서 론
배출가스 감소와 규제로 인해, 친환경 선박에 관심이 높아지고 있다. 이를 위해 선박의 전동화가 진행되고 있다. 이에 따라 전기모터로 추진기를 구동하는 림 추진 기에 대한 관심이 높아지고 있다. 림 추진기는 축이 있는 기존의 프로펠러와 다르게 반경 방향으로 날개가 배치 된다. 모터의 고정자와 회전자가 덕트에 배치되므로 축 이 없는 것이 가장 큰 특징이다(Kim and Kim, 2019a, 2019b). 림 추진기의 장점으로는 낮은 진동과 소음, 높은 효율, 설치의 유연성 등 많은 장점이 있다(Yakovlev et al., 2011;Yan et al., 2017). 허브리스 림 추진기의 개발 역사가 짧아 이에 대한 연구는 전형적인 프로펠러에 비 해 적은 편이다. 허브리스 림 추진기는 덕트 형상, 허브 크기, 날개 수 등 각 형상에 따라 성능은 달라진다. 허브 리스 림 추진기의 사용 목적에 맞는 변수를 찾는 것은 중요하다.
Lee et al. (2022)는 수중로봇에 사용되는 소형 허브리 스 림 추진기의 후류에 관해 연구를 하였는데, 전진비 0.2~1.0에 걸쳐 덕트 앞 부분에 와(vortex)가 형성되는 것을 확인하였다. 이는 덕트의 형상이 림 추진기 성능에 미치는 요소라는 것을 실험적으로 보여주었다. Jiang et al. (2022)은 Computational fluid dynamics (CFD) 이론 을 기반으로 하며 Ansys-Fluent 소프트웨어를 사용하여 새로운 RDCRT (rim-driven counter-rotating thruster)의 유체 역학 성능을 조사하였다. 시뮬레이션 방법의 타당 성을 검증하기 위해 No.19A+Ka4-70 덕트 프로펠러와 20kW rim-driven thruster (RDT)를 사용하였다. Witte et al. (2019)은 수치(Stress-Blended Eddy Simulation) 및 실험적 방법을 사용하여 허브가 없는 프로펠러의 수중 음향 방출에 중요한 비정상 유동구조에 대해 연구하였 다. Zhang et al. (2013)는 블레이드 루트 강도 고려 사항 과 함께 상대 유입 속도를 기반으로 Ka 시리즈 프로펠 러의 블레이드 형상 섹션의 두께 분포를 반전하여 재설 계하였다. 3가지 유형의 허브리스 림 구동 프로펄서 모 델을 설정하여 수치적으로 계산하였다. 허브가 없기 때 문에 새로운 스러스터를 사용하면 허브 소용돌이가 방 지되고 캐비테이션이 최소화된다. 허브가 없는 림 구동 프로펄서의 추력 계수와 토크 계수가 덕트형 프로펠러 와 유사함을 보여주었다. Hsieh et al. (2007)은 원격 조 종 차량(ROV)용 허브리스 림 구동 추진기의 통합 설계 및 구현을 제시하였다. 모터의 출력이 프로펠러의 특성 과 일치해야 하는 통합 기술이 강조되었다. Song et al. (2015)은 전산유체역학(CFD) 분석을 통해 허브형 RDT 와 허브리스 RDT의 개방 수역 성능 차이를 조사하였다. 서로 다른 허브 반경을 갖는 4쌍의 허브형 및 허브리스 림 구동 스러스터를 테스트했다. 시뮬레이션 결과는 허 브리스 RDT 효율이 허브형 RDT보다 높고, 허브리스 RDT는 더 큰 추력, 토크 및 더 작은 추력 비율을 갖는 것을 보여주었다. Chen et al. (2017)은 10개 블레이드 림 구동 스러스터의 탄성 진동 특성을 수치적으로 조사 하였다. 동일한 블레이드 구성을 가진 기존의 샤프트 구동 프로펠러와 비교하였다. 두 종류의 추진기의 종방 향 진동과 비정상 추력 전달 특성에 대해 연구하였다. Yakovlev et al. (2011)는 pitch optimization method를 이용하여 날개를 설계하였다. 강도해석을 수행하여 캐 비테이션 특성을 추정하였다. RIM-driven thruster blading system의 설계 및 실험적 검증 결과를 제시하였 다. Santoso et al. (2017)은 시뮬레이션을 바탕으로 림추 진체의 덕트 사용에 관한 연구를 하였다. 두께 분포를 변형한 Kaplan Propeller Kaplan Ka-70의 설계에 대해 연구하였다.
허브리스 림 추진기에 대한 연구는 다른 허브가 있는 프로펠러 연구에 비해 적은 편이며, 중, 대형 선박의 추 진체 위주로 진행되고 있다. Remotely Operated Vehicle (ROV), Autonomous Underwater Vehicle (AUV) 등 수 중 로봇을 위한 추진기에 대한 연구는 선박에 비해서 적은 편이다. 일반 선박과 다르게 수중 로봇은 추진의 비율이 낮다. 임무 수행을 위한 자세제어의 비중이 높다. 전진 특성 위주로 연구된 림 추진기의 연구결과는 적용 이 어렵다. 따라서, 전진과 후진의 특성이 반영된 림추진 기에 대한 연구가 필요하다. 전진과 후진이 모두 고려된 림추진기의 날개의 형상은 날개 중심으로 대칭인 모양 이다. 언급된 선행연구에 따르면, 림추진기는 다양한 설 계변수가 존재하며, 설계형상에 따라 유동 특성은 완전 히 달라진다. 수중 로봇은 수심이 얕은 곳, 깊은 곳, 바닥 에 가까운 곳 등 다양한 환경에서 임무를 수행한다.
본 연구에서는 실제 ROV에 사용되는 림 추진기를 바탕으로 전진비 0.2 ~ 1.0 범위 내에서 날개수에 따른 림 추진기의 추력, 토크와 효율을 계산하였다. 또한, 날 개수에 따른 날개의 압력 특성을 분석하였다.
재료 및 방법
추진기 설계
본 연구에서는 날개수에 따른 허브리스 RDT의 성능 분석을 위해 외경 126 mm, 내경 70 mm 림 추진기를 3차원 모델링하였다. 내부 날개는 Fig. 1과 같이 날개수 3개, 피치비 3.14 확장면적비 1.0, 날개 두께 1 mm이다. 피치비와 확장면적비를 고정시키고, 날개수를 1개씩 늘 려 최대 8개의 날개를 가진 RDT를 각각 모델링하였다. 허브리스 RDT의 성능 분석에 사용된 프로그램은 ANSYS CFX 19.2이다.
전산유체역학
Fig. 2는 계산 도메인을 나타내었다. 추진기 덕트 끝 부분 기준으로 유동 영향을 고려하여 입구는 2.5D, 출구 는 8D, 옆쪽은 3D로 유동 영역을 설정하였다. 여기서 D는 날개의 외경(70 mm)이다. 입구 속도는 0.09 m/s, 출구 압력은 0 Pa, 양옆은 opening이다. 내부 날개가 있 는 영역은 Rotating domain으로 정의하였다. 전진비에 맞게 회전수(rpm)을 설정하였다. 난류모델은 Shear Stress Transport (SST)를 이용하였다. 정상상태, 비압축 성으로 해석을 수행하였다. 본 연구에서는 전진비 0.2 ~ 1.0 (0.2 단위, 5 cases) 범위에서 해석하였다. 전진비는 다음과 같은 식으로 계산된다.
여기서 VA는 추진기에 유입되는 속도(m/s), n은 추 진기의 초당 회전수(rps), D는 날개의 직경이다(m). 격 자는 ANSYS meshing을 이용하여 생성하였다. Fig. 3는 날개수 3개, 전진비 0.2에서 메쉬 수렴성 테스트 결과이 다. 약 400만개에서부터 추력 변화(2% 이내)가 없다. 본 연구에서 사용된 난류모델인 SST의 경우 y+의 값이 2 이하가 되어야 하므로 수치해석에 사용된 격자수는 약 4,000,000 ~ 4,500,000개이다. Fig. 4는 생성된 격자 를 나타내었다. 격자는 Tetra(전체 유동장)와 Prism(날개 와 덕트부)을 이용하였다. 수치해석을 하는데 있어 어느 정도 수준의 격자를 선택하는 것은 중요하다. 이 격자가 어느 정도의 차분 오차를 포함하고 있는지 판단하는 것 이다. 일반적으로 격자계에 대해서 수렴성 테스트는 Grid Refinement 연구를 수행한다. Roache에 의해 제안 된 Grid Convergence Index (GCI)는 격자 수준에 따른 수치해석의 해의 수렴 오차를 나타내는 방법이다. 저해 상도 격자 결과와 고해상도 격자 결과 사이에 2차 정확 도의 근사를 통해 격자에 따른 오차를 측정할 수 있다. Table 1은 GCI 계산 결과이다. Table 1에서 N1, N2, N3 은 격자수, γ21, γ32는 격자비, p는 격자수렴정확도, 은 외삽법에 의한 추론값, 은 차분오차이다.
차분 오차를 측정하기 위해 GCI를 계산하는 과정은 Roache의 방법을 따른다(Celik et al., 2008;Roache, 1994, 2003).
단독 시험 효율(Open water efficiency)은 식 (2)로 계 산된다. ANSYS CFX post 추력과 토크를 계산하였다.
여기서, KT는 추력 계수(Thrust coefficient), KQ토크 계수(Torque coefficient)로 식 (3), (4)로 각각 계산할 수 있다.
결과 및 고찰
Fig. 5는 피치비 3.14, 확장면적비 1.0일 때 전진비 0.2에서 1까지 날개수에 따른 추력 계수를 나타낸 그림 이다. 전형적인 프로펠러 추력계수 프로펠러와 경향이 같다. 전진비가 커질수록 추력 계수는 작아지며, 전진비 가 가장 낮을 때 가장 높은 추력을 보였다. 날개 수에 따른 비교에서는 날개수 4개일 때 가장 높은 추력을 나 타내었다. 낮은 전진비에서 회전수가 높기 때문에 추진 기는 더 많은 유체를 밀어내고 효과적으로 유효한 추력 을 높게 생성할 수 있다. 이는 낮은 속도에서 높은 추력 을 의미한다.
따라서, 낮은 전진비에서 높은 추력을 발생할 수 있 다. 날개수 8개 일때 가장 낮은 추력을 보였다.
Fig. 6은 같은 조건에서 토크 계수를 나타내었다. 날개 수 3개(B3), 4개(B4) 5개(B5), 6개(B6)는 전진비가 높아 질수록 토크 계수는 낮아지는 경향을 보였으나, 날개수 7개(B7), 8개(B8)의 경우 전진비가 높아질수록 토크 계 수가 높아지는 경향을 보였다. 날개수 7, 8개는 낮은 속 도에서 효율적인 회전력이 다른 날개에 비해 낮다는 것 을 의미한다. 또한, 적은 날개수가 출발 시, 추가 회전력 을 효과적으로 생성할 수 있다고 볼 수 있다.
Fig. 7은 같은 조건에서 효율 그래프이다. 낮은 전진비 에서 높은 전진비로 갈수록 효율은 높아지다가 낮아진 다. 최대 효율은 전진비 0.8일 때 나타났다. 효율 곡선은 전형적인 프로펠러 추진기와 비슷한 경향을 보였다. 이 는 전진비 0.8일 때 프로펠러가 최대 효율성으로 작동한 다는 것을 알 수 있다. 따라서, 프로펠러 운용범위를 0.8 전후로 설정하면 높은 효율을 얻을 수 있을 것이다. 날개 수 차이에서 날개수 3개일 때, 모든 전진비에서 높은 효율을 보였다. 추력과 효율을 고려했을 때, 날개수 3개 인 추진기가 추력과 효율을 높일 수 있을 것이다.
Fig. 8은 허브리스 림 추진기의 토출부 날개 압력분포 를 나타낸 그림이다. 토출부 날개 앞전(Leading edge)에 서 높은 압력을 보였다. 뒷전(Trailing edge)에서 낮은 압력 분포를 보였다. 공통적으로 모든 날개에서 높은 압력 분포와 낮은 압력 분포는 비슷하게 나타났다. 낮은 부분과 높은 부분의 면적비는 거의 동일한 경향(1:1)을 보였다. Fig. 9는 흡입면에서 날개의 압력분포를 나타낸 그림이다. 흡입면에서 큰 차이를 보였다. 날개수 3개일 때, 날개 외곽 뒷전에서 높은 압력이 발생하였다. 날개수 가 많아질수록 이 부분의 압력은 감소하여 앞전과 뒷전 의 압력분포는 균일하게 나타났다. 날개 중심에서 외곽 으로 갈수록 압력은 높아진다. 이는 외곽으로 갈 수록 높은 속도를 발생시킨다.
결 론
본 연구에서는 고정된 피치비와 확장면적비를 바탕으 로 전산유체역학을 활용하여 다양한 날개 수를 가진 허 브리스 림 추진기의 성능을 분석하였다. 날개 수에 따른 추력 계수, 토크 계수 및 효율을 평가하였으며, 날개의 토출면과 흡입면에서의 압력 분포도 상세히 조사하였 다. 연구 결과, 전진비가 증가함에 따라 추력 계수는 감 소하였고, 가장 낮은 전진비에서 최대 추력이 관찰되었 다. 날개 수가 3개, 4개, 5개, 6개일 경우, 전진비가 높아 질수록 토크 계수가 감소하는 경향을 보였으나, 날개 수가 7개 또는 8개일 경우에는 전진비가 높아질수록 토 크 계수가 증가하는 경향을 나타났다. 낮은 전진비에서 높은 전진비로 이동함에 따라 효율은 처음에는 증가하 다가 감소하는 경향을 보였으며, 최대 효율은 전진비 0.8에서 나타났다.
특히, 날개 수가 3개일 때는 모든 전진비에서 높은 효율을 보였다. 토출면에서는 앞전에서 높은 압력이 관 찰되었으며, 뒷전에서는 낮은 압력이 나타났다. 흡입면 에서는 날개 수가 3개일 때 날개 외곽 뒷전에서 높은 압력이 발생하였고, 날개 수가 증가함에 따라 이 부분의 압력은 감소하여 앞전과 뒷전에서의 압력 분포가 균일 해졌다. 향후 이러한 결과는 날개 수 3개의 허브리스 림 추진기 설계 시 도움이 될 것이다.
