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문제 정의
- 해외에서는 80년대 말∼90년대 초 중단되었던 최신 프로펠러, Contra Rotating Open Rotor에 대하여 NASA-GE 연구체, 유럽연합 CLEANSKY 연구체를 통하여 연구가 다시 진행되고 있다. 본 연구에서는 전산유체역학을 이용하여 설계된 최신 프로펠러 공력특성의 설계 요구도 만족 여부 및 공력하중 해석 결과를 적용한 단방향 유동/구조 연성해석을 통해 설계된 최신 프로펠러 블레이드가 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인하고자 하였다.
가설 설정
- 양방향 FSI는 계속적인 반복계산이 필요한 기법으로서 변위가 유동의 영향을 많이 받고 유동 또한 모델의 이동에 따라 달라지 게 될 때 적용하는 기법이다. 본 해석에서는 프로펠러가 전진속도에 의한 변위가 크지 않아 형상의 변위가 유동에 크게 영향을 미치지 않는 것으로 가정하여 단방향 FSI(8) 기법을 적용하여 해석하였다. 일반적으로 유동해석을 위한 표면격자 수가 구조해석 보다 많으므로 공력 하중을 구조해석 격자에 적용하기위해 mapping 과정을 수행한다.
제안 방법
- 9는 유동해석 격자를 나타낸다. 경계조건은 입구는 속도조건을 출구는 대기압조건으로 설정하였으며, 8개 블레이드 중 하나의 형상을 모델링 하였으며 외부벽면은 반복 경계 조건과 미끄럼 경계 조건을 적용하였다. 격자는 375만개의 Hybrid 격자가 사용되었으며 Y plus는 1이하로 경계층을 구성하였다.
- 의 상세 정보를 나타낸다. 복합재 표면은 carbon/epoxy UD Prepreg을 적용하였으며 내부는 PMI(Polymethacrylimide) 폼을 적용하였다.
- 본 연구에서는 고효율, 저소음의 친환경 요소를 만족하는 최신 프로펠러에 대한 공력설계 및 전산유체역학을 이용하여 공력 해석하였으며 단방향 유동/구조 연성해석을 수행하였다. 와류-깃요소 이론과 패널법에 근거한 공력 설계방법은 한계점이 있기 때문에 정밀한 설계를 위해서 전산유체역학을 이용하여 공력 특성을 분석하였다.
- 본 연구에서는 공력 형상 내부에 구조 설계 결과를 적용하여 경량화 되면서 진동을 흡수할 수 있고 충분한 강도를 확보할 수 있는 장점이 있는 스킨-폼 구조를 적용하였다. Table 3은 블레이드 스킨의 구조 설계(9-10) 결과를 보여 준다.
- 본 연구에서는 블레이드 구조 설계 결과의 안전성을 검토하기 위해 유한 요소 해석 코드인 NASTRAN을 활용하여 설계점 전진비 2.13에서 피치각에 따른 공력하중과 전진비 0.49, 최대 공력하중 지점에 대하여 블레이드 응력 해석(12), 변위 해석을 수행 하였다. Table 5는 블레이드의 선형 정적해석 결과를 나타내며 Fig.
- 하지만 전진속도 증가에 따라 프로펠러 블레이드에 걸리는 공력하중은 운용 영역에 따라 그 특성이 각각 다르다. 본 연구에서는 설계점인 전진비 2.13에서 피치각 변화에 따른 공력하중과 전진비 0.49의 최대 공력하중 지점에 대한 연성해석을 수행하여 그 특성을 분석하였다.
- 본 연구에서는 프로펠러 형상 설계 및 성능해석을 위해 프로펠러에 적용되는 익형 해석은 아음속 정상유동의 익형 주위 비점성과 경계층을 포함하는 점성영역이 결합된 유동을 해석 할 수 있는 Xfoil을 이용하였다. 프로펠러 설계를 위해 와류-깃요소 이론(Vortex-Blade element theory)에 기초한 Adkins(3-5)의 방법을 이용하였다.
- 또한, 상대적으로 낮은 와류 강도로 인해 낮은 소음레벨을 발생할 것으로 판단된다. 설계된 블레이드에 대해 경량화 되면서 진동을 흡수할 수 있고 충분한 강도를 확보할 수 있는 스킨-폼 구조와 고강도, 고강성을 가지는 카본/에폭시 복합재료와 헬리콥터 블레이드 폼으로 사용되는 PMI를 각각 적용하였다. 프로펠러 운용조건 별 블레이드의 선형 정적해석 결과 스킨의 최대 압축 응력은 305MPa 이며, 인장 응력은 20.
- Adkins는 역설계기법에 의해 초기에 변위속도비를 가정하여 설계 시에 변위속도비가 수렴할 때까지 반복하여 후류의 형상이 변하지 않고 강체가 되는 최소에너지손실을 위한 조건을 만족시키도록 하는 프로펠러 설계기법과 성능해석 기법의 결과가 정확히 일치하도록 하였다. 설계된 프로펠러 블레이드는 sweep이 적용된 형상이 아니므로 형상정보에 sweep angle을 적용하여 최종 형상을 도출하였다. Fig.
- 본 연구에서는 고효율, 저소음의 친환경 요소를 만족하는 최신 프로펠러에 대한 공력설계 및 전산유체역학을 이용하여 공력 해석하였으며 단방향 유동/구조 연성해석을 수행하였다. 와류-깃요소 이론과 패널법에 근거한 공력 설계방법은 한계점이 있기 때문에 정밀한 설계를 위해서 전산유체역학을 이용하여 공력 특성을 분석하였다. 설계점 요구도와 수치 해석결과를 비교했을 시 수치해석의 경우 해석에 사용된 FLUENT에서 동력을 다소 높게 예측하는 경향과 허브에 의해 야기되는 disturbance potential wake로 인해 프로펠러의 추력과 요구동력이 다소 높은 값이 나오는 것으로 판단된다.
- 시간 적분으로는 내재적 시간 적분 기법을 이용 하였으며, 압력항은 이차 방법으로 이산화 하였다. 운동량, 난류 운동에너지와 난류소산율에 대해서는 이차 상류차분법으로 이산화 하였다.
대상 데이터
- 경계조건은 입구는 속도조건을 출구는 대기압조건으로 설정하였으며, 8개 블레이드 중 하나의 형상을 모델링 하였으며 외부벽면은 반복 경계 조건과 미끄럼 경계 조건을 적용하였다. 격자는 375만개의 Hybrid 격자가 사용되었으며 Y plus는 1이하로 경계층을 구성하였다. Table 2는 설계요구도에 대한 해석적인 결과와 Conventional 블레이드 및 최신 블레이드에 대한 수치해석 결과를 나타낸다.
- 항공기의 운용영역에서 순항영역이 가장 많이 차지하므로 본 연구에서의 프로펠러 설계점은 17000ft, 순항조건으로 설정하였다. Table 1은 프로펠러 설계점 조건을 나타낸다.
이론/모형
- 와류-깃요소 이론의 경우 기본적 이론의 단순성으로 인하여 블레이드 루트부분과 팁 부분의 복잡한 형상 적용은 불가능하므로 적절한 설계와 성능개선을 위해서는 전산유체역학의 적용이 필요하다. 본 연구에는 전산유체역학을 이용한 해석을 위해 상용 CFD 코드인 FLUENT 12.0.16을 사용하였으며 다좌표계 기법(MRF, Multiple Reference Frame) 기법을 적용하였다. 유동 지배 방정식은 상류차분기법을 적용하여 공간차분을 하였으며, 속도 압력에 대한 연성기법을 사용하였다.
- 4는 HS1 계열 에어포일 형상을 나타낸다. 본 연구에서는 Hamilton Standard 프로펠러 블레이드 에어포일 HS1 계열을 적용하였다.
- 외부유동 해석에 정확성을 갖는 k-w SST 모델을 사용하여 난류에 의한 점성을 계산하였다. 시간 적분으로는 내재적 시간 적분 기법을 이용 하였으며, 압력항은 이차 방법으로 이산화 하였다. 운동량, 난류 운동에너지와 난류소산율에 대해서는 이차 상류차분법으로 이산화 하였다.
- 유동 지배 방정식은 상류차분기법을 적용하여 공간차분을 하였으며, 속도 압력에 대한 연성기법을 사용하였다. 외부유동 해석에 정확성을 갖는 k-w SST 모델을 사용하여 난류에 의한 점성을 계산하였다. 시간 적분으로는 내재적 시간 적분 기법을 이용 하였으며, 압력항은 이차 방법으로 이산화 하였다.
- 16을 사용하였으며 다좌표계 기법(MRF, Multiple Reference Frame) 기법을 적용하였다. 유동 지배 방정식은 상류차분기법을 적용하여 공간차분을 하였으며, 속도 압력에 대한 연성기법을 사용하였다. 외부유동 해석에 정확성을 갖는 k-w SST 모델을 사용하여 난류에 의한 점성을 계산하였다.
- 본 연구에서는 프로펠러 형상 설계 및 성능해석을 위해 프로펠러에 적용되는 익형 해석은 아음속 정상유동의 익형 주위 비점성과 경계층을 포함하는 점성영역이 결합된 유동을 해석 할 수 있는 Xfoil을 이용하였다. 프로펠러 설계를 위해 와류-깃요소 이론(Vortex-Blade element theory)에 기초한 Adkins(3-5)의 방법을 이용하였다. Adkins는 역설계기법에 의해 초기에 변위속도비를 가정하여 설계 시에 변위속도비가 수렴할 때까지 반복하여 후류의 형상이 변하지 않고 강체가 되는 최소에너지손실을 위한 조건을 만족시키도록 하는 프로펠러 설계기법과 성능해석 기법의 결과가 정확히 일치하도록 하였다.
성능/효과
- 9MPa 로 확인되었다. 변형 해석 결과는 최대 196mm로 블레이드 끝단 부위에서 확인 되었으며 전체 응력을 검토한 결과 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인하였다.
- 따라서, 블레이드 설계 시 설계점에서 구조적 안정성을 만족하더라도 프로펠러 운용 영역을 고려한 탈설계점 해석을 통하여 구조적 안전성을 확보해야 함을 알 수 있다. 블레이드의 선형 정적 해석 결과 스킨의 최대 압축 응력은 305MPa 이며, 인장 응력은 20.9MPa 로 확인되었다. 변형 해석 결과는 최대 196mm로 블레이드 끝단 부위에서 확인 되었으며 전체 응력을 검토한 결과 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인하였다.
- 전체 응력을 검토한 결과 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인 하였으나 변형 해석 결과 블레이드 끝단 부위에서 최대 196mm 발생하였다. 전진비 증가에 따른 블레이드 부하 증가로 인해 탈설계점에서 설계점보다 높은 응력과 변형률이 발생되는 것을 알 수 있었으며 블레이드 설계 시 탈설계점에 대한 해석을 통하여 구조적 안전성을 확인해야 함을 알 수 있다. 추후 연구에서는 블레이드 변형을 줄이기 위한 구조적 보강과 스킨-스파 구조 형태 적용 및 블레이드 길이 방향 적층수 감소를 통하여 구조적 안전성을 확보하는 경량화 설계를 수행할 예정이다.
- 9MPa로 확인되었다. 전체 응력을 검토한 결과 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인 하였으나 변형 해석 결과 블레이드 끝단 부위에서 최대 196mm 발생하였다. 전진비 증가에 따른 블레이드 부하 증가로 인해 탈설계점에서 설계점보다 높은 응력과 변형률이 발생되는 것을 알 수 있었으며 블레이드 설계 시 탈설계점에 대한 해석을 통하여 구조적 안전성을 확인해야 함을 알 수 있다.
- 10은 프로펠러 피치각 변화에 따른 프로펠러 효율을 나타낸다. 최신 프로펠러는 피치각 조절을 통해 항공기 운항에 적합한 프로펠러 효율 조절이 가능하며 고속 영역에서 높은 효율로 운용이 가능함을 알 수 있다. 고정 피치 형태인 conventional 프로펠러는 저속영역에서 상대적으로 높은 프로펠러 효율을 나타내지만 고속영역에서는 운용이 불가능하다는 것을 알 수 있다.
- 프로펠러 블레이드 설계 시 계산된 성능과 수치 해석결과를 비교해 보면 수치 해석결과가 다소 높게 나오는 것을 알 수 있다. 수치해석에서 고속회전을 하는 프로펠러 블레이드 끝단에서 발생하는 와류는 후류에 많은 영향을 미치며 프로펠러 성도에도 영향을 미치기 때문에 와류를 정확히 예측하는 것은 매우 중요하다.
- 설계된 블레이드에 대해 경량화 되면서 진동을 흡수할 수 있고 충분한 강도를 확보할 수 있는 스킨-폼 구조와 고강도, 고강성을 가지는 카본/에폭시 복합재료와 헬리콥터 블레이드 폼으로 사용되는 PMI를 각각 적용하였다. 프로펠러 운용조건 별 블레이드의 선형 정적해석 결과 스킨의 최대 압축 응력은 305MPa 이며, 인장 응력은 20.9MPa로 확인되었다. 전체 응력을 검토한 결과 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인 하였으나 변형 해석 결과 블레이드 끝단 부위에서 최대 196mm 발생하였다.
후속연구
- 본 해석에 사용된 FLUENT(6)의 경우 추력은 비교적 정확하게 예측하나 동력을 다소 높게 예측하는 것을 알려져 있다. 따라서, 본 해석에서도 이와 같은 영향성이 나타난 것으로 예상되며 실제 적용을 위해서는 실험 데이터를 이용하여 동력계수 등에 대한 보정작업이 필요할 것으로 판단된다. 또한, 프로펠러 설계 과정에서는 3차원 허브형상을 고려하지 않은 상태로 공력설계를 하므로 Fig.
- 전진비 증가에 따른 블레이드 부하 증가로 인해 탈설계점에서 설계점보다 높은 응력과 변형률이 발생되는 것을 알 수 있었으며 블레이드 설계 시 탈설계점에 대한 해석을 통하여 구조적 안전성을 확인해야 함을 알 수 있다. 추후 연구에서는 블레이드 변형을 줄이기 위한 구조적 보강과 스킨-스파 구조 형태 적용 및 블레이드 길이 방향 적층수 감소를 통하여 구조적 안전성을 확보하는 경량화 설계를 수행할 예정이다.
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