Research Highlight

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 이번 리서치 하이라이트에서는 권오준 교수님의 전산공기역학 및 최적설계 실험실(CADOL)에서 수행하는 연구에 대하여 소개하겠습니다. 해당 연구실에서는 헬리콥터나 풍력 터빈 주위의 비정상 유동 해석, 난류 유동 모델링, 전산유체역학 알고리즘 개발, 극초음속 유동의 열물리 현상 모델링 등의 연구들이 수행되고 있습니다. 이번 Research Highlight에서는 위에 나열된 항목 중 헬리콥터, 그 중에서도 최근 각광받고 있는 동축반전 로터에 대하여 설명하도록 하겠습니다. 

 

 

고속 복합형 회전익기

 

 일반적으로 헬리콥터의 형상을 생각하면 대부분 메인 로터와 꼬리 로터가 한 개씩 달려있는 형상을 떠올립니다. 이러한 형상의 헬리콥터는 제자리에서 가만히 떠 있는 비행을 할 수 있다는 장점이 있지만, 공기역학적인 한계로 인하여 최대로 낼 수 있는 속도에 제한이 있습니다. 이러한 속도의 한계를 극복하기 위해 여러 개의 로터 혹은 프로펠러를 동시에 사용하는 방법, 새로운 방식의 추력 시스템을 도입하는 방법 등이 전세계적으로 연구되고 있습니다. 이 중 새로운 방식의 추력 시스템에서 특징적으로 덕티드 팬, 팁-제트 로터 그리고 동축반전 로터의 추력 시스템이 개발되고 있습니다. 특히 동축반전 로터는 최근 Sikorsky X-2 회전익기의 개발에 힘입어 각광받고 있습니다.

 

  동축반전 로터는 같은 축을 중심으로 서로 반대로 회전하는 한 쌍의 로터로 이루어져 있습니다. 이러한 동축반전 로터를 설계하기 위해서는 로터 단면 형상, 로터 길이, 비틀림 각, 등의 많은 요소들이 고려되어야 합니다. 위의 요소들 중 대부분은 일반적인 헬리콥터의 로터 형상 설계를 진행하면서 이미 많은 연구가 진행되어 있으며, 이는 동축반전 로터의 형상 설계에 직접적으로 활용이 가능합니다. 하지만 동축반전 로터는 일반적인 헬리콥터와 다르게 “로터 사이 간극 (Inter-Rotor Spacing, IRS)”이라는 설계 요소가 한 가지 더 존재합니다. 동축반전 로터의 공력 성능은 이 로터 사이 간극에 의하여 큰 영향을 받기 때문에 동축반전 설계를 위해서는 이에 대한 자세한 연구가 필요합니다.

 

     

(a)   팁-제트 로터 (DF-1)	(b)   덕티드 팬 (X-22)	(c)   동축반전 로터 (X-2)
그림 1. 다양한 추력 시스템의 종류

            

 

제자리 비행 시 로터 간극이 와류 구조에 미치는 영향 분석

 

 먼저 제자리 비행 시 로터 간극이 동축반전 로터의 공력 성능에 미치는 영향에 대하여 Nagashima rotor 형상을 통해 알아보았습니다. 본격적인 계산을 수행하기에 앞서 격자에 의한 영향을 없애기 위하여 격자 수렴성 테스트를 진행하였으며, 추후 계산에 있어서 이와 비슷한 숫자의 격자수를 유지하여 계산을 수행하였습니다. 그림 2에는 세 가지 로터 간극에 대한 제자리 비행 시 와류 구조를 비교하여 나타내었습니다. 전반적인 와류 구조는 크게 달라지진 않았지만, 로터 간극이 커짐에 따라 상단 로터에서 발생한 와류가 하단 로터와 부딪히며 발생하는 Blade-Vortex Interaction (BVI)의 세기가 감소하는 것을 확인할 수 있습니다.

 

     

(a)   IRS = 0.1	(b)   IRS = 0.2	(c)   IRS = 0.4
그림 2. 제자리 비행 시 로터 간극에 따른 와류 구조

         

 

전진 비행 시 로터 간극이 와류 구조에 미치는 영향 분석

 

 다음으로는 전진 비행 시 로터 간극이 동축반전 로터의 공력 성능에 미치는 영향에 대하여 Harrington rotor 1 형상을 통해 알아보았습니다. 그림 2에는 세 가지 로터 간극에 대한 전진 비행 시 와류 구조를 비교하여 나타내었습니다. 로터 간극이 0.19인 경우 상단 로터에서 발생하는 와류가 하단 로터와 부딪히며 BVI 현상이 나타나지만, 로터 간극이 커지면서 BVI의 강도가 약해지며, 로터 간극이 0.57이 되면서 앞서 발생한 BVI 현상은 완전히 사라지는 것을 확인할 수 있습니다.

 

     

(a)   IRS = 0.19	(b)   IRS = 0.38	(c)   IRS = 0.57
그림 3. 전진 비행 시 로터 간극에 따른 와류 구조

 

 

제자리 비행과 전진 비행 시 로터 간극에 따른 공력 특성 변화 및 차이점 분석

 

 위에서 로터 간극이 동축반전 로터의 각 비행 조건에 따른 와류 구조에 미치는 영향에 대하여 분석을 진행하였습니다. 이후 로터 간극이 동축반전 로터의 공력 성능에 미치는 영향을 분석하기 위하여 추력 계수를 그림 4와 같이 나타내었습니다. 추력 계수를 살펴볼 때, 전진 비행의 경우에는 로터 간극이 증가함에 따라 전체 로터의 추력 계수가 증가하는 것을 확인할 수 있습니다. 반면 제자리 비행의 경우에는 전진 비행과 반대로 로터 간극이 감소해야 전체 로터 추력 계수가 증가하는 것을 확인할 수 있습니다. 또한 이러한 차이가 나는 주된 원인은 하단 로터가 로터 간극 변화에 따라 다른 경향성을 보이기 때문임을 알 수 있었으며, 이는 제자리 비행 시 상단 로터의 내리흐름이 완전히 발달되지 않았기 때문에 나타나는 현상인 것을 그림 5와 그림 6을 통해 확인할 수 있었습니다.

                          

(a)   Nagashima Rotor 제자리 비행	(b)   Harrington rotor 1 전진 비행
그림 4. 로터 간극에 따른 평균 추력 계수 변화

                                        

 

     

(a)   IRS = 0.1	(b)   IRS = 0.2	(c)   IRS = 0.4
그림 5. Nagashima rotor 하단 로터에 작용하는 내리흐름

             

 

     

(a)   IRS = 0.19	(b)   IRS = 0.38	(c)   IRS = 0.57
그림 6. Harrington rotor 1 하단 로터에 작용하는 내리흐름

 

원고      박상현[parksh1116@kaist.ac.kr]

편집         박진우[jinpark57@kaist.ac.kr]