High-fidelity rotorcraft icing simulation using a three-dimensional quasi-unsteady approach = 3차원 준-비정상 해석을 통한 회전익기 착빙 고충실도 수치해석

국문 초록 (Abstract)

항공기 비행 중 착빙은 항공기 공력 특성 및 조종 특성의 급격한 변화를 유발하여 비행 안전에 중대한 영향을 미친다. 이에 따라 항공기 구성 요소의 설계 및 배치 단계에서부터 기상 조건을 고려한 임무 계획 수립에 이르기까지, 착빙 현상과 그로 인한 위험성을 사전에 평가하고 반영할 필요가 있다. 그러나 비행 시험이나 풍동 실험은 높은 비용과 긴 소요 시간, 제한된 시험 조건이라는 한계를 가지며, 특히 항공기 설계 초기 단계에서 착빙 특성을 충분히 반영하기 어렵다. 이러한 제약으로 인해 착빙 현상을 예측하고 분석하기 위한 다양한 수치해석 기반 착빙 해석 도구들이 개발되어 왔다. 한편, 회전익기는 짧은 특성 길이와 본질적으로 비정상적인 공력 특성으로 인해, 비교적 짧은 착빙 시간에도 급격한 성능 저하와 동특성 변화를 겪을 수 있어 고정익기에 비해 착빙 영향성이 크다. 그럼에도 불구하고, 기존의 항공기 착빙 수치해석 도구들은 주로 고정익기를 대상으로 개발·검증되어 왔으며, 이로 인해 회전익기 착빙 현상의 특수한 물리적 특성을 충분히 반영하는 데에는 한계가 존재한다.

첫째, 회전익기 착빙 현상은 공력, 액적, 표면 상변화가 공간적으로 강한 3차원성을 가진다. 회전익 로터 블레이드는 스팬 방향으로의 부분별로 아음속에서 천음속까지의 유동 영역을 동시에 겪게 되고, 블레이드가 만들어내는 후류 특성 또한 회전익기의 다른 구성 요소에 강한 3차원성을 가진 유입류 조건을 형성한다. 둘째, 회전익기 착빙 현상은 로터 블레이드의 회전 운동과 후류에 의해 강한 비정상성을 가진다. 특히 전진 비행 조건에서는 방위각에 따라 유입류의 속도 특성이 달라지고, 이로 인해 블레이드 표면 근처의 착빙 환경 또한 시간에 따라 달라지게 된다. 셋째, 회전익기는 착빙 중 비행 시 공력 특성 변화로 인한 조종 입력 변화를 겪는다. 회전익기의 양력은 블레이드의 피치 각도나, 회전 속도 변화와 같은 조종 입력 변화를 통해 주로 조절된다. 따라서, 착빙이 발생할 경우 회전익기는 착빙으로 인한 성능 저하를 상쇄하기 위한 조종 입력 변화를 겪게 되고, 이는 항공기 착빙 특성 및 성능 저하의 정도에도 영향을 미친다. 이 논문은 이러한 회전익기 착빙 특성을 모두 반영한 회전익기 착빙 현상 및 공력 특성 저하 해석을 위하여, 회전익기 착빙 특성을 고려한 고충실도 준 정상 및 준 비정상 회전익기 착빙 해석 프레임워크를 제안하고, 이를 2차원 에어포일 및 3차원 로터 블레이드 착빙 실험 조건에 적용하여 로터 블레이드 착빙 및 성능 저하의 물리적 특성과 조종 입력 변화의 영향을 분석한다.

이러한 측면에서 본 논문의 의의는 다음과 같이 요약할 수 있다:
3차원 고충실도 회전익기 착빙 프레임워크 개발 및 검증 :
RANS/URANS 기반의 유동장 해석자와 Eulerian droplet equation 기반의 액적장 해석자, SWIM(Shallow Water Icing Model) 기반의 표면 착빙 열역학 해석자, 질량 보존 및 확산 방정식 기반 표면 격자 스무딩 기법을 포함한 격자 재생성 모듈로 구성된 프레임워크를 개발 및 검증하였다. 이 프레임워크는 준 정상 및 준 비정상 방법을 이용하여 해석 대상과 조건에 맞게 계산 효율성을 유지하면서도 고충실도의 해석이 가능하도록 개발되었다. 특히, 액적장 해석자의 소스항을 포함한 내재적 시간 적분 기법을 개발 및 적용하여 준 비정상 해석 시에도 높은 계산 효율성을 유지할 수 있도록 설계되었다. 개발된 해석자를 고정된 에어포일, 진동하는 에어포일, 제자리비행 및 전진비행 조건의 로터 실험 및 벤치마크 케이스를 통해 검증하였다.

로터 블레이드 착빙의 물리적 특성 및 공력 영향성 분석:
로터의 착빙 해석 및 성능 변화 분석을 제자리비행 및 전진비행 조건에서 수행하였다. 블레이드 끝단부에서는 고속 유입류에 따른 공력 가열로 인해 착빙 비율이 감소하는 한편, 원심력 및 스팬 방향 전단 응력에 의해 수막 유입이 증가하는 3차원 상변화 특성이 나타남을 확인하였다. 또한, 선행 블레이드의 끝단 와류가 액적에 강한 원심력을 유도하여 특정 방위각에서 액적 궤적을 재분포시킴으로써, 액적 충돌 및 착빙량의 국부적 변화를 야기하는 회전익기 고유의 3차원 착빙 메커니즘을 규명하였다. 이러한 와류–액적 상호작용과 방위각에 따른 유입류 변화로 인해 전진비행 조건에서는 유동, 액적, 착빙 상변화가 모두 강한 비정상성을 가지는 것을 확인하였다. 나아가, 동일 추력을 유지하기 위한 가변 피치 트림의 영향을 분석한 결과, 기존의 고정 피치 가정은 착빙에 따른 토크 페널티를 과소평가함을 확인하였다. 특히 트림 적용 여부에 따른 토크 증가량의 차이는 유동 박리와 조종 응답의 비선형적 결합으로 인해 최대 58.4 pp에 달하는 것으로 나타났다. 이를 통해 회전익기 착빙에 따른 동력 손실 평가 시, 실제 비행 상태를 모사하는 조종 입력 조건의 반영이 공력 성능 예측의 정확도 확보에 필수적임을 정량적으로 입증하였다.

본 연구에서는 고충실도 3차원 준 비정상 알고리즘 기반 회전익 착빙 해석자를 개발하여, 로터 블레이드 착빙의 유동, 액적, 표면 상변화의 3차원 및 비정상 특성을 확인하였다. 특히, 동일 추력을 유지한 해석 시 착빙으로 인한 성능 변화의 정도가 크게 증가하는 것을 확인하였다. 따라서, 회전익기의 운용 특성을 고려할 때 착빙으로 인한 성능 저하 해석 시 동일 추력 조건의 유지가 중요함을 강조한다. 이를 통해 회전익기의 착빙 환경을 고려한 안전한 설계 및 운용 조건 수립에 필요한 프레임워크를 개발 및 제공한다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Aircraft in-flight icing induces rapid changes in aerodynamic characteristics and control response, thereby compromising flight safety. Accordingly, icing phenomena and associated risks must be evaluated and incorporated from preliminary design stages to mission planning under relevant meteorological conditions. However, the substantial cost and time required for flight tests and icing wind-tunnel experiments, coupled with constrained test conditions, hinder the comprehensive characterization of icing effects during the early design phase. To address these challenges, diverse numerical in-flight icing simulation tools have been developed. Nevertheless, most existing tools have been primarily validated for fixed-wing configurations, rendering them insufficient for capturing the complex, rotorcraft-specific icing physics.

Rotorcraft icing exhibits several distinctive characteristics. First, it is characterized by pronounced spatial three-dimensionality across the aerodynamic field, droplet dynamics, and surface ice accretion processes. Along the span, rotor blades simultaneously experience diverse flow regimes ranging from subsonic to transonic flow conditions. Furthermore, the blade-generated wake establishes highly three-dimensional inflow conditions for other rotorcraft components. Second, the rotational motion of the blades and their associated wake induce inherently unsteady icing conditions. In forward flight, the inflow velocity varies with the azimuth angle, causing the local icing environment near the blade surface to be time-dependent. Third, rotorcraft experience control-input variations during icing as aerodynamic degradation modifies the trimmed flight state. Rotor thrust is primarily regulated through the blade pitch angle and rotational speed. As ice accretion progresses, the rotorcraft adjusts its control inputs to compensate for performance losses. These adjustments, in turn, influence both the icing characteristics and the magnitude of performance degradation.

This dissertation proposes a high-fidelity quasi-steady and quasi-unsteady rotorcraft icing analysis framework that incorporates these complex rotorcraft physical phenomena. The framework is applied to two-dimensional airfoil and three-dimensional rotor-blade icing experiments to analyze rotor blade icing physics, icing-induced performance degradation, and the influence of control-input variations.

The main contributions of this study are summarized as follows :

Development and validation of a three-dimensional high-fidelity rotorcraft icing framework:
A comprehensive framework was developed and validated, consisting of a RANS/URANS based airflow solver, an Eulerian droplet solver, an ice accretion thermodynamics solver based on the Shallow Water Icing Model (SWIM), and a mesh-regeneration module incorporating a mass-conserving diffusion equation based surface smoothing method. The framework supports both quasi-steady and quasi-unsteady approaches, enabling computational efficiency while maintaining high fidelity depending on the analysis target and conditions. Notably, a Diagonalized Alternating Direction Implicit (DADI) method with implicit source term treatment was developed and integrated into the droplet solver to significantly enhance efficiency for quasi-unsteady computations. The developed solvers were rigorously validated using stationary and oscillating airfoils, as well as hovering and forward-flight rotor experiments and benchmark cases.

Analysis of the physical characteristics and aerodynamic impact of rotor-blade icing:
Rotor icing and performance degradation were analyzed under hovering and forward-flight conditions. Near the blade tip, aerodynamic heating reduces local ice accretion, while centrifugal effects and spanwise shear enhance water-film transport, leading to pronounced three-dimensional phase-change characteristics. The tip vortex from the preceding blade induces strong centrifugal effects on droplets, redistributing their trajectories and causing localized variations in impingement and ice accretion at specific azimuthal locations. This phenomenon establishes a rotorcraft specific three-dimensional icing mechanism. In forward flight, the location and strength of these vortex–droplet interactions vary with the azimuth angle. Combined with azimuth dependent inflow variations, these interactions render the airflow, droplet dynamics, and ice accretion processes highly unsteady. Notably, the maximum discrepancy in torque increase between fixed-pitch and trimmed variable-pitch states reached 58.4 pp. This amplification is driven by the non-linear coupling of ice-induced performance degradation and increased control input required to maintain thrust. These results quantitatively prove that incorporating realistic control responses is essential for the high-fidelity prediction of aerodynamic degradation and operational risks in rotorcraft icing environments.
This study develops a high-fidelity three-dimensional quasi-unsteady rotorcraft icing simulation framework and identifies the complex spatial and unsteady characteristics of rotor-blade icing. The results demonstrate that icing induced performance degradation is significantly amplified under constant-thrust operation. These findings underscore the necessity of maintaining constant-thrust conditions in rotorcraft in-flight icing analyses to avoid underestimating operational risks. The developed framework provides a robust foundation for establishing safe design and operational criteria for rotorcraft in icing environments.

목차 (Table of Contents)

• Abstract i
• 1 Introduction 1
• 1.1 Overview of Aircraft Icing 1
• 1.1.1 Icing phenomenon 1
• 1.1.2 Operational impact and torque/power margins in rotorcraft icing 6
• 1.1.3 Aircraft icing certification 9
• 1.2 In-flight icing simulation code 12
• 1.2.1 General development of icing simulation tools 13
• 1.2.2 Rotorcraft icing simulation tools 5
• 1.3 Objective of the thesis 8
• 2 High-fidelity rotorcraft icing simulation framework 24
• 2.1 Overview 24
• 2.2 Numerical methods 31
• 2.2.1 Aerodynamics module 31
• 2.2.2 Droplet module 33
• 2.2.3 Thermodynamics module 41
• 2.2.4 Ice growth module 47
• 2.2.5 Trim module 49
• 3 Validation of the simulation framework 53
• 3.1 Two dimensional code validation 53
• 3.1.1 Two dimensional steady cases 53
• 3.1.2 Two dimensional unsteady cases 58
• 3.2 Three dimensional code validation 60
• 3.2.1 Three dimensional steady cases(hover flight) 60
• 3.2.2 Three dimensional unsteady cases(forward flight) 65
• 3.3 Concluding remark 75
• 4 Assessment of ice accretion effect and aerodynamic performance on rotor 77
• 4.1 Need for variable pitch condition 77
• 4.2 Icing parameter effects on ice accretion and performance 89
• 4.3 Ice accretion effects on rotor wake structure 96
• 4.4 Flight condition effects on ice accretion and performance 103
• 4.4.1 SPFM forward-flight condition: ice-shape and performance validation 105
• 4.4.2 Effect of advance ratio on ice accretion and rotor performance 110
• 4.5 Concluding remark 122
• 5 Conclusions and Future Work 124
• 5.1 Summary of the doctoral research 124
• 5.2 Key contributions and physical findings 126
• 5.3 Limitations and future directions 130
• A NASA LEWICE equivalent sand-grain roughness correlation 132
• B Implementation of the DADI method in Computational Coordinates 134
• B.1 Contravariant formulation of the convective Jacobian 134
• B.2 Two-dimensional case 135
• B.3 Three-dimensional case 135
• B.4 Determinant-based eigenvector selection rule 136
• References 137
• 국문 초록 150