본 연구에서는 동축반전 프로펠러 설계 파라미터 중 프로펠러 상하 간격이 동축반전 프로펠러 유동에 미치는 영향을 확인하기 위해 ANSYS Fluent 19.0 Solver를 이용하여 26 inch 단일, 동축반전 프로펠러에 대해 수치적 해석을 수행하였다. 단일 프로펠러에 대해 Moving Reference Frame (MRF) 기법을 이용하였으며 동축반전 프로펠러에 대해 방위각에 따라 변하는 유동을 분석하기 위해 Sliding Mesh 기법을 사용하였다. 위, 아래 프로펠러가 서로 반대방향으로 회전하면서 서로 가까워지는 구간에서 추력과 동력이 감소하였다. 프로펠러 상하 간격이 증가하면서 위, 아래 프로펠러의 상호 간섭이 감소하는 것을 관찰하였다. 동축반전 프로펠러 주위 유동장 변수 등고선을 확인한 결과, 프로펠러가 가까워지는 구간에서 발생하는 공력 성능의 변화는 Loading 효과와 동시에 날개 끝 와류후류의 영향으로부터 기인한다.
본 연구에서는 동축반전 프로펠러 설계 파라미터 중 프로펠러 상하 간격이 동축반전 프로펠러 유동에 미치는 영향을 확인하기 위해 ANSYS Fluent 19.0 Solver를 이용하여 26 inch 단일, 동축반전 프로펠러에 대해 수치적 해석을 수행하였다. 단일 프로펠러에 대해 Moving Reference Frame (MRF) 기법을 이용하였으며 동축반전 프로펠러에 대해 방위각에 따라 변하는 유동을 분석하기 위해 Sliding Mesh 기법을 사용하였다. 위, 아래 프로펠러가 서로 반대방향으로 회전하면서 서로 가까워지는 구간에서 추력과 동력이 감소하였다. 프로펠러 상하 간격이 증가하면서 위, 아래 프로펠러의 상호 간섭이 감소하는 것을 관찰하였다. 동축반전 프로펠러 주위 유동장 변수 등고선을 확인한 결과, 프로펠러가 가까워지는 구간에서 발생하는 공력 성능의 변화는 Loading 효과와 동시에 날개 끝 와류후류의 영향으로부터 기인한다.
In this study, a numerical analysis was performed on 26 inch single and coaxial propeller using the ANSYS Fluent 19.0 Solver to analyse the effect of the distance between coaxial propellers as one of the design parameter. The Moving Reference Frame (MRF) method was used for single propeller, while t...
In this study, a numerical analysis was performed on 26 inch single and coaxial propeller using the ANSYS Fluent 19.0 Solver to analyse the effect of the distance between coaxial propellers as one of the design parameter. The Moving Reference Frame (MRF) method was used for single propeller, while the sliding mesh method was used for a coaxial propeller to analyse the flow field varying with azimuth angle. The thrust and power are decreased as the upper and lower propeller approaching each other. As H/D is increased, interference between the propellers is decreased. According to the flow field variable contour of the coaxial propeller, it appears that the change in aerodynamic performance is due to the loading effect and the tip vortex wake effect.
In this study, a numerical analysis was performed on 26 inch single and coaxial propeller using the ANSYS Fluent 19.0 Solver to analyse the effect of the distance between coaxial propellers as one of the design parameter. The Moving Reference Frame (MRF) method was used for single propeller, while the sliding mesh method was used for a coaxial propeller to analyse the flow field varying with azimuth angle. The thrust and power are decreased as the upper and lower propeller approaching each other. As H/D is increased, interference between the propellers is decreased. According to the flow field variable contour of the coaxial propeller, it appears that the change in aerodynamic performance is due to the loading effect and the tip vortex wake effect.
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가설 설정
3) 날개 끝 와류의 후류는 아래 프로펠러 추력의 회복을 지연시켜 아래 프로펠러의 추력 극소점이 위프로펠러에 비해 늦게 나타난다.
Figure 23은 8개의 프로펠러를 이용한 동축반전 프로펠러와 분리된 단일 프로펠러 플랫폼의 최소 면적을 나타내고 있다. 프로펠러 사이 간섭은 동축반전 프로펠러에서 상호 간섭만 작용하며 좌우 프로펠러의 영향은 없다고 가정하였다. 단일 프로펠러의 공력 성능 해석 결과를 1차 정확도로 보간하여 3800RPM 회전 속도로 회전하는 동축반전 프로펠러의 공력 성능과 분리된 단일 프로펠러의 공력 성능을 비교하였다
제안 방법
2000~4000RPM에 대해 200RPM 간격으로 수치적 해석을 수행하여 실험값과 비교하였다. Figs.
그 결과 프로펠러의 표면 격자는 약 54만개가 생성되었다. MRF기법을 적용하기 위하여 회전 영역과 비회전 영역을 분리하여 실린더 형태로 외부 경계를 생성하였다. 회전 도메인과 비회전 도메인의 경계에 있는 표면 격자를 동일한 크기로 생성하여 데이터 보간 시 오차를 감소시킬 수 있도록 하였다.
프로펠러 사이 간섭은 동축반전 프로펠러에서 상호 간섭만 작용하며 좌우 프로펠러의 영향은 없다고 가정하였다. 단일 프로펠러의 공력 성능 해석 결과를 1차 정확도로 보간하여 3800RPM 회전 속도로 회전하는 동축반전 프로펠러의 공력 성능과 분리된 단일 프로펠러의 공력 성능을 비교하였다
송연하[3]의 연구에 따르면 회전 방향에 따른 프로펠러의 성능 차이는 미미한 것으로 확인하였다. 따라서 동축반전 프로펠러의 형상을 구현하기 위해 단일 프로펠러의 형상을 좌우 반전하여 반대로 회전하는 프로펠러를 구현하였다. 프로펠러의 직경을 D, 프로 펠러 상하 간격을 H라 했을 때 프로펠러 상하 간격을 H/D로 무차원화 하여 Fig.
본 논문에서는 26in 산업용 단일, 동축반전 프로펠러에 대해 수치적 연구를 수행하여 송연하[3]의 실험 값과 비교하였으며 공력 성능 예측의 신뢰도를 확인하였다. 이후 프로펠러 상호 간섭에 대한 물리적 현상을 속도, 와도 등고선을 통해 분석하였으며 프로펠러 상하 간격(H/D)이 유동장에 미치는 영향에 대해 탐구하였다.
본 연구에서는 전산유체해석을 통해 산업용 26in 단일, 동축반전 프로펠러에 대한 공력 특성 및 물리적 현상을 분석하였으며 프로펠러 상하 간격이 미치는 영향을 확인한 결과는 다음과 같다.
시간 간격은 참고문헌[4,5] 분석을 통해 초기 4 회전에서 3° 간격으로, 이후 1회전에서 1° 회전하는 간격으로 설정하였다.
동축반전 프로펠러에 대해 방위각에 따라 위, 아래 프로펠러의 상호 간섭의 영향을 확인하기 위해 Sliding Mesh 기법을 적용하였다. 실험 데이터와 비교하기 위해 위, 아래 프로펠러 회전 속도 3800RPM 조건으로 제자리 비행에 대한 유동장을 계산하였다.
본 논문에서는 26in 산업용 단일, 동축반전 프로펠러에 대해 수치적 연구를 수행하여 송연하[3]의 실험 값과 비교하였으며 공력 성능 예측의 신뢰도를 확인하였다. 이후 프로펠러 상호 간섭에 대한 물리적 현상을 속도, 와도 등고선을 통해 분석하였으며 프로펠러 상하 간격(H/D)이 유동장에 미치는 영향에 대해 탐구하였다.
초기값 생성을 위해 MRF기법을 적용한 후 총 5회전에 대해 수치적 해석을 수행하였다.
프로펠러 사이 공간과 드론의 다리 구조물에 의한 제약으로 H/D=0.16, 0.3까지 범위를 제한하였으며 송연하[3]의 실험값과 비교를 위해 H/D=0.2에대해 형상을 구현하였다.
2와 같이 실험 장치를 구성하여 실험적 연구를 수행하였다. 프로펠러 상하 간격, 직경 차이가 공력 성능에 미치는 영향에 관해 실험을 수행하여 동축반전 프로펠러의 공력 성능 변화를 제시하였다.
회전 도메인과 비회전 도메인의 경계에 있는 표면 격자를 동일한 크기로 생성하여 데이터 보간 시 오차를 감소시킬 수 있도록 하였다.
대상 데이터
7은 프로펠러 해석 영역과 유동장 계산을 위한 격자를 나타내고 있다. 비회전 도메인의 볼륨 격자는 230만개, 회전 도메인의 볼륨 격자는 약 1700만개로총 2000만개의 볼륨격자를 생성하였다.
이론/모형
3차원 비압축성 Reynolds Averaged Navier-Stokes 방정식을 사용하였으며 k-w SST 난류모델을 사용하였다.
1은 Loading 효과를 나타내고 있다.Loading 효과는 Kutta-Joukowski 이론에 근거한다.식 (1)은 Kutta-Joukowski 이론을 나타내며, 단위 스팬 당 양력이 순환강도와 비례함을 나타낸다.
속도 압력 연성에 대해 Pressure Based Coupled 기법을 사용하였다. 공간 차분으로 2차 풍상 차분법을 사용하였으며 시간 적분 에는 1차 정확도의 내재적 시간 적분 기법을 사용하였다. 시간 간격은 참고문헌[4,5] 분석을 통해 초기 4 회전에서 3° 간격으로, 이후 1회전에서 1° 회전하는 간격으로 설정하였다.
단일 프로펠러에 대해 회전체 유동 해석의 기법 중에서 MRF(Moving Reference Frame) 기법을 적용하여 200RPM 간격으로 2000~4000RPM에 대한 제자리 비행 공력 성능을 계산하였다.
동축반전 프로펠러에 대해 방위각에 따라 위, 아래 프로펠러의 상호 간섭의 영향을 확인하기 위해 Sliding Mesh 기법을 적용하였다.
본 연구에서는 단일 및 동축반전 프로펠러 전산유체해석을 위해 상용 CFD 소프트웨어인 ANSYS Fluent 19.0을 사용하였다. 3차원 비압축성 Reynolds Averaged Navier-Stokes 방정식을 사용하였으며 k-w SST 난류모델을 사용하였다.
3차원 비압축성 Reynolds Averaged Navier-Stokes 방정식을 사용하였으며 k-w SST 난류모델을 사용하였다. 속도 압력 연성에 대해 Pressure Based Coupled 기법을 사용하였다. 공간 차분으로 2차 풍상 차분법을 사용하였으며 시간 적분 에는 1차 정확도의 내재적 시간 적분 기법을 사용하였다.
성능/효과
1) 26in 동축반전 프로펠러의 추력, 동력의 급격한 변화는 Loading 효과에 의해 나타나는 것을 확인하 였다.
2) H/D가 증가하면서 Loading 효과가 감소하여 프로펠러의 추력의 변화는 감소하지만 추력의 최대, 최소점 사이 방위각 차이는 증가한다.
4) H/D가 증가하면서 날개 끝 와류의 후류 강도가 감소하지만 아래 프로펠러가 날개 끝 후류의 영향을 받는 구간이 증가한다.
5) H/D가 동축반전 프로펠러의 공력 성능에 미치는 영향은 미미하였지만 추력의 변화를 관찰하였을때 소음, 진동 측면에서 영향을 미칠 것으로 보인다.
3에 대해 동축반전 프로펠러의 방위각에 따른 추력 계수를 나타내고 있다. H/D가 증가하면서 위 프로펠러의 추력 변동이 감소하였으며 평균 추력 값이 증가하는 것을 확인하였다. 아래 프로펠러 역시 H/D가 증가하면서 추력 변동이 감소하였으며 평균 추력 값이 감소하는 것을 확인하였다.
16일 때 동축반전 프로펠러와 분리된 단일 프로펠러의 공력 성능을 나타내고 있다. 같은 추력을 발생시킬 때 동축반전 프로펠러의 동력은 단일 프로펠러에 비해 27% 증가하였으며 같은 동력을 발생시킬 때 추력은 17% 감소하였다.
9-12에서 RPM에 따른 추력, 동력, 제자리 비행 효율 계수를 나타내고 있다. 경향은 유사하게 예측되었으나 실험값에 비해 추력과 동력 모두 약 10%의 상향 예측을 확인하였다. 실험 측정 및 주변 장치를 고려하지 않고 오직 프로펠러에 대한 유동 해석을 수행하였기에 실험값과 정량적인 차이가 발생하고 있다.
12와 같이 나타내었다. 동력의 상향 예측으로 인해 제자리 비행 효율 계수가 하향 예측되는 것을 확인하였다.
평균 추력 계수와 동력 계수를 산출하고 식 (3)을 이용하여 제자리 비행 효율을 계산하였다. 실험값에 비해 위, 아래 프로펠러, 동축반전 프로펠러 모두 약 10% 하향 예측함을 확인 하였다. 난류에 관한 수치적 가정과 완전 발달 난류의 가정 그리고 실험 장치에 의한 Blockage 효과로 토크의 값을 상향 예측하여 오차가 발생하는 것으로 판단된다.
16와 마찬가지로 공력 성능 변화의 경향이 유사하였다. 즉, 프로펠러 상하 간격은 동축반전 프로펠러 공력 성능 개선에 큰 영향을 미치지 않은 것을 확인하였다.
3으로 증가할 때 위 프로펠러의 FM계수는 증가하고 아래 프로펠러는 감소하는 경향을 보이면서 동축반전 프로펠러 FM계수가 1% 증가 하였다. 즉, 프로펠러 상하 간격은 제자리 비행 성능에 큰 영향을 미치지 않는 것을 확인하였다. 하지만 H/D가 증가했을 때 공력 변동의 폭이 감소하므로 H/D=0.
이에 따라 블레이드가 다가오면 위, 아래 프로펠러에 가해지는 추력이 증가하다가, 블레이드가 멀어질수록 감소한다. 프로펠러 상하 간격이 증가할 때 이러한 효과가 감소하여 공력성능 변화가 감소하는 것을 설명하였다. 송연하[3]는 26, 29in 산업용 단일, 동축반전 프로펠러에 대해 FIg.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
동축반전 프로펠러의 장점은?
동축반전 프로펠러는 위, 아래 프로펠러가 반대로 회전하면서 토크를 상쇄시키며 제한된 면적에서 추가적인 추력을 얻을 수 있는 장점이 있다. 하지만 위, 아래 프로펠러의 상호 간섭으로 인하여 2개의 분리된 단일 프로펠러에 비해 유동 간섭이 복잡하고 추가적인 유도 동력 손실이 발생하는 단점이 있다.
동축반전 프로펠러를 적용한 멀티콥터가 개발된다면 어떠한 단점을 보완할 수 있는가?
멀티콥터는 농업, 운송 등 다양한 산업 분야에서 점점 유상하중이 높은 임무를 수행하는 추세에 있다. 이 때 쿼드콥터에서 옥타콥터까지 프로펠러의 수가 증가하는 경향을 보이면서 멀티콥터 로터의 회전 면적이 증가하는 단점이 초래되었다. 이러한 단점을 보완하기 위해 동축반전 프로펠러를 적용한 멀티콥터가 개발되고 있다.
멀티콥터의 특징은?
멀티콥터는 농업, 운송 등 다양한 산업 분야에서 점점 유상하중이 높은 임무를 수행하는 추세에 있다. 이 때 쿼드콥터에서 옥타콥터까지 프로펠러의 수가 증가하는 경향을 보이면서 멀티콥터 로터의 회전 면적이 증가하는 단점이 초래되었다.
참고문헌 (5)
Lakshminarayan, V. K., and Baeder, J. D., "High-Resolution Computational Investigation of Trimmed Coaxial Rotor Aerodynamics in Hover," Journal of The American Helicopter Society, Vol. 54, No. 4, 2009, Paper 042008.
Lakshminarayan, V. K., and Baeder, J. D., "Computational Investigation of Micro-scale Coaxial Rotor Aerodynamics in Hover," Journal of Aircraft, Vol. 47, No. 3, 2010, pp. 940-955.
Song, Y. H., and Kim. D. K., "Development of Coaxial Propeller Test Facility and Experimental Study on Hover Performance Characteristics for Drone," Journal of The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, Vol. 46, No. 1, 2018, pp. 59-67.
Yoon, S., Chaderjian, N. M., Pullia., T. H., and Holst, T. L., "Effect of Turbulence Modeling on Hovering Rotor Flows," The 45th AIAA Fluid Dynamics Conference, Dallas, June 2015.
Cornelius, J. K., Kinzel, M. P., and Schmitz, S., "Efficient CFD Approaches for Coaxial Rotor Simulations," AIAA SciTech Forum 2019, San Diego, Jan 2019.
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