항공우주산업기술동향 15권 2호 (2017) pp. 97~108
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기술동향
헬리콥터 주로터 블레이드 동적밸런싱시험의 기술 동향
송근웅*
1)
, 김덕관**2)
Technology Trend on the Status of the Dynamic
Balancing of Helicopter Main Rotor Blade
Song, Keun-woong*, Kim, Deog-kwan**
ABSTRACT
The vibration in a helicopter is a very important issue. To solve this problem, advanced countries
and companies in helicopters have been monitoring vibration from the beginning of helicopter
development and operation. Since then, they have developed dynamic balancing test technique and
RTB dedicated systems. In this paper, it is described that the dynamic balancing test of the
helicopter main rotor blade and the world-wide study trend of RTB. In Korea, research on RTB has
been started during the development of a SURION helicopter. Recently, researches on the
optimization of control variables for RTB have been on goging for the application to helicopters and
whirl tower. This trend is expected to contribute to the development of advanced technology of
helicopter maintenance and operation in KOREA.
초 록
헬리콥터의 진동은 매우 중요한 문제이다. 이 문제를 해결하기 위해 헬리콥터의 선진국과 기업에서는
헬리콥터 개발 및 운용 초기부터 진동을 모니터링하고 있다. 그 이후로 그들은 동적 밸런싱 테스트 기
술과 RTB 전용 시스템을 개발했다. 본 논문에서는 헬리콥터 주익 로터 블레이드의 동적 밸런싱 테스트
와 RTB의 전 세계적 연구 동향에 대해 설명하였다. 한국에서는 RTB에 대한 연구가 SURION 헬리콥터
개발 중에 시작되었다. 최근 RTB에 대한 제어 변수 최적화에 관한 연구가 헬리콥터 및 소용돌이 타워
에 적용하기위한 연구가 진행 중이다. 이러한 추세는 한국의 헬리콥터 정비 및 운용 기술의 발전에 기
여할 것으로 기대된다.
Key Words : Helicopter(헬리콥터), Rotor System(로터시스템), 동적밸런싱(Dynamic Balancing),
Track(트랙), Pitching Moment(피칭모멘트), Whirl Tower(훨타워)
* 송근웅 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술연구단 회전익기연구팀
skw@kari.re.kr
** 김덕관 한국항공우주연구원 항공연구본부 항공기술연구단 회전익기연구팀
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송근웅 외 / 항공우주산업기술동향 15/2 (2017) pp. 97~108
1. 서 론
헬리콥터 주로터 시스템은 헬리콥터의 추력
및 조종력을 발생시키는 핵심구성품이다.
최근에는 주로터 블레이드 제작에 금속재를
대신하여 피로특성이 우수한 복합재가 많이 사
용되고 있다. 그러나 복합재 성형의 특성상 각
블레이드간 제작편차가 발생할 수밖에 없다.
이러한 차이는 블레이드의 총 중량, 질량분포,
익형 및 플랜폼의 차이로 나타나게 된다. 현재
까지의 기술로는 복합재 성형기법 측면에서 외
형, 질량 분포, 방향별 강성 등이 완벽히 동일
한 블레이드는 제작 불가능하다. 이러한 블레
이드간의 차이는 곧 회전시 진동으로 나타나며
1/rev 성분이 대부분이다. 이는 헬리콥터 기체
및 각 구성품의 수명에 영향을 미칠 뿐만 아니
라, 탑승자의 안락성에도 영향을 미친다. 이러
한 진동을 최소화하기 위해 헬리콥터 제작사들
은 주블레이드에 대한 동적밸런싱을 수행하게
되며, RTB(Rotor Tracking and Balancing) 또는
Rotor Smoothing이라 부르기도 한다.
헬리콥터 주로터 블레이드의 밸런싱 시험은
정잭밸런싱(Static
Balancing)과
동적밸런싱
(Dynamic Balancing)으로 구분할 수 있다. 또한
동적밸런싱은 시험설비를 이용하여 생산직후에
수행하는 방법과, 기체에 장착하여 운용중 수행
하는 방법이 있다. 정적밸런싱은 블레이드의 시
위방향 무게중심을 맞추어 원심력이 동일하게
만드는 것이며, 동적밸런싱은 각각의 블레이드
의 양력차이에 의한 트랙과 형상차이에 의한
피칭모멘트를 일정한 범위 이내로 들어오도록
하여 블레이드간 제작오차를 최소화하는 작업
이다. 정적밸런싱의 경우 지상에서 코드방향 무
게중심을 측정해가며 맞추는 작업이며, 동적밸
런싱은 회전하는 상태에서 블레이드의 트랙과
피칭모멘트를 측정하여 그 결과에 따라 피치링
크 길이(Notch), 동적무게추(Dynamic Weight),
트립탭(Trim Tab) 등을 조절하여 기준범위로
맞추는 것이다.
해외 선진 헬리콥터 제작사들은 오랜 기간
연구하여 각 기종별로 별도의 RTB 전용 시스
템을 구축하고 전용 훨타워를 사용하여 동적밸
런싱 시험을 수행한다.
본 연구에서는 동적밸런싱 시험과 관련하여
전세계적 기술 동향을 살펴보기로 한다. 먼저
동적밸런싱 시험에 대해 기술한 후, 조사된 해
외 훨타워 운용 사례를 정리하였다. 그리고 해
외 대형 업체별로 적용하고 있는 동적밸런싱
기법에 대해 정리하였다. 마지막으로는 국내에
서 수행되고 있는 RTB 관련 업무 및 연구 현
황을 정리하였다.
2. 헬리콥터 주로터 블레이드
동적밸런싱 시험
모든 회전체는 동적밸런싱을 반드시 수행해
야 하며 이는 KS-B-0612, ISO-1940 규격에 잘
명시되어 있다. 회전축을 기준으로 편심질량이
존재하면, 그 질량 차이로 인한 회전시 원심력
의 차이가 발생되게 되며, 이는 곧 회전체의 진
동 원인이다. 일반적으로 자동차 타이어 교체시
수행되는 휠발란스가 그 대표적인 예이다.
헬리콥터 주로터 시스템도 동적밸런싱을 수
행한 후 기체에 장착가능하며, 비행가능하다.
헬리콥터 주로터 시스템은 허브와 블레이드로
구분된다. 허브시스템은 기계 가공으로 슬리브
당 질량차이가 크지 않으며, 반경이 작고 공기
력에 대한 영향이 거의 없으므로 미세한 편심
질량만이 존재한다. 이는 쉽게 제거될 수 있다.
하지만 블레이드는 복합재성형기법으로 제작되
며, 반경이 매우 크고 공기력의 영향까지 받으
므로 동적밸런싱 시험이 필수적이다.
헬리콥터 주로터 블레이드의 밸런싱 시험에
서 정잭밸런싱은 블레이드 생산 직후 비회전시
조건으로 수행하는 것이며, 동적밸런싱은 회전
시험설비(훨타워)나 기체에서 로터시스템을 회
전시키면서 수행하게 된다. 이에 대한 상세 내
용은 다음과 같다.
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2.1 주로터 블레이드 정적밸런싱
주로터 블레이드의 정적 밸런싱은 회전시험
이전에 지상에서 수행하는 것으로 허브입장에
서 블레이드 질량에 의한 원심력이 동일하게
작용하도록 C.G.값을 오차범위 내에 들도록 조
정하는 것이다. 로터의 회전속도는 개별 블레이
드에 대해 동일하므로 식 (1)과 같이 원심력을
동일하게 하기 위해 정적 모멘트(Static
moment)를 모든 블레이드에 대해 오차범위내에
맞추면 정적 밸런싱이 완료된다.[1]
×
× ×
( 1 )
일반적으로 헬리콥터 주로터 블레이드에는
그림 1과 같이 밸런싱을 맞추는데 사용되는 동
적웨이트(Dynamic weight)용 포켓이 있다. 포켓
의 개수와 동적웨이트의 수량과 무게 단위는
기종마다 다르다.
수리온 헬리콥터의 경우 블레이드 앞전과 뒷
전방향으로 있는 4개는 동적밸런싱에 사용되며,
끝단 방향으로 일렬인 4개는 정적밸런싱에 사
용된다. 동적웨이트는 포켓마다 다르게 되어 있
지만, 40g, 10g 5g, 3g 단위의 무게추가 각 포
켓마다 채워져 있으며, 용도에 따라 포켓당 총
두께를 유지하며 총 질량의 위치 변경을 할 수
있도록 되어 있다. 이 경우 블레이드 전체 무게
는 변하지 않지만 스팬방향 무게는 미세하게
변화시킬 수 있어서 스팬방향 C.G.를 변화시킬
수 있다.
그림 1. Blade Weight pocket
2.2 주로터 블레이드 동적밸런싱
정적밸런싱을 수행한 블레이드는 질량 차이
에 의한 진동이 기준범위 이내로 최소화된다.
그러나 블레이드의 미세한 외형 및 강성차이에
기인하는 공기력 및 탄성 차이에 의한 진동은
아직 남아 있게 된다. 이러한 부분까지 기준블
레이드의 요구도에 맞추는 작업을 블레이드 동
적밸런싱이라 한다.
블레이드 동적밸런싱의 최종목표는 기체의
진동을 최소화하는 것이다. 이를 위해 블레이드
의 트랙과 피칭모멘트를 일정 요구도 내에 들
도록 조절하는 방법으로 블레이드 동적밸런싱
이 수행된다. 회전 조건에서 블레이드별 트랙높
이와 피칭모멘트를 측정한 후, 측정된 값으로부
터 기준블레이드와의 상대값으로 설정된 값의
범위 내에 들어오도록 피치링크 길이, 블레이드
동적무게추, 트림탭 등을 조절한다. 이에 대한
개념은 그림 2와 식 (2)~(5)에 제시하였다.
(a) Track
(b) Pitching Moment
그림 2. Dynamic Balancing Concept
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∆
(2)
∆
∆ ∆ ( 3 )
∆
(4)
∆
∆ ∆ ( 5 )
위 수식과 같이 낮은 피치 조건(Low Pitch
Condition)에서 트랙과 피칭모멘트는 기준블레
이드와의 차이가 곧 측정값이 된다. 그러나 높
은 피치 조건(High Pitch Condition)에서의 측정
값(∆
)은 높은 피치 조건에서의 기준블
레이드와의 차이(∆
)와 낮은 피치조건에서
의
기준블레이드와의
차이(∆
)의
차
(∆ ∆)이다. 트랙도 마찬가지이
다. 이는 곧 그림 2에서 보여주듯이 기준블레이
드(Reference blade)에 시험시제인 대상 블레이
드(Production Blade)의 절편과 기울기를 일정
범위 내로 맞추는 것이다.[2]
헬리콥터 주로터 블레이드 동적밸런싱시험을
위해 조절 가능한 파라미터(조절변수)는 3가지
가 있다.
첫 번째 파라미터는 블레이드 트랙 높이를
직접적으로 조절할 수 있는 피치링크 길이이다.
그림 3은 훨타워 시험설비의 범용 허브시스템
인 URS(Universal Rotor System)에 장착된 피치
링크이며 길이를 조절할 수 있는 노치(Notch)와
피칭모멘트를 측정하는데 사용되는 로드셀이
장착되어 있다.
그림 3. Pitchlink Notch and Loadcell
노치는 나사산의 한바퀴를 수십등분하여 피
치링크 길이를 미세 조절할 수 있도록 특별히
제작된 것이다. 1노치의 피치링크 길이변화는
피치각 40“의 변화와 같다. 즉, 변화된 피치링
크 길이는 선형적인 관계로 블레이드 받음각을
변화시키며, 이에 따라 트랙을 변화시키며 피칭
모멘트에도 미세한 영향을 미친다.
두 번째 조절 파라미터는 앞 절에서 언급한
동적무게추이다. 그림 4와 같이 블레이드 끝단
에 동적웨이트를 위한 포켓이 있으며 앞뒤로
위치한 1~4번 포켓의 무게추는 동적밸런싱에
사용되며 앞서 언급한 바와 같이 c/4 chord 라
인상의 5~8번은 정적밸런싱에 사용된다. 고피치
조건에서는 트랙과 피칭모멘트의 증가량의 차
이는 곧 그림 2(b)에서의 기울기로 설명될 수
있으며, 1, 3번과 2, 4번 포켓으로 무게추를 옮
기면 그 기울기를 변화시킬 수 있다. 동적무게
추의 효과는 그림 5와 같이 원심력의 변화로
설명된다. 만약 무게추를 c/4 chord line에 위치
한 1, 3번 포켓에서 뒷전 방향인 2, 4번으로 옮
겼다고 가정하면 원심력은 그림 5(b)와 같이 도
시될 수 있다. 원심력 는 스팬방향의 힘
와 블레이드 수직 아랫방향의 힘 로 다
시 분리된다. 이중
는 4/c chord(feathering
axis)와 일정 거리(
)를 갖는 아랫방향 힘으로
작용하며, 블레이드 측면에서는 비틀림 모멘트
로 pitch up 방향으로 작용하게 된다. 이는 곧
피칭모멘트 상승효과와 트랙 상승효과를 야기
한다.
그림 4. Blade Weight Pocket
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(a) CF by dynamic weight in spanwise
(b) CF by dynamic weight in chordwise
그림 5. Centrifugal Force by Dynamic Weight
세 번째 조절 파라미터는 블레이드 70~80%R
지점에 위치한 트림탭이다. 아래 Fig. 2-6과 같
이 총 8개가 있으며 끝단으로부터 1~6번이 동
적밸런싱에 사용되며 7, 8번은 비행 운영용 튜
닝에 사용된다. 트림탭은 저피치조건과 고피치
조건 모두에서 트랙과 피칭모멘트에 영향을 주
게 된다. 트림탭에 의한 효과는 Fig. 2-7과 같
이 트림탭 각도 유무에 따라 에어포일의 받음
각에 따른
, 곡선을 확인할 수 있다.
은 트림탭과 상관없이 거의 유사한 기울기를
갖는 반면,
은 트림탭이 에어포일 형상을 바
꾸는 효과가 나타나서 많이 변화됨을 확인할
수 있다. 트림탭의 효과는 모든 조건에서 모든
결과에 영향을 미치지만, 특히 저피치조건에서
모멘트의 offset 조절에 유용하다.
그림 6. Blade Trim Tab
그림 7. Blade Trim Tab Effect
결론적으로 주로터 블레이드의 동적밸런싱을
맞춘다는 것은 트랙과 피칭모멘트를 기준범위
내에 들도록 세가지 파라메터(조절변수)를 조절
하는 것이다. 트랙은 피리링크 노치와 트림탭으
로 옵셋을 조절하여 무게추로 기울기를 조절한
다. 피칭모멘트는 트림탭으로 옵셋을 조절하며
무게추로 기울기를 조절한다.
3. 동적밸런싱시험 기술 동향
3.1 해외 훨타워 운용 현황
주로터 블레이드 동적밸런싱 수행을 위해 각
업체별로 시험설비를 이용하여 RTB를 수행하
기도하고, 이 단계를 건너뛰고 바로 실기체에
장착하여 RTB를 수행하는 경우도 있다.
헬리콥터 주로터 블레이드는 헬리콥터의 핵
심 구성품으로 기술이전 등을 기피하는 기술분
야이다. 이에 대한 개발과 양산에 있어서 훨타
워 시험설비를 이용한 시험을 수행하고 있는데,
각 업체별로 철저한 보안 유지를 하는 관계로
상세한 기술적 내용은 정확히 파악하기가 매우
어어려우며 본 논문에서는 기술적 접근의 어려
움 등으로 인한 자료는 배제하고 확보 가능한
수준의 자료에서 발췌하여 정리하였다.[3]
3.1.1 유로콥터 독일
유로콥터 독일은 크게 2개 사이트가 존재한
다. 하나는 헬기 생산의 중심 기지인 도나베르
트(Donauworth)사이트이고 두 번째는 연구개발
중심 기지인 오토번(Ottoburn) 사이트이다. 도나
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베르트 사이트의 훨타워는 양산 중심의 시험을
수행하고 일부 연구 목적의 시험을 수행하고
있다. 오토번 사이트의 훨타워는 연구목적의 시
험을 수행하고 있다.
그림 8은 BO-105헬리콥터 개발을 위해 만들
어진 훨타워 시험설비로 2000년대 까지 EC135,
EC-145 헬리콥터용 블레이드의 RTB까지 운용
중에 있다.
그림 9는 Tiger 헬리콥터용 훨타워 시험설비
로 1986년에 설립된 이후, 여러번의 성능 개량
을 진행하여 Tiger, BO-105, BK-117, EC135,
EC145등의 개발과 양산에 사용되었다.
그림 8. BO-105 Whirl Tower
그림 9. Tiger Whirl Tower
그림 10. Eurocopter-France Whirl Tower
그림 11. Hindustan Whirl Tower
3.1.2 유로콥터 프랑스
유로콥터 프랑스는 크게 2개 사이트가 존재
한다. 하나는 주 로터 생산의 중심 기지인 파리
공장(Paris) 사이트이고 두 번째는 헬리콥터 조
립 공장인 마리냥(Marignane) 사이트이다. 파리
사이트의 훨타워는 양산 중심의 시험을 수행하
고 있다. 마리냥 사이트의 훨타워는 연구 목적
의 시험을 수행하고 있다. 파리 사이트에는 2개
의 훨타워가 설치되어 운용중이며, 헬리콥터 종
류에 따라 구분되어 운용되고 있다. 아래 Fig.
1-8은 파리 사이트에서 운용중인 훨타워 전경
을 보여주고 있다.
3.1.3 인도 힌두스탄 항공사(Hindustan Aircraft)
인도 힌두스탄 항공사(HAL)는 ALH라는 자국
의 군용 헬기를 개발하였으며, 이 시점에 ALH
헬리콥터용 로터 훨타워 설비를 Fig. 1-9와 같
이 구축하였다. 구동모터 동력은 1,230kW이며,
로터 높이는 6.7m, 1993년에 구축하였고 현재
양산용으로 사용되고 있다.
3.1.3 대한민국
국내에서는 2007년부터 2012년까지 개발된
수리온(KUH)헬리콥터의 비행시험을 위한 RTB
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를 시작으로 초도양산용 주블레이드 동적밸런
싱 시험을 2012~2014년까지 항우연 항공센터의
훨타워 시험설비를 이용하여 수행하였다. 이후
블레이드간 유사성 및 호환성을 고려하여 마스
터 블레이드를 이용한 주블레이드 동적밸런싱
시험이 2차 양산으로 2015년부터 현재까지 진
행중이다.
3.2 국외 기술 동향
헬리콥터 주로터 시스템의 동적밸런싱이란
기술 측면에서 많은 인원이 널리 수행하는 연
구 분야는 아니지만, 민간, 군, 학계 등 연구의
필요성은 늘 대두되기 때문에 관련 연구는 꾸
준히 수행되고 있다.
Howard J. Taitel은 “Helicopter Track and
Balance With Artificial Neural Nets”란 연구를
통해 sensitivity coefficients 가 nonlinear 구간
(높은 진동 등)에서의 비효율적이라고 주장하였
고, neural net을 이용한 RTB 연구를 진행하여
시콜스키 헬리콥터에 적용하였다.[4]
A. Rosen 등은 “Mathematical Modelling of
a Helicopter rotor Track and Balance :
Theory”이란
연구를
통해
blade의
non-uniformity와
track
and
balance용
sensitivity coefficient를 행렬식으로 모델링하는
연구를 진행하였다.[5]
그림 12 .Whirl-Tower in Goheung Aviation
center
그림 13. RTB Tuning Method
R. Ben-Ari 등은 Rosen과 함께 “Mathematical
Modelling of a Helicopter rotor Track and
Balance : Result”연구를 통해 모델링한 행렬
식에 실 예제를 대입하여 결과 고찰하였다. 특
이한 점은 트랙이 잘 맞아도 진동이 줄지 않는
때가 있다는 것이다. 즉 air speed에 따라 트랙
이 다르다는 것을 확인하였고 이에 모든 조건
을 만족하는 최적화 필요하다고 주장하였다. 결
론적으로 진동 최소화 조건이 트랙 최소화는
아님을 확인하였고, 정확한 sensitivity matrices
를 위해 더 많은 비행시험이 요구된다고 정리
하였다.[6]
Dongzhe Yang 등은 “Helicopter Track and
Balance by interval Modeling”라는 연구를 통
해 실기체용 RTB 모델 제안하고 test run별
model 생성하여 Learning Algorithm을 적용한
tuning을 제안하였다.[7]
Shengda Wang 등은 “Adaptive Method of
Helicopter Track and Balance”란 연구를 통해
Dongzhe Yang의 연구를 더욱 발전시켰으며 실
기체용 RTB를 위한 test run별 데이터를 반영한
예측값 계산하는 연구를 진행하였다.[8] 이 연구
의 핵심은 sensitivity coefficient를 update한다
는 것이다. 이에 대한 개념은 그림 13과 같다.
Nathan A. Miller은 “A comparison of main
rotor smoothing adjustments using linear and
neural network algorithms“란 연구를 통해
neural network이 linear mapping 보다 확연히
좋은 결과를 주는 것은 아님을 확인하였다. 이
논문에서는 이미 작성된 RTB 프로그램인
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PC-GBS(VMEP) 기능 사용하여 결과 분석을 수
행하였다.[9]
3.2.1 EUROCOPTER
공장에서 생산되는 복합재 블레이드는 제작
시 무게, 기계적 특성, 몰드 온도, 홀로그램 검
사(Holographic Inspection) 등을 통해 최대한 동
일한 블레이드를 만든다. 그러나 각각의 블레이
드에는 여전히 약간씩 다르며, 이는 길이방향
무게 및 시위방향 무게 분포, 에어포일 형상,
블레이드 비틀림, 앞전 및 뒷전 형상 차이 등으
로 나타난다. 이는 곧 동적 거동의 차이로 나타
나며, 이 차이를 일정 기준 이내로 줄여야 헬리
콥터에 장착할 수 있다. 먼저 관성 모멘트를 동
일하게 하기 위한 정적밸런싱은 저울을 이용하
며, 동일한 원심력을 받도록 조절된다. 이후 블
레이드 제작 평균으로 대별되는 마스터블레이
드(Master Blade)와 동일한 특성을 갖도록 동적
밸런싱을 수행한다. 이를 위해 신경망 이론 기
반의 STEADYCOPTER® 시스템을 개발하였다.
이 시스템에서는 로터 블레이드의 조절 파라미
터와 1/rev 허브 하중 사이의 전달함수를 통한
모델링 기법을 적용하였다.[10]
또한, 신뢰성 있는 전달 함수를 도출하기 위
해 feed- forward network 기법을 이용하였다.
이 방법은 선형 모델뿐만 아니라 비선형 모델
등 대부분의 모델에 적용이 가능한 장점이 있
다. 조종석에서 측정한 진동만으로도 트랙과 밸
런스를 용이하게 수행할 수 있다. 이 시스템은
곧 유로콥터 생산 헬리콥터에 장착될 예정이다.
그림 14. Feel-forward Network
그림 15. IMD HUMS RTB system
3.2.2 GOODRICH AEROSPACE(UTC Aerospace systems)
Goodrich Aerospace에서는 회전익기를 포함
하는 일반적인 항공기의 결함을 찾아내는
HUMS에 트랙과 밸런스 알고리즘을 적용한 IMD
HUMS(Integrated Mechanical Diagnostics HUMS)
기술을 개발하였다. 그림 15는 IMD HUMS RTB
시스템의 구성을 나타낸다.[11]
IMD HUMS는 Vibration model과 Track model
을 만들고, MV(Minimum Vibration) 알고리즘과,
MA(Minimum Adjustment) 알고리즘을 이용하여
운용에 필요한 밸런싱 작업을 즉각적으로 수행
가능하게 하여 항공기 운용 시간과 비용을 감
소시킨다. 또한 밸런싱 최적화를 위한 시간적
제한이 적은 알고리즘을 사용한다. 예를 들어
주 로터 허브 시스템의 정비작업을 수행할 때
에는 MV 알고리즘 적용하며, 밸런싱 이탈 범위
가 작거나 시간적 제한이 있을 시에는 MA 알
고리즘을 적용하여 진동저감을 위한 최적의 솔
루션을 제공한다. 이러한 알고리즘은 트렉 데이
터는 측정하지 않고 진동데이터만으로 RTB를
수행하는 방법과 그 결과가 만족할 만한 수준
이라는 연구에 기초한다.
이 시스템은 CH-53E, SH-60B 항공기에 적용
하여 시스템을 검증하였다.
3.2.3 미군과 보잉(BOEING)
미국에서는 1960년대부터 FAA(Federal Aviation
Administration)을 중심으로 항공기의 주기검사
등에 대한 검토가 이루어져 왔으며, 1970년대에
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는 대형 여객기나 군용 시스템에 대한 유지보
수 관련 문서들이 생성되었다. 이어 1980년대에
MIL-HDBK-266(Application
of
Reliability
-Centered Maintenance)과 같은 규정이 공표되
었다. 이에 미군에서는 IAC (Intelligent
Automation Corporation)와 협력하여 VMEP
(Vibration Management Enhancement Program)
을 진행하였다. VMEP는 헬리콥터 전기체에 대
한 자동 진동 모니터링 기능 및 장애진단 도구
를 포함하는 HUMS보다 상위 개념의 시스템이
다. 이 시스템은 rotor smoothing에도 사용되며
2001년 이후 UH-60L, AH-64A 등의 항공기에
직접 적용되고 있다.
VMEP는 신경망(Neural Network)을 기반으로
rotor smoothing에 필요한 조절값을 계산하도록
프로그램되어 있으며, 또한 조절에 필요한 조정
움직임 수를 최소화하는 최적화가 적용되어 있
다.[12]
그림 16. VMEP
그림 17. PC-GBS in MSPU (Boeing)
미군과 함께 보잉(Boeing)에서도 1980년대부
터 HUMS와 관련된 연구를 시작하였으며,
CBM(Condition Based Maintenance) 개념을 도
입하였다. 특히 아파치 헬리콥터(AH-64)의 경우
A모델부터 HUMS 개념이 도입되었으며 VMEP
를 적용하였지만, CBM 관련 연구가 진행되면서
MSPU(Modernized Signal Processing Unit)라는
HUMS를 개발하였고, 이 시스템에는 로터 RTB
를 위한 PC-GBS 시스템에 탑재되어 있다. 이러
한 PC-GBS에는 VMEP와 마찬가지로 Neural
Network을 적용하여 최적 조절값을 계산하도록
되어 있으나, 경우에 따라 Linear Model을 선택
적으로 적용할 수도 있다. 수동 입력 기능은
RTB 수행자의 경험에 의해 조절값을 결정하는
과정으로 이 부분에서, 생산되는 모든 블레이드
가 동일한 공력적, 구조적 특성을 갖지 않는다
는 것은 단적으로 나타내는 사례이다.[13]
보잉사의 헬리콥터 사업부는는 메사와 필라델
피아로 나뉘어져 있으며, 각각 RTB 방식이 다
르다. 보잉 메사에서는 AH-64E를 주로 생산하
며 시험장치를 이용한 RTB는 수행하지 않고 있
으나, 보잉 필라델리아에서는 CH-47 등을 생산
하며, 시험장치를 이용한 RTB를 수행하고 있다.
또한 보잉에서는 뒷전 탭을 별도로 블레이드
에 장착하지 않고 고무를 이용한 왯지(Wedge)
를 그림 18과 같이 뒷전에 부착하여 탭을 굽힌
효과를 반영하고 있다.[14] 이는 탭을 장시간
활용할 경우 굽힘에 취약한 구조적 단점을 보
완하기 위한 항공선진국의 아이디어이다.
그림 18. Wedge installed on AH-64E
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그림 19. 건국대 RTB 연구 과정
3.3 국내 기술 동향
국내에서는 1970년대 말부터 500MD 조립생
산 등을 시작하였으나, RTB와 관련해서는 운용
중인 헬리콥터의 운영/유지에 필요한 가장 기본
적인 RTB만을 수행해 왔을 뿐이다. 관련 연구
는 수리온 헬리콥터가 개발되면서 건국대 및
한국항공우주연구원에서 일부 진행되었다.
3.3.2 건국대
수리온 헬리콥터 개발 기간(2006년~2012년)
간, 건국대에서 유전자알고리즘을 적용하여 훨
타워를 이용한 동적밸런싱에 적용할 있도록 연
구한 사례가 있다.(11) 그러나 당시에는 시험
적용 데이터베이스가 미흡하여 실제 RTB에는
적용되지 못하였다. 이후 건국대에서는 시스템
식별을 통한 선형/비선형 모델 생성 및 최적화
를 통해 기체용 RTB를 위한 연구가 진행되었
으나, 시뮬레이션까지의 결과가 공개되고 있다.
해당 연구에서는 선형모델과 비선형 모델의 최
적화 결과가 경우에 따라 다르다는 점을 확인
하였다.[15,16]
3.3.3 한국항공우주산업(주)
한국항공우주산업에서는 2016년 자체 양산용
훨타워를 구축완료하였다. 이미 실기체의 RTB는
수리온 납품용으로 수행해오고 있었지만, 시험장
치를 이용한 주로터 블레이드의 동적밸런싱은
현재까지 적용하지 못하고 있다. 실기체의 RTB
를 위해 기체의 HUMS 시스템의 한 모듈로 RTB
모듈을 탑재하는 연구가 진행되고 있다고 알려
져 있으나, 논문 발표 등은 확인되지 않았다.
3.3.4 한국항공우주연구원
항우연에서는 2012년부터 수리온 주로터 블
레이드 동적밸런싱시험을 수행하고 있다. 초기
에는 그림 20(a)와 같이 shipset개념으로 수행해
왔으나 2014년 한국항공우주산업과 협력하여
마스터 블레이드를 선정한 후 그림 20(b)와 같
은 개념으로 수리온 주로터 블레이드 동적밸런
싱 시험을 수행해오고 있다. shipset단위로 수행
된 RTB는 호기간 상호 교환이 불가하나, 마스
터 블레이드를 적용한 RTB에서는 세트간 및
호기간 상호 교체가 가능하여 헬리콥터 운영유
지 비용 절감 효과를 갖는다.[17] 앞절에서 언
급된 해외의 훨타워 사례에서 시험설비를 사용
하여 주로터 블레이드 동적밸런싱을 시험하는
경우는 마스터 블레이드를 적용한 RTB를 수행
하고 있다.
(a) Shipset 개념 적용한 RTB
(b) Master Blade를 적용한 RTB
그림 20. RTB 수행별 차이
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그림 21. EPR(Electric Pitch Rod) in WTTF
그림 22. 혼합모델을 이용한 RTB 최적화 개념
항우연에서는 2015년 전자식 피치로드(EPR,
Electric Pitch Rod)를 장착하여 그림 21과 같이
사용하고 있다. 이는 기존 수동식 길이조절방식
에서 로터 회전시에도 피치링크 길이를 노치단
위로 변화시킬 수 있는 장치이다. 이로서 실제
노치 조절에 소요되는 시간을 절감하였다.[18]
그림 22는 2016~2017년에 항우연에서 개발하
여 적용하고 있는 혼합모델과 적응기법을 사용
한 RTB 조절변수 최적화 알고리즘이다. 혼합모
델은 가중치를 적용할 수 있도록 하여 선형모
델(다중회귀분석) 및 비선형모델(다중반응면 모
델 및 Kriging 모델)을 혼합한 것이다. 적응기법
은 1차로 계산된 조절변수를 적용하여 측정될
결과로부터 선형모델의 계수를 업데이트하는
방법이다.
4.결론
헬리콥터에서 진동은 매우 중요한 문제이며, 이
를 해소하기 위해 헬리콥터 선진국 및 기업에서는
헬리콥터 개발/운영 초기부터 진동 모니터링을 해
왔고, 주로터 블레이드가 큰 진동원이라는 것을 파
악한 이후, 주로터 동적밸런싱 시험 수행 및 전용
시스템 구축에 힘써왔다. 이는 여러 회사별로
HUMS 및 RTB 전용 시스템 개발 및 적용 사례가
그 증이다. 본 논문에서는 헬2리콥터 주로터 동적
밸런싱 시험에 대해 기술한 후, 전세계적으로 운용
되는 훨타워와 RTB관련 연구를 기술하였다.
헬리콥터 주로터 블레이드 동적밸런싱 시험은
시험설비를 이용하는 경우와 실기체에서 기체 진동
을 최소화하는 RTB로 구분된다. 하지만, 어느 누구
도 어떤 방법이 더 좋다고 말할 수는 없으며, 각
기종별, 기관별 사례가 다 다르다. 특히나 블레이드
에 탭을 쓰지 않고 고무 왯지를 부착하는 형태로
피칭모멘트를 조절하는 보잉의 경우는 매우 고무적
이라 할 수 있다.
주로터 블레이드 동적밸런싱시험에서 그 개념은
간단하지만, 블레이드별 제작 후 개별 특성이 제각
각 다르다는 점을 감안하면 어떠한 모델과 최적화
방법으로도 정답을 구하기 어려운 랜덤오차를 포함
하는 문제이다. 이에 해외 선진국에서도 주로 신경
망 이론, 적응 기법 등을 적용하여 관련 장비 및
소프트웨어를 개발하였다. 그러나, 조절변수 최적화
알고리즘이나 소스코드 등은 절대 공개하지 않는
다. 국내에서는 수리온 헬리콥터 개발 간 RTB관련
연구가 시작되었으며, 최근 실기체에 적용하기 위
한 연구와 시험설비를 이용한 RTB에 적용할 조절
변수 최적화 연구가 진행되고 있다. 이러한 부분은
대한민국이 헬리콥터 선진국으로 발전하는데 기여
할 것으로 기대된다.
후기
본 논문은 한국항고우주연구원의 주요사업“신
개념 수직이착륙 무인기 개념연구”의 연구 결과
중 일부입니다.
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