• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.10-16
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• 2004

본 논문에서는 축소형실험을 통하여 제자리 비행하는 헬리콥터 주로터에서 발생하는 소음의 특성을 측정하는 실험을 수행하였다. 이를 위하여 구동장치에서의 발생소음이 적은 저소음 로터시험장치를 설계/제작하였으며, 아울러 로터의 공력특성을 측정하기 위하여 작동조건에서의 회전수, 추력 및 토크를 함께 계측하였고 이에 대한 문제점을 검토하였다. 사용된 하중 측정장치의 교정을 통하여 이의 정확도를 확인하였으며, 두개의 블레이드로 구성된 직경 1.2m의 축소형 로터를 이용한 실험에서 측정된 추력값이 이론적 계산값과 비교하여 비교적 잘 일치함을 알 수 있었으나 토크 측정값은 잘 일치하지 않음을 확인하였다. 소음 측정실험을 통하여 로터 구동장치로 인한 배경소음이 로터 소음에 비하여 현저히 작음을 확인하였고, 각 로터 발생소음원의 특성에 따라 날개끝 속도에 의하여 달리 무차원화 됨을 확인하였고 방향성 특성도 변화함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.20-25
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• 2005

본 연구에서는 UH-1H 헬리콥터의 축소 로터에 대한 두께소음과 하중소음, 그리고 와류흘림에 의한 광역소음을 각각 수치계산을 통해 얻어내고, 그 크기를 비교하였다. 로터의 후류형상은 Kocurek과 Tangler의 지정후류 방법을 사용하였으며, 팁 마하수 $M_{T}$의 범위는 0.2, 0.4, 0.8로 나누어서 유동장 계산과 그에 따른 소음해석을 시도하였다. 팁 마흐 수 $M_{T}$ = 0.8에서 와류 흘림에 의한 광역 소음은 가청주파수 대역 및 A-가중함수를 고려하였을 때에 상대적으로 저주파수 특성을 갖는 두께소음이나 하중소음에 비해 작은 값을 보이는 것으로 나타났다. 특히 광역소음은 가청주파수를 벗어난 초음파 영역에서 대부분의 음압을 방사하는 것으로 나타났다. 반면 $M_{T}$를 0.4 이하로 하였을 때에는 광역소음이 저주파수 영역으로 이동하면서 이산소음에 비해 더 소음레벨을 보이는 것으로 나타났다. 즉, 저속 회전하는 헬리콥터 로터의 경우에는 광역소음의 고려가 필수적임을 알 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권8호
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• pp.671-678
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• 2018

헬리콥터 소음예측은 저소음 헬리콥터 기술 개발에 필수적인 과정이다. 본 논문에서는 헬리콥터 통합성능해석프로그램 CAMRAD-II와 자체개발한 소음해석코드를 이용하여 소음예측 기법을 구축하였다. 또한 헬리콥터 소음 중 가장 큰 원인인 블레이드-와류 간섭 소음을 분석하여 해석기법을 검증하였다. 실제적인 소음예측을 위해 국제민간항공기구(ICAO)에서 기준으로 하고 있는 헬리콥터 소음 측정 비행조건인 Flyover, Approach 조건에 대해서 소음해석을 수행하였으며, 최종적으로 비행시험결과 와의 비교 분석을 통해 해석방법의 적합성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권6호
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• pp.516-525
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• 2015

본 연구에서는 정지 비행과 저속 하강 비행하는 회전익기 로터에 대한 소음을 예측하고 실험값과 비교하여 검증하였다. Ffowcs Williams-Hawkings 방정식을 이용한 소음압 예측 프로그램을 개발하였다. 해석 결과의 검증을 위해서 2가지 풍동 시험 결과를 이용하였다. Boeing 360 모델 로터를 이용하여 정지 비행 조건에서의 저차 주파수 대역의 소음압을 검증하였고, HART II 로터를 이용하여 저속 하강 비행 조건의 중간 주파수 대역의 BVI 소음을 검증하였다. 하중 소음을 예측하기 위해서 정지비행 조건에서는 자유후류기법을 통한 공력계수를 이용하였고, 저속 하강 비행 조건에서는 CFD/CSD 연계해석 결과를 이용하였다. 소음해석 결과 저차 주파수 대역의 소음압과 중간 주파수 대역의 BVI 소음압을 비교적 잘 예측하는 것을 확인하였다. BVI 소음압은 FFT 해석을 통하여 소음 방사 지도를 그려 실험결과와 비교하였다. 비교 결과 시험결과와 비교적 유사하게 예측하는 것을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2008년도 추계학술대회논문집
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• pp.749-750
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• 2008

• 한국항공우주학회지
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• 제41권9호
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• pp.726-733
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• 2013

헬리콥터 로터 블레이드는 헬리콥터의 성능을 좌우하는 동시에 비행 시 주된 소음을 발생함에 따라 고성능, 저소음 특성이 요구되는 구상품이다. 국내 소형무장헬기 개발과 병행하여 개발될 민수헬기는 해외체계업체 보유 민수헬기를 기반으로한 국제공동 업그레이드 개발이 추진됨에 따라 해외체계업체 제시 대상기종의 로터 블레이드 성능파악이 매우 중요하다. 본 연구는 해외체계업체 제시 대상기종 블레이드의 성능분석을 통하여 최신 해외 블레이드 대비 성능파악 및 국내고유형상 블레이드 개발 가능성을 타진하는 것을 목적으로 수행되었다. 본 연구의 결과는 일차적으로 향후 민수헬기개발사업의 해외협상 및 국내 고유형상 블레이드 개발 시 목표 성능지표 등으로 활용될 수 있다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.333-334
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• 2011

• 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.

• 소음진동
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• 제10권2호
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• pp.229-239
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• 2000

To reduce the drag rise on the advancing helicopter rotor blade tips, the tip of the blade is modified to have sweep, anhedral and pretwist. The equations of motion of rotor blade with these tip angles were derived using Hamilton principle, programmed using FORTRAN and named as ARMDAS(Advanced Rotorcraft Multidisplinary Design and Analysis System). Rotating frequency analysis of rotor blades with swept tipe was performed that is necessary in conceptual and preliminary design phases of the helicopter design. Vibration analysis of non-rotating blades was also accomplished and compared with MSC/NASTRAN resutls for the basis of comparison with the vibration test data. The rotating frequency analysis of blades with an actual rotor blade data was also performed to verify coded program and to check the possibility of a resonance of an actual rotor blade at the specific rotating speed.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.52-56
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• 2011

Recently, KARI(Korea Aerospace Research Institute) has been developing a modern 11.5m diameter four bladed bearingless main rotor system, and this rotor system can be used for 7,000lb class helicopter. Flexbeam and torque tube can be considered as the key structural components, and large elastic twist of flexbeam induced by pitch control motion of torque tube can influence the nonlinear aeroelastic behavior. In this paper, the dynamic characteristic analysis results of bearingless rotor system were presented. In order to construct a input model and validate the analysis procedures, calculated results using the comprehensive helicopter analysis program CAMRAD II were compared with the measured natural frequencies and lag damping data from small-scale wind tunnel test. Next, the analysis model was extended to a full-scale model, and the dynamic analysis results were presented.