KR20140023686A

KR20140023686A - Advanced propeller for turboprop aircraft

Info

Publication number: KR20140023686A
Application number: KR1020120089942A
Authority: KR
Inventors: 최원; 공창덕; 박현범
Original assignee: 한국항공우주산업 주식회사
Priority date: 2012-08-17
Filing date: 2012-08-17
Publication date: 2014-02-27

Abstract

The present invention relates to an advanced propeller for a turboprop aircraft capable of obtaining sufficient rigidity and absorbing vibration while having a lightweight structure. The present invention according to an embodiment of the present invention includes one or more blades radially arranged on the circumference of a hub.

Description

Advanced propeller for turboprop aircraft {ADVANCED PROPELLER FOR TURBOPROP AIRCRAFT}

본 발명은 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 경량화 구조이면서 진동을 흡수할 수 있고 또한 충분한 강도를 확보할 수 있는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 관한 것이다.The present invention relates to an advanced propeller for a turboprop aircraft, and more particularly, to an advanced propeller for a turboprop aircraft capable of absorbing vibration and securing sufficient strength.

터보프롭 항공기에 장착되는 터보프롭 엔진은 기관 출력에 대한 감속장치의 크기, 무게, 장착 위치 등의 한계로 큰 출력을 얻기 어렵고, 공기 저항을 작게 하는데 한계가 있으며, 프로펠러의 회전속도 때문에 항공기의 최대속도에 한계가 있는 문제점으로 장거리, 대형 항공기에는 거의 사용되지 않았다.The turboprop engine mounted on the turboprop aircraft is difficult to obtain a large output due to the size, weight, mounting position, etc. of the reduction gear relative to the engine output, and has a limit in reducing the air resistance. Due to its limitations, it is rarely used in long distance, large aircraft.

그러나, 최근 향상된 기술력으로 터보프롭 항공기에 장착되는 엔진 및 프로펠러의 효율이 향상되었으며 100인승 중형 터보팬 항공기의 여객 수송부분까지 터보프롭 항공기로 대체할 수 있게 되었다.However, recent advances in technology have improved the efficiency of engines and propellers mounted on turboprop aircraft, and can replace the turboprop aircraft with passenger transport in 100-seater mid-sized turbofan aircraft.

최신 터보프롭 항공기는 고속으로 비행할 수 있는 추력과 저소음을 얻기 위해 스윕(sweep)을 가지는 블레이드 형상을 가지며, 구조적 강건성 및 경량화를 위해 복합재가 널리 사용되고 있다.Modern turboprop aircraft have a blade shape with a sweep to achieve thrust and low noise that can fly at high speed, and composites are widely used for structural robustness and light weight.

항공산업의 친환경 문제로 인해 터보팬 항공기를 대체할 수 있는 터보프롭 항공기에 저소음, 낮은 오염물질 배출을 위한 어드밴스드 프로펠러 개발에 많은 관심을 보이고 있다.Due to the environmental problems of the aviation industry, the interest in developing a propeller for low noise and low pollutant emission in a turboprop aircraft that can replace a turbofan aircraft is increasing.

해외에서는, 80년대 말 ~ 90년대 초 중단되었던 어드밴스드 프로펠러, 상반 회전 오픈 로터(Contra Rotating Open Rotor)에 대하여 NASA-GE 연구체, 유럽연합 CLEANSKY 연구체를 통하여 재연구, 개발이 진행되고 있다.Overseas, advanced propellers and Contra Rotating Open Rotors, which were discontinued in the late 80's and early 90's, are being researched and developed through NASA-GE and CLEANSKY in the European Union.

본 발명은 상술한 바와 같은 점들을 고려하여 안출된 것으로서, 본 발명의 목적은 경량화 구조이면서 진동을 흡수할 수 있고 또한 충분한 강도를 확보할 수 있는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러를 제공하는 것에 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above points, and an object of the present invention is to provide an advanced propeller for a turboprop aircraft which can absorb vibrations and ensure sufficient strength while being lightweight.

상술한 발명의 목적을 달성하기 위해 본 발명의 바람직한 일 형태는, 허브(hub)와, 상기 허브의 원주 상에 방사상으로 배치되는 하나 이상의 블레이드를 포함하는 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러로서, 상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각 블레이드의 전체 길이를 R로 놓고, 상기 각 블레이드의 익근(wing root)으로부터 익단(wing end)을 향하는 방향으로 측정한 길이를 r로 놓고, 상기 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 전체 직경을 D로 놓고, 상기 각 블레이드의 시위(chord)의 길이를 c로 놓을 경우, In order to achieve the above object of the present invention, a preferred embodiment of the present invention is a turboprop advanced propeller comprising a hub and at least one blade disposed radially on the circumference of the hub, wherein the at least one blade is provided. The total length of each blade constituting the blade is set to R, the length measured in the direction from the wing root of each blade toward the wing end (r) is set to r, and the overall diameter of the advanced propeller for the turboprop aircraft If set to D, the length of the chord of each blade to c,

상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각 블레이드의 c/D는, r/R이 0.23인 경우에 0.070이고, r/R이 0.29인 경우에 0.076이고, r/R이 0.45인 경우에 0.077이고, r/R이 0.53인 경우에 0.080이고, r/R이 0.76인 경우에 0.080이고, r/R이 0.85인 경우에 0.072이고, r/R이 0.90인 경우에 0.064이고, r/R이 1.00인 경우에 0.018이며, 또한C / D of each blade constituting the at least one blade is 0.070 when r / R is 0.23, 0.076 when r / R is 0.29, 0.077 when r / R is 0.45, and r / R When R is 0.53, 0.080 when r / R is 0.76, 0.080 when r / R is 0.85, 0.064 when r / R is 0.90, and r / R is 1.00 0.018, and also

상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각 블레이드의 스윕 각도(Sweep Angle)는, r/R이 0.23 ~ 0.53 인 경우에 0°이고, r/R이 0.54 ~ 0.76 인 경우에 0°로부터 5°까지 선형적으로 증가하고, r/R이 0.77 ~ 0.85 인 경우에 5°로부터 20°까지 선형적으로 증가하고, r/R이 0.86 ~ 0.90 인 경우에 20°로부터 45°까지 선형적으로 증가하고, r/R이 0.91 ~ 1.00 인 경우에 45°인 상태를 유지하며, 또한The sweep angle of each blade constituting the at least one blade is 0 ° when r / R is 0.23 to 0.53, and is linear from 0 ° to 5 ° when r / R is 0.54 to 0.76. Increases linearly from 5 ° to 20 ° when r / R is 0.77-0.85 and linearly increases from 20 ° to 45 ° when r / R is 0.86-0.90 and r / R When R is 0.91 to 1.00, it remains at 45 ° and

상기 하나 이상의 블레이드를 구성하는 각 블레이드의 베타 각도(Beta Angle)는, r/R이 0.23인 경우에 66°이고, r/R이 0.29인 경우에 65°이고, r/R이 0.45인 경우에 59°이고, r/R이 0.53인 경우에 55°이고, r/R이 0.76인 경우에 44°이고, r/R이 0.85인 경우에 41°이고, r/R이 0.90인 경우에 39°이고, r/R이 1.00인 경우에 36°인 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러를 제공한다.The beta angle of each blade constituting the at least one blade is 66 ° when r / R is 0.23, 65 ° when r / R is 0.29, and r / R is 0.45. 59 °, 55 ° when r / R is 0.53, 44 ° when r / R is 0.76, 41 ° when r / R is 0.85, and 39 ° when r / R is 0.90 And an advanced propeller for a turboprop aircraft which is 36 ° when r / R is 1.00.

바람직한 실시예에 따라, 상기 하나 이상의 블레이드는 상기 허브의 원주 상에 배치된 8 개의 블레이드인 것일 수 있다.According to a preferred embodiment, the one or more blades may be eight blades disposed on the circumference of the hub.

바람직한 실시예에 따라, 상기 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 전체 직경은 13.38 피트(ft)인 것일 수 있다.According to a preferred embodiment, the overall diameter of the advanced propeller for turboprop aircraft may be 13.38 feet (ft).

도 1은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 구성을 개략적으로 나타낸 도면.
도 2a 내지 도 2c는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 형상정보를 설명하기 위한 각각의 그래프들.
도 3은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 관한 유동 해석 결과와 공력 하중 해석결과를 나타내는 도면.
도 4a는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 블레이드 당 추력을 나타내는 도면.
도 4b는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러의 동력 계수(Coefficient of Power) 대 어드밴스드 비율(Advanced Ratio)을 나타내는 도면.
도 5는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드의 단면을 나타내는 도면.
도 6은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러에 적용되는 블레이드에 관한 연성 해석에 사용된 구조 격자를 나타내는 도면.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a schematic view of a configuration of an advanced propeller for a turboprop aircraft according to the present invention; FIG.
2a to 2c are respective graphs for explaining the shape information of the advanced propeller for a turboprop aircraft according to the present invention.
Figure 3 is a view showing the flow analysis results and aerodynamic load analysis results for the advanced propeller for turboprop aircraft according to the present invention.
Figure 4a shows the thrust per blade of the advanced propeller for turboprop aircraft according to the present invention.
4b is a diagram showing the coefficient of power to advanced ratio of the advanced propeller for a turboprop aircraft according to the present invention;
5 is a view showing a cross section of the blade applied to the advanced propeller for turboprop aircraft according to the present invention.
FIG. 6 is a view showing a structural grating used for ductility analysis of a blade applied to an advanced propeller for a turboprop aircraft according to the present invention. FIG.

이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 구체적인 실시예들 및 그 작용들을 설명하도록 한다. 본 명세서에 기재된 실시예들은 본 발명의 이해를 돕기 위해 설명되는 것이며, 이에 의해 본 발명의 기술적 사상이 제한되는 것이 아니다.DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Reference will now be made in detail to the preferred embodiments of the present invention, examples of which are illustrated in the accompanying drawings. The embodiments described herein are set forth to assist in understanding the present invention and are not intended to limit the scope of the present invention.

도 1은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 구성을 개략적으로 나타낸 도면이다.1 is a view schematically showing a configuration of an advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention.

도 1을 참조하면, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 허브(hub)(10)와, 허브(10)의 원주 상에 방사상으로 배치되는 8개의 블레이드(20)를 포함하는 것으로 구성할 수 있다.1, an advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention comprises a hub 10 and eight blades 20 radially disposed on the circumference of the hub 10 Can be configured.

바람직한 실시예에 따라, 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)를 구성하는 블레이드(20)의 에어포일 형상은 헤밀턴 스탠다드(Hamilton Standard)사의 HS1 계열에 따라 설계할 수 있다. 참고로, 헤밀턴 스탠다드(Hamilton Standard)사의 프로펠러 블레이드 에어 포일은 PF1, HS1, 그리고 HS2 계열이 있으며, PF1 계열은 순항속도 마하수 0.8~0.85의 운영영역에 적합하고, HS1 계열은 순항속도 마하수 0.55 또는 그 이하 속도의 운영영역에 적합하며, HS2 계열은 순항속도 마하수 0.55~0.7의 운영영역에 적합하게 개발되어 있다. 본 발명에서는 터보프롭 항공기의 특성을 고려하여 블레이드(20)의 에어포일 형상을 HS1 계열로 설계하였다.According to a preferred embodiment, the airfoil shape of the blade 20 constituting the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft can be designed according to the HS1 series of Hamilton Standard. For reference, Hamilton Standard's propeller blade airfoils are available in the PF1, HS1, and HS2 series, and the PF1 series is suitable for operating ranges from cruising speed Mach number 0.8 to 0.85. It is suitable for operating speeds below, and HS2 series has been developed for operating speeds of cruise speed Mach number 0.55 ~ 0.7. In the present invention, the airfoil shape of the blade 20 is designed in the HS1 series in consideration of the characteristics of the turboprop aircraft.

바람직한 실시예에 따라, 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 전체 직경은 13.38 피트(ft)로 구성될 수 있다.According to a preferred embodiment, the overall diameter of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft may consist of 13.38 feet.

본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 기본 설계 정보는 다음의 표 1과 같다.Basic design information of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention is shown in Table 1 below.

파라미터(parameter( ParametersParameters ))
값(value( ValuesValues ))
Blade Airfioil
Blade airfioil
HS1 계열
HS1 Series
Diameter(ft)
Diameter (ft)
13.38
13.38
Number of blades
Number of blades
8
8

도 2a 내지 도 2c는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 형상정보를 나타낸 것이다. 구체적으로, 도 2a는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 시위 비율(Chord Ratio)을 나타내고, 도 2b는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 스윕 각도(Sweep Angle)를 나타내고, 도 2c는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 베타 각도(Beta Angle)를 나타낸다.2A to 2C show shape information of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention. Specifically, FIG. 2A illustrates a chord ratio of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention, and FIG. 2B illustrates a sweep angle of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention. 2c shows a beta angle of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention.

먼저, 도 2a를 참조하면, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 블레이드(20)의 전체 길이를 R로 놓고, 블레이드(20)의 익근(wing root)으로부터 익단(wing end)을 향하는 방향으로 측정한 길이를 r로 놓고, 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 전체 직경을 D로 놓고, 블레이드(20)의 시위(chord)의 길이를 c로 놓을 경우, 블레이드(20)의 c/D를, r/R이 0.23인 경우에 0.070이 되도록 하고, r/R이 0.29인 경우에 0.076이 되도록 하고, r/R이 0.45인 경우에 0.077이 되도록 하고, r/R이 0.53인 경우에 0.080이 되도록 하고, r/R이 0.76인 경우에 0.080이 되도록 하고, r/R이 0.85인 경우에 0.072이 되도록 하고, r/R이 0.90인 경우에 0.064이 되도록 하고, r/R이 1.00인 경우에 0.018이 되도록 설계한다. 이해를 돕기 위해, 도 2a에는 종래의 일반적인 프로펠러 블레이드의 c/D 정보도 함께 도시하였다.First, referring to FIG. 2A, the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention sets the overall length of the blade 20 to R, and removes the wing end from the wing root of the blade 20. When the length measured in the direction of the direction is set to r, the overall diameter of the advanced propeller 1 for turboprop aircraft is set to D, and the length of the chord of the blade 20 is set to c, the c of the blade 20 / D is set to 0.070 when r / R is 0.23, 0.076 when r / R is 0.29, 0.077 when r / R is 0.45, and r / R is 0.53 0.080 when r / R is 0.76, 0.080 when r / R is 0.85, 0.064 when r / R is 0.90, and r / R is 1.00 In the case of, it is designed to be 0.018. To aid in understanding, FIG. 2A also shows c / D information of a conventional general propeller blade.

또한, 도 2b를 참조하면, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 블레이드(20)의 전체 길이를 R로 놓고, 블레이드(20)의 익근(wing root)으로부터 익단(wing end)을 향하는 방향으로 측정한 길이를 r로 놓을 경우, 블레이드(20)의 스윕 각도(Sweep Angle)를, r/R이 0.23 ~ 0.53 인 경우에 0°가 되도록 하고, r/R이 0.54 ~ 0.76 인 경우에 0°로부터 5°까지 선형적으로 증가하도록 하고, r/R이 0.77 ~ 0.85 인 경우에 5°로부터 20°까지 선형적으로 증가하도록 하고, r/R이 0.86 ~ 0.90 인 경우에 20°로부터 45°까지 선형적으로 증가하도록 하고, r/R이 0.91 ~ 1.00 인 경우에 45°인 상태를 유지하도록 설계한다. 이해를 돕기 위해, 도 2b에는 종래의 일반적인 프로펠러 블레이드의 스윕 각도 정보도 함께 도시하였다.In addition, referring to FIG. 2B, the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention sets the overall length of the blade 20 to R and removes the wing end from the wing root of the blade 20. When the length measured in the facing direction is set to r, the sweep angle of the blade 20 is set to 0 ° when r / R is 0.23 to 0.53, and when r / R is 0.54 to 0.76. To increase linearly from 0 ° to 5 °, increase linearly from 5 ° to 20 ° when r / R is 0.77 to 0.85, and from 20 ° when r / R is 0.86 to 0.90 It is designed to increase linearly up to 45 ° and to maintain 45 ° when r / R is 0.91 ~ 1.00. For the sake of understanding, FIG. 2B also shows sweep angle information of a conventional general propeller blade.

또한, 도 2c를 참조하면, 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)는 블레이드(20)의 전체 길이를 R로 놓고, 블레이드(20)의 익근(wing root)으로부터 익단(wing end)을 향하는 방향으로 측정한 길이를 r로 놓을 경우, 블레이드(20)의 베타 각도(Beta Angle)를, r/R이 0.23인 경우에 66°가 되도록 하고, r/R이 0.29인 경우에 65°가 되도록 하고, r/R이 0.45인 경우에 59°가 되도록 하고, r/R이 0.53인 경우에 55°가 되도록 하고, r/R이 0.76인 경우에 44°가 되도록 하고, r/R이 0.85인 경우에 41°가 되도록 하고, r/R이 0.90인 경우에 39°가 되도록 하고, r/R이 1.00인 경우에 36°가 되도록 설계한다. 이해를 돕기 위해, 도 2c에는 종래의 일반적인 프로펠러 블레이드의 베타 각도 정보도 함께 도시하였다.In addition, referring to FIG. 2C, the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention sets the overall length of the blade 20 to R and removes the wing end from the wing root of the blade 20. When the length measured in the direction toward is set to r, the beta angle of the blade 20 is set to 66 ° when r / R is 0.23, and 65 ° when r / R is 0.29. 59 ° if r / R is 0.45, 55 ° if r / R is 0.53, 44 ° if r / R is 0.76, and r / R is 0.85 It is designed to be 41 ° in case of, to be 39 ° when r / R is 0.90, and to be 36 ° when r / R is 1.00. 2c also shows beta angle information of a conventional general propeller blade.

본 발명자들은 상기 표 1 및 도 2a 내지 도 2c의 설계 정보에 따라 제조된 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 공기 역학적 특성을 전산유체역학을 이용하여 확인하였다. 본 해석을 위하여, 본 발명자들은 상용 CFD 코드인 Fluent 12.0.16을 사용하였으며, 외부 유동 해석에 정확성을 갖는 k-ω SST 모델링을 사용하여 난류에 의한 점성을 계산하였다. 경계 조건은 입구는 속도 조건을 출구는 대기압 조건으로 설정하였으며, 외부 벽면은 주기적(periodic) 조건과 프리-슬립 월(free-slip wall) 조건을 적용하였다. 또한, 격자는 370만여개의 하이브리드(Hybrid) 격자가 사용되었으며, Y 플러스(plus) 1 이하로 경계층(boundary layer)을 구성하였다.The present inventors confirmed the aerodynamic characteristics of the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft manufactured according to the design information of Table 1 and FIGS. 2A to 2C by using computational fluid dynamics. For this analysis, we used a commercial CFD code, Fluent 12.0.16, and calculated viscous viscosity by turbulence using k-ω SST modeling with accuracy for external flow analysis. As boundary conditions, the inlet speed condition and the outlet atmospheric pressure condition were set, and the outer wall surface was subjected to periodic conditions and free-slip wall conditions. Also, about 3.7 million hybrid gratings were used, and the boundary layer was formed with Y plus 1 or less.

도 3은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 관한 유동 해석 결과와 공력 하중을 구조 해석을 위해 불러들인 결과를 나타내는 것으로서, 도 3 중의 (a) 와 (c) 는 CFD 해석 결과를 나타내고, (b) 와 (d) 는 CSD 해석 결과를 나타낸다.FIG. 3 shows the results of the flow analysis and the aerodynamic load of the advanced propeller 1 for the turboprop aircraft according to the present invention. For the structural analysis, (a) and (c) of FIG. 3 show the results of the CFD analysis. (B) and (d) show a CSD analysis result.

도 3을 통하여, 본 발명자들은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 있어서는 공력 하중 값이 잘 전달된다는 것을 확인할 수 있었다. 3, the present inventors can confirm that the aerodynamic load value is well transmitted in the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention.

도 4a 및 도 4b는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)의 설계점에서 피치각에 따라 블레이드(20)에서 발생하는 추력과 동력값을 나타내고 있으며, 구체적으로 도 4a는 블레이드 당 추력을 나타내고, 도 4b는 동력 계수(Coefficient of Power) 대 어드밴스드 비율(Advanced Ratio)을 나타낸다.4A and 4B show the thrust and the power value generated in the blade 20 according to the pitch angle at the design point of the turboprop aircraft advanced propeller 1 according to the present invention, specifically Figure 4a shows the thrust per blade 4B shows the Coefficient of Power to Advanced Ratio.

도 4a 및 도 4b를 통해, 본 발명자들은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에서는 추력이 크게 발생한다는 것을 확인할 수 있다. 한편, 프로펠러(1)에서 추력이 크게 발생된다는 것은 블레이드(20)의 석션면(suction surface)과 압력면(pressure surface)에 압력차가 크게 발생한다는 것을 의미하고, 그에 따라 블레이드(20)에 공력 하중이 크다는 것을 나타낸다.4a and 4b, the inventors can confirm that the thrust occurs in the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention. On the other hand, the large thrust generated in the propeller 1 means that a large pressure difference is generated between the suction surface and the pressure surface of the blade 20, and thus the aerodynamic load on the blade 20. Indicates that this is large.

도 5는 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 적용되는 블레이드(20)의 단면을 나타낸 것이다.5 shows a cross section of a blade 20 applied to an advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the invention.

도 5를 참조하면, 블레이드(20)는 복합재가 45°방향으로 적층되는 구조로 형성되어 주로 전단 하중을 담당하는 스킨(A)과, 복합재가 블레이드(20)의 길이방향으로 적층되는 구조로 형성되어 주로 굽힘 하중을 담당하는 스파(B)와, 블레이드(20)의 강성을 유지하는 구조의 폼(C)으로 구성될 수 있다.Referring to Figure 5, the blade 20 is formed of a structure in which the composite material is laminated in the 45 ° direction mainly responsible for the shear load (A), and the composite material is formed in a structure that is laminated in the longitudinal direction of the blade 20 It can be composed of a spar (B) mainly responsible for the bending load, and the foam (C) of the structure to maintain the rigidity of the blade (20).

바람직한 실시예에 따라, 블레이드(20)를 구성하는 스킨(A) 및/또는 스파(B)에 적용되는 복합재로서는 유리/에폭시(glass/epoxy) 복합재 또는 탄소/에폭시(carbon/epoxy) 복합재 또는 그외의 다른 복합재를 사용할 수 있다.According to a preferred embodiment, the composite applied to the skin (A) and / or spar (B) constituting the blade 20 may be a glass / epoxy composite or a carbon / epoxy composite or the like. Other composites can be used.

바람직한 실시예에 따라, 블레이드(20)를 구성하는 스킨(A)은 다음의 표 2에 따라 복합재를 적층함으로써 구성할 수 있다.According to a preferred embodiment, the skin A constituting the blade 20 can be configured by laminating the composite according to Table 2 below.

[표 2][Table 2]

다음의 표 3은 스킨(A) 및 스파(B)에 적용되는 복합재로서 유리/에폭시 UD 프리프레그를 채용하고, 폼(C)에 적용되는 재료로서 PMI(Polymethacrylimide) 경질 발포체를 채용한 경우의 블레이드(20)의 기계적 특성을 나타낸다.Table 3 below shows blades in which glass / epoxy UD prepreg is used as the composite applied to the skin (A) and spar (B), and PMI (Polymethacrylimide) rigid foam is used as the material applied to the foam (C). The mechanical characteristic of (20) is shown.

[표 3][Table 3]

본 발명자들은 본 발명에 따른 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러(1)에 적용되는 블레이드(20)의 안정성을 검토하기 위하여 유한 요소 해석 코드인 NASTRAN을 활용하여 설계점 전진비 2.13에서 피치각에 따른 공력 하중과 전진비 0.49, 최대 공력 하중 지점에 대하여 블레이드 응력 해석, 변위 해석을 수행하였다.The present inventors utilize NASTRAN, a finite element analysis code, to examine the stability of the blade 20 applied to the advanced propeller 1 for a turboprop aircraft according to the present invention. Blade stress and displacement analyzes were performed for a 0.49 forward and a maximum aerodynamic load point.

도 6은 블레이드(20)에 관한 연성 해석에 사용된 구조 격자를 나타내고 있으며, 다음의 표 4는 블레이드(20)의 선형 정적 해석 결과를 나타낸다.6 shows a structural grating used for the ductility analysis of the blade 20, and the following Table 4 shows the results of the linear static analysis of the blade 20.

[표 4][Table 4]

피치각 43.51의 최대 하중이 발생되는 지점(전진비 0.49)에 비해 설계점 피치각 53.18에서 더 큰 응력과 변위가 발생되는 것을 볼 수 있다. 이것은 도 4b에서와 같이 전진비 증가에 따른 블레이드 부하 증가 때문이다.It can be seen that greater stresses and displacements occur at the design point pitch angle 53.18 compared to the point where the maximum load of the pitch angle 43.51 occurs (forward ratio 0.49). This is due to an increase in blade load with increasing forward ratio as in FIG. 4B.

따라서, 블레이드(20)의 설계시 탈설계점 해석을 통하여 구조적 안전성을 확보해야 함을 알 수 있다.Therefore, it can be seen that structural safety must be secured through off-design point analysis when designing the blade 20.

블레이드(20)의 선형 정적 해석 결과 스킨의 최대 압축 응력은 305MPa 이며, 인장 응력은 20.9MPa 로 확인되었다.The linear static analysis of the blade 20 showed that the maximum compressive stress of the skin was 305 MPa and the tensile stress was 20.9 MPa.

변형 해석 결과는 196mm 로 블레이드(20)의 끝단 부위에서 확인되었으며 전체 응력을 검토한 결과, 블레이드(20)는 안전율을 확보한 구조로 설계되었음을 확인할 수 있었다.Deformation analysis results were confirmed at the end portion of the blade 20 to 196mm and as a result of examining the total stress, it was confirmed that the blade 20 is designed to ensure a safety factor.

이상의 설명은 본 발명의 기술 사상을 예시적으로 설명한 것에 불과한 것으로서, 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 본질적인 특성에서 벗어나지 않는 범위에서 다양한 수정 및 변형이 가능할 것이다. 따라서, 본 발명에 개시된 실시예들은 본 발명의 기술 사상을 한정하기 위한 것이 아니라 설명하기 위한 것이고, 이러한 실시예에 의하여 본 발명의 기술 사상의 범위가 한정되는 것은 아니다. 본 발명의 보호범위는 아래의 청구범위에 의하여 해석되어야 하며, 그와 동등한 범위 내에 있는 모든 기술 사상은 본 발명의 권리범위에 포함되는 것으로 해석되어야 할 것이다.The foregoing description is merely illustrative of the technical idea of the present invention, and various changes and modifications may be made by those skilled in the art without departing from the essential characteristics of the present invention. Therefore, the embodiments disclosed in the present invention are intended to illustrate rather than limit the scope of the present invention, and the scope of the technical idea of the present invention is not limited by these embodiments. The scope of protection of the present invention should be construed according to the following claims, and all technical ideas within the scope of equivalents should be construed as falling within the scope of the present invention.

1: 터보프롭 항공기용 어드밴스드 프로펠러 10: 허브
20: 블레이드 A: 스킨(skin)
B: 스파(spar) C: 폼(foam)1: Advanced propeller for turboprop aircraft 10: Hub
20: Blade A: Skin
B: spar C: foam

Claims

An advanced propeller for a turboprop aircraft comprising a hub and at least one blade disposed radially on the circumference of the hub,
The total length of each blade constituting the at least one blade is set to R, the length measured in the direction from the wing root of each blade to the wing end is set to r, and the advanced propeller for the turboprop aircraft When the total diameter of is set to D and the length of the chord of each blade is set to c,
C / D of each blade constituting the at least one blade is 0.070 when r / R is 0.23, 0.076 when r / R is 0.29, 0.077 when r / R is 0.45, and r / R When R is 0.53, 0.080 when r / R is 0.76, 0.080 when r / R is 0.85, 0.064 when r / R is 0.90, and r / R is 1.00 0.018, and also
The sweep angle of each blade constituting the at least one blade is 0 ° when r / R is 0.23 to 0.53, and is linear from 0 ° to 5 ° when r / R is 0.54 to 0.76. Increases linearly from 5 ° to 20 ° when r / R is 0.77-0.85 and linearly increases from 20 ° to 45 ° when r / R is 0.86-0.90 and r / R When R is 0.91 to 1.00, it remains at 45 ° and
The beta angle of each blade constituting the at least one blade is 66 ° when r / R is 0.23, 65 ° when r / R is 0.29, and r / R is 0.45. 59 °, 55 ° when r / R is 0.53, 44 ° when r / R is 0.76, 41 ° when r / R is 0.85, and 39 ° when r / R is 0.90 And a propeller for a turboprop aircraft which is 36 ° when r / R is 1.00.

The method of claim 1,
Wherein said one or more blades are eight blades disposed on a circumference of said hub. &Lt; RTI ID = 0.0 > 8. < / RTI >

3. The method of claim 2,
The overall propeller of the advanced propeller for turboprop aircraft, characterized in that 13.38 feet (ft) advanced propeller for turboprop aircraft.