1. 서 론
최근 도시 인구 증가, 교통 혼잡, 환경 문제 등 으로 인해 도심 항공 모빌리티(UAM, Urban Air Mobility)가 차세대 교통수단으로 주목받고 있다. UAM은 수직 이착륙(VTOL; Vertical Take Off & Landing) 개인용 비행체(PAV; Personal Air Vehicle) 를 활용하여 도심 내에서 사람이나 화물을 운송하 기 위한 공중교통체계를 의미하며, 비행체의 개발, 제조, 판매, 유지 보수, 인프라 구축 및 항공 서비 스 등을 포괄하는 개념이다. UAM 시장은 2040년 에 약 1조 달러 규모로 성장하고, 2040년까지 연 평균 30%씩 성장할 것으로 예측된다.
UAM 운용을 위해서는 기체뿐만 아니라 UAM 운용자 (UAM operator), UAM 비행장(UAM aerodrome/ Vertiport), PSU(Provider of Services for UAM), SDSP(Supplement Data Service Provider) 등이 필요하다[2]. UAM 기술은 크게 하드웨어 측면의 기체 관련 기술, 소프트웨어 측면의 운항 및 관제 관련 기술 그리고 인프라, 서비스 등으로 구분되 며, 하드웨어 분야에서는 저소음, 저탄소 배출 등 의 도심 운용조건을 충족하기 위한 전기추진시스 템, 고밀도 배터리, 경량, 고강도 소재 등에 대한 기술이 요구되고 있다.
UAM 비행체는 글로벌 스타트업을 중심으로 2017년 7개 기종에서 2021년 멀티콥터, Lift & Cruise, 틸트 등의 다양한 비행방식을 적용한 200여개 업체가 260종 이상의 eVTOL 모델을 개 발 중이며 그 수가 기하급수적으로 증가하고 있 다. 대표적으로 미국 Joby Aviation, 독일 Volocopter, Lilium 등의 전문 스타트업이 개발을 주도하고 있으며[11], 국내에서는 현대자동차가 2020년 CES 2020에서 S-A1을 발표하였고 한화 시스템은 미국 오버에어사와 함께 버터플라이를 개발하고 있다.
UAM 기체는 이륙방식에 의해 구분되며 CTOL (Conventional Take-off and Landing)은 고정익 항공기와 유사한 형태로 이착륙시 통상적인 활주 거리가 필요한 PAV이며, STOL(Short Take-off and Landing)은 짧은 활주로 또는 저속으로도 이 착륙이 가능한 PAV이다. VTOL은 활주로 없이 수 직으로 이착륙하는 PAV로 전기추진동력 장치와 결합된 eVTOL(Electric Vertical Take Off & Landing) 형식을 중심으로 다양한 유형의 비행체 가 다양한 주체에 의해 개발되고 있다[1].
본 연구는 eVTOL 기반 멀티콥터 형식의 시제 기 개발과정에서 필요한 임무하중의 이착륙 추력 발생 핵심부품을 사전 실증하고 제어소프트웨어를 검증할 수 있는 동력플랫폼 실험설비 시스템에 대 한 개념을 설계 및 구축하고 유효성을 검증하는 것을 목표로 한다. 동력추진계통(Drivetrain)을 플 랫폼 형태로 공용화하고 임무목적에 맞도록 다양 하게 모듈화된 비행동체와 결합한다면 다양한 형 태의 eVTOL을 효과적으로 개발할 수 있는 장점 을 얻을 수 있다.
2. eVTOL 개발 절차 및 요구사항
2.1 개발 절차
eVTOL의 비행추진방식은 Fig. 1과 같이 멀티 콥터형, 리프트 크루즈형, 틸트로터 및 틸트 덕티
Fig. 1 Classification of eVTOL
드팬형으로 구분된다. 리프트 크루즈형은 분산전 기추진기술을 사용하여 날개 면적 감소와 순항속 도 및 항속거리가 우수하지만 날개 각도를 변경하 기 위해서는 복잡한 조작과 제어가 필요하다는 단 점이 있다. 틸트로터 및 틸트 덕티드팬형도 순항 속도와 순항거리는 우수하나 구조적으로 복잡하여 제작 비용이 많이 들고 덕티드팬형의 경우 덕티드 로 인해 이착륙시 추력이 높아지지만 전진 비행시 에는 항력이 증가하는 단점이 있다[9]. 멀티콥터형 eVTOL의 장점은 구성부품의 현저한 감소로 복잡 도가 크게 낮아지므로 높은 신뢰성, 저소음 방출, 충분한 항속거리와 속도, 적절한 승객수용인원, 뛰 어난 작동 효율성, 신뢰할 수 있는 수명주기로 검 증되어 있어 많은 스타트업이 보편적 기체형태로 개발하고 있다[10].
일반적인 모빌리티 개발단계는 상품기획, 설계 및 해석, 프로토타입 제작 및 실험, 검증 및 인증, 그리고 대량생산이 일반적 과정이다. 이를 바탕으 로 eVTOL을 개발하기 위한 절차단계로는 5단계 로 구분할 수 있다.
1단계는 임무하중을 안정적으로 이착륙할 수 있는 동력계통을 실증하는 단계로서 이착륙 핵심 부품의 사양 선정 및 제어소프트웨어의 검증을 위 해 기체가 고정된 상태에서 진행한다.
2단계는 제어소프트웨어 검증의 심화단계로 다 양한 비행검증을 위한 자유비행 검증단계이다. 1 단계가 고정된 실험장치에서 제한된 범위의 이착 륙만 검증했다면 2단계에서는 고정되지 않은 공역 공간에서 제자리 비행 및 고도비행, 선회비행 등 자유비행을 통해 심화비행기법을 검증하게 된다.
이러한 소프트웨어 및 동력플랫폼의 비행성능 검토가 비행목적을 달성할 수 있는 충분한 실증절 차가 완료되면 3단계로서 모터, 배터리, 제어 및 통신장치 등 주요부품의 사양을 통합조정 하여 최 종 선정하게 되고 최종사양 부품으로 구성된 임무
목적 eVTOL의 구체적 설계작업을 진행할 수 있 을 것이다.
설계 및 해석절차를 거쳐 완성된 기체는 4단계 로서 시제기 제작과정을 거쳐 운용모드에 최적화 된 통신 항법 감시 정보 체계를 탑재하고 실험비 행을 통해 최종단계인 감항인증을 통과할 수 있는 최종 비행체로서 개발을 완료할 수 있는 것이다.
2.2 감항인증 요구사항
실험목적 달성을 위한 기체 설계를 위해 기체 형식은 eVTOL 멀티콥터 형식 및 로터는 분산추 진체계로 구성했다. Table 1에서 비행체의 임무중 량은 겨울철 2명의 탑승객 기준중량인 220kg, 비행 체 자중은 200kg로 설정하고, 항속거리는 50km 이하, 비행시간은 30분 이내로 설정했다[8]. 우버 제시 상업목적달성 성능 그리고 배터리 및 충전 구, 통신장비, 센서, 수하물 적재공간, 카메라, 에 어컨 및 디프로스터, 와이드스크린, 조이스틱 드라 이브 및 디스플레이 장치 등을 탑재하고, 항공운 항에 필요한 전기전자 장비 및 통신장비를 반영하 여 Fig. 2와 같이 컨셉 디자인을 설정하고 이에 따른 2D 도면 및 3D 데이터를 작성하였다[6,7].
Table 1. Assuming the target performance of test UAM
Fig. 2 Aircraft design for testing
로터의 지름방향 간격은 4250mm로 확정되었고, 60도 간격으로 6개의 로터를 구축하였다. 프레임 재질은 고강도 경량복합소재 및 친환경 소재를 활 용해야 하지만 실험목적상 자중확보를 위해 알루 미늄 재질을 적용했다. 또한 모터구동을 위한 배 터리 시스템은 실험가능시간을 증대할 수 있도록 와이어를 통해 외부 공급하는 것으로 설계했다.
항공 분야에서는 고장이나 작동 불능에 대한 대응이 어려우며, 사고 발생으로 인한 피해가 매 우 크기 때문에 신뢰성과 안전성을 최우선으로 고 려해야 한다. 특히 UAM은 밀집된 도심 상공에 노출되므로 기존 항공기 이상의 기술적 안전성이 요구될 것으로 예상된다. 현재 항공 전자 하드웨 어는 RTCA(Radio Technical Commission for Aeronautics)와 EUROCAE(European Organization for Civil Aviation Equipment)에서 개발한 DO-254 표준을 충족해야 한다.
DO-254는 전자 하드웨어 설계 보증에 대한 지 침을 제공하며, 소형 개인 항공기부터 대형 상업 용 제트기까지 모든 유형의 항공기에 적용될 수 있는 표준이다[3]. 이 표준은 라인 교체 가능 장 치, 회로 기판 어셈블리, 맞춤형 마이크로 코딩된 구성 요소, 통합 기술 구성 요소 및 상용 기성품 구성 요소와 같은 전자 하드웨어에 대한 지침을 제공한다. RTCA는 1980년부터 DO-178 표준을 개발하고 관리해왔으며, 2012년에 DO-178B 표준 을 개정한 DO-178C는 모델 기반 개발 및 검증 (DO-331), 객체지향 및 관련기술(DO-332), 정형 기법(DO-333) 등을 검증할 수 있는 Matlab 및 Simulink를 도입하였다. 이를 다양하게 활용하여
개발 및 모델 검증 시간을 최소화하고 시뮬레이션 및 현장 검증 시간을 확장시키는 등 다양하고 지 속적인 품질보증 기법을 적용하여 관리하고 있다.
모델기반설계(Model-Based Design)는 차량 내 장형 소프트웨어를 개발하는 방법으로서 모델은 실행 가능 명세를 제공하고, 시스템의 동적 거동 을 분석하고, 시스템 구성요소나 고비용의 물리적 프로토타입들을 줄이거나 제거하는 환경적인 조건 을 시뮬레이션하며, 알고리즘을 설계하는 등 다양 한 방식으로 사용된다. 품질의 관점에서 볼 때 자 동 코드 생성은 자동적으로 생성된 코드의 반복 품질(repeatable quality)은 물론, 분석과 시뮬레이 션에 의한 설계 최적화를 통해 많은 도움을 주고 있다. 또한 HIL(Hardware-in-the-Loop) 실험을 할 수 있도록 시스템 구성요소 및 환경적 모델로 부터 코드를 자동적으로 생성할 수도 있다. 본 연 구에서는 Matlab을 활용한 소프트웨어 알고리즘 설계 및 코딩구현을 실현하였다.
3. eVTOL 동력플랫폼 실험시스템
3.1 실험시스템 설계 및 구현
DO-254 표준은 안전성 평가 프로세스 (ARP4761)및 항공시스템 개발 프로세스(ARP4754A) 문서를 기반 으로 시스템 안전도 평가(SSA, System Safety Assessments)가 요구되며, 이에 따라 결함조건이 분 류되고 개발하는 제품의 설계보증레벨(DAL: Design Assurance Level)이 정해지게 된다. 결함조건은 치 명결함, 위험결함, 중결함, 경결함, 무영향으로 분류 되며, 설계보증레벨은 A부터 E까지 각 결함조건에 대응된다. 설계보증레벨에서 레벨 A, 치명결함의 경 우 아주 없어야 하는 고장상태로 비행시간당 십억
분의 일로 오류가 나타날 확률 이하를 말한다.
이를 실현하기 위한 가장 중요한 핵심기술은 전기 분산추진방식(DEP; distributed electric propulsion) 으로서 소수의 대형 추진 장치를 다수의 소형 추 진 장치로 나누어 기체에 분산 배치하는 방식이 다. 장점으로 효율 향상과 배출가스 제로, 더불어 항공기의 소음 수준을 낮출 수 있으며, 단일 추진 시스템의 치명적 고장 위험성을 줄여주고 안전성 을 높여주는 특성이 있고, 기체 형상과 통합 배치 하여 항공기가 최대의 성능을 발휘하도록 설계할 수 있다. 또한, 분산추진방식은 항공기의 중심 질 량을 조절하거나 비행 중에 모터의 출력을 조절하 여 안정성과 조종성을 향상시킬 수 있고 모듈화와 표준화가 가능하기 때문에 생산과 운영 단계에서 비용 효율성을 얻을 수 있다[4,5]. 모터 하드웨어 생산의 정량적 품질보증을 1ppm으로 가정해도 오 류 확률 십억 분의 일을 만족하기 위해서는 모터 1개의 고장 확률이 백만분의 일이므로 모터 2개가 동시에 치명적 결함이 발생한 상황에서 나머지 모 터만으로 안전한 착륙이 보장되어야 하는 확률을 달성해야 하므로 6개의 로터가 장착된 멀티콥터로
Fig. 3 Logical diagram of vertical take-off and landing test system
결정하고 이에 필요한 동력플랫폼 실험 조건에 대 한 논리적 설계를 Fig. 3과 같이 수행하였다.
Fig. 4는 논리적 설계를 기반으로 구현된 동력 플랫폼 이착륙 테스트 시스템이다. 동력플랫폼 테 스트 과정에서 발생 가능한 안전사고 방지와 실험 목적인 동력플랫폼에 대한 보호를 위해 구조보강 및 공간보강을을 추가하여 안전성을 확보하였다. eVTOL 기반 멀티콥터형 동력플랫폼 실험시스템 구성은 동력공급원으로서 배터리시스템, 동력플랫 폼이 슬라이딩하며 이착륙 하는 구조체 기능으로 서 테스트 프레임, 추력발생장치인 모터와 계측센 서 및 이착륙 제어소프트웨어로 구성된 콘트롤 시 스템으로 구분되어 설계했다. 실제 비행체의 전원 공급용 배터리의 높은 비용을 감안할 때 완전 전 기항공기로 전환하려면 배터리 에너지밀도를 현재 200Wh/kg 수준에서 400 Wh/kg가 되어야 경쟁 력이 발휘될 것으로 기대된다.
실험목적상 실험시간을 최대로 연장하기 위해 1톤 전기트럭용 배터리 2Px16Sx16 모듈로 구성 된 68.1kWh, 6모듈을 전원분배기 및 스위칭 6채 널로 구분하여 100V, 300A를 공급할 수 있도록 설계하여 약 178분의 실험 가용시간을 확보하였 으며, 전체 중량은 680Kg이 측정되었다.
Fig. 4 Completeness of vertical take-off and landing test system (a) TOL test bentch concept sketch (b) TOL test bench overview with 6 rotors (c) Lab control area (d) battery system (e) TOL frame (f) PDU
테스트 프레임은 동력플랫폼을 장착하고 지상 2m를 이착륙할 수 있도록 구성했으며, 제어오류 발생시 좌우방향 이상현상에 대한 대비책으로 프 레임 안쪽에 안전 폴대가 위치하도록 설계하였고, 수직방향 이상현상으로 최대출력 급상승 현상에 대비하여 테스트프레임 세 방향에 금속와이어를 활용하여 상하로 현장 구조체 및 바닥 앵커에 고 정함으로써 비행체의 이상 상승에 따른 테스트 프 레임 동반상승을 예방하였다.
모터부품은 시장에서 구입한 T-motor의 U15XXL KV29를 채택하였다. 추력사양은 대당 102kg으로 서 모터 6개를 적용하게 되면 이론적으로 612kg 의 추력을 확보하게 된다. 하지만 안전검증을 위 해 최대 추력의 60%를 신뢰도로 설정하고 360kg 을 실험 최대 추력으로 활용하기로 한다. 임무하 중을 220kg으로 가정하였으므로 동력플랫폼의 최 대하중은 140kg으로 제한되었으나 연결부위보강 및 와이어링 및 기타 고정용 자재가 추가되어 최 종중량은 167kg으로 측정되었다. 그리고 280A용 ESC (Electronic Speed Controller) 와 62*24인 치로 구성된 Carbon Fiber epoxy 프로펠러를 적 용하였다. ESC와 프로펠러의 중량은 각각 900g과 526g으로 측정되었다. 이번 실험에서는 자이로 센서 적용의 효용성이 나 효과측정을 위해 피드백제어가 없는 오픈루프 알고리즘을 적용하였다. 이는 오픈루프 알고리즘 소프트웨어의 단점현상을 파악하고, 추후 자세제 어 피드백 알고리즘의 세부구현을 위한 자이로 센 서 및 가속도 센서, 지자기 센서 등을 추가해서 필터링 방법을 적용하여 비교 실험하기 위함이다.
제어를 위한 소프트웨어는 Matlab을 구성 tool 로 활용하였고, 비행체 이착륙 콘트롤 시스템인 LV1에서 LV4까지 계층을 구성하였다. 제어시스템 통신은 CAN(Controller Area Network) 통신과 이더넷(Ethernet)을 통해 데이터를 송수신 할 수 있으며, 센서 데이터 습득과 모터제어가 가능하다. LV2는 PAV status와 ESC control로 양분하였으 며 LV3에서 instrumentation 기능을 위해 센서와 BMS (Battery Managing System), 소프트웨어 영 역에서는 이륙(take off)과 착륙(landing)으로 세분하였다. Table 2와 Fig. 5은 제어기에서 습득되는 센서와 LV4단계의 소프트웨어 기본 알고리즘을 나타내고 있다. 비행체 동력상태 확인을 위해 온 도 및 전류값을 피드백하고 배터리 상태를 확인하 기 위해 SOC(State of Charge) 및 온도를 디스플 레이 하며, 이착륙을 위한 전원공급 및 제어 PWM 생성기로 구성하였다.
Fig. 5 Test software configuration
Table 2. Configuration of measurement sensor
3.2 실험시스템 유효성 검증
멀티콥터 기체의 수직 이착륙 실험을 위해 Fig. 6 과 같이 개별모터의 속도제어 확인을 통한 이착륙 추력을 제어하여 기체의 체공유지 안정성을 확인 하고 모터제어 데이터를 측정하였다. 우버가 제시 한 스팩 기준으로 이륙속도는 1분 안에 500ft, 150m를 상승해야 하며, 초당 2.5m의 이착륙속도 를 기준으로 실험을 진행하였다.
실험 결과는 Fig. 7에서 스로틀 레이트별 조정 에 따른 비행상태 변화를 구분하여 구동전 시스템 체크상태, 아이들 상태, 이륙상승 시작, 제자리 비 행, 착륙하강으로 구간을 구분하였고 비행상태에 따른 전류변화 결과값을 표시하였다. 스로틀 레이 트 26%에서 아이들 상태를 유지하였고 스로틀 레 이트 44% 및 모터 전류값 4.6A에서 이륙상승을 시작하였고, 제자리비행 이후 착륙하강시에는 스 로틀 레이트 45% 및 모터 전류값 4.5A에서 하강 을 시작하였다.
Fig. 8에서 보듯이 테스트프레임의 최대상승높 이인 2m 상승에 1.5초가 소요되어 이착륙 속도증 대를 위해 모터 추력에 대한 사양 분석 및 이착륙 제어소프트웨어에 대한 알고리즘 개선을 위한 추 가작업이 필요한 것으로 분석됐다. 이륙 초기 자 중 167kg 및 부하 하중에 따라 무게중심을 유지 하며 안정적으로 이륙하였으나, 이륙 1.5 m 상승
Fig. 6 Rotor control test
Fig. 7 Take off & landing current curve
Fig. 8 Take off & landing test
후 체공 유지에 필요한 동체 기울기의 안정성 확 보에 어려움을 겪었다. 모터속도 정밀 제어 알고 리즘 및 자이로 센서를 추가하여 동체 기울기값을 반영하는 피드백 알고리즘을 적용하여 제어하면 개선이 가능할 것으로 분석됐으며 정확한 출력을 계산해야 하는 경우 가속도센서, 자이로 센서, 지 자기 센서, 온도센서를 내장한 9축 자세 측정 센 서의 적용을 통해 운동의 방향, 속도, 회전 등을 측정하고 제어하는 시스템개선이 필요한 것으로 분석됐다.
4. 결 론
본 논문에서는 가장 단순하고 경량화 실현이 가능한 보편적인 기체 형태로서 멀티콥터 형식의 동력추진체계 플랫폼 개발을 위한 실험검증용 테 스트 벤치를 구성하고 유효성 검증방안을 제안하 였다. 화물운송용으로 예를 든다면 화물운송의 중 량에 적합한 모터 및 추력발생 부품의 최적화된 사양 및 수량, 위치, 프로펠러의 형태 등을 설정 하고 운송중량별 차별화된 동력플랫폼을 본 연구 내용을 활용하여 공용화 및 표준화하여 개발할 수 있을 것이다.
UAM의 발전 영역을 항공 정책운영과 항공 기 술개발의 관점으로 구분했을 때 UAM의 기술개발 분야는 많은 연구분야가 존재하는 신산업생태계이 다. 전기 동력 항공기의 성공적인 임무 수행 여부를 결정하기 위해서는 배터리에 필요한 피크 전류 및 총용량을 의미하는 임무 전력 및 에너지 요구사항 을 모델링해야 하고, 항공전자 하드웨어 인증인 DO-254 와 소프트웨어 개발 프로세스(DO-178C) 를 반영하여 초기 개발단계부터 설계반영을 해야 할 것이다.
또한 안전성 평가 프로세스 및 시스템 개발 프 로세스 등 세부적인 감항인증 요건을 추가 반영하 여 인증을 위한 각 단계 준비사항에 대해 세부적 인 개발과정을 기술하는 등 좀 더 복잡하고 시간 이 요구되는 과정을 거쳐야 할 것이다. 향후에는 자세제어 센서 및 피드백 소프트웨어를 탑재한 항 공기 정밀 이착륙 알고리즘과 연계하여 시뮬레이 션 및 실제 공역에서 실험 비행을 통해 비행체 및 소프트웨어 알고리즘을 분석할 것이다.
사 사
본 연구는 한성대학교 학술연구비 지원과제임.
References
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