• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권9호
• /
• pp.734-739
• /
• 2013

군용 헬기 내추락성 설계를 위한 대표적인 기준문서는 MIL-STD-1290 및 항공기 추락생존 설계지침서(ACSDG)로서, 두 문서가 최종 개정된 것은 1980년대이다. 다양한 미 육군 헬기 사고사례 분석결과를 감안할 때, 신규 개발 항공기에 적용하기 위한 적절한 내추락성 설계지침서는 존재하지 않는다고 볼 수 있다. 본 논문에서는 새로운 내추락성 설계기준(FSCC)의 근거를 제공한 미 육군 연구개발사령부(RDECOM) 주관으로 수행된 미 육군 헬기 사고 분석결과를 고찰하고 재정리하였다. 이 분석에서는 군용 헬기 추락사고의 결과들을 체계적으로 분석하고 정량화함으로써 새로운 설계기준문서의 정량적 기준을 제공하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권3호
• /
• pp.228-235
• /
• 2010

본 논문에서는 틸트로터 항공기의 회전익 모드에 대한 자율비행 유도제어 알고리즘을 적응제어기법을 이용하여 설계하는 것이다. 이를 위해 우선 출력기반 근사적 궤환선형화 기법을 통하여 알고리즘의 내부루프를 구성하고 그로부터 발생하는 모델오차를 단일 은닉층-신경망을 적용하여 상쇄하였다. 그리고 리아푸노프 안정성 이론에 따른 적응제어 갱신법칙은 선형 관측기를 기반으로 설계하였다. 나아가 외부루프는 경로점 유도법칙으로부터 생성되는 궤적을 추종하도록 하였으며 특히 엄밀한 자동착륙 궤적추종 성능 향상을 위하여 방향각 및 비행경로각 시선유도법칙을 설계하였다. 틸트로터 비선형 모델 시뮬레이션 결과는 콜렉티브 입력에서 보이는 순간적인 작동기 포화현상 이외에는 만족할 만한 안정성과 추종성능을 보여 주고 있다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권12호
• /
• pp.994-1001
• /
• 2013

헬기의 개발 과정은 설계, 제작 및 시험평가로 구분될 수 있으며, 시험평가는 구성품 시험, Rig 시험, 체계 지상시험 및 비행시험의 순서로 단계적으로 수행된다. 지상시험이 종료되고 최초 비행에 앞서, 비행 안전성을 담보하기 위해 미군사규격은 50시간 비행전 수락시험을 요구하고 있다. 비행전 수락시험은 헬기를 지상결박하여 가혹한 하중을 부과하는 시험으로서, 이의 수행을 위해서는 헬기 시제기와 유사한 별도의 지상 시험 시제기가 필요하며, 많은 비용과 기간이 소요되는 시험이다. KUH의 경우 국내 개발 환경을 고려하여 미군사규격의 요구도를 변형 후 수행하였으며, 본 논문은 KUH 비행전 수락시험의 절차 및 결과를 통하여 헬기 개발 환경에 따른 적절한 비행전 수락시험 수행 방안을 제시하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권9호
• /
• pp.16-26
• /
• 2005

본 연구에서는 틸트로터 항공기 개념을 채택하고 있는 스마트무인기의 프롭로터 공력형상 설계를 수행하였다. 틸트로터 항공기의 프롭로터는 단일 형상의 로터가 회전익과 고정익의 두 가지의 비행모드에서 운용되어야 하므로 회전익으로서의 로터와 고정익으로서의 프로펠러 요구 성능을 동시에 만족할 수 있도록 형상 설계가 이루어 져야 한다. 프롭로터의 공력형상 설계는 로터의 성능, 비행체의 공력성능, 그리고 엔진의 성능데이터를 결합하여 이루어 졌다. 모멘텀-깃요소 이론에 바탕을 둔 로터의 성능해석코드에 대한 검증은 TRAM 데이터와의 비교를 통해 이루어 졌다. 프롭로터의 공력형상 설계는 틸트로터 항공기의 고정익과 회전익 성능을 동시에 만족할 수 있는 형상을 구현하기 위하여 다양한 형태의 성능 맵이 작성되었고, 이들 선도 위에서 최적의 성능이 구현될 수 있는 성능 및 형상 파라메타가 결정되도록 하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제17권4호
• /
• pp.110-117
• /
• 2023

본 논문에서는 회전익 항공기 통신·항법 안테나의 최적 위치와 체계 성능측정 방법에 대해 연구하였다. 통신·항법 안테나의 항공기 최적 장착 위치 선정을 위해 기체 형상 및 특성을 고려한 후 항공기 장착 안테나에 대한 복사패턴, 커플링 분석, 장비 운용 프로파일 및 안테나 종류별 분석을 수행하고, 분석결과에 따라 항공기에 장착된 안테나에 대한 지상시험 및 비행시험을 통해 VSWR 측정, 안테나 패턴시험을 순차적으로 수행하는 절차를 정립하였다. 본 논문에서 제안한 체계적인 성능 측정 방법 및 절차는 LAH(소형무장헬기)체계의 지상 및 비행시험을 통해 입증하였다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제27권3호
• /
• pp.269-273
• /
• 2023

본 연구는 K-UAM 로드맵[1]을 바탕으로, 초기 UAM 조종사 교육훈련 커리큘럼 구성에 필요한 주요 교육훈련 과목을 선정하기 위해 수행하였다. 현재 UAM 기체는 VTOL 기능을 중심으로 수직 이착륙이 가능한 회전익 항공기와 유사한 특성을 갖는다. 따라서 본 연구에서는 회전익 비행교육을 대표하는 육군항공학교의 회전익 조종사 양성 교육 커리큘럼을 비교군으로 선정하여 초기 UAM 조종사 양성을 위한 교육훈련 과목을 선정하였다. 먼저 육군의 회전익 조종사 교육훈련 과목을 바탕으로 AHP 설문을 위한 계층구조를 설계하였으며 각 계층의 전문가들을 선별하여 AHP 설문을 수행하였다. AHP 분석을 통해 우선순위로 부여한 교육훈련 과목을 초기 UAM 조종사 훈련에 적용한다면 교육훈련 효과와 궁극적으로 UAM의 안전운항에 기여할 것으로 본다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.513-520
• /
• 2004

A steady-state/transient performance simulation model was newly developed for the propulsion system of the CRW (Canard Rotor Wing) type UAV (Unmanned Aerial Vehicle) during flight mode transition. The CRW type UAV has a new concept RPV (Remotely Piloted Vehicle) which can fly at two flight modes such as the take-off/landing and low speed forward flight mode using the rotary wing driven by engine bypass exhaust gas and the high speed forward flight mode using the stopped wing and main engine thrust. The propulsion system of the CRW type UAV consists of the main engine system and the duct system. The flight vehicle may generally select a proper type and specific engine with acceptable thrust level to meet the flight mission in the propulsion system design phase. In this study, a turbojet engine with one spool was selected by decision of the vehicle system designer, and the duct system is composed of main duct, rotor duct, master valve, rotor tip-jet nozzles, and variable area main nozzle. In order to establish the safe flight mode transition region of the propulsion system, steady-state and transient performance simulation should be needed. Using this simulation model, the optimal fuel flow schedules were obtained to keep the proper surge margin and the turbine inlet temperature limitation through steady-state and transient performance estimation. Furthermore, these analysis results will be used to the control optimization of the propulsion system, later. In the transient performance model, ICV (Inter-Component Volume) model was used. The performance analysis using the developed models was performed at various flight conditions and fuel flow schedules, and these results could set the safe flight mode transition region to satisfy the turbine inlet temperature overshoot limitation as well as the compressor surge margin. Because the engine performance simulation results without the duct system were well agreed with the engine manufacturer's data and the analysis results using a commercial program, it was confirmed that the validity of the proposed performance model was verified. However, the propulsion system performance model including the duct system will be compared with experimental measuring data, later.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권10호
• /
• pp.1032-1037
• /
• 2008

항공기의 기체 생존성에 있어서 연료탱크는 중요한 부분이다. 회전익 항공기의 연료탱크는 자기 밀폐성과 내충돌성의 기능을 필요로 한다. 이에 따라 고기능유연연료탱크를 필요로한다. 이 논문에서는 상용 소프트웨어인 MSC.DYTRAN을 이용하여 연료탱크의 낙하시험을 시뮬레이션 하였다. 연료탱크 낙하 시험 시 시험 큐브의 파손 없이 내충돌성 요구조건을 만족하는지 알아보았다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권7호
• /
• pp.621-627
• /
• 2008

풍동에서 측정된 공력자료에는 풍동벽면의 영향으로 인하여 불가항력적인 오차가 포함되어 있다. 벽면영향이 없는 공력자료를 얻기 위해서는 이러한 원하지 않는 벽면효과를 제거 하여야 한다. 유선곡률 효과는 풍동벽면의 영향으로 유선의 곡률이 자유 흐름의 것과 다르기 때문에 발생한다. 고정익 항공기에 사용되고 있는 전통적인 유선곡률 효과를 보정방법인 Glauert의 보정방법은 회전익 항공기에 적용이 적절하지 않다. 본 논문에서는 로터에 적절한 후류모델을 사용하는 Heyson의 보정방법을 사용하여 로터축 기울어짐 각과 동압을 보정하였다. Heyson 보정방법의 결과를 Glauert 보정방법의 결과와 비교하였다.

• 한국전자통신학회논문지
• /
• 제16권5호
• /
• pp.969-974
• /
• 2021

우리나라는 국토교통 7대 신산업 중 하나로 무인 항공기의 하나의 종류인 드론 산업을 선정하여 드론 산업활성화를 위해 드론특별자유화구역을 선정하고 드론 관련 법안을 신설, 개정하는 등의 노력을 하고 있다. 이러한 노력을 통해 향후 드론 택배, 드론 택시 등이 운용될 것으로 보인다. 이에 드론과 고정익, 회전익 등의 기존 항공기들과의 다자간 충돌 회피 시스템을 구축하여 발생 가능한 드론과 항공기간 공중 충돌에 대비하여야 한다. 이에. 그 방안을 제시하려 한다.