• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제8권1호
• /
• pp.18-23
• /
• 2014

This thesis is simulated a aircraft nose landing gear drop-test. flow rate-to-pressure difference characteristics of damping orifices for a nose landing gear is investigated by CFD analyses. Orifice is kind of poppet valve type. it is simulated pressure drop with variable orifice area. it is simulated landing gear model by using ADAMS with CFD result. It's performance evaluated landing gear drop-test and analyzed the results.

• Structural Engineering and Mechanics
• /
• 제31권1호
• /
• pp.39-56
• /
• 2009

Vibration is an undesirable phenomenon in a dynamic system like lightly damped aerospace structures and active vibration control has gradually been employed to suppress vibration. The objective of the current investigation is to introduce an active torsional magneto-rheological (MR) fluid based damper for vibration control of a typical nose landing gear. They offer the adaptability of active control devices without requiring the associated large power sources. A torsional damper is designed and developed based on Bingham plastic shear flow model. The numerical analysis is carried out to estimate the damping coefficient and damping force. The designed damper is fabricated and an experimental setup is also established to characterize the damper and these results are compared with the analytical results. A typical FE model of Nose landing gear is developed to study the effectiveness of the damper. Open loop response analysis has been carried out and response levels are monitored at the piston tip of a nose landing gear for various loading conditions without damper and with MR-damper as semi-active device. The closed-loop full state feedback control scheme by the pole-placement technique is also applied to control the landing gear instability of an aircraft.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제19권4호
• /
• pp.51-57
• /
• 2011

The spin-up and the spring-back are most severe load cases in the aircraft landing gear design. These load cases are caused by reciprocal action of complex physical phenomenon such as the friction between a tire and ground, inertia of the rotation of a tire and the flexibility of a landing gear structure. Generally, the empirical formula or the theoretical formula is used to calculate the spin-up and spring-back load in the early stage of the development program of the aircraft landing gear. After the materialization of the design of a landing gear, spin-up and spring-back load are acquired by the free drop test. In this study, the spin-up and the spring-back load of the rubber shock absorber type KC-100 nose landing gear are calculated by the explicit finite element analysis. Through this analysis, more accurate and realistic spin-up and spring back loads could be applied to the early phase of the development of the aircraft landing gear.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권7호
• /
• pp.612-618
• /
• 2007

본 연구에서는 KT-1 계열 항공기 전륜착륙장치의 동적거동을 분석하고 충격흡수효율을 향상시키기 위한 완충기의 최적설계가 수행되었다. 전륜착륙장치는 ADAMS를 이용하여 2자유도계로 모델링하였으며 운영/환경 조건을 고려한 해석결과는 낙하실험결과와 잘 일치하였다. 또한 최적설계변수를 선정하기 위해 오일밀도, 오리피스 단면적과 같은 완충기 파라미터를 변화시켜 동적거동 및 충격흡수효율에 미치는 영향을 분석하였으며, 해석 결과 완충기 파라미터가 다른 파라미터들보다 큰 영향을 미쳤다. 유용방향탐색법을 사용하여 최적설계를 진행하였고, 최대효율을 나타낼 때 설계변수의 값을 산출하였다. 이러한 방법으로 전륜착륙장치의 최적설계를 통해 충격흡수효율과 동적거동능력을 향상시킬 수 있었다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2008년도 추계학술대회논문집
• /
• pp.734-735
• /
• 2008

Shock absorber for rotorcraft landing gear should absorb landing impact during landing and isolate vibration to fuselage during taxiing. Double stage oleo-pneumatic shock absorber is known to have better performances than single stage oleo-pneumatic shock absorber. This paper deals with the z-direction translational acceleration at mass center, roil and pitch angular acceleration of fuselage for single and double stage oleo-pneumatic shock absorber at nose landing gear when a 6DOF rigid model is taxiing on the pound.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제25권3호
• /
• pp.61-67
• /
• 2017

The Nose Landing Gear(NLG) of Rotary Wing Aircraft is an essential equipment in Landing System for pilot to perform a flight mission. It supports the fuselage at ground and absorbs the impact from the ground when landing, thereby, these functions sustain operational capability for pilot and crew. However, the A aircraft caused stick-slip behavior when it was stationed on the ground. Therefore, this paper summarizes pilot comment in operation which are classified by cause of occurrence and the troubleshooting process about each comment. It also describes design improvements which was derived from troubleshooting and suggests verification results of flight test.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권10호
• /
• pp.973-978
• /
• 2010

본 논문에서는 유격을 고려한 항공기 전방 착륙 장치의 쉬미 현상을 연구하였다. 쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향과 조향방향으로 진동에 놓이는 현상이다. 이 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 마찰과 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 유격은 비선형 요소이기 때문에 기술 함수로 선형화 하여 주파수 영역에서 안정성해석을 수행하였고, 4차 Runge - Kutta를 이용하여 시간영역에서 안정성해석을 수행하였다. 본 연구에서는 수치적인 해석법을 통해 쉬미현상의 선형 동특성과 비선형 동특성을 조사하였다. 유격을 고려한 비선형 수치 해석결과, 선형 임계속도보다 낮은 속도에서 제한주기진동이 발생하는 등, 유격으로 인해 쉬미 안정성이 저감되는 결과를 관찰하였다.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제11권5호
• /
• pp.12-22
• /
• 2008

In this study, the dynamic characteristics for the wheel-type landing gear system of helicopter have been analyzed. Nonlinear multi-body dynamic models of the landing gear system are constructed and the equations of motion, kinematics and internal forces of shock strut are considered. In addition, flexibility effect of the wheel axle with equivalent beam element is taken into account. General purpose commercial finite code, SAMCEF which includes MECANO module is applied. The results of dynamic simulation for various landing and weight conditions are presented and compared with each other. Based on the results, characteristics of impact dynamic behaviors of the landing gear system are practically investigated.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제39권7호
• /
• pp.605-611
• /
• 2011

쉬미는 항공기의 이착륙 시 랜딩기어가 주행도중 측방향 및 조향방향의 진동이 발생하는 현상이다. 쉬미 현상은 스트럿의 낮은 강성, 랜딩기어 내부의 유격, 휠의 불균형이나 마모된 부품 등으로 인해 발생하며, 항공기의 안정성을 저하시킨다. 본 연구는 소형항공기의 쉬미 안정성 검토를 위해 수행되었다. 수치해석을 위하여 소형항공기의 전방 착륙장치를 선형시스템으로 모델링하고 상태방정식을 수립하였다. 근궤적 기법을 이용한 주파수 영역 해석과 4차 Runge-Kutta 방법을 이용한 시간영역 해석을 통해 쉬미 현상을 예측하였고 주요 변수의 설계범위를 검토하였다. 현 착륙장치는 와셔의 압축력을 이용하여 조향 방향 마찰을 가함으로써 쉬미현상을 저감하는 기법을 채택하고 있으므로 마찰을 기술함수를 이용하여 선형화시키고 상태방정식에 적용하여 해석을 수행함으로써 쉬미의 발생이 저감되는 결과를 확인하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제6권1호
• /
• pp.19-28
• /
• 2007

본 연구에서는 올레오-뉴메틱(Oleo-pneumatic) 완충장치와 차등 제동 조향(Differential Braking Steering)을 위한 캐스터링 휠 포크(Castering Wheel Fork)가 적용된 소형항공기용 전방착륙장치의 충격하중 해석을 위한 비선형 2 자유도 수학적 모델을 생성하고, 수치해석 기법을 이용하여 시간에 따른 충격응답을 구하였다. 생성된 전방착륙장치의 수학적 모델은 타이어의 충격 시 동적 특성과 스트루트 기울기, 캐스터에 의한 모멘트, 타이어 접촉과 조향 등에 의해 발생하는 측면하중에 의한 올레오 스트루트 내부의 마찰 특성 등의 비선형 요소들을 포함하고 있다. 또 생성된 운동방정식의 수치해석은 4차 Runge-Kutta 방식을 이용하였으며, 운동방정식 및 수치해의 정확도를 평가하기 위한 타 항공기에 기 적용된 전방 착륙장치의 낙하시험 결과와의 비교 검증과정을 수행하였다.