장병욱
(Unmanned Vehicle Advanced Research Center, Korea Aerospace Research Institute)
,
황인성
(Unmanned Vehicle Advanced Research Center, Korea Aerospace Research Institute)
,
김민우
(Unmanned Vehicle Advanced Research Center, Korea Aerospace Research Institute)
,
이보성
(Unmanned Vehicle Advanced Research Center, Korea Aerospace Research Institute)
,
정용운
(Unmanned Vehicle Advanced Research Center, Korea Aerospace Research Institute)
,
강왕구
(Unmanned Vehicle Advanced Research Center, Korea Aerospace Research Institute)
20kg 미만의 중소형 멀티콥터의 초기 사이징 과정에서 적용 가능한 기체 구조 중량 예측에 관한 연구를 소개한다. 임무장비를 제외하고 멀티콥터는 기체 구조, 모터, 프로펠러, 배터리 등으로 구성되는데, 모터, 프로펠러, 배터리 등의 중량은 설계변수에 따른 추세선을 통해 추정이 가능하다. 하지만 기체 구조 중량은 멀티콥터의 형상과 설계 개념이 다양하고, 대부분의 상용 제품들이 기체 구조 중량 데이터를 제공하지 않기 때문에 추세선을 통해 예측할 수 없다. 본 논문에서는 기본적인 멀티콥터 형상을 정의하고 멀티콥터 사이징 초기 단계에서 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 멀티콥터 기체 구조 중량을 추정하는 방법을 제안하였다. 제안한 방법은 구조 중량이 제시된 멀티콥터 제품들을 통해 검증하여 그 유용성을 확인하였다.
20kg 미만의 중소형 멀티콥터의 초기 사이징 과정에서 적용 가능한 기체 구조 중량 예측에 관한 연구를 소개한다. 임무장비를 제외하고 멀티콥터는 기체 구조, 모터, 프로펠러, 배터리 등으로 구성되는데, 모터, 프로펠러, 배터리 등의 중량은 설계변수에 따른 추세선을 통해 추정이 가능하다. 하지만 기체 구조 중량은 멀티콥터의 형상과 설계 개념이 다양하고, 대부분의 상용 제품들이 기체 구조 중량 데이터를 제공하지 않기 때문에 추세선을 통해 예측할 수 없다. 본 논문에서는 기본적인 멀티콥터 형상을 정의하고 멀티콥터 사이징 초기 단계에서 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 멀티콥터 기체 구조 중량을 추정하는 방법을 제안하였다. 제안한 방법은 구조 중량이 제시된 멀티콥터 제품들을 통해 검증하여 그 유용성을 확인하였다.
A structural weight estimation methodology for the multicopter design process is presented. In general, a multicopter is composed of an airframe, motors, propellers, battery and so on. Among these, the weight of motors, propellers and battery can be obtained from the weight trends with respect to de...
A structural weight estimation methodology for the multicopter design process is presented. In general, a multicopter is composed of an airframe, motors, propellers, battery and so on. Among these, the weight of motors, propellers and battery can be obtained from the weight trends with respect to design parameters. However, the structural weight is hard to be estimated due to the various configurations and design concepts of multicopters. Moreover, the airframe weights of most commercial multicopter products are not provided. Thus, an accurate airframe weight model is required for the reliable mutlcopter design process. Firstly, the standard configuration of multicopters is defined. Then, we proposed the structural weight estimation method using the number and diameter of propellers determined from the initial step of sizing process. Finally, we validated our suggested method using the commerical products.
A structural weight estimation methodology for the multicopter design process is presented. In general, a multicopter is composed of an airframe, motors, propellers, battery and so on. Among these, the weight of motors, propellers and battery can be obtained from the weight trends with respect to design parameters. However, the structural weight is hard to be estimated due to the various configurations and design concepts of multicopters. Moreover, the airframe weights of most commercial multicopter products are not provided. Thus, an accurate airframe weight model is required for the reliable mutlcopter design process. Firstly, the standard configuration of multicopters is defined. Then, we proposed the structural weight estimation method using the number and diameter of propellers determined from the initial step of sizing process. Finally, we validated our suggested method using the commerical products.
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문제 정의
설계된 구조물이 요구도 상의 하중에 대해 구조적으로 안전한지에 대한 초기 설계 단계에서의 검증을 할 필요가 있다. 간단하게 추력에 의한 하중을 직접적으로 지지하는 팔에 대해 구조 안전성을 확인하도록 하였다.
본 논문에서는 중소형 멀티콥터의 초기 사이징 과정에서 활용할 수 있는 기체 구조 중량 추정 기법을 제안하였다. 기존의 연구들이 대부분 이륙중량에 대한 비율로 계산하는 것에 비해 본 논문에서는 프로펠러 직경과 개수로부터 기하학적 으로 중량을 추정해가는 방안을 제시하였다.
멀티콥터의 성능해석은 연구마다 세부적으로는 차이가 있으나 주요 절차는 동일하다. 본 논문은 멀티콥터 기체 구조 중량 예측을 다루고 있기 때문에 성능해석 절차는 참고문헌을 통해 간략하게 논하고자 한다. Kim 등[1]의 연구를 보면 멀티콥터의 사이징 절차는 Fig.
본 연구에서는 프로펠러의 개수와 직경을 통해 기하학적으로 멀티콥터 센터 플레이트와 팔의 치수를 결정하고, 설계 시 필요한 고려사항들을 반영하여 기체 구조 중량을 예측하는 방안을 제시하고자 한다.
가설 설정
그 밖에 추가적인 나사 혹은 체결부가 필요하거 나, 초기 가정에서 제작성을 고려하여 차이가 나는 경우를 대비한 여유 중량을 전체 추정 중량의 10% 정도로 가정하여 반영하였다.
8에 착륙 장치 중량 추정에 필요한 파라미터를 정의하였 다. 기본값으로 착륙장치 팔의 단면 치수는 팔과 동일하게 가정하였고, 스키드의 단면 치수는 2/3 정도로 가정하였다. 설계 시 필요에 따라 단면 치수는 조정하여 반영이 가능하다.
기본형상에서 설명했듯이 착륙장치는 멀티콥터 에서 일반적으로 사용되는 착륙장치 팔과 스키드가 있는 형상 1쌍으로 정의하였고, 단면형상도 팔과 같이 원형튜브로 가정하였다. Fig.
모터 마운트 평판은 센터 플레이트와 동일한 재료 및 두께를 사용한다고 가정하고, 모터 마운 트의 홀 면적 비율을 rHole_mount이라고 하면 모터마운트의 총 중량은 아래와 같이 계산할 수 있다.
설계할 기본형상 멀티콥터의 팔 단면은 원형 튜브로 가정하였다. 따라서 Fig.
팔의 개수는 3~8개 사이로 정하고, 팔 사이의 각도는 일정한 것으로 하며, 단면은 원형 튜브로 가정하였다. 센터 플레이트의 기본 형상은 원으로 하고, 선택적으로 팔 개수에 따른 정다각형 형상을 가지는 것으로 정하였다. 그리고 대부분의 멀티콥터와 같이 상판과 하판으로 구성되도록 하였다.
팔은 센터플레이트에 고정 지지되어 있는 보로 가정하였고, 이 경우 보의 길이는 식 (6)으로 정의된 유효 팔 길이가 된다. 이 경우, 아래 식으로 정의된 최소 허용 단면계수(Minimum allowable section modulus) Smin 을 통해 허용 응력 (Allowable stress) σall 를 구할 수 있다.
2와 같다. 팔의 개수는 3~8개 사이로 정하고, 팔 사이의 각도는 일정한 것으로 하며, 단면은 원형 튜브로 가정하였다. 센터 플레이트의 기본 형상은 원으로 하고, 선택적으로 팔 개수에 따른 정다각형 형상을 가지는 것으로 정하였다.
제안 방법
본 논문에서는 먼저 멀티콥터의 기본적인 형상을 정의하여 기체 구조 구성품들의 형상을 단순 화하였다. 그리고 개발 요구도에서 도출되는 최대이륙중량으로부터 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 기하학적으로 기체 구조의 기본적인 치수를 유도하였다. 다음으로 각 구성품 별로 설계 과정에서 고려가 필요한 사항들을 반영하여 중량을 추정하는 방안을 제안하였고, 각 구성품 들을 연결하는 체결부도 고려하여 실제 제작이 가능한 중량이 추정되도록 하였다.
그리고 기존 연구[1-4]에서 사용하는 기체 구조 중량 방법을 이용하여 중량 추정 결과를 비교 하였다. 기존 연구의 중량 추정식은 아래와 같다.
제안한 기법의 검증용 기체로 구조 중량 정보가 있는 상용제품과 개발자용으로 제작한 제품들을 대상으로 정하였다. 그리고 멀티콥터 체급에 따른 적용 범위를 설정하기 위해 최대이륙중량 10kg 미만의 소형 멀티콥터와 20kg 미만의 중형 멀티콥터로 구분하여 검증 모델을 선정하였다. 소형 멀티콥터 상용제품은 쿼드콥터인 ARRIS M680-4S 모델과 헥사콥터인 ARRIS M1050 모델이다.
제안한 방법의 장점은 초기 설계 단계에서 원하는 형상을 반영한 구조 중량 추정이 가능하다는 점과 이륙중량의 추정 없이 기하학적 형상을 이용 하여 초기 중량 계산이 가능하다는 점이다. 기존 멀티콥터 모델들에 대한 기체 구조 중량 데이터가 많지 않기 때문에 현재는 6종의 모델에 대해 적용하여 타당성을 검증하였다. 실제 제작된 모델에 대한 중량 추정 결과가 근접하게 예측이 되었기 때문에 초기 설계 단계에서 실제 제작이 가능한 중량이 추정되었다는 의미가 된다.
본 논문에서는 중소형 멀티콥터의 초기 사이징 과정에서 활용할 수 있는 기체 구조 중량 추정 기법을 제안하였다. 기존의 연구들이 대부분 이륙중량에 대한 비율로 계산하는 것에 비해 본 논문에서는 프로펠러 직경과 개수로부터 기하학적 으로 중량을 추정해가는 방안을 제시하였다. 제안한 방법의 장점은 초기 설계 단계에서 원하는 형상을 반영한 구조 중량 추정이 가능하다는 점과 이륙중량의 추정 없이 기하학적 형상을 이용 하여 초기 중량 계산이 가능하다는 점이다.
기체 별 입력 파라미터를 통해 추정된 기체 구조 중량을 정리하여 실제 중량과 비교하였다.
그리고 개발 요구도에서 도출되는 최대이륙중량으로부터 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 기하학적으로 기체 구조의 기본적인 치수를 유도하였다. 다음으로 각 구성품 별로 설계 과정에서 고려가 필요한 사항들을 반영하여 중량을 추정하는 방안을 제안하였고, 각 구성품 들을 연결하는 체결부도 고려하여 실제 제작이 가능한 중량이 추정되도록 하였다. 본 연구를 통해 제안된 중량 예측 기법은 최대이륙중량 10kg 미만 3종과 20kg 미만 3종의 멀티콥터 제품에 적용하여 타당성을 검증하였다.
먼저 설계 대상인 멀티콥터의 요구도를 분석하여 임무선도(Mission profile)와 임무중량을 도출한다. 기존 제품들의 데이터 분석을 통해 임무중 량이 최대이륙중량의 약 27%인 관계를 얻을 수 있었고 이로부터 초기 최대이륙중량을 유추할 수 있다.
멀티콥터 PBS에서 비행체(Air vehicle)에 해당 하는 구성품 중 기체(Airframe)에 속하는 부분을본 연구에서 예측할 기체 중량으로 보았다. 하지만 기체 중 외피(skin)와 같이 하중 지지를 하지 않는 구성품은 제외하였다.
본 논문에서는 Fig. 2에 제시된 기본형상을 통해 구조 중량을 계산하는 절차를 확립하였지만 입력 파라미터의 조정을 통해 다양한 형상의 멀티콥 터에 대한 초기 중량 계산이 가능하다. 검증을 위해 선정한 모델들의 경우에도 기본형상으로 제작 되지 않은 것들이지만, Table 2와 3과 같이 입력 파라미터를 통해 각 모델의 형상을 반영한 계산이 가능하므로 다양한 제작 형상에 대해 설계 초기부터 반영이 가능하다는 특징이 있다.
본 논문에서는 먼저 멀티콥터의 기본적인 형상을 정의하여 기체 구조 구성품들의 형상을 단순 화하였다. 그리고 개발 요구도에서 도출되는 최대이륙중량으로부터 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 기하학적으로 기체 구조의 기본적인 치수를 유도하였다.
탄소섬 유복합재는 제작방식, 모재의 종류, 적층수 등에 따라 물성치가 달라지기 때문에 극한강도(Ultimate strength) 값을 특정할 수 없다. 본 연구에 서는 직조 프리프레그(Fabric prepreg)인 WSN3K [7]를 이용해 준등방성(Quasi-isotropic)으로 적층한 것을 기본으로 하여 극한강도 값 0.9591GPa을 사용하여 안전성을 검증하였다. 실제 설계 시에는 사용할 재료의 물성치를 적용하면 된다.
센터 플레이트면적에 대한 홀 면적 비율은 rHole로 두었다. 참고를 위해 Fig. 5와 같이 멀티콥터 프레임 제조업체인 Gryphon Dynamics 사[5]의 센터 플레이트제품들의 홀 면적 비율을 조사하여 정리하였다. 상판의 경우는 평균 0.
대상 데이터
소형 멀티콥터 상용제품은 쿼드콥터인 ARRIS M680-4S 모델과 헥사콥터인 ARRIS M1050 모델이다. 개발자용 제품은 축간거리 850mm인 쿼드콥터 모델로 연구자들을 위한 테스트베드로 활용 가능한 제품이다. 각 모델의 형상은 Fig.
중형 멀티콥터 상용제품은 헥사콥터인 DJI Matrice 600 모델과 동축반전 타입의 쿼드콥터인 Foxtech D130 X8 모델이다. 그리고 한국항공우 주연구원 무인이동체 미래선도 핵심기술 개발사 업에서 개발된 공공수요 멀티콥터 모델인 3S Tech 사의 헥사콥터 모델을 검증용으로 선정하 였다. 각 모델의 형상은 Fig.
그리고 멀티콥터 체급에 따른 적용 범위를 설정하기 위해 최대이륙중량 10kg 미만의 소형 멀티콥터와 20kg 미만의 중형 멀티콥터로 구분하여 검증 모델을 선정하였다. 소형 멀티콥터 상용제품은 쿼드콥터인 ARRIS M680-4S 모델과 헥사콥터인 ARRIS M1050 모델이다. 개발자용 제품은 축간거리 850mm인 쿼드콥터 모델로 연구자들을 위한 테스트베드로 활용 가능한 제품이다.
제안한 기법의 검증용 기체로 구조 중량 정보가 있는 상용제품과 개발자용으로 제작한 제품들을 대상으로 정하였다. 그리고 멀티콥터 체급에 따른 적용 범위를 설정하기 위해 최대이륙중량 10kg 미만의 소형 멀티콥터와 20kg 미만의 중형 멀티콥터로 구분하여 검증 모델을 선정하였다.
중형 멀티콥터 상용제품은 헥사콥터인 DJI Matrice 600 모델과 동축반전 타입의 쿼드콥터인 Foxtech D130 X8 모델이다. 그리고 한국항공우 주연구원 무인이동체 미래선도 핵심기술 개발사 업에서 개발된 공공수요 멀티콥터 모델인 3S Tech 사의 헥사콥터 모델을 검증용으로 선정하 였다.
성능/효과
대부분의 멀티콥터 팔의 재료는 탄소섬유복합 재를 사용하고 있다. Clearwater Composites 사 [6]의 제품 198개를 통해 조사한 원형 탄소섬유 복합재 튜브의 밀도는 Fig. 7과 같으며, 평균 밀도는 0.001542g/mm3 인 것을 확인하였다.
계산 결과를 보면 최대이륙중량 10kg 미만의 소형 멀티콥터의 경우, 본 논문에서 제안한 기법은 5% 내외의 오차 범위 안에서 기체 구조 중량을 근접하게 추정하고 있음을 알 수 있었다. 기존 연구들과 비교해서도 개선된 결과를 보임을알 수 있었다.
계산 결과를 보면 최대이륙중량 10kg 미만의 소형 멀티콥터의 경우, 본 논문에서 제안한 기법은 5% 내외의 오차 범위 안에서 기체 구조 중량을 근접하게 추정하고 있음을 알 수 있었다. 기존 연구들과 비교해서도 개선된 결과를 보임을알 수 있었다. Magnussen[2]의 추정 기법은 다른 방법에 비해 부정확한 결과를 내는 것을 알수 있었다.
먼저 설계 대상인 멀티콥터의 요구도를 분석하여 임무선도(Mission profile)와 임무중량을 도출한다. 기존 제품들의 데이터 분석을 통해 임무중 량이 최대이륙중량의 약 27%인 관계를 얻을 수 있었고 이로부터 초기 최대이륙중량을 유추할 수 있다. 그리고 설계할 멀티콥터의 팔 개수를 정해 주면 초기형상이 결정되고 최대이륙중량으로부터 프로펠러의 초기 직경을 유추할 수 있게 된다.
다음으로 각 구성품 별로 설계 과정에서 고려가 필요한 사항들을 반영하여 중량을 추정하는 방안을 제안하였고, 각 구성품 들을 연결하는 체결부도 고려하여 실제 제작이 가능한 중량이 추정되도록 하였다. 본 연구를 통해 제안된 중량 예측 기법은 최대이륙중량 10kg 미만 3종과 20kg 미만 3종의 멀티콥터 제품에 적용하여 타당성을 검증하였다.
안전계수 값을 보면 모든 모델에서 매우 높은 값을 가지는 것을 알 수 있었다. 이는 추력 효율및 안정적인 제어를 위해 팔 끝단의 변위를 최소 화해야하기 때문이다.
기존의 연구들이 대부분 이륙중량에 대한 비율로 계산하는 것에 비해 본 논문에서는 프로펠러 직경과 개수로부터 기하학적 으로 중량을 추정해가는 방안을 제시하였다. 제안한 방법의 장점은 초기 설계 단계에서 원하는 형상을 반영한 구조 중량 추정이 가능하다는 점과 이륙중량의 추정 없이 기하학적 형상을 이용 하여 초기 중량 계산이 가능하다는 점이다. 기존 멀티콥터 모델들에 대한 기체 구조 중량 데이터가 많지 않기 때문에 현재는 6종의 모델에 대해 적용하여 타당성을 검증하였다.
최대이륙중량 20kg 미만의 중형 멀티콥터의 계산 결과에서는 10% 내외의 오차로 기체 구조 중량이 추정되는 것을 확인하였다. 중형 멀티콥 터에서는 기존 연구 결과 일부의 오차가 상당히 개선되었으나, 본 논문에서 제시한 방법의 오차와 근접한 수준으로 확인되었다.
최대이륙중량 20kg 미만의 중형 멀티콥터의 계산 결과에서는 10% 내외의 오차로 기체 구조 중량이 추정되는 것을 확인하였다. 중형 멀티콥 터에서는 기존 연구 결과 일부의 오차가 상당히 개선되었으나, 본 논문에서 제시한 방법의 오차와 근접한 수준으로 확인되었다.
후속연구
실제 제작된 모델에 대한 중량 추정 결과가 근접하게 예측이 되었기 때문에 초기 설계 단계에서 실제 제작이 가능한 중량이 추정되었다는 의미가 된다. 추후로 기체 중량 정보를 추가적으로 확보하여 제안한 연구의 신뢰성을 높이고 적용 범위를 확장하는 과정이 필요할 것으로 보인다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
프로펠러 직경과 개수로부터 기하학적 으로 중량을 추정해가는 방안의 장점은 무엇인가?
기존의 연구들이 대부분 이륙중량에 대한 비율로 계산하는 것에 비해 본 논문에서는 프로펠러 직경과 개수로부터 기하학적 으로 중량을 추정해가는 방안을 제시하였다. 제안한 방법의 장점은 초기 설계 단계에서 원하는 형상을 반영한 구조 중량 추정이 가능하다는 점과 이륙중량의 추정 없이 기하학적 형상을 이용 하여 초기 중량 계산이 가능하다는 점이다. 기존 멀티콥터 모델들에 대한 기체 구조 중량 데이터가 많지 않기 때문에 현재는 6종의 모델에 대해 적용하여 타당성을 검증하였다.
멀티콥터는 무엇으로 구성되는가?
20kg 미만의 중소형 멀티콥터의 초기 사이징 과정에서 적용 가능한 기체 구조 중량 예측에 관한 연구를 소개한다. 임무장비를 제외하고 멀티콥터는 기체 구조, 모터, 프로펠러, 배터리 등으로 구성되는데, 모터, 프로펠러, 배터리 등의 중량은 설계변수에 따른 추세선을 통해 추정이 가능하다. 하지만 기체 구조 중량은 멀티콥터의 형상과 설계 개념이 다양하고, 대부분의 상용 제품들이 기체 구조 중량 데이터를 제공하지 않기 때문에 추세선을 통해 예측할 수 없다.
기체 구조 중량이 추세선을 통해 중량을 예측할 수 없는 이유는 무엇인가?
임무장비를 제외하고 멀티콥터는 기체 구조, 모터, 프로펠러, 배터리 등으로 구성되는데, 모터, 프로펠러, 배터리 등의 중량은 설계변수에 따른 추세선을 통해 추정이 가능하다. 하지만 기체 구조 중량은 멀티콥터의 형상과 설계 개념이 다양하고, 대부분의 상용 제품들이 기체 구조 중량 데이터를 제공하지 않기 때문에 추세선을 통해 예측할 수 없다. 본 논문에서는 기본적인 멀티콥터 형상을 정의하고 멀티콥터 사이징 초기 단계에서 결정되는 프로펠러 개수와 직경을 통해 멀티콥터 기체 구조 중량을 추정하는 방법을 제안하였다.
참고문헌 (7)
Kim, M., Joo, H., and Jang, B. W., "Conceptual multicopter sizing and performance analysis via component database," Ubiquitous and Future Networks (ICUFN), Ninth International Conference on IEEE, July 2017, pp.105-109.
Magnussen, O., Hovland, G., and Ottestad, M., "Multicopter UAV design optimization," Mechatronic and Embedded Systems and Application (MESA), 2014 IEEE/ASME Tenth International Conference on IEEE, 2014, pp.1-6.
Winslow, J., Hrishikeshavan, V., and Chopra, I., "Design methodology for small-scale unmanned quadrotors," Journal of Aircraft, 2017, pp.1-9.
Bershadsky, D., Haviland, S., and Johnson, E. N., "Electric multirotor propulsion system sizing for performance prediction and design optimization," 57th AIAA/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, San Diego, January 2016, pp.1-22.
Park, Y., Nguyen, K., Kweon, J., Choi, J., and Han, J., "Structural analysis of a composite target-drone," International Journal of Aeronautical and Space Science, Vol. 12, No. 2, 2011, pp.84-91.
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