• 항공우주시스템공학회지
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• 제6권2호
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• pp.23-27
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• 2012

The evaluation of simulation models against ADS-33 quantitative rotorcraft handling qualities metrics has, in the past, been a time consuming effort, involving many individual analyses in both the time and frequency domains. Manual tuning of control system parameters to meet handling qualities and performance specifications has been cumbersome and complicated. Performing rigorous trade-off studies for numerous variations in the control system is too time consuming to be practicable. With the complex interaction of time- and frequency based specifications for the closed- and broken-loop responses, it is difficult to know if the design makes the most effective use of the available control power. The Control Designer's Unified Interface (CONDUIT) software makes possible rapid optimization and trade-offs of design configurations against handling qualities specifications.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.44-50
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• 2008

본 연구에서는 SIMULINK를 이용하여 헬리콥터 추진시스템인 터보축 엔진의 성능모델링을 수행하였고 정확한 성능모델링을 위해 실제 엔진의 성능을 반영할 수 있는 구성품 성능도를 제작사에서 제공된 제한된 성능데이터로부터 유전알고리즘과 시스템 식별을 이용하여 새로이 생성하였다. 제작사에서 제공한 성능데이터와의 비교를 통해 개발한 프로그램의 신뢰성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권9호
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• pp.796-805
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• 2016

본 연구는 헬리콥터 비행 시뮬레이터 개발의 첫 번째 단계의 일환으로 비행 운동 모델의 비행조종성을 해석적으로 평가한다. 비행 운동 모델은 시뮬레이터의 목표 항공기인 AS365 N2의 공개 정보를 사용하여 생성하였다. 해당 비행 시뮬레이터는 소방 임무에 대한 조종사 교육 및 연구 도구로 개발 중이다. 모델의 평가는 비행 시험 데이터를 통한 검증이 이루어지기 전에 모델의 비행 특성과 다음 개발 단계로의 적합성을 평가하기 위하여 수행된다. 평가는 항공기분류, 임무 및 환경을 고려하여 ADS-33E-PRF(Aeroautical Design Standard Performance Specification Handling Qualities Requirement)의 기준에 의거하여 수행한다. 항공기의 해석적 비행은 규정에 대한 적합성 평가를 위해 요구되는 혹은 권장되는 비행시험절차를 따른다. 평가 결과는 ADS-33E-PRF에 명시된 조종성 등급에 따라 평가되는데 RotorLibFDM을 기반으로 생성된 비행 운동 모델이 헬기 비행에 대한 기본 교육과 연구로 사용될 수 있는 일반적인 헬리콥터 시뮬레이터에 대한 만족스러운 플랫폼을 제공함이 확인되었다.

• 한국측량학회지
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• 제26권2호
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• pp.111-116
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• 2008

본 연구는 무선조정 헬리콥터에 1000만 화소 카메라인 비측량용 카메라를 장착하였다. 그리고 상공에서 촬영되는 영상을 지상에서 제어하면서 중복도를 고려하여 촬영하였다. 획득된 영상으로부터 영상정합에 의해 불규칙 삼각망을 추출하여 수치표고모형(DEM)을 나타낼 수가 있었으며, 재래적인 측량방식인 Total Station에 의해 관측된 기준점 및 검사점과의 정확도를 비교 검토한 결과 X방향으로는 $-0.194{\sim}0.224m$, Y축으로는 $-0.088{\sim}0.180m$, Z축으로는 $-0.286{\sim}0.285m$ 정도의 오차를 얻을 수 있었다. 또한, 검사점에 대한 오차의 RMSE를 표현하면, X축 방향으로 0.021388m, Y축 방향으로 0.015285m, Z축 방향으로 0.041872m로 나타났다. 이러한 사진촬영 및 분석방법으로 기존의 Total Station 측량방법보다 더 많은 지형표고자료를 취득하는데 좋은 방법이라 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권6호
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• pp.495-501
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• 2013

한국형 기동헬기는 블레이드 가진주파수를 회피하고 지상 운용에서 로터와 기체의 동적 특성이 연계되어 나타나는 불안정성이 없도록 설계되었다. 이러한 설계 목적을 위해 진동 해석과 지상공진 해석을 수행하여 기체와 주로터의 동적 특성을 분석하였다. 이후 훨타워 시험을 통해 주로터의 동적특성을 확인하였으며 지상진동시험을 통해 기체의 동적 특성을 확인하였다. 지상진동시험은 지상 및 비행 운용 조건이 고려된 시험체 구성과 시험 조건을 적용하여 수행되었다. 본 논문에서는 한국형 기동헬기에 적용된 지상진동시험 방법 및 분석 기법을 보이고 해석 모델 보정기법과 보정된 해석 결과를 제시한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권8호
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• pp.731-738
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• 2015

항공기 비행제어시스템의 개발기간, 비용 및 위험도를 최소화시키기 위해서는 비행제어 법칙의 적용 및 시험을 효율적으로 수행할 수 있는 통합개발 도구와 Rapid Prototyping 프로세스가 요구된다. 본 논문에서는 Matlab/Simulink 환경을 통해 생성한 제어법칙 자동코드와 비행동역학 해석프로그램(HETLAS: HElicopter Trim, Linearization and Simulation)과의 연동 절차를 개발하여 시뮬레이션 평가를 효율적으로 수행할 수 있는 환경의 구축에 대해 기술하였다. 또한, 본 연구를 통해 제어법칙의 다양한 모드의 조종사 시뮬레이션 평가를 위해 HETLAS를 이용한 데스크탑 시뮬레이션 환경을 개발하고 조종성 시뮬레이터 및 HILS(Hardware In the Loop Simulation) 시험 환경과 효율적으로 연동하여 시험할 수 있는 절차를 개발하였다. 비행제어법칙 개발과정에서 HETLAS를 중심으로 한 해석/시험 환경을 개발함으로써 반복적인 제어법칙의 설계/해석 및 시험 절차를 효율적으로 수행할 수 있도록 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권2호
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• pp.139-146
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• 2009

능동 비틀림 제어기법을 이용한 복합재료 로터 블레이드의 헬리콥터 진동억제에 대한 수치연구를 수행하였다. 허브에 작용하는 진동하중 억제를 위해 복합재료 블레이드의 탄성 연계와 함께 압전 소재의 전단변형 메커니즘을 이용하였다. 로터 블레이드는 표면에 압전 작동기를 부착한 박벽 상자형 단면을 갖는 복합재료 보로 모델링하였다. 회전익에 대한 지배 운동방정식은 Hamilton 원리를 이용하여 구성하였고, 공력하중은 자유후류모델을 포함하는 비정상 공력 이론을 이용하여 구했다. 다양한 탄성연계 적층과 능동 작동기를 부착한 복합재료 블레이드에 대해 허브진동 하중 특성을 고찰하였다. 수치해석 결과 최적 제어 알고리듬을 적용하여 $N_b$/rev 진동하중을 대폭 줄일 수 있음을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권2호
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• pp.103-110
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• 2022

악천후나 기계적 결함에 의한 비행성(Handling Qualities) 저하는 그 상황에 익숙하지 못한 조종사에게 치명적인 위험을 줄 수 있다. 특히 결빙의 경우에는 실제로 사고가 빈번하게 일어나는 원인인 만큼 중요하게 고려해야 할 사안이다. 대다수의 기존 연구들은 결빙에 따른 공기역학적 성능 변화와 그에 따른 모델링 방법을 제시하거나 결빙을 방지하는 방법을 주로 다루었으나, 본 연구에서는 전기체(full-scale) 헬리콥터에 발생하는 결빙으로 인한 비행 성능 저하를 능동적으로 보상하는 비행제어기를 설계하고자 한다. 본 연구에서는 먼저 UH-60 헬리콥터에 발생하는 결빙으로 인한 비행성 저하를 CONDUIT이라는 프로그램을 통해 보이고, 이러한 비행성 저하를 보상하기 위해 RS-LQR(Robust Servomechanism Linear Quadratic Regulation) 기법을 사용한 강인 제어기를 설계하였다. 시뮬레이션을 통해 제안한 강인 제어기가 헬리콥터가 결빙된 상황에서도 Level 1 비행성을 유지하는 것을 보였다.

• Composites Research
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• 제35권5호
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• pp.340-346
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• 2022

본 연구에서는 복합재료 블레이드에 대한 최적 구조설계 프레임워크를 구성하고, 이를 헬리콥터 블레이드에 적용하여 최적 구조설계를 수행하였다. 단면 형상의 경우 C형 및 D형 스파를 선택할 수 있게 구성하였으며, 최적설계 프레임워크는 유전자 알고리즘과 입자 군집 최적화 알고리즘을 결합한 PSGA를 활용하였다. 단면의 기하학적 모델링은 B-spline을 이용하여 구현하였고, 유한요소 모델 생성 프로그램 Gmsh를 통해 단면 유한요소모델을 만든 뒤 단면 해석 프로그램인 Ksec2D를 사용하여 구조해석 결과를 도출하였다. 본 최적설계 프레임워크를 HART II 블레이드에 적용하여 최적 구조설계를 수행한 결과, C형 스파 모델은 기준 형상 대비 무게 7.39%, D형 스파 모델은 6.65% 감소하였으며, 이때 전단중심은 모두 공력중심과 인접한(5% 이내) 결과를 도출하였다. 본 연구를 통해 일반적인 헬리콥터 블레이드의 단면에 적용할 수 있는 최적 구조설계 프레임워크의 유효성을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.263-267
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• 2008

본 연구에서는 헬리콥터 추진시스템의 장착 성능해석 모델링 시 고려하여야 할 흡입구 모델, 블리드 공기 손실, 보기류 시스템 구동에 사용되는 출력 추출 등을 포함한 장착 성능해석을 수행하였다. 흡입구의 압력 손실은 비행마하수와 유량에 따른 압력손실 값으로 나타낸 흡입구 성능 맵을 이용하였다. 추진시스템 장착 성능해석 모델링의 검증을 위해서는 실제 시험데이터와 비교해야 하지만 데이터 확보가 어려워 상용성능해석 프로그램인 GASTURB 해석결과와 비교 하였다. 해석결과 평균오차 0.5% 이내로 본 연구에서 수행한 추진시스템의 장착 성능해석 모델링의 타당성을 검증하였다.