Free Wake Method를 이용한 Multi-Copter 프로펠러 최적 설계 :Optimal Design of Multi-Copter Propeller Using Free Wake Method

이용훈

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자료유형: 학위논문

저자정보: 이용훈 (경희대학교, 경희대학교 대학원)

지도교수: 정신규

발행연도: 2018

저작권: 경희대학교 논문은 저작권에 의해 보호받습니다.

이용수34

이 논문의 연구 히스토리 (3)

2018

Free Wake Method를 이용한 Multi-Copter 프로펠러 최적 설계

이용훈 기계공학과 2018.01 학위논문

2017

Free-Wake Method를 이용한 Multi-Copter 프로펠러 최적설계

이용훈 , 정신규 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2017.11 학술대회자료

2016

유전알고리즘과 BEMT를 이용한 Multi-Copter 프로펠러 최적설계

이용훈 , 정신규 한국항공우주학회 학술발표회 초록집 2016.11 학술대회자료

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전 세계적으로 드론에 관한 관심이 증가함에 따라 다양한 분야에서의 활용이 예상되고 있다. 특히 multi-copter는 비행 제어가 간단하고 제작이 편리해 물류운송, 농업, 정보통신, 재해관측, 교통량 측정 등 다양한 분야에서 사용이 예상되고 있다. 그러나 현재에는 대부분의 multi-copter 제조업체들은 용도와 비행 조건에 최적화된 추진시스템을 사용하고 있지 않다. 따라서 비행 조건에 최적화된 성능을 기대하기 어려운 상황이다.
이러한 이유로 본 논문에서는 multi-copter가 특정 비행 조건에서 최상의 성능을 발휘하기 위해 최적 설계 framework을 구성하고 이를 이용한 프로펠러 형상 최적 설계를 실시하였다. 효율적이며 정확한 성능 예측을 위하여 free wake method 해석 코드를 개발하였다. 프로펠러는 weissinger lifting surface 방법을 이용하여 모델링하였으며, 점성 효과를 고려하기 위해 XFOIL을 이용하여 2차원 익형 공력 데이터베이스를 구축하였다. 실속 이후 영역에서 XFOIL의 낮은 신뢰성은 AERODAS 모델을 통해 보완하고자 하였다. 개발한 free wake method 해석 코드는 Caradonna & Tung 의 실험 데이터와 비교를 통하여 검증을 실시하였다.
설계 공간 내에서 전역해를 찾기 위해 유전알고리즘을 사용하였다. 설계 변수는 프로펠러 형상을 정의하기 위하여 반경방향으로의 시위 길이와 비틀림 각의 분포로 설정하였다. 위치에 따른 각 단면에서의 시위 길이와 비틀림 각을 설계 변수로 설정할 경우, 설계 변수의 개수가 많아져서 설계 공간에서 전역해를 찾기 위해 많은 전산 자원과 해석 시간이 요구 된다. 따라서 본 연구에서는 NURBS 법을 이용하여 시위 길이와 비틀림 각의 분포를 정의하고, NURBS 법 제어점의 x, y 좌표를 설계 변수로 설정하였다. 설계 대상으로는 농약 살포용 octo-copter를 선정하였다. 목적 함수는 비행 시간의 증대를 위해서, 제자리 비행이 가능한 추력을 발생하면서 required 동력을 최소화 하는 것으로 설정하였다.
최적 설계 framework을 이용하여 얻은 프로펠러 최적 형상은 hub 부근에서 큰 시위 길이를 갖는다. 반면 tip 부근에서는 작은 비틀림 각과 시위 길이를 가짐을 확인하였다. 최적 설계가 이러한 방향으로 수행된 이유는 프로펠러의 특성에서 찾아볼 수 있다. 프로펠러의 동력은 회전선속도의 세제곱에 비례하고, 추력은 제곱에 비례한다. 따라서 tip으로 갈수록 회전선속도가 커지는 프로펠러에서는 가능한 tip 부근에서 작은 힘을 발생시키는 것이 요구 동력을 최소화하는 문제에서는 유리하다. 이러한 이유로 최적 형상은 hub 부근에서 최대한 큰 힘을 발생시키고, tip 부근에서는 상대적으로 작은 힘을 발생시켜 제자리 비행을 위한 요구 추력은 만족시키면서 토크는 줄이는 방향으로 최적화가 진행되었음을 알 수 있다. 그 결과 최적 형상의 프로펠러는 baseline과 비교하였을 때, 제자리 비행이 가능한 추력 부근에서 소비되는 동력이 줄어듦을 확인하였다.

As interest in drones increases around the world, it is expected to be used in various fields. Especially, multi-copter is expected to be used in various fields such as logistics transportation, agriculture, information communication, disaster observation, and traffic volume measurement because of simple flight control and easy manufacturing. Currently, however, most multi-copter manufacturers do not use propulsion systems that are optimized for objective and flight conditions. Therefore, it is difficult to expect optimized performance for specific flight conditions.
Therefore, in this paper, the optimal design framework is constructed for the multi-copter to achieve the best performance under specific flight conditions. A free wake method code was developed for efficient and accurate performance prediction. Propellers were modeled using a weissinger lifting surface model and a two - dimensional airfoil aerodynamic database was constructed using XFOIL to account for viscous effects. The low reliability of XFOIL in the post - stall region was attempted to be complemented by using the AERODAS model. The developed free wake code was validated by Caradonna & Tung.
Genetic algorithms were used to find global solutions within the design space. The design variables were set to the distribution of the chord length and twist angle in the radial direction to define the propeller shape. When the chord length and twist angle in each section are set as design variables, the number of design variables increases, so that many computational resources and analysis time are required to find the global solution in the design space. Therefore, in this study, the distribution of the chord length and twist angle is defined by NURBS method, and the x and y coordinates of the NURBS method control point are set as design variables. Octo-copter for spraying pesticides was selected as the design target. In order to increase the flight time, the objective function is set to minimize the required power while generating the thrust capable of hovering flight. The optimum shape of the propeller obtained using the optimal design framework has a large chord length near the hub. On the other hand, it was confirmed that there is a small twist angle and chord length near tip region. The reason why the optimum design was performed in this direction can be found in the characteristics of the propeller. The power of the propeller is proportional to the cube of the revolution speed, and the thrust is proportional to the square. Therefore, it is advantageous for the propeller to minimize the demand power by generating a small force in the vicinity of the tip, because the speed of the rotor increases with the tip. For this reason, it can be understood that the optimum shape generates the maximum force in the vicinity of the hub, and the relatively small force is generated in the vicinity of the tip, thereby optimizing the torque to satisfy the required thrust and reducing the torque. The results showed that the optimal shape propeller showed a reduction in power consumption close to the thrust available for hovering flight, when compared with the baseline.

제 1 장 서론 1
1.1 연구 배경 및 동향 1
1.2 연구 목적 4
제 2 장 해석 기법 5
2.1 Vortex Flow 5
2.2 Induced Velocity 6
2.3 Vortex Core 11
2.4 Blade Modeling 16
2.5 Blade Loading 20
2.6 Truncation Boundary Condition 22
2.7 Free Wake Procedure 24
2.8 Code Structure 26
2.9 Code Validation 30
제 3 장 프로펠러 형상 최적설계 37
3.1 최적 설계 대상 37
3.2 설계 변수 38
3.3 목적 함수 및 제약 조건 41
3.4 최적 설계 Framework 41
3.5 최적 설계 결과 44
제 4 장 결론 48
참고문헌 50
Abstract 54

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