• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2012년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.622-627
• /
• 2012

During helicopter rotor system development process, whirl tower test is conducted basically. For conducting whirl tower test during bearingless hub development process, design new blade or using existing blade with repair or remodeling. Because simple shape and efficient aerodynamic characteristic, BO-105 blade is used for hub system development widely. Originally BO-105 blade is used for hingeless hub, ho flap stiffness and lag stiffness on blade root area is relatively low. So applying BO-105 blade to bearingless hub whirl tower test, root area have to be reinforce. In this process, blade root area's section property will be changed. In this paper, suggest reinforcement method of BO-105 blade root area and study dynamic characteristic of bearingless rotor system with reinforcement BO-105 blade.

• 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.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제48권6호
• /
• pp.443-453
• /
• 2020

대표적인 기동 헬리콥터인 UH-60A의 기체 진동응답을 감소시키고자 능동 진동 제어 시스템(Active Vibration Control System, AVCS)을 이용한 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 로터 진동 하중, 기체 구조 동역학 모델링, 진동응답 해석 및 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하기 위하여 DYMORE II, NDARC, MSC.NASTRAN 및 MATLAB Simulink 등의 다양한 해석, 설계 및 제어 프로그램들을 함께 사용하였다. 5개의 CRFG와 7개의 가속도계로 이루어진 Multi Input Multi Output(MIMO) 모델을 AVCS 시뮬레이션 연구에 이용하였다. 본 시뮬레이션 연구를 통하여 진동이 극심한 158knots의 비행속도에서 UH-60A의 주요 위치(조종석, 로터와 기체의 접합부, 중앙 승객실 및 후방 승객실) 위치에서 AVCS의 사용으로 인하여 4/rev 기체 진동응답이 25.14~96.05%만큼 감소될 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권6호
• /
• pp.557-567
• /
• 2015

헬리콥터 진동의 주요 가진원 중 가장 결정적인 요인은 주로터이며 이러한 로터 유발진동은 승무원과 승객의 안락함을 보장하기 위해 회전익 항공기에서 해결해야할 과제 중 하나이다. 종래의 헬리콥터에서는 수동형 진동저감장치가 주로 사용되어 왔고 수리온 항공기에도 여러 가지 형태의 수동형 진동저감장치가 적용되어 있다. 최근 국외 항공기 제조업체에서는 수동형 진동저감장치 대비 작은 중량으로 우수한 진동저감 성능을 발휘할 수 있는 능동진동제어시스템(AVCS)의 적용을 확대하고 있는 추세이다. AVCS는 중량 절감외에도 항공기 형상, 비행 상태 변화 시에도 만족할만한 성능을 유지할 수 있는 장점이 있다. 이러한 AVCS를 수리온에 적용 시 어느 정도의 성능을 발휘하는지 확인하기 위한 성능시연 프로그램을 수행하였고, 최적의 센서와 작동기 조합을 찾기 위한 최적화 과정을 수행하였다. 지상 및 비행시험을 통해 계측된 데이터를 이용하여 최적의 센서 및 작동기 조합을 도출하고 비행시험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권6호
• /
• pp.541-549
• /
• 2008

피로해석은 반복하중 하에서의 항공우주 구조물에 대한 구조적 파괴를 예방하기 위해 수행된다. 본 논문에서는 틸트로터형 무인 항공기에 대하여 피로수명에 대한 평가를 하였다. 먼저 틸트로터형 무인항공기의 기동에 맞는 하중 스펙트럼을 생성해 내었으며, F.C.L. 부품중 하나인 플랩퍼론 연결부위에 대하여 피로해석을 수행 하였다. 틸트로터형 무인항공기는 크게 두 가지 기동 형태로 나눌 수 있는데, 이 착륙시의 헬리콥터 형태와 순항시의 고정익 형태가 되겠다. 전체적인 피로하중 스펙트럼을 만들기 위해서 헬리콥터 형태에는 FELIX를, 고정익 형태에서는 TWIST를 사용하였다. 한편으로는, S-N 실험점이 해석에 사용될 때 재료수명의 전 영역에 대한 S-N 회귀식을 얻기 위하여 크리깅 메타 모델이 사용되었다. 그리고 최소 자승법을 이용한 이차 회귀식에 대한 S-N 커브 역시 생성하였다. 더욱이 이 커브들이 갖고 있는 정확도를 측정하기 위하여 결정 계수법을 사용하였다. 마지막으로는 플랩퍼론 연결 부위에 대한 피로수명 결과를 MSC. Fatigue와 비교하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2009년 춘계학술대회논문집
• /
• pp.19-19
• /
• 2009

Dynamic Stall is a flow phenomenon which occurs on the retreating side of helicopter rotor blades during forward flight. It also occurs on blades of stall regulated wind turbines under yawing conditions as well as during gust loads. Time scales occurring during this process are comparable on both helicopter and wind turbine blades. Dynamic Stall limits the speed of the helicopter and its manoeuvrability and limits the amount of power production of wind turbines. Extensive numerical as well as experimental investigations have been carried out recently to get detailed insight into the very complex flow structures of the Dynamic Stall process. Numerical codes have to be based on the full equations, i.e. the Navier-Stokes equations to cover the scope of the problems involved: Time dependent flow, unsteady flow separation, vortex development and shedding, compressibility effects, turbulence, transition and 3D-effects, etc. have to be taken into account. In addition to the numerical treatment of the Dynamic Stall problem suitable wind tunnel experiments are inevitable. Comparisons of experimental data with calculated results show us the state of the art and validity of the CFD-codes and the necessity to further improve calculation procedures. In the present paper the phenomenon of Dynamic Stall will be discussed first. This discussion is followed by comparisons of some recently obtained experimental and numerical results for an oscillating helicopter airfoil under Dynamic Stall conditions. From the knowledge base of the Dynamic Stall Problems, the next step can be envisaged: to control Dynamic Stall. The present discussion will address two different Dynamic Stall control methodologies: the Nose-Droop concept and the application of Leading Edge Vortex Generators (LEVoG's) as examples of active and passive control devices. It will be shown that experimental results are available but CFD-data are only of limited comparison. A lot of future work has to be done in CFD-code development to fill this gap. Here mainly 3D-effects as well as improvements of both turbulence and transition modelling are of major concern.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권3호
• /
• pp.213-223
• /
• 2015

본 연구에서는 기존의 헬리콥터 초기 설계 도구를 분석하여 단점을 확인하였으며, 추정식을 유도하고 최신화하여 설계 모델을 정립해 초기 설계도구의 우세성과 용이성을 제고하고자 하였다. 이를 위해 Tishchenko 방법론을 기반으로 최신 추정식을 유도하여 정립하였으며, 사이징에서는 순차분해법을 이용하여 충실도를 높이고 해석에 소요되는 시간을 줄이고자 하였다. 또한, 정립된 최신화된 경험식에 적용 가능한 경험적 파라미터를 헬기 데이터베이스를 이용한 회귀분석과 수치해석을 통해서 추출하여 설계 시 발생되는 오차를 줄이고 사용자가 어렵지 않게 적용할 수 있도록 하였다. 이를 통해 도출한 연구 결과는 기존의 설계 도구인 RISPECT 개념 설계 도구와 비교하여 설계 모델이 타당함을 확인하였으며, 기존의 운용되고 있는 다양한 중량군의 헬리콥터를 재설계한 중량 및 형상 계산 결과가 평균 5%이하의 오차를 보임으로 초기 설계 도구로 효율적으로 활용될 수 있음을 확인하였다.

• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제17권1호
• /
• pp.159-164
• /
• 2016

본 논문은 전자식 조정장치 헬리콥터의 비행영역 보호를 위한 하중제안 로직 설계에 대한 결과이다. 헬리콥터는 로터, 동체, 엔진등 구조가 복잡하기 때문에 여러 가지 제약조건에 가지고 비행을 해야 한다. 이 때문에 조종사가 그 제약조건을 고려하여 조종을 하면서 조종사의 작업부하가 증가하고 비행 조종성을 떨어뜨리는 결과가 발생한다. 이러한 헬리콥터의 비행제약조건으로부터 자유롭게 조정 하도록 하여 조종사를 도와주는 기능이 필요하고 본 논문에서는 그 중의 대표적인 제약조건인 하중제약조건에 대한 제한 로직을 전자식 조정장치 헬리콥터에 설계하고자 한다. 하중범위를 벗어나는 비행은 피치 싸이클릭 스틱을 급격하게 입력하여 주로 발생한다. 이때 조종스틱 명령과 피치축 자세명령모델사이에 비행영역제한로직을 추가하여 하중범위를 벗어나지 않도록 하였다. 현재의 하중 값에 대한 자세범위를 동적으로 계산하는 로직을 사용하였고 헬리콥터 모델에 적용하여 시뮬레이션을 통하여 알고리즘을 검증하였다. 시뮬레이션을 통하여 정지비행영역, 전진비행영역에서 하중제한로직을 적용하지 않았을 때와 적용하였을 때를 비교한 결과, 하중제한로직을 적용하지 않았을 때는 하중제한 리미트를 20% 이상 초과하였으나 본 연구에서 제한한 로직을 적용하였을 때는 하중제한 리미트가 초과하지 않음을 확인하였다. 결론적으로 시뮬레이션을 통하여 동적으로 할당하는 제한로직이 헬리콥터 전자식 조정장치 제어기에 적합함을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2010년도 추계학술대회 논문집
• /
• pp.56-57
• /
• 2010

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1997년도 한국자동제어학술회의논문집; 한국전력공사 서울연수원; 17-18 Oct. 1997
• /
• pp.329-332
• /
• 1997

This paper deals with the attitude control problem of nonlinear MIMO propeller setup. Multivariable GPC[Generalized Predictive Control] is adopted as the main controller, and it is implemented by TMS320C31 in the current paper. The main object of control is to move the propellers to wanted positions. System identification is performed to configure the system. Performance of the multivariable predictive controller implemented is shown via some experiments, which shows the controller meets the adequate control purpose.