헬리콥터의 비행원리

[프로펠러]

■  헬리콥터의 비행 원리

헬리콥터는 비행기 에어포일 형상과 같은 단면적을 가지는 로터블레이드(rotor blade)의 회전을 통하여 플로펠러(propeller)와 같이 양력을 발생하여 비행을 하게 된다.  

헬리콥터 역시 비행기에서 작용하는 네가지 힘 즉, 양력(lift), 무게(weight), 추력(thrust), 항력(drag)이 작용하며 양력은 무게를 지지하고 추력은 항력을 압도하여 요구하는 방향으로 비행하게 된다.

헬리콥터의 비행

• 정지비행 (Hovering)
   

  그림 7-1  정지비행 (호버링)

  헬리콥터가 제자리에서 정지비행을 할 때 이를 호버링(hovering)이라 한다. 헬리콥터가 무풍상태에서 호버링시 로터(rotor)의 회전면(rotor disc) 혹은 깃끝 경로면(tip path plane)은 수평지면과 평행이다.  호버링하는 동안 양력과 추력, 항력과 무게는 동일 방향으로 작용하며, 양력과 추력의 합은 무게와 항력의 합과 같다. 호버링 상태에서 추력을 증가시켜 양력과 추력의 합이 항력과 무게의 합보다 크게되면 헬리콥터는 상승비행을 시작하고, 반대로 추력을 감소시켜 양력과 추력의 합이 항력과 무게의 합보다 작게되면 헬리콥터는 하강비행을 시작한다.

• 전진/후진비행
   

  
  
  그림 7-2  전진/후진비행
   

  헬리콥터는 로터의 회전면(rotor disc)을 앞뒤 좌우로 기울여 전/후진, 횡진비행을 수행한다.  그림 7-2와 같이 헬리콥터의 로터회전면을 앞뒤로 기울였을 때, 양력과 무게의 크기는 같고 추력이 항력보다 크다면 헬리콥터는 로터회전면이 기운 방향으로 수평 전진/후진 비행을 시작한다.

• 횡진비행
   

  그림 7-3  횡진비행

  그림 7-2와 같이 헬리콥터의 로터회전면을 좌우로 기울였을 때, 양력과 무게의 크기는 같고 추력이 항력보다 크다면 헬리콥터는 로터회전면이 기운 방향으로 수평 횡진 비행을 시작한다.

양력 불균형 (Dissymmetry of Lift)

양력 불균형(dissymmetry of lift)이란, 로터 회전면에서 발생하는 양력이 균일하지 않고 불균형하게 발생하는 현상으로써 전/후/횡진 비행시 상대풍에 대한 전진하는 로터블레이드(advancing rotor blade)와 후퇴하는 로터블레이드(retreating rotor blade)의 상대속도 차에 의해서 발생한다.  양력 불균형은 상대풍에 대한 로터블레이드의 상대속도 차에 의해서 발생하므로 헬리콥터가 정지비행(hovering) 시에는 발생하지 않는다.

그림 7-4  양력 불균형 발생원리

그림 7-4에서 보는 바와 같이 로터블레이드 끝 속도가 350 Knot으로 회전하면서 정지비행을 수행하고 있던 (그림 7-4 A) 헬리콥터가 속도 100 Knot로 전진비행을 시작한다면, 상대속도는 뒤쪽에서 앞쪽으로 전진하는 로터 블레이드에서는 100 Knot씩 증가하고 앞쪽에서 뒤쪽으로 후퇴하는 로터 블레이드에서는 100 Knot씩 감소하게 된다.  따라서, 회전면내 블레이드의 받음각이 동일하다면 회전면 우측에서의 양력은 좌측에서의 양력보다 훨씬 크게 되어 헬리콥터가 좌측으로 기우는 양력 불균형의 원인이 된다.

양력 불균형을 해소하기 위하여 헬리콥터는 다음의 방법을 사용한다.

• 플래핑 로터 블레이드 (Flapping Rotor Blade):  플래핑이란 로터 블레이드가 회전하면서 오르락 내리락 하는 것을 말한다.  플래핑 로터 블레이드란 관절식 로터(articulated rotor)로써 로터 뿌리에 힌지를 장착하여 블레이드가 아래위로 움직일 수 있게 한 것을 말한다.  헬리콥터가 전진 수평비행시 전진하는 블레이드는 양력에 의해 위로 플래핑되고 받음각이 감소하게 되어 양력이 감소하게 된다.  반대로 후퇴하는 블레이드는 양력감소로 아래로 플래핑 되고 받음각이 증가하여 양력이 증가하게 된다.  이러한 플래핑에 의해 양력 불균형 현상은 해소된다.
  플래핑 장치의 또 다른 하나로 Semirigid Rotor가 있는데, 이 것은 허브(hub, 로터 뿌리부분)에 힌지가 없고 허브 자체가 회전하면서 경사를 주어 플래핑 운동을 할 수 있게 작동한다.

• 싸이클릭 피치 조종장치 (Cyclic Pitch Control System):  싸이클릭 피치 조종장치는 로터 블레이드가 플래핑을 하는 대신, 회전시 전진하는 블레이드의 받음각을 감소시키고, 후퇴하는 블레이드의 받음각은 증가되도록 만든 장치이다.  회전시 받음각의 조정으로 양력 불균형 현상을 해소시킨다.

그림 7-5는 양력 불균형이 해소된 (전 회전면에서의 양력이 균일한) 로터 블레이드 회전면 내에서 로터 블레이드의 받음각 분포를 나타낸다.

그림 7-5  회전면 내 로터 블레이드 받음각 분포

실제 헬리콥터의 로터 블레이드 회전방향은 상면에서 내려보았을 때 위 그림과 같이 반시계 방향으로 회전하지만 모형 헬리콥터에서의 로터 블레이드는 시계방향으로 회전합니다.  회전 방향이 다르기 때문에 회전하는 로터 블레이드, 스테빌라이저의 장착방향 역시 실제와 모형은 서로 반대로 되어 있습니다.  회전방향이 다른 것은 별다른 이유는 없고 최초 설계시 설계자가 시계방향 또는 반시계방향을 택했기 때문입니다.  참고로, 실제 헬리콥터 로터블레이드 회전방향은 미국(Bell 등)은 반시계 방향, 구소련/러시아(Sikorsky 등)는 시계방향입니다.  국가별/지역별 개성이나 주관일까요?

로터블레이드의 운동방정식

그림 7-6  전진중 회전날개에 작용하는 속도 성분

그림 7-6에서 보는 바와 같이 헬리콥터가 전진 비행시 회전날개의 로터 블레이드는 양력이 로터 뿌리에서 만드는 모멘트와 원심력이 로터 뿌리에 만드는 모멘트와 평형이 될 때까지 위로 쳐들게 되어 회전면을 밑면으로 하는 원추(cone) 모양을 만들게 된다.  이 때 회전면과 원추 모서리가 이루는 각을 코닝각(coning angle: β)이라 한다.

로터 블레이드가 받는 상대속도는 다음 공식과 같다.

[Vψ: 블레이드의 상대속도,  V: 상대풍 속도(전진속도),  α: 받음각,  β: 코닝각,  Ψ: 방위각,  Ω: 각속도(dΨ/dt)]

앞에서 이미 알아본 바와 같이 상대속도는 Ψ=90° 일 때 sinΨ 값이 1로써 최대, Ψ=270° 일 때 sinΨ 값이 -1로써 최소인 것을 알 수 있다.  즉, 전진하는 로터 블레이드의 상대속도가 가장크로 후퇴하는 로터 블레이드의 상대속도가 가장 작다.  또한, 위 식에서 r이 커질수록 즉, 로터 블레이드의 뿌리보다 블레이드 끝으로 갈수록 상대속도가 커짐을 알 수 있다.

로터 블레이드 요소(blade element)가 만드는 양력 및 항력은 다음과 같다.

   [ρ: 공기밀도,  Vψ: 블레이드의 상대속도,  C: 시위길이,  r: 블레이드 길이, C_L: 양력계수]

   [ρ: 공기밀도,  Vψ: 블레이드의 상대속도,  C: 시위길이,  r: 블레이드 길이, C_D: 양력계수]
 

헬리콥터 조종

헬리콥터는 비행기와 동일하게 피칭(pitching), 롤링(rolling), 요잉(yawing) 운동을 수행하고 추가적으로 컬렉티브 피치(collective pitch) 조종에 의해 수직 상승 및 하강 운동을 수행한다.

수직 상승 및 하강

그림 7-7  헬리콥터 로터(Rotor) 구성

그림 7-7과 같이 헬리콥터의 로터는 레버, 베어링, 링키지 등의 복잡한 구조물로 구성된다.  헬리콥터의 로터는 회전 중심부인 허브(hub), 로터블레이드(rotor blade), 안정바(stabilizer bar), 경사판(swash plate), 피치조종 링키지 등의 구성요소들을 포함한다. 헬리콥터의 수직 상승 및 하강 비행은 그림 7-7의 컬렉티브 피치조종 링키지를 통하여 블레이드의 피치를 동시에 증가 또는 감소시켜 수행한다.  수직상승시 컬렉티브 피치 조종에 의해 블레이드 피치가 증가하고 동시에 엔진 출력이 증가된다. 컬렉티브 피치조종은 조종사의 좌측에 위치한 레버를 위/아래로 조작, 피치를 증가/감소 시킨다.  컬렉티브 피치 조종레버를 조작시 레버의 조작은 엔진과 연동이 되어 피치증가/추력증가, 피치감소/추력감소가 동시에 이루어 진다.  레버에는 모터싸이클의 엑셀레이터와 같이 스로틀레버가 장착되어 반시계 방향으로 돌리면 엔진 출력이 감소하고, 시계방향으로 돌리면 엔진 출력이 증가하게 된다.

피칭(Pitching) 및 롤링(Rolling)

헬리콥터의 피칭 및 롤링 운동은 싸이클릭 피치조종(cyclic pitch control)에 의해 수행되는데, 그림 7-7의 경사판(swach plate)을 앞뒤 좌우로 경사시켜 로터 블레이드 회전면 (rotor disc)을 경사시켜줌으로써 앞의 그림 7-2, 7-3에 나타난 것과 같이 전/후진, 피칭 및 롤링 운동을 수행하게 된다.  싸이클릭 피치조종의 목적은 헬리콥터가 진행하고자 하는 방향으로 주 로터블레이드 회전면을 경사지게 하는데 있다.

싸이클릭 피치 조종은 헬리콥터 조종간을 조작함으로써 경사판과 연동되어 이루어 진다.  조종간을 밀거나 당기면 경사판이 앞/뒤로 경사지고 로터 회전면이 앞 뒤로 경사지게 되어 헬리콥터는 전진 및 후진 비행을 수행한다.  일정 비행속도 이후 헬리콥터는 조종간을 밀거나 당겨 피칭운동에 의해 비행기와 동일하게 하강 및 하강운동을 수행한다.

요잉(Yawing)

헬리콥터의 요잉 운동은 테일로터 피치조종(tail rotor pitch control)에 의해 수행되는데, 평형상태에 있는 테일로터의 피치를 증가/감소시켜 헬리콥터의 기수를 좌/우로 회전하게 한다.  테일로터의 피치조종은 헬리콥터 러더페달을 조작함으로써 테일로터 피치와 연동되어 이루어 진다.  헬리콥터의 기수를 우측으로 회전하기 위해서 우측 러더페달을 밟으면 테일로터의 피치는 감소되고 모멘트의 균형이 깨져서 기수는 우측으로 회전하게 된다.

앞서 "3.0 항공기 비행원리 (Flight Theory)"에서 살펴본 바와 같이 "자유단(free end, 고정되지 않은 끝)을 갖는 동일축상의 물체는 한쪽을 회전시켜 주면 다른 한쪽은 반대쪽으로 회전하려는 경향"이 있다.  비행기의 토오크 효과(Torque Effect)와 같이 헬리콥터 역시 로터블레이드의 회전(위에서 내려다 보았을 때 반시계 방향)에 의해 기체는 반대방향(시계방향)으로 회전하려는 토오크가 발생하는데, 이 토오크는 테일로터에 의해 상쇄되어 진다.  이러한 이유로 테일로터(tail rotor)는 반토크 로터(Antitorque rotor)라고도 한다.

전형적인 헬기 즉, 메인로터와 테일로터로 구성된 단일 로터식 헬기 이외에도 헬기의 종류에는 로터의 구성과 배열에 따라 직렬로터식 헬리콥터(tandem rotor helicopter, 예: 씨누크 헬리콥터), 병렬로터식 헬리콥터(side by side rotor helicopter, 예: V-22 항공기), 동축반전로터식 헬리콥터(coaxial rotor helicopter)가 있습니다 (그림 7-8).

직렬로터식 헬리콥터는 위에서 내려다 보았을 때 두 개의 로터가 세로로 배열된 헬리콥터이고, 병렬로터식 헬리콥터는 두 개의 로터가 가로로, 동축반전로터식 헬리콥터는 동일축상에 아래위로 두 개의 로터가 함께 돌아가는 형태입니다.  이러한 세가지 형태의 헬리콥터는 테일로터가 없어도 두 개의 로터가 서로 반대방향으로 회전하므로 토오크가 상쇄되어 토오크 효과가 발생하지 않습니다.

A. 단일로터식 헬리콥터	B. 직렬로터식 헬리콥터	C. 병렬로터식 헬리콥터	D. 동축반전로터식 헬리콥터
그림 7-8  로터 배열에 따른 헬리콥터의 종류
그림 7-9  NOTAR 헬리콥터		최근에는 단일로터식 헬리콥터 형태에서 테일로터를 제외하고 테일에 제트공기를 분사시켜 토오크를 상쇄하는 NOTAR(No Tail Rotor) 헬리콥터가 많이 개발되었습니다. 이 헬리콥터는 테일로터를 없앰으로써 안전문제 예방(사실 월남전시 UH-1H 헬리콥터 테일로터에 많은 병사들의 안전사고가 있었습니다.) 및 FOD(Foreign Objective Damage, 외부물질에 의한 손상) 방지, 소음감소에 의한 쾌적성을 목적으로 설계된 것입니다.

지면효과

헬리콥터가 지면 가까이에서 호버링할 때 공기의 하향 흐름이 지면에 부딪치게 되고 헬리콥터와 지면 사이의 공기를 압축하여 공기 압력을 높이게 되어 호버링 위치에 헬리콥터를 유지시키는데 도움을 주는 쿠션(cushion) 역할을 한다.  이러한 효과를 지면효과(ground effect)라 하고, 지면효과에 의해 헬리콥터는 추력을 절감할 수 있다.  지면효과는 헬리콥터가 호버링 하는 동안 주로터(main rotor)의 직경높이까지 효력을 발생한다.

그림 7-10  지면효과 (Ground Effect)

그림 7-10에서 보는 바와 같이 지상에서 로터의 고도가 로터 직경의 1/2인 높이에서 추력은 약 7%가 증가되며, 고도가 높아질수록 감소하여 로터의 고도가 로터 직경의 1 1/4인 높이일 때 0으로 감소하는 것을 알 수 있다. 최대 지면효과는 잘 포장된 지표면위에서 호버링할 때이며, 큰 풀밭위나 수면, 거친지역에서의 지면효과는 감소된다.

자전강하(autorotation)

헬리콥터는 비행중 엔진이 고장났을 때 일정고도와 일정 전진비행 속도가 있다면 자전강하(autorotation)에 의해 안전하게 지상에 착륙할 수 있다.  헬리콥터의 엔진이 고장났을 때 엔진은 자동적으로 트랜스미션(transmission)과 연결되어 있는 프리휠 장치(free wheeling device)를 통하여 로터와 분리되며, 로터블레이드는 엔진과의 연결없이 독립적으로 자유회전하며 강하비행을 하게된다.  이 것을 자전강하(autorotation)이라 한다.

자전강하할 동안 공기 흐름은 더 이상 하향흐름하지 않고 오히려 주 로터를 통하여 상향하며 이 상향 공기흐름은 정상작동때와 같은 방향으로 로터를 회전시키는 원인이 되어 로터의 회전은 양력을 발생시키고 이 양력은 안전하게 착륙을 할 수 있게 하강할 동안 계속 비행조종을 가능하게 한다.

자전강하를 위한 조작은, 엔진 고장시 조종사는 즉시 컬렉티브 피치 조종레버를 내려 로터블레이드의 피치를 감소시키고 조종간을 앞으로 밀어 사이클릭 피치조종면 즉, 로터 회전면(rotor disc)을 앞으로 경사시켜 자전강하를 위한 적절한 전진속도를 확보한다.

그림 7-11  헬리콥터 속도 대 고도 한계차트

안전한 자전강하는 적절한 고도와 전진속도가 필수적이며, 일반적으로 헬리콥터 제조회사에서는 이러한 안전조건을 그림 7-11과 같은 "속도 대 고도 한계차트"를 제시하여 규정하고 있다. 그림에서 보는 바와 같이 A와 B 지역은 비행금지 구역으로써 A의 경우에는 자전강하를 하기 위한 고도는 있으나 전진속도가 충분하지 못하고 B 지역은 전진속도는 있으나 고도가 충분하지 못한 것을 알 수 있다.

수평 최대속도

헬리콥터는 다음의 세 가지 이유로 비행기와 같이 고속비행이 불가능하며, 수평최대속도에 제한을 받게 된다.  헬리콥터의 비행속도 한계는 대게 300 km/h 정도이다.

• 후퇴하는 블레이드의 익단실속(Blade Tip Stall)

앞에서 언급한 블레이드 상대속도 방정식 에서, 후퇴하는 블레이드(Ψ=270° 일 때)의 상대속도는 sinΨ 값이 -1로써 최소가 된다.  이 때 비행속도 V가 커지면 커질수록 첫 번째 항의 음(-)의 값은 더욱더 커지게 된다.  따라서 후퇴하는 블레이드는 양력을 얻기 위하여 블레이드 받음각이 블레이드 끝에서 최대가 되고, 익단실속에 들어가게 된다.  이 후퇴하는 블레이드의 익단실속 현상에 의해 비행속도 V는 제한을 받게 된다.

• 후퇴하는 블레이드 뿌리의 역류범위(Reverse Flow Region)

후퇴하는 블레이드(Ψ=270° 일 때)의 상대속도는 블레이드 상대속도 방정식의 첫 번째 항의 sinΨ 값이 -1로써 최소가 된다.  이 때 두 번째항의 r 값이 작은부분(블레이드 뿌리 즉, 허브부분)에서는 두 번째항의 크기가 첫 번째 항의 크기보다 작게되어 전체 블레이드 상대속도가 음(-)의 값을 가지는 역류가 발생하게 된다.  이 역류는 비행속도 V가 커질수록 더욱더 심하게 된다.  따라서 헬리콥터는 이 후퇴하는 블레이드의 뿌리부분에 발생하는 역류에 의해 비행속도 V는 제한을 받게 된다.

• 전진하는 블레이드의 익단 충격파(Blade Tip Shock Wave)

앞에서 언급한 블레이드 상대속도 방정식 에서, 전진하는 블레이드(Ψ=90° 일 때)의 상대속도는 sinΨ 값이 1로써 최대가 된다.  이 때 비행속도 V가 커지면 커질수록 상대속도는 더욱더 커지게 된다.
비행속도가 음속에 가까워지면, r 값이 큰 부분(블레이드 끝 부분)에서 먼저 음속에 도달하게 되고 충격파가 발생하여 항력이 급격히 증가하게 되어 실속에 들어가게 된다.  따라서 헬리콥터는 이 전진하는 블레이드 익단 충격파 발생에 의해 비행속도 V는 제한을 받게 된다.

[canter]

헬기 관련 이론 처음 본 것 같습니다. 흥미있게 보았습니다^^