• 대한기계학회논문집 C: 기술과 교육
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• 제3권3호
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• pp.183-191
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• 2015

본 논문에서는 헬리콥터 로터 시스템의 진동과 소음을 저감시키기 위해 개발이 진행 중인 능동거니플랩(AGF, Active Gurney Flap)에 대해 유한요소법을 이용하여 수행된 동특성 해석결과를 소개하였다. 거니플랩은 평판의 형태로 블레이드 하부 표면에 수직인 방향으로 전개되며, 블레이드 뒷전(T/E, Trailing Edge) 부위에 장착된다. 거니플랩 조립체는 전기모터와 L-형 링키지 및 플랩 등의 부품들로 구성되어 블레이드 내부에 장착되며, 고정프레임에서의 진동 성분들을 감소시키기 위해 3~5/rev 범위로 능동적인 제어가 필요하다. 따라서 외연적 시간적분법을 통해 로터 회전에 의한 원심력과 제어입력이 적용되고 있는 상황에서 거니플랩의 동적 응답특성을 분석하였으며, 해석 결과를 통해 거니플랩의 하향변위 요구도를 만족시킬 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.56-64
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• 2005

모형헬리콥터를 이용한 무인항공기 설계를 위해 비선형 형태의 수학적 모델이 선행되어야 한다. 모형헬리콥터는 실기 헬리콥터에 비해 회전수가 훨씬 높으며 따라서 동특성도 실물기에 비해 훨씬 빠르다는 차이점이 있다. 본 논문에서는 축소형 헬리콥터의 수학적 모델링에 필요한 정식화과정으로서 복잡성을 최소화하면서도 실제의 동특성에 잘 부합하도록 각 구성요소별로 계산한 후 전체로 합산하는 방법을 제시하였다. 제자리 비행과 전진비행에서 수치계산을 통해 트림 값들을 계산하고 제자리 비행조건에서 선형 시스템을 해석하여 모형헬리콥터의 비행모드를 분석하였다. 계산결과 일반적인 경향은 몇 가지 작은 부분 이외에는 대체로 다른 연구결과와 비슷하였다. 이 과정을 검증하기 위해서 비행시험을 수행하여 시스템식별에 의한 결과와 비교하는 연구가 후속 수행될 예정이다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제25권5호
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• pp.405-411
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• 2012

회전익항공기의 연료셀 내부는 연료보관 및 연료를 엔진으로 공급하기 위한 배관과 구성품들이 배치되어 있다. 특히, 기동헬기는 전장에서 사용되는 헬기로써, 수 km 고도에서 비행하는 고정익기보다 비행고도가 낮기 때문에 피탄될 가능성이 높다. 따라서, 항공기의 생존성을 극대화하기 위해서는 피탄시 유체내부 상승압력에 의한 내부 구성품들이 받는 영향성을 검토하여 설계되어야 함은 주지의 사실이다. 그러나 내탄시험은 연료셀 자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되고, 실탄 사용에 따른 시험수행의 제약 때문에 수치모사를 통한 관련 데이터의 확보가 필요하다. 이를 위해 본 연구에서는 유체-구조 수치모사 프로그램인 Autodyn을 이용하여 회전익항공기 연료셀의 내탄 수치모사를 수행하여, 피탄 후 연료셀 내부에서의 탄 거동을 분석하고 유체내부의 압력과 연료 셀 자체의 등가응력을 평가하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제17권6호
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• pp.798-803
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• 2013

본 논문에서는 헬기운항안전 향상을 위한 북미대륙의 활동들을 소개하였다. 북미지역에서는 2009년 기준으로 전세계 민간헬기의 49%가 운용되고 있어, 이 지역에서의 헬기 운항안전을 위한 개발동향은 여타 헬기 운용지역에도 상당한 영향을 미칠 것으로 예상된다. 대규모 헬기가 운용되는 멕시코만의 헬기 운항안전을 위한 개발 사례와 미국 연방항공청(FAA, Federal Aviation Administration)의 NextGen 프로그램 및 국제민간항공기구 (ICAO, International Civil Aviation Organization)의 항공시스템블록업그레이드(ASBU, Aviation System Block Upgrades) 계획 실행을 위한 캐나다 계획 분석을 통해 헬기 관련 인프라 구축 동향 및 향후 헬기 운항안전 증진을 위해 나아갈 바와 기대효과에 대해 정리하였다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제25권1호
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• pp.51-56
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• 2012

회전익 항공기에 광범위하게 적용되고 있는 내충격성 연료셀은 항공기 추락 시 탑승자의 생존성 향상에 크게 기여하고 있다. 미육군에서는 항공기 추락 후 화재에 의한 인명손실을 원천적으로 방지하기 위해 군용 회전익기 역사의 초기 단계부터 연료셀 고유의 내충격성에 관련된 군사규격을 제정하여 적용해 왔다. 국외 전문제작 업체들은 장기간의 경험에 의존하여 연료셀을 개발하고 있으며, 충돌충격시험에 따른 시행착오의 결과를 설계 및 제작과정에 재반영하고 있다. 이러한 연료셀 충돌충격시험은 시편자체의 제작비용 및 준비기간이 상당히 소요되므로, 설계 초기단계부터 충돌충격시험에 대한 일련의 수치적 모사를 통해 실물에 의한 시행착오의 가능성을 최소화해야 한다. 본 연구에서는 충돌모사 프로그램인 Autodyn으로 연료셀 충돌충격시험에 대한 다수의 수치해석을 수행, 등가응력 분석을 통해 적절한 설계변수를 선정하였다. 또한 인공신경망과 모의풀림 방법을 연동시켜 연료셀 형상을 내충격성능 측면에서 최적화하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권1호
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• pp.75-84
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• 2021

저자는 이전 두 편의 논문[1,2]을 통하여 미국과 유럽의 헬리콥터/회전익 개발에 대한 현황을 발표하였다. 그러나, 최근 세계적으로 진행되고 있는 차세대 회전익의 개발은, 이제까지 전통적으로 사용되었던 헬리콥터의 단점을 보완하는 새로운 형상(틸트 로터, 동축반전, 복합형)의 회전익 수직 이착륙기들이 나타나고 있다. 이러한 새로운 형상의 회전익 개발을 위해서는, 이제까지 전통적인 헬리콥터 개발에 사용되었던 기본개념설계/통합해석 프로그램을 한 단계 업그레이드한 새로운 설계/해석 프로그램이 필요하다. 미국과 유럽에서는 이미 반세기 이상 자체 축적되었던 기술 및 데이터 베이스를 이용하여 새로운 개발 프로그램들이 만들어지고 있다. 국내에서도 지난 20여 년간 헬리콥터와 다양한 형상의 회전익 개발이 이루어지면서 국내 연구진들에 의해 요소기술(공력, 구조해석 및 동역학, 비행역학, 소음해석 등 분야)들이 개발되었고 여전히 진행 중이다. 이들 개발된 요소기술들의 성숙도는 해외 선진국에 상응하는 정도이다. 본 논문에서는 미국/유럽에서 사용되고 있는 차세대 회전익 개발에 사용되는 기본개념설계/통합해석 프로그램들에 대한 장/단점들을 요약해 보고, 또한 앞에서 언급한 국내 연구진들에 의해 축적된 기술들에 대한 평가와, 이들을 통합하여 우리자체의 기본개념설계/통합해석 프로그램을 개발하는 가능성과 문제점들을 조사해 보았다.

• 한국안전학회지
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• 제36권2호
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• pp.49-57
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• 2021

In the case of military supplies, any potential failure and causes of failures must be considered. This study is aimed at examining the failure modes of a rotorcraft landing system to identify the priority items. Failure mode and effects analysis (FMEA) is applied to the rotorcraft landing system. In general, the FMEA is used to evaluate the reliability in engineering fields. Three elements, specifically, the severity, occurrence, and detectability are used to evaluate the failure modes. The risk priority number (RPN) can be obtained by multiplying the scores or the risk levels pertaining to severity, occurrence, and detectability. In this study, different weights of the three elements are considered for the RPN assessment to implement the FMEA. Furthermore, the FMEA is implemented using a fuzzy rule base, similarity aggregation model (SAM), and grey theory model (GTM) to perform a comparative analysis. The same input data are used for all models to enable a fair comparison. The FMEA is applied to military supplies by considering methodological issues. In general, the fuzzy theory is based on a hypothesis regarding the likelihood of the conversion of the crisp value to the fuzzy input. Fuzzy FMEA is the basic method to obtain the fuzzy RPN. The three elements of the FMEA are used as five linguistic terms. The membership functions as triangular fuzzy sets are the simplest models defined by the three elements. In addition, a fuzzy set is described using a membership function mapping the elements to the intervals 0 and 1. The fuzzy rule base is designed to identify the failure modes according to the expert knowledge. The IF-THEN criterion of the fuzzy rule base is formulated to convert a fuzzy input into a fuzzy output. The total number of rules is 125 in the fuzzy rule base. The SAM expresses the judgment corresponding to the individual experiences of the experts performing FMEA as weights. Implementing the SAM is of significance when operating fuzzy sets regarding the expert opinion and can confirm the concurrence of expert opinion. The GTM can perform defuzzification to obtain a crisp value from a fuzzy membership function and determine the priorities by considering the degree of relation and the form of a matrix and weights for the severity, occurrence, and detectability. The proposed models prioritize the failure modes of the rotorcraft landing system. The conventional FMEA and fuzzy rule base can set the same priorities. SAM and GTM can set different priorities with objectivity through weight setting.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.774-780
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• 2021

회전익 항공기의 보조동력장치(APU, Auxiliary Power Unit)는 지상 운용/비행 중 주 동력 기관의 시동, 환경제어시스템용 고압 공기 공급, 비상발전기 등의 역할을 수행한다. 보조동력장치(이하 'APU')는 소형 가스터빈엔진형태로 구성되어 있으며, 해당 구성품의 시동 원리는 전기 시동 모터를 사용하는 방식으로, 축을 회전시켜 시동에 필요한 동력을 발생시킨다. 본 연구에서는 회전익 항공기에 장착된 APU의 시동 모터 운용성 확보를 위해 APU와 APU 시동 모터 간 축간 분리 장치(Over-Running Clutch) 적용을 통한 품질개선을 수행하였다. APU 시동 모터는 초기 APU 시동이 주 역할이지만, 운용 시 실제 작동 시간 이후에도 APU 기어축의 회전력에 의해 무 부하 회전을 하게 되어 구성품/부품 간 과도한 마찰력이 지속적으로 발생하였다. 이러한 현상은 시동 모터 내부 브러시 마모를 유발하게 되고, 결과적으로 항공기 운용을 위한 APU 작동 시간 증가 시 브러시 운용 수명 감소와 APU의 운용성에 영향을 미치게 된다. 따라서 본 연구에서는 APU 시동 모터의 운용성/내구성 향상을 위하여 시동 모터 브러시 마모와 APU 작동시간의 연동성을 분리하는 축간 분리 장치(Over-Running Clutch)적용하여 시험으로 효과를 검증하였고, 설계변경에 따른 기술적 타당성을 분석하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.76-84
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• 2021

품질보증활동은 양산단계에서 위험 식별을 기반으로 품질에 영향을 주는 인자를 확인할 수 있다. 위험 식별은 고장 분석을 통해 이루어지며, 회전익 항공기 착륙장치에 대한 고장 분석 방법은 고장 유형 영향 분석(FMEA)으로 선정하였다. FMEA는 고장 유형에 대해서 심각도, 발생도, 검출도에 대한 정보를 결합하여 품질에 영향을 미치는 인자를 확인하는 방법이다. FMEA 결과는 위험도를 통해 고장 우선순위를 결정한다. 하지만 심각도, 발생도, 검출도에 대한 중요도는 동일하게 구성된다. Dempster-Shafer 증거 이론은 경험과 주관이 반영된 의견에 대해서 불확실성 분석을 수행한다. 또한, Dempster-Shafer 증거 이론은 믿음 함수와 개연성 함수를 구성할 수 있으며, 믿음 함수와 개연성 함수를 통해 가설의 믿음 정도, 신뢰도를 확인할 수 있다. 회전익 항공기 착륙장치는 이륙 및 착륙 시 충격을 받는 구성품으로, 양산단계에서 고장 유형을 관리하는 것이 중요하다. 본 논문에서는 회전익 항공기 착륙장치의 고장 유형에 대한 위험도 분석을 위해 Dempster-Shafer 증거 이론을 이용한 FMEA를 제안하고, 고장 우선순위를 결정한다. 결과는 믿음 함수 및 개연성 함수 곡선을 통해 도출한다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2008년도 추계학술대회 논문집
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• pp.515-516
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• 2008