KR100921574B1

KR100921574B1 - 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일

Info

Publication number: KR100921574B1
Application number: KR1020070136907A
Authority: KR
Inventors: 강희정; 이관중; 김재무
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2007-12-24
Filing date: 2007-12-24
Publication date: 2009-10-12
Also published as: KR20090069064A

Abstract

본 발명은 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 관한 것으로, 헬리콥터의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가 및 허용 가능한 블레이드 추력을 증가시키기 위해 최대양력 계수와 실속 특성을 증가시킨 에어포일 형상을 로터 블레이드의 주 양력부위에 적용시킨 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 관한 것이다.

본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일은, 앞전(Leading Edge)과 뒷전(Trailing Edge)을 잇는 시위선(Chord)을 기준으로 상측과 하측으로 볼록한 윗면 및 아랫면을 가지는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 있어서, 상기 에어포일(Airfoil 翼型)은 표 1의 좌표값에 따라 윗면 및 아랫면의 표면위치가 결정되는 것을 특징으로 한다.

상기와 같은 구성으로 인하여 본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일은, 최대양력계수 및 실속 받음각이 높은 에어포일 형상으로 인하여 헬리콥터 로터 블레이드의 주 양력 부위를 구성하는 에어포일에 적용시킬 수 있으며, 이를 통하여 항공기의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가 및 허용 가능한 블레이드 추력 증가의 효과를 얻을 수 있다.

BERP, 에어포일, 윗면, 아랫면

Description

헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일 {Rotor Blade Airfoil of Helicopter}

로터 블레이드(rotor blade)와 로터 허브(rotor hub)는 헬리콥터의 핵심이라고 할 수 있는 요소이다. 또한 경량화와 고강도, 일체형 성형에 따른 제작편의와 성능향상으로 인해, 다양한 복합재와 그에 따를 첨단 제작기법이 가장 많이 사용되는 분야 중 하나이다. 그중에서 주로터 블레이드(main rotor blade)는 단면을 구성하는 에어포일(airfoil)형상이나 그 구성이 주하중을 지지하는 스파(spar)와 기타 구조로 이루어져있다는 점에서 고정익 항공기와 유사한 점도 있지만, 그 운동역학이 근본적으로 다르고, 동적특성 또한 고정익과는 많은 차이를 보인다.

일반적으로 헬리콥터의 전진비행 시 로터 블레이드(Rotor blade)의 공기역학적 환경은 도 2(J. Gordon Leishman, "Principles of Helicopter Aerodynamics")에 도시한 바와 같이, 항공기의 속도에 블레이드의 회전속도가 더해져 각각의 방위각에서 블레이드가 접하는 속도가 다르며, 이로 인해 전진면 블레이드에서는 고 마하수와 낮은 받음각(angle of attack)을, 후퇴면 블레이드에서는 저 마하수와 높은 받음각의 환경을 가지게 된다. 즉 헬리콥터의 전진방향에 대해 후퇴하는 블레이드에서는 상대속도가 느려지지만, 상대속도가 빠른 전진하는 블레이드에서와 같은 정도의 양력을 발생하도록 양력계수가 충분히 커야 한다. 따라서 후퇴면 블레이드에서는 가급적 큰 실속 받음각(따라서 큰 양력계수)을 가지며, 전진면 블레이드에서는 압축성 효과가 크게 나타나지 않는 에어포일을 선택하여야 한다. 도 3(US Patent 6164918 Fig3B로부터 인용됨)은 이러한 환경 하에서 블레이드가 갖게 되는 받음각의 일반적인 분포를 보여준다. 블레이드가 후퇴하는 부근에서는 전진하는 블레이드에서 발생하는 만큼 양력을 발생시키기 위해 큰 받음각을 가지게 됨을 볼 수 있다.

에어포일의 최대양력계수가 클수록 전진비행과 제자리비행 모두 이점이 존재하는데, 전진비행에서의 효과는 여분의 동력이 있다면, 직접적으로 최대 전진속도를 증가시킬 수 있으며 최대 로터 추력은 기동성을 증가시킨다. 또한 에어포일의 최대양력계수를 높임으로서 블레이드의 시위길이를 줄일 수 있으며, 시위길이를 줄이면 제자리비행에서의 항력이 줄어들어 성능이 개선되고, 작기는 하지만 블레이드의 자체 중량도 줄일 수 있다. 최대속도 이상이 되면 후퇴면 블레이드에서의 실속과 전진면 블레이드에서의 압축성 효과가 합해져 필요동력이 갑자기 증가하고, 과다한 구조진동이 생기며, 조종불능상태가 된다. 후퇴면 블레이드에서는 실속이 일 어나지 않으면서 요구되는 양력을 발생시키기에 너무 속도가 느리고, 전진면 블레이드에서는 속도가 너무 빨라 충격파가 생기고 결과적으로 항력과 피칭 모멘트가 과다하게 발생하는 것을 피할 수 없게 된다. 결국, 후퇴면 블레이드의 실속현상은 항공기의 전진 속도를 제한하는 근본적인 원인이 된다.

후퇴면 블레이드의 비행한계는 로터 블레이드의 실속에 의해서 제한되며, 다시 블레이드 실속은 블레이드 단면 형상, 즉 에어포일의 성능에 직접적으로 의존한다. 따라서 에어포일 성능 향상에 의해서 로터 비행한계나 허용 가능한 블레이드 하중을 증가시킬 수 있다.

에어포일의 성능을 향상시키기 위해서는 에어포일의 윗면 앞전 근방의 곡률을 변화시켜야 하고, 시위방향의 최대두께 위치, 앞전의 캠버 및 반경 등의 변화가 요구된다. 에어포일의 기하학적 형상만을 변수로 하여 설계를 수행하는 것은 상당히 어렵기 때문에, 일반적인 경우보다 설계-해석/실험의 반복적인 과정이 많이 요구되며 이런 과정을 통해 최적설계가 이루어진다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 헬리콥터의 기동성 증대, 로터의 비행한계 증가가 이루어지는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일을 제공함에 있다.

( x는 에어포일 시위선(chord)을 따라 에어포일 앞전(leading edge)으로부터 뒷전(trailing edge)까지의 거리, C는 에어포일의 시위(chord)길이, y_u는 에어포일 윗면의 표면위치, y_l은 에어포일 아랫면의 표면위치를 나타낸다. )

<표 1>

x/C	y_u/C	y_l/C
0.000000E+00	0.000000E+00	0.000000E+00
6.020000E-04	5.277744E-03	-3.191463E-03
2.408000E-03	9.963835E-03	-5.898880E-03
5.412000E-03	1.519130E-02	-8.151885E-03
9.607000E-03	2.074111E-02	-1.025025E-02
1.498400E-02	2.646337E-02	-1.220289E-02
2.153000E-02	3.225506E-02	-1.379867E-02
2.922800E-02	3.803812E-02	-1.494712E-02
3.806000E-02	4.372889E-02	-1.571026E-02
4.800500E-02	4.921512E-02	-1.612072E-02
5.903900E-02	5.435014E-02	-1.630798E-02
7.113600E-02	5.924615E-02	-1.642059E-02
8.426500E-02	6.405833E-02	-1.656682E-02
9.839600E-02	6.870162E-02	-1.677021E-02
1.134950E-01	7.310762E-02	-1.697171E-02
1.295240E-01	7.722690E-02	-1.716382E-02
1.464470E-01	8.102795E-02	-1.740567E-02
1.642210E-01	8.448815E-02	-1.771271E-02
1.828030E-01	8.758728E-02	-1.809209E-02
2.021500E-01	9.030449E-02	-1.854140E-02
2.222150E-01	9.261882E-02	-1.904377E-02
2.429490E-01	9.451257E-02	-1.957234E-02
2.643020E-01	9.597639E-02	-2.009931E-02
2.862220E-01	9.700947E-02	-2.059375E-02
3.086580E-01	9.761908E-02	-2.102012E-02
3.315550E-01	9.781875E-02	-2.134970E-02
3.548580E-01	9.762609E-02	-2.157424E-02
3.785100E-01	9.706106E-02	-2.169590E-02
4.024550E-01	9.614405E-02	-2.171191E-02
4.266350E-01	9.489483E-02	-2.161630E-02
4.509910E-01	9.333213E-02	-2.140716E-02
4.754660E-01	9.147296E-02	-2.109262E-02
5.000000E-01	8.933363E-02	-2.068271E-02
5.245340E-01	8.692934E-02	-2.018249E-02
5.490090E-01	8.427551E-02	-1.959722E-02
5.733650E-01	8.138817E-02	-1.893250E-02
5.975450E-01	7.828382E-02	-1.819453E-02
6.214900E-01	7.498606E-02	-1.739010E-02
6.451420E-01	7.151394E-02	-1.652669E-02
6.684450E-01	6.788454E-02	-1.561291E-02
6.913420E-01	6.413177E-02	-1.465815E-02
7.137780E-01	6.028518E-02	-1.367291E-02
7.356980E-01	5.635848E-02	-1.266838E-02
7.570510E-01	5.236533E-02	-1.165551E-02
7.777850E-01	4.833245E-02	-1.064444E-02
7.978500E-01	4.428449E-02	-9.643783E-03
8.171970E-01	4.023506E-02	-8.660809E-03
8.357800E-01	3.620077E-02	-7.701290E-03
8.535530E-01	3.221122E-02	-6.769843E-03
8.704760E-01	2.829727E-02	-5.870365E-03
8.865050E-01	2.448525E-02	-5.006512E-03
9.016040E-01	2.079821E-02	-4.239555E-03
9.157350E-01	1.726153E-02	-3.548272E-03
9.288640E-01	1.390035E-02	-2.885148E-03
9.409610E-01	1.073865E-02	-2.347392E-03
9.519950E-01	8.124108E-03	-2.043515E-03
9.619400E-01	6.255066E-03	-2.000908E-03
9.707720E-01	4.954400E-03	-2.161073E-03
9.784700E-01	4.083918E-03	-2.419015E-03
9.850160E-01	3.536406E-03	-2.670575E-03
9.903930E-01	3.224478E-03	-2.851596E-03
9.945880E-01	3.072112E-03	-2.950687E-03
9.975920E-01	3.014400E-03	-2.990102E-03
9.993980E-01	3.000900E-03	-2.999401E-03
1.000000E+00	3.000000E-03	-3.000000E-03

상기 에어포일은 두께비(thickness ratio)가 12%인 것을 특징으로 한다.

이하 상기와 같은 본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일을 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다.

도 3은 본 발명의 로터 블레이드 에어포일의 단면도이고, 도 4는 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 실속 받음각을 비교한 표이며, 도 5는 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 최대양력계수를 비교한 표이고, 도 6은 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 영양력(Zero lift)에서의 항력계수를 비교한 표이다.

ICAO(국제 민간 항공기구)는 항공기의 소음을 제한, 그 기준을 정하고 있으며 주요 메이커가 목표로 하고 있는 소음 레벨은 ICAO의 기준보다 10데시벨 정도 적은 수준이다. 이를 개선하기 위한 하나의 수단은 로터 블레이드의 익형과 평면형의 개량이다. 이것을 가장 빨리 실용화한 것은 영국의 BERP(British Experimental Rotor Program) 계획에서 탄생한 로터 블레이드로서, 웨스트랜드(westland)사와 국립 항공기 연구소가 1976년부터 공동 연구를 개시, 86년 8월11일에는 BERP 블레이드를 설치한 웨스트랜드 링스 헬리콥터가 400.87km/h의 세계 기록을 달성하였다. 상기와 같은 BERP 블레이드는 공력적인 효율이 좋을 뿐만 아니라 노와 같은 형상을 한 선단은 속도의 증가에 수반하는 충격파의 발생이 늦어 헬리콥터의 전진 속도를 더할 수 있을 뿐만이 아니라 소음의 발생도 감소시키는 특성을 갖는다.

본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일(이하 NRS-2M)(1)은 <표 1>의 값에 따라 윗면(5) 및 아랫면(6)의 표면위치가 결정되며, 이를 수직좌표면상에 나타낸 것이 도 3의 에어포일이다. 본 발명의 에어포일(1)은 두께비(thickness ratio)가 약 12%로 같은 BERP(British Experimental Rotor Program) 블레이드의 주 양력 부위에 사용된 RAE9645 에어포일(Wilby,P.G. 1998. "Shockwaves in the Rotor World-A Personal Perspective of 30 Years of Rotor Aerodynamic Research in the UK," Aeronautical J. 102(1013), pp. 113-128)을 로터 블레이드의 주 양력면의 에어포일이 경험하는 일반적인 마하수 범위인 0.3~0.7 마하수 범위에서 비교하여 설명한다.

본 발명의 에어포일은 반응면 기법(Response Surface Methodology)( Raymond H. Myers and Douglas C. Montgomery의 "Response Surface Methodology : Process and Product Optimization Using Designed Experiments", Wiley Series in Probability and Statistics)을 통해 설계되었다.

본 발명의 로터 블레이드의 주양력부의 에어포일은 블레이드 전체의 성능을 좌우하는 가장 중요한 요소 중의 하나로서, 설계의 기본 요구조건은 저마하수에서 기존 에어포일의 고양력 특성을 유지하면서 중마하수 특성을 개선하는데 있으므로, 목적함수를 KARI 301을 기준 에어포일로 하여 각 마하수에서 실속각이 디자인타겟(design target)과 최대한 근접하도록 설정하였고, 제약 조건은 각 마하수에서 양력이 기준 에어포일보다 큰 값을 갖도록 부과하였다.

목적함수(Objective Function)

Minimize

,

제약조건(Constraints)

,

[참고도 1]은 본 발명의 에어포일 NRS-2M의 설계 영역을 보여준다.

[참고도 1]

본 발명의 NRS-2M은 주양력부에 장착되므로, 중 마하수 영역의 성능을 유지하면서

를 최대화하는 것이 주요 설계 요구조건이 된다. 반응면 기법을 통하여 최적설계된 에어포일은 [참고도 2]에 도시된 바와 같이, 윗면의 경우 KARI 301보다 약간 두께가 증가하고 캠버가 늘어난 형태를 가지며, 특히 앞전에서 아래면의 형상이 상당히 차이가 나고 있음을 알 수 있다.

[참고도 2]

도 4는 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 실속 받음각을 비교한 표로, 실속 받음각은 에어포일의 시위선이 상대기류(Relative Wind)와 이루는 각도(받음각, angle of attack) 중에서 헬리콥터가 실속(stall)에 빠지게 되는 각을 말한다. 도 4에 도시된 바와 같이, NRS-2M이 RAE 9645 에어포일에 비해 마하수(Mach NO.)에 따라 약 3%부터 최대 25%까지 증가된 것을 확인할 수 있으며 이로 인해 헬리콥터의 기동성이 증대되는 효과를 얻게 된다.

도 5는 마하수에 따른 최대양력계수에 대해 NRS-2M 에어포일을 RAE 9645 에 어포일과 비교한 것으로, 마하수 0.4~0.65 부근에서 최대 20%까지 증가됨을 확인할 수 있다. 그러나 천음속(transonic velocity) 영역인 0.7 이상에서는 최대양력계수가 약간 감소함을 알 수 있다. 이는 본 발명의 NRS-2M 에어포일이 로터 블레이드의 주 양력 부위에 적용됨을 목적으로 하기 때문에, 일반적인 헬리콥터 로터 블레이드가 전진 비행 시 경험하는 공기역학적인 환경은 아니므로 마하수 0.7이상에서는 그 영향성이 미미하게 된다.

도 6은 영양력(zero lift)에서의 항력계수(drag coefficient)에 대해 본 발명의 NRS-2M 에어포일과 RAE 9645 에어포일을 비교한 것으로, 마하수 0.3과 0.7을 제외하곤 거의 비슷한 결과를 보여주고 있다.

따라서 본 발명의 NRS-2M 에어포일을 로터 블레이드의 주양력 부위에 적용 시 실속 받음각 증가, 최대 양력계수 증가로 인해 항공기의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가, 허용 가능한 블레이드 추력 증가의 효과를 얻게 된다.

도 1은 헬리콥터의 전진비행 시 로터 블레이드의 일반적인 공기역학적인 환경을 나타낸 개념도.

도 2는 헬리콥터의 전진비행 시 로터 블레이드의 일반적인 받음각 분포를 나타낸 개념도.

도 3은 본 발명의 로터 블레이드 에어포일의 단면도.

도 4는 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 실속 받음각을 비교한 표.

도 5는 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 최대양력계수를 비교한 표.

도 6은 본 발명의 에어포일과 RAE 9645 에어포일과의 영양력(Zero lift)에서의 항력계수를 비교한 표.

** 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명**

1: 에어포일 2: 시위선

3: 앞전 4: 뒷전

5: 윗면 6: 아랫면

Claims

앞전(Leading Edge)(3)과 뒷전(Trailing Edge)(4)을 잇는 시위선(Chord line)(2)을 기준으로 상측과 하측으로 볼록한 윗면(5) 및 아랫면(6)을 가지는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 있어서,

상기 에어포일(Airfoil, 翼型)(1)은 표 1의 좌표값에 따라 윗면 및 아랫면의 표면위치가 결정되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일.

( x는 에어포일 시위선을 따라 에어포일 앞전으로부터 뒷전까지의 거리, C는 에어포일의 시위(chord)길이, y_u는 에어포일 윗면의 표면위치, y_l은 에어포일 아랫면의 표면위치를 나타낸다. )

<표 1>

제 1 항에 있어서,

상기 에어포일(1)은 두께비(thickness ratio)가 12%인 것을 특징으로 하는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일.