Weight-Based Preliminary Design and Long-Endurance Performance Verification of a 3 kW-Class Hydrogen Fuel Cell Quadcopter

최근 군용 무인기는 정찰 및 감시와 같은 국방 장기체공 임무에서 활용이 확대되고 있으나, 기존 리튬이온 배터리 기반 플랫폼은 낮은 에너지 밀도로 인해 운용 시간 확보에 한계가 존재한다. 이에 따라, 본 연구에서는 3 kW급 수소연료 전지 시스템을 적용한 쿼드콥터를 대상으로 5 kg급 유상하중을 탑재하고 2시간 이상의 체공을 목표로 기체의 중량 기반 초기 설계를 수행하였다. 임무 요구 조건을 바탕으로 최대이륙중량과 호버링 조건에서의 필요 추력을 설계 기준으로 설정하였으며, 상용 구성품을 적용하여 추진·동력 계통을 구성하였다. 기체 구조는 본체와 암 구조로 한정하여 설계하였으며, 프로펠러 간 및 프로펠러-본체 간 간섭 회피 조건을 기하학적 제약으로 적용하여 본체 반경과 암 길이를 산출하였다. CFRP 재질을 적용한 기하학적 형상 모델을 기반으로 본체 및 암 구조 중량을 산출하고, 이를 구성품 중량과 합산하여 최종 최대이륙중량을 20.37 kg으로 산출하였다. 산출된 기체 총중량을 기반으로 호버링 시 요구 동력, 연료전지 전류 및 수소 소모율을 계산하여 체공 시간을 분석한 결과, 약 2시간 9분의 장기체공 성능이 도출되었다. 본 연구는 수소연료 전지 기반 소형 쿼드콥터의 중량 기반 초기 설계와 장기체공 성능 검증 과정을 체계적으로 제시하며, 향후 유사 규모 수소연료전지 무인기의 개념 설계 단계에서 총중량 추정과 에너지 요구량 분석을 연계하여 장기체공 가능성을 사전에 예측할 수 있는 설계 프레임워크로 활용될 수 있다.