CRW UAV 추진시스템의 성능 최적화를 위한 동적 모델링 및 성능해석

Abstract

CRW type UAV는 회전익 모드와 고정익 모드 비행을 할 수 있는 추진시스템이다. 이는 터보제트 엔진과 로터리 덕트, 밸브와 메인 덕트를 포함한 덕트 시스템과 팁 제트 노즐과 메인 노즐을 포함한 노즐 시스템으로 구성되었다. 밸브를 이용하여 엔진으로부터 나오는 고온의 배기가스를 팁 제트 노즐과 주 노즐로 보낸다. 2개의 블레이드 로터는 회전익 모드의 수직 이착륙을 위해 사용되어진다. 또한 회전(hover)과 저속 전진비행을 위해 사용된다. 비행기가 적절한 전진비행 속도를 얻으면 양력은 로터로부터 카나드(Canard)와 수직꼬리날개(Horizontal tail)로 전달된다. 이 때 블레이드 로터는 동체에 고정되게 된 후 고정익 모드 비행을 한다. 먼저 엔진에 대한 천이 성능해석을 수행하였다. 최적화된 연료 스케쥴을 이용하여 스텝(step case)과 램프(ramp case)에서 엔진 모델에 대한 천이 성능 해석을 수행하였고 프로그램의 정확성을 입증하기 위하여 상업용 프로그램인 GSP와 비교를 하였다. 성능 해석 결과 스텝(step case)인 경우 공회전(Idle)조건에서 최대회전수(Maximum rotational Speed)까지 연료유량의 급격한 투입은 터빈 입구 온도의 과온(Overshoot) 현상을 일으켰다. 이에 램프(ramp case)로 공회전(Idle)조건에서 최대회전수(Maximum rotational Speed)까지 연료유량을 주입 시간을 지연시킬 경우에 터빈 입구온도의 과온 현상이 줄어듦을 알 수 있었다. 고정익 모드에서 엔진의 작동영역에 대한 천이 성능 변화를 살펴보기 위하여 연료유량 증가 시간의 변화에 따른 성능 해석을 수행하였다. 고정익 모드의 비행영역인 고도 1Km 비행 마하수 0.1인 경우와 고도 3Km 비행 마하수 0.3인 경우에 엔진의 주요 성능 변수들의 변화를 살펴보았다. 회전익 모드에서 엔진의 작동영역에 대한 천이 성능 변화를 살펴보기 위하여 연료유량 증가 시간의 변화에 따른 성능 해석을 수행하였다. 회전익 모드의 비행영역인 고도 0Km 비행 마하수 0인 지상정지 대기조건인 경우와 고도 1Km 비행 마하수 0.1인 경우에 엔진의 주요 성능 변수들의 변화를 살펴보았다. 고정익 모드와 회전익 모드 성능 해석 결과 유사한 경향을 보였다. 엔진에 대한 천이성능 해석을 한 경우와 마찬가지고 급격한 연료 유량의 증가는 터빈 입구온도의 과온 현상을 일으켰고 로터축의 관성의 영향과 ICV 적용 방법으로 인해 덕트 출구에서의 압력이 감소하였다 증가하는 경향을 보였다. 비행 모드 천이는 밸브각의 변화에 의해 일어난다. 밸브의 개념에서 볼 때, 밸브가 닫혀있게 되면 유량은 메인 덕트를 지나 메인 노즐(가변 노즐)을 통해 분사되고 밸브가 열리게 되면 메인 노즐은 닫히게 되고 유량은 로터리 덕트를 지나 팁 제트 노즐(고정 노즐)을 통해 대기중으로 분사된다. 이 때 밸브각의 변화에 따라서 팁 제트 노즐과 메인 노즐로 빠져나가는 유량이 변하게 되고 이 유량들의 합은 터빈의 출구 유량과 같다. 비행 천이 영역인 고도 1Km 비행 마하수 0.1에서 연료유량 스케쥴은 최대회전수로 하였고 회전익 모드에서 고정익 모드로 고정익 모드에서 회전익 모드로 천이시 성능 해석을 수행하였다.|A propulsion system of the CRW(Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) was composed of the turbojet engine, exhaust nozzles including some tip jet nozzles and a main nozzle and the duct system including straight ducts, curved ducts and master valve. The CRW type UAV has three different flight modes such as the rotary wing mode for take-off and landing, the high speed forward flight mode with the fixed wing and the transition flight mode between the previously mentioned two flight modes. In order to evaluate transient performance characteristics of the CRW type UAV propulsion system during flight mode transition, the propulsion system was modeled using SIMULINK which is an user-friendly GUI type dynamic analysis tool provided by MATLAB, in this study. The performance analysis using the proposed models was performed at various flight conditions, valve angle positions and fuel flow schedules, and analysis results could set the safely flight mode transition region to satisfy the inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Performance analysis results using the SIMULINK were compared with them using the commercial program GSP. Transient performance behaviors at the rotary wing flight mode were investigated with three linear fuel increase schedules from idle to maximum rotational speed. According to analysis results, the faster fuel increase, the more turbine inlet temperature over shoot occurs. And the net thrust at tip jet nozzles, decrease rapidly at initial condition then increase fast to the converged steady-state condition. Therefore in order to operate safely the engine, the fuel throttle; showed be slowly performed. During flight mode transition from the rotary wing mode to the fixed wing mode, master valve position of the duct system was linearly closed and the variable main nozzle exit area was gradually increased with chocking condition. At this condition, tip jet nozzle inlet pressure was fell down to atmospheric pressure, but main nozzle inlet pressure was mostly kept except for friction loss. Total net thrust was oscillatorilly increased. During flight mode transition from the fixed wing mode to rotary wing mode, the master valve was linearly opened and the main nozzle exit area was gradually closed with chocking condition. At this condition, tip jet nozzle inlet pressure was rapidly increased, but main nozzle inlet pressure was mostly kept. Total net thrust also was oscillatorilly decreased. Through this investigation, it was found that severe thrust fluctuation should be considered for safe flight during flight mode transition even though operation of the master valve is slowly scheduled