제15부 AAM — UAM·RAM·화물의 기술과 운용

15.3 eVTOL 설계 공간: 형상별 트레이드와 설계 선택

15.3.1 이 장에서 배우는 것 / 선수 지식 / 특히 중요한 독자

1.6은 형상 가족을 지도로 그렸고 1.11·1.12는 결합형·전환형 VTOL을 해부했다. 이 장은 그 지도 위에 사람을 태우는 전기 VTOL(eVTOL) 의 선택을 올린다. 승객 6명을 태우고 두 번 날 수 있는 기체의 설계는 형상보다 배터리 비에너지에 먼저 좌우되는가라는 질문을 NASA의 UAM 참조 기체(Silva 외, 2018)의 설계 값으로 계산한다. 이 논문은 쿼드로터, 나란히 로터 헬리콥터, 리프트+크루즈를 같은 임무로 같은 도구(NDARC)로 설계했고, 전기와 터보샤프트·터보전기 동력원을 나란히 놓아 형상과 동력원의 효과를 분리해서 볼 수 있다. 업계 기체의 제원은 개발사의 공개 주장치이고 이 장은 개별 회사를 다루지 않는다. 이 책의 방침(BK-04)에 따라 군용 VTOL은 다루지 않는다.

배우는 것:

• 같은 임무, 여섯 기체 — 전기 나란히 로터가 4,897 lb로 전기 쿼드로터(6,480 lb)보다 24 % 가볍고, 전기 리프트+크루즈는 L/De가 가장 높은데도(8.5) 8,210 lb로 가장 무겁다(15.3.2.2).
• 배터리의 임계값 — 팩 수준 비에너지가 낮아지면 같은 임무를 닫는 중량이 발산해, 쿼드로터 252, 나란히 로터 208, 리프트+크루즈 259 Wh/kg 아래에서는 닫히지 않는다(15.3.3.1).
• 같은 기체의 항속 — 배터리 무게를 그대로 두고 비에너지가 400에서 300 Wh/kg으로 낮아지면 항속이 75 nmi에서 40~46 nmi로 줄어 한 구간(37.5 nmi)을 겨우 넘는다(15.3.3.2).
• 설계 관찰 — 낮은 디스크 하중, 호버에서만 필요한 날개·프로펠러의 무게, 단일 로터 상실에 대한 중복, 낮은 날개 끝 속도(소음)가 형상별로 어떻게 나타나는지 본다(15.3.2.3).

선수 지식: 1.4(사이징), 1.6·1.11·1.12(형상), 1.17(전기 추진), 1.21(배터리)을 읽었다고 가정한다.

특히 중요한 독자: 엔지니어는 15.3.2·15.3.3을, 사업 담당자는 15.3.5를, 인증 담당자는 15.3.4·15.3.8을, 정책 담당자는 15.3.2.1·15.3.9를 먼저 읽는다.

기준 시점과 정직성. 2026년 11월 기준이다. 원문을 읽은 것: Silva, C., Johnson, W., Antcliff, K. R., Patterson, M. D., VTOL Urban Air Mobility Concept Vehicles for Technology Development(NASA, AIAA Aviation 2018, NTRS 20180006683, 16쪽)의 요건(IV장)·개념 기체 설명·결과(표 3과 기체별 관찰)·배터리 모형. 읽지 못한 것: 같은 시리즈의 NASA 보고서(UAM 임무 요건), EASA SC-VTOL과 FAA의 동력양력 감항 기준 본문(17.7·17.14), 업계 기체의 설계 문서. 이 논문은 2018년의 참조 기체이며 상용 기체의 사양이 아니다(논문은 업계 기체와 지나치게 닮지 않도록 일반화했다고 밝힌다). 400 Wh/kg 팩 수준 비에너지는 논문의 가정이며 현재 상용 팩이 이를 갖춘다는 뜻이 아니다. 이 장의 두 계산(임계 비에너지, 고정 중량의 항속)은 표 3의 값에서 이 책이 만든 단순 모형이다.

15.3.2 개념·직관

15.3.2.1 설계 임무와 동력 가정

NASA의 설계 임무는 탑재물 1,200 lb(승객 최대 6명), 해발 6,000 ft·국제 표준 대기에서 두 번의 37.5 nmi 비행(10 kt 역풍), 순항 출력으로 20분의 예비다(표 1). 호버 상승은 100 %의 출력으로 30 s이고 상승 구간의 상승률은 900 ft/min 이상이다. 날개나 로터의 속도는 정해 두지 않고 기체가 가장 효율적으로 날도록 둔다. 이 요건은 미국 28개 시장의 지리·인구·기반 시설·날씨를 고려해 합성한 것이라고 논문은 밝힌다.

동력 가정은 셀 정격 비에너지 650 Wh/kg에서 시작한다. 사용하지 않는 충전 상단 5 % 등을 제하면 530 Wh/kg이고, 전지 관리 장치와 팩 구조의 30 %를 더해 팩 수준 400 Wh/kg을 유효 비에너지로 둔다. 논문 본문은 이를 1.31 MJ/kg으로 적지만 400 Wh/kg은 1.44 MJ/kg이고 표 3의 배터리 용량과 연료계 무게(예: 1,331 MJ·2,038 lb)에서 얻는 값은 1.44 MJ/kg이므로 이 장은 400 Wh/kg = 1.44 MJ/kg을 사용한다(논문 안의 표기 불일치, 확인 필요). 터보전기 리프트+크루즈의 배터리는 터보샤프트 엔진이 고장 난 뒤 최소 2분 호버하며 최대 순간 방전율(14C)을 넘지 않도록 정한다.

15.3.2.2 여섯 기체

(쿼드 전기는 전기 쿼드로터, 나란히는 나란히 로터 헬리콥터다. 에너지 저장계는 표 3의 연료 계통 무게에 연료 무게를 더한 값이며 전기 기체의 연료 계통은 배터리 전지와 팩 구조를 포함한다. 터보샤프트 쿼드로터 179+43, 나란히 147+38, 터보전기 리프트+크루즈 176+298 lb. 나머지 값은 표 3에서 옮겼다.)

같은 임무에서 배터리 동력은 터보샤프트보다 크게 무겁다. 전기 쿼드로터는 터보샤프트 쿼드로터보다 73 %, 전기 나란히 로터는 터보샤프트 나란히 로터보다 41 %, 전기 리프트+크루즈는 터보전기보다 37 % 무겁다. 전기 기체 가운데 나란히 로터가 가장 가볍다. 쿼드로터보다 24 % 가볍고 설치 출력이 36 % 적다.

15.3.2.3 논문이 짚는 설계 관찰

• 쿼드로터. 중량·출력의 최적은 낮은 디스크 하중에서 나온다. 그 결과 최대 지속 시간 속도는 매우 낮지만 최대 항속 속도는 다른 기체와 비슷하다. 구조 무게 비율은 낮지만(31 % 대 33.5 %) 배터리가 빠르게 커져 나란히 로터보다 무겁다.
• 나란히 로터. 전기 기체 중 가장 가볍다. 호버 효율(1 hp당 중량)이 좋고 순항 효율도 적당하며 구조가 순항 효율의 대가를 크게 치르지 않는다. 두 로터의 후류가 서로 만나는 소음 문제는 피할 수 없다.
• 리프트+크루즈. L/De는 가장 높고 호버 FM도 가장 높다(0.74, 하향 하중이 작고 로터를 호버와 저속 횡비행에 최적화할 수 있다). 그러나 호버에서만 필요한 날개·프로펠러를 싣고 다녀 더 무겁다(날개 종횡비를 낮추면 더 무겁다고 논문은 확인한다). 천이는 힘·모멘트 평형 해석이 필요하다. 날개가 앞 로터의 후류 안에 있어 받음각이 낮아지고, 로터는 날개 실속 근처의 높은 몸체 피치가 필요하며, 고정 피치 로터는 횡속도가 늘면 같은 추력에 필요한 출력이 줄어 블레이드 하중 $C_T/\sigma$가 실속에 접근한다.
• 소음. 아직 소음 해석을 하지 않았고, 경험칙으로 호버 날개 끝 속도를 550~600 ft/s로 낮추고 로터 사이의 블레이드-와류 간섭을 피하도록 배치했다.
• 안전. 리프트+크루즈는 단일 로터 상실을 중복으로 대비한다. 콜렉티브가 없으면 자동 회전이 불가능하므로 추진력을 모두 잃을 때는 활공 착륙이나 다른 회수 장치를 고려해야 한다. 전력 없이는 회전수 제어도 불가능하므로 전기 계통에 중복이 필요하다.

15.3.3 원리 — 배터리가 형상보다 먼저 정한다

15.3.3.1 비에너지가 낮으면 같은 임무가 닫히지 않는다

표 3에서 기체마다 세 값을 읽는다. 이륙 중량 $W$, 배터리 용량 $E_{\text{cap}}$, 배터리계 무게 $W_b$다. 비배터리 비율 $f_e=(W-W_b-1{,}200)/W$(탑재물을 뺀 구조·추진·시스템의 중량 비율)과 단위 중량당 필요 에너지 $c=E_{\text{cap}}/W$를 상수로 두면(임무 에너지가 중량에 비례하고 구조 비율이 일정하다는 어림) 팩 비에너지 $e$에서 같은 임무를 닫는 중량은 다음이다.

$$W=\frac{1{,}200\ \text{lb}}{1-f_e-c/e},\qquad e_{\text{crit}}=\frac{c}{1-f_e}$$

분모가 0이 되는 $e_{\text{crit}}$ 아래에서는 중량이 발산해 닫히지 않는다. 논문의 값으로 $f_e$·$c$를 구하면 400 Wh/kg에서 표 3의 이륙 중량을 되찾는다(6,479·4,894·8,193 lb 대 6,480·4,897·8,210 lb).

임계 비에너지는 쿼드로터 252, 나란히 로터 208, 리프트+크루즈 259 Wh/kg이다.

팩 비에너지를 400에서 300 Wh/kg으로 낮추면 이륙 중량이 쿼드로터 2.3배, 나란히 로터 1.6배, 리프트+크루즈 2.6배가 된다. 임계값 부근에서 중량이 급증하므로 여유가 없는 설계는 비에너지의 작은 오차에도 닫히지 않는다. 이 어림은 낙관적이다. 실제로는 중량이 늘면 호버 전력이 $W^{3/2}$에 가깝게 늘어 단위 중량당 에너지 $c$도 커지므로 임계값은 더 높다(해석). 같은 가정에서 형상 순위도 보인다. 나란히 로터는 임계값이 가장 낮아 배터리에 가장 관대하다. 리프트+크루즈는 호버에서만 필요한 구조를 포함한 비배터리 비율 $f_e$가 가장 높아 임계값이 가장 높다.

15.3.3.2 같은 기체의 항속은 비에너지에 정비례한다

이번에는 기체와 배터리 무게를 그대로 두고 비에너지만 바꾼다. 순항 에너지를 L/De에서 $k=W/(L/D_e)$로 어림하고(1 nmi당 에너지: 쿼드 9.20, 나란히 5.60, 리프트+크루즈 7.96 MJ), 호버·상승·하강 에너지를 임무 에너지에서 역산하며 사용 가능 비율을 임무 에너지/배터리 용량으로 두면 예비 20분을 포함한 항속은 다음이다.

$$R=\frac{u\,e\,W_b-E_h-k\,V_{br}/3}{k}\ \text{[nmi]}$$

($V_{br}$는 최대 항속 속도 kt, $V_{br}/3$는 20분 예비의 거리 nmi.) 400 Wh/kg에서 75 nmi를 되찾고, 다른 비에너지에서는 다음과 같다.

300 Wh/kg에서는 세 기체 모두 40~46 nmi로 한 구간(37.5 nmi)을 겨우 넘고, 250 Wh/kg에서는 23~31 nmi로 한 구간도 못 간다. 예비 20분을 포함한 값이므로 이 거리는 목적지에 도착해도 대체 착륙지로 갈 에너지가 남는 거리다. 리프트+크루즈는 호버 에너지가 커(약 219 MJ 대 나란히 약 83 MJ) 비에너지가 낮을수록 항속 감소가 크다. 이 모형은 방전 깊이·열화·저온에서의 비에너지 감소(논문은 극한 온도에서 줄어든다고만 언급)를 포함하지 않았다.

15.3.4 규제와의 연결

이 장의 계산은 설계의 상한을 정할 뿐, 설계가 허용되는 조건은 인증 기준이 정한다. 논문은 안전 접근(단일 로터 상실의 중복, 추진 전부 상실 시 회수 장치)을 서술하지만 인증 기준과의 관계를 다루지 않는다. 동력양력 항공기의 FAA 감항 기준과 EASA의 VTOL 특별 조건, 그리고 이들이 요구하는 고장 후 계속 안전 비행과 착륙 능력은 17.7·17.14에서 읽는다(이 장은 읽지 못했다, 확인 필요). 설계 요구와 인증이 같은 곳에서 만난다. 단일 로터 상실을 견디려면 설치 출력과 배터리 방전율에 여유가 필요하고, 이는 임계 비에너지(15.3.3.1)를 높인다(해석).

15.3.5 설계·운용의 선택

• ① 나란히 로터와 쿼드로터. 배터리가 한계일 때는 나란히 로터가 임계값과 중량에서 유리하나 두 로터 후류 간섭과 단일 로터 상실의 비대칭을 다뤄야 한다.
• ② 리프트+크루즈의 순항 이득 대 호버 무게. L/De는 가장 높지만 전체 중량이 가장 크다. 순항이 긴 임무(항속 50~100 nmi 이상)에서는 이득이 커질 수 있다(해석, 논문은 이 임무에서의 결과만 제시한다).
• ③ 디스크 하중과 소음. 디스크 하중이 낮으면 호버 효율이 높고 하향풍·소음이 낮지만 로터가 커져 구조와 부지가 는다(쿼드 3.0 lb/ft², 리프트+크루즈 13.1 lb/ft²).
• ④ 배터리 여유. 임계 비에너지와 설계 비에너지의 간격이 설계의 안전 여유다(15.3.3.1).

견해: eVTOL 형상을 고를 때 첫 질문은 '순항 L/D가 얼마인가'가 아니라 '팩 비에너지의 임계값과 설계 값의 간격이 얼마인가'여야 한다고 본다. 근거는 15.3.3.1이다. 같은 임무에서 전기 리프트+크루즈는 L/De가 가장 높은데도 임계값이 가장 높아(259 Wh/kg) 배터리가 400에서 300 Wh/kg으로 낮아지면 이륙 중량이 2.6배가 된다. 반론은 순항이 긴 임무에서는 L/D의 이득이 호버 무게를 이긴다는 점이다. 그러나 NASA 임무(75 nmi)에서 호버 비용이 지배했고, 임무가 길어질수록 필요한 배터리 비에너지의 임계값도 높아지므로, 형상 비교는 임무 거리별 임계값 곡선으로 하는 편이 낫다고 본다.

15.3.6 세 축 비교

15.3.7 관련 규격·프로토콜

15.3.8 관련 규제·인증 요구와의 연결

15.3.9 함정과 한계

15.3.10 체크포인트·연구 질문

체크포인트

1. 같은 임무에서 쿼드로터·나란히 로터·리프트+크루즈의 중량 순위와 이유를 설명할 수 있는가?
2. 표 3의 값으로 $f_e$와 $c$를 구하고 임계 비에너지를 계산할 수 있는가?
3. 고정 중량 기체의 항속을 비에너지의 함수로 구할 수 있는가?
4. 논문의 안전 접근(중복·회수 장치)이 설계에 미치는 영향을 설명할 수 있는가?
5. 팩 비에너지의 임계값과 설계 값의 간격이 가지는 의미를 설명할 수 있는가?

연구 질문(25.7에 모은다)

• 임무 거리(50·100·150 nmi)에 따른 형상별 임계 비에너지 곡선은 어떠한가?
• 단일 로터 상실 중복이 호버 설치 출력과 임계값에 주는 영향은 얼마인가?
• 디스크 하중과 호버 소음의 관계를 이 참조 기체에 적용하면 어떻게 나타나는가?
• 상용 팩의 실측 비에너지(셀·팩·열화)는 논문의 400 Wh/kg 가정과 얼마나 다른가?

1차 출처(이 장)

• Silva, C., Johnson, W., Antcliff, K. R., Patterson, M. D., VTOL Urban Air Mobility Concept Vehicles for Technology Development, NASA, AIAA Aviation 2018 (NTRS 20180006683)

다음 장: 15.4 eVTOL 전력·추진 계통: 고전압·내고장 구조 — 이 장의 배터리·호버 전력을 계통 구조로 내린다.