[논문]간접기법을 이용한 한국형 기동헬기 블레이드 플래핑 각도 예측

김영진; 이상기; 이승재; 장인기; 심대성

doi:10.5139/jksas.2015.43.10.888

간접기법을 이용한 한국형 기동헬기 블레이드 플래핑 각도 예측
Prediction of the Blade Flapping Angle for Korean Utility Helicopter by Applying Indirect Method 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.43 no.10, 2015년, pp.888 - 895

김영진 (Sacheon Regional Center, Defense Agency for Technology and Quality) , 이상기 (Research & Development Division, Korea Aerospace Industries) , 이승재 (Research & Development Division, Korea Aerospace Industries) , 장인기 (Sacheon Regional Center, Defense Agency for Technology and Quality) , 심대성 (Sacheon Regional Center, Defense Agency for Technology and Quality)

초록
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본 논문에서는 한국형 기동헬기의 안전영역 검증을 위해 블레이드 플래핑 각을 산출할 수 있는 근사식을 제시하였다. 블레이드의 플래핑 운동은 항공기 동체와의 충돌을 일으킬 수 있기 때문에 안전성 측면에서 검증되어야 하지만 비행 중의 플래핑 각을 정확하게 예측하거나 측정하는 것은 어려움이 있다. 이에 따라 공력이론을 활용한 코닝 각 예측 식과 개발해석결과를 활용한 동적 플래핑 각 예측 식을 도출하였다. 이 후 항공기 모사시험을 실시하여 식을 이용한 플래핑 각과 실측된 플래핑 각을 비교하여 산출식의 적절성을 확인하였다. 최종적으로 산출된 식을 이용하여 AC29 및 FAR29를 바탕으로 안전성 측면에서 검증이 요구되는 기동의 플래핑 각을 산출하여 개발에서 설정된 항공기 안전영역의 적절성을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper

This paper shows an approximate equation which calculates a flapping angle of blade for verification of KUH safety area. The flapping behavior of blade must be reviewed in an aspect of safety because of a collision possibility with airframe. However, it is difficult to measure an exact flapping angle during flight. A prediction equation of a coning angle is derived from aeromechanics and that of a dynamic flapping angle is derived from analysis results in development phase, respectively. Following, the equations are verified by comparison the flapping angle through an aircraft simulation test to a calculation. Finally, the safety area, which was established in development phase, is verified by calculating a flapping angle during the flight which is required by the terms of safety based on AC29 and FAR29.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

따라서 본 논문에서는 항공기 안전 확보를 위한 블레이드 플래핑 각을 예측할 수 있는 방법 및 식을 개발 자료를 활용하여 도출하고 이 식의 유효성을 항공기 모사시험으로 입증하여 제시하고자 한다. 이후 이 방법 및 식을 활용하여 비행시 플래핑 각을 예측하여 개발단계에서 설정된 항공기 안전영역에 대한 유효성을 확인하고 추후 개발되는 항공기에 활용하고자 한다.
본 논문에서는 한국형 기동헬기의 안전영역 유효성 확인을 위하여 블레이드 플래핑 각을 예측할 수 있는 식을 도출하였다. 회전익 항공기는 안전성, 생존성 확보를 위하여 전선절단기, 적외선 방해장비 등이 동체에 장착되어 있으며 이는 블레이드와 간섭현상이 일어나지 않도록 위치하 여야하며 안전성이 검증되어야 한다.

제안 방법

앞 절에서 도출된 식 (7), (9)를 바탕으로 비행시 항공기가 가지는 플래핑 각을 개발과 모사 시험에서 획득한 변수를 바탕으로 Table 7과 같이 예측하였다. 기동조건은 FAR 29와 AC 29를 바탕으로 개발 비행영역 중 운용영역을 벗어난 영역, 엔진진동을 위한 과조작, 로터/동체 간극에 영향성이 없는 기동을 제외한 기동에 대하여 예측하였다[5, 6]. 이 중 사진 분석으로 플래핑 각 확인이 가능한 지상에서 기동조건(Nose-Up Slope Landing)의 경우 Fig.
모사시험동안 로터 마스트 굽힘 모멘트와 플래핑 각을 동시에 정확히 측정할 수 있다면 식 (9)의 적절성을 쉽게 확인 가능하지만 비행 중의 플래핑 각을 정확히 측정할 수 있는 방법이 없기 때문에, 싸이클릭 피치와 로터마스트 굽힘 모멘트, 싸이클릭 피치와 플래핑 각 사이의 관계를 통하여 로터마스트 굽힘 모멘트와 플래핑 각 사이의 관계를 확인한다. 모사시험 시 싸이클릭 피치와 로터 마스트 굽힘 모멘트는 센서를 이용하여 측정하고, 싸이클릭 피치와 플래핑 각의 관계는 지상 활주 시 조종석에서 로터 블레이드 끝단의 처짐 각을 측정함으로서 도출하였다. 이렇게 도출된 두 관계를 통하여 식 (9)를 1차적으로 검증하고, 최종적으로 항공기에서 Safety Stick과 영상장비를 활용하여 안전영역을 확인하였다.
비행시험을 통해 계측된 데이터(하중배수, 중량, 콜렉티브 피치, 밀도) 조건에서 공력이론을 적용하여 코닝 각 근사식을 만들고, 이 근사식의 이용한 결과와 한국형 기동헬기 설계하중보고서의 CAMRAD II 통합해석 프로그램 결과 값과 비교하여 식의 적절성을 검증한다. 먼저 전진 비행 시 코닝 각은 식 (3)과 같이 나타낼 수 있으며, 추력계수 (CT)와 Solidity of rotor(S)와의 관계는 식 (4)와 같이 나타낼 수 있다[4].
6과 같다. 시험동안 조종입력, 속도, 착륙장치 변위 및 로터 마스트 굽힘 모멘트 등을 실시간으로 측정하며 카메라를 통해 Safety Stick 부분을 녹화한다. 또한 Safety Stick 탈락이 없는 경우는 Fig.
9°와 거의 유사한 것으로 확인되 었다. 실제 비행의 경우는 지상에서와 같이 사진을 찍을 수 없기 때문에 항공기에 달린 카메라로 찍은 영상을 분석하여 충분한 간극이 있는지 확인하였다. Fig.
이 중 한국형 기동헬기의 전선절단기 위치는 조종사의 시야 방해가 없고 항공기 전방동체 및 엔진 카울 구조를 고려하여 조종실 상부로 결정이 되었으며, 전선절단기 조향기(Deflecter)의 길이는 해외업체의 기술지원을 통한 안전영역과 개발업체의 전선절단기 해석결과 등을 종합하여 결정이 되었다.
이론적으로 허브 모멘트가 플래핑 각의 선형 관계를 보여주지만 실제 개발과정에서 Fig. 3의 허브상부 150mm 아래부위에서 측정된 마스트 굽힘 모멘트(Mast Dynamic Bending Moment)와 차이가 미미하여 마스트 굽힘 모멘트에 대한 플래핑 각의 선형관계를 도출하였다. 비행시험을 통하여 계측된 데이터와 탄성체 블레이드 및 고차 플래핑을 고려한 CAMRAD II 통합해석 프로그램을 이용한 결과에 최소자승법을 적용하여 도출한 선형 근사식 (9)가 동적 플래핑 각을 예측하는데 적절한 것으로 판단하였다.
하지만, 블레이드의 플래핑 각도를 실측하는 것은 위험한 시험이며 또한 비행 시에는 확인하기가 매우 어렵다. 이에 따라서 한국형 기동헬기에서 개발에서 확보된 로터마스트 굽힘 모멘트, 하중배수, 중량, 콜렉티브 피치, 밀도 등을 활용한 간접 식을 도출하였으며 지상 및 비행 모사시험을 실시하여 식의 유효성을 검증하였다. 이 후 이 식을 활용 하여 주요 기동조건에서 플래핑 각을 예측하였다.
지상에서 과도한 싸이클릭 움직임은 급격한 조종면 변화와 지면에 고정되어 회전운동에 제한이 있는 동체로 인하여 과도한 하중을 유발하기 때문에 지상에서 싸이클릭 조종간 움직임은 최소화 하여야 한다. 하지만 본 시험에서는 플래핑 각도 측정과 싸이클릭 제한 사항 설정을 위해 최대한 싸이클릭 움직임을 가하도록 한다. 조종간 위치표기는 싸이클릭 스틱의 경우 조종사 쪽으로 최대한 당겼을 경우가 100%이며 최대한 앞쪽으로 밀었을 경우가 0%가 된다.

대상 데이터

모사시험에서 수행된 Taxiing 조건에서 획득된 싸이클릭 피치와 로터 마스트 굽힘 모멘트 값은 Table 5와 같으며, 유사조건에서 해석 프로그램을 이용하여 산출한 해석 결과는 Table 6과 같다. 실제 시험에서 사용된 컬렉티브 조종 입력은 싸이클릭 30%까지는 주로 30%내외이며 30~60%구간에서는 주로 15~25%를 조종입력을 이용하였다. Fig.

성능/효과

10에 싸이클릭 피치에 따른 마스트 굽힘 모멘트를 시험결과와 해석결과 동시에 표시하였으며 싸이클릭 피치에 따른 해석결과와 시험결과가 유사한 것을 확인할 수 있다. 또한 마스트 굽힘 모멘트가 싸이클릭 조종간을 중립(60%)에서 앞으로 밀어 블레이드 TPP(Tip Path Plane)를 앞으로 숙일수록 로터마스트에 작용하는 굽힘모멘트가 선형적으로 증가하는 것을 확인할 수 있다.
3의 허브상부 150mm 아래부위에서 측정된 마스트 굽힘 모멘트(Mast Dynamic Bending Moment)와 차이가 미미하여 마스트 굽힘 모멘트에 대한 플래핑 각의 선형관계를 도출하였다. 비행시험을 통하여 계측된 데이터와 탄성체 블레이드 및 고차 플래핑을 고려한 CAMRAD II 통합해석 프로그램을 이용한 결과에 최소자승법을 적용하여 도출한 선형 근사식 (9)가 동적 플래핑 각을 예측하는데 적절한 것으로 판단하였다.
이 후 이 식을 활용 하여 주요 기동조건에서 플래핑 각을 예측하였다. 비행외기조건, 속도, 조종입력 등의 차이에 의하여 개발시험결과를 활용한 결과와 모사시험을 활용한 결과의 차이가 존재하지만 두 경우 모두 안전영역 안에 있는 것으로 확인 되었다. 또한 지상에서는 과도한 싸이클릭 입력에 의해서 블레이드와 전선절단기가 충돌하는 것으로 모사 시험결과 확인이 되었다.
앞 절의 결과를 통해서 싸이클릭 피치와 플래핑 각, 싸이클릭 피치와 로터 마스트 굽힘 모멘트가 선형적 관계를 가지는 것을 확인할 수 있으며 이를 통하여 로터 마스트 굽힘 모멘트와 플래핑 각 역시 일정한 관계를 가지고 있음을 유추할 수 있다. 최종적으로 Table 5, 6의 결과와 개발 설계하중보고서의 동적 플래핑 각, 로터 마스트 굽힘 모멘트를 식 (9)와 함께 그래프에 도시하면 Fig.
이런 점을 고려하여 한국형 기동헬기는 개발 기간 중 해외업체의 기술 지원과 해석 결과에 의거하여 전선절단기의 위치를 결정하였으며 지상에서 블레이드와 구조물과의 간격을 측정한 결과와 전 개발 비행시험 과정에서 로터 블레이드와 항공기 구조물 충돌 없음을 근거로 최종 입증을 마무리하였다. 하지만, 실제 비행에서 블레이드 플래핑 각을 정확히 실측하기 어렵기 때문에 블레이드와 전선절단기, 후방동체의 간극이 충분한지 확인이 어려웠으며, 또한 해석을 통한 예측으로는 안전성에 대한 충분한 검증이 이루어졌다고 보기엔 어려움이 존재한다.

후속연구

본 논문의 결과는 향후 회전익 개발 사업에 좋은 참고가 될 것으로 판단되며, 플래핑 각 예측 식을 더 정확하게 하기 위한 연구가 필요할 것으로 판단된다. 또한 블레이드 플래핑은 항공기 안전성에 큰 영향을 미치는 거동으로 해석이나 수식적인 방법이 아닌 실제 항공기에서 플래핑 각도를 확인할 수 있는 장비에 대한 연구가 필요한 것으로 판단된다.
본 논문의 결과는 향후 회전익 개발 사업에 좋은 참고가 될 것으로 판단되며, 플래핑 각 예측 식을 더 정확하게 하기 위한 연구가 필요할 것으로 판단된다. 또한 블레이드 플래핑은 항공기 안전성에 큰 영향을 미치는 거동으로 해석이나 수식적인 방법이 아닌 실제 항공기에서 플래핑 각도를 확인할 수 있는 장비에 대한 연구가 필요한 것으로 판단된다.
따라서 본 논문에서는 항공기 안전 확보를 위한 블레이드 플래핑 각을 예측할 수 있는 방법 및 식을 개발 자료를 활용하여 도출하고 이 식의 유효성을 항공기 모사시험으로 입증하여 제시하고자 한다. 이후 이 방법 및 식을 활용하여 비행시 플래핑 각을 예측하여 개발단계에서 설정된 항공기 안전영역에 대한 유효성을 확인하고 추후 개발되는 항공기에 활용하고자 한다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	한국형 기동헬기가 개발된 이유는 무엇인가?	한국형 기동헬기는 한국군이 운용중인 노후화된 헬기(UH-1H, 500MD등)를 대체하기 위하여 개발된 항공기이다. 회전익 항공기는 고정익 항공기와 달리 지상에 근접하여 수행하는 임무가 많으며 사출이 불가능하기 때문에 안전성 확보를 위한 많은 기술검토를 하고 관련된 장비를 확보하고 있다.
	한국형 기동헬기의 로터계통의 움직임은 어떠한가?	한국형 기동헬기는 4개의 블레이드 회전력을 이용하여 기동을 하며, 기동의 종류에 따라 회전 경사판(Swashplate)의 기울어짐과 동시에 일정한 위상차를 갖고 블레이드의 상하 플래핑 운동이 생기게 된다. 이러한 로터계통의 움직임으로 인하여 블레이드가 항공기 구조물과 충돌할 경우 안전성에 치명적인 영향을 줄 수 있다.
	회전익 항공기에서 전선절단기는 무엇인가?	회전익 항공기는 고정익 항공기와 달리 지상에 근접하여 수행하는 임무가 많으며 사출이 불가능하기 때문에 안전성 확보를 위한 많은 기술검토를 하고 관련된 장비를 확보하고 있다. 이 중 전선절단기(Wire cutter)는 전선이 로터 계통에 걸려 항공기가 추락하는 것을 방지하기 위한 장비로 회전익 항공기의 안전을 확보하기 위한 대표적인 장비이다[1]

참고문헌 (6)

Helicopter, Utility, Korean defense specification 1520-4001-2, 2013.
AH-KAI Engineering Coordination Memo.
Federal Aviation Regulation 29 Airworthiness Standard, 29.661 Rotor Blade Clearance, 2014.
Helicopter Performance, Stability, and Control, Raymond W. Prouty, 2007, pp. 171-173
Federal Aviation Regulation 29 Airworthiness Standard, Subpart B Flight, 2014.
Advisory Circular 29 Airworthiness Standards : Transport category rotorcraft, Subpart B Flight, 2014.

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