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제안 방법
- 고정익 모드에서의 프롭로터 끝단속도는 다음과 같은 두 가지의 비행체의 성능 파라메타를 정 의하고 끝단속도와의 관계 분석을 통해 결정하였다.
- 22에 비해 감소시켰다. 따라서 블레이드의 스팬방향으로의 두께비의 분포는 Fig. 8에서와 같이 결정하였으며, 각 두께비에 대응되는 에어포일을 기존 XN-계열 에어포일과 유사한 형상으로 만들어진 SF(Smart Foil) 에어포일을 분포시켰다. 각 단면에서의 에어포일 형상은 Fig.
- 틸트로터 항공기의 프롭로터 형상 및 에어포일에 대한 공력설계는 1980년대 후반 V-22의 프롭 로터와 에어포일에 대해 체계적으로 이루어진 바 있다[4, 5]. 본 연구에서 적용한 프롭로터 형상의 설계절차는 참고문헌 [4] 에서 제시된 방법을 근간으로 하였으며, 각 설계과정에서 본 연구를 통해 개발된 독창적 설계기법이 적용되었다.
- 그러나 프롭로터의 경우에는 틸트로터의 시작점이 회전익기인 관계로 로터의 성능계수에 대한 정의가 프로펠러 모드에서도 공통적으로 사용되어 왔다. 본 연구에서도 로터모드와 프로펠러 모드에 대해 동일한 로터의 성능계수 및 정의를 사용하였으며, 단지 효율에 대해서만 각자의 정의를 적용하였다.
- 8 이상, 그리고 호버링, 체공, 순항, 최대속도라는 4가지의 비행조건에 대한 필요 추력으로 정의하였다. 설계 제한 조건은 기본적으로 각 비행조건에 해당되는 엔진의 이용마력, 상승률, 전진속도, 그리고 온도 조건이다. 이와 같은 설계 목적치와 설계제한 조건으로부터 프롭로터의 직경, 블레이드 개수, 끝단속도, 에어 포일, 비틀림, 코드분포, 테이퍼비로 이루어진 7개의 형상변수가 결정되었다.
- 스마트무인기의 프롭로터에 대한 공력설계를 모멘텀-깃요소 이론에 바탕을 둔 성능해석 코드 (HOCU)를 활용하여 수행하였다. 성능해석코드는 기존의 시험결과 (TRAM) 를 이용하여 검증되고 보완되었으며, 프롭로터에 대한 형상설계를 위해 다양한 형태의 성능해석을 수행하여 최적의 형상 변수를 결정하였다. 본 설계를 통해 다음과 같은 결론이 도출되었다.
- 스마트무인기의 프롭로터에 대한 공력설계를 모멘텀-깃요소 이론에 바탕을 둔 성능해석 코드 (HOCU)를 활용하여 수행하였다. 성능해석코드는 기존의 시험결과 (TRAM) 를 이용하여 검증되고 보완되었으며, 프롭로터에 대한 형상설계를 위해 다양한 형태의 성능해석을 수행하여 최적의 형상 변수를 결정하였다.
- 7의 설 계절차에서 보는 바와 같이 주어진 설계제한조건 하에서 3가지의 설계 목적치를 만족하도록 7가지의 프롭로터에 대한 형상 변수를 결정하는 것이다. 여기서 설계 목적치는 프롭로터의 호버링 성능지수인 FM(Figure of Merit)이 0.8 이상, 프로 펠러 효율계수(n)가 0.8 이상, 그리고 호버링, 체공, 순항, 최대속도라는 4가지의 비행조건에 대한 필요 추력으로 정의하였다. 설계 제한 조건은 기본적으로 각 비행조건에 해당되는 엔진의 이용마력, 상승률, 전진속도, 그리고 온도 조건이다.
- 4에 나타내었는데 동일한 추력조건에서 계산치는 3도 정도 낮게 예측되고 있음을 볼 수 있다. 이러한 결과는 호버링 조건에서 로터의 해석 및 설계 시 에 계산된 콜렉티브 피치에 3도를 더하여 보정하여야 함을 의미하며, 실제 설계 및 해석 시에 이러한 콜렉티브 피치의 보정치를 적용하였다.
- 프롭로터 공력설계를 위해 요구되는 성능해석 코드(HOCU)는 기본적으로 모멘텀-깃요소 이론 (Combined Momentum-Blade Element Method) 에 바탕을 두고 있다. 이론적으로는 로터의 호버링 모드에서도 상승률을 고려한 계산이 가능하기 때문에 이러한 상승률을 순항모드의 비행체 전진 속도까지 확장하여 프로펠러 모드까지도 해석이 가능하지만, 계산의 엄밀성을 위하여 프로펠러 모드에서는 별도의 계산 기법을 적용하였다. 즉, 로터의 호버링 및 상승비행 조건에서는 Prouty[6] 에 의해 정리된 모멘텀-깃요소 이론을 적용하였고, 순항시의 프로펠러 모드에서는 Adkins snd Liebeck[기에 의해 제안된 프로펠러 성능 해석기법을 각각 적용하였다.
- 었다[12]. 이에 따라 본 형상설계에서도 블레이드의 비틀림 분포를 V-22와 같이 두 가지의 선형 비틀림을 조합하여 생성하는 방식을 채택하였다. 본 설계에서 비틀림 분포의 결정은 Fig.
- 스마트무인기 장착 후보엔진 중의 하나인 PW-206C 엔진의 경우, 지상 표준대기 조건에서 로터당 가용 마력이 220hp로서 이에 해당하는 최대의 추력은 대략 800ft/sec의 끝단속도 에서 형성되는 것을 볼 수 있다. 이와 같은 호버링 시의 끝단속도 800ft/sec는 지금까지 기존의 틸트로터기 (XV-15, V-22, TR-911X)에서 적용되어 온 끝단속도 790ft/sec에 접근하는 값으로서, 본 설계에서는 전통적 설계근거를 고려하여 호버링 시의 끝단속도를 790ft/sec로 결정하였다.
- 틸트로터 무인기의 프롭로터를 설계하기 위한 선행단계로서 기존 프롭로터 형상에 대한 성능 해석을 수행하여 프롭로터의 공력특성을 파악하고 이를 통해 프롭로터 성능해석 코드에 대한 검증과 보완 작업을 수행하였다[2]. 이와 같이 검증된 성능해석 코드를 이용하여 Fig. 1과 같은 스마트 무인기[3]의 프롭로터에 대한 공력설계를 수행하였다.
- 틸트로터 무인기의 프롭로터를 설계하기 위한 선행단계로서 기존 프롭로터 형상에 대한 성능 해석을 수행하여 프롭로터의 공력특성을 파악하고 이를 통해 프롭로터 성능해석 코드에 대한 검증과 보완 작업을 수행하였다[2]. 이와 같이 검증된 성능해석 코드를 이용하여 Fig.
- 프롭로터의 프로펠러 모드에서는 세 가지의 전진비(μ =0.325, 0.350, 0, 375)에 대해 성능해석을 수행하였다. Fig.
- 호버링 조건은 비행체의 총 이륙중량 2, 083lb (945kg)을 기준으로 다음과 같은 호버링의 설계 필요추력을 결정하였다.
데이터처리
- 모멘텀-깃요소 이론을 이용한 블레이드의 성능 해석을 위해서는 에어포일에 대한 공력계수 테이블이 요구되는데, 이것은 NACA64 및 XN-계열 에어포일[5]의 두께비, 마하수, 그리고 받음각에 대해 2차원 Full Navier-Stokes 코드를 이용하여 해석한 결과를 데이터베 이스화하여 이용하였다[8]. 작성된 성능해석 코드에 대한 검증은 시험자료가 비교적 풍부하게 공개되어 있는 TRAM[9] 프롭로터 에 대한 호버링 및 순항모드의 성능해석을 통해 이루어 졌다.
이론/모형
- 모멘텀-깃요소 이론을 이용한 블레이드의 성능 해석을 위해서는 에어포일에 대한 공력계수 테이블이 요구되는데, 이것은 NACA64 및 XN-계열 에어포일[5]의 두께비, 마하수, 그리고 받음각에 대해 2차원 Full Navier-Stokes 코드를 이용하여 해석한 결과를 데이터베 이스화하여 이용하였다[8]. 작성된 성능해석 코드에 대한 검증은 시험자료가 비교적 풍부하게 공개되어 있는 TRAM[9] 프롭로터 에 대한 호버링 및 순항모드의 성능해석을 통해 이루어 졌다.
- 이론적으로는 로터의 호버링 모드에서도 상승률을 고려한 계산이 가능하기 때문에 이러한 상승률을 순항모드의 비행체 전진 속도까지 확장하여 프로펠러 모드까지도 해석이 가능하지만, 계산의 엄밀성을 위하여 프로펠러 모드에서는 별도의 계산 기법을 적용하였다. 즉, 로터의 호버링 및 상승비행 조건에서는 Prouty[6] 에 의해 정리된 모멘텀-깃요소 이론을 적용하였고, 순항시의 프로펠러 모드에서는 Adkins snd Liebeck[기에 의해 제안된 프로펠러 성능 해석기법을 각각 적용하였다.
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