[논문]재난치안용 멀티콥터 무인기 기체구조 개발

신정우; 이승규; 노정호

doi:10.20910/jase.2020.14.3.69

[국내논문] 재난치안용 멀티콥터 무인기 기체구조 개발
Development of Airframe Structure for Disaster and Public Safety Multicopter UAV 원문보기

항공우주시스템공학회지 = Journal of aerospace system engineering, v.14 no.3, 2020년, pp.69 - 77

신정우 (한국항공우주연구원) , 이승규 (한국항공우주연구원) , 노정호 (한국항공대학교)

초록
AI-Helper

본 논문에서는 35 kg급 재난치안용 멀티콥터 무인기의 기체구조 개발에 대해 기술한다. 경량화를 위해 구조재료는 T-700급 탄소 복합재료를 사용하였으며, 동체는 세미 모노코크 구조로, 제어 및 통신장비가 장착되는 판재는 샌드위치 구조로 설계하였다. 설계된 부품과 동일한 적층판과 파이프를 제작하고 시편시험을 수행하여 강도와 강성을 확인하였다. 정적강도 및 진동 해석을 수행하여 복합재료 적층순서를 결정하였고, 착륙속도 및 지상이격 요구조건과 비선형 해석을 통해 착륙장치 스트러트의 적층순서를 결정하였다. 정적강도시험을 통해 구조 건전성을 평가하고 착륙장치의 거동을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Airframe structure development of the 35 kg class 'Disaster and Public Safety Multicopter' UAV is described in this paper. To reduce the airframe weight, T-700 grade CFRP composite material was used, and the fuselage was designed with the semi-monocoque structure and plate installed with the control and communication devices designed in a sandwich structure. The specimen tests for the laminated plate and pipe were conducted to verify the strength and stiffness of the designed parts. The stacking sequence of composite materials was determined by the static strength and vibration analysis, and landing gear strut was designed by the nonlinear analysis with decent speed and ground clearance requirements. The static strength test was performed to evaluate the structural integrity and to verify the landing gear behavior.

Keyword

표/그림 (27)

그림 Fig. 1 Configuration of MC-3
표 Table 1 Material Properties for CFRP (Lamina)
그림 Fig. 2 Fuselage Skin of MC-3
그림 Fig. 3 Fuselage Frame and Floor of MC-3
그림 Fig. 4 Arm and Aluminum Bracket of MC-3
그림 Fig. 5 Landing Gear of MC-3
그림 Fig. 6 Tensile Test for Laminate Plate
그림 Fig. 7 4-pt. Bending Test for Laminate Pipe
그림 Fig. 8 Tensile Test Data for Plate
그림 Fig. 9 4-pt. Bending Test Data for Pipe
표 Table 2 Tensile Test Results for Plate
표 Table 3 4-pt. Bending Test Results for Pipe
그림 Fig. 10 Finite Element Model for MC-3
표 Table 4 Initial Deflection of Landing Gear Strut
표 Table 5 Displacement and Load Factor
그림 Fig. 11 Strength Analysis Result of Frame
그림 Fig. 12 Strength Analysis Result of Landing Gear
그림 Fig. 13 Normal Mode Analysis Result
표 Table 6 Load Conditions
그림 Fig. 14 Frequency Response Analysis Result - Acceleration
그림 Fig. 15 Frequency Response Analysis Result - Displacement
그림 Fig. 16 Static Strength Test Setup
그림 Fig. 17 Installation of Whiffle-tree
그림 Fig. 18 Installation of Bracket
그림 Fig. 19 Design Ultimate Load Test for L04 Condition
그림 Fig. 20 Strain Comparison for L01 Condition
그림 Fig. 21 Displacement Comparison for L04 Condition

AI 본문요약
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문제 정의

멀티콥터 기체구조 경량화, 해석기법, 초기 사이징 및 중량 예측 등 개별 연구에 관한 문헌들은 있지만, 기체구조 전체 개발에 대해 체계적으로 기술된 문헌은 찾아보기 어렵다. 본 논문에서는 재난치안용 멀티콥터 무인기 중 가장 크기가 큰 MC-3 (Fig. 1)의 기체구조개발 과정에 대해 기술한다. MC-3는 6개의 로터(Rotor)를 갖는 최대중량 35 kg의 멀티콥터이며, 해양구조 및 감시지원 임무를 수행할 예정이다.
본 논문에서는 35 kg급 재난치안용 멀티콥터 무인기의 기체구조 개발에 대해 기술하였다. 경량화를 위해 T-700급 복합재료를 사용하고, 동체는 세미 모노코크 구조로 설계하였다.

제안 방법

황인성 등은 상용화된 30 kg급 국산 멀티콥터의 성능향상을 위한 기체구조 경량화를 수행하였다[2]. 기존 알루미늄 합금 구조를 탄소 복합재료로 변경하고, 추진시스템이 장착되는 암(Arm)을 최적화하여 약 880 g을 경량화 하였다. 장병욱 등은 단순화된 기체구조 구성품으로 설계된 멀티콥터의 초기 사이징을 위한 기체구조 중량 예측 기법을 제시하였다[3].
MC-3는 6개의 로터(Rotor)를 갖는 최대중량 35 kg의 멀티콥터이며, 해양구조 및 감시지원 임무를 수행할 예정이다. 일부 브라켓(Bracket)을 제외한 모든 구조부재는 T-700급CFRP (Carbon Fiber Reinforcement Plastic) 복합재료를 이용해 설계하였으며, 강도해석과 진동해석을 통해 각 부재의 적층정보를 결정하였다. 착륙속도 및 지상 이격(Ground Clearance) 요구조건과 Energy Balance 식을 이용해 착륙장치를 설계하였으며, 스트러트(Strut)의 변형이 크게 발생하기 때문에 비선형 해석을 수행하였다.
일부 브라켓(Bracket)을 제외한 모든 구조부재는 T-700급CFRP (Carbon Fiber Reinforcement Plastic) 복합재료를 이용해 설계하였으며, 강도해석과 진동해석을 통해 각 부재의 적층정보를 결정하였다. 착륙속도 및 지상 이격(Ground Clearance) 요구조건과 Energy Balance 식을 이용해 착륙장치를 설계하였으며, 스트러트(Strut)의 변형이 크게 발생하기 때문에 비선형 해석을 수행하였다. 최종적으로 정적구조시험을 통해 구조 건전성을 평가하고 착륙장치의 거동을 확인하였다.
착륙속도 및 지상 이격(Ground Clearance) 요구조건과 Energy Balance 식을 이용해 착륙장치를 설계하였으며, 스트러트(Strut)의 변형이 크게 발생하기 때문에 비선형 해석을 수행하였다. 최종적으로 정적구조시험을 통해 구조 건전성을 평가하고 착륙장치의 거동을 확인하였다.
표피는 WSN3KY 2장을 사용하였으며 프레임은 CP125NS를 사용하여 설계하였다. 특화임무장비와 제어 및 통신 장비가 장착되는 동체 하부층(Lower Floor)과 중간층(Mid Floor)에는 경량화를 위해 CP125NS와 폼(Foam)을 이용한 샌드위치 구조로 설계하였다. 상부층(Upper Floor)에는 가장 무거운 배터리가 장착되므로 샌드위치가 아닌 복합재료 적층판을 사용하였으며, 강성을 증가시키기 위해 보강재(Stiffener)를 사용하여 보강하였다.
상부층(Upper Floor)에는 가장 무거운 배터리가 장착되므로 샌드위치가 아닌 복합재료 적층판을 사용하였으며, 강성을 증가시키기 위해 보강재(Stiffener)를 사용하여 보강하였다. 상부층과 중간층은 분리 가능한 구조로 설계하였다.
4와 같으며, 파이프 형태를 갖는다. 동체와 2점 체결 방식으로 알루미늄 브라켓과 볼트를 이용해 연결하며, 이동 및 보관의 편리성을 위해 암을 동체로부터 분리할 수 있도록 설계하였다. 암의 반대쪽 끝단에는 모터, 로터, ESC(Engine Control System)로 구성된 추진시스템이 장착되며, 마찬가지로 알루미늄 브라켓과 볼트를 이용해 연결된다.
스트러트의 탄성 변형을 통해 착륙 시 발생하는 충격을 흡수한다. 착륙장치 구성품은 모두 복합재료를 사용하였으며, 스트러트는 판형으로, 스키드는 파이프 형태로 설계하였다. 착륙장치 설계에 대해서는 2.
설계를 진행함과 동시에 부재의 강도와 강성을 검증하기 위해 판재와 파이프 부품에 대한 시편시험을 수행하였다. 동체 프레임과 상부층에 사용하는 복합재료적층판(Laminate Plate)과 동일한 적층순서를 갖는 평판 시편과 암과 동일한 적층순서를 갖는 복합재료 적층 파이프(Laminate Pipe) 시편을 제작하였다.
설계를 진행함과 동시에 부재의 강도와 강성을 검증하기 위해 판재와 파이프 부품에 대한 시편시험을 수행하였다. 동체 프레임과 상부층에 사용하는 복합재료적층판(Laminate Plate)과 동일한 적층순서를 갖는 평판 시편과 암과 동일한 적층순서를 갖는 복합재료 적층 파이프(Laminate Pipe) 시편을 제작하였다. 적층순서는 다음과 같으며 재료는 CP125NS를 사용하였다.
구조 건전성을 평가하고 복합재료의 적층순서를 결정하기 위해 강도 및 진동해석을 수행하였다. 유한요소모델은 Fig.
10과 같으며, 하중을 지지하고 전달하는 부재에 대해서만 모델을 구성하였다. 동체, 암, 착륙장치는 2D 쉘 요소(Shell Element)로, 동체와 암을 연결하는 브라켓은 비교적 두껍기 때문에 3D 요소로, 볼트는 1D 보 요소(Beam Element)를 이용해 모델링 하였다. 그 외 추진시스템, 제어/통신 장비, 특화임무장비, 배터리 등은 질량만 모델링 하였으며, MSC.
동체, 암, 착륙장치는 2D 쉘 요소(Shell Element)로, 동체와 암을 연결하는 브라켓은 비교적 두껍기 때문에 3D 요소로, 볼트는 1D 보 요소(Beam Element)를 이용해 모델링 하였다. 그 외 추진시스템, 제어/통신 장비, 특화임무장비, 배터리 등은 질량만 모델링 하였으며, MSC.Nastran에서 제공하는 강체요소(Rigid Body Element)인 RBE3 요소를 이용해 기체구조에 연결하였다.
먼저 강도해석을 수행하였으며, 해석에 적용한 하중조건은 Table 6과 같다. 설계제한하중은 3개의 비행하중조건와 4개의 착륙하중조건으로 구성되며, 비상착륙하중 4개 조건은 설계극한하중으로 적용한다. 복합재료 해석에는 고전 적층판 이론을 적용하였으며, 정하중 및 좌굴해석을 통해 최소 안전여유(Margin of Safety)를 산출하였다.
설계제한하중은 3개의 비행하중조건와 4개의 착륙하중조건으로 구성되며, 비상착륙하중 4개 조건은 설계극한하중으로 적용한다. 복합재료 해석에는 고전 적층판 이론을 적용하였으며, 정하중 및 좌굴해석을 통해 최소 안전여유(Margin of Safety)를 산출하였다. 해석 결과, 모든 부품이 충분한 안전여유를 확보한 것으로 파악되었다.
다음으로 MC-3의 동특성을 파악하기 위해 진동해석을 수행하였다. 고유진동해석(Normal Mode Analysis)을 통해 무인기의 전체적인 진동특성을 파악한 후 주파수 응답해석(Frequency Response Analysis)을 수행하여 주요 탑재물의 무게중심에서의 가속도와 변위 응답을 산출하였다.
다음으로 MC-3의 동특성을 파악하기 위해 진동해석을 수행하였다. 고유진동해석(Normal Mode Analysis)을 통해 무인기의 전체적인 진동특성을 파악한 후 주파수 응답해석(Frequency Response Analysis)을 수행하여 주요 탑재물의 무게중심에서의 가속도와 변위 응답을 산출하였다. 고유진동해석 결과는 Fig.
MC-3 각 로터 중심에 진폭이 1.0 N 인 조화함수(Harmonic Function)를 0 ~ 100 Hz까지 부가하여 내/외부 탑재물과 모터의 무게중심에서의 가속도 및 변위 응답을 계산하였다. Fig.
정적강도시험을 수행하여 기체구조의 건전성을 평가하고 해석결과와 비교하였다. 시험 요구조건은 다음과 같다[4].
암 끝단 추진시스템 장착부에는 추진하중을 모사해주기 위해 시험하중을 +z 방향으로 부가하였으며, 배터리, 내부장착물, 임무장비 등의 중량물의 관성하중을 모사해주기 위한 시험하중은 -z 방향으로 부가하였다. 착륙장치 스키드를 시험치구에 고정하고, 스키드 고정부에는 레일(Rail)을 장착해 시험 중 스트러트가 좌/우로 변형될 수 있도록 하였다.
시험하중을 부가하기 위한 하중부가장치(Loading System)는 브라켓과 휘플트리(Whiffle-tree), 강철 와이어, 도르래, 추(Dead Weight)와 추 트레이(Tray)로 구성된다. 상부층과 중간층에는 배터리 및 내부 장착물의 관성하중을 부가하기 위해 Fig. 17과 같이 휘플트리를 장착하였으며, EO/IR 및 라이다 장착부, 특화임무장비 장착부, 추진시스템 장착부에는 Fig. 18과 같이 브라켓을 장착하여 관성하중과 추진하중을 부가하였다. 특히, 추진시스템 브라켓에는 도르래와 추를 연결하여 추진하중(양력)을 모사하였다.
18과 같이 브라켓을 장착하여 관성하중과 추진하중을 부가하였다. 특히, 추진시스템 브라켓에는 도르래와 추를 연결하여 추진하중(양력)을 모사하였다.
시험조건은 Table 6의 비행하중조건인 L01과 착륙 하중조건인 L04 조건으로 선정하였다. 암, 상부층, 하부층, 착륙장치 스트러트에 총 12 채널의 스트레인 게이지를 부착하였으며, 착륙장치의 변위를 측정하기 위해 동체 하부에 2개의 변위 게이지를 설치하였다.
본 논문에서는 35 kg급 재난치안용 멀티콥터 무인기의 기체구조 개발에 대해 기술하였다. 경량화를 위해 T-700급 복합재료를 사용하고, 동체는 세미 모노코크 구조로 설계하였다. 설계에 사용하는 복합재료적층판과 파이프는 설계단계에서 시편 시험을 수행하여 강도 및 강성을 평가하였다.
경량화를 위해 T-700급 복합재료를 사용하고, 동체는 세미 모노코크 구조로 설계하였다. 설계에 사용하는 복합재료적층판과 파이프는 설계단계에서 시편 시험을 수행하여 강도 및 강성을 평가하였다. 강도해석과 진동해석을 통해 복합재료 적층 순서를 결정하였고, 정적강도 시험을 통해 구조 건전성을 평가하고 착륙장치의 거동을 확인하였다.
설계에 사용하는 복합재료적층판과 파이프는 설계단계에서 시편 시험을 수행하여 강도 및 강성을 평가하였다. 강도해석과 진동해석을 통해 복합재료 적층 순서를 결정하였고, 정적강도 시험을 통해 구조 건전성을 평가하고 착륙장치의 거동을 확인하였다.

대상 데이터

멀티콥터 무인기 각 부재 설계에 사용한 복합재료는 일방향(Uni-direction) 복합재료인 CP125NS와 직물(Fabric) 복합재료인 WSN3KY 2종류이다. 설계 및 해석에 사용한 복합재료 물성치는 Table 1과 같다.
3의 프레임을 결합한 세미 모노코크 구조로 설계하였다. 표피는 WSN3KY 2장을 사용하였으며 프레임은 CP125NS를 사용하여 설계하였다. 특화임무장비와 제어 및 통신 장비가 장착되는 동체 하부층(Lower Floor)과 중간층(Mid Floor)에는 경량화를 위해 CP125NS와 폼(Foam)을 이용한 샌드위치 구조로 설계하였다.
특화임무장비와 제어 및 통신 장비가 장착되는 동체 하부층(Lower Floor)과 중간층(Mid Floor)에는 경량화를 위해 CP125NS와 폼(Foam)을 이용한 샌드위치 구조로 설계하였다. 상부층(Upper Floor)에는 가장 무거운 배터리가 장착되므로 샌드위치가 아닌 복합재료 적층판을 사용하였으며, 강성을 증가시키기 위해 보강재(Stiffener)를 사용하여 보강하였다. 상부층과 중간층은 분리 가능한 구조로 설계하였다.
동체 프레임과 상부층에 사용하는 복합재료적층판(Laminate Plate)과 동일한 적층순서를 갖는 평판 시편과 암과 동일한 적층순서를 갖는 복합재료 적층 파이프(Laminate Pipe) 시편을 제작하였다. 적층순서는 다음과 같으며 재료는 CP125NS를 사용하였다. 암은 길이방향의 강성을 증가시키기 위해 0° 방향 적층을 많이 사용하였다.
시험하중을 부가하기 위한 하중부가장치(Loading System)는 브라켓과 휘플트리(Whiffle-tree), 강철 와이어, 도르래, 추(Dead Weight)와 추 트레이(Tray)로 구성된다. 상부층과 중간층에는 배터리 및 내부 장착물의 관성하중을 부가하기 위해 Fig.
시험조건은 Table 6의 비행하중조건인 L01과 착륙 하중조건인 L04 조건으로 선정하였다. 암, 상부층, 하부층, 착륙장치 스트러트에 총 12 채널의 스트레인 게이지를 부착하였으며, 착륙장치의 변위를 측정하기 위해 동체 하부에 2개의 변위 게이지를 설치하였다.

데이터처리

설계 및 해석에 사용한 복합재료 물성치는 Table 1과 같다. 물성치는 시편시험을 수행하여 얻은 결과에 적절한 Knock-down 계수를 곱하여 산출하였다.

이론/모형

적층판 시편은 ASTM D3039/D3039M에 따라 인장 시험(Fig. 6)을 수행하였으며[5], 파이프 시편은ASTM D6272-02에 따라 4점 굽힘시험(Fig. 7)을 수행하였다[6]. Fig.
결정된 적층 순서에 따라 하중-변위 선도가 바뀌면 효율도 바뀌게 되므로 이를 같이 적용해야 한다. 유한요소해석(Finite Element Analysis)을 통해 시행착오를 거쳐 적층순서를 결정하였으며 해석도구는 MSC.Nastran을 사용하였다.

성능/효과

복합재료 해석에는 고전 적층판 이론을 적용하였으며, 정하중 및 좌굴해석을 통해 최소 안전여유(Margin of Safety)를 산출하였다. 해석 결과, 모든 부품이 충분한 안전여유를 확보한 것으로 파악되었다. Fig.
실선은 측정치, 점선은 해석치인데, 측정치와 해석치가 잘 일치함을 알 수 있다. 스트러트의 변위는 해석에서 예측한 바와 같이 비선형 현상이 나타나는 것을 확인할 수 있으며, 해석치보다 시험결과의 비선형성이 더 크게 나타나는 것을 알 수 있다.

후속연구

지금까지 국내 업체가 개발한 대부분의 멀티콥터 무인기의 경우 기체구조의 체계적인 개발은 전무한 실정이며, 본 연구는 앞으로 있을 멀티콥터 무인기 기체구조 개발에 많은 도움을 줄 것으로 기대된다. 재난치안용 무인기는 현재 비행시험 중에 있으며, 곧 개발을 완료하여 실전에 배치할 예정이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	멀티콥터의 성능에 영향을 미치는 요소 중 배터리 다음으로 중량 비중이 큰 것은?	멀티콥터의 성능에 영향을 미치는 요소가 여러 가지 있으나, 그 중 중량이 성능에 미치는 영향은 매우 크다. 배터리 및 추진시스템의 효율 향상이 드론의 성능 향상에 크게 기여 하지만, 배터리 다음으로 중량 비중이 큰 기체구조의 경량화 또한 성능의 중요한 요소이다. 최근 개발되는 멀티콥터 무인기는 기체구조 경량화를 위해 탄소 복합재료를 사용하고, 세미 모노코크(Semi- monocoque) 구조로 동체를 설계하는 추세이다[1].
	소형 멀티콥터 무인기의 특징은?	소형 멀티콥터 무인기는 휴대가 용이하며 수직 이착륙이 가능하다는 장점 때문에 항공촬영, 정찰, 농어업, -운송, 여가 등 여러 분야에서 다양하게 활용되고 있다. 최근에는 사람이 접근하기 어려운 재난 상황에 멀티콥터 무인기를 활용하는 사례가 지속적으로 증가하고 있다.
	세미 모노코크 동체의 단점은?	세미 모노코크 동체는 하중을 지지하는 얇은표피(Skin)와 프레임(Frame)을 이용해 일체형으로 제작하므로 체결류를 최소화하여 경량화가 가능하며 항력을 고려한 형상설계가 가능하여 비행성능 또한 향상시킬 수 있다. 그러나, 제작 비용이 비싸며 파손 시 수리가 용이하지 않다는 단점이 있다.

참고문헌 (8)

D.-K. Kim, S.-Y. Wie, J. Song, K.-W. Song, C. Hwang and G. Joo, "Technology Trend on the Status of the Unmanned Multicopter Development," Current Industrial and Technologic Trends in Aerospace, vol. 13, no. 2, pp. 80-91, 2015.
I.-S. Hwang, B.-W. Jang, M. Kim, J.-Y. Eom, D.-K. Kim and W. Kang, "Performance Enhancement Study for a small Drone of 30 kg Class Multicopter," Proc. of 2015 KSAS Fall Conference, pp.1040-1043, 2015.
B.-W. Jang, I.-S. Hwang, M. Kim, B. Lee, Y. Jung and W. Kang, "Airframe Weight Estimation Method for Initial Sizing of Multicopter," J. of the Korea Society for Aeronautical and Space Sciences, vol. 46, pp. 723-734, 2018.
J. Verbeke and S. Debruyne, "Vibration Analysis of a UAV Multirotor Frame," Proc. of ISMA 2016 International Conference on Noise and Vibration Engineering, pp. 2401-2409, 2016.
D 3039/D 3039M, "Standard Test Method for Tensile Properties of Polymer Materix Composite Materials," American National Standard Institute International, pp. 1-13, 2000.
D 6272-02, "Standard Test Method for Flexural Properties of Unreinforced and Reinforced Plastics and Electrical Insulation Materials by Four-Point Bending," American National Standard Institute International, pp. 1-9, 2002.
N. S. Currey, Aircraft Landing Gear Design : Principles and Practices, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Washington, DC, pp. 33-37, 1988.
Federal Aviation Regulation (FAR), Part 23 - Airworthiness Standards: Normal, Utility, Acrobatic, and Commuter Category Airplanes, Federal Aviation Administration, pp. 210-211, 2009.

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표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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