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비정상 패널 및 시간전진 자유후류를 이용한 BVI 비정상 로터 공력 해석
위성용(Seong-Yong Wie),이덕주(Duck-Joo Lee) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.4
비정상 패널법과 시간 전진 자유 후류법을 연계하여 제자리 및 수직 비행 하는 헬리콥터 로터의 공력 및 익단와류를 검증하였다. 검증된 수치 방법을 이용하여 저속 하강 비행하는 로터에서 발생하는 BVI(Blade Vortex Interaction)의 비정상 공력을 해석 하고 이때 나타나는 익단 와류에 의한 공력의 변화를 고찰하였다. The unsteady panel and time-marching free wake are applied to the rotor aerodynamics and wake behaviour. Numerical results of panel and free wake are compared and validated with experimental data. Using these methods, unsteady rotor aerodynamics in BVI condition is analyzed and discussed in detail.
위성용(Seong-Yong Wie),강희정(Hee Jung Kang),김태주(Taejoo Kim),기영중(Young-Jung Kee),송재림(Jaerim Song) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.7
멀티콥터형 무인기용 고효율 프로펠러 개발을 위하여 공기역학 및 구조역학적 성능을 고려하여 설계·해석·시험을 수행하였다. 고효율 프로펠러 설계를 위해 익형 형상 결정은 최적설계기법을 적용하였으며, 프로펠러의 3차원 플랜폼은 유도동력을 최소화하기 위해 설계되었다. 도출된 형상은 구조설계 및 해석을 통하여 비행적합성을 판단하였으며, 해석적으로 설계된 형상에 대한 성능을 확인하기 위해 회전시험을 수행하였다. 본 논문에서는 이와 같은 설계·해석·시험 방법을 이용하여 절차적 프로펠러 설계방법론을 제시하고 있다. In order to develop high efficiency propeller for multicopter type UAV, we designed, analyzed and tested aerodynamic and structural dynamics. For the design of the high efficiency propeller, the optimum design method was applied for the determination of the airfoil and the three-dimensional planform is designed to reduce induced power of the propeller. The flight suitability of the derived shape was determined through structural design and analysis. The rotation test was performed to confirm the performance of the analytically designed shape. In this paper, we propose a procedural propeller design methodology using these design·analysis·test methods.
위성용(Seong-Yong Wie),강희정(Hee Jung Kang),김덕관(Deog-Kwan Kim) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.8
헬리콥터 소음예측은 저소음 헬리콥터 기술 개발에 필수적인 과정이다. 본 논문에서는 헬리콥터 통합성능해석프로그램 CAMRAD-II와 자체개발한 소음해석코드를 이용하여 소음예측 기법을 구축하였다. 또한 헬리콥터 소음 중 가장 큰 원인인 블레이드-와류 간섭 소음을 분석하여 해석기법을 검증하였다. 실제적인 소음예측을 위해 국제민간항공기구(ICAO)에서 기준으로 하고 있는 헬리콥터 소음 측정 비행조건인 Flyover, Approach 조건에 대해서 소음해석을 수행하였으며, 최종적으로 비행시험결과 와의 비교·분석을 통해 해석방법의 적합성을 확인하였다. Helicopter noise prediction is an essential process for developing low noise helicopter technology. In this paper, the noise prediction method is developed using the helicopter integrated performance analysis program CAMRAD-II and in-house noise analysis code. In addition, the analytical technique was verified by analyzing blade-vortex interaction noise, which is the biggest cause of helicopter noise. In order to predict the actual helicopter noise, the noise analysis was performed for the flyover and approach condition, which is the standard measurement condition of the International Civil Aviation Organization (ICAO). Finally, we confirmed the suitability of the analytical method through comparison and analysis with the flight test results.
로터 제자리비행에 적용된 CFD/FreeWake 연계방법의 원거리 경계조건에 대한 연구
위성용(Seong-Yong Wie),이재훈(Jae-Hun Lee),권장혁(Jang-Hyuk Kwon),이덕주(Duck-Joo Lee),정기훈(Ki-Hoon Chung),김승범(Seung-Bum Kim) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.11
본 논문에서는 CFD/FreeWake 연계해석방법을 이용하여 헬리콥터 로터의 공력을 해석하였다. 연계해석방법은 CFD를 이용하여 로터주변의 공력을 얻고, 후류의 거동은 FreeWake를 이용하여 모사한다. FreeWake 모델은 CFD의 경계조건을 제공하고, CFD는 후류형성을 위한 로터블레이드 양력변화율을 제공하는 방법으로 연계된다. CFD/FreeWake 연계해석방법은 다른 로터공력해석 방법에 비하여 높은 정확도와 계산 시간 절감으로 효율적인 계산을 가능하도록 한다. In this study, helicopter rotor flow is simulated by using a tightly coupled CFD/FreeWake method to describe wake characteristics and to calculate the flow field and rotor aerodynamics. In this tightly coupled CFD/FreeWake method, freewake model provides the boundary condition required in the CFD calculation and CFD provides the pressure distribution on blade surface used in feewake generation. To show the advantage of this method, the pressure distributions on blade surface of a hovering 2-bladed rotor are compared with other numerical methods. This tightly coupled CFD/FreeWake method shows good accuracy in the predicted results and efficient computation time.
Active Gurney Flap 이 장착된 로터의 소음해석
위성용(Seong-Yong Wie),김도형(Do-Hyung Kim),강희정(Hee Jung Kang),황창전(Changjeon Hwang) 한국소음진동공학회 2015 한국소음진동공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.10
Rotating blades installed with the AGF(Active Gurney Flap) were analyzed for BVI(Blade Vortex Interaction) noise reduction of rotorcraft. To calculate rotor noise and analyze AGF effects, BO105 model was simulated in the descent flight condition. AGF operating conditions such as position, periodicity, and phase angle were controlled for finding a proper condition. The noise analysis of AGF rotor was used comprehensive helicopter performance program CAMRADII and in-house rotor-noise code KR-noise. Finally, the specific operating conditions for over 3dB noise reduction were found.