Helicopter is operated with various missions other than transportation. Therefore, accidents rate of ro-tor craft is higher than that of fixed wing. The helicopter crashes result in pilot death, considerable economic loss, and potentially bad damage to nearby residents. Most causes of the accidents are due to human factors but one of the increasing cause of mechanical components is the loss of control.
Present study aims to understand the aerodynamic and dynamic characteristics during maneuver flight in order to understand and prevent helicopter accidents due to the loss of control. A hover turn is select-ed for the simulation. A strong aerodynamic-dynamic coupling is expected. Therefore, 6 DOF is used for the motion and various realistic aerodynamic models including Vortex Lattice Method / Time Marching Free-Wake method are used for the surface pressure and force calculation. The calculated aerodynamic forces and moments are coupled with the motion equation.
For the purpose of the validation of aerodynamic-dynamic coupling analysis, pop-up and pop-down maneuver flight are simulated and compared with other results. In order to understand pilot’s input and ma-neuver flight, a bell type collective pitch angle is applied as pilot’s input. The altitude of main rotor was plot-ted by calculating the aerodynamic forces and 1D motion equation at each time step. Additionally, the wake configuration is observed during vertical maneuver flight.
The simulation of hovering turn is calculated by using full configuration with aerodynamic-dynamic coupling code which is based on Vortex Lattice/Vortex Particle Method and Panel Method. A trim condition is calculated to have the pilot input of main rotor collective and cyclic pitch angles including tail rotor collec-tive pitch angle. The aerodynamic forces and moments of main and tail rotor are plotted at each time step, similar to pop-up and pop-down case. After trim condition, main rotor cyclic pitch angles are calculated with the change of tail rotor collective pitch angle. Strong vortices, which are made from high collective pitch angle of tail rotor, are observed during the hovering turn. The results of trim conditions and hovering turn are com-pared with ones of simple analytic solutions.
헬리콥터는 다양한 임무로 활용되기 때문에 사고율이 고정익 항공기에 비해 높다. 헬리콥터의 추락사고는 인명피해, 경제적 손실, 추락한 지점에 큰 피해를 입힌다. 이러한 헬리콥터의 사고 원인은 인적요인에 의한 것이며, 기계적인 요인중 가장 문제되는 것이 조종성 상실 문제이다. 본 연구에서는 공력 및 동역학적 특성을 이해하기 위해 기동비행하는 헬리콥터의 조종성 상실사고를 고찰한다. 제자리 회전비행을 한가지의 케이스로 선정했으며, 공력-동역학 연계 해석 코드를 활용하였다. 동역학적 해석 기법은 6자유도 방정식을 활용하고, 공력해석 기법으로는 와류격자법, 시간전진 자유후류법을 사용해 표면에서의 압력과 힘을 계산 하였다. 공력-동역학 연계 해석 코드의 검증을 위해 팝업, 팝다운 기동비행에 대해 해석하고 다른 연구자의 결과와 비교 하였다. 조종사의 입력값과 기동비행을 이해하기 위해, 종 형태의 콜렉티브 피치 각도를 조종사의 입력값으로 부여했다. 매 시간 공력값을 계산해 주로터의 고도를 계산하고, 후류의 형상을 모사하였다.
제자리 회전 비행을 해석하기 위해 와류격자법, 와류조각법, 패널방법으로 이루어진 전기체 공력-동역학 연계 해석 코드를 활용해 해석을 수행하였다. 트림 상태의 주로터의 콜렉티브 피치 각도, 싸이클릭 피치 각도와 꼬리로터의 콜렉티브 피치 각도를 구했다. 팝업, 팝다운 케이스와 동일하게 매 시간 간격에서 힘과 모멘트를 계산하였다. 꼬리로터에서 생성된 강한 와류를 관찰하였고, 트림조건과 제자리 회전비행의 결과를 간단한 해석적인 경우와 비교하였다.
