헬리콥터 전기체의 제자리비행 선회 시뮬레이션

박세환,추연복,서동호,이덕주 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

Yawing 조종력 상실(Loss of yaw control effectiveness)은 헬리콥터 사고와 관련하여 가장 우려되는 요인 중 하나이다. 헬리콥터 사고율을 줄이기 위해서는 헬리콥터 yawing 움직임 및 꼬리로터 조종력 상실을 이해해야 한다. 제자리비행 선회 시뮬레이션은 이와 관련한 예비연구로서 적절한 주제라고 할 수 있다. 본 논문에서는, 공력-비행동역학 연계해석자를 이용하여 제자리비행 선회시 yawing 각속도와 heading 각도를 예측하였고, 예측 결과를 비행시험 데이터와 비교 및 검증하였다. 제자리비행시 꼬리로터의 콜렉티브 피치 트림값은 해석적 및 수치적 트림과정을 통해 구해졌으며, 제자리비행 선회시에는 트림값으로부터의 콜렉티브 피치 차이값이 입력 조건으로 주어졌다. Loss of yaw control effectiveness has been a primary concern regarding helicopter accidents. It is necessary to understand helicopter’s yawing motion and tail rotor control effectiveness to reduce the related helicopter accident rate. The hovering turn flight simulation is considered as an appropriate topic of the corresponding preliminary research. In the present paper, the coupled aerodynamics-flight dynamics solver was used to predict the yawing rate and heading angle during the hover turn flight, and the result was compared with the flight test data. The difference of tail rotor’s collective pitch angle from the trimmed angle was given as an input for hover turn while the trimmed tail rotor collective pitch angle for hover flight was calculated by analytic and numerical trim process.

Numerical Study on Trimmed Hover Flight of a Full Helicopter Configuration

Se Hwan Park(박세환),Duck Joo Lee(이덕주) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.4

헬리콥터의 제자리 비행은 로터 후류와 동체간의 간섭 뿐만 아니라 주로터와 꼬리로터의 간섭으로 인해, 조종사의 조종이 지속적으로 필요한 비행조건이다. 본 연구에서는 주로터와 꼬리로터간의 간섭현상을 확인하고, 정확한 공력 예측 및 해의 수렴을 위해서는 플래핑에 대한 모사가 필요함을 확인하였다. 이를 바탕으로 헬리콥터 전기체의 제자리비행을 시뮬레이션하고, 수치트림과정을 통해 제자리 비행 유지를 위해 요구되는 조종 입력값을 도출하였다. Helicopter pilot needs persistent control to stay in hover because of main rotor wake-fuselage interaction as well as main rotor-tail rotor interaction. In the present research, the main rotor-tail rotor interference was examined, and it was confirmed that flapping response modeling is required in order to predict rotor aerodynamics accurately and achieve convergence of solution. Hover flight of complete helicopter configuration was simulated, and the required pilot control inputs were obtained through numerical trim process.

제자리, 상승 및 하강 비행하는 이중 덕티드 팬 비행체의 공력 특성에 대한 수치적 연구

이유진,이재동,정형석,정혜승,임진우,박동훈 한국전산유체공학회 2023 한국전산유체공학회지 Vol.28 No.3

Numerical analysis is conducted for a dual-ducted fan aircraft at hover, climb, and descent flight conditions to investigate the aerodynamics and stability characteristics. For practical and rapid analysis, the virtual disk method is employed and, a comparison with the results obtained from the sliding mesh method is performed to evaluate the validity of the method. During hovering flight, an imbalance in pitching moment arises at high collective pitch angles of the ducted-fans, which can deteriorates longitudinal stability. For climb flight condition, pitching moment increases and normal force decreases with climb velocity. Rolling and yawing moment exhibit minor changes at low collective pitch angles but significant changes occur at high pitch angles. For descent flight, thrust increases and pitching moment remains small as descent velocity increases. However, a considerable decrease in pitching moment with descent velocity is identified when the collective pitch angles are low.

벌새의 비행메커니즘과 유동특성에 대한 2차원 수치해석 연구

이현도(Hyundo Lee),김진호(Jin-Ho Kim),김종암(Chongam Kim) 韓國航空宇宙學會 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.8

벌새(Selasphorus rufus)의 날갯짓 운동에 의한 양력발생 및 추력발생 메커니즘을 이해하고자 2차원 수치해석을 수행하였다. 날갯짓 운동의 궤적은 풍동 실험에서 관찰된 결과를 모델링하여 해석하였다. 비행속도에 따라 날갯짓 운동 궤적이 달라지고, 그 결과 양력 및 추력의 발생 메커니즘이 변화하는 것을 알 수 있었다. 본 연구에서는 이를 통하여 비행속도를 저속비행과 고속비행으로 구분하여 물리적인 이해를 하고자 하였다. 양력발생의 경우에는 기존의 날갯짓 비행의 주된 양력발생 메커니즘인 앞전와류효과(Leading Edge Vortex Effect), 실속지연(Delayed Stall), 후류포착(Wake capture)등의 메커니즘을 확인하였으며, 벌새에서 유일하게 관찰되는 Upstroke에서의 양력발생 메커니즘을 유동특성 분석을 통하여 확인하였다. 추력발생의 경우에는 벌새의 골격 구조, 와류형성 및 압력구배에 따른 합력 성분의 분해를 통하여 이해할 수 있었다. In order to understand flow characteristics and flight mechanism of hummingbird's flapping flight, two-dimensional numerical analysis is carried out on the flapping motion of hummingbird, Selasphorus rufus. Hummingbird's flapping wing motion is realistically modeled from wind tunnel experimental data to perform numerical analysis. Numerical simulation shows that, as freestream velocity changes, wing trajectory is also adjusted and it substantially affects lift and thrust generation mechanism. According to this tendency, flight domain is separated as "low speed" and "high speed" regime, and each flight domain is studied for physical understanding. As a result, the lift generation during downstroke can be explained by the well-known effects, such as leading edge vortex effect, delayed stall, wake capture and so on. In addition, the lift generation during upstroke, the unique character of hummingbird, is also examined by detailed flow analysis. The thrust generation mechanism is investigated by examining the hummingbird's wing bone structure, vortex generation pattern and the resulting pressure gradient.

중첩 격자를 이용한 제자리 및 전진 비행하는 헬리콥터 로터의 비정상 공력해석

임동균(Dong-Kyun Im),위성용(Seong-Yong Wie),김유진(Eugene Kim),권장혁(Jang Hyuk Kwon),이덕주(Duck-Joo Lee),박수형(Soo Hyung Park),정기훈(Ki-Hoon Chung),김승범(Seung-Bum Kim) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.3

본 연구에서는 헬리콥터 로터 블레이드의 움직임을 모사하기 위해 중첩 격자 기법을 적용하여 헬리콥터 로터의 전진 및 제자리 비행을 모사하였다. 제자리 및 무양력 전진 비행은 Caradonna & Tung의 로터 블레이드를 적용하였으며 전진 비행은 AH-1G 로터 블레이드를 적용하여 수치해석 하였다. 전진 비행 시 cyclic pitch각에 대해서 Newton-Raphson 수렴 방법으로 수치 트림을 수행하였으며 수치 트림에 의한 결과를 실험 및 다른 수치해석결과와 비교하였을 때 실험값과 유사한 결과를 얻었다. 또한 수치 트림에 의한 결과는 로터 전진면에서 나타나는 BVI 현상을 잘 모사하였다. 지배 방정식은 3차원 비정상 오일러 방정식을 사용하였으며 원방 경계 조건으로 리만 불변치 경계조건을 적용하였다. In this paper, the helicopter aerodynamics is simulated in hovering and forward flight. Also, an overlapped grid technique is applied in this simulation to consider the blade motion and moving effects. The Caradonna & Tung's rotor blade was selected to analyze the unsteady aerodynamics in hovering and non-lift forward flight. Also, the AH-1G rotor blade was selected in forward flight. In forward flight case, the numerical trim was applied to determine the cyclic pitching angles using Newton-Raphson method, and the numerical results were in good agreement with experimental data, especially, the BVI effects were well simulated in advancing side in comparison other numerical results. The governing equation is a three dimensional unsteady Euler equation, and the Riemann invariants condition is used for inflow and outflow at the boundary.

Experimental investigation of flapping flexible wing on quasi-steady aerodynamic model in hovering flight

YeongGyun Ryu(류영균),Jo Won Chang(장조원),Joon Chung(정준),Young-IL Park(박영일) 한국항공우주학회 2019 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2019 No.4

Lattice-Boltzmann Method를 이용한 제자리 및 전진 비행하는 로터 블레이드의 공력해석

이혁진(H.J. Lee),양진용(J.Y. Yang),명노신(R.S. Myong),이학진(H. Lee) 한국전산유체공학회 2021 한국전산유체공학회지 Vol.26 No.4

Numerical analysis of the rotor system has received significant attention due to increased demand and recent developments in Urban Air Mobility (UAM) aircraft with multiple lifting rotors or prop-rotors. In this study, computational analysis was conducted to predict the aerodynamic performance and wake structures of the isolated rotor in the hovering and forward flight conditions using the Lattice-Boltzmann Method (LBM). Caradonna and Tungs rotor was used for the validation model. The thrust and pressure coefficients for various collective pith angles and tip vortex trajectories as a function of wake ages were compared against the measurements. The comparison results showed that the hover performance of the isolated rotor obtained from the LBM simulation was in good agreement with the measured data. Moreover, it was demonstrated that LBM analysis is an efficient way for predicting the cyclic variation in the thrust, asymmetric wake structure, and unsteady vorticity fields that occur in forward flight condition. Calculations showed that LBM simulation is an accurate and efficient prediction method for predicting rotor aerodynamics and wake dynamics, which could be helpful for designing advanced next-generation UAM aircraft.

적합직교분해를 이용한 로터 블레이드의 차수축소모델 구축 및 공력특성 분석

정성기(Sung-Ki Jung),느고콩덕(NgoCong Duc),양영록(Young-Rok Yang),조태환(Tae-Hwan Cho),명노신(Rho-Shin Myong) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.11

본 연구에서는 전진 비행하는 헬리콥터 로터 블레이드 표면의 압력장에 대한 공력 특성 분석 및 차수축소모델 구축을 위해 적합직교분해 (POD) 방법을 이용하였다. 에너지가 큰 특정 모드를 기반으로 전진 비행하는 비정상 로터 블레이드에 대한 공기역학적 특성을 분석하였으며, CFD 계산 결과의 검증을 위해 제자리비행에 대한 실험 결과와 비교하였다. 수렴속도를 향상시키기 위해 Multi-grid 기법을 사용하였으며, 회전하는 로터 블레이드 주위의 비정상 유동을 모사하기 위해 슬라이딩 격자를 이용하였다. 그 결과 240개의 Snapshot에 대해 에너지율 99% 이상을 포함하는 지배적인 POD 모드 7개가 선정되었으며, POD 모드와 전개 계수를 이용하여 차수축소모델을 성공적으로 구축하였다. The proper orthogonal decomposition (POD) method can identify principal modes that optimally capture the energy content from large multi-dimensional data set. In this study unsteady pressure fields on the rotor blade surface of a helicopter in forward flight are expressed by a reduced order model based on the POD method. Special modes containing high energy are analyzed to investigate the aerodynamic characteristics in more efficient way. The CFD simulation of flowfields around helicopter rotor blade in hovering motion is also conducted to validate its prediction with experimental result. In the process 7 modes containing energy ratio 99% from 240 snapshots information are identified and utilized to construct a reduced order model.

사이징 프로그램 개발을 통한 다중 비행 모드 Canard Rotor/Wing 항공기의 형상 최적설계

김종환(Jong-Hwan Kim),김민지(Min-Ji Kim),이재우(Jae-Woo Lee),이창진(ChangJin Lee) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.2

본 연구에서는 회전익 항공기의 수직 이/착륙 성능과 고정익 항공기의 고속/고효율 순항 비행 성능을 모두 가지는 Canard Rotor/Wing 항공기 최적 형상설계를 수행하였다. CRW 항공기의 특징인 로터/날개 가변 방식과 로터 회전 시 탑 제트를 통하여 회전력을 얻는 점 때문에 기존의 회전익 또는 고정익 사이징 프로그램만으로는 바로 적용이 어렵고 Reaction Driven 로터에 대한 해석 모듈의 추가와 회전익/고정익 비행 모드 해석이 혼합 되어야 한다, 따라서 기존의 사이징 프로그램을 바탕으로 로터 성능, 덕트 유동, 엔진 유동 해석 코드를 연결하여 Reaction Driven 로터 성능 해석이 가능하게 하였으며, 비행체 외형상 특징과 임무별 비행특징이 반영되도록 사이징 프로그램을 개발하였다. 1500 lbs 급 소형 무인기에 대하여 비행체 사이징을 수행하고 성능에 크게 영향을 미치는 설계변수를 파악하여 최적화 문제를 구성하였고 전역적 최적화 기법을 이용하여 최소 중량을 가지는 CRW 항공기의 최적형상을 도출하였다. A design study was conducted for a new concept aircraft(Canard Rotor/Wing: CRW) that has the capability of dual mode flight, a rotorcraft and a fixed wing mode. The CRW can show a vertical take off/landing and a high speed/efficiency cruise performance simultaneously. It is not surprising to develop a new sizing code for this class of aircraft because conventional sizing codes developed solely for either the rotary wing or the fixed wing aircraft are not adequate to design a dual mode aircraft operated both by the rotary wing through tip jet effux and the fixed wing lift. Thus, a new design code was developed based on the conventional sizing code by adding some features including rotor performance, duct flow, and engine flow analysis, hence could eventually predict the performance of reaction driven rotor, the flight performance and the flight characteristics. The various design parameters were investigated to find their influences on the flight performance then, a small UAV(Unmanned Aircraft Vehicle) of 1500 lbs class was optimally designed to have minimum weight using the developed sizing code.

고양력 저소음 블레이드의 제자리비행 공력 및 소음 해석 연구

한영환(Young-Hwan Han),한동연(Dong-Yeon Han),이수갑(Soo-Gab Lee),우철훈(Chel-Hun Woo) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.11