2.1 모델 형상 및 정의

모델은 Fig. 2와 같은 형상을 이용하였다. 날개 전연부(LE: Leading Edge)의 후퇴각(Sweep Back Angle)의 크기는 50도를 적용하였고, 각 조종면의 LE 및 후연부(TE: Traing Edge)의 각도는 RCS 관점에서 임의의 각을 갖도록 고려되어 있다.

Fig. 2.

Test model configuration

기준 좌표축은 공력측정 시험을 위한 기준점인 MRP (Moment Reference Point)로부터 일반적인 항공기 동체 좌표계와 동일하다. 기수방향이 양의 X축, 우측날개쪽으로 양의 Y축, 그리고 동체 하면으로 양의 Z 축으로 구성된다. MRP는 Fig. 2와 같이 동체 전방으로부터 0.149 m에 위치한다. 조종면은 왼쪽 날개와 오른쪽 날개에 각각 Inboard Flap(이하 IN), Midboard Flap(이하 MID), Outboard Flap(이하 OUT) 및 Spoiler(이하 SP)가 설계되어 비행체를 제어할 수 있도록 하였다. SP를 제외한 조종면 부호는 TED(Trailing Edge Down) 방향을 (+)로 정의하였다. 또한, SP를 제외한 조종면의 동작 범위는 −30도∼30도 이며, SP는 좌우 날개에 위치하여 위쪽으로 0도∼60도 사이에서 동작하도록 하였다. Fig. 2와 같은 Blended Wing-Body 항공기의 경우 일반적인 항공기와 다르게 동체가 곧 날개이며, 수평, 수직 꼬리날개가 없는 것이 특징이다. 따라서, 무차원화를 위해 사용된 날개 면적은 날개 전체 면적을 사용하였으며, 이외 무차원화를 위해 사용된 형상변수 값은 Table 1과 같다.

Table 1.

Non-dimensionalized geometric variables

2.2 풍동시험 조건

풍동시험은 소형 아음속 풍동 시험시설에서 수행하였으며, 단일 폐쇄 회로식으로써 측정부 단면적은 0.9 m × 0.9 m 이고 정사각형 형태이다. 시험부에서 최대 유속은 92 m/s 이며, 유속제어는 ±0.03 m/s 까지 가능하고 유속의 안정성(Speed Steadiness)은 평균 유속의 ±0.11 %로서 매운 안정적인 실험 유속을 유지할 수 있다. 풍동시험부에서의 난류도(Turbulence Level)는 74 m/s 에서 0.1 % 이내이다. Fig. 3은 풍동시험부에 모델을 장착한 모습이다. 본 시험은 유속 34 m/s로 운용하였으며, 이때 Reynolds 수는 약 2.8 × 10⁵ 수준이다.

Fig. 3.

Wind tunnel photo

2.3 시험 결과 분석

파일롯 풍동시험의 목적은 초기 형상설계 단계에서, 비교적 단시간 안에 풍동시험을 진행하여, 기본적인 공력특성 등을 확인하고, CFD 등의 해석 결과와 비교하기 위함이다. 많은 논문들에서 유사 형상에 대한 풍동시험 및 CFD 결과를 제시하고 있다. 특히 UCAV 형상에 대한 풍동시험 결과들을 살펴보면^[1,2,5], 양력곡선이 급격한 실속(Stall)에 진입하지 않고 지속되는 델타익 특성, C_L-C_m 결과에서 고받음각 부근에서 급격히 변하는 피칭모멘트는 본 논문에서 제시하는 기본적인 공력특성과 유사한 결과를 보이고 있어, 파일롯 풍동시험 결과에 대한 신뢰도를 간접적으로 확인할 수 있다. 아래 Fig. 4 ∼ 15에서 조종면 변위를 나타냄에 있어 좌우측 IN, MID를 같은 변위값으로 대칭으로 설정하는 것을 ‘LR INMID sym’로 표현, 좌우측 IN, MID, OUT을 각각 같은 변위값으로 대칭으로 설정하는 것을 ‘LR IN’, ‘LR MID’, ‘LR OUT’으로 표현하였다. 조종면을 좌측 하나만 사용하는 것을 ‘L MID’, ‘L OUT’ 표현하였다. 좌측 하나만 사용하는 경우 우측에 대응하는 조종면 변위는 0 deg을 의미한다.

Fig. 4.

Lift coefficient(C_L) as a function of AOA

2.3.2 항력계수(C_D)

항력계수는 Fig. 5와 같다. 무미익 항공기로서 동체와, 수직꼬리날개 등이 존재하지 않으므로 일반적인 항공기 대비 상당히 작은 최소항력계수를 보여주고 있다. 파일롯 풍동시험에 따른 최소항력계수는 C_Dmin = 0.0094이다.

Fig. 5.

Lift coefficient(C_L) vs drag coefficient(C_D)

2.3.3 피칭모멘트 계수(C_m)

아래 Fig. 6은 받음각에 따른 피칭모멘트 계수를 나타내고 있다. 피칭 모멘트는 MRP를 원점으로 한 값이며, 받음각이 −4도∼+2도까지는 피칭모멘트 계수의 값이 거의 변하지 않는 것을 알 수 있다. 이는 해당 받음각의 조건에서 공력시험 측정 기준(MRP) 부분이 공력 중심점(NP: Neutral Point)임을 시사하고 있다. 하지만, 받음각 2도 이상부터는 급격하게 피칭모멘트 값이 증가하는 경향을 보이고 있다. 이는 통상의 항공기들이 가지는 C_mα의 기울기와 반대가 되는 현상으로 항공기의 무게중심이 현재의 MRP 보다 뒤쪽에 위치하는 경우 불안정성이 더욱 심화되는 특성을 보일 것으로 판단된다. 다만 20도를 지나는 고 받음각의 경우 안정한(C_mα ≺ 0) 트림점이 존재함을 알 수 있다.

Fig. 6.

Pitching moment coefficient(C_m) as a function of AOA

2.3.4 롤링모멘트 계수(C_l)

롤링모멘트 계수의 경우 Fig. 7에서와 같이 옆미끄럼각 0도인 경우 받음각에 따른 영향은 거의 없는 것을 알 수 있다. 하지만 전체적으로 음의 편차(Bias)값을 가지고 있는 것은 모델의 제작공차, 장착오차 등의 영향으로 추정된다. 옆미끄럼각에 따른 기울기는 음의 받음각 범위에서 통상^[9]과 유사한 불안정한 상반각(Dihedral) 효과(C_lβ ≻ 0)를 가지다가 순항시 운용이 예상되는 받음각 범위(약 0∼5도)에서 C_lβ < 0으로써 안정(Stable)한 특성을 보이는 것을 알 수 있다. 이는 순항 받음각에서 Sweep Back 각에 의한 Dihedral 효과를 가지고 있다고 판단된다. 그러나 받음각이 커질수록 가로 안정성이 불안정한 쪽으로 이동하는 것을 알 수 있다. 이는 수직꼬리 날개가 없는 동체와 날개가 일체형의 Blended Wing-Body 형상의 특성으로 식별되며, 높은 받음각에서의 안정한 비행을 하기 위한 제어기법이 필요할 것으로 판단된다.

Fig. 7.

Rolling moment coefficient(C_l) as a function of AOS

2.3.5 요잉모멘트 계수(C_n)

요잉모멘트 계수의 경우 Fig. 8에서와 같이 옆미끄럼각이 0도인 경우 받음각에 따라 다소의 요잉모멘트 편차(Bias)를 보인다. 그리고 계수의 값이 좌우 옆미끄럼 각에 따라 차이가 나는 것은 크기가 작은 풍동모델의 오차 등이 영향을 미친 것으로 판단되나 조종력 관점에서 충분히 조종 가능한 범위로 판단된다. 옆미끄럼각에 따른 경향은 시험 시 설정된 모든 받음각 범위에서 C_nβ < 0으로써 부분적으로 안정한 가로안정성(C_lβ) 대비 항상 정적으로 불안정(Unstable)한 특성을 보임을 알 수 있다. 이는 수직꼬리날개가 존재하지 않아 발생하는 무미익 비행체의 전형적인 특징으로 해석할 수 있다^[6].

Fig. 8.

Yawing moment coefficient(C_n) as a function of AOS

2.3.6 측력 계수(C_Y)

측력(Side Force) 계수의 경우 Fig. 9에서와 같다. C_Yβ는 대부분 수직 꼬리날개에 의해 발생하며, 따라서 수직꼬리날개가 장착된 일반적인 형태의 항공기는 C_Yβ > 0 인 특징이 있다. 반면, 본 논문에 제시된 모델은 받음각 약 2도까지 C_Yβ > 0 인 경향이었다가, 그 이상의 받음각에서는 C_Yβ < 0 인 경향을 보이는 것을 알 수 있다. 그러나 수직꼬리날개가 있는 일반적인 항공기에 비해 옆미끄럼각에 의한 측력이 발생할 수 있는 측면적을 갖는 형상이 없어 그 절대값은 값은 아주 작음을 알 수 있다. 한편, Fig. 7∼9에서 횡축과 방향축의 공력계수가 전체적으로 음의 편차(Bias)값을 가지고 있는 것은 모델의 제작공차, 장착오차 등의 영향으로 추정된다.

Fig. 9.

Side force coefficient(C_Y) as a function of AOS

2.4 종축 조종안정성 분석

종축 조종안정성 특성 해석을 위해서 조종면 조합에 대한 C_L-C_m 그래프를 분석하였다. 제시된 형상은 일반적인 항공기와 같이 수평꼬리날개의 엘리베이터, 주 날개의 에일러론 등의 특별히 구분된 조종면이 없으므로, 각 조종면 별로 C_L-C_m 그래프를 통해 조종면의 공력 특성을 살펴보아야 한다. 대표적으로 IN와 MID를 사용하여 종축을 제어한다고 가정하면, Fig. 10의 C_L-C_m 그래프를 통하여 트림이 가능한지 확인해 볼 수 있다. 공력계수 측정시 사용된 MRP 기준으로 낮은 받음각에서 정적여유(Static Margin)은 0 %에 가까운 것을 알 수 있다. 또한 받음각이 커질수록 피칭 모멘트 계수가 바뀌고 받음각 2(deg)에서 8(deg) 까지는 dCmdCL≃0.057 (Static Margin −5.7 %) 이므로, 항 공기 전체를 정적으로 중립으로 하기 위해서도 CG가 MRP 대비 5.7 %MAC 정도 앞으로 이동해야 하는 것을 확인할 수 있다. 하지만, Sweep Back 각이 큰 경우 항공기 전방에 장착할 수 있는 공간에 한계가 있고, 비교적 무게가 나가는 엔진이 후방에 장착되기 때문에 CG를 전방이동 하기란 쉽지 않을 것으로 보인다. 따라서, 운용 측면에서 정적으로 안정하도록 설계하기 위해서는 불안정을 해소시킬 제어법칙이 설계가 필요하고, 그럼에도 불구하고 최후방 CG에서의 제어기의 여유(Margin)를 고려한 항공기 CG 설계가 요구된다^[9].

Fig. 10.

CL-Cm

2.5 조종력

IN, MID 및 OUT 조종면에 의한 양력계수 변화(dCL)는 Fig. 11과 같다. 그래프는 왼쪽과 오른쪽 조종면을 동시에 같은 변위로 움직였을 때의 결과를 나타내며, 항공기 트림시 사용될 것이라 예상되는 (+) 변위에서는 MID, IN, OUT 순의 크기로 양력계수 변화에 영향을 미치고 있는 것을 알 수 있다. 이는 일반적으로 델타형 항공기의 경우 날개 끝으로 갈수록 Out-wash 등의 영향으로 유동의 흐름이 변화하기 때문으로 해석된다.

Fig. 11.

Change in lift coefficient(dCL) due to control surface deflection

조종면에 의한 피칭모멘트(dCm)의 경우 위 Fig. 12와 같이 MRP로부터 모멘트 거리(Moment Arm)가 가장 큰 OUT이 가장 조종력이 크게 나타나며, MID와 OUT 대비 약 60 % 정도의 조종면 면적을 지닌 IN은 가장 작은 조종력을 보이고 있다. Fig. 10으로부터 통상적인 비행 운용범위로 고려되는 받음각 0deg ∼ 8 deg 내에서는 피칭모멘트가 0이되는 수평비행 트림을 위해 엘리베이터에 해당되는 조종면(좌우측 IN, MID를 같은 변위값으로 대칭으로 사용하는 경우의 조종면)을 0 deg 근처에서 매우 작게 사용해도 되는 것을 알 수 있다.

Fig. 12.

Change in pitching moment coefficient(dCm) due to control surface deflection

한편, Fig. 11의 결과로부터 통상의 받음각 범위에서 조종면을 (+)로 운용하는 경우 양력계수는 증가하는 것을 확인할 수 있다. 이와 동시에 Fig. 12 결과는 (+) 조종면 변위가 피칭모멘트를 감소시키는 것을 확인할 수 있다. 이와같은 특징은 일반적인 형상(Conventional Type)의 항공기 이륙시 주익이 아닌 수평꼬리날개에 장착되는 엘리베이터를 이용하여 전체 피칭모멘트를 증가시켜 받음각을 증가시키고, 동시에 주날개의 플랩을 이용하여 양력을 증가시켜 이륙하는 방식과는 다르게 전익기만의 이륙조건 분석을 수행해야 하는 것을 시사하고 있다. 즉, 전익기 형태의 항공기는 조종면이 엘리베이터이자 플랩의 역할을 하므로, 조종면의 적절한 운용조합 분석을 통해 피칭모멘트와 양력계수 사이의 관계를 분석하여 어떠한 받음각과 조종면 조합에서 이륙이 가능한지, 이륙회전속도(Rotation Speed)는 어떻게 되는지에 대한 분석이 필요할 것으로 판단된다.

조종면에 의한 롤링모멘트(dCl)의 경우는 Fig. 13과 같다. IN은 롤각을 제어하는데 사용하지 않을 것이므로 본 시험에는 추가되지 않았다. 롤링 모멘트는 예상대로 모멘트 길이가 긴 OUT의 조종력이 MID 보다 큰 것을 알 수 있다.

Fig. 13.

Change in rolling moment coefficient(dCl) due to control surface deflection

조종면에 따른 요잉모멘트(dCn)의 경우에도 Fig. 14와 같이 기체 중심에서 가장 멀리 떨어진 OUT에 의해 발생하는 값이 가장 크게 작용하는 것을 알 수 있다. Up Down과 무관하게 같은 방향의 요잉모멘트로 작동함을 알 수 있다.

Fig. 14.

Change in yawing moment coefficient(dCn) due to control surface deflection

수직 꼬리날개가 없는 전익기의 경우 요축 제어를 위해서는 일반적으로 주익 끝단의 스포일러나 Crow Rudder 또는 추진기관의 추력벡터 등을 사용한다. 스포일러의 경우에도 Split Flap, All-Moving-Wingtip 형태의 스포일러 등을 사용하여, 수직꼬리날개가 없는 불안정한 형상의 제어를 담당해야 한다. 본 논문에 제시된 형상은 스포일러 중 일반적인 스포일러 형태를 사용하여 요축 제어를 할 수 있도록 하였다^[9,10].

Fig. 15는 왼쪽 SP에 의한 요잉 모멘트 조종력을 나타낸다. 받음각이 증가하면서 점차적으로 조종력이 감소하는 것을 알 수 있다. 이는 일반적으로 큰 후퇴각(Swept-Back)이 적용된 전익기의 경우 받음각이 증가함에 따라, 유동 흐름이 날개 바깥쪽으로 흘러나가면서 설계된 스포일러에 미치는 조종 효과가 떨어지는 것으로 해석할 수 있다.

Fig. 15.

Change in yawing moment coefficient(dCn) due to spoiler deflection

여러 연구^[1,3,10]에서 받음각 증가에 따라서 날개 끝쪽으로의 유동현상을 설명하고 있으며, 이와같은 문제로 인해 X-45A의 경우 실제 비행제어 알고리즘은 받음각 10도 이상에서의 운용제한 로직이 있다고 설명하고 있다^[7]. 따라서, 본 논문에서 제시한 형상의 항공기도 이와같은 특성을 확인하여 운용 받음각 제한이 필요할 것으로 판단된다.