제 3 회경상남도지사배신비차 ( 新飛車, PAV) 경연대회최종보고서 참가팀명 소속 지도교수 박정근 KU Neo Flying Car 건국대학교 팀장 하태현 3 명

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은찬 순
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제 3 회경상남도지사배신비차 ( 新飛車, PAV) 경연대회최종보고서 2012.10.

1 제 3 회경상남도지사배신비차 ( 新飛車, PAV) 경연대회최종보고서 참가팀명 소속 지도교수 박정근 KU Neo Flying Car 건국대학교 팀장 하태현 3 명

2 Contents A. 학술부문 1. 설계개념및형상설계 (1) 설계목표 (2) 디자인의미 (3) 외형설계 성능및안정성 / 조종성해석 (1) 공력및추력특성 (2) 주행 / 비행성능해석 (3) 안정성 / 조종성해석 구조설계및해석 (1) 구조설계및해석 (2) 재질선정사유 도면및주요제원 (1) 도면 (2) 주요제원 중량및관성모멘트 (1) 내부배열 (2) 중량및무게중심 (3) 관성모멘트자료 제작및검사방법 (1) 제작절차 (2) 제작방법, 제작공구 지상및비행시험분석 (1) 지상측정결과 (2) 비행분석 기타 B. 창의성부문 1. 형상 (1) 형상의참신성 (2) 형상의단순성 (3) 주행모드시도로주행현실성 (4) 비행모드시비행제어현실성 주행방식 (1) 조향방식의참신성 (2) 주행동력전달방식의참신성 (3) 주행에이득을주는요소 비행방식 (1) 양력발생방식의참신성

3 (2) 비행동력전달방식의참신성 (3) 비행에이득을주는요소 주행모드, 비행모드변환방식 (1) 주행 -> 비행변환시참신성 (2) 비행 -> 주행변환시참신성 제어방식 (1) 조종면형상및위치 (2) 조종면구동방식 (3) 조종면대체장치 (4) 자동시스템구성의참신성 동력원 (1) 독창적인동력원사용여부 (2) 녹색기반에너지원사용여부 C. 제작부문 1. 기체소재의특이성 (1) 강도 (2) 형상제작의편의 (3) 가벼운소재 (4) 소재의현실성 제작능력 (1) 휠, 조향장치 (2) 힌지, 링케이지 (3) 날개, 동체의비틀림 (4) 엔진고정 (5) 완성도 ( 강도, 무게 ) (6) 완성도 ( 동작성능 ) (7) 완성도 ( 외관 )

4 제 3 회국제신비차경연대회중간보고서 A. 학술부문 1. 설계개념및형상설계 (1) 설계목표 NeoFlyingCar-2012 는 VTOL 의수직이착륙기능과 CTOL 의장점인장거리순항, 안정적인비행특성을조합하여자동차와비행체의특성그리고 VTOL 과 CTOL 의이점을조합하는것을목표로하여고에너지효율 Flying Car를연구개발한다. (2) 디자인의미 주행모드를고려한접이식날개 시야성이확보되는 Cockpit 위치 VTOL의장점을이용한수직이착륙장치와도로여건과시시각각변하는상황에따라 CTOL 로변형이가능하게한멀티시스템을적용시킨고에너지효율 Flying Car 비행시최소한의에너지로양력을발생시키는 Blended Body Wing Wing Body 형태와 Hexa rotor System 의특성을조합하기위한 Aerodynamic Center (A.C) 와 Center of gravity (C.G) 의이동이가능한구조. (3) 외형설계본경연대회는실제 Vehicle의 Scale Down Model 로이루어지기때문에건국대학교 Neo Flying Car 팀에서는 1/3 Scale로제작하여참가한다. 그에따른요구조건은다음과같다. 저속과고속에서높은양력이발생하고적은항력을가진 Airfoil이요구된다. 제작시발생할수있는설계변수를고려하여, Re=10000으로선정하고, 양력계수의경우 4개의홀을고려해 0.8의 80% 인 0.64, 항력계수의경우동체안에있는프로펠러의저항을고려하여 의 120% 인 로계산한다. 순항에필요한속력및추력계산 총무게 : 500 kg, 날개면적 : 으로계산 1/3 스케일 : 10kg, 날개면적 : 2.47 으로계산 - 1 -

5 현재 VTOL 방식의기체들을분석 skycar BA609 Osprey amv-211 Dragonfly Harrier F-35 구분 Dragonfly skycar amv-211 Harrier f-35 BA609 Osprey Crew Thrust 9432N 35875N 24415N 96700N N N N weight 485kg 1088kg 1042kg 8595kg 23000kg 7600kg 27400kg T/W 인승비행기 T/W 평균 1.7 을설계목표로결정필요추력계산 Scale ratio Weight = Total Weight = 55 추정값은위와같으나 1/3 축소모델은재료와공력적특성이실제 Model 과상이한 것을고려 5kg 이내로제작 필요추력은예상중량을기준으로 4kg 1.7 = 6.8 으로계산

외형은 Hexa Rotor System에 Cruise 비행을위한앞, 뒤 (Pusher, Tracker) 모터를적용시켜야하기때문에앞, 뒤모터는 Tilt가가능한구조로설계되었다. Wing Mody 형태의기체에 Horizontal Tail, 두개의 Vetical Tail을적용시키고모터의회전시여섯개의 Rotor Disk에간섭이없도록하였다.

6 외형은 Hexa Rotor System에 Cruise 비행을위한앞, 뒤 (Pusher, Tracker) 모터를적용시켜야하기때문에앞, 뒤모터는 Tilt가가능한구조로설계되었다. Wing Mody 형태의기체에 Horizontal Tail, 두개의 Vetical Tail을적용시키고모터의회전시여섯개의 Rotor Disk에간섭이없도록하였다. Hexa Rotor System을이용한수직이, 착륙이가능하며저속, 단거리비행이가능하고비행시에는 Heading이잡히고직진성이있기때문에 Hexa Rotor의제어와함께서브로 Control Surface(Aileron x2, Elevatorx2, Rudder x 2) 를이용한방향전환이가능하다. 전, 후방의 Motor를 90 Tilt 하여 Tractor, Pusher type으로변형한다. 이때동체중심부에위치한가운데 4개의모터는낮은전력을사용하여지속적으로회전시켜 Rotor Disk를유지하고 Lift를발생시킨다. 안정적인비행을위해 Multi Rotor System 에서는각 Rotor의교차지점에 C.G 가위치하고 Cruise 비행에서는날개의약25% 지점에 C.G 가위치하여야한다. 도로의폭2.5m 내에서자유로운주행이가능하도록 Main Wing은 Rotor Disk의최대거리까지로하였으며주동력원은 RC용 Brushless Motor를사용, 조향장치는 RC Servo를이용하여제작. 형상에보이듯이기체의전고가상당히낮게되어있다. 이는도로에서흔히접하게되는터널과이정표, 톨게이트등통과높이가제한되어있는곳을문제없이지나기위함이다

2. 성능및안정성 / 조종성해석 (1) 공력및추력특성 익형선정 값은다음과같이표현할수있다. 위의식을이용 W=500kg, 비행속도는 22m/s~70m/s 로가정하고설계된기체의요구 값을약 0.8 로구하였고 L/D 특성이좋고 Zero-lift angle 이적당한 Airfoil 을선정하였 다. Ÿ Airfoil Date Naca-2412 Thickness:12.

7 2. 성능및안정성 / 조종성해석 (1) 공력및추력특성 익형선정 값은다음과같이표현할수있다. 위의식을이용 W=500kg, 비행속도는 22m/s~70m/s 로가정하고설계된기체의요구 값을약 0.8 로구하였고 L/D 특성이좋고 Zero-lift angle 이적당한 Airfoil 을선정하였 다. Ÿ Airfoil Date Naca-2412 Thickness:12.0% Camber:2.0% Trailing edge angle:14.5 Lower flatness:45.2% Leading edge radius:1.7% Max CL:1.204 Max CL angle:15.0 Max L/D: Max L/D angle:5.5 Max L/D CL:0.927 Stall angle:7.0 Zero-lift angle:

8 Ÿ 양력곡선기울기 양력곡선기울기는아음속의경우아래와같이표현할수있다. 여기서 로나타날수있으며 K B 의경우는경험식으로서다음과 같이표현할수있다., 이제 C La 를구하기위해각각주날개의양력곡선기울기와수평꼬리날개의양력곡선 기울기를구한다. 먼저주날개의양력곡선기울기를구하는식은다음과같다. ( 아음속영역 ) cos Ÿ 최대양력최대양력계수는일반적으로 2D 에어포일의최대양력계수에 0.9를곱하는것이일반적이며현재우리비행기의선정된에어포일인 NACA 2412의최대양력계수는 1.204에해당한다. 받음각은없으므로이값에그대로 0.9를곱한값인 1.084으로예상해볼수있는데, 여기에가로세로비를적용하도록한다. cos 위의연산결과를통해 AR 이큰지작은지를결정하며, 최대양력계수및받음각은 다음과같은식으로계산될수있다., m ax m ax 이때 로계산할수있다

9 Ÿ 비행속도추정 식,, 를이용 를구하고이를식 에대입 Lift/Drag 를계산하였 다. 추력모터의추력이 2.4kg이므로위그래프를통하여 7~15m/s의비행속도에서비행이가능함을확인할수있다. 계산결과비행에충분한추력과양력이발생되지만수직이, 착륙을위한 Hexa Rotor System 적용과전력소모를줄이고, Anti Torque 상쇄를위해앞, 뒤 Tractor, Pusher Type 두개의 Motor를이용한다. (2) 주행 / 비행성능해석 -Mock up model 비행테스트성공 ( 비행영상별도첨부.) V-Tol 과 C-Tol 의두가지방식이모두사용되기때문에전체의외형에 Multi Rotor System을사용하지않은상태로 Cruise 비행테스트를진행하였다. -Cruising 비행시 Pitch 안정성이좋지않아설계변경 -Hovering Mode에서 Quad rotor system Hexa rotor System으로변경 -기존의 Pusher Type Tractor+Pusher Type으로 Cruise Motor 추가장착 Center of Gravity & Aero Dynamic Center -Wing Body System, Hexa rotor System 은각각의특성으로인해 Aero dynamic Center (A.C), Center of gravity (C.G) 가다르게위치하게된다. C.G point는 Hexa rotor 중심에맞추고 Main Wing 의 Leading Edge를일치시킨다

NeoFlyingCar-2012 의투영도 녹색선과빨간선의교차점이전체형상의 C.G point 이다. X-Frame 의 Center 로 C.G 를이동시켜 Main Wing 의 Leading edge 와일치시킨다. Wing Body 의특성상 A.C 는 C.G 앞쪽에위치하게된다.

10 NeoFlyingCar-2012 의투영도 녹색선과빨간선의교차점이전체형상의 C.G point 이다. X-Frame 의 Center 로 C.G 를이동시켜 Main Wing 의 Leading edge 와일치시킨다. Wing Body 의특성상 A.C 는 C.G 앞쪽에위치하게된다. (3) 안정성 / 조종성해석 Longitudinal Stability 기체의중립점은다음식으로계산할수있다. 정적여유는다음과같이계산한다. = 무게중심이중립점에가장가까울때 = 0.04 => 8% 로안정 무게중심이중립점에가장멀때 = 0.10 => 18% 로안정 = 0.45m - 세로안정성계산 = 안정 - 7 -

11 Directional Stability 값은다음식을통하여계산할수있다. = = = 이다. 이값을모두더하면결과적으로 값은, = 으로 안정하다. Lateral Stability 값은다음식을통하여계산할수있다. = e-4 = 으로계산결과가얻어지고, 이두값을더하면, = 으로안정적이다. 3. 구조설계및해석 (1) 구조설계및해석 -공력특성과안정성을반영하여 3D 설계 Toll Catia를이용하여설계하였다. A.2.(1)(2) 참조. (2) 재질선정사유 -Mock Up 모델은 Epp(x40), Glass epoxy, Carbon batten, Fly wood로제작하였다. Epp의탄성과 Glass epoxy, Carbon의강도를고려한 Composite Material ( 복합재료 ) 사용으로무게감량과 Material 의강성을모두만족시키기위함이다. -최종모델은Body 전체에 Opp Tape으로 Skin을적용시켰을때의강도는큰차이가없기때문에경량화를위해 Epp Pink Foam 으로변경하였다

4. 도면및주요제원 (1) 도면 <Neo Flying Car-2012 2D 도면 > (2) 주요제원 Electric System Spec MultiRotor System Motor

5A Maximum Continuous Power 180S: 290W Maximum Continuous Current 180S: 27A Maximum Efficiency

8V Max Current 18A Max Thrust 1400g Cruise Motor Lithium cell count: 3-6 Load current: max.

12 4. 도면및주요제원 (1) 도면 <Neo Flying Car D 도면 > (2) 주요제원 Electric System Spec MultiRotor System Motor MT KV: 600 Configuration: 18N24P Stator Diameter: 40mm Stator Length: 8mm Shaft Diameter: 4mm Motor Dimensions: 44.3x25mm Number of LiPo Cells: 3-4S Weight: 108g Wires Length: 550mm Idle Current: 0.5A Maximum Continuous Power 180S: 290W Maximum Continuous Current 180S: 27A Maximum Efficiency Current: 5-20A >85% Internal Resistance: 132mOhm Thrust Test Prop 12' x 4.5' Voltage 14.8V Max Current 18A Max Thrust 1400g Cruise Motor Lithium cell count: 3-6 Load current: max. 20A Maximum load current. (60 sec): 25 A No-load speed: 770 rpm/v Recommended Propeller Size: 10"~14" Mechanical power: 350W Wire length: about 52cm Dimensions: h=35mm, d=38mm Shaft diameter: 4mm Total weight (without cable): approx 100g - 9 -

Tilt Servo Size Category: Minis and Micros Type: Digital Application: Electric Helicopters

05 sec/60 deg @ 6V D i m e n s i o n s ( W x L x H ) : 1.14"x13.00"x1.18" Weight: 0.

8*20*12mm - Weight : 11g - Speed :0.17sec/60 (at 4.8V) 0.15sec/60 (at 6.0V) - Torque : 2.0kg.cm (at 4.

Max Amps: 60A Ubec: Nil Cells: 2~7s Lipoly Size: 83mm x 15mm 39mm Weight: 63g (Inc Wires) Input voltage

4V Selectable Output current : 10A(Max Peak), 5A(Continuous) @ 22.2V 7A(Continuous) @ 11.

13 Tilt Servo Size Category: Minis and Micros Type: Digital Application: Electric Helicopters Torque:21oz/in( V 26 oz/in (1.9 6V Speed: 0.07 sec/60 4.8V 0.05 sec/60 6V D i m e n s i o n s ( W x L x H ) : 1.14"x13.00"x1.18" Weight: 0.78 oz Bushing Or Bearing: Bearing Motor Type: 3 Pole Gear Type: Metal Control Surface Servo - Size : 22.8*20*12mm - Weight : 11g - Speed :0.17sec/60 (at 4.8V) 0.15sec/60 (at 6.0V) - Torque : 2.0kg.cm (at 4.8V) 2.5kg.cm (at 6.0V) - Gear 사양 : 강화플라스틱 Pusher,Tractor esc BEC Specs. Max Amps: 60A Ubec: Nil Cells: 2~7s Lipoly Size: 83mm x 15mm 39mm Weight: 63g (Inc Wires) Input voltage : 11.1V~30V(3~7 LiPo Cells) Output voltage : 5.6V, 6.0V, 6.8V, 7.4V Selectable Output current : 10A(Max Peak), 22.2V 11.1V Size : 9mm(H) x 15mm(W) x 34mm(L) Weight : 7g (exc. Cables) Current: 30A OPTO Signal Frequency: 30Hz ~ 450Hz Battery: 3S ~ 4S LiPo Quadrotor ESC Ÿ 외형 Size 전장 (Length) 전폭 (Width) 전고 (Height) Mode 의변환없이비행, 도로주행모두동일한 Size

Ÿ 익형 (Main Wing x2, Vetical Tail x2) Wing Airfoil Wing span Taper ratio Aspect Ratio Area Main Wing Naca2412 1600 1 : 0.6 1.8 0.19 Vetical Tail Naca0012 330 1 : 0.8 1.25 0.

14 Ÿ 익형 (Main Wing x2, Vetical Tail x2) Wing Airfoil Wing span Taper ratio Aspect Ratio Area Main Wing Naca : Vetical Tail Naca : Horizon Tail Naca : Ÿ Driving System Spec Tire Size Thread Rear wheel Drive System Front wheel 13 / 23 / 2.75" 140 Steering - Front wheel wheel base Rear wheel 74 / 23 / 2.75" 270 Drive shaft, Differential gear 5. 중량및관성모멘트 (1) 내부배열 동체의내부에는 Hexa Rotor System, Drive System 과 Pusher, Tractor Motor 를제어하기위한 Elentric System(Receiver, Servo, Mc, Esc) 과배터리가위치하여있다

15 (2) 중량및무게중심 -비행용 Main Battery(Li-poly4cell 5000mAh) 포함 3.3kg으로제작되었다. V-Tol, C-Tol 비행을위한 AC. CG 포인트를경험식으로정하였다. Blended Wing Body Chord의 25% 지점을 C.G 포인트로, 20% 지점을 A.C 포인트로위치시켰다. (3) 관성모멘트자료 Aileron -Aileron은항공기의가로조종을제공한다. Aileron은한쪽은위쪽으로다른한쪽을아래쪽으로비대칭적으로편향된다. 편향된 Elevator는좌우날개각각의상하부압력차를만들어아래쪽으로편향된 Aileron은날개의한쪽면에서추가의양력을발생시키고, 위쪽으로편향된 Aileron은날개의다른한쪽면에서양력을감소시킨다. Aileron 편향에따른좌우날개의양력차는세로축에대하여비평형모멘트를발생시키고무게중심 ( 세로축, X축 ) 을중심으로비행기를회전시켜그결과로항공기의경사각 ( 롤링각 : bank angle) 변화를유발하며, 롤링운동을하게된다. -Aileron의크기와효과 - 권장 Aileron 크기및타각 Aileron은효과와무게측면에서설계되어야한다. Aileron은날개의끝단 (tip) 으로연장되어있는날개표면의일부분이다. Aileron이위치하게되는부분은위아래의날개진동과날개위로흐르는공기의난류가많이발생한다. 따라서플러터와진동문제를피하기위하여 Aileron은가능한가벼워야한다. -Aileron은비행기가돌풍등에의한롤링으로뒤집어지려는현상에대응할수있도록저속에서도충분한롤링모멘트를제공할만큼충분히커야한다. Aileron의시위길이는주날개총시위길이의 20% 정도가적당하다. 또한길이는날개길이의반정도가적당하다 ( 한쪽 Aileron의길이는한쪽날개의반 ). Aileron은가능한날개끝까지뻗어있는것 ( 무게중심에서멀리위치 ) 이좋은데, 이는최대의모멘트암을제공하기때문이다.Aileron의길이를동체쪽으로연장하거나시위길이를증가시키는것은모멘트를다소증가시킬수있지만효과면에서그다지큰증가를가져오지않는다

16 Elevator -Elevator와무게중심의위치비행기무게중심의위치는 Elevator 조종에영향을준다. 아래의그림은무게중심이날개의공력중심앞에있는경우에대한힘과모멘트를보여준다. Elevator 를위로편향 ( 기수듦 ) 하였을때, 편향초기에는 Elevator에의한기수들림은받음각을증가시키고날개양력을증가시키게되나, 이양력의증가는기수들림에대한반대방향의모멘트를발생시키게된다. 무게중심에서주날개의공력중심까지모멘트암 (moment arm) 은매우작다. 하지만양력의증가량은크므로기수들림에대한반대방향모멘트가더욱더크게된다. 수평안정판역시기수들림에대한반대방향모멘트를야기한다. 무게중심을더욱더전방으로이동시키는것은이와같은반대방향모멘트를더욱더증가시키는결과를가져오며, 무게중심의전방특정의위치에서는이모멘트가매우작은받음각의변화로인하여 Elevator로야기된모멘트를능가하기도한다. 이와같은전방의무게중심에대해서는항공기의안정성이너무커서 Elevator에의한피칭조종이전혀이루어지지않은다. 이와같이무게중심의전방으로의과도한이동은항공기의안정성을증가시키기는하지만조종성을감소시키는결과를초래한다. 주어진무게중심에대해서 Elevator의면적과모멘트암은항공기를실속의받음각으로회전시킬수있는모멘트를발생시킬정도로충분히커야한다. 그렇지않을경우, 비행기는저속에서조종성을가지지못한다. Rudder Rudder는항공기의방향조종을제공한다. Rudder의편향은수직미익부위의좌우압력차를만들고무게중심 ( 수직축, Z축 ) 을중심으로수직미익을회전시켜그결과로항공기의옆미끄럼각변화를유발하며, 방향을변화시키게된다. -Rudder의크기와효과 - 권장 Rudder 크기및타각방향안정성 (directional stability) 에대한고려가수직미익의크기를결정하게된다. 일반적으로 Rudder의시위길이는최대효율을위하여대략수직미익전체시위의 20~30% 정도가적당하며, 편향각 ( 타각, Deflection Angle) 은좌우각각 30도를넘지않도록하는것이좋다

17 Multi Rotor System-Quad Rotor

18 - 15 -

19 6. 제작및검사방법 (1) 제작절차형상설계아이디어스케치후우드락으로 Scale down Prototype 을제작한다. 3D Modeling Tool Catia를이용하여전체적인세부형상을완성, 2D 도면으로변환하여 Mock up model을제작한다. Mission 수행능력을알아보기위해주행, 비행 Test를진행하고각 Mode별로문제점을분석하여보완하는실험을반복하여최적의형상설계를완료한다. (2) 제작방법, 제작공구 Pink Foam 에 Hot wire를사용하여성형하고 Opp tape을 Skin으로사용하여강성을높인다. 성형을위한틀은 Acrylic, Fly wood 에레이져컷팅을하여제작한다. Hexa rotor의 Mount 역할과 Body plate의 Bending, Thrust의보강역할을하는 Frame 은가볍고강한강성을가진 Carbon pipe를사용하였다. Laser cutting machine, 최종형상은정밀한가공을위해 3D 도면을토대로하여밀링머신과선반, CNC를사용하여제작하였다. <Main Wing- 좌, Body Plate- 우 >

Epp에 Hot wire를 이용하여 Wing 의 외형을 제작하고 Carbon batten을 Chord의 1/3 위치에 Spa로 매립시키고 외피로는 Galss Epoxy를 상온에서 Vacuum 성형하여 강성을 높였으며 이 과정에서 Wing 하나에 100g의 무게 증가가 발생하였다.

65 > <Test 비행을 위해 Set up 완료 형상 3 > Cruising Mode 에 필요한 기자재를 포한한 Model의 총 중량은 3 으로 하여 비행에 성 공하였다.

20 Epp에 Hot wire를 이용하여 Wing 의 외형을 제작하고 Carbon batten을 Chord의 1/3 위치에 Spa로 매립시키고 외피로는 Galss Epoxy를 상온에서 Vacuum 성형하여 강성을 높였으며 이 과정에서 Wing 하나에 100g의 무게 증가가 발생하였다. 이러한 Composite Material에서 Spa 역할을 하는 Carbon batten은 Bending의 강성을 높여주고 Skin 역할을 하는 Glass epoxy는 Tensile strength의 강성을 높인다. <Mock up model A, B, C Mode 형상 1.65 > <Test 비행을 위해 Set up 완료 형상 3 > Cruising Mode 에 필요한 기자재를 포한한 Model의 총 중량은 3 으로 하여 비행에 성 공하였다. Hexa Rotor System(앞, 뒤 Tractor, Pusher Motor 장착)과 Driving System 을 탑재한 총 중량을 고려했을 때 많은 감량이 필요하여 Compact한 Body 형상과 항력 을 최소화로 하는 Stream line의 형상으로 Line trim을 진행하였다. 최대 추력 1.4 의 Motor & Prop 에서 400g을 방향 전환, 기체의 자세제어를 위한 여 유 추력으로 남겨두고 Hovering 시 각 모터의 추력의 합은 1000g x 6 = 6 으로 추정 Payload를 1 이상으로 고려하여 Driving System을 포함한 형상의 총 중량은 4.0 을 목표로 하였다

비행 시 Main Wing의 양력 발생에 큰 요건으로 작용 할것이라는 예상과 달리 Roll, Pitch 방향으로 Side sleep, Oscillation이 발생하여 Wing 면적을 줄이고 비행테스트를 하였다.

21 <V-Tol Test 비행을 위해 Set up 완료 형상 2.5 > Cruise 비행 성공 후 Multi Rotor System의 수직 이착륙 성능을 검증하기 위하여 2차 모델 제작에 들어갔다. Carbon Pipe의 Frame 위에 Pink Foam으로 Body를 성형하고 Skin으로 OPP Tape를 씌워 전체 형상에 강성을 주었다. 비행 시 Main Wing의 양력 발생에 큰 요건으로 작용 할것이라는 예상과 달리 Roll, Pitch 방향으로 Side sleep, Oscillation이 발생하여 Wing 면적을 줄이고 비행테스트를 하였다. <V-tol, C-tol Test 비행을 위해 Set up 완료 형상 3 > Main Wing의 양력 발생을 확인하기 전에 먼저Hexa Rotor System이 아닌 Quad Rotor System을 사용한 비행 가능 여부를 확인하고 앞, 뒤(Pusher, Tractor) Motor를 이용한 전진 비행을 시험해 보기 위하여 Main Wing을 탈거하고 간략히 V-Tail 로 바꾸어 실험 하였다. Wing을 제외한 형상이지만 Body 전체가 Wing면적을 가지고 가는 Wing Body 형상이므 로 Multi Rotor System을 사용한 비행체도 비행 시 무게중심이 Wing Chord의 약25% (Wing이 없는 실험 기체에서는 Body의 약25%지점)로 이동하여야 Pitch가 안정되는 것

을경험식으로알게되었다. Cruise Motor 의작동으로전진비행이되는것은확인하였으나 V-Tol 에서 C-Tol 로천 이하는과정에서 Pitch 의안정성이심하게떨어지는것을확인하였다. < 최종모델형상 3.3kg> Mock up Model을포함한세가지의기체로 N대 Flying Car-2012의비행가능성을확인후최종모델제작을실시하였다.

22 을경험식으로알게되었다. Cruise Motor 의작동으로전진비행이되는것은확인하였으나 V-Tol 에서 C-Tol 로천 이하는과정에서 Pitch 의안정성이심하게떨어지는것을확인하였다. < 최종모델형상 3.3kg> Mock up Model을포함한세가지의기체로 N대 Flying Car-2012의비행가능성을확인후최종모델제작을실시하였다. Driving System까지모두탑재하여 Battery 포함총중량3.3kg 으로최종형상제작을완료하여비행에성공하였다. 7. 지상및비행시험분석 (1) 지상측정결과 Neo Flying Car2012는실사이즈 1/3로 Scale down으로제작되었다. 위의최종모델형상과같이주차라인에여유롭게주차가가능하다. Front stearing, rear drive System으로설계되었으며 Drive Motor로사용되는 3Cell Li-poly Brushless Motor는 3.3kg의기체를무리없이가속시킬수있었고 Torque 10kg의조향서보로인하여 Transmitter에서주는신호에맞게원하는방향으로조향이가능하였다. (2) 비행분석 A.6.2 제작및검사방법참조 8. 기타 (CFD 해석, FEM, 풍동시험등 ) -Hovering, Cruising 의조합에대한데이터확보를위한풍동실험을진행하였다. < 최종발표에기재 >

형상을제작하였다. Duct 내부의 Propeller 의양력발생이 Propeller의위치와 Tip 과 Duct 내부간격에따른특성을알아보기위하여다음과같은실험을진행하였다.

23 -Duct 와 Rotor disk 의거리, 높이와의 Lift 발생관계실험 Neo Flying Car 2012는 Hexa Rotor System을기본으로제작되었기때문에여섯개의 Rotor Disk가발생하고이를보호하기위하여 Body Plate를이용하여 Protection Frame(Duct) 형상을제작하였다. Duct 내부의 Propeller 의양력발생이 Propeller의위치와 Tip 과 Duct 내부간격에따른특성을알아보기위하여다음과같은실험을진행하였다. 좌측그림 Tip 과 Duct 내부의간격은 5mm,10mm, 20mm 로실험하였고우측그림 Duct 내부의 Propeller 위치는 0mm, 5mm, 10mm, 20mm 로각각실험을진행하였다

24 Tip과 Duct 내부의간격은수치상으로도미미한차이를보여 5mm의간격과 Propeller의위치에따른결과값을참고하여제작하기로하였다. 그래프상으로는아주작은차이의수치를확인할수있지만 Propeller의위치에따른 Thrust 발생이동일한 RPM 영역대에서다르게나타나는것을확인할수있었다. N대 Flying Car2012 에는 Tip 과 Duct간의거리 5mm, Duct 내의 Propeller 위치는 20mm 로설계, 제작하였다

25 B. 창의성부문 1. 형상 (1) 형상의참신성 -르망24에출전하는 Nissan 의 Delta-wing 이라는자동차에서아이디어를얻게되어 NeoFlyingCar-2012를설계, 제작하게되었다. 날렵한 Design과가벼운소재, 전륜 steering 차량의주행안정성을보완하는낮은차체와슬림한동체, 전체적으로균형잡힌무게중심의위치는항력을최소한으로요구하는비행체에바로적용시킬수있는요소들이다. NeoFlyingCar-2012는이러한형상에이륙거리와장소에구애받지않는 VTOL의이점과높은에너지효율로장거리순항이가능한 CTOL의장점을살려 VTOL, CTOL의장, 단점을상호보완하여고에너지효율 Flying Car를실현시킨다. (2) 형상의단순성 ( 고장발생가능성 ) -Pink Foam 으로구성된 Body와 Motor를 Mount하는 Carbon Pipe와 MC Nylon 조합의형태로단순하면서강도높은 Assembly Structure 구현. -NeoFlyingCar-2012에서고장발생시가장큰위험성이있는부분은비행시주된동력원이되는 Hexa Rotor System이다. 프로펠러의 Pitch 조절로제어되는것이아니라 Motor의 Rpm 제어를통해비행하므로기계적인요소의고장가능성은매우낮다. 비행중에하나의동력원이고장발생으로사용하지못하는상황에는고장발생반대편 Motor를정지하여 Anti Torque를상쇄시키고나머지네개의 Motor를사용하여 Quad Rotor System을사용하여안전히착륙지점까지이동할수있다. Multi Rotor System에는기계적인요소보다전자적인요소의비중이크기때문에추후 Flying Car가실사용이되는시점에는현재의항공기와같이 Main System과동일한 Sub System을탑재하여고장배재를대비하도록한다

26 (3) 주행모드시도로주행현실성 - 국내도로교통법상지방도, 고속도로의한차선폭은 3.0 ~3.5 로되어있다. NeoFlyingCar-2012는 1/3 Scale down Model로써전장1300 전폭800, 전고 325 로설계되었으며이를실제비율로따지면전장 3.9, 전폭 2.4, 전고 0.97 의차량으로가정하였을때전장, 전폭은대형승용차의사이즈와비슷하며차선안에서의주행과조향에큰문제가없는것으로본다. - 국내도로에는최대높이 80 ~100 최대폭 1 의과속방지턱이있다. 이를차체에손상없이통과하기통상적인승용차의최저지상고 150 ~160 를고려하여 210 의 1/3 70 로설정, 90 로설계하였다. (4) 비행모드시비행제어현실성 - Hovering 시에는 6개의모터로 VTOL 제어를한다. 자세제어, 고도제어를기본으로한다. - Hovering 비행에서는비행체의속도가낮기때문에각 Motor의 RPM제어를통해아래그림과같이운용된다. -Cruise 비행에서는비행체의속도가빨라지고방향성을가지기때문에 Controlsurface(Aileron+Elevator+Rudder) 를사용하여 Roll, Pitch, Yaw를제어 ( 보조 ) 한다. - 최종적으로는 GPS를기반으로한자동비행을목표로하였다. <Hexa rotor system- 좌, Control Surface- 우 >

2. 주행방식 (1) 조향방식의참신성 <3 륜차량의구동 - 좌, Delta wing- 중, NeoFlyingCar-2012- 우, 조향최대각도 - 하 > NeoFlyingCar-2012의롤모델인 Nissan의 Delta wing은 Single Front

이를토대로 Front thread 140 Rear thread 270 로 1 : 1.92 의비율로설계하여조향시더작은선회반경을가지고동체의 Front 폭이좁아짐에따라주행과비행성능에큰영향을미치는 Drag를감소시켰다.

27 2. 주행방식 (1) 조향방식의참신성 <3 륜차량의구동 - 좌, Delta wing- 중, NeoFlyingCar 우, 조향최대각도 - 하 > NeoFlyingCar-2012의롤모델인 Nissan의 Delta wing은 Single Front wheel 3륜차량의구동시스템과비슷한형상을가지고있으나 Front wheel이하나가아닌두개의 wheel 로 Rear thread보다작게마름모형태의 4Wheel System으로구성되어있다. 이를토대로 Front thread 140 Rear thread 270 로 1 : 1.92 의비율로설계하여조향시더작은선회반경을가지고동체의 Front 폭이좁아짐에따라주행과비행성능에큰영향을미치는 Drag를감소시켰다. 애커만장토 (Acherman-Jantoud) 방식 - 애커만방식에서양쪽앞바퀴축의중심선과뒷바퀴축의중심선이방향을바꾸고자하는쪽의 1점에교차되는기구로개선한방식이다. - 조향암과타이로드를둘러싼부분이사다리꼴이되도록하며, 조향축과타이로드의양단을잇는연장선이후차축중심선과만나도록한다. - 직진주행시에는타이로드와앞차축이나란하며, 곡선선회시에는좌우바퀴회전각이서로다르게된다

28 Acherman-Jantoud 방식의 Stearing

차동장치 - 자동차가주행중미끄러지지않고선회시원활하게회전하려면외측바퀴가내측바퀴보다더많이회전되어야되고요철부위주행시에도양측바퀴의회전차이는달라져야한다.

29 (2) 주행동력전달방식의참신성 -Li-poly 3cell 을사용하는 Brushless Motor 를사용하여가볍고작은공간을필요로 하는 Drive Sytem 을제작하였다. 차동장치 - 자동차가주행중미끄러지지않고선회시원활하게회전하려면외측바퀴가내측바퀴보다더많이회전되어야되고요철부위주행시에도양측바퀴의회전차이는달라져야한다. 이와같은작용을하는것이차동기어장치이다. 구성 - 차동기어의구성은사이드기어차동피니언및차동피니언축, 케이스등으로되어있다. 차동기어케이스는링기어와일체로되어있기때문에토크는추진축 구동피니언 링기어 차동케이스 피니언축 ( 차동피니언 ) 사이드기어 액슬축의경로를따라전달된다

30 차동기어의구성 차동장치의구성종감속기어 (FINAL REDUCTION GEAR) 종감속기어는추진축의회전력을직각으로전달하며엔진의회전력을최종적으로감속시켜구동력을증가시킨다. 구조는구동피니언과링기어로되어있으며종류에는웜과웜기어, 베벨기어, 하이포드기어가있으며현재는주로하이포드기어를사용하므로이기어에대해서만설명하기로한다 하이포드기어의장점 - 구동피니언의오프셋에의해추진축높이를낮출수있어자동차의중심이낮아져안전성이증대된다. - 동일감속비, 동일치수의링기어인경우에스파이럴베벨기어에비해구동피니언을크게할수있어강도가증대된다. - 기어물림율이커회전이정숙하다. (3) 주행에이득을주는요소 -낮은차체와유선형 Body Plate로인해 Drag 감소. -두개의 Vetical Tail로인한직진성증가. -충격흡수를위한 Damper(Shock up) 대신에각휠과하판구조를연질의 MC- Nylon으로제작, 스펀지를가공하여만든타이어를사용하여경량화. -조향(Stearing) 시동력손실을줄이고안정성을높이기위해Differential gear( 차동기어 ) 를적용하였다. 3. 비행방식 (1) 양력발생방식의참신성 -Cruising Mode로완전히천이하면앞, 뒤 Motor는추력을내고유선형동체와 Main wing에서발생하는 Lift로인해장거리비행이가능하다. 이때중심의 Quad rotor System은낮은 RPM으로회전, Rotor disk를유지하면서 Duct와 Body 에유입되는공기의 Stream line을형성한다

31 (2) 비행동력전달방식의참신성 -Collective Pitch를이용한제어가아닌고정된 Pitch에서 Motor의 RPM 제어를사용하여비행하기때문에 Mechanism 간의유격이줄어들게되어좀더미세한제어가가능해졌고기계적인고장요소가줄어들게되었다. -3축 Gyro를기반으로한자세제어비행으로인해비행의안정성이증대되었다. (3) 비행에이득을주는요소 -Tractor+Pusher Type Motor로인해 V-Tol의최대단점인짧은순항거리를개선하였고 V-Tol Multi Rotor System을사용하여 C-Tol의단점인긴이, 착륙거리를개선하였다. -Airfoil 형상을한유선형 Blended Wing Body는동체전체면적에서 Lift를발생시키는역할을하며 Plate, Frame, Mount 세가지의단순한 Assembly Structur 구조로인해경량화가되었다. 4. 주행모드, 비행모드변환방식 (1) 주행 -> 비행변환시참신성 -NeoFlyingCar-2012의 Concept 이며최대장점은 VTOL과 CTOL의조합이다. 장소에구애받지않고이륙할수있는수직이착륙을 Hexa rotor로구현한다. Driving Mode Hovering Mode로천이하면서 Hexa rotor System이가동하여 Hovering을유지한다. Hovering Mode Cruising Mode 로천이과정에서앞, 뒤에위치하는두 Motor를 90 Tilt 하여 Tractor, Pusher Type으로변형하고천이과정이이루어지는동안중심의 4개 Motor가 Quad rotor System으로사용되어 Hovering 상태를유지한다. (2) 비행 -> 주행변환시참신성 -비행중에원하는지점에위에서 Hovering 후에직선활주로없이착륙을하고주행을할수있게한다. Cruising Mode Hovering Mode로천이할때에는앞, 뒤 Tractor, Pusher Motor의 RPM을낮추는동시에중심의 Quad rotor System의 Motor RPM을높여 Hovering을가능하도록한다. 기체가안정된후앞, 뒤 Motor를 90 Tilt 하여 Hovering Mode Hexa rotor System으로복귀한다. Quad rotor System 만으로도 Take off가가능하겠지만언제마주칠지모르는외력 ( 예 :Gust) 을이겨내고안정적인 Take off를위함이며낮은동체설계로인해앞, 뒤두 Motor는필히 Tilt 하여 Hexa Rotor System으로착륙한다

5. 제어방식 (1) 조종면형상및위치 Wing span Area Control Surface Area Ratio 1600 0.19 Aileron 0.027 15.2% 330 0.072 Elevator 0.015 20.8% 160 0.058 Rudder 0.016 27.

32 5. 제어방식 (1) 조종면형상및위치 Wing span Area Control Surface Area Ratio Aileron % Elevator % Rudder % (2) 조종면구동방식 - Hexa rotor System Motor RPM Control. Prop Pitch fixed. - Elevon, Rudder Servo Linkage Mechanical Control. (3) 조종면대체장치 -Hexa rotor system 에서는하나의 Motor 가문제가생겼을때 X-Frame Center 기준대칭방향의 Motor 가동을중단시켜 4 개의 Motor 로비상기동이가능하다. Motor 하나당최대추력은 1.4 이므로 으로 Hovering 가능하다. -Elevon, Rudder 의경우 Mechanical Control 이기때문에기계적파손이일어날수 있다. 이때는 Hexa rotor System 의자세제어 Control 만으로도 Hovering, 저속 Cruising Control 이됨으로비상착륙이가능하다. 6. 동력원 (1) 독창적인동력원사용여부 -VTOL, CTOL 의조합을위한 6개의 Motor가사용된다. Hexa rotor System Quad rotor System + (Tractor+Pusher) Type (2) 녹색기반에너지원사용여부 -Li-poly 2차전지사용으로고효율, 저탄소배출을지향한다

리튬폴리머배터리는액체전해질을사용하는리튬이온배터리의구조를변경하여만들어진배터리로, 작동원리는리튬이온배터리와동일하다. 기존리튬이온배터리와의차이점은액체전해질대신젤형식인고분자폴리머 (Polymer) 가배터리의양극과음극사이에분리막을구성하며, 전해질의역할까지수행하는것이다.

33 리튬폴리머배터리는액체전해질을사용하는리튬이온배터리의구조를변경하여만들어진배터리로, 작동원리는리튬이온배터리와동일하다. 기존리튬이온배터리와의차이점은액체전해질대신젤형식인고분자폴리머 (Polymer) 가배터리의양극과음극사이에분리막을구성하며, 전해질의역할까지수행하는것이다. 따라서, 기존리튬이온배터리의단점인누액과폭발위험성을없애고고체형식이기때문에별도의케이스없이외형을다양하게가공할수있어종이처럼얇게만드는일도가능하다.( 리튬이온배터리는두께 4mm까지가한계 ) -배터리성능으로보면리튬이온폴리머배터리의평균전압은단위면적 ( 셀 ) 당 3.7V이며, 사용하지않는상태에서방전되는비율은 20 C에서한달에약 5% 미만이다. 이는리튬이온배터리이전 1세대배터리였던니켈카드뮴배터리나니켈수소배터리의평균전압 (1.2V) 보다약 3배정도공간절약효과가있으며, 방전율은약 1/3 수준으로줄어들었다. C. 제작부문 1. 기체소재의특이성 (1) 강도 Pink Foam(Body Plate) 압축강도 (kgf/ cm2 ) 2.5이상 1.8이상 1.4이상 1.0이상굽힘강도 (kgf/ cm2 ) 4.5이상 3.5이상 3.0이상 2.5이상열전도율 (kcal/mh ) 0.023이하 0.024이하 0.025이하 0.027이하평균온도 20± 5 연소성 3초이내에불꽃이꺼져서찌꺼기가없고연소한계선을초과하여연소하지않음투습계수 (g/ m2hmmhg) 0.07이하두께 25mm당

그특성을살펴보면, 유리섬유의인장강도가 2500Mpa 인데비해카본의인장강도는 3000Mpa로훨씬강도가높으며, 비중또한알루미늄이 2.5g/ cm3인데비해카본은 1.7g/ cm3으로훨씬가벼운것을알수있다.

34 Carbon Pipe(Body Frame) CARBON 카본 (CFRP) 은제 2세대복합재료로불리고있으며, ATM( 첨단복합재료 ) 의가장최정점에위치해있는재료이다. 가볍고, 강하며, 고탄성률을지니고있어, 현대첨단산업에빠질수없는재료가되었으며그특성에걸맞게최초로개발응용된곳도항공, 우주분야이고, 지금도대체할만한다른재료가나타나지않고있는독점적인물질중하나이다. 그특성을살펴보면, 유리섬유의인장강도가 2500Mpa 인데비해카본의인장강도는 3000Mpa로훨씬강도가높으며, 비중또한알루미늄이 2.5g/ cm3인데비해카본은 1.7g/ cm3으로훨씬가벼운것을알수있다. 활용분야는특히항공, 우주분야의비행기, 인공위성의몸체날개, 각종레저스포츠용품, 자동차몸체, 부품, 건축용프레임등많은분야에서활용된다. 현재미국과러시아가추진하고있는우주정거장사업의기본골격프레임도카본파이프가사용되고있다. CARBON의특성 - 유리섬유보다가볍고강하다 - 최고의고탄성률 - 반영구적인내마모성 - 고가의재료 - 제품형상력이뛰어나다 - 제조방법의어려움 - 변형이없는강한안정성 - 강한복원성과탄성 MC Nylon ( 각종 Mount 제작 )

M.C Nylon은종래의 Nylon 6, Nylon 66과비교해서인장강도, 충격강도등이뛰어나며, 강도비중의비교도금속보다커서설계상의이점이있고탄성계수가금속보다작아진동을흡수하여소음이줄어들며, Bearing 특성도다른수지보다뛰어난수치를보인다. 열적성질또한우수한내열성을지니고있다. ( 연속사용온도 150 전후 ) 가열변형온도가높고압력에의한가열변형온도가큰것이 M.

35 M.C Nylon은종래의 Nylon 6, Nylon 66과비교해서인장강도, 충격강도등이뛰어나며, 강도비중의비교도금속보다커서설계상의이점이있고탄성계수가금속보다작아진동을흡수하여소음이줄어들며, Bearing 특성도다른수지보다뛰어난수치를보인다. 열적성질또한우수한내열성을지니고있다. ( 연속사용온도 150 전후 ) 가열변형온도가높고압력에의한가열변형온도가큰것이 M.C Nylon의장점이다. 열팽창계수는일반금속보다큰수치를보입니다. M.C Nylon이금속과비교해서특히우수한점이내마모성과자기윤활성이다. Bushing, 습동부품, 윤활유가묻지않아야되는식품공업, 섬유공업등이기계부품으로 M.C Nylon의용도가넓어지고있다. (2) 형상제작의편의 -Body Plate 에사용되는 Pink Foam 은 Hot Wire를사용한열가공으로원하는형상의외형을쉽고단시간내에만들어낼수있다. -Body Frame 에사용되는 Carbon Pipe의경우상용제품을사용하여 Hole 가공후간단히볼팅, 본딩으로 Mount와체결하여단순조립이가능하다. -각종 Mount 류를제작한 MC Nlyon의경우 3D 설계툴 CATIA를이용하여실측사이즈로설계후 CNC를이용하여제작, Carbon Pipe와체결하여사용하였다. (3) 가벼운소재 -Mock up Model 포함네가지의기체를설계, 제작과정중에 Structure 의구조에서가장중요한부분을차지하는 가볍고강한 소재를사용하였다. (A.6.2 제작방법, C.1.1 소재의강도참조 ) (4) 소재의현실성 ( 실기일때 ) -Neo Flying Car 2012의구조는크게 Body Plate, Body Frame, Mount 세가지로구분할수있다

실기에적용될경우 Body Plate는 Rib+Spa+Skin 의구조로제작이가능하며 Honeycomb 구조로내부공간을채워 Structure의강성을보강할수있다.

제작능력 (1) 휠, 조향장치 MC Nylon 을가공하여애커만장토 (Acherman-Jantoud) 방식으로제작. B.2.1 조향방식의참신성참조.

Max Torque 2kg 사양의 Digital Servo를하나의 Control Surface에각각사용하여비행시걸리는하중을충분히견딜수있도록하고 Servo Horn,

36 실기에적용될경우 Body Plate는 Rib+Spa+Skin 의구조로제작이가능하며 Honeycomb 구조로내부공간을채워 Structure의강성을보강할수있다. Body Frame과 Mount 는현재항공우주사업분야에많이쓰이고있는 Composite Material Carbon, Aluminium 합금을사용하여제작이가능하다. 2. 제작능력 (1) 휠, 조향장치 MC Nylon 을가공하여애커만장토 (Acherman-Jantoud) 방식으로제작. B.2.1 조향방식의참신성참조. (2) 힌지, 링케이지 -RC상용제품을사용하여 Control Surface의작동을구현하였다. Max Torque 2kg 사양의 Digital Servo를하나의 Control Surface에각각사용하여비행시걸리는하중을충분히견딜수있도록하고 Servo Horn, Linkage의동작은 1:1 비율로구동하도록제작하였다. (3) 날개, 동체의비틀림 -날개와동체는일반적인 Rib+Spa+Skin 의구조가아닌 Pink Foam+Skin의구조로하였고 Pink Foam 내부를 Rib+Spa 구조로 Pocket 처리하여경량화와동시에인장강도를높였다. (A.6.2제작방법참조 )

(4) 엔진고정 MC Nylon 을가공하여만든 Motor Mount 와 Motor, Body Frame 에결합하였다. Carbon Pipe 의결 ( 직조 ) 이있는특성상 Hole 가공에갈라지는성질이있어 Glass Tape 로 Carbon 의결부분을수직방향으로보강하여사용하였다.

대회참가기체실제사이즈로풍동실험을하여 Data를획득 ( 실험이진행중이므로최종발표자료에실험결과기재 ) (6) 완성도 ( 동작성능 ) 1차 Cruise Model 2차 Hovering(Quad rotor) Model 3차 Hovering(Quad rotor) + Cruise Model(wing) 4차최종 V-Tol + C-Tol (Hexa Rotor &

37 (4) 엔진고정 MC Nylon 을가공하여만든 Motor Mount 와 Motor, Body Frame 에결합하였다. Carbon Pipe 의결 ( 직조 ) 이있는특성상 Hole 가공에갈라지는성질이있어 Glass Tape 로 Carbon 의결부분을수직방향으로보강하여사용하였다. (5) 완성도 ( 강도, 무게 ) DriveSystem, Battery를포함한전체형상의무게는 3.3kg으로제작되었다. 대회참가기체실제사이즈로풍동실험을하여 Data를획득 ( 실험이진행중이므로최종발표자료에실험결과기재 ) (6) 완성도 ( 동작성능 ) 1차 Cruise Model 2차 Hovering(Quad rotor) Model 3차 Hovering(Quad rotor) + Cruise Model(wing) 4차최종 V-Tol + C-Tol (Hexa Rotor & Quad Rotor+Pusher, Tractor) 네가지의모델을만들어 Neo Flying Car2012 의컨셉인 V-Tol + C-Tol 의가능성을확인하고 Drive System을적용시켜임무수행을하도록제작하였다. V-Tol C-Tol 의천이과정에서의 Pitch 축이불안정한요소는추후천이비행에따른 A.C, C.G 의이동과비행특성을분석하여보완, 해결해야한다. (7) 완성도 ( 외관 ) < 최종설계완성본 ( 좌 ), 최종모델제작완료 ( 중 ), 주차장에서의실제차량과비교 ( 우 )> Neo Flying Car 2012는최종 Model 설계를바탕으로 CNC를이용하여정밀하게제작되었다. Multi Rotor +Pusher, Tractor Motor +6개의 Control Surface를최대한이질감없도록설계, 제작하였고실제차량의 1/3 Scaledown Model로써현재도로교통법에대응할수있도록하였다

- 1 - 제 5 회국제신비차경연대회최종보고서

- 1 - 제 5 회국제신비차경연대회최종보고서 2014. 9. 15. - 2 - A. 학술부문 1. 설계개념및형상설계 (1) 설계목표주어지임무를완수하기위해저희팀에서는수직이착륙이가능한 VTOL형신비차를제작을목표로합니다. 주행과비행미션을효율적으로수행하기위하여신비차의경량화와에너지효율을높이는쪽으로설계 / 제작할계획입니다. 시스템경량화신비차의경량화를위하여경량의 ABS