Aerodynamic Analysis, Required Power and Weight Estimation ...

Copyright ⓒ 2021 The Korea Navigation Institute 17 www.koni.or.kr pISSN: 1226-9026 eISSN: 2288-842X

항공 우주 해상

J. Adv. Navig. Technol. 25(1): 17-28, Feb. 2021

https://doi.org/10.12673/jant.2021.25.1.17

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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 12 January 2021; Revised 29 January 2021Accepted (Publication) 24 February (28 February 2021)

*Corresponding Author; Ho-Yon Hwang

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

역설계 기법을 사용한 도심항공 모빌리티용 복합형(틸트로터 + 양력 + 순항)

eVTOL의 공력 해석, 요구 동력 및 중량 예측

Aerodynamic Analysis, Required Power and Weight Estimation of a Compound (Tilt rotor + Lift + Cruise) Type eVTOL for Urban Air Mobility using Reverse Engineering Techniques

김 동 희1·이 준 희2·황 호 연3*

1세종대학교 물리천문학과, 항공우주공학과2세종대학교 항공우주공학과

세종대학교 항공우주공학과, 지능형드론 융합전공학과

Dong-Hee Kim1 · Joon-Hee Lee2 · Ho-Yon Hwang3*

1Department of Physics and Astronomy, and Department of Aerospace Engineering, Sejong University, Seoul 05006, Korea2Department of Aerospace Engineering, Sejong University, Seoul 05006, Korea3Department of Aerospace Engineering, and Department of Convergence Engineering for Intelligent Drone, Sejong University, Seoul 05006, Korea

[요 약]

최근 많은 나라 대도시의 교통체증과 더불어 지구온난화로 인해 차세대 친환경 교통수단인 eVTOL이 각광받고 있다. 본 연구에

서는 많은 유형의 eVTOL 중 고정로터와 틸트로터가 결합된 복합형 eVTOL인 현대자동차 S-A1의 외부형상을 벤치마킹하여 역설

계 기법을 활용하여 기본 형상을 구현하였다. CATIA를 사용하여 기본 형상을 구현한 후 항공기 설계 및 공력해석 프로그램인

OpenVSP, XFLR5를 사용하여 공력해석을 수행하였고 비교분석을 통해 익형과 붙임각, 상/하반각을 선택한 후 항공기 표면적 및

항력, 양력을 계산하였다. 또한 주어진 임무형상을 수행하기 위한 필요 동력을 산정하고 추정식과 자료조사를 통하여 구성품과 전

체 무게를 추정하였다.

[Abstract]

Recently, eVTOL, the next-generation of eco-friendly transportation, has been in the spotlight due to global warming along with traffic jams in large cities of many countries. This study benchmark the external features of Hyundai Motors S-A1, a compound eVTOL combined fixed and tilt rotors among many types of eVTOLs, to create the basic configuration using reverse design techniques. Basic configurations were created using CATIA and aerodynamic analyses were performed using the aircraft design and aerodynamic analysis programs, OpenVSP, XFLR5, and the aircraft wetted area, drag, and lift were calculated after selecting the airfoil, incidence angle, and dihedral and anhedral angles through trade study. Also, required powers were estimated for completing the given mission profile and components weight and the total weight were predicted using the estimation formula and data survey.

Key word : eVTOL, Urban air mobility, UAM, Aircraft design, Aircraft weight, Aircraft power.


https://doi.org/10.12673/jant.2021.25.1.17 18

그림 2. 현대 S-A1 형상 1[2] Fig. 2. Hyundai S-A1 configuration 1 [2].

Date Company Content

2012 Ehang Start development

2016 Ehang Initial flight

2017. 04 Lilium First flight in 2-seater unmanned mode

2018. 01 Ehang 1000 or more accumulated manned and unmanned flights

2018. 02 Joby 5-seater UAM released

2018. 03 Wisk 2-seater UAM flight

2019. 10 Volocopter Manned flight in city (Singapore)

2019. 12 Lilium 5-seater transition flight

2019. 12 Volocopter EASA design organization certification acquired

2020. 01 Airbus Prototype UAM flight test

2020. 01 Bell Electric aircraft NEXUS4es released

2020.02 Ehang COVID-19 medical supplies transfer

표 1. eVTOL 국외 연구동향[1]Table 1. eVTOL overseas research trends [1].

그림 1. 미국 eVTOL 시장 예측[4] Fig. 1. US eVTOL market forecast [4].

Ⅰ. 서 론

eVTOL (electric vertical takeoff and landing)은 전기를

동력원으로 사용하는 수직 이착륙기다. 최근 대도시의 인구

집중으로 인한 도심 도로와 고속도로 등 지상교통망 포화

에 따라 육상 교통수단이 아닌 3차원 교통수단의 필요성이

대두되면서 개인항공기(PAV; personal air vehicle)에 대한

필요성이 점차 증가되어 왔다[1]. 또한 환경 문제로 인해 탄

소 배출 규제가 엄격해짐에 따라 eVTOL이 친환경 차세대

교통수단으로 각광받고 있다. 미국과 유럽을 비롯한 세계

각국에서 eVTOL을 개발하고 있고, 이에 따라 시장의 규모

는 크게 증가할 것으로 전망된다(그림 1).

1-1 국내외 연구동향

현대자동차는 2019년 UAM (urban air mobility) 사업부를

신설, eVTOL 비행체 ‘S-A1’을 개발 중이며[2], 한화는 Overair사를 인수하여 2020년 2월부터 eVTOL ‘Butterfly’기종의 설계

를 진행 중이다[3]. 최근 국외 연구동향은 표 1에 정리하였다.

1-2 eVTOL 유형

eVTOL은 크게 멀티콥터, 틸트날개, 틸트로터/덕티드팬, 복합형으로 나뉜다. 멀티콥터형은 회전익 항공기와 이륙 및

추진방식이 유사하므로 호버링 효율이 좋지만 비행속도가

느려 장거리 비행에는 적합하지 않다. 틸트날개형은 주로 분

산전기추진 (distributed electric distribution)을 사용하여 날개

면적을 줄일 수 있고 순항속도 및 항속거리가 우수하다. 하지

만 날개 회전 등 조종 장치가 복잡해 제어가 어렵다. 틸트로

터/덕티드팬형은 마찬가지로 순항속도와 순항거리가 우수하

지만 장치가 복합하여 가격이 비싸고 수직 이착륙 시 로터와

날개가 90도를 이루기 때문에 효율이 떨어지고 덕티드팬의

경우 수직이착륙 시는 추력이 크게 증가하지만 전진 비행

시 덕트로 인한 항력이 크게 증가한다. 복합형은 틸트로터/덕티드팬, 틸트날개형의 장점을 취하며 이들의 단점을 보완한

다. 하지만 pod 등 부가적인 구조물로 인해 이들보다 공기역

학적 효율이 떨어진다는 단점이 있다[5].

Ⅱ. S-A1 제원 및 임무형상

본 연구에서는 틸트로터형의 장점을 취하며 안전성에 취

약하다는 단점을 보완할 수 있는 복합형 eVTOL을 설계하기

로 결정하였고, 현대자동차가 2028년 상용화를 목표로 개발

중인 eVTOL 항공기인 S-A1(그림 2)을 기본 모델로 선정하

여 개념설계를 수행하였다. 현대자동차가 CES 2020에서 밝

힌 S-A1의 제원을 표 2에 기술하였다. 또한 본 연구에서는

임무형상으로 100 km 운행 및 코엑스 도심공항–김포공항과

코엑스 도심공항–인천공항 운행을 설정하였고 이를 토대로

eVTOL의 설계 요구도와 임무형상을 작성하여 그림 3과 표

2에 나타내었다.

그림 3. S-A1 임무형상

Fig. 3. S-A1 mission profiles.

역설계 기법을 사용한 도심항공 모빌리티용 복합형(틸트로터 + 양력 + 순항) eVTOL의 공력 해석, 요구 동력 및 중량 예측

19 www.koni.or.kr

Category Imperial Units SI Units

Overall length 35 ft 10.7 m

Fuselage width 5.25 ft 1.6 m

Wing span 49.2 ft 15 m

Propeller diameter 10.5 ft 3.2 m

Skypory footprint 50 ft 15.24 m

MTOW 7,000 lb 3,125 kg

Maximum speed 180 mph 290 km/h

Cruise speed 149 mph 240 km/h

Range 62.14 mile 100 km

Noise Under 55 dB Under 55 dB

표 2. 현대 S-A1 제원

Table 2. Hyundai S-A1 specification.

Category Design Requirements

Payload 80kg per person (1 pilot and 4 passenger), 15 kg per baggage. Total 460 kg

Range 100 km at MTOW, 25% battery remaining

Cruise altitude 350-600 m

Cruise speed 240 km/h

Maximum speed 290 km/h

Ascent rate 5 m/s with the MTOW on vertical take-off[6], 8 m/s withthe MTOW on cruising altitude during transition flight

Descent rate 1.5 m/s with the MTOW on vertical landing[7]

Engine Electric motor/Battery

표 3. S-A1 설계요구도

Table 3. S-A1 design requirements.

Ⅲ. 익형 선정 및 공력 해석

3-1 주 날개 익형

S-A1의 순항속도인 240 km/h와 비슷한 순항속도를 갖

는 경항공기들의 익형을 조사하여 표 4에 정리하였고

Xflr5 [8]를 사용하여 공력해석을 수행하였다. 2D 분석

후 목표에 부합하지 않는 6개의 익형을 제외하고 남은 3개의 익형을 3D에서 순항 조건에 맞추어 분석하여 그림

4에 나타내었다. 분석 결과 NACA 4415가 순항 조건에

서 최대 양항비를 나타내어 NACA 4415를 주 날개의 익

형으로 선정하였다.

3-2 주 날개 붙임각과 상반각

S-A1의 붙임각을 결정하기 위하여 Xflr5를 이용하여

0~3˚의 범위에서 0.5˚간격으로 붙임각을 변경해가며 분석

을 수행하였다. 분석 결과 일반 항공기의 순항 받음각인

1~3˚ 사이를 고려할 때 그림 5와 같이 1˚의 붙임각에서

양항비가 가장 큰 것으로 나타났다. 또한 S-A1은 root에서 상반각으로 시작하여 중간에서 익단(tip)까지는 하반각

을 갖는데, Xflr5를 이용하여 상반각 2~6˚, 하반각 2~6˚, 1˚ 간격으로 총 25가지의 경우의 수를 순항 조건에 맞추

어 분석하였다. 분석 결과 root부터 중간까지는 상반각 6˚, 중간부터 익단까지는 하반각 2˚가 양항비 대비 가로안

정성이 가장 좋은 것으로 나타났다. 이를 토대로 그림 6에 S-A1의 형상을 나타내었다.

Category Cruise Speed (km/h) Root Airfoil Tip Airfoil

Cessna 172R 226 NACA 2412 NACA 2412 mod

PAC P-750 XSTOL 259 NACA 4415 NACA 4415

Cessna 206H 262 NACA 2412 NACA 2412 mod

Piper PA-32 272 NACA 65-415 NACA 65-415

Diamond DA40 279 Wortmann FX 63-137

Wortmann FX 63-137

Cirrus SR20 287 RONCZ 1082 RONCA 1082

Harbin Y-12 292 LS(1)-0417 LS(1)-0417Douglas SBD-5

dauntless 298 NACA 2415 NACA 2407

Piper PA-44 Seminol 301 NACA 65-415 NACA 65-415

Partenavia P.68 301 NACA 63-515 NACA 63-515

GAF Nomad 311 NACA 23018 NACA 23018

표 4. S-A1과 유사한 순항 속도를 갖는 항공기[9]Table 4. Aircraft having similar cruising speed with S-A1 [9].

그림 4. 주 날개 익형별 Xflr5 3D 공력해석 결과

Fig. 4. Result of Xflr5 3D aerodynamic analysis for main wing airfoils.

그림 5. 주 날개 붙임각 Xflr5 분석 결과

Fig. 5. Result of Xflr5 main wing incidence angle analysis.



그림 6. OpenVSP를 이용한 S-A1 형상1Fig. 6. S-A1 configuration using OpenVSP 1.

그림 7. 현대 S-A1 형상 2[2]Fig. 7. Hyundai S-A1 configuration 2 [2].

그림 8. 꼬리날개 익형별 3D 공력해석 결과

Fig. 8. Result of Xflr5 3D aerodynamic analysis for tail wing airfoils.

그림 9. NACA 0012, NACA 64A-010 익형 비교

Fig. 9. Comparison of NACA 0012 and NACA 64A-010 airfoil.

3-3 꼬리날개 익형

그림 7과 같이 S-A1의 꼬리날개는 보편적인 항공기가

갖는 형태인 수평, 수직 꼬리날개가 아닌 V 형태의 꼬리

날개이다. 꼬리날개 익형은 일반 항공기(general aviation)의 꼬리날개에 쓰이는 익형인 NACA 0006, NACA 0009, NACA 0012, NACA 64A-010을 주 날개와 마찬가지로

Xflr5를 사용하여 비교분석하였다. 2D 분석 결과 NACA 0012와 NACA 64A-010의 양항비가 가장 좋은 것으로 나

타났다. 이 두 익형을 3D에서 순항 조건에 맞추어 분석

하였다. 분석 결과 미세하지만 그림 8과 같이 NACA

64A-010이 NACA 0012보다 나은 양항비를 나타내었다. 또한 NACA 64A-010의 경우 그림 9에서 볼 수 있듯이

NACA 0012보다 익형의 두께가 더 얇으므로 항공기의

공허중량을 줄일 수 있다는 장점이 있다. 따라서 꼬리날

개 익형으로는 NACA 64A-010을 선정하였다.

3-4 양력 해석

앞서 도출해낸 결과들을 바탕으로 Xflr5와 OpenVSP [10]를 이용하여 주 날개와 꼬리날개의 양력계수를 계산

하여 그림 10과 그림 11에 나타내었다. 그 후 CATIA [11]와 OpenVSP를 이용하여 동체 및 항공기 전체 형상

을 구현한 뒤 전체 형상(그림 12)에 대한 양력계수를 그

림 13과같이 도출하였다.

그림 10. OpenVSP를 사용하여 계산한 주 날개와 꼬리날개의

양력계수

Fig. 10. Calculation of lift coefficient of main wing and tail wingusing OpenVSP.

그림 11. Xflr5를 사용하여 계산한 주 날개와 꼬리날개의

양력계수

Fig. 11. Calculation of lift coefficient of main wing and tailwing using Xflr5.

그림 12. OpenVSP를 이용한 S-A1 형상2Fig. 12. S-A1 configuration using OpenVSP 2.


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그림 13. OpenVSP를 사용하여 계산한 S-A1 양력계수

Fig. 13. S-A1 lift coefficient using OpenVSP.

3-5 항력 해석

항공기의 항력은 다음과 같이 구할 수 있다.

(1)

(2)

여기서 CDi는 유도항력 계수, CDp는 유해항력 계수이다.유해항력 계수()는 다음과 같이 구할 수 있다[12].

(3)

여기서 는 평판 표면마찰계수, 는 형상 계수, 는

항공기 기준 넓이, 는 조파항력계수, 는 기저항력

계수, 는 기타 항력계수, 는 구성품을 나타낸다. 속

도가 아음속이므로 조파항력계수는 고려하지 않는다.층류에서의 평판 표면마찰계수는 다음과 같이 구할 수

있다.

(4)

난류에서의 평판 표면마찰계수는 다음과 같이 구할 수 있다.

log

(5)

여기서 은 레이놀즈수, 은 마하수를 나타낸다.형상계수는 각 구성품에 대해 다음과 같이 구할 수 있다.

1) 날개, 꼬리날개, 스러스트, 파일런

×

cosmax

(6)

여기서

는 두께비, max는 최대 두께선의 후퇴각을 나

타내며 익형의 가장 두꺼운 점의 시위방향 값을 시위로

나눈 값인 는 저속형 익형의 경우 0.3, 고속형

익형의 경우 0.35를 갖는다. 힌지에 연결된 방향타(hinged rudder)나 승강타(elevator)가 있는 꼬리날개의 경우 꼬리날

개 면과 조종면 사이의 틈새로 인해 식 (6)으로부터 구해

진 형상계수에 10% 정도를 더 추가한다.

2) 동체, 유선형 캐노피

(7)

여기서 는 세장비이며 다음과 같이 구할 수 있다.

max

(8)

여기서 은 특성 길이, 는 요소의 지름, max는 해당 요

소의 최대 넓이를 나타낸다. 이 때 단면이 원인 경우에는

식 (8)의 2번째 항을 이용하며 원이 아닌 경우에는 3번째

항을 이용한다.

3) 나셀, 유선형 외부 장착물

(9)

표면적(wetted area) 및 부위별 간섭계수(Q)를 표 5에

나타내었다. 계산한 유해항력계수 값에 10~20%를 더하면

총 유해항력계수가 나온다. 중간 값인 15%를 더하였다.유도항력 는 다음과 같이 구할 수 있다.

(10)

여기서 는 비례상수이며 다음과 같이 구할 수 있다.

(11)

여기서 은 종횡비, 는 오스왈드 계수이며 아음속, 후

퇴각 ≤ 에서 다음과 같이 구할 수 있다.

(12)



Category Laminar

(%)

(count)

(count)Re (1e7)

Fuselage 1.15 - 0 24.3 0.0914 50.3 3.93

Pod (big) 1.05 - 0 26.2 0.0572 31.5 2.38

Pod (small) 1.12 - 0 29.9 0.0209 11.5 1.04

Pod (rear) 1.10 - 0 28.1 0.0434 23.9 1.51

Main wing 1.33 0.15 15 29.0 0.1311 72.2 0.49

Tail wing 1.21 0.1 15 29.6 0.0396 21.8 0.44Propeller (5 blade) 1.5 0.12 0 43.5 0.0788 43.4 0.12Propeller (2 blade) 1.5 0.12 0 43.5 0.0632 34.8 0.12

Misc - - - - - 43.4 -

Total - - - - 0.5256 332.81 -

표 6. 순항 조건(M=0.195)에서 계산한 유해항력

Table 6. Parasite drag calculated for a cruise condition (M=0.195).

Main Wing Tail Wing

Airfoil NACA 4415 NACA 64-A010

12.36 4.59

0.7 0.91

0.037 0.076

0.64 0.19 (count) 157.2 8.1

Total (count) 165.3

표 7. 순항 조건(M=0.195)에서 계산한 유도항력 데이터

Table 7. Induced drag data calculated for a cruise condition (M=0.195).

Category Tesla 2170 Tesla 4680

Volume 21 mm X 70 mm cylinder 46 mm X 80 mm cylinder

Capacity 4.8 Ah 17.3 Wh 9 Ah 32.4 Wh

Specific energy 247 Wh/kg 380 Wh/kg

표 8. Tesla 2170, Tesla 4680 배터리 셀 제원[14][15]Table 8. Tesla 2170, Tesla 4680 battery cell specification [14][15].

Category Wetted Area ( )Q (Interference

coefficient)Fuselage 32.613 1

Pod (big) 8.016 1.3

Pod (small) 2.407 1.3

Pod (rear) 5.384 1.3

Main wing 34.054 1

Tail wing 10.788 1.03

Total 109.070 -

표 5. OpenVSP을 사용하여 계산한 S-A1의 표면적 및 부위별

간섭계수

Table 5. Wetted area and the interference factor of S-A1 calculated using OpenVSP.

그림 14. 구성품별 유해항력 백분율

Fig. 14. Component parasite drag percentage.

각 수치들을 넣고 OpenVSP를 이용하여 계산한 유해항

력 결과를 표 6과 그림 14에 나타내었다. 이 때 프로펠

러의 두께비

는 12%로 설정하였으며 층류의 영향을

받는 정도를 고려하였다[13]. 또한 Xflr5를 이용하여 계산

한 유도항력 결과를 표 7에 나타내었다.

Ⅳ. 요구 동력 및 항공기 중량 추정

4-1 배터리 선정

기준이 되는 배터리로 Tesla 2170을 선정하였다. 여기

에 2020년 9월 22일 Tesla 배터리 데이에서 일론 머스크

가 발표한 Tesla 4680과 차세대 배터리 후보군인 리튬-황, 리튬-공기 배터리도 고려하였다(표 8). 리튬-황 배터

리는 비에너지가 500 Wh/kg이며[16], 리튬-공기 배터리의

경우 최적화가 된다면 비에너지가 3,000 Wh/kg까지 올라

갈 것으로 기대되나 상용화까지는 많이 시간이 소요될

것으로 판단된다[16]. 본 연구에서는 리튬-황 배터리와 리

튬-공기 배터리의 비에너지를 각각 500 Wh/kg, 1,500 Wh/kg로 가정하였다.

4-2 호버링 및 수직이착륙 시 필요 동력

1) 호버링

호버링에 필요한 동력은 다음과 같이 구할 수 있다[18].

(13)

여기서 는 호버링 시 추력이며 는 대기밀도, 는

프로펠러 면적이다. 대기밀도는 SLS (sea level standard)상태를 가정하여 계산하였다.

만약 로터의 형태가 동축이면 식은 다음과 같다[19].


23 www.koni.or.kr

그림 15. 호버링 시 필요 동력[21]Fig. 15. Power required for hovering [21].

(14)

이 때 은 0.9, 는 1.26으로 가정하였다.

식 (13)과 식 (14)를 이용하여 MTOW (3,125 kg)에서

호버링에 필요한 동력을 MATLAB을 사용, 계산하여 그

림 15에 나타내었다. y축은 호버링에 필요한 단위질량당

필요 동력이며 x축은 동축 로터의 추력이다. 계산 결과

동축 로터에서 80.38 W/kg (251.19 kW, MTOW), 틸트

로터에서 63.70 W/kg (199.05 kW, MTOW)일 때 가장

효율적인 것으로 나타났으며, 이 때 단위질량당 총 필요

동력은 144.08 W/kg (450.24 kW, MTOW)다.

2) 수직이착륙

앞서 설계요구도에서 수직이륙은 5 m/s[6]로 지상에서

350 m까지, 수직 착륙은 1.5 m/s[7]로 350 m에서 지상까

지 설정하였다. 가속도를 제외하고 계산해보면 수직 이륙

은 총 70초, 수직착륙은 234초가 걸린다. 이 때 필요한

동력을 다음과 같이 구할 수 있다[20].

(15)

(16)

여기서 는 일반 로터 사용 시 호버링 속도, 는 동

축 로터 사용 시 호버링 속도다. 수직이착륙에 관한 식은 다음과 같다[20].

≥ (17)

≤ (18)

여기서 는 수직이륙 시 단위질량당 필요 동력, 는 수직착륙 시 단위질량당 필요 동력, 는 수직이륙 시 속

도, 는 수직착륙 시 속도다. 이 때 수직착륙 속도와 호버링

속도의 비가 –2~0인 경우를 와류 고리(vortex ring state)라

하며 이 경우는 식 (18) 대신 다음과 같은 식을 사용해야 한다.

(19)

여기서 =0.974, =-1.125, =-1.372, =-1.718, =-0.655

의 값을 갖는다.호버링 파워는 대기밀도에 영향을 받는다. ≤

m에서 대기온도, 대기압과 대기밀도는 다음 식으로 구할

수 있다[22].

(20)

(21)

(22)

여기서 는 대기온도, 는 대기밀도, 는 고도, 는

대기압이다. 대기밀도를 고도의 함수로 표현하면 다음과 같다.

(23)

식 (17), (19), (23)을 이용하여 최대이륙중량에서 고도

별 호버링 시 필요한 단위질량당 동력과 수직이착륙에

필요한 단위질량당 동력을 구하여 그림 16과 표 9에 나

타내었다. 계산 결과 수직이륙은 5 m/s의 속도로 70 초, 수직착륙은 1.5 m/s의 속도로 234 초 동안 진행되므로

수직이륙에 필요한 에너지는 10.64 kWh, 수직착륙에 필

요한 에너지는 27.74 kWh로 수직착륙이 수직이륙보다

많은 에너지를 소모하는 것으로 나왔다.

4-3 순항 시 필요 동력

순항 시 에너지 사용량은 다음과 같다[23].



∗ (24)

그림 16. 고도별 호버링 시 필요 동력

Fig. 16. Power required for hovering by altitude.

여기서 는 배터리 비에너지, 는 배터리 중량,

Category (W/kg) (W/kg)

Tilt Rotor 77.39 60.36

Coaxial Rotor 97.65 76.18

Total 175.04 136.54

표 9. 수직이착륙에 필요한 동력

Table 9. Power required for vertical takeoff and landing.

Battery type Tesla 2170 Tesla 4680 Lithium-sulfur Lithium-airSpecific capacity

(Wh/kg) 247 380 500 1,500

Required (kg) 400 260 198 66

Cruise power (W/kg) 75.87Required energy

(kWh) 98.8

표 10. 순항 시 각 배터리별 필요 중량

Table 10. Required weight of each battery for cruise.

그림 17. 비에너지별 순항 시 필요 배터리 중량

Fig. 17. Required battery mass for cruise vs. specific energy.

는 항공기 중량, 은 항속거리,

는 양항비, 는 순항

시 전체 효율로 0.75라 가정하였다. 식 (24)의 양 변을

배터리 비에너지 와 순항 시 전체 효율 로 나누어

배터리 중량 에 대하여 표시하면 다음과 같다.

(25)

OpenVSP를 이용하여 분석한 결과 순항조건에서 받음

각 3에서 순항한다고 가정하였을 때 양항비가 11.5로

도출되었다. 여기에 =30,656 N, =100,000 m을 넣고

계산하여 배터리별 필요 배터리 중량을 표 10과 그림 17에 나타내었다.

4-4 전체 필요 에너지

천이비행에 필요한 에너지는 임무형상에 따른 경험치[24]를 이용하여 순항에 필요한 에너지의 5%로 설정하였다. 각

임무별 소모 에너지 비율을 그림 18, 표 11에 나타내었다.표 12는 배터리 종류별 필요 총 중량을 나타내며 설계요구

도에 따라 비행에 소모된 총 에너지의 25%가 잔여 에너지로

남아있어야 하므로 배터리의 필요 총 중량에 4/3을 곱해주어

야 한다. 마찬가지로 순항 시 75%의 동력으로 비행해야 하므

로 틸트 로터에 필요한 단위질량당 동력은 101.12 W/kg가

된다.

그림 18. 임무별 소모 에너지 백분율

Fig. 18. Energy consumption rate by missions.

Category (kWh) (kWh) (kWh)

Vertical ascend 4.7 5.94 10.64

Climb 2.07 - 2.07

Cruise 98.8 - 98.8

Gliding descend 3.11 - 3.11

Vertical descend 12.26 15.48 27.74

Total 120.94 21.42 142.36

표 11. 임무별 필요 에너지

Table 11. Required energy for each mission segment.


25 www.koni.or.kr

Battery type Tesla 2170 Tesla 4680 Lithium-sulfur Lithium-air

Specific capacity (Wh/kg) 247 380 500 1,500

Requred energy (kWh) 142.36

Mission required (kg) 576 375 285 95

Design required (kg) 768 500 380 127

표 12. 배터리 종류별 필요 총 중량

Table 12. Total required battery mass by battery types.

4-5 중량 추정

S-A1의 무게는 다음과 같이 계산할 수 있다.

(26)

여기서 은 승무원과 유상하중으로 임무요

구도로부터 460 kg임을 알 수 있다. 은 공허중량으

로 다음과 같이 세분화 할 수 있다.

(27)

여기서 는 주 날개 중량, 는 꼬리날개 중량,

는 동체 중량, 는 착륙장치 중량, 는 배터

리 중량, 는 모터 중량, 는 프로펠러 중량,

는 항공전자 장비 중량이며 는 기타 중량이다.

1) 주 날개

항공기 주 날개의 중량에 대한 추정식은 크게 전투기, 수송

기(transportation), 일반 항공기(general aviation)에 따라 다르

게 표현된다. S-A1은 eVTOL 데이터가 부족하여 통계적 회

귀분석으로 구한 추정식이 없는 상태에서는 일반항공기로

분류할 수 있으며 다음과 같이 구할 수 있다[13].

cos

(28)

여기서 는 항공기 최대이륙중량, 은 항공기 하중계수에

1.5를 곱한 값, 은 주 날개 표피면적, 은 주 날개의

가로세로비,

는 두께비, 는 테이퍼 비, 는 동압, 는 주

날개의 후퇴각이다. 이 때 계산은 imperial units을 사용한다. 주 날개 표피면적은 OpenVSP, 가로세로비와 테이퍼 비는

Xflr5로 분석한 값을 이용하였고, 후퇴각은 –1.324로 측정

되었다. 동압은 해수면, 최대 속도에서 계산하였다. 는

날개에 저장된 연료중량으로 eVTOL의 경우 연료를 사용하

지 않으므로 1로 가정하였다[9].본 연구에서는 S-A1의 하중계수를 일반 항공기의 최대 하중

계수인 3.8로 설정하였다. 따라서 이 되고 계산결과

= 686.3 lbs = 311.3 kg이다. 이는 MTOW의 약 9.96%다.

2) 꼬리날개

S-A1은 일반항공기로 볼 수 있고 꼬리날개 중량 추정

식은 다음과 같이 구할 수 있다[13].

cos

(29)

계산 방법은 주 날개의 중량 추정과 동일하며 꼬리날

개의 후퇴각은 22.92다. 계산결과 = 77 lbs = 34.9

kg이다. 이는 MTOW의 약 1.12%다.

3) 동체

S-A1의 동체는 일반 여객기나 소형 항공기와는 달리 헬기

에 가까운 형태를 갖는다. 때문에 회전익기의 중량 추정식을

사용해야 한다. 본 연구에서 사용한 방법은 Prouty methods이며, 다음과 같은 추정식으로 중량을 구할 수 있다[25].

(30)

여기서 는 동체 길이, 는 동체의 표피면적이다.

OpenVSP의 데이터를 토대로 계산하였으며 계산결과

= 705 lbs = 289.6 kg이다. 이는 MTOW의 약 9.27%다.

4) 착륙장치

S-A1의 착륙장치는 하나의 보조 착륙장치와 두 개의

주 착륙 장치를 갖는[26] 인입식(tricycle retractable)이다. 착륙장치의 중량 추정식은 다음과 같다[13].

(31)

(32)

여기서 은 착륙장치의 길이(inch)이며 은 착륙장치에

걸리는 하중계수에 1.5를 곱한 값이다. S-A1은 수직 하강

을 하며 하강속도가 –1.5 m/s이므로 이를 고려하고 계산

하여 =1.8로 설정하였다. CATIA에서 측정한 값을 넣

고 계산한 결과 = 175.74 lbs = 79.72 kg,

= 34.78 lbs=15.78 kg가 나왔다. 따라서 S-A1의 착륙장치

전체 무게 는 95.5 kg로 MTOW의 약 3.06%다.



4) 배터리

표 12에 나타낸 배터리 중량은 배터리 셀의 중량이다. 전기 항공기에는 배터리를 팩 형식으로 장착해야 하므로

이에 대한 중량을 고려해야한다.Tesla 2170의 경우 비에너지가 247 Wh/kg로 80.5 kWh의

에너지를 얻기 위해 순수 배터리의 무게로 약 326 kg이 필요

하지만 팩 형식으로 만들면 총 480 kg이 필요하다[27]. 따라

서 표 12의 design required 에 47%를 추가하였다. 이를

추가한 최종 배터리 중량 는 1,129 kg로 MTOW의 약

36.13%다.

5) 모터

S-A1은 앞서 계산한 필요 동력에 따라 8개의 모터가 각

모터 당 80 kW 정도의 동력이 필요하다. Simens 사의 전기

모터가 26 kg의 중량으로 지속 동력 70 kW, 최대 동력 92 kW의 성능으로 S-A1에 필요로 하는 모터와 가장 근접하였

다. 그림 19에서 시간이 흐름에 따라 모터의 출력은 높아지고

중량은 가벼워지는 것을 확인할 수 있다. 따라서 S-A1에 장

착할 모터로 SP70D를 선정하였고 무게는 26 kg이므로 모터

8개의 총 무게 는 208 kg로 계산되었다. 이는 MTOW의 약 6.66%다.

6) 프로펠러

S-A1의 프로펠러는 수직이착륙에 쓰이는 총 8개의 2엽

프로펠러와 수직이착륙, 순항에 모두 쓰이는 4개의 5엽 프로

펠러가 있으며 각 프로펠러의 직경은 3.2 m다. 본 논문에서는

상용화되어 있고 S-A1 요구동력을 만족하는 프로펠러를 조

사하여 중량을 추정하였다. 최종 선택한 프로펠러는 탄소복

합체, 니켈을 소재로 사용하며 프로펠러 1엽당 중량은 약 0.9 kg, 스피너 및 기타 프로펠러 부품의 총 중량은 약 8.8 kg다

[28]. 따라서 계산 결과 프로펠러 무게 은 138 kg로

MTOW의 약 4.42%다.

7) 항공전자 및 기타

항공전자장비로는 위성 네비게이션, 오토 파일럿, 라디

오, 통신시스템, 데이터 컴퓨터, 자이로 등이 들어간다. 항공전자 일람표를 통한 데이터로 항공전자장비 무게 를

120 kg로 설정하였다. 이는 MTOW의 약 3.84%다.

그림 19. Simens 전기 모터[29]Fig. 19. Simens electric motors [29].

Category Weight (kg) Category Weight (kg)

80 1129

380 208

311.3 138

34.9 120

289.6 338.7

95.5 Total 3125

표 12. 각 구성품별 중량 예측

Table 12. Weight estimation of each component.

각 구성품별 중량 비중을 그림 20에 나타내었다. 복합

재를 사용하는 경우의 보정계수는 표 13에 나타내었으며

복합재를 사용하여 해당 구성품이 제작되는 경우 보정계

수 값에 해당 요소의 중량을 곱한 값이 보정 후 중량이

된다. 보정계수 값의 기준은 보편적으로 항공기에 가장

많이 사용되는 알루미늄 합금이다. 고성능 복합재료를 사

용하면 무게를 줄일 수 있다는 장점이 있으나 설계 및

제작이 복잡하고 가격이 비싸다는 단점이 있다.

그림 20. 각 구성품별 중량 비중

Fig. 20. Weight percentage of each component.

Category Component Correction factor

High performance composite materials

Main wing 0.78

Tail wing 0.75

Fuselage/Nacelle 0.85

Landing gear 0.88

표 13. 각 항목별 보정계수[13]Table 13. Correction factor for each component [13].

기타 무게로는 배터리가 들어갈 Pod, 열선, 아날로그 장비

및 기타 장비, 의자 및 내부 인테리어와 Fly-by-wire에 쓰이는

전선 등의 무게를 고려하였다. 이를 모두 합한 기타 무게

을 338.7 kg로 설정하였으며 이는 MTOW의 약 10.83%다.


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Ⅴ. 결 론

본 연구에서는 현대자동차가 CES 2020에서 발표한

eVTOL 비행체 S-A1의 자료를 기반으로 공력해석과 요

구동력 분석, 중량예측을 통해 개념설계를 수행하였다.비교분석을 통하여 주 날개와 꼬리날개의 익형을 NACA

4415와 NACA 64A-010으로 결정하였으며 반복분석을 통

하여 주 날개의 붙임각을 1, 상반각을 6, 하반각을 2로 결정하였다.

호버링 시 가장 효율적인 단위질량당 필요 동력은 틸트

로터에서 63.70 W/kg, 동축 로터에서 80.38 W/kg로 총

144.08 W/kg였고 수직이착륙 시 수직착륙이 수직이륙보다

단위질량당 필요 동력은 작지만 와류 고리를 피하기 위하여

하강 속도를 느리게 함으로써 수직이륙보다 더 많은 에너지

가 소모된다. 총 비행시간과 에너지 소모량은 지상에서 350 m까지 수직이착륙, 고도 600 m에서 순항을 가정하였을 때

수직이륙이 70 초로 10.64 kWh를 소모하고 천이비행이 60 초로 5.18 kWh를 소모하며 순항이 1,450 초로 98.8 kWh, 수직하강이 234 초로 27.74 kWh를 소모한다. 따라서 총 비행

시간은 1,814 초이며 총 에너지 소모량은 142.36 kWh였다. 이 때 총 에너지 소모량에 따른 유형별 배터리의 필요 셀

중량은 Tesla 2170 (247 Wh/kg)이 768 kg, Tesla 4680 (380 Wh/kg)이 500 kg, 리튬-황(500 Wh/kg)이 380 kg, 리튬-공기

(1,500 Wh/kg)가 127 kg였다.유해항력은 주 날개의 항력이 72.2 count (약 22%)로 가장

큰 비중을 차지함을 알 수 있고, 무게 추정에서는 배터리 중

량이 1,129 kg (약 36%)로 가장 큰 비중을 차지하였다.만약 S-A1의 최대 항속거리인 100 km를 운행하는 것

이 아닌 K-UAM 로드맵에서 시범노선으로 정한 코엑스-김포공항(29.8 km), 코엑스-인천공항(54.1 km)을 운행한다

면 코엑스-김포공항의 경우 100 km를 운행하는데 필요한

에너지의 약 51.4%, 코엑스-인천공항의 경우 68.1%만을

사용하면 돼 본 논문에서 기준 배터리로 설정한 Tesla 2170으로도 배터리 수명을 충분히 길게 유지하며 운행할

수 있을 것이다.추후 연구에서는 S-A1의 기체 형태를 기본 모델로 하

며 틸트 로터 대신 틸트 날개, 덕티드 팬을 장착하는 등

다양한 유형의 eVTOL에 대한 효율을 비교분석할 예정이

다. 또한 배터리의 비에너지 증가에 따른 최대이륙중량

변화와 항속거리, 비행시간 등 성능 분석 연구를 수행할

예정이다.

Acknowledgments

본 연구는 국토교통부/국토교통과학기술진흥원의 지원

으로 수행되었음(과제번호 21CTAP-C157731-02).

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이 준 희 (Joon-Hee Lee) 2015년 3월 ~ 현재 : 세종대학교 항공우주공학과 학사과정

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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

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Aerodynamic Analysis, Required Power and Weight Estimation ...

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