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- 주제어 : PAV (Personal Air Vehicle), Aircraft Design, Initial sizing, Thrust to weight, Wing loading, Power to weight (검색결과 3 건)
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현재 우리나라를 포함한 다수의 국가에서 도로 공급의 한계에 따른 교통체증이 증가하고 지상 수송교통 체계가 포화상태에 이르렀다. 또한, 경제적인 성장으로 인한 자동차 보유 대수의 증가로 앞으로 교통체증은 더욱 증가할 것이다. 이 문제에 대한 해결책으로 도로주행형 개인 항공기(PAV, Personal Air Vehicle) 개발의 필요성이 대두되고 있다. 본 연구에서는 국내에서 수행 가능한 임무에 대한 새로운 형상의 도로주행형 PAV 사이징을 위해 도로주행형 PAV의 성능을 비교 분석하였다. 새로운 형상의 도로주행형 PAV 설계 시 도로에서 주행하거나 주차를 하기 위해서 날개 접힘 구조를 적용하였다. 그리고 현재 한국의 도로 및 지형을 고려하여 전체적인 형상 설정 및 사이징을 수행하였다. 또한, 날개 면적이 가장 작은 도로주행형 PAV 사이징을 하기 위해 구속조건인 상승, 지상 활주거리, 순항속도, 상승한계의 수치를 추력대중량비와 익면하중의 관점에서의 설계점을 그래프에 표현하였다. 또한, 임무에 따라 사이징된 PAV의 설계이륙총중량, 날개 면적, 날개 길이, 추력대중량비, 익면하중, 동력대중량비, 브레이크 마력, 연료 효율수치를 비교하였다. At present, the ground transportation system is saturated in many countries including Korea, and traffic congestion is increasing due to the limitation of road supply. And traffic growth will increase in the future due to the increase in the number of automobiles due to economic growth. There is a need to develop a roadable personal air vehicle (PAV). In this study, we compared the performance of roadable PAV according to the mission profile that can be performed for the new roadable PAV sizing that can be operated in Korea. Folding mechanism was applied to drive or park on the road when designing a new roadable PAV. The configuration set and sizing are performed considering the current road and topography of Korea. In addition, the value of the rate of climb, ground roll, cruise speed and service ceiling in terms of the thrust to weight ratio and wing loading, which is the lowest of the wing area, was expressed on the graph. I also compared the MTOW, wing area, wing span, thrust to weight, wing loading, power to weight, brake horse power, fuel efficiency values of the sizing PAVs according to their mission.
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미래형 개인항공기를 활용한 공유기반 모빌리티의 수도권 운영 및 수직이착륙장 선정 연구
본 논문에서는 공유기반 모빌리티 (On-Demand Mobility) 개념을 한국의 수도인 서울에 적용하는 방안을 연구하였다. 공유기반 모빌리티는 PAV(Personal Air Vehicle)을 다수의 사람들이 함께 공유하여 이용하는 Air taxi 개념을 말한다. 먼저 수도권인 서울, 인천, 경기도의 실제 출퇴근 인구 데이터를 수집하여 위도, 경도 좌표에 나타내었다. 그 다음 출퇴근 데이터를 토대로 3가지의 이동 경로를 선정하여 공유 항공 이동체를 적용했을 때 결과를 알아보았다. 수직이착륙장의 개수의 증감에 따른 총 이동시간의 변화를 알아보기 위해 K-mean Algorithm을 이용하여 좌표를 여러 개의 군집으로 나누고 각 군집의 중심에 수직이착륙장을 건설한다고 가정하였다. 각 경우에서 군집화의 타당성을 확인하기 위해 Silhouette 기법을 사용하였다. 수직 이착륙장의 개수를 2개에서 36개까지 2개씩 증가하여 총 18가지 경우에 대하여 각 경로에 따른 이동시간을 구하였고, 공유 항공 이동체를 이용할 때 이동경로를 구간별로 나누어 구간별 이동시간을 각각 구하였다. 이 이동시간을 기존의 교통수단을 이용했을 때의 이동시간과 비교하여 한국 수도권의 공유 항공 이동체를 적용했을 때 타당성을 알아보았다. 그리고 AEDT (Aviation Environmental Design Tool)을 이용하여 미래형 개인항공기의 이착륙 시의 소음 해석을 수행하였다.
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동축반전 프로펠러의 파라미터 효과와 유동 특성에 관한 전산해석 연구
김영태 한서대학교 일반대학원 2020 국내석사
회전익 항공기 중 하나인 동축반전 프로펠러형 멀티콥터는 단일 프로펠러에 비해 회전면 하중이 커서 비행체의 크기가 작다는 점과 회전익기에서 가장 문제가 되는 볼텍스링 상태(Vortex Ring State ; VRS)에 잘 들어가지 않는 장점 그리고 비행 시 안전성 등에 의해 많이 사용 되고 있는 플랫폼이다. 본 논문에서는 경량 항공기급의 무게를 갖는 멀티콥터형 PAV(Personal Air Vehicle)에 사용될 동축반전 프로펠러의 상·하 프로펠러 사이 간격 및 단일 프로펠러의 CFD 해석을 통해 최적 피치각을 선정한 후, 동축반전 프로펠러를 해석함으로써 하부 프로펠러의 최적 피치각을 선정하였다. 또한 추가적으로 계산한 요구 동력을 사용하여 Interference-Induced Power Factor()추정하여 성능에 영향을 미치는 변수에 따른 결과를 비교하였다. 개념 설계한 기체의 MTOW(Max Take-Off Weight)에 따른 필요동력과 제자리 비행 항속시간을 추정하면 모멘텀 이론과 CFD 해석결과를 비교하여 CFD 추정 결과가 모멘텀 이론으로 계산한 결과에 비해 비행시간이 감소하는 것으로 예측된다. 이는 중형 드론에 있어 배터리 에너지 추진 방식의 한계를 명확하게 보여주었다. 유상하중 또는 비행시간의 증가를 위해서는 멀티콥터와 다른 플랫폼 또는 다른 에너지원을 요구로 한다. One of the types of rotor aircraft, the coaxial propellers type multi-copter is a platform that is widely used due to the large rotational plane load relative to a single propeller, the advantages of not entering the most problematic ball-tasting state in the rotorcraft and flight safety. In this study, the optimal pitch angle of the lower propeller was selected through CFD(Computational Fluid Dynamics) analysis of the single propeller and the gap between the Upper and Lower propellers of the coaxial conduction propeller to be used in the multi-copter type PAV(Personal Air Vehicle) with weight of the lighter aircraft class, and the optimal pitch angle of the lower propeller was selected by interpreting the coaxial propellers. In addition, the Interference-Induced Power Factor() discussed in the previous preceding study was calculated using CFD analysis and presented in a different way to compare the results of variables affecting performance. The Momentum Theory and CFD analysis results were compared by estimating the required power according to the MTOW(Max Take-Off Weight) of the concept-designed fuselage, and the CFD estimation results indicate a reduction in flight time compared to the Momentum Theory results. The study clearly showed limitations of battery energy propulsion method in medium-sized drones.Payload or flight time for the increase in multi and eight other energy sources or other sources of energy to at the request.
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