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1 저작자표시 - 비영리 - 변경금지 2.0 대한민국 이용자는아래의조건을따르는경우에한하여자유롭게 이저작물을복제, 배포, 전송, 전시, 공연및방송할수있습니다. 다음과같은조건을따라야합니다 : 저작자표시. 귀하는원저작자를표시하여야합니다. 비영리. 귀하는이저작물을영리목적으로이용할수없습니다. 변경금지. 귀하는이저작물을개작, 변형또는가공할수없습니다. 귀하는, 이저작물의재이용이나배포의경우, 이저작물에적용된이용허락조건을명확하게나타내어야합니다. 저작권자로부터별도의허가를받으면이러한조건들은적용되지않습니다. 저작권법에따른이용자의권리는위의내용에의하여영향을받지않습니다. 이것은이용허락규약 (Legal Code) 을이해하기쉽게요약한것입니다. Disclaimer

2 공학석사학위논문 수직이착륙비행체사이클로콥터의 비행하중연구 A Study of Flight Loads on VTOL Aircraft Cyclocopter 2014 년 2 월 서울대학교대학원 기계항공공학부 허창무

3 초록 사이클로콥터는사이클로이드블레이드시스템 (Cycloidal Blade System) 을이용하여추력을얻는수직이착륙이가능한회전익비행체의한종류이다. 사이클로이드블레이드시스템은회전축에수직한 360 어느방향으로도추력을발생시킬수있어이를장착한사이클로콥터는기존의항공기와비교해더빠른기동전환이가능하다. 본논문에서는이러한사이클로이드블레이드시스템을사용하여비행하는비행체에서발생할수있는비행하중에대한연구를수행하였다. 기존의비행체개발단계에있어비행하중에대한분석은개발초기단계에수행되어기체구조설계의기준이되는가장기본적이고중요한분야이다. 하지만지금까지의사이클로콥터의연구는사이클로이드블레이드시스템의추력성능향상및기체의자세제어에그초점이맞추어져있었다. 비로소최근사이클로콥터가안정적인공중정지비행및저속전후진비행에성공하면서전진비행특성에대한연구가진행되고있고비행시발생하는비행하중에대한연구의필요성이대두되었다. 본논문에서는이러한필요성에따라일반적인사이클로콥터에작용하는비행하중에대해분석해보고실제사이클로콥터 5 호기가특정비행조건으로비행시받게되는하중을계산하였다. 사이클로콥터의특성상각부품마다작용하는하중의종류및크기가다르기때문에먼저블레이드, 허브암, 로터축, 콘트롤링크및동체등의주요부품별로발생하는공력하중과관성하중을분석하였다. 각비행하중에영향을주는설계변수및비행조건을찾고이를바탕으로비행하중을예측할수있는이론식을도출하였다. 각부품별하중예측식을바탕으로사이클로콥터 5 호기의대표적인비행조건인공중정지비행, 등속전진비행, 가속전진비행, 제자리회 i

4 전기동시작용하는각종하중값을계산하였다. 공력하중값은전산유동해석을이용하여찾아내었고, 각관성하중값은이론식을바탕으로구축한하중분석종합데이터시트를이용하였다. 이렇게찾아낸비행하중값중제자리회전기동시사이클로콥터 5 호기의동체가받는 gyroscopic moment 를극한하중으로선정하고 DIAMOND/IPSAP 프로그램을사용하여정적구조해석을실시하였다. 해석결과를통해제자리기동중발생하는비행하중이사이클로콥터 5 호기동체에주는영향성을확인하였다. 본논문에서는향후새로운사이클로콥터기체설계시구조설계에대한기준으로활용될수있는사이클로콥터의각종비행하중에대한예측식을제시하였다. 이와같은비행하중에대한연구결과는사이클로콥터의최적설계및사이클로콥터의비행 / 기동영역을설정하는연구에도움이될것으로기대된다. 주요어 : 사이클로콥터, 사이클로이드블레이드시스템, 비행하중, 관성하중, 공 력하중, Gyroscopic moment, DIAMOND/IPSAP 학번 : ii

5 목차 초록... i 목차... iii 그림목차... v 표목차... vii 1. 서론 사이클로이드블레이드시스템 사이클로콥터의연구동향 연구방향 사이클로콥터의비행하중 일반적인항공기의하중해석 하중해석의중요성 일반적인항공기의하중해석절차 헬리콥터의비행하중 사이클로콥터하중모델 주요부품의하중해석 블레이드에작용하는하중 허브암에작용하는하중 콘트롤링크에작용하는하중 로터축에작용하는하중 꼬리로터에작용하는하중 동체에작용하는하중 하중분석종합데이터시트 소형사이클로콥터 5 호기의비행하중해석 소형쿼드로터사이클로콥터 5 호기 블레이드에작용하는공력하중 사이클로콥터 5 호기의비행하중 공중정지비행시발생하는비행하중 병진비행시발생하는비행하중 iii

6 3.3.3 병진가속비행시발생하는비행하중 제자리회전기동시발생하는하중 사이클로콥터 5 호기동체구조해석 Preprocess 및 Modeling 구조해석결과 결론 참고문헌 ABSTRACT iv

7 그림목차 그림 1.1 Cycloidal Blade System 그림 1.2 Cycloidal curves according to the advance ratio 그림 1.3 High-Pitch System (Prolate Cycloid) 그림 1.4 Low-Pitch System (Curtate Cycloid) 그림 1.5 Cycloidal flying machine (Kirsten, 1934) 그림 1.6 Six-bladed cycloidal rotor (Bosch Aerospace, 1998) 그림 1.7 Twin-rotor cyclocopter MAV in the University of Maryland 그림 1.8 D-Dalus propulsion system 그림 1.9 Elementary research and Ground rotor test at SNU 그림 st and 2 nd version of large scale Cyclocopter 그림 st and 2 nd version of small scale Cyclocopter 그림 1.12 Hovering test of 3 rd Cyclocopter in tethering condition 그림 1.13 Attitude test of 4 th Cyclocopter 그림 1.14 Low speed forward flight of 5 th Cyclocopter (SNU, 2012) 그림 1.15 Coupling of rolling and yawing of Cyclocopter [27] 그림 1.16 Outline of cyclocopter flight loads analysis 그림 2.1 Aircraft load main task [20] 그림 2.2 A typical V-n diagram (maneuvering envelope) [22] 그림 2.3 Flight Load Analysis procedure [21] 그림 2.4 Force and moment acting on helicopter[23] 그림 2.5 Flight envelope and sideslip angle of helicopter[24] 그림 2.6 Main components of cycloidal blade system 그림 2.7 Body fixed axis of cyclocopter 그림 2.8 Loads on each cycloidal blade 그림 2.9 Loads on cyclocopter hub arm 그림 2.10 Loads on control link 그림 2.11 Loads on rotor shaft 그림 2.12 Loads on tail rotor 그림 2.13 Loads on fuselage of cyclocopter v

8 그림 2.14 Cyclocopter loads data table design parameter 그림 2.15 Cyclocopter loads data table Flight loads 그림 th Cyclocopter developed in SNU, 2012 그림 3.2 Deformation of front/rear rotor shaft on yawing maneuver 그림 3.3 Cycloidal Rotor CFD Mesh Model 그림 3.4 Flow field of cyclocopter forward level flight 그림 3.5 Aerodynamic loads on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.6 Aerodynamic loads on 1 blade of cyclocopter hovering 그림 3.7 Control link load on 1 blade of cyclocopter hovering 그림 3.8 Hub arm load on 1 blade of cyclocopter hovering 그림 3.9 Loads on 1 blade of cyclocopter hovering 그림 3.10 Aerodynamic loads on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.11 Control link load on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.12 Hub arm load on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.13 Loads on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.14 Loads on 1 blade of cyclocopter acceleration flight 그림 3.15 Gyroscopic moment on cyclocopter yawing manuever 그림 3.16 DIAMOND/IPSAP 그림 3.17 FEM model of Cyclocopter fuselage 그림 3.18 Stress on cyclocopter fuselage under gyroscopic moment 그림 3.19 Displacement on cyclocopter fuselage under gyroscopic moment vi

9 표목차 표 2.1 List of cyclocopter flight loads 표 2.2 Variable of Cyclocopter equation of motion 표 th Cyclocopter Specification 표 3.2 CFD Analysis model 표 3.3 Loads cases of cyclocopter 표 3.4 Flight load cases of 5 th cyclocopter 표 3.5 Material properties of 5 th cyclocopter airframe FEM model vii

10 1. 서론 현대의고정익항공기가개발되어사용화된이후는물론항공기가개발되기이전부터제자리에서수직으로이륙하여공중에서정지한채비행하는 (Hovering) 것은인류의오랜꿈이었다. 또한인구밀도가높아지고도시가발달하면서기존의고정익항공기가필요로하는넓은활주로의확보가어렵게되었고현대전쟁의양상이전선을가운데둔대규모전투에서게릴라전, 국지전으로바뀜에따라헬리콥터와같은수직이착륙및공중정지비행이가능한비행체의활용성은높아졌다. 이러한필요성을충족시켜주는항공기로서헬리콥터의형태를가지는비행체에대한많은연구와개발시도가있었고현재상용화된헬리콥터는초기에비해그안정성이많이높아졌다고할수있다. 하지만기존의헬리콥터와같은회전익방식은로터의회전에따른전진속도에제한이있고비교적큰소음이발생하는문제점및돌풍에대한불안정성등여러가지문제를가지고있다. 최근에서야스마트무인기등의틸트로터 (Tilt Rotor) 방식이연구되고있지만비행방향을바꾸는천이과정에서의불안정성등의문제가여전히제기되고있는상황이다. 사이클로이드블레이드시스템 (CBS : Cycloidal Blade System) 을사용한사이클로콥터 (Cyclocopter) 는이러한기존의회전익항공기가가진단점을최소화할수있는새로운형태의비행체이다. 하지만 1900 년대초부터연구되어온이회전익방식은이렇다할연구성과를내지못하다가최근항공기에사용되는복합재료와제어시스템의발전에힘입어최근 10 여년간전세계적으로많은연구가이루어지고있다. 본연구에서는이러한사이클로콥터에작용하는비행하중에대해분석해보고향후사이클로콥터 1

11 의설계기준제시및특정비행기동하에서사이클로콥터의구조적안 정성을판단하는것을목표로하였다. 1.1 사이클로이드블레이드시스템 사이클로콥터는사이클로이드블레이드시스템 (Cycloidal Blade System) 을이용하여추력을얻는수직이착륙이가능한회전익비행체의한종류이다. 사이클로이드블레이드시스템은다수의블레이드가회전축과평행하게회전하면서주기적인받음각의변화를추력을발생시키며각각로터의최대받음각 (Maximum Attack angle) 과위상각 (Phase angle) 을제어하여회전축에수직한 360 어느방향으로도추력을발생시킬수있는장점을가지고있다. 사이클로이드블레이드시스템의블레이드는기존의전통적인헬리콥터의로터시스템과달리블레이드스팬방향전체면적이동일한공력속도를가질수있어소음및공력효율면에서유리하다. 그림 1.1 Cycloidal Blade System 2

12 사이클로이드블레이드시스템의수학적기초모델인사이클로이드곡선은회전하는원의원주상에위치한한점의궤적을나타내는커브로써그림 1.2 와같이 3 가지로구분할수있다 [1]. 원의전진속도가회전속도보다더빠를때그리는곡선을 Prolate Cycloid, 원이미끄러지지않고회전할때, 즉전진속도와회전속도가같을때의곡선을 Basic Cycloid, 전진속도보다회전속도가더빠를때그리는곡선을 Curtate Cycloid 라고한다. 이와같은모델을사이클로이드블레이드시스템에적용시키면 Prolate Cycloid 는빠른속도의전진비행에, Curtate Cycloid 는저속비행또는공중정지비행에적합하다고할수있다. 그림 1.3 은블레이드의앞전이항상전진방향을향하는 High-Pitch 시스템을보여준다. 이러한방식에서는블레이드받음각의변화가크며, 고정익항공기와유사한공력형태를갖는다. 그림 1.4 는블레이드의앞전이로터의회전방향을향하는 Low-Pitch 시스템을보여준다. 이방식은블레이드의편심점 e 가회전하는로터의내부에위치하게된다. 이편심점 e 의위치에따라최대받음각의크기와최대받음각을가지는위상각을조절할수있으며, 이러한사이클로이드블레이드시스템의특징은기존의전통적인로터방식에비해더쉽게추력방향을변경할수있게한다. 하지만헬리콥터의전통적인로터회전방식에비해원통형태의로터회전방식은회전관성이증가하여블레이드및허브의무게에민감하고, 주기적인받음각의변화를만들어주기위해복잡한기구적인구조를가지게될수밖에없는단점도가지고있다. 또한로터주위에발생하는 3D 형태의복잡한유동흐름은기존의방식에비해그특성을이해하는데어려움을준다. 3

13 그림 1.2 Cycloidal curves according to the advance ratio 그림 1.3 High-Pitch System (Prolate Cycloid) 그림 1.4 Low-Pitch System (Curtate Cycloid) 4

14 1.2 사이클로콥터의연구동향 사이클로이드블레이드시스템은 1599 년갈릴레이가사이클로이드라는명칭을부여하고, 1828 년 William Congreve 가최초로제안한이래로계속적으로연구되어왔다. 헬리콥터방식의로터시스템과함께연구가진행되어오던사이클로이드블레이드시스템은 2 차세계대전전후헬리콥터방식의로터시스템이상용화되자연구가일시중단되었다가최근 2000 년대들어한국, 미국, 싱가포르등지에서활발히연구되고있다. 실질적인최초의사이클로이드블레이드시스템에대한구체적인연구는 1920 년대 University of Washington 의 Kirsten 에의해수행되었다 [2]. 그는대형크기의사이클로이달프로펠러를이용하여풍동실험을수행하여비행체로의적용가능성을조사하였고 Cyclo-copter 라는명칭을최초로적용하였다. 하지만자금문제로큰성과를보이진못했고, 이후 NACA Langley Research Center 의 Wheatley 가 Cyclogyro 의공력이론정립과풍동실험을수행하였다 [3]. 그는 NACA0012 익형을사용한스팬 8ft, 코드 0.312ft 의블레이드 4 개를사용하여풍동실험을실시하였지만실험치와이론과의큰차이를보였다. 이후헬리콥터와개발경쟁을하던사이클로이드블레이드시스템은헬리콥터의개발성공이후로그연구가일시중단되었다가 1998 년 Bosch Aerospace 에서 6 개의블레이드로구성된로터를이용하여실험한결과 600 RPM, 28 hp 에서약 138 lb. 의추력을발생시키는실험을수행하였다 [4]. 5

15 그림 1.5 Cycloidal flying machine (Kirsten, 1934) 그림 1.6 Six-bladed cycloidal rotor (Bosch Aerospace, 1998) 6

16 2000 년대에들어서는더욱활발한수치해석적, 실험적연구가미국, 싱가포르, 오스트리아, 한국등지에서진행되었다. University of Maryland 의 Benedict 는사이클로이드블레이드시스템을이용하는 MAVs (Micro-Air Vehicles) 를개발하여수직이착륙능력을시험하고, DPIV (Digital Particle Image Velocimetry) 기법의유동가시화를수행하였다 [5-7]. 또트윈로터를가지는 Cyclocopter 를개발하여자유비행에성공하였다 [8]. 오스트리아의 D-Dalus 는 120 마력의엔진과 70kg 의 payload 가가능한비행체개념을선보였으며 4 개의로터를가지는비행체를개발하여수직이착륙에성공하였다 [9]. 그림 1.7 Twin-rotor cyclocopter MAV in the University of Maryland 그림 1.8 D-Dalus propulsion system 7

17 서울대학교에서는 2000 년이후로사이클로이드블레이드시스템에대한다양한연구를진행하였고, 비행체로서의가능성을보여주는여러기체를개발하였다 [10-15]. 연구초기사이클로이드블레이드시스템의이론적인기초연구를시작으로싱글로터 (Single-Rotor) 의지상시험을수행하여추력시스템으로서의가능성을찾아낸이후로 2013 년현재까지블레이드스팬 1 m 이상의대형사이클로콥터 3 기와전동모터와리튬배터리를사용한소형사이클로콥터 5 기를개발하여지상실험및비행실험을실시하였다. 또한트윈로터 (Twin-Rotors), 쿼드로터 (Quad-Rotors), 기존헬리콥터에적용되는스와시플레이트 (Swash Plate) 받음각조절시스템, 타원형블레이드, 자세제어시스템등다양한형태의사이클로콥터에대한연구를수행하였다. 그결과 2012 년개발한 4 개의로터를가지는사이클로콥터 5 호기는현재까지개발된사이클로이드블레이드시스템을사용한비행체중가장안정적인공중정지비행및저속전후진비행에성공하였다 [16]. 그림 1.9 Elementary research and Ground rotor test at SNU 8

18 그림 st and 2 nd version of large scale Cyclocopter 그림 st and 2 nd version of small scale Cyclocopter 그림 1.12 Hovering test of 3 rd Cyclocopter in tethering condition 9

19 그림 1.13 Attitude test of 4 th Cyclocopter 그림 1.14 Low speed forward flight of 5 th Cyclocopter (SNU, 2012) 10

20 1.3 연구방향 최근까지의전세계사이클로콥터에대한연구는이처럼사이클로이드블레이드시스템자체에대한이해와그추력효율의향상에만집중되어왔다. 기존의사이클로콥터에대한연구는사이클로이드블레이드시스템의공력특성에대한이해가절대적으로부족하였기때문에이외의기체의구조설계, 로터허브, 축, control 기구부등의주요부품에작용하는하중에대한종합적인검토는비교적중요한연구주제가아니었다. 하지만최근들어소형사이클로콥터의안정적인공중정지비행에성공한이후전후진비행시의효율적인비행자세와로터의회전방식에따른공력특성에대한연구가이루어지고있다 [17-18]. 또한기존의공중정지비행시험뿐만이아니라여러가지기동의자유비행시험이실행되면서기존의사이클로콥터개발당시설계에반영하지못했던문제점들이드러나고있다. 예를들면바로회전하는로터의관성하중이비교적큰사이클로콥터의특징때문에발생하는 gyroscopic effect 이다. Gyroscopic effect 로인해 rolling 기동과 yawing 기동이서로결합되어나타나게된다. 그림 1.15 의그래프대형사이클로콥터 3 호기실험에서발생한이현상을보여준다. 이러한하중은비행체의동체에구조적인문제를야기시키거나비행체의거동에영향을주게된다. 이와같이사이클로콥터의장점인고기동성을확보하고, UAV(Unmanned aerial vehicle) 사이클로콥터뿐만이아니라미래의안전한 PAV(Personal air vehicle) 로서의가능성을확인하기위해서사이클로이드블레이드시스템에작용하는비행하중에대한연구는중요한연구분야라고할수있다. 11

21 그림 1.15 Coupling of rolling and yawing of Cyclocopter [27] 사이클로콥터의하중에대한연구가전무했던것은아니다. 사이클로이드블레이드시스템의연구초창기부터원심력에의한 Bending 하중에견디는블레이드의설계, 제작이사이클로콥터개발에있어가장기본적인사항이었던만큼사이클로콥터의운용하중중가장큰로터의관성하중에대해서는여러차례연구되었다. 또한블레이드를지지하는로터의주요구성품인로터허브암에대해서도다양한연구가이루어졌다고할수있다 [19]. 하지만이제까지의하중연구는사이클로콥터가공중정지비행시의하중에대한연구였고, 여러비행기동중에발생할수있는비행하중에대한연구는전무하다고할수있다. 이에따라본논문에서는사이클로이드블레이드시스템을장착하여추력을얻는비행체에서발생하는일반적인비행하중에대해고찰하려한다. 사이클로콥터가비행중사이클로이드블레이드시스템의주요구성품인블레이드, 로터허브, 로터축, 콘트롤링크, 동체에작용하는 12

22 하중에대해이론적인분석을수행해보려한다. 이를통해사이클로콥터의각부품에대한설계기준을마련하고, 설계된사이클로콥터의구조적안정성을해치지않는기동성능의범위를제시하는것이본논문의목표이다. 2 장에서는먼저일반적인항공기설계시적용되는비행하중분석에대한절차를알아보고일반적인사이클로콥터의주요구성품별로작용하는비행하중들에대해분석해본다. 3 장에서는서울대학교항공우주구조연구실에서개발한 4 개의로터를가지는소형사이클로콥터 5 호기에작용하는비행하중을 2 장에서도출한하중예측식을이용하여계산해본다. 또 yawing 기동시발생하는 gyroscopic moment 가기체에어느정도의영향을미치는지 DAIMOND/IPSAP 을이용하여구조해석을수행한다. 그림 1.16 은본논문에서수행한연구개요이다. 그림 1.16 Outline of cyclocopter flight loads analysis 13

23 2. 사이클로콥터의비행하중 비행하중에대한분석은항공기설계단계에있어제일먼저시행하는중요한설계단계로서이후의여러설계업무의기초가되는아주중요한엔지니어링분야이다. 먼저전통적인고정익항공기및헬리콥터의비행하중분석의방법론에대해살펴보고사이클로콥터의특징에맞는비행하중에대한정의를내려본다. 사이클로콥터의동역학적모델링을수행하여운동방정식을구하여보고각각의주요 component 에작용하는힘과모멘트에대한예측식을유도한다. 이를통해사이클로콥터의비행시발생하는하중해석에대한이론적기초를마련하는것을목표로하였다. 2.1 일반적인항공기의하중해석 하중해석의중요성항공기의설계기준을정하게되는개발초기부터개발의마지막단계인항공기의하중비행시험까지전개발기간에걸쳐하중해석의결과는항공기개발에있어중요한지표가된다. 이러한하중의분석은항공기의개발에있어전영역에관계가되는요소로서그림 2.1 과같이많은하중관련업무를동반하게됨은물론하중해석과구조해석을반복적으로수행하면서최적의구조설계점과구조적한계점을찾게된다. 이중에서도비행하중의선정및파악은항공기안전과관계되는매우가장중요한요소이며분석을통해산출한설계하중조건의극한하중을구조해석에적용하여설계에반영하게된다. 또한이러한하중에대한설계는각국에서규정하는항공기감항성인증 (airworthiness) 의중요한기준으로사용되기도 14

24 하며, 항공기의운용주기, 하중모니터링 (monitoring) 등항공기의전생 애에관여하게된다. 그림 2.1 Aircraft load main task [20] 15

25 항공기하중의분류기준은명확히규정된것은없지만일반적으로동적하중과정적하중, 공력하중과관성하중, 비행하중과지상하중, 강도해석용하중과수명해석용하중, 기타하중등으로분류할수있다 [21]. 동적하중은시간에대한구조물의반응을고려한하중으로무장투하하중, 착륙하중, 돌풍하중등이있고정적하중은시간에관계없이일정하게작용하는하중을말한다. 공력하중은양력과항력으로구분할수있으며관성하중은여러기동시발생하는가속도및각속도에의한힘을말한다. 일반적으로는항공기에작용하는공력하중, 추력, 관성하중이평형을이루는것으로생각한다. 비행하중은크게대칭기동과비대칭기동으로나누기도하지만보통 pitch 기동, roll 기동, yaw 기동으로분류하기도한다. 하중분석에서가장중요한 parameter 는하중배수 (load factor) 이다. 하중배수 n 은관성력과항공기중량의비또는수직축방향의선형가속도를뜻하며무차원계수이지만통상 G 라는단위를붙여서표현한다. 또한항공기의최대하중이발생되는순간을찾는고전적인방법으로항공기의비행속도와비행가능한하중배수와의관계를그린그림인 V-n diagram 을이용하기도한다. 그림 2.2 A typical V-n diagram (maneuvering envelope) [22] 16

26 2.1.2 일반적인항공기의하중해석절차현재국내에서적용되고있는상용고정익항공기의일반적인비행하중해석절차는그림 2.3 과같다. 일반적으로항공기개발은항공기의임무에따른적용해야할설계규정, 설계기준에대한정의에서시작한다. 이와함께세분화된임무분석을통해 MTE(mission task elements) 와비행기동 (manoeuver sample) 을선정하게된다. 이를통해항공기하중해석기동조건 (Load case) 을선정하게되며각각의기동조건마다비행속도, 고도, 무게등의환경조건까지고려하게되면보통상용항공기의경우수만가지의하중조건을생성하게된다. 이어서비행하중에있어가장핵심적이라고할수있는공력하중과관성하중을해석하게된다. 공력하중은크게양력과항력에대해해석하게되고이를위해풍동실험을수행하거나공력모델링을통해전산유체해석 (CFD) 과패널법을이용하여압력계수를산출하여계산하게된다. 일반적으로계산해야될데이터의양이방대하기때문에공력데이터베이스 (DB) 를구축하여활용하기도한다. 관성하중또한계산해야될정보의양이방대하기때문에각구성품 ( 날개, 동체, 엔진등 ) 들의중량정보 ( 무게, 무게중심, 회전관성등 ) 를수집하여전기체중량분포데이터베이스 (DB) 를만들게된다. 이렇게만들어진각패널및질점의하중정보를전체기체에대해적분하게되고통상적으로계산의양이많기때문에 ARGON, NLDS(Non- Linear Flight Loads Program) 등각개발처에서만든해석프로그램을이용하게된다. 하중해석프로그램을통해구한결과값모두에대해구조해석을수행할수없기때문에구성품의최대 / 최소값과하중간의상호작용효과를고려하여중요한하중값을선정하게된다. 이렇게선정된하중값 17

27 은제한하중 (limit load) 라고부르고이제한하중에 1.5( 무인기의경우 1.25) 를곱한것을극한하중 (ultimate load) 이라부르며구조해석시에는이극한하중을사용하게된다. 구조해석을통해기체의구조적안정성을평가하게되고하중보정시험과하중비행시험을수행하여최종적으로항공기의구조적안정성을입증하게된다. 그림 2.3 Flight Load Analysis procedure [21] 18

28 2.1.3 헬리콥터의비행하중앞에서살펴본일반적인비행하중에대한많은개념이대부분고정익항공기에적용이되는개념이며헬리콥터의비행하중에대한연구는그방향이조금다르다고할수있다. 고정익항공기는그빠른비행속도로인해날개와동체에발생하는공력하중이대부분을차지하지만헬리콥터의경우에는전진비행속도가상대적으로크지않고대부분의공력하중과관성하중은회전하는로터블레이드및이를지탱하는허브구조에집중되어있다. 그림 2.4 에서보는바와같이로터에서발생하는추력외에빠른속도로회전하는로터에의해발생하는반토크, 블레이드가받는원심력, 각각의블레이드에서발생하는 flapping 과 Lead-lag 현상및전진비행시로터의 advancing side 와 retreating side 에의해발생하는양력의불균형등추가로고려해주어야하는하중이존재한다. 또한헬리콥터의특성상제자리비행이나옆방향으로의비행이가능하기때문에그림 2.5 와같이일반적인 V-n diagram 과는다른비행가능영역을나타낸다. 미국의군용헬리콥터의경우최대 3.5G 의하중배수를견디도록규정하고있지만실제대부분의헬리콥터설계시고려하는하중배수는 2G 이하이다. 이와같은헬리콥터의비행하중해석개념은사이클로콥터의하중분석에상당부분비슷하게적용이가능하다. 사이클로콥터또한회전하는블레이드에의해추력을발생하며고정익항공기에비해관성하중과공력하중이로터에집중되어있고, 2 개의로터를사용하는사이클로콥터의경우로터의회전에따른토크상쇄를위한꼬리로터가존재하여야한다. 또한블레이드의 flapping 및허브암의 lead-lag 현상등의공탄성문제도비슷한양상을보이는것으로충분히예상할수있다. 하지만헬리콥터와같 19

29 은좌, 우양력의불균형은사이클로콥터에서는발생하지않는등차이점 또한존재한다. 이를바탕으로사이클로콥터의비행하중에대한연구를 진행하였다. 그림 2.4 Force and moment acting on helicopter[23] 그림 2.5 Flight envelope and sideslip angle of helicopter[24] 20

30 2.2 사이클로콥터하중모델 본논문에서는특정사이클로콥터기체가아닌일반적인사이클로이드블레이드시스템을가지는비행체의비행하중에대해다루었다. 사이클로이드블레이드시스템을구현하기위해서는그림 2.6 과같이다수의블레이드, 주기적인받음각을만들어주는 control 기구부, 블레이드를회전축에평행하게고정해주는로터허브암및기타구동계부품을반드시필요로한다. 각각의주요부품에는관성력과공력이작용하며, 비행조건에따라하중의방향, 크기, 양상이다르게작용하게된다. 사이클로콥터의주요부품에작용하는비행하중을정리하면표 2.1 과같다. 그영향력이크지않은동체의항력이나서보모터, 기어및구동부의하중은생략하였다. 그림 2.6 Main components of cycloidal blade system 21

31 표 2.1 List of cyclocopter flight loads ROTOR SYSTEM 부품목록하중구분하중기호 Blade Hub arm 관성로터회전에따른원심력 cen _ B 공력양력 ( 주기적 ) F lift_ B 공력항력 ( 주기적 ) F drag_ B 관성 Gyroscopic effect F gyro_ B 관성비행기동에따른관성하중 F iner_ B 내부허브암의하중 F H_ B 내부콘트롤링크의하중 F c_ B 관성로터회전에따른원심력 F cen _H 관성 Gyroscopic effect F gyro_h 관성비행기동에따른관성하중 F iner_h 내부블레이드의반력 ( 주기적 ) F B_H 내부로터축반력 F S_H 공력회전에따른공기저항 F drag_h Control Rod 관성 + 공력블레이드와콘트롤서보의반력 Shaft Tail Rotor Fuselage F F link 내부메인로터회전에의한반토크 torq_s 관성 Gyroscopic effect F gyro_s 관성비행기동에따른관성하중 F iner_s 내부동체의반력 F F_S 내부허브암의반력 F H_S 공력꼬리로터에서발생되는추력 F thrust_t 내부꼬리로터회전에의한반토크 F torq_t 내부동체의반력 F F_T 관성 Gyroscopic effect F gyro_t 관성비행기동에따른관성하중 F iner_t 내부메인로터축의반력 F S_F 내부꼬리로터축의반력 F T_F 내부모터회전에의한반토크 F motor_f F 22

32 내부메인로터회전에의한반토크 F rotor_f 내부꼬리로터회전에의한반토크 F tail_f 관성비행기동에따른관성하중 F iner_t 관성 Gyroscopic effect F gyro_f 사이클로콥터에작용하는하중은비행체의기동에따라관성좌표축 ( 지 구좌표축 ) 을기준으로나타나는운동에따른하중과각부품별로기체 고정축을기준으로나타나는운동에대한하중으로나누어볼수있다. 즉각부품에작용하는전체하중은사이클로콥터기동에의해사이클로 콥터의무게중심에작용하는하중과각부품별로그기능에따라나타나 는하중의합으로정의할수있다. 각부품의기능특성상나타나는하중 은 2.3 장에서각각살펴보기로한다. 비행하중중에서가장중요한하중종류는공력하중과관성하중이라할 수있다. 공력하중은주로정상상태유동의압력과속도를모델링한이론 식을통하여계산해낼수있지만사이클로이드블레이드시스템의공기 유동은비교적복잡하여이론적유동모델을통해서는신뢰할만한예측값 을구하기가어려운실정이다. 따라서본논문에서는전산유체역학 (CFD) 해석을통해구한공력하중값을사용하였다. 관성하중은기체의기동이나주요부품들의운동에서발생하는하중이다. 사이클로콥터의비행기동에따라나타나는하중을알아보기위해먼저 사이클로콥터를하나의강체 (rigid body) 로가정하여운동방정식을유도한 다. 하중분석에사용되는가장기본적인원리는뉴턴 (Newton) 의제 2 법 칙과동역학적운동에정역학적평형원리를적용한달랑베르 (D alembert) 원리로서움직이는시스템에있어관성력의크기는외부력과동일하다는 원리이다. ma = F (2.1) 23

33 이를바탕으로항공기의유도된 6 자유도운동방정식을사이클로콥터에 적용하고자그림 2.7 과같이기체고정좌표축을설정하였다. uvw,, 는각각기체의 x 방향, y 방향, z 방향의속도를, pqr,, 은각각 기체가 x 방향, y 방향, z 방향으로회전하는각속도를, Ixx, Iyy, Izz 는각각 기체의회전관성 (moment of inertia) 을, m 은사이클로콥터기체전체질량을 나타낸다. 이밖의 6 자유도운동방정식에사용되는사이클로콥터의상태 변수는표 2.2 와같이정하였다. 한편사이클로콥터도일반항공기와마 찬가지로 xz 평면을기준으로좌우대칭이기때문에관성곱중 y 가포함 된관성곱항은모두 0 이된다. 즉 I = I = I = I = 0 이다. 여기에중 xy yx yz zy 력의영향까지포함하여유도하면아래와같은 6 자유도운동방정식을얻 을수있다 [23]. 이 6 자유도운동방정식은사이클로콥터기체에고정된 임의의점 pxyz (,, ) 의운동을나타내는식으로하중조건중기동에따 른관성하중을나타내는데사용된다. 중력은병진힘 X, Y, Z 에포함된다. (2.2) 2 2 m{u rv+ qw x(q + r ) + y(pq r) + z(pr+ q)} = X m = Y (2.3) 2 2 {v pw ru y(p r ) z(qr p) x(pq r)} (2.4) 2 2 m{w qu + pv z(p + r ) + x(pr q) + y(qr+ p)} = Z I p + ( I I ) qr I ( r + pq) = L (2.5) xx zz yy xz I q + I I pr I = M (2.6) 2 2 yy ( xx zz ) xz (r p ) I r + ( I I )p q I ( p + qr) = N (2.7) zz yy xx xz 24

34 그림 2.7 Body fixed axis of cyclocopter 표 2.2 Variable of Cyclocopter equation of motion 항공기의변수 x축 y축 z축 기체위임의의점위치 (position) x y z 기체자세 (attitude) 오일러각 φ θ ψ 병진속도 (translating rate) u v w 회전속도 (rotating rate) p q r 병진힘 (translating force) X Y Z 회전모멘트 (rotating moment) L M N 25

35 2.3 주요부품의하중해석 앞에서정의한비행하중의종류를바탕으로사이클로콥터의비행하중해석을위해각각의중요부품에작용하는힘과모멘트를정리하고이에영향을미치는각설계치및하중조건을알아보았다. 일반적인비행하중해석의절차상해석을수행할비행하중조건을먼저선정하고계산된비행하중값을기체의중량분포데이터에따라하중분포를수행하지만사이클로콥터의특성상각주요부품별로작용하는하중의종류및크기가매우다르기때문에본연구에서는각주요부품별로발생되는하중을분석하였다. 또한각부품별하중에대해기술하였기때문에각부품상호간작용하는내부하중도각부품별로중복기술하였다. 본연구에서는사이클로콥터는기동전시간에걸쳐질량의변화가없다고가정하였다. 본논문에서해석한주요부품의비행하중은각부품의무게중심에작용하는힘을나타낸것으로실제더구체적인하중분석을위해서는이렇게구한하중을부품의중량분포데이터를이용해부품전체에분포시켜야한다. 하지만본연구의주제인사이클로콥터의주요부품은일반적인항공기에비해그중량분포가고르지않고이에대한구조적영향이상대적으로작기때문에하중분포과정은생략하도록한다. 본장에서기술한모든하중을나타내는 F 기호는해당부품에작용하는하중벡터를의미하여병진힘과회전모멘트를포함하는것으로기술하였다 블레이드에작용하는하중블레이드는로터와함께사이클로콥터에서가장큰하중을받는부품이라할수있다. 블레이드는사이클로콥터의추력을발생시키는가장중요 26

36 한부품이며추력에해당하는공력하중과로터의회전에따른원심력이라는가장큰주요하중이모두작용하기때문에구조적으로도가장취약한부품이라고할수있다. 따라서블레이드에작용하는하중에대한정확한분석은사이클로콥터설계및운용에매우중요한부분이라하겠다. 블레이드에작용하는하중은원심력, 양력, 항력이있으며기체가가속 / 감속운동시발생하는관성력과회전기동에따라발생하는 gyroscopic moment, 그리고허브, 콘트롤링크에의해발생되는내부반력이있다. F = F + F + F + F + F + F + F (2.8) Blade cen _ B lift _ B drag _ B gyro _ B iner_ B H_B c _ B 원심력은로터의회전속도와회전반경, 블레이드의무게에관계된다. F _ f(, m, R) mr 2 cen B = Ω b = b Ω (2.9) 여기서 Ω 는메인로터의회전속도이며 R 은로터의회전반경이다. Gyroscopic moment 는 1 차회전속도, 2 차회전속도그리고회전관성에관계된다. 사이클로콥터의비행에서 1 차회전속도는로터의회전속도이며 2 차회전속도는기동각속도이다. Fgyro_ B = f( Ω,p,q,r,I bp ) = ω HB (2.10) 여기서 H B 는블레이드의각운동량을, ω 는기체의회전운동을나타 낸다. 사이클로콥터의가속및감속기동에따라블레이드가받는관성하 중 F 은앞서논의한 6 자유도운동방정식 ( ) 을이용하여힘과 iner _ B 모멘트하중을구할수있다. 블레이드에작용하는양력과항력의하중값은아래와같은변수에의해결정이된다. F = F + F = f(u,v,w,c,c,c Ω,R, r, S, a, ϕ) (2.11) aero_ B drag_ B lift_ B L D p max 27

37 여기서 ρ 는공기밀도, S 는 reference area, a max 는블레이드의최대받 음각, ϕ 는블레이드의위상각이다. 블레이드의위상각에따른받음각의 기하학적인변화관계는서울대학교에서수행한기존의연구결과에제시 되어있다 [17]. 하지만현재까지사이클로이드블레이드시스템에대한연 구결과에의하면위와같이변수들을포함한유동방정식의유도는매우 복잡하고정확한하중값을예측하기가쉽지않다. 따라서블레이드에작 용하는공력하중을예측하기위해전산유동해석을이용하기도한다. 블레이드에작용하는콘트롤링크에의한조종력은블레이드의피봇점 을중심으로하는운동방정식을통해구할수있다. 이는 장에서자 세히다루었다. 허브암과블레이드가체결되어발생하는반력은아래와같이로터회 전반경방향으로의힘평형식에서구할수있다. F + F + F + F = (2.12) H _ B cen _ B aero_ B radial c _ B 0 이와같이분석한블레이드의하중은블레이드의무게중심에작용하는하중들이다. 블레이드는실제강체가아니기때문에이렇게구한하중을이용하여블레이드설계및구조해석에사용하기위해서는블레이드의중량분포에따라하중분포를수행하고로터의구조에따라블레이드에작용하는반력을계산하여반영하여야한다. 블레이드에작용하는비행하중을그림 2.8 에나타내었다. 그림 2.8 에표시된하중의화살표방향은실제하중의방향을나타내는것은아니다. 실제비행하중은 x,y,z 방향의힘과모멘트가복합적으로작용한다고할수있다. 28

38 그림 2.8 Loads on each cycloidal blade 29

39 2.3.2 허브암에작용하는하중허브암은회전하는블레이드를지지하는기능을하는부품으로로터의구조적강건성에가장많은영향을주는부품이다. 로터의회전에따른원심력에의해허브암은인장응력이발생하며블레이드에작용하는주기적인공력의변화에의해많은진동에노출되기도한다. 따라서이전부터사이클로콥터의허브암의최적설계는항상사이클로콥터개발에있어매우중요한과제였고많은연구가진행되어왔다 [19,25]. 허브암에작용하는하중은블레이드를지탱하는반력, 축에서전달되는로터의회전구동력이주요하중이고, 비행기동시작용하는관성력, 자체질량에의한원심력, 허브구조자체의항력, 비행중작용하는동체의무게가있다. F = F + F + F + F + F + F + F (2.13) Hub cen _ H gyro_ H iner_ H torq_ H B_ H S_ H drag _ H 허브암자체에작용하는원심력은허브구조물의형태가비교적단순한형태인경우아래와같이적분식을통해계산할수도있지만공기역학적인문제나구조적인문제로비교적복잡한형태의일체형스포크형태로설계되는것이일반적이기때문에상용해석프로그램을이용하여구해야한다. R cen _ H = ( Ω,R,m H ) = H Ω = H Ω 2 0 F f dm l m R (2.14) 여기서 m H 는분리형허브의경우암하나의질량을, l 은미소질량 dm 의회전반경을나타낸다. H Gyroscopic moment 는블레이드에경우와같은방법으로구할수있다. 30

40 Fgyro_H = f( Ω,r,p,q,I H) = ω HH (2.15) 여기서 H H 는허브암의각운동량을나타낸다. 사이클로콥터의가속 및감속기동에따라허브암이받는관성하중 F iner _H 은앞서논의한 6 자유도운동방정식 ( ) 을이용하여마찬가지로구할수있다. 허브암에작용하는가장주요한하중은바로블레이드에서작용하는 하중 F B_H 이다. 주로블레이드에작용하는원심력과비슷한크기를가지 며분리형허브암의경우블레이드에작용하는반력과크기는동일하고 방향은반대의힘이고, 일체형허브의경우허브각각의스포크마다작 용하게된다. F =F (each blade and spoke) (2.16) B_H H_B 축에의해전달되는로터의구동토크도허브에작용하는주요한하중이라할수있다. 사이클로콥터의메인로터에필요한동력이각로터의허브를통해전달된다고할수있다. 2 개의로터를사용하는사이클로콥터의경우는꼬리로터에필요한동력을제한나머지동력이메인로터의허브에토크로작용하게된다. 사이클로콥터의로터자체에서만사용되는동력값의예측은 CFD 해석을이용하거나기체의구동부설계에따라차이가있겠지만모터나엔진에사용되는전체동력을실험에서측정하여 기어나벨트등의동력효율을계산하는방법이있다. PR F torq_h = f(p R, Ω )= Ω (2.17) P R 은로터 1 개에서소요되는구동동력값이다. 31

41 허브암도회전하는구조물이기때문에필연적으로공기저항에의한하중이발생한다. 하지만사이클로이드로터를통과한후류에의해매우복잡한유동특성을보이기때문에이공력하중역시정확히예측하기가쉽지않다. 전산유체역학을통해근사값을예측하거나실험을통해그항력값을예측하는방법뿐이다. 따라서예측불가능한하중을최대한줄이기위해유선형태로설계하거나최대한작은저항면적을갖도록설계해야한다. 그림 2.9 는허브암에작용하는하중의종류를나타낸다. 그림 2.9 Loads on cyclocopter hub arm 32

42 2.3.3 콘트롤링크에작용하는하중사이클로이드블레이드시스템은회전하는블레이드의주기적인받음각변화를통해추력을발생시킨다. 이받음각의주기적인변화를만들기위해편심된중심에연결된콘트롤링크를각각의블레이드에장착하게된다. 블레이드의피봇점을중심나타나는주기적인받음각의변화운동은블레이드의공력하중과원심력그리고콘트롤링크에의해작용하는모멘트가합해져만들어진다. 보통의경우사이클로콥터블레이드에작용하는원심력이블레이드의공력하중보다더크게설계하여콘트롤링크에는주로인장력이작용하게한다. 콘트롤하중에는블레이드의공력하중과블레이드의원심력, 콘트롤링크의원심력이작용하며이는블레이드의위상각, 최대받음각, 로터회전반경에의해결정이된다. 블레이드에작용하는콘트롤하중과콘트롤링크에작용하는인장력은동일하며콘트롤하중을구하는자세한방법은기존의연구결과에제시되어있다 [10,26]. F = f( ϕ,r, a,f,f,f ) (2.18) link max aero _ B cen _ B cen _ r F l = M = I a M M (2.19) link link link Bp p aero _ B cen _ B a = a sin( ϕ) max (2.20) ϕ = Ω t (2.21) dsin( ϕ) dsin( ϕ) dϕ a = amax = amax = Ωamax cos( ϕ) (2.22) dt dϕ dt d cos( ϕ) (2.23) dt 2 a = Ω amax = Ω amax sin( ϕ) 여기서 I Bp 는블레이드의피봇점을중심으로한회전관성을말하며, 33

43 α 는주기적으로변하는블레이드의받음각이다. 이렇게구한콘트롤링크하중은블레이드 1 개에부과되는하중으로사이클로콥터보통 2 개이상의블레이드가하나의로터에장착되므로각각콘트롤하중의합력이바로콘트롤중심에작용하는하중이된다. 이콘트롤중심에작용하는하중값은사이클로콥터의최대받음각서보의선정에참고하여야한다. 콘트롤링크의자체질량이크지않고콘트롤링크의하중은주로인장력이작용하기때문에사이클로콥터의비행기동에따라발생하는관성력과 gyroscopic 하중은일반적으로무시한다. 그림 2.10 Loads on control link 34

44 2.3.4 로터축에작용하는하중로터축은사이클로이드로터의기본적인부품으로서구동부의동력을받아허브로전달하는역할과함께보통의경우동체에외팔보형식으로연결되어비행중동체의하중을지탱하는역할도겸하고있다. 축에작용하는하중은로터회전구동력에의한토크, 사이클로콥터의회전기동및가감속기동에의한관성력, 로터의추력과동체의무게에의한하중이작용한다. F = F + F + F + F + F (2.24) S torq_s gyro_s iner_s F_S H_S 축에작용하는토크모멘트는로터축의가장주요한하중으로서로터의회전속도, 회전가속도, 구동부에서전달되는동력의크기, 로터의회전관성등에의해결정된다. PR F torq_s = F torq_h = f(p R, Ω )= (2.25) Ω 사이클로콥터로터의토크모멘트를구하는이론식이기존연구 [10] 에제시되어있지만로터에작용하는공력하중의정확한값을예측하기가쉽지않기때문에전산유체해석을통해공력하중에따른동력값을도출해내거나실험을수행하여소요되는구동력을산출하는것이더효율적인방법이다. 최근의사이클로콥터로터의전산유체해석은실험치에준하는공력하중과소요동력의예측이가능하도록연구되고있다 [17]. 로터축에도역시사이클로콥터의비행기동에의해 gyroscopic moment 와관성하중이작용한다. F 는아래와같은방식으로계산할수있 gyro _ S 으며 F 는 ( ) 식의 6 자유도방정식으로구할수있다. iner_ S 35

45 Fgyro_H = f( Ω,r,p,q,I S) = ω HS (2.26) 현재까지연구된대부분의사이클로콥터의형태가중앙동체에좌 / 우에로터가배치됨에따라비행중로터축은회전과동시에필연적으로외팔보형식으로동체를지지하게되며이에따라로터의양끝단에추력에의한하중과동체무게 ( 중력과관성력 ) 에의한하중이작용하게된다. 이러한하중은추후로터설계시정적구조안정성은물론회전하는외팔보축의 whirling speed 계산에도이용되게된다 [26]. T F = F = m (2.27) H _ S S_ H R NR F F_ S m F = FS_F = (2.28) NR 여기서 T 는사이클로콥터의전체추력을, N R 은사이클로콥터기체 당로터의개수를, m, m 는각각로터와동체의질량을의미한다. 단순 R F 히블레이드에작용하는양력의합과로터의전체에서발생되는추력은 같지않다는것이그동안의실험적연구로증명되었으니혼동하지않아 야한다. 36

46 그림 2.11 Loads on rotor shaft 37

47 2.3.5 꼬리로터에작용하는하중헬리콥터와마찬가지로사이클로이드로터를앞 / 뒤로배치하지않는다면로터의토크상쇄및 pitch 자세제어를위해꼬리로터가필요하다. 꼬리로터에작용하는하중으로는꼬리로터의추력, 꼬리로터의구동력에의한토크모멘트, 비행기동에의한 gyroscopic moment 와관성력이작용한다. F = F + F + F + F + F (2.29) T F_T torq_t thrust_t iner_t gyro_t 꼬리로터에작용하는토크모멘트는꼬리로터의동력과회전수로구할수있다. PT F torq_t = f(p T, ΩT )= Ω T (2.30) 꼬리의추력하중은사이클로콥터의무게중심의위치와메인로터의토크를통해구할수있다. 이론적으로는꼬리로터없이무게중심의위치를조정하여메인로터에서발생하는토크를상쇄할수있지만기체의안정성과 pitch 자세제어를위해꼬리로터를이용하는것이일반적이다. 따라서꼬리로터의추력도기체의무게중심에의한반토크를고려하여계산하게된다. F (F,m,G,l ) torq _S x a thrust _ T = f torq _ S a x T = (2.31) lt F Gmg 여기서 G x 는메인로터회전중심에서무게중심까지의거리, l 는메 T 인로터회전중심에서꼬리로터까지의거리, ma 는기체의총질량이다. 또한꼬리로터의추력이비행기동에사용되지않고모두로터의반토크 38

48 로만사용된다고가정하였을때동체에의해발생하는반력 F F_ T 은 0 이 라할수있다. 꼬리로터역시다른부품과마찬가지로비행기동에의한 gyroscopic moment 와관성력이하중으로작용한다. 관성력은 ( ) 의 6 자유도식에의해구할수있고 gyroscopic moment 는아래와같이계산할수있다. Fgyro_T = f( Ω T,p,q,r,I T) = ω HT (2.32) 그림 2.12 Loads on tail rotor 39

49 2.3.6 동체에작용하는하중항공기의동체는가벼우면서도날개, 엔진, 각종전자장비및페이로드 (payload) 를안정적으로지탱하여야하는구조물이다. 이는사이클로콥터에서도마찬가지이며특히사이클로이드로터의회전에필요한구동력과이에따른진동에도견뎌야하는부품이바로동체이다. 동체의무게중심에작용하는하중은메인로터와꼬리로터의지지부에작용하는추력, 동체에장착된모터나엔진등의구동부지지에따른반토크, 메인로터와꼬리로터의회전에따른반토크및비행기동에따라발생하는관성력과회전하는부품에의해발생하는 gyroscopic moment 가있다. F = F + F + F + F + F + F + F + F + F F S_F T_F motor_f rotor_f tail_f iner_f gyro_m gyro_r gyro_t (2.33) 메인로터와꼬리로터에서전달되는반력은로터축을통해동체로전달되게되며보통은동체의베어링하우징 (bearing housing) 에하중으로작용하게된다. 메인로터와꼬리로터에의한하중은다음과같다. F S_F = F (2.34) H_S F T_F = F (2.35) F_T 메인로터와꼬리로터의추력뿐만이아니라로터의회전에따른반토크또한동체에작용하는하중이다. 또다른회전하는부품인모터나엔진의지지부에도역시반토크하중이작용하게된다. 앞 / 뒤로로터를배치한사이클로콥터의경우전체적인로터의반토크는상쇄되지만동체에는이러한반토크가굽힘모멘트로작용하기도하기때문에동체설계에 40

50 유의하여야한다. F PM _ = f(p, Ω ) = (2.36) Ω motor F M M PR Frotor_ F = Ftorq _S = f(p R, Ω ) = (2.37) Ω M PT Ftail_ = F _ = f(p, Ω ) = (2.38) Ω F torq T T T 사이클로콥터의비행기동에의해동체의무게중심에도관성력이작용한다. 역시 ( ) 의 6 자유도방정식에의해계산할수있다. 사이클로콥터동체자체는비행기동외에는회전하지않기때문에추가적인 gyroscopic moment 가발생하지않지만메인로터와꼬리로터및모터나엔진등의구동부품에서는 gyroscopic moment 가발생하기때문에동체의구동부품의지지부위에는이하중을반드시고려해주어야한다. Fgyro_m = f( Ω M,p,q,r,I M) = ω HM (2.39) T Fgyro_r = f( Ω,p,q,r,I ) = ω H (2.40) R R Fgyro_t = f( Ω T,p,q,r,I T) = ω HT (2.41) 41

51 그림 2.13 Loads on fuselage of cyclocopter 42

52 2.4 하중분석종합데이터시트 위에서알아본각부품별하중예측식을이용하여각사이클로콥터설계변수와하중조건에따른하중값을쉽게예측할수있는데이터시트를구축하였다. 사이클로콥터의전기체및로터의여러설계변수를입력하고비행조건을입력하면그림 2.15 와같이주요부품별로작용하는하중값이계산되어보여진다. 단, 비행조건별로각각전산유체해석을수행하여야하는공력하중의경우는각조건마다따로도출하여입력해주어야한다. 이러한단점은차후연구를통해사이클로콥터의공력하중데이터베이스를구축하여해결될수있다고생각된다. 본연구에서구축된이하중분석종합데이터시트는향후새로운사이클로콥터기체의개념설계및개발에큰도움을줄것으로판단된다. 그림 2.14 Cyclocopter loads data table design parameter 43

53 그림 2.15 Cyclocopter loads data table Flight loads 44

54 3. 소형사이클로콥터 5 호기의비행하중해석 앞에서살펴본일반적인사이클로콥터의하중에대한분석을최근에서울대학교항공우주구조연구실에서개발한소형사이클로콥터 5 호기에적용시켜비행하중을해석해보고유한요소구조해석프로그램을이용하여이러한하중에의해발생가능한구조적영향을알아보았다. 3.1 소형쿼드로터사이클로콥터 5 호기 소형사이클로콥터 5 호기는 2000 년도부터사이클로콥터를연구해온서울대학교항공우주구조연구실에서개발한기체로 2012 년안정적인공중정지비행및저속비행기동에성공한비행체이다 [16]. 사이클로콥터 5 호기는총기체무게 13kg 급의기체로서 4 개의사이클로이드로터를좌 / 우, 앞 / 뒤로장착하고있다. 표 3.1 은소형사이클로콥터 5 호기의제원이다. 2 개의로터를양옆으로장착한다른기체와달리소형사이클로콥터 5 호기는서로반대방향으로회전하는로터를앞뒤로가지고있기때문에그림 3.2 와같이 yawing 이나 Rolling 기동시앞, 뒤로터에서로반대방향의모멘트 (Moment) 가작용하면서기체가뒤틀리는변형을가져오게되고동체에는정지비행시에는작용하지않았던응력이발생하게된다. 이와같은응력은기체의구조적인영향을주어안전한비행을위한사이클로콥터의기동성에제한을줄수있는요인으로작용한다. 특히사이클로이드블레이드시스템의장점중하나인회전축을기준으로 360 도전방향으로의추력발생이가능하다는점과기존의고정익및회전익항공기에비해순간적으로추력의방향변경이가능하다는점의실현을위해기체의구조적안정성에대한다각적인해석이필요하다. 45

55 그림 th Cyclocopter developed in SNU, 2012 Parameter Number of rotors 표 th Cyclocopter Specification Number of blades per a rotor Airfoil Rotor radius Blade span length Blade chord length (at center position of a blade) Max. pitch angle Rotational speed Thrust Weight of vehicle Value 4 EA 4 EA NACA m 0.5 m m 25 deg RPM 16 kgf 12.8 kgf 46

56 그림 3.2 Deformation of front/rear rotor shaft on yawing maneuver 3.2 블레이드에작용하는공력하중 2.2 장에서밝힌바와같이소형사이클로콥터 5 호기에작용하는공력하중을알아보기위해전산유동해석을수행하였다. 해석모델에사용된사이클로이드로터의설계변수는표 3.2 와같다. 사이클로이드로터의 solidity σ 는블레이드가회전하는로터의원통면적대비 4 개블레이드의전체면적으로정의하였다. ncl σ = (3.1) 2π Rl 사이클로이드로터의 CFD 해석을위한 Mesh 는그림 3.3 과같이 Outer, Hub, Blade 의 3 개도메인으로구성하였고총 개의요소로모델링하였다. 블레이드 Pitch 각의주기적인변화와로터의회전을위해 Sliding Mesh 를사용하였다. CFD 해석에는상용소프트웨어인 ANSYS Fluent 를사용하였고 K-εturbulence 모델을적용하였다. 3D 형상의타원형블레이드는 2D 해석용모델에서구현이불가능하여블레이드코드길이는동일한 47

57 익면적에해당하는값으로선정하였다. 사이클로이드로터에서발생하는공력하중은앞에서설명한바와같이양력과항력이있지만 CFD 해석모델상두가지힘의합력이수평방향과수직방향의결과값으로도출된다. 그림 3.4 는사이클로콥터의전진수평비행시사이클로콥터로터주위의유동장을나타내며그림 3.5 는하나의블레이드가 1 회전하면서나타내는수평 / 수직방향의하중을나타낸다. 필연적으로사이클로이드블레이드시스템의특성상블레이드의위상각에따라주기적인힘의변화가발생하는것을알수있다. 표 3.2 CFD Analysis model S/W Patran/ Gambit/ Fluen Mesh type 2-D Sliding Mesh Zone Outer, Hub, Blade Elements EA Turbulence model K-ε model Rotating speed (RPM) 1100 RPM Rotor radius (R) 0.27 m No blade of 1 rotor (n) 4 EA Airfoil NACA0018 Blade span length (l) 0.5m Blade chord length (c) 0.08m Maximum angle of attack 20 deg Solidity (σ)

58 그림 3.3 Cycloidal Rotor CFD Mesh Model 그림 3.4 Flow field of cyclocopter forward level flight 49

59 그림 3.5 Aerodynamic loads on 1 blade of cyclocopter forward flight 50

60 3.3 사이클로콥터 5 호기의비행하중 사이클로콥터가아직실용화되진않았지만미래의운송수단으로서연구되고있으므로본연구에서는 PAV 의주요기능인수직이착륙과 UAV 의높은기동성을사이클로콥터의주요임무로가정하였다. 이러한주요임무를바탕으로사이클로콥터의비행하중해석의조건을선정하면연구의목적에잘부합된다고판단된다. 사이클로콥터의비행하중에영향을미치는주요한하중조건은기동조건과환경조건에따라결정된다. 표 3.3 와같이사이클로콥터의기동조건으로는공중정지비행, 전 / 후진, 상승 / 하강및회전기동등이있고환경조건으로는병진비행속도별, 비행고도별, 비행체무게등이있다. 이러한기동조건과환경조건을조합하게되면무수히많은하중조건이존재하지만본연구에서는이중가장일반적이고주요한 5 가지하중조건에대해해석해보았다. 본연구에서해석한 5 가지하중조건을표 3.4 에나타내었다. 표 3.3 Loads cases of cyclocopter 비행기동조건공중정지기동 (Hovering) 상승 / 하강 (climb flight) 기동전진 / 후진 (level flight) 기동 Sideward flight 기동 Pitching 기동 Rolling 기동 Yawing 기동 비행환경조건병진속도병진가속도회전각속도회전각가속도비행고도무게대기온도 51

61 표 3.4 Flight load cases of 5 th cyclocopter No 기동종류속도 / 가속도기체자세 Phase 각도 최대 받음각 로터 회전속도 기체 무게 1 공중정지비행정지상태수평자세 전진수평비행 전진비 0.2 등속도 수평자세 전진가속비행 5G 등가속도 θ = RPM 12.8kg 4 제자리 Yawing 기동 90 /2s 등각속도 수평자세 공중정지비행시발생하는비행하중사이클로콥터의가장기본적인비행하중조건은바로공중정지비행이라고할수있다. 또한추가적인비행기동이없는상태에서가장하중을많이받는부품은바로블레이드로 장에서도출한식에따라공중정지비행시소형사이클로콥터 5 호기의블레이드가받는하중을계산하였다. 사이클로이드로터의특성상블레이드의회전위상각에따라하중이다르게작용하므로 1 회전시의블레이드하중에대해계산하였다. 식 (2.8) 에서양력하중과항력하중의합력을 F aero 로표기하고로터의 회전이외에추가적인회전운동이없기때문에 gyroscopic moment 에의한 하중과정지상태에따른관성하중도없다고하면아래와같다. F = F + F + F + F (3.2) Blade hover cen _ B aero_ B H_B c _ B 블레이드의무게중심에작용하는원심하중은아래와같다. 사이클로콥 터 5 호기의블레이드의개당질량은 100g, 로터회전반경은 0.27m, 로터 52

62 의회전속도는 1100rpm 이다. F = mrω = = N (3.3) 2 cen _ B b 358 (358 ) 공력하중은위상각에따라변하게되며그림 3.6 에나타내었다. 그림 3.6 와같이가장높은하중은위상각 180 근처에서항력으로수평방향약 60(N) 이작용하지만약 310 부근에서도수직, 수평방향에동시에비교적큰하중이작용하므로주의해야한다. F ( ϕ ) ( Ni ) ˆ (35.76 N) kˆ = = + (3.4) aero _ B ϕ 315deg 콘트롤링크에의해블레이드에작용하는하중인콘트롤하중은식 (2.19) 과 (2.23) 에의해구할수있다. 소형사이클로콥터 5 호기의경우블레이드의코드방향무게중심의위치를허브와연결된피봇점의위치보다뒤쪽으로설계하여콘트롤링크에는주로원심력에의한인장력이작용하게된다. 블레이드의 NACA0012 의공력중심은 0.25c 지점이고블레이드의무게중심의위치는 0.34c, 피봇점의위치는 0.32c 지점이다. 블레이 드의피봇포인트중심의관성모멘트는 5.974e-5 2 kg m, 로터회전속도 1100RPM, 콘트롤링크장착위치 0.61c 로계산하였다. 이와같은블레이드설계치과 CFD 를통해구한각위상각별반경방향공력하중값을식 (3.4) 에대입하여구한공중정지비행시블레이드의위상각에따른콘트롤링크하중은그림 3.7 과같다. 또 4 개의블레이드에작용하는콘트롤하중의합력인콘트롤중심에작용하는하중은매 90 도의주기로반복되어작용하게되며그림 3.7 에같이도시하였다. F link ( ϕ) = I a ( ϕ) l F ( ϕ) l F Bp p c _ aero aero _ B _ radial c _ cen cen _ B l link (3.5) 53

63 a = a ϕ (3.6) max sin( ) 블레이드에작용하는허브암의반력은로터의회전반경방향으로의힘평형을나타낸식 (2.12) 에서구할수있다. 이렇게구한허브암반력은그림 3.8 과같다. 이에따라사이클로콥터가공중정지비행시블레이드가총 1 회전하는데작용하는각종반경방향하중은그림 3.9 와같다. 원심력하중이다른하중에비해비교적큰하중으로작용한다는것을알수있다. 또한구조해석에참고해야할 critical load case 로원심력 358N, 공력하중약 62N, 콘트롤하중약 40N 이작용하는위상각약 180 의하중조건을선정할수있다. 54

64 그림 3.6 Aerodynamic loads on 1 blade of cyclocopter hovering 그림 3.7 Control link load on 1 blade of cyclocopter hovering 55

65 그림 3.8 Hub arm load on 1 blade of cyclocopter hovering 그림 3.9 Loads on 1 blade of cyclocopter hovering 56

66 3.3.2 병진비행시발생하는비행하중사이클로콥터의등속도병진비행시블레이드에발생하는하중은공중정지비행시발생하는하중과크게다르지않다. 공력하중과원심력에의한하중그리고허브와콘트롤링크에의한하중을고려하면구할수있고원심력에의한하중과허브, 콘트롤링크에의한하중은동일하다고할수있다. 다만전진비행시공력하중은정지비행과다르게된다. 전 / 후진비행속도에따른비행특성이변경되기때문에해당비행속도에따른공력하중을 CFD 해석을통해각각구해야한다. 특히로터의 phase 각설정에따라그추력의방향과크기가많이변한다는사실이기존의연구에의해밝혀졌다 [18]. 따라서병진비행시의하중에대한해석은반드시해당비행조건이적용된 CFD 해석을따로수행해주어야한다. 최대받음각 25 도, phase 각 -27 도, 전진비 0.2 ( 약 6m/s) 의등속전진비행시사이클로콥터 5 호기의블레이드에작용하는공력하중은그림 3.10 과같다. 전진비행시발생하는공력하중이정지비행시의공력하중과다르기때문에그에따라콘트롤하중및허브암반력이다르게나타난다 장과같은방식으로블레이드에작용하는각각의하중을구하여도시하면그림 3.13 과같다. 위상각 240 도에서원심력 358N, 공력하중약 106N, 콘트롤하중약 58N 이작용하는것을알수있다. 57

67 그림 3.10 Aerodynamic loads on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.11 Control link load on 1 blade of cyclocopter forward flight 58

68 그림 3.12 Hub arm load on 1 blade of cyclocopter forward flight 그림 3.13 Loads on 1 blade of cyclocopter forward flight 59

69 3.3.3 병진가속비행시발생하는비행하중사이클로콥터가만약가속운동을한다고하면추가적으로관성력에의한하중이추가되며등속전진비행시의공력하중과다른공력하중이작용하게된다. 가속운동시의공력하중또한 CFD 해석을통해구해야하며관성력은식 ( ) 을이용하여계산할수있다. 사이클로콥터 5 호기가전방수평방향으로 5G 의하중배수로가속비행할때발생하는관성력하중은아래와같이계산할수있다. 다른회전기동은없고효율적인전진비행을위해사이클로콥터는 30 로 nose down 자세라고가정한다. m(u) = m(n cos θ ) = X, X = 4.24 ( N) (3.7) m(w) = m(n sin θ ) = Z, Z = 2.45 ( N) (3.8) 즉, 기체고정좌표계의음의 x 축방향으로 4.24 N 의관성력이작용하고, 양의 z 축방향으로 2.45 N 의관성력이작용하며이에따라블레이드는 1 회전하면서주기적인관성력하중을받게된다. 블레이드자체의질량이크지않기때문에이에작용하는관성력은공력하중및원심력하중에비해큰영향이없는것을알수있다. 그림 3.14 Loads on 1 blade of cyclocopter acceleration flight 60

70 3.3.4 제자리회전기동시발생하는하중회전기동시에는기존의공중정지비행에서는작용하지않던 gyroscopic moment 가작용하게된다. 즉회전하는로터에또다른축을기준으로한기체가회전하면서새로운하중이추가되게된다. 다른병진운동이없는상태에서회전운동을하는사이클로콥터 5 호기의블레이드에작용하는하중은다음과같다. F = F + F + F + F + F (3.9) Blade rotation cen _ B aero_ B gyro _ B R _B c _ B 회전하는사이클로콥터의로터에작용하는공력하중은 CFD 해석을통해구하여야하고기타하중은 장의공중정지비행의하중과같다. 단지공중정지비행시에는없던 gyroscopic moment 를계산해주어야한다. 이하중을계산하기위해다음과같이조건을가정하였다. 사이클로콥터 5 호기가공중정지비행도중 2 초동안 90 의 yawing rate 로기동을할때전방로터의블레이드에발생하는하중이며기동시작시와끝날시발생하는 transient 가속도는고려하지않았다. 식 (2.10) 에따라블레이드에작용하는 gyroscopic moment 는다음과같다. ˆ ˆ π F ˆ ˆ gyro_ B = ω z HB = (r) k ( IbrΩ ) j = ( I br Ω ) i = (0.599 N m) i (3.10) 4 사이클로콥터 5 호기의회전운동시동체가받는하중역시공중정지비행시의하중에회전에의한 gyroscopic moment 하중이추가된다. 사이클로콥터 5 호기는꼬리로터가없기때문에동체가받는하중은아래와같다. F = F + F + F + F + F + F (3.11) F rotation S_F motor_f rotor_f iner_f gyro_m gyro_r 이중모터와메인로터의회전에의한 gyroscopic moment 가작용하게 61

71 된다. ˆ ˆ π F ˆ ˆ gyro_m = ω Hm = (r) k ( I mω m) j = ( I mω m) i = (0.428 N m) i 4 (3.12) ˆ ˆ π F ˆ ˆ gyro_r = ω Hr = (r) k (I r Ω ) j = ( I r Ω ) i = (3.354 N m) i 4 (3.13) 메인로터의하중값은메인로터 1 개에서발생하는하중으로사이클 로콥터 5 호기의 4 개의로터지지부에각각약 8kgf 의힘이그림 3.15 와 같이 yawing 기동에의해발생하게된다. Rolling 기동 시에도 yawing 기동 시와 마찬가지로 메인 로터에 gyroscopic moment 로인한벤딩하중이발생하여앞, 뒤좌측로터사이의 간격이줄어드는변형가능성이있으니주의해야한다. 그림 3.15 Gyroscopic moment on cyclocopter yawing manuever 62

72 3.4 사이클로콥터 5 호기동체구조해석 항공기의하중해석을통한극한하중값을구하는연구의목적이항공기의구조해석이라는점은앞서설명하였다. 본논문에서는 장에서계산한하중조건중 yawing 시발생하는 gyroscopic 하중이실제사이클로콥터 5 호기의어떻게작용하는지파악하기위해 DIAMOND/IPSAP 프로그램을이용한유한요소구조해석을수행하였다. DIAMOND/IPSAP 프로그램은서울대학교항공우주구조연구실에서개발한윈도우시스템기반에서병렬구조해석이가능한전 / 후처리소프트웨어이다. IPSAP 시스템은 Internet Parallel Structural Analysis Program 의약자로서 10 여년전부터개발이지속되었으며현재는그리드 (GRID) 라는이름으로정착된인터넷분산병렬환경에서유한요소기반의제반구조역학문제를효율적으로풀수있도록만들어진프로그램이다. 그림 3.16 DIAMOND/IPSAP 63

73 3.4.1 Preprocess 및 Modeling 사이클로콥터 5 호기동체의유한요소해석모델은표 3.5 와같이구성하였다. 사이클로콥터 5 호기는동체의주요골격을이루는 main frame 에 carbon-fiber 와 balsa wood 를샌드위치로적층한복합재를사용하였는데유한요소모델에서는이를 2D shell 요소로모델링하고, 기타카본복합재의물성치를적용하였다. Sub frame 및 gear frame, motor frame 에는 2D shell 요소와알루미늄의물성치가적용되었다. 또한로터지지부의알루미늄봉은 1D beam 요소를사용하여모델링하였다. 표 3.5 Material properties of 5 th cyclocopter airframe FEM model 동체부품요소개수두께 (m) 재질 Main Frame 2D SHELL Carbon sandwich Elastic Modulus(pa) Poisson ratio 3.50E Sub frame 2D SHELL Aluminum 6.90E Rotor Frame 2D SHELL Aluminum 6.90E Gear Frame 2D SHELL Aluminum 6.90E Motor Frame 2D SHELL Aluminum 6.90E Connector 1D BEAM Aluminum 6.90E 격자는총 개의요소와 개의 node 를사용하였고, IPSAP 의 multi frontal solver 를이용하여정적응력해석을수행하였다. 해석하중조건으로는식 (3.13) 에서계산한 gyroscopic moment 의제한하중값에중력에의한영향을포함하고 1.25 배의안전률을곱하여좌측베어링에는약 111N, 우측베어링에는약 84N 의극한하중을부과하였다. 64

74 Yawing 기동시발생하는 gyroscopic moment 는앞장에서살펴본바와같이동체에뒤틀림하중으로작용하게된다. 이에따라 Boundary condition 은동체가 y 축을기준으로 symmetric 하기때문에동제중심을기준으로절단면의변위를구속하고로터지지부의베어링장착부에하중을부과하였다. 또로터베어링은 gyroscopic moment 와함께공중정지비행시비행체의무게를함께감당해야하기때문에비행체무게를합산하여적용하였다. 그림 3.17 은사이클로콥터 5 호기의유한요소모델을나타낸다. 그림 3.17 FEM model of Cyclocopter fuselage 65

75 3.4.2 구조해석결과 DIAMOND/IPSAP 을이용한구조해석결과그림 3.18 에서보는바와같이최대응력은동체 main frame 과 rotor frame 이장착된바로아래부분에서발생하였으며약 15 MPa 정도의응력이발생하였다. 또한 gear frame 이장착된부근의 main frame 코너부위에응력이집중되어나타나는것이확인되었다. 그림 3.19 의변위해석결과를보면최대변위는예상과같이 rotor frame 의양단베어링지지부에서약 2.2 mm 의변위가발생하는것으로계산되었고특히우측로터지지부가좌측로터지지부보다더큰변위가발생하였다. 이구조해석을통해 yawing rate 0.78 rad/s 의기동에서발생하는 gyroscopic moment 에의해동체에발생하는응력은 carbon-sandwich 재료의물성치에비해비교적작은수준으로동체의구조적인안정성을크게해치는수준은아니란것을알수있었다. 물론해석에사용한단순화모델과실기체의차이점및기동의시작및끝에발생하는가속도등이고려되지않았기때문에이결과만으로비행체전체의안정성을 100% 확신하기는어렵다. 따라서추후더많고다양한하중조건에대한분석을실시한후좀더정밀한해석의연구가필요할것으로판단된다. 66

76 그림 3.18 Stress on cyclocopter fuselage under gyroscopic moment 67

77 그림 3.19 Displacement on cyclocopter fuselage under gyroscopic moment 68

78 4. 결론 본연구에서는사이클로이드블레이드시스템을이용하여추력을얻는사이클로콥터의비행하중에대한분석을수행하였다. 사이클로콥터의특성상고속으로회전하는로터의구성품에비교적큰하중이작용한다. 따라서로터구성품및이를지탱하는동체를주요분석대상으로연구를진행하였다. 사이클로콥터의주요한부품으로는블레이드, 허브암, 콘트롤링크, 로터축, 꼬리로터, 동체가있으며각각의부품에대해비행중발생할수있는여러하중에대한예측식을유도하고이러한하중에영향을미칠수있는설계요소및비행조건을찾아보았다. 사이클로콥터의비행하중은크게공력하중과관성하중으로나눌수있고공력하중은다시양력과항력으로각각의블레이드또는꼬리로터에작용하게된다. 관성하중으로는기체의가속운동에따른관성력과로터의회전에따른원심력, 그리고기체의회전기동에따른 gyroscopic moment 가있다. 각주요부품별로작용하는각종하중을분석하였고이렇게도출한여러이론식을정리하여사이클로콥터의주요하중을종합적으로정리한사이클로콥터하중분석데이터시트를구축하였다주요부품에작용하는하중식에따라소형사이클로콥터 5 호기에작용하는각종하중을계산하였다. 하중조건으로는공중정지비행, 등속전진비행, 가속전진비행과 yawing 회전기동을선정하여비행하중해석을수행하였다. 공력하중값은전산유체해석을통해도출하였고관성력은 6 자유도운동방정식을사용하여계산하였다. 사이클로콥터 5 호기의비행하중계산결과블레이드에작용하는주요하중은원심력임을확인하였고, 블레이드의로터위상각및전진비행속도에따른공력하중의변화특성을확인하였다. 또 2 초간 90 도의 yawing rate 를갖는기동시에는로터의회전에 69

79 따른 gyroscopic moment 가추가로작용하여 1 개의로터당약 3.4 N m 의모멘트가로터지지부에작용하는것을확인하였다. 비행하중해석의기본목적에맞게이렇게계산한비행하중값을이용 하여사이클로콥터 5 호기의구조해석을수행하였다. 구조해석은 DIAMOND/IPSAP 을이용하였고 load case 로는 yawing 기동시발생하였던 gyroscopic moment 의하중값을극한하중으로선정하였다. 정적응력해석 결과동체의 main frame 에최대 15Mpa 의응력이작용하였으며최대변위 는 rotor frame 에서 2.2mm 가발생하는것을확인하였다. 이로써해당비 행기동에의해발생하는비행하중은사이클로콥터 5 호기의동체의구조 적안정성을해치는수준은아니라고판단된다. 본논문에서수행한사이클로콥터의비행하중의분석은향후새로운 사이클로콥터의개발시비행하중의예측및구조설계의지침으로사용될 수있다. 향후연구에서는본논문의연구결과를확대시켜비행기동의 transient 구간에서발생하는비행하중에대해분석해보고여러동역학해 석프로그램을이용한강체및유연체동역학해석을수행하여더정확한 비행하중을예측하는방법을찾는연구가필요하다고생각된다. 또한사 이클로콥터의장점인급기동을실현하기위해사이클로콥터의구조적안 정성을해치지않는속도 - 하중배수로설정된비행가능영역을찾고이를 통해최적의구조설계를위한기반을마련하는연구가필요하다. 본연구 를통해더안정적이고효율적인비행이가능한새로운사이클로콥터기 체에대한연구가활발해질것으로기대된다. 70

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83 ABSTRACT The cyclocopter is an aircraft that is capable of vertical take-off and landing using a cycloidal blade system. The cycloidal blade system consists of variable pitch blades that rotate around an axis which lies parallel to the spanwise direction of the blades. This system has the ability to change the direction and the magnitude of thrust easily and instantly. Flight load analysis is the most basic and important step that need to perform in early stage of aircraft development. But so far, most research about cyclocopter focused on improvement of cycloidal thrust efficiency or control stability of aircraft attitude. The flight load analysis has emerged on the need for research lately since some of cyclocopter have achieved stable hovering and lowspeed forward flight at last. In this paper, analytic study is carried out for several flight loads occurred in general cyclocopter system. Also main purpose of this study is calculation of specific flight load of 5 th cyclocopter developed by SNU. This research classify flight loads of cyclocopter by components like blade, hubarm, rotor shaft, control link, airframe because each load type and size are different. Theoretical equations of flight load were derived using cyclocopter design parameters and flight conditions that affect the flight load. With these analyses, real flight load values of 5 th cyclocopter were calculated for 4 typical loads cases like hovering, forward flight, acceleration flight, yawing turn flight. Aerodynamic loads were derived by CFD and inertia loads were calculated from the universal data sheet for cyclocopter flight load built on the basis of theoretical analysis. FEM structure analysis using DIAMOND/IPSAP program on cyclocopter airframe was performed for the gyroscopic moment generated at yaw maneuvering. 74

84 This result reveals the structural stability of 5 th cyclocopter s airframe. In this paper, general analysis and analytical equations of cyclocopter flight loads were provided and that can be used on new cyclocopter structural design. The results of this study and analysis are expected to be helpful to research for development of next generation cyclocopter s flight and maneuvering envelope. Keywords : Cyclocopter, cycloidal blade system, flight loads, Inertia load, Aerodynamic load, Gyroscopic moment, DIAMOND/IPSAP Student number :