헬리콥터 동적 특성을 고려한 FLIR 센서 장착 설계

국문 초록 (Abstract)

로터 블레이드 가진 주파수에서의 가진력이 헬리콥터 진동의 주요 요인이다. 이 로터 블레이드 가진 주파수는 일반적으로 10~30 ㎐ 영역이고 관심 기체 모드들도 이와 유사하다. 그런데 해외 제작 헬리콥터 전방 끝단에 무거운 센서를 장착하는 것은 기체의 동적 특성변화를 가져와 로터 가진 주파수와 공진을 유발할 수 있다. 전 기체의 동적 특성에 변화를 유발하지 않도록 하기 위해, 무거운 센서를 어떻게 장착할 것인지를 개념적 접근 및 유한 요소 해석을 통해 결정하였다. 센서 마운트 시스템이 장착된 전 기체의 지상 진동시험 결과는 장착 설계가 타당함을 보여준다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Forcing at the rotor blade passing frequencies is responsible for the majority of vibration related problems on helicopters. Blade passing frequencies of helicopters are generally in the range 10~30 ㎐ and the interest modes of the helicopters also exist in the range. By the way, the installation of a heavy sensor at the front extremities of an imported helicopter may change the modal characteristics of the airframe and results in the resonance with rotor passing frequencies. To avoid too large a change in the dynamics of the overall airframe, we determined how to install a heavy sensor through conceptual approach and finite element analysis. The results of a ground vibration test for airframe with sensor mount system clearly demonstrate that the installation design is acceptable dynamically.

목차 (Table of Contents)

• ABSTRACT
• 초록
• Ⅰ. 서론
• Ⅱ. 장착 설계
• Ⅲ. 전 기체 모달 시험
• Ⅳ. 결론
• 후기
• 참고문헌

참고문헌 (Reference)

1 "실험적 동적 모델을 이용한 헬기용 FLIR 센서의 마운트 설계" 14 (14): 1129 -1136, 2004

2 "Preliminary Design Review for FLIR installation, ADD/KAI" April,2001.

3 "MSC/NASTRAN Basic Dynamic Analysis User's Guide" 1993-, macneal-schwendercorporation

4 "H-series for aerospace."

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6 "Forced Vibration of a Damped Combined Linear System" stress and reliability in design (stress and reliability in design): 1985-, pp.275~281.

7 "Department of Defense Test Methods Standard for Environmental Engineering Considerations and Laboratory Tests" 1989.

8 "Critical Design Review for FLIR installation" August,2001.

9 "CADA-X Modal Test and Analysis Users Manual" LMS International 1998.