• 한국항공운항학회지
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• 제9권1호
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• pp.59-69
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• 2001

복합재로 된 회전날개깃을 상자보로 모델링하고 수동/능동 감쇠를 주기 위해 ACL(Active Constrained Damping Layer)을 상하양면에 부착하고 복합변위이론에 기초한 유한요소방법을 이용하여 구조해석을 수행하였다. 이 이론은 ACL내의 복합재와 점탄성층 그리고 압전층의 전단변형효과를 정확하게 모델링하는데 효과적이다. Hankel 의 특이값을 이용해 축차모델을 유도하였으며 축차모델과 측정된 출력에 기초한 LQG 제어기를 설계하였다. 그러나 LQG 제어기는 공칭 운전속도에서는 좋은 성능을 보여주었으나 운전속도가 변하는 상황에 대해서는 강인안정성을 보여주지 못했다. 이 LQG제어기의 강인안정성을 개선하기 위하여 루프전달회복을 통한 강인한 제어기를 설계하였다. 수치 예를 통해 제시된 제어기가 회전날개깃의 공기역학적인 안정성을 개선하는데 효과적이며 동체모드와 연계된 리드-래그 모드감쇠를 증가시켜 회전날개깃의 진동을 효과적으로 억제하는 것을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권4호
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• pp.19-26
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• 2003

본 논문에서는 팁제트 로터를 사용한 CRW 비행체의 추진시스템에 대한 개념연구 결과를 다루었다. 비행체 중앙에 위치한 엔진으로부터 배기가스를 로터나 주 추력노즐까지 공급하기 위해서 길고 복잡한 내부덕트 시스템이 필요하며 배기가스 분배장치 등이 필요하다. 추진시스템의 성능해석을 위해 엔진운전특성과 내부덕트 시스템 특성을 함께 해석하였다 본 연구에서는 회전익모드에서 내부덕트 시스템의 형상변화에 따른 엔진 및 전체 추진시스템의 운전특성을 분석하여 추진시스템 설계를 위한 중요설계변수를 도출하였으며 파라매트릭 연구를 수행하여 향후 설계방향설정에 기여하였다.

• 한국정밀공학회지
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• 제12권11호
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• pp.5-19
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• 1995

항공기 기술의 발전은 다양한 과학기술 분야의 발달에 끊임없이 큰 영향을 주어왔고, 또 기기서 파생된 신 기술도 수없이 발생하였다. NC 공작기계도 그 하나이다. 제 2차 세계대전 후 미공군은 복잡한 형상의 항공기 부품가공과 고정밀도의 검사용 Gauge를 제작할 필요성을 얻게 되었다. Helicopter의 Rotor blade의 Prifile 검사용 Plate gauge를 가공할 수 있는 기계를 개발 중에 있었던 J.T.Person이 Jig boring machine을 저자적으로 제어하면서 Gauge를 가공하는 방법을 1947년 미공군에 제안하게 되었다. 이것이 NC 발달사에 기록된 역사적인 사실이며 이 Project는 후에 MIT로 넘아가고 1952년에 NC milling machine을 완성시켰다. 그 후, 1955년 Gidding & Lewis사가 최초로 NC 공작기계를 공업화한 제1호기 Numericord를 시장에 내 놓게 되었다.

• 한국정밀공학회지
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• 제13권3호
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• pp.9-25
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• 1996

수치제어(Numerical control)의 개념은 1800년대부터 시작되었다. 프랑스의 Joseph Jacquard는 1801년에 구멍을 낸 카드(Perforated cards)를 이용하여 베틀기계에 직물의 모양을 Design하는데 자동적으로 Control 하는 방법을 창조해냈다. 그 후 구멍을 낸 카드를 이용하여 페달을 밟아 얻어진 공기를 Air motor와 Valve 를 조정하므로서 자동적으로 Piano를 연주하게 하는 방법도 역시 수치제어다. 이 NC의 개념이 실제 공작기계 에 적용된 것은 제2차 대전후의 일이다. 미공군(US Air force)에서는 복잡한 형상의 항공기부품가공과 그것을 검사할 검사용 Gauge를 고정밀도로 효율있게 제작할 필요성이 절실해졌다. 미국 Michigan주 Traverse시에 있던 Parsons회사도 Helicopter의 Rotor blade의 윤곽을 정확하게 검사하는 Plate gauge를 가공할 수 있는 기계를 개발하고 있었으며 그 회사의 사장 John T. Parsons씨는 Jig boringmachine을 전자적으로 제어하는 Plate gauge를 가공하는 방법을 미공군에 제안을 하였다. 1948년 미공군에서는 설계번경이 수없이 일어나는 Missile 의 부품을 단시간 내로 제작하기 위해서 Persons사와 기술계약을 맺고 새로운 공작기계 개발에 착수하므로서 NC공작기계 연구를 시작한 역사적인 시발점이 되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권10호
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• pp.888-895
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• 2015

본 논문에서는 한국형 기동헬기의 안전영역 검증을 위해 블레이드 플래핑 각을 산출할 수 있는 근사식을 제시하였다. 블레이드의 플래핑 운동은 항공기 동체와의 충돌을 일으킬 수 있기 때문에 안전성 측면에서 검증되어야 하지만 비행 중의 플래핑 각을 정확하게 예측하거나 측정하는 것은 어려움이 있다. 이에 따라 공력이론을 활용한 코닝 각 예측 식과 개발해석결과를 활용한 동적 플래핑 각 예측 식을 도출하였다. 이 후 항공기 모사시험을 실시하여 식을 이용한 플래핑 각과 실측된 플래핑 각을 비교하여 산출식의 적절성을 확인하였다. 최종적으로 산출된 식을 이용하여 AC29 및 FAR29를 바탕으로 안전성 측면에서 검증이 요구되는 기동의 플래핑 각을 산출하여 개발에서 설정된 항공기 안전영역의 적절성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권10호
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• pp.761-769
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• 2013

헬리콥터의 후류가 공기력에 미치는 영향은 매우 크다. 하지만 후류의 형상은 매우 복잡하며 예상하기 힘들다. 본 연구에서는 수치적인 방법을 통하여 후류를 자세히 관찰할 것이다. 후류에서의 와류를 자세히 관찰하기 위한 수치적 방법으로는 와류격자법과 자유후류법을 사용하였다. 본 연구에서 제자리 비행에서의 후류 형상을 관찰하였다. 적절한 추력계수를 갖는 제자리 비행에서는 익단 와류 뿐 아니라 블레이드의 안쪽에서 발생하는 counter-rotating vortex도 관찰할 수 있다. 이러한 와류들이 아래로 내려가면서 익단 와류와 counter-rotating vortex가 서로 가까워지며 서로에게 영향을 끼치게 된다. 이에 따라 와류들은 자체적인 불안정성으로 인해 형상이 변한다.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.248-255
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• 2004

본 논문에서는 반응면 기법(response surface method)과 2차원 Navier-Stokes 방정식 해법을 이용하여 에어포일을 설계하였다. 수치 실험점들은 D-optimal 방법을 기반으로 선정하였으며 반응면 함수는 JMP를 이용하여 2차의 함수로 구성하였다. 설계기법의 검증은 NACA 64621 에어포일을 기저로 하여 Bell 에어포일의 공력특성을 갖도록 역설계하여 수행하였다. 설계기법은 스마트 무인기의 장기체공 능력을 위한 에어포일과 무인기용 로터에 적합한 저 Reynolds 에어포일 설계에 적용하였으며 제약조건을 만족하는 우수한 공력특성의 에어포일을 획득할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권3호
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• pp.173-184
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• 2013

본 연구에서는 프로펠러나 헬리콥터 로터와 같은 회전체의 공력 최적 설계를 위한 다단 최적 설계 프레임워크를 제안한다. 이 프레임워크는 플랜폼 설계와 단면의 형상 설계를 반복적으로 수행하는 설계 전략을 통해 회전체의 공력 성능 향상을 목표로 한다. 플랜폼 설계의 단계에서는 유전 알고리즘과 2차원 CFD 데이터베이스 기반의 깃 요소 모멘텀 이론을 이용하여 빠른 시간에 회전체의 공력 특성을 평가하여 최적점을 탐색하였다. 플랜폼 설계 후 단면에 유입되는 유동 조건을 예측하여 단면 형상 최적 설계를 수행하였다. 설계 과정에서 보다 면밀하게 유동 특성이 분석될 수 있도록 2차원 N-S 해석자와 민감도 기반의 최적화 알고리즘을 통해 최적해를 탐색하였다. 단면 형상이 설계된 후에는 최적의 유동 조건을 산출할 수 있도록 플랜폼 설계를 반복적으로 수행하였다. 본 프레임워크를 1kW급 전기추진용 항공기 프로펠러 설계에 적용하여 그 유효성을 3차원 N-S 해석과 풍동 실험을 통해 검증하였다. 설계 후, 풍동 실험 결과를 기준으로 약 5%의 프로펠러 효율 증가를 얻을 수 있었다.

• 한국농업기계학회:학술대회논문집
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• 한국농업기계학회 2017년도 춘계공동학술대회
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• pp.59-59
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• 2017

무인 헬리콥터의 양력을 개선하기 위한 익형 설계 단계로서 두꺼운 익형(V1505A)과 얇고 처진 익형(V2008B)의 기본 두 익형의 특성을 예측하는데 있어 회전하는 블레이드의 현실적 조건을 반영한 3D 모델을 마련하고 성능을 예측하였다. Fluent를 이용한 400 mm 선형모델의 시뮬레이션에서는 V1505A 익형은 높은 받음각에서 안정적인 특성을 보인 반면 V2008B는 비교적 높은 동력효율 특성을 보였으나, 높은 받음각에서는 실속 이후 양력이 급락하는 특성을 나타낸다. 형성된 노드 수는 약 870,000개로 하였다. 시위길이 135 mm인 익형 V2008B의 형상은 ANSYS (Fluent v16.2)를 이용해 반경(길이) 1,502 (1,380) mm 의 로터 블레이드를 구성하였다. 충분하지 않은 유동장이 익형 표면에서의 유동의 영향에 영향을 주지 않도록 직경 20 m의 원방경계(far field)를 형성하였다. 사용된 매쉬의 형태는 정사면체 형태로 로터 표면으로부터의 첫 번째 두께 높이는 0.001 m이고 10개의 층으로 형성하였다. 정지 비행하는 헬리콥터의 상태를 가정하여 회전좌표계를 이용하여 정상상태의 유동을 해석하고 사용된 난류모델은 넓은 영역에서의 유동을 고려하여 Realizable $k-{\varepsilon}$ 모델을 사용하였다. 내측그립 받음각 $6{\sim}22^{\circ}$에 대하여 현실적인 회전속도를 연동하여 600~1000 rpm을 적용하였다. 반복수(iteration)는 2000으로 하여 잔차값(residual)이 충분히 수렴하도록 하였다. 전체적으로 실제 헬리콥터가 발휘하는 양력보다는 낮은 수치로 예측되었으며 모델 및 해석 조건에 대한 검토가 필요해 보인다. 양력 값은 받음각 $10^{\circ}$에서 자중(약 68 kgf)을 극복하였고 받음각 $12^{\circ}$에 유상하중 20 kgf을 발휘하며 888 N의 양력을 보였다, 이어 받음각 $22^{\circ}$에서 실속 현상이 발생하였다. 받음각이 증가함에 따라 항력 역시 증가하였으며 받음각 $12^{\circ}$에서 121 N이었고 실속에 이르며 항력은 갑자기 증가할 것으로 예측된다. 본 연구는 변이 익형 개발의 선행 단계로 기본 익형에 대한 공력특성을 CFD 시뮬레이션을 통하여 예측하였다. 예측 값은 현실적 실험방법을 통하여 검증이 되어야 하며 이후 변이익형에 대한 예측과 설계가 가능하다.