eVTOL 무인기 날개의 양력 로터 부착 위치에 따른 공력 특성 연구

권순목 세종대학교 대학원 2022 국내석사

A type of eVTOL(Electric Vertical Take-Off and Landing) aircraft called Lift&Cruise(Lift+Cruise) or Separate Lift and Thrust(SLT) generates lift through several lift-rotors, such as multicopters, upon vertical take-off and landing. And on cruise flight, aircraft stop lift-rotors and operate thrust rotor attached to the fuselage. The lift-rotor has a variety of appearances depending on the aircraft developer, such as when the rotor is attached to the top of the boom, when it is attached to the bottom of the boom, and in the form of a coaxial rotors. However, no systematic research has been conducted on the aircraft's aerodynamic performance according to the position of lift-rotors. Through computational fluid analysis, this study attempted to compare the aerodynamic performance during hovering and transition condition according to the lift-rotor attachment position of the wing of the Lift&Cruise eVTOL UAV, and to determine the location of the lift-rotor with the best performance from an aerodynamic perspective. The eVTOL UAV wing geometries for computational analysis were self-designed by imitate half wing of a Lift&Cruise eVTOL UAV with four lift-rotors, and were divided into four shapes according to the position of the lift-rotor attachment. The commercial program ANSYS Fluent 2020 R2 was used for computational fluid analysis. The analysis was performed in an transient state to simulate complex flow around the rotating rotor, and the Sliding Mesh method was used in which the mesh of the rotation area rotates like a rigid body. As a result of the analysis, there was no significant difference in lift characteristics according to the position of attachment of the lift-rotor under the hovering condition. However, under transition conditions, it was confirmed that there were distinct differences in efficiency between front and rear rotors, lift, drag, and pitching moment characteristics of the entire wing system. Through this research, some directions for shape design of small eVTOL UAV systems that have recently been in the spotlight, and a technique for analyzing aerodynamic characteristics in transition flight, which is essential for control modeling, were presented. When designing a small Lift&Cruise eVTOL UAV using a lift-rotor similar in size to the Phantom4 rotor, it is expected that the contents of this study can be used as basic data for determining the location of the lift-rotor attachment. In addition, disk loading of the eVTOL rotor is selected according to the vehicle weight and forward speed, and the problem approach and result of this research can be extended to the design of eVTOL, etc. such as UAM, through scaling. Lift&Cruise(Lift+Cruise), 혹은 SLT(Separate Lift and Thrust)라고 불리는 유형의 eVTOL(Electric Vertical Take-Off and Landing) 항공기는 수직이착륙 시에는 멀티콥터처럼 여러 개의 양력 로터를 통해 양력을 발생시키며, 순항 시에는 양력 로터를 멈추고 동체에 부착된 추력 로터를 작동하여 비행한다. 양력 로터는 항공기 개발사에 따라서 로터가 붐의 상부에 부착되는 경우, 하부에 부착되는 경우, 동축반전 로터 형태로 부착되는 경우 등 다양한 모습을 보이나, 양력 로터의 부착 위치가 항공기의 공력 성능에 미치는 영향에 대해서는 체계적인 연구가 진행되지 않은 상태이다. 본 연구에서는 전산유체해석을 통해 Lift&Cruise eVTOL 무인기 날개의 양력 로터 부착 위치에 따른 정지비행 시, 천이비행 시의 공력 성능을 비교하고, 공력적인 관점에서 가장 우수한 성능을 가지는 양력 로터 부착 위치를 파악하고자 하였다. 해석 형상은 4개의 양력 로터를 가지는 Lift&Cruise eVTOL 무인기의 한쪽 날개를 모사하여 자체 설계한 형상을 사용하였으며, 양력 로터 부착 위치에 따라 4개의 형상으로 나누어 해석을 진행하였다. 유동장의 전산 해석을 위해 상용 프로그램인 ANSYS Fluent 2020 R2를 사용하였고, 회전하는 로터 주위의 복잡한 유동을 모사하기 위해 비정상 상태로 해석을 수행하였으며, 회전 영역의 격자가 비회전 영역에 대해 강체처럼 회전하는 Sliding Mesh 기법을 사용하였다. 해석 결과, 정지비행 조건에서는 양력 로터 부착 위치에 따른 양력 특성이 큰 차이를 보이지 않았다. 그러나 천이비행 조건에서는 전·후면 로터 사이의 효율, 전체 날개 시스템의 양력과 항력 및 피칭모멘트 특성에서 뚜렷한 차이가 나타나는 것을 확인하였다. 본 연구를 통하여 최근 각광받고 있는 소형 eVTOL 무인기 시스템 형상 설계에 대한 방향성을 일부 제시하였고, 제어 모델링에 필수적인 천이비행 시 공력 특성 해석 기법을 제시하였다. Phantom4 로터와 비슷한 크기의 양력 로터를 사용하는 소형 Lift&Cruise eVTOL 무인기를 설계할 경우, 양력 로터 부착 위치 결정을 위한 기초 자료로서 본 연구 내용을 활용할 수 있을 것으로 기대한다. 또한, eVTOL 로터의 디스크 하중은 비행체 중량 및 전진 속도에 따라 선정하게 되는데, 본 연구의 문제 접근 방법 및 결과는 scailing을 통하여 UAM 등의 유·무인 복합 eVTOL 설계에 확대 적용이 가능하다.

초파리의 정지비행시 발생되는 비정상양력에 대한 수치적 연구

김영호 연세대학교 대학원 2005 국내석사

본 연구에서는 날개 짓에 의하여 정지비행 하는 3차원 형상 날개의 비정상 양력발생에 대한 연구를 수행하였다. 비정상양력발생에 대한 연구대상은 동역학적으로 상사시킨 초파리(Drosophila melanogaster)날개와 KIST(한국과학기술연구원)에서 자체 제작한 실험용 벌새(Hummingbird)날개를 대상으로 하였다. 유동해석에 관한 수치계산 프로그램은 FLUENT6.1이 사용되었으며, 날개 짓에 관한 운동식은 Mathmatica4.1을 사용하여 구했다. 격자수는 약20만개 내외로 하였으며 날개 주위의 격자수를 조밀하게 하였다. 그리고 유동장내에 상대적으로 움직이는 날개로 인하여 정해준 시간마다 격자를 변화시켜 계산을 수행하는 Dynamic mesh기법을 사용하여 계산을 수행하였다. 수치프로그램의 정확성 검증을 위한 방법으로 실험값과 수치계산 값을 비교하였으며, 2자유도 날개움직임에 대하여 방향전환 구간에서의 가속도 변화, 날개의 피칭 축(Pitching axis)을 변화시켜 계산을 수행했으며 이탈각이 추가된 3자유도 날개 움직임에 대하여 계산을 수행 하였다.수치해석을 통화여 얻은 값과 실험값을 비교해 보면 양력의 경우 Advanced, Symmetrical 회전은 스트로크가 끝나는 지점에서의 양력이 차이가 났으며 수치 값이 크게 예측하였다. 이 부분에서의 양력은 날개의 피칭 축에 관련 있는 부분으로 실험에서와 수치에서의 피칭 축이 일치하지 않아서 차이가 남을 알 수 있었으며 또한 스트로크 중간부분에서 약간의 양력의 차이가 나지만 세 가지 경우 모두 전체적인 경향을 잘 예측하고 있음을 알 수 있다. 2자유도 움직임을 하는 날개에서 발생하는 양력은 방향전환 구간에서의 가속도에 의하여 스트로크시작부분에서의 양력이 차이가 났으며 가속도가 클수록 양력이 크게 나왔다. 또한 날개의 피칭 축이 날개전연부와 가까울수록 스트로크가 끝나는 지점에서의 양력이 크게 나왔다. 날개 짓을 한번 했을 때 유동장을 살펴보면 날개의 후연과 끝 부분에서 와류가 생성되며 이는 3차원 와류고리(vortex ring)를 만들어 낸다. 그리고 날개가 일정한 받음각을 가지고 날개 짓을 할 때 전연에서 와류가 발생한다. 또한 날개의 방향이 바뀌는 방향전환구간에서는 이전스트로크에서 생성된 후류가 관찰되었다. 날개 짓에 의한 양력발생은 날개와 전연와류, 와류고리, 이전스트로크의 후류의 상호작용에 의한 것이다. 계산된 모든 경우에 대하여 평균양력이 최대인 경우는 2자유도 Advanced 회전이다. 이탈각이 추가된 3자유도 날개움직임은 2자유도에 비해 공기역학적 이득이 없다. 초소형미세비행체(MAV)는 미 국방성(DARPA)의 규정에 따르면 총중량이 10g~100g이다. 현재 KIST의 벌새 형상 날개의 계산에서 예측하고 있는 양력은 22g이며, 동역학적으로 상사된 초파리날개에서 발생한 양력은 45g 이다.

초공동 수중운동체 캐비테이터의 항력과 양력특성에 관한 수치해석적 연구

장세연 서울대학교 대학원 2013 국내석사

초공동 수중 운동체는 초공동 현상과 해수 흡입형 로켓추진기관을 이용하여 평균 100m/s의 속도로 진행하는 어뢰의 한 종류이다. 운동체 두부에 위치하는 캐비테이터는 운동체가 만드는 양력의 절반가량을 생성하며, 대부분의 항력을 받는다. 추진기관의 설계에 앞서 캐비테이터 상에 존재하는 해수 흡입구를 통해 펌프로 유입되는 해수의 압력 및 수두를 계산해야 한다. 본 연구는 수치 해석적 방법을 이용해 해수흡입구를 고려한 초공동 수중운동체 캐비테이터의 항력과 양력특성 및 흡입구의 압력손실에 관한 연구를 수행하였다. 흡입구 직경과 캐비테이터의 직경의 비, 흡입 유로에서의 속도와 프리 스트림 속도의 비, 흡입구의 곡률반경을 흡입구 직경에 대한 비로 나타낸 무차원 수 및 캐비테이터의 받음각의 조건을 변경하며, 그에 대한 영향을 확인하였다. 직경비가 커지면 항력계수와 흡입구의 압력 손실계수는 감소한다. 속도비가 증가할 때, 항력계수와 양력계수는 감소하며 흡입구의 압력 손실계수는 증가한다. 흡입구에 곡률이 존재할 때, 흡입 유로내부에는 흡입구에 의한 유동의 박리 및 재부착이 발생하지 않으며, 흡입구 압력 손실계수는 감소한다. 그러나 항력계수에 미치는 영향은 무시할 수 있을 만큼 작다. 캐비테이터의 받음각이 0°≤ α ≤ 10°의 범위일 때, α가 증가해도 항력계수와 압력 손실계수의 변화는 미미하다. 반면에, 양력계수는 α가 증가함에 따라 선형적으로 증가한다.

TS 퍼지 모델을 이용한 양력궤환 핀 안정기 시스템의 횡 운동 제어

김지태 연세대학교 대학원 2010 국내석사

파도 중에서의 항해하는 선박은 파도로 인해 발생하는 격렬한 횡 운동의 영향으로 선박의 성능이나 승조원에게 심각한 영향을 미칠 수 있다. 핀 안정기(Fin Stabilizer)는 선박의 횡 운동 감쇠에 가장 효과적인 장치중의 하나로 지난 70년 동안 사용되어져 왔다. 주요 원리는 선체 현측에 회전이 가능한 지느러미(핀)를 설치하고, 선박의 속도가 있을 경우에 핀에 각도를 주어 핀에서 발생하는 양력(Lift Force)을 이용하여 횡 운동을 억제하는 것이다. 하지만 이러한 핀의 각도와 그 핀 각도에 의해서 생성되는 양력을 계산하는 전통적인 방법은 많은 불확실성과 비선형성을 포함한다. 이전의 모든 핀 안정기 시스템은 많은 불확실성과 비선형성을 포함하는 전통적인 방식에 의한 핀 각도 피드백 시스템을 사용하였다. 근래에는 양력을 직접적으로 산출하지 않고도 제어할 수 있는 양력궤환 핀 안정기 시스템을 사용하여 핀 안정기의 효율을 좀 더 높일 수 있었다. 본 논문에서는 양력궤환 핀 안정기 시스템에서의 불확실한 요소들을 근사화하기 위해 Takagi-Sugeno(TS) 퍼지 모델을 적용하였고 횡 운동을 보다 효과적으로 제어하기 위해 외란 추정을 통해 제어 성능을 향상시켰다. 모델링의 오차 및 바람과 같은 불확실한 외부적인 요소들에 의한 영향을 외란으로 가정하여 이를 제거할 수 있는 제어기를 설계하였다. 실험을 통해 제안된 TS 퍼지 모델링과 외란 추정을 통한 외란 제거로 선박의 횡 운동을 효과적으로 억제하였음을 보여주었다.

콴다효과를 적용한 선박용 고양력 타 장치의 성능해석

서대원 인하대학교 대학원 2011 국내박사

콴다효과(Coanda effect)는 헨리 콴다(H. Coanda)에 의해 1930년대 발견되었으며, 항공 및 선박 등 여러 분야에서 응용되고 있는 물리적 현상이다. 콴다효과란 표면에 접선방향으로 분사된 제트 유동이 물체표면을 따라 진행하면서 표면에 밀착되어 흐르는 현상을 의미한다. 항공분야에서는 날개의 흡입면위에서 제트 엔진을 통해 분출된 고속제트유동이 플랩 표면을 따라가면서 양력을 증가시키는 USB(Upper Surface Blowing)방법에 관한 연구가 이뤄진바 있으며 일부 실용화하였다. 또한 뒷날에 곡면을 주고 곡면에 접선방향으로 유동을 분사하여 고속제트 유동이 뒷날 곡면을 따라 진행하여 순환을 증가시키는 CC(Circulation Control)방법에 관한 연구가 수행된 바 있다. 이러한 고 양력을 발생시킬 수 있는 방법이 항공분야에서는 이미 많은 적용 연구가 이루어진 바 있으나, 선박의 타 장치에 적용한 사례는 많지 않다. 일반적으로 선박이 저속으로 운항하는 상태에서는 프로펠러 후연에 설치된 타의 경우 충분한 조종성능을 발휘하지 못하는 경우가 종종 보고된 바 있다. 또한 최근 국제해사기구(IMO)에서는 초대형 유조선의 사고에 의한 해양오염을 방지하기 위하여 선박의 조종성능이 일정한 수준 이상이 될 것을 요구하고 있어서 고 양력을 얻을 수 있는 효율적인 타 장치개발이 요구되고 있다. 따라서 본 연구에서는 선박의 타력을 증가시킬 수 있는 콴다효과를 타 장치에 적용하기 위한 연구를 수행하였다. 우선 수치계산기의 유효성을 검토하기 위해 신뢰할만한 실험자료와 수치계산 결과를 비교‧검토하였다. 이를 통해 다양한 난류모형 및 격자 의존성 등의 영향을 조사하였다. 수치계산 결과 콴다효과를 정확히 모사하기 위해서는 Y+<1의 고 밀도의 격자가 요구된다. 또한 난류모형에서는 제트유동에 의한 벽근처의 복잡한 난류 요동성분을 가지는 난류 유동에 적합한 RST(Reynolds Stress Turbulence)모형이 실험과 가장 근접한 결과를 주었다. 타 장치에 콴다효과를 적용하기 위해 2차원 수치계산을 통해 타 성능에 미치는 변수들의 특성을 조사하였다. 계산 결과를 통해 효과적인 단면 형상, 제트 노즐의 두께, 위치, 제트 유동 분사량 등 다양한 변수가 타의 양력성능 향상에 미치는 영향을 조사하였다. 수치계산 결과. USB(Upper Surface Blowing)방법과 CC(Circulation Control)방법에 가장 큰 영향을 미치는 변수는 각각 노즐의 위치와 뒷날의 형상으로 나타났다. 2차원 수치계산 결과를 바탕으로 USB 방법과 CC 방법을 선박용 타 장치(혼-타, 전가동 타)에 적용하여 모형시험과 수치계산을 통해 콴다 타의 성능을 조사하였다. 연구 대상 선박용 타는 저속에서 양력부족을 겪는 VLCC의 타로서 40 : 1 스케일의 모형 타에 대해 타 단독 성능 시험과 수치계산을 통해 콴다 타의 양‧항력 성능을 조사하였다. 또한 실선적용 검토를 위해 제트유동 공급장치의 소요동력을 추정하여 실선 콴다 타의 운용가능성을 검토하였다. 또한 타 단독 성능시험을 통해 검증된 3차원 콴다 타의 실선 적용 가능성을 검토하기 위하여 수치해석을 통해 선체 및 프로펠러 후류에서 작동하는 콴다 타의 성능을 수치적인 방법을 이용하여 조사하였다. 수치해석 결과 프로펠러 후류에서 CC방법을 적용한 콴다 타의 양력성능은 크게 증가하여 실선 적용이 가능 할 것으로 판단되었다.

양력발생 장치가 상용차의 공력특성에 미치는 영향에 관한 연구

윤찬배 서울産業大學校 産業大學院 2006 국내석사

본 논문에서는 에너지 절감의 문제가 주요 연구과제로 인식되어있는 시점에서 육상 물류 수송의 대부분을 차지하고 있는 상용차의 누름력(down force)의 감소를 통한 연료 절감 량을 예측하여 보았으며 이를 통한 차량의 운용 경제성에 대하여 연구하였다. 선행연구에서 항력을 줄이기 위하여 페어링 또는 디프렉터를 장착시 누름력이 증가한다는 것을 알수 있었다. 이러한 누름력을 줄이기 위하여 양력발생 장치의 형상변화와 차량의 주행속도 변화에 따른 공기 저항력과 양력의 변화를 예측하여 보았다. 연구의 접근 방법으로는 수치 해석적 기법을 이용하여 실제 차량에서의 공기역학적 특성치을 산출하였다. 본 연구의 결과에서 알 수 있듯이 최적화된 양력발생시스템을 장착하여 상용차를 운용할 경우 연료 절감효과을 얻을 수 있다. 그러나 만약 잘못 설계 된 양력발생시스템을 장착하는 경우 누름력이 증가하는 역효과를 초래할 수 있으며 이는 오히려 장착하지 않은 경우보다 연료소비를 증가시켜 불필요한 에너지를 소비하게 된다. An aerodynamic down force generated on a moving body is a negative factor not only for the dynamic stability of the body but also for the energy efficiency of the driving power of it. Because of this, a lift force generation system that is known as one of the simplest and effective devices has been applied to reduce an aerodynamic down force on a truck, In this study, a numerical approach has been done to see the effect of the system on a running vehicle. For this, six different types of the lift force generation device were designed and incorporated to the numerical experimentation to understand their effects on the aerodynamic characteristics of the vehicle such as drag, lift and power saving. From the experimental results, it was found that Model 4, 5 and 6 had better effect on the lift force generation than Model 1, 2 and 3.

실린더의 양력 감소 효과에 대한 연구

손무성 한국해양대학교 2010 국내석사

The effect of VIV(vortex-induced vibration) was recently considered significantly in the long slender structure. Nowaday, a strake is used to remove VIV, but that has some disadvantages such as a difficulty in assembling strake with the main frame, a higher cost and the increase of the total weight. Furthermore, it was reported that the strake could induce the heave motion. In this study, the experiment with the circular cylinder covered some string was executed to reduce the side effects. The result from the experiment shows that the string is managed to reduce VIV by removing the lift force.

벌새의 날개 짓을 재현하는 구형 기구 설계

김현수 연세대학교 대학원 2011 국내석사

본 연구는 날개 궤적을 정의하여 대칭형 날개 짓인 초파리와 벌새의 날개 모션을 구현하는 1자유도 구형 5절 기구를 합성, 실험 하는 것을 목적으로 한다. 벌새의 날개 짓은 곤충의 날개 짓과 비슷하다. 곤충과 벌새는 정지비행과 수직 이착륙이 가능하며 빠른 방향 전환을 할 수 있다. 이러한 비행 특성은 좁은 지역, 위험한 지역, 오염된 지역에서 조사와 탐사에 적합하다. 날개 짓에 의한 비행은 지연된 실속, 회전순환, 후류 포착 등의 원리를 이용하여 선행동작, 지연동작, 대칭동작의 날개 짓에 의해 양력을 발생시킨다. 기존의 연구는 날개 궤적을 정의하고 이를 만족하는 기구의 설계 보다는 단순히 날개 짓에 의한 양력 발생을 확인하는데 만족을 하였다. 본 논문은 벌새의 날개 짓을 구현하는 기구를 합성하기 위하여 최대 양력을 얻는 곤충의 날개 짓 파라미터와 벌새의 날개 짓 경로를 정의하였다. 곤충의 날개 짓은 최대 양력 파라미터를 사용하였으며 벌새의 날개 궤적은 실제 벌새의 날개 궤적을 이용하여 정의하였다. 3점 합성과 최적화 기법을 사용하여 구형 5절 기구를 설계하였다. 설계된 기구는 두 개의 구형 5절 기구, 두 개의 평면 6절 기구, 하나의 모터로 구성된다. 기구에 의해 발생하는 양력을 CFD 유동 해석 프로그램을 통하여 계산하였고 이를 기구의 실험을 통해 비교하였다.

고정익과 로터를 갖는 복합 자이로플레인의 형상최적설계에 관한 연구

이영재 건국대학교 대학원 2010 국내석사

본 연구에서는 복합 자이로플레인 최적설계를 위해 복합 자이로플레인 고유의 특성과 형상에 대해 연구하고 이를 기반으로 복합 자이로플레인 비행체의 설계와 해석이 가능한 사이징 프로그램을 개발하고 적합성을 검증하였다. 또한 이 프로그램을 기반으로 이륙총중량을 줄이는 최적 설계를 수행하였다. 먼저 사이징 프로그램 개발 전 복합 자이로플레인의 특성에 대한 선행과 개발 사례 연구를 진행하였다. 연구한 결과에 따르면 복합 자이로플레인은 자전형 로터(Auto-rotating Rotor)와 고정익을 가지는 비행체이다. 따라서 회전익 항공기과 고정익 항공기의 특성을 동시에 가지고 있으며, 단거리 이착륙 또는 수직이착륙이 가능한데, 이는 저속 비행특성이 고정익 항공기에 비해 매우 뛰어나기 때문이다. 또한 기존 헬리콥터보다 더 빠른 속도로 순항이 가능하며, 별도의 동력전달장치를 필요로 하지 않아 제작비와 운용비가 절감된다. 반면 로터로 인해 항력이 크게 발생하기 때문에 고정익 항공기만큼 빠른 속도로 순항을 하지 못하고 별도의 동력전달장치나 반작용 구동시스템 없이는 완전한 정지비행이 불가능 하다. 이러한 비행 특성 연구를 기반으로 여러 가지 종류의 복합비행체 중 복합 자이로플레인을 프로그램 기반 형상 모델로 선정하고 프로그램 개발을 진행하였다. 먼저 프로그램 개발 시 필요한 고려사항에 대하여 연구를 수행하였다. 기본적으로 헬리콥터는 터보샤프트 엔진을 쓰지만, 복합 자이로플레인은 터보팬 또는 터보프롭 엔진을 별도로 사용한다. 이 때문에 개발된 프로그램에서는 별도의 엔진 사이클 해석 모듈을 구성하였다. 형상 모듈의 경우 초기 입력 값을 기반으로 형상이 결정되는데, 여기서 로터 양력분담률(Rotor Lift Sharing Factor)과 Bw/D(Wing Span / Rotor Diameter Ratio)를 입력하여 주익과 로터의 형상이 결정되도록 하였다. 또한 단순한 허브형상과 테일로터가 없는 점도 함께 고려하였다. 복합 자이로플레인이 순항할 때, 양력은 주익과 자전형 로터에서 발생한다. 이 때문에 공력해석모듈에서 공기의 유입 방향과 로터와 주익 사이의 양력 분담에 대한 고려가 이루어지도록 하였다. 프로그램은 총 여덟 개의 모듈로 구성되어 있는데, 엔진 사이클 해석 모듈, 임무해석 모듈, 공력해석 모듈, 로터 트림 해석 모듈, 형상 모듈, 중량 해석 모듈, 대기조건 해석 모듈, 그리고 수직이착륙형인 VTOL 복합 자이로플레인에서 이용되는 팁젯(Tip Jet) 모듈이 그것이다. 그리고 이러한 모듈들로 구성되어 개발된 프로그램은, 실제 개발된 복합 자이로플레인의 데이터를 토대로 정확도를 검증하여 본 연구를 통하여 개발된 프로그램이 개념설계 단계에 적용이 가능함을 입증하였다. 마지막으로 검증된 네 종류의 비행체를 대상으로 형상 최적화 연구를 수행하였다. 이륙총중량을 목적함수로 설정하고 설계변수는 로터 양력분담률과 Bw/D로 선정하였으며 구속조건은 양항비와 최저수평속도(Minimum Level Flight Speed)로 두었다. 최적화 결과 네 비행체 모두 중량이 감소하였으며, 로터 양력분담률과 Bw/D의 결과에 따라 형상이 결정되었다. 네 비행체는 고정익과 회전익 항공기중 한가지에 편중되는 성격을 띄고 있으나, 최적화가 진행되면서 두 항공기의 특성 모두를 가지는 중간적 형태의 형상설계 결과가 도출 되었다. A compound gyroplane is an aircraft which has an auto-rotating rotor and fixed wing, and thus this aircraft has the advantages and characteristics of rotary-wing aircraft and fixed wing aircraft. The compound gyroplane can fly at short distance or vertical takeoff and landing, because its low speed characteristic is excellent. It can cruise at a speed greater than a helicopter's conventional cruise speed, and the manufacturing and operation conts are very low because the compound gyroplane does not need a transmission system. On the other hand, it cannot fly at a speed greater than a fixed wing aircraft's cruise speed and it cannot fly at a complete hover condition if it does not have a reaction driven system. In this study, development considerations are studied. First, while a helicopter uses a turbo shaft enginer, the compound gyroplane uses a turbofan or turboprop engine separately. Therefore, the engine analysis module need to be newly developed. The configuration module is able to analyse the size of the wing and vertical/horizontal stabilizer. The tail rotor does not need to be analysed, because there is no tail rotor system. When a compound gyroplane flies, the lift is generated both from the wing and the auto-rotating rotor. For this reason, the inflow direction and lift sharing factor between the wing and rotor have been considered in the aerodynamic analysis module. A program which consists of a trim module, mission anlysis module, aerodynamic module, engine cycle analysis module, configuration module, weight module, atmosphere condition module, and tip jet module for VTOL has been developed, and the program has been validated using existing compound gyroplane data. In this study, the design optimization has been performed to reduce takeoff gross weight. The design constraints are the lift to drag ratio, and the minimum level flight speed. Design variables are the rotor lift sharing factor, and Bw/D (Wing span / rotor diameter ratio). In this study, the SLP, gradient-based method is selected as an optimizer, because the analysis does not take a long time. Optimizer program is selected DOT(Design Optimization Tools). As results, the characteristics and trends of studies of domestic and international compound gyroplanes have been analysed, and at the same time a conceptual design method and sizing program process have been defined. Based on these studies, the sizing program has been developed and its suitability for the conceptual design is validated using existing compound gyroplane data. Based on validated data, the optimal design has been performed using a gradient based method to reduce takeoff gross weight. As a result it is shown that the lift sharing factor, and Bw/D influence takeoff gross weight dramatically. Thus defining these parameters is very important before the conceptual design phase. Finally the developed sizing program and optimal design method can be used efficiently for compound gyroplane design according to these results.

최대 양력을 갖는 복합익형에서 평균곡률을 이용한 Flap의 최적위치설계

金基男 漢陽大學校 1989 국내석사