탄성 변형을 고려한 능동 거니 플랩의 동특성 해석

기영중,김도형,김덕관 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 논문에서는 헬리콥터 로터 시스템의 진동과 소음을 저감시키기 위해 개발이 진행 중인 능동 거니 플랩(AGF, Active Gurney Flap)에 대해 유한요소해석을 이용하여 수행된 동특성 해석결과를 소개하였다. 거니플랩은 블레이드 뒷전(T/E, Trailing Edge) 부위에 위치하며, 블레이드 하부 표면에 공기흐름의 수직방향으로 장착된다. 거니플랩 조립체는 전기모터와 기계식 링키지 및 플랩 등의 부품들로 구성되어 NACA23012 블레이드 내부에 장착되며, 고정된 프레임에서의 4/rev 진동 성분을 감소시키기 위해 3~5/rev 범위로 능동적인 제어가 필요하다. 따라서 로터의 회전에 의한 원심력과 이에 따른 탄성 변형을 고려한 상황에서 거니 플랩의 동적 가진에 의한 응답특성을 검토하였으며, 이를 위해 외연적 시간적분법(explicit time integration method)을 이용하였다. In this study, the finite element analyses were carried out to investigate dynamic characteristics of AGF(Active Gurney flap) which is developed to reduce vibration and noise of the helicopter rotor systems. Gurney flap is a kind of small flat plate, mounted normal to the lower surface of the airfoil near to trailing edge. A brushless motor, mechanical linkages and flap parts were integrated into the NACA23012 airfoil blade, and 3~5/rev control was given to the active flap for reduction of the 4/rev in the fixed frame. Thus, an explicit time integration scheme was adopted to estimate dynamic displacements of Gurney flap with considering the centrifugal force and elastic deformation due to the rotor rotation.

복합재 헬리콥터 로터 블레이드의 피로 및 손상허용 평가 방안

기영중,백승길,Kee, Young-Jung,Paek, Seung Kil 항공우주시스템공학회 2014 항공우주시스템공학회지 Vol.8 No.3

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.

Structural dynamic modeling for rotating blades using three dimensional finite elements

기영중,신상준 대한기계학회 2015 JOURNAL OF MECHANICAL SCIENCE AND TECHNOLOGY Vol.29 No.4

A precise analysis model was developed in this paper to investigate the dynamic characteristics of rotating composite blades. An eighteen-node solid-shell finite element was used to model the blade structures. This study is focused on geometrically nonlinear problems,because the material is assumed linear elastic. Incremental total Lagrangian approach was adopted to allow estimations on arbitrarilylarge rotations and displacements. The equations of motion for the finite element model were derived by using Hamilton’s principle, andthe resulting nonlinear equilibrium equations were solved by applying Newton-Raphson method combined with load control. A modifiedstress-strain relation was adopted to avoid the transverse shear locking problem, and fairly reliable results were obtained with no sign oflocking phenomenon. The obtained numerical results were compared to several benchmark problems, and the results show a good correlationwith the experimental data and other finite element analysis results. The vibration characteristics of shell- and beam-type bladeswere investigated. For shell-type blades, the dynamic characteristics may be significantly influenced by blade curvature, pre-twist, andgeometric nonlinearity. For beam-type blades, one-dimensional beam and three-dimensional solid models offer comparable predictionsfor the straight and large aspect ratio blade. As blade aspect ratio decreases, considerable differences appear in the bending and torsionmodes. The tip sweep angle tends to decrease the flap bending frequencies, but the torsion frequency increases with the tip sweep angle.

회전 효과를 고려한 Active Gurney Flap 의 동특성 해석

기영중,김태주,김덕관,Kee, YoungJung,Kim, TaeJoo,Kim, DeogKwan 대한기계학회 2015 대한기계학회 논문집. Transactions of the KSME. C, 산업기술과 혁신 Vol.3 No.3

본 논문에서는 헬리콥터 로터 시스템의 진동과 소음을 저감시키기 위해 개발이 진행 중인 능동거니플랩(AGF, Active Gurney Flap)에 대해 유한요소법을 이용하여 수행된 동특성 해석결과를 소개하였다. 거니플랩은 평판의 형태로 블레이드 하부 표면에 수직인 방향으로 전개되며, 블레이드 뒷전(T/E, Trailing Edge) 부위에 장착된다. 거니플랩 조립체는 전기모터와 L-형 링키지 및 플랩 등의 부품들로 구성되어 블레이드 내부에 장착되며, 고정프레임에서의 진동 성분들을 감소시키기 위해 3~5/rev 범위로 능동적인 제어가 필요하다. 따라서 외연적 시간적분법을 통해 로터 회전에 의한 원심력과 제어입력이 적용되고 있는 상황에서 거니플랩의 동적 응답특성을 분석하였으며, 해석 결과를 통해 거니플랩의 하향변위 요구도를 만족시킬 수 있음을 확인하였다. In this study, the finite element analysis was carried out to investigate dynamic characteristics of the AGF(Active Gurney Flap) which is under development for reducing vibration and noise of the helicopter rotor system. The Gurney flap is a kind of small flat plate, mounted normal to the lower surface of the airfoil near to the trailing edge. An electric motor, L-shaped linkages and flap parts were integrated into a rotor bade, and 3~5/rev control was given to the AGF to reduce the vibration in the fixed frame. Thus, an explicit time integration method was adopted to investigate the dynamic response of the AGF with considering both centrifugal force due to the rotor rotation and active control input, and it can be seen that the vertical displacement of the AGF was satisfied to meet the design requirement.

다목적 무인헬기 복합재 로터 블레이드의 단면 구조설계 및 강성 측정

기영중,김덕관,신진욱 항공우주시스템공학회 2019 항공우주시스템공학회지 Vol.13 No.6

The rotor blade is a key component that generates the lift, thrust, and control forces required for helicopter flight by the torque transmitted through the hub and the blade pitch angle control, and should be designed to factor vibration characteristics so that there is no risk of resonance with structural safety. In this study, the structural design of the main rotor blade for MPUH(Multi-Purpose Unmanned Helicopter) was conducted and the sectional stiffness measurement of the fabricated blade was performed. The evaluation of the vibration characteristics of the main rotor system was then conducted factoring the measured stiffness distribution. The interior of the rotor blade comprised of the skin, spar, and torsion box, and carbon and glass fiber composites were applied. The Ksec2D program was applied to predict the stiffness of blade, and the results were compared to the measured data. CAMRADII, a comprehensive rotorcraft analysis program, was applied to investigate the natural frequency trends and resonance risks due to the rotor rotation. 로터 블레이드는 허브를 통해 전달된 토크와 조종장치를 이용한 피치각 제어를 통해 헬리콥터 비행에 필요한 양력, 추력 및 기동력을 발생시킬 수 있는 핵심 구성품이며, 구조적인 안전성과 함께 공진의 위험성이 없도록 진동 특성을 고려하여 설계되어야 한다. 본 연구에서는 다목적 무인 헬리콥터(Multi-Purpose Utility Helicopter)에 적용하기 위한 주로터 블레이드의 구조 설계를 수행하였으며, 제작된 블레이드의 단면강성 측정 시험을 수행하였다. 이후 측정된 강성 분포를 반영하여 로터 시스템의 진동특성에 대한 평가를 수행하였다. 로터 블레이드 내부는 스킨, 스파 및 토션박스로 구성되며, 탄소 및 유리 섬유 복합소재를 적용하였다. 블레이드 단면 강성 예측을 위해 Ksec2D 프로그램을 활용하였으며, 실험을 통해 측정된 값과 비교한 결과를 제시하였다. 로터 시스템의 회전으로 인한 고유진동수 변화 및 공진 위험 여부를 확인하기 위해 회전익 항공기의 통합 해석 프로그램인 CAMRADII를 활용하였다.

하이브리드 추진 시스템을 이용한 수송용 멀티콥터 무인기의 구조 및 동특성 해석

기영중,김태균 항공우주시스템공학회 2022 항공우주시스템공학회지 Vol.16 No.5

산악이나 도서 지역으로의 물품수송, 재난지역의 영상정보 획득 및 긴급 구호물품 등을 수송하는데 멀티콥터 형태의 무인기를 활용하고자 하는 수요가 증가하고 있다. 이와 같은 임무를 성공적으로 수행하기 위해서는 비행 조건에 따라 발생하는 하중을 기체 구조물이 안전하게 지지하는 동시에 프롭로터의 진동 및 공탄성 안정성 확보 여부를 확인할 필요가 있다. 본 논문에서는 엔진과 발전기 조합의 하이브리드 동력 시스템이 장착된 탑재중량 40kg급 멀티콥터 무인기의 구조해석 모델 생성과 하중조건에 따른 변형 및 응력 분포 검토과정을 소개하였다. 또한 비행 속도와 기체의 피치각 조건에 따른 프롭로터 시스템의 진동 특성과 공탄성 안정성 해석 결과를 제시하였다. 프롭로터를 통해 발생하는 최대추력 및 정상, 비정상 착륙조건에 따라 기체에 작용하는 착륙하중을 검토하였으며, 구조물의 파손 없이 지지할 수 있음을 확인하였다. 기체의 비행 속도와 프롭로터의 회전속도에 따라 주요 모드별 감쇠 특성이 안정한 영역에 위치함을 확인하였다.

충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로수명 평가

기영중,박재훈,김성만,김지훈,Kee, Young-Jung,Park, Jae-Hun,Kim, Sung-Man,Kim, Gi-Hun 항공우주시스템공학회 2020 항공우주시스템공학회지 Vol.14 No.no.spc

복합재 헬리콥터 로터 블레이드는 두께방향으로의 강도가 부족한 구조적인 특성으로 인해 외부 물체의 충돌에 의해 내부 구조물에 손상이 발생하기 쉬운 단점을 지니고 있다. 따라서 복합재 블레이드의 피로 평가 시 외부 물체의 충돌에 의해 발생하는 결함과 강도저하 현상을 함께 고려해야 한다. 이를 위해 내결함 안전 수명(flaw tolerant safe-life) 및 파손안전(fail-safe) 개념을 이용한 피로평가 방안이 1980년대부터 적용되었으며, 최근에는 회전익 항공기의 감항기준에 위의 두 개념이 손상허용(damage tolerance) 평가 방안으로 대체되었다. 본 논문에서는 회전익 항공기에 사용되는 섬유강화 복합재 로터 블레이드를 중심으로 피로수명을 평가하기 위한 관련규정을 분석하고, 국내 헬기 개발사업 등을 통해 적용된 사례들을 검토함으로써 충격손상을 고려한 섬유강화 복합재 로터 블레이드의 피로 평가 방안을 제시하였다. Composite rotor blades for rotorcraft have an intrinsic vulnerability to foreign object impact from its inherent structural characteristics of insufficient strength in the thickness direction, which may easily lead to internal structure damage. Therefore, defects and strength reducing effects caused by foreign object impact should be considered in fatigue evaluation of composite blades. For this purpose, the flaw tolerant safe-life and fail-safe concepts were adopted in fatigue evaluation since 1980s, and recently those concepts have been replaced by the damage tolerance concept. In this paper, the relevant standards for fatigue evaluation are analyzed focusing on fiber reinforced composite rotor blades used in rotorcraft. In addition, fatigue evaluation procedure of composite blades considering impact damages is proposed by reviewing the practices implemented through domestic development projects.

공진현상을 이용한 복합재 블레이드의 피로시험

기영중,이상원,박선규,Kee, Youngjung,Lee, Sangwon,Park, Seonkyu 항공우주시스템공학회 2010 항공우주시스템공학회지 Vol.4 No.2

Fatigue properties of composite materials are extremely important to design durable and reliable helicopter rotor blades. However, it is very difficult to apply conventional fatigue test loads in short period. Therefore, accelerating test speed and facilitating spectrum load realization are required. In this study, we have developed a fatigue testing method that uses a resonance of simply supported beam type blade specimen. This test consists in exciting the blade specimen with a frequency that corresponds to its natural frequency. In that case, the test specimen similar to a beam fixed between two pivot points starts vibrating and is significantly deformed. Resonant fatigue tests were performed by changing exciting vertical amplitude and frequency, and S-N curves of each composite materials were successfully obtained.

내결함 개념을 이용한 헬리콥터 로터 블레이드의 피로수명 평가

기영중,김승호,이현철,한정호,정재권 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

내구성과 신뢰성이 우수한 헬리콥터 로터 블레이드를 설계하고 제작하기 위해서는 블레이드 제작에 사용된 복합소재의 피로특성을 평가하는 것이 매우 중요하다. 특히 헬리콥터 로터 블레이드의 제작공정 중 발생 가능한 결함과 운용 중 외부물체의 충돌로 인한 강도저하 현상을 적합하게 고려하여 피로수명을 평가해야 하며, 손상허용 또는 내결함 개념을 통해 수행이 가능하다. 제작공정 또는 외부 충돌에 의해 발생 가능한 결함과 손상을 고려하여 피로수명을 평가하기 위해 손상허용 개념을 적용할 수 있으나, 헬리콥터 로터블레이드에 대해 효율적이며 경제적으로 적용할 수 있는 방법이 제시되지 못하는 것이 현실이다. 따라서 본 논문에서는 결함과 손상이 적용된 헬리콥터 로터 블레이드에 대해 내결함 개념을 이용하여 피로시험을 수행하는 방법과 시험데이터를 이용한 피로수명 평가 절차를 제시하였다. helicopter rotor blades. The safe life methodology has been generally used in the helicopter industry to substantiate dynamically loaded composite components. However, it is not available to evaluate the strength reducing effects of flaws and impact damages that may occur in manufacturing process and operational usage. Fail safe methodology provides a proper means to overcome this shortcoming, but it is difficult to economically apply it to every composite components. Flaw tolerant methodology is an equivalent option to fail safe for civil and military rotorcraft. This paper presents the fatigue life evaluation methods of composite blades with flaw tolerant safe life methodology.

무베어링 헬리콥터 로터의 구조 하중 해석

기영중,윤철용,김덕관,김승호 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

최근 한국항공우주연구원에서는 이륙중량이 7,000lb급인 헬리콥터에 적용이 가능한 직경이 11.5m이며, 4개의 블레이드로 구성되는 무베어링 로터 시스템에 대한 연구가 진행되고 있다. 무베어링 로터 시스템은 플렉스빔과 토크튜브 및 블레이드로 구성되며, 플렉스빔의 구조적인 변형을 통해 플랩운동과 리드-래그운동 및 페더링운동을 구현할 수 있다. 본 연구에서는 구조하중 계산을 위하여 CAMRAD II를 사용하였으며, 해석방법의 적절성을 확인하기 위해 무힌지 로터의 풍동시험 데이터와 해석결과를 비교하였다. 또한 해석모델을 무힌지 로터에서 무베어링 로터로 확장하여 비행조건에 따른 트림해석을 수행하였으며, 로터 시스템의 응답특성과 로터 스팬방향의 구조하중 크기와 변화경향을 검토하였다. Recently, KARI(Korea Aerospace Research Institute) has been developing a modern 11.5m diameter four bladed bearingless main rotor system, and this rotor system can be used for 7,000lb class helicopters. Flexbeam, torque tube and blade can be considered as key structural components, and flap, lead-lag and feathering motion can be generated by bending and twisting of flexbeam. In this paper, calculated results using the comprehensive helicopter analysis program CAMRAD II were compared with the hingeless rotor wind tunnel test data. Next, the analysis model was extended to the KARI bearingless main rotor configuration, and rotor system response and structural loads analysis results were presented.