KR102125862B1 - 200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법 - Google Patents

200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은, 200kg급 무인 헬리콥터의 주로터를 설계하는 방법으로서, 전진비행시 동력식을 이용하여 아래 식(1)을 구하는 단계; 상기 식(1)에 깃면하중값이 포함되도록 하여 아래 식(2)를 구하는 단계;
Figure 112018109532430-pat00075
는 깃끝속도,
Figure 112018109532430-pat00076
는 깃면하중, 추력(
Figure 112018109532430-pat00077
)은 최대이륙중량이라 할 때, 아래 식(3)을 도출하는 단계;로 이루어지는 200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법을 제공한다.
식(1) :
Figure 112018109532430-pat00078

식(2) :
Figure 112018109532430-pat00079

식(3) :
Figure 112018109532430-pat00080

Description

200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법{METHOD FOR DESIGNING MAIN ROTOR OF 200kg UNMANNED HELICOPTER}
본 발명은 200kg급 무인 헬리콥터에 사용되는 주로터의 형상을 설계하는 방법과 그 방법에 의해 도출된 200kg급 무인 헬리콥터 주로터의 최적 설계 결과치에 대한 것이다.
일반적인 형상(Conventional configuration: Single main rotor - tail rotor)을 갖는 헬리콥터의 경우 주로터(main rotor)가 이륙에 필요한 양력과 전진비행 시 필요한 추력 및 제어력을 모두 감당하기 때문에, 헬리콥터에 있어서 주로터는 필수적인 부분이다. 그리고, 주로터의 추력과 동력의 대부분은 주로터 반경과 회전속도에 의해 결정되기 때문에 초기 설계시 기체의 요구성능에 따라 주로터의 반경과 회전속도를 정의하는 것이 중요하다.
헬리콥터 주로터의 전형적인 사이징 방법은 개발된 헬리콥터의 추세를 활용하여 사이징을 수행하게된다. 그러나, 200kg급 무인 헬리콥터의 경우 개발사례가 희소하여 요구성능에 부합하는 주로터 사이징이 어려운 문제가 있었다. 도 1은 ICAS 2006.(학회명)에서 공개된 “Design Trends for Rotray-wing Unmanned Air Vehicles,”논문(저자: V. Khromov, O. Rand)에 공개된 그래프이며, 헬리콥터의 최대중량 대 주로터 직경의 관계를 보여주는 추세선이다. 위 추세선에 따르면 200kg급 헬리콥터의 반경이 약 2.5m(직경 5m)가 되어야 하지만, 실제 개발시 주로터 반경이 상당히 길어서 비행체의 항속시간과 최대속도가 감소 되고 이를 지지하기 위한 구조물의 무게증가가 필수적이어서 효율적인 무인 헬리콥터 개발을 위해서는 새로운 주로터 사이징 설계기법이 필요하였다.
본 발명은 200kg급 무인 헬리콥터에 사용되는 주로터의 최적 형상을 설계하는 방법을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명은, 200kg급 무인 헬리콥터의 주로터를 설계하는 방법으로서, 전진비행시 동력식을 이용하여 아래 식(1)을 구하는 단계; 상기 식(1)에 깃면하중값이 포함되도록 하여 아래 식(2)를 구하는 단계;
Figure 112018109532430-pat00001
는 깃끝속도,
Figure 112018109532430-pat00002
는 깃면하중, 추력(
Figure 112018109532430-pat00003
)은 최대이륙중량이라 할 때, 아래 식(3)을 도출하는 단계;로 이루어지는 200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법을 제공한다.
식(1) :
Figure 112018109532430-pat00004
식(2) :
Figure 112018109532430-pat00005
식(3) :
Figure 112018109532430-pat00006
여기서, 깃의 개수는 2개라고 한정하고(
Figure 112018109532430-pat00007
),
Figure 112018109532430-pat00008
,
Figure 112018109532430-pat00009
그리고 최대이륙중량 200kgf를 적용하고, 주로터 회전수를 950RPM으로 적용하여, 반경 1.8m와 코드길이 0.145m의 주로터 형상을 획득하는 단계;로 최적 설계값을 도출해 낸다.
본 발명은 상기 설계방법에 의해서 200kg급 무인 헬리콥터에 사용되는 주로터의 최적 형상을 도출하였다.
도 1은 종래기술에 따라 헬리콥터의 최대중량 대 주로터 직경의 관계를 보여주는 추세선이며,
도 2는 본 발명에 따른 설계방법에서의 깃면하중과 깃끝속도에 따른 항속시간 및 운용한계고도를 보여주며,
도 3은 본 발명에 따른 설계방법에서의 깃면하중과 깃끝속도에 따른 최대속도 및 운용한계고도를 보여주며,
도 4는 본 발명에 따른 설계방법에서의 깃면하중과 깃끝속도에 따른 최대속도 및 항속시간를 보여주며,
도 5 및 도 6는 본 발명에 따른 설계방법에서의 주로터 사이징 최적설계 결과를 보여주며,
도 7은 본 발명에 따라 설계한 200kg 급 무인 헬리콥터의 주로터 사이즈의 최종 결과값이다.
본 발명의 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 연관되는 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예로부터 더욱 명백해질 것이다. 또한, 사용된 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로써, 이는 사용자 운용자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 이러한 용어들에 대한 정의는 본 명세서의 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.
도 2는 본 발명에 따른 설계방법에서의 깃면하중과 깃끝속도에 따른 항속시간 및 운용한계고도를 보여주며, 도 3은 본 발명에 따른 설계방법에서의 깃면하중과 깃끝속도에 따른 최대속도 및 운용한계고도를 보여주며, 도 4는 본 발명에 따른 설계방법에서의 깃면하중과 깃끝속도에 따른 최대속도 및 항속시간를 보여주며, 도 5 및 도 6는 본 발명에 따른 설계방법에서의 주로터 사이징 최적설계 결과를 보여주며, 도 7은 본 발명에 따라 설계한 200kg 급 무인 헬리콥터의 주로터 사이즈의 최종 결과값이다.
이하에서는 본 발명에서 고려하고 진행된 설계방법에 대해 설명한다.
먼저, 헬리콥터 사이징 도구를 활용하여 주로터의 깃개수, 주로터 반경, 코드길이, 회전속도를 설계하게 되며, 주로터의 성능은 운동량이론을 활용하여 계산한다.
[ 로터 성능 계산법]
로터 성능을 계산하기 위한 수식을 도출하기 위해, 아래와 같이 의미를 정의한다.
공기밀도
Figure 112018109532430-pat00010
: 표준대기밀도에서 고도 0m, 온도 15℃일 때
Figure 112018109532430-pat00011
반경
Figure 112018109532430-pat00012
: 주로터 반경
시위길이
Figure 112018109532430-pat00013
: 주로터 시위길이, 테이퍼 적용 등으로 코드길이가 일정하지 않을 경우 평균 시위길이를 적용함
깃 개수
Figure 112018109532430-pat00014
: 주로터 블레이드(깃)의 개수
회전속도
Figure 112018109532430-pat00015
: 주로터 회전속도 rad/sec
추력
Figure 112018109532430-pat00016
: 제자리 비행시 기체총중량, 전진비행시 기체항력에 의한 힘벡터 추가
동력
Figure 112018109532430-pat00017
: 주로터 전체동력 (
Figure 112018109532430-pat00018
)
유도동력
Figure 112018109532430-pat00019
: 주로터가 추력을 내는데 필요한 동력
형상동력
Figure 112018109532430-pat00020
: 주로터가 회전을 하는데 필요한 동력
전진비행속도
Figure 112018109532430-pat00021
익단속도
Figure 112018109532430-pat00022
전진비
Figure 112018109532430-pat00023
고형비
Figure 112018109532430-pat00024
추력계수
Figure 112018109532430-pat00025
깃면하중
Figure 112018109532430-pat00026
동력계수
Figure 112018109532430-pat00027
위 값들을 고려하고, 운동량이론과 깃요소이론을 통해 유도한 전진비행시 동력계수는 아래 식(1)과 같이 된다.
Figure 112018109532430-pat00028
식(1)
(여기서
Figure 112018109532430-pat00029
는 유도유입류계수,
Figure 112018109532430-pat00030
항력보정계수로 주로터 세부형상과 관련되므로 사이징에서는 참조기체에 맞게 고정)
[헬리콥터 주로터의 깃끝속도(회전속도)와 깃면하중을 설계변수로 정의하고 케이스별 스터디 수행]
깃끝속도는 최대속도와 항속시간에 영향을 주며, 다음과 같은 관계가 성립한다.
- 깃끝속도
Figure 112018109532430-pat00031
최대속도, 깃끝속도
Figure 112018109532430-pat00032
항속시간-1
깃끝속도가 증가하면 전진비
Figure 112018109532430-pat00033
가 감소하므로, 전진비행시 동력식
Figure 112018109532430-pat00034
에서 비행속도가 빠를수록 증가하는 두 번째 항의 값이 감소하기 때문에 최대속도와 항속시간 감소한다.
깃면하중은 최대속도와 항속시간, 운용한계고도에 영향을 주며 다음과 같은 관계가 성립한다.
- 깃면하중
Figure 112018109532430-pat00035
최대속도, 깃면하중
Figure 112018109532430-pat00036
(운용한계고도&항속시간)-1
그리고, 위 전진비행 동력식에 깃면하중값이 포함되도록 변경하여 아래 식(2)을 도출하였다.
Figure 112018109532430-pat00037
식(2),
전진속도에 크게 영향을 미치는 두 번째항에 깃면하중이 역수로 되어 있어서 깃면하중이 증가할수록 최대속도도 증가하고, 전체 전진비행동력에 깃면하중이 곱해지므로 깃면하중과 운용한계고도 및 항속시간은 반비례하게 된다.
도 2, 도 3, 및 도 4에 도시된 깃면하중과 깃끝속도에 따른 항속시간 및 운용한계고도와, 최대속도 및 운용한계고도와, 최대속도 및 항속시간의 그래프를 참고하여, 최적 설계값을 도출하기 위한 제한조건으로 최대이륙중량>200kg, 운용한계고도(160kg기준)>5,000m, 항속시간>3시간, 최대속도>150km/h 의 요구성능을 선정하였다.
상기 제한조건을 만족하는 최적의 주로터 사이징 설계를 수행한 결과, 각 성능을 최대화하는 형상 3개, 구조적 제한조건을 만족하는 최적형상 1개 도출하였다(도 5 참조).
그리고, 케이스별 스터디와 최적설계결과를 참조하여 깃끝속도와 깃면하중을 선택하면 아래 식(3-1)이 도출된다. 여기서
Figure 112018109532430-pat00038
깃끝속도,
Figure 112018109532430-pat00039
깃면하중, 추력(
Figure 112018109532430-pat00040
)는 최대이륙중량이다.
Figure 112018109532430-pat00041
식(3-1)
위 식(3-1)를 다시 정리하면 아래 식(3-2)가 나오게 된다.
Figure 112018109532430-pat00042
식(3-2)
본 발명의 최적 설계방법은 위 식(3-2)에 무인 헬리콥터의 추가적인 조건을 대입하면 주로터의 반경과 코드길이 및 깃개수가 산출된다.
예를 들어, 200kg급 무인헬기 사이징시 기체 하중과 운용을 고려하여 깃의 개수는 2개라고 한정하고(
Figure 112018109532430-pat00043
),
Figure 112018109532430-pat00044
및
Figure 112018109532430-pat00045
그리고, 최대이륙중량 200kgf를 적용하고, 익단속도와 엔진운용속도를 고려하여 주로터 회전수를 950RPM으로 정의하면,
반경의 값이
Figure 112018109532430-pat00046
, 코드길이 값이
Figure 112018109532430-pat00047
로 도출된다. 즉, 최종적으로 반경 1.8m, 코드길이 0.145m, 회전속도 950RPM, 깃개수 2개의 주로터 형상을 획득하게 된다.
본 발명의 위 설명에서는 200kg급 무인헬기 사이징 설계를 고려하였으나 반드시 여기에만 한정되는 것은 아니며, 상기 설계방법을 250kg 또는 300kg급 무인 헬리콥터에도 동일하게 적용할 수 있다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.

Claims (2)

  1. 200kg급 무인 헬리콥터의 주로터를 설계하는 방법으로서,
    전진비행시 동력식을 이용하여 아래 식(1)을 구하는 단계;
    상기 식(1)에 깃면하중값이 포함되도록 하여 아래 식(2)를 구하는 단계;
    Figure 112018109532430-pat00048
    는 깃끝속도,
    Figure 112018109532430-pat00049
    는 깃면하중, 추력(
    Figure 112018109532430-pat00050
    )은 최대이륙중량이라 할 때, 아래 식(3)을 도출하는 단계;로 이루어지는 200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법.
    식(1) :
    Figure 112018109532430-pat00051

    식(2) :
    Figure 112018109532430-pat00052

    식(3) :
    Figure 112018109532430-pat00053

    위 식(1) 내지 (3)에서 문자의 의미는 다음과 같음.
    공기밀도
    Figure 112018109532430-pat00054
    : 표준대기밀도에서 고도 0m, 온도 15℃일 때
    Figure 112018109532430-pat00055

    반경
    Figure 112018109532430-pat00056
    : 주로터 반경
    시위길이
    Figure 112018109532430-pat00057
    : 주로터 시위길이, 테이퍼 적용 등으로 코드길이가 일정하지 않을 경우 평균 시위길이를 적용함
    깃 개수
    Figure 112018109532430-pat00058
    : 주로터 블레이드(깃)의 개수
    회전속도
    Figure 112018109532430-pat00059
    : 주로터 회전속도 rad/sec
    추력
    Figure 112018109532430-pat00060
    : 제자리 비행시 기체총중량, 전진비행시 기체항력에 의한 힘벡터 추가
    동력
    Figure 112018109532430-pat00061
    : 주로터 전체동력 (
    Figure 112018109532430-pat00062
    )
    유도동력
    Figure 112018109532430-pat00063
    : 주로터가 추력을 내는데 필요한 동력
    형상동력
    Figure 112018109532430-pat00064
    : 주로터가 회전을 하는데 필요한 동력
    전진비행속도
    Figure 112018109532430-pat00065

    익단속도
    Figure 112018109532430-pat00066

    전진비
    Figure 112018109532430-pat00067

    고형비
    Figure 112018109532430-pat00068

    추력계수
    Figure 112018109532430-pat00069

    깃면하중
    Figure 112018109532430-pat00070

    동력계수
    Figure 112018109532430-pat00071
  2. 제1항에 있어서,
    깃의 개수는 2개라고 한정하고(
    Figure 112018109532430-pat00072
    ),
    Figure 112018109532430-pat00073
    ,
    Figure 112018109532430-pat00074
    그리고 최대이륙중량 200kgf를 적용하고, 주로터 회전수를 950RPM으로 적용하여, 반경 1.8m와 코드길이 0.145m의 주로터 형상을 획득하는 단계;를 포함하는 200kg급 무인 헬리콥터 주로터 설계방법.


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