eVTOL 천이 비행 안정성 분석

서론

UAM 혁명과 eVTOL의 필연성

전 세계적인 도시화는 지상 교통 인프라의 한계를 드러내며 극심한 교통 체증을 야기하고 있다. 이에 대한 혁신적인 해결책으로 도심 상공을 활용하는 도심 항공 모빌리티(Urban Air Mobility, UAM)가 부상하고 있다.1 UAM의 성공적인 구현을 위한 핵심 비행체는 전기 동력 수직이착륙기(electric Vertical Take-Off and Landing, eVTOL)이다. eVTOL은 기존 헬리콥터 대비 현저히 낮은 소음, 전기 동력 사용으로 인한 탄소 배출 제로, 그리고 활주로가 필요 없는 운용 유연성 등의 장점을 바탕으로 미래 친환경 도심 교통 시스템의 중심으로 주목받고 있다.1

 

천이 비행이라는 고르디우스의 매듭

eVTOL 항공기 개발에 있어 가장 복잡하고 중대한 기술적 난제는 바로 ‘천이 비행(Transition Flight)’ 구간이다.5 천이 비행은 헬리콥터처럼 로터의 힘으로 수직 부양하는 회전익 모드(rotor-borne flight)와 비행기처럼 날개의 양력으로 수평 비행하는 고정익 모드(wing-borne flight) 사이를 전환하는 비행 단계를 의미한다. 이 구간은 항공기의 공기역학, 비행 동역학, 안정성, 그리고 제어 시스템 아키텍처 전반에 걸쳐 가장 극심한 변화와 비선형성이 발생하는 영역이다. 따라서 천이 비행의 안정적이고 효율적인 수행 능력은 eVTOL 기체의 설계 형상, 성능, 그리고 궁극적으로는 감항 인증(airworthiness certification)의 성패를 좌우하는 핵심 요소로 작용한다.

 

보고서의 구성 및 범위

본 보고서는 UAM의 실현을 위해 개발되고 있는 주요 eVTOL 추진 방식인 멀티콥터(Multicopter, Wingless), 리프트 앤 크루즈(Lift + Cruise), 그리고 벡터드 스러스트(Vectored Thrust) 세 가지 유형을 중심으로 천이 비행 구간의 심층적인 분석을 제공한다.3 먼저, 각 방식의 천이 비행 메커니즘을 비교 분석하여 근본적인 차이점을 규명한다. 이어서, 천이 비행 중에 발생하는 핵심적인 공기역학적 문제, 안정성 저하, 비행 성능 제약 등의 난제들을 다각적으로 분석한다. 마지막으로, 이러한 문제들을 극복하기 위해 현재 연구되고 있는 최신 제어 법칙과 첨단 기술들을 상세히 고찰하고, 종합적인 결론을 도출하고자 한다.

 

1. 천이 비행 메커니즘 비교 분석

eVTOL의 천이 비행은 그 추진 방식에 따라 근본적으로 다른 메커니즘과 제어 철학을 따른다. 각 유형의 특성을 이해하는 것은 천이 비행의 난제를 파악하는 첫걸음이다.

 

1.1. 멀티콥터 (Wingless) 구성

 

 

• 메커니즘: 멀티콥터형 eVTOL은 고정된 날개가 없으며, 여러 개의 로터를 이용해 양력과 추력을 모두 생성한다.9 천이 비행은 별도의 기계적 전환 과정 없이 기체 전체를 앞으로 기울이는 방식으로 이루어진다. 즉, 로터 추력 벡터의 수직 성분으로 기체 무게를 지지하고, 수평 성분으로 전진 비행을 위한 추력을 얻는다.8 이는 일반적인 상업용 드론의 비행 원리와 동일하며, 단지 그 규모가 사람을 태울 수 있도록 확장된 것이다.3
• 특성: 구조가 세 가지 유형 중 가장 단순하여 개발 및 제작이 용이하고, 기술적 난도가 낮아 감항 인증 획득에 유리할 수 있다.7 하지만 모든 양력을 순수하게 로터의 추력에만 의존하므로 전진 비행 효율이 매우 낮다. 이로 인해 순항 속도가 약 100 km/h, 항속 거리는 40~50 km 수준에 그쳐 도심 내 단거리 이동에만 적합하다는 명확한 한계를 가진다.3
• 대표 기체: 독일 볼로콥터(Volocopter)의 '볼로시티(VoloCity)', 중국 이항(Ehang)의 'EH216' 등이 대표적이다.3

 

1.2. 리프트 앤 크루즈 (Lift + Cruise) 구성

 

• 메커니즘: 리프트 앤 크루즈 방식은 수직이착륙과 순항 비행을 위해 완전히 분리된 두 개의 추진 시스템을 사용한다. 즉, 수직 이착륙 및 저속 비행 시에는 양력 전용 로터(lift rotor)를 사용하고, 순항 시에는 전진 비행을 위한 추력 전용 프로펠러(cruise/pusher propeller)를 사용한다.3 천이 비행은 추력 프로펠러로 전진 속도를 높여 날개에서 양력이 충분히 발생하기 시작하면, 양력 로터의 작동을 점차 줄여나가 최종적으로는 정지시키고 격납하는 '제어권 이양(Control Handover)' 과정을 통해 이루어진다.11
• 특성: 멀티콥터와 고정익 항공기의 장점을 결합한 하이브리드 형태로, 각 추진 시스템을 해당 비행 영역에 최적화하여 멀티콥터보다 높은 속도, 긴 항속 거리, 그리고 더 큰 탑재 중량을 달성할 수 있다.3 핵심 기술 과제는 두 독립적인 추진 시스템과 공력 제어면(aerodynamic control surface) 사이의 제어권을 부드럽게 전환하고, 작동 및 비작동 시 발생하는 공기역학적 간섭을 최소화하는 것이다.12
• 대표 기체: 에어버스(Airbus)의 'CityAirbus NextGen', 위스크 에어로(Wisk Aero)의 '코라(Cora)', 볼로콥터의 장거리 모델인 '볼로커넥트(VoloConnect)' 등이 이 방식에 해당한다.3

 

1.3. 벡터드 스러스트 (Vectored Thrust) 구성

 

 

• 메커니즘: 틸트-로터(Tilt-Rotor) 또는 틸트-윙(Tilt-Wing)으로 대표되는 벡터드 스러스트 방식은 하나의 추진 시스템(로터/프로펠러)이 기계적으로 방향을 바꾸면서 수직 양력과 수평 추력을 모두 담당한다.3 수직 이륙 시에는 로터가 하늘을 향해 양력을 만들고, 천이 비행 구간에서 로터 또는 로터가 부착된 날개 전체가 점진적으로 앞으로 기울어져(tilting) 수평 방향으로 추력을 전환한다.6
• 특성: 구조적으로 가장 복잡하고 기술적 난도가 높지만, 비행 전반에 걸쳐 공기역학적 효율이 가장 뛰어나다. 이로 인해 최고 속도 약 350 km/h, 항속 거리 300 km 이상을 달성할 수 있어 UAM의 적용 범위를 도심 간 이동까지 확장할 수 있는 잠재력을 지닌다.3 천이 비행 전체가 기체의 추진 및 공기역학적 특성이 연속적으로 '변형(morphing)'되는 과정이므로, 극심한 비선형성과 제어 복잡성을 야기한다.6
• 대표 기체: 조비 에비에이션(Joby Aviation)의 'S4', 아처 에비에이션(Archer Aviation)의 '메이커(Maker)', 릴리움(Lilium)의 '릴리움 젯(Lilium Jet)' 등이 있으며, 군용 기체인 벨-보잉(Bell-Boeing)의 V-22 오스프리(Osprey)가 이 방식의 선구자적 모델이다.3

리프트 앤 크루즈와 벡터드 스러스트 방식의 근본적인 차이는 단순히 기계적 구조에만 있는 것이 아니라, 제어 철학의 차이에서 비롯된다. 리프트 앤 크루즈 시스템은 서로 다른 작동기(양력 로터, 추력 프로펠러, 공력 제어면) 세트 간에 제어 권한을 넘겨주는 이산적인 제어권 이양(discrete control handover) 문제를 해결해야 한다. 이는 비행 엔벨로프 내에서 제어 입력의 혼합(blending)이 매우 중요해지는 특정 고위험 지점을 만들어낸다.11 반면, 벡터드 스러스트 시스템은 단일 작동기 세트(틸팅 로터)의 기능과 효율이 천이 비행 구간 전체에 걸쳐 극적으로 변하는 연속적인 변형(continuous morphing) 문제에 직면한다.18

 

이러한 차이는 전체 제어 시스템 설계와 인증 접근법을 결정짓는다. 리프트 앤 크루즈는 견고한 비행 모드 전환 로직과 제어 블렌딩 기술이 요구되는 반면 11, 벡터드 스러스트는 넓은 작동 범위에 걸쳐 심각한 비선형성을 관리할 수 있는 통합되고 고도로 적응적인 제어기(unified, highly adaptive controller)를 필요로 한다.17 V-22 오스프리의 어려운 개발 과정에서 알 수 있듯이 6, 벡터드 스러스트 방식의 내재된 복잡성은 더 높은 수준의 인증 허들을 제시한다.19

 

 

2. 천이 비행의 핵심 난제 및 병리 현상

천이 비행 구간은 eVTOL이 직면하는 가장 위험하고 예측하기 어려운 영역이다. 이 구간에서는 다양한 물리 현상이 복합적으로 작용하여 기체의 안정성과 성능을 심각하게 위협한다.

 

2.1. 공기역학적 간섭과 복잡한 유동장

천이 비행은 주기적이지 않고 매우 비선형적인 공력-추진 상호작용(aeropropulsive interactions)이 지배하는 구간이다.13 다수의 로터, 날개, 동체 사이의 상호작용으로 인해 유동장은 극도로 복잡해진다.12 이러한 상호작용을 정확하게 모델링하는 것은 제어 시스템 설계의 가장 큰 난관 중 하나이다. 저충실도(low-fidelity) 모델은 현상을 제대로 예측하지 못하고, 고충실도 전산유체역학(CFD) 시뮬레이션은 제어기 설계에 활용하기에는 계산 비용이 너무 크기 때문이다.5

 

• 로터 간 간섭 (Rotor-on-Rotor Interference): 분산 전기 추진(Distributed Electric Propulsion, DEP) 시스템에서 전방 로터에서 발생한 후류(slipstream)는 후방 로터에 직접적인 영향을 미친다. 풍동 실험 및 시뮬레이션 결과, 직렬(tandem) 배치 시 후방 로터의 추력이 크게 감소할 수 있으며 (한 연구에서는 최대 39.3%의 추력 손실 측정 21), 추진 효율 또한 감소하는 것으로 나타났다.22 이러한 간섭 효과는 로터의 틸트 각도와 자유류(freestream) 속도에 따라 크게 달라진다.21
• 로터-날개/동체 간섭 (Rotor-on-Wing/Fuselage Interference): 로터에서 발생하는 강한 하강풍(downwash)은 날개에 추가적인 하방 하중(downward load)을 가하고 복잡한 압력 분포를 형성한다.24 특히 리프트 앤 크루즈 방식에서는 전방 양력 프로펠러의 후류가 후방 추력 프로펠러와 꼬리날개로 가는 공기 흐름을 막는 '차단 효과(blocking effect)'를 일으킬 수 있다. 이는 후방 프로펠러의 효율을 감소시키고 기체의 기수를 들어 올리는 피칭 모멘트(nose-up pitching moment)를 증가시킨다.12 이러한 상호작용은 비대칭적으로 발생하며, 특정 속도 구간(예: NASA LPC 모델의 경우 40~70 노트)에서 가장 두드러진다.13

 

2.2. 비행 안정성 저하

• 내재된 정적 및 동적 불안정성: 날개가 있는 대부분의 eVTOL 설계는 호버링 및 저속 비행 상태에서 본질적으로 불안정하다.11 예를 들어, NASA의 리프트 앤 크루즈(LPC) 모델에 대한 해석 결과, 이 기체는 롤(roll) 및 요(yaw) 축에 대해 정적으로 불안정하며, 호버링 시에는 불안정한 푸고이드(phugoid) 모드와 스파이럴(spiral) 모드를 보이는 동적 불안정성을 가진다.20 이는 기본적인 안정성을 유지하기 위해 지속적인 폐루프 피드백 제어 시스템(closed-loop feedback control system)이 필수적임을 의미한다.15
• 천이 중 종방향 안정성 저하: 앞서 설명한 비대칭적인 추력과 공기역학적 간섭 현상은 기체의 종방향 정적 안정성(longitudinal static stability)을 직접적으로 저하시킨다. 전방과 후방 프로펠러 간의 상호작용으로 인해 발생하는 기수-상향 모멘트는 안정성을 약화시키고 실속(stall) 특성에 해로운 영향을 미친다.12 틸트-윙/틸트-로터 유형의 경우, 공력-기계적(aeromechanical) 힘과 동적 힘 간의 상호작용 및 커플링이 기체의 자연적인 공기역학적 감쇠(damping)를 감소시켜 기체를 불안정하게 만드는 경향이 있다.17

 

2.3. 임계 비행 엔벨로프 제한

• 날개 실속 (Wing Aerodynamic Stall): 이는 특히 틸트-윙 및 기타 날개형 구성에서 순항에서 호버로 감속하는 역방향 천이(backward transition) 중에 발생하는 매우 어려운 문제이다.6 항공기가 감속함에 따라 날개에서 발생하는 양력이 감소하고, 로터가 그 하중을 대신 감당해야 한다. 이때 높은 받음각(angle of attack)과 변화하는 공기 흐름의 조합은 종종 날개를 실속 영역 또는 그 근처로 밀어 넣는다.5
• 와류 고리 상태 (Vortex Ring State, VRS) 위험: VRS는 로터가 자신의 후류 속으로 하강할 때 발생하는 현상으로, 혼돈 상태의 와류를 형성하여 추력이 불규칙하게 변동하고 궁극적으로 양력과 제어력을 완전히 상실하게 되는 치명적인 상태이다.25 eVTOL은 여러 요인으로 인해 기존 헬리콥터보다 VRS에
  더 취약한 것으로 간주된다.25

• 높은 디스크 하중 (High Disk Loading): 다수의 작은 로터를 사용하는 eVTOL은 디스크 하중(기체 중량 / 총 로터 면적)이 높다. 디스크 하중이 높을수록 VRS가 발생할 수 있는 비행 엔벨로프 영역이 더 넓어진다.25
• 블레이드 설계: 저소음 순항에 최적화된 블레이드는 높은 비틀림(twist)이나 특정 형상의 팁을 가질 수 있는데, 이러한 설계가 VRS 상태를 악화시킬 수 있다.26
• 공기역학적 상호작용: 다중 추진기에서 발생하는 복잡한 상호작용은 VRS 발생 가능성을 높이고 예측을 더 어렵게 만든다.25 2000년에 발생한 V-22 오스프리 추락 사고의 원인도 한쪽 로터에서 발생한 비대칭 VRS로 지목되었다.25

실속을 회피해야 하는 필요성은 UAM의 운용 효율성을 직접적으로 저해하는 비효율적인 비행 경로를 강제하는 악순환을 낳는다. 실속에 대한 안전 마진을 확보하기 위해, 틸트-윙 항공기는 감속 단계에서 종종 고도를 상승시켜야만 한다.6 이는 근본적인 공기역학적 한계가 시스템 설계, 제어 전략, 그리고 궁극적으로 UAM의 경제적 및 물류적 타당성에 직접적인 영향을 미치는 사례를 보여준다. 이러한 고도 상승 기동은 "에어택시 운용에 이상적이지 않으며, 기체 간 분리 거리를 증가시켜 주어진 공역 내 항공기 밀도를 제한"하는 결과를 초래한다.6 또한, 이미 제한된 배터리 용량에서 더 많은 에너지를 소모하게 만든다.27 이로 인해 엔지니어들은 비효율적인 비행 프로파일을 감수하거나, 무게와 복잡성을 증가시키는 플랩(flap)이나 슬랫(slat)과 같은 고양력 장치를 추가하거나 6, 또는 고도 상승을 최소화하면서 가장 좁은 안전 비행 통로를 탐색할 수 있는 극도로 정교한 궤적 최적화 및 제어 시스템을 개발해야 하는 중대한 설계 딜레마에 직면하게 된다.

 

2.4. 비행 성능 및 제어 시스템 제약

• 가변적인 제어 권한과 작동기 포화 (Evolving Control Authority & Actuator Saturation): 공력 제어면(에일러론, 엘리베이터 등)과 추진기(로터)의 제어 효율은 비행 속도와 로터 틸트 각도에 따라 극적으로 변화한다.11 저속에서는 로터가 주 제어 역할을 하지만, 고속에서는 제어면이 지배적이다. 천이 비행 중에는 이들 간의 제어 권한이 복잡하고 비선형적으로 혼합된다. 이는 시스템이 중복된 작동기들을 지능적으로 관리하면서 위치 또는 속도 포화(position or rate saturation)를 피해야 하는 어려운 제어 배분(control allocation) 문제를 야기하며, 포화 발생 시 제어 불능 상태에 빠질 수 있다.17
• 높은 전력 소모: 천이 비행 구간은 호버링, 상승과 더불어 추진 시스템에서 가장 많은 전력을 요구하는 단계이다.5 이 최대 전력 요구사항은 전기 모터와 배터리 팩의 크기를 결정하는 주요 요인이 되며, 특히 배터리 성능 저하를 가속화할 수 있는 고온 환경에서 심각한 열 관리 문제를 제기한다.27 이 전력을 효율적으로 관리하는 것은 항속 거리와 체공 시간을 극대화하는 데 매우 중요하다.27

 

2.5. 천이 비행 중 고도 손실

천이 비행 중 발생하는 의도치 않은 고도 손실은 양력의 주된 원천이 로터에서 날개로(또는 그 반대로) 전환되는 과정에서 총 양력이 일시적으로 기체 무게보다 작아지기 때문에 발생한다. 이 현상은 순방향 및 역방향 천이 모두에서 나타나지만, 그 원인은 다층적이다.

 

• 순방향 천이 (수직 이륙 → 수평 비행): '양력의 골짜기'
  가속 단계에서는 로터의 수직 양력이 감소하는 속도와 날개에서 생성되는 양력이 증가하는 속도 간의 불일치로 인해 '양력의 골짜기(Lift Trough)'가 발생할 수 있다. 기체가 전진하기 위해 기울어지면 로터 추력의 수직 성분은 줄어들지만, 날개 양력은 충분한 속도에 도달해야만 이를 보상할 수 있다. 이 일시적인 양력 부족 구간을 극복하기 위해 강력한 추진력이 요구되며, 이는 천이 비행을 배터리 전력 소모가 가장 큰 단계 중 하나로 만든다.30
• 역방향 천이 (수평 비행 → 수직 착륙): 복합적 위험 구간
  감속 단계는 더 복잡하고 위험하다.

• 날개 실속 (Wing Stall): 가장 큰 위험 요인이다. 속도를 줄이면 날개 양력이 감소하므로, 이를 보상하기 위해 기체의 받음각(Angle of Attack)을 높여야 한다. 하지만 저속에서 받음각이 임계점을 넘으면 날개 표면의 공기 흐름이 분리되는 실속 현상이 발생하여 양력을 갑자기 상실하고 급격한 고도 강하로 이어질 수 있다.6 이 문제는 매우 심각하여, 일부 틸트-윙 항공기는 실속을 피하기 위해 역방향 천이 중에 의도적으로 고도를 상승시키는 비효율적인 기동을 강제받기도 한다.6
• 와류 고리 상태 (Vortex Ring State, VRS): 저속으로 하강할 때 로터가 자신의 하강풍 속으로 빨려 들어가며 양력과 제어력을 상실하는 치명적인 상태이다.25 eVTOL은 높은 디스크 하중(로터 면적 대비 기체 무게) 특성 때문에 기존 헬리콥터보다 VRS에 더 취약한 것으로 간주되며, 착륙을 위해 감속하며 하강하는 역방향 천이는 VRS 발생에 매우 취약한 조건이다.25
• 시스템 반응 지연: 리프트 앤 크루즈 방식에서 순항 프로펠러에서 양력 로터로의 제어권 전환이 매끄럽지 않거나11, 벡터드 스러스트 방식에서 시스템의 반응 속도 또는 전력 공급이 날개의 양력 감소를 즉각적으로 보상하지 못할 경우에도 고도 손실이 발생할 수 있다.

• 비최소 위상(Non-Minimum Phase) 동특성
  제어 이론 관점에서, 항공기의 종방향 운동 모델은 종종 '비최소 위상(Non-Minimum Phase)' 시스템의 특성을 보인다.56 이는 제어 입력에 대해 시스템이 초기에 의도와 반대 방향으로 반응한 후, 점차 의도한 방향으로 수렴하는 현상을 의미한다.58 고도를 높이기 위해 기수를 올리는(pitch-up) 기동이 대표적인 예이다. 기수를 들어 올리는 제어 입력(예: 승강타 조작 또는 로터 추력 차등)은 꼬리 부분에 하강력을 발생시켜 기체 전체가 순간적으로 미세하게 하강한 뒤, 주 날개의 받음각 증가로 인한 양력 증대로 비로소 상승하게 된다.58 이러한 내재적 동특성은 천이 비행 중 양력 공백과 결합하여 고도 손실을 더욱 악화시키는 요인으로 작용할 수 있다.

 

 

3. 안정적인 천이를 위한 첨단 제어 아키텍처 및 기술

2장에서 기술된 복합적인 문제들을 해결하기 위해, 항공우주공학 분야에서는 기초적인 제어 프레임워크부터 최첨단 제어 이론에 이르기까지 다양한 기술적 접근법이 연구되고 있다.

 

3.1. 기초 제어 프레임워크

• 플라이 바이 와이어 (Fly-By-Wire, FBW) 및 폐루프 제어: 대부분의 eVTOL 구성이 갖는 내재적 불안정성으로 인해, 고권한(high-authority)의 상시 FBW 시스템은 선택이 아닌 필수이다.17 FBW 시스템은 조종사의 조작을 전기 신호로 변환하고, 비행 제어 컴퓨터(Flight Control Computer)가 이를 해석하여 각 작동기를 구동한다. 모든 첨단 제어 법칙은 센서 데이터를 지속적으로 피드백받아 원하는 상태와의 오차를 보정하는 폐루프 제어(closed-loop control) 구조 내에서 작동한다.15
• 과잉 작동 시스템을 위한 제어 배분 (Control Allocation for Overactuated Systems): eVTOL은 일반적으로 제어하려는 자유도(degrees of freedom)보다 더 많은 제어 이펙터(로터, 제어면 등)를 가진 '과잉 작동(overactuated)' 시스템이다.13 제어 배분(Control Allocation, CA)은 비행 제어기의 상위 레벨 명령(예: '기수 상승')을 각 개별 작동기에 대한 최적화된 하위 레벨 명령으로 분배하는 프로세스이다.17 CA 알고리즘은 작동기 포화를 방지하고, 제어 노력을 최소화하며, 특정 작동기 고장 시 제어를 재구성하는 역할을 수행해야 한다.17

분산 전기 추진(DEP)이 제공하는 결정적인 이점인 작동기 중복성(redundancy)은 동시에 엄청난 제어 복잡성과 성능 저하를 유발하는 공기역학적 간섭의 원인이 된다. 이는 하나의 문제(엔진 고장 시 안전성)에 대한 해결책이 또 다른 문제(제어 배분 및 간섭)를 낳는 "과잉 작동의 저주"를 만들어낸다. 이는 물리적인 항공기 구성과 비행 제어 시스템이 순차적으로 설계될 수 없으며, 반드시 **공동 설계(co-design)**되어야 함을 시사한다. 각 로터의 배치, 크기, 틸트 축 등은 기체의 고유 안정성과 이를 제어하는 데 필요한 제어 법칙의 복잡성에 직접적이고 심대한 영향을 미친다. 따라서 AFMS와 같은 분석 도구와 예비 설계 단계에서의 해석 방법론은 초기 설계 루프에서 매우 중요하다.32 엔지니어들은 단순히 물리적으로 가능한 구성을 찾는 것을 넘어, 견고하게 제어 가능하고 인증 가능한 최적의 구성을 찾기 위해 기체 레이아웃과 제어 시스템 시뮬레이션 사이를 반복적으로 검토해야 한다.

 

3.2. 강인 및 적응 제어 방법론

천이 비행의 매우 복잡하고 비정상적인 공기역학을 완벽하게 모델링하는 것은 사실상 불가능하다. 이러한 "블랙박스" 문제, 즉 모델의 불확실성은 순수하게 모델에만 의존하는 제어기에서 벗어나, 불확실성을 명시적으로 다룰 수 있는 강인(robust) 및 적응(adaptive) 제어 전략으로의 전환을 이끄는 핵심 동인이다.

 

• 비선형 동적 반전 (Nonlinear Dynamic Inversion, NDI):

• 원리: NDI는 모델 기반 제어 기법으로, 항공기의 복잡한 비선형 동역학을 상쇄하여 제어기 입장에서 시스템이 더 단순한 선형 시스템처럼 동작하도록 만드는 것을 목표로 한다.33 이는 항공기 동역학의 수학적 모델을 '반전(inverting)'시킴으로써 달성된다.33
• 적용 및 강점: NDI는 광범위한 게인 스케줄링(gain-scheduling) 없이도 운용 조건의 변화를 자연스럽게 처리할 수 있어 eVTOL의 넓은 비행 엔벨로프에 적합하다.35 특히 틸트-로터와 같이 제어 축 간의 커플링이 심한 구성에서 축들을 효과적으로 분리(decoupling)하는 데 강점을 보인다.35 NDI 기반 아키텍처는 빠른 동역학을 위한 내부 루프(inner-loop)와 느린 위치/속도 제어를 위한 외부 루프(outer-loop)를 사용하며, 천이를 위한 전환 로직을 포함하는 경우가 많다.34
• 한계: NDI의 가장 큰 단점은 정확한 시스템 모델에 대한 높은 의존성이다. 모델 불확실성이나 바람 돌풍과 같은 외부 교란이 존재할 때 성능이 크게 저하되며, 이에 대한 강인성이 부족하다.17 또한, 제어 입력이 무한대가 되는 특이점(singularity)에 취약할 수 있으며, 시스템의 모든 상태 변수를 알거나 정확히 추정해야 한다는 전제 조건이 있다.33

• 모델 예측 제어 (Model Predictive Control, MPC):

• 원리: MPC는 최적화 기반 제어 전략이다. 매 제어 주기마다 항공기 모델을 사용하여 짧은 미래 시간 구간(prediction horizon) 동안의 거동을 예측한다. 그런 다음, 기준 궤적과의 오차, 에너지 소모량 등과 같은 비용 함수(cost function)를 최소화하면서 명시된 제약 조건(constraints)을 모두 만족하는 최적의 제어 입력 시퀀스를 계산한다.37
• 적용 및 강점: MPC는 다변수 시스템과 제약 조건을 내재적으로 다룰 수 있는 능력 덕분에 eVTOL 천이 비행 제어에 매우 강력한 도구이다. 실속 회피, 작동기 한계 준수, 전력 소모 관리, 장애물 회피 등 복합적인 목표를 만족하는 최적의 궤적을 계획하는 데 사용될 수 있다.39
• 구현: 천이 중 동특성이 계속 변하기 때문에, MPC는 종종 선형 파라미터 가변(Linear Parameter-Varying, LPV) 모델과 결합된다. LPV 모델은 현재 비행 조건(예: 틸트 각도, 비행 속도)에 따라 내부 예측 모델을 조정하여 적응형 MPC(Adaptive MPC) 프레임워크를 구성한다.40 최적화 문제는 일반적으로 2차 계획법(Quadratic Programming, QP)을 통해 해결된다.38

• 슬라이딩 모드 제어 (Sliding Mode Control, SMC) 및 강인 기법:

• 원리: SMC는 모델 불확실성과 외부 교란에 대해 탁월한 강인성을 보이는 것으로 알려진 비선형 제어 기법이다.42 이 제어기는 시스템의 상태를 상태 공간 내에 미리 정의된 '슬라이딩 표면(sliding surface)'으로 강제하여, 그 표면 위에서는 시스템의 거동이 특정 불확실성에 둔감해지도록 만든다.
• 적용 및 강점: SMC는 공기역학 모델이 완벽하지 않거나 항공기가 바람 돌풍과 같은 예측 불가능한 조건에 노출될 때 안정성과 성능을 보장하는 데 매우 유용하다.15 적응형 SMC(Adaptive SMC)는 불확실성의 수준 변화에 대응하여 제어 게인을 온라인으로 조정함으로써 강인성을 더욱 향상시킬 수 있다.42 종종 다른 제어 기법과 결합되어 전체 제어 시스템의 강인성을 높이는 데 사용된다.43

 

3.3. 시스템 레벨 아키텍처 및 지원 기술

• 고장 허용 제어 시스템 (Fault-Tolerant Control Systems, FTCS):

• 필요성: 다수의 모터, 작동기 등 핵심 부품이 존재하는 eVTOL에서 고장 발생 시 안전을 확보하는 것은 최우선 과제이다. FTCS는 부품 고장을 감지, 분리하고 제어 시스템을 재구성하여 고장 후에도 안정성과 제어력을 유지하도록 설계된다.44
• 메커니즘: 과잉 작동 시스템에서는 하나의 로터가 고장 나더라도 나머지 로터들이 이를 보상할 수 있다. FTCS는 제어 배분 알고리즘과 연동하여 정상 작동하는 작동기들 사이에서 제어 노력을 재분배한다.18
• 평가: **달성 가능 힘/모멘트 집합(Attainable Force and Moment Set, AFMS)**과 같은 프레임워크는 정상 및 고장 조건 하에서 항공기의 제어 권한을 기하학적으로 분석하고 정량화하는 데 사용된다. 다양한 제어 배분 알고리즘이 고장 후 남은 제어 능력(AFMS의 부피)을 얼마나 잘 활용하는지 비교함으로써, 각 알고리즘의 고장 허용 성능을 정량적으로 평가할 수 있다.18

• 상태 추정을 위한 첨단 센서 융합:

• 요구사항: 모든 첨단 제어기는 항공기의 현재 상태(위치, 속도, 자세, 각속도 등)에 대한 정확하고 실시간적인 정보를 필요로 한다. 저속에서 공중 데이터 센서(air data sensor)의 신뢰도가 떨어지는 천이 비행 구간에서는 이는 매우 어려운 과제이다.46
• 기법: 일반적으로 **확장 칼만 필터(Extended Kalman Filter, EKF)**에 기반한 센서 융합(sensor fusion) 알고리즘이 사용된다. 이 알고리즘은 관성 측정 장치(IMU), GPS, 지자기 센서, 기압계, 그리고 때로는 라이다(LiDAR)나 비전 센서와 같은 여러 이종 센서의 데이터를 통합한다.47 이러한 융합을 통해 단일 센서만 사용하는 것보다 훨씬 더 정확하고 강인한 상태 추정치를 얻을 수 있으며, 이는 비행 제어 시스템에 필수적인 정보를 제공한다.46

• 인공지능(AI) 및 머신러닝(ML):

• 현재 역할: AI/ML 기술은 인증 및 검증의 어려움으로 인해 아직 실시간 비행 제어와 같은 핵심적인(flight-critical) 의사결정에 직접적으로 사용되지는 않는다.50
• 응용 분야: 대신, AI/ML은 설계 및 개발 단계에서 강력한 *지원 기술(enabling technology)*로 활용된다.51 주요 응용 분야는 다음과 같다: 시뮬레이션이나 비행 데이터를 기반으로 복잡한 공기역학에 대한 고충실도 대리 모델(surrogate model) 생성 53, 에너지 효율과 안전성을 고려한 최적의 천이 궤적 오프라인 최적화 16, 그리고 강인하고 인증 가능한 제어 알고리즘 개발 지원.50 물리적 자산과 동기화된 가상 모델인 디지털 트윈(Digital Twin) 개념은 이러한 모델들을 시스템 모니터링 및 최적화에 활용한다.54

 

4. 종합 분석, 제언 및 결론

4.1. 종합 분석

본 보고서의 분석을 통해 eVTOL의 천이 비행은 단순한 비행 단계를 넘어, 기체의 설계 철학과 기술적 성숙도를 가늠하는 핵심적인 척도임이 명확해졌다. 특히, 리프트 앤 크루즈 방식의 '이산적 제어권 이양' 문제와 벡터드 스러스트 방식의 '연속적 변형' 문제는 근본적인 제어 패러다임의 차이를 보여준다. 벡터드 스러스트가 월등한 비행 성능을 제공하는 반면, 그 제어 및 인증의 복잡성은 리프트 앤 크루즈 방식에 비해 기하급수적으로 높다.

 

또한, 분산 전기 추진 시스템이 야기하는 '과잉 작동의 저주'는 중요한 시사점을 제공한다. 즉, 작동기 중복성을 통해 얻는 안전성의 이면에는 제어 배분의 복잡성 증가와 성능을 저해하는 공기역학적 간섭이라는 대가가 따른다. 이는 기체의 물리적 레이아웃 설계와 제어 시스템 설계가 분리될 수 없으며, 개발 초기 단계부터 긴밀하게 통합된 '공동 설계'가 필수적임을 강조한다.

 

4.2. 유형별 제언

• 멀티콥터: 핵심 동역학이 비교적 단순하므로, 제어 연구는 도심 협곡(urban canyon)에서의 돌풍과 같은 외부 교란에 대한 강인성 확보와 제한된 배터리 용량을 고려한 에너지 최적 비행 경로 계획에 집중해야 한다.29
• 리프트 앤 크루즈: 연구의 우선순위는 양력 시스템과 순항 시스템 간의 매끄러운 제어 블렌딩/핸드오버 전략 개발과, 순항 중 정지된 양력 시스템이 야기하는 공기역학적 간섭 및 항력 저감에 두어야 한다. 모델 예측 제어(MPC)는 복잡한 천이 시퀀스를 관리하는 데 매우 효과적인 도구가 될 수 있다.
• 벡터드 스러스트: 연구의 최우선 과제는 전체 천이 구간에 적용 가능한 강인하고, 적응적이며, 비선형적인 제어 법칙의 완성이다. NDI의 디커플링 특성과 MPC의 제약 조건 처리 및 최적화 능력을 결합한 하이브리드 제어 아키텍처가 유망한 접근법으로 보인다. 또한, 고장 허용 제어 시스템(FTCS)의 탑재는 타협할 수 없는 필수 요건이다.

 

4.3. 결론 및 향후 전망

상당한 기술적 진보에도 불구하고, 천이 비행 문제는 여전히 안전하고 광범위한 UAM 운용을 가로막는 가장 큰 기술적 허들로 남아있다. 앞으로 해결해야 할 핵심 과제는 다음과 같다. 첫째, 고도로 복잡하고 적응적인 제어 시스템 소프트웨어에 대한 인증 방법론을 확립해야 한다. 둘째, 제어기 설계에 활용 가능하면서도 계산적으로 다루기 쉬운 고충실도 동적 모델 개발이 시급하다. 마지막으로, 대기 난류나 시스템 고장과 같은 실제 세계의 현상에 대한 시스템의 강인성을 검증하기 위한 광범위한 비행 시험이 필수적이다.

 

결론적으로, UAM 시대의 개막은 단순히 이러한 공학적 문제들을 해결하는 것을 넘어, 그 해결책이 전례 없는 수준으로 견고하고 안전하다는 것을 규제 당국과 대중에게 증명하는 과정에 달려있을 것이다.14 천이 비행이라는 고르디우스의 매듭을 푸는 것이야말로 하늘을 나는 택시를 현실로 만드는 마지막 관문이 될 것이다.

 

 

 

참고 자료

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