• 한국항공우주학회지
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• 제50권11호
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• pp.791-800
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• 2022

능동 진동 제어 시스템(Active vibration control system, AVCS)을 이용하여 헬리콥터 기체의 능동 진동 제어 시 우수한 진동 제어 성능을 얻기 위하여서는 진동 상쇄 하중 발생기의 개수, 위치 및 하중 방향의 조합의 최적화가 중요하다. 따라서 고려 가능한 모든 하중 발생기의 조합에 대하여 헬리콥터 기체에 대한 AVCS의 진동 제어 성능을 조사하기 위해 Exhaustive 시험 기법을 적용한 AVCS 프레임워크를 구축하였다. 로터 진동 하중 해석, 기체 진동 응답 해석 및 AVCS 시뮬레이션 연구를 수행하기 위해 DYMORE II, MSC.NASTRAN 및 MATLAB Simulink 등 다양한 프로그램을 사용하였다. 이를 이용하여 비행 속도 158 knots의 UH-60A 헬리콥터에 대한 AVCS 적용을 위한 CRFG 조합을 최적화하였다. 최적의 CRFG 조합이 적용된 AVCS를 통해 UH-60A 헬리콥터의 4P 기체 진동 응답을 능동 제어한 결과, 기체의 주요 위치에서 4P 기체 진동 응답이 19.35~98.07%만큼 감소될 수 있었다.

• 조명전기설비학회논문지
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• 제17권5호
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• pp.134-140
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• 2003

본 논문에서는 공동진동현상을 이용해서 보수비 및 생산 원가를 절감 할 수 있는 기체 유량 측정 기법을 개발하고, 잡음이 있는 환경에서 공동진동주파수를 추정하여 유속 및 유량을 측정하는 기법을 제안하였다. 공동진동주파수를 이용한 기체 유량계인 cavity flowmeter는 기체가 흐르는 관에 설치된 공동으로부터 고유의 진동음을 발생시킨 후 마이크로폰을 이용하여 그 음을 측정한다. 측정된 신호는 적응필터를 이용하여 잡음을 제거한 후 공동진동주파수를 추정하며 이를 이용하여 유속 및 유량으로 계산된다. 여러 가지 측정 변수를 고려하여 계산된 유량의 정확성을 분석하기 위하여 표준 유량계와 제작된 기체 유량 측정 장치를 주파수에 따라 비교 분석하였다. 주위의 잡음이 있을 경우 공동진동주파수 추정에 영향을 받을 수 있음을 고려하여 잡음을 효과적으로 제거할 수 있는 방법으로 NLMS 알고리즘을 적용한 적응 필터를 TMS320C32를 이용하여 구현하였다. 실제 제작된 기체유량 계측 시스템을 이용하여 실험한 결과 표준 유량계와 다소 오차를 보였으나 공동진동 주파수와 유량값 사이의 선형성을 확인할 수 있었다. 공동의 크기나 모양 등을 개선하면 더욱 정확한 결과를 얻을 수 있으리라 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권6호
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• pp.443-453
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• 2020

대표적인 기동 헬리콥터인 UH-60A의 기체 진동응답을 감소시키고자 능동 진동 제어 시스템(Active Vibration Control System, AVCS)을 이용한 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 로터 진동 하중, 기체 구조 동역학 모델링, 진동응답 해석 및 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하기 위하여 DYMORE II, NDARC, MSC.NASTRAN 및 MATLAB Simulink 등의 다양한 해석, 설계 및 제어 프로그램들을 함께 사용하였다. 5개의 CRFG와 7개의 가속도계로 이루어진 Multi Input Multi Output(MIMO) 모델을 AVCS 시뮬레이션 연구에 이용하였다. 본 시뮬레이션 연구를 통하여 진동이 극심한 158knots의 비행속도에서 UH-60A의 주요 위치(조종석, 로터와 기체의 접합부, 중앙 승객실 및 후방 승객실) 위치에서 AVCS의 사용으로 인하여 4/rev 기체 진동응답이 25.14~96.05%만큼 감소될 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권5호
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• pp.482-489
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• 2010

본 논문에서는 스마트 무인기의 자유 진동 특성 및 로터의 회전으로 인한 기체 구조물의 진동특성 즉 강제진동 특성을 실험적으로 규명하기 위해 수행한 시험방법, 센서 및 장비 설치, 시험 결과 검증 방법 및 시험결과를 수록하였다. 스마트 무인기의 지지 조건은 번지코드를 이용하여 자유-자유 경계조건을 구현하였고, 시험은 3개의 가진기를 사용하여 다점 랜덤 가진법으로 구조물을 가진하였으며 약 100여개의 가속도계로부터 기체 구조물의 응답특성을 측정하였다. 주파수 응답함수를 통하여 다기준 최소 자승 복소지수법을 적용하여 고유 진동수, 감쇠율, 모드 형상등의 모달 매개변수를 산출하였다. 또한 강제 진동 시험은 스마트 무인기의 양쪽 로터가 장착되는 나셀 부위에 x,y,z 각 방향으로 가진기를 장착하여 로터 회전 주파수를 가진함으로써 구조물과 각종 장비의 진동응답 특성을 측정하였다.

• 항공우주기술
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• 제2권2호
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• pp.105-114
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• 2003

본 논문에서는 KSR-III 1단부의 도로운송과 핸들링시에 예상되는 진동하중의 분석을 다룬다. 일반적으로 기체가 이송 중에 겪는 진동하중은 실제 기체가 비행 중에 겪는 진동 환경과는 많은 차이가 있다. 이송시 겪는 진동하중 특성에 대한 부적절한 해석은 이송 중에 로켓시스템에 직접적인 손상을 야기할 수 있을 뿐만 아니라, 비행임무 실패로 이어질 수도 있다. 그러므로, 기체 설계단계에서부터 이송시 진동하중을 함께 고려하여야 하며, 이송에 대한 적절한 방법을 강구해야 한다. 본 연구에서는, KSR-III의 도로운송이나 핸들링시의 진동하중을 예측하여 그 규격을 설정하는 과정을 기술하며, 저진동 이송치구의 동특성 분석과 사전도로테스트를 통하여 이송치구와 이송과정의 타당성을 검증하고, KSR-III 단인증 모델(1단)의 이송결과를 정리하고 분석한다. KSR-III 운송과정중의 최대허용 진동하중은 2g이며, 실제 운송결과 이보다 작은 값이 기록되었다.

• 한국정밀공학회지
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• 제10권1호
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• pp.28-33
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• 1993

Measurements errors due to sound velocity effect on vibrating gas densimeters were described. Nitrogen was used to calibrate the densimeter, and oxygen was employed to determine a coefficient for the compensation of sound velocity effect. Sound velocity effects were shown with methane at temperatures of 7.97, 19.93 and 39.57 .deg. C, and pressures up to 3.6 Mpa. A relative error of about 1% was introduced when the nitrogen calibrated densimeter was used to measure densities of pure methane. A method of sound velocity effect compensation was able to reduce the error down to 0.1%.

• 한국추진공학회지
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• 제9권2호
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• pp.32-39
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• 2005

액체 연료 로켓의 연료 공급 라인을 모사 한 시스템에 대해, PSD가 시스템의 응답에 미치는 영향을 살펴보았다. 주관의 유량 변화에 대한 주관 압력 변화의 비(시스템 응답)를 PSD 내의 기체 체적$((0\~2)\times10^{-3}m^3)$과 PSD 배플의 직경(5, 50, 115 mm)을 변화시키며 살펴보았다. PSD 내에 기체가 있을 경우, 시스템의 고유진동 주파수가 작아짐을 확인하였다. 그리고 기체의 체적이 클수록 시스템 고유진동 주파수가 작아졌으나, 그 변화는 그리 크지 않았다. 또한 PSD 내 기체량이 많은 경우, 주관 내 압력 및 유량 변화의 진폭이 많이 감소함을 확인할 수 있었다. PSD 배플의 직경이 작아질수록 시스템 고유 진동 주파수가 작아졌으나 그 변화는 작았다. 또한 PSD 배플의 저항이 클 때, PSD 내 압력은 주관의 압력 크기보다 작고, 지연된 파형이 관찰되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권6호
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• pp.495-501
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• 2013

한국형 기동헬기는 블레이드 가진주파수를 회피하고 지상 운용에서 로터와 기체의 동적 특성이 연계되어 나타나는 불안정성이 없도록 설계되었다. 이러한 설계 목적을 위해 진동 해석과 지상공진 해석을 수행하여 기체와 주로터의 동적 특성을 분석하였다. 이후 훨타워 시험을 통해 주로터의 동적특성을 확인하였으며 지상진동시험을 통해 기체의 동적 특성을 확인하였다. 지상진동시험은 지상 및 비행 운용 조건이 고려된 시험체 구성과 시험 조건을 적용하여 수행되었다. 본 논문에서는 한국형 기동헬기에 적용된 지상진동시험 방법 및 분석 기법을 보이고 해석 모델 보정기법과 보정된 해석 결과를 제시한다.

• 분석과학
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• 제6권4호
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• pp.369-374
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• 1993

플라즈마 진동 현상은 글로우방전을 이용한 기체크로마토그래프 검출기의 개발 과정에서 측정되었으며 전류의 변화에 비하여 매우 안정하며 낮은 검출한계로 새로운 검출기로의 개발 가능성이 높다. 플라즈마 진동의 최적 조건과 메카니즘을 규명하기 위하여 몇 가지 실험조건을 변화시키며 관찰하였다. 즉, 방전전압(전류), 압력, 그리고 방전전극 간격을 변화시킨 결과 다양한 형태의 진동이 10KHz에서 10MHz까지의 주파수 범위에서 관찰되었다. 특히 방전전극 간격에 따라 낮은 압력과 전압의 조건에서 두 가지 형태의 진동이 나타났다. 한 가지 형태는 positive column 영역에서, 또 다른 하나는 negative glow 영역에서 측정되었다. Positive column 영역보다 negative glow 영역에서 발생된 플라즈마 진동이 훨씬 더 높은 감도 변화와 더 큰 주파수를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.33-38
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• 2005

로터 블레이드 가진 주파수에서의 가진력이 헬리콥터 진동의 주요 요인이다. 이 로터 블레이드 가진 주파수는 일반적으로 10~30 Hz 영역이고 관심 기체 모드들도 이와 유사하다. 그런데 해외 제작 헬리콥터 전방 끝단에 무거운 센서를 장착하는 것은 기체의 동적 특성 변화를 가져와 로터 가진 주파수와 공진을 유발할 수 있다. 전 기체의 동적 특성에 변화를 유발하지 않도록 하기 위해, 무거운 센서를 어떻게 장착할 것인지를 개념적 접근 및 유한요소 해석을 통해 결정하였다. 센서 마운트 시스템이 장착된 전 기체의 지상 진동시험 결과는 장착 설계가 타당함을 보여준다.