• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.307-314
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• 2008

회전하는 물체의 표면에 걸리는 정상하중에 의해 발생되는 소음을 이론적으로 해석하여 그 방사특성을 분석하였다. 해석의 편의성을 위해, 물체의 표면에 걸리는 힘은 표면 전체에 고루 분포된 분산하중이 아닌 한 점에 집중된 점하중으로 표현하였고, 소음계산은 엄밀한 Lowson의 하중소음식을 사용하였다. Lowson 식의 각 항들을 수학적으로 보다 자세하게 구분하여 각 항들이 가지는 물리적 특성에 대해 논의하였다. 회전각속도를 변화시켜가며 단일 점하중에 의해 발생되는 소음의 방사특성을 근거리 및 원거리에서 조사하였고 그에 대한 이론적 근거를 제시하였다. 또한 거리에 따른 음압의 크기를 조사하여 근거리와 원거리에서의 음압감소비율 및 회전각가속도의 역할에 대해 논의하였다. 마지막으로, 점하중의 개수가 증가될 때 소음이 오히려 감소하는 현상을 설명함과 더불어 소음저감의 방안과 그 한계점 및 향후 연구주제에 대하여 논의하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제1권1호
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• pp.73-78
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• 2007

Self-noise from the rotor blade of the UH-1H Helicopter is obtained numerically by using the Brooks' empirical noise model. All of the five noise sources are compared with each other in frequency domain. From the calculated results the bluntness noise reveals dominant noise sources at small angel of attack, whereas the separation noise shows main noise term with gradually increasing angel of attack. From the results of two different tip Mach numbers with the change of angel of attack, the OASPLs at M = 0.8 show about 15dB larger than those at M = 0.4.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2003년도 추계학술대회논문집
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• pp.310-315
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• 2003

This paper described that rotating test and fatigue test of a small-scale hingeless hub system with composite rectangular blades. Generally Rotating stability and fatigue test technique is one of Key-technology on test and evaluation for helicopter rotor system Rotating test of hingeless rotor system was achieved by means of rotor vibration characteristic and aeroelastic stability test GSRTS, equipped with hydraulic actuator and 6-component rotating balance was used to test hingeless rotor system especially for an observation of blade motion including flawing, lagging and feathering. Rotating test was done in hover and forward flight condition. Small-scaled blade fatigue test condition was determined by blade load analysis with the reference table of composite materials(S-N curve). Fatigue test bench was developed for the estimation of blade fatigue life, and tested its characteristic.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권1호
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• pp.75-84
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• 2021

저자는 이전 두 편의 논문[1,2]을 통하여 미국과 유럽의 헬리콥터/회전익 개발에 대한 현황을 발표하였다. 그러나, 최근 세계적으로 진행되고 있는 차세대 회전익의 개발은, 이제까지 전통적으로 사용되었던 헬리콥터의 단점을 보완하는 새로운 형상(틸트 로터, 동축반전, 복합형)의 회전익 수직 이착륙기들이 나타나고 있다. 이러한 새로운 형상의 회전익 개발을 위해서는, 이제까지 전통적인 헬리콥터 개발에 사용되었던 기본개념설계/통합해석 프로그램을 한 단계 업그레이드한 새로운 설계/해석 프로그램이 필요하다. 미국과 유럽에서는 이미 반세기 이상 자체 축적되었던 기술 및 데이터 베이스를 이용하여 새로운 개발 프로그램들이 만들어지고 있다. 국내에서도 지난 20여 년간 헬리콥터와 다양한 형상의 회전익 개발이 이루어지면서 국내 연구진들에 의해 요소기술(공력, 구조해석 및 동역학, 비행역학, 소음해석 등 분야)들이 개발되었고 여전히 진행 중이다. 이들 개발된 요소기술들의 성숙도는 해외 선진국에 상응하는 정도이다. 본 논문에서는 미국/유럽에서 사용되고 있는 차세대 회전익 개발에 사용되는 기본개념설계/통합해석 프로그램들에 대한 장/단점들을 요약해 보고, 또한 앞에서 언급한 국내 연구진들에 의해 축적된 기술들에 대한 평가와, 이들을 통합하여 우리자체의 기본개념설계/통합해석 프로그램을 개발하는 가능성과 문제점들을 조사해 보았다.

• 대한기계학회논문집 C: 기술과 교육
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• 제3권3호
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• pp.183-191
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• 2015

본 논문에서는 헬리콥터 로터 시스템의 진동과 소음을 저감시키기 위해 개발이 진행 중인 능동거니플랩(AGF, Active Gurney Flap)에 대해 유한요소법을 이용하여 수행된 동특성 해석결과를 소개하였다. 거니플랩은 평판의 형태로 블레이드 하부 표면에 수직인 방향으로 전개되며, 블레이드 뒷전(T/E, Trailing Edge) 부위에 장착된다. 거니플랩 조립체는 전기모터와 L-형 링키지 및 플랩 등의 부품들로 구성되어 블레이드 내부에 장착되며, 고정프레임에서의 진동 성분들을 감소시키기 위해 3~5/rev 범위로 능동적인 제어가 필요하다. 따라서 외연적 시간적분법을 통해 로터 회전에 의한 원심력과 제어입력이 적용되고 있는 상황에서 거니플랩의 동적 응답특성을 분석하였으며, 해석 결과를 통해 거니플랩의 하향변위 요구도를 만족시킬 수 있음을 확인하였다.