2인승 틸트로터형 PAV 개념설계 및 공력해석

Conceptual Design and Aerodynamic Analysis of Double-Seater Tilt-rotor Type PAV

Abstract

차세대 이동 수단의 방법으로 도심항공 모빌리티(UAM)에 관한 연구가 활발하게 진행되고 있다. 도심항공 모빌리티에 사용할 비행체인 eVTOL(Electric Vertcial Take-Off and Landing)은 추진방식에 따라 복합형, 틸트 로터형, 틸트 날개형, 틸트 덕티드 팬형, 멀티콥터형으로분류된다. 본 연구에서는 새로운 틸트 로터형의 차세대 eVTOL을 기존의 설계 요구 조건에 맞게 개념설계를 수행하였다. 공력해석 프로그램인 Open VSP와 XFLR5를 사용하여 공력해석을 진행하였다. 각 임무 구간별 소요되는 동력을 계산하였고, 그에 맞는 배터리와 모터를 선정하였으며, 구성품별 중량을 추정하여 최대이륙중량을 예측하였다.

Research on urban air mobility (UAM) is being actively conducted as a method of next-generation transportation. eVTOL, an airplane to be used for urban air mobility, is classified into a complex type, a tilt rotor type, a tilt wing type, a tilt duct fan type, and a multicopter type according to the propulsion method. In this study, conceptual design was performed for the next generation eVTOL of the new tilt rotor type in accordance with the existing design requirements. The aerodynamic analysis programs of OpenVSP and XFLR5 were used to perform aerodynamic analysis. The power required for each flight mission stage was calculated, the battery and motor were selected accordingly, and MTOW (Maximum Take-Off Weight) was predicted by estimating the weight of each component.

Ⅰ. 서론

PAV(Personal Air Vehicle)는 point to point 개념의 이동 수단으로, 개인용 항공기를 지칭한다. 자동차 및 기차 등의 이동 수단과 비교했을 때 이동 시간 절감의 효과가 뚜렷하게 나타난다. PAV가 상용화되기 위해서 도심 간의 이동 수단을 2차원에서 3차원 영역으로 확장하는 UAM(Urban Air Mobility)이 구축되어야 한다. 자동차와 같이 개인용의 항공기 즉 PAV가 주요 이동 수단으로 선점될 전망이다.

UAM (Urban Air Mobility)에서 활용 가능한 개념으로, 인구 밀집도가 높고 교통이 혼잡한 도심의 특성상 항공기 이⋅착륙을 위한 활주로를 보유할 수 있는 공간의 제약이 있으므로 현재 개발 진행 중인 대부분 PAV는 수직이⋅착륙(Vertical Take-Off and Landing) 혹은 짧은 활주로를 이용한 이⋅착륙(STOL, Short Take-Off and Landing) 기술이 적용되고 있다. 또한, 도심 간의 이동과 경제성, 실용성 측면에서 PAV의 비행방식은 넓은 공간이 필요하지 않은 수직이⋅착륙 형태가 적합하다.

수직 이⋅착륙 기술을 적용하는 PAV는 비행방식에 따라 멀티콥터형, 틸트형, 복합형 총 3개의 종류로 구분된다[1].

멀티콥터형은 회전익형으로 드론과 유사한 형태이지만, 무인기인 드론과 다른 유인기라는 차이점을 갖는다. 멀티콥터형의 예시로 EHang사의 EHang 184가 있다.

틸트형은 고정익과 회전익을 모두 갖추고 있으며 회전익의 각도를 조절해 수직이⋅착륙 비행과 순항 비행 시 모두 활용하는 특징을 갖는다. 예시로 Joby 사의 Joby S4, Bell 사의 Bell Nexus가 있다.

복합형 또한 고정익과 회전익을 모두 갖추고 있지만, 틸트형과 달리 양력과 추력을 얻기 위한 회전익이 각각 따로 구성되어 있다. 예시로 Kitty Hawk 사의 Cora가 있다[1].

PAV의 주요 활용 분야가 UAM임을 고려하면, 도심 간의 이동 수단으로 활용되기 위한 기술 확보가 예상되며 분산전기추진 기술과 자율주행 기술 발전이 이뤄지고 있다.

분산전기추진기술은 여러 개의 로터가 독립적으로 구동되는 기술로, 개별 로터의 이상이 발생할 경우를 대비하여 안정성을 확보할 수 있으며 단일 모터 기체와 비교하여 작은 로터가 사용되므로 UAM의 핵심 과제인 소음 문제를 해결할 수 있는 방안이다[2].

현재까지는 안정성 문제로 인해 조종사가 함께 탑승하는 방식이 PAV 상용화 초기에 예상되지만, 이 경우 조종사 훈련 및 운용 비용으로 인해 PAV 운용 경제성 효율이 떨어지므로 이를 보완하고 PAV의 상용화를 촉진하기 위해서 자율비행의 안정성을 확보하는 방향의 기술 개발이 예상된다[1].

1-1 연구 목표

본 연구는 그림 1, 표 1과 같이 숨비에서 개발한 동축반전식 멀티콥터형인 PAV의 기존 형태에서 벗어나 가로 안정성을 키울 수 있는 새로운 유체역학, 구조역학적 형상 개발과 수직이⋅착륙 및 순항에 모두 적합한 틸트로터형 PAV 기술구현, 최대 이륙중량 및 추력증가 설계를 위한 선행연구로, 기존 PAV가 가진 애로점들을 해결하고 항공역학 해석 기반의 비행체 핵심 설계 기술을 확보하는 데에 목표를 두었다.

그림 1. 숨비 PAV [6]

Fig. 1. Soom-vi PAV [6]

표 1. 숨비 PAV 제원 [7]

Table 1. Soom-vi PAV specification [7]

1-2 PAV 외형 설계 프로세스

본 연구에서는 개념설계에 앞서 기업의 요구도에 따라 초기 설계 요구 조건 및 임무 형상을 정립하고, 이를 충족할 수 있는 PAV의 개념스케치를 수행했다. 위의 단계 후에 결정된 형상에 대하여 일반 항공기의 설계 기준절차 및 PAV 설계 경험식에 따라 초기 사이징과 개념설계를 수행하고, CATIA를 이용하여 최종적 기준 형상을 구현, Open VSP 및 XFLR5를 이용하여 공력해석을 수행하였다[3]-[5].

Ⅱ. 요구도 분석

2인승 PAV 기체 DANVI(Double-seater Aeronautically New VTOL by Inha University)의 설계요구사항은 다음과 같다.

- 탑승 인원 2인(2 passenger 자율 운항 시스템 탑재)

- 최대이륙중량 1200 kg

- 최대 1시간 비행

- 틸트로터 적용

- BLDC 모터 8개 장착

- 전기 배터리 적용

- 순항 시 Throttle 값 : 50%

동력계통 부품 및 항전계통 부품, 기타 구성품은 기존 PAV의 구성품(Sub system)을 이용하는 것으로 상정하였다[7].

2-1 설계요구조건 및 임무 형상

설계 방향성 확립을 위해 기업의 요구사항에 따라 유상 하중, 항속거리, 순항고도, 순항속도, 이⋅착륙방식, 상승률 및 하강률 등의 설계 요구 조건을 표 2와 같이 정립하고 임무 형상을 그림 2 로 나타내었다.

그림 2. DANVI 임무 형상

Fig. 2. DANVI mission profiles

표 2. DANVI 설계요구조건

Table 2. DANVI design requirements

2-2 PAV 초기 형상 개념스케치

고정익과 회전익의 장점을 결합한 틸트형 기체를 기반으로, 저익기와 비교했을 때 상반각을 갖게 하여 롤링 모멘트를 복원하고 가로 안정성을 키울 수 있는 고익기 형상을 채택하였다[8]. 또한, 유선형의 동체와 V-tail, 에어포일 형태의 Pod를 채택하여 항력을 최소화할 수 있도록 하였고, 수직이⋅착륙이 가능하도록 설계되는 점과 기체의 경량화 측면을 고려하여 헬리콥터의 Skid 형태에 착안한 착륙 장치를 채택하였다.

주익에만 프로펠러를 장착하여 천이 모드로 변환 운용 시 안정성 확보의 어려움이 예상되어 주익과 미익에 프로펠러를 분산 배치하여, 선택적 추력 운용으로 효율을 최적화하고, 추력 재분배를 통해 고장허용 비행운용이 가능할 수 있도록 설계하였다[9].

위와 같은 결정사항을 바탕으로 임의의 수치를 적용한 초기 개념스케치를 CATIA로 구현하여 그림 3에 나타내었으며, 그림 4와 같은 과정을 통하여 개념 설계를 진행하였다.

그림 3. DANVI 초기 개념 스케치 [3]

Fig. 3. Initial Concept Sketch of DANVI [3]

그림 4. 개념 설계 과정 블록 다이어그램

Fig. 4. Conceptual design process block diagram

Ⅲ. 초기 사이징

모든 설계 요구 조건을 고려하여 곧바로 설계를 진행하는 것은 매우 번거롭고 어려운 작업이므로, 위에서 결정된 기준 형상과 성능 요구도를 고려한 설계 이륙총중량, 익면하중, 동력 대 중량비 등의 주요 설계 변수를 이용하여 항공기의 초기 사이징을 수행한다[8], [10]. 공력해석과 중량 추정 등을 거쳐 항공기의 주익 면적, 종횡비, 주익 단면 에어포일 등의 세부적인 설계값들을 이 단계에서 결정할 수 있으므로 정확한 예측값을 도출하는 것이 바람직하다[11], [12].

3-1 초기 설계 이륙총중량

DANVI의 설계 이륙 총 중량(W)는 아래와 같은 항목으로 구성할 수 있다[13].

W = W_crew + W_payload + W_empty       (1)

여기서 W_crew는 조종사 무게, W_payload는 유상 하중을 나타내며, W_empty는 공허 중량으로 배터리 무게를 포함한다. DANVI는 자율 운항 시스템을 탑재하는 것으로 상정하여 조종사 무게를 아래와 같이 설정한다.

W_crew = 0 kg       (2)

상용 운송기(CAT aircraft; commercial air transport aircraft) 설계 시 승객당 최대 중량은 수하물 포함, 120 kg이다[14]. 2인의 승객과 짐의 무게를 아래와 같이 설정한다.

W_payload = 240 kg       (3)

(2)와 (3)을 이용하여 공허 중량을 구하기 위해선 다음과 같다.

W_empty = W - (W_crew + W_payload)       (4)

설계를 위한 총 공허 중량 W_empty는 960 kg이다.

3-2 익면하중

익면하중 (wing loading)은 이륙 총 중량을 날개 면적으로 나눈 값이다. 익면하중은 항공기 설계 과정에서 날개 면적과 가로세로비를 결정하며, 에어포일 형상 및 양력계수, 날개 길이에도 영향을 준다. CATIA 익면하중의 값은 비행 단계별로 달라지지만 본 연구에서는 실속 시의 익면하중만을 고려하여 날개 면적을 계산하였다.

\(\begin{aligned}\frac{W}{S}=\frac{1}{2} \rho V_{\text {stall }}^{2} C_{L_{\max }}\end{aligned}\)       (5)

여기서 ρ는 공기 밀도로, DANVI의 순항고도 500 m 상공기준 1.168 g/m³로 설정했다. V_stall은 실속속도로, 소형 항공기의 실속속도인 20 m/s로 상정하였다. C_Lmax는 최대 양력계수로, 최적의 에어포일 형상 선정을 통해 조절하는 방향을 택하였다.

그림 5를 참고하여 NACA 4자리 계열의 중 최대 양력계수가 높은 6가지의 익형을 선정하였으며, 실속속도 20 m/s에서 비행할 시 최대 양력계수는 NACA 6412가 가장 컸지만, 다른 익형에 비해 항력 계수가 커, 비효율적이다. 그림 6의 결과에 따라 익형별 양항비, 양력계수, 항력 계수 특성을 분석해 본 결과 NACA 4415와 NACA 4418 중 NACA 4415가 작은 항력 계수와 큰 양항비를 가지므로 이를 주익의 에어포일 형상으로 선정하였다. 식 (5)를 통해 계산된 최대 양력 계수 C_Lmax는 약 1.54이며, NACA 4415 에어포일의 풍동 시험결과 C_Lmax가 약 1.5로 분석되어 NACA 4415 에어포일로 선정하였다 [15].

그림 5. 에어포일 형상에 따른 양항비, 양력 계수, 항력 계수 [5]

Fig. 5. Lift to Drag Ratio, Lift & Drag coefficient of Airfoils [5]

그림 6. NACA 4415와 NACA 4418 날개골 공력 특성 비교 [5]

Fig. 6. Comparison of aerodynamic characteristics of type of airfoil NACA 4415 & NACA 4418 [5]

\(\begin{aligned}\frac{W}{S}=36.9 \mathrm{~kg} / \mathrm{m}^{2}\end{aligned}\)       (6)

S = 32.56 m²       (7)

표 3은 프로펠러 항공기 설계 기준의 등가 가로세로비를 기술한 것이다[8]. DANVI의 가로세로비를 일반 단발 왕복 엔진 항공기에서의 날개 가로세로비 7.6으로 상정하여, 주익의 스팬 길이(b)와 시위선 길이(c)를 다음과 같이 설정하였다.

표 3. 항공기 종류에 따른 등가 가로세로비 [8]

Table 3. Aspect Ratio by type of aircraft [8]

b = 15.73 m       (8)

c = 2.07 m       (9)

3-3 동력

1) 정지 비행

운동량 변화 이론을 적용하면 정지 비행 시의 유도 동력을 구할 수 있다. 정지 비행에 필요한 동력은 다음과 같이 구할 수 있다[16].

\(\begin{aligned}P_{\text {hover }}=\frac{1}{\eta_{r}} \sqrt{\frac{T^{3}}{2 \rho A_{a c t}}}\end{aligned}\)       (10)

T는 정지 비행 시의 추력이므로 기체의 무게와 같으며, ρ는 공기 밀도로 고도 500 m에서의 공기 밀도 1.168 kg/m³으로 설정하였다. A_act는 프로펠러의 회전 면적이며, 주익의 높이를 고려하여 프로펠러는 84 inch의 Whirl Wind Aviation의 2엽 Propeller로 가정하였다[17]. 프로펠러 효율 η_r을 0.9로 가정하였다. 계산 결과 정지 비행 시, 유도 동력은 P_hover = 173.66 kW이며, 이때 동력 하중은 6.91 kg/kW (MTOW/P_hover) 이다.

실제 정지 비행 동력을 구하기 위해서는 식 (10)에 호버링 총 효율 η_htot을 곱해주어야 한다. η_htot는 다음과 같다. [18]

η_htot= η_F × η_M × η_PE × η_B       (11)

여기서 η_F는 팬 효율, η_M은 모터 효율, η_PE는 파워일렉트로닉스 효율, η_B는 배터리효율이다. 비행 방식에 따라 η_F는 0.7 ~ 0.9의 값을 갖으며, η_M는 0.9~0.95, η_PE는 0.95~0.98, η_B는 0.8~0.98를 갖는다 [18]. 최대값을 적용하여 계산한 결과 실제 정지 비행 시 동력은 142.59 kW이다. 식 (10), (11)을 이용하여 호버링 파워 및 호버 효율, 회전판 하중을 계산하여 표 4에 나타내었다. 또한 호버 효율 및 회전판 하중을 그림 7 에 나타내어 다른 기체들과 비교하였다. 표5 와 그림 7을 참고하였을 때 DANVI 기체는 다른 Lift + Crusie 기체에 비해 높은 호버 효율을 가지고 있으며 비교적 낮은 회전판 하중을 갖고 있다.

표 4. eVTOL 호버링 파워 및 호버 효율, 회전판 하중 비교 [18]

Table 4. C_L eVTOL hovering power, efficiency and disc loading [18]

그림 7. eVTOL의 회전판 하중과 호버 효율간의 관계 [18]

Fig. 7. Correlation between disc loading and hover lift efficiency for various eVTOL [18]

표 5. 비행 구간별 동력 하중 추정치 [19]

Table 5. Power Loading Assumptions for Each Flight Stage [19]

2) 임무별 요구 동력

추력 대 중량비는 비행 구간별 표준대기, 해면 고도, 정적상태, 최대 스로틀 상태의 추력과 이륙 시 무게의 비로 정의한다[11]. 하지만 본 연구에서 DANVI는 프로펠러 항공기의 분류이므로, 추력 대 중량비 대신 동력 하중(power loading)의 역수를 사용하여 동력 대 중량비를 구했다[19]. 표 5는 UAM의 각 비행 구간에 대한 동력 하중 분석을 통해 통계적 추정치를 나타낸 것이다[19]. DANVI는 틸트로터형 기체로Tiltrotor/Tiltwing 동력 하중에 따라 수직이⋅착륙, 상승, 순항 시의 동력을 MTOW 1200 kg 기준으로 계산하여 표 6에 기술하였다.

표 6. 비행 구간별 요구 동력

Table 6. Required power for Each Flight Stage

따라서 수직이⋅착륙, 상승, 순항 시의 동력 대 중량비는 다음과 같다.

\(\begin{aligned}\frac{W}{P_{V T O L}}=4 \mathrm{~kg} / \mathrm{kW}\end{aligned}\)       (12)

\(\begin{aligned}\frac{W}{P_{\text {climb }}}=10.67 \mathrm{~kg} / \mathrm{kW}\end{aligned}\)       (13)

\(\begin{aligned}\frac{W}{P_{\text {cruise }}}=16 \mathrm{~kg} / \mathrm{kW}\end{aligned}\)       (14)

Ⅳ. 개념설계

4-1 주익 및 미익

1) 주익

주익은 앞서 선정한 바와 같이 익형 NACA 4415, 시위선 길이 2.07 m, 스팬 길이 15.73 m로 설계하였다.

후퇴각은 롤링 모멘트를 방지하기 위해 0°로 설정하였고, 탑승공간 확보와 프롭 크기에 제한을 줄이고 상반각 효과를 얻을 수 있도록 상반각 0°의 고익 형태로 설계하였다. 테이퍼 비의 경우 후퇴각이 없기에 스팬에 따른 공력 하중 분포가 적을 것으로 예상되어 제작 용이성을 고려하여 1로 설계했다[8].

주익 붙임각 0~4 °에 대한 양항비를 그림 8와 같이 분석하여 가장 효율적으로 양력을 발생시키는 붙임각을 선정하였다. 먼저, 붙임각이 0 °일 경우, 기수가 음의 받음각을 받아 하강비행시 양항비의 기울기가 급격한 음(-)의 기울기를 보여주고 있다. 이는 양력 발생을 위해 추가적인 조치가 필요한 것으로 분석된다. 붙임각이 3 °와 4 °일 경우, 양의 받음각을 받게 되어 상승 비행시, 양항비의 기울기가 붙임각 1°, 2°에 비해 감소하여 상승 비행 시의 효율이 떨어질 것으로 분석된다. 또한, 수직이⋅착륙과 전진 비행 사이 프로펠러가 틸트가 진행되는 과정에서 기수가 음의 받음각을 받을 경우, 붙임각이 2°일때 1°인 경우 보다 음의 받음각에서 양항비의 기울기가 완만하다. 따라서, 붙임각이 2°일 때가 가장 안정적인 비행이 가능하여 붙임각을 2°로 설계하였다.

그림 8. 붙임각에 따른 양항비

Fig. 8. Lift to Drag Ratio at Incidence Angle

2) 미익

꼬리 날개의 형상은 V-tail 모양으로 설계하였다. 표 7로 알 수 있듯, V-tail의 경우 일반적인 미익의 형상과 T-tail 대비, 무게가 가볍고 손상에 대한 저항성이 크다[20].

표 7. 꼬리 날개별 특성 [20]

Table 7. Characteristic of different type of Tail wing [20]

일반 고정익 항공기에 통상적으로 사용되는 익형인 NACA 0012, NACA 0015, NACA 64A-010을 XFLR5로 비교하여, 그림 9에 나타내었다. 세 익형중에서 NACA 64A-010 익형이 가장 높은 양항비를 보였고 두께비 또한, 가장 작으므로 미익의 경량화를 위해 이를 선정하였다[21].

그림 9. 미익 에어포일에 따른 양항비 [5]

Fig. 9. Lift to Drag Ratio of Airfoils of Tail wing [5]​​​​​​​

수평 꼬리 날개의 부피 계수와 수직 꼬리 날개의 부피 계수는 아래의 식과 같다[8].

\(\begin{aligned}C_{H T}=L_{H T} S_{H T} / \overline{C_{w}} S_{W}\end{aligned}\)​      ​​​​​​ (15)

C_VT = L_VTS_VT/b_WS_W       (16)

이때, L_HT와 L_VT는 그림 10에 표시된 것과 같이 정의되는 모멘트 암이고, S_HT와 S_VT 는 수평 꼬리 날개와 수직 꼬리 날개의 면적이다. \(\begin{aligned}\overline{C_{w}}\end{aligned}\)는 주 날개의 평균 시위, b_W는 스팬, S_W는 주 날개의 면적이다.

그림 10. 꼬리 날개 크기의 초기 선정 [8]

Fig. 10. Initial Tail Wing Size Selection [8]

프로펠러 항공기 종류에 따른 수평 꼬리 날개 계수와 수직 꼬리 날개 계수는 표 8과 같다[8].

표 8. 항공기 종류에 따른 꼬리 날개 계수 [8]

Table 8. Tail wing coefficient by type of aircraft [8]

수평 꼬리 날개의 부피 계수와 수직 꼬리 날개의 부피 계수비는 C_HT : C_VT = 17.5 : 1이다. V-tail의 특성상 L_HT = L_VT이므로 미익을 수직과 수평 성분으로 나누어 분석했다. 식 (15), (16)로 계산된 수평 꼬리 날개와 수직 꼬리 날개의 넓이 비는 다음과 같다.

S_HT : S_VT = 2.93 : 1       (17)

이때, V-tail의 상반각은 18.8°이다. 수직 꼬리 날개 성분의 가로세로비를 1로 설정하고 L_HT = 5 m일 때 식 (15)에 의해 꼬리 날개의 시위선 길이는 1.27 m로 계산된다.

미익의 후퇴각과 테이퍼 또한 주익 설계와 같은 이유로 설정하지 않았다. 미익의 수치와 형상은 그림 11과 같다.

그림 11. 꼬리 날개[3]

Fig. 11. Tail wing[3]

4-2 동체

표 9는 프로펠러 항공기의 날씬비이다[8]. 설계 기준에 따라 동체의 날씬비를 5로 설정해 형상을 설계하였다. 승객 한 명당 폭 56 cm, 깊이 109 cm, 높이 165 cm가 확보 되어야 하므로, 2인승을 기준으로 폭 1.5 m 높이 1.7 m로 설정하였다. 또한, 주익과 미익의 위치 및 기체의 공력중심과 무게중심을 고려하여 전장을 8.5 m로 설정하였다[8].

표 9. 항공기 유형별 일반적 날씬비 [8]

Table 9. General fineness ratio by type of aircraft [8]

4-3 포드

Pod는 프로펠러가 장착되며, 비행 구간별 적합하게 프로펠러 각도를 바꾸어주는 틸트 기능이 장착되어 있다.

Pod를 각각 NACA 4자 계열 대칭 익형, 원기둥, 사각기둥 형태로 설정하여 비교했을 때 표 10과 표 11은 각 형태별 형상 전체와 Pod에 대한 양력계수 및 항력 계수 값, 그림 12에는 Pod의 양력계수 및 항력 계수 값을 도시하였다.

그림 12. Pod 양력 항력 계수 [22]

Fig. 12. Drag and Lift Coefficient of Pods [22]

표 10. 받음각에 따른 전체 형상의 양력계수 및 항력 계수 [22]

Table 10. C_L and C_D value of total figures [22]

표 11. 받음각에 따른 Pod의 양력계수(C_L) 및 항력계수(C_D) [22]

Table 11. C_L and C_D value of total figures [22]

표 10과 그림 12에서 확인할 수 있듯 익형의 항력 계수가 가장 작다. 양력계수의경우 모든 받음각에 대하여 세 형태의 Pod 모두 크게 차이가 나지 않았다. 반면 받음각 15° 이하에서 익형 형태의 Pod와 다른 형태의 Pod의 항력 계수 차는 크게 차이가 나는 것을 확인할 수 있다. 표 10에서 형상 전체로 보면, 익형 형태의 Pod를 장착한 날개의 항력 계수는 원기둥 형태 대비 약 0.7~0.92 배, 사각기둥 형태 대비 약 0.58~0.86 배를 갖는다[22].

따라서 받음각 30°를 제외한 전 영역에서 항력 계수와 양력 계수가 가장 뛰어난 익형 형태의 Pod를 선정하게 되었고 익형은 NACA 0026을 선정하였다.

주익에 위치한 6개의 Pod는 수직 이⋅착륙 시 날개와 프롭이 겹치지 않도록 프롭의 반경인 1.07 m를 주익 Chord 길이인 2.07에 더해 3.14 m의 길이를 주었다. 미익에 위치한 2개의 Pod는 마찬가지로 프롭의 반경인 1.07 m를 미익 Chord 길이인 1.27 m 만큼 더해 2.34 m로 길이를 설정하여 각각 Pod의 형상을 설계하였다.

4-4 추진 계통

1) 요구 동력 및 전체 필요 에너지

앞서 계산한 비행 구간별 요구 동력을 이용하여 비행시간 및 임무별 소모 에너지를 표 12에 기술하였다. 천이 비행에 필요한 동력은 상승 시 요구 동력과 순항 시 요구 동력을 사용하여 계산했다. 설계 요구 조건에 따라 비행 안정성을 위해 소모된 총 에너지의 20%가 잔여 에너지로 남아있어야 하므로 5/4를 곱해 주어야 한다. 즉, 전체 필요 에너지는 122.575 kWh이다[11].

표 12. 임무별 소모 에너지

Table 12. Required energy for each mission segment.

2) 배터리 선정

그림 13에서 볼 수 있듯, 기체 경량화에 초점을 맞추어 비에너지가 높은 리튬-이온 배터리를 채택하였으며, 상용화된 리튬-이온 배터리 셀의 제원을 조사하여 표 13에 나타내었다. 본 연구에서는 가장 높은 비에너지를 지닌 Tesla 4680 배터리를 장착하는 것으로 상정하였다.

표 13. 배터리 셀 제원 [24], [25]

Table 13. Battery specification [24], [25]

그림 13. 에너지 저장 방식에 따른 부피 및 질량 비에너지 특성 [26]

Fig. 13. Lift to Drag Ratio, Lift coefficient, Drag coefficient of Airfoils [26]

3) 모터 선정

DANVI는 앞서 계산한 동력에 따라 8개의 모터가 각 모터당 최대 37.5 kW 정도의 동력이 필요하다. 표 14와 같이 EMRAX사의 전기 모터가 최대 입력 전력 68 kW의 성능으로 연속 입력 전력(Continous power)가 최대 41 kW로 DANVI에 필요로 하는 모터와 가장 근접하였다[23]. 표 14에서 나타난 모터의 성능에 따라 DANVI에 장착할 모터로 그림 14와 같이 EMRAX 208 모터를 선정하였다.

그림 14. EMRAX 208 모터 [23]

Fig. 14. EMRAX 208 Motor [23]

표 14. EMRAX 208 성능 [23]

Table 14. EMRAX 208 Motor Performance [23]​​​​​​​

4-5 공력 해석

개념설계에서 도출해낸 결과를 바탕으로 OpenVSP를 사용하여 공력해석을 진행하였다.

1) 양력 해석

OpenVSP를 이용하여 기체의 전체 형상을 그림 15와 그림 16으로 나타내었으며, 받음각의 변화에 따른 주익과 미익의 순시 (M=0.147) 양력계수를 측정하여 그림 17과 같은 결과를 도출했다.

그림 15. OpenVSP로 구현한 순항 시 DANVI 전체 형상 [4]

Fig. 15. DANVI configuration using OpenVSP when cruising [4]

그림 16. OpenVSP로 구현한 수직이⋅착륙 시 DANVI 전체 형상 [4]

Fig. 16. DANVI configuration using OpenVSP when vertical take-off and landing [4]

그림 17. OpenVSP로 계산한 순항 시 주익과 미익의 받음각에 따른 양력계수 [4

Fig. 17. Lift coefficient of Main wing and Tail wing using OpenVSP [4]​​​​​​​

2) 항력 해석

항공기에 작용하는 항력은 다음과 같이 구할 수 있다.

\(\begin{aligned}D=\frac{1}{2} \rho v^{2} S_{w i n g} C_{D}\end{aligned}\)       (18)

C_D = C_Dp + C_Di       (19)

여기서 C_D는 항력 계수, C_Dp는 유해 항력 계수, C_Di는 유도 항력 계수이다.

유해 항력은 주로 날개의 양력 요소를 제외한 마찰항력 D_fric, 형상 항력 D_form, 간섭 항력 D_int, 조파 항력 D_wave, 기저 항력 D_base, 기타 항력 D_misc에 의해 발생한다. 따라서, 유해 항력 계수는 다음과 같이 구할 수 있다[8].

\(\begin{aligned}\begin{array}{l}C_{D_{P}}=\sum \frac{C_{f_{c}} \cdot F F_{c} \cdot Q_{c} \cdot S_{w_{e} t_{c}}}{S_{r e f}} \\ +C_{D_{\text {wuwe }}}+C_{D_{\text {base }}}+C_{D_{\text {misc }}} \\\end{array}\\\end{aligned}\)       (20)

여기서 C_f는 평판 마찰계수, FF는 형상 계수, Q는 간섭계수, S_wet는 습윤면적, S_ref는 날개의 기준면적, c는 각 구성품을 말한다. DANVI는 아음속비행을 하므로 조파 항력 계수 C_Dwave는 고려하지 않는다.

평판 마찰계수 C_f는 다음과 같이 구할 수 있다.

\(\begin{aligned}C_{f}=\frac{1.328}{\sqrt{R e}}\end{aligned}\)       (21)

\(\begin{aligned}C_{f}=\frac{0.455}{\left(\log _{10} R e\right)^{2.58}\left(1+0.144 M^{2}\right)^{0.65}}\end{aligned}\)       (22)

식 (21)은 층류에서의 평판 마찰계수, 식 (22)은 난류에서의 평판 마찰계수이다[21].

형상 계수 FF는 구성품의 형상에 따라 Raymer의 경험식을 사용하여 계산한다[27].

• 날개

\(\begin{aligned} F F=[ & \left.+\frac{0.6}{(x / c)_{m}}(t / c)+100(t / c)^{4}\right] \\ & \times\left[1.34 M^{0.18}\left(\cos \left(\Lambda_{\max }\right)\right)^{0.28}\right]\end{aligned}\)       (23)

여기서 (x/c)_m는 날개 시위 방향의 익형의 최대두께 위치를 말한다. (x/c)_m는 저속형 익형의 경우 0.3, 고속형 익형의 경우 0.5를 갖는다. t/c는 두께비, Λ_max는 최대두께 선에서의 날개 후퇴각을 말한다.

• 동체, 유선형 캐노피

\(\begin{aligned}F F=1+\frac{60}{f^{3}}+\frac{f}{400}\end{aligned}\)       (24)

• 나셀, 외부 장착물

\(\begin{aligned}F F=1+\frac{0.36}{f}\end{aligned}\)       (25)

여기서 f는 세장비를 말한다.

각 구성품에 따른 습윤면적 S_wet, 간섭계수Q [21]를 표 15, OpenVSP를 사용하여 순항속도 180 km/h (M =0.147)로 비행할 때의 DANVI의 유해 항력 계산 결과를 표 16와 그림 18에 나타내었다.

표 15. OpenVSP로 계산한 DANVI의 습윤면적 S_wet과 간섭계수 Q [4]

Table 15. Wetted area and Interfernece coefficient of DANVI using OpenVSP [4]

표 16. OpenVSP를 이용해 계산한 순항 시 유해항력계수 [4]

Table 16. Parasite drag coefficient of DANVI using OpenVSP [4]​​​​​​​

그림 18. 각 구성품의 유해 항력 백분율

Fig. 18. Parasite drag percentage of components

유도항력은 “Oswald 스팬 효율 계수법”, “앞전 흡입법”을 이용해 구할 수 있다. 본 연구에서는 Oswald 스팬 효율 계수법을 이용해 유도항력을 추정하였다.

유도항력 계수C_Di은 다음과 같이 구할 수 있다[8].

C_Di = KC_L²       (26)

\(\begin{aligned}K=\frac{1}{\pi e A R}\end{aligned}\)       (27)

• 아음속, 후퇴각이 작은 항공기 (Λ_LE ≤ 30°)

e = 1.78(1 - 0.045AR^0.68) - 0.64

• 아음속, 후퇴각이 큰 항공기 (Λ_LE > 30°)

e = 4.61(1 - 0.045AR^0.68)(cosΛ_LE)^0.15 - 3.1

여기서 K는 비례상수이며 Oswald계수 e를 이용해 조정한다. AR은 날개의 가로세로비를 말한다. 순항속도 180 km/h(M=0.147)로 비행할 때의 DANVI의 유도항력 계산 결과를 표 17에 나타내었다.

표 17. 순항 시 (M=0.147) 유도 항력 계수 [4]

Table 17. Induced drag coefficient of DANVI [4]

4-6 이륙 총 중량

DANVI의 무게는 다음과 같이 계산할 수 있다.

W = W_crew + W_payload + W_empty       (28)

여기서 W_crew + W_payload은 승무원과 유상 하중으로 앞서 계산한 바와 같이 240 kg임을 알 수 있다. W_empty는 공허 중량으로 다음과 같이 세분화 할 수 있다.

W_empty = W_wing + W_tailwing + W_fus + W_LG + W_batt + W_motor + W_prop + W_avi + W_misc       (29)

위 식에서 W_wing은 주 날개의 중량을 의미하며, W_tailwing은 꼬리 날개 중량, W_fus는 동체의 중량, W_LG는 착륙 장치 중량, W_batt는 배터리 중량, W_motor는 모터 중량, W_prop는 프로펠러 중량, W_avi는 항공전자 장비 중량이며 W_misc는 기타 중량이다.

1) 주 날개

항공기 주 날개의 중량에 대한 추정식은 전투기, 수송기(Transportation), 일반 항공기(General aviation)에 따라 다르다.

DANVI는 eVTOL의 중량에 대한 데이터가 부족하여 일반 항공기로 분류하여 다음과 같이 구할 수 있다[27].

\(\begin{aligned} W_{\text {wing }}= & 0.009 W^{0.49} n_{u l}^{0.49} S^{0.758} A R^{0.6} \\ & \left(\frac{t}{c}\right)^{-0.3} \lambda^{0.004} \cos \Lambda^{-0.9} q^{0.006} W_{f w}^{0.0035}\end{aligned}\)       (30)

여기서 W는 항공기 최대 이륙 중량인 1200 kg , n_ul은 항공기 하중 계수에 1.5를 곱한 값, S는 주 날개의 표피면적인 32.56 m², AR은 주 날개의 가로세로비인 7.6이며, \(\begin{aligned}\frac{t}{c}\end{aligned}\)는 두께비로 Open VSP에서 NACA 4415 날개골의 두께비 분석 결과 0.15로 분석되었다. λ는 테이퍼 비, q는 동압으로, 대기압 조건에서 최대 속도인 상태로 가정한다. Λ는주 날개의 후퇴각이다. 날개가 완전한 직사각형이기 때문에 테이퍼 비는 1이고 후퇴각의 값을 0°로 두었고, 연료 무게인 W_fw의 경우 eVTOL 특성상 전기 배터리 동력을 사용하기 때문에 1로 가정하였다[28].

DANVI의 하중 계수를 일반 항공기의 최대 하중 계수인 3.8로 설정하여 n_ul=5.7이 된다. 계산 결과 W_wing = 59.53 kg으로 MTOW의 약 4.96%를 차지한다.

2) 꼬리 날개

DANVI는 앞서 가정한 것과 같이 일반 항공기로 볼 수 있으므로, 꼬리 날개 중량 W_tailwing,에 대한 추정식은 다음과 같이 구할 수 있다[27].

\(\begin{aligned} W_{\text {tailwing }}= & 0.0092 W^{0.414} n_{\text {ul }}^{0.414} S_{\text {tailwing }}^{0.896} q^{0.168} \\ & \cos \Lambda_{\text {tail }}^{0.034} A R_{\text {tail }}^{0.043}\left(\frac{t}{c}\right)^{-0.12} \lambda^{-0.02}\end{aligned}\)       (31)

주 날개 중량 추정 계산 방법과 동일하며 꼬리 날개의 역시 직사각형 형태의 날개이다. 계산 결과 W_tailwing = 13.30 kg이다. 이는 MTOW의 약 1.10%이다.

3) 동체

DANVI의 동체는 회전익 항공기의 동체 형상을 하고 있으므로 일반 민간 운송용 항공기나 소형 항공기와는 다르다. 그렇기 때문에 회전익 항공기의 중량 추정식을 사용해야 한다.

본 연구에서 사용한 방법은 Prouty methods이며, 다음과 같은 추정식으로 중량을 구할 수 있다[29].

\(\begin{aligned}W_{f u s}=6.9\left(\frac{W}{1000}\right)^{0.49} L^{0.61} S^{0.25}\end{aligned}\)       (32)

여기서 L은 동체 길이, S는 동체의 표피면적이다. OpenVSP의 데이터 토대로 계산하였으며 계산 결과 W_fus = 42.09 kg이다.

이는 MTOW의 약 3.5%이다.

4) 착륙 장치

DANVI의 착륙 장치는 Skid 타입으로 CATIA를 통해 W_LG = 20 kg으로 분석되었다[3]. 이는 MTOW의 약 1.6 %이다.

5) 배터리

앞서 설명한 표 13에 나타낸 배터리 셀의 중량을 참고하여 계산하였으며, 앞서 계산한Tesla 4680를 선정하였다.

배터리의 총 중량은 전체 필요 에너지를 배터리의 비에너지로 나누어 구할 수 있다.

\(\begin{aligned}W_{b a t t}=\frac{122.575 \mathrm{kWh}}{380 \mathrm{Wh} / \mathrm{kg}}=322.57 \mathrm{~kg}\end{aligned}\)       (33)

배터리 중량 W_batt = 322.57 kg로 계산되었다. Tesla 2170의 경우 순수 배터리 무게가 약 326 kg이지만, 배터리 팩 형식으로 만들기 위한 각종 부품류 무게를 추가한 결과 design required m_batt에 47%를 추가되었다[30]. 선정된 Tesla 4680에도 적용하 게 되면 최종 배터리 중량 W_batt는 약 478 kg가 필요로 하며, 이는 MTOW의 약 39.8%다.

6) 모터

표 14에 따라 Motor를 EMRAX 208로 선정하였으며, 무게는 9.1 kg이므로 모터 8개의 총 무게 W_motor = 72.8 kg로 계산되었다. 이는 MTOW의 약 6.06%다.

7) 프로펠러

본 논문에서는 상용화된 프로펠러이고 DANVI의 총 요구 동력을 만족하는 프로펠러를 조사하여 중량을 추정하였다[16]. 최종 선택한 프로펠러는 탄소 복합체와 니켈 소재를 앞전에 사용하여 프로펠러 중량은 약 19.1 kg이다. 따라서 계산 결과 프로펠러 무게 W_prop = 138 kg로 MTOW의 약 12.73%다.

8) 항공전자 장비 무게

항공전자 장비의 무게는 숨비에서 개발한 FCM(Flight Contr ol Module), LCM(Link Control Module), DCM(Display Control Module) 항공전자 장비의 무게로 계산하였다[7]. W_avi = 71.712 kg이다. 이는 전체 MTOW의 약 5.97%이다.

9) 기타 무게

모터가 장착될 Pod는 탄소 복합체 소재로 CATIA에서 하나의 Pod 당 4 kg정도 측정되었다[3]. 기타 무게 W_misc = 32 kg로 MTOW의 약 2.6%이다.

10) 총 설계 중량

총 설계 중량 W는 공허 중량과 유상 하중 그리고 조종사 무게의 합이다. 앞서 계산된 결과를 바탕으로 그림 19, 20으로 나타내어 총 공허 중량을 계산하였다.

그림 19. 설계 이륙 중량 1200 kg 기준에서 전체 중량

Fig. 19. Total weight based on design take-off weight 1200 kg

그림 20. 설계 이륙 중량 1200 kg 기준에서 전체 중량 비율

Fig. 20. DANVI total weight ratio based on design take-off weight 1200 kg​​​​​​​

W_empty = W_wing + W_tailwing + W_fus + W_LG + W_batt + W_motor + W_prop + W_avi + W_misc       (34)

공허중량 W_empty = 927.432 kg이며, 이륙을 위한 총 중량은

W = W_crew + W_payload + W_empty       (35)

전체 무게 W = 1167.432 kg로 계산하였으며, 이는 MTOW에서 약 97.28%로 초기 설계 이륙중량에서 오차가 5% 이내인 약 2.72%로 적합하다[8]

4-7 최종 설계 형상

앞서 설계한 것과 계산한 것을 바탕으로 CATIA를 이용하여 최종 설계 형상을 구현하였다. 최종 설계 형상은 그림 21에 나타내었고, 설계 결과 항공기 기체의 제원에 대해서 표 18로 나타내었다.

그림 21. DANVI 형상 [3]

Fig. 21. DANVI configuration [3]

표 18. DANVI 제원

Table 18. DANVI specification

Ⅴ. 결론

본 연구에서는 ㈜숨비에서 요구한 eVTOL 비행체의 설계 요구 조건을 기반으로 공력해석과 요구동력 분석, 중량 예측을 통해 개념설계를 수행하였다.

정지 비행 시 가장 효율적인 동력 하중 값은 6.73 kg/kW로 계산되었으며, 동력 하중을 이용하여 비행 구간별 동력 하중을 계산하였다.

OpenVSP와 XFLR5를 사용하여 주 날개와 꼬리 날개의 익형을 NACA 4415와NACA64A-010로 결정하였으며, 붙임각에 따른 양항비를 계산하여 붙임각을 2°로 결정하였다.

가장 좋은 양항비를 갖는 NACA 0026 날개골을 적용한 Pod를 선정하였다.

배터리는 테슬라 사의 Tesla 4680을 선정하였고 계산을 통해 중량을 478 kg으로 추정하였다.

통계 데이터에 기반한 중량 추정식을 사용하여 주익과 미익 그리고 동체에 대하여 중량을 추정하였으며, Skid Landing gear와 Pod를 CATIA로 설계 후 중량 분석을 하였으며, 모터와 프로펠러는 시중의 판매되고 있는 제품 중 적합한 것을 선정하여, 무게 계산을 하였다. 또한, 항공전자 장비들의 경우 ㈜숨비에서 기존에 사용하고 있는 장비들의 무게를 측정하여 계산하였고 계산 결과 설계 요구 중량에서 2.72 % 가벼운 것으로 계산되었다.

추후 연구에서는 블레이드 요소 운동량 기법(BEMT;balde element momentum theory)와 Open Source 기반의 공력해석 프로그램이 아닌 실제 상용 CFD(Computational Fluid Dynamics) 프로그램을 이용하여 프로펠러 공력해석 및 시뮬레이션을 진행하여 항공기 공력 설계 및 CFD 분석 연구 등을 수행하여 각 비행 구간별 필요 요구 동력 추정의 정확성을 높일 예정이다. 또한, 틸트 로터의 틸트 각도에 따른 요구 동력의 변화와 CFD 해석을 통한 연구를 수행하여 본 연구 결과와 비교 분석할 예정이다.