• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2010년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.584-585
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• 2010

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.482-483
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• 2011

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.242-243
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• 2011

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.202-203
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• 2011

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.169-170
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• 2011

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제23권2호
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• pp.105-111
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• 2013

Whirl tower test is conducted basically during helicopter rotor system development process. And for whirl tower test of rotor hub system, new design blade or existing blade which is remodeled for new rotor hub system is used. Because of simple shape and efficient aerodynamic characteristic, BO-105 helicopter blade is used for helicopter rotor hub development project widely. Originally BO-105 blade is used for hingeless hub system and blade root is used to flexure. So flap stiffness and lag stiffness at blade root area is relatively low compare with airfoil area. So, in order to apply the BO-105 blade to bearingless hub, blade root area have to be reinforced. And in this process, blade root area's section property is changed. In this paper, we suggest reinforcement method of BO-105 blade root area and study dynamic characteristic of bearingless rotor system with reinforcement BO-105 blade.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제22권4호
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• pp.352-357
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• 2012

The ground resonance instability of a helicopter with bearingless main rotor hub were investigated. The ground resonance instability is caused by an interaction between the blade lag motion and hub inplane motion. This instability occurs when the helicopter is on the ground and is important for soft-inplane rotors where the rotating lag mode frequency is less than the rotor rotational speed. For the analysis, the bearingless rotor was composed of blades, flexbeam, torque tube, damper, shear restrainer, and pitch links. The fuselage was modeled as a mass-damper-spring system having natural frequencies in roll and pitch motions. The rotor-fuselage coupling equations are derived in non-rotating frame to consider the rotor and fuselage equations in the same frame. The ground resonance instabilities for three cases where are without lead-lag damper and fuselage damping, with lead-lag damper and without fuselage damping, and finally with lead-lag damper and fuselage damping. There is no ground resonance instability in the only rotor-fuselage configuration with lead-lag damper and fuselage damping.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2006년도 춘계학술대회논문집
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• pp.187-192
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• 2006

Helicopter noise has been considered as one of major design factors like a performance and safety since the public acceptance, comfortability and stealth aspects were important for customers. According to the airworthiness regulation, the noise levels in throe different flight conditions shall comply with the specific limits. Main and tail rotors noise is most dominant in far field due to the low and mid range frequency characteristics. It is an air-born noise so That the accurate aerodynamic data is necessary for the accurate noise prediction. In KARI, low noise main and tail rotors as well as analysis codes have been developed since 2000. The approach for low noise main rotor is a kind of tip modifications, so called twin vortices tip to reduce the BVI noise. Analysis results show the 9.3dB reduction in terms of pseudo EPNL. The uneven spacing concept is applied for low noise tail rotor. Three or four decibel noise reduction is achieved by new optimized uneven spacing. Rotor noise and aerodynamic prediction codes have been improved also.

• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.1-7
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• 2002

본 논문은 HDS를 통해 헬리콥터 로우터 블레이드 동적 특성을 분석하는 기법 및 하중 분석 기법을 포함하고 있다. 헬리콥터의 진동 특성을 결정짓는 블레이드의 동적 특성을 분 석하기 위해 로우터 회전속도에 따른 고유 진동수 및 고유 모드를 구하였다. 헬리콥터 로 우터의 운용 회전속도(Ω)의 정수배(NΩ)와 회전하는 로우터 블레이드의 고유 진동수와 근 접성을 검토함으로써 헬리콥터에 전달되는 진동을 예측할 수 있게 된다. 또한 블레이드에 서 생기는 공력 하중을 정확히 예측함으로써 동체에 전달되는 진동하중을 구할 수 있게 된다. 로우터 블레이드 동역학적 설계시 필수적인 2가지 기법의 기본적인 내용을 기술함으 로써 헬리콥터 설계 과정을 수립하고자 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권6호
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• pp.443-453
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• 2020

대표적인 기동 헬리콥터인 UH-60A의 기체 진동응답을 감소시키고자 능동 진동 제어 시스템(Active Vibration Control System, AVCS)을 이용한 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 로터 진동 하중, 기체 구조 동역학 모델링, 진동응답 해석 및 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하기 위하여 DYMORE II, NDARC, MSC.NASTRAN 및 MATLAB Simulink 등의 다양한 해석, 설계 및 제어 프로그램들을 함께 사용하였다. 5개의 CRFG와 7개의 가속도계로 이루어진 Multi Input Multi Output(MIMO) 모델을 AVCS 시뮬레이션 연구에 이용하였다. 본 시뮬레이션 연구를 통하여 진동이 극심한 158knots의 비행속도에서 UH-60A의 주요 위치(조종석, 로터와 기체의 접합부, 중앙 승객실 및 후방 승객실) 위치에서 AVCS의 사용으로 인하여 4/rev 기체 진동응답이 25.14~96.05%만큼 감소될 수 있었다.