중형 항공기 개념설계를 위한 프레임워크의 개발 및 검증

중형 항공기 개념설계를 위한 프레임워크의 개발 및 검증 Development and Validation of Conceptual Design Framework of Mid-Size Turbo-prop Transport 조영민1*, 장원근1, 최성임1 , 박영민2, 강왕구2, 이해창2 한국과학기술원1, 한국항공우주연구원2 초. 록. 본 연구의 목적은 중형 터보프롭 항공기의 개념설계를 위한 초기 프레임워크의 개발 및 검증이다. 특 정 속도 및 운용범위에서 높은 연료효율을 가지는 터보프롭 항공기는 최적의 중거리 운송기이다. 본 연 구에서는 상용 프로그램과 개발중인 In-House 개념설계 프로그램을 이용하여 목적 항공기의 미션 프로 필을 작성 하였다. 본 연구의 궁극적인 목적은 장차 고정확도의 공력, 구조, 제어 및 안정성해석을, 전반 적인 미션 프로필과 더불어 통합적으로 분석하기 위함이므로, 이륙에서부터 착륙까지의 전반적인 임무 의 정확한 예측은 매우 중요하다. 임무 분석 프로그램을 검증하기 위해, Bombardier사의 Dash-8 항공기와 목표 디자인 항공기를 비교하였다.. ABSTRACT A purpose of this study is to develop and validate a general framework of conceptual design procedure for mid-size turbo-prop transport. A turbo-prop aircraft is best suited for medium-range commuter transport for its high fuelefficiency at a specific speed and range. This study provides mission profile analysis performed by well-known public software as well as in-house sizing program that is being under developed. An accurate prediction of entire mission analysis ranging from take-off, climb, cruise to landing is important, as high-fidelity analyses of the sub-disciplines including aerodynamics, structures, controls & stability should be integrated into the framework in near future. For the validation of the current mission analysis tools, existing commuter aircraft of Dash8 from Bombardier is compared with the design of our interest. Key Words : Mission Analysis(임무분석), PASS, AAA, Mid-Size Commuter Transport(중형항공기). 1. 서 론 세계의 항공기 산업은 2001 년 이후 세계적인 경기 회복과 더불어 꾸준히 성장해오고 있다. 또 한, 최근 들어 유가의 급등과 환경에 대한 제재 등 많은 요소들이 종전의 항공산업을 변모시켜왔 으며, 항공기 시장에도 많은 변화를 가져왔다. 지 역항공사 및 저가 항공사의 성장은 대형 민간항공 기 위주의 산업 속에서 중형 항공기 및 비즈니스 제트기 산업을 발전케 하였으며, 그 수요는 전반 적인 항공산업의 성장과 더불어 높아지고 있는 추 세다. 표[1]에서 볼 수 있듯이, 중형 항공기 산업은 특 히 저가 항공사의 급속한 성장에 따라 그 수요가. 증가하고 있으며, 항공기 선호도는 종전의 50 인승 규모에서 점점 더 대형화되는 추세다. 더불어 유 가상승과 저가 항공사의 성장은 항공기 운용 비용 의 절감을 초래하였으며, 이는 높은 효율을 가지 는 터보프롭기를 재조명케 했다. 우리나라는 KT-1 과 T50 등의 국산 항공기 수출 과 저가 항공사의 호황으로, 세계적인 항공산업 흐름에 발맞추어 성장하고 있다. 최근, 한국형 중 형항공기를 개발한다는 소식이 전해지면서 언론의 주목을 받은 바 있다. 본 연구는, 중형항공기 개발의 초기단계인 개념 설계를 위한 프레임워크를 개발하고 검증하는 것 을 목표로 하고 있다.(1). 929. Table 1. Market Forecast of Regional/Commuter Aircraft (2007–2016) (2). <19 21–30 31–50 51–75 76–130. sum. 2007 Number 19 0 22 158 138 337. Value 62 0 397 3,746 4,999 9,204. 2010 Number 21 6 23 166 159 375. Value 80 28 431 3,714 5,474 9,727. 2013 Number Value 20 73 8 35 21 384 148 3,417 189 6,184 386 10,093. 2. 개념설계 방법 분석 2.1 개념설계 프로그램 종전의 항공기 개념설계는 설계자의 복잡한 수 계산(Hand Calculation)을 통해 진행되었다. 하지만 최근, 컴퓨터의 발달에 힘입어 항공기 개념설계 또한 설계자에게 필요한 입력변수를 설명해주거나, 변수를 입력하면 관련된 모든 계산을 해주는 등, 설계자에게 편리한 기능을 제공하는 상용 프로그 램이 개발 되어왔다. 본 연구 또한 상용 프로그램 을 이용하였으며, 두 가지 프로그램을 소개한다. 2.1.1 AAA (Advanced Aircraft Analysis)(3) AAA 는 DARcorporation 사의 프로그램으로, 항 공기의 디자인, 안정성, 제어 등의 개념설계를 다 룰 수 있다. 참고문헌[4]에 기반하여 제작된 것으 로 알려져 있다.. (Unit: per aircraft, million dollars). 2016 Number Value 21 82 8 35 16 289 136 3,128 202 6,550 383 10,084. 2007 - 2016 Number Value 206 764 59 262 211 3,903 1,588 36,406 1,736 58,416 3,800 99,751. 다. 따라서, 올바른 중량추정이 전제되어야 올바른 항공기 설계가 가능하다. 본 연구에서 제시된 AAA 은 연료비율법(Fuel-Fraction Method)을 사용하 고, PASS 는 요소중량추정법(Methods for estimating the component weights)을 사용함을 참고문헌[4,6]을 통해 알 수 있다. 각 절차는 다음과 같다.. Fig.1. Weight Estimation Procedure of AAA. (5). 2.1.2 PASS (Program for Aircraft Synthesis Studies) PASS 는 Desktop Aeronautics 사의 통합 설계 프 로그램으로, AAA 와 같이 개념설계가 가능하며, 좀 더 실용적인 결과를 위한 설계 최적화 기능을 제공한다. Java 기반으로, 참고문헌[6]에서 공개적 으로 이용이 가능하다. 참고문헌[6]에서 이용 가능 한 PASS 는 상용화 이전 개발 단계의 버전으로써, 일부 기능이 제한됨이 언급되어 있다. 참고로, 본 연구진이 개발하고 있는 in-house 개념설계 프로그 램은 PASS 의 해석과 설계 개념에 바탕을 두고 있다. 따라서, 본 연구에서는 참고문헌에 소개된 PASS 를 사용한 결과를 보여주고, 향후 연구에서 는 본 연구진이 개발한 개념설계 프로그램으로 해 석할 것이다. 2.2 중량추정(Weight Estimation)법 비교 중량추정은 항공기 개념설계의 기반이 되는 과 정으로써, 개념설계의 가장 중요한 과정 중 하나. Fig.2. Weight Estimation Procedure of PASS 2.3 개념설계 프로그램의 검증 위 절에서 언급한 것과 같이, 두 개념설계 프로 그램은 판이하게 다른 중량추정법을 사용한다. 따 라서, 본 연구에 더욱 적합한 프로그램을 도출하 기 위해, 기존 항공기의 중량추정을 통해 결과값 을 검증해 보았다.. 930. 2.3.1 검증모델: Bombardier Dash-8 Bombardier 사의 Dash-8 은 중형급 터보프롭기의 대표적인 예로, 세계 수많은 국가 및 항공사에서 이용하고 있는 대중적인 모델이다. 따라서, 개념설 계 프로그램의 검증에 이용될 수 있다고 판단하였 다. Dash-8 의 중량데이터는 참고문헌[7]에서 얻을 수 있다.. Fig.3. Bombardier Dash-8(7). 2.3.2 계산결과 비교 위에서 언급한 Dash-8 의 중량데이터를 이용하 여 두 프로그램을 검증하였다. 계산결과와 오차율 은 다음과 같다. Table 2. Weight Estimation Results of Dash-8 Segment Dash-8 AAA PASS Total Fuel (lb) 7,500 7,517.4 7,475.1 OEW (lb) 37,700 37,420.9 37,754 MZFW (lb) 57,000 56,646.1 56,965 TOW (lb) 64,500 64,163.5 64,500 Table 3. Results Error of Dash-8 Segment AAA PASS Total Fuel (%) 0.23 0.33 OEW (%) 0.74 0.14 MZFW (%) 0.62 0.06 TOW (%) 0.52 0.00 위 계산결과와 오차율을 비교해보면, AAA 에 비 해 PASS 가 상대적으로 실제와 가까운 결과를 도 출함을 알 수 있다. 하지만, 두 프로그램 모두 1% 이내의 오차를 도출함으로 매우 우수한 결과를 보 여주고 있다. 참고로, PASS 에서 이륙중량(Take Off Weight: TOW)의 오차율이 0%인 것은, PASS 에서는 이륙중량을 미리 입력변수로 선정할 수 있기 때문 이다. 다음으로, 위 중량추정 결과에서 연료중량(Fuel Weight)을 세분화 해보았다.. Table 4. Fuel Segment Results of Dash-8 Segment AAA PASS Used Fuel (lb) 6,290.7 2,913.1 Reserve Fuel (lb) Total Fuel (lb). 1,226.7 7,517.4. 4,562.0 7,475.1. AAA 의 경우, 전체 미션에 대한 여분 연료 (Reserve Fuel)의 중량을 소비연료(Used Fuel)의 중 량에 대해 비율적으로 입력하게 된다. 본 연구에 서는 여분 연료를 소비연료의 약 20%로 설정 하 였으며, 이는 일반적인 항공기의 20~25%(8)의 조건 에 부합한다. 반면, PASS 의 경우 여분 연료의 중 량을 최대무연료중량(Maximum Zero Fuel Weight: MZFW)의 8%로 설정하게 되며, 소비연료 중량과 는 관련이 없음을 확인하였다.(6) 위 표[4]를 보면, AAA 의 경우 소비연료와 여분 연료의 비율이 적 절한 것으로 보이나, PASS 의 경우 소비연료보다 큰 여분 연료량이 도출된 것을 알 수 있으며, 이 는 여분 연료가 지나치게 높게 산출된 것으로 보 인다. 총 연료 중량은 거의 동일하게 산출되었으 나, 상대적으로 PASS 가 많은 여분 연료를 산출하 게 된 것은, 현재 참고문헌[6]에서 이용할 수 있는 PASS 가 상용화 이전 개발 단계 버전으로, 중형 항공기의 설계조건이 포함되지 않았기 때문으로 판단된다. 하지만, 이러한 오차는 PASS 프로그램 에서 기존의 8% 비율인 여분 연료 산출 방식을 중형 항공기 임무에 맞게 변경함으로써 보정이 가 능한 것으로, 현재 본 연구진이 개발하고 있는 개 념설계 프로그램은 이를 고려해 수정 중에 있다. 위 결과를 비교하여 보았을 때, 전체적인 중량 추정은 AAA 와 PASS 모두 좋은 결과를 보였으나, 연료중량 추정부분에서 상대적으로 AAA 가 더욱 정확한 결과를 보였다. PASS 의 다소 부정확한 소비연료 추정치는 순항, 하강, 착륙조건에 영향이 있을 것으로 예상되나, 그 외 이륙, 상승조건에는 영향이 적음을 고려하 여, 본 연구에서는 PASS 와 AAA 를 혼용하여 임 무 및 성능해석을 하였다. 목표 항공기 설계 시 중량추정은 AAA, 이륙, 상승조건은 PASS 로 계산 하기로 하였다.. 3. 목표 항공기 설계 3.1 설계 요구조건 분석 본 연구의 목표가 되는 90 인승급 중형 항공기 를 설계하기 위한 설계 요구조건을 다음과 같이. 931. 분석하였다. Table 5. Design Requirements Segment. Notes. Regulation. FAR25(8). Mission Range. 1,000nm. Passenger Number. 92. Take-off & Landing Field Length. < 4,500ft. Cruise Altitude. 25,000ft. Cruise Speed. 310kts. Alternate Mission Range. 100nm. Hold Mission Time. 45min. Fig.5. CAD 3-View Drawing of Aircraft Geometry 3.2 미션 프로필 (Mission Profile) 도출한 요구조건을 통해 그림[4]와 같은 미션 프로필을 작성하였다. 작성된 미션 프로필은 기본 적으로 택싱(Taxing), 이륙, 상승, 순항, 하강, 착륙 을 포함하며, 추가적으로 100nm 의 대체미션 (Alternate Mission)과 45 분의 홀드미션(Hold Mission)을 포함한다.(8,9) 3.3 전 기체(Full Configuration) 형상 도출 위 설계 요구조건과 미션 프로필을 고려하여, 날개 가로세로비(Aspect Ratio), 테이퍼비(Taper Ratio), 제어면(Control Surface)위치 및 크기, 엔진 위치, 동체 형상 등, 다음과 같이 전 기체에 대한 형상을 그림[5]와 같이 도출하였다. 3.4 참고 항공기 (Reference Aircraft) 본 연구진이 사용하는 개념설계 기법의 정확성 을 검증하기 위해, 이미 설계가 완료, 운항중인. 항공기와 본 해석 결과를 비교, 검증해 보는 것은 매우 중요하다. AAA 에서는 중량추정을 위해 종전 항공기의 항공기중량(Empty Weight: EW)와 이륙중 량을 필요로 한다. 종전 항공기의 두 중량값을 이 용하여 중량계산식의 상수를 결정하게 되며, 적절 한 항공기의 중량자료가 많을수록 정확한 계산이 가능해진다. 본 연구에는 참고 항공기를 비슷한 임무 요구 조건과 무게 중량을 가지는 기종으로 선택 하였으며, ATR 사의 ATR72, Bombardier 사의 Dash-8, Lockheed 사의 L-188 세 기종이다. 각 기종 의 중량은 다음과 같다. Table 6. EW and TOW of Reference Aircrafts Segment ATR 72 Dash-8 L-188 EW (lb). 28,550.0. 36,478.0. 61,500.0. TOW (lb). 49,604.0. 64,500.0. 116,000.0. Fig.4. Mission Profile. 932. 3.5 AAA 의 입력변수 (Input Parameters) 본 연구에서 도출한 요구조건과 미션 프로필을 고려하여, AAA 에서의 입력변수들을 산출하면 다 음과 같다. Table 7. Input Parameters of AAA Segment Value Remarks Payload Weight (lb) Crew Weight (lb) Trapped Fuel Fraction Reserve Fuel Fraction. 20,700.0. 92 Passengers. 900.0. 4 Crews. 0.5. Typical value. 34.5. Including Hold Mission. 하는 정확도 높은 중량추정이 수행되었다고 판단 된다. 3.7 엔진성능 (Engine Performance) 위 조건들을 만족하는 엔진성능을 도출하였다. 마하수와 순항고도에 따른 연료효율(Equivalent Specific Fuel Consumption: ESFC)과 엔진추력(Thrust) 를 그림[6]과 그림[7]에 나타내었다.. 승객과 승무원의 중량은 인원 당 225lb 로 설정 하여 산출하였고, 여분 연료비율은 미션프로필의 대체미션과 홀드미션을 고려하여 34.5%로 설정하 였다. 3.6 중량계산 위 절에서 제시한 미션 프로필을 토대로, 다음 과 같이 중량계산을 진행하였다.. Segment. Table 8. Fuel Estimation Fuel Fraction Fused (lb). Taxi-out. 0.9990. 70.7. Take-off. 0.9990. 70.6. Climb. 0.9888. 792.0. Cruise. 0.9251. 5,225.6. Descent. 0.9900. 645.5. Approach& Landing. 0.9990. 63.9. Taxi-in. 0.9990. 63.8. Segment Total Fuel MEW OEW MZFW TOW. Fig.6. Engine ESFC about Altitude & Mach Number. Table 9. Weight Estimation Calculated(lb) Purposed (lb) Error (%) 9,323.7 9,000.0 3.6 39,428.7 39,680.0 0.63 40,682.2 42,150.0 3.48 61,382.2 62,850.0 2.34 70,705.9 71,850.0 1.59 Fig.7. Engine Thrust about Altitude & Mach Number. 위 표[9]를 보면, 계산결과와 전체적으로 오차율 이 4% 미만으로, 상당히 정확한 결과가 산출된 것을 알 수 있다. 따라서, 본 연구의 목적에 부합. 3.8 이륙성능 (Take-Off Performance) PASS 를 이용하여 이륙성능을 도출하였다. 플랩 각은 15°를 기준으로 하였으며, 이륙중량값은. 933. AAA 에서 도출된 값을 사용하였다. Table 10. Take-Off Performance Segment Value Field Length 4,326.3ft Wing CLmax 3.063 Stall Mach Number. Table 11. Take-Off Performance Segment Value nd 2 Segment Climb Gradient 0.02478. 0.145. Fig.9. 2nd Segment Climb Gradient. Fig.8. Take-Off Field Length 최대이륙중량과 주날개의 참조면적(Reference Area: Sref)에 따른 이륙거리(Take-Off Field Length) 를 그림[8]과 같이 도시하였다. 설계 항공기의 참 조면적은 750ft2 으로, 위 5 개 그래프 중 중간 그 래프에 해당한다. 계산결과를 보면 이륙거리가 4,326.3ft 로, 요구조건인 4,500ft 보다 짧은 것을 확 인할 수 있다. 3.9 상승 성능 (Climb Performance) 목표 항공기의 설계값을 이용하여 상승성능을 산출하였다. 최대이륙중량과 주날개의 참조면적에 따른 두 번째 상승 기울기(2nd Segment Climb Gradient)를 그림[9]과 같이 나타내었다. 750ft2 의 참조면적일 때의 계산결과는 5 개 그래프 중 중간 그래프이며, 70,705.9lb 의 최대이륙중량을 가질 때 두 번째 상승 기울기는 0.02478 로, 요구조건인 0.024 이상임이 확인되었다.. 3.10 동체-날개 양항곡선 (Wing-Body Drag Polar) PASS 를 이용하여 동체와 날개를 고려한 순항조 건에서의 양항곡선을 도출하였다. PASS 는 형상과 운항조건을 고려하여 와류격자법(Vortex Lattice Method : VLM)과 종전 항공기들의 데이터를 이용 하는 등, 저차원의 계산만 가능한 한계가 있다. 추 후 고차원 계산을 도입할 예정이며, 좀 더 정확한 계산이 가능할 것이라 판단된다. 결과는 다음과 같다. Table 12. Lift & Drag Coefficient Segment Value L/D. 18.858. CL. 6.235E-1. CD. 3.306E-2. CDC. 6.070E-5. CDP. 1.985E-2. CDi. 1.315E-2. 934. Table 13. Range Results Segment Range (nm) Harmonic 913 Max. Fuel 1,235 Ferry 1,706. 4. 결론 및 향후 계획. Fig.10 Wing-Body Drag Polar 항력계수(Drag Coefficient: CD)는 압력항력계수 (Pressure Drag Coefficient: CDp)와 유도항력계수 (Induced Drag Coefficient: CDi), 조파항력계수 (Compressibility Drag Coefficient: CDc)의 합으로 나 타내어진다. 또한, 양항비(Lift-Drag Ratio: L/D)는 양력계수(Lift Coefficient: CL)와 항력계수의 비로 계 산된다. 본 항공기의 순항 마하수는 약 0.5 로, 조 파항력의 영향이 거의 없는 것으로 확인되었다.(5) 따라서, 본 항공기의 항력은 압력항력과 유도항력 으로 구성될 것이며, 그림[10]에서 확인할 수 있다. 3.11 Payload-Range Diagram 위 중량 산출값을 이용하여 AAA 에서 PayloadRange Diagram 을 작성하였다. 그림[11]과 표[13]과 같다.. 본 연구에서는, 중형 항공기의 개념설계를 위한 프레임워크를 구성하였다. 개념설계 프로그램으로 상용 프로그램인 AAA 와 PASS 를 제시하였고, 각 프로그램의 중량계산법을 알아 보았으며, Bombardier 사의 Dash-8 을 이용하여 중량계산을 한 결과, 두 프로그램 모두 작은 오차율을 도출하 였다. 하지만 PASS 는 버전상의 문제로 연료중량 을 올바르게 도출하지 못했으므로 AAA 를 주 개 념설계 프로그램으로 선정, 추가적인 계산을 PASS 로 도출하였다. AAA 를 이용하여 목표 항공기의 설계 요구조건 을 제시하였고, 미션 프로필을 작성하였다. 목적에 맞는 항공기 형상을 도출하였고, 중량을 산출하였 다. 산출된 중량계산결과는 목표값과 작은 오차율 로 일치 하였으며, 결론적으로, 목표 항공기 설계 에 조건에 부합하였다고 볼 수 있다. 추가적으로 PASS 를 이용하여 이륙, 상승시의 성능을 분석하 였고, 각각 조건에 부합하는 결과가 산출되었다. 결론적으로, 전반적인 임무분석이 성공적으로 진 행되었다고 판단된다. 향후, 저차원의 개념설계 단계를 보완하기 위해 전산유체해석 등의 고차원 해석을 진행할 것이다. 그리고 현재 개발중인 in-house 개념설계 프로그램 을 이용해서 현재 도출된 미션 프로필이 다시 재 계산, 검증될 것이다. 아래 그림[12]와 그림[13]은 전산유체해석을 위해 항공기 형상 주위에 격자를 생성한 모습이다. 이를 통해 현재 주어진 개념설 계와 더불어 고정확도의 공력계산이 가능할 것으 로 기대되며, 나아가 형상 최적설계와의 결합으로, 이륙에서부터 착륙까지의 전반적인 임무 최적화가 가능할 것으로 기대된다.. Fig.11. Payload-Range Diagram. 935. Fig.12. Grid Generation on Aircraft Surface. Fig.13. Grid Generation in Flow Field. 후 기 본 연구는 한국항공우주연구원의 „90 인승급 터 보프롭기 형상 최적설계‟ 과제(N04111158)의 중간 결과물이며, 많은 자료와 도움말을 주신 정진덕, 황인성, 이융교 박사님께 감사 드립니다.. Transportation, Federal Aviation Administration, Distribution Requirements Section, M-482.2, Washington, D.C., 20590. (9) S.W. 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