• Composites Research
• /
• 제33권6호
• /
• pp.353-359
• /
• 2020

본 연구에서는 매개변수곡선의 일종인 Bézier 곡선을 이용한 단면해석법을 개발하고, 이를 이용한 블레이드 최적구조설계 프레임워크를 구성하였다. 개발된 단면해석기법은 기존의 직선 세그먼트를 이용한 중심선기반 단면해석법의 효율성을 유지하면서 고형 블레이드 단면에 대한 해석이 가능한 특징이 있다. 본 연구에서 제안한 단면해석법을 예제 블레이드에 적용하고 구조 최적설계를 수행하여 설정된 구속조건을 모두 충족함과 동시에 기준형상대비 약 52% 질량이 감소된 최적 블레이드 형상을 도출하였다. 최적설계에는 총 19개의 블레이드 단면을 고려하였으며, 결과를 도출하는 데 대략 1시간 정도의 계산시간이 소요되었다. 본 연구를 통해 개발된 단면해석 기법과 최적설계 프레임워크의 효율성을 확인하였다.

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

• Journal of Biosystems Engineering
• /
• 제31권4호
• /
• pp.342-348
• /
• 2006

Aerial application using an unmanned agricultural helicopter became necessary for both labor saving and timely spraying. In the previous paper, a rotor system was developed and lift capability was evaluated. The experimental results were compared with simulated predictions using the CFD-ACE program. From the simulation, the relative velocity on the top surface of the blade airfoil increased, resulting in the pressure drop. The CFD analyses were revealed that a drag resistance on the leading edge of the airfoil, a wake at the trailing edge, and a positive pressure underneath the bottom surface were observed. As the results of the simulation, total lifts of 56.8, 74.4 and $95.0kg_f$ were obtained at the 6, 8 and $10^{\circ}$ of AAT (angle of attack), respectively. The simulation results agreed reasonably up to $10^{\circ}$ of AAT. However, at a greater AAT $(<12^{\circ})$ the simulated total lift continuously increased to $105kg_f$, comparing with a decreasing experimental total lift due to the lack of engine power. At a stiff angle of $18^{\circ}$ AAT, a wake was observed at the trailing edge of the airfoil. A rated operating condition determined from the previous paper was also verified through the simulation.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제44권5호
• /
• pp.439-446
• /
• 2016

이 논문에서는 무베어링 로터의 동특성을 비회전 강성 및 진동수 측정 시험과 회전 훨타워 시험을 통해 살펴보았다. 무베어링 로터의 주요 구성품인 블레이드, 유연보, 토크튜브에 대해 강성 및 고유진동수를 측정하여 해석을 위한 물성치를 확보하였고, 훨타워 시험 전에 댐퍼와 스너버를 장착한 무베어링 로터를 조립하여 지상에서 하중이 부가되는 조건하에 기능시험을 수행하여 로터 구성품간의 간섭 여부, 기구학적 거동 등을 확인하였다. 4개의 블레이드를 가지고 회전반경이 5.82m인 무베어링 로터의 회전 동특성시험을 회전면 높이가 9.65m인 훨타워에서 수행하였다. 정지비행성능을 확인하기 위해 추력과 사용동력을 측정하였으며, 회전시 블레이드의 고유진동수 및 감쇠를 측정하기 위해 유압 가진기를 통하여 사이클릭 가진을 하였다.

• 한국정밀공학회지
• /
• 제27권12호
• /
• pp.41-47
• /
• 2010

There are many unbalanced models such as helicopter's rotor blades, small-sized precision motor in industrial applications. In the real products, their gravity center usually does not accord with the desired gravity center. If the deviation is large between them, it can be a major cause of vibration and noise as the part of model rotate. Therefore the gravity center in the rotational parts should be controlled properly because of static and dynamic balancing of the parts. In the research, the rotor blade of unmanned helicopter has been selected to obtain the high quality of balancing. In order to achieve the purpose, measuring system has been developed. In the system applied principle is three point weighting method, which is one of the Multiple-point Weighting Method. It has circle fitting for compensation of machining error, after measuring the values. From this study, the results showed that the proposed measurement procedure gives reliable and precise gravity center.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권1호
• /
• pp.1-10
• /
• 2005

비정렬 격자계에서 continuous adjoint 방정식을 사용하여 제자리 비행을 하는 헬리콥터 로터 블레이드에 대한 공력 형상 최적설계 기법을 개발하였다. 효율적인 민감도 계산을 위해 회전좌표계에서 continuous adjoint 민감도 해석 기법을 유도하였다. 설계과정의 반복적인 수치계산의 효율을 높이기 위해서 영역 분할 기법에 기반을 둔 병렬처리 기법을 도입하였다. 끝단 와류의 정확한 포착을 위해서 끝단와류를 따른 격자적응을 수행하였다. 이러한 방법은 Caradonna와 Tung의 실험형상 및 UH60 헬리콥터 로터 블레이드의 공력 최적설계에 적용되었으며, 본 연구에서 사용된 최적설계 기법을 이용하면 일정한 추력을 유지하면서 요구동력을 현저하게 줄일 수 있음을 보였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제10권2호
• /
• pp.23-33
• /
• 2009

The inherent aeromechanical complexity of a rotor system necessitated the comprehensive analysis code for helicopter rotor system. In the present study, an aerodynamic analysis module has been developed as a part of rotorcraft comprehensive program. Aerodynamic analysis module is largely classified into airload calculation routine and inflow analysis routine. For airload calculation, quasi-steady analysis model is employed based on the blade element method with the correction of unsteady aerodynamic effects. In order to take unsteady effects - body motion effects and dynamic stall - into account, aerodynamic coefficients are corrected by considering Leishman-Beddoes's unsteady model. Various inflow models and vortex wake models are implemented in the aerodynamic module to consider wake induced inflow. Specifically, linear inflow, dynamic inflow, prescribed wake and free wake model are integrated into the present module. The aerodynamic characteristics of each method are compared and validated against available experimental data such as Elliot's induced inflow distribution and sectional normal force coefficients of AH-1G. In order to validate unsteady aerodynamic model, 2-D unsteady model for NACA0012 airfoil is validated against aerodynamic coefficients of McAlister's experimental data.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권11호
• /
• pp.957-963
• /
• 2007

본 논문에서는 CFD/FreeWake 연계해석방법을 이용하여 헬리콥터 로터의 공력을 해석하였다. 연계해석방법은 CFD를 이용하여 로터주변의 공력을 얻고, 후류의 거동은 FreeWake를 이용하여 모사한다. FreeWake 모델은 CFD의 경계조건을 제공하고, CFD는 후류형성을 위한 로터블레이드 양력변화율을 제공하는 방법으로 연계된다. CFD/FreeWake 연계해석방법은 다른 로터공력해석 방법에 비하여 높은 정확도와 계산 시간 절감으로 효율적인 계산을 가능하도록 한다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제18권2호
• /
• pp.186-196
• /
• 2017

In order to resolve the trimming difficulty in rotor CFD calculations, a high-efficiency and improved "delta trim method" is established to compute the blade control settings that are necessary to identify the blade motion. In this method, a simplified model which combines the blade element theory and different inflow models is employed to calculate the control settings according to the target aerodynamic forces, then it is coupled into a CFD solver with unsteady Navier-Stokes equations by the delta methodology, which makes the control settings and aerodynamics calculated and updated in the meantime at every trim cycle. Different from the previous work, the current research combines the inflow model based on prescribed wake theory. Using the method established, the control settings and aerodynamic characteristics of Helishape 7A, AH-1G and Caradonna-Tung rotors are calculated. The influence of different inflow models on trimming calculations is analyzed and the computational efficiency of the current "delta trim method" is compared with that of the "CFD-based trim method". Furthermore, for the sake of improving the calculation efficiency, a novel acceleration factor method is introduced to accelerate the trimming process. From the numerical cases, it is demonstrated that the current "delta trim method" has higher computational efficiency than "CFD-based trim method" in both hover and forward flight, and up to 70% of the amount of calculation can be saved by current "delta trim method" which turns out to be satisfactory for engineering applications. In addition, the proposed acceleration factor shows a good ability to accelerate the trim procedure, and the prescribed wake inflow model is always of better stability than other simple inflow models whether the acceleration factor is utilized in trimming calculations.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권4호
• /
• pp.329-335
• /
• 2009

비정상 패널법과 시간 전진 자유 후류법을 연계하여 제자리 및 수직 비행 하는 헬리콥터 로터의 공력 및 익단와류를 검증하였다. 검증된 수치 방법을 이용하여 저속 하강 비행하는 로터에서 발생하는 BVI(Blade Vortex Interaction)의 비정상 공력을 해석 하고 이때 나타나는 익단 와류에 의한 공력의 변화를 고찰하였다.