eVTOL 항공기 Lift 프로펠러 진동 저감에 대한 실험적 연구 = Ra, Hyun-Seo

국문 초록 (Abstract)

Lift+Cruise형 eVTOL은 천이 및 전진 비행 구간에서 고정형 Lift 프로펠러가 전방 유입류에 노출되며, 전진영역(Advancing Side)과 후퇴영역(Retreating Side) 간 공력 비대칭으로 인해 주기적 진동 성분이 발생할 수 있다. 이러한 진동은 구조 신뢰성과 비행 안전성을 저하할 수 있어, eVTOL 설계 단계에서 중요한 고려 요소로 인식되고 있다.
본 연구는 이러한 문제에 대해 구조 보강이나 복잡한 제어 기법이 아닌 설계 관점의 접근으로서, 모터 장착 캔트각(Cant Angle)을 진동 저감 설계 변수로 제시하고 그 효과를 풍동시험을 통해 실험적으로 검증하였다. 캔트각은 추력 벡터 방향 및 하중 전달 방향을 변화시키는 요소로, 본 연구에서는 0°를 기준으로 –8°~ +8° 범위를 2° 간격으로 설정하였다. 해당 범위는 캔트각 증가에 따른 추력 벡터 수직 성분 감소가 약 1% 이내로 유지되는 실용적 한계를 고려하여 선정되었다.
시험은 전진 유입 조건에서 풍속 및 회전수 변화에 따라 공력 성능과 진동 신호를 동시에 계측하는 방식으로 수행되었다. 진동 성분은 FFT 기반 주파수 분석과 IPS 단위의 수치 기준을 활용하여 평가하였으며, 특히 회전수에 동기화된 2/rev 성분을 X + Y축 및 Z축 방향으로 분리하여 비교 분석하였다.
그 결과 특정 캔트각에서 X + Y축 2/rev 진동 성분이 감소하는 경향이 확인되었다. 이는 캔트각 적용이 전진 유입 조건에서 발생하는 공력 하중 비대칭을 완화함으로써, 구조로 전달되는 주기적 진동을 저감할 수 있음을 의미한다. 한편, 캔트각을 일정 수준 이상으로 증가시킬 경우 진동 저감 효과는 더는 크게 향상되지 않았다.
따라서 ±8°를 초과하는 큰 캔트각에서는 진동 저감의 추가적인 효과가 크지 않은 반면 설계 부담이 증가할 수 있으므로, Lift+Cruise형 eVTOL의 캔트각은 과도하지 않은 범위에서 설정하는 것이 바람직하다. 본 연구는 캔트각을 단순한 형상 배치 변수가 아닌, Lift+Cruise형 eVTOL의 전진 비행 조건에서 진동 특성을 조절할 수 있는 설계 변수로 재정의하였다는 점에서 의의를 가진다.

목차 (Table of Contents)

• I. 서론 1
• 1. 연구배경 1
• 2. 선행연구 3
• 3. 캔트각에 관한 선행연구 및 연구목적 5
• II. 이론적 배경 8
• 1. 풍동의 공력 측정 8
• 2. 모터 진동 발생 개념 및 분석 9
• 3. FFT(Fast Fourier Transform) 개념 10
• 4. FFT(Fast Fourier Transform) 이해 12
• 5. IPS(Inch Per Second) 기반 진동 분석 13
• 6. 진동 저감을 위한 캔트각(Cant Angle) 적용 14
• III. 시험장치 구축 15
• 1. 시험장치 15
• 가. 경운대학교 아음속 풍동 15
• 나. 풍동 시험모델 구성 16
• 다. 받음각 조절장치 17
• 라. 진동 측정 센서 18
• 마. 단일추진 시스템 공력 성능 측정 센서 19
• 바. 받음각 측정 센서 21
• 사. 회전수 측정 센서 22
• 아. 온도 모니터링 시스템 23
• 자. DAQ 장비 25
• 2. 시험 계측 개념 및 계측 프로그램 28
• 가. 시험 계측 개념 28
• 나. 계측 프로그램 29
• 3. 센서 점검 31
• 가. 6분력 저울 31
• 나. 회전수 32
• 다. 1축 경사계 33
• 4. 풍동시험 모델 34
• 5. 캔트각 공력 성능 및 진동 시험장치 구성 36
• IV. 측정 반복성 및 불확도 평가 38
• 1. 로터 공식을 이용한 시험 분석 38
• 2. 시험 측정 정확도 및 반복성 검증 39
• 3. 측정 장치 검증 및 불확도 분석 41
• V. 시험 과정 및 데이터 정리 43
• 1. 데이터 획득 43
• 2. 데이터 분석 46
• 가. 영점 데이터 46
• 나. 진동 데이터 개념 47
• VI. 풍동시험 결과 48
• 1. 캔트각 추진 장치 시험 방법 48
• 2. 캔트각 추진 장치 풍동 시험 결과 53
• 가. 공력 성능 결과 53
• 나. 진동 비교 결과 62
• VII. 결론 및 향후 계획 70
• 1. 결론 70
• 2. 향후 계획 72
• 참고문헌 73
• 초 록 76
• 표 목 차 80
• 그림목차 82