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태양광추진 고고도 장기체공 무인항공기 프로펠러 및 전기추진장치의 최적설계
안존,장병욱,김진섭,황호연,현재수,고한영,홍영석,오장환 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4
태양광 추진 고고도 장기체공(HALE) 무인항공기의 평균 운용고도에서의 순항조건을 설계점으로 하여 고정피치 프로펠러를 최적 설계하였다. 또한, 프로펠러를 구동하는 BLDC 모터의 출력, 회전수, 중량 특성을 모델링하여, 설계된 프로펠러와 모터의 조합인 전기추진 장치의 성층권에서의 성능이 극대화 되도록 프로펠러 반경에 따른 설계 변수 해석을 수행하였다. 또한, 설계된 전기추진장치의 해면고도 이륙 이후 성층권까지의 상승비행에 대한 성능을 해석하였다. 프로펠러의 반경이 일정 값을 초과할 경우, 반경 증가에 따른 프로펠러의 효율은 현저하게 감소하는 것을 확인하였으며, 또한 일정 반경 이하에서는 상승 조건에서의 유도속도가 증가함에 따라 프로펠러 효율이 급격히 감소하는 것을 확인하였다. 향후 수행될 축소 프로펠러 추력시험을 통해 최적설계 개념의 타당성을 검증할 예정이다. A fixed-pitch propeller design has been performed to have optimum performance around design conditions of a solar powered high altitude long endurance UAV. A BLDC motor model is also employed to reflect the influence of the weight, power output, revolution speed, and efficiency of the motor, in the overall performance optimization of the electric propulsion system. Performance of the combined electric propulsion, motor and propeller, has been analyzed for various operating conditions, including take-off and climb to the cruise altitude. The results show that the propeller efficiency decreases rapidly below a certain diameter scale, while increasing the diameter beyond another point produces no more efficiency gain. Further experimental works are to be performed in the future, to check the validity of the design results.
태양광 추진 고고도 장기체공 무인항공기의 프로펠러 최적설계 및 풍동시험 상사성 해석
안존,장병욱,김진섭,현재수,고한영,명현삼,홍영석 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11
태양광 추진 고고도 장기체공(HALE) 무인항공기의 설계 운용고도에서 최적의 성능을 갖는 낮은 레이놀즈수 프로펠러 설계를 수행하였다. 프로펠러의 탈설계점 추력 요구조건을 반영하여 날개의 코드, 비틀림각 분포 및 익형 등 공력 특성을 설계에 고려하였다. 설계된 프로펠러의 지상 이륙, 상승 조건 및 고고도에서의 상승조건 등 다양한 운용조건에서의 프로펠러 추력특성을 분석하였다. 축소형 프로펠러의 지면고도에서의 풍동시험 상사성을 확인하기 위하여, 설계조건에서의 레이놀즈수와 마하수를 만족하는 조건을 실험조건을 분석하였다. 레이놀즈수 상사성을 유지하기 위해서는 축소형 프로펠러의 직경이 작아질수록 유동속도는 증가하여야 함을 확인하였으며, 레이놀즈수와 마하수 모두의 상사성을 만족하려면 지상고도에서의 축소형 프로펠러의 직경과 회전수 및 유동속도가 고유하게 결정됨을 확인하였다. 현재 축소형 프로펠러의 풍동시험이 진행 중이며, 본 연구결과의 타당성 검증에 활용할 계획이다. A low Reynolds number propeller design has been performed to have optimum performance around design conditions of a solar powered high altitude long endurance UAV. The off-design thrust requirement of the UAV is reflected in aerodynamic consideration of the blade planform and airfoil. Performance of the propeller has been analyzed for various operating conditions, including take-off and climb to the cruise altitude. Also, similarity conditions to match the Reynolds number and the Mach number distributions along the span has been identified and analyzed. The results show that a smaller scale propeller model requires higher revolution speed and flow speed, compared to a bigger scale propeller model, when Reynolds number is to be matched. A unique combination of the propeller diameter and the revolution speed is determined, when both the mach number and the Reynolds number are required to match the design condition. Further experimental works are to be performed in the future, to check the validity of the results of present studies.
태양광추진 고고도 장기체공 무인항공기의 프로펠러의 설계 및 전기추진 장치 성능해석
안존,장병욱,김진섭,황호연,류태규,홍영석,김용빈,명현삼 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
Larrabee 최적설계 이론을 적용하여 태양광 추진 고고도 장기체공(HALE) 무인항공기 평균 운용고도에 맞추어 고정피치 프로펠러를 설계하였으며, 프로펠러의 고도에 따른 추력 및 동력 특성에 부합하는 상용 BLDC 모터를 선정하여, 설계된 프로펠러와 모터의 조합인 전기추진 장치의 해면고도 이륙 조건 및 성층권에서의 순항에 대한 성능을 해석하였다. 최적설계 이론에 저 레이놀즈수에 특화된 익형을 적절하게 선정함으로써, 전 운용 고도에 대해 상대적으로 높은 효율을 확보할 수 있음을 확인하였으며, 향후 수행될 축소 프로펠러 추력시험을 통해 설계 개념의 타당성을 검증할 예정이다. Propeller design based on Larrabee"s optimized design method has been performed for a solar powered high altitude long endurance UAV, and matching BLDC motor has been selected from commercial off-the-shelf products. Performance of the combined electric propulsion, motor and propeller, has been anlayzed for various operating conditions, including take-off at sea level and cruise in stratosphere. The results show that relatively high propulsion efficiency can be achieved by proper selection of low Reynolds number airfoils, in conjunction with the optimization design method. Further experimental works are to be performed in the future, to check the validity of the design strategy.
안존,김진섭,장병욱,김원철,양계명 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4
아음속 항공기의 터보팬 엔진 노즐은 일반적으로 단순 수축 형태를 갖으며, 단순히 가속하는 유동의 특성상 압축성 평판 경계층 모델링의 적용이 용이하다. 2차원 평판 경계층 모델과 준일차원 노즐의 압축성 유동장을 연동하여 해석하였으며, 비압축성 난류 경계층 모델링에 수정된 Schultz-Grunow 마찰 계수 방정식과 Kulfan T* 방법을 적용하여 엔진 노즐 표면에서의 마찰 항력을 도출하였다. 엔진 노즐 길이에 따른 마찰 항력을 적분하여 전압력 손실을 해석하였으며, 노즐 출구에서의 압축성 난류 경계층 변위두께와 노즐 출구에서의 전압력 손실을 합산하여 노즐 방출계수를 예측하였다. 향후 유사한 노즐형상 및 엔진 운용조건에 대해 수행된 3차원 전산유체 해석 결과와의 비교를 통하여 해석 방법의 적정성을 검증할 계획이다. Engine nozzles for most subsonic aircrafts are designed to have convergent geometries which enable simply accelerating flow characteristics and the application of compressible boundary layer modeling on internal surfaces. Current study employs the compressible flat-plate boundary layer modification proposed by Schultz-Grunow and the T* model of Kulfan to predict the Cf and displacement thickness on the internal surface of a quasi-1D convergent nozzle. Total pressure loss is obtained by integrating the local friction stress along the nozzle length, while the discharge coefficient is calculated by combining the total pressure loss and the displacement thickness of the boundary layer on the nozzle exit. Further CFD works are currently under progress, to check the validity of the nozzle performance estimation method proposed in this study.