• 항공우주시스템공학회지
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• 제3권1호
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• pp.36-41
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• 2009

Quad-rotor is one kind of a rotorcraft in Unmanned Aerial Vehicle (UAV), which consists of four rotors in total and fixed-pitch blades located at the four corners. This vehicle is emerging as popular platform for UAV research due to the simplicity of its construction, the ability of hovering and the vertical take-off and landing (VTOL) capability, etc. Because of those specific capabilities, this vehicle can be applied to many fields: search and rescue, mobile sensor networks, fire observation, etc. However a quad-rotor is much affected by the disturbance due to the characteristics of structure. So this vehicle needs attitude control for stabilizing. In this paper, we design the control law for automatic stabilization. The PID controller is used to control a brushless DC motor. And an accelerometer is used to measure the roll and pitch angles of a quad-rotor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.201-204
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• 2017

소형민수헬기(LCH, Light Civil Helicopter) 개발사업을 통해 개발된 엔진은 민수 인증(형식 증명) 획득 후 소형무장헬기(LAH, Light Armed Helicopter)용으로 활용될 예정이다. 따라서 민수 인증 엔진의 군용 엔진 적용의 적합성 분석을 위한 기초자료로의 활용을 위해 미연방항공청(FAA)의 형식 증명 규격 FAR Part 33과 유럽항공안전기구(EASA)의 CS-E를 비교 분석하였다. 이 분석 자료는 향후 군용 항공기 추진 시스템의 감항성 입증을 위해 필요한 민수 엔진 형식 증명 기준 적합성 입증 자료의 추적성 분석을 위해 사용되었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권2호
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• pp.26-35
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• 2021

In this study, CFD analysis was conducted to compare the aerodynamic performance of the isolated propeller and pusher propeller, which is affected by the wake of wide fuselage. The moving reference frame (MRF) method was used for isolated propeller analysis, while the MRF and sliding mesh method were used sequentially for the pusher propeller to analyze the change in the aerodynamic characteristics based on the azimuth angle. Under the same torque condition, the thrust of the pusher propeller was greater than that of the isolated propeller. Thrust increment of the pusher propeller was mainly generated near the root of the blade where the fuselage wake was concentrated. The net efficiency of the pusher propeller was greater than or equal to that of the isolated propeller. Because of the flat fuselage shape, thrust and torque of the pusher propeller periodically changed with the rotation of the propeller.

• Structural Engineering and Mechanics
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• 제87권5호
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• pp.419-429
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• 2023

This study conducts numerical analyses of a thin-walled composite cylinder under axial compression and internal pressure of 10 kPa. Numerical vibration correlation technique and nonlinear postbuckling analyses are conducted using the nonlinear finite element analysis program, ABAQUS. The single perturbation load approach and measured imperfection data are used to represent the geometric initial imperfection of thin-walled composite cylinder. The buckling knockdown factors are derived using present initial imperfection and analysis methods under axial compression without and with the internal pressure. Furthermore, the buckling knockdown factors are compared with the buckling test and computation time are calculated. In this study, derived buckling knockdown factors in present study have difference within 10% as compared with the buckling test. It is shown that nonlinear postbuckling analysis can derive relatively accurate buckling knockdown factor of present thin-walled cylinders, however, numerical vibration correlation technique derives reasonable buckling knockdown factors compared with buckling test. Therefore, this study shows that numerical vibration correlation technique can also be considered as an effective numerical method with 21~91% reduced computation time than nonlinear postbuckling analysis for the derivation of buckling knockdown factors of present composite cylinders.

• 한국항행학회논문지
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• 제16권6호
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• pp.1092-1100
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• 2012

본 논문은 가변형 전술 훈련용 시뮬레이터(RTT)의 통합형 음향 재생 시스템(ACS)을 설계하고 구현한 논문으로 6대의 헬기인 UH-1H, UH-60, AH-1H, 500MD, BO-100, 그리고 CH-47 등이다. RTT는 군 조종사가 전장 상황에 따라 다양한 비행 및 전술 훈련을 위한 것으로 네트워크를 통해 다양한 기종의 시뮬레이터를 연동하는 시뮬레이터이다. ACS는 호스트 서버로부터 수신된 명령을 기반으로 저장된 사운드를 반복적으로 재생하고 볼륨과 피치 등을 취급한다. 본 논문에서는 ACS시스템의 개념 설계와 상세 설계에 대하여 설명하고 구현한다. 성능 평가를 위해 가상 호스트와 ACS 시스템간의 연동을 위한 모니터링 시스템을 통한 성능 확인을 하였다.

• 한국화재소방학회논문지
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• 제27권2호
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• pp.54-61
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• 2013

항공기에 의한 산불공중진화는 지상진화 보다 진화의 효과성이 좋다. 따라서 공중진화는 산불의 대형화를 방지하는데 중요하다. 미국에서는 고정익항공기 및 회전익항공기(헬리콥터)가 합동으로 공중진화를 하나 우리나라는 회전익항공기만을 이용하고 있다. 따라서 헬리콥터에 의한 공중진화의 효과성에 대한 연구가 필요하다. 공중진화의 효과성은 투하되는 물의 분포형태와 범위에 따라서 결정된다. 따라서 본 연구는 산림청에서 운용하는 S-64E, Ka-32T, AS350B2의 3개 기종으로 물투하 실험을 실시하여 유효 분포형태와 범위를 도출하였다. 이 연구 결과로 조종사들이 공중진화의 효과성을 증대시키는데 기여하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.415-422
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• 2014

군용 헬기 내추락성 설계기준을 개정해야 한다는 많은 논의가 있어 왔다. 본 논문에서는 비교적 최근에 개정된 내추락성 설계기준을 핵심내용인 내추락성 지수를 중심으로 분석하였다. 내추락성 지수는 회전익기 설계에 있어서의 내추락 성능을 정량적으로 평가하는 적절한 방법으로 인식되고 있다. 지수 평가를 통해 신규개발 또는 파생형 회전익기 설계가 얼마나 효과적으로 내추락성 요구조건을 반영했는지 확인할 수 있다. 지수 평가는 7개 분야로 구성되어 있는데, 기본 기체구조 내추락성 평가는 객관적인 계산과정을 겪는데 반해 나머지 분야들은 다분히 주관적 평가의 속성을 갖고 있다. 따라서 본 논문에서는 개정 설계기준의 효용성을 파악하기 위해 기본 기체구조 내추락성 분야 내추락성 지수의 상세 계산과정을 분석하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권6호
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• pp.52-59
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• 2019

로터 블레이드는 허브를 통해 전달된 토크와 조종장치를 이용한 피치각 제어를 통해 헬리콥터 비행에 필요한 양력, 추력 및 기동력을 발생시킬 수 있는 핵심 구성품이며, 구조적인 안전성과 함께 공진의 위험성이 없도록 진동 특성을 고려하여 설계되어야 한다. 본 연구에서는 다목적 무인 헬리콥터(Multi-Purpose Utility Helicopter)에 적용하기 위한 주로터 블레이드의 구조 설계를 수행하였으며, 제작된 블레이드의 단면 강성 측정 시험을 수행하였다. 이후 측정된 강성 분포를 반영하여 로터 시스템의 진동특성에 대한 평가를 수행하였다. 로터 블레이드 내부는 스킨, 스파 및 토션박스로 구성되며, 탄소 및 유리 섬유 복합소재를 적용하였다. 블레이드 단면 강성 예측을 위해 Ksec2D 프로그램을 활용하였으며, 실험을 통해 측정된 값과 비교한 결과를 제시하였다. 로터 시스템의 회전으로 인한 고유진동수 변화 및 공진 위험 여부를 확인하기 위해 회전익 항공기의 통합 해석 프로그램인 CAMRADII를 활용하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권6호
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• pp.70-79
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• 2019

매년 증가하는 항공기 조류충돌 사고는 현행 항공기 조류충돌 인증 요구도의 보완을 요구한다. 현재 미국과 유럽에서는 수치해석을 통해 조류충돌 요구도를 더욱 정밀하게 검증하는 방안을 검토 중이다. 한편 국토교통부에서 고시한 항공기 감항기준은 미국 연방항공청에서 제정한 감항기준에 준하여 작성되었다. 이는 국내 규정에서도 해석 기반의 조류충돌 요구도 검증 방안이 반영되어야 함을 의미한다. 본 논문에서는 한국항공우주산업(주)의 경찰청 헬리콥터 외부 보조연료탱크 조립체를 대상으로 유한요소 해석에 기반한 조류충돌 분석기법을 제안하였고, 해석 결과는 시험 결과에 상응하였다. 이에 따라 수치해석 기반의 분석기법과 절차가 조류충돌 요구도 뿐만 아니라, 나아가 다른 감항요건의 입증에도 폭넓게 활용되도록 제안하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권12호
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• pp.1089-1096
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• 2015

해상 운용 헬리콥터는 비상부주를 적용하여 탑승자의 안전한 탈출을 위해 일정시간 이상 안정된 상태를 유지할 수 있어야 한다. 규정에서도 헬기가 해상에 착륙 후 승객이 탈출할 수 있는 충분한 부양시간을 요구하고 있다. 이를 위해 국내개발 헬기의 비상부주 장비는 해수면에서의 안정성 입증을 위해 "Froude Scaling" 기법을 적용하여 수조시험을 수행하였다. 시험 형상 및 조건은 헬기 하중조건과 요구되는 규격을 고려하여 설정하였다. 시험결과 요구 조건인 해상 상태 코드4와 손상조건 해상 상태 코드2에서 안전성이 있음을 확인하였다.