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신교식,황호연,안존,남태우 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4
본 연구에서는 전기 항공기에 사용하기 적합한 높은 출력밀도를 발생시키는 고온초전도 모터를 설계하고 이를 항공기에 적용 가능한지를 확인하는 연구를 수행하였다. 설계된 모터는 이트륨 바륨 구리 산화물 판, 비스무트-2223산화물로 이루어진 초전도 코일을 사용하고, 철심을 사용하지 않는 공기 냉각 전기저항성 전기자를 사용하였다. 고온초전도 판과 코일 쌍을 회전축 방향으로 증가시켜, 180마력, 2700분당회전수의 출력을 발생시키는 세스나급 항공기에 사용하는 O-360엔진과 18000마력, 5000분당회전수의 B-737급 항공기에 사용하는 CFM56엔진을 대체할 수 있는 동일 출력을 발생시키도록 설계하였다. 또한 기존 엔진의 출력밀도와 고온초전도 모터의 출력밀도를 비교하여 고온초전도 모터의 항공기 적용 가능성을 평가하였다. In this research, a high temperature superconducting(HTS) motor is designed which is adequate for electrical aircraft by generating high power density and the potentiality of its application to an aircraft is studied. The designed motor is based on YBCO plates, HTS coils composed of Bi-2223, and ironless air-cooled resistive armature. The HTS motor is designed to generate power equivalent to O-360 engine with 180HP at 2700RPM which is used for Cessna and equivalent to CFM56 engine with 18000HP at 5000RPM which is used for B-737. Also, power densities of HTS motors are compared with power densities of aircraft engines so that we can estimate the potentiality of the HTS motor as an aircraft engine.
신교식,황호연,안존,김찬얼,류태규,홍영석,김용빈 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
본 연구에서는 고고도 장기체공 태양광 추진 무인기의 설계를 위하여 기본 형상의 공력특성을 분석하고 예상 중량에 대한 항력의 변화를 추정하였다. XFLR5와 OpenVSP 프로그램을 이용하여 항공기 주익의 양항계수를 계산하고 전체 형상의 표면마찰항력을 계산하여 이를 보정하는 방법으로 공력해석을 수행하였다. 그리고 인간 동력 항공기의 데이터를 바탕으로 회귀분석을 통해 중량을 날개면적과 종횡비에 관한 식으로 나타내고 그 식을 이용하여 항공기의 중량을 예측하였다. 공력특성과 예측 중량을 바탕으로 임무고도에서의 대기조건과 비행속도에 따른 항공기의 항력을 계산하여 비교 분석하였다. In this research, for the design of a solar powered high altitude long endurance (HALE) UAV, aerodynamic analyses of a baseline configuration were performed and drag changes were estimated due to changes of estimated weight. Using XFLR5 and OpenVSP software, lift to drag coefficients were calculated and adjusted by calculating the wetted area friction drag. Also, the weight estimation equation was express in terms of wing area and aspect ratio which was obtained by regression analysis of a human powered aircraft weight data, and the weight of the solar powered HALE UAV was estimated using these equations. Aircraft drags were compared for different altitude and speed based on these aerodynamic characteristics.
태양광 항공기 설계를 위한 배터리 방전 곡선을 고려한 리튬이온 배터리 사이징 연구
신교식,황호연,안존 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
본 연구에서는 태양광 고고도 무인기를 포함한 전기 추진 항공기에 사용하게 되는 리튬 이온 배터리를 사이징하였다. 배터리는 방전되는 전하량이 클수록 사용가능한 배터리 용량은 감소하는 방전 특성을 나타낸다. 이러한 배터리 방전 특성을 고려하여 다양한 출력변화를 입력하였을 때 그 입력에 적합한 배터리를 사이징하도록 MATLAB을 사용하여 프로그램을 구현하였다. 또한 사이징 결과로 얻어지는 전류, 전압, 출력을 입력 전류, 전압, 출력과 비교분석하였다. In this research, li-ion battery was designed which is adequate for an electrical aircraft including High Altitude Long Endurance UAV. Battery shows unique discharge characteristics of diminishing battery capacity as discharge amount increase. Battery sizing program considering these discharge characteristics was coded using MATLAB. Output of current, voltage and power from the program was compared with input current, voltage and power.
신교식(Kyo-sic Shin),황호연(Ho-yon Hwang),안존(Jon Ahn) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.6
본 연구에서는 태양광 고고도 무인항공기가 어떻게 태양광 에너지만을 이용해서 지상에서 이륙, 상승비행을 하여 임무고도인 18 km 지점까지 도달할 수 있는지에 관한 연구를 수행하였다. 주익면적 35.98㎡와 가로세로비 25의 글라이더 형태의 항공기가 기준 항공기 형상으로 사용되었다. 미국 나사의 공개 프로그램인 OpenVSP와 XFLR5을 사용하여 형상 변수 및 양력계수와 항력계수를 계산하였으며, 태양광으로부터의 가용에너지와 상승비행에 필요한 에너지 균형을 통해 항공기의 상승비행을 예측하였다. 각 고도에서 비행속도를 최소화하여 최소시간 상승비행이 가능하도록 하였고 이륙시간에 따른 임무고도 도달까지의 총소요시간과 소모되는 에너지량을 예측하였다. 또한 편서풍과 비행속도에 의한 항공기의 이동거리를 계산하였다. In this research, how a solar powered HALE (high altitude long endurance) UAV (Unmanned Aerial Vehicle) can climb and reach mission altitude, 18km, starting from the ground using only solar energy. A glider type aircraft was assumed as a baseline configuration which has wing area of 35.98㎡ and aspect ratio of 25. Configuration parameters, lift and drag coefficients were calculated using OpenVSP and XFLR5 that are NASA open source programs, and climb flights were predicted through energy balance between available energy from solar power and energy necessary for a climb flight. Minimum time climb flight was obtained by minimizing flight velocities at each altitude and total time and total energy consumption to reach the mission altitude were predicted for different take off time. Also, aircraft moving distances due to westerly wind and flight speed were calculated.
전기 추진 항공기에 적용하기 위한 고온초전도 모터의 초기 사이징
신교식(Kyo-Sic Shin),황호연(Ho-Yon Hwang),안존(Jon Ahn),남태우(Tae-Woo Nam) 한국항공우주학회 2012 韓國航空宇宙學會誌 Vol.40 No.9
본 연구에서는 전기 항공기에 사용하기 적합한 높은 출력밀도를 발생시키는 고온초전도 모터를 설계하고 이를 항공기에 적용하는 것이 가능한지를 확인하는 연구를 수행하였다. 설계된 모터는 이트륨 바륨 구리 산화물 판, 비스무트-2223 산화물로 이루어진 초전도 코일을 사용하고, 철심을 사용하지 않는 공기 냉각 전기저항성 전기자를 사용하였다. 고온 초전도 판과 코일 쌍을 회전축 방향으로 증가시켜, 180 마력, 2700 분당회전수의 출력을 발생시키는 세스나급 항공기에 사용하는 O-360엔진과 18000 마력, 5000 분당회전수의 B-737급 항공기에 사용하는 CFM56엔진을 대체할 수 있는 동일 출력을 발생시키도록 설계하였다. 또한 기존 엔진의 출력밀도와 고온초전도 모터의 출력밀도를 비교하여 고온초전도 모터의 항공기 적용가능성을 평가하였다. In this research, a high temperature superconducting(HTS) motor is designed which is adequate for an electrical aircraft by generating high power density and the potentiality of its application to an aircraft is studied. The designed motor is based on YBCO plates, HTS coils composed of Bi-2223, and ironless air cooled resistive armature. The HTS motor is designed to generate power equivalent to O-360 engine with 180HP at 2700RPM which is used for Cessna and equivalent to CFM56 engine with 18000HP at 5000RPM which is used for B-737. Also, power densities of HTS motors are compared with power densities of aircraft engines so that we can estimate the potentiality of the HTS motor as an aircraft engine.