[논문]2인승 틸트로터형 PAV 개념설계 및 공력해석

조윤성; 김성지; 백수빈; 김영채; 배근학; 조은별; 유지수; 홍영훈

doi:10.12673/jant.2022.26.3.144

[국내논문] 2인승 틸트로터형 PAV 개념설계 및 공력해석
Conceptual Design and Aerodynamic Analysis of Double-Seater Tilt-rotor Type PAV 원문보기

한국항행학회논문지 = Journal of advanced navigation technology, v.26 no.3, 2022년, pp.144 - 160

조윤성 (주식회사 숨비) , 김성지 (주식회사 숨비) , 백수빈 (인하대학교 항공우주공학과) , 김영채 (인하대학교 항공우주공학과) , 배근학 (인하대학교 항공우주공학과) , 조은별 (인하대학교 항공우주공학과) , 유지수 (인하대학교 항공우주공학과) , 홍영훈 (인하대학교 항공우주공학과)

초록
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차세대 이동 수단의 방법으로 도심항공 모빌리티(UAM)에 관한 연구가 활발하게 진행되고 있다. 도심항공 모빌리티에 사용할 비행체인 eVTOL(Electric Vertcial Take-Off and Landing)은 추진방식에 따라 복합형, 틸트 로터형, 틸트 날개형, 틸트 덕티드 팬형, 멀티콥터형으로분류된다. 본 연구에서는 새로운 틸트 로터형의 차세대 eVTOL을 기존의 설계 요구 조건에 맞게 개념설계를 수행하였다. 공력해석 프로그램인 Open VSP와 XFLR5를 사용하여 공력해석을 진행하였다. 각 임무 구간별 소요되는 동력을 계산하였고, 그에 맞는 배터리와 모터를 선정하였으며, 구성품별 중량을 추정하여 최대이륙중량을 예측하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

Research on urban air mobility (UAM) is being actively conducted as a method of next-generation transportation. eVTOL, an airplane to be used for urban air mobility, is classified into a complex type, a tilt rotor type, a tilt wing type, a tilt duct fan type, and a multicopter type according to the propulsion method. In this study, conceptual design was performed for the next generation eVTOL of the new tilt rotor type in accordance with the existing design requirements. The aerodynamic analysis programs of OpenVSP and XFLR5 were used to perform aerodynamic analysis. The power required for each flight mission stage was calculated, the battery and motor were selected accordingly, and MTOW (Maximum Take-Off Weight) was predicted by estimating the weight of each component.

주제어

표/그림 (39)

그림 그림 1. 숨비 PAV [6] Fig. 1. Soom-vi PAV [6]
표 표 1. 숨비 PAV 제원 [7] Table 1. Soom-vi PAV specification [7]
그림 그림 2. DANVI 임무 형상 Fig. 2. DANVI mission profiles
그림 그림 3. DANVI 초기 개념 스케치 [3] Fig. 3. Initial Concept Sketch of DANVI [3]
표 표 2. DANVI 설계요구조건 Table 2. DANVI design requirements
그림 그림 4. 개념 설계 과정 블록 다이어그램 Fig. 4. Conceptual design process block diagram
그림 그림 5. 에어포일 형상에 따른 양항비, 양력 계수, 항력 계수 [5] Fig. 5. Lift to Drag Ratio, Lift & Drag coefficient of Airfoils [5]
그림 그림 6. NACA 4415와 NACA 4418 날개골 공력 특성 비교 [5] Fig. 6. Comparison of aerodynamic characteristics of type of airfoil NACA 4415 & NACA 4418 [5]
표 표 3. 항공기 종류에 따른 등가 가로세로비 [8] Table 3. Aspect Ratio by type of aircraft [8]
그림 그림 7. eVTOL의 회전판 하중과 호버 효율간의 관계 [18] Fig. 7. Correlation between disc loading and hover lift efficiency for various eVTOL [18]
표 표 4. eVTOL 호버링 파워 및 호버 효율, 회전판 하중 비교 [18] Table 4. C_L eVTOL hovering power, efficiency and disc loading [18]
표 표 5. 비행 구간별 동력 하중 추정치 [19] Table 5. Power Loading Assumptions for Each Flight Stage [19]
표 표 6. 비행 구간별 요구 동력 Table 6. Required power for Each Flight Stage
그림 그림 8. 붙임각에 따른 양항비 Fig. 8. Lift to Drag Ratio at Incidence Angle
그림 그림 9. 미익 에어포일에 따른 양항비 [5] Fig. 9. Lift to Drag Ratio of Airfoils of Tail wing [5]
그림 그림 10. 꼬리 날개 크기의 초기 선정 [8] Fig. 10. Initial Tail Wing Size Selection [8]
표 표 7. 꼬리 날개별 특성 [20] Table 7. Characteristic of different type of Tail wing [20]
표 표 8. 항공기 종류에 따른 꼬리 날개 계수 [8] Table 8. Tail wing coefficient by type of aircraft [8]
그림 그림 11. 꼬리 날개[3] Fig. 11. Tail wing[3]
그림 그림 12. Pod 양력 항력 계수 [22] Fig. 12. Drag and Lift Coefficient of Pods [22]
표 표 9. 항공기 유형별 일반적 날씬비 [8] Table 9. General fineness ratio by type of aircraft [8]
표 표 10. 받음각에 따른 전체 형상의 양력계수 및 항력 계수 [22] Table 10. C_L and C_D value of total figures [22]
그림 그림 13. 에너지 저장 방식에 따른 부피 및 질량 비에너지 특성 [26] Fig. 13. Lift to Drag Ratio, Lift coefficient, Drag coefficient of Airfoils [26]
그림 그림 14. EMRAX 208 모터 [23] Fig. 14. EMRAX 208 Motor [23]
표 표 11. 받음각에 따른 Pod의 양력계수(C_L) 및 항력계수(C_D) [22] Table 11. C_L and C_D value of total figures [22]
표 표 12. 임무별 소모 에너지 Table 12. Required energy for each mission segment.
표 표 13. 배터리 셀 제원 [24], [25] Table 13. Battery specification [24], [25]
표 표 14. EMRAX 208 성능 [23] Table 14. EMRAX 208 Motor Performance [23]
그림 그림 15. OpenVSP로 구현한 순항 시 DANVI 전체 형상 [4] Fig. 15. DANVI configuration using OpenVSP when cruising [4]
그림 그림 16. OpenVSP로 구현한 수직이·착륙 시 DANVI 전체 형상 [4] Fig. 16. DANVI configuration using OpenVSP when vertical take-off and landing [4]
그림 그림 17. OpenVSP로 계산한 순항 시 주익과 미익의 받음각에 따른 양력계수 [4 Fig. 17. Lift coefficient of Main wing and Tail wing using OpenVSP [4]
그림 그림 18. 각 구성품의 유해 항력 백분율 Fig. 18. Parasite drag percentage of components
표 표 15. OpenVSP로 계산한 DANVI의 습윤면적 S_wet과 간섭계수 Q [4] Table 15. Wetted area and Interfernece coefficient of DANVI using OpenVSP [4]
표 표 16. OpenVSP를 이용해 계산한 순항 시 유해항력계수 [4] Table 16. Parasite drag coefficient of DANVI using OpenVSP [4]
표 표 17. 순항 시 (M=0.147) 유도 항력 계수 [4] Table 17. Induced drag coefficient of DANVI [4]
그림 그림 19. 설계 이륙 중량 1200 kg 기준에서 전체 중량 Fig. 19. Total weight based on design take-off weight 1200 kg
그림 그림 20. 설계 이륙 중량 1200 kg 기준에서 전체 중량 비율 Fig. 20. DANVI total weight ratio based on design take-off weight 1200 kg
그림 그림 21. DANVI 형상 [3] Fig. 21. DANVI configuration [3]
표 표 18. DANVI 제원 Table 18. DANVI specification

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구는 그림 1, 표 1과 같이 숨비에서 개발한 동축반전식 멀티콥터형인 PAV의 기존 형태에서 벗어나 가로 안정성을 키울 수 있는 새로운 유체역학, 구조역학적 형상 개발과 수직이⋅착륙 및 순항에 모두 적합한 틸트로터형 PAV 기술구현, 최대 이륙중량 및 추력증가 설계를 위한 선행연구로, 기존 PAV가 가진 애로점들을 해결하고 항공역학 해석 기반의 비행체 핵심 설계 기술을 확보하는 데에 목표를 두었다.

제안 방법

익면하중은 항공기 설계 과정에서 날개 면적과 가로세로비를 결정하며, 에어포일 형상 및 양력계수, 날개 길이에도 영향을 준다. CATIA 익면하중의 값은 비행 단계별로 달라지지만 본 연구에서는 실속 시의 익면하중만을 고려하여 날개 면적을 계산하였다.
OpenVSP와 XFLR5를 사용하여 주 날개와 꼬리 날개의 익형을 NACA 4415와NACA64A-010로 결정하였으며, 붙임각에 따른 양항비를 계산하여 붙임각을 2°로 결정하였다.
본 연구에서는 ㈜숨비에서 요구한 eVTOL 비행체의 설계 요구 조건을 기반으로 공력해석과 요구동력 분석, 중량 예측을 통해 개념설계를 수행하였다.
통계 데이터에 기반한 중량 추정식을 사용하여 주익과 미익 그리고 동체에 대하여 중량을 추정하였으며, Skid Landing gear와 Pod를 CATIA로 설계 후 중량 분석을 하였으며, 모터와 프로펠러는 시중의 판매되고 있는 제품 중 적합한 것을 선정하여, 무게 계산을 하였다. 또한, 항공전자 장비들의 경우 ㈜숨비에서 기존에 사용하고 있는 장비들의 무게를 측정하여 계산하였고 계산 결과 설계 요구 중량에서 2.

대상 데이터

가장 좋은 양항비를 갖는 NACA 0026 날개골을 적용한 Pod를 선정하였다.
그림 13에서 볼 수 있듯, 기체 경량화에 초점을 맞추어 비에너지가 높은 리튬-이온 배터리를 채택하였으며, 상용화된 리튬-이온 배터리 셀의 제원을 조사하여 표 13에 나타내었다. 본 연구에서는 가장 높은 비에너지를 지닌 Tesla 4680 배터리를 장착하는 것으로 상정하였다.
따라서 받음각 30°를 제외한 전 영역에서 항력 계수와 양력 계수가 가장 뛰어난 익형 형태의 Pod를 선정하게 되었고 익형은 NACA 0026을 선정하였다.
배터리는 테슬라 사의 Tesla 4680을 선정하였고 계산을 통해 중량을 478 kg으로 추정하였다.
그림 13에서 볼 수 있듯, 기체 경량화에 초점을 맞추어 비에너지가 높은 리튬-이온 배터리를 채택하였으며, 상용화된 리튬-이온 배터리 셀의 제원을 조사하여 표 13에 나타내었다. 본 연구에서는 가장 높은 비에너지를 지닌 Tesla 4680 배터리를 장착하는 것으로 상정하였다.
틸트형은 고정익과 회전익을 모두 갖추고 있으며 회전익의 각도를 조절해 수직이⋅착륙 비행과 순항 비행 시 모두 활용하는 특징을 갖는다. 예시로 Joby 사의 Joby S4, Bell 사의 Bell Nexus가 있다.
주익은 앞서 선정한 바와 같이 익형 NACA 4415, 시위선 길이 2.07 m, 스팬 길이 15.73 m로 설계하였다.

데이터처리

개념설계에서 도출해낸 결과를 바탕으로 OpenVSP를 사용하여 공력해석을 진행하였다.

이론/모형

유도항력은 “Oswald 스팬 효율 계수법”, “앞전 흡입법”을 이용해 구할 수 있다. 본 연구에서는 Oswald 스팬 효율 계수법을 이용해 유도항력을 추정하였다.
앞서 설계한 것과 계산한 것을 바탕으로 CATIA를 이용하여 최종 설계 형상을 구현하였다. 최종 설계 형상은 그림 21에 나타내었고, 설계 결과 항공기 기체의 제원에 대해서 표 18로 나타내었다.
유도항력은 “Oswald 스팬 효율 계수법”, “앞전 흡입법”을 이용해 구할 수 있다

성능/효과

통계 데이터에 기반한 중량 추정식을 사용하여 주익과 미익 그리고 동체에 대하여 중량을 추정하였으며, Skid Landing gear와 Pod를 CATIA로 설계 후 중량 분석을 하였으며, 모터와 프로펠러는 시중의 판매되고 있는 제품 중 적합한 것을 선정하여, 무게 계산을 하였다. 또한, 항공전자 장비들의 경우 ㈜숨비에서 기존에 사용하고 있는 장비들의 무게를 측정하여 계산하였고 계산 결과 설계 요구 중량에서 2.72 % 가벼운 것으로 계산되었다.

후속연구

추후 연구에서는 블레이드 요소 운동량 기법(BEMT;balde element momentum theory)와 Open Source 기반의 공력해석 프로그램이 아닌 실제 상용 CFD(Computational Fluid Dynamics) 프로그램을 이용하여 프로펠러 공력해석 및 시뮬레이션을 진행하여 항공기 공력 설계 및 CFD 분석 연구 등을 수행하여 각 비행 구간별 필요 요구 동력 추정의 정확성을 높일 예정이다. 또한, 틸트 로터의 틸트 각도에 따른 요구 동력의 변화와 CFD 해석을 통한 연구를 수행하여 본 연구 결과와 비교 분석할 예정이다.
추후 연구에서는 블레이드 요소 운동량 기법(BEMT;balde element momentum theory)와 Open Source 기반의 공력해석 프로그램이 아닌 실제 상용 CFD(Computational Fluid Dynamics) 프로그램을 이용하여 프로펠러 공력해석 및 시뮬레이션을 진행하여 항공기 공력 설계 및 CFD 분석 연구 등을 수행하여 각 비행 구간별 필요 요구 동력 추정의 정확성을 높일 예정이다. 또한, 틸트 로터의 틸트 각도에 따른 요구 동력의 변화와 CFD 해석을 통한 연구를 수행하여 본 연구 결과와 비교 분석할 예정이다.

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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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