Rotorcraft Noise Directivity Induced by Active Trailing-Edge Flap Control in Hover = 회전익기 제자리비행 시 로터 블레이드의 능동 뒷전플랩 제어에 따른 소음 지향성의 변화

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Rotorcraft generates high level of excitation and aeroacoustic noise during flight, and various reduction techniques have been explored to mitigate the resulting environmental impact. Passive noise reduction approaches based on the blade shape modification have been extensively studied, and active vibration reduction methods, such as individual blade control (IBC), higher harmonic control (HHC), and active trailing-edge flap (ATEF), have also been applied to noise control application. Although numerous studies have investigated such higher harmonic control techniques through simulations and experiments, most have focused on forward flight condition, and relatively few have examined noise reduction in hover.
In this thesis, simulation of the rotor vibration and noise will be performed. The numerical simulation model will be constructed based on the configuration of the Seoul National University Flap (SNUF) rotor. Rotor analysis will be conducted using the multibody dynamics software DYMORE 4.0. SNUF rotor is a hingeless rotor equipped with after trailing edge flaps on each blade, and each flap is controlled by a servo motor mounted on the blade. Phase sweeps will be carried out for each flap actuation mode, and the resulting rotor disk load distributions and hub vibration variations will be analyzed.
The computed blade loads and deformations will be used to evaluate the noise hemisphere. Noise directivity is observed in both elevation and azimuth depending on the flap actuation condition, with the strongest directivity occurring near an elevation angle of approximately 30°. The noise variation trend resulting from the flap phase variations will be compared for each actuation mode, and the influence of the flap operation on noise will be evaluated.
Finally, rotating whirl tower tests will be conducted. To ensure the robustness of the flap system, multibody dynamics and stress analyses will be performed, and functional tests will confirm that the target flap frequency and amplitude will be achieved reliably. The non-rotating modal frequencies will be measured through impact hammer test, and the fan plot will be used to identify resonance avoidance RPM. Subsequent rotating experiments show that, at specific phases, the hub vibratory load is reduced by approximately 50%, and noise is reduced by approximately 4 dB.

국문 초록 (Abstract)

회전익기는 비행 시 높은 수준의 진동과 소음을 발생시키며, 주변 환경에 미치는 소음 피해를 줄이기 위해 다양한 저감 기법이 시도되어 왔다. 블레이드 형상을 변경하는 수동적 소음저감 기법이 지속적으로 연구되어 왔으며, 능동 진동 저감을 위해 개발된 개별 블레이드 제어, 고조화 제어, 능동 뒷전 플랩 등의 능동 진동 제어 기법 또한 소음 저감 방법으로 활용되고 있다. 이러한 고조화 기반 제어 기법에 대해서는 시뮬레이션 및 실험을 통한 연구가 다수 수행되었으나, 대부분 전진비행 조건에 대하여 수행되어 왔으며, 제자리비행에서의 소음 저감에 대한 연구는 소수에 불과하였다.
본 논문에서는 로터의 진동과 소음에 대한 시뮬레이션이 수행되었다. 시뮬레이션의 구성은 Seoul National University Flap(SNUF) 로터의 설계결과를 기반으로 작성되었다. 로터 시뮬레이션은 다물체동역학 해석 소프트웨어인 DYMORE 4.0을 활용하여 이루어졌다. SNUF로터는 무힌지형 로터이며 각 블레이드의 뒷전플랩을 포함하여 구성되었다. 각 블레이드의 뒷전플랩은 블레이드에 부착된 서보 모터의 운동을 통해 조절되었다. 각 플랩 작동 모드에 따라 위상 스윕을 진행하였으며 이에 따른 로터면 하중 분포와 허브 진동 변화를 분석하였다.
계산된 로터의 하중과 블레이드의 처짐을 이용하여 소음반구를 계산한다. 각 플랩 작동 조건에 따라서 고도각 및 방위각 방향으로의 지향성이 형성됨을 확인하였다. 약 30°부근에서 가장 큰 지향성이 발생하며, 각 작동 모드에 대해 뒷전 플랩 위상 변화로 인하여 발생하는 소음의 증감 양상을 비교하고, 플랩 작동이 소음 변화에 미치는 영향을 평가하였다.
최종으로, 회전실험을 수행하였다. 플랩의 건전도를 확인하기 위하여 다물체 동역학해석을 수행하였고, 작동 실험을 통해 목표한 주파수와 진폭을 안정적으로 구현하였다. 임팩트 해머 실험을 통해 비회전 모드 주파수를 측정하였으며 팬 선도를 통해 공진점 회피 구간을 산정하였다. 이후 회전실험을 통해 특정 위상에서 허브 진동이 약 50%, 소음이 약 4dB 감소함을 확인하였다.

목차 (Table of Contents)

• Abstract i
• Contents iii
• List of Tables v
• List of Figures vi
• Chapter 1 Introduction 10
• 1.1 Background and motivation 10
• 1.2 Literature review 16
• 1.2.1 Actuator technologies for active trailing-edge flap rotor system 16
• 1.2.2 Influence of active trailing-edge flap control inputs on noise 18
• 1.3 Thesis overview 24
• Chapter 2 Effect of the flap actuation on the rotor 25
• 2.1 Rotor system representation 27
• 2.2 Flap harmonic actuation modes 29
• 2.3 Effect of the flap actuation on the blade sectional loading 33
• 2.4 Effect of the flap actuation on the rotor hub vibration 42
• Chapter 3 Effect of the flap actuation on the rotor noise 46
• 3.1 Acoustic prediction and an input file setup 46
• 3.2 Noise hemisphere 48
• 3.2.1 Noise hemisphere under the baseline condition 48
• 3.2.2 Noise hemisphere under the flap actuation condition 51
• 3.3 Comparison of the best and worst noise conditions 60
• Chapter 4 Whirl tower experiment 68
• 4.1 Flap actuation experiment 68
• 4.2 Ground experiment 72
• 4.3 Whirl tower experiment: hub load 76
• 4.4 Whirl tower experiment: noise 83
• Chapter 5 Conclusion 90
• 5.1 Conclusion 91
• 5.2 Recommendation for the future research 93
• Appendix 95
• A. Corss section of noise hemisphere 95
• B. Measured hub load in time domain 96
• C. Measured noise in time domain 99
• References 102
• 국문초록 108