• 한국항공운항학회지
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• 제20권2호
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• pp.7-12
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• 2012

A landing gear absorbs the impact energy during the touchdown and it generally consists of an oleo-pneumatic shock absorber and structural components. It should be designed not only to satisfy the static and fatigue strength requirements but to have the sufficient shock absorbing efficiency. The design loads and shock absorbing performance are to be validated by tests, which is required by MIL Spec and FAR, etc. This paper presents the development procedures from the design requirements to the qualification tests and technical points to be considered, with examples of the helicopter landing gear development.

• 대한기계학회논문집A
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• 제34권1호
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• pp.111-116
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• 2010

비상착륙상황에서 승객의 안전을 향상시키기 위한 내추락 설계는 회전익기 설계 개발에 있어 필수적이다. 특히, 추락 시 착륙장치는 상대적으로 많은 에너지를 흡수할 수 있기 때문에, 내추락 설계에 있어 중요한 역할을 한다. 군사규격에서는 착륙장치의 에너지 흡수능력 뿐만 아니라, 파손 후 동체를 뚫고 들어가 승객에게 2차 피해를 주지 않아야 함을 규정하고 있다. 이와 같은 군사규격을 만족하기 위해서는 파손장치와 같은 내추락 장치를 마련하여, 착륙장치가 파손 후 안전하게 붕괴되어 동체를 뚫고 들어가지 않도록 해야 한다. 본 연구에서는 회전익기 착륙장치에 필수적인 파손장치의 설계 및 설계개발시험을 수행하였다. 먼저 착륙장치가 동체를 뚫고 들어가지 않도록 하기 위한 붕괴 과정을 결정하였다. 다음으로 파손장치에서 가장 중요한 부품인 파손 핀을 설계하였고, 설계기준을 만족하도록 2가지 강도 범위로 설계되었다. 최종적으로 설계개발시험을 통해 파손장치 설계를 성공적으로 검증하였다.

• 로봇학회논문지
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• 제16권2호
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• pp.155-163
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• 2021

In this paper, we propose a four 2-link robotic leg landing system that is used for leveling the bottom of the landing system, even when the quadcopter posture is changed. The case of conventional skid type landing gear has a risk when the quadcopter lands on a moving vehicle because the skid type landing gear is tilted to the landing site at this situation. To solve this problem, it is necessary to level the bottom of the landing system when the quadcopter posture is changed in the flight. Therefore, the proposed landing system used a four 2-link robotic leg with leveling method. The leveling method was derived from the method of determining a plane. The superiority of the proposed system was verified with 6-axis stewart platform and real flight experiment, and it shows feasibility of leveling method and proposed landing system.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2008년도 추계학술대회논문집
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• pp.734-735
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• 2008

Shock absorber for rotorcraft landing gear should absorb landing impact during landing and isolate vibration to fuselage during taxiing. Double stage oleo-pneumatic shock absorber is known to have better performances than single stage oleo-pneumatic shock absorber. This paper deals with the z-direction translational acceleration at mass center, roil and pitch angular acceleration of fuselage for single and double stage oleo-pneumatic shock absorber at nose landing gear when a 6DOF rigid model is taxiing on the pound.

• 한국항공운항학회지
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• 제25권3호
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• pp.61-67
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• 2017

The Nose Landing Gear(NLG) of Rotary Wing Aircraft is an essential equipment in Landing System for pilot to perform a flight mission. It supports the fuselage at ground and absorbs the impact from the ground when landing, thereby, these functions sustain operational capability for pilot and crew. However, the A aircraft caused stick-slip behavior when it was stationed on the ground. Therefore, this paper summarizes pilot comment in operation which are classified by cause of occurrence and the troubleshooting process about each comment. It also describes design improvements which was derived from troubleshooting and suggests verification results of flight test.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회A
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• pp.508-511
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• 2008

The most landing gear use oleo-pneumatic shock strut to absorb the impact energy during touchdown. The shock strut is composed of the oil damper and the gas spring, especially the oil damper provides resistance force which is proportional to the square of landing speed. In case of high landing speed, the abnormal peak load can be occurred and transferred to the airframe structure. To prevent this, the pressure-relief valve is used to limit the damping force under the specific level. In this paper, it is presented the design process to find optimal damping and analysis results using pressure-relief valve.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.973-978
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• 2010

본 논문에서는 유격을 고려한 항공기 전방 착륙 장치의 쉬미 현상을 연구하였다. 쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향과 조향방향으로 진동에 놓이는 현상이다. 이 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 마찰과 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 유격은 비선형 요소이기 때문에 기술 함수로 선형화 하여 주파수 영역에서 안정성해석을 수행하였고, 4차 Runge - Kutta를 이용하여 시간영역에서 안정성해석을 수행하였다. 본 연구에서는 수치적인 해석법을 통해 쉬미현상의 선형 동특성과 비선형 동특성을 조사하였다. 유격을 고려한 비선형 수치 해석결과, 선형 임계속도보다 낮은 속도에서 제한주기진동이 발생하는 등, 유격으로 인해 쉬미 안정성이 저감되는 결과를 관찰하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권1호
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• pp.7-18
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• 2021

반능동형 MR댐퍼 착륙장치는 MR유체가 환형 유로를 지날 때 유체감쇠력 및 자장 제어 감쇠력을 발생시키는 댐퍼이다. 환형 유로를 지나는 MR 유체의 경우 필연적으로 불완전 발달 유동이 발생하게 되어, 이는 유체 감쇠력을 포함하는 댐퍼 내력 계산에 오차를 발생시키는 원인이 된다. 이로 인해 댐퍼 구조적 파라미터 설계 및 제어 이득 선정이 부정확해지며, 착륙장치의 동특성 및 충격흡수성능 저하를 초래하게 된다. 본 논문에서는 MR댐퍼 환형 유로의 입구영역에서 발생하는 추가적인 감쇠력을 고려한 MR댐퍼 착륙장치의 수학적 모델을 유도하였다. 본 논문에서 유도한 수학적 모델링을 MR댐퍼 착륙장치의 설계 및 최적화 과정에 적용한다면 좀 더 정확한 내력 예측으로 우수한 성능의 MR댐퍼 착륙장치를 설계할 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권4호
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• pp.315-320
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• 2010

본 논문은 헬기용 주륜 착륙장치의 기본 성능 향상 뿐 만 아니라 Fail-Safe 성능 및 소모 전력량을 개선할 목적으로, 전자석에 영구자석을 장착한 하이브리드 MR댐퍼형의 반능동제어 착륙장치를 도입하였다. 영구자석 위치에 따른 비교연구와 자기장 해석을 통해 원하는 제어력이 발생하는 MR댐퍼를 설계하였고 착륙 거동 시 내력으로 발생되는 공기력과 감쇠력의 합을 특정 값에서 일정하게 유지시키는 개념의 하중제어기법을 제어기로 적용하였다. 하이브리드 MR댐퍼를 이용한 하중제어의 착륙장치에 대하여 구성한 ADAMS 모델을 기반으로 낙하 시뮬레이션을 수행하였고 착륙특성에 대한 성능평가로 성능 개선을 확인하였다.

• 한국시뮬레이션학회:학술대회논문집
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• 한국시뮬레이션학회 2004년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.131-135
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• 2004

강착장치에 의한 지면반력은 착륙과 이륙시 지면과의 상호작용을 나타내며 고도를 감지하여 지면에 접촉하였을 때 지면의 반력을 헬리콥터에 전달해주는 역할을 한다. 비행시뮬레이션에 있어서 강착장치는 비행 중 비행특성에 미치는 영향이 없기 때문에 비행특성 분석용 또는 비행제어용 비행시뮬레이션 프로그램에서는 강착장치를 생략하여 시뮬레이션 하는 경우가 많다. 하지만 훈련의 목적으로 사용하는 경우 착륙과 이륙은 큰 비중을 차지하며 무인기의 함상 착륙과 같은 시뮬레이션에서는 필수적인 요소로 대두되고 있다. 본 논문에서 강착장치는 1자유도의 mass, spring, damper의 간단한 진동시스템을 택하였고, 강착장치의 접촉점인 지면은 고도 0인 평탄한 지면으로 가정하였다. 추후 지면을 6자유도를 가지는 움직이는 평면으로 쉽게 대체할 수 있도록 벡터형식으로 된 모델을 선택하였다.