• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.638-642
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• 2008

Computational methods based on the solution of the flow model are widely used for the analysis of lowspeed, inviscid, attached-flow problems. Most of such methods are based on the implementation of the internal Dirichlet boundary condition. In this paper, the time-domain panel method uses the piecewise constant source and doublet singularities. The present method utilizes the time-stepping loop to simulate the unsteady motion of the rotary wing blade. The wake geometry is calculated as part of the solution with no special treatment. To validate the results of aerodynamic characteristics, the typical blade was chosen such as, Caradonna-Tung blade and present results were compared with the experimental data and the other numerical results in the single blade condition and two blade condition. This isolated rotor blade model consisted of a two bladed rotor with untwisted, rectangular planform blade. Computed flow-field solutions were presented for various section of the blade in the hovering mode.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2004년도 ICCAS
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• pp.57-62
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• 2004

This paper deals with a waypoint trajectory following problem for the tilt-rotor UAV under development in Korea (TR-KUAV). In this problem, dynamic model inversion based on the linearized model and Sigma-Phi neural network with adaptive weight update are involved to realize the waypoint following algorithm for the vehicle in the helicopter flight mode (nacelle angle=0 deg). This algorithms consists of two main parts: outer-loop system as a command generator and inner-loop system as stabilizing controller. In this waypoint following problem, the position information in the inertial axis is given to the outer-loop system. From this information, Attitude Command/Attitude Hold logic in the longitudinal channel and Rate Command/Attitude Hold logic in the lateral channel are realized in the inner-loop part of the overall structure of the waypoint following algorithm. The nonlinear simulation based on the TR-KUAV is carried out to evaluate the stability and performance of the algorithm. From the numerical simulation results, the algorithm shows very good tracking performance of passing the waypoints given. Especially, it is observed that ACAH/RCAH logic in the inner-loop has the satisfactory performance due to adaptive neural network in spite of the model error coming from the linear model based inversion.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제10권2호
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• pp.23-33
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• 2009

The inherent aeromechanical complexity of a rotor system necessitated the comprehensive analysis code for helicopter rotor system. In the present study, an aerodynamic analysis module has been developed as a part of rotorcraft comprehensive program. Aerodynamic analysis module is largely classified into airload calculation routine and inflow analysis routine. For airload calculation, quasi-steady analysis model is employed based on the blade element method with the correction of unsteady aerodynamic effects. In order to take unsteady effects - body motion effects and dynamic stall - into account, aerodynamic coefficients are corrected by considering Leishman-Beddoes's unsteady model. Various inflow models and vortex wake models are implemented in the aerodynamic module to consider wake induced inflow. Specifically, linear inflow, dynamic inflow, prescribed wake and free wake model are integrated into the present module. The aerodynamic characteristics of each method are compared and validated against available experimental data such as Elliot's induced inflow distribution and sectional normal force coefficients of AH-1G. In order to validate unsteady aerodynamic model, 2-D unsteady model for NACA0012 airfoil is validated against aerodynamic coefficients of McAlister's experimental data.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권1호
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• pp.41-51
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• 2018

무장 헬리콥터에서 발사되는 무유도 로켓은 로터 블레이드에 의한 내리흐름과 전후좌우 기동으로 인한 외풍에 의해 전체 궤적 및 사거리가 변화하므로, 내리흐름 효과를 고려하여 무유도 로켓의 궤적을 예측하는 것이 중요하다. 내리흐름 효과를 고려한 무유도 로켓의 궤적 및 사거리를 예측하기 위해, 본 연구에서 여러 외풍 조건에 따른 후류 영역을 Actuator Disk Model(ADM)로 계산하고 6 자유도 (6 DOF) 운동 해석으로 무유도 로켓의 자세 및 전체 비행 궤적을 예측할 수 있는 알고리즘을 개발하였다. 개발된 알고리즘은 ADM 해석 결과를 6 자유도에 반영하여 다양한 초기 발사조건에서 무유도 로켓의 전체 궤적을 예측할 수 있고, 기존 Inflow model을 이용한 내리흐름 해석과는 다르게 동체와의 간섭효과를 고려하여 비교적 정확한 내리흐름 및 다양한 외풍 환경 조건으로 궤적을 예측 할 수 있다. 개발된 알고리즘을 이용하여, 내리흐름 효과에 의한 무유도 로켓의 자세 및 궤적 변화 메커니즘을 유효 받음각 변화와 기수 자세 안정성으로 규명하였다. 그리고 외풍으로 인해 변화하는 내리흐름 효과를 고려하여 무유도 로켓의 궤적변화와 사거리를 계산한 결과, 후방 외풍 시 최대 13% 사거리 증가를 보였다. 사거리 증가의 주요 요인으로 내리흐름 영역과 강도, 부차적 요인으로 외풍과 동체와의 간섭효과, 동압의 크기인 것을 밝혔다. 또한 사거리 변화량이 가장 큰 후방 외풍에서, 후방 외풍의 풍속이 증가함에 따라 로켓의 사거리가 증가하였다. 하지만 특정 후방 외풍 크기 이상에서 더 이상 로켓 사거리가 증가하지 않는 한계를 보였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제17권11호
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• pp.1095-1100
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• 2011

In this paper, PHM (Prognostics and Health Management) techniques are briefly outlined. Prognostics, being a central step within the PHM, is explained in more detail, stating that there are three approaches - experience based, data-driven and model based approaches. Representative articles in the field of prognostics are also given in terms of the type of faults. Model based method is illustrated by introducing a case study that was conducted to the crack growth of the gear plate in UH-60A helicopter. The paper also addresses the comparison of the OBM (Overall Bayesian Method), which was developed by the authors with the PF (Particle Filtering) method, which draws great attention recently in prognostics, through the study on a simple crack growth problem. Their performances are examined by evaluating the metrics introduced by PHM society.

• 한국전자파학회논문지
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• 제17권8호
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• pp.773-787
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• 2006

비행체 탑재 레이다는 민군 겸용으로 기상에 관계없이 전천후로 비행체의 안전 항행, 임무 감시, 사격 통제, 충돌 회피, 이착륙 등 비행에 필수적인 항공 전자 장치이다. 본 논문에서는 헬기 탑재 다중 모드 X-밴드 펄스 도플러 레이다 시험 모델의 설계, 제작 및 비행 시험 결과를 제시한다. 레이다 시스템은 안테나부, 송수신부, 신호처리부와 전시부의 4개의 LRU로 구성되며, 개발 기술은 평판 슬롯 배열 안테나, TWTA 송신기, coherent I/Q detector, 디지털 펄스 압축, MTI, DSP 기반 도플러 FFT 필터, 적응 CFAR, 도플러 추정보상 기법, 비행 안정화 및 TWS 추적 처리기를 포함한다. 개발된 레이다 시스템의 설계 성능은 다양한 지상 고정 및 이동 시험과 헬기 탑재 비행 시험을 통하여 이동 비행체 이동 클러터 보상과 MTD 성능을 확인하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권8호
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• pp.8-14
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• 2019

조류 충돌은 항공 운항에서 안전에 관한 가장 중요한 설계 요인이며 고정익 및 회전익 항공기에 심각한 손상을 가하는 원인 중 하나로 분류된다. 본 연구를 통해 조류 충돌 과정을 오일러-라그랑지안 기법을 적용하여 헬리콥터에 장착된 복합재 블레이드의 응답을 MSC.DYTRAN 소프트웨어로 모사하였다. 임의의 라그랑지안 오일러리안(ALE) 방법과 적절한 상태 방정식을 선정하여 조류 모델링에 적용하여 복합재로 구성된 로터 블레이드의 앞전의 조류충돌 구조 건전성을 입증하였다. 조류충돌 해석을 적용하기 위해서 블레이드 앞전 물성치와 조류의 강도와 물성의 차이가 크기 때문에, 충돌 후 조류의 파편을 유체로 가정하여 Euler 요소로 적용하였다. 조류충돌 해석을 통해 설계된 로터 블레이드의 앞전 구조는 조류 충돌에 대해 새의 크기(50.8mm)를 적용하여 TSAI-FILL 파괴기준으로 1.18의 여유마진을 확인하였다. 복합재 블레이드의 조류충돌 해석 결과는 충분히 신뢰성을 가진 것으로 평가되며 다양한 해석조건으로 시험을 대체할 것으로 평가할 수 있다. 향후 제시된 방법으로 다양한 하중 조건, 다양한 조류 모델링을 적용하여 로터 블레이드의 구조 안정성을 평가할 수 있다.

• 해양환경안전학회지
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• 제29권4호
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• pp.372-379
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• 2023

국제유가가 배럴당 85달러에서 하반기에는 최대 100달러까지 오를 것으로 예상하여 세계 시장에서 해양플랜트 발주가 늘어날 가능성이 크다. 해양플랜트의 주요 특징 중 한 가지는 탑사이드에 대형 헬리데크가 위치하며 경량화 및 내부식성을 위하여 알루미늄 합금을 구조의 기본 재료로 사용하고 있다. 선주사는 긴급 상황 발생 시 신속한 인명 대피를 위하여 헬리콥터 크기를 대형화하는 추세이고, 헬리콥터를 데크에 안정적으로 고박할 수 있는 장치의 안전사용하중도 증가가 필요하다. 알루미늄 재질의 특성상 용접에 의한 구조 강도 저하가 크기 때문에, 고정 장치는 데크에 매립하여 볼트로 고정하는 방식으로 설계가 필요하다. 본 연구에서는 대형 헬리데크(직경=28m)에 사용이 가능한 헬리콥터 고정 장치를 개발하기 위하여 알루미늄 합금 6082-T6를 적용한 모델을 개발하였다. 개발된 고정 장치는 실제 고박에 사용하는 하중 조건을 만족하도록 비선형구조 강도 계산을 통하여 검증하였다. 45도 경사각을 갖는 하중 조건은 국부적인 소성 붕괴로 인하여 90도 조건에 비해 낮은 최종강도를 나타냈다. 최종 모델에 대한 비선형 구조 붕괴 거동은 강도 실험과 경향이 유사하게 나타났다. 본 연구에서 도출한 주요 내용은 유사 알루미늄 기자재의 구조 강도 검토 시 참고 문헌이 될 것으로 판단된다.

• 한국항행학회논문지
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• 제10권2호
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• pp.173-180
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• 2006

비행체 탑재 레이다는 기상에 관계없이 전천후로 비행체의 안전항행, 임무감시, 사격통제, 충돌회피, 이착륙 등 비행에 필수적인 항공장치이다. 본 논문에서는 비행체 탑재 다중 모드 펄스 도플러 레이다 시험 모델의 설계, 제작 및 비행시험 결과를 제시한다. 레이다 시스템은 안테나부, 송수신부, 신호처리부와 전시부의 4-LRU(Line Replacement Unit)로 구성되며, 개발기술은 평판 슬롯 배열 안테나, TWTA 송신기, coherent I/Q detector, 디지털 펄스 압축, 도플러 FFT 필터를 기반으로 한 DSP, 적응 CFAR, TWS 추적 처리기, 비행정보 IMU 및 도플러 추정보상 기법을 포함한다. 개발된 레이다 시스템의 설계 성능은 다양한 헬기탑재 비행시험을 통하여 기능 및 성능을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.398-405
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• 2014

내장형 소프트웨어 기술이 항공 및 방위산업과 같은 안전-필수 시스템에 적용됨에 따라 보다 높은 소프트웨어의 신뢰성이 요구되고 있다. 그 중에서 소프트웨어의 무결성은 주로 정적 분석 도구를 이용해 검증이 이뤄지고 있으며 최근에 개발된 정적 분석 도구는 수학적인 분석 방법을 통해 코드의 무결성을 평가하고 있다. 본 연구에서는 정형 검증 도구인 Polyspace를 이용해 자동코드의 결함을 검출하고, 코딩규칙의 준수 여부를 검증하였다. 검증된 결과를 바탕으로 결함을 가진 제어법칙 모델을 수정하여 코드 생성 이전의 원천적인 결함을 제거 가능함을 확인하였고 FBW 헬리콥터 제어법칙 자동생성코드의 무결성을 확보 할 수 있었다.