• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제6회(2017년)
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• pp.270-281
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• 2017

본 논문에서는 헬리콥터 블레이드에서 발생하는 자이로스코픽 세차 진동에 대해 연구하고, 능동 제어기 설계를 통하여 진동 저감 시뮬레이션을 수행한다. 이를 위해, 헬리콥터의 전진 비행시 동역학적 응답을 외팔보 조건을 갖는 회전익의 해석이 가능한 EDISON의 기하학적 정밀 보 구조동역학 프로그램을 이용하여 구조 해석을 진행하고 이를 단순 공기력 모델과 연성하여 공탄성 해석을 수행하였다. 실시간 구조 응답을 구하기 위해 EDISON 프로그램 해석 결과를 비선형 수식으로 모델링하는 기법과 트림해석에는 Newton-Raphson 기법 등이 사용되었다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제22권8호
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• pp.784-790
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• 2012

This paper describes a stability and dynamic characteristics of bearingless helicopter main rotor in hover. Baseline rotor configuration is defined and modal analysis for the configuration is taken to verify the dynamic characteristics. The kinematic pitch-lag couplings through ways of pitch link installation are analyzed to know effects on loads, frequencies and stability. The effects of pitch link attachments in spanwise direction and chordwise direction as well as pitch link inclination on thrust, power, flpa-lag-pitch mode frequencies and inplane damping are examined. Pitch link at trailing edge location in chordwise direction has influence on aeroelastic stability of the rotor. Also, the pitch link with negative inclination angle makes inplane damping increase.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2012년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.394-399
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• 2012

This paper describes a stability and dynamic characteristics of bearingless helicopter main rotor in hover. Baseline rotor configuration is defined and modal analysis for the configuration is taken to verify the dynamic characteristics. The kinematic pitch-lag couplings through ways of pitch link installation are analyzed to know effects on loads, frequencies and stability. The effects of pitch link attachments in spanwise direction and chordwise direction as well as pitch link inclination on thrust, power, flpa-lag-pitch mode frequencies and inplane damping are examined. Pitch link at trailing edge location in chordwise direction has influence on aeroelastic stability of the rotor. Also, the pitch link with negative inclination angle makes inplane damping increase.

• 해양환경안전학회지
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• 제17권4호
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• pp.307-314
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• 2011

본 연구는 무인 항공사진 촬영을 이용하여 해안에 산재한 해안표착물을 탐지하는 새로운 방법을 제시하였다. 이동성과 신속성, 경제성이 우수한 소형 무선 조정 헬리콥터의 기체와 헬리콥터의 진동에 관계없이 연직 상태를 유지할 수 있는 짐벌 장치에 디지털카메라를 장착하여 항공사진 촬영을 시행하였다. 또한, 촬영된 영상으로부터 해안표착물을 탐지하기 위해 Matlab program을 이용한 디지털 영상처리 알고리즘을 고안하였다. 특히 고안된 알고리즘은 배경 차감 기법(Background subtraction method)을 적용하여 연구 대상 해안의 각기 다른 모래 상태로 인해 발생하는 물체 추출 오차를 감소시킴으로써 다양한 형태의 해안표착물을 안정적으로 탐지하는 결과를 보여주었다. 향후, 이 연구 방법을 적용한 해안표착물 모니터링이 이루어질 경우 모니터링 대상 구역 설정의 대표성 문제 해결 및 발생량 추정에 크게 기여할 수 있으며, 해양환경 감시 분야에 활용가능성이 클 것으로 판단된다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.197-207
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• 2004

현재 개발중인 스마트 무인기는 일반적인 헬리콥터와 같이 수직이착륙이 가능할 뿐만 아니라 고정익기와 같이 고속의 비행이 가능함을 목표로 하고 있다. 그러므로 흡기구는 여러 비행조건에서 엔진이 제 효율을 낼 수 있도록 충분한 공기를 흡입하루 수 있어야 함은 물론이고 비행체의 운행속도에 따라서도 그 효율이 어느 이상 저하되지 않도록 설계되어야 한다. 본 논문에서는 고속 비행체에 적합한 pitot 형태와 엔진 특성에 따른 플레넘 챔버를 장착한 흡기구를 설계하였다. 그리고 CFD-ACE를 이용하여 설계된 흡기구의 성능 해석을 수행하였으며 엔진 내부에서의 swirl과 distortion을 조사하고 압력손실에 대해서 연구하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권6호
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• pp.75-82
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• 2006

틸트로터 항공기는 기존의 헬리콥터에 비해 두 배 정도 빠르고 비행 가능 영역은 수배에 이른다. 로터시스템을 틸팅(tilting)하여 전진비행하기 때문에 기존 헬기 블레이드에서 발생되는 전진면의 압축성 효과와 후퇴면의 실속을 방지하는 효과를 얻을 수 있다. 그러나 틸트로터 항공기에서는 훨플러터(whirl flutter)로 알려진 공탄성 불안정성으로 인해 최대 전진속도에 제한을 가지게 된다. 본 논문에서는 우선 로터시스템 자체의 공탄성 안정성에 대한 파라메트릭 연구를 수행하였고, 피치링크 강성, 짐발 스프링 상수, 원추각이 스마트무인기의 훨플러터 안정성에 미치는 영향을 CAMRAD II를 이용한 해석을 통해 고찰하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권1호
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• pp.33-41
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• 2023

보잉 737 맥스 사고사례에서 볼 수 있듯이 항공기 소프트웨어는 비중이 급속도로 증가하고 있으나 안전문제에서 취약한 것이 드러났다. 국내의 경우, 자체중량 150kg 이하 무인동력비행장치를 운용하려면 초경량비행장치 안전성인증이 요구되지만, 소프트웨어 인증 절차는 포함되지 않는다. 다만, 최근 무인동력비행장치의 활용이 증대됨에 따라 소프트웨어 검증이 요구되는 추세이다. 본 논문은 항공 소프트웨어 인증 규격인 DO-178C를 참조하여 무인동력비행장치에 적용할 수 있는 무인동력비행장치 소프트웨어 체크리스트를 제안하였다. 국내외 선진기업 및 기관에서 활용 중인 모델기반개발(Model-based Development) 기반의 헬리콥터 비행 제어 컴퓨터(FCC) 프로젝트에 제안된 체크리스트를 적용하는 사례연구를 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.98-105
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• 2005

본 논문은 복합재 패들형 블레이드를 장착한 무힌지 허브 시스템의 정지 및 전진 비행시 공력탄성학적 안정성 시험에 대한 것이다. 블레이드와 허브 flexure의 리드래그 감쇠비를 측정하기 위해 무힌지 허브시스템을 한국항공우주연구원의 GSRTS(General Small-scaled Rotor Test System)에 장착하여 가진 시험을 실시하였다. 리드래그 모드의 감쇠비를 산출하기 위해 MBA(Moving Block Analysis)기법을 사용하였다. 먼저 금속재 flexrue를 장착하여 시험을 수행한 후, 로터시스템의 동력학적 특성이 같도록 설계된 복합재 flexure를 장착하여 시험하였다. 시험은 정지 및 전진비행 조건에 따라 지상 및 풍동에서 수행하였다. 비회전 시험을 통해 복합재 flexure의 감쇠특성이 금속재보다 향상됨을 확인하였으며, 모든 시험 조건에 대해 복합재 flexure가 금속재보다 무힌지 허브시스템에 대한 공력탄성학적 안정성이 향상됨을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권1호
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• pp.68-73
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• 2020

본 논문은 산악 지형, 도심, 함정, 교량 등에서 수직 이·착륙 비행, 제자리 비행, 고정익기처럼 저속 및 고속비행을 할 수 있는 덕티드 추진체를 사용한 수직 이·착륙 초소형 무인 항공기 개발 동향을 기술한다. 이 항공기는 여러 측면에서 헬리콥터와 고정익기와는 비행 특성이 다르다. 미육군 미래 전투 체계와 DARPA의 OAV 프로그램의 목적은 운용자에 안전하고 낮은 음향 특성을 갖는 수직 이·착륙 덕티드 팬 초소형 무인 항공기 개발이다. 현재의 초소형 무인 항공기에 영상/적외선 카메라를 탑재하고 숲이나 언덕 뒤에 숨어 있는 적을 정지비행과 응시로 약 1 시간 동안 감시 및 정찰을 한다. OAV의 Class-I은 개인 병사가 배낭에 담아 운반할 수 있는 크기와 무게의 수직 이·착륙 덕티드 MAV 개발이다. Class-II는 Class-I보다 두 배의 운용 시간과 더 넓은 범위의 비행이 가능한 유기체의 수직 이·착륙 덕티드 팬 초소형 무인 항공기 개발이다. 초소형 무인기는 장시간 운용을 위해 현재의 '호버 및 응시'에서 '퍼치-앤-응시'으로 기술을 발전시켜야 한다. 근 미래의 OAV 개념은 유·무인 지상 차량이 주행하는 동안에 차량의 상부에 자동 이착륙하고, 탑재된 상태로 이동하고, 재급유, 재충전, 재이륙하는 합동 운용으로 임무 능력과 효율성을 확장하는 것이다. 덕티드 MAV는 지상 차량의 착륙 패드에서 자동으로 이착륙하기 위해 저렴한 초소형 GPS를 활용한 고정밀 상대 위치 기술 개발이 필요하다. 또한, VTOL 덕티드 MAV와 유·무인 지상 차량 간에 유기체의 협업 동작이 가능케하는 공통 명령과 제어 아키텍처를 개발할 필요가 있다.

• 항공우주기술
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• 제13권1호
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• pp.153-165
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• 2014

멀티로터 비행체는 헬리콥터와 같은 제자리 비행이 가능하면서 구조적으로 간단한 형태를 가지며 상대적으로 높은 추력을 가지는 장점으로 인해 다양한 분야에서 활용되고 있다. 최근 레저용으로 개발된 Parrot사의 AR.Drone은 사용자를 위한 내부 안정화 루프를 탑재하고 있기 때문에 초보자들도 쉽게 조정할 수 있으며, SDK(Software Development Kit)를 제공함으로서 멀티로터를 이용한 연구에 쉽게 활용할 수 있는 특징이 있다. 또한 크기가 상대적으로 작으면서 저가이기 때문에 군집비행에 적용되기 적합한 비행체이다. 이에 본 논문에서는 다수의 AR.Drone을 이용하여 실내 군집비행을 위한 제어기 개발과정에 대해서 소개하고자 한다.