[논문]소형 전술급 무인항공기 프로펠러의 이산소음 수치해석

유기완

doi:10.9766/kimst.2018.21.6.790

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Discrete noise signals from a small scale tactical unmanned aerial vehicle(UAV) propeller were predicted numerically using time domain approach. Two-bladed 29 inch propeller in diameter and 150 kgf in gross weight were used for main parameters of the UAV based on the actual size of the similar scale...

Discrete noise signals from a small scale tactical unmanned aerial vehicle(UAV) propeller were predicted numerically using time domain approach. Two-bladed 29 inch propeller in diameter and 150 kgf in gross weight were used for main parameters of the UAV based on the actual size of the similar scale vehicle. Panel method and Farassat formula A1 were adopted for aerodynamic and aeroacoustic analysis respectively. Time domain signals of both thickness and loading noises were transformed into frequency domain to analyze the discrete noise characteristics. Directivity pattern in a plane perpendicular to the rotating disc plane and attenuation of noise intensity according to double distance were also presented.

주제어

표/그림 (16)

그림 Fig. 1. Small size tactical UAV for reconnaissance
그림 Fig. 2. Wankel rotary engine(38 hp @ 7800 rpm)
표 Table 1. Specifications for two tactical UAVs
그림 Fig. 3. Blade shape along the radial position including designed propeller shape
표 Table 2. Design parameters for UAV propeller
그림 Fig. 4. Performance curves for the designed propeller
그림 Fig. 5. Comparison of running thrust along the blade span for 1/7 scale Uh-1H rotor blade^[10]
그림 Fig. 6. Comparison of noise signal for UH-1H rotor
그림 Fig. 7. Wake geometry for Case 3
표 Table 3. Operating conditions for UAV propeller
그림 Fig. 8. Timewise noise signals at disc plane(1.5 times propeller diameter apart from disc center)
그림 Fig. 9. Noise spectrum for the timewise noise signals
그림 Fig. 10. Chart of sound attenuation in distance
그림 Fig. 11. Typical cases of sound pressure level^[15]
표 Table 4. Overall sound pressure level [dBA]
그림 Fig. 12. Directivity patterns(solid line: loading noise, dashed line: thickness noise, dotted line: propeller disc plane)

AI 본문요약
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가설 설정

- 프로펠러 직경의 7배(5 m) 이상의 원거리에서 거리 감쇠 경향은 점음원 특성을 보인다.
5배 만큼 떨어져 있다. 소음 계산을 위한 대기의 압력과 온도는 표준대기 상태의 1기압 15℃로 가정하였다. 그림에서 알 수 있듯이 하중소음 신호의 진폭이 두께소음 신호의 진폭에 비해 대략적으로 약 2배 정도 큰 값을 보이고 있다.

제안 방법

이고, 하첨자 o는 해발고도에서의 값을 의미한다. Sensenich 29 inch 프로펠러 블레이드의 경우 Clark-Y를 사용하다가 1955년 이후부터는 에어포일 상하면의 곡률을 증가한 Rose-E 에어포일로 대체 하였지만^[7] , 그 형상에 대한 수치 자료는 확인되지 않고 있기에 본 연구에서는 Clark-Y 에어포일을 블레이드 형상설계에 적용한다(형상설계의 이유는 Sensenich 29 inch 프로펠러 정보가 없기 때문). 프로펠러의 설계 및 운용 조건과 설계형상은 Table 2 및 Fig.
소음해석은 Farassat이 제안한 음향상사(acoustic analogy) 식을 이용하여 시간 영역에서의 두께 소음(thickness noise)과 하중소음(loading noise)을 동시에 예측한다. 더불어 거리 감쇠(attenuation)와 방향특성도(directivity pattern)에 대해서도 분석하기로 한다.
이때 항공기의 주요 성능 지표(항속거리, 항속시간, 순항속도, 작전고도 등), 항공기의 양항곡선, 고도에 따른 엔진의 회전수당 출력 및 비연료 소모율 등의 설계 변수 정보가 필요하다. 본 연구에서는 Wankel 38 hp 로타리 엔진 적용을 전제 하에 몇 가지 지표로부터 프로펠러 형상을 설계하기로 한다. 고도 8,000 ft에서 100 kt 순항 시 필요한 동력은 최대 출력의 80 % 정도로 예상하고^[4] , Wankel 로타리 엔진의 출력이 회전수의 제곱에 비례한다는 특성으로부터^[5] 엔진 회전수를 7,000 rpm으로 정한다.
본 연구에서는 소형 전술급 무인 항공기의 프로펠러에서 발생하는 소음을 음향상사 해석법을 이용하여 두께 및 하중소음으로 분리하여 예측하였다. 프로펠러는 170 kg급 UAV의 사양을 기반으로 29 inch 직경의 2개의 블레이드로 설계하였다.
본 연구에서 대상으로 하는 UAV 기종의 사양은 Table 1에 보이는 바와 같이 어느 정도 가늠이 되지만 구체적으로 소음해석을 위한 운전조건(비행속도 및 프로펠러 rpm)과 프로펠러 형상 자료의 확보는 쉽지 않다. 위와 같은 문제들을 극복하기 위해 프로펠러의 형상을 대상기종의 엔진 출력과 프로펠러 직경에 맞도록 자체 설계하기로 한다. 프로펠러 형상이 정해지면 소음해석을 위한 공력 자료는 포텐셜기저패널 방법 (potential-based panel method)을 이용하여 구한다.
프로펠러 형상은 입력 받음각은 4.3°에서 JavaProp v1.69[8]과 Adkins 방법[3]으로 계산한 결과를 서로 비교 하였다.
프로펠러는 170 kg급 UAV의 사양을 기반으로 29 inch 직경의 2개의 블레이드로 설계하였다. 하중소음 해석을 위한 프로펠러 블레이드의 표면 압력분포를 얻기 위해서는 포텐셜 기저 패널 방법을 적용하여, 조절점에서의 속도를 구한 다음 베르누이 정리로부터 압력으로 변환 하였다. 본 연구를 통해 얻어낸 주요 결론은 다음과 같다.

대상 데이터

등의 방법을 적용하였다. 프로펠러 형상설계를 위해서 자료취득이 비교적 용이한 RQ7B를 기반으로 한다. 이때 항공기의 주요 성능 지표(항속거리, 항속시간, 순항속도, 작전고도 등), 항공기의 양항곡선, 고도에 따른 엔진의 회전수당 출력 및 비연료 소모율 등의 설계 변수 정보가 필요하다.
프로펠러 형상은 약 21°의 비틀림각에 반경 50 % 위치의 코드길이가 66.4 mm, J = 0.593에서 효율은 고도 8,000피트에서 76 %, 그리고 프로펠러 추력은 280 N 이다.
본 연구에서는 소형 전술급 무인 항공기의 프로펠러에서 발생하는 소음을 음향상사 해석법을 이용하여 두께 및 하중소음으로 분리하여 예측하였다. 프로펠러는 170 kg급 UAV의 사양을 기반으로 29 inch 직경의 2개의 블레이드로 설계하였다. 하중소음 해석을 위한 프로펠러 블레이드의 표면 압력분포를 얻기 위해서는 포텐셜 기저 패널 방법을 적용하여, 조절점에서의 속도를 구한 다음 베르누이 정리로부터 압력으로 변환 하였다.

이론/모형

프로펠러 형상이 정해지면 소음해석을 위한 공력 자료는 포텐셜기저패널 방법 (potential-based panel method)을 이용하여 구한다. 소음해석은 Farassat이 제안한 음향상사(acoustic analogy) 식을 이용하여 시간 영역에서의 두께 소음(thickness noise)과 하중소음(loading noise)을 동시에 예측한다. 더불어 거리 감쇠(attenuation)와 방향특성도(directivity pattern)에 대해서도 분석하기로 한다.
7은 설계조건인 Case 3의 후류 형상을 대표적으로 보여준다. 포텐셜기저 패널방법을 시간 전진 기법(time marching method)을 이용하여 자유후류(free wake)형상을 얻어내도록 한다. Case 2의 경우는 전진비 J 가 Case 3와 같기 때문에 후류 형상이 동일하고, Case 1은 그림으로 보여주지는 않았지만 Case 3와 비교해서 전진비가 크기 때문에 후류의 피치 직경비도 더 커진 결과를 보인다.
위와 같은 문제들을 극복하기 위해 프로펠러의 형상을 대상기종의 엔진 출력과 프로펠러 직경에 맞도록 자체 설계하기로 한다. 프로펠러 형상이 정해지면 소음해석을 위한 공력 자료는 포텐셜기저패널 방법 (potential-based panel method)을 이용하여 구한다. 소음해석은 Farassat이 제안한 음향상사(acoustic analogy) 식을 이용하여 시간 영역에서의 두께 소음(thickness noise)과 하중소음(loading noise)을 동시에 예측한다.
프로펠러의 형상설계 방법은 여러 가지가 있으나, 후류의 에너지 손실을 최소화 하면서 양항비를 고려하고 면하중이 보다 더 큰 경우에도 적용 가능한 Adkins^[3] 등의 방법을 적용하였다. 프로펠러 형상설계를 위해서 자료취득이 비교적 용이한 RQ7B를 기반으로 한다.

성능/효과

- 운용 속도 범위에서 두께 및 하중 소음 모두 사과 단면 모양의 소음 방사 패턴을 보이며, 팁 마하수가 증가할수록 프로펠러 하방의 하중 소음 방사 특성이 더 강화되는 경향을 보인다.
그림에서 알 수 있듯이 하중소음 신호의 진폭이 두께소음 신호의 진폭에 비해 대략적으로 약 2배 정도 큰 값을 보이고 있다. 이를 음압 레벨로 환산하면 약 5~6 dB정도의 차이에 해당하므로 본 연구 대상의 프로펠러 소음에서 하중소음이 두께 소음에 비해 더 지배적임을 알 수 있다. 또한 회전수가 빠를수록 좁고 강한 피크를 갖는 신호가 발생되고 이에 따라 회전수가 느린 경우보다도 더 넓은 주파수 범위에서 이산소음(discrete noise) 분포 특성을 갖는다.

후속연구

- 국내외 사단급으로 운용되는 소형 UAV의 29인치 프로펠러에 대해서 회전수를 7,000 rpm으로 설정하는 경우 실용상승한도 거리에서의 소음 수준은 조용한 대화 수준으로 배경소음이 낮은 지상 환경에서는 탐지되는 것으로 확인된다. 소음 저감을 목적으로 한다면 저 rpm으로의 프로펠러의 설계 회전수나 블레이드 피치를 조정, 또는 저소음 프로펠러 형상에 대한 연구가 추가적으로 필요하다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	소형 전술급 무인 항공기의 프로펠러에서 발생하는 소음을 음향상사 해석법을 이용하여 얻은 결론은 무엇인가?	- 프로펠러 직경의 7배(5 m) 이상의 원거리에서 거리 감쇠 경향은 점음원 특성을 보인다. - 운용 속도 범위에서 두께 및 하중 소음 모두 사과 단면 모양의 소음 방사 패턴을 보이며, 팁 마하수가 증가할수록 프로펠러 하방의 하중 소음 방사 특성이 더 강화되는 경향을 보인다. - 국내외 사단급으로 운용되는 소형 UAV의 29인치 프로펠러에 대해서 회전수를 7,000 rpm으로 설정하는 경우 실용상승한도 거리에서의 소음 수준은 조용한 대화 수준으로 배경소음이 낮은 지상 환경에서는 탐지되는 것으로 확인된다. 소음 저감을 목적으로 한다면 저 rpm으로의 프로펠러의 설계 회전수나 블레이드 피치를 조정, 또는 저소음 프로펠러 형상에 대한 연구가 추가적으로 필요하다.
	UAV처럼 소형 엔진의 한계는 무엇인가?	로터리 엔진의 배기음은 소음기를 장착하여 소음 저감이 가능하지만 프로펠러에서 발생되는 공력 소음은 제어가 쉽지 않다. 더불어서 대형 항공기 엔진은 감속기를 이용하여 원하는 프러펠러의 구동 속도에 맞추어 감속시킬 수 있지만, UAV처럼 소형 엔진에서는 대형엔진과 상사성을 갖는 충분한 감속비의 기어 개발이 쉽지 않다. 이로 인해 엔진과 프로펠러를 직결시켜 구동하는 것이 보편적이어서 UAV 프로펠러 소음은 엔진 소음에 비해 훨씬 지배적인 특징이 있다.
	목제 프로펠러의 장점은 무엇인가?	엔진 아이들링은 3,600 rpm이며, 비행 시 최저 회전수는 3,800 rpm이다[2] . 목제 프로펠러는 금속제에 비해 무게가 작고 진동이 적으며, 프로펠러가 지면과 충돌하는 악조건에서 엔진을 보호할 수 있는 장점이 있지만, 반면에 두께가 금속제에 비해 두꺼워야 하는 제약조건에 의해서 프로펠러 공력성능과 소음에 영향을 주기도 한다.

참고문헌 (15)

H. R. Gwon, K. L. Hwang, and S. R. Park, "Noise Characteristics of the Tactical Unmanned Aerial Vehicle Propeller," KSAS 2016 Fall Conference, pp. 683-684, 2016.
Quizlet, RQ-7B, V2 System Limits and Emergency Procedures, https://quizlet.com/220413431/rq-7b-v2-system-limits-and-emergency-procedures-flash-cards/ (accessed August 18, 2018).
C. N. Adkins, and R. H. Liebeck, “Design of Optimum Propellers,” J. Prop. Power, Vol. 10, No. 5, pp. 676-682, 1994.
Army Technology Shadow 200 RQ-7 Tactical Unmanned Aircraft System (2018) https://www.armytechnology.com/projects/shadow200uav/(accessed August 18, 2018).
L. J. Yang, "Design of a Small Wankel Engine," NEMS 2012, Kyoto, Japan, March 5-8, 2012.
D. P. Raymer, "Aircraft Design: A Conceptual Approach," 2nd Edition, AIAA Education Series, 1992.
B. Davisson, "Sensenich Propeller, don't it the Old Fashioned Way," Sport Aviation, pp. 50-54, July, 1997.
M. Hepperle, JavaProp v1.69, https://www.mh-aerotools.de/airfoils/javaprop.htm(accessed August 18, 2018).
RQ-7B Shadow 200 UAV - United States Marines (2008), https://wiki.baloogancampaign.com/index.php/DataAircraft?ID2517(accessed August 18, 2018).
Y. N. Kim, S. H. Kang, and K. W. Ryu, “Performance and Noise Characteristics of UH-1H and UH-60 Helicopter Blades in Hovering Motion,” Trans. Korean Soc. Noise Vib. Eng., Vol. 27, No. 4, pp. 483-492, 2017.
B. Maskew, "Prediction of Subsonic Aerodynamic Characteristics: A Case for Low-Order Panel Methods," J. of Aircraft, Vol. 19, pp. 157-163, 1981.
J. E. Ffowcs Williams, and D. L. Hawkings, "Sound Generation by Turbulence and Surfaces in Arbitrary Motion," Philosophical Transactions of the Royal Society of London, Series A, Vol. 264, pp. 321- 342, 1969.
F. Farassat, and G. P. Succi, "The prediction of Helicopter Rotor Discrete Frequency Noise," Vertica, Vol. 7, pp. 309-320, 1983
J. M. Gallman, "The Validation and Application of a Rotor Acoustic Prediction Computer Program," Proceedings of the Army Science Conference, Durham, North California, 1990.
Guidance of Health and Safety Executive (2018), http://www.hse.gov.uk/noise/advice.htm(accessed August 18, 2018).

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