[논문]피치각 변화에 따른 헬리콥터 로터에서의 두께 및 하중소음 방사

유기완

doi:10.5139/jksas.2007.35.10.868

피치각 변화에 따른 헬리콥터 로터에서의 두께 및 하중소음 방사
Thickness and Loading Noise from Helicopter Rotor at various Pitch Angles 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.35 no.10, 2007년, pp.868 - 874

초록
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정지비행시의 헬리콥터 로터 모형의 블레이드의 피치각 변화가 소음방사에 미치는 영향을 수치해석을 통해 파악하였다. 공력 자료는 비정상 패널법과 경험후류 방법을 이용하여 구하였으며, $0^{\circ}$에서 $9^{\circ}$까지 등간격으로 $1.5^{\circ}$ 씩 피치각을 증가시키면서 블레이드 표면상의 공력 하중 분포를 얻어내었다. 수치해석을 통해 얻어낸 두께 소음은 피치각에 무관한 결과를 보였으나, 하중소음은 피치각이 $1.5^{\circ}$ 씩 증가할 때 마다 대략 3~4dBA정도로 소음의 세기가 증가하는 경향을 보였으며, 이정도의 증가분은 소음이 더 커졌음을 감지할 수 있는 충분한 크기라 할 수 있다. 또한 하중소음의 방향성 결과로부터 블레이드의 윗면 보다는 아랫면에서의 소음의 세기가 더 크게 나옴을 알 수 있었다.

Abstract ▼ AI-Helper

Noises from the helicopter rotor model are calculated numerically at various pitch angles. The aerodynamic data are calculated by using prescribed wake model and unsteady panel method. The distribution of aerodynamic loads on the blade surface are obtained from $0^{\circ}$ to $9^{\circ}$ pitch angles with equiangular increments of $1.5^{\circ}$. Although thickness noise is not related to the change of pitch angles, loading noise level increases about 3~4dBA every $1.5^{\circ}$ increment of pitch angle. The additive noise level shows sufficient value to perceive the loudness. From the result of directivity pattern the sound level at the lower region of the blade disc plane is higher than that of the upper region.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 연구에서는 Farassat 의 공식을 이용하여 UH-1H 헬리콥터 로터의 피치각 변화에 따른 두께 소음과 하중소음의 소음 방사 특성을 시간 영역에서 알아보기로 한다. 아울러 소음 방사 특성을 파악하기 위해 지향성을 얻어내기로 한다.
알아보기로 한다. 아울러 소음 방사 특성을 파악하기 위해 지향성을 얻어내기로 한다. 블레이드 표면에서의 하중분포를 계산하기 위해서 포텐셜 기저 패널 방법과 경험후류 (prescribed wake) 식을 사용하여 구하였다.

가설 설정

비록 하중 값이 정상 상태로 시간에 대해 변하지 않는다 해도 회전에 의해 힘 벡터의 방향과 관찰자와의 거리가 바뀌기 때문에 음원으로 작용하게 된다. 본 연구에서는 하중 값을 계산하기 위해 유동장을 포텐셜 흐름으로 가정하고 경험후류 관계식으로부터 블레이드 표면의 하중 분포를 얻어내었다.
피치각에 따른 추력계수의 변화를 Table 2에 나타내었다. 유동장은 포텐셜 흐름으로 가정하였기 때문에 압축성 효과는 고려되지 않았으며, 정밀계산을 위해서는 압축성 해석 결과를 요구한다. 위 표에서 알 수 있듯이 추력계수는 양력계수와 마찬가지로 피치각이 증가함에 따라 선형적으로 증가함을 알 수 있다.

제안 방법

먼저 공력 해석 코드의 검증을 위해 NACA TN-3688의 실험 결과 [10]와 비교 검증을 시도하였다. 실험에 사용된 블레이드의 제원을 살펴보면, 2개의 블레이드에 종횡비 6.
본 연구에서는 직경 2.09미터 급의 헬리콥터축소 로터 모형에 대해서 피치각의 변화에 따른 두께 소음과 하중소음의 시간 변화를 수치계산을 통해 얻어내고, 그 크기를 상호 비교하였다. 블레이드 상에 존재하는 압력 분포는 Kocurek 과 Tangler의 경험후류 방법 및 포텐셜 기저 패널 방법을 이용하여 얻어냈다.
여기서 굵은 실선은 익단 와류이며, 블레이드 익단와류 안쪽에는 와면 (vortex sheet) 이 존재한다. 블레이드 상에는 국부 경계조건을 만족하는 용출과 중첩을 분포시키며, 와면은 중첩으로 모델링 하여 해석을 수행하였다.

대상 데이터

회전익 모형은 1/7-축소형의 UH-1H 주로터날개이다. 로터 블레이드의 형상은 NACA0012 이다. 본 해석을 위해 선정한 로터 블레이드의 주요 제원은 Table 1에 나타내었다.
실험에 사용된 블레이드의 제원을 살펴보면, 2개의 블레이드에 종횡비 6.54, 반경 7.625ft 인 NACA0012 에어포일을 사용한 것으로 비틀림 각이 없는 직각 형상을 갖는다. 블레이드 팁 속도는 496 fps로 팁 마하수는 0.

데이터처리

본 연구를 위해 개발한 프로그램의 소음 해석 결과 검증은 두께소음에 대해서 Gallman μ 1]이 Table 1의 제원을 갖는 UH-1H 로터에 대해 수행한 결과와 비교하였다. Fig.

이론/모형

Lighthill 방정식이 자유흐름장 내부라는 전제가 있다면 임의의 고형 물체가 존재하는 경우에 대해서는 Lighthill 방정식을 확장한 형태로 Ffowcs Williams와 Hawkings에 의해서회전익 등 움직이는 물체의 효과까지 반영된 지배방정식이 완성되었다[2]. Lighthill 방정식이나 Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H) 방정 식 이 시간과 공간 미분형태로 표현되어 최종 결과를 시간에 따른 음향 변동치를 얻어내는 것이라면 위 방정식들이 발표되기 전에는 Gutin [3]에 의해서 주파수 영역에서의 분석 방법이 적용되었다. 그러나 현재의 해석 방법은 전산공력음향학 (Computational Aeroacoustics, CAA) 또는 음향 상사해석 (Acoustic Analogy) 등과 같이 주파수 영역 해석 보다는 시간 영역에서의 해석이 주류를 이루고 있다.
경험후류 식은 로터에 대한 흐름의 가시화 실험을 통해서 블레이드 수, 종횡비, 비틀림 각, 추력계수 등을 변수로 바꾸어 가면서 얻어낸 후류의 형상을 방위각과 반경 방향 및 흐름 방향의 위치 값으로 결정한다. 본 연구에서는 Kocurek과 Tangier [6] 에의해서 얻어진 경험후류 식을 사용하기로 한다.
2에서처럼 4번째 익단와 단면에 익단와의 세기보다 4 배가 큰 고리와(vortex ring)를 이용한 재순환 후류 모델을 경험후류 식에 포함하였다. 본 연구에서는 Kocurek과 Tangier가 제안한 경험후류 모델을 이용하여 후류의 영향을 고려하기로 한다. 이 방법은 먼저 추력계수를 가정한 후 이에 따른 후류 형 상으로부터 추력계수가 수렴될 때까지 반복적인 계산을 하게 된다.
09미터 급의 헬리콥터축소 로터 모형에 대해서 피치각의 변화에 따른 두께 소음과 하중소음의 시간 변화를 수치계산을 통해 얻어내고, 그 크기를 상호 비교하였다. 블레이드 상에 존재하는 압력 분포는 Kocurek 과 Tangler의 경험후류 방법 및 포텐셜 기저 패널 방법을 이용하여 얻어냈다. 계산 결과를 종합하면 다음과 같다.
아울러 소음 방사 특성을 파악하기 위해 지향성을 얻어내기로 한다. 블레이드 표면에서의 하중분포를 계산하기 위해서 포텐셜 기저 패널 방법과 경험후류 (prescribed wake) 식을 사용하여 구하였다. 포텐셜 기저 패널법은 Maskew의 연구 [5]에서 수식이나 적용된 예가 잘 나타나 있다.
비압죽성 비점성 비회전 흐름을 만족하는 포텐셜 유동장의 지배방정식은 Laplace 방정식으로 나타난다. 속도 포텐셜을라 할 때 이 식은 다음과 같이 표현된다.
이 방법은 먼저 추력계수를 가정한 후 이에 따른 후류 형 상으로부터 추력계수가 수렴될 때까지 반복적인 계산을 하게 된다. 수렴속도 증진을 위해서 secant 방법을 이용하였다. Kocureck 과 Tangier가 제안한 블레이드 익단와의 축 방향과 반경 방향 좌표는 다음과 같다.

성능/효과

여기서 W는 디스크 면에서 허브를 중심으로 측정점의 위도를 나타낸다. 두께소음은 피치각의 변화에 따라서 거의 변동이 없으나 하중 소음은 피치각에 따라 디스크 면에서는 피치각 1.5도 증가에 3~4 dBA의 변화가 있었고, 방위각 50"에서는 l~4dBA만큼의 변화 결과를 얻어낼 수 있었다.
(1) 하중소음은 피치각이 1.5도 증가할 때 최대 4dBA 정도의 소음 증가 경향을 보였으나 두께 소음의 변화는 없다고 볼 수 있다.
(2) 하중소음은 피치각이 없는 경우 디스크 면상에 지향성의 함몰점이 존재하고, 피치각을 증가시키면 이 함몰점은 디스크면 위로 움직인다.
(3) 피치각을 증가시킬수록 로터 회전면의 아래 면이 윗 면에 비해 소음강도가 약간 더 큰 결과를 보인다.
유동장은 포텐셜 흐름으로 가정하였기 때문에 압축성 효과는 고려되지 않았으며, 정밀계산을 위해서는 압축성 해석 결과를 요구한다. 위 표에서 알 수 있듯이 추력계수는 양력계수와 마찬가지로 피치각이 증가함에 따라 선형적으로 증가함을 알 수 있다. 피치각에 따른 스팬 방향으로의 단위 길이 당 추력계수 분포는 Fig.

후속연구

여기에는 지면 효과나 유입되는 공기의 난류특성 등이 작용한다고 볼 수 있겠지만, 조종사가 이륙을 목적으로 피치 각을 증가시켰을 때에 이러한 작동이 소음 특성에 미치는 영향은 어떠한지 따져볼 필요가 있다. 여기서 피치각의 변화는 로터에 분포하는 하중을 변화시키므로 당연히 하중소음에 영향을 주리라 생각하겠지만 정성적인 연구의 필요성이 있다.

참고문헌 (12)

Lighthill, M. J., 'On sound generated aerodynamically I. General theory', Proceedings of the Royal Society of London, Series A, Vol. 211, 1952, pp. 564-587
Ffowcs Williams, J. E., and Hawkings, D. L., 'Sound generation by turbulence and surfaces in arbitrary motion', Philosophical Transactions of the Royal Society of London, Series A, Vol. 264, 1969, pp. 321-342
Gutin, L., 1948, 'On the Sound Field of a Rotating Airscrew', English Translation NACATM No. TM1195, 1948
Farassat, F., and Succi, G. P., 'The prediction of helicopter rotor discrete frequency noise', Vertica, Vol. 7, 1983, pp.309-320
Maskew, B., 'Prediction of subsonic aerodynamic characteristics: a case for low-order panel methods', J. of Aircraft, Vol. 19, 1981, pp.157-163
Kocurek, J. D., and TangIer, J. L., 'A prescribed wake lifting surface hover performance analysis', J. American Helicopter Society, Vol. 17, 1977, pp. 3-15
유기완, 나선욱, 이덕주,'정지 비행 시 로터 후류 모형의 비교 검토', 한국항공우주학회지, Vol. 25,No.4,pp. 11-20, 1997
Gray, R. B., 'An aerodynamic analysis of a single-bladed rotor in hovering and low speed forward flight as determined from smoke studies of the vorticity distribution in the wake,' Princeton University Aeronautical Engineering Report No. 356, Princeton, New Jersey, September, 1956
Landgrebe, A. J., 'The wake geometry of a hovering helicopter rotor and its influence on rotor performance', J. American Helicopter Society, Vol 17, Oct. pp. 3-15, 1972
Rabbott Jr., J. P., 'Static thrust measurements of aerodynamic loading on a helicopter rotor blade', NACA TN-3688
Gallman, J. M., 'The validation and application of a rotor acoustic prediction computer program', Proceedings of the Army Science Conference, Durham, North California, 1990
Dobrzynski, W. M., Heller, H. H., and Densmore, J. E., 'Propeller noise tests in the German-Dutch wind tunnel DNW', DFVLR/FAA-IB 129-86/3, FAA Report No. AEE 86-3, 1986

저자의 다른 논문 :

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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