• 한국가시화정보학회지
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• 제8권2호
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• pp.23-30
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• 2010

Regarding the aircrafts with a rotor blade system, the miniaturization of them is limited due to the rotor blade length and the tail rotor system. To miniaturize an aircraft, an equipment is required that increases thrust and also shortens the length of the rotor blade. The present study will conduct the flow analysis for miniaturizing the aircraft by applying a duct to the coaxial rotor blade system without tail rotor. First, the verification on the calculated results was conducted through the computational flow analysis on the coaxial rotor blade system without a duct. Then, the flow analysis for the coaxial rotor blade systems was performed including Ka-60 duct, Single duct, Twin duct, and Double duct, respectively. From the numerical results, the thrust coefficient appeared higher with the duct than without a duct for the coaxial rotor blade system. Especially, in the case of Double duct, the thrust was improved due to the increase of incoming flow and the extension of the wake area. These results will be used as the basic concepts for miniaturizing the aircraft with the rotor blade system. The flow analysis on the coaxial rotor blade system including the fuselage remains as a future work.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권4호
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• pp.614-623
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• 2015

When the speed of a coaxial rotor helicopter in forward flight increases, the wake skew angle of the rotor increases and consequently the position of the vena contracta of the upper rotor with respect to the lower rotor changes. Considering ambient air and the effect of the upper rotor, this study proposes a nonuniform inflow model for the lower rotor of a coaxial rotor helicopter in forward flight. The total required power of the coaxial rotor system was compared against Dingeldein's experimental data, and the results of the proposed model were well matched. A plant model was also developed from first principles for flight simulation, unknown parameter estimation and control analysis. The coaxial rotor helicopter used for this study was manufactured for surveillance and reconnaissance and does not have any stabilizer bar. Therefore, a feedback controller was included during flight test and parameter estimation to overcome unstable situations. Predicted responses of parameter estimation and validation show good agreement with experimental data. Therefore, the methodology described in this paper can be used to develop numerical plant model, study non-uniform inflow model, conduct performance analysis and parameter estimation of coaxial rotor as well as other rotorcrafts in forward flight.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권12호
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• pp.1011-1018
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• 2021

본 연구에서는 회전익기 통합해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 동축 동회전 로터(적층 로터)의 모델링과 제자리 비행 성능해석을 수행하였다. 본 연구는 주요 설계 변수인 방위각 위상차와 상/하단 로터 사이의 간격을 적절히 고려하여 동축 동회전 로터를 모델링하였으며, 기존 동축 반전 로터의 상단 로터의 토크 값을 동축 동회전 로터의 트림 목표 값으로 이용한 트림 기법 및 동축 반전 로터의 전체 추력 값을 트림 목표 값으로 이용한 트림 기법에서 제자리 비행 성능해석을 각각 수행하였다. 토크 트림 기법을 이용하였을 시 전체 로터의 추력은 -10°의 방위각 위상차에서 1.84% 최대화되었고, 추력 트림 기법을 적용하였을 때에는 전체 로터의 동력은 20°의 방위각 위상차에서 4.53%만큼 최소화되었다. 본 연구를 통하여 전기동력 수직 이착륙기에서 활용될 수 있는 동축 동회전 로터의 제자리 비행 성능이 방위각 위상차의 값에 따라 변화될 수 있음을 확인하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제23권4호
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• pp.311-318
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• 2020

This study investigates the performance and blade airloads for a rigid coaxial rotor of high-speed compound unmanned rotorcrafts. The present compound unmanned rotorcraft uses not only a rigid coaxial rotor, but also wings and propellers for high-speed flights. For the rigid coaxial rotor in this work, CAMRAD II, a rotorcraft comprehensive analysis code, is used to study the performance at a flight speed of up to 250 knots and blade section lift forces at 230 knots. As the flight speed increases, the rotor power decreases; however, the power of propellers increases to overcome the drag force of a rotorcraft in high-speed flight. The effective lift-to-drag ratio of a rotor has the maximum value of about 11.6 which is much higher than the value of the conventional helicopter. The blade section lift forces of the upper and lower rotors at 230 knots show the similar variation trends for one rotor revolution, and the impulses because of the aerodynamic interaction between both rotors are observed.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권7호
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• pp.497-505
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• 2022

본 연구에서는 회전익기 통합 해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 풍동 시험용 Lift-offset 동축 반전 로터의 성능 및 허브 진동 하중 해석을 수행하였다. 본 논문에서는 전체 로터의 추력을 트림 목표 값으로 사용하는 트림 조건 및 상/하 로터 각각의 추력을 트림 목표 값으로 이용하는 트림조건을 사용하였다. 두 종류의 트림 기법에 대하여 다양한 전진비 및 Lift-offset 값을 고려하여 해석을 수행하였고, 계산된 결과를 선행연구의 풍동 시험 및 해석 결과와 상호 비교하였다. 두 종류의 트림 기법을 이용한 연구 결과에서 모두 다양한 전진비 및 Lift-offset 값에 대하여 상/하 로터 각각의 양력, 토크 및 전체 로터의 로터 유효 양항비가 선행연구의 풍동 시험 결과와 유사함을 확인하였다. 또한 로터의 2P 허브 진동 하중 해석 결과를 기반으로 Lift-offset 동축 반전 로터 허브의 진동 하중 특성을 확인하였다. 본 연구를 통하여 CAMRAD II를 이용한 풍동 시험용 Lift-offset 동축 반전 로터의 모델링 및 해석 기법을 적절히 구축하였으며, 성공적으로 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권8호
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• pp.597-609
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• 2020

동축 로터 시스템은 기존의 헬리콥터뿐만 아니라 드론, PAV, 차세대 고속 회전익기 및 화성탐사용 헬리콥터에 적용되는 등, 활용 분야가 점점 넓어지고 있다. 로터 시스템의 성능 연구는 기존 연구에서 동축 로터를 대상으로도 여러 차례 수행되었으나, 로터 블레이드의 변형에 대한 연구는 주로 단일 로터 시스템만을 대상으로 진행되었다. 하지만 동축 로터 시스템에서는 주변에서 발생하는 유동이 복잡하며, 두 로터의 간격이 로터 시스템 전체의 성능에 주요한 영향을 주므로 블레이드의 변형 연구가 더욱 중요하다. 이에 본 연구에서는 최신식 고속 영상촬영 기법 중 하나인 SPR(Stereo Pattern Recognition) 기법을 사용해 동축 로터 블레이드의 변형 측정에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 본 연구에는 한국항공우주연구원에서 개발한 축소 동축 로터 시험장치가 사용되었으며, 로터 블레이드의 변형과 성능의 연관성을 고찰하기 위해 동축 로터 시스템의 성능시험이 선행되었다. 해당 시스템의 로터 블레이드 변형을 SPR 기법으로 측정한 결과는 사전에 진행된 성능시험 결과와 함께 본 논문에 제시되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권8호
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• pp.699-708
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• 2021

본 논문에서는 제자리 비행하는 동축반전 로터의 설계 파라미터인 상하부 로터의 축 간격에 따른 공력 특성 및 공력소음 특성에 관해 전산유체해석을 통해 분석하였다. Reynolds Averaged Navier Stokes 방정식을 사용하여 공력 해석을 진행하였으며 공력소음 해석 시에 Ffowcs Williams ans Hawkings 방정식을 사용하여 공력 특성 및 공력소음 특성을 비교하였다. 동축반전 로터는 회전에 의해 상하부 로터가 다른 각도를 가지며, 위상이 주기적으로 변하는 비정상 특성을 가진다. 상하부 로터의 간격이 증가함에 따라 유동 상호간섭이 감소하여 추력 및 토크의 공기역학적인 효율이 증가함을 확인하였다. 공력소음 관점에서 회전 평면 방향으로 방사하는 소음 특성은 축 간격에 의한 영향이 미미하게 나타났다. 로터 수직 아래 방향으로 주파수가 증가함에 따라 음압이 감쇄하지 않고 크기가 유지되어 전체 음압 수준을 증가시킨다. 동축반전 로터의 축 간격이 증가함에 따라 유동의 비정상 특성이 감소하여 전체 음압 수준이 크게 감소함을 확인하였다.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
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• 제13권3호
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• pp.1275-1284
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• 2018

The coaxial magnetic gear with the flux concentrating structure is known that it has the torque performance advantage over the coaxial magnetic gear having surface mounted permanent magnet, thanks to the flux focusing effect. But, if the solid cores are used in the modulating pieces and rotor cores to consider the mechanical reliability and cost reduction, the operating torque of the flux concentrating coaxial magnetic gear can be significantly diminished because the iron losses at the solid cores affect the actual transmitted torque. Furthermore, the modulating pieces and rotor cores have different characteristics of the iron losses from one another, because the space harmonic components of the magnetic flux density, which cause the iron losses, are different. Thus, in this paper, we focused on the analysis of the characteristics of the space harmonic components of the magnetic flux density and resultant eddy current losses in the surface mounted PM and flux concentrating coaxial magnetic gears, when these coaxial magnetic gears have the solid cores at the modulating pieces and rotor cores. The characteristics of pull-out torque (static torque), operating torque (dynamic torque), and efficiency are also researched, and compared by the 3D finite element analysis (FEA) and experiment.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권3호
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• pp.167-174
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• 2010

The design, dynamics, and control allocation of tri-rotor unmanned aerial vehicles (UAVs) are introduced in this paper. A trirotor UAV has three rotor axes that are equidistant from its center of gravity. Two designs of tri-rotor UAV are introduced in this paper. The single tri-rotor UAV has a servo-motor that is installed on one of the three rotors, which enables rapid control of its motion and its various attitude changes-unlike a quad-rotor UAV that depends only on the angular velocities of four rotors for control. The other design is called 'coaxial tri-rotor UAV,' which has two rotors installed on each rotor axis. Since the tri-rotor type of UAV has the yawing problem induced from an unpaired rotor's reaction torque, it is necessary to derive accurate dynamic and design control logic for both single and coaxial tri-rotors. For that reason, a control strategy is proposed for each type of tri-rotor, and nonlinear simulations of the altitude, Euler angle, and angular velocity responses are conducted by using a classical proportional-integral-derivative controller. Simulation results show that the proposed control strategies are appropriate for the control of single and coaxial tri-rotor UAVs.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권2호
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• pp.101-107
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• 2007

A coaxial rotor flying robot is developed for surveying and reconnoitering various circumstances under calamity environment. The robot has two contrarotating rotors on a common axis, an embedded microcontroller, an IMU(Inertial Measurement Unit), an IR sensor for height control, a micro camera for surveillance, ultrasonic position sensors and wireless communication devices. A bell-bar mounted on the top of the upper rotor hub increases stability and improves flight performance. In this paper, we present a dynamic model of a coaxial rotor flying robot and design an embedded controller far the robot, and implement them to control the developed flying robot. Experimental results show that the proposed controller is valid for autonomous hovering and position control.