초록 ▼

본 연구를 통해 수직이착륙과 고속비행이 가능한 틸트로터 무인비행체를 구현하기 적합한 엔진을 조사하고 성능해석을 통하여 엔진을 선정하였다. 출력축 회전수를 조절할 수 있으며 로터변환에 따른 외부 충격에 견딜 수 있는 엔진장치 개발과 모든 비행영역에서 최적의 공기흡입조건을 제공할 수 있는 흡배기 장치를 개발하였다. 엔진장치는 소형 헬리콥터에서 사용하는 일반적인 550마력급 터보샤프트 엔진을 사용하여 회전익모드와 고정익모드에서 동력을 공급하며 4kW에 달하는 소요 전력을 공급한다. 엔진은 로터의 효율 최대화를 위해 엔진 출력축 속도를 두

본 연구를 통해 수직이착륙과 고속비행이 가능한 틸트로터 무인비행체를 구현하기 적합한 엔진을 조사하고 성능해석을 통하여 엔진을 선정하였다. 출력축 회전수를 조절할 수 있으며 로터변환에 따른 외부 충격에 견딜 수 있는 엔진장치 개발과 모든 비행영역에서 최적의 공기흡입조건을 제공할 수 있는 흡배기 장치를 개발하였다. 엔진장치는 소형 헬리콥터에서 사용하는 일반적인 550마력급 터보샤프트 엔진을 사용하여 회전익모드와 고정익모드에서 동력을 공급하며 4kW에 달하는 소요 전력을 공급한다. 엔진은 로터의 효율 최대화를 위해 엔진 출력축 속도를 두 가지 이상으로 제어할 수 있어야 하며 이를 위한 제어방식은 엔진공급사와 공동으로 개발 중이다. 엔진실 설계는 엔진유지/보수, 엔진냉각 및 방화벽 등을 고려하여 진행 중이며 엔진장착 설계는 엔진의 장착요구사양을 분석하여 장착방식을 선정하고 구조적인 해석을 수행하여 엔진을 기체에 안정되게 장착할 수 있도록 연구 중이다.흡배기장치는 터보샤프트 엔진을 이용한 저속 및 고속 비행에 적합한 공기 흡기구와 배기구를 설계하고 경험식과 CFD 계산을 통하여 전압력손실값을 계산하였다. 또한 CFD 해석 결과로부터 유동흐름을 조사하고 성능해석을 수행하였다. 이와 함께 흡기구내의 swirl 발생과 압축기 입구에서의 distortion값을 분석하여 설계된 흡기구 성능을 검증하였다. 모든 비행조건에 따른 전압력손실을 계산하고 이를 기준으로 최대가용동력을 계산하여 비행체 요구 동력과 비교함으로써 설계된 흡배기구의 성능을 확인하였다. 배기구 주위의 온도분포를 해석하여 최대순항속도로 비행중일 경우 최대 660K까지 온도가 증가하는 부분이 후방동체에 존재하게 됨을 예측하였다. 이를 해결하기 위해 배기구 설계의 보완작업을 진행중이며 후방동체에 고온에 견딜 수 있는 방법을 고려하여 설계에 반영하였다.

Abstract ▼

The objective of this program is to develop a reliable Smart UAV (SUAV) propulsion system capable of high speed cruise, vertical takeoff/landing applying smart technology. Throughout the feasibility study on SUAV, . Tipjet driven CRW and tilt rotor aircraft were studied as the candidate models and t

The objective of this program is to develop a reliable Smart UAV (SUAV) propulsion system capable of high speed cruise, vertical takeoff/landing applying smart technology. Throughout the feasibility study on SUAV, . Tipjet driven CRW and tilt rotor aircraft were studied as the candidate models and the tilt rotor aircraft was selected as the base model.Because our developing SUAV targets high speed flight as well as vertical takeoff and landing, the propulsion system, inclugind engine system, intake system, exhaust system, and fuel system, should be designed to provide the proper performance required by the aircraft over a wide range of flight speed conditions. For the tilt rotor aircraft, several models of turboshaft engine, which is grade of 550hp-650hp, were considered for the SUAV. Finally KARl selected the PWC engine and made a contract with her.The intake and exhaust system including plenum chamber was. designed and a FOD protection device was investigated. Throughout the empirical and 3D CFD analysis, we calculated the pressure loss through the intake and exhaust system. Using these calculated values, the engine performance and available power were estimated. Throughout the SUAV program, the SUAV propulsion system was designed and verified that this propulsion system satisfied the required performance of the developing SUAV.