• 한국항공우주학회지
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• 제44권10호
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• pp.877-886
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• 2016

본 연구에서는 단일로터-꼬리로터 형상의 일반 헬리콥터에 대한 개념설계 및 성능해석 기법을 정립하고자 회전익 항공기 개념설계 및 성능해석 코드인 NDARC을 이용하여 UH-60A 헬리콥터에 대한 개념설계 및 성능해석을 수행하였다. 적절히 가정한 임무 형상을 이용하여 UH-60A 헬리콥터의 개념설계를 수행한 뒤 설계 목표 값과의 비교를 통하여 UH-60A 헬리콥터의 형상 및 중량을 적절히 설계할 수 있음을 확인하였다. 더불어, 본 연구로부터 설계된 UH-60A 헬리콥터 모델을 이용하여 다양한 비행 조건에서의 성능해석을 수행한 뒤, 본 연구의 해석 결과를 UH-60A의 성능 시험 및 선행 연구의 해석 결과와 비교하여 본 연구 결과의 타당성을 검증하였다. 그 결과, 단일로터-꼬리로터 형상의 일반 회전익 항공기의 개념설계 및 성능해석 기법을 적절히 정립하였음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권11호
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• pp.791-800
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• 2022

능동 진동 제어 시스템(Active vibration control system, AVCS)을 이용하여 헬리콥터 기체의 능동 진동 제어 시 우수한 진동 제어 성능을 얻기 위하여서는 진동 상쇄 하중 발생기의 개수, 위치 및 하중 방향의 조합의 최적화가 중요하다. 따라서 고려 가능한 모든 하중 발생기의 조합에 대하여 헬리콥터 기체에 대한 AVCS의 진동 제어 성능을 조사하기 위해 Exhaustive 시험 기법을 적용한 AVCS 프레임워크를 구축하였다. 로터 진동 하중 해석, 기체 진동 응답 해석 및 AVCS 시뮬레이션 연구를 수행하기 위해 DYMORE II, MSC.NASTRAN 및 MATLAB Simulink 등 다양한 프로그램을 사용하였다. 이를 이용하여 비행 속도 158 knots의 UH-60A 헬리콥터에 대한 AVCS 적용을 위한 CRFG 조합을 최적화하였다. 최적의 CRFG 조합이 적용된 AVCS를 통해 UH-60A 헬리콥터의 4P 기체 진동 응답을 능동 제어한 결과, 기체의 주요 위치에서 4P 기체 진동 응답이 19.35~98.07%만큼 감소될 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권6호
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• pp.443-453
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• 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.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.70-77
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• 2019

본 논문에서는 헬리콥터의 유입류 모델에 따라 헬리콥터에서 발사되는 로켓의 궤적에 대한 영향성을 비행역학 해석을 통해 검토하였다. 무장형상의 비선형 비행역학 해석모델은 UH-60 헬리콥터 형상으로 구성하고 헬리콥터에서 발사되는 발사체의 궤적예측에는 HYDRA 70 로켓을 이용하였다. 다양한 로터 유입류 모델을 사용하여 각각의 모델에 따라 로켓 발사궤적에 미치는 영향을 검토하였다. 또한 헬리콥터의 다양한 비행조건에 대해 로켓 발사 시뮬레이션 해석을 수행하고 로켓이 로터 디스크 면과 근접하는 위험한 로켓발사 비행영역을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.519-529
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• 2010

본 연구에서는 주로터, 동체, 그리고 꼬리로터를 포함한 UH-60A 전기체 형상에 대한 비정상 유동 해석을 수행하였다. 개발된 로터해석용 유동 해석코드를 이용하여 고속 전진 비행 및 저속 전진비행 조건에 대한 해석을 수행하였으며, 해석코드의 검증을 위해 주로터에서의 비정상 공력 하중을 비행시험 및 타 연구자들의 해석 결과와 비교하였다. 주로터만 존재하는 형상, 주로터와 동체만 존재하는 형상, 그리고 꼬리로터만 존재하는 형상에 대한 해석 결과를 전기체 형상에 대한 해석 결과와 비교함으로써 헬리콥터 각 컴포넌트 간의 공기력 간섭현상을 분석하였다. 동체는 주로터에서 발생하는 내리흐름 분포를 변화시킴으로써 주로터의 수직력 분포를 변화시키는 요인이 됨을 확인하였으며, 주로터 끝단으로부터 발생한 와류와 꼬리로터 블레이드가 충돌함에 따라 강한 간섭현상이 발생함을 확인하였다

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.1-10
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• 2005

비정렬 격자계에서 continuous adjoint 방정식을 사용하여 제자리 비행을 하는 헬리콥터 로터 블레이드에 대한 공력 형상 최적설계 기법을 개발하였다. 효율적인 민감도 계산을 위해 회전좌표계에서 continuous adjoint 민감도 해석 기법을 유도하였다. 설계과정의 반복적인 수치계산의 효율을 높이기 위해서 영역 분할 기법에 기반을 둔 병렬처리 기법을 도입하였다. 끝단 와류의 정확한 포착을 위해서 끝단와류를 따른 격자적응을 수행하였다. 이러한 방법은 Caradonna와 Tung의 실험형상 및 UH60 헬리콥터 로터 블레이드의 공력 최적설계에 적용되었으며, 본 연구에서 사용된 최적설계 기법을 이용하면 일정한 추력을 유지하면서 요구동력을 현저하게 줄일 수 있음을 보였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제28권1호
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• pp.75-82
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• 2020

To compare and analyze the differences between flight simulation and actual flight among 130 army helicopter pilot training subjects, the correlation analysis was performed first through t-testing and multiple regression analysis of individual characteristics and flight simulation and actual instrument flight training, which were analyzed significantly in the age (a3) and service classification (a5) of the six verification factors. This has been shown to be significant, with no difference between the flight simulator and the actual flight. Second, in order to study the correlation between aircraft types, the flight evaluation (v1) was analyzed as a dependent variable for the performance of the flight simulator (KUH: s2, UH60: s3, AH-1S: s5, UH-1H: s6), and the results of the multiple regression analysis of the flight simulator evaluation (s1) were analyzed, in contrast, as a dependent variable, and in conclusion, the training of the flight simulator provided statistical data on the possibility of replacing the actual flight training, which is thought to contribute to the orientation, budget reduction and aviation safety of the pilot training.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권2호
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• pp.103-110
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• 2022

악천후나 기계적 결함에 의한 비행성(Handling Qualities) 저하는 그 상황에 익숙하지 못한 조종사에게 치명적인 위험을 줄 수 있다. 특히 결빙의 경우에는 실제로 사고가 빈번하게 일어나는 원인인 만큼 중요하게 고려해야 할 사안이다. 대다수의 기존 연구들은 결빙에 따른 공기역학적 성능 변화와 그에 따른 모델링 방법을 제시하거나 결빙을 방지하는 방법을 주로 다루었으나, 본 연구에서는 전기체(full-scale) 헬리콥터에 발생하는 결빙으로 인한 비행 성능 저하를 능동적으로 보상하는 비행제어기를 설계하고자 한다. 본 연구에서는 먼저 UH-60 헬리콥터에 발생하는 결빙으로 인한 비행성 저하를 CONDUIT이라는 프로그램을 통해 보이고, 이러한 비행성 저하를 보상하기 위해 RS-LQR(Robust Servomechanism Linear Quadratic Regulation) 기법을 사용한 강인 제어기를 설계하였다. 시뮬레이션을 통해 제안한 강인 제어기가 헬리콥터가 결빙된 상황에서도 Level 1 비행성을 유지하는 것을 보였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제7권2호
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• pp.35-41
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• 2013

Crashworthiness design concept in the helicopter development is still under evolutionary stage. Survivability in the event of a crash was remarkably improved and this fact can be recognized by the analysis results on the AH-64 Apache and UH-60 Black Hawk crash accidents. Those two models are the first ones in which the crashworthiness design concept was applied with a full-scale requirement. Here we need to notice that under-design of the system results in unexpected injuries and deaths while over-design of the crashworthy elements result in unnecessary weight and costs. If landing gear system would be verified to have enough energy absorption capability in the specified vertical velocity interval, then design requirements of the airframe, fuel system and seats could be modified positively. In this paper, the right and systematic crashworthiness design concept is reviewed on the assumption that design requirements of some crashworthy elements could be partially tailored.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2009년 춘계학술대회논문집
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• pp.31-38
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• 2009

In the present study, viscous flow calculations of helicopter main rotor system in forward flight were made by using an unstructured hybrid mesh solver. Each rotating blade relative to the cartesian frame was simulated independently by adopting unstructured overset mesh technique. For the validation of the present method, calculations for the Caradonna-Tung non-lifting forward flight and the AH-1G main rotor system in forward flight were made. Additional computation was made for the UH-60A rotor in forward flight. Reasonable agreements were obtained between the present results and the experiment.