• 항공우주시스템공학회지
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• 제8권3호
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• pp.41-46
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• 2014

Fatigue evaluations for the rotor blades of commercial or military rotorcraft have been carried out using the safe life concept since 1950s. Particularly, in the case of a rotor blade made of a composite material, a highly reliable fatigue life could be predicted by evaluation the cumulative damage using combination of fatigue life curve and load spectrum. However, there is a limit in adequately evaluating the strength reducing phenomena caused by damages or defects generated during the manufacturing process or impact damage induced by operational usages, using only the safe life concept. In this study, the fatigue evaluation process based on the damage tolerance concept is described and illustrated by means of successful application to substantiate the retirement time of composite rotor blades.

• International Journal of Control, Automation, and Systems
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• 제3권1호
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• pp.87-99
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• 2005

We present in this paper the stabilization (tracking) with motion planning of the six independent configurations of a mini unmanned areal vehicle equipped with four streamlined rotors. Naturally, the yaw-dynamic can be stabilized without difficulties and independently of other motions. The remaining dynamics are linearly approximated around a small roll and pitch angles. It will be shown that the system presents a flat output that is likely to be useful in the motion generation problem. The tracking feedback controller is based on receding horizon point to point steering. The resulting controller involves the lift (collective) time derivative for what flatness and feedback linearization are used. Simulation tests are performed to progress in a region with approximatively ten-meter-buildings.

• 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.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.498-511
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• 2017

This work conducts a validation study for loads analysis of the UH-60A slowed rotor at high advance ratios. The nonlinear flexible multibody dynamics analysis code, DYMORE II, is used with a freewake model for the rotorcraft comprehensive analysis. Wind tunnel test data of airloads and structural loads of a full-scale UH-60A slowed rotor are used for this validation study. This analysis predicts well the thrust reversal phenomenon at the advance ratio of 1.0. The section airloads such as normal forces and pitching moments and the oscillatory blade structural moments in this analysis are compared well or moderately with the measured data, although the higher harmonics components of blade torsion moments are not captured well. This validation study assesses the prediction accuracy and investigates the unique aeromechanics characteristics of a slowed rotor at high advance ratio.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2013년도 추계학술대회 논문집
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• pp.103-108
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• 2013

This paper describes basic properties tests and non-rotating dynamic test for rotor blade, flexbeam, and torque tube of which bearingless rotor in helicopter consists. A basic properties test are bending and twist test to find the flap stiffness, lag stiffness, and twist stiffness of specimens. The purpose of dynamic test is to find natural frequencies and modes in non-rotating state. The test results are used to update the analysis model. The updated analysis results using rotorcraft comprehensive code match the tests quite well. The updated model input based on the tests will be utilized to analysis the conditions of rotating whirl tower test before the whirl test and will be compared with the whirl tower test results.

• 한국항공운항학회지
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• 제29권2호
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• pp.78-83
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• 2021

In modern society, the use of small rotary-wing unmanned aerial vehicles such as drones is increasing. As the military considers tactics using drones, demand for drones is increasing. However, there is still no airworthiness certification standard for drones for safety. In this paper, we proposed airworthiness certification standards for small rotorcraft unmanned aerial vehicles based on CS-LURS in Europe and STANG-4703, 4738 (draft) of the North Atlantic Treaty Organization. In addition, airworthiness certification standards have been strengthened through the case of unmanned aerial vehicle accidents in operation by the Korean military. The airworthiness certification standards for small rotary-wing unmanned aerial vehicles will be supplemented through a demonstration project.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권1호
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• pp.24-32
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• 2023

본 논문에서는 기 개발된 로터 블레이드 해석 모델 중 구조 모델을 보완하여 기존에 수행한 HART II의 연구결과와 비교하였다. 구조 모델은 혼합변분 정식화 기반의 기하학적 정밀 보 모델이며, 블레이드의 기하학적 비선형 거동을 정밀하게 예측할 수 있다. 기존 해석 결과에서는 비틀림 변형과 구조하중 결과에서 실험결과 대비 위상차가 발생하였는데 본 연구에서는 기존 결과 대비 위상차가 현저히 감소한 결과를 도출하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제34권1호
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• pp.111-116
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• 2010

비상착륙상황에서 승객의 안전을 향상시키기 위한 내추락 설계는 회전익기 설계 개발에 있어 필수적이다. 특히, 추락 시 착륙장치는 상대적으로 많은 에너지를 흡수할 수 있기 때문에, 내추락 설계에 있어 중요한 역할을 한다. 군사규격에서는 착륙장치의 에너지 흡수능력 뿐만 아니라, 파손 후 동체를 뚫고 들어가 승객에게 2차 피해를 주지 않아야 함을 규정하고 있다. 이와 같은 군사규격을 만족하기 위해서는 파손장치와 같은 내추락 장치를 마련하여, 착륙장치가 파손 후 안전하게 붕괴되어 동체를 뚫고 들어가지 않도록 해야 한다. 본 연구에서는 회전익기 착륙장치에 필수적인 파손장치의 설계 및 설계개발시험을 수행하였다. 먼저 착륙장치가 동체를 뚫고 들어가지 않도록 하기 위한 붕괴 과정을 결정하였다. 다음으로 파손장치에서 가장 중요한 부품인 파손 핀을 설계하였고, 설계기준을 만족하도록 2가지 강도 범위로 설계되었다. 최종적으로 설계개발시험을 통해 파손장치 설계를 성공적으로 검증하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제17권7호
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• pp.687-693
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• 2016

항공기의 가속도 운동이나 급격한 선회는 연료탱크 내부에서 슬로싱(연료 쏠림) 현상을 발생시킨다. 급격한 기동으로 발생하는 슬로싱 현상은 연료탱크 내부에 장착되는 구성품들에 상당한 하중으로 작용될 수 있다. 심각한 상황에서는 연료탱크 내부 구성품 및 배관의 파손이 발생하여 연료탱크 자체의 찢어짐으로도 이어질 수 있다. 따라서, 슬로싱 현상에 대해 연료탱크 내부 구성품이 구조 건전성을 보유하도록 설계되어야만 승무원의 생존성을 향상시킬 수 있다. 이러한 점을 고려하여 연료탱크 내부 구성품의 설계를 위해서는 구성품에 작용하는 슬로싱 하중의 확보가 선행되어야 한다. 본 논문에서는 회전익 항공기용 연료탱크 내부에서 발생할 수 있는 슬로싱 수치해석을 수행하여 내부 구성품에 작용하는 슬로싱 하중을 고찰하였다. 슬로싱 수치해석을 위해 입자법을 기반으로 하는 유체-구조 연성해석을 수행하였고, 미군사 규격(MIL-DTL-27422D)에서 규정하는 시험조건을 수치해석 조건으로 적용하였다. 수치해석 결과로써 슬로싱 현상에 의해 회전익항공기용 연료탱크 내부 구성품에 작용하는 하중과 최대 등가응력을 분석함으로써 유체-구조 연성해석을 통해 슬로싱 하중을 고려할 수 있는 설계 데이터 확보 가능성을 검토하였다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제18권3호
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• pp.724-729
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• 2017

회전익항공기용 연료탱크의 중요한 성능 중의 하나인 내충격성능은 충돌충격시험을 통해 검증된다. 충돌충격시험은 작용하는 하중이 매우 높기 때문에 실패 위험이 큰 시험인데, 만약, 연료탱크가 내충격 요구조건을 불만족하게 되면 항공기 전체 개발 일정에 심각한 차질을 줄 수 있다. 따라서, 초기 설계단계부터 연료탱크 충돌충격시험에 대한 수치해석을 수행하여 실물시험에서의 실패 가능성을 최소화 하려는 노력이 수행되어 왔다. 최근, 국내개발 회전익항공기의 항속거리를 증가시키기 위한 목적으로 외부 보조연료탱크 개발이 진행되고 있다. 본 연구에서는 해당 외부 보조연료탱크의 내충격 성능의 검토를 위해 현재까지 진행되어 온 충돌충격시험에 대한 수치해석 결과를 제시하였다. 수치해석 방법으로는 유체-구조 연성해석 방법인 입자법을 적용하였고, 미군사규격에서 규정하고 있는 시험조건을 해석조건으로 반영하였다. 또한, 실물 연료탱크 소재의 시편시험을 통해 기 확보된 바 있는 물성데이타를 수치해석에 적용하였다. 그 결과로 연료탱크 외피 및 피팅 부위의 등가응력을 계산하고 내부 장착품의 거동과 작용 하중을 분석함으로써 외부 보조연료탱크의 내충격성 설계를 위한 데이터 확보 가능성을 확인하였다.