하이브리드-전기 틸트로터 개념연구

최성욱(Seong Wook Choi) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.4

하이브리드-전기 틸트로터에 대한 세계적 개발동향과 배터리 및 모터와 같은 관련 핵심기술의 수준을 파악하였다. 틸트로터에 하이브리드-전기동력계통을 적용함에 따른 장단점을 파악하고, 총 중량 200㎏ 급 틸트로터무인기에 대한 하이브리드-전기 동력장치 개념연구를 수행하였다. 엔진구동의 틸트로터무인기 성능을 기준으로 순수 전기 동력을 적용한 경우와 하이브리드-전기 동력계통을 적용한 경우에 대해 각각 성능을 계산하였고, 현재의 엔진구동 틸트로터 성능 수준 구현을 위해 요구되는 배터리 및 모터의 성능을 제시하였다. The development trends of hybrid-electric tiltrotor aircraft and the current level of core technologies such as motor and battery have been investigated. The advantages and challenges for the application of hybrid-electric system to the conventional tiltrotor aircraft driven by engine were identified. The conceptional study for the gross weight 200㎏ class hybrid-electric tiltrotor unmanned aerial vehicle has been conducted. The flight performances for the electric powered tiltrotor and the hybrid-electric tiltrotor were calculated and compared with the performance of the engine driven tiltrotor. The required performances of battery and motor to achieve similar performance of the current engine driven tiltrotor were provided.

틸트로터 비행체 개념에 대한 기술적 논란 및 비행안전성 논란 분석

안오성(Oh-sung Ahn),김재무(Jai-Moo Kim) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1

틸트로터 기술이 항공기 주요 제작사와 정책 입안자 그리고 대중매체의 뜨거운 논쟁주제가 되어온 지도 수 십 년이 지났다. 그러한 주제에 대해서 공식적인 조사와 객관적인 방법에 의해 답변이 되어졌음에도 불구하고 틸트로터 기술의 적절성에 대한 우려의 기사나 논란이 여전히 틸트로터 개발프로그램의 발목을 잡으려할 때가 있는데 이러한 논의에서 거론된 기술적 내용 중 대부분은 사실과 동떨어진 것이다. 이 논문은 그러한 이슈와 비행 시험에서 발생했던 사고에 대한 균형 있고도 기술적인 이해를 제공하기 위해 작성되었다. Several decades have passed since tiltrotor technology became a hot issue of debates between aircraft majors, policy maker and mass-media. Although most of those subjects have been officially probed or answered in objective way, biased articles or argues related with the adequacy of this technology still prevail in the way of tilt-rotor development programs, which are total1y irrelevant and out-dated. This paper aims to help understanding on those issues in technically balanced manner and the cases of flight test mishaps.

200kg급 틸트로터무인기 (TR60) 비행시험

최성욱,강영신,박범진,장성호,김유신,조암,이명규,이치훈,송복섭,장은영 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

스마트무인기의 60% 스케일, 최대이륙중량 200kg급 틸트로터 무인기 (TR60)에 대한 비행시험을 수행하였다. 비행시험은 틸트로터 항공기의 모든 비행영역을 포함하는 회전익, 천이, 그리고 고정익 모드까지 이루어 졌다. 회전익 모드 비행에서는 자동이착륙을 비롯한 기본 비행성능 시험이 이루어 졌으며, 고정익 모드에서는 로터 회전수 감속 비행, 연료량 측정을 위한 체공비행, 그리고 최대속도 비행이 수행되었다. 비행시험 과정에서 엔진 냉각을 위한 측면 베인 효과를 비롯한 여러 가지 비행체 및 성능 관련 개선점이 파악되었으며, 최대이륙중량에서의 호버 성능 확인을 위한 안전줄 시험도 수행되었다. 본 비행시험을 통해 TR60 틸트로터 무인기의 비행특성 및 성능이 파악되었으며, 향후 점진적인 성능개선을 통해 실용급 틸트로터 무인기로서의 활용성을 기대할 수 있게 되었다. This paper describes on the flight test for the MTOW 200kg-class tiltrotor UAV (TR60) which is about 60% scale of Smart UAV. The flight test has been conducted for all flight modes of tiltrotor: helicopter, conversion, and airplane modes. At the helicopter mode flight, auto take-off and landing as well as basic flight pattern were tested. The rotor rpm reduction, the fuel consumption measurement for long endurance flight, and the speed increasing to the maximum speed were conducted during the airplane mode flight. In the flight test, various aircraft and control issues such as side vane effect for engine cooling were identified and the hovering characteristics for the MTOW were evaluated. The operational extendibility and efficiency of the 200kg-class tiltrotor UAV are anticipated from the result of this flight.

축소형 틸트로터 무인기의 전자동 비행시험을 위한 문제해결과정

강영신,박범진,유창선,구삼옥,이장호 한국항공우주연구원 2009 항공우주기술 Vol.8 No.1

The ground integration test of Smart UAV has been performed according to the flight test plan. The flight test of full scaled model will be performed followed by 4 DOF ground rig test and a tethered hover test. Smart UAV is the first indigenous tiltrotor aircraft which can fly with fast cruise speed and take off or land vertically. In order to prove the flight control law of Smart UAV, the 40% scaled airplane was developed and have been tested. During flight test of small scaled model, many unique and unexpected problems occurred. After clearing these problems, fully automatic flight test was performed successfully. The experiences about many trouble shooting and resolving the problems would be basic material to avoid the unexpected but similar flight test problems hidden behind of the full scaled Smart UAV. This paper presents the detailed procedures of trouble shootings to solve the unique problems which occurred during the flight test of small scaled tiltrotor UAV. 스마트무인기는 수직이착륙과 고속비행이 동시에 가능하도록 헬리콥터와 고정익 항공기의 장점을 결합한 틸트로터 항공기이다. 현재 지상통합시험을 수행중이며, 4자유도 지상치구시험과 안전줄 호버시험을 거쳐 비행시험을 수행할 예정이다. 스마트무인기에 적용된 제어법칙을 검증하기 위해서 40%축소기를 개발하여 비행시험을 수행하였다. 비행시험결과 예측하기 어려웠던 틸트로터 항공기의 고유한 기술적인 문제점들이 발생하였으며, 이러한 문제점을 해결하여 전자동 비행시험을 완료하였다. 본 논문에서는 국내 최초로 수행된 축소형 틸트로터 항공기의 비행시험 과정 중에 발생한 주요한 문제점을 서술하고, 그 해결과정을 상세하게 기술하였다. 축소형 틸트로터 항공기의 전자동 비행시험 수행을 통해 경험한 시행착오와 개선사항은 향후 계획된 스마트 무인기의 실물기 비행시험을 성공할 수 있는 훌륭한 초석이 될 것이다.

풍동 시험용 틸트로터의 성능 및 하중 해석의 검증 연구

황의진,박재상,이명규 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.1

This paper conducts the performance and load analyses for TRAM(Tilt Rotor Aeroacoustic Model) which is a 25% scaled V-22 tiltrotor model used in wind tunnel tests. A rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II, is used for the present tiltrotor aeromechanics modeling and analyses in helicopter mode. The blade is represented using nonlinear finite beam elements. The stall-delay model and multiple-trailer wake with consolidation model are used for modeling of tiltrotor aerodynamic loads. The present analysis results are compared with the previous DNW wind tunnel test and analysis results. The calculated rotating blade natural frequencies are in excellent agreement with the previous predictions. The hover performance is successfully validated with the measured data. The blade airloads with oscillations due to blade-vortex interaction (BVI) are investigated for in low-speed forward flight. The correlations of blade structural loads are moderate or poor since the flap bending moments are reasonably compared with the measured results; however, the lead-lag bending moments and torsion moments show large discrepancies. 본 논문에서는 V-22 Osprey 틸트로터의 25% 축소 모델인 TRAM에 대하여 회전익기 통합 해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 프롭로터의 Aeromechanics 모델링, 성능, 블레이드 공력 및 구조 하중 해석을 수행하고 이를 DNW 풍동 시험 결과 및 기존의 해석 연구 결과와 비교하였다. 블레이드는 비선형 탄성보를 이용하여 구조 동역학 거동을 표현하였으며, Stall-delay 및 Free-wake 모델을 이용하여 틸트로터의 독특한 공력 모델링을 수행하였다. 본 연구의 로터 블레이드 회전 고유 진동수 해석과 선행연구의 해석 결과가 잘 일치함을 확인하고, 헬리콥터 모드에서 제자리 및 전진 비행 성능 해석 결과와 풍동 시험 결과와의 유사한 경향을 관찰하였다. 또한 저속 전진 비행 시 공력 하중 해석으로부터 블레이드-와류 간섭으로 인한 공력 하중의 진동 현상을 적절히 묘사할 수 있음을 조사하였다. 마지막으로 본 연구의 블레이드 플랩 굽힘 모멘트 해석 결과는 풍동 시험 결과에 대하여 적절히 비교되었으나, 리드-래그 굽힘 모멘트 및 비틀림 모멘트 해석 결과는 풍동 시험 결과와는 다소 다른 경향을 보였다.

틸트로터 무인기 로터 발란싱

김유신,이명규,최성욱 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

제대로 balancing이 잡힌 회전체는 베어링에 크게 무리를 주지 않으며 피로파괴될 확률을 현저히 줄여 주어 회전체 시스템의 수명을 연장해 준다. 틸트로터 형태의 스마트무인기는 동체 중앙에 엔진이 장착되어 있고, 엔진으로부터 발생한 출력은 드라이브시스템을 거쳐 양쪽 날개 끝에 위치한 로터시스템으로 전달된다. 스마트무인기의 로터시스템 balancing을 위하여 각각의 로터에 single plane balancing을 적용하였으나, balancing 작업을 완료한 로터가 반대쪽 로터의 balancing 작업 후에 다시 balancing이 틀어지는 현상이 발생하였다. 이후 2 plane balancing을 적용하여 이러한 cross effect를 해결하였으나, 100% 운용 회전수에서 balancing을 완료한 로터들이 80% 운용 회전수에서 매우 심한 unbalance를 보이는 현상이 다시 나타나, 최종적으로 2 plane multi speed balancing을 적용하여 over balancing 문제를 해결하였다. Balancing of rotors prevents excessive loading of bearings and avoids fatigue failure, thus increasing the useful life of machinery. Smart UAV is a tiltrotor type UAV and equipped with one turbo shaft engine located at the center of fuselage. The output torque from the engine is transferred to the rotors located at the both ends of wing through the drive system. Single plane balancing was applied to each rotor, but the unbalance of balanced rotor was increased after the balancing of the other rotor. This cross effect was resolved by introducing 2 plane balancing, but the rotors balanced at 100% operating rpm experienced significant unbalance at 80% operating rpm. To resolve this problem, 2 plane multi speed balancing was finally introduced and the over balancing problem at one speed was well settled.

스마트무인기 로터 공탄성 및 훨플러터 안정성 해석

김도형(Do-Hyung Kim),이주영(Ju-Young Lee),김유신(Yu-Shin Kim),이명규(Myeong-Kyu Lee),김승호(Seung-Ho Kim) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.6

틸트로터 항공기는 기존의 헬리콥터에 비해 두 배 정도 빠르고 비행 가능 영역은 수배에 이른다. 로터시스템을 틸팅(tilting)하여 전진비행하기 때문에 기존 헬기 블레이드에서 발생되는 전진면의 압축성 효과와 후퇴변의 실속을 방지하는 효과를 얻을 수 있다. 그러나 틸트로터 항공기에서는 휠플러터(whirl flutter)로 알려진 공탄성 불안정성으로 인해 최대 전진속도에 제한을 가지게 된다. 본 논문에서는 우선 로터시스템 자체의 공탄성 안정성에 대한 파라메트릭 연구를 수행하였고, 피치링크 강성, 짐발 스프링 상수, 원추각이 스마트무인기의 훨플러터 안정성에 미치는 영향을 CAMRAD Ⅱ를 이용한 해석을 통해 고찰 하였다. Tiltrotor aircraft can fly about twice faster and several times further than conventional helicopters. These aircraft provide advantages preventing compressibility of advancing side and stall of retreating side of blades because they take forward flight with tilting rotor systems. However, they have limit on forward flight speed because of the aeroelastic instability known as .whirl flutter. First, the parametric study on the aeroelastic stability of the isolated rotor system has been performed in this paper. And the effects of pitch-link stiffness, gimbal spring constant, and precone angle on the whirl flutter stability of Smart-UAV have been investigated through CAMRAD Ⅱ analysis.

틸트로터 무인기 활주이륙 성능해석

김유신,최성욱 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

착륙장치가 중앙 동체에 3점지지 식으로 장착된 틸트로터 항공기는 수직이착륙 뿐만이 아니라 활주이륙도 가능하다. 활주이륙은 프롭로터가 낼 수 있는 최대 추력 이상의 무게로 틸트로터 항공기가 이륙하는 것을 가능하게 한다. 본 연구에서는 최대이륙중량 약 200kgf 급의 TR6X로 명명된 틸트로터 무인기가 프롭로터 최대 추력 이상의 무게로 이륙할 때 필요한 이륙활주거리를 계산하였다. CAMRADⅡ를 이용하여 로터 공력을 계산하였으며, 동체 공력은 스마트무인기 공력계수를 약간 가공하여 사용하였다. 최적화 기법을 적용하여 최소 이륙활주거리를 계산해 본 결과, 추가 중량이 20kgf인 상태에서 이륙할 경우 약 100m의 이륙활주거리가 필요하였고 추가 중량이 늘어날수록 최소 이륙활주거리도 증가하는 경향을 보였다. 최적의 틸트각은 70 ~ 80도 사이, 최적의 플랩각은 약 40도 근처에서 결정되었다. The TR6X is a tiltrotor UAV equipped with the tripod landing gear system and it’s maximum takeoff weight is about 200kgf. The running takeoff is possible for the TR6X because the tripod landing gear system is attached to the main body. The running takeoff makes it possible for the tiltrotor to take off with the weight more than the maximum proprotor thrust. In this study, the minimum takeoff ground roll distance of the TR6X with the additional weight is calculated. 100m of roll distance is required to take off with the additional weight of 20kgf. The optimal tilt angle is around 70 ~ 80 degree and the optimal flap angle is about 40 degree.

나셀장착 확장날개를 갖는 틸트로터 무인기의 안전줄 호버시험

강영신,박범진,조암,유창선,이명규 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

틸트로터 무인기의 성능향상을 위해서 나셀바깥에 확장날개를 장착한 모델에 대해 제어법칙을 설계하였다. 설계된 제어기를 비행제어 컴퓨터에 탑재하고 HILS를 수행하였다. 검증된 비행제어시스템을 확장날개를 장착한 비행체에 탑재하여 지상 엔진런 시험을 수행하였다. 지상시험을 완료하고 비행체에 안전줄을 장착한 후 호버시험을 수행하였다. 안전줄 호버시험 결과 측풍에 대해 충분한 호버성능을 갖는다는 것을 확인하였다. 본 논문에서는 확장날개가 장착된 틸트로터 무인기의 비행제어 설계결과 및 안전줄 시험결과에 대해 기술하였다. The control laws are designed on the tiltrotor UAV that has nacelle mounted wing extensions on outer nacelles. HILS is performed with the flight control system including control laws. The ground test is followed to evaluate the performance of rotor governor and the reliablity of flight control systems. After that tethered hover test is performed to evaluate the hover performance including the sensitivity of wind due to the extended wing. The test results shows that the wing extension model is robust on the wind. This paper presents the results of development of flight control system for the tiltrotor UAV that has nacelle mounted wing extension as well as the tethered hover test results.

200㎏급 틸트로터무인기 성능해석 및 지상시험

최성욱,이명규,장성호,김유신,이치훈 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

본 논문에서는 현재 개발중인 최대이륙중량 200㎏급 틸트로터 무인기에 대한 성능해석과 지상시험 결과를 기술하였다. 자체 성능해석 코드를 이용하여 틸트로터 무인기의 속도, 고도, 그리고 틸트각에 따른 다양한 성능 인자를 계산하였다. 본 성능계산을 통해 틸트각에 따른 체공 및 항속거리 성능이 계산되었으며, 부분 틸트각, 특정 속도에서 최대의 체공성능이 나타남을 알 수 있었다. 프롭로터의 추력 성능 개선을 위해 새롭게 설계된 확장형 프롭로터를 장착한 비행체 시스템에 대한 지상시험을 수행하였다. 본 지상시험을 통해 확장 블레이드의 상당한 추력 증가와 시스템의 안정성을 확인하였다. 본 연구의 결과를 통해 본 200㎏급 틸트로터 무인기의 운용의 확장성 및 효율성이 증대될 수 있을 것으로 기대되었다. This paper describes on the performance analysis and ground test for the 200㎏-class tiltrotor UAV under development. Various performance parameters for the variations of speed, altitude and tilt angle were calculated using in-house performance code. From the calculation of endurance and range for the various flight conditions, it was revealed that the endurance performance was maximized at a partial tilt angle and a speed rather than pure airplane mode. The ground test for the air vehicle system adopting new proprotor blade for improving thrust efficiency was conducted. The signigicant increase of thrust of the extended proprotor was obtained and the stability of the system was checked. The operational extendibility and efficiency of the 200㎏-class tiltrotor UAV are anticipated from the result of this study.