[논문]쿼드 틸트 프롭형 PAV 무인 축소모델 개념설계 및 개발시험

변영섭; 송준범; 김재남; 정진석; 송우진; 강범수

doi:10.5139/jksas.2014.42.1.37

문제 정의

탑재중량은 허용치인 2kg으로 설정하였고, 최대이륙중량은 나셀 틸트각 20°일 경우 모터와 프로펠러 성능의 70% 수준에서 수평비행이 유지되도록 가정하여 16kg 이내로 제한하였다. 따라서 탑재중량을 제외한 공허중량 목표치는 14kg 이내이고, 이는 연료에 해당하는 배터리의 중량을 포함하며, 최대 이륙중량 조건에서 비행과 주행모드 각각 15분 이상의 운용시간을 확보하도록 목표하였다.
본 연구에서 지상주행과 비행이 가능한 이중 모드 PAV의 한 형태로 쿼드 틸트 프롭형 비행체를 제안하고, 무인 축소모델 개발을 위한 개념 설계 및 개발시험을 수행하였다. 수직이착륙이 가능한 PAV의 형상과 운용모드를 제안하였고, 주요 설계변수와 성능 및 제원들을 검토하였으며, 시제기를 제작하여 기능이 만족됨을 확인하였다.
본 연구에서는 수직이착륙이 가능한 이중모드 PAV의 기술시연을 위한 선행연구로, 멀티 로터 형상에 기반한 쿼드 틸트 프롭형 플랫폼을 제안하고 개념설계 및 무인 축소모델 시작품 제작, 개발시험을 수행하였다.
2에 도시하였는데, 지상주행과 수직이착륙 비행을 구현하기 위해 프로펠러 추진을 위한 모터와 주행을 위한 구동장치를 하나의 나셀에 집적하고, 전후 나셀의 틸트 기능에 의해 비행 및 주행모드의 변경이 가능하도록 설계하였다. 이는 상용 자동차와의 기하학적 상사성(geometrical similarity)을 최대한 유지하기 위한 것으로, 기존 도로 교통 체계에서의 운용성을 향상시키는데 목적이 있다. 나셀과 중앙동체는 내측날개(inboard wing) 구조물로 연결하여 전진 비행 시 양력발생에 기여하도록 고려하였으며, 주행을 위한 구동바퀴는 각각의 나셀에 2륜씩, 총 8개가 배치되고 전통적인 후륜구동, 전륜조향 방식을 적용하였다.

가설 설정

탑재중량은 허용치인 2kg으로 설정하였고, 최대이륙중량은 나셀 틸트각 20°일 경우 모터와 프로펠러 성능의 70% 수준에서 수평비행이 유지되도록 가정하여 16kg 이내로 제한하였다.

제안 방법

Figure 18에 주행성능시험을 위한 시제기의 형상을 도시하였다. 구동과 제동 및 조향기능이 포함되었고, 나셀 틸트 기능과 비행용 추진 장치를 제외하는 대신 더미(dummy) 중량을 부착하여 최대이륙중량 조건을 구현하였다. 주행시험은 규정된 주행코스에서 전, 후진을 포함한 수동조종으로 2회 반복 수행하였으며, Fig.
규정된 주행코스에서의 임무수행을 위해 주행모드에서의 제동성능, 구동성능, 주행안정성 및 최소회전반경에 대한 설계 검토가 수행되었다.
이는 상용 자동차와의 기하학적 상사성(geometrical similarity)을 최대한 유지하기 위한 것으로, 기존 도로 교통 체계에서의 운용성을 향상시키는데 목적이 있다. 나셀과 중앙동체는 내측날개(inboard wing) 구조물로 연결하여 전진 비행 시 양력발생에 기여하도록 고려하였으며, 주행을 위한 구동바퀴는 각각의 나셀에 2륜씩, 총 8개가 배치되고 전통적인 후륜구동, 전륜조향 방식을 적용하였다.
본 연구에서 제안된 이중모드 PAV의 초기 형상설계 결과를 Fig. 2에 도시하였는데, 지상주행과 수직이착륙 비행을 구현하기 위해 프로펠러 추진을 위한 모터와 주행을 위한 구동장치를 하나의 나셀에 집적하고, 전후 나셀의 틸트 기능에 의해 비행 및 주행모드의 변경이 가능하도록 설계하였다. 이는 상용 자동차와의 기하학적 상사성(geometrical similarity)을 최대한 유지하기 위한 것으로, 기존 도로 교통 체계에서의 운용성을 향상시키는데 목적이 있다.
17과 같이 제작하였다. 상용 차량에 주로 사용되는 제동장치는 구조에 따라 드럼 브레이크와 디스크 브레이크로 분류되며, 이 중 드럼 브레이크는 다시 내부 확장식과 외부 수축식으로 구분되는데, 본 연구에서는 비교적 구현이 간단한 외부 수축식 드럼브레이크를 제동장치로 선정하였다. 제작된 제동장치는 구동축과 결합된 아세탈 재질의 드럼 및 폴리머 재질의 외부 수축 슈(shoe)로 구성되고, 마찰력을 증가시키기 위해 드럼과 슈의 단면에 요철을 적용하였다.
시험평가는 시제기의 외형 완성 단계에 따라 반복적으로 수행되었으며, 특히 자세제어기의 이득(gain) 수정에 중점을 두고 진행되었다. 시험결과 내측 날개구조물을 부착하였을 경우 어떠한 자세제어 이득에서도 불안정한 거동이 나타남을 확인할 수 있었고, 이는 날개구조물과 프로펠러 후류의 강한 간섭으로 인해 선형적인 제어력 확보가 불가능한 것이 원인으로 판단되었다.
6A 의 전류가 소모됨을 의미한다. 이 때, 목표 운용 시간인 15분을 확보하기 위해서는 최소 6Ah 이상의 용량을 가지는 배터리가 요구되고, 상용 리튬폴리머 이차전지의 규격과 전압강하에 의한 예비전력을 고려하여 정격전압 37V, 8.3Ah 용량의 배터리를 최종 선정하였다. 4개의 이차전지는 전후방 동체에 나누어 탑재되고, 2개씩 병렬 연결되어 각각의 모터에 전력을 공급하도록 구성하였다.
2m/s이다. 이를 바탕으로 직선구간에서의 고속주행과 후진주차를 고려하여 최대전진속도는 3m/s, 최대후진속도는 1m/s을 목표로 구동성능을 예측하였다.
제안된 플랫폼은 Fig. 3과 같이 나셀 틸트 형상에 따라 주행모드, 수직이착륙 모드 및 전진비행 모드 3개의 운용모드를 갖도록 설계되었다. 주행모드일 경우 전후 나셀은 45° 각도로 서로 대향(facing each other)하게 되며, 이를 통해 기체의 전고(overall height)를 낮추고 축거(wheel base)를 연장하여 주행안정성 향상을 기대할 수 있다.
제안된 플랫폼은 네 개의 프로펠러에서 양력을 생성하고, 동시에 나셀 틸트 기능에 의해 전진비행을 위한 추력을 발생하는 구조이므로 틸트 각에 따른 비행성능 예측을 수행하였다. Fig.
상용 차량에 주로 사용되는 제동장치는 구조에 따라 드럼 브레이크와 디스크 브레이크로 분류되며, 이 중 드럼 브레이크는 다시 내부 확장식과 외부 수축식으로 구분되는데, 본 연구에서는 비교적 구현이 간단한 외부 수축식 드럼브레이크를 제동장치로 선정하였다. 제작된 제동장치는 구동축과 결합된 아세탈 재질의 드럼 및 폴리머 재질의 외부 수축 슈(shoe)로 구성되고, 마찰력을 증가시키기 위해 드럼과 슈의 단면에 요철을 적용하였다.
주행성능시험을 위해 제작된 시제기에 나셀 틸트 기능을 추가하여 작동시험을 수행하였다. 더미중량이 장착된 상태에서 주행모드 및 비행모드 간 전환을 수행하였고, 소모되는 전류를 측정하여 Fig.
축소모델 플랫폼의 초기 사이징은 물리적 제한사항을 기준으로 하였고, 공허중량을 줄이기 위해 나셀의 횡방향 간격은 최소기준인 600mm 를 적용하였다. 이를 기준으로 중앙동체부를 고려할 때 가용한 프로펠러의 최대 직경은 400mm 이하로 제한하였으며, 상용 프로펠러의 성능 데이터를 Fig.
프로펠러의 구동에 적합한 모터 선정을 위해 제조사 제원을 토대로 4종의 상용 모터에 대한 추력시험을 수행하였다. 시험 장치는 Fig.

대상 데이터

구동장치는 여유마력이 충분한 300watt급 모터와 30A급 전자변속기로 구성되고, 감속비 60:1의 기어를 통해 구동축에 동력을 전달한다. 감속기어는 다단 평기어와 베벨기어로 구성된 2단 감속 구조를 가지며, 타이어는 접지력을 높이기 위해 직경 90mm급의 오프로드(off road)용 휠이 적용되었다.
11과 같이 제작하였다. 동체는 고강도 카본 파이프와 알루미늄 벌크헤드(bulkhead) 및 더미(dummy) 나셀로 구성하였고, 나셀 틸트 및 주행 기능은 포함되지 않았다.
축소모델 플랫폼의 초기 사이징은 물리적 제한사항을 기준으로 하였고, 공허중량을 줄이기 위해 나셀의 횡방향 간격은 최소기준인 600mm 를 적용하였다. 이를 기준으로 중앙동체부를 고려할 때 가용한 프로펠러의 최대 직경은 400mm 이하로 제한하였으며, 상용 프로펠러의 성능 데이터를 Fig. 4에서와 같이 분석하여 초기 사이징을 위한 기초자료로 활용하였다⁽⁸⁾. 최대 설계 추력을 제한중량인 20kg에 20%의 여유마진을 적용하여 프로펠러 당 약 60N으로 가정하고, 제조사에서 보증하는 최대 회전수를 고려할 때 직경 15“(381mm)급 프로펠러가 가장 적합한 것으로 판단되었다.
. 이중 쿼드 로터(quad rotor)형 플랫폼은 4개의 프로펠러와 모터로 구성되는 대표적인 소형 다중로터 플랫폼으로, 간단한 구조와 잘 알려진 제어기법으로 인해 본 연구에서 제안하는 수직이착륙 PAV의 구현을 위한 기본 형상으로 채택되었다.
탑재된 4기의 BLDC모터는 모터 드라이버에 해당되는 상용 전자변속기 (electric speed controller)를 거쳐 자체 개발한 DSP(digital signal processing) 기반 자동비행장치(flight control computer)에 각각 별 도의 채널로 할당되고⁽¹¹⁾, 전후로 분리된 추진용 배터리에 의해 전력이 공급된다. 전자변속기는 추진모터의 정격출력(정격전압 37V 인가 시, 약 40A 소모)과 순간적인 burst discharge 상황을 고려하여 허용 전류 120A급으로 선정하였다.
22와 같이 예측하였다. 틸트 회전중심에서 구동휠 선단까지의 거리 200mm를 기준으로 최대이륙중량 조건일 때 서보 한 개당 요구되는 토크는 최소 2.8Nm로 확인되었고, 상용 제품 중에서 이를 만족하는 사양인 Futaba社의 최대토크 3.05Nm급 서보모터를 최종 선정하였다(14). 탑재된 8개의 서보는 전후방 4개씩 짝을 이루어 싱크로나이저에 연결하여 작동범위를 미세조정하였고, 2개의 독립된 채널에 의해 제어명령이 전달된다.

성능/효과

1의 초기사이징 결과인 축거 800mm를 적용할 경우 전방 조향 휠에 요구되는 최소 조향각은 16° 이상이며, 20°의 조향각을 가질 경우 약 2.3m의 회전반경을 만족할 수 있다.
이는 모드 전환시 작용하는 기체의 자중에 의한 효과로, 주행모드에서 비행모드로 전환할 경우 반대의 경우보다 시간과 소비전력 모두 약 2배가 소요됨을 의미한다. 또한, 주행모드상태에서 소비전력이 0으로 수렴하는 것으로 보아 멈춤핀이 하중을 지지하여 서보에 불필요한 부하가 작용하지 않음을 알 수 있고, 나셀이 수직으로 기립한 경우 또한 서보에 작용하는 토크가 없으므로 소비전력이 0이 됨을 확인할 수 있다.
본 연구에서 지상주행과 비행이 가능한 이중 모드 PAV의 한 형태로 쿼드 틸트 프롭형 비행체를 제안하고, 무인 축소모델 개발을 위한 개념 설계 및 개발시험을 수행하였다. 수직이착륙이 가능한 PAV의 형상과 운용모드를 제안하였고, 주요 설계변수와 성능 및 제원들을 검토하였으며, 시제기를 제작하여 기능이 만족됨을 확인하였다. 향후, 완제기 제작 및 종합운용 시험을 통해 PAV로서의 운용가능성을 검증할 예정이다.
6에 도시하였다. 시험 결과 설계 추력 범위를 만족하는 모터로 Actro社 32-4 모델이 최종 선정되었고, 인가전압 37V, 약 10,000RPM 운용 조건에서 최대 60N의 추력을 생성하며 1,470watt의 전력이 소비되는 것으로 확인되었다. 이 때, 20°의 나셀 틸트가 이루어질 경우 수직방향 최대 추력성분은 약 6%가 감소된 56N 수준이다.
시험평가는 시제기의 외형 완성 단계에 따라 반복적으로 수행되었으며, 특히 자세제어기의 이득(gain) 수정에 중점을 두고 진행되었다. 시험결과 내측 날개구조물을 부착하였을 경우 어떠한 자세제어 이득에서도 불안정한 거동이 나타남을 확인할 수 있었고, 이는 날개구조물과 프로펠러 후류의 강한 간섭으로 인해 선형적인 제어력 확보가 불가능한 것이 원인으로 판단되었다. 내측 날개는 전진비행 시 양력발생 효과와 횡방향 안정성 증대를 목적으로 고려되었으나, VTOL모드 에서는 강한 불안정성을 야기하므로, Fig.
최대 설계 추력을 제한중량인 20kg에 20%의 여유마진을 적용하여 프로펠러 당 약 60N으로 가정하고, 제조사에서 보증하는 최대 회전수를 고려할 때 직경 15“(381mm)급 프로펠러가 가장 적합한 것으로 판단되었다.
20에 주행속도 이력을 도시하였다. 출발점을 시점으로 장주형 트랙과 내부굴절코스를 완주하였고 코스 이탈 없이 모든 회전반경을 만족하였으며, 최대전진속도는 3.15m/s, 최대 후진속도는 1.28m/s을 기록하여 설계요구조건을 충족하는 것으로 나타났다.
21과 같이 메인 프레임의 하우징에 삽입된 토크튜브(toque tube)의 회전에 의하며, 각 나셀은 토크튜브의 양 끝단에 결합된다. 튜브의 회전운동을 위해 가용한 구조로는 평기어 또는 웜기어 및 선형 엑츄에이터 등이 가능하나, 구조의 복잡도가 증가하고 무게 대비 성능을 고려할 때 고성능 서보 엑츄에이터가 가장 적합한 것으로 판단하였다. 구동용 서보는 전후 토크튜브에 좌우로 두 개씩 총 8개가 배치되고, 튜브와 일체로 결합된 토크암(torque arm)을 통해 회전력을 전달한다.
24m² 이며, ρ는 표준대기조건에서의 공기밀도, v는 전진비행속도이다. 틸트각 증가에 따라 전진비행속도가 비례하는 경향을 보이고 있으며, 특히 전진 방향 추력성분은 수평비행 유지를 위한 수직방향 추가 추력성분의 효과로 인해 이륙중량이 증가함에 따라 전진비행속도 또한 증가하는 경향을 보임을 알 수 있다.

후속연구

수직이착륙이 가능한 PAV의 형상과 운용모드를 제안하였고, 주요 설계변수와 성능 및 제원들을 검토하였으며, 시제기를 제작하여 기능이 만족됨을 확인하였다. 향후, 완제기 제작 및 종합운용 시험을 통해 PAV로서의 운용가능성을 검증할 예정이다.

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	미래형 개인용 항공기란 무엇인가?	자동차와 항공기가 결합된 신개념 비행체인 미래형 개인용 항공기(personal air vehicle, 이하 PAV)는 점차 악화되는 교통여건에 대응한 새로운 교통수단으로써 지상과 공중의 모든 교통망을 활용할 수 있는 새로운 형태의 운송수단이다(1). 선진국에서는 PAV가 향후 자동차 시장의 일부를 대체할 것으로 예상하고 활발한 연구개발을 진행 중이며, 최근에는 상용화에 근접한 사례도 보고되고 있다(2)(3).
	PAV의 기술 시연을 위한 무인 축소모델 플랫폼의 물리적 제한 사항은 무엇인가?	- 최대이륙중량 20kg 이내 - 최대탑재중량 2kg 이내 - 주행모드 기준 전폭 0.6m~1.5m 이내 - 비행모드 형상은 전폭 제한 없음
	PAV을 이착륙 형태에 따라 구분하시오	PAV는 운용방법에 따라 일반 항공기와 같이 활주로만을 이용하는 단일모드(single mode) 및 일반 도로와 공중에서 운용이 가능한 이중모드(dual mode) PAV로 구분할 수 있으며, 이착륙 형태에 따라 CTOL(conventional take-off and landing)과 VTOL(vertical take-off and landing) 형태로 나눌 수 있다(6). 이 중, VTOL형태의 이중모드 PAV는 별도의 활주시설이 요구되지 않고 저속, 정지비행이 가능하기 때문에 근거리의 “door-to-door” 운용개념에 적합한 PAV 형상으로, 향후 미래 도심환경에서 활용될 가능성이 높다.

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