• Journal of Biosystems Engineering
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• 제36권6호
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• pp.467-475
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• 2011

Aerial spraying technology using a small unmanned helicopter is an efficient and practical tool to achieve stable agricultural production to improve the working condition. An attitude controller for the agricultural helicopter would be helpful to aerial application operator. In order to construct the flight controller, a state space model of the helicopter should be identified using a dynamic analysis program, such as CIFER$^{(R)}$. To obtain the state space a model of the helicopter, frequency-sweep flight tests were performed and time history data were acquired using a custom-built stick position transmitter. Four elements of stick commands were accessed for the collective pitch (heave), aileron (roll), elevator (pitch), rudder (yaw) maneuvers. The test results showed that rudder stick position signal was highly linear with rudder input channel signal of the receiver; however, collective pitch stick position signal was exponentially manipulated for the convenience of control stick handling. The acquired stick position and flight dynamic data during sweep tests would be analyzed in the followed study.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권12호
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• pp.1152-1162
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• 2008

본 논문은 헬리콥터 비선형 제어기 설계를 위한 State-Dependent Riccati Equation (SDRE) 기법을 다루었다. SDRE 제어기법은 비선형 운동방정식에 대해 선형 시스템과 같은 구조를 갖는 방정식을 필요하기 때문에 State-Dependent Coefficient (SDC) factorization 기법을 개발하여 비선형 운동방정식으로부터 이러한 구조의 방정식을 유도하였다. SDRE제어기를 온라인상에서 설계하는데 필요한 대수 Riccati 방정식의 효율적인 수치해법을 연구하였다. 본 연구에서 제안된 수치기법을 헬리콥터의 경로추종문제로 적용하였으며, 고 신뢰도의 헬리콥터 수학적 모델을 적용하여 실시간으로 SDRE 제어기를 설계할 수 있는 방안을 제안하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권3호
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• pp.50-57
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• 2003

본 연구에서 헬리콥더의 궤적추종을 위한 제어기의 설계 및 평가를 수행하였다. 제어시스템의 알고리즘은 선형 되먹임 기법과 두 단계 시간분리 구조를 이용하여 구성하였다. 또한 헬리콥터 동특성에 대한 정확한 정보의 결핍으로 인한 모델 역변화 오차를 보상하기 위해 신경회로망을 이용한 실시간 적응제어 구조를 자세제어 시스템에 적용하였다. 제어 시스템의 궤적추종성능은 아파치 헬기의 동측성을 나타내는TMAN 시뮬레이션 프로그램의 단순형을 사용하여 평가하였다. 이를 통하여 실시간 신경회로망 적응제어 구조가 동특성 정보의 부족으로 이한 궤도 추종 제어의 성능 저하 문제에 매우 효과적으로 기여함을 보였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제3권3호
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• pp.271-298
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• 2016

In this paper, we study a problem of passive suppression of helicopter Ground Resonance (GR) using a single degree freedom Nonlinear Energy Sink (NES), GR is a dynamic instability involving the coupling of the blades motion in the rotational plane (i.e. the lag motion) and the helicopter fuselage motion. A reduced linear system reproducing GR instability is used. It is obtained using successively Coleman transformation and binormal transformation. The analysis of the steadystate responses of this model is performed when a NES is attached on the helicopter fuselage. The NES involves an essential cubic restoring force and a linear damping force. The analysis is achieved applying complexification-averaging method. The resulting slow-flow model is finally analyzed using multiple scale approach. Four steady-state responses corresponding to complete suppression, partial suppression through strongly modulated response, partial suppression through periodic response and no suppression of the GR are highlighted. An algorithm based on simple criterions is developed to predict these steady-state response regimes. Numerical simulations of the complete system confirm this analysis of the slow-flow dynamics. A parametric analysis of the influence of the NES damping coefficient and the rotor speed on the response regime is finally proposed.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.70-77
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• 2019

본 논문에서는 헬리콥터의 유입류 모델에 따라 헬리콥터에서 발사되는 로켓의 궤적에 대한 영향성을 비행역학 해석을 통해 검토하였다. 무장형상의 비선형 비행역학 해석모델은 UH-60 헬리콥터 형상으로 구성하고 헬리콥터에서 발사되는 발사체의 궤적예측에는 HYDRA 70 로켓을 이용하였다. 다양한 로터 유입류 모델을 사용하여 각각의 모델에 따라 로켓 발사궤적에 미치는 영향을 검토하였다. 또한 헬리콥터의 다양한 비행조건에 대해 로켓 발사 시뮬레이션 해석을 수행하고 로켓이 로터 디스크 면과 근접하는 위험한 로켓발사 비행영역을 검토하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제16권4호
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• pp.1-11
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• 2008

This research presents a study for the knowledge-based configuration design development of a RC (remote control) helicopter. Parametric design and knowledge based design concepts are introduced for rapid design changes and analyses using commercial CAD software, CATIA(R) Knowledgeware module. It is crucial for RC helicopter design because it enables rapid conceptual design through instant configuration changes. Positions and dimensions of RC helicopter parts were used as design parameters. As an example, positions of CG(center of gravity) points were traced and plotted as the configuration changes. Further research should be performed in areas of user interfaces and web-based multi-user environments instead of using Excel data sheets.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.151-154
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• 2006

In the present paper, hovering performance analyses of proprotor and helicopter rotor blades were performed by using FLUENT software. As a proprotor, TRAM(Tilt Rotor Aeroacoustic Model) was selected and performance analysis was carried out with mesh adaptation for more elaborate solution. As a helicopter rotor blades, two bladed Caradonna and Tung's rotor and four-bladed BO-105 helicopter rotor blades were selected. In case of Caradonna and Tung's rotor, vortex trajectory was compared with experimental data to inspect the vortex convection capability of the present flow solver. For the final case, performance of BO-105 helicopter rotor blades was investigated and compared with experimental data. After performance analyses of proprotor and helicopter rotors, it was shown that the present solver showed reasonable vortex strength, wake geometry and thurst coefficient distributions. But power coefficient was somewhat overestimated about $10%{\sim}15%$ regard less of mesh adaptation.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.340-346
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• 2013

This paper describes a helicopter vibration induced by main rotor in forward flight. The hub loads in the fixed frame, which are dominant source of helicopter vibration, are obtained by multi-blade summation of rotating blades loadings. The components of 3/rev, 4/rev, and 5/rev blades loadings are transmitted by blades to 4/rev hub loads in the fixed frame. The vertical vibrations of helicopter at pilot seat and copilot seat are calculated through rigid body transfer functions considering airframe to be rigid body. The blades are assumed to be elastic and undergo the flap, lag, and torsion motion and free wake aerodynamic model is used to calculate the precise blade loadings in the analysis. The 4/rev vertical vibration responses are analyzed from rotating blade loadings and fixed hub loadings.

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제25권2호
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• pp.105-110
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• 2015

본 연구는 Quanser사의 3-자유도 헬리콥터 시스템에 대한 종래의 선형 수리 모델을 개선한 수리 모델을 제안하고, 실험을 통해 제안된 수리 모델을 기반으로 설계된 제어기의 제어 성능을 종래의 수리 모델을 기반으로 설계된 제어기의 제어 성능과 비교함으로써 그 타당성을 검증한다. 이에 대한 연구 진행 과정은 다음과 같다. 첫째, 3-자유도 헬리콥터 시스템의 동 특성을 분석하고, 종래의 선형 수리 모델을 구축한다. 둘째, 종래의 수리 모델의 구축을 위해 수행된 선형화 과정에서 제거된 비선형적 요소들을 파악한다. 그리고 이 제거된 비선형적 요소들에 대응하는 파라미터들을 추가하여 개선된 수리 모델을 구축한다. 이 때, 수리 모델을 구축하기 위해 메타 휴리스틱 전역 최적화 기법인 입자군집최적화 알고리즘을 이용한다. 마지막으로, 제안된 모델을 기반으로 제어기를 설계하고, 이를 종래의 수리 모델을 기반으로 설계된 제어기의 제어 성능을 비교하여 제안된 수리 모델의 타당성을 검증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권4호
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• pp.335-341
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• 2010

PD 제어기 기반으로 설계된 무인헬리콥터의 내부루프 제어기의 성능을 향상시키기 위 하여 한 개의 신경회로망이 적용되었다. 오차방정식의 응답특성 기반으로 설계된 PD 제어기는 운동모델의 비선형성에 의해 성능이 저하된다. 이러한 비선형성은 운동모델로부터 변형된 운동 역변환 모델(Modified Dynamic Inversion Model, MDIM)로 분리되었고 신경회로망의 출력에 의해 보상되었다. 신경회로망의 학습에는 제어기 안정성 보장을 위하여 리야프노프의 직접방법(Lyapunov's direct method)으로부터 유도된 온라인 가중치 적응법칙이 이용되었다. 신경회로망에 의한 PD제어기의 성능향상은 비선형성을 갖고 있는 무인헬리콥터의 수치시뮬레이션 결과로 보였다.