HOODADAK Team SELFTOY

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목차 1. 설계개념 1.1 임무목표 1.2 설계목표 2. 형상설계 2.1 디자인의미 2.2 외형설계 2.3 내부배열 3. 형상해석 3.1 공력특성해석 3.2 추력특성해석 3.3 중량및무게중심해석 3.4 안전성 / 조종성해석 3.5 성능분석 4. 구조설계및해석 4.1 구조설계및해석 4.2 재질 5. 도면및주요제원 5.1 도면 5.2 주요제원 6. 제작및검사방법 6.1 제작절차 6.2 제작방법, 제작공구 7. 지상및비행시험분석 7.1 지상측정결과 7.2 비행분석 2

제 1 절설계개념 본보고서의개념설계는실물크기로작성되었으며, 제작은대회참여를위한 스케일기 (1/2.3) 로제작되었다.. 1.1 임무목표 가. 차량모드와비행모드의상호변환이가능한차량개발 - 간편하고빠른모드변환나. 사람이탑승하는운송기기인만큼인체공학적인설계 - 운전자를포함하여 2인이상으로설계 - 인체공학데이터 50퍼센타일 (18~54세평균키약175cm) 을적용. - 조종석에서의외부환경의시인성과조작성검토다. 현존기술로즉시개발, 사용가능한차량개발 - 추가적인기술개발없이곧바로구현가능한기체설계라. 육로운행시도로교통법, 비행시항공법에부합. - 다른차량들과의도로에서공존성필요 - 고속도로주행가능 140km/h이상 - 비행시운용거리 200km 이상마. 안전과저소음 - 경량화를통한비행시의활공안정성및주행시의충돌안전성 - 구동동력의전동화로저소음및방음대책바. 하나의동력원으로비행과주행가능 - 비행모드대비많은토크를필요로하는주행모드시전동모터와트랜스미션의조합으로토크를보상, 하나의동력원만으로비행과주행을구현사. 단거리이착륙가능 - 경량화를통한익면하중감소로단거리이착륙구현아. 기존의주차공간 ( 차고 ) 이용 - 폭 1.5m 길이 3.5m로경차수준의크기자. 가격다운 - 컴팩트한크기와경량화를통한저마력동력원사용으로자동차가격수준의가격대를형성

1.1.1 자동차관련법규안전기준제5조 ( 최저지상고 ) 공차상태의자동차에있어서접지부분외의부분은지면과의사이에 12cm 이상의간격이있어야한다. 다만, 특수작업용자동차, 경주용자동차등건설교통부장관이당해자동차의제작목적상필요하다고인정하는자동차의경우에는그러하지아니하다. < 개정 95.7.21> 표 1 안전기준제 5 조 1.1.2 실험항공기관련법규 국가 미국 멕시코 영국 일본 세계연맹 ( 공통안 ) 한국 공허중량 (lbs) (kg) 496 (225) 719 (326.14) 396 (180) (225) 92.8 이후 총중량 (lbs) (kg) 860 (390) 992 (450) 익면하중 (lbs/sq.ft) (kg/m2) 4.6 (22.46) 6.1 (29.78) 8.0 (39.06) 2.5 (12.21) 최소익면적 (sq.ft) (m2) 107 107 실속속도 (mph) (km/h) 40 (64.36) 45 (72.41) 40 최대속도 (pmh) 86 (138.4) 연료제한 (gal) (1) 10 (37.86) 13 13 (49.3) 5 표 2 각국의초경량항공기의규정 ( 복좌기준임 ) 1.2 설계목표 ( 설계요구조건 ) Type Pusher type, Mid wing Material Composite Propose Experimental Specification & Performance 탑승인원 2 seat 좌석형태 Side by side 실속속도 90 kph 이하 공허중량 300 kg 이하 순항속도 150 < Vc < 210 kph 순항거리 200 km 이상 표 3 설계요구조건 2

상용항공기의좌석형태는 side by side와 tandem type이있는데후자의경우파일럿을제외한사람은조종을경험할수없게되거나, 비행계기가전자보다두배로들며, 시야및좌석배치문제등이대두되기때문에제외시키기로한다. 실속, 순항속도및초기재원은유사기종항공기데이터를통계처리를통해결정하기로하며기본설계및세부설계를다루는본론에서논의될것이다. 동력원으로전동모터를사용할예정이나유사기종항공기들이엔진을장착하였기에실용항공기에탑재된엔진의성능을조사한결과동급의항공기들의엔진마력이 50~80HP 정도이므로 80HP정도의전동모터를선정하였다. 유사항공기모델은아래와같다. 그림 1 shadow 그림 2 rans s-6es 그림 3 rans s-12 그림 4 dipper 그림 5 pulsar 150 그림 6 taylor aerocar Ⅰ 3

그림 7 synergy vehicle 그림 8 labiche fsc-1 제 2 절형상설계 2.1 디자인의미우리팀의가장중요한컨셉은컴팩트 (Compact) 이다. 작은차량은운전이편리할뿐만아니라, 현육상교통상황에도잘부합되며가격도저렴해진다. 또한 FRP, CRP를이용한기체는가벼운무게로전기모터를이용한동력원사용도가능하다. 따라서초경량항공기와같이가벼위진기체는안정성이뛰어나고짧은활주로에서이착륙이가능하다. 경차수준의크기로일반주차장에주차도가능하다. 이러한개념은전기자동차가실용화단계에있는지금조만간구축되어질인프라도범용적으로이용가능한가장현실적이며경제적인구현방안이될것이다. 무엇보다기존에개발된 PAV들의디자인은비행기와자동차의단순조합된형태에지나지않아서비행기이거나자동차와같은형태로 PAV로서난해한형상을하고있는데, 우리팀은이번대회를통해비행기와자동차의조합물이아닌신비차만의독자적이며고유한디자인개발에도역점을둔다. 2.2 외형설계우선설계목적이라할수있는임무설정을합리적인한계내에서정확히세우고이임무를만족시킬수있는성능기준이나안정성등의설계요구조건을구성하였다. 이후설계하는비행기의유사기종에대한자료를수집하고이들의제원에대해데이터분석을통한통계적방법으로이륙시총무게나날개하중등의초기값을결정하였다. 이초기값을바탕으로설계요구조건을만족시키도록주날개의날개단면, 테이퍼비, 상반각, 후퇴각, 종횡비등의날개외형을결정하였으며, 고익, 중익, 저익의장 단점을비롯해모드변환시날개의위치변화까지를고려하였고, 고양력장치를선택하여최대양력계수를계산한뒤설계요구조건에포함된실속속도를기초로해서날개면적을계산하였다. 꼬리날개는유사한기종의비행기데이터로부터꼬리날개의크기와위치를대략 4

정한뒤, 이를초기치로계산해나가면서무게및무게중심이결정되면안정성및조종성에대한계산을해서원하는값이되도록꼬리날개의크기와위치를수정하였다. 동체는동승자와편안히운행이가능하도록 2인승복좌형태로설계하였으며, 비행기에서자동차로혹은그반대로작동모드를빠르고간편하게변화할수있도록하며, 유체역학적효율을고려하여설계하였다. 강착장치는자동차의모습을유지하기위해일반적인비행기의강착장치와차별화를두었고자동차모드시주행의직진안정성과구동계통의구조적단순화를꾀하기위해전륜구동과전륜조향방식을채택하였다. 서스펜션은전륜의경우더블위시본의변형방식으로얼라이먼트의변환이용이하면서도구조적으로단순하여내구성이뛰어나게하였다. 스프링은토션바를채용해컴팩트한구조가되도록하였다. 이상동력장치를제외한비행체전체의외형을결정하여항력계산을통해순항및이륙과착륙조건을만족시킬수있는동력장치와프로펠러를결정하였다. 이후요구항속거리를비행하는데필요한에너지량을계산하고이를바탕으로비행기의총무게를계산하였다. 이렇게비행기의외형과무게를결정하고비행기의무게중심을구하여요구한계를내에들수있도록위과정에치수및위치의변화를주어최적의값을찾도록노력하였다. 2.2.1 중량추정유사기종의공허중량이 258~330 kg의범위에주로있지만, 본설계기는공허하중을 300kg으로정한다. 따라서, 구조설계와제작시공허하중이 300kg을넘지않도록구조설계시반드시주의해야한다. 정확한무게계산은차후에재검증을통해수정할예정이다. 5

기종 총무게, MXL II - R503LS 0.54 807 HA400 II - R447L 0.52 705 HA500 II - Y485 0.51 772 HA500 II - R532L 0.51 772 HA500 II - R532LS 0.55 816 AX2 - R503 0.52 706 AX3 - R503L 0.51 728 JC31D - R532 0.45 873 II - R447L 0.41 801 II - R503L 0.45 801 2000 - R503 0.38 796 RX550 - R503L 0.46 862 표 4 기존 Experimental 급경비행기의공허중량비 2.2.2 익형선택 NACA 계열의익형들중에서일반적으로 NACA 2/5/6 자리계열의익형이많이 사용되는데각자리익형의특징은다음과같다. 1) NACA 5자리익형은최대캠버가앞전쪽에있으며최대양력계수가크고피칭모멘트및항력이적은장점이있으나최대캠버의위치에서압력분포가좋지못하여실속특성과임계마하수가좋지않은것이단점이있다. 특히작은레이놀즈수 (Reynolds number) 에서의성능이나빠 Experimental 급의항공기에서는적합치않다. NACA 6자리익형은낮은받음각에서항력이상당히적으나받음각이증가하면다른종류의익형보다항력이커지고특히표면거칠기가커지면성능이절하되는단점이있다. 따라서날개의외피와리브사이의결합재 (fastener) 로리벳을사용을할경우리벳머리로인하여심각한성능저하를초래할수도있다. NACA 2자리계열의익형들은작은레이놀즈수에서도최대양력계수가크며캠버가없는대칭익과최대캠버의위치가앞전으로부터 40% 후방에위치한익형이실속특성이좋다. 이중 NACA 24XX가좋은실속성능과아울러피칭모멘트가작아가장바람직한것으로판단된다. NACA 2408, 2410, 2412, 2415의익형들중최대양력계수는 NACA 2412가가장크다. NACA 2412는큰레이놀즈수에서는실속특성이좋지않은단점이있으나, 반면저레이놀즈수에서는우수한실속특성을가지고있으며항력및피칭모멘트는두께가더얇은 NACA 1) 3., Experimental 급경항공기설계제작기술개발 ( 최종보고서 ), 상공부, 1993. p. 235-239 11. I.H. Abbott, A.E. Von Doenhoff, "Theory of Wing Sections", Dover Publications, Inc. 6

2408 이나 NACA 2410 과거의같거나작아 4 자계열의익형들중에서는적합하 다고생각된다. 본설계기에서는 NACA 2412 익형으로선택하였다. L,E. radius: 1.58 Slope of radius through L,E.:0.10 그림 9 NACA 2412 익형의형상 Sectio α =0 =. =. n 4 8 NACA 2412 1.67-2.0.104 - -.0060.0060.0072 -.047.247.690 표 5 NACA 2412 익형의특성 날개의익면하중을 62.85 Kg/m2 으로잡으면, 날개의면적 (S) 은약 7 가된 다. 2.2.3 동체에대한날개의접합형태안정성을고려한다면고익으로결정하는것이바람직하다고생각된다. 하지만본설계기는차량모드와비행모드를변경하여야하는 PAV 이다. 날개을접는구조에서차량모드시날개가가장이상적으로수납되어외형적으로부담스럽지않도록하기에구조적으로중익이가장유리하여몇가지단점에도중익을선택하였다. 7

구분항목장점단점항력간섭항력을효과적으로줄일 Dihedral이있을때배면비행 Mid Wing Low Wing H i g h Wing Ground Clearance 시계 조종성 수있다. 무장등외부탑재물장착이용날개의 ending Moment를동 이하다. 등의곡예기동조작이어렵다. 체가흡수하므로구조가복잡 전후방으로시야가양호하여해지고동체의공간활용이어 기체구조곡예기동에적합하다. 렵다. Landing Gear 배치가용이하다. P r o p e l l e r Landing Gear House를날개 Clearance - 속에설치할수있어형상결정 Wing Tip 에제약이없다. Clearance 지면과가깝게설계할수있어동체의지면간격 - 화물탑재가용이하다프로펠러의위치를높일수있 프로펠러간격 강착장치길이 날개의지면간격 Wing Strut 설치 플랩설치 표 6 날개장착위치에따른장 단점 어직경이큰프로펠러를사용 - 하여프로펠러를사용하여효 율을증대시킬수있다강착장치의하중을흡수할장짧은강착장치를사용하여무치가동체내부에설치되어야게를줄일수있다하므로중량이증가한다. Ground Roll시날개의손상을 줄일수있어이착륙활주및강착장치를동체에설치되므로 Taxing시안정성이높기체의형상결정에제약이따다.Touch Down시 Ground 른다 Effect에의한 Floating을막을 수있다. 설치가용이하고날개의구조 Strut에의해항력이증가된다중량을경감할수있다. 플랩을크게하여이착륙거리를상방시계가불량하며선회시줄일수있다. 조종사의시야가제약된다. 이착륙시시계가양호하다. 2.2.4 날개의재원유사기종의데이터분석결과저익인경우는상반각을 3 ~ 7 정도주고, 고익인경우에는 1 ~2.5 정도주는것이일반적이다. 여기서상반각은 3 로주고차후테스트비행실험을통해안정성을검토할때이값을조정하기로한다. 항공기주조종면의설계는안정성및조종성을고려하여구조적인탄성의해석과함께설계되어야하나초기사이징단계의조종면의설계는대략적인경향과 8

함께공력탄성학적인특성및제작상의난이도를고려하여결정된다. 설계기는플랩이전스팬 (span) 의 35% 를차지하게하였으므로에일러론의스 팬은전스팬의 35% 으로결정한다. 그림 10 날개평면도 날 개 익형 (airfoil) NACA 2412 면적 ( ) 7 평균공력시위 (m) 1 스 팬 (m) 8.830 가로세로비 - 7 테이퍼비 - 0.78 상반각 (deg) 3 붙임각 (deg) 0 비틀림각 (deg) 0 표 7 날개의재원 플 랩 에일러론 종 류 - slotted flap 시 위 (m) 0.35 스 팬 (m) 1.5 변위각 (deg) 0~30 종 류 - - 시 위 (m) 0.35 스 팬 (m) 1.5 변위각 (deg) +30 ~ -25 표 8 날개조종면재원 2.2.6 꼬리날개 2.2.6.1 수평꼬리날개수평꼬리날개의 Tail Volume( ) 및 Volume Coefficient( ) 는다음과같이구해지며, 아래표에나타나있는바와같이현용항공기들의수평꼬리날개 Volume Coefficient는대략 0.3~0.7 정도이다. 9

Piper-J3 Piper Cherokee. Cessna 140 Cessna 150 Shin 2150-A Thorp T-18 Luscombe-Silvaire Nesmith Cougar Emeraude CP301 Cessna 170 Navion Sw(ft2) c(ft) Sh (ft2) Sh/Sw(% ) 178.5 5.33 24.5 13.7 160.0 5.08 23.0 14.4 159.6 4.90 23.3 14.6 160.0 4.95 23.7 14.8 144.0 4.80 20.8 14.5 86.0 4.17 14.2 16.5 140.0 4.17 21.7 15.5 82.5 4.00 14.0 17.0 118.0 4.33 24.0 20.3 175.0 4.92 34.2 19.5 184.0 5.22 42.8 23.3 lh(ft) lh/c Vh 13.2 2.47.340 13.1 2.57.371 12.5 2.55.374 13.0 2.63.390 12.7 2.64.392 10.4 2.50.412 11.8 2.84.442 11.3 2.83.480 12.1 2.79.568 14.6 2.97.580 15.5 2.96.692 표 9 현용항공기의수평미익재원과체적계수 여기서, : 주날개면적 : main Wing M.A.C : 수평꼬리날개면적 : 무게중심과수평미익공력중심사이의거리 : 수평꼬리날개부피계수 * The 100% Elevator Area represents the "All Movable Tail" Typical Applications Split Flaps Small Clmax Small Cmax Plain Flaps Moderate Clmax Moderate Cmax Slotted Flaps High Clmax High Cmax Tail Volume Stability Margin 0.300 Small 0.450 Average 0.700 Large Elevator Area ( % of ) Control Effectiveness 30 Very Poor 50 Poor *100 Fair 30 Poor 50 Fair *100 Good 30 Fair 50 Good *100 Very Good 표 10 수평미익부피계수와조종성 본설계기는 Side-by-Side Type 의 PAV 로비행모드시승객의과도한이동과 수화물의탑재등으로인한무게중심의이동이많지않다고가정한다. 따라서정 10

적안정도 (Static Margin) 가그렇게클필요는없고위표에나와있는수평미익부피계수와조종성과의연관성을고려하여본설계기는 0.45~0.55 정도의수평미익부피계수를가지도록설계하였다. PAV가차량모드시 Tail Boom 끝단에뒷바퀴가위치하기때문에구조적강도및차량길이를고려하여가급적짧은것이좋으나꼬리날개가과도하게커질우려가있으므로현용항공기들의제원을검토하여평균길이정도인 3.33m로정하였다. 따라서본설계기에적합한정안정성 (Static Stability) 를갖는수평꼬리날개의면적은다음과같이구하였다. 꼬리날개의종횡비및테이퍼비는풍동실험과이론적인해석을통하여결정되어져야하나현단계에서는대략적인외형을결정하는것이목적이므로아래표에나타나있는현용항공기들에주로사용되는값들을이용하였다. 수평꼬리날개의종횡비및테이퍼비는항공기의종류에따라큰차이없이대략 3~5, 0.2~0.6 정도이며본설계기에서는꼬리날개의모양등을고려하여종횡비를 3.5, 테이퍼비를 1.0 으로설정하였다. 구 분 Horizontal Tail Vertical Tail AR λ AR λ Fighters 3-4 0.2-0.4 0.6-1.4 0.2-0.4 Sail Plane 6-10 0.3-0.5 1.5-2.0 0.4-0.6 Others 3-5 0.3-0.6 1.3-2.0 0.3-0.6 T-Tail - - 0.7-1.2 0.6-1.0 표 11 현용항공기의꼬리날개종횡비및테이퍼비 따라서수평꼬리날개의 Span( ) 는 가되며 Root Chord( ) 및 Tip Chord( ) 및평균공력시위 (M.A.C.) 는 11

으로결정된다. 2.2.6.2 수직꼬리날개수직꼬리날개의 Tail Volume( ) 및 Volume Coefficient( ) 는다음과같이구해지며, 아래표와같이현용항공기들의수직꼬리날개부피계수는대략 0.02 ~ 0.045 정도이다. 여기서, : 주날개면적 : 주날개 Span : 수직꼬리날개면적 : 무게중심과수직미익공력중심사이의거리 : 수직꼬리날개부피계수 Piper-J3 Shin 2150-A Bebe Jodei D-9 Lusconibe Silvaire Cessna 140 Cessna 150 Piper Cherokee Mooney Mark 20 Bellanca 260 Beechcraft D-50 Ryan Navion Taylorcraft-model 20 Beechcraft T-34 Sw(ft2) b(ft) Sv(ft2) Sv/Sw(%) lv(ft) Vv 178.5 35.2 10.2 5.7 13.4.022 144.0 30.0 9.5 6.1 11.0.024 97.3 22.9 4.9 5.0 11.4.025 140.0 35.0 10.6 7.6 11.9.026 159.6 33.3 11.5 7.2 12.8.028 160.0 33.3 11.7 7.3 13.1.029 160.0 30.0 10.8 6.7 12.9.029 167.0 35.0 12.9 7.7 13.2.029 161.5 34.2 16.4 10.2 12.6.037 277.0 45.3 27.0 9.7 18.0.039 184.0 33.4 14.6 7.9 16.9.040 178.5 34.7 18.7 10.5 13.8.042 177.6 32.8 16.9 9.5 14.5.042 표 12 현용항공기의수직미익재원과체적계수 무게중심으로부터수직꼬리날개의공력중심까지거리인 Tail Length( ) 는 3.2m 이고수직미익부피계수는현용항공기들의평균치에가까운 0.04fh 결정하 면수직미익의면적은 12

보통항공기에사용되는수직꼬리날개의종횡비및테이퍼비는대략 1.3 ~ 2.0, 0.3 ~ 0.6 정도이며, 본설계기에서는종횡비를 1.495, 테이퍼비를 0.56으로하여수직꼬리날개의형상을결정한다. 본설계기는 2개의붐을가지고있으므로수직꼬리날개는 2개가있어각수직꼬리날개의면적은 이되며수직꼬리날개의 Span( ) 는 가되며, Root Chord( ) 및 Tip Chord( ) 및수직꼬리날개의평균공력시 위 (M.A.C.) 는 으로결정된다. 꼬리날개에는 conventional 꼬리날개, T 자형꼬리날개, V 자형꼬리날개가있다. V 자형꼬리날개는구조가복잡하지만푸셔기방식의프로펠러후류의영향을피 할수있다. T 자형꼬리날개는수평꼬리날개가주날개의 wake 영역속에들어가 지않고방향타가수평꼬리날개의 wake 영역에들어가지않기때문에실속과스 핀으로부터의안전성이좋으나높은받음각에서꼬리날개가 deep stall 에들어갈 경우치명적이고구조가복잡하여제작이어려운단점이있다. 여기서는 conventional 꼬리날개를선택하여두개의 Tail Boom 에장착하였다. 하지만제 작되어질스케일모델에서는주행모드시차량내로수납이되는구조로하기위해 V-Tail 방식을사용한다. 13

그림 11 날개전체평면도, 치수및형상 본설계기에서최종적으로결정된수평꼬리날개및수직꼬리날개의제원은아 래표와같다. 스케일모델제작시에는이결과를토대로차량모드시구조적으로 유리하고비행시프로펠러후류에대한대비책으로 V-Tail 방식을채택했다. 수평꼬리날개 수직꼬리날개 에어포일 NACA 0009 NACA 0009 면적 ( ) 1.5156 1.045 뿌리시위 ( ) 0.657 0.588 끝시위 ( ) 0.657 0.588 평균공력시위 ( ) 0.657 0.588 스 팬 ( ) 2.30 0.88 가로세로비 3.5 1.495 테이퍼비 1 1 앞전후퇴각 (deg) 0 0 조종면면적비 0.35 0.35 조종면변위각 (deg) +30~-25 ±20 표 13 꼬리날개재원 2.3 내부배열 ( 동체구조 ) 비행기의동체는승무원, 승객, 적재화물등을실을수있는공간을만들어주 14

며, 엔진과날개등이부착되므로이러한점을고려하여설계되어야한다. 그러나 본설계기와같이실험기인경우동체의공간은승객, 적재화물을배제한다. 2인 승이므로유사기종분석을통해동체폭은 1m, 동체높이는 1.3m가되도록설계 했고, 동체길이는꼬리날개의위치와직접관련이되므로안정성및조종성과결 부되어이단계에서는동체높이와동체폭의중간값인 1.15의 3.47배인 4m 로동체의길이를결정하였다. 최종적인형상은아래와같다. 그림 12 Cockpit elevation 15

그림 13 조종실설계결과 제 3 절형상해석 3.1 공력특성해석 3.1.1 양력해석양력해석이란익형에의한 2차원양력데이터를 3차원으로전환시키는것이다. 다시말해 AR= 에서 AR=finite로변했을때 3차원양력곡선을얻어내는것이목적이다. 3.1.1.1 레이놀즈수보정양력계수 및항력계수 는레이놀즈수 (R.N.) 의함수로서 은레이놀즈수에비례하여, 는레이놀즈수에반비례하여변화한다. NACA 2412 익형의 =1.22은 R.N.=6,000,000, 표준거칠기 (standard roughness) 에서측정한값이므로항공기가실제로운용될때의레이놀즈수에서의 로보정해주면다음과같다. 본항공기의설계실속속도는 65.17 kph(18.10 m/s) 이고주날개시위를 1로가정하면실속속도에서의레이놀즈수는다음과같다. 16

=1206666.667 오차범위를두어레이놀즈수는 1,500,000 으로추정한다. 1.6 1.4 1.2 1.0 R.N.=1,500,000 C lmax. =1.16 C lmax. 0.8 0.6 Smooth Roughness Standard Roughness 0.4 0.2 0.0 1x10 6 2x10 6 3x10 6 4x10 6 5x10 6 6x10 6 7x10 6 8x10 6 9x10 6 1x10 7 R. N. 그림 15 레이놀즈에의한 값의수정. 레이놀즈수. smooth surface 9.000.000 1.68 6.000.000 1.64 3.000.000 1.60 표 14 레이놀즈수에따른매끈한거 칠기에서의 2 차원 값의추정. 레이놀즈수. standard surface 9.000.000 1.26 6.000.000 1.22 3.000.000 1.18 표 17 레이놀즈수에따른표준거칠기 에서의 2 차원 값의추정. 그림. 26 에서와같이 R.N.=6,000,000 에서 =1.22 를지나며매끈한표면의 익형의 곡선과평행하게선을그어얻은표준거칠기에대한 곡선으 로부터실속속도에서의 R.N.=1,500,000 에해당하는 를구하면 1.16 이된다. 따라서본항공기의주익의익형으로사용되는 NACA 2412 의 는 1.16 이 된다. 3.1.1.2 날개의특성 17

NACA 2412의익형의성능은테이퍼비가 0.78이고종횡비가무한대인 2차원흐름에서의공력특성을나타낸것이다. 이를종횡비가 7이고테이퍼비가 0.78인 3차원날개로참고문헌 [11] 에서언급한방법을따라보정을하면다음과같다. R.N.=6,000,000 표준거칠기인 NACA 2412의 2차원날개에대한양력기울기, 는 = Δ Δ α =0.105 ( ) 유한한종횡비를갖는 3 차원날개의양력기울기, a 는참고문헌 [11] 에의하면 다음식으로구할수있다. = π 여기서 f 는종횡비및테이퍼비로결정되는 lift curve slope factor 로서종횡비 7 테이퍼비 0.78 인날개의 lift curve slope factor 를참고문헌 [11] 으로부터구 하면 f=0.987 이된다. = 0.987 π = 3.2 추력특성해석 3.2.1 추진기관선정본설계기는추진기관으로엔진을사용하지않고연료전지 (fuel cells) 와진화된충전배터리에의한 DC 전기에의한동력원을선택하였다. 한번의충전으로 200km 이상날아서안전하게착륙할수있도록요구조건을잡았다. 3.2.3 전동모터선택 추진시스템을선택하기위한요구조건을아래와같이설정하였다. 본설계기와유사한가솔린엔진의항공기의추진성능과유사하게되도록추진시스템을선택 한다. 추진시스템이최소한의에너지로최대한의운용범위와운용시간을낼수있도록에너지원과 18

모터, 프로펠러를선택한다. 가솔린과연료통의무게보다전기에너지원의무게가상당히많이나가기에추진시스템의무게를최소화되도록선택한다. 추진시스템을선택할때신뢰성이있는제품으로선택하여테스트비행의위험성을줄이도록한다. 위의요구조건을바탕으로가솔린엔진 Rotax 912S의성능에설계목표를두었다. Rotax912S 의경우 6500rpm 100HP를낼수있다. 하지만전동의경우짧은시간에더많은동력을낼수있기에이륙이나착륙시 80HP의전동모터로 Rotax912S의성능을발휘할수있어서최적의설계를위해 80HP을목표치로선택하였다. 또한무게절감과엔진정비의신뢰성과효율성을높이기위해대다수의 Rotax 엔진에있는감속기어 (reduction gearing) 를사용하지않아야하였기에저속 rpm( 1200 ~ 2700rpm) 에서최대토크를낼수있는모터를선정하였다. 항공기의모터로 brushless DC 모터와 AC Induction 모터가항공기에적용함이가능하다. 최근의모터들은효율이 80% ~ 95% 정도가된다. 일반가솔린엔진의효율이 18% ~ 23% 정도라고할때상당히높다. 본설계기는모터와컨트롤러를조합하고프로펠러스피드를 1500~2700rpm 범위로선정하였을시최소 90% 이상의효율을가져야한다. 프로펠러는가솔린엔진에서사용되는것과유사한것을사용한다. 지금까지의조사내용을바탕으로모터선택요구사항을아래와같이정리하였다. 19

구분 Motor Type Continuous Power Climb power Maximum take off Power Maximum torque 내용 Three-phase brushless DC permanent magnet motor (or AC Induction) 15~30KW(20HP~40HP)at prop shaft @1600~2200prm (direct drive) 30KW~50KW(40~67HP)for 5minutes at prop shaft @1800~2400prm (direct drive) 45~70KW peak(60~94hp) for 1min. @2400~2800rpm prop speed 240Nm from 1200~2700rpm(torque vs. rpm is flexible with a variable pitch prop, but high torque at low rpm is important). Target weight 110 lbs. total for motor, controller (+ gearbox, if needed) Operating Voltage 200~350 VDC (Operating voltage bus target = 270VDC) Motor Efficiency 90~95% over operating range from 15~70KW Total drive system 85~90% over including loss in controller, motor efficiency (and gearbox, if needed). Colling System Oil, water or air (typical radiator and pump ) Motor size Diameter less than 12in., length less than 15in. preferable. Controller size less than 1cu. ft., and less than 30 lbs 표 15 Target Motor Specs 위모터선택요구조건을바탕으로다음과같이 2 개의회사제품으로압축하였다. 20

Zytek of the U.K. Technical Specification Combined Motor/Inverter Unit Weight 105kg (dry) Power (max @ 278V) 70kW Coolant Water/Glycol Operating ambient temperature -10oC to +40oC Environmental rating IP 65 Motor Type Permanent Magnet Brushless DC Torque (max) 300Nm Max operating speed 8000rpm UQM Technologies of Golden, Colorado. SR218N Motor/Generator Dimensions Length 9.94 in 252 mm Diameter 11.00 in 280 mm Weight 90 lb 41 kg Performance Peak power 100 hp 75 kw Continuous power at 4,000 rpm 60 hp 45 kw Peak torque 176 lbf ft 240 N m Continuous torque 110 lbf ft 150 N m Maximum speed 8000 RPM Maximum effi ciency 94% Power density (based on 75 kw) 1.11 hp/lb 1.83 kw/kg 21

DD45-400L Inverter/Controller Dimensions Length 14.96 in 380 mm Width 14.37 in 365 mm Height 4.69 in 119 mm Weight 35.0 lb 15.9 kg Operating Voltage Nominal input range 240 to 420 VDC Operating voltage input range 240 to 420 VDC Minimum voltage limit 240 VDC Input current limitation 400 A 위 2 社의제품가운데최종으로 SR218N Motor와 DD45-400L Controller 를선택하였다. 3.2.4 프로펠러선택프로펠러를선택함에있어여러조건을따져보아야하지만큰관점에서본설계기와유사한가솔린엔진을장착한비행체의프로펠러성능을만족하던가그이상이나와야한다는것이다. 아래에프로펠러선택시주의사항을기록하였다. 무게절감과정비횟수를줄이기위해감속기어를사용하지않기위해 Direct Drive 방식을사용한다. 본설계기에서선택한 SR218N Motor는저속 rpm( 1000~2500rpm) 에서최적의토크를발생시키도록선택하였기에 Direct Drive방식을사용하면서최대의프로펠러효율을낼수있는것을선택해야한다. 일정한프로펠러스피드를유지할수있기위해가변피치프로펠러를선택해야한다. 본설계기는비행모드시유압장치를사용하지않기때문에프로펠러는전기적으로작동되어야한다. 프로펠러의무게는최대한가벼워야하며 20 lbs미만이어야한다. 위의유의사항으로부터 Airmaster 의 AP232 propeller를선정하였다. AP232 propeller 는넓은범위에서만족할만한성능을낼수있고, 본설계기와유사기종에사용되었다. 또한 Constant-speed propeller system이전기적으로작동되며이때 1A의전류가소비되어낮은소비전력이사용된다. 추후차량모드시에프로펠러의길이가방해되지않도록폴딩타잎의프로펠러를채용할예정이다. 22

AIRMASTER AP332 PROPELLER 그림 14 프로펠러 Power Capacity Maximum Speed Maximum Diameter Weight To Fit Prop Flanges Current Applications AP332 SPECIFICATIONS Reduction gear driven, or 120hp (89.5kW) 6-cylinder direct drive engines: 3300 rpm 72in (183cm) On engine weight (hub, blades, 26lb (11.8kg) spinner, sensor/brush block): In cockpit weight (automatic 0.6lb (0.3kg) Weight controller and cables) Total Weight 26.6lb (12.1kg) Six hole pattern at 4in (101.6mm) PCD, with maximum OD of 5in (127mm). This includes:. ARP502 style.. 101.6mm PCD Rotax Flange (PN 837 28# series).. 125mm OD Jabiru Flange (PN 4525064 (standard) or PN 4610074 (2-inch extension)). Alternative flange may be supplied by Airmaster. Rotax 912, 912S and 914. Jabiru 2200 and 3300. Other Engines may be suitable; please inquire. 3.3 중량및무게중심해석본설계단계에서는공력설계단계인만큼각항목에대한무게를추정한다음무게중심을계산한다. 구조중량은상용 CAD 프로그램을이용하여 3차원모델링을한후 PC상에서계산된부피에밀도를곱함으로서중량을추정하였고, 전동모터중량은회사의자료, 계기등은실제로범용되고있는카탈로그, 기타품목들은기존의유사비행기에서사용되고있는품목들의중량을참조하여정하였다. 23

3.3.1 구조중량 구조중량은날개, 동체, 꼬리날개, 착륙장치등의중량으로구성되며, 참고문헌 2) 을이용해서부품각각의무게를계산하였고, 동체와날개꼬리날개등주요구조 부분을상용 CAD 프로그램을이용하여 3 차원모델링을한후 PC 상에서계산된 부피에밀도를곱함으로서중량을추정하였다. Weight 추정값 보정값 Density 0.00280523907364 Area 119355678.883820 Volume 34326808.924410 Mass 96294.9056681250 Center of Mass Xcbar -17.439473429690 Ycbar 372.693695323190 Zcbar -1516.4324132920 표 17 동체중량추정 3.3.2 각구성부분의중량및구성비 구성요소 중량 (kgf) 수평거리 (mm) 수평방향모멘트 (mm-kgf) 스피너 / 프로펠러 12.1kg Motor 41 541.9 29804.5 엔진카울링 4 541.9 2167.6 전륜 9.5 564.97 5367.215 Motor mount 6 655.9 4414.207 컨트롤러 (Controller) 15.9 heat exchange 4 배터리 (Batteries) 149 그외추진기관장비 5 브레이크실린더 0.45 1019.25 458.6625 동체 96.3 2418.9 232940.07 계기 2.97 1084.9 3222.153 계기판넬 0.0797 1084.9 86.46653 조종간 / 조종계통 4.2 1435.38 6028.596 전방좌석 2.5 1878.78 4696.95 날개 50 주륜 19 2039.05 38741.95 플랩조종계통 8.14 2087.5 16992.25 꼬리날개조종계통 5.43 4103.4 22281.462 수평꼬리날개수직꼬리날개합계 표 18 각구성부분의중량및구성비 2) 18. "Aircraft Spruce & Specialty Co.", Corona, CA. 2000 24

3.3.5 중심위치 공허중량시평균공력시위에대한중심위치는 26% MAC 이다. 그림 15 중심위치 3.4 안전성 / 조종성해석본설계기는형태가일반비행기와다른 PAV이다. 이론적으로안전성및조종특성을해석하기에많은어려움이있었다. 이런한어려움을극복하기위해시제기를제작하여비행시험을통한안전성및조종성해석을시도하려고하였다. 3.5 성능분석 3.5.1 요구마력 항공기가 V 의속도로비행할때의요구마력은아래의식으로부터계산된다. ρ ρ 순항속도 3). 2 유사항공기의성능. Tecnam data. Cruise spee 170kph 105.635mph (65% rpm of Rotax 912. 80hp) 25

δ 는밀도비로서해면고도를기준으로는밀도비는 1 이며순항고도 (1000m) 에서 의밀도비는 0.91 이다. 따라서위의식을기준으로계산하면다음과같다. 3.5.2 임의의고도에서의이용마력 (1000m) β σ β ρ β β 순항속도 1000m 에서는밀도비 ρ 는 0.91 이고 β= 유마력은 이므로여 3.5.3 최대양항비로비행하기위한비행속도 ρ 항공기의총중량 440kg ρ 밀도비 0.125 주날개면적 7 항력계수 0.030249 π 0.0547 26

제 4 절구조설계및해석 4.1 듀얼모드 PAV 구조설계및해석본설계기는차량모드와비행모드를모두지원하여야하므로모드변환을설계하여야한다. 날개변환시비행체전체길이를넘지않아야한다. 또한변환후차량이공기역학적으로설계될수있도록해야하며이런모드변환과정이자동으로이루어져야하기에기존 PAV 자료조사를통하여본설계기를디자인하였다. 4.1.1 날개변환구조 그림 16 The Haynes Skyblazer (Main Wing folding) 그림 17 The Haynes Skyblazer (Canard Wing folding) 그림 18 Terrafugia folding Wing 그림 19 Terrafugia aircraft 본설계기는 Folding Wing 타입을선택하였다. 하지만날개를접어동체안으로 넣는방법에대한공간적문제와외부에돌출시킬경우의공기역학적문제를동 27

시에해결할수있는설계를하였으며, 그방안으로 Rotating and Folding Wing 타입을채택하여설계하였다. 그림 20 모드변경 4.1.2 동력전달장치설계듀얼모드 PAV의경우무게증가가큰문제점이다. 듀얼모드 PAV로서지상과상공에서작동할때무게를절감하기위해동력장치를 1개로작동하도록설계하였다. 필요에따라서모터가전후로슬라이딩하고모터전후에각각의클러치장치를통해주행시에는감속기겸디퍼런셜케이스를통해서 Wheel로동력이전달될수도있고비행시에는타이밍벨트를이용해다른축에있는프로펠러에전달될수도있도록설계하였다. 이때슬라이딩을위한별도의레일을장착하지않고프레임이레일의역할을하도록설계하여더욱경량화시켰다. 28

그림 21 동력전달장치 4.1.3 강착장치 (Landing Gear) 설계개념설계의단계에서는정확한무게중심 (center of gravity, 이하 C G) 의위치를알수없기때문에예상 C G를참고문헌 [8] 를통해서산출하였다. 일반적으로항공기의 C G는날개의 Chord의 12% 에서 32% 에있으며, 본설계에서는무게중심의위치를 32%(0.32 ) 로선정하여계산하였다. 29

그림. 22 Landing gear elevation 따라서, 앞바퀴가받는정적하중은 292kgf(66%) 이고메인기어가받는하중은 147.81kgf (34%) 이다. C.G에서부터최소각 ( θ ) 이적어도 α 이상이되어야한다. 본설계기는 이므로만족스러운결과라할수있다. 횡적안정성을고려하여 θ 이며 θ 를만족해야한다. θ, θ 이므로만족스러운결과라생각된다. 4) 듀얼모드 PAV의경우차량형상에따라 Wheel의위치가좌우되며본설계기의 wheel base는 2.5m, wheel track는 1.15m으로결정하였다. 치 수 Four Wheel 동체바닥면에서무게중심까지높이 570 (mm) 정하중시동체바닥면에서지면까지높이 580 (mm) wheel base 2500 (mm) wheel track 1150 (mm) 프롭과지면사이의간극거리 530 (mm) 지면무게중까지의높이 1180 (mm) 표 19 최종강착장치설계결과 4) 8. D. Stington, "The Design of the Aeroplane", Granada, 1983. p. 372-374 30

4.2 재질본설계기는차량프레임구조의강도를높이면서무게를경량화하기위해카본트러스프레임을기본동체구조로가지며, 외피는복합재료를이용하여제작하였다. 날개제작시진공성형을통해외피복합재료스킨이구조적강도를가지도록설계함으로써기존항공기의 Spar의무게와 Rib의무게를절감하도록하였으며, 동력전달장치및조향링크를 6061 알루미늄을사용하여무게를줄이면서강도를유지하였다. 그림 23 트러스프레임구조 그림 24 날개버큠베깅 31

제 5 절도면및주요제원 5.1 도면 그림 25 삼면도 32

5.2 주요제원 개념설계를통하여아래와같은기본형상을결정하였다. 설계결과 기 종 Sports, Experimental, 복좌 (2 place) 특 징 안정성 (Safety) 동 체 (Fuselage) 구 조 세미모노코크 (semi-monocoque), 트러스 기본구조재료 알루미늄합금 (Al 6061) 크롬몰리브덴강 (4130) 부재료 복합재료 (Glass, Graphite/Epoxy) 날 개 (Wing) 구 조 캔틸레버 (cantilever), 분리가능 기본구조재료 복합재료 (Glass, Graphite/Epoxy) 평면형 직사각형 (Rectanagular) 위 치 높은날개 (High wing) 익 형 NACA 2412 가로세로비 (Aspect ratio) 7 날개면적 112.17 (10.42 ) 고양력장치 (High lift device) 슬로티드플랩 (Slotted Flap) 꼬리날개 (Tail) 수직꼬리날개 (fin-rudder) 의모양 보통 수평꼬리날개 (stab-elevator) 의모양 보통 표 20 설계결과 동력장치 (Power-plant) 종 류 Rotax 912 UL-D.C.D.I, 정적마력 80 HP 중 량 (Weight) 자 중 (Empty weight) 496lbs (225 kg) 총중량 (Gross weight) 849lbs (385 kg) 설계성능 (Design performance) 실속속도 (Stall Speed) 151.62 ft/s (56.635 km/h) 74.07 ft/s (81.2699 km/h) 순항속도 (Cruise Speed) 106 mph (170 kph) 항속거리 (Range) 표 21 설계결과 33

날 개 익 형 (airfoil) NACA 2412 면 적 ( ) 10.42 평균공력시위 (m) 1.22 스 팬 (m) 8.54 가로세로비 - 7 테이퍼비 - - 상반각 (deg) 1 붙임각 (deg) 0 비틀림각 (deg) 0 표 22 날개의재원 플 랩 에일러론 종 류 - slotted flap 시 위 (m) 0.42 스 팬 (m) 264 변위각 (deg) 0~30 종 류 - - 시 위 (m) 0.42 스 팬 (m) 174 변위각 (deg) +30 ~ -25 표 23 날개조종면재원 수평꼬리날개 수직꼬리날개 에어포일 NACA 0009 NACA 0009 면 적 ( ) 2 1.035 뿌리시위 ( ) 0.8 1.233 끝 시 위 ( ) 0.8 0.45 평균공력시위 ( ) 0.8 0.856 스 팬 ( ) 2.5 1.28 가로세로비 3.125 1.495 테이퍼비 1 0.365 앞전후퇴각 (deg) 0 23 체적계수 0.51 0.0452 조종면면적비 0.4 0.4 조종면변위각 (deg) +30~-25 ±20 표 24 꼬리날개재원 34

제 6 절제작및검사방법 6.1 제작절차설계는 2인승유인듀얼모드 PAV를기준으로설계하였다. 하지만실물을제작하기란많은자본과시간이투자되어야한다. 또한안정성및조종성을실물을만들기전에축소기를만들어시험해봄으로서많은오류를줄일수있다. 축소기제작시최대한실물의구조와동일한방법으로제작하도록노력하였다. 아래제작과정을담은사진을포함하였다. 가. 개념설계 그림 26 개념설계 나. 1/3 축소모형제작 & 비행성테스트 그림 27 스케일모델테스트비행 다. 설계수정및세부설계 그림 28 설계수정및세붓설계 35

마. 부품가공 그림 29 부품가공 바조립 그림 30 조립 사. 테스트 36

6.2 제작방법, 제작공구 6.2.1 제작방법가. 3D프로그램을이용한설계 - 형상설계및작동부위간섭체크나. 마스터모델 CNC 가공 - 부품및형상 ( 외형날개등 ) 의가공다. 부품, 프레임조립 - 프레임을비롯한동력전달, 조향, 서스펜션등관련라. 몰드제작마. FRP, CRP를수적층, 버큠베깅방식등으로성형바. 후가공및도장사. 전체조립 6.2.2 제작공구 가. 3D 설계가가능한컴퓨터나. 형상가공을위한밀링CNC, 열선커터CNC 다. 절삭공구-금속가공을위한밴드쏘우, 선반, 밀링, 탁상드릴링머신등라. 연삭공구-밸트샌더, 오비탈샌더, 에어샌더, 그라인더, 드라멜, 광택기등마. 버큠베깅을위한진공펌프, 오븐, 초정밀저울바. 조립공구-레벨링레이저, 전동드릴, 전동드라이버등바. 도장을위한도장부스, 컴프레셔, 스프레이건등 37

제 7 절지상및비행시험분석 보고서제출일현재까지 1/2.3모델의작업이진행중에있으므로최종모델은프레임상태에서지상시험만진행하였으며비행시험분석은작성에어려움이있어, 개념설계모델인 1/3.2 모델의분석내용과함께최종모델의완성예상도및운용예상도를첨부한다. 7.1 지상측정결과전체적으로만족스러운주행성능을보여주었다. 아래그림에서보는바와같이주행이가능한프레임상태에서중량은 3kg이다. 현재는적당한서스펜션의작동을보여주었으나완성시의무게가 10kg에육박하므로토션바의강성이강한것으로교체해야하겠다. 프레임만의상태라고속주행은해보지못했지만스로틀에대한바퀴구동의응답성도상당히빨랐으며, 모터로작동되는브레이크의반응도빠르다. 전진, 브레이크. 후진의세팅이너무예민하여급작스런동작을보이는부분이있었으나추후변속기및조종기세팅으로해결될것이다. 그림 31 주행테스트 38

그림 32 주행모드 그림 33 주행모드 39

그림 34 주행모드 7.2 비행분석초기스케일모델은제작의편리성과무게등을고려해 EPP로제작되었다. 따라서정확한데이터를구하기는힘들다. 반면수정이쉬워테스트용기체제작에서다양한수정과시도를하기에용이하다. 개념설계에서나온데이터를반영해제작하였으며수십차례에걸친테스트비행으로공력중심에서의미익위치와수직, 수평미익의크기및위치를계속이동시켜가면서정안정성및동안정성이충분히확보되도록개념설계를수정해나갔다. 또한푸셔타잎비행기의문제점인프로펠러후류의영향이미익에최소화되도록다양한미익의형태도시도되었다. 이러한내용들은모두최종모델에반영되었으며보다안정적이며효율적인비행이가능하리라보여진다. 40

그림 35 비행모드 그림 36 비행모드 41

그림 37 비행모드 42

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