제 4 회국제신비차경연대회최종보고서 2013. 10. 14. KU Neo Flying Car 소속건국대학교 지도교수박정근 ( 인 ) 팀장류창명 ( 인 ) 외 3 명
Contents < 제목차례 > A. 학술부문 1 1. 설계개념및형상설계 1 (1) 설계목표 1 (2) 디자인의미 1 (3) 외형설계 2 2. 성능및안정성 / 조종성해석 3 (1) 공력및추력특성 3 (2) 주행 / 비행성능해석 6 (3) 안정성 / 조종성해석 7 3. 구조설계및해석 11 (1) 구조설계및해석 11 (2) 재질선정사유 11 4. 도면및주요제원 12 (1) 도면 12 (2) 주요제원 12 5. 중량및관성모멘트 14 (1) 내부배열 14 (2) 중량및무게중심 14 6. 제작및검사방법 15 (1) 제작절차 15 (2) 제작방법, 제작공구 15 7. 지상및비행시험분석 16 (1) 지상측정결과 16 (2) 비행분석 16 B. 창의성부문 17 1. 형상 17 (1) 형상의참신성 17 (2) 형상의단순성 ( 고장발생가능성 ) 17 (3) 주행모드시도로주행현실성 17 (4) 비행모드시비행제어현실성 18 2. 주행방식 18 (1) 조향방식의참신성 18 (2) 주행동력전달방식의참신성 18 3. 비행방식 19 (1) 양력발생방식의참신성 19 (2) 비행동력전달방식의참신성 19 4. 주행모드, 비행모드변환방식 19 (1) 주행-> 비행변환시참신성 19 (2) 비행-> 주행변환시참신성 19 5. 제어방식 19 (1) 조종면형상및위치 19 (2) 조종면구동방식 20 (3) 조종면대체장치 20
(4) 자동시스템구성의참신성 20 6. 동력원 20 (1) 독창적인동력원사용여부 20 (2) 녹색기반에너지원사용여부 20 C. 제작부문 21 1. 기체소재의특이성 21 (1) 강도 21 (2) 형상제작의편의 21 (3) 가벼운소재 21 (4) 소재의현실성 21 2. 제작능력 22 (1) 휠, 조향장치 22 (2) 힌지, 링케이지 22 (3) 날개, 동체의비틀림 23 (4) 엔진고정 23 (5) 완성도 ( 강도, 무게 ) 23 (6) 완성도 ( 동작성능 ) 23 (7) 완성도 ( 외관 ) 24 < 표차례 > 표 1 NACA 4412 Airfoil 특성 5 표 2 조향에따른바퀴의각도와거리비 6 표 3 수직이착륙모드에서 Motor Control Mixing 9 표 4 수직이착륙모드에서 Yaw에대한 Tilt 서보 Control Mixing 9 표 5 순항모드에서 Motor Control Mixing 10 표 6 기체의주요제원 12 표 7 모터의주요제원 12 표 8 날개의주요제원 13 표 9 조종면의주요제원 13 표 10 기체의부품별무게 14 표 11 엔지니어링플라스틱주요특성 21 < 그림차례 > 그림 1 Hexa 타입의로터배치 1 그림 2 복엽형태의날개 1 그림 3 모터각도변화 1 그림 4 1/2 Scale 기체의외형설계 2 그림 5 Main 모터틸트시스템 2 그림 6 Sub 모터틸트시스템 2 그림 7 간이추력실험장치 3 그림 8 4016T/500 MKII 3 그림 9 MN4012-9 3 그림 10 다단 Hexa 멀티로터시스템의모터배치와회전방향 4 그림 11 NACA 4412 Airfoil 4 그림 12 Lift & Drag / Speed 그래프 5 그림 13 애커먼장토식원리 6 그림 14 Power/Speed 그래프 6
그림 15 Endurance/Speed 그래프 6 그림 16 Range/Speed 그래프 7 그림 17 Speed/Tilt Angle 그래프 7 그림 18 기체의무게및공력중심점과멀티로터중심점 7 그림 19 Aileron과 Elevator 조종면 8 그림 20 Neo Flying Car 2013의제어구조및흐름도 9 그림 21 틸트각도와 Throttle 관계그래프 10 그림 22 기본프레임구조 11 그림 23 2D 도면 12 그림 24 내부기자재배치 (Top View) 14 그림 25 내부기자재배치 (Side View) 14 그림 26 CNC Foam Cutter 15 그림 27 CNC 조각기 15 그림 28 Vacuum Forming Machine 15 그림 29 CNC 조각기부품가공 Toolpath 15 그림 30 평지주행테스트 16 그림 31 경사로주행테스트 16 그림 32 고정익비행테스트 16 그림 33 공중정지비행테스트 16 그림 34 Neo Flying Car 2013 Concept Rendering 17 그림 35 Neo Flying Car 2013 Concept Rendering(Folded Wing) 17 그림 36 독립조향방식 18 그림 37 제어기를통한좌우바퀴연동 18 그림 38 독립바퀴구동방식 19 그림 39 제어기를이용한전자차동기어 19 그림 40 휠과타이어 22 그림 41 볼링크로연결된서보와너클암 22 그림 42 브레이크디스크와켈리퍼 22 그림 43 인라인쇽업소버와서스펜션 22 그림 44 컨트롤혼과링케이지 22 그림 45 카본파이프를삽입하여 Spa를구성 23 그림 46 Main 모터고정및틸트부품 23 그림 47 Sub 모터고정및틸트부품 23 그림 48 Neo Flying Car 2013 최종설계 Rendering 24 그림 49 기체완성사진 ( 차체미포함 ) 24 그림 50 차량부착사진 24
제 4 회국제신비차경연대회최종보고서 A. 학술부문 1. 설계개념및형상설계 (1) 설계목표건국대학교 Neo Flying Car-2013은현재운송수단인자동차와항공기의장점만을수용하여교통체증이없고, 신속한이동이가능하며, 편의성을극대화한신개념개인용운송수단이다. 이러한요건을만족하도록주행 (Driving), 수직이착륙 (VTOL), 순항 (Cruise) 의세가지모드를구현하며, 장소에영향을받지않고신속한수직이착륙및순항전환으로안정적인비행과에너지효율을높일수있는 Flying Car를연구개발한다. (2) 디자인의미 a. 멀티로터시스템활주로에제약없이수직이착륙과공중정지비행 (Hovering) 을하기위해멀티로터시스템을사용하여충분한추력을확보함과동시에직관적이며효율적인자세제어를수행한다. 그림 1 Hexa 타입의로터배치 b. 고양력복엽날개 그림 2 복엽형태의날개 고정익비행을위해 2중으로겹쳐진복엽형태의날개를사용하여에너지효율적으로비행을가능하도록한다. 특히저속에서고양력을확보함으로빠른순항모드로전환이가능하며, 짧은 Wing Span을확보할수있으므로도로주행에적합하게기체를설계할수있다. c. 모터틸트시스템 그림 3 모터각도변화 모터틸트시스템은수직이착륙모드및순항모드에서동일한추력모터를사용하기위한방법으로, 각모드에따라모터의장착각도를동적으로기울여추력을방향을전환한다. 또한수직이착륙모드에서각도를조절하여직관적인 Yaw 제어가되도록한다. - 1 -
(3) 외형설계본국제신비차경연대회는실제기체의 Scale Down 모델로진행되기때문에건국대학교 Neo Flying Car 팀에서는 1/2 Scale로제작하여참가한다. 따라서외형설계에다음과같은요구조건이있다. Ÿ Ÿ Ÿ Ÿ 저속에서높은양력과적은항력을가진익형과날개형태수직이착륙및고정익비행에적합한추력모터배치수직이륙후고정익비행으로전환하기위한모터틸팅시스템주행에적합한차체구조와바퀴의배치 위의기본적인요구조건에맞추어실험기체에대한외형설계를진행하였으며, 제작조건을고려하여외형설계에반영하였다. 그림 4 1/2 Scale 기체의외형설계 그림 4는복엽형태의날개와멀티로터시스템을적용하여외형설계가완료된기체이다. 복엽형태의주날개는저속에서많은양력을확보하기위한목적으로, 2개의날개를동체의상부와하부에배치하였으며, 상부와하부날개의 Wing Span은기체의전폭과동일하게하였으며, 상부날개의길이는현재복엽형태의날개가만들어내는양력만으로충분하므로키우지않았다. 그림 5 Main 모터틸트시스템 그림 6 Sub 모터틸트시스템 - 2 -
멀티로터에해당하는 6개의추력용모터는날개에영향을최소화하고자세제어에효과적인다단 Hexa 멀티로터형태로배치를하였다. 기체의앞과뒤의 2개 Main 모터는순항모드에서전진방향으로추력을전환할수있어야하므로그림 5와같이 90 틸트할수있도록설계하였다. 기체의측면의 4개 Sub 모터는그림 6과같이양쪽으로 42 틸트할수있도록설계하였다. 또한순항모드에서비행안정성확보와조종성을위해수평, 수직꼬리날개를배치하였다. 2. 성능및안정성 / 조종성해석 (1) 공력및추력특성 a. 수직이착륙모드 (VTOL) CAS Weighting Machine Ÿ Weight Max : 10Kg Ÿ e=d : 5g Power supply Ÿ Voltage : 22.2V Ÿ Current : 10Ah Battery Ÿ Voltage : 25(6S) Ÿ Capacity : 10Ah 그림 7 간이추력실험장치 Main Motor Sub Motor 모터 조건 그림 8 4016T/500 MKII Lipo Cell : 6S, 25V Propeller : APC 15x10E 그림 9 MN4012-9 Lipo Cell : 6S, 25V Propeller : APC 14x4.7SF 결과 Thrust max : 5000 g Thrust max : 3100 g 그림 7은모터의추력을측정할수있는간이실험장치이다. 프로펠러의 Out-flow 를천장으로향하도록설치하고모터를회전시키면추력이누르는힘으로작용하여아래에설치된저울을누르게된다. 따라서저울에표시되는값을모터의추력값으로생각할수있다. 위의실험장치로그림 8의모터와 APC 14x4.7SF 프로펠러로추력실험을수행 - 3 -
한결과최고 Throttle 에서 3100g(@25A) 의값을측정할수있었으며그림 9 의 모터와 APC 15x10E 프로펠러로추력실험을수행한결과최대 Throttle 에서 5000g 의값을측정할수있었다. 그림 10 다단 Hexa 멀티로터시스템의모터배치와회전방향 수직이착륙모드에서는멀티로터시스템을사용하여비행을하게된다. 본기체는그림 10과같이 6개의모터를사용하며다단 Hexa 멀티로터시스템이며 2개의 Main 모터 (5, 6) 와 4개의 Sub 모터 (1, 2, 3, 4) 로구분할수있다. Main 모터는 Extreme Flight 社의 Torque Revolution 4016T/500 MKII( 그림 8) 가사용되며, 기체추력의대부분을담당하고순항모드에서추력도담당한다. Sub 모터는 Tiger Motor 社의 Navigator MN4012-9( 그림 9) 를사용하며, 자세제어및추력을담당한다. 따라서 6개의모터로확보할수있는최대수직이륙추력은 22.4Kg 이며효율을 90% 로계산하면 20.16Kg 이된다. 또한수직이착륙및공중정지비행 (Hovering) 시제어 Margin 을위해추력의 65% 를사용한다고하면 14.56Kg 의추력을사용할수있다. b. 순항모드 (Cruise) 순항모드에서는 Main 모터를틸트함으로써추력방향을전환하여사용하므로앞서계산한추력값으로계산을할수있다. 따라서 Main 모터의틸트각도를 θ, Sub 모터의틸트각도를 ψ 라하면추력은 cos cos 가된다. 그림 11 NACA 4412 Airfoil 주날개의 Airfoil 은 NACA 4412 를사용하여설계를하였으며항속속도를 10m/s 라가정할때 Airfoil 의공력특성은다음과같다. - 4 -
Airfoil NACA 4412 Angle of attack 1 Reynolds Number 211164 Lift Coefficient(Cl) 0.986 Drag Coefficient(Cd) 0.0122 표 1 NACA 4412 Airfoil 특성 순항모드에서의 Lift 는주날개에서발행하는 Lift 와 6 개의모터가발생하는 Trust 의수직성분의합으로나타낼수있으며다음과같다. 수식 1 Motor 에서발생하는추력은 Newton Method 를이용하여구하였으며식은다음과 같다. 수식 2 비행간발생하는항력은유도항력과유해항력의합으로나타낼수있으며이는다 음과같다. 수식 3 위의수식 1~3 에따라비행속도에따른리프트와드래그를구하면다음과같다. 그림 12 Lift & Drag / Speed 그래프 - 5 -
(2) 주행 / 비행성능해석 a. 주행성능 그림 13 애커먼장토식원리 일반적인자동차의조향은그림 13과같이애커먼장토식원리에따라바깥바퀴 와안바퀴의조향각이다르게나타난다. 본기체는타이로드를사용하지않는독 립적인조향방식을사용하지만조향성능을위해앞바퀴의조향각을애커먼장토식 과동일하게되도록설계하였다. 뒷바퀴는양쪽바퀴를독립적으로구동하게되어있으므로물리적인구동축과차 동기어가없다. 하지만조향성능을위해전자차동장치를적용하여앞바퀴의조향 각에따라뒷바퀴의구동을다르게설계하였다. 표 2은앞바퀴의조향각과뒷바 퀴의거리비를보여준다. 직진 조향최소 조향중간 조향최대 안바퀴조향각 0 10 20 32.6 바깥바퀴조향각 0 8.53 14.97 21.3 최소회전반경 - 16.9m 9.7m 6.9m 뒷바퀴거리비 1:1 1:1.17 1:1.36 1:1.63 표 2 조향에따른바퀴의각도와거리비 주행에서동력전달은뒷바퀴만을사용하게되며 1:7.14 의감속비와 450W 모터 2개를사용한다. 기체의무게와항력을고려하여모터의효율이 70% 일때, 이론상최고속도는 20.98Km/h(5.82m/s) 이다. b. 비행성능본기체의비행성능에관한내용은다음그래프와같다. 20A 배터리를사용하여총중량 14Kg 으로비행을할때가장에너지효율적인비행속도는약 6m/s 로 450W 의출력을필요로하며, 약 42분간체공비행을할수있다. 최고속도는 126Km/h 이다. 그림 14 Power/Speed 그래프 그림 15 Endurance/Speed 그래프 - 6 -
그림 16 Range/Speed 그래프그림 17 Speed/Tilt Angle 그래프또한최대항속거리는 19m/s 일때 26.6Km 이다. 그림 17의그래프는속도와모터의틸트각도에대한천이과정의 Corridor Zone 으로, 두개의그래프사이의면적이넓음은수직이착륙모드에서순항모드로전환중기체의안정적인천이가가능함을뜻한다. (3) 안정성 / 조종성해석 a. 안정성 그림 18 기체의무게및공력중심점과멀티로터중심점 기체의여러중심점은그림 18에표시된선들과같다. Line 1은 x 축에대한중심점이며, Line 2는 y 축에대한무게중심점이고 Line 3은 y 축에대한공력중심점이다. Line 4는멀티로터의중심점이다. 위와같이무게중심점이공력중심점보다앞쪽에위치하므로순항모드에서 Pitch와 Yaw에대해 Statically Stable 하다고할수있다. 수직이착륙및공중정지비행시무게중심점은멀티로터의중심점보다기체의앞쪽에위치하게되는데, 무게중심점이멀티로터의중심점과일치하는것이가장이상적이긴하나, 각모드의운용비중을볼때순항모드에비해수직이착륙모드 - 7 -
의비중이작고또앞부분모터들의제어 Margin 으로충분히수용가능하므로무게중심점은순항모드에초점을두고설계하였다. 또한수평, 수직꼬리날개는수직이착륙및공중정지비행시유해항력이되므로안정성및조종성에필요한최소한의크기로설계하였다. ln 수식 4 수식 5 주행모드시차량전복가능성을평가하는주요지표인정적안정성인자 (SSF, Static Stability Factor) 는수식 4와같이윤거 와지면에서무게중심까지의높이 로표현되는데, 미국도로교통안전국 (NHTSA, National Highway Traffic Safety Administration) 에서는차량의실제전도사고와 SSF 간의통계를바탕으로수식 5와같은전도율 (rollover rate) 을기준으로주행안정성을평가하고있다. NHTSA 의기준에의하면, 전도율은 5단계로분류되며 10% 미만일경우최고등급을, 40% 이상일경우최저등급을부여하게된다. 따라서본기체의윤거인 1,688 mm를기준으로전도율을계산하면 3.29% 의최고등급이나오므로주행모드시안정성이좋다고할수있다. b. 조종성 그림 19 Aileron 과 Elevator 조종면 Neo Flying Car 2013의제어는 APM FCC와건국대학교에서자체개발한제어기에의해복합적으로이루어진다. 자체개발한제어기의역할은주행모드에서앞바퀴의조향각과그에따른뒷바퀴의전자차동장치의제어, 브레이크서보의제어를 - 8 -
하게된다. 또한비행모드에서는 APM을통제하고 Airspeed 센서와 Pitot 튜브를통해현재상대속도측정및틸트시스템의제어와각모드별제어를하게된다. APM은기본적인자세유지만을제어하게된다. 그림 20은제어구조를보여주고있으며, 제어흐름에대해파악할수있다. 그림 20 Neo Flying Car 2013 의제어구조및흐름도 수직이착륙모드에서조종성은각모터의추력제어에의해이루어지게되며다단 Hexa 멀티로터시스템의 Control Mixing 은표 3. 와같다. Motor Throttle Roll Pitch Yaw 1 100% -100% 100% 100% 2 100% 100% -100% 100% 3 100% 100% 100% -100% 4 100% -100% -100% -100% 5 100% 0% 0% 0% 6 100% 0% 0% 0% 표 3 수직이착륙모드에서 Motor Control Mixing 본기체가가진형상으로인해유해항력과무게분산이많으므로수직이착륙모드에서모터의 Torque 를사용한 Yaw 제어는불리하다. 따라서그림 6의 Sub 모터틸트시스템을사용하여벡터의각도를바꿈으로써직관적인 Yaw 제어가가능하도록설계하였다. 최대틸트각도의 25% 인 10 이내에서 Yaw 제어를하도록설계하였으며 Yaw 에대한틸트서보의 Control Mixing 은표 4. 와같다.( 틸트서보의번호는 Sub 모터번호와대응함 ) Motor Tilt 1 Tilt 2 Tilt 3 Tilt 4 Yaw -25% -25% -25% -25% 표 4 수직이착륙모드에서 Yaw에대한 Tilt 서보 Control Mixing - 9 -
그림 21 틸트각도와 Throttle 관계그래프수직이착륙모드에서순항모드로전환하는천이과정에는그림 21의그래프와같이 Main 모터와 Sub 모터의틸트각을제어하게되며 Sub 모터의경우 Throttle을감소시켜순항모드에영향을최소화하고에너지소비를최소화할수있도록하였다. 또한그림 17의 Corridor Zone 내에서안전한천이가진행될수있도록 Airspeed 센서와 Pitot Tube를사용하여현재상대속도를틸트제어기에서피드백받을수있도록하였다. Motor Throttle Roll Pitch Yaw 1 10% Fix 0% 0% 0% 2 10% Fix 0% 0% 0% 3 10% Fix 0% 0% 0% 4 10% Fix 0% 0% 0% 5 100% 0% 0% 0% 6 100% 0% 0% 0% 표 5 순항모드에서 Motor Control Mixing 순항모드로전환된이후모터제어는표 5. 과같으며, 대부분의제어는조종면을 통해이루어지며, 그림 19 에표시된 Aileron 과 Elevator 조종면을사용하여고정 익비행조종을담당하게된다. - 10 -
3. 구조설계및해석 (1) 구조설계및해석 그림 22 기본프레임구조 본기체는총중량 14Kg 의중대형이므로보다튼튼한구조가요구된다. 따라서기체의기본구조는 20mm, 17mm 카본파이프를사용하여구성하였다. 그림 22와같이각각의카본파이프를교차되도록배치하여고정하고, 그가운데동체로고정하여 Twist 에견딜수있도록하였다. 또한동체내부는항공합판으로구조를만들어외부카본파이프와연결하여더욱강성을높일수있는구조가되도록하였다. (2) 재질선정사유기체의제작에사용된소재는주날개와꼬리날개는압축스티로폼을사용하였으며, 기본프레임은카본파이프를사용하여제작하였다. 동체는 Fiber Glass와 Carbon Fiber를사용한 FRP(Fiber Reinforced Plastic) 를사용하였으며, 동체내부의프레임은목제의항공합판을사용하여제작하였다. 이외에고정용부품과소형부품등에는엔지니어링플라스틱인폴리카보네이트 (PC; Poly Carbonate), 폴리아세탈 (POM; Polyacetal PolyOxyMethylene), MC Nylon을사용하였다. Ÿ 압축스티로폼 : 날개에사용된압축스티로폼은가볍고저렴하며날개익형제작시열선을이용하여쉽고빠르게제작할수있다는장점이있다. Ÿ 카본파이프 : 카본파이프는가볍고강도가뛰어나며특히다른소재에비해휘거나비틀림이적어주요프레임을구성하는데사용하였다. Ÿ FRP : 화이버글라스와카본화이버를이용하여가볍고튼튼하며, 몰드를사용하여원하는형태로만들어낼수있는장점이있다. Ÿ 엔지니어링플라스틱 : 이소재는다른소재에비해가공이용이하며가볍고충격흡수에뛰어나므로프레임고정용부품또는힘을받는부분의부품등에사용하였다. - 11 -
4. 도면및주요제원 (1) 도면 그림 23 2D 도면 (2) 주요제원 a. 기체전장 전폭 전고 윤거 축거 무게 2300mm 1300mm 550mm 1288mm 1261mm 14.1Kg 표 6 기체의주요제원 b. 모터 비행용 주행용 항목 Main Motor Sub Motor Drive Motor 제조사 (Company) Extreme Flight Tiger Motor Tiger Motor 모델 (Model) TorqueRevolution 4016T/500 MKII Navigator MN4012-9 MT Series MT4008-12 번호 (No. of Motor) 5, 6 1, 2, 3, 4 L, R 전압 (Voltage) Lipo 4~8S Lipo 5~6S Lipo 3~6S 14.8~29.6V 18.5~22.2V 11.1~22.2V 전류 (Current) 2.5A~ 1.3A~ 0.5A~ Max 80A Max 29A Max 27A 출력 (Power) 1,200W( 총2,400W) 870W( 총3,480W) 450W( 총900W) 회전수 (RPM) 500KV 480KV 600KV 추력 (Thrust) 5,000g 3,100g - 크기 (Size) 48.8Ø 44.8Ø 44.35Ø 46.7mm 32.5mm 26mm 무게 (Weight) 335g 134g 108g 표 7 모터의주요제원 - 12 -
c. 날개 Wing Airfoil Span Chord Swept Aspect Back Ratio Area Upper NACA Main 4412 1,220mm 366mm 0 3.33 0.44652m2 Lower NACA Main 4412 1,220mm 366mm 0 3.33 0.44652m2 Horizontal NACA Tail 0012 700mm 276mm 0 2.54 0.1932m2 Vertical NACA Tail 0012 270mm 276mm 5 0.98 0.06334m2 표 8 날개의주요제원 Control Surface Span Chord Area Ratio Aileron 550 mm 90 mm 0.0496 m2 11.1% Elevator 380 mm 110 mm 0.0418 m2 21.6% Rudder 240 mm 90 mm 0.0216 m2 34.1% 표 9 조종면의주요제원 - 13 -
5. 중량및관성모멘트 (1) 내부배열 그림 24 내부기자재배치 (Top View) 그림 25 내부기자재배치 (Side View) 그림 24과그림 25에서처럼 Flight Control Computer는무게중심점과가장일치하도록배치하여기체의자세제어시센서의측정오차를줄일수있도록하였다. 순항모드를고려하여배터리를동체앞쪽에배치함으로써무게중심점을기체의정중앙에서조금더앞으로위치할수있도록하였다. 나머지수신기와통신부품및 ESC 등은 Flight Control Computer 에영향이가지않도록동체의바깥부분으로배치를하였다. (2) 중량및무게중심배터리와각종기자재를모두포함한기체의총무게는 14Kg이며각부품별무게는표 10. 과같다. 무게중심점은 y 축에대해서는 0mm이며, x 축에대해서는 Nose에서부터약 930mm이다. Fuselage Wire + 부품 Battery FCC Receiver ESC Motor + Wing etc 무게 2,740g 54g 19g 760g 1,422g 8,505g 500g 표 10 기체의부품별무게 - 14 -
6. 제작및검사방법 (1) 제작절차 Ÿ 설계목표에대한인식을명확히하고유사한선행연구에대해조사. Ÿ 수집된자료와새로수집된자료를바탕으로형상설계에대한아이디어를구체화. Ÿ 기자재에대한부품선정및실험과자료를수집및 3D Modeling 수행. Ÿ 3D Model을사용하여기체제작을수행하며, 부분실험을진행. Ÿ 각모드에대해동작및비행실험을수행. Ÿ 동작및비행실험에서얻어진문제점분석및보완. (2) 제작방법, 제작공구기체제작에는대부분의부품을자체제작하여사용하였다. 비금속부품은 CNC 조각기를사용하여가공하였고날개와같은압축스티로폼소재는 CNC Foam Cutter를사용하여제작하였다. Cockpit과같은투명한부분은 PVC 소재를 Vacuum Forming Machine을사용하여제작하였다. 그림 26 CNC Foam Cutter 그림 27 CNC 조각기 그림 28 Vacuum Forming Machine 그림 29 CNC 조각기부품가공 Toolpath - 15 -
7. 지상 및 비행시험 분석 (1) 지상측정결과 그림 30 평지 주행 테스트 그림 31 경사로 주행 테스트 지상 주행 테스트는 차체만 탈착 가능하므로 더미를 탑재하고 주행 테스트를 하였다. 평지 및 경사로 주행 테스트 모두 정상적으로 가능 하였으며 최소 회 전반경이 조금 크다는 점과 정지상태에서 출발 시 Torque가 부족한 점이 있었 다. 따라서 주행용 풀리의 Pinion 과 Spur의 비를 크게 하여 Torque를 확보 하였다. (2) 비행분석 그림 32 고정익 비행 테스트 그림 33 공중정지비행 테스트 기체의 비행 테스트 결과 수직이륙 후 공중정지비행(Hovering) 상태에서 천이 과정을 거쳐 고정익 비행까지 정상적인 비행을 할 수 있었다. 약 5m/s 의 강한 바람이 부는 상태에서 공중정지 비행을 수행 하였으며, 형상 에 의해 바람의 영향을 많이 받는 편이었으나 틸트 시스템을 사용한 Yaw 제 어는 바람을 충분히 이기고 제어가 되었다. 순항 모드에서는 기체가 Pitch up 을 하려는 성향이 있으나 전체적으로 안정적 인 비행을 보여주었다. - 16 -
B. 창의성부문 1. 형상 (1) 형상의참신성 그림 34 Neo Flying Car 2013 Concept Rendering 그림 35 Neo Flying Car 2013 Concept Rendering(Folded Wing) 건국대학교 Neo Flying Car 는 CTOL 과 VTOL 의비행체가혼합된형태로, 위 아래 2 중으로된복엽형태의날개와 Hexa 타입의멀티로터를자동차의모습 으로멋있게담아낸미래지향적 Flying Car 이다. (2) 형상의단순성 ( 고장발생가능성 ) Neo Flying Car 는단순한형태를유지하면서각비행모드의특성을이끌어낼수있도록하였다. 모드전환시기구적으로변환되는곳을최소화하여기구적인복잡성으로인해오는고장발생률을줄일수있도록하였다. 기체에서기구적으로변환되는곳은그림 22와그림 23에서날개를접는부분과멀티로터모터의각도가틸트되는 2개부분이다. 하지만이 2개부분은설계목표에서가장중요한부분이며, 실제운용시에도약간의고장만으로치명적인결과를초래할수있으므로설계시여러가지부분을충분히고려하여신뢰도있는기체가될수있도록진행할것이다. (3) 주행모드시도로주행현실성도로주행모드에서운용시국내도로폭과환경에맞춰주행에제약이없도록하였다. 특히고정익에해당하는주날개는길이때문에도로폭을벗어나 - 17 -
게되므로주행에많은제약을주게된다. 따라서차폭에해당하는위치에날개를접을수있도록폴딩기능을추가하여주행모드에서날개의영향을받지않고운행을할수있도록하였다. 또한자동차운전중예기치못한접촉사고가발생할수있는데, 기체의전방과후방에범퍼를부착하여만일의사고에인명피해및차량의피해가최소화될수있도록하였다. (4) 비행모드시비행제어현실성현재멀티로터제어기는나날이발전해가고있으며안정성과신뢰성또한높아지고있다. 또한소형무인멀티로터에서현재 1인승멀티로터까지시연을보이고있을만큼많은발전을이루고있다. Neo Flying Car는수직이착륙모드에서멀티로터형태의추력제어를통해비행을하게된다. 앞서언급한부분은 Flying Car의수직이착륙및공중정지비행을가능케할만큼기술적바탕이되고있다. 또한순항모드에서의비행제어는일반적인고정익항공기와동일하므로충분히현실성있다고볼수있다. 2. 주행방식 (1) 조향방식의참신성 그림 36 독립조향방식 그림 37 제어기를통한좌우바퀴연동 조향방식은그림 36와같이독립조향방식으로타이로드없이양쪽바퀴에각각조향을위한서보모터를배치하여조향각도제어를하게된다. 따라서물리적인타이로드구성부품과기타구조가필요하지않으므로무게감소와구조의복잡성을줄일수있다. 하지만독립적으로조향각도를제어해야하므로그림 37과같이양쪽서보모터를제어기를통해조절할수있도록설계하였다. (2) 주행동력전달방식의참신성주행을위한동력전달은뒷바퀴굴림을통해이루어지며조향과같이독립바퀴구동방식으로바퀴가까이동력용모터를설치하고풀리와벨트를통해바퀴를직접구동할수있도록그림 38와같이설계하였다. 따라서동력전달용샤프트가없으므로구조적으로단순해지며, 동력손실이적다. 독립바퀴구동방식으로인해기계적인차동기어가필요치않게되었으나, 조향성능을위해조향각도에따라뒷바퀴의좌우제어량을다르게하여그림 39과같이 - 18 -
전자차동기어를구현하였다. 그림 38 독립바퀴구동방식 그림 39 제어기를이용한전자차동기어 3. 비행방식 (1) 양력발생방식의참신성수직이착륙모드에서는다수의회전익을사용하여양력을발생하게되며순항모드에서는고정익날개를사용하여양력을발생하게된다. (2) 비행동력전달방식의참신성멀티로터시스템을통한수직이착륙은고정된 Pitch를가지는로터를회전속도를제어하여자세제어및추력을발생하게된다. 따라서가변 Pitch 로터에비해구조적으로단순하며복잡성을줄일수있으므로고장성이낮고제작에편리하다는장점이있다. 또한틸트시스템을이용하므로수직이착륙모드에서사용하던동력원을순항모드에서도사용하므로추가적인동력원이필요없으므로효율적인동력원의사용방식이라고할수있다. 4. 주행모드, 비행모드변환방식 (1) 주행-> 비행변환시참신성본기체는수직이착륙 (VTOL) 모드와순항 (Cruise) 모드가혼합된형태로주행모드에서비행모드로변환시활주로에영향을받지않고바로수직이륙을할수있는장점이있다. 하지만수직이착륙에는회전익을사용하여비행을하게되는데회전익비행은에너지효율적이지못하므로장시간, 장거리비행을하기힘들다. 그러나본기체에탑재된틸트시스템을사용하여수직이착륙모드에서순항모드로전환할수있으며, 수직이륙직후모터틸트를통해천이하여순항모드로전환할수있으므로신속히에너지효율적인비행모드로전환할수있다. (2) 비행-> 주행변환시참신성비행모드에서주행모드로변환시에도마찬가지로활주로에착륙할필요없이모터틸트를통해천이하여수직이착륙모드로전환하여원하는위치에수직으로착륙할수있다. 착륙이후에는즉시주행모드로주행이가능하다. 5. 제어방식 (1) 조종면형상및위치 - 19 -
조종면이설치된위치는그림 19와같다. Aileron 은상부주날개에위치하며, Elevator 는수평꼬리날개가운데, Rudder 는수직꼬리날개에있다. 조종면의형상은직사각형형태로단순하게제작하였다. 조종면에대한제원은표 9. 에표시되어있다. (2) 조종면구동방식 조종면의구동은서보모터를이용해컨트롤혼과링케이지로연결하여구동 하게된다. (3) 조종면대체장치수직이착륙모드에서자세의제어는 Aileron과 Elevator를대신해모터의추력을이용하므로 Hybrid Hexa 멀티로터시스템이조종면대체장치로볼수있다. 또한 Yaw 제어에있어틸트시스템을사용함은수직이착륙모드에서 Rudder를대신하여효과적이며진보된조종면대체장치라고볼수있다. (4) 자동시스템구성의참신성본기체에적용된자동시스템은틸트시스템을제어해주는부분이핵심이라고할수있다. 평소수직이착륙모드에서는 Yaw 제어에대해서보모터제어를하게되며순항모드로전환시천이과정에서각모터의틸트각도를제어하고 Sub 모터의 Throttle 을고정익비행에영향이없도록제어하는역할을수행한다. 따라서수직이착륙모드와순항모드의전환은기존의 FCC 단독으로수행할수없으며, 건국대학교에서독자개발한틸트시스템의도움을받아천이를정상적으로수행할수있다. 6. 동력원 (1) 독창적인동력원사용여부본기체에사용된동력원은 BLDC 모터로서수명이길고저소음과고출력의장점을가지고있다. 기체에사용된모터는 3가지종류로, 목적에따라크기와출력을구분하여모터를선정하였다. (2) 녹색기반에너지원사용여부본기체에사용된에너지원은전기에너지기반으로리튬폴리머 (Li-Ion Polymer) 배터리를사용한다. 리튬폴리머배터리는높은에너지저장밀로를가지며그에반해무게는다른종류의배터리에비해훨씬가볍다는장점이있다. 신비차의경우비행을해야하는특성이있으므로무게부분은설계에있어상당히민감한부분이다. 따라서고용량, 경량의리튬폴리머배터리를선정하였다. - 20 -
C. 제작부문 1. 기체소재의특이성 (1) 강도 a. 카본파이프 (Carbon Pipe) 기체의주요프레임을구성하는카본파이프는 CFRP로써 3K 격자형원단을사용하여제작된파이프이다. b. 엔지니어링플라스틱 아세탈 (Acetal) 폴리카보네이트 (Poly Carbonate) MC 나일론 (MC Nylon 901 ) 비중 (g/cm 3 ) 1.41 1.19 1.14~1.17 인장강도 (Kg/cm 2 ) 650 660 850 인장탄성률 (Kg/cm 2 ) 25,000 23,000 32,000 충격강도 (Izod Notched) 8 9 5.5 경도 (Rockwell) R110 M75 R110 표 11 엔지니어링플라스틱주요특성 (2) 형상제작의편의 a. 기체프레임기체프레임은카본파이프로이루어지며파이프홀더에고정하기위한홀가공과길이재단가공만을통하여전체프레임을조립하게된다. b. 동체동체는글라스화이버와카본화이버를사용한 FRP로제작되는데, FRP 제작을위한몰드가공에많은시간과노력이들지만, 몰드가완성되면동일한형태의동체를여러개제작할때빠른시간내에제작할수있다. c. 날개날개의재료는압축스티로폼으로 CNC Foam Cutter 장비를이용하여정밀하면서도빠른시간내에제작완료할수있다. d. 플라스틱부품엔지니어링플라스틱소재의일반부품등은 CNC 조각기를이용하여정밀하면서도빠른시간내에가공할수있다. (3) 가벼운소재본기체제작에사용된소재는일부금속소재를제외하고모두비중이 2.7g/cm 3 보다작은소재를사용하였다. 엔지니어링플라스틱모두 1.0~1.5 이내이며, FRP 또한알루미늄보다가볍다. (4) 소재의현실성본기체를실기로제작할경우날개에해당하는압축스티로폼은실기에사용이어려우므로알루미늄합금의 Rib, Spa 및 Skin으로제작할수있다. 기체프레임의경우카본과알루미늄합금등의복합재료로제작할수있다. 플라스틱위주의소형부품은알루미늄합금으로대체하거나부품에따라금속부품을사용하여제작가능하다. - 21 -
2. 제작능력 (1) 휠, 조향장치 그림 40 휠과 타이어 그림 41 볼링크로 연결된 서보와 너클암 그림 42 브레이크 디스크와 켈리퍼 그림 43 인라인 쇽업소버와 서스펜션 휠은 폴리 카보네이트를 이용하여 제작하였으며 비행시 항력을 고려하여 얇게 제작 하였다. 또한 휠의 테두리에 스폰지 타이어를 붙여 마찰력을 높일 수 있 도록 하였다. 조향장치는 조향서보와 너클암을 볼링크로 연결하여 서보가 직접 조향 제어를 할 수 있도록 하였다. 브레이크는 브레이크 디스크와 켈리퍼를 이 용하여 물리적으로 마찰력을 높일 수 있도록 설계 하였으며, 서스펜션과 쇽업 소버는 기체의 형상에 따라 인라인 타입으로 설계 하였다. (2) 힌지, 링케이지 그림 44 컨트롤 혼과 링케이지 날개는 압축 스티로폼으로 제작되었으며 OPP 필름을 입혀 마감을 하였다. 따 라서 제어면을 연결하는 힌지는 OPP 필름과 필라멘트 테이프를 사용하여 제 작 하였으며, 제어면과 서보의 연결은 그림 44과 같이 컨트롤 혼과 링케이지 를 사용하여 연결하였다. - 22 -
(3) 날개, 동체의비틀림 그림 45 카본파이프를삽입하여 Spa 를구성 날개는휨을방지하기위해내부에카본파이프를삽입하여강도를높임과동시에기체의수직프레임과고정할수있도록하였다. 동체는카본파이프를서로교차하여고정하였으며, 두개의주카본파이프를동체의측면에고정하여비틀림을최소화할수있도록하였다. (4) 엔진고정 그림 46 Main 모터고정및틸트부품 그림 47 Sub 모터고정및틸트부품 기체의엔진에해당하는모터의고정은폴리카보네이트소재로모터마운트부품을가공하여고정하였다. Main 모터의경우카본파이프에고정이되므로금속브라켓과파이프쪽모두고정할수있도록하였으며, Sub 모터의경우플레이트형태로가공하여다른부품과조립할수있도록하였다. (5) 완성도 ( 강도, 무게 ) 기체의총무게는배터리를포함하여 14.1Kg 으로각부품에대한무게는표 10. 과같다. (6) 완성도 ( 동작성능 ) a. 주행주행테스트를수행한결과최대조향시최소회전반경이크고기체무게에비해서스펜션의성능이부족한점이있었으나전체적으로양호한동작성능을보였다. b. 수직이착륙및공중정지비행 - 23 -
비행테스트를 수행한 결과 안정적인 공중정지비행이 가능했으며, 바람이 있는 경 우에도 틸트 시스템을 이용해 Yaw 제어를 하므로 우수한 Yaw 제어 성능을 보였 다. c. 고정익비행 비행테스트를 수행한 결과 약간의 Pitch up 성향을 보였으나 안정적으로 고정 익 비행을 수행하였다. (7) 완성도(외관) Neo Flying Car 2013은 주행, 수직이착륙 및 순항 모드를 수행할 수 있도록 모델링하고 설계 하였다. 제작에 있어 CNC 조각기와 CNC Foam Cutter 등 장 비를 이용하여 최대한 정밀하게 제작할 수 있도록 하였다. 그림 48은 Neo Flying Car 2013의 최종 설계 렌더링 이미지 이며 그림 49과 그림 50는 설계 대로 제작된 기체의 사진이다. 그림 48 Neo Flying Car 2013 최종 설계 Rendering 그림 49 기체 완성 사진(차체 미포함) 그림 50 차량 부착 사진 - 24 -