Quad-Rotor, which consists of four blades, performs a flight task by controling each rotation speed of the four blades. Quad-Rotor blade making no use of cyclic pitch or collective one is a type of fixed-wing as different from helicopter blade. Although, Quad-Rotor is simple and easy to control for those reasons, blade configuration of the fixed wing is one of the critical factors in determining the performance of Quad-Rotor. In the present study, coefficients for thrust and power of Quad-Rotor blade were derived from the data acquired by using 6-component balances. Firstly, Measurements for aerodynamic force were conducted at various pitch angles (i.e., from 0$^{\circ}$ to 90$^{\circ}$ with the interval of 10$^{\circ}$). The blade used in this experiment has aspect ratio of 6 and chord length of 35.5 mm. Secondly, assembled-blade, which was an integral blade but divided into many pieces, was used in order to test aerodynamic forces along twist angles. The curve of thrust coefficient along pitch angle indicates a parabola form. Stall which occurs during wind tunnel test to calculate lift coefficient of airfoil does not generate. When deciding the blade twist angle, structural stability of blade should be considered together with coefficients of thrust and power. Those aerodynamic force data based on experimental study will be provided as a firm basis for the design of brand-new Quad-Rotor blade.
Francois, Guillaume;Cooper, Jonathan E.;Weaver, Paul M.
Advances in aircraft and spacecraft science
/
v.4
no.2
/
pp.93-124
/
2017
Aeroelastic performance controls wing shape in flight and its behaviour under manoeuvre and gust loads. Controlling the wing‟s aeroelastic performance can therefore offer weight and fuel savings. In this paper, the rib orientation and the crenellated skin concept are used to control wing deformation under aerodynamic load. The impact of varying the rib/crenellation orientation, the crenellation width and thickness on the tip twist, tip displacement, natural frequencies, flutter speed and gust response are investigated. Various wind-off and wind-on loads are considered through Finite Element modelling and experiments, using wings manufactured through polyamide laser sintering. It is shown that it is possible to influence the aeroelastic behaviour using the rib and crenellation orientation, e.g., flutter speed increased by up to 14.2% and gust loads alleviated by up to 6.4%. A reasonable comparison between numerical and experimental results was found.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
/
v.37
no.12
/
pp.1192-1200
/
2009
This paper deals with an analytical study on the aileron reversal characteristics of anisotropic composite aircraft wings modelled as thin-walled beam and having bending-torsion structural couplings caused by Circumferentially Asymmetric Stiffness layup scheme. For a study on the aileron reversal of CAS composite wings, it is essential to consider the following effects such as warping restraint, transverse shear flexibility, bending-twist structural coupling, wing aspect ratio, ratio of span-wise and chord-wise length of aileron to wing, and sweep angle, etc. The results on the aileron reversal could have a significant role in more efficient designs of thin-walled composite wing aircraft for which this aeroelastic instability is one of the most critical ones.
Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
/
2000.06a
/
pp.1311-1320
/
2000
In this study, shape memory alloy(SMA) wires and piezoceramic actuators(PZT's) are employed in order to generate higher modes on the beam deformations. Compressive force is generated and applied to the beam by the pre-strained SMA wires attached at both ends of the beam. PZT's apply concentrated moments to several locations on the beam. Combinations of the compressive force and concentrated moments are investigated in order to understand the higher-mode deformation of beams. The first desired mode shape is obtained by controlling the temperature of the SMA wires. The first and third mode shapes are performed experimentally by heating SMA wires up to phase transformation temperature. The adaptive wing is defined as a wing whose shape parameters such as the camber, wing twist and thickness can be varied in order to change the wing shape for various flight conditions. In this research, control of the camber has been studied. The wing model consists of three plates and many ribs. Two of the plates are placed parallel to each other and they are clamped at one edge. Third plate connects the other edges of the parallel plates together. Each rib is made of SMA wire and connected to the parallel plates. It generates concentrated force and applies to the plates in oblique directions. The PZT's are bonded onto the plates and exert concentrated moments upon the plate at several locations. The object of this research is to generate various shape of wing by combining the concentrated forces and moments.
In this paper, the fatigue load spectrum for tilt rotor UAV is developed and fatigue analysis is achieved for flaperon joint. Tilt rotor UAV has two modes which are helicopter mode when UAV is taking off and landing and fixed wing mode when UAV is cruising. To make fatigue load spectrum, FELIX for helicopter mode and TWIST for fixed wing mode are used. And Fatigue analysis of flaperon joint is achieved using fatigue load spectrum we obtained. When S-N test data are analyzed, we use the Kriging meta model to get probability S-N curve for whole range of material life. The result which is life of flaperon joint obtained by suggested fatigue analysis procedure in this paper is compared with that obtained by MSC/Fatigue.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
/
v.41
no.12
/
pp.931-939
/
2013
In this paper, we try to find the lifting-line method which is applicable to the conceptual design of aircraft wings, and analyze the accuracy and coverage of the method. Two methods that are extended from the lifting-line theory of Prandtl are selected. One of the methods is Weissinger's method which imposes the velocity boundary condition at the control points located at the quarter chord, and the other is Phillips's method which combines the three-dimensional vortex lifting law. Calculations are performed for an elliptic wing, a swept back wing, and a tapered unswept wing with dihedral angle and geometric twist. The aerodynamic data of the potential flow such as spanwise distributions of circulation and downwash, lift and induced drag are obtained through calculations, and these data are compared with theoretical results and wind tunnel test data. As a result, Weissinger's method showed good accuracy and reliability regardless of wing shapes, but Phillips's method revealed inaccurate results for a swept back wing.
Park, Young-Chul;Jang, Byoung-Uk;Im, Jong-Bin;Lee, Jung-Jin;Lee, Soo-Yong;Park, Jung-Sun
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
/
v.36
no.6
/
pp.541-549
/
2008
The fatigue analysis is performed to avoid structural failure in aerospace structures under repeated loads. In this paper, the fatigue life is estimated for the design of tilt rotor UAV. First of all, the fatigue load spectrum for tilt rotor UAV is generated. Fatigue analysis is done for the flaperon joint which may have FCL(fracture critical location). Tilt rotor UAV operates at two modes: helicopter mode such as taking off and landing; fixed wing mode like cruising. To make overall fatigue load spectrum, FELIX is used for helicopter mode and TWIST is used for fixed wing mode. The other hand, the Kriging meta model is used to get S-N regression curve for whole range of material life when S-N test data are analyzed. And then, the second order of S-N curve is accomplished by the least square method. In addition, the coefficient of determination method is used to ensure how accuracy it has. Finally, the fatigue life of flaperon joint is compared with that obtained by MSC. Fatigue.
The Damage Tolerant Design is developed to help alleviate structural failure and cracking problems in aerospace structures. Recently, the Damage Tolerant Design is required and recommended for most of aircraft design. In this paper, the damage tolerant design is applied to tilt rotor UAV. First of all, the fatigue load spectrum for the tilt rotor UAV is developed and fatigue analysis is performed for the flaperon joint which has FCL (fatigue critical location). Tilt rotor UAV has two modes: helicopter mode when UAV is taking off and landing; fixed wing mode when the tilt rotor UAV is cruising. To make fatigue load spectrum, FELIX is used for helicopter mode. TWIST is used for fixed wing mode. Fatigue analysis of flaperon joint is performed using fatigue load spectrum. E-N curve approach is used for picking crack initiation point. The LEFM(Linear Elastic Fracture Method) is considered for analyzing crack growth or propagation. Finally, including the crack initiation and propagation, the fatigue life is evaluated. Therefore the Damage Tolerant Design can be done.
Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
/
v.33
no.9
/
pp.16-26
/
2005
The aerodynamic design of a proprotor for the Smart UAV adopting tiltrotor aircraft concept is conducted in this study. Since proprotor of tiltrotor aircraft is operated at both rotary and fixed wing mode with single configuration rotor, the proprotor has to be designed to meet performance requirements for both flight modes. The aerodynamic design of proprotor is accomplished by combining three sources of data - the proprotor performance data, the aerodynamic data of vehicle, and the performance data of engine. The performance analysis code for proprotor is based on the combined momentum and blade element theory and validated by comparison with the TRAM data. In order to design configuration for a proprotor satisfying requirements for both rotary and fixed wing mode, various kind of performance maps are constructed for many performance and configuration parameters. From the analysis the twist angle of 38 degrees and the solidity of 0.118 are decided to be the optimal geometric parameters for both operating conditions.
There have been many academic researches on the aerodynamic design of wind turbine based on blade element method (BEM) and momentum theory (MT, or actuating disk theory). However, in the real world, the turbine blade design requires many additional constraints more than theoretical analysis. The standard procedure is studied in the present paper to design new blades for the wind turbine system ranged from the small size from 1 to 10 kW. From the experience of full design of a 10 kW blade, the authors tried to set up a standard procedure for the aerodynamic design based on IEC 61400-2. Wind-turbine scale, rotating speed, and geometrical chord/twist distribution at the segmented span positions are calculated with a suitable BEM/MT code, and the geometrical shape of tip and root should be modified after considering various parameters: wing-tip vortex, aerodynamic noise, turbine efficiency, structural safety, convenience of fabrication, and even economic factor likes price, etc. The evaluated data is passed to the next procedure of structural design, but some of them should still be corresponded with each other: the fluid-structure interaction is one of those problems not yet solved, for example. Consequently, the design procedure of small wind-turbine blades is set up for the mass production of commercial products in this research.
본 웹사이트에 게시된 이메일 주소가 전자우편 수집 프로그램이나
그 밖의 기술적 장치를 이용하여 무단으로 수집되는 것을 거부하며,
이를 위반시 정보통신망법에 의해 형사 처벌됨을 유념하시기 바랍니다.
[게시일 2004년 10월 1일]
이용약관
제 1 장 총칙
제 1 조 (목적)
이 이용약관은 KoreaScience 홈페이지(이하 “당 사이트”)에서 제공하는 인터넷 서비스(이하 '서비스')의 가입조건 및 이용에 관한 제반 사항과 기타 필요한 사항을 구체적으로 규정함을 목적으로 합니다.
제 2 조 (용어의 정의)
① "이용자"라 함은 당 사이트에 접속하여 이 약관에 따라 당 사이트가 제공하는 서비스를 받는 회원 및 비회원을
말합니다.
② "회원"이라 함은 서비스를 이용하기 위하여 당 사이트에 개인정보를 제공하여 아이디(ID)와 비밀번호를 부여
받은 자를 말합니다.
③ "회원 아이디(ID)"라 함은 회원의 식별 및 서비스 이용을 위하여 자신이 선정한 문자 및 숫자의 조합을
말합니다.
④ "비밀번호(패스워드)"라 함은 회원이 자신의 비밀보호를 위하여 선정한 문자 및 숫자의 조합을 말합니다.
제 3 조 (이용약관의 효력 및 변경)
① 이 약관은 당 사이트에 게시하거나 기타의 방법으로 회원에게 공지함으로써 효력이 발생합니다.
② 당 사이트는 이 약관을 개정할 경우에 적용일자 및 개정사유를 명시하여 현행 약관과 함께 당 사이트의
초기화면에 그 적용일자 7일 이전부터 적용일자 전일까지 공지합니다. 다만, 회원에게 불리하게 약관내용을
변경하는 경우에는 최소한 30일 이상의 사전 유예기간을 두고 공지합니다. 이 경우 당 사이트는 개정 전
내용과 개정 후 내용을 명확하게 비교하여 이용자가 알기 쉽도록 표시합니다.
제 4 조(약관 외 준칙)
① 이 약관은 당 사이트가 제공하는 서비스에 관한 이용안내와 함께 적용됩니다.
② 이 약관에 명시되지 아니한 사항은 관계법령의 규정이 적용됩니다.
제 2 장 이용계약의 체결
제 5 조 (이용계약의 성립 등)
① 이용계약은 이용고객이 당 사이트가 정한 약관에 「동의합니다」를 선택하고, 당 사이트가 정한
온라인신청양식을 작성하여 서비스 이용을 신청한 후, 당 사이트가 이를 승낙함으로써 성립합니다.
② 제1항의 승낙은 당 사이트가 제공하는 과학기술정보검색, 맞춤정보, 서지정보 등 다른 서비스의 이용승낙을
포함합니다.
제 6 조 (회원가입)
서비스를 이용하고자 하는 고객은 당 사이트에서 정한 회원가입양식에 개인정보를 기재하여 가입을 하여야 합니다.
제 7 조 (개인정보의 보호 및 사용)
당 사이트는 관계법령이 정하는 바에 따라 회원 등록정보를 포함한 회원의 개인정보를 보호하기 위해 노력합니다. 회원 개인정보의 보호 및 사용에 대해서는 관련법령 및 당 사이트의 개인정보 보호정책이 적용됩니다.
제 8 조 (이용 신청의 승낙과 제한)
① 당 사이트는 제6조의 규정에 의한 이용신청고객에 대하여 서비스 이용을 승낙합니다.
② 당 사이트는 아래사항에 해당하는 경우에 대해서 승낙하지 아니 합니다.
- 이용계약 신청서의 내용을 허위로 기재한 경우
- 기타 규정한 제반사항을 위반하며 신청하는 경우
제 9 조 (회원 ID 부여 및 변경 등)
① 당 사이트는 이용고객에 대하여 약관에 정하는 바에 따라 자신이 선정한 회원 ID를 부여합니다.
② 회원 ID는 원칙적으로 변경이 불가하며 부득이한 사유로 인하여 변경 하고자 하는 경우에는 해당 ID를
해지하고 재가입해야 합니다.
③ 기타 회원 개인정보 관리 및 변경 등에 관한 사항은 서비스별 안내에 정하는 바에 의합니다.
제 3 장 계약 당사자의 의무
제 10 조 (KISTI의 의무)
① 당 사이트는 이용고객이 희망한 서비스 제공 개시일에 특별한 사정이 없는 한 서비스를 이용할 수 있도록
하여야 합니다.
② 당 사이트는 개인정보 보호를 위해 보안시스템을 구축하며 개인정보 보호정책을 공시하고 준수합니다.
③ 당 사이트는 회원으로부터 제기되는 의견이나 불만이 정당하다고 객관적으로 인정될 경우에는 적절한 절차를
거쳐 즉시 처리하여야 합니다. 다만, 즉시 처리가 곤란한 경우는 회원에게 그 사유와 처리일정을 통보하여야
합니다.
제 11 조 (회원의 의무)
① 이용자는 회원가입 신청 또는 회원정보 변경 시 실명으로 모든 사항을 사실에 근거하여 작성하여야 하며,
허위 또는 타인의 정보를 등록할 경우 일체의 권리를 주장할 수 없습니다.
② 당 사이트가 관계법령 및 개인정보 보호정책에 의거하여 그 책임을 지는 경우를 제외하고 회원에게 부여된
ID의 비밀번호 관리소홀, 부정사용에 의하여 발생하는 모든 결과에 대한 책임은 회원에게 있습니다.
③ 회원은 당 사이트 및 제 3자의 지적 재산권을 침해해서는 안 됩니다.
제 4 장 서비스의 이용
제 12 조 (서비스 이용 시간)
① 서비스 이용은 당 사이트의 업무상 또는 기술상 특별한 지장이 없는 한 연중무휴, 1일 24시간 운영을
원칙으로 합니다. 단, 당 사이트는 시스템 정기점검, 증설 및 교체를 위해 당 사이트가 정한 날이나 시간에
서비스를 일시 중단할 수 있으며, 예정되어 있는 작업으로 인한 서비스 일시중단은 당 사이트 홈페이지를
통해 사전에 공지합니다.
② 당 사이트는 서비스를 특정범위로 분할하여 각 범위별로 이용가능시간을 별도로 지정할 수 있습니다. 다만
이 경우 그 내용을 공지합니다.
제 13 조 (홈페이지 저작권)
① NDSL에서 제공하는 모든 저작물의 저작권은 원저작자에게 있으며, KISTI는 복제/배포/전송권을 확보하고
있습니다.
② NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 상업적 및 기타 영리목적으로 복제/배포/전송할 경우 사전에 KISTI의 허락을
받아야 합니다.
③ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 보도, 비평, 교육, 연구 등을 위하여 정당한 범위 안에서 공정한 관행에
합치되게 인용할 수 있습니다.
④ NDSL에서 제공하는 콘텐츠를 무단 복제, 전송, 배포 기타 저작권법에 위반되는 방법으로 이용할 경우
저작권법 제136조에 따라 5년 이하의 징역 또는 5천만 원 이하의 벌금에 처해질 수 있습니다.
제 14 조 (유료서비스)
① 당 사이트 및 협력기관이 정한 유료서비스(원문복사 등)는 별도로 정해진 바에 따르며, 변경사항은 시행 전에
당 사이트 홈페이지를 통하여 회원에게 공지합니다.
② 유료서비스를 이용하려는 회원은 정해진 요금체계에 따라 요금을 납부해야 합니다.
제 5 장 계약 해지 및 이용 제한
제 15 조 (계약 해지)
회원이 이용계약을 해지하고자 하는 때에는 [가입해지] 메뉴를 이용해 직접 해지해야 합니다.
제 16 조 (서비스 이용제한)
① 당 사이트는 회원이 서비스 이용내용에 있어서 본 약관 제 11조 내용을 위반하거나, 다음 각 호에 해당하는
경우 서비스 이용을 제한할 수 있습니다.
- 2년 이상 서비스를 이용한 적이 없는 경우
- 기타 정상적인 서비스 운영에 방해가 될 경우
② 상기 이용제한 규정에 따라 서비스를 이용하는 회원에게 서비스 이용에 대하여 별도 공지 없이 서비스 이용의
일시정지, 이용계약 해지 할 수 있습니다.
제 17 조 (전자우편주소 수집 금지)
회원은 전자우편주소 추출기 등을 이용하여 전자우편주소를 수집 또는 제3자에게 제공할 수 없습니다.
제 6 장 손해배상 및 기타사항
제 18 조 (손해배상)
당 사이트는 무료로 제공되는 서비스와 관련하여 회원에게 어떠한 손해가 발생하더라도 당 사이트가 고의 또는 과실로 인한 손해발생을 제외하고는 이에 대하여 책임을 부담하지 아니합니다.
제 19 조 (관할 법원)
서비스 이용으로 발생한 분쟁에 대해 소송이 제기되는 경우 민사 소송법상의 관할 법원에 제기합니다.
[부 칙]
1. (시행일) 이 약관은 2016년 9월 5일부터 적용되며, 종전 약관은 본 약관으로 대체되며, 개정된 약관의 적용일 이전 가입자도 개정된 약관의 적용을 받습니다.