Performance Analyses for Conceptual Design of Hydrogen Fuel Cell Electric Aircraft

Abstract

As climate change has emerged as a real threat to the existence of humankind, a worldwide movement of decarbonization, or the energy transition, is underway. The aviation industry, which accounts for about 3% of total carbon dioxide emissions as of 2019, is also required to transition to green mobility in line with this trend. Nowadays, fuel cell technology with green hydrogen is emerging as a promising carbon-free power source. A hydrogen fuel cell is expected to be used in aviation because it shows superior gravimetric energy, high energy efficiency, and low observability. However, some technical hurdles exist, such as low volumetric density and difficulty in storing. In this study, performance analyses of liquid hydrogen fuel cell aircraft for the conceptual design were performed to analyze its mission performance capabilities. The KC-100, a general aviation aircraft developed in South Korea, was adopted as a baseline airframe and modeled including the propeller. For the analysis of aerodynamic and propulsive performance, the vortex latex method, widely accepted aerodynamic methodology for the conceptual design stage, was adopted. The wind tunnel test results were analytically reproduced through the computational fluid dynamics to verify the aerodynamic model, and the results from the experiment and the computation were compared. Through this, the accuracy of the aerodynamic model was verified, and the analysis results were corrected. After these, the aerodynamic and propulsion database was developed for the aircraft performance analysis. The weight estimation model of the fuel cell propulsion system was established to explore the change in weight of the electric aircraft compared to the baseline model, and the performance evaluation of the electric aircraft was conducted based on the newly derived weight. It was calculated that when about 45 kg of hydrogen was mounted based on the mission used in the study, the weight of the drug increased by about 11%.

기후변화가 인류의 존속에 실질적인 위협으로 다가오면서, 전세계적인 탈탄소화 운동이 진행되고 있다. 2019년 기준 전체 이산화탄소 배출량의 약 3%를 차지하는 항공 산업 역시 이러한 기조에 발맞추어 그린 모빌리티로의 이행을 요구받고 있다. 현재 대표적인 무탄소 동력원으로 그린 수소를 활용한 수소 연료전지가 대두되고 있다. 수소는 월등히 높은 중량 당 에너지를 가지며 연료전지를 활용할 시 높은 에너지 효율과 저피탐성을 보여 항공 분야로의 활용 가능성이 높은 것으로 기대받고 있으나, 부피 당 에너지가 낮고 저장이 용이하지 않는 등의 기술적 한계가 존재한다. 본 연구에서는 액체 수소 연료전지 항공기의 개념설계를 위한 성능 해석을 수행하여 임무 수행 능력을 분석한다. 국산 소형 항공기인 KC-100을 기저 모델로 채택하여 프로펠러를 포함한 전기체 형상의 모델링을 수행하였다. 공력 및 추진 해석을 위하여 개념설계 단계에서 활용이 용이한 와류격자법을 채택하였다. 확보한 공력 모델을 검증하기 위하여 풍동 시험 결과를 해석적으로 재현하였으며, 그 결과를 상호 비교하였다. 이를 통하여 공력 모델의 해석 정확성을 검증하고 해석 결과를 보정하여, 항공기 성능 해석을 위한 공력 및 추진 데이터베이스를 구축하였다. 연료전지 추진 시스템의 중량 추정 모델을 확보하여 기저 모델 대비 전동화 기체의 중량 변화를 탐구하였고, 새로 도출한 중량을 바탕으로 전기 항공기의 성능 평가를 수행하였다. 연구에 활용한 임무 기준으로 약 45 kg의 수소를 탑재하였을 때, 약 중량이 약 11% 증가함을 확인하였다.