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래원 유
6 years ago
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1 제 5 회국제신비차경연대회최종보고서 - 서울대학교트리니티 -. 학술부문. 설계개념및형상설계 ) 설계목표 기체는 VTOL + roadable 형태를적용한다. 기체의 MTOW 는 kg 하며최대 payload kg 를목표로한다. 3 개의 EDF (Electric Ducted Fan) 을사용하여 ( 앞 개 + 뒤 개 ) triple ducted fan VTOL 구현을목표로한다. 모드변환시배터리를교환하지않는다. 날개가접히는구동은자동으로이루어진다. 공기항력을줄이기위해접이식랜딩기어를사용한다. 자동주행의경우 Line Tracing 방식으로유도한다. 자동비행의경우 GPS/INS IMU, air speed sensor 등을이용하여유도한다. 창의미션으로는비상상황시사출좌석, 낙하산등을이용하여기체와조종사의안전을확보하는기능, 곡예비행등을보일것이다. 주행속도경쟁토너먼트를고려하여주행출력을순간적으로높이는방법을사용할것. ) 디자인의미 신비차미션프로파일에적절한비행체를설계 인용소형 VTOL 기를설계하였다. EDF 를추력장치로하고엔진에기울임구동장치 (tiling actuator) 를설치해추력을 축제어 (Thrust Vector ontrol, 이하 TV) 할수있도록하였다. 동체는 BWB(Blended Wing-Body) 타입을채택하였다. 상황에따라 TOL 방식의이착륙도가능하다. 모델이름은 Beetle ruiser ( 이하 B) 이다. 주행모드 기체전방의 EDF 지지대에각각설치된두개의메인랜딩기어와기체후미에설치된조향용후방랜딩기어를이용해도로주행을한다. 메인랜딩기어에는제동장치가설치되어있다. 급가속주행시 EDF 의추력을사용할수있다. 다른차량또는장애물과충돌이예상되면 EDF 의추력을이용하여긴급하게회피기동할수있도록한다. 시계와주행공간확보를위해주행모드시주익은접는다. ( 전자동 ) 비행모드 세개의덕트팬을추력장치로하고엔진을기울일수있게하여수직이착륙과순항비행이가능하도록한다. 비행모드에는두가지하위모드가있다. 호버링모드와순항모드이다. 호버링모드비행시움직임은쿼드로터와유사하다. 순항모드시에는 TOL 의비행방식을따른다. 모드천이는 TV 를이용한다. 순항비행시에도기체의 Pitch 를제어할수있으므로주익을설치해양력을얻도록하여비행시소모전력을대폭낮춘다.

2 정지비행 (Hovering) 시에도기체를기울일수있으므로원활한시계확보가가능하다. 3) 외형설계아래 4. 도면및주요제원에기재함.. 성능및안정성 / 조종석해석 ) 공력및추력특성 공력특성 B 는기본적으로 BWB 형상을하고있으므로순항모드에서는날개에의해대부분의양력이발생한다. BWB 나 flying wing 형태의항공기는수평미익이없으므로트림상태에서받음각 trim 이양의값을갖도록하기위해서는 reflected airfoil 과 swept and twisted wing 을적용해야한다. 따라서날개의형상설계를다음과같은순서로진행하였다. 익형선정익형최근 flying wing 용으로개발된 HS-3 을선정하였다. Slope soaring 용글라이더에최적화된익형이므로 aspect ratio ( 이하 R) 가높은 B 에적용하기적절하다. D 익형특성은다음과같다. m c/ R 선정가장먼저 R 을정하였다. R 은 B 의모드변환메커니즘에의해어느정도제한되는값이기때문이다. R 은 6.4 이다. 후퇴각선정 Quarter chord line sweep angle c/4 는 Flying wing 기체의일반적인값인 로정하였다. 날개면적선정대략적인방법은실속속도 V stall 이 m/s 이하가되도록 wing span b 를정하는것이다. 양력발생에날개만사용되었다는가정하의값이다. 실제로는 TV 에의해양력이보조되므로 V stall 보다낮은속도에서도안정성이보장된다.

3 . L - (HS-3) c l L.8.6 L.4. trim (deg) 위그래프는 HS-3 의양력계수곡선을나타낸것이다. D 익형데이터로부터 3D 익형에대한값을관련이론을적용해계산하였다. L = cos c/4 c l + cos / + cos / R ( R) c/4 c/4 실속각에서 L 이대략.9 이다. 즉 L =.9 이므로실속속도는다음과같 max 이구한다. airvstall L S = W max MTO W MTO 9.8 S = =».444 ( m ) airvstall L.5.9 max 안전계수를고려해날개면적은 S =.5 로정한다. b R = 로부터 b= R S = =.8( m) 이다. S 순항속도순항속도 ( V cruise = V trim ) 를구하기위해우선트림받음각 trim 을구한다. trim 은 HS-3 의 drag polar ( 아래그래프 ) 로부터구한다. D 익혁데이터로부터 3D 익형에대한값을관련이론을적용해계산하였다. D = cd + D, i = D + K( ) min L- 3 L L where md Di, = er Kuchemann lift coefficient slope 3 md = minimum drag 3

4 Drag Polar (HS-3) c d points c d spline D tangent D..5 trim..5 트림점은양항비 L D = L 가극댓값을가지는점이다. 트림점을계산하면 D L =.337, trim trim =.5이다. (Figure 참조 ) 이값을이용해순항속도를구할수있다. W MTO 9.8 Vcruise = =» 3.693( m/s) airl S trim 정적안정성 Flying wing 이므로공력중심 x 와중립점 x N 이일치한다. 무게중심을 x G 라하면 static margin ( 이하 SM ) 은다음과같다. x - xg cr b cr + ct c SM = where xc/4 tan r + crct + ct = + c/4 and c =. c 4 6 c + c 3 c + c 4 SM = 5% 로설정하고 G L r t x 를구하면 x = x -SM c = =.8( m) G 비틀림각비틀림각 는 m = = 이되도록하기위해서필요하다. 우선 3D 익형의공력 trim 중심모멘트계수를구하기위해다음관계식을적용하였다. æ x ö m = ( ) c/4 m + w w ç - L + L w çè w 4 c ø æ x ö æ x ö = m w - L + - L = - ç w è w 4 c ø çè4 c ø æ x ö æ m +.57 ç - L = and x ö x w w çè4 c ç - L =-.7 ø çè w 4 c.65 ø c = r t x» x 4 c/4 4

æ x ö 따라서m.57 5 = -.57.4.33 ç - L = - = çè4 c ø m 이값을기준으로 를구하면 =- =.45() 이다. 순항상태를기준으로 m = trim이되도록비틀림각을이용해 를이동시켜야한다.

5 6 계산을통해구한값과 FD 를이용한결과가다른이유는양력과모멘트식을선형화하는과정에서발생하는오차때문이다. FD 의결과를따라 = 으로정하였다.

5 æ x ö 따라서m.57 5 = ç - L = - = çè4 c ø m 이값을기준으로 를구하면 =- =.45() 이다. 순항상태를기준으로 m = trim이되도록비틀림각을이용해 를이동시켜야한다. 익형은 span 에대해일정한형태를가지도록하였다. 6 XFLR5 를이용해공력해석을하였다...5. m - = deg = -.5 deg = -. deg = -.5 deg m 계산을통해구한값과 FD 를이용한결과가다른이유는양력과모멘트식을선형화하는과정에서발생하는오차때문이다. FD 의결과를따라 = 으로정하였다. 7 동체공력특성동체는일반적인 TOL 의형상이아니므로공력계수를구하기위해서는임의의형태를해석할수있는 3D FD 를수행해야하나이는추후진행하도록한다. 동적안정성 5 m R cos = R + cos c/4 c/4 6 Geometric twist 7 trim 은그대로유지한다. c m, Ref., p

6 이는비행모드제어기설계시필요한내용으로추후에진행하도록한다. 추력특성 B 는일반적인쿼드로터와다르게 EDF 를추력원으로사용한다. 기존에 EDF 를이용하여쿼드로터를구성한기록들을참고하여설계하였다. EDF 를추력원으로최종결정하게된과정은다음과같다. EDF 추력응답특성 TMD 로측정한결과 step input 에대해 delay ms, rise time 은약 5ms 로추력응답이비교적빨라 B 제어용으로적절하다는것을알수있다. 38 Raw data 36 D digit t (sec) Filtered data (nd order LPF) D digit t (sec) 기울임구동기특성기울임구동기로선정된서보모터의특성은다음과같다. Stall Torque 44kg cm Operating Speed.7sec / ( 6 ) Operating ngle 8 ) 주행 / 비행성능해석, 안정성 / 조종성해석 비행성능안정성관련비행모드성능은 ) 에서설명한바와같다. 비행시간사용배터리는 S 5mh 세개와 S 48mh 한개이다. S 배터리는각각의 EDF 에일대일로연결되고 S 배터리는주행구동용모터와 F, retract gear, wing folding servo, ejection seat 등의작동에이용된다. 이를종합하여비행시간을계산하면다음과같다. 5 호버링모드에서 EDF 의평균소모전류는 7 이므로 6 = 4.7( min) 동안호버 7 링이가능하다. 순항모드에서 EDF 의평균소모전류는 4 이므로 5 6 = 7.5( min) 동안순항가능하다. 4 주행성능 감, 가속성능 6

7 주행시사용되는모터는 54 급 D 모터로서주로 R 자동차에많이사용된다. 이모터에기어비 3 의스퍼기어를적용하고마지막단에기어비 3.3 인차동기어장치를적용하여종합기어비를 으로높였다. 이구성을적용하면최대모멘트는약 3.6kgf cm 로최대주행가속도는약 다. m/s, 최대주행속도는약 m/s 를낼수있 조향성능조향은후방랜딩기어를지면에수직한방향으로회전해이루어진다. 조향에사용되는서보는다음과같다. Stall Torque 4kg cm Operating Speed.9sec / ( 6 ) Operating ngle 8 링크로조향동력이전달되므로조향각은 로제한하였다. 다음은비선형운동방정식이다. i b i s vr ( i/ bi ) = ucossin- usin cos =, ( ) = tan u l v i = sin- cos = r i/s u l ontrollability 는 Lie bracket 을이용하여검증하였다. ( 생략 ) 제동성능제동은전자기력으로작동하는제동장치를적용하였다. 응답이매우빨라펄스제어를이용한 BS 시스템을구성하였다. 특히무게중심이높아제동시발생하는피치불안정성은형상설계단계에서완전히제거하는것이힘들어제어기를설계하여긴급한경우 EDF 추력을이용하여안정성을향상시켰다. 주행시간주행에사용되는배터리는 48mh 용량으로주행에약 mh 를할당하였다. 주행시최대약 를소모할것으로예상되며 4 분간주행이가능하다. 제어 - 유도기성능기본적으로 MTLB Simulink 상에서테스트하였다. 다양한상황을적용한결과모든경우에대해서안정성이입증되었다. 해석적인검증방법으로는 Root Locus 기법을적용하여검사하였다. Imaginary xis (seconds - ) K P,x System: LPx Gain: Pole:.7 +.i Damping: Overshoot (%):.5 Frequency (rad/s): Imaginary xis (seconds - ) K P,y System: LPy Gain: Pole:.8 +.i Damping: Overshoot (%):.5 Frequency (rad/s): Real xis (seconds - ) Real xis (seconds - ) 7

카본판의비중은강철의 /7 에불과하면서도 Young s Modulus 는강철과비슷하다.

8 3. 구조설계및해석 ) 구조설계및해석 구조해석은크게전방엔진지지대, 후방엔진지지대, 랜딩기어에대해서수행하였다. 안전계수는 3 으로하여하중분석하였다. 사용한툴은 TI V5 R 이다. 세부분모두운용범위에서충분히안정한것으로분석되었다. ) 재질선정사유설계시적용된주요재질은카본판, 알루미늄, 강철이다. 카본판은대부분의구조프레임설계에적용되었다. 카본판의비중은강철의 /7 에불과하면서도 Young s Modulus 는강철과비슷하다. 따라서호버링이나이착륙시가장큰하중을받게되는전방엔진지지대, 랜딩기어글로브, 후방엔진지지대구조프레임에카본판을사용하면큰폭의무게감량을이룰수있다. 그러나카본판은탭가공등의 차가공이어려워적용되는부위에따라알루미늄 8 을사용하기도하였다. 알루미늄은강철에비해강도는낮으나비중이많이낮아항공기재료로적합하다. 부속의크기가작으면서도큰하중을받는경우에는강철 9 을사용하였다. 4. 도면및주요제원 ) 도면 SM45 8

9 ) 주요제원 주행모드전장 7mm, 전폭 97mm, 전고 445mm 비행모드전장 965mm, 전폭 8mm, 전고 445mm 자세한제원은 차보고서내용과동일하므로생략함. 5. 중량및관성모멘트 ) 내부배열 9

5..47-5 -.98.47.6 êë úû é -5-7 -8.756 7.8.3 ù - -7-6 -7 J d = 7.8 7.56.55 - -8-7 -5 -.3 -.55.45 êë úû 6.

10 무게중심에가장큰영향을주는파트배열을나타내었다. 동체가운데의파란색육면체세개가배터리이다. ) 중량및무게중심 중량은.53kg 이고무게중심은빨간색으로표기되어있다. 3) 관성모멘트자료 B 의관성모멘트행렬은다음과같다. J d 는 EDF 의관성모멘트이다. 시뮬레이션을수행할때 EDF 가기울므로 body frame 과 EDF frame 을별도로설정하였다. 계산은 TI V5 R 을이용해수행하였다. é ù J = êë úû é ù J d = êë úû 6. 제작및검사방법 ) 제작절차 기체제작기성부품주문후치수측정, D 로모델링 -> 기성부품의치수를토대로부품설계, 재료선정 -> 재료구매 -> 전문제작업체에재료가공의뢰또는직접가공 -> 부품조립 F 제작

11 소자선정 -> 회로도작성 -> PB rtwork -> PB 제작의뢰 -> 납땜, 배선 ) 제작방법, 제작공구가공인원이부족하므로주로외주제작의뢰하여제작한다. 직접가공의경우제작공구는학교에비치된밀링, 선반가공을활용함. B. 창의성부문. 형상 ) 형상의참신성기존쿼드로터방식의비행체는동체기준 z 축방향추력벡터만을가지므로평행이동시반드시동체를기울여야한다. 따라서공력장치를추가로장비할수없어장거리운행에매우비효율적이다. 반면 B 는엔진을전후로기울여추력벡터의방향을바꿀수있다. 동체를기울이지않고도평행이동을할수있으므로날개를장치하여양력을얻을수있어장거리비행에매우효율적이다. 또한엔진을기울이므로쿼드로터와같이모멘트상쇄를위해엔진을짝수로맞출필요가없다. 유지보수의이점을고려하여엔진을세개로정하였다. 전방엔진의경우글로브방식을채택하여엔진의고정뿐만아니라랜딩기어의수납까지가능하게하였다. ) 형상의단순성로터를적용한기존의 transition VTOL 에비해단순한구조인덕트팬을적용하여형상과구조가매우간단해졌다. 날개또한간단하게뒤로접히는구조이므로복잡한링크시스템이필요하지않다. 3) 주행모드시도로주행현실성도로주행시긴날개를뒤로접어전폭을줄이고대신전장이길어진다. 전장이길어지더라도실기의전장이 7m 가량이되어 도로운용에는지장이없다. 또한넓은차폭으로인해선회안정성이높다. 4) 비행모드시비행제어현실성비행제어컴퓨터 (F) 로조종입력을보정하고내부제어루프를통해비행동특성을안정화하므로운전자는큰부담없이비행모드조종을할수있다. 또한 GPS/INS IMU 를사용하였으므로도착지만설정해주면착륙을포함한모든 flight envelope 에서자동비행이가능하다.. 주행방식 ) 조향방식, 주행동력전달방식조향용서보와주행용모터, 감속장치를이용하여설계, 제작하였다. ) 주행에이득을주는요소주행시노면에의한진동을감쇄하기위해현가장치를설치하였다. 주행시항력을줄이기위해날개를접을때진행방향으로공기항력이발생하지않는방향으로접도록하였다. 충돌상황을회피하기위해위급한경우 EDF 추력을이용하여공중에순간적으로호버링하게하였다. 회피모드의발동은운전자가명령하는방식이다. 실기와모델의크기비는 5: 이다.

3. 비행방식 ) 양력발생방식순항모드에서양력발생은대부분날개에의해발생하지만실속속도이하의순항또는날개한계하중이상의 coordinate turn G 가발생하는경우 TV 를이용하여양력을보강하도록하였다. 호버링시에는오로지 EDF 추력으로만비행한다. ) 비행동력전달방식비행동력은전기로작동하는덕트팬을사용한다.

12 3. 비행방식 ) 양력발생방식순항모드에서양력발생은대부분날개에의해발생하지만실속속도이하의순항또는날개한계하중이상의 coordinate turn G 가발생하는경우 TV 를이용하여양력을보강하도록하였다. 호버링시에는오로지 EDF 추력으로만비행한다. ) 비행동력전달방식비행동력은전기로작동하는덕트팬을사용한다. 3) 비행에이득을주는요소순항비행시항력을줄이기위해외부에노출된요소들은최대한유선형으로설계하였다. 날개또한최신 flying wing 전용익형을적용하여정적안정성을높이고비교적높은 R 로설계하여유도항력을낮추었다. 양력을증대하고동적안정성을위해받음각제어기등을설계하고구동방식으로 TV 를적극활용하였다. ( 재료비부족으로유선형동체제작은불가하 였다.) 4. 주행모드, 비행모드변환방식모드변환에서가장중요한것은엔진의 TV 이다. 아래는 TV 의핵심인전방엔진글로브이다. ) 주행 -> 비행모드변환은 VTOL 방식으로제자리에서이착륙하는것으로이루어지며별도의기동은없다. ) 비행 -> 주행 ( 재료비부족으로구현실패 ) 3) 날개접기 ( 재료비부족으로구현실패 ) 5. 제어방식 ) 조종면형상, 조종면구동방식 B 에는공력조종면이없다. 모두 TV 기반임. ) 조종면대체장치조종면대체방식으로 TV 를적용하였다. TV 를통해공력조종면에비해훨씬빠르고안정적인비행이가능하다. 실기의경우에는이조종면이추가되어사고발생시제한적으로사용할수있게할것이다. 3) 자동시스템구성

자동제어시스템을구현하기위해오른쪽과같은제어 - 유도기를설계하였다. 내부안정화루프를기본적으로탑재하고외부유도기등을탑재하여조종을돕는다. 자세위치정보피드백을위한센서는 GPS/INS IMU, 압력센서, pitot 튜브, 바람각센서, 초음파센서등을사용하고센서신호를통합하기위해필터를설계하였다.

13 자동제어시스템을구현하기위해오른쪽과같은제어 - 유도기를설계하였다. 내부안정화루프를기본적으로탑재하고외부유도기등을탑재하여조종을돕는다. 자세위치정보피드백을위한센서는 GPS/INS IMU, 압력센서, pitot 튜브, 바람각센서, 초음파센서등을사용하고센서신호를통합하기위해필터를설계하였다. F 의메인프로세서는 STM 사의 ortex M3 를선정하였다. 이번에적용된제어기의핵심은 PID 기반의 analytical gain scheduling 을개발해적용했다는데있다. 제어기의성능을해석하기위해다음과같이시뮬레이션다이어그램을구성하였다. 다음은 F 를직접설계하여구현한것이다. 6. 동력원 3

14 ) 독창적인동력원사용동력원으로서쿼드로터방식의시스템에는잘사용하지않는 EDF 를적용하였다. EDF 의장점은로터의작은관성모멘트로인해응답속도가빠르고진동이적다는것, 그리고운용상안전하다는것이다. ) 녹색기반에너지원사용비행모드시사용되는 EDF 나주행모드시사용되는모터는모두전기를동력원으로사용한다. 따라서녹색성장정책의선두에있다고할수있다.. 제작부문. 기체소재의특이성 ) 강도소재 Young s Modulus ( GPa ) arbon Fiber Sheet SM45 ) 형상제작의편의형상제작은기본적으로 TI V5 R 을이용해설계한도면을기반으로제작하였다. D 의편리성을적극활용하여같은기능을하는부속이라면더가볍고제작단가를낮추는방향으로설계하려고노력하였다. 3) 가벼운소재 arbon Fiber Sheet 과같은강도가매우높으면서도가벼운소재를사용하였다. 4) 소재의현실성실기에도충분히 FRP 와같은 composite 을사용해야안정성과비행시간이보장될수있다. FRP 는현재보급화가빠르게진행되고있는소재로서실기제작에적용하는것도충분히현실성이있다하겠다.. 제작능력연습비행불참사유서에기재된내용대로제작중난항이발생하여기체제작이원활하지못하였다. 가장큰문제는재료비의고갈이다. 처음사이즈를정할때부터과도한사이즈로설계하였다. 이로인해외주가공비용과부속견적이대회총지원금을훨씬상회하여추가적인부품제작이곤란한상태에놓였고대부분의금속가공을직접해야하는상황이었으나대회준비참여인원의감소 ( 실질적으로후반 3 개월간두명이작업함 ), 기체설계, 제작담당자 ( 팀장 ) 가건강문제로직접제작에참여하지못하는기간이길어져대회준비에전력을다하지못하였다. 최종보고서제출시완료된제작형상은다음과같다. 아직주행장치의제작이어려운상태이다. 3D 프린터를적극활용하여대회전까지나머지부품을제작할계획이다. F 의설계, 제작은완료되었으나기체제작이미비하여대회당일완전한비행, 주행성능을보이는것은다소어려울것으로판단하였다. 4

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- 1 - 제 5 회국제신비차경연대회최종보고서

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