• 한국항공우주학회지
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• 제47권5호
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• pp.364-370
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• 2019

본 연구에서는 능동적인 블레이드 제어기법인 개별 블레이드 제어(Individual Blade Control, IBC) 기법을 적용하여 고속비행 시 동축반전 회전익기의 허브 진동하중을 억제하기 위한 최적 제어입력을 탐색하였다. 통합 공탄성 해석 프로그램인 CAMRAD II를 이용하여 동축반전 회전익기인 XH-59A를 모델링하고 다양한 IBC 입력 조건에 대하여 파라미터 연구를 수행하였다. 파라미터 조절 연구를 통하여 허브 진동억제 성능을 구한 결과, 3/rev 가진 주파수의 $0.5^{\circ}$ 진폭에 $300^{\circ}$ 위상각을 갖는 IBC 제어 입력을 적용할 경우 기준 대비 진동 수준이 최대 50% 감소하는 것을 확인하였다. 진동 억제 성능은 후류 간섭에서 보다 자유로운 상부로터에서 6% 가량 하부로터보다 크게 나타났다. 로터의 전진면에서만 IBC 입력를 가진하는 경우에는 조화 가진 입력과 동일한 입력을 가할 경우 진동 수준이 최대 17% 정도 추가적으로 감소하는 것을 확인하였다. 이러한 진동 감소는 전진면만을 대상으로 적은 에너지 투입 비용으로 달성한 특징이 있다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2014년도 추계학술대회 논문집
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• pp.916-921
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• 2014

In this paper, an improved small-scaled blade prototype was designed with the flap-driving mechanism classified as an active vibration reduction method, in order to reduce vibratory load in the helicopter. In detail, the previous Active Trailing-Edge Flap based on piezoelectric actuator, called SNUF(Seoul National University Flap), failed to achieve the target value (${\pm}4^{\circ}$) of the flap deflection angle. Therefore, the flap-driving mechanism design was improved, and a new piezoactuator was selected to accomplish the target value of the flap deflection angle in both static and rotating situations.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권8호
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• pp.679-686
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• 2018

저자의 이전 논문[1]에서 저자는 미국과 유럽의 회전익기 개발의 현황을 비교하였다. 본 논문에서는 미국에 경쟁적이 우위를 차지하기 위한 21세기를 대비하는 유럽의 회전익 기술개발 현황에 대한 좀 더 구체적으로 조사해 보고자 한다. 유럽은 21세기 초 회전익을 포함한 항공 사업을 효율적이며 조직적으로 운영하기 위해 범 유럽단위의 "ACARE"라는 비관료기관을 설립하였고, 이 조직을 중심으로 유럽연합에서 지원하는 전체 유럽의 차세대 항공사업 R&D 프로그램이 효율적이고 경쟁적이기 위한 의제를 설정하였다. 회전익기 분야의 개발에 대한 과정은 다음과 같다. 1) 객실의 소음/진동 절감(FRIENDCOPTER), 2) 회전익의 효율증가와 회전익에서 유도되는 소음 절감을 위한 핵심 기술의 개발(GRC), 그리고 최근에 시작된 고속/장거리 운행을 위한 차세대 회전익 개발(Fast Rotorcraft). 앞에서 언급하였듯이 이 모든 모든 R&D 프로그램들은 기본 연구 의제, 특히 환경 영향에 대한 요구조건을 만족하여야만 한다. 이러한 과정을 통하여 유럽 회전익 사업은 현재와 미래에서의 시장 점유에 성공적인 업적을 이루었을 뿐 아니라 시장의 요구(고속/장거리운행)를 만족하는 차세대 회전익기인 복합형/tiltrotor 형상의 개발에도 충분한 준비를 하게 되었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권3호
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• pp.442-453
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• 2016

A significant source of vibration in helicopters is the main rotor system, and it is a technical challenge to reduce the vibration in order to ensure the comfort of crew and passengers. Several types of passive devices have been applied to conventional helicopters in order to reduce the vibration. In recent years, helicopter manufacturers have increasingly adopted active vibration control systems (AVCSs) due to their superior performance with lower weight compared with passive devices. AVCSs can also maintain their performance over aircraft configuration and flight condition changes. As part of the development of AVCS software for light civil helicopter (LCH) applications, a test bench is constructed and vibration control tests and simulations are performed in this study. The test bench, which represents the airframe, is excited using a pair of counter rotating force generators (CRFGs) and a multiple input single output (MISO) AVCS that consists of three accelerometer sensors and a pair of CRFGs; a filtered-x least mean square (LMS) algorithm is applied for the vibration reduction. First, the vibration control tests are performed with uniform sensor weights; then, the change in the control performance according to changes in the sensor weight is investigated and compared with the simulation results. It is found that the vibration control performance can be tuned through adjusting the weights of the three sensors, even if only one actuator is used.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제12권2호
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• pp.93-114
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• 2011

The current status of Canadian research on rotor-based actively controlled technologies for helicopters is reviewed in this paper. First, worldwide research in this field is overviewed to put Canadian research into context. Then, the unique hybrid control concept of Carleton University is described, along with its key element, the "stiffness control" concept. Next, the smart hybrid active rotor control system (SHARCS) projected's history and organization is presented, which aims to demonstrate the hybrid control concept in a wind tunnel test campaign. To support the activities of SHARCS, unique computational tools, novel experimental facilities and new know-how had to be developed in Canada, among them the state-of-the-art Carleton Whirl Tower facility or the ability to design and manufacture aeroelastically scaled helicopter rotors for wind tunnel testing. In the second half of the paper, details are provided on the current status of development on the three subsystems of SHARCS, i.e. that of the actively controlled tip, the actively controlled flap and the unique stiffness-control device, the active pitch link.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.499-505
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• 2012

회전익 항공기에서 가장 심각한 문제의 한 가지는 로터의 회전에 의한 진동 가진이다. 이를 완화하기 위하여 본 논문에서는 능동 뒷전플랩(ATF)을 적용한 로터 블레이드를 개발하였다. 이 플랩은 로터 중심에서부터 65~85% 스팬에 장착되었다. 블레이드 회전 속도는 끝단에서 마하수를 충족하기 위하여 1,528rpm정도로 높은 수준이다. 이런 특별한 장치가 내부에 삽입된 블레이드에서는 구조적인 강건성을 파악하고 관찰하는 것이 중요하다. 플랩을 작동시키는 세밀한 부품들이 회전하는 블레이드 내에 삽입되기 때문이다. 블레이드의 구조적 설계와 분석을 위하여 CAMRAD-II와 1차원 보 모델을 이용하였다. 동시에 3차원 유한요소 해석 프로그램인 MSC. PATRAN/NSTRAN를 통해 현재 블레이드의 상세한 해석을 수행하였다. 그 결과 개발한 로터의 특성이 적절한 수준인 것으로 예측되었다.