밤 동안 연료전지 시스템에서 사용할 수소를 충분하게 생산하여 제공할 수 있어, 무인항공기가 필요로 하는 출력을 충분히 공급할 수 있지만,

무인항공기의 날개면적 100m ² 일 경우, 태양전지 시스템을 통해서 수전해 시스템으로 전달되는 잉여 에너지가 충분치 않아, 수전해 시스템에서 밤 동안 연료전지 시스템에서 사용할 수소를 충분하지 못하게 생산하기 때문에, 이륙 후 다음날 해가 뜨기 전에 수소를 모두 사용하기 때문에, 밤 동안 필요한 출력을 공급할 수 없어 장기체공이 불가능하다.

제 3 실시예

상기 분석 단계(S300)는 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적을 상기 기준값으로 고정시키고, 재생연료전지의 수전해 성능만을 변경하면서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행할 수 있다.

도 10 및 도 11은 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적을 상기 기준값으로 고정시키고, 재생연료전지의 수전해 성능만을 변경했을 때, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 결과값으로서, 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 체공시간과 시간에 따른 수소량과 출력량을 나타낸 그래프이다.

상세하게는, 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적을 상기 기준값으로 고정시킬 경우, 도 10에 도시된 바와 같이, 재생연료전지의 수전해 성능 80kWh/1kg H ₂ 까지는 장기체공이 가능하다.

그렇지만, 재생연료전지의 수전해 성능 105kWh/1kg H ₂ 과 130kWh/1kg H ₂ 의 경우는, 장기체공이 불가능하다. 즉, 수전해 시스템에서 수소와 산소를 생성하는데 필요로 하는 에너지가 너무 크기 때문에, 태양전지 시스템에서 공급하는 잉여 에너지를 통해서는 밤 동안 무인항공기가 체공을 위해 필요로 하는 수소와 산소를 생산할 수 없어 장기체공이 불가능하다.

더불어, 장기체공이 가능한 재생연료전지의 수전해 성능 80kWh/1kg H ₂ 과 장기체공이 불가능한 재생연료전지의 수전해 성능 105kWh/1kg H ₂ 을 비교할 경우, 도 111과 같이 나타낼 수 있다.

도 11에 도시된 바와 같이, 재생연료전지의 수전해 성능 80kWh/1kg H ₂ 일 경우, 밤 동안 연료전지 시스템에서 소비할 수소와 산소를 수전해 시스템에서 충분히 생산하여 공급하기 때문에, 무인항공기의 필요출력을 지속적으로 공급할 수 있어 장기체공이 가능하지만, 재생연료전지의 수전해 성능 105kWh/1kg H ₂ 일 경우, 상술한 바와 같이, 수소를 생성하는데 필요로 하는 에너지가 너무 크기 때문에, 수전해 시스템으로 제공되는 태양전지 시스템의 잉여 에너지로는 밤 동안 연료전지 시스템에서 사용할 수소를 충분하지 못하게 생산하기 때문에, 이륙 후 다음날 해가 뜨기 전에 수소를 모두 사용하기 때문에, 밤 동안 필요한 출력을 공급할 수 없어 장기체공이 불가능하다.

상술한 바와 같이, 상기 분석 단계(S300)는 상기 모델링 단계(S200)에서의 모델링 결과를 토대로, 설계변수인 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적 및 재생연료전지의 수전해 성능을 제어하면서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션을 진행할 수 있다.

본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은, 타당성 검증 단계(S400)를 더 포함하여 구성될 수 있다.

상기 타당성 검증 단계(S400)는 상기 분석 단계(S300)에서 진행한 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 진행 결과를 분석하여, 상기 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 가능 여부를 판단할 수 있다.

즉, 다시 말하자면, 본 발명의 일 실시예에 따른 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법은 성층권에서 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기의 고고도 장기체공 목표를 달성할 수 있는지에 대한 타당성 조사를 수행할 수 있으며, 설계변수들인 무인항공기의 무게, 무인항공기의 날개면적 및 재생연료전지의 수전해 성능들의 기준값을 토대로, 각각의 설계인자에 대하여 기준값을 벗어날 경우의 고고도 장기체공 시뮬레이션 진행 결과를 분석하여 장기체공 가능/불가능 여부를 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 재생연료전지와 태양전지 기반 무인항공기 고고도 장기체공 시뮬레이션 방법의 각 단계