고정익과 로터를 갖는 복합 자이로플레인의 형상최적설계에 관한 연구 = Configuration design and optimization study on compound gyroplane with rotor and wing

국문 초록 (Abstract)

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.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

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.

목차 (Table of Contents)

• 1. 서론 = 1
• 가. 연구배경 = 1
• 나. 연구목표 및 연구내용 = 3
• 2. 배경이론 = 5
• 가. 복합 비행체 특성 연구 = 5
• 나. 복합 비행체 개발 현황 = 9
• 다. 설계 최적화 연구 개발 = 16
• 3. 복합 자이로플레인 사이징 프로그램 개발 = 20
• 가. 기반 프로그램 분석 = 20
• 나. 개발 시 고려사항 = 24
• 다. 구성 모듈 = 26
• 라. 프로그램 프로세스 = 35
• 마. 프로그램 검증 = 38
• 바. 형상 예시 = 40
• 3. 복합 자이로플레인 최적 설계 = 41
• 가. 최적화 알고리즘 = 41
• 나. 적용 대상 선정 = 43
• 다. 최적화 문제 구성 = 44
• 라. 설계변수 민감도 해석 = 46
• 마. 최적화 결과 분석 = 59
• 5. 결론 = 64
• 참고문헌 = 66
• Abstract = 70