작품번호 1701 제57회 전국과학전람회 균형 있게 오래 비행하는 왕관 모양의 비행체 연구 출품분야 학생부 출품부문 산업 에너지 2011. 7. 9 구 분 성 명 출품학생 지도교사 김인수, 박모세 이 성 룡
초록 일반적인 비행체의 Airfoil은 높은 받음각에서의 비행이 불가능하고, 실속이 쉽게 일어나며, 기류의 변화에 민감하여 자세제어가 쉽지 않다는 단점이 있 다. 또한 Airfoil 양 끝의 내리흐름에 의한 유도항력의 발생 및 공진에 의한 파손 등의 위험성도 있어 여러 가지 소프트웨어의 보정이 필수적이다. 이에 반하여 고리 모양의 비행체는 날개의 가로세로비가 무한이 되는 효과를 가 지고 있어, 유도항력이 발생하지 않으며, 높은 받음각에서도 실속이 일어나 지 않아 비행이 가능하다는 이점이 있다. 하지만 선행 연구된 고리 모양의 비행체는 자체적인 비행이 불가능하며, 타 비행체에 부착될 때에만 비로소 효과를 나타내게 된다. 이를 해결할 수 있는 비행체를 제작하고자 자체적으 로 착상한 고리 모양의 비행체에 동체와 꼬리날개가 추가된 형태인 왕관 모 양의 비행체(Crown Shaped Airplane)의 경우, 풍동실험 결과 Airfoil과 원통 모양의 모형보다 더 우수한 양항특성을 보유하고 있다는 것을 알아내었으며, 시뮬레이션을 통해 풍동 실험의 결과를 검증하였고, 이러한 결과를 이용하여 제작한 CSA의 RC 모형은 다른 원격조종 비행체보다 더 높은 받음각에서의 비행이 가능했으며, 방향을 전환할 때에도 안정성이 높았다. 또한 기수를 높 이고 추력을 증가시키면 제자리 비행이 가능한 특성이 있어 향후 무인기로 써의 전망이 매우 밝다고 보고 있다.
[목차] 1. 탐구 동기 및 목적 1 가. 탐구 동기 1 나. 탐구 목적 1 2. 이론적 배경 1 3. 탐구 설계 5 가. 탐구 장소 5 나. 실험 장비 5 다. 실험 설계 7 4. 탐구 수행 8 가. 여러 변인에 따른 왕관모양 비행체의 비행특성 분석 8 1) 왕관모양의 비행체와 다른 모양의 비행체의 체공시간 비교 8 2) 왕관모양 비행체 고리의 이심률에 따른 비행 시 불안정성 및 비행 특성 탐 구 9 3) 왕관모양 비행체의 크기에 따른 비행특성 탐구 10 4) 왕관모양의 비행체를 여러 개 붙여 비행시켰을 때 비행특성 탐구 11 나. 풍동실험을 통한 왕관모양의 비행체의 양항특성 분석 13 1) 날개 형태에 따른 특성 비교 13 2) 왕관모양의 비행체의 이심률에 따른 특성 비교 20 3 ) 꼬 리 날 개 의 영 향 조 사 2 5 다. 시뮬레이터를 통한 왕관 모양의 비행체의 특성 분석 28 라. 왕관 모양의 비행체의 RC 모형 구현 33 5. 결 론 3 8 6. 활용 및 기대효과 39 7. 참고문헌 39
[그림 목차] <그림 1> 개관 a 1 <그림 2> 개관 b 1 <그림 3> Airfoil에서 양력이 발생하는 원리 2 <그림 4> 비행기의 각 부 명칭 및 구조 2 <그림 5> 승강타를 통한 비행기의 고도 변화 2 <그림 6> 방향타를 통한 비행기의 선회 3 <그림 7> 에일러론을 통한 비행기의 방향 전환 3 <그림 8> 받음각에 따른 기류의 분포 4 <그림 9> 고양력 장치인 플랩과 슬랫 4 <그림 10> Force Sensor 5 <그림 11> Data Studio의 분석 화면 5 <그림 12> Force Sensor을 연결한 Interface 5 <그림 13> 개방형 풍동의 전체 모습 6 <그림 14> 터빈에 사용한 변속기 6 <그림 15> 풍동의 터빈부분 6 <그림 16> Pitot tube의 측정부 6 <그림 17> 피토관 6 <그림 18> Pitot tube의 Display 부분 6 <그림 19> 피토관의 연결방법 6 <그림 20> Pitot tube의 속도 측정 방법 및 계산 과정 6 <그림 21> 표준 왕관모양 실험모형 8 <그림 22> 이심률을 통제 가능한 CSA모형 8 <그림 23> Airfoil 형태의 실험 모형 8 <그림 24> 원통형 실험 모형 8 <그림 25> CSA 10 <그림 26> Ring Airplane 11 <그림 27> X-zylo 12 <그림 28> 왼쪽부터 각각 A, B, C, D형 비행체 13 <그림 29> 이심률 조절이 가능한 CSA 13 <그림 30> 규모를 다르게 한 CSA 13 <그림 31> 여러 개의 CSA를 이어 붙여 제작한 Cluster CSA 13 <그림 32> 비행체와 센서의 연결부1 14 <그림 33> 비행체와 센서의 연결부2 14 <그림 34> 풍동에 고정한 비행체1 14 <그림 35> 풍동에 고정한 비행체2 14 <그림 36> Airfoil 받음각 0도 15
<그림 37> Airfoil 받음각 10도 15 <그림 38> Airfoil 받음각 20도 15 <그림 39> Airfoil 받음각 30도 15 <그림 40> Airfoil 받음각 40도 15 <그림 41> Airfoil 받음각 50도 15 <그림 42> Airfoil 받음각 60도 15 <그림 43> 원통모양 모형 받음각 0도 15 <그림 44> 원통모양 모형 받음각 10도 15 <그림 45> 원통모양 모형 받음각 20도 15 <그림 46> 원통모양 모형 받음각 30도 15 <그림 47> 원통모양 모형 받음각 40도 15 <그림 48> 원통모양 모형 받음각 50도 15 <그림 49> 원통모양 모형 받음각 60도 15 <그림 50> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 0도 16 <그림 51> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 10도 16 <그림 52> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 20도 16 <그림 53> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 30도 16 <그림 54> 왕관모양 비행체( CSA 이심률0.885) 받음각 40도 16 <그림 55> 왕관모양 비행체( CSA 이심률0.885) 받음각 50도 16 <그림 56> 왕관모양 비행체(CSA이심률0.885) 받음각 60도 16 <그림 57> 받음각에 따른 양력(Airfoil) 16 <그림 58> 받음각에 따른 항력(Airfoil) 16 <그림 59> 받음각에 따른 양력(원통모양 모형) 17 <그림 60> 받음각에 따른 항력(원통모양 모형) 17 <그림 61> 받음각에 따른 양력(왕관모양 비행체) 18 <그림 62> 받음각에 따른 항력(왕관모양 비행체) 18 <그림 63> 받음각에 따른 양항비(왕관모양 비행체) 18 <그림 64> 받음각에 따른 양력(비교) 18 <그림 65> 받음각에 따른 항력(비교) 19 <그림 66> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 0도 20 <그림 67> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 10도 20 <그림 68> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 20도 20 <그림 69> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 30도 20 <그림 70> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 40도 20 <그림 71> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 50도 20 <그림 72> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0) 받음각 60도 20 <그림 73> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 0도 20
<그림 74> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 10도 20 <그림 75> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 20도 20 <그림 76> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 30도 20 <그림 77> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 40도 20 <그림 78> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 50도 20 <그림 79> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.803) 받음각 60도 20 <그림 80> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 0도 21 <그림 81> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 10도 21 <그림 82> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 20도 21 <그림 83> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 30도 21 <그림 84> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 40도 21 <그림 85> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 50도 21 <그림 86> 왕관모양 비행체(CSA 이심률0.885) 받음각 60도 21 <그림 87> 받음각에 따른 양력(이심률 0) 22 <그림 88> 받음각에 따른 항력(이심률 0) 22 <그림 89> 받음각에 따른 양항비(이심률 0) 22 <그림 90> 받음각에 따른 양력(이심률 0.803) 23 <그림 91> 받음각에 따른 항력(이심률 0.803) 23 <그림 92> 받음각에 따른 양항비(이심률 0.803) 23 <그림 93> 받음각에 따른 양력(이심률 0.885) 24 <그림 94> 받음각에 따른 항력(이심률 0.885) 24 <그림 95> 받음각에 따른 양항비(이심률 0.885) 24 <그림 96> 받음각에 따른 양력(이심률 비교) 24 <그림 97> 받음각에 따른 항력(이심률 비교) 24 <그림 98> 풍동에 고정한 모형1 25 <그림 99> 풍동에 고정한 모형2 25 <그림 100> 꼬리 날개 각도 -60도 26 <그림 101> 꼬리 날개 각도 -30도 26 <그림 102> 꼬리 날개 각도 0도 26 <그림 103> 꼬리 날개 각도 30도 26 <그림 104> 꼬리 날개 각도 60도 26 <그림 105> 꼬리 날개의 각도에 따른 양력 26 <그림 106> 꼬리 날개의 각도에 따른 항력 26 <그림 107> 꼬리 날개의 각도에 따른 양항비 27 <그림 108> 시뮬레이션 프로그램을 이용하여 면을 이어붙이는 모습 29 <그림 109> CSA의 시뮬레이션 모형의 동체 하부를 제작하는 모습 30 <그림 110> CSA 시뮬레이션 모형의 우측 동체가 완성된 모습 30
<그림 111> 왕관 모양의 비행체 모형의 3/4가 완성된 모습 30 <그림 112> 왕관 모양의 비행체 모형이 완성된 모습. 이심률은 0.831이다. 31 <그림 113> Surface(Position) 31 <그림 114> Flow control 31 <그림 115> Surface(Shape) 31 <그림 116> CL vs. AOA 31 <그림 117> CL/CD vs. AOA 31 <그림 118> DATA 31 <그림 119> 시뮬레이션을 통한 왕관 모양의 비행체의 비행 특성 Report 32 <그림 120> 풍동실험과 시뮬레이션을 통한 양력 값의 비교 32 <그림 121> 동체 제작에 사용한 EPP(60cm 90cm) 34 <그림 122> 수평꼬리날개의 서보모터 34 <그림 123> 수직꼬리날개의 서보모터 35 <그림 124> 에폭시 접착판을 이용하여 부착한 3상모터 35 <그림 125> 6채널 수신기 35 <그림 126> 전자 변속기(ESC) 35 <그림 127> LiPo배터리를 동체 상부 무게중심에 부착한 모습 36 <그림 128> 연습용 Delta Wing(전면) 36 <그림 129> 연습용 Delta Wing(측면) 36 <그림 130> 조종기와 RC CSA 37 <그림 131> 측면에서 본 CSA의 RC모형 37 <그림 132> CSA RC모형의 전면부 37 <그림 133> RC모형의 후면 37 <그림 134> 이륙 직전의 RC CSA 37 <그림 135> 이륙 직후의 RC CSA 37 <그림 136> 상승중인 RC CSA 37 <그림 137> Hovering 중인 RC CSA 37 <그림 138> 고고도에서 비행중인 CSA 38 <그림 139> 착륙중인 RC CSA 38
[표 목차] <표 1> Airfoil 실험모형의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력 16 <표 2> 원통 모양의 실험모형의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력 17 <표 3> 이심률이 0.885인 왕관모양 실험비행체의 받음각의 변화에 따른 양력과 항 력, 양항비 17 <표 4>왕관 모양 비행체(이심률 0)의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양항비21 <표 5> 왕관 모양 비행체(이심률 0.803)의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양 항비 22 <표 6> 왕관 모양 비행체(이심률 0.885)의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양 항비 23 <표 7> 꼬리 각도의 변화에 따른 양력 과 항력, 양항비 26 <표 8> RC CSA의 각 부 부품 명칭 및 수량 33 <표 9> RC CSA의 각 부 부품 명칭 및 수량 33
1. 탐구 동기 및 목적 가. 탐구 동기 몇 년 전 미국의 NASA에서 제작한 'U'모양의 비행체가 3개월 동안 태양광 전지 판에서 얻은 동력만으로 비행하는 모습을 다큐멘터리를 통해 접하게 되었다. 이후 고등학교에 입학한 후 문득 'U'모양의 날개를 연장시켜 고리 모양으로 만들면 어 떻게 비행할 것인지에 대하여 호기심을 가지게 되었다. 왕관모양으로 제작한 종이 비행기로 모의실험을 한 결과 다른 종이비행기와는 달리 매우 안정적으로 오래 비 행 하는 것을 보고 왕관 모양의 비행체인 CSA에 대하여 연구하게 되었다. 나. 탐구 목적 1) 왕관 모양의 비행체의 비행 특성을 분석한다. 2) 풍동실험을 통하여 왕관모양비행체에 작용하는 양력과 항력을 분 석한다. 3) 컴퓨터 시뮬레이션을 이용하여 왕관 모양의 비행체가 무인 비행기 로서의 실현이 가능한지에 대하여 연구해본다. 4) RC 비행기로의 제작을 통해 무인비행기로써의 가능성을 확인해본 다. 2. 이론적 배경 가. 베르누이의 원리 로 표현되는 베르누이의 정리는, 유속이 빠를수록 그 곳 에서의 압력은 작고, 유속이 느리면 상대적인 압력이 커진다는 내용이다. 더 일반적 으로 표현하면 베르누이의 정리는 로 나타낼 수 있다. 여기서 은 일반적으로 유체의 단위 부피당 운동에너지를 의미한다. 개관 a와 b에서 압력을 고려한 두 식을 세워 보면 각각의 그래프에서, - 1 -
그림 1. 개관 a 그림 2. 개관 b 와 를 도출할 수 있다. 이를 하나의 식으로 표현하면 위에서 제시한 베르누이의 정리를 유도할 수 있다. 나. 비행의 원리 비행기는 베르누이의 원리에 입각한 Airfoil(날개)을 이용하여 양력을 받아 비행 을 할 수 있다. 일반적인 Airfoil의 구조는 다음 그림과 같이 곡률이 있는 윗면과 거의 편평한 면을 가진 아랫면으로 구성된다. 그림 3. Airfoil에서 양력이 발생하는 원리 그림 4. 비행기의 각 부 명칭 및 구조 Airfoil의 위와 아래를 지나는 공기는 Airfoil의 앞부분인 리딩에이지에서 갈라진 후, 위쪽을 흐르는 공기가 아래쪽으로 흐르는 공기보다 더 많은 거리를 움직이게 되어(더 빨리 흐르게 되어), Airfoil 상부의 압력이 하부보다 더 낮아지게 된다. 이 과정에서 양력이 발생하게 되는 것이다. 비행기는 이외에도 베르누이의 원리를 방향이나 고도를 조정할 때에도 사용한다. 다음은 비행기의 조종 원리에 관한 내용이다. 1) 승강타: 수평 꼬리 날개에 달려 있으며, 그림에서 보는 바와 같이 승강타에 의해 발생한 모멘트는 비행기를 상승 또는 강하 자세로 변화시킨다. 이러한 움직임을 피칭(pitching)이라 한다. - 2 -
그림 5. 승강타를 통한 비행기의 고도 변화 2) 방향타: 수직 꼬리 날개에 달려 있으며, 그림에서 보는 바와 같이 방향타에 의해 발생한 모멘트는 비행기를 좌우로 선회시킨다. 이 러한 움직임을 요잉(yawing)이라 한다. 그림 6. 방향타를 통한 비행기의 선회 3) 에일러론: 날개의 좌, 우측에 달려 있으며, 그림에서 보는 바와 같 이 서로 반대 방향으로 움직여 발생하는 좌, 우측 날개의 양력 차 이로 인해 비행기 자세를 좌우로 경사지게 한다. 이러한 움직임을 롤링(rolling)이라 한다. 그림 7. 에일러론을 통한 비행기의 방향 전환 비행기를 상승 또는 강하시키기 위해서는, 조종사는 승강타를 사용하며, 좌우로 선회 할 때는 방향타와 에일러론을 동시에 사용한다. 또한 곡예비행을 할 때는 이 러한 조종면들은 복합적으로 동시에 사용하는 것이 일반적이다. 다. 양력과 항력, 받음각과 실속 비행기는 주 날개의 Airfoil에서 대부분의 양력을 받지만 양력 이외에도 항력이 발생하게 된다. 비행기의 양항특성과 항력특성을 알려주는 지표로서 일반적으로 양력 계수와 항력계수를 많이 이용하고 있는데, 양력계수와 항력계수는 다음 공식 을 통해 구할 수 있게 된다. - 3 -
여기서, 은 양력 계수를 의미하고, 은 양력, 는 동압, 는 날개의 전체 면 적을 뜻한다. 즉 양력이 증가하기 위한 조건은 날개의 단면적이 크고, 동압, 양력 계수가 커지면 된다. 한편 항력을 구하는 공식은 다음과 같다. 는 항력 계수, 는 항력을 의미하며, 는 동압, 는 날개의 전체 면적을 뜻 한다. 따라서 비행기를 설계할 때에는 양력과 항력을 모두 고려하여 제작하여야 한다. 특 히 양력과 항력은 모두 날개의 면적과 동압에 공통적으로 비례하므로, 이를 고려한 균형있는 설계가 필수적이다. 한편 날개에서 발생하는 양력의 크기는 날개 단면의 형상에도 좌우되지만, 공기 흐 름과의 상대적인 각도(받음각)에 의해 달라진다. 즉 받음각이 커지면 양력이 비례하 여 커지는데, 이 때 항력도 비례하여 커진다. 그러나 받음각이 일정한 크기 이상이 되면 항력이 급격히 증가하면서 양력이 오히려 감소하는 현상이 발생하는데, 이를 실속 이라고 한다. 실속은 항공기 추락의 원인이 된다. 그림 8. 받음각에 따른 기류의 분포 그림 9. 고양력 장치인 플랩과 슬랫 실속현상을 지연시키거나 방지할 목적으로 사용하는 장치를 고양력 장치 라 한다. 고양력 장치는 항공기가 이착륙과 같은 느린 속도의 비행 조건 하에서 실속을 방지 하고 양력을 극대화시키는 역할을 하는데, 대표적인 자치로는 플랩(Flap)과 슬랫 (Slat)이 있다. 플랫은 날개의 면적과 받음각을 증가시켜 추가적인 양력을 얻는 장 치이다. 이 장치는 항력도 동시에 증가하기 때문에 이착륙 단계에서만 주로 사용한 다. 슬랫은 날개에 곡면을 증가시켜 양력을 증가시키는 장치이다. - 4 -
3. 탐구 설계 가. 탐구 장소 1) CSA의 정성적 비행 특성 분석 실험 : 충남과학고등학교 교내 강당 2) 연구 및 풍동실험 : 충남과학고등학교 물리 기기실 3) 시뮬레이션 : KAIST 항공우주공학과 비행동아리 Icarus 나. 실험 장비 1) Force sensor 그림 11. Data Studio의 분석 그림 12. Force Sensor를 그림 10. Force Sensor 화면 연결한 Interface Force sensor를 Interface를 통하여 컴퓨터에 연결한 후 Data studio를 통해 Force sensor에 측정되는 힘의 변화를 그래프로 관찰할 수 있다. Force Sensor는 장력 및 압축력(압축력은 양의 값, 장력은 음의 값을 가짐)을 측정할 수 있으며, 사용 전 영점 조절을 필요로 한다. 2) 풍동(개방형) 본 실험에 사용한 개방형 풍동은 자체 제작한 것으로서 풍동의 분석부는 아크릴 재질로, 내부치수는 22cm 30cm 96cm이며, 풍동은 외관을 둘러싸고 있는 알루미 늄 고정대에 의하여 터빈과 결합되어 있다. 터빈은 변속기를 통하여 회전속도 조 절이 가능하며, 바람이 균일하고 일정하게 나오도록 여러 개의 작은 슬릿을 내어 바람을 보낼 수 있는 구조이다. - 5 -
그림 13. 개방형 풍동의 전체 모습 그림 14. 풍동의 터빈부분 그림 15. 터빈의 변속기 한편, 풍동 분석부의 경우, 한쪽 측면에는 검은색 하드 보드지를 부착하여 반대쪽에 서 분석할 때 관찰이 용이하도록 하였다. 3) Manometer와 Pitot Tube Pitot Tube는 정압과 동압의 차이를 측정하여 풍속을 측정하는 기구로써 정밀한 풍속 측정을 필요로 하는 곳에 사용된다. 본 탐구에서는 Pitot tube를 풍동의 말단 부 중앙에 고정시켜, 항상 풍동에서의 풍속이 일정하도록 하는 데에 사용하였다. 그림 16. Pitot tube의 측정부 그림 17. 피토관 그림 18. Manometers(MP 120) 그림 19.피토관의 연결방법 그림 20. Pitot tube의 속도 측정 방법 및 계산 과정 본 Manometer는 KIMO INSTURCTION 사의 제품으로 풍속을 2m/s부터 40m/s 까지 0.1m/s 단위로 측정이 가능하며, 오차는 ±0.7m/s이다. - 6 -
다. 실험 설계 본 탐구는 다음과 같은 4개의 프로젝트로 구성되어 있다. 1) 여러 변인을 다르게 하여 왕관 모양의 비행체 모형을 제작한 후 직접 비행 시켜 비교해 비행 특성을 파악한다. 2) 풍동실험을 통하여 왕관모양의 양항특성을 분석한다.. 3) 시뮬레이션을 통해 왕관 모양 비행체 특성을 분석한다. 4) 왕관 모양의 비행체의 RC구현을 통한 무인비행기의 가능성을 확인해본다. 첫 번째 프로젝트는 왕관 모양 비행체와 다른 타 비행체와의 정성적 성능비교를 통한 왕관모양 비행체의 우월성 입증 및 왕관 모양 비행체의 대략적인 비행 특성 파악에 관한 것으로, 차후 진행될 풍동실험에서 분석해볼 비행특성들을 찾아내는 것에 목적이 있다. 풍동실험을 이용한 두 번째 프로젝트에서는 왕관 모양의 비행체를 실험모형으로 제작하여 모형에 작용하는 양력과 항력을 각각 Force senesor를 사용하여 측정한 다. 이를 통하여 얻은 양력과 항력을 실험모형의 양항비를 구하는 데에 사용할 것 이며, 실속이 일어나는 시점을 알아내어 안정성을 측정할 수 있는 척도로 이용할 것이다. 또한 각각의 모형에 작용하는 항력과 양력을 통해 보다 차후 보다 최적화 된 모형을 제작할 때 참고할 것이다. 세 번째 프로젝트인 왕관 모양의 비행체의 시뮬레이션은 RC 왕관비행체로의 실 현에 앞서 가능성을 확인해보는 절차이다. 이상 유체 내에서의 가상적인 상황에서 시뮬레이션을 해보아 풍동실험의 정확성을 검증하는 척도로서 진행되었다. 마지막 프로젝트인 왕관 모양의 비행체의 RC구현은 앞서 진행된 프로젝트를 통 해 얻어진 왕관 모양의 비행체의 비행 성능 데이터를 바탕으로 최적화된 설계를 적용한 RC모형을 제작(RC 전문 업체인 하비모델 의 박종화 사장님으로부터 부품 구입, 제작 등의 전반적인 도움을 받음)하여 무인비행기로서의 활용 가능성을 확인 하는데 목적이 있다. - 7 -
4. 탐구 수행 가. 여러 변인에 따른 왕관모양 비행체의 비행특성 분석 1) 왕관모양의 비행체와 다른 모양의 비행체의 체공시간 비교 가) 준비물 - 왕관모양의 비행체, 고리비행기(종이 고리 2개, ohp필름), X-zylo, 4가지의 서로 다른 비행체, 시간 기록 타이머 그림 21. CSA 그림 22. Ring Airplane 그림 23. X-zylo 그림 24. 왼쪽부터 각각 A, B, C, D형 비행체 나) 탐구방법 (1) 왕관모양의 비행체와 고리비행기, X-zylo, 4가지의 다른 형태의 비행기를 준 비한다. (2) 왕관모양의 비행체와 고리비행기, X-zylo와 4가지 비행기를 각각 동일한 높이 에서 동일한 사람이 비행시킨다. (3) 각각의 비행체의 체공시간을 측정한다. - 8 -
다) 탐구결과 CSA 비행체의 모양에 따른 체공시간 라) 결과분석 왕관모양의 비행체와 고리비행기, X-zylo는 모두 고리 모양의 날개를 공통적으 로 이용하여 비행을 하지만 왕관모양의 비행체는 저속으로, 고리비행기와 X-zylo 는 고속으로 비행을 하였다. 체공시간 면에서 왕관모양의 비행체가 다른 비행체보다 뛰어난 것을 알 수 있다 2) 왕관모양의 비행체 고리의 이심률에 따른 비행 시 불안정성 및 비행 특성 탐구 가) 준비물 왕관모양의 비행체, 철사, 자, 여러 가지 타원이 인쇄된 종이 나) 탐구방법 (1) 왕관모양의 비행체의 고리 부분에 철사를 삽입한 후 보강한다. (2) 여러 가지 타원이 인쇄된 종이에 왕관모양의 비행체의 고리부분이 합동이 되 도록 고리를 조정한다. 이 때 타원의 장축과 단축을 측정하여 이심률을 구한 다. (3) 여러 가지 이심률로 고리 모양을 조정하여 왕관모양의 비행체를 비행시킨다. - 9 -
다) 탐구결과 그림 25. 이심률 조절이 가능한 CSA 왕관모양 비행체의 이심률에 따른 체공시간 및 불안정성 라) 결과분석 고리 부분의 이심률이 증가할수록 체공시간이 증가하였고 불안정성은 감소하는 경향을 보였으나 어느 정도 이상의 이심률에서는 오히려 비행 특성이 감소하는 것을 확인할 수 있었다. 3) 왕관모양 비행체의 크기에 따른 비행특성 탐구 가) 준비물 왕관모양의 비행체 5개(A4의 1/3배, 1/2배, 2/3배, 1배, 2배size), 카메라, 줄자(8m) - 10 -
그림 26. 크기를 다르게 한 CSA 나) 탐구방법 (1) 왕관모양의 비행체를 크기를 달리하여 6개를 제작한다. (2) 각각의 왕관모양의 비행체의 체공시간, 불안정성 등을 측정한다. 다) 탐구결과 크기 크기 크기 크기 왕관 모양 비행체의 크기에 따른 체공시간 및 불안정성 라) 결과분석 왕관모양의 비행체를 크게 만들었을 때, 체공시간이 증가하는 것과 불안전성이 감소한다. 하지만 왕관모양의 비행체를 크게 만들었을 때 왕관모양 비행체의 질 량이 증가하여 더 많은 양력을 필요로 하므로 더욱 가벼운 소재로 왕관모양의 비 행체를 크게 만든다면 더 안정적으로 비행할 것이라 생각된다. 4) 왕관모양의 비행체를 여러 개 붙여 비행시켰을 때 비행특성 탐구 가) 준비물 왕관모양의 비행체 4개, 스카치테이프, 스테이플러 - 11 -
나) 탐구방법 그림 27. 여러 개의 CSA를 이어 붙여 제작한 Cluster CSA (1) 왕관모양의 비행체 1개를 비행시켜 데이터를 기록한다. (2) 왕관모양의 비행체 2개를 가로로 붙여 비행시켜 데이터를 기록한다. (3) 왕관모양의 비행체 3개를 가로로 붙여 비행시켜 데이터를 기록한다. (4) 왕관모양의 비행체 4개를 가로로 붙여 비행시켜 데이터를 기록한다. (5) 왕관모양의 비행체 2개를 세로로 붙여 비행시켜 데이터를 기록한다. 다) 탐구결과 왕관 모양 비행체의 이어붙인 개수에 따른 체공시간 및 불안정성 라) 결과분석 왕관모양의 비행체를 가로로 여러 개 붙여 비행시켰을 때, 체공시간이 증가하는 것을 토대로 저항력이 증가한다는 사실을 알 수 있었다. 하지만 왕관모양 비행체 의 개수가 증가함에 따라 동체의 무게가 증가하여 4개 이상의 왕관모양의 비행체 를 여러 개 부착하여 비행시키면 오히려 비행능력이 떨어진다는 것을 알 수 있었 다 따라서 여러 개를 이어 붙여도 전체 질량이 같다면 여러 개를 이어 붙일수록 비행능력이 증가할 것이라 생각된다. - 12 -
나. 풍동실험을 통한 왕관모양의 비행체의 양항특성 분석 1) 날개 형태에 따른 특성 비교 가) 준비물 표준 왕관모양비행체 모형, 에어포일 모형, 원통 모형, 나무막대, 접착제, 글루건 노트북, Interface, Force sensor (2개), 풍동(자체 제작한 개방형 풍동), pitot tube, Force sensor 연결부(자체제작) < 실험 비행체의 모형> 그림 28. 표준 왕관모양 실험모형 그림 29. 이심률을 통제 가능한 CSA모형 그림 30. Airfoil 형태의 실험 모형 그림 31. 원통형 실험 모형 풍동 분석에 사용한 실험모형은 강한 풍속에 의한 변형이나 출렁거림을 막기 위 하여 하드 보드지를 사용하여 제작하였으며, 분석할 목적에 따라 Ring 부분에 철 심을 추가하여 이심률을 보존한 모형과 추가하지 않고 원의 형태를 유지하도록 한 왕관 모양의 비행체가 있다. 또한 일반적인 Airfoil의 형상을 왕관 모양의 비행체와 같은 밑넓이로 제작하였고, 대조군으로 원통형의 모형도 제작하였다. 또한, 꼬리날 개의 각도를 조정할 수 있는 모형의 경우, 철심을 꼬리날개의 접히는 부분에 수직 이 되도록 꼬리날개에 붙여 각도를 조정한 후 고정되도록 하였다. - 13 -
나) 탐구 방법 (1) 왕관모양의 비행체를 나무막대와 접착제, 글루건을 이용하여 그림과 같이 풍 동 안에 고정시킨다. 이 때, 자체 제작한 Force sensor 연결부를 이용하여 실 험모형과 Force sensor를 연결한다. 그림 32. 비행체와 센서의 연결부1 그림 33. 비행체와 센서의 연결부2 Force sensor 연결부는 두 개의 Force sensor를 서로 직각이 되도록 하여 실 험모형의 양력과 항력을 측정하기 위하여 자체적으로 제작하였으며, 이를 이 용하면 받음각을 변화시켜도 모형에 작용하는 알짜 양력과 항력을 구할 수 있다. 두 개의 Force sensor 중 양력을 측정하는 Force sensor(y축)의 측정부 분은 풍동 위 끝부분에서 5cm 상부에 위치하고, 항력을 측정하는 Force sensor(x축)의 측정부분은 풍동 끝부분에서 30cm 내부 쪽에 위치한다. 그림 34. 풍동에 고정한 비행체1 그림 35. 풍동에 고정한 비행체2 한편, 두 개의 Force sensor는 서로 직각이 되도록 하여 풍동 외부와 내부에 각각 설치되게 된다. 풍동 외부에 설치된 Force sensor는 실험모형의 양력을 측정하는 데에 사용되며, 풍동 실험시 영점을 맞추어 모형에 작용하는 알짜 양력을 구하게 된다. 풍동 내부에 설치된 Force sensor는 실험모형의 항력을 측정하는 데에 사용되며, 풍동 내부의 기류 교란을 막기 위해 풍동의 끝부분 에 위치한다. 두 Force sensor 모두 변형되지 않는 발사 나무로 실험모형과 연결되어 있으며, 이를 통해 모형에 작용하는 힘을 장력, 또는 압축력의 형태 로 전달받게 된다. - 14 -
(2) 받음각을 0도에서 60도까지 5도씩 변화시키며 양력과 항력, 양항비를 측정한 다. 받음각 측정은 각도기를 이용하였으며 오차는 0-1도사이이다. 풍동 실험 시 흔들리지 않도록 연결부의 나사를 매번 풀은 후 다시 조여 고정시켰다. (3) 마찬가지로 에어포일, 원통 모형의 양력과 항력, 양항비를 측정한다. 받음각 0도 받음각 10도 받음각 20도 받음각 30도 받음각 40도 받음각 50도 받음각 60도 그림 36-42. Airfoil 받음각 받음각 0도 받음각 10도 받음각 20도 받음각 30도 받음각 40도 받음각 50도 받음각 60도 그림 43-49. 원통모양 모형 받음각 - 15 -
받음각 0도 받음각 10도 받음각 20도 받음각 30도 받음각 40도 받음각 50도 받음각 60도 그림 50-56. 왕관모양 비행체(이심률 0.885) 받음각 (4) Force sensor에서 측정된 값을 바탕으로 각각의 실험 데이터를 분석한다. 다) 탐구결과 (1) Airfoil 표 1 Airfoil 실험모형의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력 받음각(rad) 양력(N) 항력(N) 0 0.0514 0.0564 0.1745 0.0794 0.0637 0.3491 0.1477 0.0818 0.5236 0.1791 0.1389 0.6981 0.2535 0.1963 0.8727 0.2497 0.2566 1.0472 0.2329 0.3418 < Airfoil형태의 실험모형의 양항 특성 그래프 > 그림 57. 받음각에 따른 양력(Airfoil) 그림 58. 받음각에 따른 항력(Airfoil) - 16 -
(2)원통 모양의 실험모형 표 2 원통 모양의 실험모형의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력 받음각(rad) 양력(N) 항력(N) 0 0.0177 0.0374 0.1745 0.0873 0.0255 0.3491 0.1635 0.0557 0.5236 0.2055 0.1095 0.6981 0.2267 0.1644 0.8727 0.1863 0.2328 1.0472 0.1755 0.3094 <원통 모양의 실험 모형의 양항 특성 그래프 > 그림 59. 받음각에 따른 양력(원통 모 양 모형) 그림 60. 받음각에 따른 항력(원통 모 양 모형) (3) 이심률이 0.885인 왕관모양 비행체 표 3 이심률이 0.885인 왕관모양 실험비행체의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양항비 받음각(rad) 양력(N) 항력(N) 양항비(양력/항력) 0 0.0355 0.0704 0.5043 0.1745 0.0645 0.0329 1.9605 0.3491 0.1658 0.1198 1.3840 0.5236 0.1975 0.14 1.4107 0.6981 0.2647 0.2822 0.9380 0.8727 0.2646 0.3835 0.6900 1.0472 0.2254 0.423 0.5329 < 이심률이 0.885인 CSA의 양항 특성 그래프 > - 17 -
그림 61. 받음각에 따른 양력(왕관 모 양 비행체) 그림 62. 받음각에 따른 항력(왕관 모 양 비행체) (4) 비교 그림 63. 받음각에 따른 양항비(왕관 모양 비행체) <Airfoil, 원통, 왕관형 비행체 데이터 비교 그래프> 그림 64. 받음각에 따른 양력 계열 1 : Airfoil, 계열 2 : 왕관모양 비행체, 계열 3:원통 - 18 -
그림 65. 받음각에 따른 항력 계열 1 : Airfoil, 계열 2 : 왕관모양 비행체, 계열 3: 원통 라) 결과분석 세 비행체의 받음각에 따른 양력 그래프에서, 받음각이 0도에서 10도 사이일 때 는 Airfoil 모형이, 10도에서 30도 사이에서는 원통 모양과 왕관 모양이, 30도 이 후부터는 왕관모양의 실험모형이 각각 양력을 크게 받는 것을 확인할 수 있었다. 받음각이 0도에서 30도 사이에서는 세 모형이 대체로 비슷한 크기의 양력을 받았 지만, 30도 이후부터는 원통모양의 양력이 큰 차이를 보이기 시작하였고, Airfoil 은 받음각이 40도일 때부터 양력이 감소하기 시작하였으나, 왕관 모양의 실험모형 은 50도일 때부터 양력이 감소하기 시작하였으며, 대체로 Airfoil보다 양력을 더 많이 받았다. 항력은 대체로 받음각이 증가 할 수 록 세 모형 모두 증가하는 경향을 보였으며 받음각이 40도 까지 대체로 비슷한 값을 가졌다. 10도를 제외하고는 왕관모양의 비행체의 항력이 가장 높았고 에어포일, 원통모형 순으로 항력이 높았다. - 19 -
2) 왕관모양의 비행체의 이심률에 따른 특성 비교 가) 준비물 이심률을 조정 가능한 왕관 모양의 실험모형, 나무막대, 접착제, 글루건 노트북, Interface, Force sensor, 풍동, Pitot tube 나) 탐구 방법 (1) 표준 왕관모양 실험모형을 나무막대와 접착제 글루건을 이용하여 [탐구 가] 와 같이 장치한다. (2) 실험모형의 이심률을 0으로 조정하여 놓는다. 받음각 0도 받음각 10도 받음각 20도 받음각 30도 받음각 40도 받음각 50도 받음각 60도 그림 66-72. 왕관모양 비행체(이심률 0) 받음각 (3) 받음각을 0에서 50도까지 5도씩 증가시키며 양력과 항력, 양항비를 측정하고, 이를 이심률이 0.803일 때도 반복한다. 받음각 0도 받음각 10도 받음각 20도 받음각 30도 받음각 40도 받음각 50도 받음각 60도 그림 73-79. 왕관모양 비행체(이심률 0.803) 받음각 - 20 -
받음각 0도 받음각 10도 받음각 20도 받음각 30도 받음각 40도 받음각 50도 받음각 60도 그림 80-86. 왕관모양 비행체(이심률 0.885) 받음각 (4) 데이터를 분석한다. 다) 탐구결과 (1) 이심률 0 표 4. 왕관 모양 비행체(이심률 0)의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양항비 받음각(rad) 양력(N) 항력(N) 양항비(양력/항력) 0-0.0083 0.002-4.1500 0.1745 0.0672 0.0478 1.4059 0.3491 0.1259 0.0935 1.3465 0.5236 0.2021 0.1413 1.4303 0.6981 0.1985 0.1917 1.0355 0.8727 0.2002 0.2781 0.7199 1.0472 0.1686 0.3466 0.4864-21 -
< 이심률이 0인 CSA의 양항 특성 그래프 > 그림 87. 받음각에 따른 양력(CSA 이심률0) 그림 88. 받음각에 따른 항력(CSA 이심률0) 그림 89. 받음각에 따른 양항비(CSA 이심률0) (2) 이심률 0.803 표 5. 왕관 모양 비행체(이심률 0.803)의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양항비 받음각(rad) 양력(N) 항력(N) 양항비(양력/항력) 0 0.0337 0.0841 0.4007 0.1745 0.0666 0.0428 1.5561 0.3491 0.1496 0.1187 1.2603 0.5236 0.2161 0.1764 1.2251 0.6981 0.2291 0.2594 0.8831 0.8727 0.2211 0.3322 0.6656 1.0472 0.1715 0.4048 0.4237-22 -
< 이심률이 0.803인 CSA의 양항 특성 그래프 > 그림 90. 받음각에 따른 양력 (CSA 이심률0.803) 그림 91. 받음각에 따른 항력 (CSA 이심률 0.803) 그림 92. 받음각에 따른 양항비(CSA 이심률0.803) (3) 이심률 0.885 표 6. 왕관 모양 비행체(이심률 0.885)의 받음각의 변화에 따른 양력과 항력, 양항비 받음각(rad) 양력(N) 항력(N) 양항비(양력/항력) 0 0.0355 0.0704 0.5043 0.1745 0.0645 0.0329 1.9605 0.3491 0.1658 0.1198 1.3840 0.5236 0.1975 0.14 1.4107 0.6981 0.2647 0.2822 0.9380 0.8727 0.2646 0.3835 0.6900 1.0472 0.2254 0.423 0.5329-23 -
< 이심률이 0.885인 CSA의 양항 특성 그래프 > 그림 93. 받음각에 따른 양력 (CSA 0.885) 그림 94. 받음각에 따른 항력 (CSA 0.885) 그림 95. 받음각에 따른 양항비(CSA 0.885) (4) 비교 <이심률 0, 0.803, 0.885 데이터 비교 그래프> 그림 96-97. 받음각에 따른 양력, 항력 계열 1 : 이심률 0, 계열 2 : 이심률 0.803, 계열 3 : 이심률 0.885-24 -
라) 결과 분석 받음각이 0도에서 30도 사이에서 대체로 양력이 비슷하였지만 30도 이후부터 차 이가 나기 시작하였다. 대체로 이심률이 가장 작은 모형이 양력 값이 작은 편이 었고 그 다음으로 0.803, 0.885순으로 양력 값이 커졌다. 양력이 감소하는 각도는 이심률이 0일 때 30도, 이심률이 0.803일 때 40도 이심률이 0.885일 때 50도 순으 로 이심률이 커질수록 실속각도 커지는 것을 볼 수 있었다. 받음각이 0도에서 30도 까지는 항력이 대체로 비슷하였지만 30도 이후부터는 이 심률이 0, 0.803, 0.885순으로 항력이 더 증가하는 것을 볼 수 있었다. 3) 꼬리 날개의 영향조사 가) 준비물 CSA모형, 접착제, 글루건 노트북, Interface, Force sensor, 풍동, pitot tube 나) 탐구 방법 (1) 표준 Round Wing을 나무막대와 접착제와 글루건을 이용하여 그림과 같이 풍동 안에 고정시킨다. 그림 98 풍동에 고정한 모형1 그림 99 풍동에 고정한 모형2 (2) 한 쪽 꼬리를 접은 후 받음각을 -60, -30, 0, 30, 60도로 변화시키며 양력과 항력, 양항비를 측정한다. - 25 -
꼬리날개각도 -60도 꼬리날개각도 -30도 꼬리날개각도 0도 꼬리날개각도 30도 꼬리날개각도 60도 그림 98-102. 꼬리 날개 각도 (3) 꼬리 각도의 변화에 따른 데이터를 분석한다. 다) 탐구결과 표 7. 꼬리 각도의 변화에 따른 양력 과 항력, 양항비 꼬리날개의 각도(rad) 양력(N) 항력(N) 양항비(양력/항력) -1.0472 0.0564 0.0686 0.8222-0.5236 0.0464 0.0434 1.0691 0 0.0310 0.0309 1.0032 0.5236-0.0276-0.1991 0.1386 1.0472-0.0490 0.0408-1.2010 < 꼬리날개의 각도에 따른 양항 특성 그래프 > 그림 105. 받음각에 따른 양력(꼬 그림 106. 받음각에 따른 항력(꼬 리 날개 각도) 리 날개 각도) - 26 -
그림 107. 받음각에 따른 양항비(꼬리 날 개 각도) 라) 결과 분석 꼬리날개(승강타)가 밑으로 향할 때 양력이 큰 것을 볼 수 있는데 이는 실험모 형의 후미를 위로 들어 올림으로써 기수를 아래로 향하게 하는 힘으로 작용해 비 행기가 밑으로 향할 수 있으며 꼬리날개가 위로 향할 때 양력 값이 작은 이유는 후미를 내리게 하는 힘이 작용하게 되므로 기수를 위로 하여 비행기가 위를 향할 수 있도록 한다. 항력은 꼬리날개가 위를 향할수록 감소하는 경향을 보였으며 이는 공기의 저항 이 꼬리날개가 위를 향할수록 적을 것이라는 생각이 들었다. - 27 -
다. 시뮬레이터를 통한 왕관 모양의 비행체의 특성 분석 1). 준비물 시뮬레이션 프로그램(Dr. Hanley's Multisurface Aerodynamics-online), Lap top 2) 탐구방법 본 시뮬레이션에 사용한 시뮬레이션 프로그램인 Dr. Hanley's Multisurface Aerodynamics-online는 컴퓨터상에서 가상으로 비행체를 분석하는 것으로써, 분석 하고자 하는 비행체의 양력, 양력계수, 양항비 등을 자동으로 구하는 프로그램이 다. 본 시뮬레이터의 경우 KAIST의 비행 동아리인 'Icarus'의 선배로부터 프로그 램 사용법을 익혀 직접 시뮬레이션 해보았다. (1) 왕관 모양의 비행체는 타원형의 고리 부분을 가지고 있으므로 시뮬레이션을 돌리기에 앞서, 왕관 모양의 비행체를 컴퓨터상에서 디자인해야 한다. 먼저 타원의 방정식은 다음과 같다. x a y b 2 2 + = 1 2 2 한편, 원점을 지나고 타원과 1사분면에서 만나는 직선의 방정식은 다음과 같다. 8 y = x tanq 6 4 2 0 0 2 4 6 8 10 12 14 Figure 1 The ellipse is the case of a=12, b=7. The straight line is y=x/3. 연립하여 풀면 두 직선의 교점을 구하면, - 28 -
æ ö ç 1 1 Pç, tanq 2 2 1 tan q 1 tan q ç + + 2 2 2 2 과 같다. è a b a b ø 이 때, 시뮬레이션 상에서는 완벽한 고리형태의 모양을 구현할 수 없기 때문에, 여러 개의 판들을 이어 붙여 고리모양을 만드는 방법을 택했다. 시뮬레이션의 제작 방법은 다음과 같다. 그림 108. 시뮬레이션 프로그램을 이용하여 면을 이어붙이는 모습 총 24개의 판으로 쪼개어 고리모양을 근사하였으며, 1사분면의 경우 q = 0,15,30, 45,60,75,90 을 대입하여 각 판의 끝점을 구하고 구한 점들을 이용해 판의 폭, 기울기를 구하였다. 얻은 각 판의 폭을 이용하여, 각 판의 좌측 길이, 우측 길이를 구한다. 여기서 계산의 편의를 위하여 아래와 같은 그림을 생각한다.(Y축 대 칭임을 상기하라) 아래 전개도에는 왕관 모양의 비행체의 반쪽 부분만이 표시되어 있다. 시뮬레이션 시 분석에 이용한 모식도 - 29 -
(2) 위의 분석으로 얻어진 데이터(appendix)를 이용하여 3d modeling을 한다. 이 때, 동체를 제작하는 과정은 다음과 같다. 그림 109. CSA의 시뮬레이션 모형의 동체 하부를 제작하는 모습 그림 110. CSA 시뮬레이션 모형의 우측 동체가 완성된 모습. 그림 111. 왕관 모양의 비행체 모형의 3/4가 완성된 모습 - 30 -
그림 112. 왕관 모양의 비행체 모형이 완성된 모습. 이심률은 0.831이다. 그림 113. Surface(Position) 그림 114. Flow control 그림 115. Surface(Shape) 3) 탐구 결과 시뮬레이션을 통하여 필요한 그래프들을 구하였다. 그림 116. CL vs. AOA 그림 117. CL/CD vs. AOA 그림 118. DATA - 31 -
전체적인 report는 아래와 같다. 그림 119. 시뮬레이션을 통한 왕관 모양의 비행체의 비행 특성 Report 그림 120. 풍동실험과 시뮬레이션을 통한 양력 값의 비교 계열 1은 이심률이 0.803인 풍동실험모형의 Data이고, 계열 2는 이심률이 0.831인 모형의 시뮬레이션 결과이다. - 32 -
4) 결과 분석 시뮬레이터(Dr. Hanley's Multisurface Aerodynamics-online)를 통해 왕관 모양 의 비행체를 디자인한 후(이심률 0.813), 시뮬레이션을 진행해 본 결과, 받음각이 0에서 20도로 2도씩 증가할 경우, 풍동실험을 통해 구한 Data와 상당부분 일치하 였으며, 양력 그래프와도 서로 일치하는 경향을 보였다. 이를 통해 앞서 실시한 풍동 실험을 시뮬레이션을 통해 다시 한 번 검증하여, 풍동실험의 정확성을 입증 하였고, 이를 통해 왕관 모양의 비행체가 RC로 구현될 경우 비행 가능성이 매우 높다는 것을 알 수 있었다. 라. 왕관 모양의 비행체의 RC 모형 구현 1) 준비물 표 8. RC CSA의 각 부 부품 명칭 및 수량 부품명 제품명 수량 CSA 기체 EPP 재질로 제작 1 마이크로 서보 BA-TS-2.5 Bule Arrow 3 브러시리스 모터 시디롬모터 1 리튬폴리머 배터리 PQ 800XP V2-7.4V 1 배터리짹 1 골드짹 3개짜리 1 브러시리스 변속기 Ap 20A-BEC ESC 1 프로펠러 6*4 2 2.4G 송수신기 오로라 9 1 수신기 6채널 1 충전기 SJ SWALLOW AC/DC EQ 1 표 9. RC CSA의 각 부 부품 명칭 및 수량 부품명 제품명 수량 CSA 기체 EPP 재질로 제작 1 마이크로 서보 BA-TS-2.5 Bule Arrow 3 브러시리스 모터 시디롬모터 1 리튬폴리머 배터리 PQ 800XP V2-7.4V 1 배터리짹 1 골드짹 3개짜리 1 브러시리스 변속기 Ap 20A-BEC ESC 1 프로펠러 6*4 2 2.4G 송수신기 오로라 9 1 수신기 6채널 1 충전기 SJ SWALLOW AC/DC EQ 1 2) 탐구방법 가) RC 모형의 제작에 필요한 왕관 모양의 비행체의 치수를 측정한다. 이 때, 치수를 측정한 왕관 모양의 비행체는 앞서 진행한 탐구에서 사용 한 2배 모양의 CSA를 1.5배 한 크기로 하여 정하였다. - 33 -
그림 121. 동체 제작에 사용한 EPP(60cm 90cm) 나) EPP 수지를 동그랗게 말기 전에 Ring 부분에 카본 막대를 삽입한다. 다) EPP 수지에서 왕관 모양의 비행체의 밑면이 되는 부분은 Airfoil과 같 은 곡면을 주어 양력을 더 받도록 한다. 라) 왕관 모양의 비행체의 전개도와 같이 EPP를 가공하고, Ring 부분에 세로로 카본 지지대를 설치한다. 마) 동체 아랫부분에 세로로 홈을 파고 카본 막대를 고정시킨 후 수신기, 교류 변압기를 카본 막대 위에 단단히 고정시킨다. 바) 서보모터는 동체 윗부분에 홈을 파고 고정하며, 꼬리날개가 원만하게 움직일 수 있는 부분에 좌우 대칭으로 설치한다. 그림 122. 수평꼬리날개의 서보모터 사) 꼬리날개 사이에 EPP로 수직 꼬리날개를 제작하여 붙인다. 이 때, 방 향타를 만든 다음, 서보모터를 5)와 같이 설치하여 움직일 수 있도록 한다. - 34 -
그림 123. 수직꼬리날개의 서보모터 아) 동체의 축 앞부분에 에폭시 수지를 이용하여 모터를 고정시킨 다음, 전자 변속기(ESC), 리모콘 수신기를 부착한다. 그림 124. 에폭시 접착 판을 통해 부착한 3상 모터 그림 125. 6채널 수신기 그림 126. 전자 변속기(ESC) 자) LiPo 배터리를 동체 윗부분의 무게중심에 부착한 다음. 리모컨으로 각 부위가 모두 잘 움직이는지 확인하고, 필요하다면 각각의 Setting 값을 바꾼다. - 35 -
그림 127. LiPo배터리를 상부 무게중심에 부착한 모습 차) 여러 차례의 시험 비행을 통해, 최적의 무게중심을 찾고, 비행이 수월 해질 수 있도록 한다. 3) 탐구 결과 무선조종 항공기에 대한 비행 경험이 미숙하여, 사전 제작한 연습용 RC 비행기 를 이용하여 먼저 비행 기술을 습득하였다. 그림 128. 연습용 Delta Wing(전면) 그림 129. 연습용 Delta Wing(측면) - 36 -
그림 130. 조종기와 RC CSA 그림 131. CSA의 RC모형 그림 132. CSA RC모형의 전면부 그림 133. RC모형의 후면 그림 134. 이륙 직전의 RC CSA 그림 135. 이륙 직후의 RC CSA 그림 136. 상승중인 RC CSA 그림 137. 착륙중인 RC CSA - 37 -
그림 138. Hovering 중인 RC CSA 그림 139. 고고도에서 비행중인 CSA 4) 결과 분석 RC로 구현된 왕관 모양의 비행체는 배터리가 소진될 때까지 10여 분을 비행하였 으며, 안정된 비행을 보여주었고, 방향을 전환할 때에도 안정감 있게 비행하였다. 특히, 기수를 최대로 하고, 추력을 높이면 헬리콥터와 같이 호버링(Hovering, 제자 리비행)이 가능하여, 이 때 동체가 회전하지 않아, 특정 고도에 머물러 있을 수도 있었다. 5. 결론 가. 비행 실험을 통해 CSA는 타 비행체 모형보다 높은 체공시간과 높은 안정성을 보유한 비행체로 동체의 규모 및 이심률이 증가할수록 더욱 높은 비행 특성을 보이는 것으로 파악되었다. 또한, 여러 개의 CSA를 옆으로 이어붙일 경우 비행 특성이 향상되는 것을 확인하였으며, 이는 이심률의 증가와 같은 효과를 보였 다. 나. 왕관 모양의 비행체는 받음각이 30도 이상에서 Airfoil모형과 원통 모형보다 더 큰 양력을 얻을 수 있으며, 실속각이 Airfoil과 원통 모형보다 높아, 더 높은 받 음각에서도 비행이 가능할 것으로 판단된다. 또한 CSA 고리부분의 이심률이 증가할수록 거의 모든 각에서 양력 및 항력이 증가하였다. 다. CSA를 시뮬레이션을 통하여 분석해 본 결과, 풍동실험에서 도출한 결과와 상 당부분 일치하는 것을 확인하였으며, 또한 이상적인 조건에서의 시뮬레이션을 통해, CSA를 무선조종으로 구현하였을 때, 비행이 가능하다는 것을 알 수 있었 다. 라. RC로 구현된 CSA의 무선조종을 통하여, CSA가 다른 무선조종 비행기보다 높 은 받음각에서의 비행이 가능하며, Hovering이 가능하고, 방향 전환 시 타 비행 체와는 달리 안정적인 선회가 가능하였다. - 38 -
6. 활용 및 기대효과 왕관 모양의 비행체는 향후 무인기로써의 전망이 매우 밝으며, 특히 초소형 무 인 로봇 항공기로의 개발을 통해 좁고 복잡한 지형지물이 있는 곳에서 효과적인 비행과 정찰이 가능할 것으로 기대된다. 또한 타 비행기는 방향을 전환할 때 지 면에 대하여 정사영인 부분의 면적이 줄어드나, 왕관 모양의 비행체의 경우 기울 어져도 지면에 대한 날개의 정사영이 크게 감소하지 않아 안정적인 방향전환이 가능하다. 또한 높은 받음각에서의 비행이 가능하여 실속의 위험이 없고, 기수를 높이고 추력을 증가시키면 제자리 비행을 지속할 수 있는 기능도 있다. 뿐 만 아니라 여러 개의 왕관 모양 비행체를 임무 특성에 따라 여러 개를 이어 붙여 비행 특성을 쉽게 바꿀 수 있다. 예를 들어, 시가지나 계곡과 같이 복잡한 지형을 탐색할 경우, 높은 조종성이 요구되므로 CSA를 1~2개로 적게 이어 붙여 비행시키는 것이 유리하며, 장기간 공중에 체류하게 되는 고고도 정찰임무, 항공 사진촬영, 방송중계, 기상데이터 수집 등은 높은 안정성이 요구되므로 많은 수의 CSA를 이어 붙여 비행시키는 것이 유리하다. 더 나아가서, CSA의 동체 윗부분 에 태양열 전지판을 부착하여 비행 중 자체 전력을 동력에 이용, 수개월에서 수 년 동안 공중에서 체류할 수 있을 것으로 기대된다. 이 외에도 본 탐구에서 자체적으로 제작한 CSA의 RC 모형은 최근 각광받고 있 는 레져 활동인 RC비행기 사업에서 큰 비중을 차지할 것으로 전망되며, 레저산업 의 새로운 시장을 개척할 수도 있을 것으로 보고 있다. 뿐 만 아니라, 각종 교육 기관에서의 활용을 통한 과학도들의 동기부여, 학습의욕 고취에 큰 도움이 될 수 있으며, 생산 공정이 어렵지 않아 많은 사람들에게 저가로 보급될 수 있어, 수준 높은 여가활동을 제공할 수 있다. 7. 참고문헌 [1] B.J Lee, M.S. Whang, S.S.Hong and B.C. LEE, A Study on the Lift and Drag Characteristics of Ring Wing, 한국항공우주학회지, 1992년 12월 제 20권 제 4호 [2] Won-Jong Ko, Min-Jung Park, Jae-Sik Lee, Sung-Gyu Choi, Ji-Yeon Hong, Kwang-Jin Choi and Kwang-Yong Kim,"Optimization of Ski Jumper s Posture Considering Lift-to-Drag Ratio and Aerodynamic Stability in Pitch", 인하대학교 기계공학과 [3] Jae-Moon Lee, Jo-Won- Chang and Yun Sik Jung, "Development of a Micro Ornithopter with a Weight of 20 gram", 한국항공우주학회지, 제 33권 10호 2005년 10월 [4] J. H. Lim and B. J. Lee, "An Experimental Study on the Lift and - 39 -
Drag Characteristics of a Wing with a Helical Ring Wing Tip", 한공 운항학회지 제 6권 1998년 12월 [5] 이영재, 강호정, 김지민, 이재우(건국대학교 항공우주정보시스템공학과), 정인재(국방과학연구소), 복합비행체의 오늘과 미래, 항공우주이야기, 제 3권 2호, 2009년 7월 [6] 조용욱, 서 욱, 비행원리, 항공종사자용교재시리즈, 1994년 1월 19일 [7] Streeter, Wylie, Bedford, "Fluid Mechanics", Ninth Edition, 1997년 11 월, page 60~73, page 341~343 [8] HALLIDAY, RESNICK, Jearl Walker, Fundamentals of Physics 8th edition", Unit 14 "Fluids", 2007 [9] 유 병 수, 학생과학탐구올림픽지도사례보고서, 비행기의 조종 원리, 2007 [10] 황희철, 윤광준, 2004 International MAV Competition and Analysis for the MAV Technologies", 한국항공우주학회지, 제 32권 제 8호 2004 년 10월 [11] 오현택, 최항철, 김광호, 정진택, The Effect of Aspect Ratio on Aero dynamic Characteristics of Flapping Motion", Proceedings of The Fourth National Congress on Fluids Engineering August 23-25, 2006, Kyungju, Korea [12] 박형욱, 박미영, 이재우, 번영환, 고 받음각에서의 방향 안정성 향상을 위한 Chine 형상 최적설계, 한국항공우주학회지, 제 36권 제 9호 2008 년 9월 - 40 -