해외 선진국의 차세대 회전익기 기술발전 방향 및 동향

김덕관(Deog-Kwan Kim) 한국항공우주연구원 2021 항공우주산업기술동향 Vol.19 No.1

세계 선진국은 현재 운용 중인 회전익기(헬리콥터)를 대체할 미래형 차세대 회전익기 기술개발에 연구개발을 집중하고 있다. 현재 운용 중인 회전익기의 한계인 최대 속도와 비행거리를 극복할 기술을 연구개발하여 적용하려고 한다. 대표적인 해외 기술선진국은 미국과 유럽(프랑스, 독일, 이탈리아, 러시아)이다. 미국의 경우, 시콜스키사와 보잉사 연합체의 S-97 Raider, SB-1 Defiant 기종과 Bell사의 V-280 Valor 중심으로 기술을 설명하고, 유럽의 경우 에어버스 헬리콥터사 주관의 RACER를 중심으로 소개하며, 기타 러시아와 중국의 기술개발 현황도 간략하게 기술하고자 한다. 따라서 해외 선진국의 차세대 회전익기의 기술 동향을 분석하여 국내의 차세대 기동헬리콥터 체계 개발할 때 선행적으로 확보해야 하는 핵심기술 내용을 파악하고 정리하였다. Other countries such as USA, Europe have developed the future vertical lift (next rotorcraft, FVL) to replace existing conventional helicopter. FVL has the capability to overcome forward flight speed and flight range compared to existing rotorcraft. Major countries to develop next high speed long-range rotorcraft are USA, France, Germany, Russia. In USA, Sikorsky and Boeing consortium are developing S-97 Raider, SB-1 Defiant. Bell helicopter are developing Bell 360 Invictus and V-280 Valor. In Europe, Airbus Helicopter are developing RACER. Leonardo are developing NGCTR. So, recent technologies on FVL are described based on these major helicopters. Russia and China’s helicopter will be described shortly. Therefore this paper describes the next rotorcraft technologies of other advanced rotorcraft to identify the core technologies to be developed in Korea for the domestic next generation utility helicopter development program

Lift offset을 지닌 복합형 회전익기의 최적설계 프레임워크 개발

임재훈,신상준,기영중 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

Lift offset 로터와 보조추진장치가 장착된 복합형 회전익기를 개념설계 프로그램에서 고려하여야 하는 요소들을 조사하였다. 본 논문에서는 이전에 개발한 단일로터 회전익기 개념설계 프레임워크를 개선 확장하여 lift offset 복합형 회전익기의 설계가 가능하고자 개선을 시도하였다. 이 때 중요한 요소로 항공기의 요구마력을 예측하는 과정이 선정되었다. CAMRAD Ⅱ 해석 프로그램을 본 개념설계 프로그램과 연동하여 정밀한 요구마력의 예측을 가능하도록 수행 중이다. 강체 블레이드를 사용한 전기체 해석모델에 대한 검증을 수행하였으며 유연 블레이드 해석이 진행 중이다. 그리고 추력/양력 분담 비율 최적화 과정이 구현될 것이며, 이렇게 구현된 개념설계 최적화 프레임워크는 XH-59A 항공기의 자료를 이용하여 검증할 계획이다. In order to develop a compound rotorcraft conceptual design optimization framework, the relevant updating work is investigated and conducted. Previously, an improved conceptual design optimization framework was developed by the present authors to design a modern single main rotor and tail rotor helicopter. The developed framework is being updated to design the lift offset compound rotorcraft. The power estimation algorithm is being updated using a comprehensive rotorcraft analysis program, CAMRAD Ⅱ. The full lift offset rotorcraft analysis was established and validated using rigid blade rotors. Moreover, an optimization framework which optimizes the ratio of thrust/lift distribution between the rotors and the horizontal tail is being constructed. The developed conceptual design and optimization framework will be validated using the data of XH-59A aircraft.

Fan-in-Body 형태의 복합형 회전익기 초기 사이징

장지성,최일범,현영오,김명진,임종봉 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

수직이착륙과 고속 장거리 비행이 가능한 fan-in-body 형태 복합형 회전익기의 개념 설계를 수행하였다. 수직이착륙을 위해 두 개의 양력팬을 복합형 회전익기 동체에 설치하였고, 동체 후방에 있는 프로펠러를 이용하여 전진비행 시 필요한 추력을 생성한다. 일반적인 고정익 항공기 설계 기법을 이용하여 고속 전진비행 시 고양항비를 가지는 기체 형상을 설계하였다. 양력팬과 프로펠러의 효율, 엔진 성능 데이터, 기체의 양항비를 이용하여 전진 속도에 대한 설계된 형상의 비행 성능을 해석하였다. Fan-in-body 형상의 경우 천이 구간에서 양력팬에 의해 항력이 크게 증가한다. 저속에서의 큰 프로펠러 요구추력과 낮은 프로펠러 효율로 인해 천이구간의 요구마력이 고속 전진비행 일 때의 요구마력보다 큰 것을 확인하였다. A fan-in-body compound rotorcraft is conceptually designed for high speed, long range and VTOL. Two lifting fans and a propeller are used for VTOL and forward flight, respectively. A configuration is designed using general design method for a fixed wing aircraft, showing the high lift-drag ratio at the high cruise speed. Efficiency of the lifting fans and the propeller, engine performance data and aerodynamic characteristics of airframe are used to calculate flight performance of the configuration with respect to various forward speed. In a transition region, aerodynamic drag of the configuration increases significantly due to lifting fans. Therefore, required power in the transition region is larger than that at the high cruise speed because of high required thrust and low efficiency of the propeller at the low cruise speed.

Tipjet구동 방식을 가지는 복합형 회전익기 초기 사이징

최일범,장지성,현영오,김명진,임종봉 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

기존 헬리콥터의 제한된 최대 전진 비행 속도를 개선하기 위해 tip jet 형태의 구동 방식과 고정익을 가지는 복합형 회전익기의 초기 형상 사이징을 수행하였다. 초기 사이징 과정은 우선 제자리 비행을 고려하여 로터의 제원을 결정하였다. 결정된 로터의 제원을 활용하여 고속 전진 비행이 가능하도록 동체, 주날개, 및 꼬리 날개의 사이징을 수행하였다. 또한, 요구되는 전진 비행 속도 구간에서의 요구마력을 도출하기 위해 다양한 허브 모델을 고려하였고 이를 기본 구성품의 형상과 통합하여 요구 마력을 계산하였다. 계산된 요구마력에 다양한 tip jet 구동 방식의 효율 및 전진 비행을 위한 프로펠러의 효율을 고려하여 최종 요구 마력을 도출하였다. 결과적으로, 이를 활용하여 사이징된 tip jet 복합형 회전익기의 비행 성능을 기존의 유사급 헬리콥터와 비교하였다. A preliminary sizing of a tip jet driven compound rotorcraft has been conducted to overcome a limit of a maximum forward flight velocity for conventional helicopters. The sizing process was that specs of a rotor was firstly determined by considering a hover. Then a main wing, a fuselage and tail wings were sized for a forward flight. Also, various hub models combined with other components were considered to calculate required powers in a required velocity range. Efficiencies of tip jet driven mechanisms and a propeller for a forward flight were applied to the pre-calculated required power in order to have a final required power. Finally, flight performances were investigated and compared to those of conventional helicopters.

복합형 회전익기 중량 조사 및 분석 결과

현영오,최일범,장지성,김명진,임종봉 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

고정익기든 회전익기든 개발하고자하는 비행체에 대한 총중량은 초기 사이징의 진입단계에서 최초 입력값으로써 사이징의 반복 횟수 및 결과 정확성에 영향을 줄 수 있는 중요한 설계변수이다. 총중량은 공허중량과 유용하중(연료중량+유상하중)으로 구성되므로 총중량과 공허중량의 비율 추세식에 의한 유용하중과 설계자가 예측한 유용하중의 비교를 통해 총중량을 추정하는 것이 일반적이다. 따라서 추세식의 신뢰성은 중요하며 대상으로 하는 비행체의 형상에 따라 다르게 적용되어야 한다. 본 연구에서 대상으로하는 비행체는 고속/장거리, 수직이 · 착륙 성능을 보유하는 복합형 회전익기이므로 1950년대부터 개발된 유사 회전인기의 조사제원을 바탕으로 중량비 추세의 분석을 통한 공허중량 및 총중량을 추정하였고 연료중량 및 유상하중(탑재장비중량)의 예측을 통하여 유용하중의 적절성을 확인하였다. When it is developed, either fixed wing or rotary wing, the gross weight of the air vehicle is first input value at the entrance stage of preliminary sizing and a major design variable to impact on sizing iteration and result accuracy. Gross weight consists of empty weight and useful load(fuel weight+payload), so generally gross weight is estimated through the comparison of the payload by gross weight-empty weight trend ratio and predicted by designer. Therefore regarding the trends, the reliability is important and according to air vehicle types the different those has to be appled. In this study, the compound rotorcraft with high speed/long range, vertical take off and landing performance developed since 1950s, is investigated, and gross weight and empty weight is estimated by analysis of weight trend ratio, and the pertinence of useful load is confirmed by the prediction of fuel weight and payload.

Lift offset을 지닌 복합형 회전익기의 로터 최적설계 프레임워크 개발

임재훈,신상준,기영중 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4

본 연구에서는 Lift offset 로터와 보조추진장치가 장착된 복합형 회전익기의 로터 최적설계 프레임워크를 두 단계로 구축하였다. 고속에서의 순항 성능, 로터의 진동수준 및 중량을 최소화하는 것을 목적으로 하는 상위 최적설계 프레임워크가 구축되었다. 그리고 상위 최적설계 프레임워크에서 도출된 시위길이, 질량 및 강성 값을 가지는 복합재 블레이드 단면의 설계가 하위 최적설계에서 수행되었다. XH-59A 항공기를 대상으로 하여 상위 최적설계가 수행되었으며 그 결과 목적함수가 향상됨을 확인하였으며 특히 진동특성이 상당히 향상되었음을 확인하였다. In order to enhance the high-speed forward flight performance, vibration characteristics, and reduce rotor weight, a rotor design optimization framework was developed by applying a multi-level optimization approach. The upper level optimization framework yields the optimum planform and structural design variables which optimizes the cruise performance, vibration and rotor weight. The optimized planform and rotor structural properties obtained by the upper level optimization are transferred to the lower level optimization. During the lower level optimization process, the detailed cross-sectional design values for a composite blade are determined. As a result, the objective functions of the upper level optimization were improved. Especially, the vibration level was significantly improved.

고속 비행 복합형 무인 회전익기의 강체 동축반전 로터의 성능 및 공력 하중 해석

권영민,박재상 한국군사과학기술학회 2020 한국군사과학기술학회지 Vol.23 No.4

This study investigates the performance and blade airloads for a rigid coaxial rotor of high-speed compound unmanned rotorcrafts. The present compound unmanned rotorcraft uses not only a rigid coaxial rotor, but also wings and propellers for high-speed flights. For the rigid coaxial rotor in this work, CAMRAD II, a rotorcraft comprehensive analysis code, is used to study the performance at a flight speed of up to 250 knots and blade section lift forces at 230 knots. As the flight speed increases, the rotor power decreases; however, the power of propellers increases to overcome the drag force of a rotorcraft in high-speed flight. The effective lift-to-drag ratio of a rotor has the maximum value of about 11.6 which is much higher than the value of the conventional helicopter. The blade section lift forces of the upper and lower rotors at 230 knots show the similar variation trends for one rotor revolution, and the impulses because of the aerodynamic interaction between both rotors are observed.

복합형 회전익기의 푸셔 프로펠러 최적 설계에 대한 상쇄 연구

유영현(Younghyun You),장지성(Jisung Jang),현영오(Young-O Hyun),김유경(Yoo Kyung Kim),이광현(Kwang Hyun Lee),임종봉(Jong Bong Yim),이종훈(Jong Hoon Lee) 한국항공우주학회 2019 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2019 No.4

복합형 무인 회전익기의 수직모드 SCAS 설계

정준호(Junho Jeong),이광현(Kwanghyun Lee),황선유(Sunyu Hwang),원대연(Dae-Yeon Won) 한국항공우주학회 2018 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2018 No.11

복합형 무인 회전익기의 비행모드에 따른 SCAS 설계

이동우(Dongwoo Lee),정균명(Kyun Myoung Jung),정준호(Junho Jeong) 한국항공우주학회 2019 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2019 No.4