[논문]틸트로터 설계특성 및 주요 사이징 변수에 대한 요구

안오성; 김재무

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안오성 (체계종합그룹) , 김재무 (체계종합그룹)

스마트 사업단에서 비행체개념으로 적용하고 있는 틸트로터 형상의 설계 특성 및 주요 사이징 변수에 대해 그간에 선진 항공업체에서 진행된 방대한 연구 결과를 종합적으로 정리하고 다른 수직이착륙 비행체와 대별되는 틸트로터 비행체의 특성을 분석, 정리하였다. 또한 스마트무인기 개발 사업단 자체적으로 수행한 개념설계와 진행중인 기본설계 결과 확인된 틸트로터 비행체 설계의 특성 및 주요 고려사항들을 정리하였다. 이 논문은 틸트로터 비행체 설계특성과 기술적 고려사항에 대한 종합적인 이해를 갖고자 하는 이들에게 큰 도움이 될 것이다.

In this study, summary of past tilt-rotor concept development presented, and based on that, major pros and cons of tilt-rotor technology compared to other air-vehicle concept was presented. Also presented were major design features, considerations and sizing constraints of tilt-rotor configuration implemented to the development of Smart UAV. It is hoped that this paper be served to understand the tilt-rotor air-vehicle design and development.

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문제 정의

엔진이 가용하지 않기 때문에 요구 추력보다 다소 큰 엔진을 De-rate해서 사용하게 된다. 엔진 De-rate의 목적은 연료소모율을낮추어 요구연료량 및 최대이륙중량을 줄이기 위한 것이 일차적 목적이다.
이상으로 틸트로터 비행체의 개념설계 및 사이 징을 위한 주요 설계특성에 대하여 정리하였다. 위의 과정을 통해 초기 예측한 이륙중량 대비 설계 결과를 이용한 Mission Fuel 예측을 하고, 초기이륙중량과 비교하여 Iteration/수렴하는 과정이 비행체의 개념설계 과정이라 할 수 있다.

제안 방법

스마트무인기는 고속/저속 성능을 효과적으로 최적화 하기위해 붙임각을 2도로 하고 저속운용 모드에서 Flapperon을 이용한 Variable camber 개념. 도입을 연구하였고 풍동시험 결과성능개선이 확인되어 비행제어 시스템 설계에 이 개념을 도입할.계획'이다.
최고전진속도 조건의 엔진 요구마력을 줄이고 최대이륙 조건의 엔진.요구마력을 증가시키기 위한 설계파라미터 조정 방향은 다음과 같다.
09 수준으로 설계된다. 틸트로터 비행체는 프로펠러모드 운용시 로터의 지름이 작아야 성능에 유리 하므로 회 전익모드로는 호버링 과 저속운용만 하면 되는 특성을 감안하여 Ct/0 설계점 (최대 이륙중량, 해 면 표준대 기 호버링 조건)을일반적 헬기수준보다 높은 0.13 ~ 0.14에 두고 설계한다.[3] 이는 이러한 조건에서 F.

성능/효과

2.6절에서 설명한 날개실속한계에 의해 Conversion Corridor의 좌측한계가 설정되고 로터 및 엔진 파워 한계를 고려하여 Conversion Corridor 가 설정됨을 나타내었다. 설계자가 주의해야 할 것은 비행 제어시스템의 조종 마진을 고려하여 실제 날개의 실속한계와 로터/엔진의 파워 한계에 의해 정해지는 허용 가능한 Conversion Boundary는 Conversion Corridor 에 비해 충분한 마진이 있어야 한다는 것이다.
개선을 기대할 수 있는 것으로 알려져 있다.[2] 호버링시 로터의 후류(Downwash)에 노출된 비행체의 간섭에 의해 발생하는 수직방향 저항 측면에서는 일반헬기가 유리하다. 일반헬기는 이 저항이 전체 추력의 3% 수준이지만, 틸트로터 비행체의 경우 날개가 후류에 노출되어 이 저항은 10%를 넘는다.
13을 사용하였다. [3] Ct/a 값을 이와 같이 큰 값으로 할 경우 프로펠러 모드에서의 요구마력은 감소하고 회전익모드에서의 요구마력은 증가하는 경향을 갖는다. 따라서 설계조건(최대이륙중량, 해면 표준대기 호버링 조건)에서 Ct/o를 0.
하지만 이러한 파워 손실은 전통적 헬기 개념이 갖는 Tail Rotor 구동을 위한 엔진 요구 파워 약 10% 보다는 작은 수준이다. 결론적으로, 틸트로터 비행체의 F.M. 수준은 일반 헬기보다 높은 0.8 수준(V22경우) 으로 설정할 수 있다. F.
[3] Ct/a 값을 이와 같이 큰 값으로 할 경우 프로펠러 모드에서의 요구마력은 감소하고 회전익모드에서의 요구마력은 증가하는 경향을 갖는다. 따라서 설계조건(최대이륙중량, 해면 표준대기 호버링 조건)에서 Ct/o를 0.13 수준의 값을 사용하는 것은 프로펠러모드의 전진비행속도가 V22와 같이 270kts 가 넘는 비행체의 경우에 적용이 타당하며, 그보다 낮은 속도영역에서 운용하는 소형 무인비행체의 경우에는 0.13 보다는 낮은 값을 사용하는 것이 타당하다. 이는 호버링 모드와 프로펠러 모드에서 요구마력의 균형을 재고하여 장착 엔진의 추력 요구도를 낮추기 위해서이다.
따라서 엔진을 한 개 탑재한 틸트로터 비행체의 날개와 로터설계 최적화 측면에서 보면, 최적의 순항최고속도 요구도는 400 km/h 내외의 수준으로 하는 것이 적절하다 판단할 수 있다. (Eagle Eye 개발형 : 370 km/h, Eagle Eye 양산형: 410 km/h) 참고로 엔진을 두개 탑재한 틸트로터의 경우 설계최고순항속도는 다음과 같다.
최대속도수준을 보여주고 있다. 위에서 설명한 바와 같이 PW206C 엔진의 고속 순항 조건에서 연속출력이 이륙조건에서의 최대순간 출력과 동일한 엔진특성으로 인해, 고속 순항 시 요구되는 파워가 이륙 시 요구되는 파워보다 큰 영역까지 전진속도의 확장이 가능하게 된 것을 확인할 수 있다. 하지만 순전히 엔진의 파워 특성에 의존한 고속영역 확장의 문제점은 저속 운용 조건에서 요구되는 엔진출력이 최대연속출력의 50% 수준으로 작아져서 연료소모율이 급격히 저하되어 저속 장기체공임무 수행에 요구되는 연료 중량이 증가하는 단점이 있으므로 신중히 검토되어야 한다.
위의 다섯가지 요소중 Solidity를 제외한 4가지 내용은 지금까지 틸트로터 사이징 과정에 대한내용에서 충분히 설명되어지고 유추가 가능하다. Solidity가 작은 것이 고속 비행에 유리하다는 것은 로터의 Solidity가 작아질수록 프로펠러 효율이 좋아져서 임무 연료량이 줄어들기 때문이다.
기존 설계된. 틸트로터 비행체 비교 연구결과 D.L.은 함상탑재조건에 의해 로터사이즈에 제약이 있었던 V22의 경우 이례적으로 20 lb/ft2> 사용하였던 것을 제외하면 16 lb/ft2 수준에서 결정이 되었음을 확인할 수 있었다. 이는 일반 헬기의 D.

후속연구

그러나 2단 기어를 사용함에 따른 장점도 있다. 후보엔진의 향후 변경에 유연성을 가질 수 있어 스마트무인기 개발사업의 위험도가 완화되고, 엔진속도를 최적운용조건에서 운용이 가능하여 엔진조종기의 단순화, 연료 절감이 기대된다. 따라서 회전수 감소 여부에 따른 엔진 성능 특성을 고려하고 각각의 기술적 위험도를 고려하여 감속구현 방안을 연구 중에 있다.

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