• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권11호
• /
• pp.1121-1125
• /
• 2008

본 논문에서는 소형 항공기 낙하시험을 위한 낙하 시험 장비 개발에 관한 연구를 수행하였다. 시험장비는 유압 액츄에이터를 이용하여 자동으로 시험체를 상승시키고 또 다른 유압 액츄에이터를 이용 자동으로 낙하시키며, 낙하시험시 안전성 확보를 위한 2중의 안전 장치를 적용하였다. 장비의 정적 안정성 확보를 위해 장비의 구조해석을 수행하였으며, 해석된 결과를 반영하여 시험 장비를 설계 제작을 하였다. 제작된 장비의 낙하 신뢰도 확보를 위해 마찰력 측정 시험 및 낙하속도 측정 시험을 실시하여 장비의 적합성을 확인 하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제2권1호
• /
• pp.28-43
• /
• 2001

Developed in these two series of paper is a complex dynamic model representing the motion of aircraft on the ground and a computer program for numerical simulation. The first part of paper presents the theoretical derivation of equations of motion of the landing gear system based on the physical principle. Developed model is 'structured' in the sense that the undercarriage system is regarded as an assembly of strut, tire, and wheel, where each component is modeled by a separate module. These modules are linked with two external modules-the aircraft and the runway characteristics-to carry out dynamic analysis and numerical simulation of the aircraft motion on the ground. Three sets of coordinate system associated with strut, wheel/tire and runway are defined, and external loads to each component and response characteristics are examined. Lagrangian formulation is used to derive the undercarriage equations of motion relative to the moving aircraft, and the resultant forces and moments from the undercarriage are transformed to aircraft body axes.

• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제20권10호
• /
• pp.459-467
• /
• 2019

착륙장치는 회전익 항공기 및 탑승 병력의 생명을 보호해야 하는 고도의 안전성이 요구되는 주요 구성품으로 이/착륙 시 충격을 흡수하고 지상에서 활주 및 계류 시 동체를 지지한다. 특히 항공기 동체를 지지하는 주륜 착륙장치는 지면으로부터 시작되는 충격을 완충장치와 타이어를 통해 대부분 흡수하는 역할을 수행하게 되는데, 이를 통해 항공기에 탑승한 조종사의 안전을 보장하고, 임무 수행 간 병력의 작전 운용능력을 만족시킨다. A 기종 회전익 항공기 운용 중에, 우측 주륜 착륙장치 구성품인 피스톤 핀(Piston Pin)이 다수 파손된 것이 확인되었다. 따라서 본 연구에서는 주륜 착륙장치에서 발견된 피스톤 핀(Piston Pin) 균열 현상에 대한 근본적인 원인을 찾기 위해, 파면 분석에서부터 비행 시험을 통한 착륙 하중 해석에 이르기까지 다양한 원인 규명 방법을 모색하였다. 특히 개발 당시 피스톤 핀에 적용되었던 드래그 빔(Drag beam) 구성품과의 체결 토크에 대한 영향성을 토대로 균열 발생 가능성들에 대한 분석을 수행하였으며, 이를 통해 피로 수명과 구조건전성을 확보할 수 있는 방안을 제시하였다.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제15권4호
• /
• pp.33-37
• /
• 2007

In this paper, a dynamic analysis of a helicopter landing gear with considering flexible structural modes has been investigated. The main body of the helicopter has been modeled as a flexible body using FEM code, then a few selected vibration modes of the helicopter main body have been used as basis for the dynamic analysis of the helicopter landing gear. The simulation of dynamic analysis was carried out on the base of ADAMS aircraft module. It has been found by a series of simulation that the flexible structural modes has a significant effect on the dynamic characteristics of helicopter landing gear as the flexibility of the main body is increased.

• 항공우주기술
• /
• 제3권2호
• /
• pp.191-196
• /
• 2004

현재까지의 착륙장치의 연구동향은 대부분이 공기-유압식 완충기의 충격흡수 성능해석에 집중되어 있으며 이러한 연구내용을 판스프링식 복합재료 착륙장치의 해석에 적용하기에는 많은 문제점이 있는 실정이다. 공기-유압식 완충기의 충격흡수 특성은 착륙장치 구조물의 유연성보다 내부 구조의 설계 방식에 따라 영향을 받으나, 판스프링식 복합재료 착륙장치는 재료 자체가 지니는 탄성거동과 감쇠특성으로 충격흡수 역할을 수행한다. 따라서 구조물을 구성하는 재료의 선정 및 형상이 매우 중요하다. 본 연구에서는 실제 착륙장치의 충격 낙하 상태를 정확히 모사 할 수 있는 시험치구를 이용하여 현재 개발 중에 있는 고정식(fixed)복합재료 착륙장치가 갖고 있는 충격흡수특성, 탄성거동 및 감속특성 등을 파악하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제7권5호
• /
• pp.459-473
• /
• 2020

The aircraft nose landing gear (NLG) can suffer of an unstable vibration called shimmy that is responsible of discomfort and of fatigue stress on the gear strut components. An adaptive controller is proposed in this paper to cope with the aforementioned problem. It is based on a method called Modified Simple Adaptive control (MSAC) which is able of governing the NLG motion by using a feedback signal that relies on just one output of the plant. The MSAC only asks for the passivity of the controlled plant. With this aim, a parallel feedforward compensator is employed in this work to let the system satisfies the almost strictly passivity (ASP) requirements. The nonlinear equations that govern the aircraft NLG shimmy vibration behavior are used to analyzed the controlled system transient response undergoing an initial disturbance and taking into account different taxiing speed values.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권2호
• /
• pp.193-200
• /
• 2009

본 논문에서는 소형항공기용 유-공압 방식(oleo pneumatic type) 착륙장치의 낙하특성을 연구하였다. 본 연구대상의 착륙장치의 방식은 미터링 핀이 없는 단순 유-공압 방식댐퍼 이다. 일반적으로 유-공압 방식의 착륙장치는 단순한 구조로 되어 있어 무게가 가볍고 좋은 충격흡수 효율을 가진다. 낙하해석을 위하여 상용 코드인 MSC ADAMS를 이용하여 모델링 하였다. 모델링한 후에 해석과 시험결과의 상사성을 검증하기 위하여 일련의 시험이 수행되었다. 시험과 해석결과의 보다 좋은 일치성을 얻기 위하여 해석 모델에 공동현상 효과가 고려되었다. 공동현상을 고려한 착륙장치의 동적 거동 시뮬레이션 결과들이 현저하게 개선되었으며 시험결과와 보다 잘 일치함을 확인하였다. 이러한 과정을 통해 신뢰성이 검증된 해석모델을 이용하여 경사면에 대해서 해석적 방법을 통해 낙하특성을 예측하였다.

• 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.

• 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.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제45권6호
• /
• pp.490-497
• /
• 2017

회전익 항공기에 적용된 주륜완충장치는 착륙계통 장비로서 조종사의 임무 수행에 핵심적인 장비이다. 주륜완충장치는 항공기가 지상에 있을 때 동체를 지지해주며 착륙 시 지면으로부터 오는 충격을 흡수함으로서 조종사 및 병력의 작전 운용능력을 만족시킨다. 그러나 A 항공기 지상 계류 시 항공기의 비대칭 현상과 누유 현상이 발생되었다. 따라서 본 논문에서는 주륜완충장치의 운용 시 발생한 결함사항을 발생원인 별로 분류하고, 각 지적사항에 대한 고장탐구 수행과정을 정리하였다. 또한, 고장탐구 내용을 바탕으로 도출한 설계개선 사항과 개선사항에 대한 검증 결과를 함께 기술하였다.