[논문]회전익 항공기 형상의 기체공력 특성에 관한 실험적 연구

오세윤; 박금룡; 이종건; 안승기

doi:10.5139/jksas.2005.33.9.009

문제 정의

설비가 소요된다. 국방과학연구소 풍동실험실에서는 회전익 항공기 개발에 소요되는 관련 풍동 시험 기법의 확립과 형상연구 관련 시험자료의 확보를 위해 로터를 제외한 회전익 항공기 형상의 정상상태 기체공력 (fuselage drag and stability) 측정에 관한 실험적 연구를 수행하게 되었다.
본 연구에서는 회전익 항공기 전체 기체항력에미치는 각각의 동체 구성품들의 영향을 평가하고 설계 초기 형상연구 관련 자료의 확보를 위해 동체 구성품의 조립순서에 따라 각기 다른 형상조합들에 대한 항력측정시험을 수행하였다.
본 연구에서는 회전익기 동체구성품의 형상조합에 따른 항력증분(incremental drag)과 정적 안정성의 평가의 수행과 관련된 시험기법을 제시하고자 하였으며, 아울러 회전하는 로터허브의 항력 특성측정에 관해 고찰하고자 하였다. 또한 본연구에 사용된 시험기법 및 시험장치의 적합성 입증을 위해 측정된 결과와 기존의 유사 항공기 시험 결과들과의 비교를 수행하였다.
6은 받음각 변화에 따른 회전익항공기 동체의 항력과 양력의 변화를 평가한 결과이다. 유사 회전익 항공기에 대한 기존의 공력 특성 자료[1, 2]들과 이번 풍동시험에서 측정된 등가 평판 면적 간의 비교를 통해 본 연구결과의 적합성을 평가하고자 하였다.
11과 같은 결과를 얻을 수 있다. 이는 일정량의 피칭모멘트를 발생하기 위해서 얼마만큼의 수평꼬리날개 변위가 필요한지를 알 수 있도록 해준다. 또한 그림으로부터 수평꼬리날개 변위각 -5°~ +20°구간에서는 모멘트의 증분이 선형적인 변화를 보임을 알 수 있다.

제안 방법

관해 고찰하고자 하였다. 또한 본연구에 사용된 시험기법 및 시험장치의 적합성 입증을 위해 측정된 결과와 기존의 유사 항공기 시험 결과들과의 비교를 수행하였다. 본 연구를 통해 회전익 항공기 동체 구성품들의 형상조합에 따른 공력특성과 형상설계단계에 소요되는 제반 공력자료들을 획득할 수 있었다.
3과 같이 모듈화된 동체 구성품들로 설계 ■ 제작되 었으며, 모형 에 작용하는 공기역학적 하중은 모형내부의 중앙 구조물에 연결된 6 분력내장형 밸런스에 의해 측정된다. 또한, 관련 보정시험 (correction test)의 수행을 위해 롤(roll) 방향으로 0° 및 180°로 회전이 가능하도록 동체를 설계하였으며 수평꼬리날개의 변위는 -5°~40°까지 10° 간격으로 변경이 가능하다.
table)이 사용되었다. 모형에 작용하는 공력 하중은 수직지지대(vertical-support) 상단에 장착된 6분력 내장형 밸런스(6-component internal strain gage balance)를 사용하여 측정하였으며, 받음각 측정은 모형내부에 장착한 경사계 (servo-inclinometer) 를 사용하였다. 풍동 시험은 시험대상 회전익 항공기의 순항속도를 기준하여시험부 속도 75 m/s 조건하에서 주로 수행하였으며 모형의 받음각 (a) 은 ±19°, 요우각은 ±30°까지 변화시 켰다.
회전익 항공기의 전체기체(complete airframe) 형상에 관한 풍동시험 수행 후에는 구성품 조립순서에 따라 동체 구성품들 각각의 기체항력 기여도 평가를 위한 항력측정시험을 수행하였다. 시험 부속도 40 — 75 m/s와 받음각(angle of attack) ±19° 영역에 대한 기체공력특성의 측정을 목적으로 총 150여회의 풍동시험을 수행하였으며, 회전익 항공기 모형의 동체직경을 기준한 레이놀즈수 (Reynolds number)는 약 1.475 x 10°이었다.
12에서와 같은 로터허브의 부분모형이 적용되었다. 이러한 주 로터허브의 회전에 따른 항력 변화를 고찰하기 위해 500 rpm으로 회전시킨 형상과 더불어 5개의 블레이드가 장착된 모형 허브를 비행방향에 대해 0°와 36°로 고정하여 각각 시험을 수행하였다. 고정로터와 회전로터간의 항력 차이는 로터 블레이드의 갯수와 블레이드 장착 시의 고정위치에 따라 차이가 발생하는데, 로터블레이드의 갯수가 많아질수록 회전로터와 고정로터 간의 항력차이는 줄어들게 되며 회전하는 로터 허브는 여러 장착위치에서 측정한 항력의 평균치에 근접하게 된다[5].
이에 본 연구에서는 회전익 항공기에 작용하는 힘과 모멘트를 식 (2)와 같은 등가 평판면적을 사용하여 표현하도록 하였다.
회전익 항공기의 전체기체(complete airframe) 형상에 관한 풍동시험 수행 후에는 구성품 조립순서에 따라 동체 구성품들 각각의 기체항력 기여도 평가를 위한 항력측정시험을 수행하였다. 시험 부속도 40 — 75 m/s와 받음각(angle of attack) ±19° 영역에 대한 기체공력특성의 측정을 목적으로 총 150여회의 풍동시험을 수행하였으며, 회전익 항공기 모형의 동체직경을 기준한 레이놀즈수 (Reynolds number)는 약 1.

대상 데이터

본 연구에 사용된 국방과학연구소의 아음속풍동(ADD-LSWT)은 측정부의 제원이 폭 3.0 m, 높이 2.25 m, 길이 8.75 m이며 수축비 9.0 인 폐회로 단일순환식 풍동으로서, 최저속도 10 m/s에서 최고속도 120 m/s까지 변화시킬 수 있다. 풍동 내부흐름의 난류도(turbulent level)는 0.
아음속풍동은 풍동유로, 모형지지부 시스템, 팬(fan) 구동시스템, 정밀이송장치, 냉각시스템 및 관련 보조시스템 등의 주요부분으로 구성되어 있으며, 축류형 팬의 회전수를 조절하여 유속을 변화시킨다. 풍동제어와 자료획득을 위한 장치로는 DEC 사의 Alpha Server 1000A 5/400RM과 NEFF 471 시스템이 사용되었으며, A/D 변환기의 분해능은 16 bit이다. Fig.

이론/모형

풍동시험에는 모듈화(modular structure)된 회전익 항공기 기체형상의 축소모형과 로터 허브의 회전 효과를 평가하기 위해 500 rpm으로 회전하는 로터허브의 부분모형 (rotating main rotor hub and blade stubs) 이 함께 사용되었다. 회전익 항공기의 전체기체(complete airframe) 형상에 관한 풍동시험 수행 후에는 구성품 조립순서에 따라 동체 구성품들 각각의 기체항력 기여도 평가를 위한 항력측정시험을 수행하였다.

성능/효과

1. 회전하는 로터허브를 가진 회전익 항공기의 기체 공력 측정시험으로부터 얻어진 기체의 총 항력 면적은 21.94 2였으며 이 항력면적은 기존의 시험 결과들과 잘 부합되었다. 또한, 회전익 항공기 동체의 안정성 특성과 꼬리날개에 대한 영향평가를 통해 기체형상에 대한 설계적합성을 확인할 수 있었다.
2. 각기 다른 형상조합들에 대한 항력측정시험을 수행함으로써 회전익 항공기 전체 기체항력에미치는 동체 구성품들의 영향과 기여도를 평가할 수 있었다. 이러한 측정결과를 통해 주요 동체항력의 발생요인을 파악할 수 있었으며, 설계 초기의 형상연구에 필요한 관련 공력자료를 확보할 수 있었다.
3. 동체의 주요 항력발생 구성품은 로터 허브 및 상부 덱/나셀로 전체 항력의 약 51%에 달하였으며, 받음각 +10° 이상의 영역에서는 착륙장치로 인한 항력면적이 크게 증가하여 착륙장치로 인한 항력이 전체 기체항력의 38%에 달하였다.
4. 회 전하는 로터허 브의 부분모형 을 사용하여 로터 허브의 항력특성과 국부 레이놀즈수에 따른 영향을 평가할 수 있었다.
알 수 있었다. Fig. 5로부터 본 연구에 사용된 풍동 모형이 비교연구에 사용된 기동형 회전익기 [2]에 비해 총중량이 가볍고 항력면적이 약 30% 가량 작은 경향을 보임을 알 수 있다. 그러나 받음각 +10° 이상의 영역에서는 모형의 항력이 급격히 증가하여 이러한 항력의 차이가 크게 감소하였는데, 이는 동체 하부에 장착된 착륙장치로 인한 항력이 이 받음각 영역에서 크게 증가하기 때문에 발생한 현상으로 확인되었다.
앞서 언급한 바와 같이 착륙장치의 고유형상 및 장착상태의 특징으로 인해 받음각 +10° 이상의 영역에서 착륙장치의 항력변화량이 가장 두드러졌으며, 상대적으로 꼬리로터허브를 제외한 꼬리날개의 항력 성분에 대한 영향은 매우 작았다. 또한, 주로 터 허브의 부분모형과 로터허브의 하부에 장착한 상부 덱/나셀의 항력면적은 각각 5.56 fF과 5.74로 다른 동체 구성품들에 비해 상대적으로 큰 특징을 보였다.
94 2였으며 이 항력면적은 기존의 시험 결과들과 잘 부합되었다. 또한, 회전익 항공기 동체의 안정성 특성과 꼬리날개에 대한 영향평가를 통해 기체형상에 대한 설계적합성을 확인할 수 있었다.
6은 동체에서 발생한 양력변화를 측정한 결과이다. 이 시험결과에서도 풍동시험결과가 기존의 시험자료들과 유사한 양력특성을 보이고 있음을 알 수 있으며, 아울러 착륙장치로 인한 양력 면적의 증가량을 확인할 수 있었다. Fig.
항력면적의 비교에 사용된 시험모형은 기존 시험자료와의 비교를 위해 착륙장치가 장착되고 로터 허브와 수평꼬리날개가 제거된 형상이었으며, 동체 항력면적들 간의 비교를 통해 풍동 시험 결과가 기존의 유사 시험결과들과 잘 부합되고 있음을 알 수 있었다. Fig.

후속연구

5. 본 연구를 통해 회전익 항공기 개발에 소요되는 관련 풍동시험방안을 제시할 수 있었으며, 시험대상 회전익 항공기의 설계타당성 확인과 다음 설계단계 및 비행시험에 소요되는 기체 공력 특성에 관한 공력자료를 획득할 수 있었다. 이는 향후 유사 회전익 항공기의 풍동시험분야에도 확장 적용될 수 있을 것으로 판단된다.
12는 회전하는 로터허브와 로터허브의 고정위치에 따른 항력특성을 도시한 것으로 이 결과로부터 로터 블레이드의 고정위치에 따른 항력 변화와 로터허브의 회전영향을 확인할 수 있었다. 그러나 Fig. 13에서와 같이 본 연구 대부분의 시험영역이 로터허브 끝단의 국부 레이놀즈 수가임 계치인 약 250, 000 미 만인 천이구간(transition region) 이전 영역에서 수행되었는데, 이 같은 항력 특성은 로터허브 끝단의 국부 레이놀즈수에 따라 변동하게 되므로 측정된 로터허브 항력의 적용에 유의하여야 할 것으로 판단된다.
이 그림에서는 전체기체의 항력특성을 기준하여 구성품별 항력 기여도를 백분율(%)로 표시하도록 하였다. 기존자료 [1, 5] 에서 좀더 세분화된 항목별 기여도를 알 수 없었으므로 항목간의 직접적인 비교 시 어느 정도 오차발생 요인이 있을 수 있겠지만 동체 구성품간의 개략적인 비교연구에는 활용이 가능할 것으로 판단된다.
또한 본연구에 사용된 시험기법 및 시험장치의 적합성 입증을 위해 측정된 결과와 기존의 유사 항공기 시험 결과들과의 비교를 수행하였다. 본 연구를 통해 회전익 항공기 동체 구성품들의 형상조합에 따른 공력특성과 형상설계단계에 소요되는 제반 공력자료들을 획득할 수 있었다.
그림으로부터 동체(F/UD)가 유사 회전익기[2]의 동체와 같이 불안정한 모멘트 특성을 보이다가 수평꼬리날개를 장착한 후에 피칭모멘트(pitching moment, PM)가 안정해지는 방향으로 변한 것을 알 .수 있으며, 이 결과는 주 로터의 후류가 없는 동체만의 조건에 해당하므로 향후 별도의 후류효과에 대한 영향평가를 필요로 한다.
본 연구를 통해 회전익 항공기 개발에 소요되는 관련 풍동시험방안을 제시할 수 있었으며, 시험대상 회전익 항공기의 설계타당성 확인과 다음 설계단계 및 비행시험에 소요되는 기체 공력 특성에 관한 공력자료를 획득할 수 있었다. 이는 향후 유사 회전익 항공기의 풍동시험분야에도 확장 적용될 수 있을 것으로 판단된다.
각기 다른 형상조합들에 대한 항력측정시험을 수행함으로써 회전익 항공기 전체 기체항력에미치는 동체 구성품들의 영향과 기여도를 평가할 수 있었다. 이러한 측정결과를 통해 주요 동체항력의 발생요인을 파악할 수 있었으며, 설계 초기의 형상연구에 필요한 관련 공력자료를 확보할 수 있었다.

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