• 한국항공우주학회지
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• 제42권3호
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• pp.221-228
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• 2014

본 논문은 유도형 활공 탄약의 운용 개념을 소개하고, 이를 위한 항법 알고리듬을 제안하였다. 유도형 활공 탄약은 기존의 유도형 탄약과는 다르게 사거리 증가를 위한 날개를 장착하고 활공하며, 이를 위해 날개 전개 전 탄체의 회전은 제거된다. 따라서 일정한 회전속도를 고려한 기존 유도형 탄약 항법 알고리듬은 활공 중에는 사용할 수 없다. 또한 탄체의 회전이 제거되면 회전 관성이 작아져 횡축이 불안정해져 횡축 가속도를 제어해야 하고, 이로 인해 롤 자세에 의한 횡축 중력 가속도 성분을 알 수 없다. 따라서 횡축 중력 가속도 성분을 기반으로 롤 자세를 추정하는 등속 수평 비행 상태를 가정한 기존 항법 알고리듬은 사용할 수 없다. 본 논문에서는 유도형 활공 탄약의 회전 중 상태 추정을 위해서는 Lucia가 제안한 알고리듬을 사용하였고, 활공 중 상태 추정을 위해서는 새로운 항법 알고리듬을 제안하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.22-31
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• 2005

본 연구에서는 회전익 항공기의 수직 이/착륙 성능과 고정익 항공기의 고속/고효율 순항 비행 성능을 모두 가지는 Canard Rotor/Wing 항공기 최적 형상설계를 수행하였다. CRW 항공기의 특징인 로터/날개 가변 방식과 로터 회전 시 팁 제트를 통하여 회전력을 얻는 점 때문에 기존의 회전익 또는 고정익 사이징 프로그램만으로는 바로 적용이 어렵고 Reaction Driven 로터에 대한 해석 모듈의 추가와 회전익/고정익 비행 모드 해석이 혼합되어야 한다. 따라서 기존의 사이징 프로그램을 바탕으로 로터 성능, 덕트 유동, 엔진 유동 해석 코드를 연결하여 Reaction Driven 로터 성능 해석이 가능하게 하였으며, 비행체 외형상 특징과 임무별 비행특징이 반영되도록 사이징 프로그램을 개발하였다. 1500 lbs급 소형 무인기에 대하여 비행체 사이징을 수행하고 성능에 크게 영향을 미치는 설계변수를 파악하여 최적화 문제를 구성하였고 전역적 최적화 기법을 이용하여 최소 중량을 가지는 CRW 항공기의 최적형상을 도출하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권3호
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• pp.231-237
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• 2007

EHA용 유압 펌프의 토크 맥동은 저속 회전 영역에서 실린더 위치의 제어에 외란으로 작용할 수 있다. 원칙적으로 피스톤 펌프에 의해 발생되는 반력 토크의 주기적인 변화는 실린더 압력의 파형과 밀접한 관계를 가지고 있다. 일정 속도로 회전하는 단방향 피스톤 펌프의 경우에는 밸브 플레이트의 예압각이나 노치를 활용하여 실린더 압력의 오버슈트나 변화율을 조절할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 밸브 플레이트의 형상이 EHA용 사축식 유압 피스톤 펌프의 토크 맥동에 미치는 영향을 분석하였다. 그 결과로서, 양방향 회전형 유압 피스톤 펌프의 토크 맥동은 회전 속도의 영역에 무관하게 밸브 플레이트의 예압각이나 노치를 이용하여 개선하는 것이 불가능한 것으로 나타났다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권2호
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• pp.30-36
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• 2018

본 연구에서는 무인복합형 회전익기 연구의 일환으로 축소형 Tip Jet 로터 시험장치를 개발하였으며, 이를 이용하여 Tip Jet 로터에 대한 성능 및 동특성 연구를 수행하였다. 축소로터는 시험장 여건 및 공압조건 등을 고려하여 2m급이 되도록 하였으며, 압축공기를 이용하여 구동된다. 축소로터의 회전속도는 압축공기의 압력을 이용하여 조절되며, 별도의 하중측정부를 두어 회전 시 발생하는 추력과 각 방향의 하중 데이터를 획득하게 된다. 동특성 시험을 위해 별도의 유압 가진기가 장착되어 있으며, 로터 가진 시 발생하는 블레이드의 flap, lag 및 torsion 방향에 대한 동적 응답을 확인하기 위해, 각 블레이드의 익근부에는 full-bridge strain gage를 부착하였다. 성능 및 동특성 시험은 로터 회전수 및 블레이드 피치각을 변경해가며 실시되었다. 아울러 시험 결과의 유효성을 확인하기 위해 CAMRAD II 해석 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.499-505
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• 2012

회전익 항공기에서 가장 심각한 문제의 한 가지는 로터의 회전에 의한 진동 가진이다. 이를 완화하기 위하여 본 논문에서는 능동 뒷전플랩(ATF)을 적용한 로터 블레이드를 개발하였다. 이 플랩은 로터 중심에서부터 65~85% 스팬에 장착되었다. 블레이드 회전 속도는 끝단에서 마하수를 충족하기 위하여 1,528rpm정도로 높은 수준이다. 이런 특별한 장치가 내부에 삽입된 블레이드에서는 구조적인 강건성을 파악하고 관찰하는 것이 중요하다. 플랩을 작동시키는 세밀한 부품들이 회전하는 블레이드 내에 삽입되기 때문이다. 블레이드의 구조적 설계와 분석을 위하여 CAMRAD-II와 1차원 보 모델을 이용하였다. 동시에 3차원 유한요소 해석 프로그램인 MSC. PATRAN/NSTRAN를 통해 현재 블레이드의 상세한 해석을 수행하였다. 그 결과 개발한 로터의 특성이 적절한 수준인 것으로 예측되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권12호
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• pp.997-1004
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• 2020

Synchropter는 서로 경사진 한 쌍의 회전날개가 동조 교차 회전하는 회전익 항공기의 일종으로 동축반전 헬리콥터와 마찬가지로 꼬리 회전날개를 제거할 수 있어서 효율적이며 간결한 형태의 비행체 구성이 가능하다. 드론 체계로서의 적합성을 검토하기 위하여 소형 Synchropter를 설계, 제작하여 비행시험을 수행하였다. 설계한 Synchropter는 로터 직경이 1.4m이며 중량이 7kg인 소형비행체로서 효율적으로 비행 특성을 확인하기 위하여 상용부품 기반으로 제작하였다. 비행 제어 시스템은 Open Architecture인 Pixhawk를 기반으로 구성하였으며, Sychropter 제어법칙을 PX4 펌웨어에 탑재할 수 있도록 개발하였다. 정성적 비행시험을 통해 Synchropter의 비행 특성을 분석하였으며, 분석 결과, 드론 체계로서의 활용 가능성을 파악할 수 있었다.

• 한국기계기술학회지
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• 제13권4호
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• pp.169-173
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• 2011

This study is about the development of remote controlled bollard using the BLDC motor and ball screw with mechatronics theory. A bollard is composed of the sensor part and the control part. The sensor part is consisted of sensors that detect the locations of a bollard. The role of the control part is adjusting motor speed and power through variable resistance. In order to confirm required performance, the speed of decent and ascent of the bollard, the time and the RPM of BLDC motor were tested according to the variable resistance and the applied load with 10 to $72kg_f$.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권2호
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• pp.45-55
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• 2023

본 연구에서는 V-22 Osprey 틸트로터의 25% 축소 모델인 TRAM에 대하여 회전익기 통합 해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 프롭로터의 Aeromechanics 모델링과 블레이드 및 피치 링크에 대한 구조 하중 해석을 수행한 후, DNW 풍동 시험 및 선행 해석 연구 결과와 상호 비교하였다. 본 연구에서는 저속 전진 비행 시 블레이드 플랩 굽힘 모멘트의 구조 하중 및 진동 하중 변화를 풍동 시험 결과에 대하여 비교적 잘 예측하였다. 리드-래그 굽힘 및 비틀림 모멘트의 구조 하중 및 진동 하중 해석은 풍동 시험과 다소 다르게 얻어졌으나, 평균값을 제거하였을 때 로터 회전 한 바퀴당 구조 하중 해석 결과가 풍동 시험 및 선행 해석 연구와 비교적 유사하였다. 피치 링크의 구조 하중 및 진동 하중 해석은 전반적으로 선행 연구의 시험 및 해석 결과와 유사하게 얻어졌다. 마지막으로 블레이드 구조 진동 하중의 조화 성분 해석 및 비교를 통하여 블레이드 리드-래그 굽힘 및 비틀림 모멘트의 오차 발생 원인을 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.50-59
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• 2005

본 연구에서는 개발된 테일팬 1차 시제품의 성능시험에 대한 것이다. 한국항공우주연구원에서는 헬리콥터용 반 토오크 시스템으로 테일팬 시스템을 개발하였으며, 제작된 1차 시제품의 성능시험을 위해 테일팬 성능시험장치를 제작하였다. 테일팬 성능시험을 위해 먼저 시험장치에 대한 제작 검증용 시험을 수행하였고, 다음으로 팬블레이드와 시험장치의 고유진동수를 확인하였다. 성능 시험용 시험장치 운용회전수를 결정하기 위한 운용시험을 수행하였다. 테일기어박스(TGB)에 가속도계를 부착하여 단계적으로 회전수와 부착물들을 변화시켜가며 고유진동수와 진동 레벨을 확인하였다. 운용시험 결과로부터 테일팬 성능시험용 시험장치 운용회전수를 결정하였고, 무풍조건과 비행 조건에 따른 성능시험을 수행하였다. 측정된 데이터는 무차원화하여 분석하였고, 이 결과로 개발 시제품이 성능 요구조건을 만족시킴을 확인할 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권5호
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• pp.79-86
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• 2019

회전익 항공기의 충돌방지등은 항공기 운용 중 충돌을 방지하기 위한 목적으로 사용되며, 비행 안전성을 확보하기 위한 핵심 구성품이다. 한국형 기동헬기(KUH)의 충돌방지등은 상부등과 하부등으로 구성되며, 충돌방지등 전원공급기와 항공기에 함께 장착되어 운용된다. 그리고 충돌방지등은 밝기 조절 및 선택적 점등이 가능한 이중 구조로 설계되었다. 항공기 납품 후 운용 과정에서 충돌방지등의 이상점 등이 발생하였고, 이러한 현상을 해소하기 위하여 항공기 체계/구성품 단위의 종합 검토를 수행하였다. 본 논문에서는 충돌방지등의 이상점등이 발생한 원인을 분석하였고, 설계 개선방안을 제시하였다. 그리고 설계 개선방안에 대한 타당성을 구성품 및 항공기 체계 지상 및 비행시험으로 입증하였다.