• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.15-23
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• 2008

본 논문은 항우연에서 운용 중에 있는 축소 로터 시험장치(General Small-scaled Rotor Test System, GSRTS)에 대한 구조 안전성 확보를 위한 구조해석 수행 결과를 제시하고 있다. 프루드(froude) 축소 및 마하(mach) 축소 시험을 수행하고, 관절형 및 무힌지 로터 등 다양한 로터 시스템 적용을 위해서는 시험장치의 안전성 확보와 운용상의 능력 범위를 확인하기 위해 로터 운용 조건에서 나오는 기준하중을 이용하여 구조 안전계수를 산출하였다. 특히, 구동계통(drive system)은 베어링 및 기어, 축 등으로 구성되어 있어 운용상의 안전성 확보가 우선적으로 요구되는 필수 항목이다. 구조해석은 구동계통의 기본 부품의 형상 및 재료 물성치를 이용하여 해석적 방법으로 구하였다. 본 로터 시험장치는 설계된 안전계수 안에서 운용을 해야 하며, 향후 KUH 축소 품동모델 시험을 적용할 때도 하중계산을 통해서 시험시 운용조건의 범위를 정해야한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권2호
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• pp.30-36
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• 2018

본 연구에서는 무인복합형 회전익기 연구의 일환으로 축소형 Tip Jet 로터 시험장치를 개발하였으며, 이를 이용하여 Tip Jet 로터에 대한 성능 및 동특성 연구를 수행하였다. 축소로터는 시험장 여건 및 공압조건 등을 고려하여 2m급이 되도록 하였으며, 압축공기를 이용하여 구동된다. 축소로터의 회전속도는 압축공기의 압력을 이용하여 조절되며, 별도의 하중측정부를 두어 회전 시 발생하는 추력과 각 방향의 하중 데이터를 획득하게 된다. 동특성 시험을 위해 별도의 유압 가진기가 장착되어 있으며, 로터 가진 시 발생하는 블레이드의 flap, lag 및 torsion 방향에 대한 동적 응답을 확인하기 위해, 각 블레이드의 익근부에는 full-bridge strain gage를 부착하였다. 성능 및 동특성 시험은 로터 회전수 및 블레이드 피치각을 변경해가며 실시되었다. 아울러 시험 결과의 유효성을 확인하기 위해 CAMRAD II 해석 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권3호
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• pp.10-16
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• 2004

본 논문에서는 축소형실험을 통하여 제자리 비행하는 헬리콥터 주로터에서 발생하는 소음의 특성을 측정하는 실험을 수행하였다. 이를 위하여 구동장치에서의 발생소음이 적은 저소음 로터시험장치를 설계/제작하였으며, 아울러 로터의 공력특성을 측정하기 위하여 작동조건에서의 회전수, 추력 및 토크를 함께 계측하였고 이에 대한 문제점을 검토하였다. 사용된 하중 측정장치의 교정을 통하여 이의 정확도를 확인하였으며, 두개의 블레이드로 구성된 직경 1.2m의 축소형 로터를 이용한 실험에서 측정된 추력값이 이론적 계산값과 비교하여 비교적 잘 일치함을 알 수 있었으나 토크 측정값은 잘 일치하지 않음을 확인하였다. 소음 측정실험을 통하여 로터 구동장치로 인한 배경소음이 로터 소음에 비하여 현저히 작음을 확인하였고, 각 로터 발생소음원의 특성에 따라 날개끝 속도에 의하여 달리 무차원화 됨을 확인하였고 방향성 특성도 변화함을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.236-244
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• 2007

스마트무인기의 기본 비행성능 파악과 비행제어 알고리즘의 검증을 위하여 40% 축소형 비행체를 개발하였다. 축소형 비행체는 실물기와 유사한 형태의 짐발 허브와 드라이브 장치를 채택하였으며 강제 공랭 방식의 왕복엔진을 장착하였다. 축소형 비행체 주요 부품에 대한 다양한 시험을 수행하였고 조립된 축소형 비행체의 지상시험 및 호버링 시험을 통하여 주요 성능과 기계적 내구성을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2012년도 추계학술대회 논문집
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• pp.190-195
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• 2012

Small-scaled Rotor Test facility(GSRTS, General Small-scaled Rotor Test Facility) in KARI could not use the test because facility aging and parts discontinued. Also in order to perform a joint international research, GSRTS modifications should be needed. So requirements of GSRTS modifications were established and according to the requirements, GSRTS modifications were conducted. Facility operation test, 6-component fixed balance calibration, Small-scaled OLS rotor performance test were performed to verify the results of GSRTS modifications. Reasonable results were obtained in comparison to calculation results. Then GSRTS ready was completed to conduct international collaborative research and wind tunnel test.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권8호
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• pp.597-609
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• 2020

동축 로터 시스템은 기존의 헬리콥터뿐만 아니라 드론, PAV, 차세대 고속 회전익기 및 화성탐사용 헬리콥터에 적용되는 등, 활용 분야가 점점 넓어지고 있다. 로터 시스템의 성능 연구는 기존 연구에서 동축 로터를 대상으로도 여러 차례 수행되었으나, 로터 블레이드의 변형에 대한 연구는 주로 단일 로터 시스템만을 대상으로 진행되었다. 하지만 동축 로터 시스템에서는 주변에서 발생하는 유동이 복잡하며, 두 로터의 간격이 로터 시스템 전체의 성능에 주요한 영향을 주므로 블레이드의 변형 연구가 더욱 중요하다. 이에 본 연구에서는 최신식 고속 영상촬영 기법 중 하나인 SPR(Stereo Pattern Recognition) 기법을 사용해 동축 로터 블레이드의 변형 측정에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 본 연구에는 한국항공우주연구원에서 개발한 축소 동축 로터 시험장치가 사용되었으며, 로터 블레이드의 변형과 성능의 연관성을 고찰하기 위해 동축 로터 시스템의 성능시험이 선행되었다. 해당 시스템의 로터 블레이드 변형을 SPR 기법으로 측정한 결과는 사전에 진행된 성능시험 결과와 함께 본 논문에 제시되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권1호
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• pp.37-46
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• 2014

본 논문에서는 지상 주행과 비행이 가능한 이중모드 PAV의 무인 축소모델 개념설계 및 개발시험 과정에 관하여 기술하였다. 운용 요구도를 검토한 결과 멀티로터 형상에 나셀틸트 기능을 결합한 쿼드 틸트 프롭형 비행체가 제안되었다. 프로펠러 추진을 위한 모터와 주행을 위한 구동장치를 하나의 나셀에 집적하고, 나셀 틸트 구조에 의해 비행 및 주행모드의 변경이 가능하도록 구현하였다. 개념설계를 통해 주요 설계변수와 초기 제원이 확정되었고, 비행모드 및 주행모드 시험용 플랫폼을 제작하여 기능시험을 수행하였다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제23권7호
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• pp.645-653
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• 2013

SNUF(Seoul National University flap) 블레이드는 고주파 영역에서 진동 감쇠를 위하여, 압전작동기에 의해 움직이는 뒷전 플랩이 장착되어 있는 축소형 로터 블레이드이다. 이 블레이드를 설계하기 위하여 2차원 단면 해석과 1차원 기하학적 정밀 보 해석이 수행되었고, 사용할 재료의 특성을 확인하였다. 이전 연구자들의 실험을 참조하여, ${\pm}4^{\circ}$의 플랩 변위각을 진동감쇠를 위한 설계요건으로 선정하였다. 플랩의 연결 메커니즘을 설계하고, 설계된 메커니즘의 성능을 확인하기 위하여 정적 벤치 시험을 수행하였다. 개선된 버전의 플랩 장치를 설계하고 시험하였으며, 압전작동기로는 APA 200M을 선정하였다. 장비의 개선을 통하여, 최대 플랩변위가 ${\pm}3.7^{\circ}$에 도달하였다. 성능을 평가하기 위하여 고주파 실험을 수행하였으며, 플랩 장치의 전달 함수를 실험적으로 결정하였다. 정적 시험을 완료하여, 훨타워 시험을 위하여 필요한 로터의 요구마력을 계산하였고, 그 이외의 준비가 진행 중에 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.183-188
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• 2003

본 연구에서는 분리 축 방식의 가스터빈엔진을 축소형 무인 비행선의 발전용 추진시스템으로 활용하기 위해서 분리 축 가스터빈엔진을 발전용으로 개조하였다. 엔진시험을 통해 출력축으로부터 부하를 전달할 때, 요구되는 구동로터의 조건을 분석하였다. 분석한 결과 적절한 댐핑(damping)역할을 하는 장치가 필요함을 알 수 있다. 따라서 댐퍼 역할을 하는 flywheel의 관성모멘트의 변화를 고려하여 정량화하는 방법을 선택하였다. 적합한 flywheel의 관성모멘트를 장착 할 수 없는 경우에는 엔진으로부터 요구되는 출력을 얻을 수 없으며, 또한 엔진 시험중 불안정성이 초래함을 확인할 수 있었다. 엔진시험에 의한 데이터 분석으로부터 동역학적인 천이효과에 의한 성능을 통해 관성모멘트의 요구범위를 확인 할 수 있었다. 재설계한 Flywheel을 장착하여 시험한 결과 정상적인 엔진작동으로부터 추진 시스템에 요구되는 출력을 얻을 수 있었다. 엔진 시스템의 천이작동모드에서는 Fuel flow schedule 대한 엔진 응답이 제어 시스템에 제공되기 때문에, 제어시스템 설계와 천이작동모드는 충분히 고려해야 할 것이다.