• 한국항공우주학회지
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• 제39권12호
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• pp.1087-1096
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• 2011

본 연구의 목적은 오픈 소스 코드에서 제공하는 해석자의 알고리즘을 수정하여 로터의 유동 해석에 적합하도록 해석자를 확장하고, 이를 검증하는 것이다. 우선 로터의 추력에 의해 발생하는 후류에 의한 유동 흐름의 해석이 가능하도록 오픈 소스 코드인 OpenFOAM의 표준 해석자의 알고리즘을 개선하였다. 또한, 로터의 추력 예측을 위해서 깃요소 이론을 기반으로 한 가상 블레이드 기법을 적용하였다. 깃요소 이론에서의 유효받음각을 구하기 위한 로터 디스크 상의 속도 성분은 해석자 내에서 반복계산시마다 수렴되는 속도를 사용하였다. 개발된 로터 해석자를 사용하여 로터 유입류 해석을 수행하고 그 결과를 실험 결과 및 타 수치해석 코드의 결과와 비교하여 신뢰도를 검증하였다. 로터-동체 상호작용 해석을 통해 헬리콥터 시스템 전체에 대한 로터 해석자의 적용가능성을 확인하였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권1호
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• pp.31-38
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• 2008

본 논문은 헬리콥터 기동비행문제를 비선형 최적제어기법으로 정식화 하고 이를 indirect method를 적용하여 해석하는 기법에 대한 연구결과이다. 주어진 기동비행 경로에 대한 오차를 벌칙함수 형태의 가격함수로 채택하고 이를 최소화하도록 정식화하면 기동비행은 구속조건이 없는 최적제어문제로 정식화 된다. 정식화 결과로 얻어지는 이점 경계값 문제는 Multiple Shooting Method (MSM)를 적용하여 해석하였다. 본 논문은 high fidelity 헬리콥터 모델링을 적용할 경우 수치해의 불안정성과 과도한 계산시간에 따른 해석의 어려움을 해소하는 방안을 찾는데 초점을 두고 있다. 이를 위해 2가지의 선형모델과 로터의 비선형 모델링을 포함한 2개의 비선형 모델을 정의하였다. 각 모델링 방법의 적용에 따른 수치해석결과를 상대적인 계산시간과 함수계산 횟수 등을 비교하여 헬리콥터 모델 선정 시 활용할 수 있도록 하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제9권1호
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• pp.77-89
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• 2011

헬리콥터는회전하는구동시스템에의해추력및비행제어력을발생하기때문에회전체에서기체로전달되는 진동 및 소음을 줄이는 것이 아주 중요하다. 과거에는 수동적 방법으로 특정주파수에 해당하는 진동 및 소음을 줄였지만, 기술이 발달함에 따라 주파수를 변동시킬 수 있는 장치를 적용할 수 있는 능동적 진동 및 소음 제어방법이 개발되었다. 본 논문에서는 이러한 헬리콥터 진동 및 소음을 제어하는 능동적 방법에 대한 세계적인 기술동향 및 사례를 기술하였다. 서론에서는 헬리콥터 진동 및 소음을 제어하는 일반적인 방법론을 소개하고, 본론에서는 능동적으로 제어하는 사례 및 동향을 중심으로 기술하였다. 현재 가장 활발하게 진행되고 있는 능동적 플랩구동장치 및 비틀림장치 등을 중심으로 소개하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권10호
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• pp.975-983
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• 2009

본 논문은 동축반전 로터 블레이드의 성능 특성 파악을 위한 선행연구로서, 단일 로터 블레이드에 대한 공력 데이터 획득 및 성능 특성을 확인하기 위한 연구에 중점을 두었다. 이를 위해 제자리 비행 상태에서 추력과 토크의 측정이 가능한 소형 로터 블레이드용 회전 시험장치를 구성하고 제작하였다. 로터 회전 시험장치는 회전장치부, 센서부, 그리고 데이터 획득 시스템으로 구성되었으며, 고정된 회전속도에서 콜렉티브 피치각을 변화시키면서 추력과 토크를 측정할 수 있도록 하였다. 이를 통하여 저 레이놀즈 수 ($Re{\approx}3{\times}10^5$) 영역에서 운용되는 단일 로터의 제자리 비행 성능 시험을 수행하였고 소형 로터 블레이드의 제자리 비행 성능을 획득하여 로터 회전 시험장치의 성능을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권7호
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• pp.524-531
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• 2013

본 연구에서는 헬리콥터 로터 블레이드의 제작 과정 및 여러 가지 요인으로 인해 발생하는 불균형성을 해소하기 위한 RTB(Rotor Track and Balance) 알고리즘을 개발하였다. 비행 시험 결과로부터 RTB 조절 값과 트랙 및 기체 진동 사이의 상호관계를 선형모델을 이용한 회귀분석을 통하여 RTB 모델을 구축하였다. 개발된 RTB 알고리즘을 실기 시험 결과에 적용하여 RTB 모델을 검증하였고 선형화 모델만으로도 비교적 정확한 모델링이 가능함을 확인하였다. RTB 조절값 설정을 위해 최적화 문제를 정식화하고 유전자 알고리즘에 입자 군집 최적화(PSO) 알고리즘을 결합하여 빠른 수렴성을 갖는 최신의 최적화 기법을 적용하였다. 또한 최적화 해석을 통하여 얻은 RTB 조절값을 이용하여 트랙 편차와 기체 진동을 허용 기준치 아래로 감소시키고, 다양한 비행 조건에 대하여 효율적인 RTB를 수행할 수 있음을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.496-502
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• 2007

본 논문에서는 비선형적 다물체 시스템의 유한요소 해석프로그램인 DYMORE의 새로운 버전을 이용하여 압전 재료(piezoelectric)를 삽입한 능동 비틀림 로터(Active Twist Rotor)의 개별 블레이드 제어(Individual Blade Control)에 의한 로터 블레이드의 진동 감소 효과를 해석하고 이를 풍동실험 및 이전 버전의 DYMORE 결과와 비교하였다. 본 연구에서는 로터 허브와 네 개의 블레이드만으로 구성된 단순한 로터시스템과 스워시 판, 피치링크 등을 모두 포함하는 개선된 로터시스템에 대한 해석이 각각 수행되었다. 사용된 실험 결과 자료들은 NASA Langley의 Transonic Dynamics Tunnel(TDT)에서 수행되었던 결과들을 사용하였다. 그 결과 새로운 버전의 DYMORE를 이용한 경우 실험값과는 여전히 차이가 있지만 이전 버전의 DYMORE를 통해 얻어진 수치해석 결과에 비해서 오차가 개선되는 것을 확인할 수 있었다. 또한 개별 블레이드 제어 방식의 로터 시스템의 모델링을 수행하고 전진 비행 시의 진동 하중 감소 효과를 확인하였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.9-17
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• 2005

헬리콥터 초기 설계 단계에서는 형상 변화에 따른 공력 성능 변화를 예측하여 최적의 형상을 결정한다. 덮개꼬리로터에서는 공력성능 개선을 위해 블레이드와 덮개사이의 끝단간극, 블레이드 평면형, 그리고 블레이드 배치의 최적화가 필요하다. 본 연구에서는 비정렬 격자에 기초한 비점성 압축성 로터 유동 해석 코드를 이용하여 설계 초기 기본형상의 덮개꼬리로터에 대해 끝단간극, 블레이드 평면형, 그리고 블레이드 배치 등의 형상변화에 따른 공력 성능을 예측하고 그 특성을 파악하였다.