접수일(2008년12월22일), 수정일(1차 : 2009년 6월 5일, 2차 : 2009년 6월 17일, 게재 확정일 : 2009년 7월 1일)
* 로터팀/[email protected] ** 로터팀/[email protected]
*** 국방과학연구소/[email protected]
KUH 주로터 축소 블레이드 설계
김도형*, 김승호**, 한정호***
Design of KUH Main Rotor Small-scaled Blade
Do-Hyung Kim*, Seung-Ho Kim**, Jung-Ho Han***
Abstract
In this study, scale-down design of full-scale Korean Utility Helicopter (KUH) main rotor blade has been investigated. The scaled model system were designed for the measurement of aerodynamic performance, tip vortex and noise source. For the purpose of considering the same aerodynamic loads, the Mach-scale method has been applied. The Mach-scaled model has the same tip Mach number, and it also has the same normalized frequencies. That is, the Mach-scaled model is analogous to full-scale model in the view point of aerodynamics and structural dynamics. Aerodynamic scale-down process could be completed just by adjusting scaling dimensions and increasing rotating speed. In the field of structural dynamics, design process could be finished by confirming the rotating frequencies of the designed blade with the stiffness and inertial properties distributions produced by sectional design. In this study, small-scaled blade sectional design were performed by applying domestic composite prepregs and structural dynamic characteristics of designed model has been investigated.
초 록
본 연구에서는 한국형기동헬기(KUH) 주로터 블레이드의 축소 설계를 수행하였다. 축소 모델은 공력하중, 익단 와류 및 소음원 측정 시험을 위해 설계되었다. 실제 로터와 동일한 공력 하중을 모사하기 위하여 마하스케일링 기법이 적용되었다. 마하스케일 모델은 블레이 드의 익단 마하수가 동일하며, 정규화된 진동수 또한 동일하다. 즉, 마하스케일된 모델은 공력하중 및 구조동역학적 과점에서 상사된 모델이다. 공기역학적 축소과정은 외형 치수의 축소와 회전수의 증가를 통해 완료된다. 구조동역학적 측면에서는 블레이드 단면 설계를 통해 생성된 강성 및 관성 분포가 실제 로터의 회전고유진동수 분포를 나타내는지 확인하 는 과정을 통해 완료된다. 본 연구에서는 국내에서 수급 가능한 복합재 프리프레그를 이용 한 블레이드 단면 설계를 수행하고, 설계된 모델의 동역학적 특성을 고찰하였다.
키워드 : 로터(rotor), 블레이드(blade), 복합재료(composite), 마하스케일(Mach-scale), 단면설계(section design), 구조동역학(structural dynamics)
1. 서 론
회전익기 로터시스템의 축소 스케일링은 모델 시험에서 중요하게 측정하고자 하는 관점에 따라 다르게 접근할 수 있다. 모델 스케일링 방법은 크게 마하 스케일링(Mach scaling)과 푸르드 스 케일링(Froude scaling)으로 구분된다. 마하스케 일링은 구조동역학적 거동과 공기역학적 거동 모 두 상사되도록 스케일링하는 것을 일컫지만, 블 레이드의 탄성 특성은 무시하고 공기역학적 환경 만 상사하여 팁 마하수를 일치시킨 강체 블레이 드 모델에 대해서도 마하스케일 모델로 부르게 때문에 탄성거동까지 상사된 모델은 동적 마하스 케일 모델(dynamically and Mach scaled model) 로 부르기도 한다.
모델 시험을 위해 로터 블레이드를 축소 스케 일링하기 위해서는 우선 full scale 모델을 수치 적으로 스케일링한 목표 모델을 구성하여야 한 다. 다음으로 목표 모델의 특성을 가지도록 구조 설계를 수행한다. 치수, 가용한 소재의 물성치 등 의 제한으로 목표 모델을 수치적으로 완전히 동 일하게 설계하는 것은 불가능하기 때문에 원하는 수준의 동특성이 예상될 때까지 몇 차례의 반복 과정을 수행한 후 설계를 완료한다.
설계된 블레이드의 제작이 완료된 후에는 강 성, 질량, 무게중심 등의 정적 특성과 블레이드 자체의 동특성을 측정하여 제작된 블레이드와 설 계 값 간의 차이를 식별한다. 이렇게 측정된 데 이터는 동역학 해석에 사용되는 구조 모델을 업 데이트하는 데 이용된다.
본 연구에서는 KUH 축소 블레이드에 대한 동 적 마하스케일 모델 설계를 수행하였다. 블레이 드에 사용될 복합재료는 국내에서 수급 가능한 소재를 선정하였으며, 단면 형상은 축소 블레이 드의 제작 공정을 고려하여 full scale 블레이드 와는 다른 형태로 설계하였다. 1차 설계한 블레 이드의 물성치 분포를 이용한 동역학 해석을 통 해 동역학적 특성을 관찰하고, 설계 변경을 통해 최종 모델을 확정하였다.
2. 축소 스케일링
2.1 스케일링 기법
회전익기 로터시스템의 스케일링은 모델 시험 에서 중요하게 측정하고자 하는 관점에 따라 다 르게 접근할 수 있다. 우선 마하스케일링과 푸르 드스케일링, 두 가지 스케일링 방법에 대해 간단 하게 살펴보도록 하자. 두 모델의 차이점은 기본 적으로 공력하중과 중력 하중의 관계에 맞춰져 있지만, 다음과 같이 간단하게 구분할 수 있다.
푸르드 스케일 방법은 중량 및 공력하중(airload) 에 의한 휨 변형(deflection)을 바로(directly) 스 케일할 경우(Scaling = 1) 에 사용되고, 마하스케 일 방법은 공력하중(airload)에 의한 블레이드 하 중을 가장 정확하게 측정해야할 경우에 사용된 다. 푸르드 및 마하 모델을 위한 주요 파라미터 의 스케일링은 표 1과 같다. [1]
Parameters Scaling (SN) Mach Froude Linear dimension S S
Mass S3 S3
Stiffness S4 S5
Force S2 S3
Power S2 S7/2
Natural Frequencies S-1 S-1/2 Per Rev Frequencies 1 1
Mach No. 1 S1/2 Froude No. S-1 1
Lock No. 1 1
Linear Velocity 1 S1/2 Angular Velocity S-1 S-1/2
표 1. 축소 스케일링 계수
* Model = Full Scale / SN (S > 1)
두 가지 스케일링 기법의 특징을 살펴보면 다 음과 같다.
Mach scaling
- Full scale 하중 = 모델 하중 × S2 (푸르드 스케일 하중 (× S3) 보다 정확함)
CarbonUD Carbon Fabric Designation HT145/
RS1222 HPW193 / RS1222
Tensile
Strength(0˚) MPa 2,187.8 965.0 Strength(90˚) MPa 49.8 937.4 Modulus, E11 MPa 112,156.1 61,992.2 Modulus, E22 MPa 8,109.0 63,286.9 Poisson's
Ratio, ν12 0.331 0.050
Flexural
표 2. 복합재료 물성치 - 푸르드 스케일에 비해 높은 레이놀즈수
(마하 스케일 = S1 vs. 푸르드 스케일 = S3/2) - 블레이드 하중에 미치는 마하수 영향이 동일
하게 모사
- 보다 정호가한 허브 하중 모사
- 동체 간섭 효과 및 허브 가진 현상이 보다 현실적임
Froude Scaling
- 낮은 하중과 응력 발생 및 이로 인한 경량화 가능
- 소모 동력이 낮아 작은 동력장치 적용 가능 - 목표 추력 (CT/σ)과 전진비(μ) 조건 구현에
필요한 풍속이 낮음
- 정적 처짐이 정확히 모사됨; 즉, 시동, 정지 및 지상공진 시의 천이 거동이 정확히 모 사됨
- 마하 스케일에 비해 온도 상승 문제가 작음
KUH 주로터 축소모델은 공력성능, 익단와류 및 소음 측정에 이르는 다양한 시험을 수행하여 야 한다. 공력성능 측정에 있어 중력에 의한 정 적 처짐 보다는 정확한 블레이드 하중 및 허브 하중이 모사되어 추력, 토크 등을 좀 더 정확하 게 측정하는 것이 바람직하고, 동일한 공기역학 적 환경을 모사하는 것이 중요하다. 따라서 KUH 주로터 축소모델은 동적 마하스케일링 (dynamically and mach scaling) 방법을 적용하 였다.
2.2 스케일링 계수 설정
축소모델의 스케일링 작업은 시험장치 및 설 비의 운용 제한 범위 내에서 수행되어야 하며, 아래와 같은 제한 조건을 적용하였다.
1) 로터 직경 < 풍동시험부 75%
2) 로터 회전수 < 시험장비 최대 회전수 3) 요구동력 < 시험장비 최대 동력 4) 최대 시험 속도 < 풍동 최대 풍속
이상의 제한 조건을 적용하여 축소 모델의 스 케일링 계수 S = 7로 설정하였다.
3. 축소 블레이드 단면 설계
3.1 설계 목표
선정된 축소 스케일링 계수를 적용하여 풍동 시험용 축소블레이드 설계를 수행하였다. 블레이 드는 동적 해석 모델의 수치적 스케일링 값을 기 준으로 설계를 수행하고, 강성 및 질량 분포가 동특성을 잘 모사하는 것을 목표로 한다. 허브의 경우에는 수치 해석 모델에서 강체로 모델링 되 는 부분이 많은 관계로 다물체 동역학적 관점에 서 힌지 위치 등 구조물의 연결 부위가 축소 비 율에 부합하고, 각 요소들의 운동이 원활하게 구 현되는 것을 목표로 한다.
3.2 단면 설계
블레이드의 외형은 full scale 블레이드를 단순 하게 축소하는 것으로 작업이 완료되지만, 블레 이드의 내부 구조 설계는 단순하게 길이를 줄이 는 것으로 완성할 수 없다. 이에 따라 목표로 하 는 동특성을 나타내도록 구조설계를 수행하였다.
3.2.1 복합재료 물성치
축소 블레이드는 복합재 프리프레그를 기본적 으로 사용하고 질량 중심을 맞추기 위한 balancing weight와 허브 연결부에는 금속재료가 일부 사용된다. 단면 설계에 사용된 복합재료는 한국화이바의 제품으로 물성치는 다음과 같다.
Strength(0˚) MPa 1,365.7 870.0 Strength(90˚) MPa 95.6 896.7 Modulus, E11 MPa 101,389.9 54,106.3 Modulus, E22 MPa 8,229.7 53,964.1 In-Plane Shear
Strength MPa 89.0 127.2 Modulus, G12 MPa 4,647.0 3,778.1 Interlaminar Shear
Strength MPa 82.4 72.1 Density g/cm³ 1.57 1.55 Fiber Volume
Fraction % 55.1 51.9
CTE με/℃ 40.3/134 82.6/288 Thickness(Prepreg) mm 0.14 0.19 Certification Status 81MS002 DMS2288
3.2.2 단면 형상 설계
블레이드 단면 설계는 12개의 위치에 대해 수 행하였다. 설계된 블레이드의 12개위치 사이의 적층형상은 interpolation에 의해 자연스럽게 이 어지도록 한다.
그림 1. 블레이드 단면 설계 위치
Full scale 블레이드의 단면형상은 그림 2와 같 이 leading edge(LE) 부분에 glass/epoxy prepreg로 구성한 스파, 중앙의 토션 박스, tailing edge(TE) cell로 구성된다.
그림 2. Full scale 블레이드 대표 단면형상
블레이드 설계는 제작 공정을 고려하여 수행 되는데, full scale 블레이드와 동일한 형상과 공 정을 적용하기에는 축소 블레이드의 크기가 작
고, 유사한 공정 개발은 추가적인 시행착오 과정 으로 많은 시간을 필요로 한다. 따라서 축소 블 레이드는 KARI에서 기존에 사용해 왔던 단면 형 상을 적용하였으며, 축소 블레이드의 단면은 그 림 3과 같이 (a) LE Cover, (b) Skin, (c) Spar, (d) Balance Weight, (e) Spar Core, (f) TE Core, (g) Front Web으로 구분할 수 있다. 블레이드의 제작은 스파와 스킨(위, 아래)을 성형한 후 2차 성형을 통해 최종 블레이드를 형성하는 과정을 거치게 된다.
그림 3. 축소 블레이드 대표 단면형상
블레이드 단면의 구성요소는 다음과 같다.
(a) LE Cover : 최종 블레이드 성형 시, LE 부 분에서 스킨의 결합부가 매끄럽게 접착되어 공기 역학적 특성 저하가 없도록 하고, 구조적으로도 스킨의 결합력을 증대시키는 역할을 위해 사용한 다. LE Cover는 chord 길이의 20% 위/아래를 감싼다. Full scale 블레이드에서 사용되는 Erosion shield와 유사한 형상으로 구현되며, 마 모방지의 기능 보다는 LE 형상 유지를 위한 기 능을 담당한다.
(b) Skin : 블레이드의 공기역학적 외형을 유지 하는 역할과 블레이드의 강성의 일부를 담당하는 부재로, 별도의 성형 과정을 통해 제작된 후 최 종 블레이드 성형에 사용된다. 축소 블레이드는 중량 절감과 강성유지를 위해 carbon fabric [45/0]의 적층을 적용한다.
(c) Spar : 블레이드의 주 하중지지 부재로서, D-형 스파 형상을 적용하였다. LE부터 chord 방 향으로 40% 내외의 위치까지 box-beam 형상으 로 구현된다. Spar 또한 skin처럼 정확한 형상을 요하므로, 몰드를 사용한 별도의 성형 과정을 통 해 제작 후 최종 블레이드 성형에 사용된다.
(d) Balancing weight : 블레이드의 chord 방향
질량 중심(c.g.) 위치 조절을 위해 사용되며, 축소 블레이드는 밀도 8.3 g/cc 인 황동을 기준으로 설계가 수행되었다. 하중지지 부재가 아니므로 유사 밀도를 가진 대체 재료의 사용이 가능하다.
타 재료로 대체할 경우, 전체적인 블레이드 중량 증가는 없어야 한다.
(e) Spar Core : 코어 재료는 foam과 honeycomb이 사용될 수 있는데, spar core의 경 우에는 c.g. 조절을 위해 비중이 큰 편에 속하고, 스파 형상 유지에 유리한 Rohacell WF71을 적용 하였다.
(f) TE Core : 블레이드 뒷부분 cell 구조에 들 어가는 코어는 스킨으로 구성되는 외형을 유지하 는 기능을 가지면되고, 최대한 가벼운 재료를 적 용하여 c.g. 가 TE 쪽으로 오지 않도록 재료를 선정하여 foam 재료 중 가벼운 blue foam을 채 택하였다.
(g) Front Web : balancing weight가 spar core 를 침범하여 들어오지 못하도록 격벽을 만들어주 는 역할을 한다. 또한 chordwise 굽힘 강성의 일 부를 담당한다. 재료는 UD carbon/epoxy [0]를 사용하고, chordline에 수직으로 스파 내부에 형 성하는 것을 기준으로 설계가 수행되었으나, balance weight의 geometry에 따라 완전히 고정 되도록 곡률을 가질 수 있다.
단면형상 설계는 항우연에서 보유하고 있는 In-house 프로그램인 CORDAS를 이용하였으며, 수치적으로 스케일링된 강성 및 질량 분포에 근 접하도록 설계를 수행하였다. 계산된 단면 물성 치는 회전익기 통합해석 프로그램인 CAMRAD II ver. 4.6 [2]을 이용하여 회전시 동특성이 full scale 로터시스템의 특성을 잘 나타내는지를 확 인하여 오차가 클 경우 단면 형상에 대한 수정을 반복수행하여 동특성이 모사될 수 있도록 설계가 진행되었다.
최초의 시행착오를 제외하고 전체적으로 단면 설계가 완료된 1차 설계 결과를 이용하여 블레이 드 동특성을 해석한 결과는 그림 4와 같다. 저차 모드의 진동수는 full scale 모델과 유사한 특성 을 보이지만, 고차 모드에서는 회전수에 따른 진 동수 분포의 차이가 크게 나타난다.
그림 4. 1차 설계 모델의 동특성 해석 (점선: 목표 모델, 실선: 설계 모델)
회전고유진동수 외에 공력탄성학적 안정성 해 석을 통해 설계된 모델의 특성을 고찰하였으며, 이를 통해 1차 설계 모델의 경우 공탄성 불안정 현상이 발생 가능함을 관찰하였다. 이에 대한 원 인으로는 질량중심이 37% ~ 45%chord에 분포하 고 있는 것이 가장 큰 영향을 미치는 것으로 파 악되었다.
그림 5. 2차 설계 모델의 동특성 해석 (점선: 목표 모델, 실선: 설계 모델)
이에 따라 1차 설계 모델의 동특성 해석 결과 를 토대로 설계 변경을 수행하여 2차 설계모델을 도출하였다. 우선 balancing weight를 추가하여 c.g. 위치를 약 28% chord 수준으로 앞전으로 변
경하였다. Balancing weight의 추가로 인해 증가 된 중량의 절감을 위해 복합재료 적층수를 감소 시켜 경량화를 도모하였으며, 적층수 감소에 따 른 강성 저하를 보상하기 위해 모든 소재를 carbon fiber 계열을 적용하였다. 그림 5와 같이 2차 설계 모델의 경우 처음 3개의 모드는 목표 모델과 일치하는 회전 진동수 분포를 보여주고 있으며, 고차 모드의 경우에도 목표모델에 근접 하는 동특성을 나타냄을 살펴볼 수 있다. 이와 같이 축소 블레이드의 동특성이 full scale 모델 의 동특성을 충분히 반영하고 있어 2차 설계 모 델을 기준으로 블레이드 제작에 착수하였다.
설계된 블레이드의 단면 물성치 분포는 다음 과 같다.
그림 6. Sectional mass 분포
그림 7. Axial stiffness 분포
그림 8. Flapwise bending stiffness 분포
그림 9. Lagwise bending stiffness 분포
그림 10. Torsional stiffness 분포
4. 블레이드 구조강도 해석
4.1 설계 하중
설계된 블레이드의 강도 해석을 위한 하중은 풍동시험 조건에 대해서 수행하였다. BSNN
(basic structural design gross weight with nominal neutral c.g. condition) 중량 조건에서의 full scale 전기체 수평비행 트림해에 해당하는 로터 shaft angle과 추력과 동일하게 트림된 상 태에서 블레이드에 발생하는 하중을 설계 하중으 로 사용하였다. 하중해석은 CAMRAD II를 이용 하였으며, 풍동 시험이 가능한 0 kts ~ 120 kts 상태에 대한 해석 결과를 이용하였다.
블레이드에 작용하는 공력하중 중에서 블레이 드 강도해석에서는 플랩 굽힘모멘트, 래그 굽힘 모멘트 및 원심력에 의한 스팬방향의 스트레인을 계산하여 설계 허용 값에 대한 마진을 계산하는 방법을 적용하였다. 풍속에 따른 하중의 변화는 다음과 같다.
그림 11. Axial force 분포
그림 12. Maximum flap bending moment 분포
그림 13. Minimum flap bending moment 분포
그림 14. Maximum lag bending moment 분포
그림 15. Minimum lag bending moment 분포
4.2 구조강도 해석
블레이드 구조해석은 설계된 12개위치 S1 ~ S12에 대해서 수행하였다. Euler beam 이론을 적 용하여 스팬방향의 변형률을 계산하고, 설계 허 용 변형률을 기준으로 안전계수(safety factor)를 구한다. 이때 적용하중은 그림 11 ~ 그림 15의 제한하중(limit load)에 1.5배를 한 극한하중 (ultimate load)을 적용한다. 강도해석에 이용된 전진비행 조건은, 0 kts, 70 kts, 120 kts 3가지이 다. 최대 원심력이 작용하는 상태에서 플랩 굽힘 모멘트의 최대(+), 최소(-)와 래그 굽힘모멘트의 최대(+), 최소(-)의 조합에 의해 구현되는 4가지 경우를 고려하였다. 각 단면에서 임의의 위치 (x, y) 에서 변형률은 다음과 같이 계산한다.
EA CF EI
x x M EI
y y M
yy yy xx
xx − × − +
− −
×
=− ( ) ( )
ε 여기서,
yy xx
xy xx xy x y yy yy
xx xy
yy xy y x xx
EI EI
EI EI M EI M M EI
EI EI
EI M EI M M
− ×
×
−
=
− ×
×
−
= 2 2
1 ,
1
위 식에서 각 항들의 정의는 다음과 같다.
yy
xx M
M , Principal moment
Mx Flap-bending moment My Lag-bending moment EIxx Flapwise bending stiffness EIyy Lagwise bending stiffness EIxy Stiffness associated with the
product of inertia EA Axial stiffness
y
x , Location at which sectional load is applied (chordwise, flapwise)
CF Centrifugal force
위와 같이 계산된 최대 변형률과 설계허용치 (design allowable)간의 비를 이용하여 안전율 마 진(margin of safety, MS)을 계산하였다.
1 ,
max
−
=
= MS SF
SF allowable
ε ε
4.3 설계허용치
본 연구에서는 허용 변형률과 극한하중에 의 해 발생되는 최대 변형률간의 관계를 통해 안전 율 마진을 판단하였다. 이를 위해서는 재료별 설 계허용 변형률(design allowable strain) 데이터를 필요로 한다. 축소 블레이드에 사용된 복합재료 의 강도와 강성으로부터 파손 변형률을 도출할 수 있다. 여기서 설계허용 변형률은 오랜 현장 적용 경험을 토대로 설정되어야 하지만, 본 축소 모델의 경우에는 full scale 블레이드에 적용되는 재료에 대한 허용치 참고하여 아래와 같이 설정 하였다.
Carbon Fabric [0-90]
Carbon Fabric [±45]
Carbon UD [0]
파손 변형률의 70%
파손 변형률의 80%
파손 변형률의 70%
표 3. 복합재료 설계 허용 변형률
현재 보유하고 있는 파손강도 데이터는 [0]와 [90]인 경우로 [±45]인 경우에 대해서는 물성치 데이터가 확보되어 있지 않은 관계로, 유사재료 의 [0] 방향의 강도에 대한 [±45] 방향의 강도 비 율을 적용하여 사용하였다. Carbon Fabric의 경 우 [±45] 방향의 강도는 [0] 대비 18%를 적용하 였다. 이와 같이 설정한 축소 블레이드의 주사용 복합재료에 대한 설계허용치는 다음과 같다.
[0-90] 방향 [±45] 방향
106
3 . 11256 × −
allowable = ε
106
8 . 9391 × −
allowable = ε
표 4. HPW193/RS1222의 설계 허용 변형률
4.4 블레이드 안전율 마진
블레이드 단면에서 하중이 작용하는 tension center를 기준으로 멀리 있는 위치에서 큰 하중 과 변형률을 생성하고, 블레이드 skin과 spar가 동일재료로 설계되어 있으므로, spar는 skin에 비 해 변형률이 작다. 따라서 블레이드의 외곽을 형 성하는 skin에 대해서만 구조해석을 수행하여 안 전율 마진을 살펴봄으로써 정적 안전성을 점검할 수 있다. 블레이드 skin은 HPW193/RS1222 [45/0]로 구성되며 최외각 층이 [0]와 [45]인 경 우를 모두 고려하였다. 앞서 언급한 바와 같이 설계하중의 1.5배인 극한하중을 부가하였고, 표 4 의 설계 허용 변형률을 적용하였다. 각 하중 Case별, 각 단면에서 최소 MS 값은 아래와 같 다.
Loc.
Case 1 BSNN 0kts
Case 2 BSNN 70kts
Case 3 BSNN 120kts [0] [45] [0] [45] [0] [45]
S1 5.67 4.57 5.22 4.19 5.25 4.21 S2 3.35 2.63 3.31 2.60 3.02 2.35 S3 2.41 1.85 2.35 1.80 2.17 1.64 S4 2.66 2.05 2.56 1.97 2.36 1.80 S5 3.64 2.87 3.44 2.71 3.00 2.34 S6 4.00 3.17 3.59 2.83 2.85 2.21 S7 5.03 4.03 4.09 3.25 3.12 2.44 S8 9.31 7.60 7.11 5.77 5.03 4.03 S9 18.94 15.64 15.10 12.43 12.56 10.31 S10 24.73 20.47 22.55 18.65 21.65 17.90 S11 45.32 37.65 42.52 35.31 37.60 31.21 S12 105.85 88.15 90.81 75.61 76.86 63.96
표 5. 축소 블레이드 안전율 마진
블레이드 전체에서 MS > 0으로 구조마진을 확보하고 있어 정적하중에 의한 파손의 우려는 없는 것으로 예측된다. 가장 작은 MS는 단면 S3 위치에서 발생하며, 이때는 120 kts 전진비행 조 건의 추력계수를 가지도록 트림된 상태이다. 플 랩 굽힘모멘트의 최대(+), 최소(-)와 래그 굽힘모 멘트의 최대(+), 최소(-)의 조합에 따른 변형률 분 포는 아래의 그림들과 같다. 최대 변형률이 발생
하는 상태는 최대 플랩모멘트와 최대 래그모멘트 의 조합 상태로 LE로부터 4.5%chord 만큼 떨어 진 skin 아래면 에 최대 변형률 3,551×10-6이 발 생한다.
Ultimate Stain Plot
0 1000 2000 3000 4000
0 10 20 30 40 50 60 70 80
Chordw ise(mm)
Stain(E-06)
-25 -15 -5 5 15 25
Geometry Point(mm)
Top Skin Strain Bottom Skin Strain Top Skin Data Bottom Skin Data
그림 16. S3단면 변형률 (max. flap & max. lag moments)
Ultimate Stain Plot
0 1000 2000 3000 4000
0 10 20 30 40 50 60 70 80
Chordw ise(m m )
Stain(E-06)
-25 -15 -5 5 15 25
Geometry Point(mm)
Top Skin Strain Bottom Skin Strain Top Skin Data Bottom Skin Data
그림 17. S3단면 변형률 (max. flap & min. lag moments)
Ultimate Stain Plot
0 1000 2000 3000 4000
0 10 20 30 40 50 60 70 80
Chordw ise(mm)
Stain(E-06)
-25 -15 -5 5 15 25
Geometry Point(mm)
Top Skin Strain Bottom Skin Strain Top Skin Data Bottom Skin Data
그림 16. S3단면 변형률 (min. flap & max. lag moments)
Ultimate Stain Plot
0 1000 2000 3000 4000
0 10 20 30 40 50 60 70 80
Chordw ise(m m)
Stain(E-06)
-25 -15 -5 5 15 25
Geometry Point(mm)
Top Skin Strain Bottom Skin Strain Top Skin Data Bottom Skin Data
그림 16. S3단면 변형률 (min. flap & min. lag moments)
5. 결 론
본 연구에서는 KUH 로터의 성능, 익단 와류 및 소음 측정 시험에 사용될 축소 블레이드 설계 를 수행하였다. 블레이드에 발생되는 공력하중 및 탄성 변형의 모두 고려될 수 있도록 동적 마 하스케일링 방법을 적용하였으며, 축소 블레이드 에 사용될 복합재료는 국내에서 수급 가능한 소 재를 선정하였다. 단면 형상은 제작 공정을 고려 하여 설계되었으며, 동역학 해석을 통해 설계된 블레이드의 회전 고유진동수 분포가 full scale 로터의 특성을 충분히 모사할 수 있도록 고려하 였다. 또한 풍동 시험 조건에 대한 하중해석을 수행하고, 이를 이용한 정적구조 해석을 통해 풍 동시험 운용조건에서 1.64 이상의 안전율 마진을 가지고 있음을 확인하였다.
후 기
본 논문은 지식경제부 한국형헬기 민군겸용 핵심구성품 개발사업(KARI주관)으로 수행된 연 구결과 중 일부임.
참 고 문 헌
1. Albrecht, Carl O., “Factors in the design and fabrication of powered dynamically similar V/STOL wind tunnel models,”
AHS Mid-East Region Symposium “ Status of Testing and Modeling Techniques for V/STOL Aircraft”, Essington, PA, October 26-28, 1972.
2. Wayne Johnson, CAMRAD II
Comprehensive Analytical Model of Rotorcraft Aerodynamics and Dynamics, Johnson Aeronautics, 2007.
