KR20190046086A - Blade for quad tilt rotor unmaned aerial vehicles and unmaned aerial vehicles having the same - Google Patents
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Abstract
본 발명은, 피치축(pitch axis)의 r/R에 따른 x축 방향 위치는 아래 [식 1]로 표현되고, 상기 피치축의 r/R에 따른 z축 방향 위치는 아래 [식 2]로 표현되는 것을 특징으로 하는 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드를 제공한다.
[식 1]
[식 2]
본 발명은 쿼드틸트로터 블레이드 형상을 최적 설계함으로써, 소요동력을 최소화하고 성능효율을 증가시키면 무인기의 성능 증가를 향상시킨 효과가 발생한다.In the present invention, the position in the x-axis direction along the r / R of the pitch axis is represented by the following [Expression 1], and the position in the z-axis direction along the r / R of the pitch axis is expressed by [Expression 2] Wherein the blade of the quad tiltrotor UAV is provided.
[Formula 1]
[Formula 2]
The present invention improves the performance of the UAV by minimizing the required power and increasing the performance efficiency by optimally designing the shape of the quad tiltrotor blade.
Description
본 발명은 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드 형상 및 구조에 관한 것이며, 구체적으로는 쿼드틸트 로터 무인기의 운용영역에서 프롭로터 블레이드의 소요동력 감소 및 성능효율 증가를 위해 최적화된 블레이드 및 이를 구비한 무인기에 관한 것이다.The present invention relates to a blade shape and structure of a quad tiltrotor UAV, and more particularly, to an optimized blade and a UAV provided with the same for reducing the required power and increasing the performance efficiency of the prop rotor blades in the operation region of the quad tilt rotor UAV .
일반적으로 무인기(UAV)는 사람이 타지 않고 무선전파의 유도에 의해 비행하는 비행기나 헬리콥터 모양의 비행체를 말하며, 최근에는 상기 무인기를 이용하여 군사적, 상업적으로 널리 이용되고 있으며, 이에 대한 연구 또한 활발히 진행되고 있다.Generally, UAV refers to an airplane or a helicopter-like airplane flying by induction of radio waves without burning. Recently, UAV has been widely used for military and commercial purposes. .
이러한 무인기는 고정익, 회전익, 복합형 등 사용목적에 맞게 다양한 형태로 이루어진다. 고정익은 일반 항공기와 같이 고정익 날개에서 발생하는 양력을 이용하여 비행을 하는 무인기이며, 회전익은 회전하는 날개에서 발생하는 힘을 이용하여 비행하며, 상기 복합형은 상기 고정익과 회전익의 원리를 이용하는 틸트-로터(tilt-rotor) 무인기 등을 말한다.Such UAVs are made in various forms to suit the purpose of use, such as fixed wing, flywheel, and hybrid type. A fixed blade is a unmanned aerial vehicle that uses a lift generated from a fixed blade such as a general airplane. The rotor blade uses a force generated from a rotating blade, and the hybrid blade uses a tilt- Rotor (tilt-rotor) UAV.
틸트-로터 무인기는 헬리콥터처럼 수직으로 상승하여 비행기처럼 비행하는 무인항공기이며, 고속비행과 고(高)고도 비행이 가능하므로 관측하고자 하는 곳으로 신속하게 이동하여 육지에서 상황을 주야간으로 실시간 관찰할 수 있다.The tilt-rotor UAV is a helicopter-like unmanned aircraft that flies like a plane and can fly at high speeds and fly at high altitudes. have.
즉, 틸트-로터 무인기는 고정익 형상의 몸체와 날개를 가지며, 날개 양단에는 로터라고 불리는 프로펠러가 형성된다. 이, 착륙 시에는 도 1에 도시된 것처럼 헬리콥터처럼 프로펠러를 수직방향으로 세우고 회전하게 되며, 비행할 시에는 도 2에 도시된 것처럼 프로펠러를 나아가고자 하는 방향 즉, 수평방향으로 눕혀 운용하는 무인기이다. That is, the tilt-rotor UAV has a fixed wing body and wings, and at both ends of the wing, a propeller called a rotor is formed. When landing, the propeller is rotated in a vertical direction like a helicopter as shown in FIG. 1, and when it is flying, it is a UAV that lies in a direction to propel the propeller as shown in FIG.
이러한 틸트-로터 무인기의 블레이드의 일반적인 형상이 도 3에 도시되어 있다. 종래의 프롭로터 블레이드의 플랜폼 형상은 도 3과 같이 직사각형을 기본으로 테이퍼 비(taper ratio) 만 적용된 형태가 일반적이다. The general shape of the blade of this tilt-rotor UAV is shown in Fig. Conventionally, the profile shape of a conventional prop rotor blade is generally a shape in which only a taper ratio is applied based on a rectangle as shown in FIG.
본 발명은 이러한 쿼드틸트 무인기에 사용되는 블레이드의 형상을 최적화한 것에 관한 발명이다.The present invention relates to optimization of the shape of a blade used for such a quad tilt UAV.
본 발명은 쿼드틸트로터 무인기의 주요 성능은 장착되는 프롭로터의 성능 효율, 모터 등의 추진시스템, 동체 양항비 등에 의해 결정되며, 무인기의 소요동력 저감 시 체공시간 증가, 운용반경 증가 등 임무를 확장할 수 있음을 고려하여, 프롭로터 블레이드 형상을 최적 설계하여 소요동력을 최소화하고 성능효율을 증가시키면 무인기의 성능 증가를 향상시키는 것을 목적으로 한다.The main performance of the quad tiltrotor UAV is determined by the performance efficiency of the mounted prop rotor, the propulsion system of the motor and the charge ratio of the fuselage, and it is possible to expand the mission such as increasing the running time and increasing the operating radius when the power required for UAV is reduced It is aimed to improve the performance of the UAV by optimizing the shape of the prop rotor blades and minimizing the required power and increasing the performance efficiency.
이를 위해 본 발명은 블레이드의 소요동력을 줄이기 위한 익형의 배치, 블레이드 코드 길이, 비틀림 각으로 이루어지는 플랜폼에 대한 최적설계를 수행하는 것을 목적으로 한다.To this end, it is an object of the present invention to carry out an optimum design for a planoform comprising an airfoil arrangement, a blade cord length, and a twist angle for reducing power required for a blade.
본 발명은, 피치축(pitch axis)의 r/R에 따른 x축 방향 위치는 아래 [식 1]로 표현되고, 상기 피치축의 r/R에 따른 z축 방향 위치는 아래 [식 2]로 표현되는 것을 특징으로 하는 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드를 제공한다.In the present invention, the position in the x-axis direction along the r / R of the pitch axis is represented by the following [Expression 1], and the position in the z-axis direction along the r / R of the pitch axis is expressed by [Expression 2] Wherein the blade of the quad tiltrotor UAV is provided.
[식 1][Formula 1]
[식 2][Formula 2]
여기서, R은 블레이드의 반경이고, r은 블레이드 스팬위치이다.Where R is the radius of the blade and r is the blade span position.
상기 블레이드의 코드비(chord ratio, c/R), 두께비(t/c) 및 비틀림 각의 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래 [식 3] 내지 [식 5]로 표현된다.(3) to (5) as expressed by the following formula according to the chord ratio (c / R), the thickness ratio (t / c) of the blade and the r / R value of the twist angle.
[식 3][Formula 3]
[식 4][Formula 4]
[식 5][Formula 5]
본 발명은 또한 상기 블레이드를 구비한 쿼드틸트로터 무인기를 제공한다.The present invention also provides a quad tiltrotor UAV having the blades.
본 발명은 쿼드틸트로터 블레이드 형상을 최적 설계함으로써, 소요동력을 최소화하고 성능효율을 증가시키면 무인기의 성능 증가를 향상시킨 효과가 발생한다.The present invention improves the performance of the UAV by minimizing the required power and increasing the performance efficiency by optimally designing the shape of the quad tiltrotor blade.
도 1은 일반적인 쿼드틸트로터 무인기로서 회전익 모드(정지 비행) 모습이며,
도 2는 일반적인 쿼드틸트로터 무인기로서 고정익 모드(전진 비행) 모습이며,
도 3은 일반적인 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드의 일반적인 형상이며,
도 4 내지 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드 형상이며,
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드에서 각 스팬위치에서 트위스트 센터(twist center)를 보여주며,
도 7은 도 6의 트위스트 센터를 이은 피치축은 x-y평면과 z-y평면에서 나타낸 모습이며,
도 8은 본 발명에 따른 블레이드의 각 스팬위치에서 코드 길이를 보여주며,
도 9는 본 발명에 따른 블레이드의 코드비(chord ratio, c/R)는 도시하는 그래프이며,
도 10은 본 발명에 따른 블레이드의 각 스팬에서의 두께를 보여주며,
도 11은 본 발명에 따른 블레이드의 두께비(t/c)를 도시한 그래프이며,
도 12 내지 도 13은 본 발명에 따른 블레이드의 비틀림 각을 보여주며,
도 14는 본 발명에 따른 블레이드를 장착한 쿼드틸트로터 무인기의 회전익 모드(정지비행)에서 성능 향상을 보여주며,
도 15는 본 발명에 따른 블레이드를 장착한 쿼드틸트로터 무인기의 고정익 모드(전진비행)에서 성능 향상을 보여준다.1 is a general quad-tiltrotor UAV;
FIG. 2 is a general quad tiltrotor UAV, which is a fixed-wing mode (forward flight)
Fig. 3 shows a general shape of a blade of a general quad-tiltrotor UAV,
4 to 5 are views showing a blade shape of a quad-tilter unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention,
Figure 6 shows a twist center at each span position in a blade of a quad tiltrotor UAV according to an embodiment of the present invention,
FIG. 7 is a view of the pitch axis after the twist center of FIG. 6 in the xy plane and the zy plane,
Figure 8 shows the cord length at each span position of the blade according to the invention,
9 is a graph showing the chord ratio (c / R) of the blade according to the present invention,
Figure 10 shows the thickness at each span of the blade according to the invention,
11 is a graph showing the thickness ratio (t / c) of the blade according to the present invention,
12 to 13 show the twist angle of the blade according to the present invention,
Figure 14 shows the performance improvement in the rotor mode (quiescent flight) of a quad tiltrotor UAV equipped with a blade according to the present invention,
15 shows the performance improvement in a fixed-wing mode (forward flight) of a quad tiltrotor UAV equipped with a blade according to the present invention.
본 발명의 목적, 특정한 장점들 및 신규한 특징들은 첨부된 도면들과 연관되는 이하의 상세한 설명과 바람직한 실시예로부터 더욱 명백해질 것이다. 또한, 사용된 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로써, 이는 사용자 운용자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 이러한 용어들에 대한 정의는 본 명세서의 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The objects, particular advantages and novel features of the present invention will become more apparent from the following detailed description taken in conjunction with the accompanying drawings, in which: FIG. Also, terms used are terms defined in consideration of the functions of the present invention, which may vary depending on the intention or custom of the user operator. Therefore, definitions of these terms should be based on the entire contents of the present specification.
본 발명은 쿼드틸트로터 무인기의 운용영역에서 프롭로터 블레이드의 소요동력 감소 및 성능효율 증가를 위해 플랜폼 최적설계를 수행하여 도 4 내지 도 5에서 도시된 바와 같은 블레이드를 발명한 것이다.The present invention is a design of a blade as shown in FIGS. 4 to 5 by performing a plan optimal design for reducing the required power of the prop rotor blades and increasing the performance efficiency in the operating region of the quad tiltrotor UAV.
본 발명에 따른 블레이드 플랜폼 형상결정을 위한 설계 변수로는 루트부위의 코드길이, 가로세로비(taper ratio), 비틀림각 기울기, 0.5R 위치에서의 비틀림각, 하반각, 하반각 위치, 블레이드 끝단에서 이차곡선형태의 앞전형상을 위한 이차곡선계수를 사용하였다.The design parameters for determining the shape of the blade plan foam according to the present invention include a code length, a taper ratio, a torsion angle slope, a torsion angle at a 0.5R position, a lower half angle, a lower half angle position, We used a quadratic curve coefficient for the frontal shape of the quadratic curve form.
이하, 본 발명에 따른 블레이드 형상을 각각 요소별로 설명하도록 한다. 먼저 도 5를 참조하여 본 발명의 블레이드 형상에서 y축을 블레이드의 길이방향으로 정하고, x,y,z축을 각각 도 5에 도시한 바와 같이 설정한다. 이하 설명에서 R은 블레이드의 반경을 의미하고, r은 블레이드 스팬위치이며 y에 해당한다.Hereinafter, the blade shape according to the present invention will be described for each element. First, referring to FIG. 5, the y-axis is defined as the longitudinal direction of the blade in the blade shape of the present invention, and the x, y, and z axes are set as shown in FIG. In the following description, R denotes the radius of the blade, and r denotes the blade span position and corresponds to y.
[피치축(pitch axis)]_비틀림 각이 정의되는 축[Pitch axis] _ axis on which the torsion angle is defined
피치축은 각 스팬의 익형(airfoil)의 트위스트(twist)가 적용되는 축을 나타낸다. 각 단면 익형에서 트위스트가 적용되는 위치는 도 6에 도시된 바와 같이 각 스팬위치에서 트위스트 센터(twist center)를 이은 선이 피치축(pitch axis)이 된다. 즉, 피치축은 코드 길이의 1/4지점에서 상하폭이 동일한 가운데 지점인 트위스트 센터를 이은 선이다.The pitch axis represents the axis to which the twist of the airfoil of each span is applied. The position where the twist is applied in each cross-section airfoil is the pitch axis at the line passing the twist center at each span position as shown in Fig. That is, the pitch axis is a line extending from the 1/4 point of the cord length to the twist center, which is the middle point having the same vertical width.
이것을 x-y평면과 z-y평면에서 나타내면 도 7에 도시한 바와 같이 나타나며, 도 7에서 파란색 선이 피치축이 된다.When this is expressed in the x-y plane and the z-y plane, as shown in Fig. 7, the blue line in Fig. 7 becomes the pitch axis.
본 발명의 블레이드의 피치축을 수식으로 표현하면 아래와 같다.The pitch axis of the blade of the present invention can be expressed by the following equation.
r이 증가함에 따라, 즉 r/R의 값이 증가하면서 0.851을 기준으로 도 7에 표시되는 피치축의 x축 방향 위치는 아래와 같은 수식 값을 가지게 된다.As the value of r increases, that is, as the value of r / R increases, the position of the pitch axis in the x-axis direction shown in FIG. 7 based on 0.851 has the following equation.
그리고, r이 증가함에 따라, 즉 r/R의 값이 증가하면서 0.826을 기준으로 도 7에 표시되는 피치축의 z축 방향의 위치는 아래와 같은 수식 값을 가지게 된다.As the value of r increases, that is, the value of r / R increases, the position of the pitch axis in the z-axis direction shown in FIG. 7 based on 0.826 has the following equation.
B-스플라인 곡선(B-spline curve)는 주어진 여러 개의 점에서 정의되는 부드러운 곡선이며, 일반적으로 널리 알려진 수학 용어이므로 구체적인 설명은 생략하도록 한다.A B-spline curve is a smooth curve defined at a given point, and is a commonly known mathematical term, so a detailed description is omitted.
[코드 길이(chord length)][Chord length]
코드 길이는 블레이드의 각 스팬위치에서 단면인 익형의 길이를 의미하며(도 8 참조), 본 발명에 따른 블레이드의 코드비(chord ratio, c/R)는 도 9에 도시된 그래프와 같은 형태를 이루며, 이것을 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래와 같다. The chord length (c / R) of the blades according to the present invention has the same shape as the graph shown in Fig. 9 This is expressed by the formula according to the value of r / R as follows.
[두께비(Thickness ratio)][Thickness ratio]
두께비는 최대두께/코드길이(maximum thickness/chord length, t/c)로 정의되며, 두께(Thickness)는 익형의 윗면과 아랫면의 차이값이며, 이중 최대값이 최대두께(maximum thickness)이다(도 10참조).Thickness ratio is defined as the maximum thickness / chord length (t / c), Thickness is the difference between the upper surface and the lower surface of the airfoil, and the maximum thickness is the maximum thickness 10).
본 발명에 따른 블레이드의 두께비(t/c)는 도 11에 도시된 그래프와 같은 형태를 이루며, 이것을 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래와 같다. The thickness ratio (t / c) of the blade according to the present invention has the same shape as the graph shown in FIG. 11, and is represented by the formula according to the value of r / R as follows.
[비틀림 각(Twist angle)][Twist angle]
비틀림 각은 도 6에서 정의된 트위스트 센터(twist center)를 기준으로 코드선(chord line)의 회전각을 나타내며, 이것을 그림으로 도시하면 도 12와 같다.The twist angle represents the rotation angle of the chord line with reference to the twist center defined in FIG. 6, which is shown in FIG. 12 as a drawing.
본 발명에 따른 블레이드의 상기 비틀림 각을 r/R의 값에 따라 그래프로 나타낸 것이 도 13이며, 이것을 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래와 같다. The twist angle of the blade according to the present invention is shown graphically in accordance with the value of r / R, which is expressed by the formula according to the value of r / R as follows.
본 발명에 따른 블레이드의 형상은 위에서 살펴본 바와 같은 형상을 가지는 것이며, 이를 종래 기술에 따른 블레이드와 비교해 보면 도 14와 도 15에서 도시된 바와 같다.The shape of the blade according to the present invention has the shape as described above, which is compared with the blade according to the prior art, as shown in FIG. 14 and FIG.
도 14는 본 발명에 따른 블레이드를 장착한 쿼드틸트로터 무인기의 회전익 모드(정지비행)에서 성능 향상을 보여주는 것이며, 동일 추력 T=16.7kgf에서 회전수에 따른 성능향상을 보여주고 있는데, 소모동력은 최대 1.6% 감소하고, 성능효율 최대 1.6% 증가한 결과를 보여주고 있다.FIG. 14 shows the performance improvement in the rotor mode (stop flight) of a quad tiltrotor UAV equipped with the blade according to the present invention, and shows performance improvement according to the number of revolutions at the same thrust T = 16.7 kgf. 1.6%, and performance efficiency increased by 1.6%.
도 15는 본 발명에 따른 블레이드를 장착한 쿼드틸트로터 무인기의 고정익 모드(전진비행)에서 성능 향상을 보여주는 것이며, 프롭로터 틸트 구간에서 소모동력이 최대 15% 감소하고(전진비행구간에서 최대 11%(1800rpm), 10%(1440rpm)감소), 전진비행 성능효율은 1800rpm에서 최대 11%, 1440rpm에서 10% 증가하는 것을 보여주고 있다.Figure 15 shows the performance improvement in a fixed-wing mode (forward flight) of a quad tiltrotor UAV equipped with a blade according to the present invention, in which the consumption power is reduced by up to 15% in the pro-rotor tilt section (up to 11% 1800 rpm), 10% (1440 rpm) reduction), the forward flight performance efficiency increases up to 11% at 1800 rpm and 10% at 1440 rpm.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.While the present invention has been particularly shown and described with reference to exemplary embodiments thereof, it is to be understood that the invention is not limited to the disclosed exemplary embodiments, Of the right.
Claims (5)
상기 블레이드의 피치축(pitch axis)의 r/R의 값에 따른 x축 방향 위치는 아래 [식 1]로 표현되고, 상기 피치축의 r/R 값에 따른 z축 방향 위치는 아래 [식 2]로 표현되는 것을 특징으로 하는 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드.
[식 1]
[식 2]
(여기서, R은 블레이드의 반경이고, r은 블레이드 스팬위치임)As a blade of quad tiltrotor UAV,
The position in the x axis direction according to the r / R value of the pitch axis of the blade is represented by the following formula 1, and the position in the z axis direction according to the r / R value of the pitch axis is expressed by the following equation (2) Wherein the blade of the quad tiltrotor UAV is represented by the following formula.
[Formula 1]
[Formula 2]
(Where R is the radius of the blade and r is the blade span position)
상기 블레이드의 코드비(chord ratio, c/R)는 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래 [식 3]으로 표현되는 것을 특징으로 하는 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드.
[식 3]
Wherein the chord ratio (c / R) of the blade is represented by the following formula (3) according to the value of r / R.
[Formula 3]
상기 블레이드의 두께비(t/c)는 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래 [식 4]로 표현되는 것을 특징으로 하는 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드.
[식 4]
Wherein the thickness ratio (t / c) of the blades is expressed by the following formula according to the value of r / R, and is expressed by the following equation (4).
[Formula 4]
상기 블레이드의 비틀림 각을 r/R의 값에 따른 수식으로 표현하면 아래 [식 5]로 표현되는 것을 특징으로 하는 쿼드틸트로터 무인기의 블레이드.
[식 5]
And the twist angle of the blade is expressed by an equation according to the value of r / R, the following expression is expressed by the following equation (5).
[Formula 5]
A quad tiltrotor UAV having the blade according to any one of claims 1 to 4.
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Publications (2)
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|---|---|---|---|---|
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