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문제 정의
- 따라서 본 연구에서는 대표적인 다목적 기동 헬리콥터 기종인 UH-60A(Fig. 3)에 대하여 AVCS를 이용하여 고속 비행 시 기체 주요 위치에서 발생하는 진동 응답을 저감하는 시뮬레이션 연구를 수행한다. 본 논문에서는 7개의 가속도계와 5개의 하중발생기로 이루어진 MIMO(Multi Input Multi Output) 시스템을 이용하여 기체의 다양한 위치 및 방향의 진동을 동시에 저감하며, CRFG의 다양한 위치 및 조합을 고려하여 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행한다.
- 10) 알고리즘을 사용한다. 본 논문에서 Fx-LMS 알고리즘은AVCS에서 회전익기 기체 진동응답을 억제하기 위하여 필요한 진동 억제 하중을 계산한다. Fx-LMS 알고리즘에서 사용되는 가속도 신호는 크게 3가지로써 헬리콥터의 로터의 회전에 의해 발생하는 기체 진동 응답 신호(y(n)), 기체 진동응답 신호와 크기는 같고 위상은 반대인 진동 상쇄 신호(ŷ(n)), 그리고 이 두 신호(y(n)와 ŷ(n))를 더하여 정의되는 에러 신호(e(n))가 있다.
- 본 연구에서는 다양한 해석 및 제어 프로그램을 이용하여 UH-60A의 기체 구조의 진동응답 해석 및 능동 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 로터 전진면의 압축성 효과로 인해 로터 진동이 극심한 비행속도인 158knots에서 UH-60A 헬리콥터의 4/rev로터 허브 진동 하중은 비선형 유연 다물체 동역학해석 코드인 DYMORE II를 이용하여 계산하였다.
가설 설정
- 5)에 대하여 정규모드 해석을 수행하였다. 본 연구의 stick 모델의 동체의 저차 굽힘 모드의 고유 진동수가 참고문헌[15]의 수치와 유사하도록 탄성보 요소의 단면적 및 재료물성치를 적절하게 가정하였다. Table 3은 UH-60A 헬리콥터 기체의 정규 모드 해석 결과인 저차 모드의고유진동수를 보여준다.
- 또한, 진동 억제 하중을 정확히 계산하기 위해서는 Forward path의 수학적인 전달함수의 시스템 식별계수를 계산해야한다. 이를 위해 제어 시스템은 선형시불변(Linear Time Invariant, LTI)이라고 가정하고 LMS 업데이트 방정식[3]을 이용하여 시스템 식별계수를 계산하였다.
제안 방법
- 본 연구에서 사용된 CRFG의 상세 제원은 수리온 헬리콥터의 AVCS 성능 시연 연구[16]에서사용된 두 종류의 CRFG의 평균값을 참조하여 설정하였다. CRFG의 위치 및 개수에 따라 CRFG의 중량을 고려하여 기체의 유한 요소 모델을 구성하였다.
- DYMORE II 해석으로부터 얻어진 Fig. 4의 비행속도 158knots에서 로터의 4/rev 허브 진동 하중을 기체 모델의 로터 허브(node 8)에 가한 후, AVCS가적용되지 않은 UH-60A 헬리콥터의 조종석 위치(node 2)에서 4/rev 수직방향 진동응답을 예측하였다. 얻어진 진동 응답 해석 결과를 선행연구[2]의 비행시험 결과와 비교하여 검증하였다.
- MIMO 시스템이 적용된 AVCS를 사용하여 CRFG의 위치 및 진동 상쇄 하중의 방향을 변경해가며 15개의 Case들에 대하여 진동응답 제어 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 15개 Case들에 대하여 제어 시뮬레이션을 수행한 결과, AVCS를 사용하지 않은 Baseline에 비하여 AVCS를 사용하였을 때, 고려된 가속도계에서 진동응답이 상당히 감소될 수 있음을 확인하였다.
- UH-60A 기체의 4/rev 진동응답 해석을 위해 유한요소 구조해석 프로그램인 MSC.NASTRAN을 사용하여 UH-60A 기체의 구조 동역학 모델을 구축하였다. UH-60A 기체 유한요소 모델은 실제 기체와 동적 상사성을 갖도록 1차원 탄성보 요소를 이용한stick 모델로 구성하였다.
- 로터 전진면의 압축성 효과로 인해 로터 진동이 극심한 비행속도인 158knots에서 UH-60A 헬리콥터의 4/rev로터 허브 진동 하중은 비선형 유연 다물체 동역학해석 코드인 DYMORE II를 이용하여 계산하였다. UH-60A 기체의 진동응답 저감이 필요한 주요 위치(조종석, 로터와 기체의 접합부, 중앙 승객실, 및 후방 승객실)에서 기체 축, 수직, 및 수평 방향의 4/rev 진동응답을 저감하기 위하여 AVCS를 사용하였다. AVCS는 5개의 CRFG와 7개의 가속도계로 이루어진 MIMO 시스템을 적용하였으며, Closed-feedback 제어 알고리즘인 Fx-LMS 알고리즘을 사용하여 기체 진동 상쇄 신호(또는 하중)를 계산하였다.
- UH-60A 기체 유한요소 모델은 실제 기체와 동적 상사성을 갖도록 1차원 탄성보 요소를 이용한stick 모델로 구성하였다. UH-60A의 기하학적 형상은 공개된 삼면도를 참고하여 모델링하였다. 기체의 주요 구성요소의 중량 정보는 NASA의 회전익기 개념설계 코드인 NDARC[8]을 사용하여 얻은 선행연구[14]의 결과를 이용하였다.
- 동적 상사성을 확인하기 위하여 자유(free-free) 경계조건에서 구축된 stick 모델(Fig. 5)에 대하여 정규모드 해석을 수행하였다. 본 연구의 stick 모델의 동체의 저차 굽힘 모드의 고유 진동수가 참고문헌[15]의 수치와 유사하도록 탄성보 요소의 단면적 및 재료물성치를 적절하게 가정하였다.
- CRFG는 진동을 제어(감소)하고자 하는 위치와 가깝게 위치시킬수록 진동 제어 성능이 우수하다. 따라서 기체 진동 응답을 제어하고자 하는 위치(즉, 가속도계의 위치)와 근접한 유한요소 절점에CRFG를 위치시켰으며 CRFG의 위치와 진동 상쇄 하중의 방향에 따라 총 15개의 Case를 구현하였다. CRFG의 중량을 모델링하기 위하여 각 Case 별로 UH-60A 기체의 유한요소 모델의 적절한 유한요소 절점(Fig.
- AVCS를적용하지 않은 Baseline에 비하여 5개의 CRFG를 사용한 AVCS를 적용하였을 경우, 고려된 가속도계에서 진동 응답이 상당히 저감될 수 있음을 확인한 반면, 오히려 진동 응답이 증가될 수도 있음을 알 수 있다. 따라서 본 연구에서는 15개의 Case 중에서 가장 진동저감 성능이 우수한 Best Case를 찾기 위하여 식 (1)을 사용하여 조사하였다.
- 본 연구에서는 중앙 승객실 위치(node 19)의 수직방향 진동응답(Acc6)의 진동 저감이 가장 쉽지 않았다. 따라서 이를 고려하여 6번 가속도계에 대한 가중치는 w6=0.16을 사용하고, 나머지 가속도계에 대한 가중치는 w1~5,7=0.14를 동일하게 사용하여 목적함수(J)를 평가하였다(Table 6). 그 결과, Table 6에서 보듯이 Case 8의 경우, 모든 가속도계에서 진동 응답이 감소되었으며, 목적함수(J)가 본 연구에서 고려된 15개의 Case 중, 최대의 값으로 계산되어 가장 우수한 진동 저감 성능을 가지는 Best case로 선정되었다.
- 본 연구에서는 다양한 해석 및 제어 프로그램을 이용하여 UH-60A의 기체 구조의 진동응답 해석 및 능동 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 로터 전진면의 압축성 효과로 인해 로터 진동이 극심한 비행속도인 158knots에서 UH-60A 헬리콥터의 4/rev로터 허브 진동 하중은 비선형 유연 다물체 동역학해석 코드인 DYMORE II를 이용하여 계산하였다. UH-60A 기체의 진동응답 저감이 필요한 주요 위치(조종석, 로터와 기체의 접합부, 중앙 승객실, 및 후방 승객실)에서 기체 축, 수직, 및 수평 방향의 4/rev 진동응답을 저감하기 위하여 AVCS를 사용하였다.
- 3)에 대하여 AVCS를 이용하여 고속 비행 시 기체 주요 위치에서 발생하는 진동 응답을 저감하는 시뮬레이션 연구를 수행한다. 본 논문에서는 7개의 가속도계와 5개의 하중발생기로 이루어진 MIMO(Multi Input Multi Output) 시스템을 이용하여 기체의 다양한 위치 및 방향의 진동을 동시에 저감하며, CRFG의 다양한 위치 및 조합을 고려하여 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행한다. 로터 허브 진동 하중, 회전익기의 기체 구조 모델링, 진동응답 해석 및 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하기 위하여 DYMORE II[7], NDARC[8], MSC.
- 본 논문의 AVCS는 7개의 가속도계 센서와 5개의 작동기(CRFG)로 이루어진 MIMO 시스템을 사용한다. 가속도계는 선행연구[1,2]를 참조하여 UH-60A 헬리콥터의 진동응답의 저감이 필요한 위치인 조종석(node 2), 중앙 승객실(node 4), 로터와 기체의 접합부(node 19), 및 후방 승객실(node 9)에 위치시켰다(Fig.
- 9). 본 연구에서 사용된 CRFG의 상세 제원은 수리온 헬리콥터의 AVCS 성능 시연 연구[16]에서사용된 두 종류의 CRFG의 평균값을 참조하여 설정하였다. CRFG의 위치 및 개수에 따라 CRFG의 중량을 고려하여 기체의 유한 요소 모델을 구성하였다.
- 본 연구에서는 UH-60A 헬리콥터의 기체 진동응답해석을 위하여 로터-동체의 일방향 연계(one-way coupling) 해석 모델을 이용하므로, 먼저 UH-60A 로터 모델에 대하여 허브 진동 해석을 수행한 뒤, 얻어진 로터 허브 진동 하중을 이용하여 기체모델을 가진한다. UH-60A의 로터 허브 진동 하중은 선행연구[13]의 결과로부터 얻었으며, 사용된 로터 모델링 및 해석 기법을 다음과 같이 요약 및 정리하였다.
- 피치 링크 등의 로터 조종 계통의 강성은 피치 힌지의 비틀림 스프링으로 표현하였으며, 리드-래그 댐퍼 역시 다물체 동역학 모델로 구현하였다. 비정상 공기력 이론 및 자유 후류 모델을 함께 이용하여 블레이드의 공력 하중(3개의 힘 및 3개의 모멘트)을 다수의 airstation point에서 계산하였다. 이 때, 에어포일의 공력 계수는 C81 에어포일 표(airfoil table)로부터 얻어서 사용하였다.
- 4의 비행속도 158knots에서 로터의 4/rev 허브 진동 하중을 기체 모델의 로터 허브(node 8)에 가한 후, AVCS가적용되지 않은 UH-60A 헬리콥터의 조종석 위치(node 2)에서 4/rev 수직방향 진동응답을 예측하였다. 얻어진 진동 응답 해석 결과를 선행연구[2]의 비행시험 결과와 비교하여 검증하였다.
- 7의 세로축의 값은 각각의 그래프의 최대값을 이용하여 무차원하여 나타내었다. 이 때, 지상 진동 시험 모델에 대한 주파수 응답 해석으로부터 얻은 고유 진동수와 앞서 살펴본 자유(free-free) 경계 조건의 정규모드 해석의 결과와 유사하며 강체 모드를 적절히 나타낼 수 있도록 두 개의 번지 케이블의 형상(길이 및 단면적) 및 재료 물성치(탄성계수)를 적절하게 모델링하였다(Fig. 6). UH-60A 기체의 지상 진동 시험 모델에 대한 주파수 응답 해석 결과는 Fig.
- 이후, UH-60A 기체의 4/rev 진동응답을 조사하기 위하여 DYMORE II [7]을 이용하여 계산된 비행 속도 158knots에서 로터의 4/rev 허브 진동 하중(Fig. 4의 Fx4p, Fy4p, Fz4p, Mx4p 및 My4p)을 UH-60A 지상 진동 시험 모사 모델(Fig. 6)의 로터(node 8)에 가하고 기체의 주요 위치에서 진동응답 해석을 수행하였다.
- 본 연구에서의 작동기는 선행연구[2]를 참조하여 5개의 CRFG를 사용하였다. 작동기(CRFG)의 다양한 위치 및 진동 억제 하중 방향의 조합에 따라 헬리콥터의 진동 제어 성능이 달라지기 때문에 Table 5와 같이 5개의 CRFG의 위치 및 하중 방향에 따라 Case를 15개로 나누어 진동응답 제어 시뮬레이션을 수행하였다. CRFG는 진동을 제어(감소)하고자 하는 위치와 가깝게 위치시킬수록 진동 제어 성능이 우수하다.
- 정규 모드 해석에 사용된 stick 모델에 2개의 번지 케이블을 추가하여 UH-60A 기체의 지상 진동 시험을 모사하였다(Fig. 6). 지상 진동 시험 모사 모델에 4/rev 진동 성분을 갖는 sine 함수의 하중을 수평 혹은 수직방향으로 적용하여 주파수 응답 해석을 수행하였다.
- 6). 지상 진동 시험 모사 모델에 4/rev 진동 성분을 갖는 sine 함수의 하중을 수평 혹은 수직방향으로 적용하여 주파수 응답 해석을 수행하였다. 사용된 sine 함수의 하중 크기는 100lb으로,지상 진동 시험 모사 모델의 로터(node 8)에 수평방향으로 가진하여 UH-60A 기체의 수평 방향의 저차모드의 고유진동수를 계산하였다(Fig.
- 8, [3]). 타코미터와 가속도계 센서로 헬리콥터 기체 진동응답 신호를 측정한 후, 제어기에서 기체 진동응답 신호와 크기는 동일하고 위상은 반대인 진동 억제 하중을 계산한다. 계산된 진동 억제 하중을 작동기에서 발생시켜 기체의 진동을 저감하는 원리로 이루어진다.
- 로터 단독 모델(isolated rotor model)에 대하여 비선형 유연 다물체 동역학 해석 코드인 DYMORE II[7]을 이용하였으며, 4개의 블레이드는 각각 3차의 비선형 탄성보 유한요소로 모델링하였다. 피치 링크 등의 로터 조종 계통의 강성은 피치 힌지의 비틀림 스프링으로 표현하였으며, 리드-래그 댐퍼 역시 다물체 동역학 모델로 구현하였다. 비정상 공기력 이론 및 자유 후류 모델을 함께 이용하여 블레이드의 공력 하중(3개의 힘 및 3개의 모멘트)을 다수의 airstation point에서 계산하였다.
대상 데이터
- NASTRAN을 사용하여 UH-60A 기체의 구조 동역학 모델을 구축하였다. UH-60A 기체 유한요소 모델은 실제 기체와 동적 상사성을 갖도록 1차원 탄성보 요소를 이용한stick 모델로 구성하였다. UH-60A의 기하학적 형상은 공개된 삼면도를 참고하여 모델링하였다.
- 본 논문의 연구 대상인 UH-60A 헬리콥터(Fig. 3,및 Table 1)는 현재에도 여러 나라의 군에서 사용 중인 대표적인 다목적 기동 헬리콥터이며, 과거 UH-60A Airloads Flight Research 프로젝트[9] 및 최근 UH-60A Airloads 풍동 시험 프로젝트[10]를 통하여 성능, 하중, 진동, 및 소음 등에 관련된 심층적인 시험 결과들을 얻었다. 또한, 얻어진 시험 결과에 대하여 다양한 해석 기법들을 이용한 검증 연구들이 활발히 수행되어 모델링 및 해석 기법을 최신화 및 정립하였다[11-13].
- 5). 본 연구에서의 작동기는 선행연구[2]를 참조하여 5개의 CRFG를 사용하였다. 작동기(CRFG)의 다양한 위치 및 진동 억제 하중 방향의 조합에 따라 헬리콥터의 진동 제어 성능이 달라지기 때문에 Table 5와 같이 5개의 CRFG의 위치 및 하중 방향에 따라 Case를 15개로 나누어 진동응답 제어 시뮬레이션을 수행하였다.
- 헬리콥터 기체의 능동 진동 제어를 위하여 기체에 적용된 AVCS는 센서, 제어기, 및 작동기로 구성된다(Fig. 8, [3]). 타코미터와 가속도계 센서로 헬리콥터 기체 진동응답 신호를 측정한 후, 제어기에서 기체 진동응답 신호와 크기는 동일하고 위상은 반대인 진동 억제 하중을 계산한다.
이론/모형
- UH-60A 기체의 진동응답 저감이 필요한 주요 위치(조종석, 로터와 기체의 접합부, 중앙 승객실, 및 후방 승객실)에서 기체 축, 수직, 및 수평 방향의 4/rev 진동응답을 저감하기 위하여 AVCS를 사용하였다. AVCS는 5개의 CRFG와 7개의 가속도계로 이루어진 MIMO 시스템을 적용하였으며, Closed-feedback 제어 알고리즘인 Fx-LMS 알고리즘을 사용하여 기체 진동 상쇄 신호(또는 하중)를 계산하였다.
- AVCS의 제어기(Fig. 8의 ②)는 능동 진동 혹은 능동 소음 제어 연구에 가장 널리 사용되고 있는[3]Fx-LMS (Filtered-X Least Mean Square, Fig. 10) 알고리즘을 사용한다. 본 논문에서 Fx-LMS 알고리즘은AVCS에서 회전익기 기체 진동응답을 억제하기 위하여 필요한 진동 억제 하중을 계산한다.
- Fx-LMS 알고리즘은 헬리콥터 기체의 진동 신호(y(n))를 상쇄시키기 위해 로터에서 발생되는 기준신호(x(n))와 가속도계로 측정한 에러 신호(e(n))를 이용하여 업데이트 된 제어입력(u(n))으로 인하여 생성된 진동 상쇄 신호(ŷ(n))를 만드는데 사용된다. MIMO 시스템을 이용한 Fx-LMS 알고리즘을 MATLAB Simulink를 이용하여 Fig. 11과 같이 나타내었다. Reference theta(Fig.
- UH-60A의 기하학적 형상은 공개된 삼면도를 참고하여 모델링하였다. 기체의 주요 구성요소의 중량 정보는 NASA의 회전익기 개념설계 코드인 NDARC[8]을 사용하여 얻은 선행연구[14]의 결과를 이용하였다. MSC.
- UH-60A의 로터 허브 진동 하중은 선행연구[13]의 결과로부터 얻었으며, 사용된 로터 모델링 및 해석 기법을 다음과 같이 요약 및 정리하였다. 로터 단독 모델(isolated rotor model)에 대하여 비선형 유연 다물체 동역학 해석 코드인 DYMORE II[7]을 이용하였으며, 4개의 블레이드는 각각 3차의 비선형 탄성보 유한요소로 모델링하였다. 피치 링크 등의 로터 조종 계통의 강성은 피치 힌지의 비틀림 스프링으로 표현하였으며, 리드-래그 댐퍼 역시 다물체 동역학 모델로 구현하였다.
- 본 논문에서는 7개의 가속도계와 5개의 하중발생기로 이루어진 MIMO(Multi Input Multi Output) 시스템을 이용하여 기체의 다양한 위치 및 방향의 진동을 동시에 저감하며, CRFG의 다양한 위치 및 조합을 고려하여 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행한다. 로터 허브 진동 하중, 회전익기의 기체 구조 모델링, 진동응답 해석 및 진동 제어 시뮬레이션 연구를 수행하기 위하여 DYMORE II[7], NDARC[8], MSC.NASTRAN및 MATLAB Simulink 등의 다양한 해석, 설계 및 제어 프로그램들을 함께 사용한다.
- 본 연구에서는 UH-60A 헬리콥터 기체의 다양한 위치에서 진동을 동시에 억제하기 위해 MIMO 시스템을 이용한 AVCS를 적용하였다. 하나의 CRFG는한 방향으로만 진동 상쇄 신호(또는 하중)를 생성하므로, MIMO 시스템의 CRFG들은 동시에 각각 다른 방향들로 진동 상쇄 신호를 발생시킨다.
- Fx-LMS 알고리즘에서 사용되는 가속도 신호는 크게 3가지로써 헬리콥터의 로터의 회전에 의해 발생하는 기체 진동 응답 신호(y(n)), 기체 진동응답 신호와 크기는 같고 위상은 반대인 진동 상쇄 신호(ŷ(n)), 그리고 이 두 신호(y(n)와 ŷ(n))를 더하여 정의되는 에러 신호(e(n))가 있다. 에러 신호(e(n))를 최소화하도록 경사 하강법(gradient descent)을 이용하여 Fx-LMS 알고리즘을 구현하였다.
성능/효과
- MIMO 시스템이 적용된 AVCS를 사용하여 CRFG의 위치 및 진동 상쇄 하중의 방향을 변경해가며 15개의 Case들에 대하여 진동응답 제어 시뮬레이션 연구를 수행하였다. 15개 Case들에 대하여 제어 시뮬레이션을 수행한 결과, AVCS를 사용하지 않은 Baseline에 비하여 AVCS를 사용하였을 때, 고려된 가속도계에서 진동응답이 상당히 감소될 수 있음을 확인하였다. 또한, 15개의 Case 중 가장 진동 저감 성능이 우수한 Best Case로 선정된 Case 8의 결과에서는 UH-60A 헬리콥터의 주요 기체 위치에서 4/rev 진동 응답이 약 25~96%만큼 감소됨을 확인하였다.
- 여기서, Baseline은 AVCS를 적용하지 않았을 경우, UH-60A 기체 주요 위치에서의 4/rev 진동응답을 의미한다. AVCS를적용하지 않은 Baseline에 비하여 5개의 CRFG를 사용한 AVCS를 적용하였을 경우, 고려된 가속도계에서 진동 응답이 상당히 저감될 수 있음을 확인한 반면, 오히려 진동 응답이 증가될 수도 있음을 알 수 있다. 따라서 본 연구에서는 15개의 Case 중에서 가장 진동저감 성능이 우수한 Best Case를 찾기 위하여 식 (1)을 사용하여 조사하였다.
- Case 8의 경우, 기체 축 방향에 대한 4/rev 진동응답의 조종석 위치와 중앙 승객실 위치의 진동응답 저감률은 다른 가속도계의 진동응답 저감률보다 낮게 얻어졌다. 그러나 선행연구[1,2]의 비행시험 결과, AVCS를 사용하였을 때의 모든 가속도계에서 진동응답이 약 0.2g 이하로 제어된 것을 고려할 경우, 본 연구에서는 AVCS에 의하여 모든 가속도계에서 제어(저감)된 진동응답 신호의 크기가 0.15g이하이므로 Best Case로 선정되기에 충분하다고 판단된다.
- 5% 이내로 얻어졌다. 따라서 본 연구의 UH-60A 기체의 유한 요소 모델은 실제 기체와 적절한 동적 상사성을 갖는다고 판단된다.
- 15개 Case들에 대하여 제어 시뮬레이션을 수행한 결과, AVCS를 사용하지 않은 Baseline에 비하여 AVCS를 사용하였을 때, 고려된 가속도계에서 진동응답이 상당히 감소될 수 있음을 확인하였다. 또한, 15개의 Case 중 가장 진동 저감 성능이 우수한 Best Case로 선정된 Case 8의 결과에서는 UH-60A 헬리콥터의 주요 기체 위치에서 4/rev 진동 응답이 약 25~96%만큼 감소됨을 확인하였다. 향후,UH-60A 헬리콥터 기체의 모든 주요 위치에서의 최적의 진동 제어 성능을 얻기 위해서는 가속도계와 작동기의 위치 및 개수의 최적화 연구가 필요할 것으로 판단된다.
- 이 때, 선행연구의 UH-60M은 본 논문의 UH-60A의 파생형이므로 기체 진동 응답을 비교하기에 큰 무리가 없을 것으로 판단된다. 선행연구와의 상대오차의 크기는 9.65%로 본 연구의 UH-60A 기체 모델링 및 진동응답 해석이 비교적 적절하게 되었음을 확인하였다.
- 7과 같고 Table 4에 정리하였다. 앞서 살펴본 정규 모드해석결과와 주파수 응답 해석 결과의 고유진동수 차이는 최대 1.6% 이내로 계산되었으며, 따라서 적절한 지상 진동 시험 모사 모델을 구축하였음을 확인할 수 있었다.
후속연구
- 그러나 AVCS를 적용하여 헬리콥터 기체의 진동을 감소시키고자 수행된 선행연구들 중 전산 구조 해석과 제어 시뮬레이션 프로그램을 함께 사용한 연구는 발표된 사례가 많지 않다. AVCS를 사용한 회전익기 기체의 진동 저감 설계 시 하중 발생기와 가속도계의 개수 및 위치에 대한 다양한 사례에 대한 진동 저감 효과의 연구가 필요하나, 이를 모두 비행 시험연구로 수행하는 것은 비효율적이므로 전산 시뮬레이션 기법을 이용한 연구가 필요하다.
- 또한, 15개의 Case 중 가장 진동 저감 성능이 우수한 Best Case로 선정된 Case 8의 결과에서는 UH-60A 헬리콥터의 주요 기체 위치에서 4/rev 진동 응답이 약 25~96%만큼 감소됨을 확인하였다. 향후,UH-60A 헬리콥터 기체의 모든 주요 위치에서의 최적의 진동 제어 성능을 얻기 위해서는 가속도계와 작동기의 위치 및 개수의 최적화 연구가 필요할 것으로 판단된다.
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