블레이드 팁 형상 최적설계를 통한 소형민수헬기 로터의 공력 및 소음 성능 개선

Abstract

헬리콥터 로터 블레이드의 형상은 공력 성능을 비롯한 소음, 구조 등 전체적인 성능에 큰 영향을 미친다. 이는 로터 블레이드가 회전을 하여 양력 및 추력을 내는 동시에 발생시키는 와류 때문인데, 이 와류가 로터 아래로 하강하며 날개, 동체, 꼬리 로터 등에 직간접적으로 부딪히며 복잡한 유동 및 성능 저하를 야기시킨다. 이런 와류의 영향을 약화시키기 위해 로터 블레이드 형상 설계가 전세계적으로 이루어져왔고, 최근에는 CFD 및 최적화 기법을 통한 최적 설계가 이루어지고 있다. 한편 한국에서는 한국형 기동 헬기를 비롯하여 최근 소형 무장 헬기 및 소형 민수 헬기 개발을 진행하고 있다. 새로운 헬기 개발이 아닌 기존 헬기에서 부품 개량이 진행되고 있으며 개량 작업에 많은 제약이 따르고 있다. 특히 주 로터 블레이드의 개량의 경우 익단 형상 일부와 탭 부착만 가능하기에 자유도가 크지 않은 상황이고, 요구 조건 또한 높은 공력 및 소음 성능이기에 이를 만족시키기에는 현실적으로 많은 어려움이 따른다. 본 연구에서는 앞서 언급한 제한 조건 하에서 블레이드 익단 형상 변화 및 탭 부착을 통한 공력 및 소음 성능 최적화를 진행하였다. 형상 변수 스터디를 통해 5가지 익단 형상 변수와 1가지 탭 각도 변수를 설계 변수로 삼고 운용성을 고려해 여러가지 기동 조건에서의 공력 및 소음 성능을 목적함수로 두었다. 제자리 비행 3가지 조건과 전진 비행 3가지 조건을 고려하며, 전진 비행의 경우 트림 해석을 통하여 실제 유동장을 모사하였다. 효율적인 유동장 분석을 위해 hybrid CFD 해석자가 이용되었으며 소음 분석은 Farassat 1A 방정식을 이용하여 두께 소음 및 하중 소음을 고려하였다. 최적 설계를 위해 크리깅 모델 (Kriging model) 을 근사모델로 이용하며 최적해를 찾아가는 알고리즘으로는 비 구배법 기반의 유전 알고리즘과 EI (Expected Improvement) 를 이용한 효과적인 전역최적화 방법이 사용되었다. 결과적으로 제자리 및 전진 비행 공력 성능과 소음 성능이 여러 기동조건에서 모두 향상된 최적해를 얻을 수 있었다. 유동장 및 소음 분석을 통해 각각의 변수와 성능 사이의 관계, 그리고 성능 향상의 원인을 분석하였다. 공력 성능의 경우 제자리 비행과 전진 비행의 일부 성능을 증가시키는 것은 가능하나 모든 성능을 높이기에는 일정 정도의 한계가 있음을 확인하였다. 또한 소음 성능의 경우 소음의 강도를 줄이는 것은 한계가 있지만 방사성에 변화를 주어 소음을 줄이는 것은 충분히 가능하다는 것을 확인하였다.

The shape of the helicopter rotor blades can dramatically affects the overall performance, including aerodynamics, noise and structure performances. This is due to the vortex generated by the rotor blade rotating. This vortex descends below the rotor and directly or indirectly bumps into the wing, fuselage, and tail rotor, resulting in complicated flow and performance degradation. In order to weaken the effect of this vortex, rotor blade shape research has been ongoing worldwide. In recent years, design optimization has been achieved through CFD and optimization techniques. Meanwhile, Korea has been developing a light armed helicopter and a light civil helicopter as well as a Korean utility helicopter, Surion. For these helicopter developments, existing parts were used and therefore, many restrictions on the improvement works hindered the development. Mainly, in the case of the improvement of the main rotor blades, changing only the tip shape and the tab attachment is made possible. As the requirements are also highly coupled with the aerodynamic and noise performance, lots of difficulties exist. In this study, the design optimization for higher aerodynamic and noise performance was conducted by changing blade tip and tab shape under the harsh conditions. Through the tip parameter study, five tip shape parameters and one tap angle parameter were used as design parameters, and the aerodynamic and noise performance in various conditions were set as the objective function. Three hovering conditions and three forward flight conditions were taken into consideration. Hybrid CFD solver, which simulates the wake as the model was used for efficient flow field analysis. Thickness noise and loading noise were considered for noise analysis using Farassat 1A equation. For optimization technique, the efficient global optimization using expected improvement was used with Kriging model as a surrogate model. As a result, the optimal solutions were improved both in aerodynamic and noise performance in various conditions. The relationships between each variable and performance are identified and the cause of performance improvement was figured out through the analysis of flow field. In case of the aerodynamic performance, it is possible to increase some performance of hovering and forward flight, but there is a limit on increasing overall performance. In addition, reducing the noise by changing the directivity is more effective than diminishing the intensity of the noise.