AeroVironment Helios 프로토타입

AeroVironment Helios Prototype
헬리오스 프로토타입
Helios in flight.jpg
비행 중인 헬리오스 시제품
역할 무인항공기
제조사 에어로바이론먼트
제1편 1999년 9월 8일
상태 2003년 파괴
기본 사용자 NASA ERAST 프로그램
숫자 빌드 1
개발자 NASA Pathfinder, Pathfinder Plus 및 NASA Centurion

헬리오스 프로토타입은 태양열과 연료전지계통 무인항공기의 진화 시리즈의 일부로 개발된 네 번째이자 최종 항공기였다.AeroVironment, Inc.는 NASA의 환경 연구 항공기 및 센서 기술(ERAST) 프로그램에 따라 이 차량을 개발했다.이들은 장거리 고고도 항공기가 대기 위성으로 기능할 수 있는 기술을 개발하고, 대기 연구 과제 수행은 물론 통신 플랫폼 역할을 할 수 있도록 구축됐다.[1]그것은 NASA 패스파인더와 NASA 센츄리온 항공기로부터 개발되었다.

헬리오스 프로토타입

드라이든 램프의 Pathfinder Plus(왼쪽) 및 Helios 프로토타입(오른쪽)
Paul MacCready AeroVironment 회장은 AeroVironment/Helios 프로토타입 날개 스파링의 단면을 보여준다.

NASA Centurion은 6번째 41피트(12m) 날개 부분과 5번째 착륙 기어 및 시스템 포드를 추가하여 헬리오스 프로토타입 구성으로 수정되었으며, ERAST 프로젝트에 따라 AeroVironment가 개발한 일련의 태양열 비행 날개 시승 항공기의 네 번째 구성이 되었다.헬리오스 프로토타입의 더 큰 날개는 태양열 발전 비행에 적합한 전력을 제공하기 위해 더 많은 태양열 어레이를 수용했다.[1]그 항공기의 첫 비행은 1999년 9월 8일이었다.[2]

ERAST 프로그램은 헬리오스 프로토타입을 개발할 때 두 가지 목표를 가지고 있었다. 1) 10만 피트(3만 m)에 가까운 고도에서 비행을 지속하고, 2) 내구력은 최소 24시간이며, 그 중 최소 14시간이 50,000 피트(15,000 m)를 초과했다.이를 위해 헬리오스 프로토타입은 두 가지 다른 방식으로 구성할 수 있다.첫 번째로 지정된 HP01은 고도 목표 달성에 초점을 맞추고 배터리와 태양 전지로 항공기에 동력을 공급했다.두 번째 구성인 HP03은 내구성 항공기에 최적화했으며, 야간 전력에 태양전지, 저장 배터리, 수정된 상업용 수소-공기 연료 전지 시스템을 조합하여 사용하였다.이 구성에서는, 모터의 수를 14개에서 10개로 줄였다.[3]

비행 시험에 대한 전통적인 증분 또는 계단식 접근방식을 사용하여, 헬리오스 프로토타입은 더 긴 날개의 성능과 항공기의 핸들링 품질을 검증하기 위해 1999년 말에 일련의 배터리 구동 개발 비행에서 처음 비행되었다.후속 태양열 발전 고도 및 내구성 비행에 사용된 계측기도 NASA 드라이든의 초기 저고도 비행 중에 체크아웃 및 교정되었다.[1]

항공기 설명

헬리오스 프로토타입 이륙 직후 날개 비행, 2001년 7월 14일 하와이 카우아이 미 해군 태평양 미사일 사거리 시설에서 태양열 발전용 첫 시험 비행을 시작했다.

헬리오스 프로토타입은 날개 길이가 247피트(75m)로 미국 공군 C-5 군 수송기(222피트(68m)나 보잉 747기(195피트 또는 기종에 따라 59피트 또는 68m)보다 긴 초경량 비행 날개비행기다.전기 동력 헬리오스는 탄소 섬유, 흑연 에폭시, 케블라, 스티로폼, 얇고 투명한 플라스틱 피부와 같은 복합 재료로 구성되었다.주 관 모양의 날개 스파르는 탄소 섬유로 만들어졌다.비행 중 발생하는 끊임없는 굽힘 동작을 흡수하기 위해 위아래가 두꺼웠던 스파링도 노멕스와 케블러로 감싸 힘을 더했다.날개 갈비 또한 에폭시와 탄소 섬유로 만들어졌다.날개의 가장자리에 형상화된 스티로폼이 사용되었으며 날개 전체를 내구성이 뛰어난 투명 플라스틱 필름으로 덮었다.[1]

Helios 프로토타입은 Pathfinder 및 Centurion 이전 모델과 동일한 8피트(2.4m) 날개 코드(선행에서 후행 가장자리까지의 거리)를 공유했다.247피트(75m)의 날개 폭은 헬리오스 프로토타입에 거의 31대 1의 가로 세로 비율을 주었다.날개 두께는 끝에서 끝까지 같았고, 화음의 12%인 11.5인치(29cm)로 테이퍼나 스윕이 없었다.외부 패널은 항공기의 횡방향 안정성을 높이기 위해 10도 방향의 다이어럴이 내장되어 있었다.후행 가장자리의 끝부분이 약간 위쪽으로 꺾인 것은 착륙과 회전이 느린 동안 날개 끝이 멈추는 것을 방지하는 데 도움이 되었다.날개 면적은 1,976평방피트(183.6m2)로, 이 비행선은 총 무게 1,600lb로 비행할 때 최대 날개 하중을 0.81lb./sq.ft에 불과했다.[1]

전익 항공기는 각각 약 41피트(12m) 길이의 6개 구역으로 조립되었다.각 패널 조인트에 언더윙 포드를 부착하여 착륙장치, 배터리 전원 시스템, 비행 제어 컴퓨터 및 데이터 계측기를 운반했다.공기역학적으로 생긴 5개의 꼬투리는 투명한 날개 덮개를 제외하고는 대부분 날개 자체와 같은 재질로 만들어졌다.각 포드의 두 개의 바퀴가 고정된 착륙 기어를 구성했다. 즉, 뒤쪽에는 산악 자전거 바퀴가, 앞쪽에는 작은 스쿠터 바퀴가 달려 있었다.[1]

헬리오스 프로토타입에 사용된 유일한 비행 제어 표면은 피치 제어를 제공하는 72개의 후미진 엘리베이터였다.날개 전체에 걸쳐, 그것들은 항공기의 비행 제어 컴퓨터에 연결된 작은 서보모터들에 의해 작동되었다.비행 중인 항공기를 회전시키기 위해 모터의 차동력을 사용하여 요 컨트롤을 적용하여 한 외측 윙 패널의 모터 속도를 높이고 다른 외측 패널의 모터를 감속시켰다.초기 비행 시리즈 중 주요 시험은 피치 제어 수단으로서의 차동 모터 출력의 평가였다.일반적인 크루즈 여행 동안 헬리오스의 외부 날개 패널은 위로 아치 모양으로 배치되었고 항공기는 앞이나 뒤쪽에서 볼 때 얕은 초승달 모양을 갖게 되었다.이 구성은 외측 윙 패널에 모터를 중앙 패널에 있는 모터보다 높게 배치하였다.외판 모터를 가속하면서 항공기가 하강하기 시작했다.반대로 중앙 패널의 모터에 추가 전력을 가하면 헬리오스가 투구하여 등산을 시작하게 되었다.[1]

2000년부터 2001년까지 HP01은 새로운 항전, 고고도 환경 제어 시스템, 상부 날개 표면에 설치된 62,000개 이상의 태양 전지로 구성된 태양열 어레이 등 다수의 업그레이드를 받았다.[3]이들 셀은 셀의 태양 복사 노출을 방해하지 않도록 셀의 밑면에 전선을 배치한 후면 접촉 셀 설계가 특징이었다.

기록.

헤어지기 직전에 날개 단면이 매우 높은 헬리오스
헬리오스는 태평양을 향해 떨어지면서 분해된다.
태평양의 헬리오스 잔해

2001년 8월 13일,[1] 그렉 켄달에 의해 원격으로 조종된 헬리오스 프로토타입은 9만 6,863피트(29,524m)의 고도에 도달했는데, 이는 날개 달린 항공기에 의한 지속적인 수평 비행으로 세계 기록이다.[4]도달한 고도는 날개 달린 항공기의 지속적인 비행에 대한 이전의 고도 기록보다 11,000피트 이상, 즉 3.2km 이상 높았다.게다가, 이 항공기는 9만 6천 피트(29,000 m)를 넘는 40분 이상을 보냈다.[1]

크래쉬

2003년 6월 26일, 헬리오스 프로토타입은 해체되어 하와이 섬 카우아이에서 서쪽으로 약 16km 떨어진 곳에서 다음 달에 예정된 내구성 시험에 대비하여 원격 조종 시스템 체크아웃 비행 중에 태평양에 떨어졌다.[5]

사고 당일 아침 기상예보에서 기상예보관이 비행 전/불편 검토 시 "매우 한계 GO"를 주긴 했지만 허용 가능한 봉투 안에 조건이 들어 있다는 것을 알 수 있었다. 일차적인 우려 중 하나는 섬 앞바다의 윈드 시어 존이었다.이륙이 지연된 후, 예상대로 바람이 이동하지 못해 헬리오스는 구름 그림자와 그에 따른 태양광 발전량 감소와 싸워야 했기 때문에 평상시보다 더 느리게 상승하고 있었기 때문에 카우아이 이면의 저층 난류지대를 비행하는 데 예상보다 많은 시간을 할애했다.

이후 사고 조사 보고서에 따르면 항공기가 비행 30분 동안 2,800피트(850m) 상공으로 올라갔을 때 "항공기는 난기류를 만나 예기치 못한 지속적이고 높은 강등 구조로 변질됐다.지속성 높은 편향의 결과, 항공기는 공칭 비행 속도로부터의 비행 속도 편차가 진동 주기마다 약 2배씩 증가하는 매우 상이한 피치 모드에서 불안정해졌다.조종사가 정확한 비상 절차를 실행하는 대신 비행 속도 유지 루프를 끄고 비행 속도 유지 루프 게인을 늘리면서 과속 상태가 악화됐다.이후 항공기의 설계 비행속도가 초과되었고 그 결과 높은 동적 압력으로 인해 외부 날개 패널의 날개 선행 가장자리 이차 구조가 고장 났으며 날개 상단 표면의 태양 전지 및 피부가 벗겨졌다.그 항공기는 태평양 미사일 사정거리 시험장의 경계 내에 있는 바다에 충돌하여 파괴되었다.수소-공기 연료전지 포드와 10개 모터 중 2개를 제외한 차량 구조물은 대부분 회수돼 바다에 가라앉았다고 말했다.[3]

조사 보고서에서는 사고의 근본 원인을 다음과 같이 2부로 구분하였다.

  1. "적절한 분석 방법의 부족은 구성 변경의 효과에 대한 부정확한 위험 평가로 이어져 장애에 매우 민감한 항공기 구성을 비행하는 부적절한 결정을 초래했다."
  2. "프로그래밍 및 기술적 제약에 의해 추진되는 항공기에 대한 구성 변경으로 인해 항공기가 스판로더에서 동일한 구조에서 높은 점으로 적재된 대량 분포로 변경되어 설계 건전성과 안전성 여유가 현저히 감소되었다.[3]

사양

ERAST 프로그램을 통한 태양열 항공기 진화
Helios HP03 수소-공기 연료전지 구성도
사양[1][3][6][7]
패스파인더 패스파인더 플러스 센추리온 헬리오스 HP01 헬리오스 HP03
길이 ft(m) 12 (3.6) 12 (3.6) 12 (3.6) 12 (3.6) 16.5 (5.0)
코드 ft(m) 8 (2.4)
윙스팬 ft(m) 98.4 (29.5) 121 (36.3) 206 (61.8) 247 (75.3)
가로 세로 비율 12 대 1 15 대 1 26 대 1 30.9 대 1
글라이드 비율 18대 1 21 대 1 ? ? ?
공기 속도 kts(km/h) 15–18 (27–33) 16.5–23.5 (30.6–43.5) ?
최대 고도 ft(m) 71,530 (21,802) 80,201 (24,445) n/a 96,863 (29,523) 65,000 (19,812)
빈 Wtlb(kg) ? ? ? 1,322 (600) ?
최대 중량 lb(kg) 560 (252) 700 (315) ±1,900 (±862) 2,048 (929) 2,320 (1,052)
페이로드 lb(kg) 100 (45) 150 (67,5) 100–600 (45–270) 726 (329) ?
엔진 전기, 각각 2 hp(1.5 kW)
엔진 수 6 8 14 14 10
태양열 pwr 출력(kW) 7.5 12.5 31 ? 18.5
보충력 건전지 건전지 건전지 리 배터리 Li 배터리, 연료 전지

참고 항목

그 영상에는 헬리오스가 공중에서

참조

이 글에는 원래 퍼블릭 도메인에 존재하는 그렉 괴벨의 웹 기사 '무인기'에서 나온 자료가 담겨 있다. Public Domain이 기사는 미국 항공우주국의 웹사이트나 문서의 공개 도메인 자료를 통합하고 있다.

  1. ^ a b c d e f g h i j NASA 암스트롱 자료표: 헬리오스 시제품
  2. ^ Helios 프로토타입 팩트 시트 – 이전 버전, archive.org에 보관
  3. ^ a b c d e 헬리오스 프로토타입 항공기 미샤프 조사 – T.E. Noll 등, 2004년 1월
  4. ^ "Aviation and Space World Records". Fédération Aéronautique Internationale. Archived from the original on 16 October 2013. Retrieved 14 October 2013.
  5. ^ 2003년 7월 1일 사이언스 데일리, 2003년 9월 8일에 접속한 "헬리오스 프로토타입 태양열 항공기 비행 중 분실"
  6. ^ NASA Pathfinder 자료 시트, archive.org에 보관
  7. ^ NASA Centurion 팩트 시트는 archive.org에 보관되어 있다.
  • "포토폴타이 파인즈:더 나은 태양 전지—태양이 빛나지 않는 전선들"로 대니얼 조의 2003년 9월 33일자 사이언티픽 아메리칸 지의 기사.

외부 링크