• 한국전산유체공학회지
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• 제19권3호
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• pp.62-68
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• 2014

The aerodynamic and noise calculations were performed through the CFD-CSD loose coupling methodology. In the loose coupling process, the trimmed rotor airloads were predicted by the in-house CFD code based on unstructured overset meshes, and the trim of the rotorcraft and the aeroelastic deformation of rotor blades were accounted with the CAMRAD II rotorcraft comprehensive code. The set of codes was used to analyze the HART-II baseline test condition. The effect of grid resolution and time step was examined and the loose coupling approach was found to be stable and convergent for the case. Comparison of the resulting sectional airloads, structural deformations, the noise carpets and the wake geometry with experimentally measured data was presented and showed the good agreement.

• 한국항공운항학회지
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• 제24권1호
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• pp.41-46
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• 2016

This paper reviews and summarizes overall fatigue substantiation method of aircraft. The fatigue substantiation method has been studied using the related regulation and examples of industry application. And the comparisons of fatigue substantiation procedure between safe-life and damage tolerance design have been performed. Fatigue substantiation methods have wide variability depend on design methodology and type of aircraft such as fixed wing and rotorcraft. In this study, fatigue substantiation methodologies have been reviewed using analysis and test methods.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권2호
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• pp.365-377
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• 2017

In this paper, we propose a method to identify the parameters of a rotorcraft slung load system using the modal characteristics of a flexible cable. The proposed method estimates the length of the cable and the mass of the payload by means of a frequency analysis. Dynamic equations of the slung load system with the flexible cable are derived using Udwadia-Kalaba equation (UKE) in order to build a simulation program, and the similarity of the simulated slung load movement is verified by comparison with flight test results. Using the computer simulation program, we show that the proposed method works well within various parameter ranges.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권1호
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• pp.110-122
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• 2015

In this paper, the unsteady aerodynamics and blade structural dynamics of an experimental bearingless rotor were analyzed. Due to the multiple load path and nonlinear behavior of a bearingless rotor, sophisticated structural modeling and structural-aerodynamic coupled analysis is required. To predict the internal load and deformation of an experimental bearingless rotor, trim analysis was implemented. The results showed good agreement when compared with those predicted by CAMRAD II the rotorcraft comprehensive analysis. It is possible to extend the present structural-aerodynamic combined analysis to further advanced configurations of the bearingless rotor in the future.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권4호
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• pp.1-7
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• 2015

The purpose of this research is to develop co-simulation methodology of codes developed in different modeling and simulation environment. We develop aerodynamic FMU(Functional Mock-up Unit) meeting FMI(Functional Mock-up Interface) specification version2 utilizing Legacy FORTRAN aerodynamic code based on unsteady vortex lattice method. It is concluded that making FMU is possible utilizing Legacy code made in any language which can be compiled and linked with object in FMI API coded in C language. This paper explains QTronic's method of using FMU SDK(Software Development Kit) and suggestion for using FORTRAN properly. Finally, we make articulated rotor/aerodynamics co-simulation by integrating aerodynamics FMU and rotor FMU developed by Modelica.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 추계학술대회 논문집
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• pp.232-235
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• 2013

• 한국항공우주학회지
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• 제38권5호
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• pp.477-481
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• 2010

회전익 항공기의 연료탱크는 피탄 시 기체 및 승무원의 생존성 확보를 위하여 연료누설을 차단하는 자기밀폐기능과 충돌 및 전복에 대처하기 위한 내 충돌성이 대표적으로 요구된다. 그 중 자기밀폐 기능은 연료탱크 피탄 시 내부에 적층된 자기밀폐 소재가 누설되는 연료와의 접촉을 통해 급속한 부피팽창을 일으켜 연료누설을 감소시켜주는 역할을 함으로써 군용 회전익기의 생존성을 향상시킨다. 본 연구는 미군사규격(MIL-DTL-27422D) 기준으로 국내에서 수행한 회전익 항공기의 연료탱크 내탄성능 시험평가 결과를 제시한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권1호
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• pp.46-53
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• 2017

본 논문에서는 회전익 항공기의 조종입력과 지상 활주 속도를 바탕으로 해석을 통하여 전선절단기 길이를 제시하였다. 항공기의 안전을 위해서 적용되는 전선절단기가 적절한 길이로 선정되지 않을 경우 블레이드와 충돌가능성 생기거나 전선에 의해서 사고가 발생할 수 있다. 본 연구를 위해서 개발에서 사용된 조종입력을 분석하여 지상 활주에 필요한 조종입력 조건을 설정하였다. 이를 바탕으로 20, 40, 60 kts 지상 활주 속도별로 해석을 통하여 블레이드와 전선절단기 충돌 가능성을 검토하였다. 이 후, 이 결과를 항공기 모사시험 결과와 비교하여 해석결과의 적절성을 확인하였다. 최종적으로 지상 활주 간 모든 조종입력 범위에 대해 충돌을 피하기 위한 전선절단기 축소 길이와 이 경우 공중비행 시 생기는 비보호구역의 증가량을 동시에 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.253-260
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• 2013

회전익기의 공기흡입구 주위 표면에 발생한 결빙은 엔진의 성능을 저해하는 요인으로 비행 안전성에 심각한 영향을 끼칠 수 있다. 항공기 표면에 발생하는 결빙현상을 분석하는데 많은 비용이 소요되는 결빙 풍동 시험 및 비행시험에 비해 전산유체역학을 기반으로 한 결빙 시뮬레이션은 매우 효과적인 도구가 될 수 있다. 본 연구에서는 결빙조건에서 회전익기 공기흡입구 부근에 설치된 방빙장치의 작동 유무에 따른 결빙의 양과 발생 영역을 CFD 예측기법 및 결빙 풍동시험을 통해 분석하였다. 방빙장치를 작동시킨 경우 공기 흡입구 표면에서의 결빙의 질량과 최대 두께가 약 80% 이상 감소하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권2호
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• pp.95-105
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• 2018

차세대 회전익기 개발에서 고속화는 중요한 과제이며, 선행 연구들을 통해 덕트 팬을 가지는 비행체는 고속화 실현 가능성이 높은 형상으로 평가된다. 본 연구에서는 다중 덕트 팬 비행체의 전진 비행시의 유동 특성 및 공력 성능 분석을 위한 전산해석을 수행하였다. 전방 팬의 공력 성능은 자유류 유동과 팬 유입류에 의해 결정되는 반면, 후방 팬의 성능은 전방 팬에서 발생한 유동에 지배적인 영향을 받음을 확인하였다. 전진 속도가 증가하며 전방 팬 입구에서의 유동 박리는 후방 팬보다 먼저 발생하며, 덕트 입구 박리는 팬 추력의 증가를 유도한다. 두 덕트 팬 간의 상호 작용으로 인해 후방 팬에는 상대적으로 정렬된 유동이 유입되므로 박리 이전까지 추력이 꾸준히 감소하고, 전/후방 팬의 추력의 급격한 변화는 동시에 발생한다. 전진 속도에 따라 전체 비행체의 수직력은 감소하였다. 이는 팬 후류에 의한 동체 아랫면 압력 저하가 주요 원인으로 분석되었다.