mecㆍviewer v1.5 :: 기술1._박중용

항공우주산업기술동향 10권1호 (2012) pp. 41~48

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산업동향(기술동향)

고속 회전익기 기술개발 현황 및 과제

박중용

*, 황창전**, 김준호*, 안이기*, 이정훈*, 1)

Status and Challenges of a High Speed Rotorcraft

Technology Development

Park, Joong-yong

*, Hwang, Chang-jeon**, Kim, Joune-ho*, Ahn, Iee-ki*, Lee, Jung-hoon*

ABSTRACT

This paper describes the survey results on major high speed rotorcraft development programs such as

Sikorsky X2, Eurocopter X3, DARPA(Defense Advanced Research Project Agency)-Boeing DiscRotor, and
Russian AHSH(Advanced High Speed Helicopter). Each development program is investigated especially
in viewpoints of program status and technical achievement. And some technical issues are surveyed to
develop a high speed rotorcraft without any penalty in VTOL(Vertical Takeoff or Landing) and hovering
attributes.

초 록

본 논문에서는 최근 활발한 고속회전익기 기술개발 현황을 살펴보기 위하여 미국 시콜스키사의 X2, 유럽

유로콥터사의 X3, 미국 DARPA(Defense Advanced Research Project Agency)-보잉의 디스크로터, 러시아의
AHSH(Advanced High Speed Helicopter) 개발 현황을 조사하였다. 특히 프로그램 상황 및 기술적인 달성도
측면에서 살펴보았다. 아울러 수직이착륙 및 제자리비행의 특장점을 살린 회전익기의 고속화를 달성하기 위
한 기술적 과제를 조사하였다.

Key Words : High Speed Rotorcraft(고속 회전익기), Development Program Status(개발사업 현황),
Technical Issues(기술 과제), New Rotor Concept(신개념 로터)

* 박중용, 김준호, 안이기, 이정훈 한국항공우주연구원 항공혁신기술연구소 회전익기술실 민수헬기개발팀

parkjy@kari.re.kr, heli@kari.re.kr, ikahn@kari.re.kr, karier@kari.re.kr

** 황창전, 한국항공우주연구원 부원장실 연구기획조정팀

chwang@kari.re.kr

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

1. 서 론

미국 육군의 항공기 설계 핸드북인 ADS-51-HDBK

는 적용해야 할 감항 기준을 결정하기 위하여 회전익
기(Rotorcraft, Rotary Wing Aircraft)를 공기보다 무거
운 비행체(Heavier-than-Air Air-vehicle) 중 요구양력
50% 이상을 한 개 이상의 로터가 생성하는 비행체로
정의하며, 나머지 양력을 분담하는 고정된 양력면
(Lifting Surface)을 포함할 수 있다고 정의한다[1]. 회
전익기에 대응되는 개념을 비행기(Airplane) 혹은 고
정익기(Fixed Wing Aircraft)라고 한다. 한편 속도, 고
도 등 공식기록을 관리하는 주체인 미국 NAA
(National Aeronautic Association), 프랑스 FAI
(Federation Aeronautique Internationale) 중에서 FAI
는 대표적인 회전익기인 헬리콥터를 “비행 중의 모든
양력을 축이 고정된 로터로 생성하는 회전익기”[2]로
정의하고, 틸트로터, 날개부착 회전익기 등과 별도로
기록을 관리하고 있다. 이에 따르면 2010년 기준으로
헬리콥터 분야 최고속 기록은 영국 Westland사(현재
AgustaWestland사) Lynx(1986년)가 수립한 400.87
kph(평균 216.45kts, 15~25km 코스)이다[3]. 참고로 날
개가 있는 복합형 회전익기(1967년 Lockheed X-51A
의 487.08kph, 1969년 Bell-533의 508.56kph 등)는 대상
에서 제외되며, 헬리콥터에 해당되는 Sikorsky
XH-59A의 444.48kph(1980년)은 비공식 기록으로 분
류된다.

전통적인 헬리콥터의 경우 수직이착륙과 제자리비

행이 효율적으로 가능하다는 특장점이 있는 반면 최대
속도(Never Exceed Speed) 150~170kts, 순항속도
(Cruise Speed) 130~150kts 정도로 고정익기에 비해
현저히 낮은 단점이 있다[4]. 그럼에도 불구하고
Lynx[3]가 헬리콥터 분야 최고속 세계기록을 보유한
것은 BERP(British Experimental Rotor Programme)
로터의 우수한 고속공력특성에 기인한다. BERP 로터
는 전진 영역(Advancing Side)에서 패들형 후퇴익, 저
두께비 깃단의 우수한 고마하수 특성, 후퇴 영역
(Retreating Side)에서 델타날개 같은 패들형 후퇴익의
실속저감 효과, 고양력 특성으로 받음각 저감효과 특
성을 지닌다. 이외에 추력 증강 및 항력 감소를 위해 트

랜스미션 및 엔진 배출구 등을 개조하였는데 트랜스미
션의 경우 기본형 1,400hp에서 2,500hp로 용량을 키웠
고, 엔진의 가용동력 3,200hp 중 700hp 활용과 유해항
력 감소를 위해 배출구 면적 40% 감소 설계를 적용하
여 달성한 기록이다.

이와 같이 헬리콥터의 효율적인 수직이착륙 및 제

자리비행 특성을 유지하면서 고속화시킬 수 있는 비행
체 개발을 통하여 신규시장을 창출하려는 연구개발이
과거부터 간간이 있었으며 최근 소요기술의 기술준비
수준(TRL: Technology Readiness Level)이 높아짐에
따라 더욱 활발히 이뤄지고 있다[5,6].

본 연구에서는 최근 활발한 주요 고속 회전익기 기

술개발사업의 현황을 살펴보되 특히 프로그램 상황 및
기술적인 달성도 측면에서 검토를 하였으며, 회전익기
고속화를 달성하기 위한 기술과제에 대해서도 조사하
였다.

2. 국외기술개발 현황

2.1 미국 시콜스키 ABC(XH-59A) & X2

ABC(Advancing Blade Concept) 개념은 그림 1에

서 보는 바와 같이 전통적인 로터가 전진 영역과 후퇴
영역에서 양력 균형을 위해 겪는 복잡한 공력 현상을
극복할 수 있도록 동축반전 로터를 이용하여 양력 평
형을 유지시키며 후퇴 영역에서는 실속을 없애기 위해
무양력을 거의 구현한 시콜스키사의 고유 개념이다.

그림 1. ABC 로터의 개념 [2]

1971년 US AMRDL(현 AATD: Aviation Applied

Technology Directorate)와 ABC 시제기 2대 개발 계약
(XH-59A=S-69)이 체결되었다[7]. 당시 강체 동축반전

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

로터(Rigid Coaxial Rotor)를 통해 두 로터 회전면을
밀착시킬 수 있었으나, 로터 블레이드의 강성 확보가
기술적 문제였으며, 티타늄 스파, 알루미늄 스킨을 적
용하고 플래핑-리드래그 베어링을 없앴다. 그 결과 엄
청난 진동이 발생하고, 허브항력이 커서(전체 항력의
50% 수준) 강력한 PW PT-6 터보샤프트 엔진을 쌍발
장착했지만 160kts의 속도만 달성하였다. 1978년 PW
J60-P3A 보조 터보제트 엔진을 쌍발 장착(총 4개 엔진)
하고, 236kts(@수평비행), 256kts(@하강비행)를 달성
했다. 1981년 2개 엔진으로 개조한 XH-59B에
FBW(Fly-By-Wire) 적용 등을 제안했지만 받아들여지
지 않고 미 국방부 개발비는 틸트로터 사업에 넘어갔
다. 1973년부터 1981년 사이 총 106 시간을 비행시험한
바 있다[8]. ABC 비행시험을 통하여 노출된 여러 문제
점을 표 1과 같이 요약할 수 있다[9]. 기본적으로 ABC
개념이 성공하려면 전진 영역의 로터가 플래핑하지 않
도록 프로펠러와 같은 높은 강성을 가져야 한다.

표 1. ABC XH-59A의 기술적 문제점 [9]

구 분

내 용

고하중

상당량의  롤링모멘트를  축과  허브에서
견뎌야  함.  Damage  Stress  때문에  계획
된  비행시험  취소.  아울러  피치모멘트도
속도  증가에  따른  노즈-업으로  수평안정
판  거꾸로  장착하는  것  외에  제트엔진
장착시  Negative  입사각을  갖도록  해서
하중수준  증가

고항력

두  개의  허브와  그  사이의  축은  전체  항
공기  유해항력의  50%를  차지,  슬립링이
사이에  있어  더함.  또  안쪽  블레이드는
요구강성  때문에  매우  두껍게  설계되어
항력  증가의  또  다른  원인임

고진동

보통 헬기보다 상당히 높은 수준

고중량

공허중량비 77.5%, 매우 높은 수준

조종성

동축반전로터는  동력  비행  시는  문제  없
으나  자동회전(Autorotation)  시  문제  있
음.  러더를  키움에도  불구하고  50~70kts
사이에서  Negative  Yaw  Control(요  조종)
발생

저성능

고속  비행  시  10도  비틀림의  로터  블레
이드가  상당한  항력  생성,  보통의  로터도
겪는  문제

참고: ‘81년 AHS Forum Paper(Linden, A. and Ruddel , A.) 재인용

시콜스키사는 ABC 개발 소요기술 수준이 성숙했다

고 판단하여 자체 투자로 2005년 초 X2 개발에 착수하
였다. AHS(American Helicopter Society) Forum
61(2005년)에서

최초로

공개하고

RP(Rapid

Prototyping)을 위해 Schweizer사를 인수하였다. X2
기술시현기는 제자리비행에서 전진비행까지 전체 스
펙트럼 성능(Full Spectrum Performance)을 2배 향상
(속도 2배 증가(250kts 순항), 소음/진동 2배 저감, 기
동성 향상 등)을 목표로 X2라는 명칭을 지정하였으며,
축소-확장 가능 기술(Scalable Technology)로 무인기
부터 JHL(Joint Heavy Lift)까지 적용할 수 있도록 연
구개발에 착수하였다[8]. 시콜스키가 밝힌 회전익기
기술 혁신 3가지의 주요 축은 속력, 예후 진단 및 적응
실현, 자율비행으로 X2는 혁신기술 시현을 위해 중요
한 부분을 차지한다.

X2 기술시현기는 복합재 로터 블레이드(4개 동축반

전, 3개 에어포일, L/D 향상, 강성 향상 - 로터 회전면
22inch 이격)를 적용하고 개발 시 풍동시험 대신에
CFD 해석을 수행하였으며[10], 동축반전 로터 해석을
위해 MFW(Maryland Free-Wake)를 사용하고 트림 해
석 및 강건 트림 제어 알고리즘 개발, 기체 안정성 계수
도출을 위해 상업용 코드인 Fluent를 사용했다. 또한
동축반전 로터 및 기체 상호작용 해석을 위해
OVERFLOW를 사용하고 항력 예측도 CFD로 검증하
였다. 기술시현기의 항력 감소를 위해서 로터 블레이
드 외부가 아닌 스파에 32개의 스트레인 게이지를 부
착하였다.

그림 2. X2 기술시현기의 상세 레이아웃 [11]

Sikorsky-Schweizer HawkWorks(NY) 콘크리트 패

드에서 42.6 시간의 지상시험을 수행하였다. 기술시현

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

기는 순항 시 80%의 동력을 프로펠러로 보내고 20%만
로터로 보내 깃단 속도 및 소음을 감소시킬 수 있다. 센
서를 약 200개 장착하였고 로터뿐만 아니라 프로펠러
에도 슬립링을 적용하였으며, 깃단에 Foil 안테나를 설
치하여 상단 및 하단 블레이드간 근접성을 감시했다.
헬기 최초로 Goodrich사의 Smart Probe ADS(Air
Data System)을 장착했고(ARINC 429), T800 DEC 데
이터는 MIL-STD-1553 버스를 통해 1MB 송신이 가능
토록 하였다. 한편 초도비행 18개월 전부터 비행 시뮬
레이터를 사용할 수 있도록 GenHel에 X2 특성을 반영
하였고 FBW를 위해 Honeywell사의 FBW H/W에 X2
요구사항을 반영하였다.

Sikorsky-Schweizer HawkWorks(NY)에서 2008년

8월 실시한 초도 비행시험을 통해 고속에서 방향 안정
성이 부족함을 발견하여 수직안정판 및 러더 면적을
약 30% 증가시켰으며 네 번째 비행에서 프로펠러를
장착하고 SAS(Stability Augmentation System)를 평
가하였다.

그림 3. 지상시험 중인 X2 기술시현기 [7]

2009년 West Palm Beach의 시콜스키 비행센터로

옮겨 5~7번째 비행시험을 실시하였다. 이 때 결합박스
(Combiner Box, 엔진-프로펠러 샤프트-동축반전 기어
박스로 동력을 분배하는 모듈) 에 문제가 발생(칩 경고
등 문제)했지만 비금속 공명감쇠재의 문제로 귀결되
어 해결한 바 있으며, 13번째 비행에서 고속 피치 안정
성을 위한 조종사의 업무량이 과다한 것을 막기 위해
수평안정판 면적을 증가시켰다. 2010년 17번째 비행에
서 로터간 페어링(Sail Fairing) 없이 순항 252kts(@
T800 80% 동력), 경하강 263kts의 비공식 기록을 달성
했다[11].

그림 4. 2010년 8월의 X2 기술시현기 비행 [2]

시콜스키사에 따르면 X2 기술시현기 개발비는

50MUSD 수준이라고 한다. 개발비 절감을 위해 Moog
사의 UH-60M용 Active Vibration Control 시스템,
S-76/S-92/CH-53E 용 유압펌프와 발전기, LHTEC
(Honeywell-Rolls Royce Light Helicopter Turbine
Engine Company)의 Comanche 시제 2호기 엔진 2개,
로터 복합재 블레이드 EATI, 프로펠러 Aero
Composites과 같은 기존 부품을 많이 사용했다.

X2 기술시현기는 2011년 7월 공식적으로 은퇴하기

전까지 총 23번의 비행을 하며 22시간의 비행 시간을
기록하였다.

표 2. X2 기술시현기와 S-97의 규격 [11]

ITEM

X2 Demo

S-97 LTH

Gross Weight

6,100

10,500 lb

Mission Weight(AAS)

8,950 lb

Empty Weight

5,400

n/a

Overall Length

28.0

35.4 ft

Engine

T800-LHT

-801

AATE

(GE3000/

HPW3000)

T/O rated Power
@ SLS

1,630

3,000 shp

Rotor Diameter

26.4

33.0 ft

Disc Loding

11.1

12.3 lb/ft

Blades per Rotor

Aux. Propulsor
Diameter

6.7

7.0 ft

Max. Dash Speed

270.0

230.0 kts

Max. Cruise Speed

250.0

220.0 kts

Max. Range
@ 0.99 VBR

400.0

375.0 nm

Max. Range w/ Aux.
Fuel

650.0 nm

Max. Endurance
@ VBE

2.9

3.5 hr

Max. Endurance
@ VBE w/ Aux. Fuel

>6.0

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

2010년 10월 시콜스키사는 X2 개념을 미 육군이 개

발을 추진 중인 AAS(Armed Aerial Scout)용으로 적용
/개발하기로 결정하고 S-97 Raider로 명명하였다. 그
후 2011년 4분기에 예비설계검토회의(PDR :
Preliminary Design Review)를 성공리에 마치고 2014
년 초도비행을 목표로 개발을 진행 중에 있다. 시콜스
키사는 X2 Raider의 특장점으로 매우 적은 선회 반경,
증가된 기동성, 개선된 고공 성능, 증가된 체공 시간,
상당히 감소한 소음을 꼽고 있다. 개선된 고공 성능과
관련하여 아프가니스탄 작전에서 OH-58D는 42%만
커버했지만 S-97은 97%를 커버할 수 있으며, 항속거리
측면에서도 보통 헬기가 1시간에 100nm(@6,000ft/9
5℉)를 이동하는데 비해 X2는 190nm를 비행할 수 있
는 점을 들었다.

2.2 유럽 Eurocopter X3

2009년 HAI Heli Expo에서 EC(Eurocopter)가 고속

헬리콥터 X3를 개발한다는 소문이 처음 있었으며, 엔
진은 Rolls Royce RTM322를 장착한다고 했다. 2010년
9월 EC는 최초로 X3의 초도비행 동영상을 공개하였
다. 이와 관련 EC는 이미 2008년부터 3개의 특허를 프
랑스에 등록(WO2008/142256(A1), WO2008/ 142257
(A1),

WO2008/144868(A2))하였으며,

미국(US

2009/0321554 A1 Fast Hybrid Helicopter with Long
Range) 및 국제 특허도 곧이어 등록한 것으로 밝혀졌
다[11].

EC는 X3 개발 목표로 ‘감당할만한 비용으로 더 많

은 속도 및 항속거리를 달성’하는 것을 설정하고, 목표
시장으로 SAR(Search & Rescue), 해안감시, 국경감시,
승객운송, 도시간 왕복서비스 뿐만 아니라 군용 임무
도 고려한다[11].

2008년에 개발에 착수하여 H3 개념(High-Speed,

Long Range, Hybrid Helicopter), 항공기 제어 및 트림
전략, 반토크, 요제어, 로터속도제어, 동력관리시스템
등 검증을 실시하였으며, 개발 기간 및 비용 절감을 위
해 기존 구성품을 사용하였다. 예를 들면 AS365N3 기
본 기체, EC155 5엽 로터, NH90에 사용된
RTM322-01/9 쌍발 엔진을 장착하였다[11].

초도 비행시험에서 제자리 비행 시 현저한 날개 및

꼬리 쉐이크가 발생하였으나 점진적인 비행영역선도
확장을 통하여 비행시험 1단계에서 2010년 말까지
333kph 근처까지, 3개월 업그레이드 후 2011년 5월 등
고도 수평비행에서 430kph(232kts)의 비행 속도를 달
성하였고, 진동도 통상 헬기 진동 수준이라고 발표하
였다[12]. EC측은 시콜스키와 달리 개발비를 공개하지
않았으며, 다만 보통 헬기보다 50% 빠른 것이 20~25%
의 프리미엄을 가질 것이라고 언급한 바 있다[11].

그림 5. 비행 중인 X3 기술시현기 [2, 12]

2.3 미국 DARPA-보잉 디스크로터

미국 DARPA(Defense Advanced Research Project

Agency)는 고속 전투 탐색구조에 사용되며(기체크기
UH-60 수준), 헬리콥터 수준의 제자리비행 효율, 고정
익 모드에서 350kts 순항 속도를 갖는 디스크로터 회
전익기의 기술준비수준(TRL) 제고를 위하여 보잉사
와 30개월 연구개발 계약을 체결하였다.

디스크로터 프로그램의 목적은 고효율 제자리비행,

고속 전진비행(350~400kts), 안정하고 가역적인 천이
비행을 할 수 있는 새 형식의 복합형 헬기를 개발하기
위한 핵심 소요기술을 설계하고 시현하는 것이다. 이
항공기는 기체 중앙의 가변직경 로터블레이드 장착 회
전 디스크와 후퇴익으로 특징지어지며, 400nm 수준의
긴 항속거리와 전통적 헬기의 2~3배인 350~400kts 고
속비행 성능, 수직이착륙 및 고효율 제자리비행능력을
보유할 것으로 예상된다. 핵심 소요기술로는 가변직경
로터블레이드, 반토크 제어, 고효율 덕트형 프롭, 추진
체계종합 등이다.

이 연구개발 범위에는 기술시현기 제작은 포함되어

있지 않으며, 양항비 및 안정성 검증용 풍동시험 및 천
이비행 특성 분석용 텔레스코픽 축소형 로터시험 등의

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

내용을 포함한다[13].

DARPA에서 2008년 응용연구(예산 3MUSD)로 착

수하여 2009년부터 2011년까지 ATD(Advanced
Technology Development) 범주로 변경하여 수행했
다. 총예산 12.4MUSD를 투자하며 프로그램의 세부목
표로는 전진비행시 가변직경 로터블레이드의 안전한
반복운용 타당성 시현, 디스크로터에 의한 유동장 특
성 파악, 기술시현기 설계 및 풍동시험 등이다. ATD
사업으로 2009년 축소형로터(비가변) 설계 및 제작착
수, 비행체 형상 해석 및 정교화, CFD 해석, 2010년 축
소형로터 제자리비행 지상시험, 직경 12ft의 가변직경
로터모델 기본설계 완료, 5% 축소형 동체 풍동시험 완
료, 비행체 형상 해석 및 정교화, CFD 해석을 수행하였
으며, 2011년에는 축소형로터+동체 제자리비행 지상
시험, 비행체 형상 정교화, 직경 12ft 의 가변직경 로터
모델 상세설계/제작 및 풍동시험, 디스크로터 개념 검
증/위험 평가/시현기 요구사항 정의를 수행할 예정이
었으나[14], 계획 대비 성과는 아직 공개된 바 없다.

2.4 러시아

러시아는 광대한 미개발 지역, 노후화된 지역간 항

공 운항, 지역공항 폐쇄, 북극해의 가스/유전 개발 등
을 위해 고속 수직이착륙 수송이 필요(속도
450~500kph, 항속거리 700km)하다. 수요조사 결과
2015년부터 2020년까지 150대 수준의 수요가 전망되
고, 총 개발기간은 5~7년이 소요될 것으로 예상한다
[15].

러시아는 시콜스키, EC의 고속회전익기 개발에 대

응하기 위하여 AHSH(Advanced High Speed
Helicopter, 러시아말로 PSV) 프로그램 착수를 준비하
고 있었으며, 2011년 5월 러시아 정부는 13억USD 수
준의 개발비를 투입하기로 결정하고, Mil MVZ의
Mi-X1과 Kamov의 Ka-92 중 하나의 개념만 개발을 지
원할 계획이라고 밝혔다[16]. AHSH 개념은 2007년에
공식적으로 발표된 후 개발 착수가 계속 연기되었으나
그 동안 Mil MVZ의 SLES(Stall Local Elimination
System) 단일 로터방식과 Kamov의 동축반전 강체로
터 방식에 대한 설계는 진행되어 왔다. SLES는 최적제

어를 위해 로터허브 특성을 변경, 무베어링 로터는 커
프(Cuff) 강성 변경/ 관절형로터는 특정 방위각에서
제어밸브로 작동되는 유압식 잠금장치를 이용하여 플
래핑 힌지 각운동에 제한을 가하는 방식이다.

VKLA 프로그램을 통해 TsAGI는 고속회전익기 개

념을 연구하고 풍동시험 등을 수행했으며(2008~2010),
Kamov X-Ka 프로그램을 통해 Ka-50에 여러 블레이드
를 시험하면서 380kph의 속도를 달성하였다. CIAM은
TsAGI와 함께 고속화를 위한 Exhaust Jet Vane, Shaft
Driven Fan 등 추진시스템을 연구하고, Ka-52 기반 시
험기(동축반전이 아닌 단일로터, 터보팬 장착)를 활용
(450kph)했다. 2010년 초 발표(@HeliRussia)된 개발
일정 및 양산계획은 표 3과 같다[15]. 총매출 전망은
6.4BUSD (280대)로 예상하고 있다. PSV-1은 Ka-65
Coaxial Pusher Prop, PSV-2는 Mi-X1 Pusher Ducted
Prop, Ka-92, 그리고 PSV-3는 Ka-102, Tandem 2
Props, 30ton급을 의미한다.

표 3. 개발 및 양산 일정 [15]

구 분

내 용

‘09중반~’10중반

기술개발단계

‘10중반~’11중반

Airborne Lab Tests

'10중반~‘14중반

지상시험

‘11중반~’12말

기술시현시험

‘11중반~’15초

비행 및 인증시험

‘15~

PSV-1 인도
(30대, 15MUSD/대, 총0.45BUSD)

‘20~

PSV-2 인도
(100대, 22MUSD/대, 총2.20BUSD)

‘23~

PSV-3 인도
(150대, 25MUSD/대, 총3.75BUSD)

(a) Mil Mi-X1

(b) Kamov Ka-92

그림 6. HeliRussia 2008에 전시된 모델 [17]

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

Level 1

Level 2

전진비행 시

회전하는 로터

Advanced

Planform Blade

(e.g. BERP)

Powered

Unpowered

(Autogyro)

ABC (Advancing Blade

Concept)
Variable  RPM(  inc.  OSR)
Variable  Diameter
Tilting  (e.g.  Mono  Tilt  Rotor)

전진비행 시

회전하지 않는 로터

Stopped

Folding
Telescoping (e.g. Disc Rotor)

3. 회전익기 고속화 기술과제

회전익기의 로터는 통상 고정익기의 날개와 달리

양력과 추력을 동시에 생성하는 특징을 가지며, 수직
이착륙과 제자리비행이라는 독특한 특장점을 지니는
동시에 고속비행 시 나타나는 압축성 효과와 실속에
의해 전진속도에 제한이 가해진다는 단점이 있다. 로
터 전진 영역의 압축성 효과를 살펴보면 통상
220m/s(~720ft/s) 깃단속도에 전진속도 100m/s
(=194kts)일 때 Mt=0.94가 되어 고속 전진 시 압축성
효과(Drag Divergence)를 줄이기 위한 특별한 설계 혹
은 깃단속도를 줄이는 방법 등이 필요하게 되며, 로터
후퇴 영역에서 양력 평형을 맞추기 위해 피치각을 높
이면 실속이 발생하여 이에 대한 대책도 필요하게 된
다. 아울러 고속으로 전진 비행할수록 양쪽 영역의 공
기력 불균형 해소를 위한 동역학적 문제나 심한 진동
이 발생하게 된다.

표 4. 고속 로터 개념의 분류

이를 극복하기 위하여 표 4와 같이 다양한 개념의

로터를 고려할 수 있다. BERP 로터와 같이 수동적으로
블레이드 형상 설계를 통하여 구속조건을 만족하는 최
적 형상을 고안 할 수 있다. 현재 전통적인 로터를 그대
로 사용한 X3의 경우에는 속도를 더 이상 높이지 못할
것이므로 EC에서는 첨단 로터 개념의 개발을 병행하
고 있을 것으로 예상한다. Mil-MVZ의 SLES, 시콜스키
X2와 같은 ABC개념, RPM 및 직경을 비행조건에 따라
변경할 수 있는 로터를 고려할 수 있으며 이를 위해서

는 양력 복합화(Lift Compound), 추력 복합화(Thrust
Compound), 양력+추력 복합화를 통해 로터의 양력+
추력 생성 부담을 줄이는 것을 함께 고려할 수 있다. 틸
트로터 개념의 경우 V-22는 고속을 달성하기는 좋은
개념이나 제자리비행 특성이 좋지 않으므로
MTR(Mono Tilit Rotor) 개념을 고려할 수 있다.

한편 이착륙 및 제자리 비행에만 로터를 회전시키

는 정지로터 개념을 고려할 수도 있다. 이 경우 양력+
추력 복합화를 적용해야 하며, 상대적으로 낮은 유해
항력으로 더 높은 고속을 달성할 수 있다. 비행 중 형상
이 변경되는 경우는 모두 천이비행에 따라 항공기뿐만
아니라 로터에도 문제가 발생한다. 로터 회전수가 줄
어듬에 따라 원심 강성(Centrifugal Stiffness)이 줄어
들어 공탄성적 불안정성에 빠지기 쉬운 문제를 극복해
야 한다[3].

다음으로 고속화에 따른 연료 소비를 줄이는 방안

의 강구가 필요하다. 간단한 비교분석연구[18]에 따르
면,

X2방식

헬기의

제자리비행을

위해서는

IRP(Intermediate Rate Power) 850hp(기술시현기 기
준 @ 총중량 6,100lb), TRP(Take-off Rate Power)
900hp이 요구되고, 250kt 전진비행(@10,000ft)을 위해
서는 1,350hp이 필요하며 이러한 이유로 X2 기술시현
기는 1,650hp의 T800 엔진을 장착하였다. 900hp의 엔
진을 장착한 X2 형상의 순수 헬기의 경우 180kt까지 속
도를 내는 것은 가능하나 250kt의 속도 달성을 위해서
는 프로펠러 등 공허중량 증가, 80% 이상 과대 엔진 장
착에 따른 비용이 발생하게 되며, 이는 당연히 저속인
경우에도 과다한 연료 소모가 발생함을 의미한다. 임
무 프로파일상 고속 비행이 대부분인 경우는 정당성을
가지나 그렇지 않은 경우는 비효율적인 항공기일 수
밖에 없다. 이를 극복하기 위한 방안으로 800~900hp
엔진을 2개 장착하여 저속비행인 경우는 엔진 1개만
동작시키고, 고속비행인 경우만 2개 엔진을 동작하는
방식을 적용하는 방안을 강구할 수도 있다[18].

아울러 순항 성능 개선을 위한 L/De 향상 방안, 공

허중량비 감소 방안, 저공 도심 비행을 위해서는 이착
륙 시 뿐만 아니라 순항 시 소음 문제 등도 해결해야 할
과제이다.

박중용 외 / 항공우주산업기술동향 10/1 (2012) pp. 41~48

4. 결 론

최근 새로운 시장 창출을 위하여 세계적으로 고속

회전익기 개발 경쟁이 가속화되고 있다. 이 논문에서
는 현재 진행되고 있는 주요 고속 회전익기 개발 사업
의 현황을 살펴보고, 회전익기 고속화의 기술적 과제
를 간략히 살펴보았다.

우리나라도 KHP 사업, 후속 소형무장헬기(LAH :

Light Armed Helicopter)/민수헬기 등 현 수요 충족
을 위한 개발 뿐 만 아니라 10년 후를 전망하고, 우리
헬기 산업의 경쟁력을 제고하기 위해서 세계적 트렌드
인 회전익기 고속화를 위한 기초/응용 연구를 활발히
진행해야 할 것이다.

후 기

본 논문은 지식경제부의 기술료사업으로 수행된

“소형무장헬기(LAH) 민수파생형 탐색개발” 의 연구
결과 중 일부입니다.

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