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문제 정의
- 본 논문을 통해 블레이드 설계시 거쳐야 하는 설계 과정을 소개하였으며 특히 구조동역학관점에서 진동을 줄이기 위한 설계 기법에 대하여 연구하였다. 질량 및 강성을 적절하게 조절할 수 있는 복합재료 적용을 통해 최적의 동적 특성을 얻을 수 있도록 블레이드를 설계하였다.
- 본 연구는 대상 헬리콥터의 기존 로터 시스템에 장착된 블레이드의 질량 분포를 변경하면 서강 성은 기존 값을 유지하도록 개선함으로써 동체에 전달되는 진동 수준을 줄이기 위함이다. 헬리콥터 진동을 예측하기 위해 고속 전진 비행 조건에서 허브 중심축에 작용하는 하중을 구하였다.
제안 방법
- 삼았다. Fig. 6에 제시되어 있는 단순 트림모델을 통해 속도가 증가하면서 항력은 제곱으로증가하는 관계식을 이용하여 전진속도에 따른 동체 기울기 각도를 구하였다.
- 동체에 전달되는 진동은 기체의 구조 피로를 증가시키며 조종사, 승객 등의 피로도, 불안감 등을 증대시킨다. 그러므로 진동의 직접적인 원인인 로터 시스템 자체의 진동을 줄이는 것은 헬리콥터 설계 중 가장 중요한 분야의 하나이며 본 연구는 이러한 로터 시스템 자체에서 발생하는 진동 수준을 줄이는 과정을 포함하였다. 최근에는 능동적 진동 제어와 같은 기술을 적용하여 블레이드에서 전달되는 진동을 최소화하기 위한 연구가 많이 진행되고 있다.
- 이 하중들을 강체 모델 동체에 적용하여 조종석으로 전달되는 진동 수준을 가속도 크기로 예측하였다. 또한 설계된 블레이드를 장착한 헬리콥터에 대한 지상공진 및 공력탄성학적 안정성을 검토하였다.
- 블레이드 단면 구조 설계는 PATRAN을 이용하여 수행하였으며 저진동 블레이드의 경우 53.68%R에서 질량을 증가시키면서 강성 변화를최소화하기 위해 ±45 Woven glass를 사용하여스파 윗면과 아랫면에 적용하였다. 또한 무게 중심을 맞추기 위해 스파 rear wall을 뒤쪽으로 이동시켰다.
- 설계된 블레이드를 장착한 헬리콥터에 대한 지상 공진 해석을 수행하였다. 웨스트랜드 J087 코드를 사용하였으며 해석에 사용된 값은 2.
- 설계된 블레이드에 대한 제한하중값을 구하여가장 굽힘이 많이 일어나는 55%R에서 변형도를계산하였다. 단순 보 이론을 적용하여 원심력, 플랩 굽힘 모멘트 및 래그 굽힘 모멘트를 적용하여변형도를 계산하였으며 계산 결과가 Fig.
- 설계된 저진동 블레이드를 장착한 로터 시스템에 대한 공력탄성학적 안정성 해석을 제자리 비행조건에서 수행하였다. 사용된 코드는 웨스트랜드사의 CSA 코드이며 각 추력(또는 일괄피치각) 조건에 따라 공기력에 의한 감쇠, 구조적 감쇠등을 고려하여 계산하였고 계산 결과를 Fig.
- 수정된 질량분포와 기존 강성 분포를 사용하여 저진동 블레이드에 대한 회전수별 진동수 계산을 수행하였으며 그 결과는 Table 1에 제시되어 있다. 진동수 계산시 적용된 코드는 웨스트랜드사의 J134이며 운용 회전수 1차 래그 고유진동수 값은 기존 블레이드의 경우 3.
- 위에서 구한 허브 중심에서 6분력 하중을 Fig. 9과 Fig. 10처럼 강체로 모델링된 동체에 적용하여 조종석에서의 가속도를 계산하였다. 가해준 6 분력 하중은 진동하중으로 최대값과 최소값의 차이값을 이용하여 구하였다.
- 이 값들을 이용하여 각 비행조건에 대하여 하중해석을 수행하였으며 이 과정 중에 회전계에서발생되는 하중을 고정계 좌표계로 전환하여 허브 중심에서 동체에 전달되는 6분력 하중값을 구하였다. 사용된 코드는 웨스트랜드사의 공력 하중해석 코드인 R150이며 블레이드 운동을 고려하였다 [4].
- 헬리콥터 진동을 예측하기 위해 고속 전진 비행 조건에서 허브 중심축에 작용하는 하중을 구하였다. 이 하중들을 강체 모델 동체에 적용하여 조종석으로 전달되는 진동 수준을 가속도 크기로 예측하였다. 또한 설계된 블레이드를 장착한 헬리콥터에 대한 지상공진 및 공력탄성학적 안정성을 검토하였다.
- 4이상)에서기존 블레이드보다 10%정도 감소해야 한다는 것이다. 이를 위해 Fig. 2에서 제시되어 있는 로터시스템 설계 과정대로 저진동 블레이드 설계를진행하였다. 먼저 기존 블레이드 50%R 에서 82%R 영역의 질량 분포를 선형 분포시켰으며 이런 분포는 동체에 전달되는 진동 크기를 줄이는방법 중에 하나로 알려져 있다[1].
- 저진동 블레이드 설계 기법 연구를 통해 국내에서 독자적인 블레이드 설계/해석 기반을 수립하였다. 본 논문을 통해 블레이드 설계시 거쳐야 하는 설계 과정을 소개하였으며 특히 구조동역학관점에서 진동을 줄이기 위한 설계 기법에 대하여 연구하였다.
- 본 논문을 통해 블레이드 설계시 거쳐야 하는 설계 과정을 소개하였으며 특히 구조동역학관점에서 진동을 줄이기 위한 설계 기법에 대하여 연구하였다. 질량 및 강성을 적절하게 조절할 수 있는 복합재료 적용을 통해 최적의 동적 특성을 얻을 수 있도록 블레이드를 설계하였다. 회전하는 블레이드를 통해 전달되는 공력 하중을 분석함으로써 4개 블레이드를 갖는 로터의 공력 특성을 이해하였으며 또한 허브의 진동 하중이 동체에 전달되어 생기는 진동의 크기를 예측하였다.
- 헬리콥터 진동을 예측하기 위해 고속 전진 비행 조건에서 허브 중심축에 작용하는 하중을 구하였다. 이 하중들을 강체 모델 동체에 적용하여 조종석으로 전달되는 진동 수준을 가속도 크기로 예측하였다.
- 질량 및 강성을 적절하게 조절할 수 있는 복합재료 적용을 통해 최적의 동적 특성을 얻을 수 있도록 블레이드를 설계하였다. 회전하는 블레이드를 통해 전달되는 공력 하중을 분석함으로써 4개 블레이드를 갖는 로터의 공력 특성을 이해하였으며 또한 허브의 진동 하중이 동체에 전달되어 생기는 진동의 크기를 예측하였다. 향후 동체 강체 모델 대신에 유한요소를 이용한 탄성체 모델 적용 및 변경된 강성에 대한 설계 자료를 보완하고 실물크기 로터 시험 등을 통하여 좀 더 정확한 진동 예측 및 검증이 가능할 것으로 판단된다.
대상 데이터
- 99) 이다. 대상 헬리콥터는 총이륙 중량(Maximum Gross Weight) 이 11, 3001b 급이며 로터 반경이 6.4m, 로터 회전속도가 326rpm인 중형급 헬리콥터이며 블레이드는 고성능 익형, 고성능 끝단 형상 등을 갖는다[2]. Fig.
- 최근에는 능동적 진동 제어와 같은 기술을 적용하여 블레이드에서 전달되는 진동을 최소화하기 위한 연구가 많이 진행되고 있다. 본 논문에서 적용된 대상 헬리콥터는 대한민국 해군이 보유/ 운용하고 있는 영국 웨스트랜드사의 Super Lynx Series100(Mk.99) 이다. 대상 헬리콥터는 총이륙 중량(Maximum Gross Weight) 이 11, 3001b 급이며 로터 반경이 6.
- 수행하였다. 사용된 코드는 웨스트랜드사의 CSA 코드이며 각 추력(또는 일괄피치각) 조건에 따라 공기력에 의한 감쇠, 구조적 감쇠등을 고려하여 계산하였고 계산 결과를 Fig. 16 에 제시하였다. 헬리콥터 공력탄성학적 안정성에우선 해석 대상인 1차 래그 모드에 대하여 해석을 수행하였으며 기존 Lynx와 비교할 경우 댐핑값이 5% 정도 상대적으로 증가하였으며 이는 저진동 블레이드를 장착할 경우 기존 블레이드보다안정하다는 것을 알 수 있다.
- 사용된 코드는 웨스트랜드사의 공력 하중해석 코드인 R150이며 블레이드 운동을 고려하였다 [4].
- 해석을 수행하였다. 웨스트랜드 J087 코드를 사용하였으며 해석에 사용된 값은 2.1 절에서 구한 로터 블레이드에 대한 고유진동수 계산 결과, 고유 모드 형상 자료 및 타이어/올리오 (Oleo) 구조의 착륙장치를 장착한 Lynx 동체에 대한 모델 자료가 사용되었다[6]. Lynx 헬리콥터에 대한 착륙장치의 올리오 특성은 Fig.
성능/효과
- 이 그림들을 통해 알 수 있는 것은 기존 블레이드를 장착한 Lynx와 저진동 블레이드를 장착한 NRSB의 진동 하중 성분 Fx, Fy, Fz를 비교하면 저속 비행 영역에서 비슷한 수준의 값인데 반해 μ=035 이상의 고속비행 영역에서는 NRSB 진동 하중이 더 작게 작용하는 것을 알 수 있었다. Mx, My, Mz의 모멘트 성분도 힘 성분과 마찬가지로 고속 비행 조건에서 NRSB의 진동 하중 수준이 더 작게 나온 것을 알 수 있었다.
- 15에 제시하였으며 각 모드에서 댐핑값도 모두 양수로 나온 것을 알 수 있었다. 그러므로 저진동 블레이드를 장착한 Lynx 헬리콥터는 지상 공진이 일어나지 않는다는 것을 확인할 수 있었다.
- 또한 무게 중심을 맞추기 위해 스파 rear wall을 뒤쪽으로 이동시켰다. 또한 82.7%R에서는 기존 블레 이드보다질량을 감소시켜야 하며 이를 위해 스파 내부의 Rohacell Foam을 제거하였으며 UD Glass 대신에 비강성이 더 좋은 UD Carbon으로 교체함으로써 질량 감소 효과를 가져오면서 강성을 유지하였다. Fig.
- 13에 제시하였다. 새롭게설계된 저진동 블레이드를 장착한 로터가 저속비행 영역에서도 진동 수준이 낮게 나왔으며 특히 고속 비행 영역인 |1=0.4 이상인 영역에서는 진동 수준이 10% 이상 감소하는 것을 알 수 있었다.
- ll과 12에 정리하였다. 이 그림들을 통해 알 수 있는 것은 기존 블레이드를 장착한 Lynx와 저진동 블레이드를 장착한 NRSB의 진동 하중 성분 Fx, Fy, Fz를 비교하면 저속 비행 영역에서 비슷한 수준의 값인데 반해 μ=035 이상의 고속비행 영역에서는 NRSB 진동 하중이 더 작게 작용하는 것을 알 수 있었다. Mx, My, Mz의 모멘트 성분도 힘 성분과 마찬가지로 고속 비행 조건에서 NRSB의 진동 하중 수준이 더 작게 나온 것을 알 수 있었다.
- 16 에 제시하였다. 헬리콥터 공력탄성학적 안정성에우선 해석 대상인 1차 래그 모드에 대하여 해석을 수행하였으며 기존 Lynx와 비교할 경우 댐핑값이 5% 정도 상대적으로 증가하였으며 이는 저진동 블레이드를 장착할 경우 기존 블레이드보다안정하다는 것을 알 수 있다.
후속연구
- 향후 동체 강체 모델 대신에 유한요소를 이용한 탄성체 모델 적용 및 변경된 강성에 대한 설계 자료를 보완하고 실물크기 로터 시험 등을 통하여 좀 더 정확한 진동 예측 및 검증이 가능할 것으로 판단된다. 본 연구를 통해 습득된 저진동 블레이드 설계 기술을 다목적 헬리콥터 등 국내 개발 예정 헬리콥터의 블레이드 개발에 적용할 수 있을 것으로 기대된다.
- 회전하는 블레이드를 통해 전달되는 공력 하중을 분석함으로써 4개 블레이드를 갖는 로터의 공력 특성을 이해하였으며 또한 허브의 진동 하중이 동체에 전달되어 생기는 진동의 크기를 예측하였다. 향후 동체 강체 모델 대신에 유한요소를 이용한 탄성체 모델 적용 및 변경된 강성에 대한 설계 자료를 보완하고 실물크기 로터 시험 등을 통하여 좀 더 정확한 진동 예측 및 검증이 가능할 것으로 판단된다. 본 연구를 통해 습득된 저진동 블레이드 설계 기술을 다목적 헬리콥터 등 국내 개발 예정 헬리콥터의 블레이드 개발에 적용할 수 있을 것으로 기대된다.
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