Preliminary Conceptual Design of a Multicopter Type eVTOL using Reverse Engineering Techniques for Urban Air Mobility

도심항공 모빌리티(UAM)를 위한 역설계 기법을 사용한 멀티콥터형 eVTOL의 기본 개념설계

Preliminary Conceptual Design of a Multicopter Type eVTOL using Reverse Engineering Techniques for Urban Air Mobility

최 원 석

이 동 규

황 호 연

1세종대학교 항공우주공학과

2세종대학교 항공우주공학과, 지능형드론 융합전공학과 Won-Seok Choi¹ ꞏ Dong-Kyu Yi¹ ꞏ Ho-Yon Hwang^2*

1Department of Aerospace Engineering, Sejong University, Seoul, 05006, Korea

2Department of Aerospace Engineering, and Department of Convergence Engineering for Intelligent Drone, Sejong University, Seoul, 05006, Korea

[요 약]

대도시 도심의 교통 정체를 해결하기 위한 방법의 하나로 전기수직이착륙 개인항공기(eVTOL PAV)를 활용한 도심항공 모빌리 티(UAM)의 관심이 증가하고 있다. 도심항공 모빌리티에 사용할 비행체인 eVTOL은 추진방식에 따라 복합형, 틸트 로터형, 틸트 날 개형, 틸트 덕티드 팬형, 멀티콥터형으로 분류된다. 본 연구에서는 멀티콥터형인 에어버스사의 시티에어버스를 기본 모델로 주어진 임무 형상에 맞게 역설계 기법을 사용하여 기본 개념설계를 수행하였다. 공력해석 프로그램인 OpenVSP를 사용하여 표면적과 양항 비, 항력계수를 계산하였다. 각 임무 구간별 소요되는 동력을 계산하였고, 그에 맞는 배터리와 모터를 비교하여 선정하였다. 또한 eVTOL 구성품별 중량을 추정하여 전체 총 중량을 예측하였다.

[Abstract]

As a means of solving traffic congestion in the downtown of large city, the interest in urban air mobility (UAM) using electric vertical take-off landing personal aerial vehicle (eVTOL PAV) is increasing. eVTOL configurations that will be used for UAM are classified by lift-and-cruise, tilt rotors, tilt-wings, tilted-ducted fans, multicopters, depending on propulsion types. This study tries to perform preliminary conceptual design for a given mission profile using reverse engineering techniques by taking the multicopter type Airbus’s CityAirbus as a basic model. Wetted area, lift to drag ratio, drag coefficients were calculated using the OpenVSP which is an aerodynamic analysis software. The power required for each mission section of CityAirbus were calculated, and the corresponding battery and motor were selected. Also, total weight was predicted by estimating component weights of eVTOL.

Key word : eVTOL, UAM, PAV, Multicopter, Aircraft design.

J. Adv. Navig. Technol. 25(1): 29-39, Feb. 2021

https://doi.org/10.12673/jant.2021.25.1.29

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org/licenses/by-nc/3.0/) which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

Received 19 January 2021; Revised 30 January 2021 Accepted (Publication) 24 February (28 February 2021)

*Corresponding Author; Ho-Yon Hwang

Tel: +82-2-3408-3773 E-mail: [email protected]

· ·

Ⅰ. 서 론

전 세계 자가용 승용차가 기하급수적으로 늘어나면서, 도심지에서 교통 정체는 피할 수 없는 문제가 되었다. 이 를 해결하기 위해 교통시설을 끊임없이 확장하였지만, 근 본적인 문제는 여전히 해결되지 못한 과제로 남아있다.

교통 컨설팅 회사 INRIX의 2018년 연구에 따르면 교통 체증에 갇힌 시간은 세계 주요 도시에 매년 수백억 달러 의 손실을 입힐 수 있다고 발표하였다. 미국 로스앤젤레스 는 운전자가 1년 중 피크 시간대에 교통 체증으로 인해 평균 102시간을 소비하는 것으로 세계 1위를 차지하였다.

모스크바와 뉴욕시의 운전자는 모두 91시간을 소비를 하 였고, 브라질의 상파울루(86), 샌프란시스코(79)가 뒤를 이 었다. 이는 전체적으로 한 도시에서 매년 337억 달러의 손 해를 보며, 운전자당 평균 2,982달러에 해당하는 수치이다.

이러한 수치는 자동차에 갇힌 운전자의 생산성 저하, 도로 운송비용, 연료 소모와 같은 요인에 기인한다[1]. 이러한 교통 체증의 해결 방안으로 eVTOL을 활용한 도심항공 모 빌리티(UAM; urban air mobility)가 주목을 받고 있다.

1970년대 말부터 도심 내 수요 대응형 항공교통을 주 도한 헬기의 경우, 연간 생산 대수가 약 1천여 대로 매우 제한적이며, 대당 백만 달러 이상의 고가인데다, 고도 500 피트 상공 비행 기준 약 87dB의 소음을 유발하여 도심에 서의 빈번한 운용도 현실적이지 않다.

세계의 주요 국가들도 이러한 2차원적인 교통체계를 3 차원으로 확장하는 교통망 구축 필요성에 공감하여, 개인 항공기(PAV; personal aerial vehicle)를 활용하는 것을 하나 의 대안으로 판단하고 있다. 과거 2000년대 초반까지의 많 은 PAV 모델은 고정익을 사용하는 도로주행형(roadable)으 로 이착륙을 위하여 간이 활주로 같은 인프라가 필요하였 으나, 현재 대다수 모델은 이를 필요로 하지 않는 수직이 착륙(VTOL; vertical take-off landing) 방식을 적용하고 있다 [2].

전기를 동력으로 사용하여 호버와 수직 이착륙이 가능 한 방식을 전기추진 수직이착륙(eVTOL; electric vertical take-off and landing)이라고 한다. eVTOL은 기존 항공기가 사용해왔던 화석연료를 사용하지 않고 전기로 구동되어 환경오염이 없고, 소음이 적어 UAM 수요에 대처할 수 있 는 차세대 항공산업이다.

전기차와 자율주행차 기술개발로 시작된 미래 교통수단 개발 경쟁으로 eVTOL 기술을 활용한 에어택시 개발에 중 장기적으로 계획을 수립하거나 투자하는 기업이 늘고 있 다. 글로벌 컨설팅 기업 딜로이트(Deloitte)가 발표한 보고 서에 따르면 미국의 eVTOL 시장 규모는 그림 1과 같이 2025년 34억 달러 규모에서 2040년에는 177억 달러 규모 로 급격히 성장할 전망이라고 한다[3].

미국의 우버(Uber), 위스크(Wisk), 유럽의 에어버스

그림 1. 2025년~2040년 미국 전기수직이착륙 시장 전망[3]

Fig. 1. US passenger eVTOL market size 2025 to 2040 [3].

그림 2. 전기수직이착륙 분류[4]

Fig. 2. Taxonomy of eVTOL configuration [4].

(Airbus), 볼로콥터(Volocopter), 릴리움(Lilium)등 많은 국가 에서 eVTOL 개발을 진행하고 있으며 우리나라에서는 현 대자동차가 우버와 협력하여 S-A1을 공동으로 개발하고 있다.

Ⅱ. eVTOL 분류

현재 300가지가 넘는 다양한 형태의 도심용 수요대응 (intra-city on-demand)을 위한 전기수직이착륙 항공기가 설 계되고 있으며, 그림 2와 같이 115가지의 TVC (thrust vector control) 방식, 45가지의 복합형(lift+cruise), 그리고 80가지의 멀티콥터형이 개발되고 있다[5]. eVTOL 항공기 는 크게 약 100 km/h의 속도로 순항하는 저속형과 200 km/h에 달하는 고속형으로 분류할 수 있으며, 저속형에는 날개가 없는(wingless) 구조인 멀티콥터형, 고속형에는 복 합형, 틸트 로터/덕티드 팬형, 틸트 날개형이 있다.

2-1 저속 멀티콥터형

멀티콥터형 eVTOL 항공기는 4개 이상의 고정된 로터를 갖는 전기추진 수직이착륙 항공기를 일컫는다. 멀티콥터형 eVTOL 항공기는 호버링 효율과 안정성이 높으며 조작이 간단하다는 장점이 있지만, 상대적으로 속도가 느리고 체 공시간이 짧아 도심 내의 단거리 이동에만 적합하다. 볼로 콥터사의 볼로콥터(Volocopter) 2X(그림 3)는 18개의 로터 를 통해 로터 고장 시에도 12개의 로터만으로도 착륙할 수 있는 등 높은 안정성을 보여준다[6].

쿼드콥터형 VTOL 항공기는 4개의 고정된 로터를 가지 며, 위아래로 로터가 부착된 동축 로터의 형태로 자주 사 용되며 저속으로 비행하는 항공기에 적합한 설계 방법이 다[7]. 쿼드콥터형 항공기의 예로는 이항(Ehang) 사의 이항 184(그림 4), 에어버스(Airbus)사의 시티에어버스(CityAirbus ) 등이 있다.

2-2 고속 멀티콥터형

복합형 eVTOL 항공기는 기존 고정익 항공기의 전진 비 행을 위한 프로펠러와 수직 이착륙을 위해 양력을 생성하 는 프로펠러가 분리되어 존재하는 특성을 가진 기체이다.

이 방법으로 멀티콥터형보다 빠른 속도로 비행을 할 수 있지만, 전진 비행 시에는 이착륙용 로터를 사용하지 않으 므로 불필요한 항력이 생기게 된다는 단점이 존재한다[8].

복합형 항공기의 대표적인 예로는 키티호크(Kitty Hawk)사 의 코라(Cora)(그림 5)가 있다.

틸트 로터/덕티드 팬형은 이륙, 착륙, 비행 및 호버링 등의 필요한 목적에 따라 고정된 날개에 대해 서로 다른 표 1. 도심용 수요대응형 UAM 특성[4]

Table 1. Characteristics of intra-city UAM [4].

그림 3. 볼로콥터사 볼로콥터 2X[9]

Fig. 3. Volocopter 2X [9].

각도로 기울어질 수 있는 다수의 프로펠러나 덕티드 팬을 가진 기체이다. 틸트 덕트는 프로펠러 블레이드 팁 속력을 줄일 수 있으며 덕트의 추가 양력 발생으로 추력을 높일 수 있지만, 제어가 어려우며 순항 시 항력이 크게 증가한 다는 단점이 있다[10]. 틸트 로터/덕티드 팬형 항공기의 대 표적인 예로는 조비(Joby) 사의 조비 S4(그림 6)와 벨(Bell) 사의 벨 넥서스(Nexus)(그림 7)가 있다.

틸트 날개형은 추력편향(TVC; thrust vector control) 방식 으로 기울일 수 있는 날개에 로터를 부착시켜 수직이착륙 과 받음각 조절을 할 수 있는 기체이다. 상승비행에서 전 진 비행으로의 전환은 프로펠러가 기체의 무게를 지탱할 만한 추력을 내는 동시에 날개의 각도를 변경할 수 있도 록 하는 균형 작업이다[11].

그림 4. 이항사 이항 184[12]

Fig. 4. Ehang 184 [12].

그림 5. 키티호크사 코라[13]

Fig. 5. Kitty Hawk Cora [13].

그림 6. 조비사 조비 S4[14]

Fig. 6. Joby S4 [14].

Category Intra-city ODM Thin-haul Commuter

Range of service Downtown Urban

seats 1 - 4 4 - 9

Take-off and landing

mtehod VTOL (E)STOL

Propulsion method Electric power DEP or hybrid

Range ~ 100 km 160 - 480 km

Cruise speed 100 – 300 kph 360 – 550 kph

그림 7. 벨사 넥서스[15]

Fig. 7. Bell Nexus [15].

그림 8. 릴리움사 릴리움 제트[16]

Fig. 8. Lilium jet [16].

틸트 날개형은 틸트 로터형보다 로터의 하방풍 (downwash)이 날개에 미치는 영향이 감소하고 여러개의 로터로 인한 분산전기추진(DEP; distributed electric propulsi on)에 의한 후류가 저속에서 날개 위의 공기 속도를 높여 양력을 증가시키고, 로터 뒷부분의 유도된 공기흐름이 호 버링 및 전진 비행 때 날개의 받음각을 줄여주는 역할을 하는 이점 또한 존재한다. 하지만 이는 교란에 민감하며, 날개의 각도 전환 시 복잡한 조작과 제어가 필요하다는 단점이 있다. 틸트 날개형의 대표적인 예로는 분산전기추 진을 사용하는 릴리움사의 릴리움 제트 (Lilium Jet)가 있 다(그림 8).

Ⅲ. 멀티콥터형 eVTOL-CityAirbus

시티에어버스(CityAirbus)는 동체에 수직으로 부착된 프 로펠러를 이용하여 수직 이착륙 및 추력을 내는 멀티콥터 eVTOL이다(그림 9). 2019년 5월에 첫 비행테스트를 시작 하였고 2023년에 상용화를 목표로 하고 있다.

현재까지 축소 모델로 100회 이상의 비행 시험을 거쳐 실제 크기의 공기역학적 성능을 입증하였다.

시티에어버스는 4개의 덕티드 고양력 추진 장치를 특징 으로 한 멀티콥터 형상을 갖추고 있다. 탄소 섬유로 된 8 개의 프로펠러는 전기모터에 의해 대략 950 RPM으로 구 동되어 일반적인 헬리콥터에 비해 낮은 소음을 보장한다.

순항 속도는 120 km/h의 속도로 최대 15분의 순항 비행이 가능하며, 4명의 승객이 탑승할 수 있다[17].

4개의 리튬이온 배터리의 총 저장 에너지는 110 kWh이 며 140 kW의 4배 출력을 낼 수 있다. 8개의 피치 로터는 지멘스(Siemens)사의 SP200D 다이렉트 드라이브 모터 8개 를 사용하여 구동된다.

본 연구는 표 3에 나타낸 이탈리아의 밀라노 폴리테크 니코 대학교에서 연구한 시티에어버스의 설계값[18]을 바 탕으로 중량, 동력 및 항력에 대한 역설계를 통해서 멀티 콥터형 eVTOL의 기본 개념설계를 수행하였다.

여기서, PTOW는 예측 가능한 이륙중량, CTOW는 직접 계 산한 중량의 총합, FoM은 제자리 비행성능이다.

본 연구에서도 PTOW는 시티에어버스의 설계이륙 총중 량인 2,200 kg으로 가정하였으며, eVTOL 구성품별 중량을 추정하여 CTOW를 계산하였다.

표 2. 에어버스사 시티에어버스[17]

Table 2. CityAirbus specifications [17].

표 3. 밀라노 폴리테크니코에서 연구한 시티에어버스 설계값[18]

Table 3. CityAirbus design values studied by Politechnico Di Milano [18].

CityAirbus specifications

Crew 1

Capacity 4

Size

Length 8 m x 8 m

Propeller 2.8 m (diameter) Take-off weight 2,200 kg

Speed Blade tip speed 120 m/s

Cruise speed 33.33 m/s

Endurance 15 min

Cruising altitude 500 m

Motor Siemens SP200D

Parameter Value

PTOW (kg) 2,200

CTOW (kg) 2,033

Hover power (kW) 462.5

Cruise power (kW) 372.9

Battery weight (kg) 684.9

Hover (W/kg) 227.5

Cruise (W/kg) 183.4

kWH / 100 km 309.7

pax-km / kWh 0.8

Cruise L/D 1.8

Hover FoM 0.816

그림 9. 에어버스사 시티에어버스[19]

Fig. 9. Airbus CityAirbus [19].

Ⅳ. 멀티콥터형 eVTOL 기본 개념설계

4-1 호버링 동력

호버링하는 로터에 운동량 이론(momentum theory)을 적 용하면, 유도 속도는 다음과 같다[20].

_^

 (1)

여기서, A는 날개 회전면의 면적을 의미한다.

호버링 시 추력은 중량과 같고, 중량은 설계이륙 총 중 량(MTOW)을 의미한다. 전체 추력은 21,582 N이지만, 호버 링 상태에서 덕트는 전체 추력의 30% 추력을 발생시킨다 [21]. 시티에어버스는 4개의 덕트가 있으며, 요구되는 최종 추력은 18,326 N이다. 프로펠러의 지름은 2.8 m이고 4개의 덕트가 있는 구조이므로 날개 회전면의 면적은 24.63 ^ 이고, 고도 500 m에서 밀도는 1.168 kg/^이므로 식 (1)에 대입하면 유도 속도는 17.84 m/s이다.

운동량 이론은 3가지 보존법칙을 사용하며 질량보존 방 정식(conservation of fluid mass)은 다음과 같다[20].

_^{∙ }  (2)

  _ _∞ (3)

적분하여 질량유량을 계산하면, 557 kg/s임을 알 수 있 다.

다음으로 운동량 보존(momentum conservation) 방정식은 다음과 같다[20].





∙   (4)

적분을 계산하면 다음과 같은 식으로 나타내어진다.

  (5)

마지막으로, 에너지 보존(energy conservation) 방정식은 다음과 같다[20].

_  (6)

시티에어버스는 동축반전로터(co-axial rotor) 방식으로 구성되어 있는데, 동축반전로터에 대해서 유도동력은 아래 의 식으로 나타내어진다[20].

_{  × }

^

^



(7)

여기서 k값은 유도동력 간섭계수이다.

유도동력 간섭계수는 동축반전형 프로펠러 사이의 유동 간섭 영향을 고려하는데 필요한 계수이다. 이 값은 1부터

^ 사이이며, 시티에어버스는 두 로터가 상당히 가깝게 붙어 있으므로, 본 연구에서는 k 값을 최댓값인 ^ 를 사 용하였다. 식 (7)에 대입하여 계산하면 호버링 동력은 462.5 kW이다.

4-2 순항 시 동력

본 연구의 멀티콥터 순항 시 받음각 변화에 따른 요구 동력 값을 도출한 후, 현재 공개되어있는 시티에어버스 순 항 요구동력과 비교하여 받음각(유동과 깃 끝 회전면 사이 의 각)을 결정하는 방식으로 구하였다.

_

  _

  _

  _

 _

 (8)

전진 비행 시 유도 속도는 다음과 같다[21].

_ 

^{   }^

_^

(9)

여기서, V는 전진 비행속도로 33.33 m/s, 는 유동 (air-stream)과 디스크 회전면(rotor disk) 사이의 각도이다.

순항 시에는 유도속도와 호버링 속도가 다르며, 호버링 속도는 호버링 시 유도속도인 17.84 m/s와 같다.

유입비(inflow ratio)는 다음과 같다[20].

  Ω

  _

(10)

_



_

(11)

_{ }

Ω^

 (12)

여기서, Ω은 블레이드 팁 속도(120 m/s)이며, _는 추력 계수(thrust coefficient)이다.

식 (11)과 식 (12)를 계산하면, _는 0.044, _는 0.148 이다.

멀티콥터 항공기가 순항 단계에서 하강하기 시작하면, 디스크 근처와 그 위쪽에 난류가 발생하기 시작한다. 그러 나 낮은 강하속도에서도 디스크 주변의 흐름은 여전히 운 동량 이론 모델을 적용하여 표현될 수 있다. 하강속도와 상승기류의 속도가 일치하면 와류 고리(vortex ring state)가 발생하는데, 와류 고리 상태에서는 로터 디스크 근처의 흐 름이 매우 불안정하고 난류가 형성되기 때문에, 이 상태의 로터는 매우 높은 진동과 제어력 상실을 겪게 된다.

eVTOL 항공기가 와류 고리 상태로 진입하지 않게 하도록, 다음과 같은 경로 제약이 가해진다[22].

  ≤ __



≤  (13)

__



_{}

(14)

여기서, __는 동축반전로터의 호버링 시 유효 유도 속 도(effective induced velocity in hover of the co-axial rotor system)이다.

식 (14)을 사용해서 __는 25.24 m/s로 계산되고, 식 (13)에서 의 범위가   ≤  ≤ 임을 알 수 있다.

상승할 때는 범위가 반대로 된다고 가정하고, 각 범위에 대하여 계산한 동력을 표 4에 나타내었다. 표 3의 순항 동 력 372 kW와 본 연구에서 계산한 표 4를 비교하면 받음 각이 9일 때 크루즈 동력이 367.23 kW(73.45 kWh, MTOW)로 1.34%의 오차이다.

표 5는 미항공우주국(NASA) 보고서에 제시된 임무 구 간별 eVTOL 동력하중 값이다[23]. 시티에어버스는 멀티콥 터형이므로 쿼드로터의 매개변수를 이용하여 순항에 대하 여 계산을 수행하였다. 설계 이륙 총 중량은 2,014.7 kg이 고, 이 경우에 필요한 순항 동력은 377.76 kW이다. 이 값

표 5. 비행구간 별 동력하중 가정[23]

Table 5. Power loading assumptions for each flight segment [23].

은 표 4에서 받음각이 9일 때 크루즈 동력 값인 367.23 kW와 비교 시 2.8%의 오차에 해당한다.

4-3 수직이착륙 시 요구 동력

시티에어버스가 고도 400 m에 도달하기 위한 수직이륙 은 80 초, 수직착륙은 160 초 동안 진행된다. 수직이착륙 에 필요한 동력은 다음과 같은 식으로 구한다[20].

_

  _

_





_

^   _

_

≥  (15)

_

  _

_





_

^   _

_

≤  (16)

여기서, _는 수직이륙 속도이며, _는 수직착륙 속도 이다.

Parameter

/ Mission segment Quadrotor Tiltrotor /

Tiltwing Lift and Cruise

pVTOL 0.125 0.25 0.25

pClimb pVTOL (pVTOL/4)*1.5 (pVTOL/3)*1.5

pCruise pVTOL*1.5 pVTOL/4 pVTOL/3

pTaxi 0.1*pCruise 0.1*pCruise 0.1*pCruise

pLoad 0 0 0

pCharge -0.2 -0.2 -0.2

AoA () _ (m/s)  _ P (kW)

1 9.166 0.0812 0.549 253.91

2 9.129 0.0858 0.580 268.25

3 9.092 0.0903 0.610 282.13

4 9.056 0.0948 0.641 296.46

5 9.021 0.0994 0.672 310.80

6 8.987 0.1039 0.702 324.68

7 8.953 0.1085 0.733 339.01

8 8.920 0.1130 0.764 353.35

9 8.887 0.1175 0.794 367.23

10 8.855 0.1220 0.824 381.10

11 8.824 0.1265 0.855 395.44

12 8.793 0.1310 0.885 409.31

표 4. 받음각에 대한 시티에어버스의 순항 비행에 필요한 동력 Table 4. CityAirbus required cruise power for changes of

angle of attack.

수직이착륙 속도는 멀티콥터 항공기의 일반적인 이착륙 속도인 5 m/s와 2.5 m/s로 가정하였다[24][25]. 하강 시 필 요한 동력은 하강속도와 호버링 속도의 비가 –2보다 작은 경우에만 유효하다. 그림 10에서 알 수 있듯이 속도비가 – 2에서 0사이에서는 와류고리상태에 잠기게 되어 슬립스트 림(slipstream)이 형성되지 못하고, 운동량이론 적용이 불가 능하다. 이 구간에서는 실험값에 의하여 구해야 하고 다음 과 같은 식으로 구할 수 있다[20].

_

  _

_

   _ _

_

  _ _

_

^ (17)

 _ _

_

^ _ _

_

^

여기서, _~_는 실험으로 이미 구해진 값이며,

_ , _ , _ , _ 이다.

k는 호버링 시 유도동력계수(induced power factor in hover) 이며, 0.974이다.

식 (15)와 식 (17)을 계산하면, 수직이륙 시 필요한 동력 은 532 kW(11.82 kWh, MTOW), 수직착륙 시 필요한 동력 은 428 kW(19.02 kWh, MTOW)이다.

4-4 중량 계산

본 연구 멀티콥터의 설계 이륙 총 중량은 아래와 같이 구할 수 있다.

___{}_{} (18)

_{}__{}___ (19)

여기서, _는 조종사와 승무원의 수를 나타낸다. 시티

그림 10. 이착륙속도비와 동력비의 관계[20]

Fig. 10. Total power required as a function of climb and descent velocity [20].

에어버스는 조종사 1명이 탑승하고, 승무원은 탑승하지 않 는다.

1) 유상하중

에어버스사의 시티에어버스는 유상하중(payload)에 관하 여 공개된 자료가 없다. 상용 운송기(CAT aircraft;

commercial air transport aircraft) 설계 시 승객 당 최대 중 량은 수하물 포함 120 kg이다[26]. 그러나 본 연구에서는 도심에서 짧은 거리를 운행하는 출퇴근용으로 승객 무게 85 kg, 수하물 무게 15 kg으로, 한사람 당 100 kg으로 가 정하여 총 유상하중은 400 kg이다.

2) 배터리 중량

시티에어버스는 출력이 140 kW인 4개의 리튬이온 배터 리팩을 사용하며, 상승 동력 2.95 kWh, 하강 동력 4.75 kWh을 포함하여 본 연구에서 계산된 전체 비행에 필요한 에너지를 저장하는데 요구되는 배터리 용량은 112.01 kWh 이다.

배터리의 중량은 아래의 식으로 계산된다[18].

_{ }

_×

_

 _×

_

(20)

여기서, E는 배터리 에너지, P는 배터리 저장용량, _는 셀 전력 밀도(cell power density), _는 셀 에너지 밀도 (cell energy density), PF는 배터리 패킹 계수(packing factor) 를 나타낸다.

배터리 중량을 계산하기 위해 표 6과 같이 Tesla사 배터 리들의 성능을 비교하였고, 에너지 저장에 직접적으로 관 여하지 않는 casing, cooling, cabling, connector 등의 구성요 소들을 고려하여 패킹 계수(PF) 값을 0.75로 설정하였다 [18].

셀 에너지 밀도인 _는 아래 식과 같다[18].

_ _

×

(21)

여기서 V는 셀 공칭전압(cell nominal voltage), C는 셀 용 량(cell capacity), _은 셀의 무게(cell weight)이며 이 값 을 표 6에 나타내었다.

식 (20)과 식 (21), 그리고 표 6의 배터리 저장용량에 필 요한 밀도와 중량을 표 7에 나타내었다.

표 7과 그림 11에서 18650 배터리 팩보다 높은 에너지 밀도와 적은 중량을 갖고 상용화된 테슬라 모델 3의 2170 셀 배터리 팩을 본 연구에 선정하였다.

표 6. 18650, 2170, 4680 배터리 모듈 사양[27],[28]

Table 6. 18650, 2170, and 4680 battery cell module specifications [27][28].

표 7. 에너지 밀도 및 배터리 중량

Table 7. Cell energy density and battery weight.

그림 11. 리튬이온/폴리머/리튬황 배터리 비에너지/비출력[29]

Fig. 11. Specific power and energy of lithium ion/polymer and sulfur batteries [29].

3) 모터 & 덕트 중량

시티에어버스는 무게가 50 kg인 지멘스(Siemens)사의 SP 200D 모터(표 8)를 사용한다[30]. 덕트 당 2개의 모터를 동 축반전으로, 총 8개의 모터를 장착하므로 모터의 중량은 400 kg이다.

4개의 덕트는 탄소 섬유 소재로 제작되어 소음과 중량 이 작은 이점이 있고 각각 20 kg으로, 총 80 kg이다.

4) 동체 중량

시티에어버스는 멀티콥터형 eVTOL로, 동체의 형상이 헬리콥터와 유사하다. 따라서 아래의 헬리콥터 중량 추정 식을 사용하여 중량을 구할 수 있다[31].

_  ×  

_{}

×_^×_^ (22)

표 8. 지멘스 SP200D 모터[30]

Table 8. Siemens SP200D specifications [30].

표 9. OpenVSP를 사용하여 계산한 시티에어버스 표면적 Table 9. Wetted area of CityAirbus calculated using OpenVSP.

표 10. 동체 중량 계산에 필요한 변수 값

Table 10. Fuselage weight estimation variables.

그림 12. OpenVSP를 사용하여 계산한 시티에어버스 표면적 [32]

Fig. 12. CityAirbus wetted area by using OpenVSP [32].

여기서, G.W는 총 중량, _는 동체의 길이, _는 동 체의 표면적(wetted area)을 나타낸다.

_는 공력해석 프로그램인 OpenVSP를 사용하여 구 하였으며, 표 9에 나타내었다[32]. 표 10의 값을 사용하여 동체의 중량을 구하면 257.4 kg이며, 이는 MTOW의 11.7%

에 해당한다.

5) 프로펠러 중량

시티에어버스는 3엽 프로펠러로, 각 덕트에 동축반전으 로 2개씩, 총 8개의 프로펠러가 존재한다. 프로펠러 중량 은 아래의 식을 사용하여 계산하였다[33].

Category Model S 18650 Model 3 2170 4680 Cell energy

density 240 Wh/kg 247 Wh/kg 380 Wh/kg Battery weight 622.28 kg 604.64 kg 393.02 kg

Variables  _ _ _

Value 21,560 N 7.19 m 38.26 mm^ 257.5 kg

Categpry Value

_{max} 204 kW

__max 1300 RPM

__max 1,500 Nm

Weight 49 kg

Torque to mass ratio 30.6 Nm/kg

Category Wetted area

CityAirbus

Fuselage 38.26 ^

Duct 35.87 ^

Motor 9.86 ^

Propeller 18.22 ^

Skid 8.06 ^

Category Model S 18650 Model 3 2170 4680

Cell weight 45 g 70 g 85 g

Cell nominal

voltage 3.6 V 3.6 V 3.6V

Cell capacity

rating 3.0 Ah 4.8 Ah 9 Ah

Cell volume 660 mm^ 970 mm^ -

Voltage 375 V 350 V -

__{ }



^ 

^ 

^ 

 ^ (23)

×  ^  ×^

 ^ _

_{  }



^_{ }



^ 



^ (24)

_{ }

^

^





^ (25)

여기서 _은 프로펠러의 소재에 따라 변하는 상수 값이 며, D는 지름, B는 엽의 개수, AF는 프로펠러 작용 계수, N은 회전 속도, M은 마하수, SHP는 축 마력을 나타낸다.

_ 값은 알루미늄일 때 220, 유리섬유일 때는 160~180, 탄소 복합재일 때는 137로 가정하였다[33]. 시티에어버스 는 탄소 섬유 프로펠러이므로 _=137로 정하였다[34].

마하수는 아래 식과 같다. 시티에어버스는 500 m의 고 도에서 33.33 m/s의 속도로 순항한다.

_{ }

^_

 (26)

프로펠러 중량 계산을 위한 변수들을 표 11에 나타내었 다. _가 6.4이므로, 각 프로펠러의 중량은 47.55 lb, 즉 21.57 kg이다. 시티에어버스는 8개의 프로펠러가 있으므로, 전체 프로펠러 중량은 172.56 kg임을 알 수 있다.

지금까지 계산한 본 연구 eVTOL 비행체 구성품의 중량 값들을 정리하여 표 12에 나타내었다.

5) 공허중량

시티에어버스의 공허 중량 크기는 식 (19)를 사용하여 계산할 수 있다. 공허 중량은 승무원과 승객 및 화물을 제 외한 무게이며, 약 1,514 kg이다.

본 연구에서 계산된 MTOW는 2,014.7 kg으로 에어버스 사에서 공개한 2,200 kg 대비 91.6%에 해당하며 참고문헌 [19]에서 계산한 2,033 kg 대비 0.9% 감소한 중량에 해당 한다.

표 11. 프로펠러 중량 계산식 변수

Table 11. Propeller weight estimation variables.

표 12. 멀티콥터형 eVTOL 중량 계산 값 Table 12. Weight calculation of CityAirbus.

Ⅴ. 결 론

본 연구에서는 에어버스 사에서 개발 중인 시티에어버 스의 자료를 바탕으로 역설계 기법을 통한 멀티콥터형 eVTOL 기본 개념설계를 수행하였다.

호버링 시 동력은 동축반전형 프로펠러의 간섭계수를 고려하여 462.5 kW이며, 순항 시에는 받음각에 따른 필요 동력을 계산하였고, 9에서 367.23 kW이다. 수직이륙은 5m/s속도로 80 초간 진행되며, 수직착륙은 2.5 m/s속도로 160 초간 진행된다. 이때 필요한 동력은 각각 532 kW, 428 kW이다.

배터리는 테슬라 사의 18650, 2170, 4680이 모두 현재의 요구 비행시간인 15분에 적합하였고, 설계 이륙총중량을 낮출 수 있고, 상용화되어있는 2170 배터리를 선정하였다.

공력해석 프로그램인 OpenVSP를 사용하여 표면적을 구 하였고, 균일한 유동에서 운동량 이론을 적용하여 각 임무 단계 별 요구동력을 계산하였고 통계 데이터에 기반한 중 량 추정식들을 사용하여 각 구성품 및 전체 중량을 추정 하였다.

추후 연구에서는 블레이드 요소 운동량 기법(BEMT;

blade element momentum theory)을 이용하여 블레이드 공력 설계 및 CFD 분석 연구 등을 수행하여 필요 요구동력 추 정의 정확성을 높일 예정이다. 또한 항속거리와 체공시간 을 늘리기 위해 배터리 대신 수소연료전지를 사용할 경우 에 대한 연구를 수행하여 본 연구결과와 비교분석할 예정 이다.

Acknowledgments

본 연구는 국토교통부/국토교통과학기술진흥원의 지원 으로 수행되었음(과제번호 21CTAP-C157731-02)

_ D (ft) B AF

137 9.186 3 62.78

ND (ft/s) _ (K) M SHP (hp)

8,726.7 284.91 0.098 134.1

Category Weight Percentage

_ 2,014.7 kg 100%

_ 100 kg 4.96%

_{} 400 kg 19.8%

_ 604.64 kg 30.01%

_{} 400 kg 19.85%

_ 80 kg 3.97%

_ 257.5 kg 12.78%

_ 172.56 kg 8.57%

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최 원 석 (Won-Seok Choi)

2015년 3월 ~ 현재 : 세종대학교 항공우주공학과 학사과정

※ 관심분야 : Urban Air Mobility, eVTOL Design, PAV Design, Aircraft Design

이 동 규 (Dong-Kyu Yi)

2016년 3월 ~ 현재 : 세종대학교 항공우주공학과 학사과정

※ 관심분야 : Urban Air Mobility, eVTOL Design, PAV Design, Aircraft Design

황 호 연 (Ho-yon Hwang)

1993년 5월 : 미국 Georgia Institute of Technology 항공우주공학과 (공학박사) 1994년 ~ 1997년 : 삼성항공우주산업 선임연구원

1997년 ~ 2000년 : 울산대학교 항공우주공학과 조교수

2000년 ~ 현재 : 세종대학교 항공우주공학과 교수, 지능형드론 융합전공학과 교수 2012년 ~ 2017년 : 세종대 부설 항공산업연구소 소장

※ 관심분야 : Urban Air Mobility, eVTOL Design, PAV Design, Solar Aircraft Design, Assessment of Environmental Impacts from Aviation