KR100950310B1

KR100950310B1 - 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합방법

Info

Publication number: KR100950310B1
Application number: KR1020070102847A
Authority: KR
Inventors: 이재우; 변영환; 강호정
Original assignee: 건국대학교 산학협력단
Priority date: 2007-10-12
Filing date: 2007-10-12
Publication date: 2010-03-31
Also published as: KR20090037523A

Abstract

본 발명에서 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법을 개시한다. 보다 상세하게는, a) 사용자로부터 입력된 값을 토대로 메인 로터 및 테일 로터의 형상과 동체 형상을 계산하여 항공기 형상을 산출하고, 상기 항공기 형상의 구성부분의 중량을 합산하여 공허 중량을 산출하고, 임무 수행을 위한 필요 연료량을 산출한 후, 이를 기반으로 이륙 총중량을 산출함으로써 사이징 결과를 생성하는 단계; 및 b) 상기 항공기 사이징 프로그램의 대기(Atmosphere) 모듈의 데이터 및 엔진 데이터 모듈의 데이터를 공유하고 상기 사이징 결과에 기반하여 성능 값을 산출하며, 상기 산출된 성능 값에 기반하여 임무형상에 따른 성능 해석을 수행하는 단계; 로 이루어진다.

따라서, 본 발명은 사이징 프로세스와 성능해석 프로세스의 결합으로 인하여, 사이징 된 결과에 따른 성능을 빠르게 도출하여 설계의 효율성을 높일 수 있는 효과가 있다. 또한, 본 발명은 사이징과 성능 해석이 동시에 이루어지기 때문에 회전익 항공기 설계 시에 최적화 과정을 수행하기에 용이한 효과를 갖는다.

회전익, 항공기, 헬리콥터, 형상, 중량, 연료량, 사이징, 성능 해석, 프로그램

Description

항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법{INTERGRATION METHOD FOR SIZING AND PERFORMANCE PROGRAM FOR ROTORCARFT CONCEPTUAL DESIGN}

본 발명은 회전익 항공기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 회전익 항공기에 대한 사이징(Sizing) 및 임무분석이 가능한 프로그램과 성능해석이 가능한 프로그램을 통합하여 회전익 항공기 개념 설계 및 성능예측에 적용하도록 설계 해석이 가능한 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법에 관한 것이다.

일반적으로, 회전익 항공기인 헬리콥터는 비행기 에어포일(Air-foil) 형상과 같은 단면적을 가지는 로터 블레이드(Rotor blade)의 회전을 통하여 프로펠러(Propeller)와 같이 양력(Lift)을 발생하여 비행을 하게 된다. 로터 블레이드가 수평면 내를 적당한 피치각으로 회전하면 위로 양력이 발생하며, 피치각을 제어하여 양력을 증감시키며 수직 방향의 균형과 운동을 실현할 수 있다.

이러한 로터 블레이드가 회전함에 따라 작용-반작용의 원리에 의해 공기의 저항이 생기고, 이로 인해 발생하는 반동 토오크(Torque) 때문에 기체(機體)가 로터 블레이드와 반대 방향으로 회전하여 불안정하게 된다. 이러한 반동 토오크를 상쇄하기 위한 수단에 따라 다양한 형식의 헬리콥터가 고안되었다.

다양한 형식의 헬리콥터는 한 회전축에 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 상하로 배치한 동축 로터 헬리콥터(Coaxial rotor helicopter), 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 기체의 앞뒤 끝에 각각 배치한 탠덤 로터 헬리콥터(Tandem rotorhelicopter), 서로 반대 방향으로 회전하는 로터 블레이드를 기체의 좌우에 배치한 양측 로터 헬리콥터(Side-by-siderotor helicopter), 기체의 꼬리 부분에 반동 토오크(Torque)용의 작은 로터 블레이드를 주 로터의 회전면에 거의 수직으로 장치한 단일 로터 헬리콥터(Single rotor helicopter), 그리고 제트 배기를 로터 블레이드를 통하여 로터 블레이드의 끝에서 분출시켜 기체에 토오크를 주지 않게 한 제트 반동 로터 헬리콥터(Tip jet rotor helicopter) 등을 들 수 있다.

전술된 헬리콥터는 고정익 항공기와 동일하게 피칭(Pitching), 롤링(Rolling) 및 요잉(Yawing) 운동을 수행할 수 있다. 그리고 회전익 항공기의 특징으로, 컬렉티브 피치(Collective pitch) 조종에 의한 수직 상승 및 하강 운동과, 제자리에서 정지 비행(호버링 : Hovering)을 수행할 수 있다. 헬리콥터의 피칭 및 롤링 운동은 싸이클릭 피치(Cyclic pitch) 조종에 의해 수행된다. 피칭(Pitching) 운동은 스와시 플레이트(Swash plate)를 앞뒤로 기울여 로터 브레이드 회전면을 앞뒤로 기울였을 때, 헬리콥터가 수평 전진, 후진 비행을 함으로써 수행된다. 그리고 롤링(Rolling) 운동은 스와시 플레이트를 좌우로 기울여 로터 브레이드 회전면을 좌우로 기울였을 때, 헬리콥터가 수평 횡진 비행을 함으로써 수행된다.

이와 같은 헬리콥터는 다수 다종의 기능을 보유하고 있음에 따라, 산악지형 이 국토의 대부분인 한국에서 수직 이착륙이 가능한 여객/화물 수송기인 회전익기 수요가 대폭 증가하고 있다. 또한, 현재 한국 내 보유하고 있는 기동형 헬기들의 노후화 되어 새로운 기동형 헬리콥터 개발인 Korean Helicopter Program(KHP) 사업도 활발히 진행 중이다.

헬리콥터와 같은 회전익 항공기는 민, 군용의 대형 국책사업이 동시에 진행되며 수백 대의 헬기 대체 수요와 차세대 회전익기 개발 등의 요구로 회전익기 설계 및 해석 기술 개발 요구는 점증하고 있는 실정이다. 그러나, 현재 개발되어 사용되어 지고 있는 회전익 항공기 해석 프로그램의 경우 사이징만 가능하거나 성능해석이나 구조해석 등, 단일 분야만 해석되는 경우가 많아 회전익 항공기 설계에서 많은 어려움을 겪고 있다.

본 발명은 이와 같은 문제점을 해결하기 위해 창출된 것으로, 본 발명의 목적은 항공기 사이징 프로그램과 성능해석 프로그램의 통합을 통해 단일 분야만 해석 가능한 프로그램이 가지는 단점을 보완하여 항공기 설계의 편의성을 증대시킬 수 있는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법을 제공함에 있다.

본 발명의 다른 목적은, 사이징 프로그램과 성능해석 프로그램을 통합하기 위해 성능해석과 사이징 계산에 필수적인 요소인 대기(Atmosphere) 모듈과 엔진 데이터 모듈을 공유함으로써, 형상 설계 값들과 성능해석의 완성도를 높일 수 있는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법을 제공함에 있다.

상기 목적을 달성하기 위한 본 발명의 관점에 따른 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법은, a) 사용자로부터 입력된 값을 토대로 메인 로터 및 테일 로터의 형상과 동체 형상을 계산하여 항공기 형상을 산출하고, 상기 항공기 형상의 구성부분의 중량을 합산하여 공허 중량을 산출하고, 임무 수행을 위한 필요 연료량을 산출한 후, 이를 기반으로 이륙 총중량을 산출함으로써 사이징 결과를 생성하는 단계; 및 b) 상기 항공기 사이징 프로그램의 대기(Atmosphere) 모듈의 데이터 및 엔진 데이터 모듈의 데이터를 공유하고 상기 사이징 결과에 기반하여 성능 값을 산출하며, 상기 산출된 성능 값에 기반하여 임무형상에 따른 성능 해석을 수행하는 단계; 로 이루어진 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따른 구체적인 실시 예에 따른 상기 (a) 단계는, a-1) 회전면하중(disk loading), 고형비(solidity), 로터 깃끝 속도(rotor tip speed)를 변수로 하여, 메인 로터의 형상을 결정한 다음 기 설정된 경험식을 토대로 테일 로터의 크기를 계산하는 단계; a-2) 상기 메인 로터의 형상에 의해 발생한 토크를 상쇄시키도록 테일 로터의 크기를 결정하는 단계; a-3) 동체 형상은 입력된 형상 변수들과 기 설정된 경험식을 이용하여 결정하는 단계; a-4) 상기 과정에서 항공기 형상이 결정되면, 메인 로터의 필요 마력을 계산하기 위해 항공기 형상의 구성 부분에 따른 공력 계수들을 계산하여 순항시의 항력을 계산하고, 메인 로터와 테일 로터 구동에 필요한 동력을 산출하는 단계; a-5) 트랜스미션과 동력 손실량을 고려하여 엔진에서 필요한 마력을 산출하는 단계; a-6) 계산되어진 필요 마력을 통해 엔진 크기를 결정하는 단계; a-7) 항공기 형상의 구성 부분별 중량을 계산하고, 이를 합산하여 공허 중량을 산출하는 단계; 및 a-8) 사용가능한 연료량을 계산하며, 임무 해석을 통해서 임무 수행을 위한 필요 연료량이 상기 사용가능한 연료량 범위 내에서 수렴하도록 반복 계산하여 최종적인 이륙 총중량을 산출하는 단계; 로 이루어진 것을 특징으로 한다.

또한 상기 (b) 단계는, b-1) 운동량 이론을 이용하여 비행속도에 따른 동력 선도를 산출하는 단계; b-2) 엔진 데이터를 이용하거나 엔진 사이클 해석을 수행하여 각 엔진에 따른 연료 흐름율과 고도에 따른 엔진특성을 고려하여 가용동력을 산출하는 단계; b-3) 각 조건에 따른 요구동력 및 가용동력을 이용하여 제자리비행 상승한도(hover ceiling), 수직상승률(vertical rate of climb), 최대항속거리(max range) 및 항속시간(endurance) 을 포함하는 성능 값을 산출하는 단계; 및 b-4) 상기 b-3) 단계의 산출 결과를 토대로, 임무형상(mission profile)에 따른 성능해석을 수행하는 단계; 로 이루어진 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따른 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법은, 사이징 프로세스와 성능해석 프로세스의 결합으로 인하여, 사이징 된 결과에 따른 성능을 빠르게 도출하여 설계의 효율성을 높일 수 있는 효과가 있다. 또한, 본 발명은 사이징과 성능 해석이 동시에 이루어지기 때문에 회전익 항공기 설계 시에 최적화 과정을 수행하기에 용이한 효과를 갖는다.

이하, 본 발명을 첨부된 예시도면에 의거 상세히 설명하면 다음과 같다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 사이징 프로세스를 나타낸 도면이다. 이를 토대로 사이징 프로그램을 설명한다. 먼저, 사이징 과정은 예시도면에 도시된 바와 같이 첫 번째 항공기 형상(a), 두 번째 공허중량(b), 요구되는 임무 수행을 위한 필요 연료량(c), 세 번째 항공기 이륙 총중량(d)을 구하는 작업이며 임무해석을 통해 필요 연료량을 예측하게 된다.
따라서, 본 발명에 따른 항공기 사이징 프로세스는, 상기와 같은 과정을 통해 항공기 형상, 공허 중량, 임무 수행을 위한 필요 연료량 및 항공기 이륙 총중량을 포함하여 사이징 결과로 산출하게 된다.

여기서, 첫 번째 단계인 (a) 단계에서, 요구조건과 구속조건을 만족시키는 형상 도출을 위해서 각 분야별 해석이 이루어져야 하며 개념 설계 단계에서는 시간이 많이 소요되고 자세한 형상 데이터를 필요로 하는 정확성이 높은 해석 코드보다는 간단한 항공기 형상 파라미터만으로 빠르게 형상을 도출해 주는 경험식 기반의 해석 코드를 사용한다. 처음에는 총중량을 알 수 없기 때문에 중량을 추측하거나 정하고 계산을 진행하면서 총중량을 추정한다. 유용하중(Useful Load)은 탑승자, 연료 그리고 특수장비를 포함한 중량이다. 탑승자의 무게는 한 사람당 180파운드로 가정하여 정하고, 일반적인 헬리콥터에서 특수장비의 중량은 1000파운드라고 가정한다. 필요연료량은 동력장치의 크기가 계산됨에 따라 추정하게 된다.

또한 기타 설계변수들은 기존 항공기들의 크기 경향성을 바탕으로 추세식에 의하여 결정하게 된다. 먼저 메인 로터(Main rotor)는 아래와 같은 4개의 선택 사항 즉, ① 로터직경과 고형비, ② 회전면하중과 고형비, ③ 로터직경과 C_T/σ, ④ 회전면하중과 C_T/σ 4가지 선택사항 중 한가지를 선택하여 추세식에 의하여 메인로터의 직경과 코드 등을 결정하게 된다.

메인 로터의 형상이 결정되면 메인 로터에서 발생된 anti-torque를 상쇄시키도록 테일 로터(tail rotor)의 크기를 정하게 된다. 테일 로터는 직경을 입력 할 수도 있고 메인로터 직경과 꼬리로터 직경의 비에 관한 경험식에 의하여 계산될 수도 있다. 메인로터의 직경, 꼬리로터 직경 그리고 입력된 동체의 높이, 넓이 등에 등을 바탕으로 헬리콥터의 형상 및 동체길이, 테일 붐을 포함하는 동체 형상을 계산한다. 아래 식들은 각 부분을 계산하는 식이다.

Tail rotor diameter : R_T = -1 + 0.244R_M + (-0.41 × 10^-4R_M ²)

Mean cockpit length : LP = 1/2·L_DP(H_B + W_B)

Cabin length : LC = 1/2·L_DC(H_B + W_B)

Body length : L_B = L_P + L_C

Tail boom : LTB = 1/2·D_M + G + D_T - 1/2·L_B

Fuselage length : L_F = L_B + L_TB

또한, 항공기 형상을 설정하기 위한 대기 조건 데이터가 필요하며, 이러한 대기 조건 데이터는 대기의 밀도, 압력 그리고 온도를 고도의 함수로 계산하여 생성한다. 상기 대기 조건 데이터는, 표준대기, 온도균등증가, 비표준대기 (사용자 입력)의 3가지 옵션으로 선택하여 계산할 수 있다.

이후, 헬리콥터의 크기 형상을 결정하기 위한 공력설계가 이루어지는데, 초기 설계변수 값들은 헬리콥터 로터, 동체 등 기본 구조의 크기 형상을 결정하고, 크기 형상 자료들은 다시 성능을 결정하는 인자로 역할을 한다. 성능은 제자리비 행, 전진비행성능으로 나누어 계산하고, 각각의 성능자료를 계산하고 이중 최대 필요동력을 도출해 낸다. 계산된 필요동력을 고려해 엔진의 크기와 구체적인 성능을 결정하게 된다. 도 2는 헬리콥터의 동력 성분을 보여주고 있다.

먼저 전술된 제자리비행 시 필요동력은 유도동력(Induced Power)과 형상동력(Profile Power)이 필요하다. 그리고 전진비행 시는 유도동력과 형상동력 외에 유해동력(Parasite Power)이 더 필요하다.

유도동력은 로터의 추력을 만드는데 필요한 동력으로 제자리비행 시에 메인로터 동력의 60~85% 정도를 차지한다. 헬리콥터가 전진비행을 하기 시작하면서 로터 주변을 흘러가는 공기유량이 많아지면서 일정한 추력을 유지하기 위해 로터가 해야 하는 일의 양이 줄어들므로 유도동력이 급격히 감소되면서 최대속도에서의 유도동력은 제자리비행 시의 1/4이하로 감소한다.

형상동력은 블레이드의 마찰항력을 극복하는데 사용되는 동력으로 제자리비행 시 메인로터 동력의 15~40% 정도를 차지한다. 그림에서 보듯이 헬리콥터의 전진비행속도가 증가할 때 형상동력은 일정한 수준으로 유지되다가 갑자기 증가한다. 그 원인은 속도가 빨라지면서 전진블레이드(Advancing Blade)의 압축성 효과나 후퇴블레이드(Retreating Blade)의 실속으로 인해 항력이 증가 되기 때문이다.

유해동력은 로터 블레이드에서 발생하는 항력을 제외한 헬리콥터의 모든 구성요소에서 발생하는 항력을 극복하는 데 필요한 동력으로 이는 등가평판면적(Equivalent Flat Plate Area)에 비례하는데 등가평판면적은 헬리콥터의 크기와 외부부착물에 따라 좌우된다. 등가평판면적은 헬리콥터의 항력 특성을 항력계수1이 고, 투영면적이 1평방미터인 가상 물체와 비교하는 매개변수이다. 유해동력은 저속에서는 큰 영향을 미치지 못하지만 속도가 증가함에 따라 그 영향이 점점 커진다.

이상의 유도동력, 형상동력, 유해동력 외에도 테일로터, 기어박스 손실, 발전기 등을 포함한 동력을 이겨내는데 필요한 동력이 더 있으며, 전체 저항은;

f = S₀ + S_i + S_p + S_if 와 같이 계산된다.

여기서, f는 도 2의 추세선에 의하여 구할 수 있다. 그리고, 추세식은;

f = {GW₀/(GW/F_e)}(GW/GW_O)^KFED

여기서 GW₀ 는 총중량의 초기값이고 GW는 재계산된 총중량이고 GW/Fe는 항력하중이고 K_FED 는 항력 추세계수이다. 도 3은 K_FED 의 추세선을 도시하고 있으며, K_FED

의 값은 다음과 같이 정하여 진다.

Line ① K_FED = 0.561: 유선형으로 잘 설계된 깨끗한 동체의 경우.

Line ② K_FED = 0.542: 현행의 표준 착륙 장치, 허브, 동체 등의 경우.

Line ③ K_FED = 0.523: 어지러운 동체, 엔진 장치, 착륙 장치의 경우.

Line ④ K_FED = 0.507: 잘 설계되지 못하고 특별히 어지러운 동체, 어지러운 엔진 장치, 착륙장치 등의 경우.

따라서, 전술된 사항을 토대로 이후, 동력 계산 및 엔진 선정이 이루어지며, 앞서 동력 세팅의 전형적인 몇 가지 예는 다음과 같다.

1. 연속등급동력(MCP: Maximum Continuous Power): 전진비행 시 가용동력으로 이 상태는 필요 동력이 감소하기 전까지 대략 1시간 정도 지속된다. 2. 중간등급동력(IRP: Intermediate Rated Power) 제자리비행 시에 필요동력으로 30분간 사용 가능한 동력이다. 3. 최대 돌발 동력: 엔진 손실이나 돌발 상황 등에서 대략 2~3분 정도의 짧은 시간 동안 사용된다. 이렇게 엔진을 쓰고 난 후에는 보통 엔진 검사가 고려된다. 4. 긴급 상황 동력: 가장 큰 동력으로 엔진에 손상을 주는 상태이다. 헬리콥터가 추락할 위험이 있는 상황에서 사용된다.

이와 같은 헬리콥터의 동력 상황을 만족시키기 위해, 메인 로터, 테일 로터 그리고 보조추진 시스템 및 서브시스템을 구동하기 위한 엔진 제동마력을 결정하여 필요한 엔진의 크기를 계산한다. 제자리비행과 전진비행시의 필요 동력을 계산하여 이중에서 큰 값을 선택한다. 보조 추진 시스템이 있을 경우에는 전체 추진력에 대한 보조 추진력의 비를 바탕으로 결정하게 된다.

먼저, Hovering 시 필요동력은; HP_req = HP_MR + HP_TR

Main rotor 필요동력 ; HP_MR = HP₀ + HP_i

HP_MR = (ρA(ΩR)³/550)(C_P0+C_Pi)

C_P0 = σ·C_d/8

C_d = 0.0087 - 0.0216α + α²

C_Pi = kC_T ³ ^/2/√2

Tail rotor 필요동력 : HP_TR = (ρA(ΩR)³/550)(C_TP0+C_TPi)

그리고, 전지비행 시 필요동력으로 Main rotor 필요동력을 계산하면 ;

HP_MR = HP_P + HP₀ + HP_i

HP_MR = (ρA(ΩR)³/550)(C_PP+ C_P0 +C_Pi)

Parasite power : HP_P = f·0.5·ρ(1.68V)³/550

Profile power : CP₀ = (σC_d/8)(1 + 3μ²) (Torque와 H-force 포함)

Induced power : C_Pi = KC_T ² / 2μ

C_T = T / (ρA(ΩR)³)

μ = 1.689V / ΩR

Tail rotor 필요동력 : HP_TR = (ρA(ΩR)³/550)(C_TPO + C_TPi)

이와 같이 계산된 필요 동력에 의하여 엔진을 선정하게 된다. 새로운 엔진을 개발하는 데는 많은 비용과 시간이 필요하기 때문에, 현존하는 헬리콥터 엔진에서 최적의 엔진을 채택하는 것을 우선으로 한다. 헬리콥터가 요구하는 성능 조건에 적 합한 크기의 엔진을 이륙 총중량 또는 추력 대 중량 비로 크기를 결정하고 그에 맞는 엔진을 선정한다. 적합한 엔진이 없을 경에는 엔진계수 및 SFC(Specific Fuel Consumption) 추세선에 의하여 엔진 계수들과 SFC를 결정하게 된다. 도 4에 도시된 추세선은 최대엔진동력에 따른 엔진계수를 표시하였고 그 추세식은;

E_C1 = 0.192 + (-4.86×10^-5x) + (5.2×10^-9x²)

E_C2 = 0.506 + (-8.03×10^-5x) + (1.4×10^-8x²)

이며, 여기서 E_C1 과 E_C2 를 이용하여 FFR을 계산한다.

FFR = E_C1·δ√θ·HP_IRP + E_C3(HP_req/E_N)

또한 도 5는 Maximum horsepower에 따른 SFC의 추세선을 보여주고 그 추세식은;

SFC = 0.64 + (-7.51×10^-5x) + (9.1×10^-9x²) 과 같다.

한편, 이하의 설명은 전술된 (b) 단계의 공허 중량 산출을 위한 총중량을 추정하기 위한 것으로, 이륙 총중량은 하중(Payload), 연료량(Fuel), 공허중량(Empty Weight)으로 구성되고 그 구성도는 도 6과 같다. 먼저, 공허중량은 추진계통, 구조계통, 조종계통, 임무장비 등 항공기 형상을 구성하는 구성부분별 중량의 합으로 계산된다. 총중량과 필요마력의 변화에 따라 반복계산을 하고, 그 값은 경험식에 의하여 계산한다.

임무에 따라 속도와 필요마력, 총중량, 대기조건을 적용하여 연료 소모량을 계산하고, 계산된 연료중량을 총중량에서 감소시킨 후 다시 필요마력과 감소된 총 중량, 대기조건, 속도를 이용해 임무 단계에 맞는 연료소모량을 계산하고, 공허중량을 계산하는 방법으로 반복계산을 한다.

본 발명에 따라 요구되는 임무 수행을 위한 필요 연료량 산출을 위한 (c) 단계를 살펴 보면 임무형상, 공력자료, 엔진 연료소모율(SFC)을 이용하여 연료중량을 추정한다. 엔진 연료 유량은 SFC와 각각 동력의 곱으로 나타낼 수 있다. 이 방법을 충분히 이용하기 위해서는 운항 고도와 대기 온도를 계산에서 고려해야 한다.

또한 항공기 이륙 총중량 산출을 위한 (d) 단계에서는 어떤 임무를 수행하기 위한 헬리콥터의 무게가 연료 소모에 따라 계속적으로 변화함에 따라 계산에서 고려되어야 한다. 임무는 택싱, 이륙, 제자리비행, 상승, 순항, 로이터, 하강, 착륙 등으로 나타낼 수 있으며, 시간의 변화에 따라 소요되는 연료량을 도출하여 필요연료량, 사용할 수 없는 연료량, 예비연료량으로 연료중량을 추정한다. 즉 어떤 한 구간의 최종 헬리콥터의 무게의 값은 다음 구간의 시작 값이 되어, 이렇게 헬리콥터의 무게에 따라 차례로 계산된다.

여기서 각각의 구간은 비행 고도나 전진 속도 등이 일정하게 고정된 비행 상태를 나타낸다. 각각 임무 구간에서 시작 무게에서의 동력이나 연료 소비를 계산한다. 각 구간의 길이, 즉 시간과 초기 값을 알고 있으면, 그 구간의 변화율을 계산할 수 있다. 헬리콥터 무게의 평균값을 구하기 위해 그 과정을 반복하면서, 시작과 끝 두 무게에서 그 구간의 연료 소비를 비교한다. 만약 필요연료량과 가용연료량의 차이가 특정 허용 오차 내에 있으면 최종 평가가 이루어진다. 만약 그렇지 않다면, 수정된 헬리콥터 무게를 채택하여 요구된 허용 오차 범위 내에서 값을 얻을 때까지 그 과정을 반복수행 한다.

한편, 본 발명에서 적용되는 기본 설계 단계에서 가능한 수준의 회전익 항공기 성능해석 코드를 첨부된 도면을 참조하여 설명한다. 먼저, 도 7은 개발된 성능 해석 코드를 도시한다. 도시된 바와 같이, 설계 초기 단계인 사이징 부분에서는 복잡하고 반복계산이 필요한 간단하게 경험식과 운동량 이론으로 계산을 진행한다.

항공기 성능을 예측하기 위해 기본적으로 요구동력에 대한 정보와 가용동력 에 대한 정보가 필요하다. 로터를 이용하는 항공기의 요구동력은 로터 운동량 이론을 이용하여 비행속도에 대한 동력 선도를 구하고 가용동력은 엔진의fuel flow 특성과 고도에 따른 엔진특성 등의 engine data를 이용하거나 엔진 사이클 해석을 수행하여 구할 수 있다. 각 조건에서 계산된 요구동력 및 가용동력을 성능 요소들을 구한다.

헬리콥터의 비행성능은 크게 수직상승비행, 수평전진비행, 상승비행 그리고 항속거리와 항속시간 등으로 나눌 수 있다. 수직상승비행성능에서는 제자리비행 성능 및 수직상승률을 계산하고 수평전진비행성능에서는 최대 및 최소속도를 계산한다. 그리고 상승비행성능에서는 최대상승률을 계산한다. 설계 단계에서의 성능해석은 주어진 초기형상의 파라미터들을 사용하여 통계적 데이터와 경험식을 통하여 이루어진다. 따라서 계산된 성능은 근사적인 결과일 수밖에 없다. 헬리콥터의 성능은 각 비행 상태에 대한 필요동력과 가용동력의 차이로부터 계산된다. 필요동력과 가용동력 사이 관계는 도 8에 도시된다.

본 과정에서 헬리콥터의 최대 상승률(Maximum Rate of Climb)을 산출하기 위해, 먼저 최소 필요동력을 구해야 한다. 가용동력은 거의 일정하기 때문에 필요동력이 제일 작은 점에서 최대 상승률을 얻을 수 있다. 최소필요동력은 항공기의 비행속도를 5knot씩 증가 시키면서 반복 계산을 하여 계산할 수 있고, 최소 필요동력이 구하여 지면 가용동력에서 최소필요동력을 뺀 잉여동력으로 최대 상승률을 구할 수 있다. 최대 상승률 속도를 구하는 식은;

RC = {(HP_A - HP_min)/WG} × 33000 가 된다.

그리고, 최대 항속시간(Maximum Endurance)은 헬리콥터의 연료 소모율이 최저인 속도에서 최대 항속시간을 달성할 수 있다. 이 속도는 필요 동력이 최저일 때의 속도이다. 이 속도에서의 연료흐름률을 구하고, 전체 가용연료량에서 그 연료흐름률을 제하면 최대 항속시간이 계산된다. 최대항속시간을 구하는 식은;

FFR = E_C1·HP_IRP + E_C2(HP/E_N)

ENDURANCE = W_F / FFR·E_N 와 같다.

이어서 최대 항속거리(Maximum Range)를 구하기 위해서 비행속도와 필요마력의 비율이 최대로 되는 속도를 구한다. 이 비율은 전진비행속도를 5knot씩 증가시키면서 반복 계산을 통하여 최대치를 구하게 된다. 최대 항속거리는 비행속도와 필요마력의 최대 비율에 총연료량을 연료소모률로 제한 값을 곱하여 구할 수 있다. 수식으로 표시하면;

T = W_F/SFC × 1/HP

R_max = T × V = V/HP × W_F/SFC 와 같다.

그리고, 최고 제자리 비행고도(Hover Ceiling)는 고도가 증가됨에 따라 제자리 비행할 수 있는 정도를 나타내는 척도이다. 가용동력은 고도가 높아질수록 감소하고 제자리 비행을 하기 위한 필요동력은 고도가 높아질수록 증가한다. 가용동력과 필요동력이 일치되는 고도가 최고 제자리 비행고도이다. 제자리비행고도는 비행고도를 1000ft씩 증가시면서 가용동력과 필요동력이 같아질 때까지 반복계산을 수행하면서 구한다.

도 9는 maximum horsepower에 따른 E_c4와 E_c5의 추세선을 나타내고 있으며, E_c4와 E_c5 로부터 가용동력을 구하게 된다.

E_C4 = 1.17 + (-1.29×10^-4x) + (2.69×10^-8x²)

E_C5 = 2.74 + (-3.76×10^-4x) + (4.6×10^-8x²)

HP_req1 = HP_req + C_pl

HP_AV1 = HP_AV / (θ^Ec5 / Δ^Ec4)

이하, 본 발명에 따른 프로그램 통합을 살펴 보면, 먼저 통합 프로그램은 형상설계 부분과 성능해석 부분으로 구성되었고, 형상설계 부분에서는 설계조건에 맞는 회전익항공기의 로터형상, 동체 및 안정판 형상, 총중량 등을 구하고, 성능해석부분에서는 사이징 결과와 계산된 동력으로 회전익 항공기의 비행성능을 계산하여 준다. 도 10은 통합 프로그램의 흐름도이고, 도 11은 통합 프로그램의 구성도이다.

도 10에 도시된 바와 같이, 사용자가 입력한 값을 통해 사이징 프로세스를 수행하고 사용가능한 연료량과 필요연료량을 비교하여 수렴된 경우 회전익기 사이징 과정을 종료하게 된다. 그리고, 상기 항공기 사이징 과정의 결과로 도출된 항공기 형상, 공허 중량, 이륙 총중량, 임무 수행을 위한 필요 연료량을 포함하는 사이징 결과를 토대로 성능해석 과정을 수행하게 된다.

두 프로그램을 통합하기 위해 성능해석과 사이징 계산에 필수적인 요소인 대기(Atmosphere) 모듈과 엔진 데이터 모듈을 공유함으로써, 상기 대기(Atmosphere) 모듈에 저장된 대기 조건 데이터와 상기 엔진 데이터 모듈에 저장된 엔진 데이터를 공유하도록 작성하였다. 상기 엔진 데이터의 경우에는 성능해석 과정 시에 호환되지 않는 변수들이 존재하며 이에 적합한 경험식을 참고한다.

본 발명에 따른 통합 프로그램에서 계산 가능한 형상 설계 값들과 성능해석 결과를 살펴보면, 로터형상 설계는 Main rotor diameter, Main rotor chord ,solidity, Tail rotor diameter 가 가능하고, 동체/안정판 형상 설계는 Body Length, Width, Tail boom Length, horizontal tail, vertical tail 가 가능하며, 중량 형상 설계는 Gross Weight, Empty Weight, Useful Loads and Fuel weight가 가능하다. 또한 성능예측은 Rate of climb, Maximum range, Endurance, Hover ceiling(IGE, OGE), Figure of Merit이 가능하다.

상기 통합 프로그램에 대한 코드의 정확성을 살펴 보기 위해 실제 개발되어 사용되고 있는 헬리콥터 데이터를 이용하여 코드의 정확성을 검증할 수 있다. 검증대상으로는 KHP와 비슷한 크기를 가지는 회전익 항공기를 선정하여 각 해석 코드 및 사이징 코드를 검증하고 수행된 결과를 비교 검토하여 전체 설계 프로그램을 검 증한다.

또한, 현재 진행 중인 KHP에서 개발될 헬리콥터와의 비교하기 위해 다목적으로 쓰이며 각 하나의 주 로터와 꼬리 로터를 가진 일반적인 형태의 헬리콥터를 기준으로 잡았다. 이에 따라 선정된 기종은 Westland사의 Super Lynx 헬리콥터이다. 개발된 회전익 항공기 설계 프로그램을 검증하기에 적절하다고 판단된다. 통합 프로그램 검증을 위해 개발 코드에 사용된 값은 도 12 (a)에 도시되며, 도 12 (b)는 Super Lynx의 형상 및 성능 값과 프로그램을 통해 얻은 해석 설계 값의 비교를 나타낸 표이다.

여기서, Super Lynx의 실제 제원과 계산결과의 비교표를 보면 회전익기 형상이나 중량 부분은 ±6% 정도의 오차가 발생하는 것으로 보아 비교적 정확한 해석을 수행한다고 판단된다. 그러나 성능 해석 부분에 큰 오차가 발생함을 볼 수 있다. 이는 프로그램 통합을 위해 엔진 데이터를 공유하는 과정에서 사용된 경험식의 정확도 문제와 간략화 된 항공기 형상, 운동량이론 단계의 공력해석 방법에 의해 발생된 오차라고 생각된다. 형상 설계와 성능 해석 결과를 볼 때, 성능 해석 프로그램의 정확도가 보완된다면, 본 발명에 따른 통합 프로그램을 이용하여 회전익 항공기 개념 설계 단계에 활용할 수 있을 것으로 판단된다.

이상 설명된 바와 같이, 본 발명은 항공기의 사이징 프로그램과 성능 해석 프로그램을 통합 운영함에 따라, 항공기 설계의 효율성과 안정성을 제시하여 군용 항공기를 포함한 항공 산업에 일익을 담당할 것으로 판단된다.

도 1은 본 발명에 따른 사이징 프로그램에 대한 프로세스를 나타낸 도면이다.

도 2는 본 발명으로 적용되는 헬리콥터의 동력 성분을 나타낸 그래프이다.

도 3은 K_FED의 추세선을 나타낸 그래프이다.

도 4는 최대 엔진동력에 따른 마력 계수를 나타낸 추세선 그래프이다.

도 5는 최대 엔진동력에 따른 SFC를 나타낸 추세선 그래프이다.

도 6은 본 발명에 따른 총 중량 구성도이다.

도 7은 본 발명에 따른 성능 해석 프로그램에 대한 프로세스를 나타낸 도면이다.

도 8은 본 발명에 따른 필요동력과 가용 동력 간의 상관관계를 나타낸 그래프이다.

도 9는 최대 엔진동력에 따른 E_C4 및 E_C5를 나타낸 추세선 그래프이다.

도 10은 본 발명에 따른 통합 프로그램에 대한 프로세스를 나타낸 도면이다.

도 11은 본 발명에 따른 통합 프로그램에 대한 구성도이다.

도 12는 본 발명의 실험 결과를 위해 사용된 입력 값 및 해석 결과 비교를 나타낸 도면이다.

Claims

항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램을 통합 기동하기 위한 방법에 있어서,

a) 사용자로부터 입력된 값을 토대로 메인 로터 및 테일 로터의 형상과 동체 형상을 계산하여 항공기 형상을 산출하고, 상기 항공기 형상의 구성부분의 중량을 합산하여 공허 중량을 산출하고, 임무 수행을 위한 필요 연료량을 산출한 후, 이를 기반으로 이륙 총중량을 산출함으로써 사이징 결과를 생성하는 단계; 및

b) 상기 항공기 사이징 프로그램의 대기(Atmosphere) 모듈의 데이터 및 엔진 데이터 모듈의 데이터를 공유하고 상기 사이징 결과에 기반하여 성능 값을 산출하며, 상기 산출된 성능 값에 기반하여 임무형상에 따른 성능 해석을 수행하는 단계;로 이루어진 것을 특징으로 하는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법.
제 1 항에 있어서 상기 (a) 단계는,

a-1) 회전면하중(disk loading), 고형비(solidity), 로터 깃끝 속도(rotor tip speed)를 변수로 하여, 메인 로터의 형상을 결정한 다음 기 설정된 경험식을 토대로 테일 로터의 크기를 계산하는 단계;

a-2) 상기 메인 로터의 형상에 의해 발생한 토크를 상쇄시키도록 테일 로터의 크기를 결정하는 단계;

a-3) 동체 형상은 입력된 형상 변수들과 기 설정된 경험식을 이용하여 결정하는 단계;

a-4) 상기 과정에서 항공기 형상이 결정되면, 메인 로터의 필요 마력을 계산하기 위해 항공기 형상의 구성 부분에 따른 공력 계수들을 계산하여 순항시의 항력을 계산하고, 메인 로터와 테일 로터 구동에 필요한 동력을 산출하는 단계;

a-5) 트랜스미션과 동력 손실량을 고려하여 엔진에서 필요한 마력을 산출하는 단계;

a-6) 계산되어진 필요 마력을 통해 엔진 크기를 결정하는 단계;

a-7) 항공기 형상의 구성 부분별 중량을 계산하고, 이를 합산하여 공허 중량을 산출하는 단계; 및

a-8) 사용가능한 연료량을 계산하며, 임무 해석을 통해서 임무 수행을 위한필요 연료량이 상기 사용가능한 연료량 범위 내에서 수렴하도록 반복 계산하여 최종적인 이륙 총중량을 산출하는 단계; 로 이루어진 것을 특징으로 하는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법.
제 1 항에 있어서 상기 (b) 단계는,

b-1) 운동량 이론을 이용하여 비행속도에 따른 동력 선도를 산출하는 단계;

b-2) 엔진 데이터를 이용하거나 엔진 사이클 해석을 수행하여 각 엔진에 따른 연료 흐름율과 고도에 따른 엔진특성을 고려하여 가용동력을 산출하는 단계;

b-3) 각 조건에 따른 요구동력 및 가용동력을 이용하여 제자리비행 상승한도(hover ceiling), 수직상승률(vertical rate of climb), 최대항속거리(max range) 및 항속시간(endurance) 을 포함하는 성능 값을 산출하는 단계; 및

b-4) 상기 b-3) 단계의 산출 결과를 토대로, 임무형상(mission profile)에 따른 성능해석을 수행하는 단계; 로 이루어진 것을 특징으로 하는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,

상기 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램에 대한 통합 프로그램은 로터형상 설계, 동체/안정판 형상 설계, 중량 형상 설계 및 성능 예측 범위 내에서 수행되는 것을 특징으로 하는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법.
제 4 항에 있어서,

상기 로터형상 설계는 Main rotor diameter, Main rotor chord ,solidity, Tail rotor diameter 가 가능하고, 상기 동체/안정판 형상 설계는 Body Length, Width, Tail boom Length, horizontal tail, vertical tail 가 가능하며, 상기 중량 형상 설계는 Gross Weight, Empty Weight, Useful Loads and Fuel weight가 가능하고, 상기 성능예측은 Rate of climb, Maximum range, Endurance, Hover ceiling(IGE, OGE), Figure of Merit이 가능한 것을 특징으로 하는 항공기 사이징 프로그램 및 성능 해석 프로그램의 통합 방법.