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Performance and Airloads Analyses for a Rigid Coaxial Rotor of High-Speed Compound Unmanned Rotorcrafts

Performance and Airloads Analyses for a Rigid Coaxial Rotor of High-Speed Compound Unmanned... This study investigates the performance and blade airloads for a rigid coaxial rotor of high-speed compound unmanned rotorcrafts. The present compound unmanned rotorcraft uses not only a rigid coaxial rotor, but also wings and propellers for high-speed flights. For the rigid coaxial rotor in this work, CAMRAD II, a rotorcraft comprehensive analysis code, is used to study the performance at a flight speed of up to 250 knots and blade section lift forces at 230 knots. As the flight speed increases, the rotor power decreases; however, the power of propellers increases to overcome the drag force of a rotorcraft in high-speed flight. The effective lift-to-drag ratio of a rotor has the maximum value of about 11.6 which is much higher than the value of the conventional helicopter. The blade section lift forces of the upper and lower rotors at 230 knots show the similar variation trends for one rotor revolution, and the impulses because of the aerodynamic interaction between both rotors are observed. Key Words : Rigid Coaxial Rotor(강체 동축반전 로터), Lift-Offset, Compound Unmanned Rotorcraft(복합형 무인 회전 익기), Performance(성능), Blade Airloads(블레이드 공력 하중) 1. 서 론 점을 가지고 있는 반면, 일반 고정익 항공기에 비하여 느린 비행 속도의 단점을 가지고 있다. 이와 같은 문 헬리콥터는 제자리 비행 및 수직이착륙 비행의 장 제점을 해결하기 위하여 로터 이외에 날개 및 보조 추 력 장치를 함께 사용하는 복합형 회전익기(compound rotorcrafts)에 대한 연구가 최근에 적극적으로 수행되 Corresponding author, E-mail: aerotor@cnu.ac.kr Copyright ⓒ The Korea Institute of Military Science and Technology 고 있다. 다양한 형상의 복합형 회전익기 중에 강체 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /311 권영민 ․ 박재상 동축반전 로터(rigid coaxial rotor 혹은 lift-offset coaxial 이용한 5000 lb 급의 복합형 무인 회전익기(compound rotor)와 보조 추력 장치를 함께 사용하는 복합형 헬리 unmanned rotorcraft, Fig. 3)에 대하여 로터 성능 해석 콥터가 XH-59A 헬리콥터(Fig. 1(a))를 통하여 최초로 을 수행하며, 로터 허브의 진동이 가장 극심한 230 등장하였으며, 최고 비행 속도 250 knots를 기록한 X2 knots의 비행 속도에서의 상/하 로터 블레이드의 양력 [1] 기술 시연기(X2 technology demonstrator, X2TD , Fig. 을 해석한다. 강체 동축반전 로터의 모델링 및 해석을 1(b))의 핵심 기술을 기반으로 하여 개발 중에 있다 위하여 회전익기 통합 해석(rotorcraft comprehensive [3] (Fig. 1 (c) 및 (d)). 강성이 매우 큰 블레이드를 사용하 analysis) 코드인 CAMRAD II 를 이용하며, 로터 블레 므로 강체 동축반전 로터로 불리며, Fig. 2에서 보듯 이드의 구조 동역학은 비선형 탄성보로, 로터 블레이 이, 상/하 로터의 전진면(advancing side)에서만 양력을 드의 비정상 공력 하중(unsteady aerodynamic loads)은 발생시키므로, 후퇴면(retreating side)에서의 동적 실속 양력선 이론(lifting line theory)과 자유 후류(freewake) (dynamic stall)을 겪지 않는다. 로터의 회전 속도를 적 모델을 함께 사용하여 나타내었다. 비행 속도에 대하 절히 감속시킨 뒤, 터보제트 엔진 혹은 프로펠러 등의 여 가정된 lift-offset 값과 로터 회전 속도에 대하여 로 보조 추력 장치를 이용하여 200 knots 이상의 고속 비 터의 트림 해(trim solution)를 얻었으며, 이 후, 상/하 행이 가능하다. 또한, 로터 허브의 롤링 모멘트 트림 로터 사이의 공력 간섭 효과를 고려한 블레이드 단면 (trim)이 자동적으로 만족되므로, 기존의 단일 로터를 의 양력을 보다 정교하게 살펴보기 위하여 Post-trim 사용하는 헬리콥터에 비하여 보다 우수한 공기역학적 기법을 이용하였다. [2] 성능을 발휘할 수 있다 . (a) XH-59A (b) X2 TD Fig. 3. High-speed compound unmanned rotorcraft (c) S-97 (d) SB>1 Defiant 2. 연구 방법 Fig. 1. Various lift-offset compound helicopters 2.1 강체 동축반전 로터 모델 본 논문의 복합형 무인 회전익기의 주요 특성을 Table 1에 정리하였다. 강체 동축반전 로터의 기하학 적 특성인 블레이드 길이 방향으로의 시위(chord, c) 및 초기 비틀림각의 분포는 X2 기술 시연기의 설계 [4] 결과 를 이용하였으며, 본 연구의 로터 에어포일의 분포 역시, X2 기술 시연기와 유사하도록 Fig. 4와 같 [5] 이 가정하였다 . 특히, 블레이드의 루트(root)와 안쪽 Fig. 2. Lift-offset of a rigid coaxial rotor 영역에서는 고속 비행 시, 로터 후퇴면에서의 항력 감 소를 위하여 앞전과 뒷전에서 모두 뭉툭하면서 비교 본 논문에서는 이와 같은 특징을 갖으며 가까운 미 적 두꺼운 에어포일(double ended airfoil)인 DBLN526 [4] 래의 전장에서 사용될 수 있는 강체 동축반전 로터를 에어포일을 사용하였다 . 312 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석 Table 1. General properties of lift-offset rotor Property Value Gross weight, GW 5133 lb Number of blades per rotor, N 2 Rotor solidity(total), σ 0.1056 Rotor radius, R 10.36 ft Rotor separation 1.177 ft Nominal rotor tip speed, V 790 ft/s tip Main wing area 31.1 ft Main wing span 16.74 ft Propeller radius, R 1.65 ft Propeller Fig. 5. Rotor rotational speed schedule Fig. 4. Airfoil section distribution 로터 회전 속도는 로터 전진면의 블레이드 끝단의 Mach Number의 값이 0.9가 넘지 않도록 비행 속도에 따라 적절히 감속되도록 Fig. 5와 같이 가정하였다. 강체 동축반전 로터의 Lift-offset의 값(LOS, Fig. 2)은 [2] 다음 식 (1)과 같이 정의되며 , X2 기술 시연기의 비 [6] 행 시험 결과 를 참조하여 다음 Fig. 6과 같이 비행 Fig. 6. Lateral lift-offset(LOS) schedule 속도에 따라 변화되도록 설정하였다. 본 논문에서는 복합형 무인 회전익기의 전기체 모델을 이용하지 않 2.2 CAMRAD II 모델링 및 해석 기법 고, 로터 단독(isolated rotor) 모델을 이용하며 로터 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 shaft의 피치각(pitch angle)은 고속 비행 시 로터 동력 [5] CAMRAD II 모델(Fig. 7)은 선행연구 의 X2 기술 시 [6] (power)의 값이 매우 작아지도록 2~4° 범위의 값으 연기의 강체 동축반전 로터의 모델을 기반으로 구축 로 모델링하였다. 되었으며, 본 논문에 사용된 해석 기법의 타당성은 선 [2,5] 행연구 에 비행 시험 등과의 검증을 통하여 정리되   (1)  어 있다. 상/하 로터 블레이드는 로터 방위각(azimuthal  angle, ψ) = 0°에서 교차된다. 로터 블레이드의 구조 동 역학 모델링을 위하여 필요한 단면 구조 물성치를 선 여기서 M 및 T는 상/하 로터의 허브 롤링 모멘트와 roll [5] 추력(혹은 양력)을 각각 의미한다. 행연구 와 마찬가지로 최초로 개발된 강체 동축반전 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /313 권영민 ․ 박재상 [7] 로터인 XH-59A 헬리콥터(Fig. 1(a))의 물성치 에 대하 Table 2. Rotor trim variables 여 Mach-scaling 법칙을 적용 후 적절히 수정하여 얻 Collective pitch angle : θ 었다. 로터 블레이드는 비선형 탄성보 기반의 유한요 Each rotor Lateral cyclic pitch angle : θ 1c 소로 모델링되었으며, 피치혼, 피치링크, 및 스와시플 Longitudinal cyclic pitch angle : θ 1s 레이트 등의 로터 조종 계통 역시 적절히 표현되었다. 로터 블레이드의 공기력은 비정상 공기력 이론에 의 하여 여러 개의 공력 패널에서 계산되며, 이 때, 에어 Table 3. Target values in rotor trim analyses 포일 단면의 양력, 항력, 및 피칭 모멘트 등의 공력 Coaxial Thrust : T = GW – Main wing lift total [5] 계수는 선행연구 에서 구축된 에어포일 데이터베이스 rotor Torque : M = 0 (standard airfoil table)로부터 얻었다. 상/하 로터 사이의 공력 간섭 효과를 적절히 표현하기 위하여 CAMRAD Roll moment : M = ±(LOS) (T) (R) Each rotor II의 자유 후류(freewake) 모델을 이용하였다. Pitch moment : M = 0 얻어진 트림 해를 고정시킨 후, 공력 간섭 효과에 의한 상/하 로터 블레이드 단면의 양력의 거동을 자세 히 살펴보기 위하여 3.6° 간격의 방위각을 이용한 Post-trim 기법을 적용하였다. 로터 이외의 보조 추력 장치인 프로펠러의 동력(P )은 다음의 식 (2)를 이 propeller [5,8] 용하여 예측하였다 .       (2a)            (2b)             (2c)          Fig. 7. CAMRAD Ⅱ model of a rigid coaxial rotor 여기서 D는 항력(drag force), q는 동압(dynamic pressure) 강체 동축반전 로터의 추력, 토크, 및 상/하 로터의 이며, 프로펠러 효율 계수인 η는 0.85로 가정하였다. 허브 롤링과 피칭 모멘트의 목표값을 만족시키도록 더불어, 로터 유효 양항비(rotor effective lift to drag 15° 간격의 로터 방위각을 이용하여 로터 트림 해석 ratio, L/D )와 로터 진동 지수(vibration index, VI)는 아 [2,5,8] 을 수행하였다 . 트림 변수로는 상/하단 로터 각각 래의 식 (3)과 (4)로 각각 정의된다. 로터 진동 지수의 의 콜렉티브 피치 조종각(θ )과 두 개의 싸이클릭 피 정의 시, 로터 허브 진동 하중에 대하여 가장 지배적 치 조종각(θ 및 θ )의 총 6개를 이용하였다(Table 2). 1c 1s 인 2/rev 진동 하중 성분을 이용하였다. 강체 동축반전 이 때, 강체 동축반전 로터 추력의 트림 목표값은 회 로터의 L/D 와 VI의 계산에 대한 보다 자세한 설명은 [2,5] 전익기 중량(GW)에서 주 날개에서 발생되는 양력의 참고문헌 에 주어져 있다. 값을 제외한 값으로 가정하였으며, 형상 설계로부터 얻어진 로터와 주 날개의 양력 분배(lift sharing)의 결   (3)        과를 이용하였다. 더불어, 상/하 로터 허브의 각각의   롤링 모멘트의 트림 목표값은 식 (1)과 Fig. 6을 이용       하여 입력하였고, 로터 토크 및 피치 모멘트는 모두 0                      (4)     의 값으로 가정하였다(Table 3).    314 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석 여기서, F와 M은 각각 로터 허브의 진동 하중의 힘과 3.2 로터 성능 해석 모멘트이며, P 과 X는 강체 동축반전 로터의 동력 Fig. 9는 고도 4000 ft 및 표준 대기 조건에서의 복 coaxial 과 항력을 각각 의미한다. 합형 무인 회전익기의 동력(power) 해석 결과를 나타 낸다. 그림에 주어져 있듯이, 전진 비행의 속도가 증 가할수록 강체 동축반전 로터의 동력은 점점 감소하 3. 연구 결과 여 150 knots 이상에서는 거의 0에 가까운 값을 가지 고 있다. 즉, 강체 동축반전 로터는 wind-milling 조건 3.1 블레이드 회전 고유 진동수 과 유사한 상태로 비행 중임을 알 수 있다. 반면 2개 Fig. 8은 본 연구의 강체 동축반전 로터 블레이드의 의 프로펠러의 동력은 비행 속도가 증가할수록 급격 회전 고유 진동수를 나타내는 Fan plot 해석 결과를 히 증가하고 있으며, 고속 비행 시에는 복합형 무인 보여주며, 여기서 1/rev 혹은 1P는 무차원화된 로터 회전익기의 항력을 이겨내기 위하여 회전익기의 대부 회전 진동수(속도)를 의미한다. 그림에서 보듯이, 로터 분의 동력이 프로펠러의 구동에 사용되고 있음을 알 운용의 회전 속도 범위에서 1차 플랩(1F) 및 리드-래 수 있다. 이와 유사한 결과는 X2 기술 시연기에 대한 [5,6,8] 그(1L) 모드의 고유 진동수는 1~2/rev 사이에 적절히 선행 연구 에서도 확인된다. 위치하고 있으며, 저차 모드(6/rev 이하)에서 블레이드 의 회전 고유 진동수와 nN /rev의 진동수가 교차하지 않으므로 적절히 공진이 회피됨을 알 수 있다. 1차 비 틀림 모드(1T)의 고유 진동수는 10/rev 이상의 매우 높은 값을 갖고 있다. Fig. 9. Powers of rotor and propellers Fig. 8. Fan plot analysis Fig. 10. Rotor effective lift-to-drag ratio 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /315 권영민 ․ 박재상 을 확인할 수 있다. 로터 항력(Fig. 11(b))은 150 knots 이상에서 다소 완만하게 감소되나, 식 (2)를 이용하여 예측한 동체의 항력은 비행 속도에 따라 급격히 증가 한다. 마지막으로 상/하 로터의 항력의 크기는 비행 속도 전 영역에서 상당히 비슷하게 예측되었다. 3.3 로터 허브 진동 해석 Fig. 12는 비행 속도에 대한 강체 동축반전 로터의 진동 지수(VI)를 보여준다. 비행 속도 150 knots 이상 부터 로터 진동 지수가 급격히 증가하며 230 knots에 서 로터의 진동이 최대가 됨을 알 수 있다. 최대 비행 속도 250 knots에서는 로터 진동이 다소 감소되는데 이는 Fig. 11에 주어져 있듯이, 로터 양력의 크기가 (a) Lift force 최소화되었기 때문으로 판단된다. (b) Drag force Fig. 11. Rotor lift and drag forces Fig. 12. Rotor vibration index 다음 Fig. 10은 복합형 무인 회전익기의 강체 동축 3.4 로터 블레이드 공력 하중 해석 반전 로터의 로터 유효 양항비(L/D )의 해석 결과를 비행 속도 230 knots(전진비 μ = 0.683)에서의 로터 보여준다. 비행 속도 200 knots에서 약 11.6의 최대값 한 회전 동안 상/하 로터 블레이드 단면의 양력(section 을 가지며, 이는 단일 주 로터를 사용하는 기존의 헬 lift force)의 변화를 Fig. 13에 나타내었다. 여기서, 로 리콥터에 비하여 약 2배 정도 우수한 공기역학적 성 [6] 능이다 . 비행 속도에 따른 로터 양력 및 항력 크기 터 방위각(ψ)은 상/하 로터의 각각의 회전 방향에 대 하여 정의되며, 블레이드 단면의 양력은 Mach No.(M) 의 변화를 Fig. 11에 나타내었다. Fig. 11(a)에 주어져 있듯이, 강체 동축반전 로터의 양력은 비행 속도가 증 와 양력 계수(C )를 이용하여 무차원화되었다. 그림에 서 보듯이, 블레이드 안쪽(r = 24 %R), 중간(55 %R), 가함에 따라 감소되나, 날개에 의한 양력은 이와 반대 로 증가되며, 비행 속도 250 knots에서는 날개의 양력 및 바깥쪽(86 %R) 위치에서의 상/하 로터 블레이드의 양력 변화는 모두 상당히 유사하게 예측되었다. 블레 이 기체의 총 중량(GW)의 약 75 %를 담당함을 알 수 있다. 또한, 상/하 로터의 양력의 크기가 매우 유사함 이드 안쪽 위치인 r = 24 %R에서의 후퇴면(180° ≤ ψ 316 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석 ≤ 360°)의 블레이드 양력은 역류(reverse flow) 현상을 나타내고 있다(Fig. 13(a)). 블레이드 중간 위치인 r = 55 %R(Fig. 13(b))와 바깥쪽 위치인 86 %R(Fig. 13(c)) 에서는 대부분의 양력이 전진면(0° ≤ ψ ≤ 180°)에서 발생되고 있음을 보여주며, 이는 전술한 Lift-offset을 이용한 강체 동축반전 로터의 고유의 특성이다. 본 연 구의 강체 동축반전 로터는 상/하 로터의 블레이드의 총 개수가 4개이므로, 로터 한 회전 동안, 상/하 로터 사이의 공력 간섭에 의한 총 4번의 양력의 임펄스 (impulse) 거동이 90° 간격으로 발생할 수 있으나, Fig. 13(c)에서는 ψ = 0, 90, 및 180°에서만 블레이드 양력 의 하강 및 상승(down and up)의 임펄스 거동을 예측 하였으며, ψ = 270°에서는 관찰되지 못하였다. 마지막 (a) r/R = 0.24 으로 상/하 로터의 각각의 4사분면에서는 BVI(blade- vortex interaction)에 의한 양력의 진동 현상이 예측되 었다. (b) r/R = 0.55 (c) r/R = 0.86 Fig. 14. Rotor lift force(M Cl) distributions Fig. 13. Blade section lift forces at V = 230 knots (V = 230 knots) 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /317 권영민 ․ 박재상 Fig. 14는 강체 동축반전 로터의 계산된 양력 분포 References 를 로터 회전면에 나타내고 있으며, 그림에서 보듯이, 상/하 로터의 양력 분포가 거의 대칭이며, 대부분의 [1] Anonymous, “Sikorsky to Showcase Coaxial Rotor 양력이 각각의 전진면에서 발생되는 Lift-offset 로터의 Technology,” Aviation Week and Space Technology, 특징을 분명하게 확인할 수 있다. 마지막으로 각각의 June 6, 2005. 전진면의 블레이드 바깥쪽 및 끝단 영역에서는 음의 [2] J.-I. Go, D.-H. Kim, and J.-S. Park, “Performance 양력(negative lift) 현상이 관찰된다. and Vibration Analyses of Lift-Offset Helicopters,” International Journal of Aerospace Engineering, Vol. 2017, Article ID 1865751, 2017. 4. 결 론 [3] W. Johnson, “CAMRAD II: Comprehensive Analytical Method of Rotorcraft Aerodynamics and Dynamics,” 본 연구에서는 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 Johnson Aeronautics, Palo alto, CA, USA, 2012. 강체 동축반전 로터에 대하여 로터 성능, 진동, 및 블 [4] A. Bagai, “Aerodynamic Design of the X2 TM 레이드 공력 하중에 대하여 해석 연구를 회전익기 통 Technology Demonstrator Main Rotor Blades,” 64th 합해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 수행하였다. American Helicopter Society International Annual 고속 비행 시, 로터 동력(power)은 0에 가까운 매우 작 Forum, 2008. 은 값인 반면, 회전익기의 항력을 이기기 위하여 보조 [5] Y.-M. Kwon, J.-S. Park, S.-Y. Wie, H. J. Kang, and 추력 장치인 프로펠러의 동력은 급격히 증가하였다. D.-H. Kim, “Aeromechanics Analyses of a Modern 로터 유효 양항비(L/D )는 기존 헬리콥터의 성능에 비 Lift-Offset Coaxial Rotor in High-Speed Forward 하여 약 2배 정도 높은 값을 갖는 것으로 예측되었다. Flight,” International Journal of Aeronautical & Space 비행 속도 230 knots에서의 상/하 로터 회전면의 양력 Sciences, Accepted for Publication, 2020. (M C ) 분포는 대칭으로 관찰되었으며, 상/하 로터의 [6] D. Walsh, S. Weiner, K. Arifian, T. Lawrence, M. 전진면에서만 대부분의 양력이 발생되었다. 또한, 블레 Wilson, T. Millott, and R. Blackwell, “High TM 이드 길이 방향의 바깥쪽 위치(86 %R)에서는 상/하 로 Airspeed Testing of the Sikorsky X2 Technology 터 사이의 공력 간섭 효과로 인한 블레이드 단면 양력 Demonstrator,” 67th American Helicopter Society 의 임펄스(impulse) 거동이 확인되었다. International Annual Forum, 2011. [7] A. J. Ruddell, “Advancing Blade Concept(ABC) Technology Demonstrator,” U. S. Army Research 후 기 and Technology Laboratories, USAAVRADCOM-TR- 81-D-5, April, 1981. 본 연구는 국방과학연구소의 지원으로 차세대 고속 [8] W. Johnson, A. M. Moodie, and H. Yeo, “Design 복합형 무인 회전익기 특화연구실에서 수행되었습니다. and Performance of Lift-Offset Rotorcraft for Short- Haul Missions,” The American Helicopter Society Future Vertical Lift Aircraft Design Conference, 318 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) http://www.deepdyve.com/assets/images/DeepDyve-Logo-lg.png Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology Unpaywall

Performance and Airloads Analyses for a Rigid Coaxial Rotor of High-Speed Compound Unmanned Rotorcrafts

Journal of the Korea Institute of Military Science and TechnologyAug 5, 2020

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Publisher
Unpaywall
ISSN
1598-9127
DOI
10.9766/kimst.2020.23.4.311
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Abstract

This study investigates the performance and blade airloads for a rigid coaxial rotor of high-speed compound unmanned rotorcrafts. The present compound unmanned rotorcraft uses not only a rigid coaxial rotor, but also wings and propellers for high-speed flights. For the rigid coaxial rotor in this work, CAMRAD II, a rotorcraft comprehensive analysis code, is used to study the performance at a flight speed of up to 250 knots and blade section lift forces at 230 knots. As the flight speed increases, the rotor power decreases; however, the power of propellers increases to overcome the drag force of a rotorcraft in high-speed flight. The effective lift-to-drag ratio of a rotor has the maximum value of about 11.6 which is much higher than the value of the conventional helicopter. The blade section lift forces of the upper and lower rotors at 230 knots show the similar variation trends for one rotor revolution, and the impulses because of the aerodynamic interaction between both rotors are observed. Key Words : Rigid Coaxial Rotor(강체 동축반전 로터), Lift-Offset, Compound Unmanned Rotorcraft(복합형 무인 회전 익기), Performance(성능), Blade Airloads(블레이드 공력 하중) 1. 서 론 점을 가지고 있는 반면, 일반 고정익 항공기에 비하여 느린 비행 속도의 단점을 가지고 있다. 이와 같은 문 헬리콥터는 제자리 비행 및 수직이착륙 비행의 장 제점을 해결하기 위하여 로터 이외에 날개 및 보조 추 력 장치를 함께 사용하는 복합형 회전익기(compound rotorcrafts)에 대한 연구가 최근에 적극적으로 수행되 Corresponding author, E-mail: aerotor@cnu.ac.kr Copyright ⓒ The Korea Institute of Military Science and Technology 고 있다. 다양한 형상의 복합형 회전익기 중에 강체 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /311 권영민 ․ 박재상 동축반전 로터(rigid coaxial rotor 혹은 lift-offset coaxial 이용한 5000 lb 급의 복합형 무인 회전익기(compound rotor)와 보조 추력 장치를 함께 사용하는 복합형 헬리 unmanned rotorcraft, Fig. 3)에 대하여 로터 성능 해석 콥터가 XH-59A 헬리콥터(Fig. 1(a))를 통하여 최초로 을 수행하며, 로터 허브의 진동이 가장 극심한 230 등장하였으며, 최고 비행 속도 250 knots를 기록한 X2 knots의 비행 속도에서의 상/하 로터 블레이드의 양력 [1] 기술 시연기(X2 technology demonstrator, X2TD , Fig. 을 해석한다. 강체 동축반전 로터의 모델링 및 해석을 1(b))의 핵심 기술을 기반으로 하여 개발 중에 있다 위하여 회전익기 통합 해석(rotorcraft comprehensive [3] (Fig. 1 (c) 및 (d)). 강성이 매우 큰 블레이드를 사용하 analysis) 코드인 CAMRAD II 를 이용하며, 로터 블레 므로 강체 동축반전 로터로 불리며, Fig. 2에서 보듯 이드의 구조 동역학은 비선형 탄성보로, 로터 블레이 이, 상/하 로터의 전진면(advancing side)에서만 양력을 드의 비정상 공력 하중(unsteady aerodynamic loads)은 발생시키므로, 후퇴면(retreating side)에서의 동적 실속 양력선 이론(lifting line theory)과 자유 후류(freewake) (dynamic stall)을 겪지 않는다. 로터의 회전 속도를 적 모델을 함께 사용하여 나타내었다. 비행 속도에 대하 절히 감속시킨 뒤, 터보제트 엔진 혹은 프로펠러 등의 여 가정된 lift-offset 값과 로터 회전 속도에 대하여 로 보조 추력 장치를 이용하여 200 knots 이상의 고속 비 터의 트림 해(trim solution)를 얻었으며, 이 후, 상/하 행이 가능하다. 또한, 로터 허브의 롤링 모멘트 트림 로터 사이의 공력 간섭 효과를 고려한 블레이드 단면 (trim)이 자동적으로 만족되므로, 기존의 단일 로터를 의 양력을 보다 정교하게 살펴보기 위하여 Post-trim 사용하는 헬리콥터에 비하여 보다 우수한 공기역학적 기법을 이용하였다. [2] 성능을 발휘할 수 있다 . (a) XH-59A (b) X2 TD Fig. 3. High-speed compound unmanned rotorcraft (c) S-97 (d) SB>1 Defiant 2. 연구 방법 Fig. 1. Various lift-offset compound helicopters 2.1 강체 동축반전 로터 모델 본 논문의 복합형 무인 회전익기의 주요 특성을 Table 1에 정리하였다. 강체 동축반전 로터의 기하학 적 특성인 블레이드 길이 방향으로의 시위(chord, c) 및 초기 비틀림각의 분포는 X2 기술 시연기의 설계 [4] 결과 를 이용하였으며, 본 연구의 로터 에어포일의 분포 역시, X2 기술 시연기와 유사하도록 Fig. 4와 같 [5] 이 가정하였다 . 특히, 블레이드의 루트(root)와 안쪽 Fig. 2. Lift-offset of a rigid coaxial rotor 영역에서는 고속 비행 시, 로터 후퇴면에서의 항력 감 소를 위하여 앞전과 뒷전에서 모두 뭉툭하면서 비교 본 논문에서는 이와 같은 특징을 갖으며 가까운 미 적 두꺼운 에어포일(double ended airfoil)인 DBLN526 [4] 래의 전장에서 사용될 수 있는 강체 동축반전 로터를 에어포일을 사용하였다 . 312 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석 Table 1. General properties of lift-offset rotor Property Value Gross weight, GW 5133 lb Number of blades per rotor, N 2 Rotor solidity(total), σ 0.1056 Rotor radius, R 10.36 ft Rotor separation 1.177 ft Nominal rotor tip speed, V 790 ft/s tip Main wing area 31.1 ft Main wing span 16.74 ft Propeller radius, R 1.65 ft Propeller Fig. 5. Rotor rotational speed schedule Fig. 4. Airfoil section distribution 로터 회전 속도는 로터 전진면의 블레이드 끝단의 Mach Number의 값이 0.9가 넘지 않도록 비행 속도에 따라 적절히 감속되도록 Fig. 5와 같이 가정하였다. 강체 동축반전 로터의 Lift-offset의 값(LOS, Fig. 2)은 [2] 다음 식 (1)과 같이 정의되며 , X2 기술 시연기의 비 [6] 행 시험 결과 를 참조하여 다음 Fig. 6과 같이 비행 Fig. 6. Lateral lift-offset(LOS) schedule 속도에 따라 변화되도록 설정하였다. 본 논문에서는 복합형 무인 회전익기의 전기체 모델을 이용하지 않 2.2 CAMRAD II 모델링 및 해석 기법 고, 로터 단독(isolated rotor) 모델을 이용하며 로터 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 shaft의 피치각(pitch angle)은 고속 비행 시 로터 동력 [5] CAMRAD II 모델(Fig. 7)은 선행연구 의 X2 기술 시 [6] (power)의 값이 매우 작아지도록 2~4° 범위의 값으 연기의 강체 동축반전 로터의 모델을 기반으로 구축 로 모델링하였다. 되었으며, 본 논문에 사용된 해석 기법의 타당성은 선 [2,5] 행연구 에 비행 시험 등과의 검증을 통하여 정리되   (1)  어 있다. 상/하 로터 블레이드는 로터 방위각(azimuthal  angle, ψ) = 0°에서 교차된다. 로터 블레이드의 구조 동 역학 모델링을 위하여 필요한 단면 구조 물성치를 선 여기서 M 및 T는 상/하 로터의 허브 롤링 모멘트와 roll [5] 추력(혹은 양력)을 각각 의미한다. 행연구 와 마찬가지로 최초로 개발된 강체 동축반전 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /313 권영민 ․ 박재상 [7] 로터인 XH-59A 헬리콥터(Fig. 1(a))의 물성치 에 대하 Table 2. Rotor trim variables 여 Mach-scaling 법칙을 적용 후 적절히 수정하여 얻 Collective pitch angle : θ 었다. 로터 블레이드는 비선형 탄성보 기반의 유한요 Each rotor Lateral cyclic pitch angle : θ 1c 소로 모델링되었으며, 피치혼, 피치링크, 및 스와시플 Longitudinal cyclic pitch angle : θ 1s 레이트 등의 로터 조종 계통 역시 적절히 표현되었다. 로터 블레이드의 공기력은 비정상 공기력 이론에 의 하여 여러 개의 공력 패널에서 계산되며, 이 때, 에어 Table 3. Target values in rotor trim analyses 포일 단면의 양력, 항력, 및 피칭 모멘트 등의 공력 Coaxial Thrust : T = GW – Main wing lift total [5] 계수는 선행연구 에서 구축된 에어포일 데이터베이스 rotor Torque : M = 0 (standard airfoil table)로부터 얻었다. 상/하 로터 사이의 공력 간섭 효과를 적절히 표현하기 위하여 CAMRAD Roll moment : M = ±(LOS) (T) (R) Each rotor II의 자유 후류(freewake) 모델을 이용하였다. Pitch moment : M = 0 얻어진 트림 해를 고정시킨 후, 공력 간섭 효과에 의한 상/하 로터 블레이드 단면의 양력의 거동을 자세 히 살펴보기 위하여 3.6° 간격의 방위각을 이용한 Post-trim 기법을 적용하였다. 로터 이외의 보조 추력 장치인 프로펠러의 동력(P )은 다음의 식 (2)를 이 propeller [5,8] 용하여 예측하였다 .       (2a)            (2b)             (2c)          Fig. 7. CAMRAD Ⅱ model of a rigid coaxial rotor 여기서 D는 항력(drag force), q는 동압(dynamic pressure) 강체 동축반전 로터의 추력, 토크, 및 상/하 로터의 이며, 프로펠러 효율 계수인 η는 0.85로 가정하였다. 허브 롤링과 피칭 모멘트의 목표값을 만족시키도록 더불어, 로터 유효 양항비(rotor effective lift to drag 15° 간격의 로터 방위각을 이용하여 로터 트림 해석 ratio, L/D )와 로터 진동 지수(vibration index, VI)는 아 [2,5,8] 을 수행하였다 . 트림 변수로는 상/하단 로터 각각 래의 식 (3)과 (4)로 각각 정의된다. 로터 진동 지수의 의 콜렉티브 피치 조종각(θ )과 두 개의 싸이클릭 피 정의 시, 로터 허브 진동 하중에 대하여 가장 지배적 치 조종각(θ 및 θ )의 총 6개를 이용하였다(Table 2). 1c 1s 인 2/rev 진동 하중 성분을 이용하였다. 강체 동축반전 이 때, 강체 동축반전 로터 추력의 트림 목표값은 회 로터의 L/D 와 VI의 계산에 대한 보다 자세한 설명은 [2,5] 전익기 중량(GW)에서 주 날개에서 발생되는 양력의 참고문헌 에 주어져 있다. 값을 제외한 값으로 가정하였으며, 형상 설계로부터 얻어진 로터와 주 날개의 양력 분배(lift sharing)의 결   (3)        과를 이용하였다. 더불어, 상/하 로터 허브의 각각의   롤링 모멘트의 트림 목표값은 식 (1)과 Fig. 6을 이용       하여 입력하였고, 로터 토크 및 피치 모멘트는 모두 0                      (4)     의 값으로 가정하였다(Table 3).    314 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석 여기서, F와 M은 각각 로터 허브의 진동 하중의 힘과 3.2 로터 성능 해석 모멘트이며, P 과 X는 강체 동축반전 로터의 동력 Fig. 9는 고도 4000 ft 및 표준 대기 조건에서의 복 coaxial 과 항력을 각각 의미한다. 합형 무인 회전익기의 동력(power) 해석 결과를 나타 낸다. 그림에 주어져 있듯이, 전진 비행의 속도가 증 가할수록 강체 동축반전 로터의 동력은 점점 감소하 3. 연구 결과 여 150 knots 이상에서는 거의 0에 가까운 값을 가지 고 있다. 즉, 강체 동축반전 로터는 wind-milling 조건 3.1 블레이드 회전 고유 진동수 과 유사한 상태로 비행 중임을 알 수 있다. 반면 2개 Fig. 8은 본 연구의 강체 동축반전 로터 블레이드의 의 프로펠러의 동력은 비행 속도가 증가할수록 급격 회전 고유 진동수를 나타내는 Fan plot 해석 결과를 히 증가하고 있으며, 고속 비행 시에는 복합형 무인 보여주며, 여기서 1/rev 혹은 1P는 무차원화된 로터 회전익기의 항력을 이겨내기 위하여 회전익기의 대부 회전 진동수(속도)를 의미한다. 그림에서 보듯이, 로터 분의 동력이 프로펠러의 구동에 사용되고 있음을 알 운용의 회전 속도 범위에서 1차 플랩(1F) 및 리드-래 수 있다. 이와 유사한 결과는 X2 기술 시연기에 대한 [5,6,8] 그(1L) 모드의 고유 진동수는 1~2/rev 사이에 적절히 선행 연구 에서도 확인된다. 위치하고 있으며, 저차 모드(6/rev 이하)에서 블레이드 의 회전 고유 진동수와 nN /rev의 진동수가 교차하지 않으므로 적절히 공진이 회피됨을 알 수 있다. 1차 비 틀림 모드(1T)의 고유 진동수는 10/rev 이상의 매우 높은 값을 갖고 있다. Fig. 9. Powers of rotor and propellers Fig. 8. Fan plot analysis Fig. 10. Rotor effective lift-to-drag ratio 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /315 권영민 ․ 박재상 을 확인할 수 있다. 로터 항력(Fig. 11(b))은 150 knots 이상에서 다소 완만하게 감소되나, 식 (2)를 이용하여 예측한 동체의 항력은 비행 속도에 따라 급격히 증가 한다. 마지막으로 상/하 로터의 항력의 크기는 비행 속도 전 영역에서 상당히 비슷하게 예측되었다. 3.3 로터 허브 진동 해석 Fig. 12는 비행 속도에 대한 강체 동축반전 로터의 진동 지수(VI)를 보여준다. 비행 속도 150 knots 이상 부터 로터 진동 지수가 급격히 증가하며 230 knots에 서 로터의 진동이 최대가 됨을 알 수 있다. 최대 비행 속도 250 knots에서는 로터 진동이 다소 감소되는데 이는 Fig. 11에 주어져 있듯이, 로터 양력의 크기가 (a) Lift force 최소화되었기 때문으로 판단된다. (b) Drag force Fig. 11. Rotor lift and drag forces Fig. 12. Rotor vibration index 다음 Fig. 10은 복합형 무인 회전익기의 강체 동축 3.4 로터 블레이드 공력 하중 해석 반전 로터의 로터 유효 양항비(L/D )의 해석 결과를 비행 속도 230 knots(전진비 μ = 0.683)에서의 로터 보여준다. 비행 속도 200 knots에서 약 11.6의 최대값 한 회전 동안 상/하 로터 블레이드 단면의 양력(section 을 가지며, 이는 단일 주 로터를 사용하는 기존의 헬 lift force)의 변화를 Fig. 13에 나타내었다. 여기서, 로 리콥터에 비하여 약 2배 정도 우수한 공기역학적 성 [6] 능이다 . 비행 속도에 따른 로터 양력 및 항력 크기 터 방위각(ψ)은 상/하 로터의 각각의 회전 방향에 대 하여 정의되며, 블레이드 단면의 양력은 Mach No.(M) 의 변화를 Fig. 11에 나타내었다. Fig. 11(a)에 주어져 있듯이, 강체 동축반전 로터의 양력은 비행 속도가 증 와 양력 계수(C )를 이용하여 무차원화되었다. 그림에 서 보듯이, 블레이드 안쪽(r = 24 %R), 중간(55 %R), 가함에 따라 감소되나, 날개에 의한 양력은 이와 반대 로 증가되며, 비행 속도 250 knots에서는 날개의 양력 및 바깥쪽(86 %R) 위치에서의 상/하 로터 블레이드의 양력 변화는 모두 상당히 유사하게 예측되었다. 블레 이 기체의 총 중량(GW)의 약 75 %를 담당함을 알 수 있다. 또한, 상/하 로터의 양력의 크기가 매우 유사함 이드 안쪽 위치인 r = 24 %R에서의 후퇴면(180° ≤ ψ 316 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석 ≤ 360°)의 블레이드 양력은 역류(reverse flow) 현상을 나타내고 있다(Fig. 13(a)). 블레이드 중간 위치인 r = 55 %R(Fig. 13(b))와 바깥쪽 위치인 86 %R(Fig. 13(c)) 에서는 대부분의 양력이 전진면(0° ≤ ψ ≤ 180°)에서 발생되고 있음을 보여주며, 이는 전술한 Lift-offset을 이용한 강체 동축반전 로터의 고유의 특성이다. 본 연 구의 강체 동축반전 로터는 상/하 로터의 블레이드의 총 개수가 4개이므로, 로터 한 회전 동안, 상/하 로터 사이의 공력 간섭에 의한 총 4번의 양력의 임펄스 (impulse) 거동이 90° 간격으로 발생할 수 있으나, Fig. 13(c)에서는 ψ = 0, 90, 및 180°에서만 블레이드 양력 의 하강 및 상승(down and up)의 임펄스 거동을 예측 하였으며, ψ = 270°에서는 관찰되지 못하였다. 마지막 (a) r/R = 0.24 으로 상/하 로터의 각각의 4사분면에서는 BVI(blade- vortex interaction)에 의한 양력의 진동 현상이 예측되 었다. (b) r/R = 0.55 (c) r/R = 0.86 Fig. 14. Rotor lift force(M Cl) distributions Fig. 13. Blade section lift forces at V = 230 knots (V = 230 knots) 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월) /317 권영민 ․ 박재상 Fig. 14는 강체 동축반전 로터의 계산된 양력 분포 References 를 로터 회전면에 나타내고 있으며, 그림에서 보듯이, 상/하 로터의 양력 분포가 거의 대칭이며, 대부분의 [1] Anonymous, “Sikorsky to Showcase Coaxial Rotor 양력이 각각의 전진면에서 발생되는 Lift-offset 로터의 Technology,” Aviation Week and Space Technology, 특징을 분명하게 확인할 수 있다. 마지막으로 각각의 June 6, 2005. 전진면의 블레이드 바깥쪽 및 끝단 영역에서는 음의 [2] J.-I. Go, D.-H. Kim, and J.-S. Park, “Performance 양력(negative lift) 현상이 관찰된다. and Vibration Analyses of Lift-Offset Helicopters,” International Journal of Aerospace Engineering, Vol. 2017, Article ID 1865751, 2017. 4. 결 론 [3] W. Johnson, “CAMRAD II: Comprehensive Analytical Method of Rotorcraft Aerodynamics and Dynamics,” 본 연구에서는 고속 비행 복합형 무인 회전익기의 Johnson Aeronautics, Palo alto, CA, USA, 2012. 강체 동축반전 로터에 대하여 로터 성능, 진동, 및 블 [4] A. Bagai, “Aerodynamic Design of the X2 TM 레이드 공력 하중에 대하여 해석 연구를 회전익기 통 Technology Demonstrator Main Rotor Blades,” 64th 합해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 수행하였다. American Helicopter Society International Annual 고속 비행 시, 로터 동력(power)은 0에 가까운 매우 작 Forum, 2008. 은 값인 반면, 회전익기의 항력을 이기기 위하여 보조 [5] Y.-M. Kwon, J.-S. Park, S.-Y. Wie, H. J. Kang, and 추력 장치인 프로펠러의 동력은 급격히 증가하였다. D.-H. Kim, “Aeromechanics Analyses of a Modern 로터 유효 양항비(L/D )는 기존 헬리콥터의 성능에 비 Lift-Offset Coaxial Rotor in High-Speed Forward 하여 약 2배 정도 높은 값을 갖는 것으로 예측되었다. Flight,” International Journal of Aeronautical & Space 비행 속도 230 knots에서의 상/하 로터 회전면의 양력 Sciences, Accepted for Publication, 2020. (M C ) 분포는 대칭으로 관찰되었으며, 상/하 로터의 [6] D. Walsh, S. Weiner, K. Arifian, T. Lawrence, M. 전진면에서만 대부분의 양력이 발생되었다. 또한, 블레 Wilson, T. Millott, and R. Blackwell, “High TM 이드 길이 방향의 바깥쪽 위치(86 %R)에서는 상/하 로 Airspeed Testing of the Sikorsky X2 Technology 터 사이의 공력 간섭 효과로 인한 블레이드 단면 양력 Demonstrator,” 67th American Helicopter Society 의 임펄스(impulse) 거동이 확인되었다. International Annual Forum, 2011. [7] A. J. Ruddell, “Advancing Blade Concept(ABC) Technology Demonstrator,” U. S. Army Research 후 기 and Technology Laboratories, USAAVRADCOM-TR- 81-D-5, April, 1981. 본 연구는 국방과학연구소의 지원으로 차세대 고속 [8] W. Johnson, A. M. Moodie, and H. Yeo, “Design 복합형 무인 회전익기 특화연구실에서 수행되었습니다. and Performance of Lift-Offset Rotorcraft for Short- Haul Missions,” The American Helicopter Society Future Vertical Lift Aircraft Design Conference, 318 / 한국군사과학기술학회지 제23권 제4호(2020년 8월)

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Published: Aug 5, 2020

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