깃요소 운동량 이론, 실험유체 및 전산유체해석 기법을 이용한 저 레이놀즈 수 프로펠러 성능 해석 = Performance Analysis of Propellers Operating at Low Reynolds Numbers with Theoretical, Experimental and Computational Methods

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

In order to analyze the performance of propellers operating at low Reynolds numbers, wind-tunnel tests, CFD computations, and blade element momentum theory have been carried out for a range of advance ratio. The wind-tunnel test of the propeller designed for high altitude solar UAV application was conducted at fixed rpm, in a suction-type subsonic low-speed wind tunnel of Sejong University. Thrust and torque data of the propeller were acquired using a thrust load cell and a torque sensor. Each test was repeated five times and averaged for a preset time period, to assure reliability and repeatability of the experiments
CFD simulations of the flow-fields around propellers have been carried out for the same propeller design, by using Moving Reference Frame (MRF) method. The computations grid system of the flow field was generated using Fluent Meshing V17.2. The boundary layer thickness was calculated by assuming flat plate flow at the Reynolds number of 75% radius section, and grid independency was determined according to boundary first layer thickness using grid resolution study. The Y+ was selected so that the thrust change was below 1e-03. The computational fluid dynamics was performed by using Fluent V17.2 and RANS governing equation set. The rotating zone and stationary zone were separated in the MRF method, and the discontinuous grids of the planes between the two separated zones were set to be continuous by using mesh interface function.
The thrust and torque of propeller were also calculated by blade element momentum theory. The aerodynamics of propeller airfoil was calculated by a modeling program, which adjusts aerodynamic data of the airfoil to accommodate the change in induced velocity of the propeller. The propeller efficiency was predicted over a range of advance ratio using calculated thrust and power.
Each three analysis results was analyzed and the results were compared with result of UIUC propeller wind tunnel test. From the results of wind-tunnel test, the thrust and torque were predicted about 0.4N, 0.01Nm less than BEMT results at the operating condition because of the errors of pressure sensor and torque sensor. The efficiency of propeller was measured 5% less than BEMT result. From the results of MRF simulations, induced velocity distribution generated by the propeller has been observed and confirmed the propeller-blade surface pressure and skin friction distributions at design point and off design points. The change of flow field velocity around the propeller and pressure were also analyzed for a preset range of advance ratio. The thrust was predicted about 0.1N bigger than UIUC test result, and the efficiency of the propeller was also measured about 2% bigger than UIUC test result. From the results of BEMT simulations, because the drag of aerodynamics modeling was predicted little less, the torque estimated less than others. As a results, the efficiency of propeller measured bigger than others. The thrust distribution according to propeller radius were observed of the BEMT and MRF. After propeller radius 75%, the thrust of MRF predicted bigger than BEMT, as a results, the total efficiency of MRF measured bigger than BEMT results.

국문 초록 (Abstract)

저 레이놀즈 수 프로펠러 성능해석을 수행하기 위해 풍동시험, 전산유체해석을 수행하였으며, 전진비에 따른 깃요소 운동량 이론 해석을 수행하였다. 풍동시험을 위해 고고도 태양광 무인기용 프로펠러를 설계 및 제작하였으며, 풍동시험은 세종대학교에서 보유하고 있는 흡입식 아음속 풍동시험 장치를 사용하여 수행하였다. 프로펠러의 추력 및 토크는 로드셀과 토크센서를 이용하여 측정하였다. 풍동시험의 신뢰성을 위해 5회 반복 시험 후 결과를 평균 산출하였다.
풍동시험과 동일한 프로펠러를 사용하여 CFD해석을 수행하였으며, 프로펠러 주위 유동을 관찰하기 위하여 MRF(Moving Reference Frame)기법을 사용하였다. 전산유체해석을 위해 Fluent Meshing V18.0을 사용하여 격자를 생성하였다. 평판 이론을 적용하여 프로펠러 반경 75% 구간의 경계층을 계산하였으며, 격자 해상도 연구를 통하여 격자의 독립성을 판단하였다. 경계층 첫 번째 격자의 두께를 결정하기 위하여 추력의 오차가 0.1%이하로 수렴하는 Y+를 선정하였다. 전산유체해석은 Fluent V18.0을 사용하였으며, RANS 지배 방정식을 적용하였다. MRF 기법을 적용하기 위하여 회전 영역과 비회전 영역을 분리하였으며, 두 영역 사이 불연속적인 격자는 격자 인터페이스 기능을 사용하여 격자가 연속되도록 설정하였다.
깃요소 운동량 이론을 이용하여 프로펠러 추력 및 토크 특성을 분석하였다. 유도 속도를 고려한 프로펠러 익형의 공력 데이터를 모델링하기 위하여 Matlab을 이용하여 공력 모델링을 설계하였다. 계산된 추력 및 토크를 이용하여 전진비에 따른 프로펠러 효율을 예측하였다.
3가지 기법에 대한 프로펠러 추력 및 토크 특성을 분석하였으며, UIUC 풍동시험 결과와 비교하였다. 운용 유속 조건 12.8m/s에서 풍동시험 결과, 유속 측정 및 토크 센서의 오차로 인해 추력 및 토크가 깃요소 운동량 이론 대비 약 0.4N, 0.01Nm 낮게 예측되었으며, 효율 측면에서도 약 5% 낮게 측정되었다. MRF 해석 결과, 프로펠러의 의해 발생하는 유도속도를 관찰하였으며, 운용, 비운용 유속 조건에서 프로펠러 표면 압력 및 표면 마찰 분포를 확인하였다. 또한, 전진비에 따른 프로펠러 주위 유속 및 압력을 분석하였다. MRF 해석 결과, 추력이 UIUC 시험 결과 대비 약 0.1N 정도 높게 예측함에 따라 MRF 효율이 UIUC 시험 결과 보다 약 2% 높게 측정되었다. 깃요소 운동량 이론 해석 결과, 운용 레이놀즈 수에서 공력 모델링의 항력이 다소 낮게 예측되었기 토크가 다른 기법 대비 낮게 측정되었으며, 이에 따라 효율이 다른 기법에 비해 약 1~5% 높게 예측됨을 확인하였다. 프로펠러의 반경에 따른 추력 특성을 관찰하였다. 프로펠러 반경 75%이후부터 MRF 해석 결과가 깃요소 운동량 이론 해석 결과보다 더 높게 예측되었으며, 결론적으로 프로펠러 전체 추력이 더 높게 측정되었다.

목차 (Table of Contents)

• 제 1장 서 론 1
• 제1절 연구배경 및 연구동기 1
• 제2절 국내외 연구 동향 3
• 1. 국내 연구 동향 3
• 2. 국외 연구 동향 5
• 제3절 연구 목적 7
• 제4절 향후 전망 및 계획 8
• 제 2장 이론유체역학 해석 기법 9
• 제1절 프로펠러 선정 및 프로펠러 제원 9
• 제2절 깃요소 운동량 이론 12
• 1. 운동량 이론 12
• 2. 깃요소 이론 14
• 3. 깃요소 운동량 이론 15
• 4. Prandtl 끝단 손실 고려 17
• 제3절 공력 모델링 18
• 제4절 Adkins 프로펠러 최적설계 이론 22
• 제 3장 실험유체역학 해석 기법 25
• 제1절 풍동시험 장치 25
• 제2절 밸런스 설계 및 제작 26
• 제3절 회전속도 측정 및 데이터 획득 29
• 제4절 유속측정 위치 선정 31
• 제5절 풍동시험 방법 34
• 제 4장 전산유체역학 해석 기법 35
• 제1절 프로펠러 경계층 해석 35
• 제2절 해석 격자 생성 및 격자 해상도 연구 37
• 제3절 MRF 해석 기법 41
• 제4절 SMM 해석 기법 42
• 제5절 VBM 해석 기법 43
• 제6절 전산유체해석 Solver Setting 44
• 제 5장 해석 결과 45
• 제1절 실험유체역학 해석 결과 45
• 제2절 전산유체역학 해석 결과 50
• 1. 전산유체역학 해석 결과 V=12.8m/s 52
• 2. 전산유체역학 해석 결과 V=0m/s 54
• 3. 전산유체역학 해석 결과 V=6.2m/s 56
• 4. 전산유체역학 해석 결과 V=16.5m/s 58
• 제3절 깃요소 운동량 이론, 실험유체 및 전산유체 해석 결과 비교 60
• 제4절 프로펠러 반경에 따른 추력 분포 비교 64
• 제 6장 결론 65
• 참 고 문 헌 66
• ABSTRACT 69