J. Korean Soc. Aeronaut. Space Sci. 47(7), 469-478(2019) DOI:https://doi.org/10.5139/JKSAS.2019.47.7.469 ISSN 1225-1348(print), 2287-6871(online)
멀티로터형 비행체의 후류 상호작용을 고려한 공력 및 공력소음 해석 연구
고정우
1, 김동욱
2, 이수갑
3Study for Aerodynamic and Aeroacoustic Characteristics of Multirotor Configurations Considering the Wake Interaction Effect
Jeongwoo Ko
1, Dong Wook Kim
2and Soogab Lee
3Department of Mechanical and Aerospace Engineering, Seoul National University
ABSTRACT
Multirotor configurations such as VTOL and urban air mobility have been focused on today due to the high maneuverability. Aerodynamic and aeroacoustic characteristics of multirotor have much difference to those of a single rotor. In this study, a numerical analysis based on the free wake vortex lattice method is used for identifying the wake interaction effect. In order to compare the various configurations and operating conditions, the effects of the spacing between the rotors in hovering flight and the effects of the advancing ratio and the formation in forward flight are discussed. In the hovering flight, the unsteady loading of multirotor changes periodically and loading fluctuation increases as decreasing the spacing. It causes the variation in unsteady loading noise and the noise directivity pattern. In the forward flight, the difference in loading fluctuation and noise characteristics are observed according to the diamond and square formation of rotors. By comparing with results of single rotor analysis, multirotor configurations have different directivity pattern and amplitude of loading noise according to the location of each rotor. As a result, wake interaction effect becomes a highly important factor for aerodynamic and aeroacoustic analysis according to multirotor configurations and operating conditions.
초 록
수직이착륙기(VTOL) 및 도심 항공 모빌리티와 같은 멀티로터형 비행체는 높은 기동성을 바탕으 로 오늘날 널리 활용되고 있다. 멀티로터는 다수의 로터로 구성되어 후류 상호작용이 활발히 발생 하고, 이로 인해 멀티로터의 공기역학 및 공력음향학적 특성이 단일 로터와 큰 차이를 보인다. 본 연구에서는 자유 후류 격자 기법 해석자를 활용하여 멀티로터의 후류 상호작용 효과를 규명하고자 하였다. 다양한 비행체와 운용조건의 비교를 위하여, 제자리 비행에서 로터 간격에 따른 효과와 전 진 비행에서 전진비 및 전진 방향에 따른 효과를 확인하였다. 제자리 비행 시 후류 및 로터 사이 의 상호작용으로 비정상 하중이 발생하였으며, 로터 사이 간격이 줄어들수록 하중 변화폭이 증가 하였다. 이는 비정상 하중 소음을 발생시키고 소음 지향성에 변화를 가져온다. 전진 비행 시, 비행 방향에 따라서 비정상 하중 및 소음 특성에서 차이를 보인다. 단일 로터 해석 결과와 비교하였을 때, 멀티로터의 각각의 로터는 상대적 위치에 따라서 하중 소음의 크기와 지향성이 다르다. 결론적 으로 후류 상호작용 효과에 대한 분석은 다양한 멀티로터 형상과 운용조건의 공력 및 공력소음 해 석에 필수적이다.
†Received : April 29, 2019 Revised : June 26, 2019 Accepted : June 26, 2019
1 Ph.D Candidate, 2 Ph.D Candidate, 3 Professor 3 Corresponding author, E-mail : [email protected]
Ⓒ 2019 The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences
Ⅰ. 서 론
수직이착륙기(VTOL), 도심 항공 모빌리티(Urban Air Mobility, UAM)와 같은 멀티로터형 비행체는 다 수의 로터가 동시에 운용됨으로써 양력 및 추력을 얻는 비행체이다. 기존 헬리콥터와 같은 단일 로터 비행체에 비해서 뛰어난 기동성을 장점으로 하며, 최 근 산업 및 상업적 목적으로 활발히 활용되고 있다.
이러한 경향으로 볼 때 향후 화물 운송, 배달 서비 스, 그리고 에어 택시 등 멀티로터형 비행체의 활용 도는 점점 증가할 것으로 기대된다[1]. 하지만 멀티 로터형 비행체는 기존의 단일 로터 비행체와는 달리 각각의 로터와 후류 사이에 활발한 상호작용이 존재 하여 상당히 복잡한 공기역학 및 공력음향학적 특성 을 가진다[2,3]. 또한 멀티로터형 비행체는 그 특성상 도심에서 활발히 활용되어서 이에 따라 발생하는 소 음의 불쾌감 유발이 문제가 된다[4]. 멀티로터형 비 행체의 활용 범위가 넓어짐에 따라 소음 규제가 엄 격해지고 있어서, 멀티로터형 비행체의 복잡한 공력 음향학적 특성을 이해하고 이를 바탕으로 저 소음 설계를 적용하는 것은 필수적이다.
멀티로터형 비행체의 복잡한 후류 상호작용을 이 해하기 위하여 다양한 선행 연구가 진행된 바 있다.
단일 로터와의 공기역학적 특성의 차이점을 파악하 고자 와류 격자 기법(Vortex lattice method, VLM) 및 전산유체역학(Computational Fluid Dynamics, CFD)기법을 활용하여 다양한 운용조건에서 멀티로터 형 비행체를 해석하였다[5,6]. 이 연구에서 멀티로터 형 비행체는 제자리 비행 시에도 후류의 상호작용이 활발히 발생하는 것을 확인하였다. 또한 공기역학적 특성의 변화로 제자리 비행 시에도, 소음의 크기 및 지향성이 단일 로터와 크게 달라진다[7]. 주파수 영 역에서 멀티로터는 단일 로터와 다른 날개 통과 주 파수(Blade Pass Frequency, BPF) 특성을 가지기에 각 로터의 후류 사이에 발생하는 상호작용을 고려하 는 것은 스펙트럼 분석에도 중요하다[8]. 멀티로터형 비행체는 기존의 회전익기와 소음의 발생 정도와 음 향학적 지표의 특성이 달라서, 해석 및 실험을 기반 으로 한 심리음향학적 연구도 현재 활발히 이루어지 고 있는 추세이다[9].
그러나 멀티로터형 비행체의 모든 로터의 공기역학 적 특성을 동시에 고려하여 후류의 상호작용을 직접 적으로 해석하고, 이로 인해 발생하는 소음을 확인한 연구는 상대적으로 적다. 본 연구의 목표는 후류의 상호작용이 멀티로터형 비행체의 소음 특성에 미치는 영향을 규명하는 것이다. 본 연구에서는 자유 후류
와류 격자 기법(Free-wake Vortex Lattice Method, FVM)을 기반으로 효율적으로 멀티로터형 비행체의 공력 해석을 수행하였다. 각각의 로터를 동시에 해석 하여 후류 상호작용 효과를 확인하고자 하였고, 공력 해석 결과를 기반으로 Ffcowcs-Williams Hawkings (FW-H) 음향상사법을 통해 불연속 주파수 소음 성 분을 분석하였다. 이러한 공력 및 공력소음 해석 기 법을 이용하여 다양한 비행체 설계 형상과 운용조건 에 대해 해석을 수행하였고, 후류 상호작용 효과와 이에 따른 비정상 하중 소음의 관계를 규명하였다.
Ⅱ. 본 론
2.1 공력 및 소음 해석 기법 2.1.1 자유 후류 와류 격자 기법
멀티로터형 비행체의 유동 해석을 위해 자유 후류 와류 격자 기법을 적용하였다. 일반적으로 멀티로터 형 비행체의 익단 회전 속도 및 비행속도는 아음속 영역으로 블레이드와 후류 영역의 경계를 제외한 나 머지 유동 영역을 비압축성, 비회전성 유동으로 가정 할 수 있다. 따라서 위 가정을 토대로 기존의 나비에 -스토크스 방정식을 정리하면, 유체 지배방정식 중 하나인 연속 방정식을 속도 포텐셜(Velocity Potential) 의 라플라스 방정식으로 치환할 수 있다.
∇ (1)
라플라스 방정식의 일반해는 블레이드와 후류 경 계에 위치한 소스(Source)와 더블렛(Doublet)의 조합 으로 구성할 수 있다. 소스 포텐셜은 블레이드의 두 께 효과를 고려할 수 있는 요소로 블레이드 표면 경 계에만 위치시킬 수 있으며, 이는 얇은 날개 이론 (Thin arifoil theory)에 의해 블레이드의 캠버를 따라 분포한 더블렛 포텐셜 요소의 분포로 치환할 수 있 다[10]. 블레이드 캠버와 후류 경계의 더블렛 포텐셜 은 같은 와류 강도를 가지는 와류 격자로 표현된다.
따라서 멀티로터형 비행체의 전체 유동장은 와류 격 자에서 유도된 속도장으로 표현이 되며, 매 시간 간 격에서 와류 격자의 와류 강도( )는 식 (2)로 표현되 는 블레이드 표면에서의 비 투과 경계 조건과 블레이 드 뒷전의 kutta condition에 의해 결정된다. 식 (2)의
는 전진 비행 시 자유류 속도 성분이고 × 은 블 레이드의 회전에 의해 발생하는 속도 성분이다. Fig.
1에 도시하였듯이 멀티로터형 비행체의 로터-로터, 로터-후류, 후류-후류 사이의 모든 상호작용을 매 시 간 간격마다 고려하여 해석을 수행하였다.
Key Words : Multirotor(멀티로터), Wake interaction(후류 상호작용), Unsteady loading noise(비정상 하중 소음), Aeroacoustics(공력음향학)
Fig. 1. Multirotor configurations
∇
× ∙ (2)
또한, 블레이드의 하중은 블레이드 표면의 와류 강 도와 Kutta-Joukowski 이론에 근거하여 계산하였다.
× (3) 와류 격자 기법은 비압축성, 비점성 유동을 가정하 였기 때문에, Prandtl-Glauert 보정식을 이용하여 압 축성 보정을 하였다. 점성 효과를 고려하기 위하여 와류 중심 모델링과 점성 와류 모델을 적용하였다 [11]. 또한, CFD 기반의 2차원 에어포일 공력 테이블 을 활용하여 점성 효과와 에어포일 캠버 효과를 고 려할 수 있도록 하였다.
2.1.2 등와선도 후류 모델링
블레이드 뒷전에서 흘러나오는 후류를 적절히 모 사하기 위해 등와선도 후류 모델링 기법을 적용하였 다[12]. 등와선도 후류 모델링은 블레이드 뒷전의 후 류 강도 분포와 시간에 따른 후류 요소의 강도 변화 를 단일 후류 요소로 표현할 수 있어서, 기존의 와류 격자 후류 기법보다 더 효율적으로 후류를 모사할 수 있다. 멀티로터형 비행체는 각각의 로터에서 후류 가 발생하고 이 후류가 상호작용하여, 단일 로터의 해석에 비해서 많은 개수의 후류 요소가 필요하다.
따라서 적은 후류 요소로 후류 요소의 강도 변화를 정확히 모사할 수 있는 등와선도 후류 모델링을 이 용하여 효율적으로 멀티로터형 비행체의 후류를 모 사하였다.
2.1.3 곡선 와류 요소 모델링
멀티로터형 비행체에서 발생한 후류는 블레이드의 회전 운동에 의해서 곡선 형태를 가진다. 따라서 직 선 형태의 후류 요소로 모델링 하는 것보다 곡선 와 류 요소로 실제 후류와 유사하게 모사하여 전체 유 동장의 유도 속도를 계산하는 것이 더 높은 정확도 를 가진다[13]. 곡선 와류 요소 기법에서 후류는 포 물선 형태의 와류 요소로 구성되며, 포물선 와류 성 분의 유도 속도를 계산할 수 있는 Biot-Savart 방정 식을 적용하였다. 이는 일반적으로 알려진 직선 와류 성분의 Biot-Savart 방정식과는 다른 식으로, 구체적 인 수식은 참고문헌 [13]에서 확인할 수 있다. 이 기 법으로 인해, 복잡한 후류의 상호작용을 효율적이면 서 정확하게 모사할 수 있다.
2.1.4 Ffowcs-Williams Hawkings 음향 상사법
멀티로터형 비행체의 공력음향학적 특성을 파악하 고 후류의 상호작용이 소음에 미치는 영향을 확인하 기 위하여, 비투과성(Impermeable) FW-H 음향 상사 법을 적용하여 불연속 주파수 소음을 해석하였다 [14]. 멀티로터의 블레이드 끝단 속도는 천이 구간에 비해 낮으므로, 유체의 비선형 효과에 의해 발생하는 비선형 사중극 소음은 무시하였다. 비투과성 FW-H 음향 상사법의 해석 표면은 멀티로터의 블레이드 표 면으로 설정한다. 따라서 블레이드 표면의 압력 분포 를 자유 후류 와류 격자 기법으로 계산한 뒤 음향 상사법에 적용하여 소음 해석을 수행한다. 비투과성 FW-H의 식은 식 (4), (5)로 각각은 불연속 주파수 소 음 중에 두께 소음과 하중 소음을 의미한다. 두께 소 음은 블레이드의 회전 운동으로 유량의 변화가 유발 되어 발생하는 소음으로, 블레이드의 형상과 회전 속 도에 직접적인 영향을 받는다. 하중 소음은 블레이드 표면의 하중과 하중 변화에 의해 발생하는 소음이다.즉, 하중 소음은 정적 추력과 관계가 있는 정상 하중 소음과 비정상 하중 변화로 발생하는 비정상 하중 소음으로 구분된다. 정상 하중 소음은 식 (5)에서 항으로 계산되는 소음 성분이고, 비정상 하중 소음은 압력의 시간 미분 항인 에 의한 소음 성분이다. 각 각의 하중 소음은 소음 전파 특성에서 차이를 보이 기 때문에 두 성분 모두 정확히 고려하는 것이 중요 하다. 멀티로터형 비행체에서는 후류의 상호작용으로 인해서 제자리 비행 시에도 비정상 하중이 상당히 발생하여 비정상 하중 소음이 큰 비중을 차지할 수 있다.
′
(4)
′
cos
cos
(5)
2.2 해석 결과
2.2.1 단일 로터 해석 검증
본 연구에서는 기존 헬리콥터 회전익기에 사용되 던 가정을 기반으로 한 공력 해석 기법을 적용하였 다. 멀티로터형 비행체는 상대적으로 저 레이놀즈수 영역에서 운용되며 블레이드의 형상이 기존 회전익 기와 다른 특징을 가지므로, 점성 효과 및 캠버 효과 를 비롯한 여러 가정식의 적용 가능성을 확인해야 한다. 따라서 멀티로터형 비행체의 단일 로터에 대한 실험과 해석을 활용하여 본 연구의 공력 및 공력소 음 해석 기법을 검증하도록 한다.
해석 대상으로 DJI F450 쿼드로터의 DJI 9450 프로 펠러를 선정하였다. FVM 해석자의 검증은 단일 로 터의 실험과 깃 요소 모멘텀 이론(Blade Element Momentum Theory, BEMT) 해석자와 비교하여 수행 하였다. 식 (6), (7)을 이용하여 계산한 추력 계수와 토크 계수의 결과는 Table 1, 2에 정리하였다.
∞ (6)
∞ (7) 일반적으로 멀티로터가 구동되는 5000RPM 이상의 영역에서 FVM 해석자가 BEMT 해석자보다 더 정확 하고, 높은 RPM 영역에서 BEMT 해석자의 오차가 커졌다. 전체 RPM 영역에서 FVM 해석자의 추력 예 측 결과는 실험 결과와 6% 이내의 오차를 보였다.
낮은 RPM 영역에서 FVM 해석자가 BEMT 해석자에
RPM Exp BEMT FVM
Error- BEMT (%)
Error- FVM
(%) 3495 0.0147 0.0155 0.0146 5.31 0.68 4089 0.0154 0.0156 0.0147 1.10 4.42 4665 0.0157 0.0157 0.0148 0.19 5.86 5250 0.0154 0.0158 0.0150 2.40 3.31 5775 0.0153 0.0159 0.0150 3.73 2.09 6388 0.0151 0.0160 0.0151 5.70 0.00 6968 0.0151 0.0160 0.0152 6.23 0.33 7548 0.0150 0.0161 0.0152 7.40 1.27 8128 0.0149 0.0162 0.0152 8.52 2.08 8707 0.0149 0.0162 0.0152 8.93 1.95
Table 1. Thrust coefficient results ( )
RPM Exp. BEMT FVM
Error- BEMT (%)
Error- FVM
(%) 3495 0.207 0.203 0.1907 1.93 7.87 4089 0.204 0.202 0.1897 0.98 7.01 4665 0.198 0.202 0.1894 2.02 4.34 5250 0.192 0.202 0.1895 5.21 1.30 5775 0.191 0.202 0.1896 5.76 0.73 6388 0.187 0.203 0.1898 8.56 1.50 6968 0.184 0.203 0.1895 10.33 2.99 7548 0.182 0.204 0.1897 12.09 4.23 8128 0.181 0.204 0.1897 12.71 4.81 8707 0.179 0.204 0.1901 13.97 6.20 Table 2. Torque coefficient results (× )
비해 큰 오차를 보인 것은, 저 레이놀즈 영역에서 FVM 해석자에 적용된 모델링의 적합성이 떨어지기 때문이다. 후류 예측의 오차로 인하여 유입류를 과소 예측하고, 이에 따라 공력 계수 예측의 오차가 커졌다.
단일 로터 소음 실험을 이용하여 불연속 주파수 소음에 대한 소음 검증을 수행하였다. 소음 실험은 무향실에서 진행되었으며, 5250 RPM 조건으로 블레 이드를 구동시켰다. 수음점은 허브 기준으로 블레이 드 반경의 10배 위치에 있으며, 회전축 평면에서 아 래 방향으로 60°, 30°, 0° 그리고 위 방향으로 15°에 배치하여 전파 방향성을 확인하였다. Fig. 2는 소음 검증 결과를 보여준다. 60° 위치를 제외하고 3dB 이 하의 오차를 보였는데, 이는 두께 소음 및 정상 하중 소음은 제대로 예측이 가능하다는 것을 의미한다. 해 당 실험은 단일 블레이드의 제자리 비행 조건에서 이루어진 것으로, 비정상 하중 소음이 주요하게 발생 하지는 않는다. 따라서 60° 위치의 큰 오차는 드론
Fig. 2. Comparison of directivity pattern
블레이드에서 주요하게 발생하는 광대역 주파수 소 음의 영향인 것으로 판단된다. 광대역 주파수 소음의 해석은 본 연구의 해석 범위를 넘어서는 것으로, 본 논문에서는 광대역 주파수 소음의 해석이 중요하다 는 사실만 지적하고 넘어가고자 한다.
본 연구에서는 DJI F450의 제자리 비행 시 주로 운용되는 5250 RPM 고정 조건을 멀티로터형 비행체 해석에 적용하였다. 이 RPM 영역에서는 FVM 해석 자가 공력 실험 결과와 상당히 유사한 결과를 보였 고, 불연속 주파수 소음 성분에 대해 검증이 되었다.
따라서 본 해석자를 멀티로터형 비행체의 해석에 활 용하여 멀티로터형 비행체의 공력 및 공력소음 특성 을 확인하였다.
2.2.2 제자리 비행 해석
2.2.2.1 공력 해석 결과DJI F450을 기준 형상으로 설정하여, 로터 사이의 간격을 변화시켜가며 공기역학적 특성의 변화를 확인 하였다. 로터 사이 간격은 0.1, 0.36(F450), 0.5, 0.8로 설정하였고, 단일 로터 해석을 같은 조건으로 수행하여 후류 상호작용 효과를 확인하였다. Fig. 3 은 4가지 멀티로터형 비행체의 제자리 비행 시 후류 형상을 모사한 결과이다. 모든 비행체에서 후류가 완 전히 발달한 원방에서 인접한 후류에 큰 영향을 받 는 것을 확인할 수 있다. 로터 사이의 간격이 작을수 록, 인접한 후류에 의해서 더 강한 상풍류(Upwash)
Fig. 4. Sectional effective angle of attack (a: single; b: d/D=0.1; c: 0.36; d: 0.8) 가 발생하고, 이에 따라 후류가 로터 방향으로 휘어 서 발달하게 된다.
후류 상호작용 효과를 좀 더 명확히 확인하기 위 하여 로터 회전 평면에서의 유효 받음각을 비교하였 다. Fig. 4는 Fig. 3에 강조 표시된 로터에서의 유효 받음각 해석 결과를 같은 조건에서의 단일 로터와 비교한 것이다. 모든 비행체에서 유효 받음각은 인접 한 로터 근방의 상풍류에 의해 증가하였고, 상대적으 로 약한 유입류(Inflow)가 반대 방향에서 발생하여
Fig. 3. Wake structure of multirotor configurations in hovering flight (a: d/D=0.1; b: d/D=0.36; c: d/D=0.5; d: d/D=0.8)
Fig. 5. fluctuation according to rotor spacing 유효 받음각이 작아졌다. 단일 로터의 결과와 비교하 면, 로터 사이 간격이 작을수록 로터의 회전에 따른 유효 받음각의 변화가 크게 발생함을 알 수 있다.
유효 받음각의 변화는 제자리 비행 시 추력 계수 의 주기적 변화를 일으킨다. 로터 사이 간격의 변화 에 따른 각각의 개별 로터의 평균 추력 계수는 크게 변하지 않으나, 추력 계수의 변화 정도는 크게 달라 진다. Fig. 5에 평균 추력 계수에 대한 추력 계수 변 화 비율을 도시하였다. 로터 사이 간격이 d/D = 0.05일 때 추력 변화가 평균 추력의 25%에 이를 정 도로 크게 발생하였으며, d/D = 1에 가까워짐에 따 라 변동 정도가 급격히 감소하는 것을 확인할 수 있 다. DJI F450의 형상에서 추력 계수의 주기적 변화를 같이 도시하였는데, 일반적인 멀티로터형 비행체 형 상에서도 평균 추력 대비 14% 수준의 추력 변동을
보이는 것을 확인할 수 있다.
즉, 멀티로터형 비행체는 제자리 비행 시에도 로터 의 회전 각도와 상대적 위치에 따라서 공기역학적 특성이 상당히 변하기 때문에 후류 효과를 고려하여 공력 해석을 수행해야 한다.
2.2.2.2 소음 해석 결과
후류 상호작용에 의한 비정상 하중 소음과 이의 소음 지향성을 분석하였다. 0.1, 0.36, 0.8의 3가 지 형상에 대해 수행하였다. 쿼드로터의 모든 블레이 드는 서로 위상이 같게 위치하였다. 또한, 단일 로터 의 해석 결과를 0.36의 쿼드로터의 각각의 로 터에 적용하여 후류 상호작용을 고려하지 않은 소음 해석을 수행하였다. 수음점은 Fig. 1에 표시한 바와 같이 쿼드로터의 회전 평면에서 4개 로터의 중심을 기준으로 하여, 로터 반경의 10배만큼 떨어진 거리에 위치한다. 하중 소음의 소음 지향성은 Fig. 6과 같다.
로터 회전 평면에서의 하중 소음 해석 결과는 4가지 형상의 결과가 모두 유사하지만, 로터 회전축 방향의 수음점에서 로터 사이 간격이 작을수록 큰 하중 소 음이 발생하였다. 정상 하중 소음의 경우, 로터 회전 축에 인접한 영역에서 로터의 각 블레이드에서 발생 한 정상 하중 소음이 서로 상쇄되는 특성이 있다.
즉, 로터 간격이 작아지면서 발생한 큰 축 방향 소음 성분은 비정상 하중 소음으로, 후류 상호작용으로 발 생한 주기적인 추력 변동이 일으킨 소음이다. (b)와 (d)의 축 방향 소음 성분을 비교해보면, (d)는 (b)에 비해 소음이 대략 15dB 작았다. 이는 (d)에서 단일 로터의 공력 해석 결과를 활용하여 후류 상호작용 효과가 고려되지 않았기 때문이다. 제자리 비행 상황 에서 멀티로터형 비행체는 큰 비정상 및 비대칭 공 력 특성을 가지므로, 소음을 정확히 예측하기 위해서 는 후류 상호작용 효과를 고려하는 것이 필수적이다.
Fig. 6. Loading noise directivity pattern (a: d/D=0.1; b: 0.36; c: 0.8; d: 0.36 with single rotor)
2.2.3 전진 비행 해석
2.2.3.1 공력 해석 결과전진비와 전진 방향에 따라서 멀티로터형 비행체 의 후류 구조를 확인하였다. DJI F450의 쿼드로터 형 태에서 전진비(Advance ratio, ) 0.05, 0.1, 0.2로 설 정된 3개의 Square formation과 전진비 0.1로 설정된 1개의 Diamond formation에 대한 해석을 수행하였 다. Fig. 7은 전진 비행의 멀티로터 후류 해석 결과이 다. 모든 해석 대상에서 1, 4번 로터와 2, 3번 로터의 초기 위상이 90° 차이가 나도록 배치하였다. 3개의 Square formation 해석 결과를 보면, 후방 로터는 전 방 로터 후류의 직접적인 영향을 받는다. 특히 전진 비가 낮을 때는 전방과 후방 로터 사이의 상호작용뿐 만 아니라 좌우 로터 사이의 상호작용도 활발히 발생 한다. Diamond formation에서는, 후방 로터(로터 1) 가 다른 모든 로터의 영향을 받는다. 각각의 측면 로 터(로터 2, 3)는 전방 로터의 전진 방향(Advancing side)과 후퇴 방향(Retreating side)에 위치하여 다른 상호작용 효과를 보인다. Figs. 8~10은 후방 로터(로 터 1)의 유효 받음각 분포로, square formation의 각 각의 전진비 해석 결과와 동일 전진비의 단일 로터 해석 결과를 비교하였다. 단일 로터의 전진 비행에서 는 전진 방향과 후퇴 방향이 유효 받음각에 의해 명 확히 구분된다. 그러나 멀티로터의 후방 로터에서는 전진 방향의 유효 받음각이 전방 로터의 후류에 의 해 작아지게 된다. 유효 받음각의 분포에 변화가 생 기고, 이는 하중 소음의 크기와 지향성에 큰 영향을 미친다. Fig. 11은 Diamond formation에서 4개의 로
Fig. 8. Sectional effective AOA in 0.05 (a:multirotor; b: single rotor)
Fig. 9. Sectional effective AOA in
0.1 터에서 유효 받음각을 도시한 것이다. Fig. 11의 (2), (3)과 Fig. 9의 (b)를 비교하면, 두 측면 로터는 큰 유 효 받음각을 가지며 전방 로터의 후류 영향이 달라 서 서로 받음각 분포에 차이를 보인다. Fig. 11(1)을 Fig. 7. Wake structure of multirotor configurations in forward flight(a: ; b: ; c: ; d: diamond formation)
Fig. 10. Sectional effective AOA in
0.2 보면, 유효 받음각의 최대 위치가 전방 로터의 전진 방향으로 이동하였는데 이는 하중 소음의 전파 특성 에 영향을 준다.Diamond formation은 각각의 로터에서 후류 상호 작용 효과가 다르게 발생하므로 추력 계수의 변화를 Fig. 12에 도시하였다. 후류의 영향을 거의 받지 않 는 전방 로터의 추력 계수를 기준으로 나머지 로터 의 추력 계수 변화를 비교하여 공력 특성을 확인하 였다. 해석 시 2개의 측면 로터는 전방, 후방 로터와 위상이 90° 차이 나도록 설정하여서 추력 계수도 위 상 차이를 보인다. 측면 로터(로터 2)는 전방 로터의 전진 방향에 위치하고, 다른 측면 로터(로터 3)는 전 방 로터의 후퇴 방향에 위치한다. 로터 2는 전방 로 터의 영향을 전진 방향에서 받고, 로터 3은 후퇴 방 향에서 받는다. 전진 비행 시 전진 방향에서 큰 유입 류가 발생하므로 후류가 상대적으로 로터 하부 방향 으로 발달하게 된다. 따라서 로터 2는 전방 로터에 의해 큰 유입류가 발달한 유동 영향을 전진 방향에
Fig. 11. Sectional effective AOA in diamond formation (1:rear; 2:side1; 3:side2; 4:front)
Fig. 12.
fluctuation in diamond formation 서 받아 추력 계수의 최대 증가 폭이 커지게 된다.또한 로터 3은 전방 로터의 후류 영향을 상대적으로 후퇴 방향에서 많이 받는데, 전방 로터에 의해 이미 유입류가 발생하였으므로 추력 계수의 최솟값이 증 가하게 된다. 후방 로터(로터 1)는 나머지 로터에 의 한 후류의 영향을 직접적으로 받으므로 추력 계수가 완전한 주기성을 보이지 않고 비정상 특성이 강한 것을 확인할 수 있다.
2.2.3.2 소음 해석 결과
각각의 비행 조건에 따른 소음 해석을 수행하였고 비정상 하중 소음의 특징을 확인하였다. 단일 로터의 전진 비행 공력 해석 결과를 활용한 소음 해석 결과 와 비교하며 후류 상호작용 효과를 고려한 전방(로터 4) 및 후방 로터(로터 1)의 소음 전파 특성을 파악하 였다. 전방 로터의 후류에 의해 발생하는 비정상 하 중 소음은 전방 로터와 후방 로터의 소음 전파 특성 을 비교하면 확인할 수 있고, 단일 로터 해석 결과와 비교하여 비정상 하중의 세기를 파악할 수 있다. 일 반적으로 회전 속도가 같을 때 높은 전진비로 운용 되면 소음이 크게 발생한다. 단일 로터와 멀티로터의 소음은 축 방향 전파 특성에서 큰 차이를 보인다. 특 히 후방 로터에서 비정상 하중 소음이 뚜렷하게 발 생하여 단일 로터와 큰 차이를 보인다. Figs. 13~16 은 모든 비행 조건에서 소음 전파 특성이 후류 상호 작용에 큰 영향을 받는 것을 보여주며 비정상 하중 소음은 로터 축 방향으로 우세하게 전파한다. Fig.
13을 보면 전방 로터의 비정상 하중 소음은 전진비 가 낮을 때 강한 것을 확인할 수 있는데, 이는 후방 로터와 후류로부터 영향을 더 많이 받기 때문이다.
Fig. 16의 Diamond formation에서는 같은 전진비의 Square formation보다 후류의 상호작용이 더 약하다.
또한 후방 로터에서 비정상 하중 소음이 다소 작게 발생하였는데, 이는 전방 및 측면 로터 후류의 영향 을 모두 받으므로 추력의 절대적인 크기 및 변동 크 기가 작아지기 때문이다.
Fig. 13. Loading noise directivity pattern in 0.05 (a:axis, b:rotor plane)
Fig. 14. Loading noise directivity pattern in 0.1
Fig. 15. Loading noise directivity pattern in
0.2Fig. 16. Loading noise directivity pattern in
0.1 of diamond formationⅢ. 결 론
본 연구에서 자유 후류 와류 격자 기법 해석자를 활용하여 다양한 비행 조건에서 멀티로터형 비행체의 공기역학 및 공력음향학적 특성을 확인하였다. 멀티로 터형 비행체는 후류 상호작용 효과에 의해 비행 조건 과 무관하게 비정상 하중 특성을 가진다. 로터 사이 간격을 다르게 설정하면서 제자리 비행을 해석하였을 때, 각각의 로터에서 후류 구조와 유효 받음각의 분포 등 공기역학적 특성이 비대칭적으로 발생하였고 이에 따라 비정상 하중 및 하중 소음이 발생하였다. 전진 비행에서의 특성을 파악하기 위해 전진비와 전진 방 향을 바꿔가며 해석을 수행하였다. 후방 로터는 전방 로터의 후류 영향을 받으므로 공기역학 및 공력음향 학적 특성이 단일 로터와 큰 차이를 보였다. 전반적 으로, 전진비가 낮을수록 후류가 더 활발히 상호작용 하고, 후방 로터뿐만 아니라 전방 로터도 나머지 로 터의 영향을 받는 것을 확인하였다. 이러한 후류 효 과는 전진 방향에 따라 다른 경향성을 보였고, 비정 상 하중 소음과 후류 구조의 연관성을 확인하였다.
본 연구에서 멀티로터의 해석은 RPM 고정 조건으 로 수행되었다. 실제 운용조건에서, 멀티로터형 비행 체의 자세 및 비행 제어는 RPM을 변화시켜가며 이 루어지므로 불연속 주파수 소음 성분이 달라질 수 있다. 난류 유입 소음과 같은 광대역 주파수 소음 성 분을 고려하는 것도 중요하다. 멀티로터형 비행체는 주로 낮은 속도 영역에서 운용되어 광대역 주파수 소음의 비중이 커질 수 있기 때문이다. 향후 RPM 제어 조건에서 멀티로터형 비행체의 불연속 주파수 소음 성분과 광대역 주파수 소음 성분을 모두 고려 하여 정확한 스펙트럼 예측을 수행하면 멀티로터형 비행체의 환경소음 특성 연구와 저소음 설계에 활용 할 수 있을 것으로 기대된다. 본 연구는 효율적인 해 석 기법을 활용해 멀티로터형 비행체의 복잡한 공기 역학 및 공력음향학적 특성을 확인하여 멀티로터형 비행체의 저소음 설계와 관련된 기초 연구를 수행하 였다는 것에 의의가 있다.
후 기
본 연구는 국방과학연구소의 지원으로 차세대 고 속 복합형 무인 회전익기 특화연구실에서 수행되었 습니다. 또한, 본 연구는 산업통상자원부(MOTIE)와 한국에너지기술평가원(KETEP)의 지원을 받아 수행한 연구 과제입니다. (No. 20194030202300)
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