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헬리콥터 기술시범기의 비행제어 조종권 전환 모의를 위한 기계식 조종장치 모델 설계 연구
양창덕 항공우주시스템공학회 2017 항공우주시스템공학회지 Vol.11 No.2
Since the flight-control system is critical for the safety of an aircraft, a fail-safe system is needed in a flight demonstrator used to test a new flight-control system. A backup control system is also needed to ensure safety in using a mechanical flight-control system. This paper presents a development of an MFCS (Mechanical Flight Control System) model for simulating control authority switching of a helicopter technical demonstrator, as well as the results of evaluating the developed MFCS model.
양창덕 한국공업화학회 2014 한국공업화학회 연구논문 초록집 Vol.2014 No.1
In order to satisfy the fast-growing demand for innovative display technologies with an entirely new generation of flexible, light-weight, and ultralow-cost electronic devices in the offing, the charge-transport characteristics of solution-processable polymeric semiconductors must be improved. Such great advances are essentially fueled by the molecular engineering of the conjugated backbones as well as the improved experimental techniques (patterning and printing) for the fabrication. With simultaneously taking into account two constituting components (conjugated backbone and side chains) in the polymers, herein we present various conjugated polymers for high performance organic field-effect transistors (OFETs).
헬리콥터 FBW 기술시범기를 위한 기계식 조종장치 기구학 해석
양창덕,이승덕,김철호 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4
비행제어시스템은 안전필수(safety critical)항목으로서 새로운 시스템의 항공기 적용과 데모를 위해서는 주의 깊은 영향성 검토를 필요로 한다. 이를 위해 NASA의 RASCAL 및 DLR의 ACT-FHS는 기술데모를 위해 안전한 비행제어 시스템을 back-up으로 하는 2중의 비행제어시스템으로 기술데모를 수행하였다. 본 논문에서는 FBW 기술시범을 위해 개조를 수행한 헬리콥터의 기계식 조종장치에 대한 기구학 해석을 수행하였다. FBW시스템이 작동할 때 FBW시스템용 액추에이터 구동에 의한 기계식 조종장치 및 조종간의 영향성을 분석하였다. As a safety critical item, it is necessary to meticulous consideration of the safety impact to demonstrate and apply a new flight control system technology to a aircraft. For technology demonstration, ACT-FHS of DLR and NASA"s RASCAL, demoed the FBW flight control system using a back-up system of a safe flight control system. In this paper, we analysis the kinematics of mechanical flight controls system of the remodeled helicopter for the FBW technology demonstration. We analysis the impact of the control stick and mechanical flight control system by driving the electric actuator of the FBW system.
헬리콥터 유입류 모델에 따른 발사된 로켓의 비행궤적 영향성 및 안전발사 기동영역 해석 연구
양창덕,정동우,Yang, Chang Deok,Jung, Dong Woo 항공우주시스템공학회 2019 항공우주시스템공학회지 Vol.13 No.3
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. This study presents the numerical investigation of the trajectory of rocket launched from a helicopter. The nonlinear mathematical model of armed configuration of UH-60 helicopter was developed while Hydra 70 unguided rocket was modeled to simulate the rocket behavior. The effects of various inflow models on the launched rocket trajectory are obtained. Similarly, rocket launch simulation was performed to determine the unsafe flight maneuver condition where the rocket trajectory is critically close to the helicopter main rotor tip path plane.
양창덕,조인제,김창주 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11
헬리콥터 Fly-By-Wire 비행제어 시스템 개발을 위해서는 효율적인 개발환경 적용이 필요하며 이를 위해 개발된 HETLAS(Helicopter Trim, Linearization and Simulation)은 헬리콥터 비행역학 해석 및 제어법칙 설계, 검증을 위한 수단을 제공한다. 본 논문에서는 HETLAS 를 이용하여 여러 환경에서의 헬리콥터 성능해석을 수행하였다. 헬리콥터 지면효과를 고려하여 지면에서의 높이 및 전진비행에 따른 헬리콥터 성능변화를 해석하였고, Vortex-Ring State 모델을 적용하여 하강비행 시 성능을 해석하였다. 그리고 엔진 파워변화 및 전진비행 속도에 따른 트림해석을 수행하였다. The establishment of an effective development environment is essential to develop the Helicopter Fly-By-Wire flight control system. And the HETLAS(Helicopter Trim, Linearization and Simulation) provides means of helicopter flight dynamic analysis, control law design and validation. In this paper, we have analysis the helicopter performance in three cases. We have analysis the in-ground effect with variation of forward flight speed and height, descent flight performance using the vortex-ring state model and trim condition with variation of engine power.