본 논문에서는 수직이착륙 고속이동 무인항공기 중에서, 틸트로터와 멀티콥터를 결합한 틸트 멀티콥터형 무인항공기의 천이시스템을 설계하고 구현하였으며, 풍동시험과 추력시험, 지상시험, 비행시험을 통해 틸트 멀티콥터가 가지는 특징에 대해 실험적인 방법으로 분석하였다. 실험과 분석에는 나셀이 날개 끝에 있는 비행체와 날개의 가운데 위치한 두 가지 형태의 비행체를 사용하였다. 풍동 시험에서 비행체에서 발생하는 양력과 ...
본 논문에서는 수직이착륙 고속이동 무인항공기 중에서, 틸트로터와 멀티콥터를 결합한 틸트 멀티콥터형 무인항공기의 천이시스템을 설계하고 구현하였으며, 풍동시험과 추력시험, 지상시험, 비행시험을 통해 틸트 멀티콥터가 가지는 특징에 대해 실험적인 방법으로 분석하였다. 실험과 분석에는 나셀이 날개 끝에 있는 비행체와 날개의 가운데 위치한 두 가지 형태의 비행체를 사용하였다. 풍동 시험에서 비행체에서 발생하는 양력과 항력을 측정하였으며, 풍동의 속도 제한으로 인해 설계한 최대 속도에서 발생하는 양력과 항력은 가정을 통해 계산 및 추정하였다. 추력 시험에서는 틸트 멀티콥터를 구성하고 있는 나셀과 멀티콥터의 추력을 측정하였다. 또한 틸트 멀티콥터에서 발생할 수 있는 프로펠러와 날개의 간섭 영향을 알아보고 그에 따른 추력 손실을 줄이기 위해, 플랩을 사용했을 때와 나셀에 스페이서를 추가 했을 때 발생하는 추력을 각각 측정하고, 적용전과 비교 분석하였다. 틸트 멀티콥터의 모드 변경을 위해 필요한 천이 경로의 설계는, 풍동 시험과 추력 시험의 결과를 종합하여 설계하였으며, 도출된 천이 경로에 따라 비행체를 제어하고 모니터링 할 수 있도록 비행 제어 시스템과 지상 제어 시스템을 구성하였다. 설계한 천이 시스템과 천이 경로를 검증하기 위해 비행 시험을 하였으며, 비행 시험 전 지상 시험을 수행하였다. 지상 시험에서는 나셀의 틸트 과정에서 발생하는 3축 모멘트를 측정하여, 천이 비행 중에 발생할 수 있는 급격한 기수 들림 또는 스핀의 발생 가능성에 대해 판단하였으며, 정확한 천이 비행을 위해 대기속도의 측정에 사용되는 피토관과 차압센서를 교정하였다. 비행 시험은 나셀이 날개 끝에 위치한 비행체를 사용하여 수행하였으며, 비행 시험 결과와 천이 경로 그래프를 비교하여 설계한 천이 경로에 대해 검증하였다. 천이 시스템의 설계 및 구현 과정에서 수행한 시험 결과를 분석하여, 비행체의 효율과 성능을 향상시키기 위한 방법과 문제점에 대한 개선 방안을 제시하였으며, 틸트 멀티로터가 수직이착륙 고속이동 무인항공기로써 가지는 특징에 대해 정리하였다.
본 논문에서는 수직이착륙 고속이동 무인항공기 중에서, 틸트로터와 멀티콥터를 결합한 틸트 멀티콥터형 무인항공기의 천이시스템을 설계하고 구현하였으며, 풍동시험과 추력시험, 지상시험, 비행시험을 통해 틸트 멀티콥터가 가지는 특징에 대해 실험적인 방법으로 분석하였다. 실험과 분석에는 나셀이 날개 끝에 있는 비행체와 날개의 가운데 위치한 두 가지 형태의 비행체를 사용하였다. 풍동 시험에서 비행체에서 발생하는 양력과 항력을 측정하였으며, 풍동의 속도 제한으로 인해 설계한 최대 속도에서 발생하는 양력과 항력은 가정을 통해 계산 및 추정하였다. 추력 시험에서는 틸트 멀티콥터를 구성하고 있는 나셀과 멀티콥터의 추력을 측정하였다. 또한 틸트 멀티콥터에서 발생할 수 있는 프로펠러와 날개의 간섭 영향을 알아보고 그에 따른 추력 손실을 줄이기 위해, 플랩을 사용했을 때와 나셀에 스페이서를 추가 했을 때 발생하는 추력을 각각 측정하고, 적용전과 비교 분석하였다. 틸트 멀티콥터의 모드 변경을 위해 필요한 천이 경로의 설계는, 풍동 시험과 추력 시험의 결과를 종합하여 설계하였으며, 도출된 천이 경로에 따라 비행체를 제어하고 모니터링 할 수 있도록 비행 제어 시스템과 지상 제어 시스템을 구성하였다. 설계한 천이 시스템과 천이 경로를 검증하기 위해 비행 시험을 하였으며, 비행 시험 전 지상 시험을 수행하였다. 지상 시험에서는 나셀의 틸트 과정에서 발생하는 3축 모멘트를 측정하여, 천이 비행 중에 발생할 수 있는 급격한 기수 들림 또는 스핀의 발생 가능성에 대해 판단하였으며, 정확한 천이 비행을 위해 대기속도의 측정에 사용되는 피토관과 차압센서를 교정하였다. 비행 시험은 나셀이 날개 끝에 위치한 비행체를 사용하여 수행하였으며, 비행 시험 결과와 천이 경로 그래프를 비교하여 설계한 천이 경로에 대해 검증하였다. 천이 시스템의 설계 및 구현 과정에서 수행한 시험 결과를 분석하여, 비행체의 효율과 성능을 향상시키기 위한 방법과 문제점에 대한 개선 방안을 제시하였으며, 틸트 멀티로터가 수직이착륙 고속이동 무인항공기로써 가지는 특징에 대해 정리하였다.
A tilt multi-copter UAV which is combined with a tiltrotor and a multi-copter in a high speed VTOL UAV conversion system was designed and the characteristics of the tilt multi-copter was analyzed by an experimental method. The lift and drag force of the tilt multi-copter through the wind tunnel test...
A tilt multi-copter UAV which is combined with a tiltrotor and a multi-copter in a high speed VTOL UAV conversion system was designed and the characteristics of the tilt multi-copter was analyzed by an experimental method. The lift and drag force of the tilt multi-copter through the wind tunnel test were measured. In the thrust test, the thrusts of the nacelle and the multi-copter were measured. In addition to the thrust measurements, additional thrust tests were performed in the case of applying flaps and the case of adding spacer. The conversion corridor was designed by combining the wind tunnel test and the thrust test results, and the flight control system and the ground control system were constructed to control and monitor the aircraft based upon the designed conversion corridor. Prior to the flight test for the conversion system and the verification of the conversion corridor, the moment generated during the tilting of the nacelle was measured through the ground test to determine the possibility of a sudden head up or spin motion. The conversion corridor through the flight test results were verified and advantages of tilt multi-copter were summarized.
A tilt multi-copter UAV which is combined with a tiltrotor and a multi-copter in a high speed VTOL UAV conversion system was designed and the characteristics of the tilt multi-copter was analyzed by an experimental method. The lift and drag force of the tilt multi-copter through the wind tunnel test were measured. In the thrust test, the thrusts of the nacelle and the multi-copter were measured. In addition to the thrust measurements, additional thrust tests were performed in the case of applying flaps and the case of adding spacer. The conversion corridor was designed by combining the wind tunnel test and the thrust test results, and the flight control system and the ground control system were constructed to control and monitor the aircraft based upon the designed conversion corridor. Prior to the flight test for the conversion system and the verification of the conversion corridor, the moment generated during the tilting of the nacelle was measured through the ground test to determine the possibility of a sudden head up or spin motion. The conversion corridor through the flight test results were verified and advantages of tilt multi-copter were summarized.
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