블레이드 매수에 따른 로터-에어프레임 공력 소음 저감 연구

1. 서 론

최근 인구 밀집, 교통 혼잡 등 도심 내 사회적 문제의 해결책으로 도심 항공 모빌리티(urban air mobility, UAM)의 도입이 주목받고 있다. UAM 비행체는 분산전기추진 시스템(distributed electronic propulsion system, DEP)을 기반으로 한 차세대 회전익 항공기로, 150 m ~ 1500 m의 저고도 영역에서의 제자리 비행 및 수직이착륙 운용을 통해 도심 간 여객 및 화물 운송 등 다양한 공공 임무 수행이 가능하다⁽¹⁾. 대표적인 플랫폼으로써 vectored thrust 형태의 S4(Joby), S-A1(Supernal), multi copter 형태의 216F(Ehang), Volocity(Volocopter), lift+cruise 형태의 Cora(Kittyhawk) 등이 있다. 이 같은 기체들은 DEP 시스템 적용을 통해 여분의 추력 시스템을 확보할 수 있고 로터 블레이드의 끝단 마하수를 낮출 수 있어 비행 안정성 및 저소음 성능을 개선하는 것을 목적으로 지속적인 연구 개발이 수행되고 있다.

하지만, 다수의 로터 시스템 적용은 로터-로터, 로터-동체, 로터-날개, 로터-에어프레임 등의 복잡한 공기역학적 상호간섭 현상을 유발한다. 상대적으로 크기가 작은 블레이드는 disk loading이 높아 강한 세기의 후류를 생성하고, 이는 구성요소 간 주기적인 상호간섭을 유발한다. 결과적으로 항공기의 비정상 공력 하중 및 진동을 유발하여 비행 안정성을 저해시키고, 이는 주요 소음원으로 작용할 가능성이 높다⁽²⁾. Droandi et al.은 PIV(particle image velocimetry) 측정 및 CFD(computational fluid dynamics) 해석을 통해 제자리 비행 중인 틸트윙 비행체에서 발생하는 로터-날개 간 상호작용이 후류 구조 및 로터, 날개의 성능과 요구 동력에 미치는 영향을 고찰하였다⁽³⁾. Zhang et al.은 제자리 비행 중인 UAM 비행체의 로터 downwash로 인해 발생한 동체의 공력 성능 감소와 로터-날개 간 국부적인 상호간섭으로 인한 비대칭적인 로터 추력 분포를 예측하였다⁽⁴⁾. Sagaga et al.은 side-by-side 형태 eVTOL(electric vertical take-off and landing)의 overlap에 따른 공력 소음 분석을 통해 로터-로터, 로터-동체 간 상호작용은 공력 성능 저감 및 톤 소음의 주된 원인으로 작용함을 확인하였다⁽⁵⁾. Smith et al.은 CFD 해석을 통해 단일 로터 조건 대비 로터-날개 모델의 하부 방향 하중 소음이 최대 약 8 dB 증가함을 예측하였고⁽⁶⁾, Jia et al.은 쿼드롭터 기반 eVTOL의 전진 비행 시 기체의 각 구성요소에서 발생하는 소음 기여도 분석을 통해, 회전체인 로터 외 구성요소에서 발생한 소음 예측의 중요성을 시사하였다⁽⁷⁾.

앞서 고찰한 것과 같이 UAM 비행체를 구성하는 다양한 구성품 간의 공력 간섭은 비행체의 공력 성능 변화와 소음 발생에 직접적인 영향을 미치는 요인으로 작용한다. 특히 다중 로터 시스템의 경우, 로터의 개수가 늘어남에 따라 로터와 동체를 연결하는 에어프레임과의 간섭현상이 빈번하게 발생한다. 특히 로터 하부 또는 동축 로터 사이에 위치하는 에어프레임은 로터의 강한 끝단 와류와 직접적인 영향을 받아 로터 후류 구조 발달에 영향을 미치고, 비정상 하중 및 소음 발생을 유발하므로 UAM 비행체의 소음 저감을 위해 관련된 연구가 다수 수행 중이다⁽⁸⁾. Zawdney et al.은 로터-에어프레임 간 간섭현상이 톤 소음의 원인으로 작용하며⁽⁹⁾, 특히 BPF(blade passing frequency)와 관련된 고조파(harmonics) 소음이 에어프레임에서 발생함을 확인하였다. Kim et al.은 near field의 와도장 예측을 통해 에어프레임 표면에서의 로터 후류 분산 및 조기 소산이 소음압 레벨(sound pressure level, SPL) 상승의 원인임을 확인하였다⁽¹⁰⁾. 또한, 로터와 에어프레임 간의 거리가 가까워질수록 증가하는 소음 수준을 예측하였으며, 최대 12 dB까지 소음 수준이 증가한 것을 확인하였다. Jia et al.은 제자리 비행 조건에서 동축 로터와 에어프레임의 소음 측정 실험을 통해, 간섭현상으로 인해 발생하는 소음을 저감하기 위한 최적의 로터-에어프레임 배치안을 제시하였다⁽¹¹⁾. Wang et al.은 소형 무인기의 프로펠러 위치에 따른 소음 측정 실험을 통해 프로펠러 후류와 난류 유동장의 영향으로 에어프레임에서 톤 소음이 발생할 수 있음을 확인하였다⁽¹²⁾.

앞서 선행 연구를 통해, 차세대 회전익기의 로터와 기체 구성품, 특히 에어프레임과의 간섭현상이 기체의 공력 성능 및 소음 발생에 상당한 영향을 미칠 수 있음을 확인할 수 있었다. 따라서, 이 연구에서는 로터-에어프레임 형상에서 발생하는 공력 소음 저감을 목적으로 로터 블레이드 매수 변화에 따른 공력 간섭현상을 고찰하고, 이를 바탕으로 소음 변화를 분석하였다. 패널법(panel method), 비정상 와류 입자법(vortex particle method) 기반 공력 해석자를 이용하여 제자리 비행 중인 DJI Phantom 2 블레이드와 에어프레임이 결합된 형상에 대한 공력 해석을 수행하였다. 주기적으로 발생하는 공력 하중을 시계열 데이터 및 PSD(power spectral density)를 통한 주파수 분석을 수행하였으며, FW-H(Ffowcs Williams-Hawkings) 음향 상사법 기반 소음 모델을 이용하여 공력 소음을 예측하였다. 이 연구에서는 블레이드 매수에 따른 진동 및 하중 소음 저감 효과를 고찰하여 기체의 형상 변경 및 추가 부착물에 대한 요구 없이 진동, 소음을 효과적으로 저감할 수 있는 수동형 저감 방안을 제시하였다.

2. 수치해석 기법

3. 해석 모델 및 조건

이 연구에서는 로터 및 에어프레임의 상호간섭 현상 분석을 위해 DJI 9443 로터 블레이드를 전산 해석 모델로 선정하였다. 패널법과 와류 입자법으로 모델링한 로터와 에어프레임 형상은 Fig. 1과 같다. 해당 모델은 DJI Phantom 2에 적용되는 블레이드로, root 부근에서 높은 테이퍼 비를 지니는 것이 특징이다. 에어프레임은 직경 0.016 m, 길이 0.163 m의 원통형 구조로 정의하였고, 에어프레임의 끝단이 로터의 회전 중심에 위치하고 회전축을 기준으로 0.36 m 하부 방향으로 배치하였다. 이 연구에서 로터-에어프레임 간의 간섭현상이 진동 및 소음 발생에 미치는 영향을 중점적으로 분석하는 것이 목적이므로, 로터, 에어프레임을 제외한 스트럿 바, 모터 하우징 등의 다른 형상 요소는 고려하지 않았다.

Fig. 1

Geometry of DJI phantom 2 rotor blade and airframe modeled by source-doublet panels with vortex particles

이 연구에서는 블레이드 매수에 따른 기체 구성 요소별 진동 하중 및 소음 저감 효과에 대한 분석을 수행하였다. 따라서 블레이드 2매, 3매, 4매를 해석 조건으로 정의하였으며, 동일 로터 추력 조건에서의 소음 방사 예측을 위해 로터 추력 3 N을 도출할 수 있는 조건별 회전 속도를 선정하였다. 이를 통해 블레이드 2매, 3매, 4매 조건에서 각각 로터 회전 속도 8110 r/min, 6750 r/min, 6160 r/min을 도출하였으며, 구체적인 모델 제원 및 해석 조건은 Table 1, Table 2를 통해 정리하였다. 또한, 프로펠러-에어프레임 간 공기역학적 간섭현상 분석에 앞서 시간 간격에 따른 수렴도 테스트 진행하였다. 에어프레임을 제외한 단일 DJI 9443 로터의 제자리 비행 시 추력을 예측하여 실험값과 비교하였으며, 회전속도 5400 r/min 조건에서의 예측 결과를 Table 3에 제시하였다. 로터 추력 예측 결과, 시간 간격이 조밀해질수록 실험값과의 오차는 감소하는 경향을 보였으며 시간 간격 1° 조건의 경우 실험값과의 최소 오차를 도출하였다. 이에 이 연구에서는 구성요소 간 상호작용 현상을 정밀하게 예측하기 위해 해당 시간 간격을 전산 해석 조건으로 선정하였다.

Table 1

Geometric sanctification of the DJI 9443 rotor and airframe

Table 2

Simulation condition for the hover flight of the DJI 9443 rotor and airframe

Table 3

Comparison of rotor thrust and computational costs for time step resolution levels

소음 예측 시 고도각 15° 간격으로 총 24개의 수음자를 배치하였으며, XZ 평면 기준 로터 및 에어프레임으로부터 1.8 m 떨어진 위치에서의 원거리 소음을 예측하였다. 이때 에어프레임과 인접한 로터 디스크 평면을 고도각 0°로 정의하였으며 회전축 기준 로터 상부는 고도각 90°, 하부는 고도각 270°이다. 외재적 시간 전진 기법을 적용하여 총 10회전의 공력 해석을 수행하였고 마지막 1회전 동안의 로터, 에어프레임 공력 하중을 소음원으로 사용하였다.

4. 결과 및 고찰

4.1 블레이드 매수에 따른 공력 해석 결과

로터 블레이드와 에어프레임 간 상호 간섭 현상이 기체 구성요소의 공기력에 미치는 영향을 분석하고자, 로터 및 에어프레임에 작용하는 비정상 공력 하중 예측을 수행하였다. Fig. 2는 전체 10회전 결과 중 마지막 2회전 시 로터 추력을 블레이드 매수 변화에 따라 비교한 결과이다. 앞서 언급한 것과 같이 블레이드 매수가 변화하더라도 로터 시스템은 동일한 3 N의 추력이 발생하도록 회전 속도를 각각 조정하였다. 따라서 평균 추력은 모두 3 N으로 동일하게 도출되었지만 주기적인 추력의 진폭에서는 차이가 발생하였다. 특히, 매수 변화에 따라 2/rev, 3/rev, 4/rev의 일정한 주기성을 확인할 수 있었는데, 이는 블레이드 1매가 에어프레임의 상부를 지나갈 때마다 국소적 지면 효과가 발생하고, 블레이드의 전 반경 방향으로 유효받음각이 상승한 것이 원인이다. 또한 에어프레임과의 상호작용으로 인해 발생하는 main lobe 외 낮은 진폭의 진동 성분 또한 관측되었다. 이는 로터 하부로 확산되는 후류 입자의 upwash로 인해 발생한 것으로 판단된다. 이 같은 공력 진동 성분은 블레이드 매수가 증가함에 따라 그 진폭이 감소하는 것을 확인하였다. 동일 로터 추력 조건에서 매수가 증가함에 따라 블레이드 1매에 작용하는 공기력은 감소하였고, 결과적으로 에어프레임 간의 공력 간섭 현상이 약화되어 지면 효과가 감소하였다.

Fig. 2

Time history of the rotor thrust variation for different number of blade

Fig. 3은 로터 블레이드 매수에 따라 에어프레임에 작용하는 공기력을 비교한 것으로, 전체 10회전 해석 결과 중 마지막 2회전의 결과를 사용하였다. 전역 좌표계 기준 3축 방향의 공기력을 분석하였으며, x축과 y축은 각각 에어프레임의 길이 방향 및 반경 방향을, z축은 로터 회전면의 수직 방향을 의미한다. 예측 결과, 앞선 로터 추력 변화와 동일하게 블레이드 매수에 따른 주기적인 /rev 성분의 공력 하중 진동을 확인할 수 있었으며, 매수가 증가함에 따라 진동 하중 진폭은 감소하였다. 이는 동추력 조건에서 블레이드 1매의 공력 하중 저감으로 인해 로터 후류의 강도 및 에어프레임에 작용하는 영향성이 감소한 것이 원인으로 판단된다. 또한, 기체의 양력 성분으로 대표되는 z축 하중에 비해 에어프레임의 반경 하중 성분인 y축 하중이 강세임을 확인할 수 있었다. 블레이드가 에어프레임과 인접하거나 멀어짐에 따라 로터 회전 방향으로 변화하는 표면 압력 변화가 발생한다. 이같이 블레이드의 위치 변화가 y축 공력 성분의 강한 진동 성분을 유발한 것으로 판단되며 로터 후류의 영향 외 에어프레임 비정상 하중 발생의 대표적인 원인으로 작용할 수 있음을 확인하였다. 제자리 비행 조건 블레이드 매수에 따른 에어프레임 상부 영역의 표면 압력 분포 예측 결과는 Fig. 4와 같다. 블레이드 1매가 에어프레임 상부에 위치하는 방위각 0° 시점의 순간적인 표면 압력을 예측하였으며, 모든 블레이드 매수 조건에서 해당 시점의 에어프레임 상부 영역 표면 압력이 상승하는 경향을 확인하였다. 압력 상승 영역의 경우 블레이드와 인접한 x/L = 0.5 부근에 집중되었으며, 블레이드 매수가 증가할수록 타 영역 대비 표면 압력 증가량이 감소하였다. 이 같은 경향이 앞서 도출한 에어프레임의 공력 하중 변화와 일치하는 것을 통해, 블레이드 매수 증가는 에어프레임에 작용하는 공력 하중 저감에 효과적임을 확인할 수 있었다.

Fig. 3

Time histories of the aerodynamic loads variation in the globlal coordinate systems (x, y, and z direction) of airframe for different number of blade

Fig. 4

Contour of instantaneous airframe surface pressure coefficient (CP) derivation for different number of blade

앞서 언급한 로터 블레이드 및 에어프레임의 공력 하중 변화와 표면 압력 분포 예측을 통해, 제자리 비행 조건에서 각 기체 구성요소 간 발생하는 상호작용이 공력 특성에 미치는 영향을 분석할 수 있었다. 이와 더불어, 에어프레임의 진동 성분에 대해 주파수 분석을 수행한 결과는 Fig. 5와 같다. 에어프레임의 표면적에 작용하는 압력을 통한 power density 분포를 비교하였다. 블레이드 2매 조건의 경우, 2/rev 및 그 조화 주파수(harmonic frequency) 영역에서 power density 성분의 peak를 확인할 수 있었으며, 해당 peak는 조화 주파수가 증가할수록 감소하였다. 블레이드 3매 및 4매 조건 또한 각 로터 회전 속도에 따른 BPF와 그 조화 주파수 영역에서의 성분이 우세하게 나타났다. 반면 블레이드 4매 조건의 경우 전반적으로 가장 낮은 power density 분포가 예측되었으며, BPF 및 조화 주파수 외의 영역 간 하중 차이가 감소한 것을 확인하였다. 특히 4/rev의 주기성 외 2/rev에 해당하는 주파수 영역의 추가적인 peak 성분을 확인하였다. 블레이드 매수가 증가하면 블레이드 간 간격이 축소되고 짧은 피치 거리의 후류가 형성된다. 이로 인해 증가한 로터 하부 영역의 불규칙한 후류 구조와 비정상 공력 성분이 원인인 것으로 판단된다.

Fig. 5

Harmonic analysis of the airframe surface pressure for different blade numbers, presented in terms of power spectral density (PSD)

이때 블레이드 매수에 따른 최대 power density와 에어프레임 표면 압력 적분해의 RMS(root mean square) 값을 통해 도출한 버펫 하중을 비교한 결과는 Table 4와 같다. 블레이드 2매 조건에서 최대의 power density가 예측되었으며, 특히 로터 총 추력보다 높은 에어프레임 버펫 하중이 도출되었다. 이 같은 진동 하중은 블레이드 매수가 증가할수록 저감되었으며, 이를 통해 블레이드와 에어프레임 간 상호작용이 에어프레임의 상당한 공력 진동을 유발할 수 있음을 확인하였다.

Table 4

Comparison of airframe buffet load and maximum power density for different number of blade

에어프레임 공력 성분의 단면 분포를 예측한 결과는 Fig. 6과 같다. Fig. 6은 에어프레임 길이 방향으로 분포하는 power density를 컨투어로 표현한 결과이다. 에어프레임 윗면의 중심선을 기준으로 root부터 tip까지 작용하는 표면 압력의 조화 성분을 이용하였다. 블레이드 매수에 따른 PSD 예측 결과, 앞선 표면 압력의 적분해와 같이 BPF 및 그 조화 주파수 영역의 공력 하중의 peak를 확인할 수 있었으며, 블레이드 2매 조건에서 가장 높은 power density 분포가 예측되었다. 또한 모든 매수 조건에서 x = 0.07 ~ x = 1.20 영역의 우세가 관측되었는데, 이는 로터 블레이드의 강한 끝단 와류가 하부 방향으로 확산됨에 따라 에어프레임과 직접 접촉하는 정체점 영역이기 때문으로 판단된다. 매수가 증가함에 따라 에어프레임 길이 방향으로의 전반적인 공력 하중이 감소하였으며, 블레이드 4매 조건의 경우 BPF 및 조화 주파수 외 영역과의 power density 값 차이가 감소된 것을 확인하였다. 특히 타 매수 조건과 달리 x = 0.07 이하 영역에서의 공력 하중 성분의 peak가 추가로 관측되었다. 이는 Fig. 5의 에어프레임 표면 압력의 조화 성분에서 확인할 수 있었듯, 로터 하부 영역의 불규칙한 난류 구조로 인해 발생한 공력 성분에서 기인한 것으로 판단된다.

Fig. 6

Sectional harmonic contour of the airframe surface pressure at center line for different blade numbers in terms of power density

앞선 로터 블레이드 및 에어프레임에 작용하는 공력 하중 예측 결과, 두 구성 요소간 발생하는 공력 간섭이 진동 및 비정상 하중의 주된 원인으로 작용함을 확인하였다. 또한 블레이드 매수가 증가함에 따라 이러한 공력 간섭 현상이 완화되는 경향을 보였다. 이에 해당 메커니즘에 대한 정량적, 정성적 분석을 위한 로터 후류 구조를 예측하였으며, 예측 결과는 Fig. 7과 같다. 블레이드 매수가 증가함에 따라 감소한 블레이드 1매의 공력 하중으로 인해, 후류 입자의 강도 또한 감소하는 경향을 보였다. 특히 매수가 증가할수록 나선형 구조의 후류 피치 거리가 감소하며, 후류 구조가 조기에 붕괴되는 현상을 관측하였다.

Fig. 7

Wake structure of rotor blade for different number of blade

이 같은 경향은 근거리 와도장 예측 결과에서도 동일하게 확인할 수 있었다. Fig. 8은 에어프레임 중심을 기준으로 한 XZ 평면에서의 와도 분포를 예측한 결과이다. 블레이드 매수가 증가할수록 하부로 전파되는 와도의 강도 및 피치 거리가 감소하였으며, 에어프레임 인근에서 보다 불규칙한 유동 분포가 형성되는 것을 관측하였다. 이를 통해 블레이드 매수 증가에 따라 후류의 강도가 약해지고, 나선형의 후류 구조가 조기에 붕괴됨에 따라 후류-에어프레임 간의 간섭현상이 감소하는 것을 확인했고, 이는 결과적으로 에어프레임의 진동 및 소음을 저감할 수 있는 주요 원인으로 작용함을 확인할 수 있었다.

Fig. 8

Vorticity distribution of rotor blade in XZ plane for different number of blade

4.2 블레이드 매수에 따른 소음 해석 결과

앞선 로터-에어프레임 간 발생하는 공기역학적 상호작용 분석을 통해, 해당 현상이 블레이드 및 에어프레임에 상당한 공기력을 유발하는 것을 확인하였다. 이후 이 같은 공력 특성이 소음 방사 경향에 미치는 영향 및 기체 구성 요소 간 소음 기여도를 비교하였으며, 블레이드 매수에 따른 소음 저감 효과를 고찰하였다. 로터 블레이드의 제자리 비행 시 발생하는 소음의 경우, 고주파 대역에서의 광대역 소음이 차지하는 기여도는 제한적이다^(24~26). 특히, 이 연구는 블레이드 매수 증가가 로터와 에어프레임의 비정상 하중 소음 저감에 미치는 효과를 분석하는 것이 주된 목적이므로, 하중 소음 기반의 톤 소음을 중심으로 OASPL(overall sound pressure level)을 분석하였다. Fig. 9는 블레이드 매수에 따라 로터와 에어프레임을 중심으로 고도각 15° 간격의 수음 위치에서 하중 소음을 예측한 결과이다. 모든 블레이드 매수 조건에서 해석 모델 상, 하부 영역으로의 강한 하중 소음의 SPL 방사 경향을 확인할 수 있었다. 로터 블레이드의 경우, 제자리 비행 시 비정상 공력 하중에 의한 쌍극자 음원은 회전면 기준 상, 하부 영역으로 방사되는 것이 특징이다⁽²⁷⁾. 에어프레임 또한 로터 후류 확산 및 블레이드의 회전 운동으로 발생한 표면 압력 변화로 인해 유사한 하중 소음 방사 경향이 도출되었다. 특히 고도각 90°, 270° 지점에서 로터 블레이드 하중 소음에 비해 높은 기여도의 에어프레임 소음이 발생하였다. Fig. 3과 Fig. 4에서 확인할 수 있듯이, 블레이드가 에어프레임 상부로 접근함에 따라 증가한 정체 압력은 주기적인 비정상 하중을 유발한다. 이는 상대적으로 넓은 표면적을 갖는 에어프레임에서 강한 하중 소음을 발생시키며, 로터 블레이드에 비해 상대적으로 큰 기여도를 보인 것으로 판단된다. 이를 통해 정지된 에어프레임에 작용하는 비정상 공력 하중 성분이 로터 블레이드 이외의 소음원으로 작용할 수 있음을 확인하였다. 또한, 블레이드 매수가 증가함에 따라 모든 고도각 방향으로 방사되는 소음이 저감되었다. 이는 앞선 공력 예측 결과에서 관측할 수 있었듯, 매수가 증가함에 따라 감쇠한 블레이드 1매의 공력 하중 및 에어프레임의 진동 성분이 원인으로 작용하였다.

Fig. 9

Directivity of loading noise SPL contributions from the rotor and airframe as a function of elevation angle for different blade numbers

Table 5는 전 고도각 지점에서 예측된 SPL의 합을 블레이드 매수 조건에 따라 비교한 결과이다. 모든 조건에서 로터 대비 강한 에어프레임의 하중 소음을 확인하였으며, 블레이드 매수가 증가할수록 로터와 에어프레임의 하중 소음이 저감되는 경향을 확인하였다. 특히 블레이드 4매 조건이 2매 조건에 비해 최대 3.6 dB의 하중 소음이 저감되었다.

Table 5

Comparison of rotor blade and airframe OASPL at different number of blade

5. 결 론

이 연구에서는 블레이드 매수 변화가 로터-에어프레임 공력 소음 저감에 미치는 영향을 분석하였다. source-doublet 패널법과 비정상 와류 입자법 기반 회전익기 공력 해석자를 이용하여 제자리 비행 시 DJI Phantom2 로터 블레이드 및 에어프레임 간 상호 간섭이 공력 성능에 미치는 영향을 고찰하였으며, FW-H 음향 상사법 기반 소음 해석자를 이용하여 블레이드 매수에 따른 각 기체 구성요소의 소음 방사 경향을 예측하였다.

로터 블레이드 공력 하중 예측 결과, 에어프레임의 국소적 지면 효과로 인해 블레이드 매수에 따른 /rev 성분의 진동이 발생하였으며, 매수가 증가할수록 그 진폭은 저감되었다. 에어프레임 공력 하중 예측 결과에서도 유사한 경향을 관측할 수 있었다. 모든 매수 조건에서 주기적으로 진동하는 에어프레임 하중을 확인하였으며, 매수가 증가할수록 진동의 주기가 짧아지고 진폭이 감소하는 것을 확인하였다. 특히 모든 조건에서 지배적인 에어프레임의 반경 방향 하중을 확인하였는데, 이는 로터가 회전함에 따라 y축 방향으로의 표면 압력 변화량이 부각된 것에서 기인한다. 이로 인해 각 매수 조건의 BPF 및 조화 주파수 영역에서의 power density의 peak를 확인할 수 있었으며, 매수가 증가할수록 에어프레임의 버펫 하중이 저감되는 효과를 확인하였다. 블레이드 매수에 따른 하중 소음 예측 결과, 고도각 90°, 270° 영역에서 높은 소음 방사 경향을 확인하였으며, 매수가 증가함에 따라 블레이드 및 에어프레임의 SPL이 저감되었다. 특히 블레이드 4매 조건의 경우 2매 조건 대비 최대 3.6 dB의 전체 하중 소음 저감 효과를 확인할 수 있었다.

이 연구에서는 공력 해석 시 비점성, 비압축성 유동을 가정하여 로터와 에어프레임의 표면 경계층 유동의 효과를 고려하지 못하였고, 이로 인해 발생하는 난류 소음의 영향을 반영하지 못했다. 또한 간섭현상으로 인해 발생하는 유동 기인 소음을 제외하고, 비정상 하중 소음을 포함한 톤 소음만을 분석하였다는 한계가 존재한다. 따라서 향후 연구에서는 CFD 기법과의 연계 해석을 통해 투과면 기반 소음 예측을 진행하여 고주파수 영역의 광대역 소음 기여도 분석을 함께 수행할 계획이다.

Acknowledgments

이 논문은 2022년 정부(방위사업청)의 재원으로 국방기술진흥연구소의 지원을 받아 수행된 연구임(KRIT-CT-22-026).

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