• 한국항공우주학회지
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• 제41권3호
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• pp.173-184
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• 2013

본 연구에서는 프로펠러나 헬리콥터 로터와 같은 회전체의 공력 최적 설계를 위한 다단 최적 설계 프레임워크를 제안한다. 이 프레임워크는 플랜폼 설계와 단면의 형상 설계를 반복적으로 수행하는 설계 전략을 통해 회전체의 공력 성능 향상을 목표로 한다. 플랜폼 설계의 단계에서는 유전 알고리즘과 2차원 CFD 데이터베이스 기반의 깃 요소 모멘텀 이론을 이용하여 빠른 시간에 회전체의 공력 특성을 평가하여 최적점을 탐색하였다. 플랜폼 설계 후 단면에 유입되는 유동 조건을 예측하여 단면 형상 최적 설계를 수행하였다. 설계 과정에서 보다 면밀하게 유동 특성이 분석될 수 있도록 2차원 N-S 해석자와 민감도 기반의 최적화 알고리즘을 통해 최적해를 탐색하였다. 단면 형상이 설계된 후에는 최적의 유동 조건을 산출할 수 있도록 플랜폼 설계를 반복적으로 수행하였다. 본 프레임워크를 1kW급 전기추진용 항공기 프로펠러 설계에 적용하여 그 유효성을 3차원 N-S 해석과 풍동 실험을 통해 검증하였다. 설계 후, 풍동 실험 결과를 기준으로 약 5%의 프로펠러 효율 증가를 얻을 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권6호
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• pp.490-497
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• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.228-235
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• 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
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• 제41권12호
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• pp.994-1001
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• 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.

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

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권2호
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• pp.126-130
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• 2010

This paper presents the conceptual design of a multi-rotor unmanned aerial vehicle (UAV) based on an axiomatic design. In most aerial vehicle design approaches, design configurations are affected by past and current design tendencies as well as an engineer's preferences. In order to design a systematic design framework and provide fruitful design configurations for a new type of rotorcraft, the axiomatic design theory is applied to the conceptual design process. Axiomatic design is a design methodology of a system that uses two design axioms by applying matrix methods to systematically analyze the transformation of customer needs into functional requirements (FRs), design parameters (DPs), and process variables. This paper deals with two conceptual rotary wing UAV designs, and the evaluations of tri-rotor and quad-rotor UAVs with proposed axiomatic approach. In this design methodology, design configurations are mainly affected by the selection of FRs, constraints, and DPs.

• 한국복합재료학회:학술대회논문집
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• 한국복합재료학회 2004년도 춘계학술발표대회 논문집
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• pp.91-94
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• 2004

A cyclocopter with the cycloidal blades system can be the type of UAV which can combine the high-speed characteristics of the conventional airplane with the low-speed characteristics of the helicopter. The cycloidal blades system, which can be described as a horizontal rotary wing, offers powerful thrust levels, and a unique ability to change the direction of the thrust almost instantly. Rotor blades are designed to withstand tremendous transverse centrifugal loadings, and responding to a number of aerodynamic harmonic vibratory forcing frequencies. To reduce the weight and increase the strength, the blades are made of composite materials. The blades consist of the skin, spar, and trailing stiffener. In this study, static and dynamic behaviors of cyclocopter rotor blades are analyzed by using MSC/NASTRAN.

• Composites Research
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• 제18권4호
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• pp.52-58
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• 2005

사이클로콥터는 회전축에 평행하게 회전하는 블레이드로 구성된 사이클로이드 블레이드 시스템으로부터 추력을 얻는 수직이착륙 무인기이다. 본 논문에서는 공기역학을 고려한 최적 설계를 통해 결정된 형상을 갖는 사이글로콥터 로터에 대해서 구조적 관점에서 최적 설계를 수행하였다. 복합재료 블레이드의 적층각, 적층수와 스파 위치 등을 설계 변수로 하여 MSC/NASTRAN을 이용한 해석을 통해 데이터베이스를 구축하고, 반응면 기법 등에 의해서 최적의 조합을 결정하였다. 최적 설계된 블레이드와 복합재료로 구성된 허브암을 포함하는 로터에 대해, 정적 해석을 수행하여 각 요소가 허용 응력 이내의 값을 가짐을 확인하였고, 동적 해석을 통해 주요 저차 모드가 로터 회전과 불일치하게 함으로써 공진의 가능성을 없앴다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.120-124
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• 2007

Helicopters and rotary-wing vehicles encounter a wide variety of complex aerodynamic phenomena and these phenomena present substantial challenges for computational fluid dynamics(CFD) models. This investigation presents the rotor aerodynamic analysis items for the helicopter development and variety aerodynamic analysis methods to provide the better solution to researchers and helicopter developers between aerodynamic problems and numerical aerodynamic analysis methods. The numerical methods to make an analysis of helicopter rotor are as below - CFD Modelling : actuator disk model, BET model, fully rotor model,... - Grid : sliding mesh, chimera mesh / structure mesh, unstructure mesh,... - etc. : panel method periodic boundary, quasi-steady simulation, incompressible,... The choice of CFD methodology and the numerical resolution for the overall problem have been driven mostly by available computer speed and memory at any point in time. The combination of the knowledge of aerodynamic analysis items, available computing power and choice of CFD methods now allows the solution of a number of important rotorcraft aerodynamics design problems.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권9호
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• pp.691-701
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• 2020

본 논문은 전기 추진 수직이착륙 무인기의 형상에 적합하도록 회전익 모드에서 추진시스템이 고장난 상황을 대처하기 위한 컨벡스 최적화 기법 기반의 믹서를 제시한다. 각 모터 및 프로펠러의 고장 영향성을 분석하기 위하여 컨벡스 함수 성질을 이용하여 가용 조종력 집합을 계산하였으며 이를 도시하는 방법을 기술하였다. 조종력 할당을 최적화 문제로 정의하고, 실시간으로 최적해를 구하기 위하여 컨벡스 함수로 문제를 재정의하였다. 컨벡스 최적화 솔버를 사용하여 수직 이착륙 비행 모드의 믹서를 구현하였으며 조종력 할당 기법들의 성능을 가용 조종력 범위 집합으로 비교하였다. 최종적으로 비선형 6자유도 시뮬레이션을 통하여 타기법(의사역행렬 기법, 재분배의사역행렬 기법)과 비교 분석하였다.