SPR(Stereo Pattern Recognition) 기법을 이용한 동축 로터 블레이드의 변형에 대한 실험적 연구

유찬호(Chanho Yoo),윤병일(Byung-Il Yoon),채상현(Sanghyun Chae),김도형(Do-Hyung Kim),김덕관(Deog-Kwan Kim) 한국항공우주학회 2020 韓國航空宇宙學會誌 Vol.48 No.8

동축 로터 시스템은 기존의 헬리콥터뿐만 아니라 드론, PAV, 차세대 고속 회전익기 및 화성탐사용 헬리콥터에 적용되는 등, 활용 분야가 점점 넓어지고 있다. 로터 시스템의 성능 연구는 기존 연구에서 동축 로터를 대상으로도 여러 차례 수행되었으나, 로터 블레이드의 변형에 대한 연구는 주로 단일 로터 시스템만을 대상으로 진행되었다. 하지만 동축 로터 시스템에서는 주변에서 발생하는 유동이 복잡하며, 두 로터의 간격이 로터 시스템 전체의 성능에 주요한 영향을 주므로 블레이드의 변형 연구가 더욱 중요하다. 이에 본 연구에서는 최신식 고속 영상촬영 기법 중 하나인 SPR(Stereo Pattern Recognition) 기법을 사용해 동축 로터 블레이드의 변형 측정에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 본 연구에는 한국항공우주연구원에서 개발한 축소 동축 로터 시험장치가 사용되었으며, 로터 블레이드의 변형과 성능의 연관성을 고찰하기 위해 동축 로터 시스템의 성능시험이 선행되었다. 해당 시스템의 로터 블레이드 변형을 SPR 기법으로 측정한 결과는 사전에 진행된 성능시험 결과와 함께 본 논문에 제시되었다. These days, the coaxial rotor system is used for various purposes like UAVs, Mars exploration helicopters, and the next-generation high-speed rotorcraft. A number of research projects on aerodynamic performance of rotor systems, including the coaxial configuration have been made previously. On the contrary, research on rotor blade deformation has been mainly carried out regarding the single rotor system, where such effort has not been enough on the coaxial system. Nonetheless, in case of the coaxial system, blade deformation analysis is much more important because of the complex air flow around the rotors, and that the distance between the two rotors is a key factor affects aerodynamic performance of the entire system. For these reasons, an experimental study on rotor blade deformation of the coaxial system was conducted using the Stereo Pattern Recognition(SPR) technique, one of the state-of-the-art of photogrammetry method. In this research, a small-scale coaxial rotor test stand designed by Korea Aerospace Research Institute(KARI) was used. With the same test stand, performance of the coaxial configuration had been studied before the experimental study on blade deformation, in order to find the relation between performance and blade deformation of the rotor system. Results of the performance test and the deformation study are presented in this article.

도심 항공 교통을 위한 전기동력 수직 이착륙기의 동축 동회전 로터의 성능해석 연구

이유빈(Yu-Been Lee),박재상(Jae-Sang Park) 한국항공우주학회 2021 韓國航空宇宙學會誌 Vol.49 No.12

본 연구에서는 회전익기 통합해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 동축 동회전 로터(적층 로터)의 모델링과 제자리 비행 성능해석을 수행하였다. 본 연구는 주요 설계 변수인 방위각 위상차와 상/하단 로터 사이의 간격을 적절히 고려하여 동축 동회전 로터를 모델링하였으며, 기존 동축 반전 로터의 상단 로터의 토크 값을 동축 동회전 로터의 트림 목표 값으로 이용한 트림 기법 및 동축 반전 로터의 전체 추력 값을 트림 목표 값으로 이용한 트림 기법에서 제자리 비행 성능해석을 각각 수행하였다. 토크 트림 기법을 이용하였을 시 전체 로터의 추력은 -10°의 방위각 위상차에서 1.84% 최대화되었고, 추력 트림 기법을 적용하였을 때에는 전체 로터의 동력은 20°의 방위각 위상차에서 4.53%만큼 최소화되었다. 본 연구를 통하여 전기동력 수직 이착륙기에서 활용될 수 있는 동축 동회전 로터의 제자리 비행 성능이 방위각 위상차의 값에 따라 변화될 수 있음을 확인하였다. This numerical study conducts the modeling and the hover performance analyses of coaxial co-rotating rotor(or stacked rotor), using a rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II. The important design parameters such as the index angle and axial spacing for the coaxial co-rotating rotor are varied in this simulation study. The coaxial co-rotating rotor is trimmed using the torque value of the upper rotor of the previous coaxial counter-rotating rotor or the total thrust value of the previous coaxial counter-rotating rotor in hover. The maximum increases in the rotor thrust is 1.84% for the index angle of –10° when using the torque trim approach. In addition, the maximum decreases in the rotor power is 4.53% for the index angle of 20° with the thrust trim method. Thus, the present study shows that the hover performance of the coaxial co-rotating rotor for e-VTOL aircraft can be changed by the index angle.

동축반전 로터의 제자리 비행 공력소음 특성에 관한 수치 해석적 연구

소서빈(Seo-Bin So),이경태(Kyung-Tae Lee) 한국항공우주학회 2021 韓國航空宇宙學會誌 Vol.49 No.8

본 논문에서는 제자리 비행하는 동축반전 로터의 설계 파라미터인 상하부 로터의 축 간격에 따른 공력 특성 및 공력소음 특성에 관해 전산유체해석을 통해 분석하였다. Reynolds Averaged Navier Stokes 방정식을 사용하여 공력 해석을 진행하였으며 공력소음 해석 시에 Ffowcs Williams ans Hawkings 방정식을 사용하여 공력 특성 및 공력소음 특성을 비교하였다. 동축반전 로터는 회전에 의해 상하부 로터가 다른 각도를 가지며, 위상이 주기적으로 변하는 비정상 특성을 가진다. 상하부 로터의 간격이 증가함에 따라 유동 상호간섭이 감소하여 추력 및 토크의 공기역학적인 효율이 증가함을 확인하였다. 공력소음 관점에서 회전 평면 방향으로 방사하는 소음 특성은 축 간격에 의한 영향이 미미하게 나타났다. 로터 수직 아래 방향으로 주파수가 증가함에 따라 음압이 감쇄하지 않고 크기가 유지되어 전체 음압 수준을 증가시킨다. 동축반전 로터의 축 간격이 증가함에 따라 유동의 비정상 특성이 감소하여 전체 음압 수준이 크게 감소함을 확인하였다. In this paper, the aerodynamic and aeroacoustic characteristics that vary depending on the rotation axial distance between the upper and lower rotor, which is one of the design parameters of the coaxial rotor, is analyzed in the hovering condition using the computational fluid dynamics. Aerodynamic analysis using the Reynolds Averaged Navier Stokes equation and the aeroacoustic analysis using the Ffowcs Williams ans Hawkings equation is performed and the results were compared. The upper and lower rotor of the coaxial rotor have different phase angle which changes periodically by rotation and have unsteady characteristics. As the distance between the upper and lower rotors increased, the aerodynamic efficiency of the thrust and the torque was increased as the flow interaction decreased. In the aeroacoustic viewpoint, the noise characteristics radiated in the direction of the rotational plane showed little effect by axis spacing. In the vertical downward direction of the axis increased, the SPL maintains its size as the frequency increases, which affects the increase in the OASPL. As the axial distance of the coaxial rotor increased, the noise characteristics of a coaxial rotor were similar with the single rotor and the SPL decreased significantly.

풍동 시험용 강체 동축 반전 로터의 피치 링크 진동 하중 해석의 검증 연구

이수빈,이유빈,김도형,박재상 한국항공우주학회 2024 韓國航空宇宙學會誌 Vol.52 No.1

본 논문에서는 회전익기 통합 해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 풍동 시험용 강체 동축 반전 로터의 스와시플레이트, 피치 링크, 및 피치 혼 등의 로터 조종 계통을 상세 모델링하고 성능, 로터 허브 진동 하중, 및 피치 링크 진동 하중 검증 연구를 수행하였다. 로터 조종 계통의 상세 모델링이 적용된 본 연구의 로터 성능 및 허브 진동 하중 해석 결과는 풍동 시험 및 선행 해석 연구 결과와 유사함을 확인하였다. 또한, 다양한 전진 속도(전진비) 및 Lift-offset 값에 대하여 상/하 로터의 피치 링크의 진동 하중을 계산하였으며, 1P~4P의 진동 성분의 하중이 풍동 시험 결과와 비교적 유사하였다. 마지막으로, 주어진 Lift-offset 값에 대하여 전진 속도가 증가할 때, 상/하 로터의 피치 링크 진동 하중의 크기가 증가함을 조사하였다. This paper analyzes the vibratory loads of pitch-links for a rigid coaxial rotor in wind-tunnel tests. A rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II, is used for the aeromechanics modeling and analyses. The detailed modeling for a rotor control system including swashplates, pitch-links, and pitch-horns is applied. When the rotor control system modeling is improved through the present work, the aerodynamic performances of the rigid coaxial rotor, such as, the rotor lift, torque, and effective lift-to-drag ratio, and the 2P rotor hub vibratory loads are well correlated with the measured data and previous predictions. The pitch-link vibratory loads in 1P to 4P components are nicely or moderately compared to the wind-tunnel test results. In addition, the peak-to-peak values of the pitch-link vibratory loads for the upper and lower rotors increase as the advance ratio (or wind speed) increases.

물리 기반 자유후류 모델링을 통한 소형 무인기용동축 로터 블레이드의 최적 설계

이다운,홍윤표,박준휘,이관중 한국전산유체공학회 2022 한국전산유체공학회지 Vol.27 No.4

Coaxial rotors can generate high thrust with a small aircraft volume, which makes them an attractive configuration for small unmanned aerial vehicles (UAV), particularly for hovering and low-speed flights. However, the aerodynamic interference between the upper and lower rotors makes it more challenging to predict design trends for aerodynamic performance. Three-dimensional compressible unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (3D URANS) solver can be a suitable choice, however, it requires burdensome computational cost for design optimization. One alternative that can alleviate the computational burden of design optimization with little loss of accuracy is lifting-line theory coupled with a free-wake method. Although the free-wake method provides a high degree of freedom in modeling the wake effects, a well-adjusted wake model can provide an accurate prediction of aerodynamic performance and design trends. In this study, the free-wake model has been adjusted to correlate the aerodynamic environment, such as sectional thrust, induced velocity, the effective angle of attack, and wake geometry, predicted by the 3D URANS simulation for the baseline coaxial rotor. By adjusting the physical model parameters of free-wake, such as core type, growth rate, and its initial strength, the free-wake model is adjusted based on the physical relationship, not the simple linear scaling factor generally used to inflow factor. The optimal coaxial rotor was derived based on the performance prediction of the adjusted free-wake model. The 3D URANS simulation was also conducted for the optimal coaxial rotor and compared the aerodynamic environments predicted by the adjusted freewake model. The performance index and aerodynamic environments predicted by both solvers also showed similar results for the optimal coaxial rotor. The present physics-based freewake adjustment can be an efficient design approach with consideration of the complex aerodynamic phenomena of a coaxial rotor system.

덕트형상에 따른 동축반전 로터블레이드 주위의 전산유동해석

김수연(Suyean Kim),최종욱(Jongwook Choi),김성초(Sungcho Kim) 한국가시화정보학회 2010 한국가시화정보학회지 Vol.8 No.2

Regarding the aircrafts with a rotor blade system, the miniaturization of them is limited due to the rotor blade length and the tail rotor system. To miniaturize an aircraft, an equipment is required that increases thrust and also shortens the length of the rotor blade. The present study will conduct the flow analysis for miniaturizing the aircraft by applying a duct to the coaxial rotor blade system without tail rotor. First, the verification on the calculated results was conducted through the computational flow analysis on the coaxial rotor blade system without a duct. Then, the flow analysis for the coaxial rotor blade systems was performed including Ka-60 duct, Single duct, Twin duct, and Double duct, respectively. From the numerical results, the thrust coefficient appeared higher with the duct than without a duct for the coaxial rotor blade system. Especially, in the case of Double duct, the thrust was improved due to the increase of incoming flow and the extension of the wake area. These results will be used as the basic concepts for miniaturizing the aircraft with the rotor blade system. The flow analysis on the coaxial rotor blade system including the fuselage remains as a future work.

풍동 시험용 Lift-offset 동축 반전 로터에 대한 성능 및 허브 진동 하중 해석의 검증 연구

이유빈,박재상 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.7

Performance and hub vibratory load analyses for a lift-offset coaxial rotor are conducted using a rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II. The lift-offset coaxial rotor is trimmed to match the total rotor thrust(lift-offset coaxial rotor’s thrust) or the individual rotor thrust(upper and lower rotor thrusts, respectively) in this study. The individual rotor’s lift and torque, and effective rotor lift to drag ratio for the total rotor are investigated for various advance ratios and lift-offset values. The two result sets with different trim methods are similar to each other and they are correlated well with the wind-tunnel test results. Therefore, the present study using CAMRAD II validates successfully the aeromechanics modeling and analysis techniques for the lift-offset coaxial rotor.

동축 로터 해석을 위한 Actuator Model을 포함한 압력 기반의 압축성 유동 해석자 개발

김태우(T.W. Kim) 한국전산유체공학회 2021 한국전산유체공학회지 Vol.26 No.4

The purpose of present study is to develop a pressure based compressible flow solver with actuator models to estimate the performance of coaxial rotor. In order to aim this purpose, actuator models which used developed for the single rotor performance was modified to analyze the coaxial rotor performance by isolating and correcting the effect of each rotor blade. In addition, the suggested Actuator models were combined with a pressure based compressible solver which was developed previous research. The hovering rotor analysis results calculated by the developed solver were compared with Full-CFD results with a body fitted mesh. The proposed actuator methods can predict the thrust and power of a coaxial rotor as accurately as a full-CFD method. Moreover, the suggested actuator surface model well predicts the interaction effects between near blades than previous manner.

드론용 동축 반전 로터와 단일 로터의 지면효과에 따른 추력특성에 대한 수치 비교 연구

장호준,김훈재,김병수 한국전산유체공학회 2022 한국전산유체공학회지 Vol.27 No.3

In this study it is attempted to compare the difference of increase rate of rotor thrust between coaxial counter-rotating rotor and single rotor due to ground effect by using computational fluid analysis. Rotor system was modeled with a commercial propeller usually used in small drones in both cases, and thrust was calculated with unsteady-state transient analysis by using Fluent 19.1 software. As a result, it is found that the rate of change of rotor thrust in accordance with the distance to the ground of coaxial rotor with a relatively large inter-propeller distance is quite different from the case of a single rotor.

다중 로터 성능 해석을 위한 Actuator Surface Model 개발

김태우,오세종,이관중 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

이 연구의 목적은 로터 해석에 적용할 수 있는 Actuator Surface Model(ASM)을 사용하여 다중 로터의 유동 해석을 수행하는 것이다. 이를 위해 기존의 ASM 연구에서 지적되는 속도 획득 방안의 모호성에 대한 해결책을 제시하고자 한다. 양력선 이론을 기반으로 한 개선된 속도 획득 방안을 제시함으로써 기존의 대다수의 비정상 actuator 모델이 공통적으로 사용하는 tip loss correction 을 사용하지 않고 보다 정확한 성능 해석이 가능하도록 하였다. Open Source CFD 코드인 OpenFOAM 과 개선된 ASM 모델을 결합하여 Coaxial rotor 에 대한 해석을 수행하였다. 이를 통해 개선된 ASM 모델이 다중 로터의 해석에 유용함을 보였다. The purpose of this study is to perform the multi rotor analysis by Actuator Surface Model (ASM) which is used for the unsteady rotor analysis. To this end, the improved method to obtain the relatively velocity that was mainly problem of the previous studies is suggested. By suggesting the improved method based on lifting line theory, the performance analysis is executed without tip loss correction that was used the previous studies. A coaxial rotor was analyzed by the improved ASM with open source cfd code, OpenFOAM. This study shows that the improved ASM method is more useful for the multi rotor analysis.