• 한국군사과학기술학회지
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• 제24권3호
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• pp.255-263
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• 2021

This paper investigates numerically the effect of rotor hub vibratory load components on the airframe vibration responses of high-speed compound unmanned rotorcraft (HCUR) using a lift-offset coaxial rotor, wings, and two propellers. The rotor hub vibratory loads are predicted using a rotorcraft comprehensive analysis code, CAMRAD II, and the airframe vibration responses are calculated by a finite element analysis software, MSC.NASTRAN. It is shown that the vibratory hub pitch moment of a lift-offset coaxial rotor is the most dominant component for both the longitudinal and vertical vibration responses at four specified locations of the airframe.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권7호
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• pp.634-641
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• 2009

본 연구에서는 개별 블레이드의 복합재료 물성의 불확실성에 의해 발생하는 허브 진동하중의 특성에 대해 고찰하였다. 몬테-카를로 시뮬레이션 기법을 적용하여 시험에서 얻은 복합재료의 기계적 특성으로부터 블레이드의 단면 강성계수에 대한 확률적 분포를 구하였다. 단면 강성계수의 평균 및 표준편차 값을 이용하여 통합 공탄성 해석 코드의 입력 파일을 생성하고, 이로부터 허브 작용 하중을 구하였다. 복합재료 블레이드의 불확실성 효과는 필연적으로 로터 시스템의 상이성을 야기함을 보였다. 또한 개별 강성계수의 변화에 대한 허브 진동 응답의 특성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권7호
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• pp.497-505
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• 2022

본 연구에서는 회전익기 통합 해석 코드인 CAMRAD II를 이용하여 풍동 시험용 Lift-offset 동축 반전 로터의 성능 및 허브 진동 하중 해석을 수행하였다. 본 논문에서는 전체 로터의 추력을 트림 목표 값으로 사용하는 트림 조건 및 상/하 로터 각각의 추력을 트림 목표 값으로 이용하는 트림조건을 사용하였다. 두 종류의 트림 기법에 대하여 다양한 전진비 및 Lift-offset 값을 고려하여 해석을 수행하였고, 계산된 결과를 선행연구의 풍동 시험 및 해석 결과와 상호 비교하였다. 두 종류의 트림 기법을 이용한 연구 결과에서 모두 다양한 전진비 및 Lift-offset 값에 대하여 상/하 로터 각각의 양력, 토크 및 전체 로터의 로터 유효 양항비가 선행연구의 풍동 시험 결과와 유사함을 확인하였다. 또한 로터의 2P 허브 진동 하중 해석 결과를 기반으로 Lift-offset 동축 반전 로터 허브의 진동 하중 특성을 확인하였다. 본 연구를 통하여 CAMRAD II를 이용한 풍동 시험용 Lift-offset 동축 반전 로터의 모델링 및 해석 기법을 적절히 구축하였으며, 성공적으로 검증하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2007년도 춘계학술대회논문집
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• pp.85-92
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• 2007

This paper presents a design optimization of a new Advanced Active Blade Twist (AATR-II) blade incorporating single crystal Macro Fiber Composites (MFC) and conducts vibratory loads reduction analysis using an obtained optimal blade configuration. Due to the high actuation performance of the single crystal MFC, the AATR blade may reduce the helicopter vibration more efficiently even with a lower input-voltage as compared with the previous ATR blades. The design optimization provides the optimal cross-sectional configuration to maximize the tip twist actuation when a certain input-voltage is given. In order to maintain the properties of the original ATR blade, various constraints and bounds are considered for the design variables selected. After the design optimization is completed successfully, vibratory load reduction analysis of the optimized AATR-II blade in forward flight condition is conducted. The numerical result shows that the hub vibratory loads are reduced significantly although 20% input-voltage of the original ATR blade is used.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권7호
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• pp.542-550
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• 2018

본 논문에서는 헬리콥터의 전진비행시 발생하는 허브 진동 하중 저감을 위해 설계된 능동 뒷전 플랩이 장착된 SNUF 블레이드의 무베어링 주 로터 적용 설계에 대해 살펴보았다. 이를 위해 EDISON의 박벽 복합재료 회전보 진동해석 프로그램(CORBA77_MEMB)을 이용하여 유연보의 단면 설계가 이루어졌다. 다물체 동역학 해석 프로그램 DYMORE를 이용하여 단면 설계에 따른 블레이드 동특성 및 능동 뒷전 플랩을 이용한 하중 제어의 특성을 예측하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권3호
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• pp.237-243
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• 2018

본 연구에서는 고 전진비 조건의 로터에 대해 전진비 변화에 따른 허브 진동하중의 변화를 예측하고, 블레이드에서 발생하는 구조하중 예측 및 조화 분석을 통하여 구조하중 변화를 고찰하였다. 로터 전진비는 0.40부터 0.71까지 범위를 가지며, NASA에서 수행한 풍동시험 결과에 대해 수치묘사 연구를 수행하였다. 검증한 결과를 토대로 허브 진동하중 및 블레이드 모멘트를 예측하였다. 허브 진동하중은 최초에 증가하다가 전진비가 0.5 이상의 경우에는 변화가 거의 없음을 보여주었다. 블레이드 구조하중은 전진비가 증가할수록 진폭의 크기가 증가하며, 블레이드 모멘트의 조화 분석을 수행한 결과 플랩 모멘트는 3/rev, 래그모멘트는 4/rev의 영향이 매우 크다는 점을 확인하였다. 이는 전진비가 증가할수록 2차 플랩과 2차 래그 모드의 고유진동수가 각각 3/rev와 4/rev에 근접하기 때문인 것으로 파악되었다.

• International Journal of Control, Automation, and Systems
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• 제5권1호
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• pp.24-34
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• 2007

Closed-loop active twist control of integral helicopter rotor blades is investigated in this paper for reducing hub vibration induced in forward flight. A four-bladed fully articulated integral twist-actuated rotor system has been designed and tested successfully in wind tunnel in open-loop actuation. The integral twist deformation of the blades is generated using active fiber composite actuators embedded in the composite blade construction. An analytical framework is developed to examine integrally twisted helicopter blades and their aeroelastic behavior during different flight conditions. This aeroelastic model stems from a three-dimensional electroelastic beam formulation with geometrical-exactness, and is coupled with finite-state dynamic inflow aerodynamics. A system identification methodology that assumes a linear periodic system is adopted to estimate the harmonic transfer function of the rotor system. A vibration minimizing controller is designed based on this result, which implements a classical disturbance rejection algorithm with some modifications. Using the established analytical framework, the closed-loop controller is numerically simulated and the hub vibratory load reduction capability is demonstrated.