드론용 동축 프로펠러 시험장치 개발 및 제자리비행 성능특성에 대한 실험적 연구 Development of Coaxial Propeller Test Facility and Experimental Study on Hover Performance Characteristics for Drone원문보기
본 논문에서는 저 레이놀즈 동축 프로펠러의 제자리 비행 특성연구를 위한 시험장치 개발과정과 실험결과를 기술하였다. 상/하부 프로펠러간의 간격 변화에 따른 제자리 비행 성능측정이 가능하도록 시험장치를 설계하였다. 그리고 상/하부 프로펠러 각각의 추력, 토크, 회전수, 진동, 전류량을 측정할 수 있도록 장치를 구성하였다. 센서의 신호 수집을 위하여 자료획득시스템을 구축하고 LabVIEW 기반의 소프트웨어에서 모터의 제어와 신호 수집을 하였다. 단일 프로펠러의 지상회전 실험을 통한 성능 특성 데이터를 확보한 후, 동축 프로펠러 사이의 간격과 상/하부 직경의 차이에 따른 성능 특성과 효율향상을 위한 실험을 진행하였다. 성능 실험분석 결과 동축 프로펠러 사이 간격이 로터 직경의 20~30%일 때 효율이 높은 것으로 확인되었으며, 그 이상일 경우는 큰 차이가 없었다. 상부 프로펠러의 직경이 하부 프로펠러의 직경보다 작을 경우가 다른 직경 조합에 비해 가장 높은 효율을 보였다.
본 논문에서는 저 레이놀즈 동축 프로펠러의 제자리 비행 특성연구를 위한 시험장치 개발과정과 실험결과를 기술하였다. 상/하부 프로펠러간의 간격 변화에 따른 제자리 비행 성능측정이 가능하도록 시험장치를 설계하였다. 그리고 상/하부 프로펠러 각각의 추력, 토크, 회전수, 진동, 전류량을 측정할 수 있도록 장치를 구성하였다. 센서의 신호 수집을 위하여 자료획득시스템을 구축하고 LabVIEW 기반의 소프트웨어에서 모터의 제어와 신호 수집을 하였다. 단일 프로펠러의 지상회전 실험을 통한 성능 특성 데이터를 확보한 후, 동축 프로펠러 사이의 간격과 상/하부 직경의 차이에 따른 성능 특성과 효율향상을 위한 실험을 진행하였다. 성능 실험분석 결과 동축 프로펠러 사이 간격이 로터 직경의 20~30%일 때 효율이 높은 것으로 확인되었으며, 그 이상일 경우는 큰 차이가 없었다. 상부 프로펠러의 직경이 하부 프로펠러의 직경보다 작을 경우가 다른 직경 조합에 비해 가장 높은 효율을 보였다.
In this paper, the test facility for coaxial propellers at low Reynolds developed and validated by measured data. The test equipment was designed to measure the hovering performance of propellers according to distances between the upper/lower propellers. Thrust, torque, rotational speed, vibration, ...
In this paper, the test facility for coaxial propellers at low Reynolds developed and validated by measured data. The test equipment was designed to measure the hovering performance of propellers according to distances between the upper/lower propellers. Thrust, torque, rotational speed, vibration, and amperage of upper and lower propellers can be measured separately. The data acquisition system was built to collect signals of sensors, and LabVIEW software was used to control the motor and collect the signal. The hover performance tests of single propellers were preceded for the facility validation, and then the performance values of coaxial propellers were measured according to distances and diameter differences between the upper/lower propellers. The results showed that the high efficiency is achieved at 20%~30% distance between the upper propeller and lower one. The configuration that the upper propeller has shorter diameter than the lower one has the highest efficiency than other configuration.
In this paper, the test facility for coaxial propellers at low Reynolds developed and validated by measured data. The test equipment was designed to measure the hovering performance of propellers according to distances between the upper/lower propellers. Thrust, torque, rotational speed, vibration, and amperage of upper and lower propellers can be measured separately. The data acquisition system was built to collect signals of sensors, and LabVIEW software was used to control the motor and collect the signal. The hover performance tests of single propellers were preceded for the facility validation, and then the performance values of coaxial propellers were measured according to distances and diameter differences between the upper/lower propellers. The results showed that the high efficiency is achieved at 20%~30% distance between the upper propeller and lower one. The configuration that the upper propeller has shorter diameter than the lower one has the highest efficiency than other configuration.
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문제 정의
단일 프로펠러의 실험은 동일한 직경을 가지는 정/역 피치 프로펠러의 추력, 동력을 측정하고 동축 프로펠러와 성능 차이를 확인하는 목적으로 수행되었다.
본 논문에서는 저 레이놀즈(Re≈3×105)에서 운용되는 동축 프로펠러(직경 26 inch, 29 inch)에 대한 실험적 연구를 수행하였다.
본 연구는 H/D , 직경의 변화를 통한 저 레이놀즈수(Re≈3×105) 동축 프로펠러의 제자리 성능 특성에 대한 연구를 수행하기 위한 전용 시험장치를 개발하고 검증하였으며 연구를 통하여 다음의 결론을 얻을 수 있었다.
6)되었고 이를 고유진동수 판단하였다. 실험에서 공진회전수 가까이 도달하였을 때 육안으로 식별할 수 있을 정도의 진동이 발생하는 것을 관찰하였다.
제안 방법
리니어 가이드(Linear guide)는 프로펠러의 회전 시 발생하는 토크가 추력센서에 전달되지 않도록 하고, 추력센서는 오직 상, 하의 힘만을 전달 받을 수 있도록 구성하였다. 1축 가속도계는 FFT분석을 하여 시험장치의 공진을 확인할 수 있도록 하였다. 시험장치의 상부/하부 프로펠러의 물리량을 측정하는 센서는 동일하며 Table2에 제원을 나타내었다.
)에서 운용되는 동축 프로펠러(직경 26 inch, 29 inch)에 대한 실험적 연구를 수행하였다. H/D, 상부/하부 프로펠러 직경의 변화에 대해 각각의 추력, 동력이 측정 가능하도록 시험장치를 개발하였다. 실험결과를 토대로 동축 프로펠러 효율에 대하여 분석하였다.
개발한 시험장치의 공진주파수를 확인하였다. 회전체를 연구하는 실험을 진행할 경우에는 안전과 장비의 파손에 대비하여 공진에 대한 분석이 선행되어야 한다.
단일 프로펠러 실험을 진행하기 전에 Fig. 9와 같이 정적 평형(static balancing)교정을 진행하였다. 정적평형이 맞지 않는 경우 프로펠러 회전수가 올라갈수록 무게중심의 차이로 인한 원심력 하중 불균형으로 진동이 심해진다.
우측의 사진은 센서의 구성 및 설치된 위치를 나타낸 것이며 하 프로펠러의 센서의 구성은 상부 프로펠러의 센서와 대칭으로 구성되어 있다. 리니어 가이드(Linear guide)는 프로펠러의 회전 시 발생하는 토크가 추력센서에 전달되지 않도록 하고, 추력센서는 오직 상, 하의 힘만을 전달 받을 수 있도록 구성하였다. 1축 가속도계는 FFT분석을 하여 시험장치의 공진을 확인할 수 있도록 하였다.
반복실험을 통해 측정값들의 오차범위(±1.5%)와 재현성을 확인하며 실험을 진행하였다.
Figure 5는 상부/하부 추력, 토크센서의 4개의 교정 결과를 나타내었다. 선형함수와 측정치를 비교하여 선형성(R2=0.9999이상)을 확인하였고, 3회 측정 실험을 통해 평균값을 보정계수를 구하고 교정을 완료된 뒤에 실제 하중을 주어 정확한 값들이 측정되는지 확인하였다.
치구의 배치와 설치는 2차원, 3차원 모델링을 통해 시뮬레이션 되었다. 시험장치에 치구의 설치와 고정은 레이저 수평, 수직계, 전자 각도기 그리고 눈금자를 이용하여 위치와 치수를 맞추어 조립하였다.
H/D, 상부/하부 프로펠러 직경의 변화에 대해 각각의 추력, 동력이 측정 가능하도록 시험장치를 개발하였다. 실험결과를 토대로 동축 프로펠러 효율에 대하여 분석하였다.
시험장치의 기본 요구 조건을 Table 1에 기술하였다. 직경 30 inch 프로펠러를 기준으로 실험을 진행했을 때 H/D는 0.1-1.0까지 실험이 가능하도록 제작하였다.
시험장치의 장착된 센서들이 치구에 조립되는 과정에서 출력값 차이가 발생할 수 있기 때문에, 이를 보정하기 위한 교정실험이 필요하다. 추력, 토크센서에 일정한 하중을 인가하고 하중을 받은 센서 출력값의 히스테리시스 곡선을 이용하여 보정계수 값을 도출하였다. 각 하중에 대한 측정은 총 3회 실시되었고, 3회 측정값의 평균을 보정계 수 값으로 사용하였다[6].
치구의 배치와 설치는 2차원, 3차원 모델링을 통해 시뮬레이션 되었다. 시험장치에 치구의 설치와 고정은 레이저 수평, 수직계, 전자 각도기 그리고 눈금자를 이용하여 위치와 치수를 맞추어 조립하였다.
토크센서의 상부에 부착된 1축가속도계를 이용하여 진동을 측정하였다. 프로펠러 회전수를 변경하며 1차 모드에서 발생하는 진동의 크기를 측정하였으며 측정값의 FFT 결과를 실시간으로 모니터링하며 저장했다.
토크센서의 상부에 부착된 1축가속도계를 이용하여 진동을 측정하였다. 프로펠러 회전수를 변경하며 1차 모드에서 발생하는 진동의 크기를 측정하였으며 측정값의 FFT 결과를 실시간으로 모니터링하며 저장했다. 진동실험결과 FFT 1차모드 약 23 Hz (1,380 RPM)에서 가장 큰 진폭이 측정(Fig.
대상 데이터
동축 프로펠러 실험은 상부/하부 동일한 직경의 26, 29 inch의 프로펠러와 직경이 다른 26(상부)/29(하부), 29/26 inch의 4종류의 실험을 하였다.
실험대상은 26(직경)×8.5(피치) inch (CW/CCW), 29×9.5 inch (CW/CCW)프로펠러로 4종류의 단일 프로펠러 실험을 진행하였다.
측정값 저장은 총 50개의 데이터를 5초간 받아서 저장하도록 프로그래밍 하였다. 3회 반복실험을 통해 평균값을 구하였고 저장된 데이터는 후처리를 통하여 정리하였다.
탄소 복합재를 이용하여 제작된 T-motor사의 상용 프로펠러(Fig. 7)를 활용하여 실험을 수행하였다. 프로펠러와 사용 기자재의 제원은 Table 4에 나타내었으며 프로펠러의 피치의 경우 공기의 강체로 가정하여 프로펠러가 1회전 하였을 때 이론적인 진행거리를 의미한다.
데이터처리
측정값 저장은 총 50개의 데이터를 5초간 받아서 저장하도록 프로그래밍 하였다. 3회 반복실험을 통해 평균값을 구하였고 저장된 데이터는 후처리를 통하여 정리하였다.
RPM 간격당 3번의 반복실험을 통해, 측정오차범위(±1.5%) 안으로 정확성과 반복성을 확인한 뒤, 세 개 측정값의 평균으로 결과 값을 도출하였다.
성능/효과
1) 시험장치에서 측정되는 데이터는 실시간으로 보고 저장할 수 있도록 구성하였으며 각 센서의 교정, 공진 그리고 반복성 실험을 통해 장비의 신뢰성을 확보하였다.
2) 단일 프로펠러에 대한 데이터를 확보하였고 동축 프로펠러의 경우 H/D가 0.2~0.3에서 최대 성능이 나오며, 그 이상의 H/D는 성능지수가 일정하게 되는 것을 볼 수 있으며 상/하 프로펠러의 직경이 다른 경우, 상 프로펠러 직경이 하 프로펠러 직경보다 짧을 때 성능이 보다 향상됨을 확인하였다. 이것은 상/하 프로펠러 간섭효과가 0.
3) 본 연구결과는 기존 선행실험연구결과[4,5]와 동일한 경향을 보이고 있는 것을 확인하였으며, 본 연구를 통해 독자적으로 개발한 시험장치와 도르래 활용 센서 교정방법이 실제 사용 가능한 수준이며, 실험결과도 유효성이 있음을 확인하였다.
19정도로 단일프로펠러가 높은 것을 볼 수 있다. 동축 프로펠러 실험결과 26/26, 29/29 inch의 H/D가 약 0.2~0.3에서 최대 FM을 보이며, 그 이상이 되면 FM이 거의 일정해지는 것을 볼 수 있다. Fig.
실험회전수 3,800RPM에서 FM 차이를 확인하면 26×8.5 inch 정/역방향의 프로펠러는 0.94%의 차이를 보이며 29×9.5 inch 정/역방향의 프로펠러는 1.4%의 차이를 보였다.
프로펠러 회전수를 변경하며 1차 모드에서 발생하는 진동의 크기를 측정하였으며 측정값의 FFT 결과를 실시간으로 모니터링하며 저장했다. 진동실험결과 FFT 1차모드 약 23 Hz (1,380 RPM)에서 가장 큰 진폭이 측정(Fig. 6)되었고 이를 고유진동수 판단하였다. 실험에서 공진회전수 가까이 도달하였을 때 육안으로 식별할 수 있을 정도의 진동이 발생하는 것을 관찰하였다.
후속연구
) 동축 프로펠러의 성능을 측정하였기 때문에 향후 이를 활용한 수치해석의 검증 혹은 상세공력특성 연구에 도움이 될 것으로 기대된다. 더불어 향후 드론택시 또는 패신저 드론[1]과 같은 수요가 예상되는 중량급 드론 개발 시 본 연구 결과가 초기 사이징 및 개념 설계 시 참고가 될 것으로 보인다.
본 연구결과는 저 레이놀즈수(Re≈3×105) 동축 프로펠러의 성능을 측정하였기 때문에 향후 이를 활용한 수치해석의 검증 혹은 상세공력특성 연구에 도움이 될 것으로 기대된다. 더불어 향후 드론택시 또는 패신저 드론[1]과 같은 수요가 예상되는 중량급 드론 개발 시 본 연구 결과가 초기 사이징 및 개념 설계 시 참고가 될 것으로 보인다.
시험장치의 장착된 센서들이 치구에 조립되는 과정에서 출력값 차이가 발생할 수 있기 때문에, 이를 보정하기 위한 교정실험이 필요하다. 추력, 토크센서에 일정한 하중을 인가하고 하중을 받은 센서 출력값의 히스테리시스 곡선을 이용하여 보정계수 값을 도출하였다.
더욱 확장된 드론의 임무를 수행하기 위해 FCC, 모터, 배터리 그리고 기체, 프로펠러의 형상 등에서 많은 발전을 가져왔다. 향후 사람을 이동시키는 드론 택시(Drone Taxi) 또는 패신져 드론(passenger drone)까지 발전할 전망이다[1].
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
동축 프로펠러는 무엇인가?
여기에 대한 대안으로 동축 프로펠러 방식을 생각해볼 수 있다. 동축 프로펠러는 같은 회전축상에서 위와 아래에 서로 반대로 회전하는 프로펠러를 배치하는 방식이다. 이론상으로 4개의 멀티 동축 프로펠러로 직경이 동일한 8개 일반 프로펠러와 유사한 성능을 낼 수 있다.
동축 프로펠러 사용 시 장점은 무엇인가?
이론상으로 4개의 멀티 동축 프로펠러로 직경이 동일한 8개 일반 프로펠러와 유사한 성능을 낼 수 있다. 그만큼 기체 크기를 줄일 수 있기 때문에 향상된 정비성과 작은 이착륙 공간에서 운용이 가능한 이점을 가진다.
상업용으로 판매되는 방제용 멀티콥터 드론의 종류와 특징은 무엇인가?
무인 헬리콥터로 방제를 하던 기존 방식에서 간단한 구조와 운용 편리성 등이 향상된 멀티콥터 형태 드론으로 전환되는 추세이다. 상업용으로 판매되는 방제용 멀티콥터 드론은 유상하중 5 kg, 10 kg, 30 kg급으로 나와 있으며 높은 유상하중의 임무를 수행하기 위해 8개의 프로펠러와 모터로 추력을 내는 옥토콥터가 가장 많이 활용되고 있다. 8개의 프로펠러와 모터는 높은 추력을 내기 위해 프로펠러 면적을 증가시키기 위함이다.
참고문헌 (8)
"First passenger drone makes its debut at CES" The Associated Press. The Guardian. Retrieved, NO. 2, 2016, from http://www.thguardian.com/technology/2016/jan/07/first-passenger-drone-makes-world-debut.
Kim, D. K., Wie, S. Y., Song, J. R., Song, K. W., and Joo, G., "Technology Trend on the Status of the Unmanned Multicopter Development," Current Industrial and Technological Trends in Aerospace, Vol. 13, No. 2, 2015, pp. 80-91.
Coleman, C. P., "A Survey of Theoretical and Experimental Coaxial Rotor Aerodynamic Research," NASA Technical Paper 3675, 1997.
Ramasamy M., "Hover Performance Measurements Toward Understanding Aerodynamic Interference in Coaxial, Tandem, and Tilt Rotors", Journal of the American Helicopter Society, Vol. 60, No. 3, 2015, pp. 1-17.
Prior, S. D., and Bell, J. C., "Empirical Measurements of Small Unmanned Aerial Vehicle Co-Axial Rotor systems", Journal of Science and Innovation, Vol. 1, No. 1, 2011, pp. 1-18.
Lee, B. E., Seo, J. W., Byun, Y. S., Kim, J., Yee, K. J., and Kang B. S., "Development and Verification of Small-Scale Rotor Hover Performance Test-stand," Journal of the Korea Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 37, No. 10, 2009, pp 975-983.
Masahiko, M., Ikuo, Y., and Ryouga, O., "Effects of Propeller-balance on Sensors in Small - scale Unmanned Aerial Vehicle," IOSR Journal of Engineering (IOSRJEN), Vol. 2, No. 8, 2012, pp. 23-27.
Leishiman, J. G., and Ananthan, S., "Aerodynamic Optimization of Coaxial Proprotor", Proceeding AHS 62th Annual Forum, Phoenix, AX, No. 5, 2006, pp. 23
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