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문제 정의
- 승강타를 positive 방향으로 꺾으면 양력계수는 clean 형상보다 증가하고, 또한 항력계수도 따라서 증가한다. 따라서 양력계수의 증가와 항력계 수의 증가비가 어떠한 경향을 보이는지를 파악해 야 한다. 이를 위해 clean 형상의 양력과 항력값을 기준으로 승강타와 러더의 변위각을 바꾸었을 때, 양력과 항력의 증분을 비교하였다.
제안 방법
- NASA에서 수행한 Tilt-rotor 항공기는 10% 축소형 모델을 활용하여 시험을(1) 하였으나, 스마트 무인기는 실물 형상의 12%에 해당하는 모델을 사용하여 풍동시험을 수행하였는데 모델의 크기를 결정할 때는 서울대(power 효과 시험)와 항우 연의 시험부를 고려하였다. power 효과 모사 시 험에서는 prop-rotor의 지름과 동일한 거리를 벽면 에서 확보해야 하는데, 항우연의 1-m 풍동설비는 시험부의 폭이 양쪽으로 100mm 정도 확장되어야 한다.
- 2는 나셀을 제거한 상태로 시험부에 설치 된 TR-E2모델을 보여준다. 그림에서 모델지지를 위해 사용한 Z-stinge 중형항공기 개발사업 당시 활용하였던 것으로, 이 지지부에 의한 간섭항력 과 공력계수에 미치는 영향들을 측정한 보정데이 터(心)를 그대로 적용한 후 시험하여 시험시간을 단축하였다.
- 1 참조)를 유지하고 있으며, 수직꼬리날개는 안쪽으로 20도 들어가도록 설계되었다. 꼬리날개에는 승강 타와 러더(승강타= 0도)가 있으며, 이들의 설치각 을 바꾸어 가편서 시험한 결과들을 정리하였다.
- 풍동시험에서 주익 설치각 변화에 따른 양력, 항력, 양항비 변화 등을 측정하였다. 또한 TR-E2 형상의 안정성 특성을 확인하고자, 조종면을 바 꾼 상태에서 받음각과 요우각을 변화시키면서 세 로, 가로 및 방향안정성 경향도 분석하였다.
- 제시된 형상을 토대로 CFD 해석을 실시하였 으나, 주익을 구성하는 airfoil이 상대적으로 높은 camber를 가지고 있어 양력의 생성에는 상당한 이점이 있으나, 큰 항력의 증가로 인하여 원하는 수준의 양항비를 만족시킬수 있을까 하는 의문이 제시되었다. 또한 U-자 형태의 꼬리날개가 동체, 나셀 및 주익의 후류 안에 들어갔을 때 효율성에 대한 의문이 제기되어 이 형상의 타당성을 검증 하고 앞으로 개발될 형상에 참고 자료를 얻고자 풍동시험 모형을 만들어 공력특성을 예측하는 시 험을 수행하기로 결정하였다.
- 초기 설 계의 주익설치각을 바꾸었을 때, 공력계수들이 어떻게 변화는 지를 측정하기 위하여 spine-block 기준면에 -3도 wedge(주익설치각=1도)를 부착하였다. 설치각 변화 효과를 비교하기 위하여, clean과 승강타 10도인 경우에 대해서 비교하였다.
- 가로안정성을 판단 할 때는 롤링모멘트의 증분과 sideslip 증분의 관계를 비교한다. 안정적인 비행을 위해서는 기울 기는 negative를 가져야 하는더], 조종면 변경과 받 음각을 변경시켰을 때 이들의 특성도 분석한다. 스마트 무인기의 조종면을 고정시키고(Clean) 받음각을 바꾸어준 상태에서 요우각을 변화시켰 을 때 양력계수들의 변화를 Fig.
- 양력계수와 피칭모멘트는 매우 잘 일치를 하는 데, 어느 정도 반복성이 있는지를 구간별로 나누 어서 수식을 활용하여 검증하였다. 피칭모멘트와 양력계수의 기울기 차이를 1차식으로 적용했을 때 최대 0.
- 이 논문은 Bell사에서 제시한 TR-E2 형상에 대한 시험 결과만을 정리하였는데, 주익의 설치각 변화효과, 승강타, 러더와 같은 조종면(control surface) 변위에 따른 공력계수 변화, 주익의 뒷전(traiUng edge)에 위치한 flaperon의 효과 등을 정리하였다.
- 7에서는 승강타의 설치각 을 10도로 변경한 경우가 clean 형상과 유사한 양 항곡선을 보여주고 있다. 이들 결과를 토대로 스 마트 무인기가 장거리 운항을 위해, 어느 양력계 수에서 운항을 하는 것이 가장 효율을 높이는지 를 분석하기 위한 양력계수와 양항비를 Fig. 8을 활용해 관찰한다.
- 따라서 양력계수의 증가와 항력계 수의 증가비가 어떠한 경향을 보이는지를 파악해 야 한다. 이를 위해 clean 형상의 양력과 항력값을 기준으로 승강타와 러더의 변위각을 바꾸었을 때, 양력과 항력의 증분을 비교하였다. 승강타가 10도인 조건에서는 양력의 증가는 승강타 20도보다 적으나, 항력의 증가는 매우적음을 보여준다.
- 제작된 풍동시험 모형은 스마트 무인기 개발 사 업에 참여하고 있는 서울대와 공동으로 풍동시험 을 수행하기 위하여 외장형과 내장형 풍동저울에 모두 고정시키고 시험하도록 모델을 설계하였다. 항공우주 연구원에는 1-m 풍동설비를 활용하여 Bell 사에서 제시한 TR-E2 형상에 대한 시험과 이 모델을 시험하는 도중에 사업단에서 설계한 새로운 형 상인 TR-E2S1에 대한 시험을 동시에 진행하였다.
- 주익 설치각을 4도로 고정한 상태에서 양력, 피칭모멘트와 항력특성들을 분석하였다. 초기 설 계의 주익설치각을 바꾸었을 때, 공력계수들이 어떻게 변화는 지를 측정하기 위하여 spine-block 기준면에 -3도 wedge(주익설치각=1도)를 부착하였다.
- 지금까지는 세로 안정성에 관련된 특성만을 확 인하는 작업을 수행하였으나, 모델의 요우각 (-sideslip)을 바꾸어 가면서 측정한 결과들을 토대 로 가로(lateral stability)와 방향(directional) 안정성 계수들에 대한 분석을 하고자 한다. 요잉모멘트 (방향안정성)는 요우각에 따라 항공기의 nose 방 향이 어느 쪽으로 향하는지에 따라 안정성 여부 를 판단한다.
- 그러나 이러한 개념은 기 술의 난이도 때문에 실현 가능성에 대한 상당한 의문점이 제기되었다. 초기 개념의 대안으로 좀 더 안정적으로 무인기를 운항할 수 있는 방식과 현 시점의 입증된 기술 수준을 종합했을 때, tilt-rotor 개념도 충분한 가능성이 가지고 있어 이 분야의 전문인 미국 Bell Textron 헬리콥터사에 설계를 의뢰하였다.
- 풍동시험에서 주익 설치각 변화에 따른 양력, 항력, 양항비 변화 등을 측정하였다. 또한 TR-E2 형상의 안정성 특성을 확인하고자, 조종면을 바 꾼 상태에서 받음각과 요우각을 변화시키면서 세 로, 가로 및 방향안정성 경향도 분석하였다.
- 천이 과정에 사용될 Plain Flap 형 태 의 Flaperone 최대 60도까지의 변위각이 바뀌도 록 제작이 되었다. 풍동시험에서는 Flaperon의 설 치각을 20도와 40도, 주익설치각을 1도와 4도로 바꾸어서 시험을 하였다.
- 스마트 무인기 개발사업의 국제공동 연구과제로 미국 Bell Texron와 협력하여 U-tail을 갖는 TR-E2라는 형상을 개발하였다. 항공우주연구원은 이 형상의 공력특성을 분석하기 위하여, 12% 축 소형 모델을 만들고 1-m 풍동에서 시험을 수행하였다.
이론/모형
- 주익의 뒷전(Trailing edge)에는 플랩(Flap)과 에 일로런(Aileron) 역할을 동시에 하는 Flaperon0] 있다. Bell사에서 설계한 조건에 따르면, 무인기가 hovering 에서 순항으로 이동하는 과정인 천이 (transition) 에서 충분한 양력을 확보하기 위하여 Flaperon을 사용한다. 천이 과정이 스마트 무인기 운항 중에서 가장 위험한 요소를 내포하고 있어, Flaperon 변화에 의한 공력특성 변화를 충분히 확 보해야 한다.
성능/효과
- 측력계수 경향은 러더(-20도)를 제외한 모든 조 종면 변경과는 별 차이 없이 매우 유사하다. 측 력계수 기울기는 요우각이 15도까지 일정한 경향 의 기울기를 보이며 변화하다가 15도를 넘어서면 서 약간 줄어드는 경향을 보인다. TR-E2 형상은 dihedral 혹은 anhedral이 없는 주익을 가지고 있 어, 요우각변화에 따른 yawing moment 계수의 변화가 없다.
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