Journal of Aerospace System Engineering
Vol.14, No.5, pp.42-48 (2020) http://dx.doi.org/10.20910/JASE.2020.14.5.42
11.. 서서 론론
전기에너지를 동력원으로 사용하는 추진시스템은 자 동차뿐만 아니라 선박 항공기 등 다양한 분야에서 널 리 사용되고 있다. 이는 갈수록 까다로워지는 배기가 스 기준 강화에 대응할 수 있을 뿐 만 아니라 효율적
인 에너지 분배를 통해 시스템 운용 시 발생하는 소음 진동 등의 문제를 해결 할 수 있다. 이러한 규제와 산 업체의 요구에 대응하기 위해 전기추진 관련 기술의 필요성은 점차 높아지고 있다. 기존 내연기관을 이용 한 항공용 전기추진시스템의 작동원리는 엔진의 회전 축에 프로펠러를 직접연결을 했던 방식과 달리 엔진은 발전기를 구동시키고 발전기에서 발생한 에너지로 모 터에 연결된 프로펠러를 회전시켜 추진력을 발생시킨 다. 이러한 구조는 기존 시스템 대비 장치 배열이 유
내연기관 기반 드론용 하이브리드 엔진 시스템 설계
강병규
†· 김근배
한국항공우주연구원The Design of a Hybrid Engine System Based on a Reciprocal Engine For Unmanned Aerial Vehicles
Byeong Gyu Gang
†, Keun-Bae Kim
Korea Aerospace Research InstituteAbstract
This research illustrates how the hybrid engine system comprising of a two-cycle reciprocal engine with an integrated generator and a battery is prepared for the design process. The purpose of this research is to increase flight endurance taking advantage of the high energy density of hybrid propulsion systems as well as to cope with current environmental issues by reducing fossil fuel. The hybrid system is designed to offer 6 kW power, and the power can be adjusted by controlling the engine’s RPM in accordance with load variations. In addition, the battery is adopted to offer extra electric power that this hybrid system cannot cover, and can function as the main power source in limited time in the case of an emergency situation.
Besides that, the generator is directly mounted on an engine crank-shaft, and in turn, they can share the same RPM. Thus, it is hypothesized that this integration method can make a compact design possible by reducing space for the installation in the fuselage of UAVs.
초 초 록록
본 논문은 2행정 피스톤 엔진 기반 발전기 및 배터리로 구성된 드론용 전기추진시스템 설계 과정에
대해 다룬다. 연구의 목적은 하이브리드 시스템의 높은 에너지 밀도를 이용하여 비행시간을 증가 시키 고 화석연료 사용량을 줄임으로써 환경 변화에 대처함에 있다. 시스템은 6 kW의 출력을 생산할 수 있 고, 엔진 RPM 제어를 통해 부하 요구에 맞는 출력 조절이 가능하다. 또한 배터리를 추가 장착함으로써 출력 보완재 역할 뿐만 아니라 비상시 제한된 시간 내 주 전력으로 사용할 수 있다. 또한 발전기를 엔 진 크랭크축에 직접 연결함으로써 설계 복잡성을 줄여 동체 내 공간 활용성을 증대 시켰다.Key Words : Two-Cycle Reciprocal Engine(2행정 엔진), System Controller(시스템 제어), Generator(발전기)
Electrical Propulsion System(전기추진시스템)Received: May 25, 2020 Revised: Aug. 23, 2020 Accepted: Sep. 05, 2020
† Corresponding Author
Tel: +82-42-870-3597, E-mail: [email protected]
Ⓒ The Society for Aerospace System Engineering
연하여, 동체 설계 시 효율적인 설계가 가능하다[1].
이러한 기술들은 이미 자동차 산업에서 검증된 기술 들을 항공용으로 적용한 사례다. 또한 에너지 소모 효 율을 높이기 위해 분산전기추진 방식을 이용하여 비행 운영 영역에 따른 에너지 소모량을 조절하여 추진 효 율을 높일 수 있는 연구들이 진행되고 있다.
항공용 추진 장치로 내연기관을 활용한 전기추진시스 템 뿐만 아니라 이차전지, 태양전지, 연료전지 등이 있 으며, 항공용으로 설계된 전기추진시스템은 지상 이동 체에 비해 높은 출력을 요구하기 때문에 단일 동력원 을 결합한 하이브리드 방식을 채택하여 사용하기도 한 다[2]. 하지만 이차전지만을 동력으로 사용하는 추진 시스템은 에너지 밀도가 최고 250 Wh/kg 수준까지 도달 했음에도 불구하고 중/대형 항공기 단일 동력원 으로 사용하기에는 에너지 밀도가 낮아 복합동력 또는 소재의 경량화를 통한 출력밀도 개선이 필요하다. 연 료전지는 이차전지 대비 높은 에너지 밀도와 효율을 가지고 있으나, 자연환경 즉 온도, 습도 압력 등에 쉽 게 영향을 받아 운용 범위가 제한적이며, 제조 단가가 높다는 단점이 있다. 이러한 이유로 전체 동력원을 전 기로 사용하기 보다는 내연기관의 엔진과 발전기 그리 고 배터리를 결합한 하이브리드 추진시스템이 효과적 인 대안으로 제시되고 있다[3].
본 연구에서는 엔진/발전기 및 배터리로 구성된 드론 용 직렬식 하이브리드 전기추진시스템 설계 과정에 대 하여 다룬다. 이 시스템의 엔진/발전기는 주 동력원으 로 6 kw 이상의 출력을 공급할 수 있으며, 배터리는 보조 동력원으로 부가동력 또는 비상시 전력을 공급할 수 있도록 설계 하였다. 제어기는 엔진/발전기에서 발 생한 전력을 부하의 조건에 따라 공급할 수 있게 설계 하였고, 시스템의 각 부품에 대한 상태 점검을 할 수 있도록 기능을 추가 하였다. 직렬식 하이브리드 전원 장치 설계는 아래 F Fiig g.. 1 1과 같다. 엔진 시동은 배터리 의 동력으로 발전기를 구동시켜 점화시키며, 엔진의 회전수가 증가함에 따라 발전기 출력도 증가하여, 이 때 발생한 전력과 배터리 상태를 비교하여 엔진/발전 기의 RPM을 제어한다. 배터리는 배터리 관리시스템 (BMS: Battery Management System)을 통해 비상 전력과 시스템 부품에 필요한 전력을 제공하며 엔진/
발전기의 전력 상황에 따라 충전 및 방전을 반복하도
록 설계하였다. 제어기 기능 중 컨버터는 배터리 전력 을 센서 및 엔진 부가장치에 공급하기 위한 step-dow n 방식의 장치이며, 정류기는 발전기에서 발생한 AC 전력을 부하에서 요구되는 DC 전력으로 변환하는 장 치이다.
F
Fiigg.. 11 The Serial Hybrid Electric Propulsion System
엔진 최대 출력은 13.5 kW이며 운용 시간은 3분으로 제한하였다. 엔진 연속출력은 8.2 kW이며 동일 회전 수에서 발전기는 제어기를 통해 6 kW의 출력을 발생 시킨다. 운영환경 온도는 배터리 운용환경을 고려하여 설정 하였으며, 운용 고도는 1 km에서 운용 가능하도 록 설계하였다. 시스템 무게는 8 kg으로 엔진/발전기 일체형 설계로 최소화 하고 연료 소모량은 480 g/kW/h으로 정격 연속출력에서 사용되는 연료량을 의 미한다. 하이브리드 엔진 시스템 설계를 위한 조건은 아래 Table 1과 같다.
T
Taabbllee 11 Property of a Hybrid Engine System
IItte em m C Ca ap pa ab biilliitty y
Max Power (Engine) 13.5kW@7000RPM Cont Power (Engine) 8.2kW@6200RPM Generator Power 6kW@6200RPM
SFC 0.48 kg/kW/h
Operational Temp -20 ℃ ~ 43 ℃ Operational Altitude 1km
Environmental Condition Mil-STD-810G (Temp,Vibr,Accel) System Weight Around 8 kg
Operating Hour 2 h
22.. 하하이이브브리리드드 시시스스템템 구구성성품품 설설계계
22..11 엔엔진진 제제어어장장치치
하이브리드 엔진 시스템 구성은 엔진본체, 엔진 제 어장치(ECU: Electronic Control Unit), 연료펌프, 스 로틀 서보 등으로 구성되며, 엔진 제어장치는 실린더 헤드 온도, 엔진유입 공기 온도, 외부 공기 압력, 엔진 RPM 및 스로틀 서보 위치 등의 센서 정보를 감시하 여 제어기로 전송한다. 연료펌프는 3bar의 일정한 압 력으로 레귤레이터를 통해 연료를 인젝터에 공급하고 엔진 제어장치는 RPM에 따라 점화시기와 연료 분사 량을 조절하여 엔진 성능을 조절한다. 또한 시스템 제 어기와 엔진 제어장치는 스로틀 서보 위치 정보를 공 유하여 시스템 제어기에서 엔진 운용 상황에 따라 최 종 출력을 조절할 수 있도록 설계 하였다. F Fiig g.. 2 2는 엔 진 제어장치 다이아그램을 나타낸다.
F
Fiigg.. 22 Engine Control Unit Diagram
22..22 발발전전기기 및및 시시스스템템 제제어어기기
발전기는 엔진 통합형으로 영구자석 동기 전동기 표 면부착형 (SPMSM: Surface Mounted Synchronous Motor) 타입으로 설계 하였고, 6200 RPM에서 AC 6.5 kW의 전력을 발생한다. 발전기는 자석을 포함한 회전자와 코일을 포함한 고정자로 구성되며, RPM 측 정을 위한 홀센서가 부착되어 있다. 발전기 사양은 16 극 15슬롯으로 정격 효율 90%로 설계 하였고, 회전자 와 고정자 사이의 공극(Magnetic Air Gap)은 0.8 mm
로 자기장의 효율을 극대화시킴과 동시에 발전기의 무 게와 부피를 최소화 하였다. 회전자는 엔진 크랭크축 에 연결되어 엔진 시동 시 모터링 기능과 시동 후 부 하에 필요한 전력을 생산한다. 이는 시동 시 발전기가 외부 배터리로부터 전력을 공급받아 엔진을 시동 시키 며, 시동 후 엔진에서 발생한 동력으로 발전기를 구동 시킨다는 의미이다. 또한 엔진/발전기 일체형 설계로 부피 및 무게 감소뿐만 아니라 크랭크축 길이의 최소 화로 진동 문제도 개선하였다. F Fiig g.. 3 3은 외전형 발전기 형상이다.
F
Fiigg.. 33 The Configuration of Out-Runner Type AC Generator
발전기에서 생산된 전력은 제어기를 통해 부하에 전 달 되며 이때 AC 전력은 DC 전력으로 전환된다. 제어 기는 엔진과 발전기 배터리를 통합 제어하며, 기본적 으로 정류기, 인버터, 컨버터로 구성된다. 또한 엔진/
발전기 출력 및 배터리 저장에너지의 상태에 따라 요
구 부하에 대응하며 시스템 상태정보를 감시하여 시스
템 제어를 총괄한다. 제어기의 주 기능은 엔진의 속도
를 안정적으로 제어하여 속도에 따라 출력되는 3상의
AC전압을 정류하여 부하에 공급하고, 배터리 상태에
따라 충전과 방전을 제어하는 것이다. F Fiig g.. 4 4는 제어
기내 전력 제어를 위한 트랜지스트 배치를 보여준다.
F
Fiigg.. 44 Power Control Diagram In Controller
F
Fiig g.. 4 4에 따르면 제어기는 엔진 시동 초기 배터리 전 력을 이용하여 발전기를 구동시키며, 발전기가 일정한 회전속도를 유지하면 발전기에서 발생한 전력을 6개의 트랜지스터를 통해 3상의 출력을 조절한다. 여기서 트 랜지스터는 스위치 역할을 하며, 비상시 갑작스런 시 스템 고장으로 인해 외부에서 발생한 전력이 순간 다 른 시스템으로 흘러가는 것을 방지하기 위해 콘덴서 (Capacitor)를 추가 장착하여 시스템 안전성을 높였다.
33 엔엔진진 출출력력설설계계 조조건건
본 연구에서는 6.5 kW급의 발전기 출력을 생산하기 위해 엔진 스로틀 60%에서 8.2 kW급의 출력을 낼 수 있는 2행정 엔진을 설계하였다. 시스템의 출력은 발전 기의 운용범위에서 결정되며 일반적 운용영역을 5000
~ 7000 RPM으로 설정하고 엔진 설계를 진행하였다.
F
Fiig g.. 5 5는 엔진 회전수에 따른 출력 설계 조건을 나타 낸다. 엔진 출력은 시스템 최대연속출력 요구조건에 따라 시스템을 구성하는 구성품의 동력전달 손실을 검 토하여 결정하였다. 예를 들어 엔진의 정격연속출력은 발전기 효율, 제어기 정유 효율 및 연결 배선 손실을 고려하여 출력값을 선정하였고 출력값 계산식은 아래 와 같다.
F
Fo orrm mu ulla arr 1 1 :: E En ng giin ne e P Po ow we err S Se ettu up p
엔진 토크는 시동 시 2000 RPM에서 5 N/m 힘이 필 요하도록 설계하였고 정격연속추력 구간인 6200 RPM 에서는 13 N/m의 토크를 발생하도록 설계하였다. 엔진 토크는 발전기 구동에 있어 중요한 설계요소이며 엔진/
발전기 운용 시 엔진에서 발생한 토크는 발전기에서 필 요한 토크보다 여유 마진을 가져야 엔진 꺼짐과 같은 운용상의 문제가 발생하지 않는다. 엔진 내구성은 FAR 33 기준에 의거 설계를 진행하였으며 평가 방법은 150 시간 연속 운용이다.
F
Fiigg.. 55 The Design Condition of Engine Speed for The Power
설계 점에서 성능 구현을 위한 엔진 실린더 크기는
해석을 통해 Bore 및 Stroke 크기를 각각 50 mm와
45 mm 결정하였고, 실린더 부피는 176 cc로 설계하
였다. 연료는 전자식 분사 방식을 (EFI: Electronic
Fuel Injection) 사용하여 Carburetor 대비 상대적으
로 높은 연비를 개선하였다. F Fiig g.. 6 6은 실제 엔진 형상
을 나타낸다.
F
Fiigg.. 66 Engine Configuration, Unit: mm
압축비는 엔진의 출력과 연비를 결정하는 중요한 요 소이며, 이론상 압축비가 높을수록 엔진 열효율이 증 가하여 엔진에서 더 많은 에너지를 생산할 수 있지만, Knocking 현상으로 인해 실제 엔진 설계에서는 압축 비가 제한된다. 따라서 압축비는 10으로 설정하여 설 계를 진행 하였으며 F Fiig g.. 7 7은 압력비 증가 시 연소 효 율은 개선되지만 Knocking 발생으로 인해 토크가 급 속하게 감속함을 나타낸다.
F
Fiig g.. 7 7 The Design Constraint Between Compression Ratio with Efficiency and Torque
본 연구에서 제작된 엔진은 자연흡기방식으로 4행정 엔진과 달리 흡입과 배기가 BDC (Bottom Deadline Center)를 대칭으로 이루어지기 때문에 포터를 열고 닫는 시간 조절에 설계 제한이 있으며, 흡기와 배기 포트가 같이 열려 있는 구간이 있어 흡입된 공기가 바 로 배기로 배출되지 않게 세부형상 설계와 포트타임
시간 조절이 중요하다. 따라서 시뮬레이션으로 흡기 및 배기 포트의 열고 닫힘을 해석 하였고 정격출력 구 간인 6200 RPM에서 8.2 kW이상의 출력이 발생 하여 설계 조건을 충족함을 확인하였다. F Fiig g.. 8 8은 해석 결과 RPM 대비 엔진 출력을 나타내며 동일 조건에서 약간 의 흡기 파이프 길이 변경에도 출력 값은 동일함을 나 타낸다.
F
Fiig g.. 8 8 Engine Power Variation in Accordance with RPM
44 시시동동 및및 발발전전기기 출출력력 설설계계조조건건
발전기는 엔진의 출력을 이용하여 전기에너지로 변환 시킬 뿐만 아니라 엔진 시동 시 배터리로부터 전력을 공급받아 엔진 시동 기능까지 수행해야 하기 때문에 발전기의 중량과 효율이 중요한 설계 요소이다. 발전 기의 정격전력은 엔진 회전속도 6200 RPM에서 50 V, 120 A의 전력이 발생하도록 외전형 타입으로 설계 를 진행 하였고, 극수 및 슬롯의 조합은 해석을 통해 16극 15슬롯으로 설계하였다. 극수와 슬롯수는 발전기 의 성능, 진동, 소음 등에 영향을 주기 때문에 각각의 조합에 대한 성능 검토 후 해당 조합으로 선정하였다.
또한 발전기에서 발생하는 손실 중에 권선에서 발생
하는 열량이 가장 크기 때문에 권선의 길이와 직경을
조절하여 코일의 직경을 1.7 mm로 선정하였다. 영구
자석은 외부 기자력 (Magneto-Motive Force)에 의해
증자 또는 감자되어 동작점이 변하게 된다. 따라서 운
영 환경 온도가 너무 높거나 외부 기자력이 클 경우
영구자석의 동작점은 굴곡점을 지나 불가역 감자가 발
생함으로 운용온도에 따른 영구자석 선정이 필요하다.
이런 설계 조건들을 고려하여 운용온도 80 ℃에서 발 전기 성능에 대한 해석을 수행 하였고 결과는 F Fiig g.. 9 9 와 같다.. F Fiig g.. 9 9는 회전수에 따른 출력 값을 나타내며 6200 RPM에서 6 kW 이상의 DC전력이 발생함을 알 수 있다. 전기추진 하이브리드 시스템에서 발전기 성 능은 배터리 설계와 연동되어 배터리의 충전 상태에 따라 발전기의 출력 전압 및 전류의 비율이 달라진다 [4]. 이는 엔진에 걸리는 부하 즉 토크 및 RPM이 달 리지는 것을 의미하며, 시스템 운영 조건에 맞는 임무 프로파일을 작성하여 비행체를 운영할 수 있는 최소 출력을 계산해야 한다는 의미이다.
기본적으로 순항조건에서는 시스템 전압이 50 V를 유지 하도록 엔진의 스로틀을 탄력적으로 제어기를 통 해 조절해야하며 상승 또는 급가속/급감속 상황에서는 배터리의 충전 상태를 고려한 배터리와의 혼합 전력을 사용해야 한다.
F
Fiig g.. 9 9 The Result of Output Power in Accordance with Generator’s RPM
배터리 모듈은 12개의 전지를 직렬연결로 구성하여, 비상시 120 A 이상의 전류를 발생하고, 6 kW의 전력 을 최대 3분 이상 공급하도록 설계하였다. 이는 발전 기와의 출력 연동 설계로 배터리 전압 강하를 최소화 함으로써 비행임무 시간을 증가 시킬 수 있다. F Fiig g..
1
10 0은 엔진 초기 시동 시 2000 RPM에서 배터리 에너 지 변화를 나타낸다.
F
Fiigg.. 1100 Battery Status at Motoring a Engine
55 제제어어기기 설설계계 및및 시시스스템템 통통합합
제어기는 엔진 스로틀 회전수를 제어하여 발전기에서 발생한 전력을 조절하며, 발전기 전력과 배터리의 전 력을 비교하여 부하와 배터리에 전력을 공급하도록 알 고리즘을 구현하였다. 또한 엔진 시동 시 배터리 전력 인 직류를 교류로 변화하여 엔진 시동 모터로 이용할 수 있도록 제어 기능을 추가하였다. 제어기는 PWM 제어를 통해 엔진 스로틀 서보모터를 제어하여 발전기 출력을 조절하며 엔진/발전기 출력 및 배터리의 저장 에너지를 통합하여 시스템이 요구하는 부하에 따라 안 정적으로 전력을 제어할 수 있도록 설계하였다. 또한 엔진 시동 시 제어기에 발전기 속도 제어 로직을 탑재 하여 초기 응답특성 및 최소한의 전력 소비를 위한 설 계도를 구현하였다. 또한 시스템에 전류 및 온도센서 등을 부착하여 발전기, 엔진, 배터리 등의 각 구성품 간 실시간 상태정보를 확인할 수 있도록 하여 제어 안 정성을 높였다. 그 결과 제어기는 엔진의 속도 제어를 안정적으로 하고 속도에 따라 출력되는 발전기의 3상 전압을 제어하여 부하 및 배터리에 전력을 공급한다.
출력 제어 로직은 엔진 시동 후 발전기 회전 정보를 감지하고 실제 출력 값과 비교하여 스로틀 제어를 통 해 원하는 출력을 발생시킨다. 전력부(Power Driver) 는 전류 제어를 위한 전류 센서가 부착되었고 모터링 및 발전모드를 위한 6개의 MOSFET으로 구성하였다.
제어로직 은 F Fiig g.. 1 11 1과 같다.
F
Fiigg.. 1111 Control Logic For Power Adjustment
66 결결 론론
본 연구에서는 내연기관 기반 드론용 하이브리드 전 기추진시스템을 설계하였다. 2행정 피스톤 엔진과 발 전기 일체형으로 내연기관을 구성하여 시스템 무게 및 부피를 절감하였고, 발전기는 엔진 회전속도에 따라 최대 6.5 kW 출력을 발생한다. 시스템 운영 출력은 발전기의 운용 범위인 6000 RPM ~ 7000 RPM에서 결정되며 이는 스로틀 60% ~ 95%에서의 출력을 의 미한다. 시스템 전압은 50 V로 엔진출력 스로틀 60%
에서 발생하며 배터리의 전압과 발전기 전압을 비교하 여 부하 조건에 따라 충전과 방전이 발생하도록 제어 기 설계를 하였다. 정상 운용조건에서는 엔진/발전기에 서 발생한 전력만으로 부하로 공급하게 하고 엔진/발 전기 고장 시 제안된 시간범위 내 배터리 비상 전력을 사용한다. 따라서 본 연구에서 개발된 하이브리드 전 기추진 시스템은 스로틀 작동범위 및 배터리팩 운영시 간에 따라 다양한 비행운용 시나리오 적용이 가능하 다. 또한 화석연료 사용을 최소화함으로써 연료효율을 높이고 배출가스를 감소시켜 전통적인 내연기관에 비 해 친환경적이며 하이브리드 시스템 구성으로 시스템 운영 시간을 증가시켰다.
후 후 기기
본 연구는 민군과제(2020년 드론용 하이브리드 전원 장치(6 kW급)개발, GR20070) 지원으로 수행되었습니 다.
RReeffeerreenncceess
